Испытание и сертификация очень легкого самолета ХАЗ-30

2.00км 155 км/час 0.65т 9.96E-0006

Параметры цикла ЗВЗ

перегрузка максимальное и минимальное напряжения цикла

2.21 99.5 МПа -22.5 МПа

Повреждение за полет

спектр цикл ЗВЗ суммарное

dc= 4.198E-0005 dzvz= 7.774E-0006 Dpol= 4.976E-0005

Параметры интегрального превышения приращений перегрузок за один полет, дальность полета

c= 0.197 Fo=234.91 L= 335 км

Kоэффициент надежности, эффективный коэффициент концентрации напряжений

Nнадежн= 4.0 Kэф= 3.40

Ресурс элемента конструкции, напряжение в элементе при перегрузке ny=1, директивное расчетное напряжение, обеспечивающее при проектировании рассчитанный ресурс

Tres= 5025 полетов Sn1= 45.0 МПа Sдир= 168.8 МПа

4.4 Разработка программы ресурсных испытаний конструкции. Расчет долговечности регулярной зоны крыла по программе ресурсных испытаний

По результатам расчета ресурса по профилю типового полета (RESURS.exe) определены:

1)Приращение перегрузки соответствующей максимально повреждающей скорости порыва, для всех режимов полета();

2) повреждение за полет, от спектра случайных нагрузок (d_c);

3) повреждение за полет от цикла (d_ZVZ);

4) максимальная перегрузка цикла ЗВЗ ();

5) максимальная перегрузка цикла ЗВЗ зависит от данных конкретного самолета, в частности амортизационной системы, аэродромов(на которых производится эксплуатация: бетонные, грунтовые,). По этому в качестве минимального значения примем осредненную статистическую величину ();

Так же по статистике, принимаем на наземном режиме, амплитуду перегрузки 0,15 и число циклов повторения n₁=10.

В таком случае программа испытаний в перегрузках может быть представлена в виде (рис.3.2):

Рисунок 4.1-Программа испытаний в перегрузках.

Определим число циклов повторения перегрузки на 2ой ступени, из условия совпадения усталостного повреждения от полетного спектра случайных нагрузок (d_c) и повреждения на 2ой ступени блока ресурсных испытаний:

- эквивалентное напряжение на 2-ой ступени по формуле Оддинга составит:

число циклов регулярного нагружения до разрушения с эквивалентными напряжениями на 2-ой ступени:

-число циклов нагружения на 2-ой ступени в блоке составит:

Получаем программу испытаний(рис.1):

Рисунок 4.2-Блок программного нагружения для растянутой панели.

4.5 Расчет долговечности регулярных зон крыла самолета

Способ №1

Эквивалентные напряжения определяются по формуле:

Для цикла ЗВЗ:

Число циклов нагружения:

Найдем число циклов нагружения до разрушения с параметрами цикла ЗВЗ:

Число блоков (типовых полетов) до разрушения элементов конструкции:

Ресурс конструкции в числе типовых полетов составит:

Способ №2:

Число блоков (типовых полетов) до разрушения элементов конструкции:

Ресурс конструкции в числе типовых полетов составит:

Число циклов до разрушения:

Суммарное повреждение за типовой полет равно:

Для сжатой зоны крыла:

Рисунок 4.3-Блок программного нагружения для сжатой панели.

Эквивалентные нагружения:



Число блоков (типовых полетов) до разрушения элементов конструкции:

Ресурс конструкции в числе типовых полетов составит:

Вывод: ресурс растянутой и сжатой зон крыла получился больше заданного.

РАЗДЕЛ 5. Заявка в Госавиаслужбу Украины на получение Сертификата типа очень легкого самолета ХАЗ-30

5.1 Подача заявки на получение Сертификата типа очень легкого самолета

В случае, если воздушное судно не принадлежит к транспортной категории, заявка на получения сертификата типа воздушного судна или его компонентов подается только в Госавиаслужбу Украины (ГАСУ). Заявку подает Разработчик образца авиационной техники (дальше - Заявитель).

