Decyzja ED 2003/18/RM Ważna 14/11/2003 Europejska Agencja Bezpieczeństwa Lotniczego

Transkrypt

1 Decyzja ED 2003/18/RM Ważna 14/11/2003 Europejska Agencja Bezpieczeństwa Lotniczego DECYZJA NR 2003/14/RM DYREKTORA WYKONAWCZEGO AGENCJI z dnia 14 listopada 2003 w sprawie przepisów certyfikacyjnych, obejmujących przepisy zdatności do lotu i akceptowalne sposoby spełnienia dla samolotów bardzo lekkich () DYREKTOR WYKONAWCZY EUROPEJSKIEJ AGENCJI BEZPIECZEŃSTWA LOTNICZEGO, Uwzględniając Rozporządzenie (EC) nr 1592/2002 Europejskiego Parlamentu i Rady z dnia 15 lipca 2002 w sprawie wspólnych zasad w zakresie lotnictwa cywilnego i utworzenia Europejskiej Agencji Bezpieczeństwa Lotniczego 1 (dalej zwane Rozporządzeniem Podstawowym ), w szczególności artykuły 13 oraz 14, Uwzględniając Rozporządzenie (EC) nr 1702/2003 z dnia 24 września ustanawiajace przepisy wprowadzające dla certyfikacji zdatności do lotu i certyfikacji środowiskowej statków powietrznych i odnoszących się do nich wyrobów, części i urządzeń, jak również certyfikacji organizacji projektujących i produkujących, w szczególności 21A.16A Części 21; zważywszy że: (1) Agencja powinna wydawać przepisy dotyczące certyfikacji, obejmujące przepisy zdatności do lotu i akceptowalne sposoby spełnienia, jak również materiał wyjaśniający jakie powinny być stosowane w procesach certyfikacyjnych. (2) Na mocy Artykułu 43 Rozporządzenia podstawowego, Agencja przeprowadziła szerokie konsultacje z zainteresowanymi stronami w sprawach będących przedmiotem niniejszej Decyzji i w wyniku tych konsultacji udzieliła pisemnej odpowiedzi na otrzymane komentarze, ZDECYDOWAŁ CO NASTĘPUJE: 1 OJ L 240, , p OJ L 243, , p. 6.

2 Artykuł 1 Specyfikacjami certyfikacyjnymi, obejmującymi zestaw wymagań zdatności do lotu i akceptowalne sposoby spełnienia dla samolotów bardzo lekkich oraz dla silników i śmigieł jakie mają być na nich zabudowane ustanawia się te, które są podane w załączniku do niniejszej decyzji. Artykuł 2 Niniejsza Decyzja wchodzi w życie z dniem 14 listopada Będzie ona opublikowana w Dzienniku Urzędowym Agencji. Sporządzone w Brukseli, w dniu 14 listopada 2003 Za Europejską Agencję Bezpieczeństwa Lotniczego, Patrick GOUDOU Dyrektor Wykonawczy 2

3 Europejska Agencja Bezpieczeństwa Lotniczego Specyfikacje certyfikacyjne dla Samolotów Bardzo Lekkich W przypadku powstania wątpliwości w interpretacji przepisów, do ostatecznej analizy służy tekst w języku angielskim i

4 Przekład został wykonany przez zespół w składzie: Jerzy Borzyszkowski, Jerzy Jędrzejewski i Andrzej Kardymowicz. Przekład przedstawia tekst w postaci w jakiej był zamieszczony w pliku decision_ed_2003_18_rm na stronie internetowej w dniu Zauważone przez autorów przekładu błędy merytoryczne zostały w wydaniu polskim zasygnalizowane. Natomiast oczywiste pomyki edytorskie skorygowano bez ich zaznaczania. ii

5 SPIS TREŚCI (układ ogólny) Samoloty Bardzo Lekkie TOM 1 WYMAGANIA ZDATNOŚCI DO LOTU PODCZĘŚĆ A - OGÓLNE PODCZĘŚĆ B - LOT PODCZĘŚĆ C - STRUKTURA PODCZĘŚĆ D - PROJEKT I BUDOWA PODCZĘŚĆ E - ZESPÓŁ NAPĘDOWY PODCZĘŚĆ F - WYPOSAŻENIE PODCZĘŚĆ G - OGRANICZENIA UŻYTKOWANIA I INFORMACJE ZAŁĄCZNIKI: A, B, C oraz F TOM 2 AKCEPTOWALNE SPOSOBY SPEŁNIENIA (AMC) C-1

6 CELOWO POZOSTAWIONO NIEZAPISANE C-2

7 CS-23 TOM 1 Specyfikacje Certyfikacyjne EASA dla Samolotów Bardzo Lekkich Tom 1 Wymagania zdatności do lotu 1-0-1

8 TOM 1 CS

9 TOM 1 PODCZĘŚĆ A OGÓLNE 1 Stosowalność (a) Niniejszy zestaw wymagań z zakresu zdatności do lotu ma zastosowanie do samolotów wyposażonych w jeden silnik (z zapłonem iskrowym lub wysokoprężnym), które mają nie więcej niż dwa miejsca, Maksymalny Certyfikowany Ciężar do Startu nie większy niż 750 kg oraz prędkość przeciągnięcia w konfiguracji do lądowania nie większą niż 83 km/h (45 węzłów) (CAS), które mają być zatwierdzone wyłącznie do lotów dziennych VFR (Patrz AMC VLA 1). 3 Kategorie samolotów Niniejsze mają zastosowanie wyłącznie do samolotów nie przeznaczonych do akrobacji. Użytkowanie nie obejmujące akrobacji zawiera - (a) Wszelkie manewry właściwe dla normalnego lotu; (b) Przeciągnięcia (z wyjątkiem przeciągnięć, w których występuje ślizg na ogon - "whip stalls"); oraz (c) Leniwe ósemki, świece i głębokie zakręty lub podobne manewry, w których kąt przechylenia nie jest większy od CELOWO POZOSTAWIONO NIEZAPISANE 1-A-1

