25.341. Нагрузки от порывов и турбулентности

(a) Расчетные условия дискретного порыва. Предполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздействию симметричных вертикальных и боковых порывов. Возникающие в результате этого эксплуатационные нагрузки должны определяться следующим образом:

(1) Нагрузки на каждую часть конструкции должны быть получены из динамического расчета. При расчете следует принять во внимание нестационарные аэродинамические характеристики и все существенные степени свободы самолета, включая его движение как твердого тела.

(2) Форма порыва принимается в виде

для ,

U(s) = 0 для s > 2H, где

s - расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м;

U_ds - индикаторная скорость порыва, задаваемая в пункте (a)(4) данного параграфа, м/с;

H - длина участка нарастания порыва (расстояние от начала порыва до его максимального значения, измеренное вдоль траектории полета), м.

(3) На каждой из скоростей V_C и V_D следует рассмотреть достаточное число значений градиентных участков порыва H в диапазоне от 9,2 до 106,8 м с тем, чтобы найти критическую реакцию для каждой нагрузки.

(4) Расчетная скорость порыва определяется следующей формулой:

, где

U_ref - эффективная индикаторная скорость порыва, задаваемая в пункте (a)(5) данного параграфа, м/с;

F_g - коэффициент снижения порыва, определяемый профилем полета и задаваемый в пункте (a)(6) данного параграфа.

(5) Рассматриваются следующие значения эффективных скоростей порывов:

(i) на расчетной скорости полета V_C: на уровне моря положительная и отрицательная эффективная индикаторная скорость порыва равна 17,1 м/с. Значение эффективной индикаторной скорости порыва может быть линейно уменьшено от 17,1 м/с на уровне моря до 13,4 м/с на высоте 4570 м. Значение эффективной индикаторной скорости порыва может быть линейно еще уменьшено с 13,4 м/с на высоте 4570 м до 7,95 м/с на высоте 15250 м;

(ii) на расчетной скорости V_D: значение эффективной скорости порыва составляет 0,5 от значения, приведенного в пункте (a)(5)(i) данного параграфа.

(6) Коэффициент снижения порыва F_g должен линейно увеличиваться с высотой от величины на уровне моря до величины, равной 1,0, на максимальной эксплуатационной высоте (см. 25.1527). На уровне моря коэффициент снижения порыва в зависимости от профиля полета определяется следующим выражением:

F_g = 0,5(F_gz + F_gm), где

F_gz = 1 - (Z_mo / 76200);

;

R₁ - отношение максимального посадочного веса к максимальному взлетному весу;

R₂ - отношение максимального веса без топлива к максимальному взлетному весу;

Z_mo - максимальная высота полета, возможная в эксплуатации (см. 25.1527), м.

(7) Если при анализе нагружения учитывается система повышения устойчивости, при определении эксплуатационных нагрузок от действия порывов должны быть учтены все существенные нелинейности в работе системы.

(b) Расчетные условия непрерывной турбулентности. Должна быть принята во внимание динамическая реакция самолета на вертикальную и боковую непрерывную турбулентность. Расчетные условия непрерывной турбулентности для определения динамической реакции самолета должны быть приняты в соответствии с Приложением G.