Заявки составляются по форме, которая определена ГАСУ.

Заявка на получение Сертификата типа очень легкого самолета должна сопровождаться:

(а) спецификацией образца, которая должна содержать короткое техническое описание, принципиальные схемы систем, основные характеристики, а также ожидаемые условия эксплуатации и ограничения, в диапазоне которых будет сертифицирован образец;

(б) планом-проспектом сертификационного базиса образца, который должен содержать перечень глав, разделов и пунктов Авиационных правил (норм летной пригодности) JAR-VLA, которые распространяются на этот образец;

(в) планом-проспектом специальных технических условий, которые касаются его летной пригодности;

(г) планом-проспектом требований по защите окружающей среды от воздействия сертифицируемого самолета .

Заявка на получение Сертификата типа воздушного судна должна также содержать изображение воздушного судна в трех проекциях.

Заявка на получение Сертификата типа воздушного судна транспортной категории действительная на срок не больше 5 лет, а на получение Сертификата, типа любого другого воздушного судна, авиационного маршевого и вспомогательного двигателей и воздушного винта, - на срок не более 3 годов, если одновременно с подачей заявки Заявитель не обосновал, что нужен больший срок на проектирование, доведение и испытание создаваемого им образца, и этот срок был утвержден ГАСУ, о чем сообщается Заявителю.

Если Сертификат типа не был выдан или если Заявитель убеждается в том, что Сертификат типа не будет им получен в течение срока действия заявки, то Заявитель должен подать в ГАСУ новую заявку на получение Сертификата типа с учетом пунктов 1.3.1 и 1.3.2.»

5.2 Спецификация самолета ХАЗ-30

5.2.1 Краткое техническое описание

Очень легкий самолет ХАЗ-30 представляет собой подкосный моноплан с верхним расположением крыла, неубирающимся шасси, тормозными колесами основных стоек и свободно-ориентированным передним колесом, и одним поршневым двигателем с толкающим винтом. Фюзеляж имеет место для размещения пассажиров и багажа.

Таблица 5.1 Основные ТТХ

Взлётная масса	630 кг
Крейсерская скорость (индик.)	145 км/час
Скорость сваливания (индик.)	17,2 м/с
Практический потолок	4 км
Посадочная скорость	60 км/час
Взлётная скорость	55 км/час
Запас топлива	40
Скороподъёмность	3 м/с
Количество людей на борту	2
Дальность полета	400 км
Мощность двигателя	100 л.с.
Максимальная дальность (40 л топлива, штиль )	400 км
Максимальная продолжительность (40 л топлива)	4,5 ч

Эскизный проект самолета в трех проекциях представлен на рис. 5.1.

5.2.2 Принципиальные схемы систем самолета

Данный параграф излагается согласно схеме, приведенной на рис.5.2. Именно в такой последовательности Госавиаслужба Украины рассмотрит доказательную документацию [5, 7].

Рисунок 5.1 ? Три проекции эскизного проекта самолета ХАЗ-30.

Рисунок 5.2 ? Последовательность описания принципиальных схем самолета ХАЗ-30.

(а) Система управления

Руль высоты

Применяется рукоятка управления с тросовой проводкой от кабины и до руля высоты, который находится в кормовой части фюзеляжа (рис. 6.3). Рисунок представляет вид сбоку.

На рис. 6.3 через , , обозначены неподвижные оси вращения :

- _ рукоятки пилота в плоскости YOX самолета;

- _ пары колесиков расположенных вблизи хвостового оперения. На рисунке эти колесики условно разнесены;

- - рычага, неподвижно скрепленного с рулем высоты.

Через и обозначены узлы крепления тросиков с рукояткой; через и _ направляющие ролики; через и _ узлы крепления тросиков с рычагом, имеющим ось вращения .

Рисунок 5.3 ? Принципиальная схема руля высоты.