10 TOM 1 CELOWO POZOSTAWIONO NIEZAPISANE 1-A-2

11 TOM 1 PODCZĘŚĆ B LOT CS VLA 21 OGÓLNE Dowód spełnienia (a) Każde wymaganie niniejszej Podczęści musi być spełnione przy każdej stosownej kombinacji ciężaru i położenia środka ciężkości w zakresie stanów załadowania, dla których wnioskowana jest certyfikacja. Należy to wykazać- (1) Poprzez próby {wykonane} na samolocie typu, dla jakiego wystąpiono o certyfikację, lub na drodze obliczeń opartych na próbach i o dokładności równej wynikom prób; oraz (2) Poprzez systematyczne przebadanie każdej prawdopodobnej kombinacji ciężaru i położenia środka ciężkości, jeśli o spełnieniu nie daje się w uzasadniony sposób wywnioskować na podstawie zbadanych kombinacji. (b) Następujące ogólne tolerancje są dopuszczalne podczas prób w locie. Jednakże w poszczególnych próbach dopuszczone mogą być tolerancje większe. Element Tolerancja Ciężar +5 %, -10 % Elementy krytyczne, na które wpływa ciężar +5 %, -10 % Środek Ciężkości +/- 7 % całego zakresu wędrówki (c) Uzasadnienie danych i charakterystyk, jakie mają być określone zgodnie z niniejszą Podczęścią, nie może wymagać wyjątkowych umiejętności pilota, napięcia uwagi lub wyjątkowo sprzyjających warunków. (Patrz AMC VLA 21(c).) (d) Należy zwrócić uwagę na znaczące zmiany osiągów i charakterystyk w locie wywołane przez deszcz i osadzanie się owadów. (Patrz AMC VLA 21 (d).) CS VLA 23 Ograniczenia stanu załadowania Zakres ciężarów i położeń środka ciężkości, w ramach których samolot może być bezpiecznie użytkowany, musi być ustalony i musi zawierać zakres poprzecznych położeń środków ciężkości, jeśli możliwe stany załadowań mogą powodować znaczące ich zmiany. (Patrz AMC VLA 23.) 25 Ograniczenia ciężaru (a) Ciężar maksymalny. Ciężar maksymalny jest największym ciężarem, przy którym wykazano spełnienie każdego mającego zastosowanie wymagania niniejszych. Ciężar maksymalny musi być ustalony tak, aby był on - (1) Nie większy niż - (i) Największy ciężar wybrany przez zgłaszającego; (ii) Maksymalny ciężar projektowy, który jest największym ciężarem, przy którym wykazano spełnienie każdego znajdującego zastosowanie stanu obciążeń {struktury} wg niniejszych ; lub (iii) Największy ciężar, przy którym wykazano spełnienie każdego mającego zastosowanie wymagania lotnego niniejszych. (2) Zakładając ciężar 86 kg na każdą osobę na każdym miejscu siedzącym, nie mniejszy niż ciężar przy - (i) Zajętym każdym miejscu siedzącym, pełnej ilości oleju i ilości paliwa, wystarczającej na co najmniej 1 godz. pracy silnika przy nominalnej maksymalnej mocy trwałej; lub (ii) Jednym pilocie, pełnej ilości oleju i paliwie do pełnej pojemności zbiornika. (b) Ciężar minimalny. Ciężar minimalny (najniższy ciężar, przy którym wykazano spełnienie każdego mającego zastosowanie wymagania niniejszych ) musi być ustalony tak, by nie był większy niż suma: (1) Ciężaru samolotu pustego określonego według 29; (2) Ciężaru pilota (przyjętego jako 55 kg); oraz (3) Paliwa niezbędnego na 1/2 godz. pracy silnika przy maksymalnej mocy trwałej. 29 Ciężar samolotu pustego i odpowiadające mu położenie środka ciężkości (a) Ciężar samolotu pustego i odpowiadające mu położenie środka ciężkości muszą być określone przez ważenie samolotu ze - (1) Stałym balastem (2) Niezużywalną ilością paliwa, zdefiniowaną w 959; oraz (3) Pełną ilością cieczy roboczych, w tym (i) Oleju; (ii) Płynu hydraulicznego; oraz (iii) Innych cieczy, wymaganych dla funkcjonowania układów samolotu 1-B-1

12 TOM 1 (b) Stan samolotu w momencie wyznaczania ciężaru samolotu pustego musi być stanem dobrze określonym i łatwym do odtworzenia. dla powietrza spokojnego, atmosfery wzorcowej, na poziomie morza. (Patrz AMC VLA 45.) 33 Ograniczenia prędkości obrotowej i skoku śmigła (a) Prędkość obrotowa i skok śmigła muszą być ograniczone do wartości, które zapewniają bezpieczne użytkowanie w normalnych warunkach użytkowania. (b) Śmigła, które nie mogą być przestawiane w locie, muszą spełniać następujące wymagania: (1) Podczas startu i początkowej fazy wznoszenia przy prędkości V Y śmigło musi ograniczać prędkość obrotową silnika, przy pełnym otwarciu przepustnicy, do wartości nie większej niż maksymalna dopuszczalna startowa prędkość obrotowa; oraz (2) Podczas lotu ślizgowego przy prędkości V NE z przepustnicą zamkniętą lub silnikiem nie pracującym, pod warunkiem że nie ma to ujemnego wpływu na silnik, śmigło nie może pozwolić na osiąganie przez silnik prędkości obrotowej większej niż 110 % maksymalnej prędkości trwałej. (c) Śmigło, które może być sterowane w locie lecz nie ma mechanizmu utrzymywania stałej prędkości obrotowej musi być tak zaprojektowane, aby (1) Podpunkt (b)(1) był spełniony przy zastosowaniu najmniejszego możliwego skoku; oraz (2) Podpunkt (b)(2) był spełniony przy zastosowaniu największego możliwego skoku. (d) Śmigło przestawialne z regulatorem stałych obrotów musi spełniać następujące wymagania: (1) Z działającym regulatorem muszą istnieć środki ograniczające maksymalną prędkość obrotową silnika do maksymalnej prędkości obrotowej; oraz (2) z regulatorem nie działającym muszą istnieć środki ograniczające maksymalną prędkość obrotową silnika do 103 % maksymalnej dopuszczalnej startowej prędkości obrotowej z łopatami śmigła w położeniu najmniejszego możliwego skoku przy samolocie nieruchomym, bez wiatru, przy pełnym otwarciu przepustnicy. 45 Ogólne OSIĄGI O ile nie określono inaczej, wymagania osiągowe niniejszych muszą być spełnione 49 Prędkość przeciągnięcia (a) V SO jest prędkością przeciągnięcia, o ile daje się uzyskać, lub minimalną prędkością ustaloną wyrażoną w węzłach (CAS), przy której samolot jest sterowny przy - (1) Warunkach mocy jak ustanowiono w podpunkcie (c); (2) Śmigle w ustawieniu startowym; (3) Podwoziu wysuniętym; (4) Klapach w położeniu do lądowania; (5) Klapach osłony silnika zamkniętych; (6) Środku ciężkości w najbardziej niekorzystnym położeniu w ramach dopuszczalnego zakresu; oraz (7) Ciężarze maksymalnym. (b) V SO nie może przekraczać 83 km/h (45 węzłów) (CAS). (c) V S1 jest prędkością przeciągnięcia, o ile daje się uzyskać, lub minimalną prędkością lotu ustalonego wyrażoną w węzłach (CAS), przy której samolot jest sterowny przy - (1) Silniku na biegu jałowym, przepustnicy zamkniętej; (2) Śmigle w położeniu startowym; (3) Samolocie w stanie istniejącym w próbie, w której wykorzystywana jest V S1 ; oraz (4) Ciężarze maksymalnym. (d) V SO i V S1 muszą być określone poprzez próby w locie, przy zastosowaniu procedury określonej w Start (a) Odległość potrzebna do startu z suchej, poziomej, twardej nawierzchni i wzniesienia się nad 15-metrową przeszkodę musi być określona i nie może przekraczać 500 m. (b) Musi ona zostać określona w sposób racjonalny i ostrożny, z - (1) Silnikiem pracującym w ramach zatwierdzonych ograniczeń użytkowych, oraz (2) Klapami osłony silnika w normalnym położeniu startowym. 1-B-2

