A9. Случаи нагружения в полете

(a) Общие положения. Для обеспечения достаточности прочности конструкции самолета при всех сочетаниях скорости и перегрузки на границе или внутри области, очерченной диаграммой "V-n" для проектируемого самолета, подобной приведенной на рис. A3 настоящего Приложения, должен быть рассмотрен каждый случай нагружения, приведенный в пунктах (b) и (c) настоящего параграфа. Диаграмма "V-n" должна быть также использована для установления эксплуатационных ограничений в соответствии с требованиями параграфов ОЛС.1501 - ОЛС.1511 и ОЛС.1519 НЛГ ОЛС.

(b) Симметричное нагружение в полете. Самолет должен быть рассчитан на следующие случаи симметричного нагружения:

(1) Самолет должен быть рассчитан по крайней мере на 4 основных случая нагружения в полете (A, D, E, G), которые показаны из диаграмме "V-n", приведенной на рис. A3. Кроме того, необходимо выполнить следующие требования:

(i) эксплуатационные перегрузки, соответствующие случаям D и E (см. рис. A3), должны быть по крайней мере не меньше перегрузок, указанных в табл. 1 и на рис. A3 настоящего Приложения. При этом расчетная скорость для этих случаев нагружения должна быть по крайней мере равна значению V_Dmin, определенному согласно табл. 3 настоящего Приложения;

(ii) для случаев нагружения A и G (см. рис. A3) перегрузки должны соответствовать значениям, приведенным в табл. 1 настоящего Приложения, а расчетные скорости должны быть определены с использованием этих перегрузок при максимальном значении статического коэффициента подъемной силы самолета C_NA, определенном Заявителем. Однако, в случае отсутствия более точных расчетов, эти последние случаи нагружения могут быть рассчитаны при значении C_NA, равном +/- 1,35, а расчетная скорость для случая A может быть принята меньшей, чем V_Amin;

(iii) случаи C и F (см. рис. A3) следует рассматривать только тогда, когда значения n₃ · G / S или n₄ · G / S больше, чем n₁ · G / S или n₂ · G / S соответственно, указанные в настоящем Приложении. Использование рис. A1 и A2 для определения перегрузки в случаях C и F ограничивается крыльями с удлинением 7 или менее. В противном случае должен использоваться метод, указанный в параграфе ОЛС.341 НЛГ ОЛС.

(2) Если на самолете установлены закрылки или другие устройства увеличения подъемной силы, предназначенные для использования на сравнительно малых скоростях захода на посадку, посадки и взлета, то самолет должен быть рассчитан на два случая нагружения в полете, соответствующих значениям эксплуатационной перегрузки с выпущенными закрылками, указанным в табл. 1 настоящего Приложения при скорости полета с полностью выпущенными закрылками, величина которой не меньше, чем расчетная скорость полета с закрылками V_Fmin, определенная по табл. 3 настоящего Приложения.

(c) Несимметричное нагружение в полете. Все элементы конструкции, подверженные действию несимметричных нагрузок, должны быть рассчитаны на следующие случаи нагружения:

(1) Задний узел крепления крыла к фюзеляжу должен быть рассчитан на случаи максимального нагружения вертикального оперения, заданные в подпунктах A11(c)(1) и (2) настоящего Приложения.

(2) Крыло и центроплан крыла должны быть рассчитаны на случай, когда 100% нагрузки случая A действуют по одну сторону плоскости симметрии крыла и 70% нагрузки - по противоположную сторону.

(3) Крыло и центроплан крыла должны быть рассчитаны на одновременное действие 75% положительной маневренной нагрузки, действующей на оба полукрыла, и максимального крутящего момента от отклонения элеронов. Влияние отклонения элеронов на крутящий момент крыла на скорости V_C или V_A следует учитывать путем изменения коэффициента момента основного профиля C_mo на части размаха крыла, занятой элеронами, по следующим формулам:

(i) (для полуразмаха крыла с отклоненным элероном вверх) основного профиля крыла;

(ii) (для полуразмаха крыла с отклоненным элероном вниз) основного профиля крыла,

где

- угол отклонения элерона вверх;

- угол отклонения элерона вниз.

(4) Критическое значение , представляющее собой сумму , должно быть определено следующим образом:

(i) Необходимо вычислить и по формулам

,

,

где

- максимальный суммарный угол отклонения элеронов (сумма абсолютных значений углов отклонения обоих элеронов) на скорости V_A и значениях V_C и V_D, соответствующих требованиям A7(e)(2) настоящего Приложения;

(ii) необходимо вычислить значение K по формуле

,

где

- угол отклонения элерона вниз, соответствующий ; и

- угол отклонения элерона вниз, соответствующий , определенному согласно подпункту (c)(4)(i) настоящего параграфа;

(iii) если K < 1,0 то величина является критическим значением и должна быть использована для определения и . В этом случае скорость V_C - критическая скорость, которая должна использоваться для вычисления нагрузок на крыло от крутящего момента на участке крыла, занятом элероном;

(iv) если K >= 1,0, то величина является критическим значением и должна быть использована для определения и . В этом случае скорость V_D - критическая скорость, которая должна использоваться для расчета крутящего момента крыла на участке размаха крыла, занятого элероном.

(d) Дополнительные случаи нагружения: несущие хвостовые части крыла; крутящий момент двигателей; боковая нагрузка на подмоторную раму. Должен быть рассмотрен каждый дополнительный случай нагружения, указанный ниже:

(1) При расчете несущих хвостовых частей крыла вместо случая G, показанного на рис. A3 настоящего Приложения, может быть рассмотрен специальный случай, установленный в параграфе ОЛС.369 НЛГ ОЛС.

(2) Каждая подмоторная рама и узлы ее крепления должны быть рассчитаны на максимальный эксплуатационный крутящий момент, соответствующий ожидаемой максимальной мощности и скорости вращения винта, действующим одновременно с максимальными эксплуатационными нагрузками, соответствующими случаю максимальной маневренной перегрузки n₁. Величина максимального крутящего момента должна быть получена умножением номинального крутящего момента на коэффициент, определенный в пункте ОЛС.361(b) НЛГ ОЛС.

(3) Подмоторная рама и узлы ее крепления должны быть рассчитаны на нагрузки, соответствующие максимальной эксплуатационной боковой перегрузке, но не менее 1,47.