Руль направления

Применяются педали, тросовая проводка от кабины и до руля направления, вращающегося относительно киля (рис. 6.4). На схеме дан вид сверху.

На рис. 6.4 через , , обозначены неподвижные оси вращения:

- - рычага, на концах которого расположены педали;

- - рычага, на котором неподвижно закреплен руль направления. Ось вращения находится на киле.

Через и обозначены узлы крепления тросиков с рычагом, содержащим педали. Через , обозначены узлы крепления тросиков с рычагом, имеющим ось вращения . Через и обозначены направляющие, расположенные на фюзеляже.

Рисунок 5.4 ? Принципиальная схема руля направления.

Элероны

Рукоятка управления вращает вал идущий внутри фюзеляжной балки, вал натягивает в одну или в другую сторону тросовую проводку прикреплённую к рычагам на левом и правом элеронах (рис. 6.6.).

На рис. 6.5 через , …, обозначены неподвижные оси вращения:

- - ручки управления (управление элеронами);

- , - направляющих роликов для троса, с помощью которого происходит отклонение элеронов. Ролики находятся на фюзеляже;

- , - аналогичных направляющих роликов для троса, но находящихся вблизи верхней поверхности крыла;

- , - направляющих роликов для троса, которые находятся вблизи верхней поверхности крыла, оси вращения которых расположены горизонтально;

- , - оси вращения качалок, преобразующих движение относительно оси в движение относительно оси ;

- , - оси вращения элеронов относительно консолей крыла;

- , - оси вращения качалок относительно элеронов.

Цифры на рис. 6.6 означают;

1 - рукоятка управления;

2 - сплошной трос;

3 - направляющие ролики;

4 _ правый элерон.

Рисунок 5.5 ? Принципиальная схема управления элеронами.

Закрылки

Используется рычаг с тремя фиксированными положениями. Расположен рычаг сверху кабины. Снимается защелка - рычаг отклоняется вниз и закрылки принимают взлётное (меньшее отклонение) или посадочное (большее отклонение) положение (рис. 5.4.).

- - ось вращения ручки управления закрылками;

- - шарнир крепления с тягой ;

- - шарнир крепления с диском;

- - ось вращения дисков и цилиндра;

- - шарнир крепления толкателя к диску;

- - шарнир крепления левого толкателя к левому закрылку;

- - ось вращения левого закрылка;

- - шарнир крепления правого толкателя к правому диску;

- - шарнир крепления правого толкателя к правому закрылку;

- - ось вращения правого закрылка.

Вид сбоку со стороны правой консоли

Вид сбоку со стороны левой консоли

Принципиальная схема передачи движения между консолями

Рисунок 5.6- Принципиальная схема управления закрылками.

Ручка управления

Рисунок 5.7-Принципиальная схема ручки управления (начало).

1-сечение фюзеляжа

2-вал 1

3-тяга

4-подшипники

5-пластина шпангоута

6-накладки узла С

7-болты

8, 9-трубы рычага управления

10-накладки узла Е

11-вал 2

12-трос-тяга элеронов

13-качалки тросов руля высоты

14-качалки тросов руля высоты

Рисунок 5.7-Принципиальная схема ручки управления (окончание).

Управления тягой (мощностью) двигателя

Управление мощностью двигателя осуществляется с помощью дроссельной заслонки, расположенной на карбюраторе (рис. 6.6.). Заслонка уменьшает или увеличивает поток воздуха, поступаемого в карбюратор через воздухозаборное отверстие. Последнее размещено в верхней части кабины за двигателем в потоке воздуха.

Рисунок 5.8 ? Принципиальная схема управления мощностью двигателя.

Цифрой 1 на рис. 6.7 обозначена рукоятка, с помощью которой пилот регулирует силу тяги. Рукоятка перемещается в плоскости хОу вокруг шарнира с осью вращения . Согласно указаниям Норм летной годности [АП-25] при движении рукоятки вперед тяга должна возрастать, при движении назад _ падать. Кроме того, нужно учесть, что передача движения осуществляется с помощью тросов.