13 TOM 1 (c) Po osiągnięciu wysokości 15 m ponad poziom powierzchni startu, samolot musi mieć uzyskaną prędkość nie mniejszą niż 1.3V S1. (d) Punktem początkowym dla pomiaru długości startu musi być stan zatrzymania za wyjątkiem wodnosamolotów i amfibii, dla których może to być punkt w którym osiągnięta została prędkość nie większa niż 3 węzłów. (2) Podwoziu wysuniętym; oraz (3) Klapach w położeniu do lądowania, za wyjątkiem przypadków gdy klapy mogą być bezpiecznie schowane w ciągu 2 lub mniej sekund, bez utraty wysokości i bez nagłej zmiany kąta natarcia lub bez wymagania wyjątkowych umiejętności pilotażowych, kiedy to mogą one być schowane. 65 Wznoszenie Prędkość ustalonego wznoszenia musi wynosić co najmniej 2 m/s, przy - (a) Mocy nie większej niż startowa; (b) Schowanym podwoziu; (c) Klapach w położeniu startowym; oraz (d) Klapach osłony silnika w położeniu stosowanym w próbach chłodzenia. 141 Ogólne WŁASNOŚCI LOTNE Samolot musi spełniać wymagania 143 do 251 na normalnie przewidywanych wysokościach użytkowania. STEROWNOŚĆ I MANEWROWOŚĆ 75 Lądowanie Pozioma odległość konieczna do wylądowania i całkowitego zatrzymania (lub zmniejszenia prędkości do około 5.6 m/s (3 węzły) dla lądowania na wodzie wodnosamolotów i amfibii) z punktu położonego 15 m ponad powierzchnią lądowania musi być określona w następujący sposób: (a) Ustalone podejście {do lądowania} lotem ślizgowym z prędkością cechowaną co najmniej 1.3V S1 musi być utrzymane do wysokości 15 m. (b) Lądowanie musi być wykonane bez nadmiernego przyspieszenia pionowego lub tendencji do odbicia, zadzierania nosa, obrotu na ziemi, kołysania się lub obrotu na wodzie. (c) Należy wykazać, że można wykonać bezpieczne przejście do warunków lądowania zaniechanego wg 77 ze stanu lotu na wysokości 15 m. 77 Lądowanie zaniechane Dla zaniechanego lądowania musi być możliwe utrzymanie - (a) Ustalonego kąta wznoszenia, co najmniej 1:30, na poziomie morza, lub (b) Lotu ustalonego na wysokości 915 m (3000 stóp), przy prędkości, dla której wykazano, iż przejście do lądowania zaniechanego jest bezpieczne, przy - (1) Mocy startowej; 143 Ogólne (a) Samolot musi być w sposób bezpieczny sterowny i zdolny do manewrów podczas - (1) Startu; (2) Wznoszenia; (3) Lotu poziomego; (4) Schodzenia; oraz (5) Lądowania (z mocą i bez mocy) z klapami wysuniętymi i schowanymi. (b) Musi być możliwe dokonanie płynnego przejścia z jednego stanu lotu do innego (włączając zakręty i ślizgi) bez niebezpieczeństwa przekroczenia dopuszczalnych współczynników obciążeń, we wszelkich prawdopodobnych warunkach użytkowania. (c) Jeśli istnieją skrajne warunki w odniesieniu do wymaganego wysiłku pilota, to granice "wysiłku pilota" muszą być wykazane przez próby ilościowe. W żadnym wypadku graniczne wartości nie mogą przekroczyć wielkości podanych w poniższej tabeli: 1-B-3

14 TOM 1 Wielkości siły w dan przykładanej do sterownic Pochyenie Przechylenie Odchylenie (a) przyłożenie chwilowe drążek wolant (na wieńcu) pedał inne sterownice (b) przyłożenie przedłużone Sterowanie podłużne klapy skrzydłowe, klapki wyważające, podwozie itp. (a) Przy każdej prędkości poniżej 1.3V S1 musi być możliwe pochylenie nosa w dół tak, by prędkość 1.3V S1 mogła być osiągnięta bezzwłocznie (1) Należy to wykazać dla samolotu we wszystkich możliwych konfiguracjach, z napędem pracującym na maksymalnej mocy trwałej i na biegu jałowym, przy samolocie wyważonym na 1.3V S1. (b) W zakresie właściwej obwiedni obciążeń musi być możliwe dokonanie w locie zmiany konfiguracji (podwozie, klapy itd.) bez przekraczania wysiłków pilota określonych w 143(c) Sterowanie podczas lądowania W konfiguracji do lądowania musi być możliwe bezpieczne ukończenie lądowania następujące po podejściu (a) Z prędkością o 9.3 km/h (5 węzłów) mniejszą od prędkości użytej dla wykazania zgodności z 75 i przy samolocie wyważonym lub możliwie najbliższym stanu wyważenia; (b) Bez poruszania urządzenia wyważającego podczas manewru i bez zwiększania mocy podczas wyrównania przed przyziemieniem; oraz (c) Przy mocy całkowicie zdławionej. 155 Siły sterowania sterem wysokości podczas manewrów Siły sterowania sterem wysokości podczas zakrętów lub podczas wyprowadzania z manewrów muszą być takie, że konieczny jest wzrost sił na sterownicach dla spowodowania wzrostu współczynnika obciążeń. Należy wykazać przez pomiary w locie, że siła na drążku {przypadająca} na "g" jest taka, iż siła na drążku dla uzyskania dopuszczalnego współczynnika obciążeń sterowanych jest nie mniejsza od 7 dan w konfiguracji gładkiej. (c) Przy prędkości V DF i wszystkich dozwolonych położeniach środka ciężkości i mocach silnika musi być możliwe podniesienie nosa. (d) Musi być możliwe utrzymanie ustalonego lotu po prostej oraz przejście do wznoszenia, schodzenia lub zakrętu bez przekraczania sił zdefiniowanych w 143(c). (e) Musi być możliwe utrzymanie lotu w przybliżeniu poziomego gdy schowania klap od dowolnego ich położenia dokonano podczas ustalonego lotu poziomego przy 1.1V S1 z jednoczesnym zastosowaniem mocy nie większej niż maksymalna moc trwała. (f) Dla dowolnego ustawienia wyważenia wymaganego przez 161(b)(1) musi być możliwy start, wznoszenie, schodzenie i lądowanie samolotem w wymaganych konfiguracjach bez ujemnych skutków i przy akceptowalnych siłach sterowania. 157 Prędkość przechylania (a) Start. Musi być możliwe, przy zastosowaniu korzystnej kombinacji sterów, przechylenie samolotu z ustalonego zakrętu z przechyłem 30 o o kąt 60 o tak, aby zmienić przechylenie na przeciwne w ciągu 5 sekund od rozpoczęcia manewru przechylania, przy- (1) Klapach w położeniu startowym; (2) Podwoziu schowanym; (3) Maksymalnej mocy startowej; oraz (4) Samolotu wyważonego na 1.2V S1, lub możliwie najbliższego stanu wyważenia dla lotu prostego. (b) Podejście do lądowania. Musi być możliwe, przy zastosowaniu korzystnej kombinacji sterów, przechylenie samolotu z ustalonego zakrętu z przechyłem 30 o o kąt 60 o tak, aby zmienić przechylenie na przeciwne w ciągu 4 sekund od rozpoczęcia manewru przechylania, przy- (1) Klapach wychylonych; (2) Podwoziu wypuszczonym; (3) Silniku pracującym na biegu jałowym i silniku pracującym na mocy dla lotu poziomego; oraz 1-B-4

15 TOM 1 (4) Samolocie wyważonym na 1.3V S1. WYWAŻENIE 161 Wyważenie (a) Wyważenia poprzeczne i kierunkowe. W locie poziomym przy 0.9V H lub V C (mniejszej z nich) samolot musi pozostać w stanie wyważenia wokół osi przechylania i odchylania z odpowiednimi sterownicami puszczonymi. (V H jest maksymalną prędkością w locie poziomym przy maksymalnej mocy trwałej) (b) Wyważenie podłużne (1) Samolot musi pozostawać w stanie wyważenia podłużnego w locie poziomym przy dowolnej prędkości w zakresie 1.4V S1 do 0.9V H lub V C (mniejszej z nich). (2) Samolot musi utrzymywać wyważenie podłużne podczas- (i) Wznoszenia przy maksymalnej mocy trwałej przy V Y z podwoziem i klapami schowanymi; (ii) Schodzenia na mocy jałowej przy prędkości 1.3V S1 z podwoziem wypuszczonym i z klapami w położeniu do lądowania. 171 Ogólne STATECZNOŚĆ Samolot musi być stateczny podłużnie, kierunkowo i poprzecznie zgodnie z 173 do 181. Ponadto, samolot musi wykazywać odpowiednią stateczność i "czucie" na sterowania (stateczność statyczna) w dowolnym stanie normalnie spotykanym w trakcie użytkowania, o ile próby w locie wykażą, iż jest to konieczne dla bezpiecznego użytkowania. 173 Statyczna stateczność podłużna W warunkach określonych w 175 oraz dla samolotu wyważonego jak tam podano, charakterystyka sił sterowania sterem wysokości oraz tarcia w układzie sterowania musi być następująca: (a) Dla uzyskania i utrzymania prędkości mniejszej od określonej prędkości wyważenia potrzebne musi być ściągnięcie {drążka}, a dla uzyskania i utrzymania prędkości powyżej określonej prędkości wyważenia - jego oddanie. Należy to wykazać dla każdej możliwej do uzyskania prędkości, z wyjątkiem prędkości wymagających sił sterowania przekraczających 18 dan, oraz prędkości powyżej dopuszczalnej prędkości maksymalnej lub poniżej minimalnej prędkości ustalonego lotu nieprzeciągniętego, które nie muszą być brane pod uwagę. (b) Przy każdej prędkości leżącej w zakresie ustalonym w podpunkcie (a) niniejszego punktu prędkość musi powracać z dokładnością +/- 10 % do początkowej prędkości wyważenia gdy siła sterowania zostaje powoli zwalniana. (c) Siła na drążku musi zmieniać się wraz z prędkością, tak by każda istotna zmiana prędkości dała w efekcie zmianę siły na drążku wyraźnie wyczuwalną dla pilota. (Patrz AMC VLA 173 i AMC VLA 175.) 175 Demonstrowanie statycznej stateczności podłużnej Statyczna stateczność podłużna powinna być wykazana w następujący sposób: (a) Wznoszenie. Krzywa siły na drążku musi mieć stałe nachylenie przy prędkościach w zakresie 15% powyżej i poniżej prędkości wyważenia, przy - (1) Klapach w położeniu do wznoszenia; (2) Podwoziu schowanym; (3) Co najmniej 75% maksymalnej mocy trwałej; oraz (4) Samolocie wyważonym na V Y, za wyjątkiem, iż prędkość nie musi być mniejsza niż 1.4V S1 lub prędkość stosowana w wykazywaniu zgodności z wymaganiami odnośnie chłodzenia zespołu napędowego (b) Przelot. Krzywa siły na drążku musi mieć stałe nachylenie przy prędkościach w zakresie 15% prędkości wyważenia, ale nie wykraczających poza zakres od 1.3V S1 do V NE, przy - (1) Klapach schowanych; (2) Podwoziu schowanym; (3) 75% maksymalnej mocy trwałej; oraz (4) Samolocie wyważonym dla lotu poziomego. (c) Podejście i lądowanie. Krzywa siły na drążku musi mieć stałe nachylenie przy prędkościach w całym zakresie prędkości pomiędzy 1.1V S1 a V FE lub 1.8V S1, jeśli V FE nie występuje, przy- (1) Klapach w położeniu do lądowania; (2) Podwoziu wysuniętym; (3) Zespole napędowym na biegu jałowym; oraz 1-B-5

16 TOM 1 (4) Samolocie wyważonym na 1.3V S1. (Patrz AMC VLA 173 i AMC VLA 175.) 177 Statyczna stateczność kierunkowa i poprzeczna (a) Samoloty o trzech sterach. Wymagania statecznościowe dla samolotów o trzech sterach są następujące: (1) Statyczna stateczność kierunkowa, przejawiana jako tendencja do wyprowadzania ze ślizgu przy puszczonym sterze kierunku, musi być dodatnia dla każdego położenia podwozia i klap właściwego dla konfiguracji startu, wznoszenia, przelotowej i podejścia do lądowania. Musi to być zademonstrowane przy mocach aż do maksymalnej mocy trwałej, oraz przy prędkościach od 1.2V S1 do dopuszczalnej prędkości maksymalnej dla badanego stanu lotu. Kąt ślizgu dla tych prób musi być odpowiedni dla typu samolotu. Przy większych kątach ślizgu, aż do wartości przy których używane jest pełne wychylenie steru kierunku lub osiągnięto ograniczenie sił sterowania zawarte w 143, które z ograniczeń wystąpi jako pierwsze, oraz przy prędkości od 1.2V S1 do V A, siła na pedale steru kierunku nie może zmienić się na przeciwną. (2) Statyczna stateczność poprzeczna, przejawiana jako tendencja do podnoszenia opuszczonego w ślizgu skrzydła musi być dodatnia dla każdego położenia podwozia i klap. Musi to być zademonstrowane przy mocach do 75% maksymalnej mocy trwałej przy prędkościach powyżej 1.2V S1 aż do dopuszczalnej prędkości maksymalnej dla badanej konfiguracji. Statyczna stateczność poprzeczna nie może być ujemna przy 1.2V S1. Kąt ślizgu dla tych prób musi być odpowiedni dla typu samolotu, ale w żadnym przypadku kąt ślizgu nie może być mniejszy niż osiągalny z przechyleniem 10 o. (3) W prostych, ustalonych ślizgach przy 1.2V S1 dla dowolnego położenia podwozia i klap oraz warunkach pracy napędu do 50% maksymalnej mocy trwałej, przemieszczenia sterownic lotek i steru kierunku muszą wzrastać w stale (ale niekoniecznie w stałej proporcji) wraz ze wzrostem kąta ślizgu, aż do wartości maksymalnej, właściwej dla typu samolotu. Przy większych kątach ślizgu aż do wartości, przy której stosowane jest pełne wychylenie steru kierunku lub osiągnięto ograniczenie sił sterowania zawarte w 143, siła na pedale steru kierunku nie może zmieniać się na przeciwną. Ślizgowi musi towarzyszyć przechylenie wystarczające dla utrzymania stałego kursu. Nagłe wprowadzenie w, lub wyprowadzenie ze ślizgu nie może prowadzić do niesterownego stanu lotu. (b) Samoloty o dwu sterach (lub sterowaniu uproszczonym). Wymagania statecznościowe dla samolotów o dwu sterach są następujące: (1) Kierunkowa stateczność samolotu musi być udowodniona przez zademonstrowanie, że w każdej konfiguracji daje się on nagle przechylić od stanu przechylenia o 45 o w jedną stronę do przechylenia o 45 o w stronę przeciwną nie przejawiając niebezpiecznych cech ślizgu. (2) Poprzeczna stateczność samolotu musi być udowodniona przez zademonstrowanie, że nie przyjmuje on niebezpiecznego położenia ani prędkości, gdy stery zostaną puszczone na dwie minuty. Należy to zademonstrować w umiarkowanie spokojnym powietrzu na samolocie wyważonym do prostego lotu poziomego przy 0.9V H lub V C, mniejszej z nich, z klapami i podwoziem schowanymi oraz tylnym położeniu środka ciężkości. 181 Stateczność dynamiczna (a) Wszelkie oscylacje krótkookresowe nie zawierające złożonych oscylacji poprzecznokierunkowych, występujące pomiędzy prędkością przeciągnięcia a dopuszczalną prędkością maksymalną właściwą dla konfiguracji samolotu muszą być silnie tłumione z podstawowymi układami sterowania - (1) Swobodnymi; oraz (2) W położeniu ustalonym. (b) Wszelkie złożone poprzeczno-kierunkowe oscylacje ("holendrowanie") występujące pomiędzy prędkością przeciągnięcia a dopuszczalną prędkością maksymalną, właściwą dla konfiguracji samolotu, muszą być tłumione do 1/10 amplitudy w 7 cyklach z podstawowymi układami sterowania - (1) Swobodnymi; oraz (2) W położeniu ustalonym. PRZECIĄGNIĘCIA 201 Przeciągnięcie w locie bez przechyłu (a) Dla samolotu o niezależnie działających sterach przechylania i odchylania musi być możliwe wywołanie i korygowanie przechylania przez nieodwrócone użycie steru przechylania, oraz wywołanie i korygowanie odchylania przez nieodwrócone użycie steru odchylania, aż do chwili, gdy samolot ulegnie przeciągnięciu. 1-B-6