При движении рукоятки вперед натягивается и перемещается вперед трос, обозначенный на рис. 6.7 цифрой 2. Это движение должно передаваться на дроссельную заслонку карбюратора так, что сечение воздухозаборного отверстия увеличивается, и тяга двигателя соответствующим образом возрастает.

При движении рукоятки назад натягивается и перемещается вперед трос, обозначенный на рис. 6.7 цифрой 3. Это движение следует передавать на дроссельную заслонку карбюратора так, чтобы сечение воздухозаборного отверстия уменьшилось. Тяга двигателя при этом также понижается.

Управление тормозами

Является гидравлическим и дифференциальным (позволяет затормаживать либо левое, либо правое колесо основных стоек). Устройство системы управления полностью соответствует тормозной системе легкового автомобиля. Схема приведена на рис. 6.8. Левое колесо тормозится с помощью левой педали, правое - с помощью правой педали.

При этом после посадки пилот подсоединяет к педалям тросики, идущие к двум гидроцилиндрам. При нажатии на левую педаль в левый гидроцилиндр внедряется круглый стержень, что повышает давление в цилиндре. Чем сильнее пилот давит на педаль, тем сильнее повышается давление. С помощью трубопровода давление передается на тормозную колодку, которая прижимается к ободу левого колеса.

После того, как пилот прекращает давить на левую педаль, левое колесо растормаживается. Стержень выдавливается из гидроцилиндра, а пружина оттягивает тормозную поверхность от обода.

Торможение правого колеса осуществляется аналогичным образом.



Рисунок 5.9 ? Принципиальная схема управление.

(б) Шасси

Носовая стойка

Стойка содержит саморегулируемое нетормозное колесо со щитками для предохранения от грязи (рис.6.9.). Саморегуляция осуществляется с помощью шарнира, имеющего вертикальную ось вращения. Шарнир расположен в начале фюзеляжа.

Рисунок 5.10 ? Принципиальная схема носовой стойки шасси.

Основные стойки шасси

Используются стойки рессорного типа, тормозные, каждая стойка имеет свое приспособление для торможения. Стойки не убираются в полете. Каждая стойка представляет консоль, которая крепится к фюзеляжу с помощью проушины, в которую вставляется ось, жестко прикрепленная к фюзеляжу (рис. 6.10). Материал консоли - стеклопластик.



Рисунок 5.11 ? Принципиальная схема основной стойки шасси.

(в) Гидравлическая система

Представлена двумя гидроцилиндрами и трубопроводами тормозной системы основных стоек шасси.

(г) Силовая установка

Состоит из двигателя, воздушного винта толкающего типа, топливного и масляного баков, фильтров, аккумулятора, трубопроводов. Двигатель Rotax 912 с мощностью 100 л.с. расположен сзади кабины. Запас топлива - 40 л. Использован винт переставного шага ВШ-2 «Дончак» или аналогичный. Способ охлаждения - воздушный. Принципиальная схема представлена на рис 6.11.

Рисунок 5.12 ? Принципиальная схема силовой.

(д) Противопожарная защита.

Предусмотрен один пенный огнетушитель, имеющий обьем огнегасящей смеси, равный 2 л. Расположен в кабине возле второго кресла.

(е) Система кондиционирования.

В базовой комплектации самолета кабина не герметична, не отапливаемая. Иными словами, система кондиционирования отсутствует.

(ж) Кислородное оборудование.

Кислородное оборудование отсутствует.

(з) Противообледенительная защита.

Противообледенительная защита отсутствует.

(и) Кабина экипажа

Кабина экипажа негерметична, в базовой компоновке не отапливается. Пилоты сидят тандемом или пилот и пассажир. Органы управления расположены перед пилотом на переднем сидении. Перед каждым креслом имеется приборная панель. Средства фиксации пилотов входят в конструкцию кресел. Фонарь не отбрасываемый, вход к каждому креслу через переднюю и заднюю двери. Для входа имеется ступенька на каждую дверь.