17 TOM 1 (b) Na samolocie o sprzężonych sterach poprzecznym i kierunkowym (dwa stery) oraz na samolocie z tylko jednym z tych sterów musi być możliwe wywołanie i korygowanie przechylania przez nieodwrócone użycie steru przechylania bez spowodowania nadmiernego odchylania aż do chwili, gdy samolot ulegnie przeciągnięciu. (c) Charakterystyka przeciągnięcia samolotu w locie symetrycznym musi być zademonstrowana w locie w następujący sposób: Prędkość samolotu musi być zredukowana przy pomocy steru wysokości do wielkości nieco powyżej prędkości przeciągnięcia, następnie należy ściągać ster tak by tempo zmniejszania prędkości nie przekraczało jednego węzła na sekundę, aż do wywołania przeciągnięcia, co objawia się niesterownym (nie dającym się powstrzymać przy pomocy sterów) ruchem pochylania samolotu {nosem} w dół, lub do dojścia steru do zderzaka. Po przeciągnięciu samolotu, dla wyprowadzenia, dozwolone jest normalne użycie steru wysokości. (d) Za wyjątkiem przypadków, gdy dzięki specjalnym cechom danego typu samolotu nie ma to zastosowania, poniższe stosuje się do pomiarów utraty wysokości podczas przeciągnięcia: (1) Utrata wysokości, zachodząca podczas przeciągnięcia (z napędem włączonym lub wyłączonym), jest zmianą wysokości (obserwowaną na czułym wysokościomierzu aparatury pomiarowej) pomiędzy wysokością, na której samolot pochyla się, a wysokością, na jakiej stan lotu poziomego zostaje przywrócony. (2) Jeżeli podczas wyprowadzania potrzebne są moc lub ciąg, to zastosowane moc lub ciąg muszą być tymi, które zostaną zastosowane w normalnej procedurze użytkowania, wybranej przez zgłaszającego dla tego manewru. Jednak moc, stosowana dla przywrócenia lotu poziomego, nie może być użyta dopóki nie przywrócono kontroli nad stanem lotu. (e) Podczas wyprowadzającej części manewru musi być możliwe zapobieżenie przechyleniu lub odchyleniu większemu niż 15 o przez normalne użycie sterów. (f) Spełnienie wymagań niniejszego punktu musi być wykazane w następujących warunkach: (1) Klapy skrzydłowe: Pełne wychylenia do góry, w dół, oraz pośrednie, o ile to właściwe; (2) Podwozie: Schowane i wypuszczone; (3) Klapy osłony silnika: Stosownie do konfiguracji; (4) Moc: Moc lub ciąg na biegu jałowym, oraz 75% maksymalnej trwałej mocy lub ciągu; (5) Wyważenie: 1.5V S1 lub minimalna prędkość wyważenia, większa z nich; (6) Śmigło: położenie dla warunków mocy zdławionej umożliwiające zwiększenie prędkości obrotowej do maksymalnej. (Patrz AMC VLA 201.) 203 Przeciągnięcie w zakręcie i przyspieszone Przeciągnięcie w zakręcie i przeciągniecie przyspieszone w zakręcie muszą być zademonstrowane w próbach w następujący sposób: (a) Ustalić i utrzymywać skoordynowany zakręt z przechyleniem 30 o. Zmniejszać prędkość przez ustalone i postępujące zacieśnianie zakrętu sterem wysokości do przeciągnięcia samolotu lub do dojścia steru do zderzaka. Tempo zmniejszania prędkości musi być stałe, oraz - (1) Dla przeciągnięcia w zakręcie nie może przekraczać 1 węzeł na sekundę; a (2) Dla przyspieszonego przeciągnięcia, wynosić 3 do 5 węzłów na sekundę ze wzrastającym stale przyspieszeniem normalnym. (b) Gdy przeciągnięcie rozwinie się w pełni, lub ster osiągnął zderzak, musi być możliwy powrót do lotu poziomego przez normalne użycie sterów, i to bez - (1) Nadmiernej utraty wysokości; (2) Nadmiernego zadzierania (3) Nie dającej się opanować tendencji do korkociągu; (4) Przekroczenia 60 o przechylenia w dowolnym kierunku od ustalonego 30 o przechylenia; oraz (5) Dla przeciągnięcia z przyspieszonym rozpoczęciem bez przekraczania dopuszczalnej maksymalnej prędkości lub współczynnika obciążeń. (c) Spełnienie wymagań niniejszego punktu musi być wykazane przy: (1) Klapach: schowanych i w pełni wychylonych dla zakrętu i przeciągnięcia z przyspieszonym rozpoczęciem, oraz w położeniu pośrednim, jeśli to jest stosowne dla przeciągnięcia z przyspieszonym rozpoczęciem; (2) Podwoziu: schowanym i wypuszczonym; (3) Klapach osłony silnika: stosownie do konfiguracji; (4) Mocy: 75% maksymalnej mocy trwałej; oraz (5) Wyważeniu: 1.5V S1 lub minimalnej prędkości wyważenia, która z nich jest większa. 1-B-7

18 TOM Ostrzeżenie przed przeciągnięciem (a) Musi istnieć wyraźne i dobrze rozróżnialne ostrzeżenie przed przeciągnięciem z klapami i podwoziem w każdym normalnym położeniu w locie prostym i w zakręcie. (b) Ostrzeżenie przed przeciągnięciem może być zapewnione albo przez {naturalne} właściwości aerodynamiczne samolotu, albo przez urządzenie, dające łatwo rozróżnialne wskazania w przewidywanych stanach lotu. Jednak samo wizualne urządzenie ostrzegające przed przeciągnięciem wewnątrz kabiny, wymagające uwagi załogi, nie jest akceptowalne. (c) Ostrzeżenie przed przeciągnięciem musi rozpocząć się przy prędkości przekraczającej prędkość przeciągnięcia o margines nie mniejszy niż 9.3 km/h (5 węzłów), ale nie większy niż 8.5 m/sek (10 węzłów) i musi trwać do wystąpienia przeciągnięcia. KORKOCIĄG 221 Korkociąg (a) Samolot musi być zdolny do wyprowadzenia z jednozwitkowego lub 3-sekundowego korkociągu, cokolwiek trwa dłużej, po nie więcej niż jednej dodatkowej zwitce z użyciem sterów w taki sposób, jaki normalnie stosuje się dla wyprowadzenia. Dodatkowo - (1) Dla obu stanów, zarówno z klapami schowanymi i wysuniętymi, stosowne ograniczenia prędkości i dodatniego współczynnika obciążeń sterowanych nie mogą być przekroczone; (2) Podczas korkociągu lub wyprowadzania nie może występować nadmierny nacisk do tyłu; oraz (3) Uzyskanie niekontrolowanych korkociągów przy dowolnym użyciu sterów musi być niemożliwe. Dla stanu z klapami wysuniętymi klapy mogą być schowane podczas wyprowadzania. (b) Samoloty "z natury niezdolne do korkociągu". Jeżeli zamierzane jest określenie samolotu jako "z natury niezdolnego do korkociągu", własności takie muszą być wykazane przy - (1) Ciężarze wyższym o pięć procent od najwyższego ciężaru, dla którego wystąpiono o zatwierdzenie; (2) Środku ciężkości o co najmniej trzy procent średniej cięciwy aerodynamicznej poza najbardziej tylnym położeniem, dla którego wystąpiono o zatwierdzenie; (3) Osiągalnym wychyleniu steru wysokości do góry większym o 4 o od wartości, do której wychylenie steru wysokości będzie ograniczone dla zatwierdzenia; oraz (4) Osiągalnym wychyleniu steru kierunku w obie strony większym o 7 o od wartości, do której wychylenie steru kierunku zostanie ograniczone dla zatwierdzenia. WŁASNOŚCI NA ZIEMI I WODZIE 231 Stateczność i sterowność podłużna (a) Samolot lądowy nie może mieć nie dającej się opanować tendencji do kapotażu w żadnych rozsądnie przewidywalnych warunkach użytkowania, łącznie z odbiciem podczas lądowania lub startu. Hamulce koła muszą działać płynnie i nie mogą wywoływać nadmiernej tendencji do kapotażu. (b) Wodnosamolot lub amfibia nie może mieć niebezpiecznej lub nie dającej się opanować charakterystyki kołysania się przy jakiejkolwiek prędkości użytkowania na wodzie. 233 Stateczność i sterowność kierunkowa (a) Nie może być tendencji co nie dającej się opanować pętli {"cyrkla"} na ziemi lub na wodzie przy 90 o wietrze bocznym aż do prędkości wiatru 18.5 km/h (10 węzłów) przy żadnej prędkości, z którą samolot może być użytkowany na ziemi lub na wodzie. (b) Samolot lądowy musi być sterowny w stopniu zadowalającym bez wymagania wyjątkowych umiejętności pilotażowych lub napięcia uwagi, w lądowaniach z wyłączonym napędem przy normalnej prędkości lądowania, bez używania hamulców lub mocy silnika dla utrzymania prostego toru ruchu. (c) Samolot musi mieć odpowiednią sterowność kierunkową podczas kołowania. 235 Warunki kołowania Mechanizm łagodzenia uderzeń nie może uszkadzać struktury samolotu, gdy samolot kołuje po najbardziej nierównym podłożu, którego w uzasadniony sposób można się spodziewać w normalnym użytkowaniu. 239 Własności rozbryzgu Rozbryzg nie może niebezpiecznie zmniejszać widoczności pilotów lub uszkadzać śmigieł albo innych części wodnosamolotu lub amfibii w jakimkolwiek momencie podczas kołowania i przemieszczania się na wodzie, startu i lądowania. 1-B-8

19 TOM 1 RÓŻNE WYMAGANIA ODNOSZĄCE SIĘ DO LOTU 251 Drgania i trzepotanie Każdy element samolotu musi być wolny od nadmiernych drgań przy każdych odpowiednich warunkach prędkości i mocy aż do co najmniej minimalnej prędkości V D dozwolonej przez 335. Ponadto, w jakimkolwiek normalnym stanie lotu, nie może występować trzepotanie na tyle ostre, by kolidowało z zadowalającą sterownością samolotu, powodowało nadmierne zmęczenie pilota albo uszkodzenie struktury. Trzepotanie ostrzegające przed przeciągnięciem, mieszczące się w tych ograniczeniach, jest dopuszczalne. 1-B-9

20 TOM 1 CELOWO POZOSTAWIONO NIEZAPISANE 1-B-10

21 TOM 1 OGÓLNE 301 Obciążenia (a) Wymagania wytrzymałościowe są podane w postaci obciążeń dopuszczalnych (Limit Loads) (maksymalnych obciążeń spodziewanych w użytkowaniu) oraz obciążeń niszczących (Ultimate Loads) (obciążeń dopuszczalnych, pomnożonych przez wymagany współczynnik bezpieczeństwa). Gdy nie zaznaczono inaczej, podawane obciążenia są obciążeniami dopuszczalnymi. (b) Gdy nie są podane inne wymagania, obciążenia od powietrza, ziemi i wody muszą być zrównoważone przez siły bezwładności, przy uwzględnieniu każdego elementu posiadającego masę, znajdującego się w samolocie. Te siły muszą być tak rozłożone, aby przybliżały w sposób konserwatywny (z nadmiarem w stronę bezpieczeństwa - przypisek tłumacza) albo dokładnie odtwarzały warunki rzeczywiste. (c) Jeżeli ugięcia, powstałe w wyniku przyłożenia obciążenia, w istotny sposób zmieniają rozkład sił zewnętrznych albo wewnętrznych, to ta zmiana obciążeń musi być uwzględniona. (d) Uproszczone kryteria na temat wytrzymałości struktury, podane w niniejsze Podczęści C i Załącznikach do niej, mogą być stosowane wyłącznie do samolotów o konwencjonalnym układzie. Jeżeli korzysta się z Załącznika A, to Załącznik A musi być użyty w całości, zamiast odpowiednich paragrafów niniejszej Podczęści, tj. 321 do 459 (Patrz 301(d).) 303 Współczynnik bezpieczeństwa Jeżeli nie ma innych wymagań, obowiązuje użycie współczynnika bezpieczeństwa Wytrzymałość i odkształcenia (a) Struktura musi być w stanie przenieść obciążenia dopuszczalne bez szkodliwych odkształceń trwałych. Przy żadnym obciążeniu, aż do obciążenia dopuszczalnego, odkształcenia nie mogą zakłócać bezpiecznego użytkowania. (b) Struktura musi być w stanie przenieść obciążenia niszczące bez zniszczenia przez co najmniej trzy sekundy. Jednakże, gdy wytrzymałość jest dowodzona na drodze prób dynamicznych, symulujących rzeczywiste warunki obciążenia, wymaganie trzech sekund nie ma zastosowania. 307 Dowód dla struktury (a) Spełnienie wymagań na temat wytrzymałości i odkształceń, zawartych w 305, musi być wykazane dla każdego krytycznego stanu obciążenia. Analiza strukturalna (obliczeniowa) może być użyta tylko wtedy, gdy struktura jest takiego rodzaju, dla którego doświadczenie dowiodło, że dana metoda jest pewna. W innych przypadkach muszą zostać PODCZĘŚĆ C STRUKTURA 1-C-1 wykonane dowodowe próby pod obciążeniem. Próby dynamiczne, włącznie z próbami struktury w locie, są akceptowalne, jeżeli zostały odtworzone projektowe warunki obciążenia. (Patrz AMC VLA 307(a).) (b) Pewne części struktury muszą być poddane próbom, opisanym w Podczęści D. 321 Ogólne OBCIĄŻENIA W LOCIE (a) Współczynniki obciążenia w locie przedstawiają stosunek składowej siły aerodynamicznej (działającej w kierunku prostopadłym do przyjętej osi podłużnej samolotu) do ciężaru samolotu. Dodatni współczynnik obciążenia odpowiada działaniu siły aerodynamicznej do góry w odniesieniu do samolotu. (b) Spełnienie wymagań dotyczących obciążeń w locie dla niniejszego Podrozdziału musi zostać wykazane - (1) Przy każdej wysokości krytycznej w zakresie, w którym może być spodziewane użytkowanie samolotu; (2) Dla każdego mogącego wystąpić w praktyce ciężaru i rozkładu ładunku zmiennego, w zakresie ograniczeń użytkowania, podanych w Instrukcji Użytkowania w Locie. 331 Warunki lotu symetrycznego (a) Obciążenia usterzenia poziomego, odpowiadające stanowi równowagi, muszą być brane pod uwagę w sposób racjonalny albo konserwatywny, gdy określa się obciążenia skrzydła i liniowe obciążenia od sił bezwładności, odpowiadające każdemu z symetrycznych stanów lotu, podanych w 331 do 345. (b) Przyrosty obciążenia usterzenia poziomego, wywołane manewrami i podmuchami, muszą być zrównoważone przez moment bezwładności samolotu w sposób racjonalny albo konserwatywny. 333 Obwiednia obciążeń w locie (a) Ogólne. Spełnienie wymagań wytrzymałościowych niniejszej Podczęści musi być wykazane dla każdej kombinacji prędkości lotu i współczynnika obciążenia, w granicach obwiedni obciążeń w locie, włącznie z samą obwiednią, (według przykładu podanego w podpunkcie (d) niniejszego paragrafu), która przedstawia obwiednię warunków obciążeń w locie, wynikających odpowiednio z kryteriów