Обзоры вперед и по бокам обеспечивается остеклением, выполненным из оргстекла. Перемещение людей в процессе полёта не предусмотрено.

(к) Конструкция планера.

Крыло - двухлонжеронное с металлическим носком и обшивкой из пекля. Тканевую обшивку имеют также закрылки и элероны. Материал носка - сплав Д16Т, из этого же сплава выполнены лонжероны, наружные подкосы крыла, контурподкосы крыла, а также нервюры крыла. Пояса лонжеронов изготовлены из стандартных уголковых профилей. Стенки лонжеронов и нервюры представляют собой листовую штамповку. К стенкам лонжерона прикреплены ребра жёсткости. Стенки нервюр имеют облегчающие отверстия и отбортовки.

Между нервюрами крыла расположены внутренние подкосы трубчатого поперечного сечения, благодаря которому крыло в своей плоскости представляет ферму (рис. 6.12).

Рисунок 5.13 ? Схема несущей конструкции.

Наружные подкосы представляют из себя трубы обтекаемой в продольном направлении формы. Чтобы повысить их устойчивость на сжатие при отрицательной перегрузке, предусмотрены контрподкосы. Наружные подкосы крепятся к консолям и фюзеляжу с помощью узлов, представляющих цилиндрические шарниры.

Фюзеляж - тонкостенная балка с прямоугольным сечением, имеющим попеременные размеры (рис. 5.11). В продольном направлении балка подкреплена стандартными профилями, в поперечном - коробчатыми шпангоутами.

Рисунок 5.14-Схема поперечного сечения фюзеляжа.

Материал - сплав Д16Т. Из него же выполнены коробчатые шпангоуты. Объемы внутри фюзеляжа не предназначены для размещения, каких либо грузов, а следовательно предназначения фюзеляжа - собрать воедино все агрегаты самолета.

Киль и представляет собой подкосную ферму, полученную из трубчатых элементов соединенных в узлах с помощью косынок и заклёпок. Стабилизатор - ферменная конструкция, выполненная из трубчатых элементов. Стойки фермы параллельны. Соединение элементов в узлах осуществляется с помощью косынок и заклёпок.

Рисунок 5.15- Боковая проекция киля.

Рисунок 5.16-Руль направления.

Обшивка обоих агрегатов является тканевой.

(л) Аварийно-спасательное оборудование, аварийное покидание

В полёте при аварийной ситуации использование парашютов не предусмотрено. При заклинивании двери нужно выдернуть ее с петель. Аварийными люками служат двери.

(м) Пассажирская и грузовая кабины

Пассажирская и грузовая кабины в самолете не предусмотрены.

(н) Защита от молнии

Полеты самолета в грозовую погоду запрещены. Самолет должен быть обязательно заземлен. Рекомендуется на стоянке иметь мачту (громоотвод).

(о) Система электроснабжения

На самолете имеется аккумулятор емкостью 60А.Ч. Обеспечивает питание системы зажигания двигателя, радиостанции приборов, использующие электричество, посадочную фару. Имеется генератор постоянного тока мощностью 60Вт, подзаряжающий аккумулятор во время полета.

(п) Светотехническое оборудование

К такому оборудованию относятся лампа в кабине и посадочная фара.

(р) Радиотехническое оборудование

Представлено радиостанцией, работающей на УКВ.

(с) Пилотное и навигационное оборудование

К указанному оборудованию относятся компас, авиагоризонт, высотометр, указатель скорости (ПВД).

(т) Бортовые самописцы

Данные приборы не предусмотрены.

(у) Шум

На местности и эмиссия вредных веществ соответствует АП 34 и АП 36 (их разделам соответствует ОЛС).