22 TOM 1 obciążeń sterowanych (manewrowych) i podmuchów podpunktów (b) i (c) niniejszego paragrafu. (b) Obwiednia obciążeń sterowanych (manewrowych). Z wyjątkiem sytuacji, gdy występuje ograniczenie ze względu na maksymalne (statyczne) współczynniki siły nośnej, przyjmuje się, że samolot jest poddany obciążeniom symetrycznym, wynikającym z niżej podanych współczynników obciążenia dopuszczalnego: (1) Dodatni współczynnik obciążeń sterowanych, podany w 337 przy prędkościach aż do V D ; (2) Ujemny współczynnik obciążeń sterowanych, podany w 337, przy prędkości V C ; oraz (3) Współczynniki zmieniające się liniowo z prędkością od wartości podanej dla V C do 0.0 (zera) przy V D. (c) Obwiednia obciążeń od podmuchów (1) Zakłada się, że samolot jest poddany symetrycznym podmuchom pionowym w locie poziomym. Wynikające współczynniki obciążenia dopuszczalnego muszą odpowiadać warunkom, określonym poniżej: (i) Podmuchy dodatnie (w górę) i ujemne (w dół) o wielkości m/s przy V C muszą być uwzględnione. (ii) Podmuchy dodatnie i ujemne o wielkości 7.62 m/s przy prędkości V D muszą być uwzględnione. (2) Obowiązuje następujące założenie: (i) Profil podmuchu jest opisany wzorem U = de 2π S U 1 cos 2 25 C gdzie - S = droga samolotu od punktu wejścia w podmuch (m) C = średnia cięciwa geometryczna skrzydła (m) U de = obliczeniowa prędkość podmuchu, o której mówi podpunkt (c)(1) niniejszego punktu (m/s) (ii) Współczynniki obciążenia od podmuchu zmieniają się liniowo z prędkością pomiędzy V C i V D. (d) Obwiednia obciążeń w locie) Uwaga: Punkt G nie musi być rozpatrywany, gdy są uwzględnione dodatkowe warunki, podane w C-2

23 TOM Prędkości projektowe Z wyjątkami, podanymi w podpunkcie (a)(4) niniejszego paragrafu, wybrane prędkości projektowe są prędkościami równoważnymi (EAS). (a) Projektowa prędkość przelotowa, V C. Do V C odnosi się, co następuje: (1) V C (w m/s) nie może być mniejsza od Mg S (V C (węzły)=4.7 Mg S ) gdzie - M/S = obciążenie powierzchni skrzydła (kg/m 2 ); g = Przyspieszenie ziemskie (m/s 2 ); (2) V C nie musi być większe od 0.9 V H na poziomie morza. (b) Projektowa prędkość nurkowania V D. Do V D odnosi się, co następuje: (1) V D nie może być mniejsze od 1.25 V C ; oraz (2) Przy zastosowaniu V Cmin, która jest wymaganą minimalną projektową prędkością przelotową, prędkość V D nie może być mniejsza od 1.40 V Cmin (c) Projektowa prędkość manewrowa V A. Do V A odnosi się, co następuje: (1) V A nie może być niższa od V S n gdzie - (i) V S jest obliczeniową prędkością przeciągnięcia z klapami schowanymi przy ciężarze projektowym, normalnie określoną w oparciu o maksymalny współczynnik siły normalnej samolotu, C NA ; oraz (ii) n jest współczynnikiem dopuszczalnego obciążenia manewrowego, użytym w projekcie. (2) Wartość V A nie musi być wyższa od wartości V C, użytej w projekcie. 337 Współczynniki dopuszczalnego obciążenia manewrowego (a) Dodatni współczynnik dopuszczalnego obciążenia manewrowego n nie może być niższy od 3.8; (b) Ujemny współczynnik obciążenia manewrowego nie może być niższy od Współczynniki obciążenia od podmuchu (a) W braku bardziej racjonalnej analizy współczynniki obciążenia od podmuchów muszą być obliczone jak następuje: 1/2 ρ0v a K n = 1 ± Mg / S g U de g gdzie µ g K g = = współczynnik złagodzenia po µ dmuchu 2(M S) µ g = = masa względna samolotu ρ C a U de = obliczeniowe prędkości podmuchu, do których odnosi się 333(c) (m/s); ρ o = gęstość powietrza (kg/m 3 ) na poziomie morza; ρ = gęstość powietrza (kg/m 3 ) na rozpatrywanej wysokości; M/S = obciążenie powierzchni skrzydła (kg/m 2 ); C = Średnia cięciwa geometryczna (m); g = Przyspieszenie ziemskie (m/s 2 ); V = Prędkość równoważna samolotu (m/s) oraz a = Nachylenie krzywej współczynnika siły normalnej samolotu C NA na radian, jeżeli obciążenia od podmuchu są przykładane równocześnie na skrzydle i usterzeniu poziomym metodą racjonalną. Nachylenie krzywej współczynnika siły nośnej skrzydła C L na radian może być użyte, gdy obciążenie od podmuchu jest przykładane tylko do skrzydła, zaś obciążenia usterzenia poziomego od podmuchu są traktowane jako osobny przypadek. 345 Urządzenia do uzyskiwania wysokiej siły nośnej (a) Jeżeli klapy albo podobne urządzenia do uzyskiwania wysokiej siły nośnej mają być używane do startu, podejścia lub lądowania, to zakłada się, że samolot, z klapami całkowicie wypuszczonymi przy V F jest poddany symetrycznym manewrom i podmuchom w zakresie, który jest określony przez - (1) Manewrowanie aż do dodatniego współczynnika obciążenia dopuszczalnego (2) Dodatni i ujemny podmuch o wielkości 7.62 m/s, działający prostopadle do toru lotu w locie poziomym. (b) Wartość V F musi być przyjęta jako nie mniejsza od 1.4 V S lub 1.8 V SF, obowiązuje większa z powyższych, gdzie - V S jest obliczeniową prędkością przeciągnięcia z klapami schowanymi dla ciężaru projektowego, zaś V SF jest obliczeniową prędkością przeciągnięcia dla klap całkowicie wypuszczonych, dla ciężaru projektowego. Jednakże, jeżeli użyte jest automatyczne urządzenie ograniczające obciążenia klap, samolot może być 1-C-3