(ф) Требования СБ по которым, установлено эквивалентное соответствие отсутствует

(х) Специальные технические условия.

По желанию заказчика, может быть установлена система спасения самолета с экипажем.

5.2.3 Ожидаемые условия эксплуатации

В стандартной комплектации самолет используется только при температуре воздуха не ниже +10С в светлое время суток.

Должно быть обеспечено условия визуальной навигации. Предусмотрена эксплуатация с травяных, песчаных, а также с искусственных покрытий. Применение самолета с лыжами и посадка на воду не предусмотрено.

Предусматривается следующие виды использования самолета: наблюдение с воздуха, воздушные прогулки, транспортировка больных, а также одного пассажира.

Разрешается использовать при температуре до 40 градусов Цельсия.

Не предусмотрено полеты над большими водными акваториями (ориентирование на местности затруднено).

Использование самолета на высокогорье не предусмотрено.

Предусмотрено хранение в ангаре.

Предусмотрена эксплуатация только пилотами, которые по параметрам своего роста могут поместиться в кабину. Аналогичное требование применяется к пассажирам.

5.2.4 Эксплуатационные ограничения

а) Условия эксплуатации и виды полетов.

Разрешена эксплуатация в любых подходящих районах северного и южного полушария до 70-й широты при надлежащих температуре воздуха и метеоусловиях.

Запрещаются:

- полеты над местностях с затрудненной визуальной ориентацией (морские просторы, большие лесные массивы, пустыни);

- вылет в зону прогнозируемых ливневых осадков;

- приближение к опасным метеообразованиям на расстояние, меньшее чем 20 км;

- ночные полеты;

- видимость на полосе при посадке не должна быть ниже, чем 800 м;

- посадка в директорном режиме (не обеспечена) ;

минимальная высота, с которой можно уйти на 2-ой круг - 30 м.

б) Высота аэродрома и полета, температура и влажность наружного воздуха:

_ высота аэродрома над уровнем моря - 1 км;

_ крейсерская высота полета - 2000 м;

_ допустимая температура наружного воздуха от +10^о С до +40^о С;

_ допустимая влажность наружного воздуха до 90 % при температуре +35^оС.

в) Допустимые скорости ветра:

_ максимальная допустимая скорость ветра при посадке и рулежке _ 10 м/с;

_ максимально допустимая скорость встречного ветра при взлёте и

посадке - 14 м/с;

_ максимально допустимая скорость попутного ветра при посадке - 5 м/с;

_ боковая составляющая скорости ветра зависит от состояния ВПП и коэффициента сцепления на полосе: (максимальное значение в 10 м/с соответствует искусственной ВПП с µ>0,6 и песчаным, грунтовым ВПП без дернового покрова; минимальное значение в 5 м/с - грунтовому ВПП с грунтовым покрытием).

г) Класс и категории аэродромов.

Самолет может использовать все аэродромы кроме ледовых, снежных и галечных.

д) Допустимое состояние поверхности ВПП.

_ для ВПП с искусственным покрытием допустимо любое состояние поверхности (сухая, влажная, мокрая) при коэффициенте сцепления µ?0,3.

е) Максимальная посадочная масса допускается равной взлётной.

ж) Общие взлётные и полетные ограничения:

_ допустимые центровки: а) предельно передняя - 20 % САХ; б) предельно задняя - 23,2% САХ;

_ максимальная допустимая скорость при взлётной конфигурации _ 70% от ;

_ максимально допустимая скорость при посадке _ 60% от ;

_ максимальная эксплуатационная перегрузка - 4,3;

_ минимальная эксплуатационная перегрузка - (-2,2);

-допустимые углы крена и посадки. Максимальный угол крена не должен превышать 60^о. Максимальный угол крена в турбулентной атмосфере - 30^о;

-максимальный угол атаки при взлёте - 15^о. При посадке - 13^о;

-минимальный режим работы двигателя - малый газ (68% от максимальной тяги взлётной);

з) Запрещается:

- открытие двери кабины в полете;

- курение в полете.