24 TOM 1 zaprojektowany dla krytycznych kombinacji prędkości i położenia klap, dozwolonych przez to urządzenie. (c) Klapy, ich mechanizm napędowy, oraz struktura stanowiąca ich zawieszenie muszą być zaprojektowane na (1) Podmuch czołowy o prędkości 7.62 m/s (EAS). (2) Wpływ strumienia zaśmigłowego, podany w 457(b). (d) Przy określaniu obciążeń zewnętrznych całego samolotu, ciąg, strumień zaśmigłowy i przyspieszenie wokół osi poprzecznej mogą być przyjmowane jako równe zeru. (e) Wymagania 457 oraz niniejszy paragraf mogą być spełniane osobno, albo w kombinacji. 347 Warunki lotu niesymetrycznego Zakłada się, że samolot znajduje się w warunkach lotu niesymetrycznego 349 i 351. Niezrównoważone momenty aerodynamiczne względem środka ciężkości muszą być zrównoważone w sposób racjonalny lub konserwatywny, przy uwzględnieniu podstawowych mas, od których pochodzą równoważące siły bezwładności. S-VLA 349 Warunki przechylania Skrzydło i jego podparcie muszą być zaprojektowane na następujące warunki obciążenia: (a) Niesymetryczne obciążenia skrzydła. Jeżeli niżej podane wielkości nie prowadzą do nierealistycznych obciążeń, przyspieszenia przechylania mogą być obliczone przez niżej podaną modyfikację warunków lotu symetrycznego, podanych w 333(d): W stanie lotu A, należy założyć, że 100% obciążenia aerodynamicznego półrozpiętości skrzydła działa po jednej stronie płaszczyzny symetrii samolotu, zaś 70% tego obciążenia działa po drugiej stronie. (b) Obciążenia wynikające z wychyleń lotek i prędkości podanych w 455, w kombinacji ze współczynnikiem obciążeń samolotu, wynoszącym co najmniej dwie trzecie dodatniego współczynnika obciążeń manewrowych, użytego do projektu. Jeżeli niżej podane wielkości nie prowadzą do nierealistycznych obciążeń, wpływ wychylenia lotek na skręcanie skrzydła może być uwzględniony przez dodanie niżej podanego przyrostu do momentu profilu podstawowego na lotkowej części skrzydła w krytycznych warunkach, określonych w 333(d). C m = δ gdzie - C m δ jest przyrostem współczynnika momentu; oraz jest wychyleniem lotki w dół, wyrażonym w stopniach, w warunkach krytycznych. 351 Warunki lotu z odchyleniem Samolot musi być zaprojektowany na obciążenia od lotu z odchyleniem na powierzchniach pionowych, wynikające z obciążeń podanych w 441 do Moment obrotowy od silnika (a) Każde łoże silnika i struktura stanowiąca jego zawieszenie muszą być zaprojektowane na działanie - (1) Dopuszczalnego momentu obrotowego silnika, odpowiadającego maksymalnej mocy startowej i obrotom śmigła, odpowiadającym tejże mocy, działającego równocześnie z obciążeniami, wynoszącymi 75% obciążeń dopuszczalnych, wynikających ze stanu lotu A według CS- VLA 333(d). (2) Dopuszczalnego momentu obrotowego silnika, podanego w 361(b), działającego równocześnie z obciążeniami dopuszczalnymi, wynikającymi ze stanu lotu A według 333(d); oraz (b) Dopuszczalny moment silnika, jaki musi być uwzględniany według podpunktu (a)(2) niniejszego paragrafu, musi być określony przez pomnożenie średniego momentu dla maksymalnej mocy trwałej przez współczynnik, określony jak podano niżej: (1) Dla silników czterosuwowych (i) 1.33 dla silników o liczbie cylindrów wynoszącej pięć albo więcej; oraz (ii) 2, 3, 4 lub 8, dla silników o liczbie cylindrów wynoszącej odpowiednio cztery, trzy, dwa lub jeden. (2) Dla silników dwusuwowych (i) 2 dla silników o liczbie cylindrów wynoszącej trzy albo więcej, (ii) 3 lub 6, dla silników o liczbie cylindrów wynoszącej odpowiednio dwa lub jeden. 363 Obciążenie boczne zawieszenia silnika (a) Każde zawieszenie silnika i struktura stanowiąca jego zawieszenie muszą być zaprojektowane na współczynnik obciążeń dopuszczalnych działających w kierunku bocznym, jako na obciążenie boczne na zawieszeniu silnika, nie mniejsze niż (b) Siła boczna, podana przez punkt (a) niniejszego paragrafu, może być rozpatrywana jako działająca niezależnie od innych obciążeń w locie. 1-C-4

25 TOM Warunki specjalne dla tylnej podpory przenoszącej siłę nośną (a) Jeżeli jest użyta tylna podpora, przenosząca siłę nośną, to musi być ona zaprojektowana dla warunków odwrotnego przepływu przy prędkości projektowej wynoszącej V = 0.65 Mg /S gdzie V - w m/s M/S = Obciążenie powierzchni skrzydła (kg/m 2 ) M - w kg S - w m 2 g - w m/s 2 (b) Obowiązuje użycie albo danych aerodynamicznych dla konkretnego profilu, albo też wartość C L musi być równa -0.8, przy trójkątnym rozkładzie wzdłuż cięciwy, z wierzchołkiem na krawędzi spływu i wartością zerową na krawędzi natarcia. 373 Urządzenia do sterowania prędkością Jeżeli urządzenia do sterowania prędkością (jak spoilery (przerywacze) i klapy zwiększające opór) są przewidziane do użycia w warunkach przelotowych, to - (a) Samolot musi być zaprojektowany na manewry symetryczne i podmuchy podane w 333, 337 i 341, oraz manewry związane z odchyleniem i podmuchy boczne, podane w 441 i 443, przy tych urządzeniach wychylonych i przy prędkościach aż do tej prędkości, która jest podana na tabliczce jako prędkość, przy której urządzenia mogą być wychylane; oraz (b) Jeżeli urządzenie ma własności działania samoczynnego, albo środki ograniczające obciążenia, to samolot musi być zaprojektowany na warunki manewrów i podmuchów podane w punkcie (a) niniejszego paragrafu przy prędkościach i odpowiadających położeniach urządzenia, na jakie pozwala ten mechanizm. OBCIĄŻENIA POWIERZCHNI STEROWYCH I UKŁADU STEROWANIA 391 Obciążenia powierzchni sterowych (a) Zakłada się, że obciążenia powierzchni sterowych, podane w 397 do 459, działają w warunkach, podanych w 331 do 351. (b) Jeżeli pozwalają na to następne paragrafy, to dla określenia szczegółowych racjonalnych wymagań 397 do 459 mogą być użyte wartości obciążenia powierzchni sterowych, podane w Załączniku B, zamiast danych konkretnej powierzchni sterowej, chyba że te wartości prowadzą do nierealistycznych obciążeń. 395 Obciążenia układu sterowania (a) Każdy układ sterowania i struktura stanowiąca jego zawieszenie muszą być zaprojektowane na obciążenia, odpowiadające co najmniej 125% obliczonych momentów zawiasowych ruchomych powierzchni sterowych w warunkach, podanych w CS- VLA 391 do 459. Ponadto odnosi się, co podano niżej: (1) Obciążenia dopuszczalne układu nie muszą być większe od obciążeń, które mogą zostać przyłożone przez pilota. Siły od pilota użyte do projektu nie muszą przekraczać maksymalnych sił, podanych w 397(b). (2) Projekt musi w każdym przypadku zapewnić mocny i odporny układ dla użytkowania, z uwzględnieniem zacinania się, podmuchów na ziemi, kołowania z wiatrem z tyłu, bezwładności sterów i tarcia. Spełnienie tego punktu może być wykazane przez zaprojektowanie na siły, wynikające z przyłożenia sił minimalnych, podanych w 397(b). (b) Współczynnik 125% w stosunku do obciążeń obliczeniowych musi być użyty do projektowania układów sterowania sterem wysokości, lotkami i sterem kierunku. Jednakże można użyć współczynnika nawet tak niskiego jak 1.0, jeżeli momenty zawiasowe są oparte na dokładnych danych z prób w locie, z tym że dokładna wartość redukcji zależna jest od dokładności i wiarygodności danych. (c) Zakłada się, że siły pilota, użyte do projektowania, działają na odpowiednie uchwyty albo podkładki tak, jak działać będą w locie i że będą zrównoważone siłami na dźwigniach powierzchni sterowych, na które działa układ sterowania. 397 Dopuszczalne siły i momenty do sterowania (a) W stanie obciążeń powierzchni sterowych wynikającym z lotu, siły aerodynamiczne na powierzchniach ruchomych i odpowiadające wychylenia nie potrzebują być większe od tych, które mogłyby wyniknąć z przyłożenia dowolnej siły w zakresie podanym w punkcie (b). Przy stosowaniu tego kryterium musi być uwzględniony wpływ klapek wyważających. (b) Dopuszczalne siły i momenty od pilota są następujące: 1-C-5