5.3 План проспект сертификационного базиса самолета ХАЗ-30

План проспект содержит перечень разделов, параграфов, подразделов, пунктов норм летной годности JAR-VLA, которые распространяются на тип самолета ХАЗ-30 [9].

5.3.1 Раздел В «ПОЛЕТ»

Подраздел ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ:

- JAR-VLA 21. Доказательство соответствия;

- JAR-VLA 23. ограничения по распределению нагрузки;

-JAR-VLA 26. Весовые ограничения;

-JAR-VLA 29. Вес пустого самолета и соответствующая центровка;

-JAR-VLA 33. Пределы частоты вращения и шага воздушного винта(п.(а),(б));

Подраздел ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ:

-JAR-VLA 46. Общие положения;

-JAR-VLA 49. Скорость сваливания;

-JAR-VLA 51. Взлет;

-JAR-VLA 66. Набор высоты;

-JAR-VLA 76. Посадка;

-JAR-VLA 77. Уход на второй круг;

Подраздел ПИЛОТАЖНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ:

-JAR-VLA 141. Общие положения;

Подраздел УПРАВЛЯЕМОСТЬ И МАНЕВРЕННОСТЬ:

-JAR-VLA 143. Общие положения;

-JAR-VLA 146. Продольное управление;

-JAR-VLA 153. Управление при посадке;

-JAR-VLA 156. Усилия управления рулем высоты при маневрах;

-JAR-VLA 157. Угловая скорость крена;

Подраздел БАЛАНСИРОВКА:

-JAR-VLA 161. Балансировка;

Подраздел УСТОЙЧИВОСТЬ:

-JAR-VLA 171. Общие положения;

-JAR-VLA 173. Статическая продольная устойчивость;

-JAR-VLA 176. Демонстрация статической продольной устойчивости;

-JAR-VLA 181. Динамическая устойчивость;

Подраздел РЕЖИМЫ СВАЛИВАНИЯ:

-JAR-VLA 201. Сваливание в полете без крена;

-JAR-VLA 203. Сваливание в криволинейном полете и динамическое сваливание;

-JAR-VLA 207. Предупреждение о приближении сваливания;

Подраздел РЕЖИМЫ ШТОПОРА:

-JAR-VLA 221. Режим штопора(п.(а));

Подраздел ХАРАКТЕРИСТИКИ УПРАВЛЯЕМОСТИ НА ЗЕМЛЕ:

-JAR-VLA 231. Продольная устойчивость и управляемость (п.(а));

-JAR-VLA 233. Путевая устойчивость и управляемость;

-JAR-VLA 233. Путевая устойчивость и управляемость;

-JAR-VLA 236. Условия руления;

-JAR-VLA 239. Брызгообразование;

Подраздел РАЗЛИЧНЫЕ ЛЕТНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ:

-JAR-VLA 251. Вибрация и бафтинг;

5.3.2 Раздел С «ПРОЧНОСТЬ»

Подраздел ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ:

-JAR-VLA 301. Нагрузки;

-JAR-VLA 303. Коэффициент безопасности;

-JAR-VLA 306. Прочность и деформация;

-JAR-VLA 307. Доказательства прочности;

Подраздел ПОЛЕТНЫЕ НАГРУЗКИ:

-JAR-VLA 321. Общие положения;

-JAR-VLA 331. Условия симметричного полета;

-JAR-VLA 333. Границы допустимых скоростей и перегрузок;

-JAR-VLA 336. Расчетные воздушные скорости;

-JAR-VLA 337. Эксплуатационные маневренные перегрузки;

-JAR-VLA 341. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе;

-JAR-VLA 346. Устройства для увеличения подъемной силы;

-JAR-VLA 349. Случай крена;

-JAR-VLA 351. Случай скольжения;

-JAR-VLA 361. Крутящий момент двигателя(п.(а)(б1іі))

Подраздел НАГРУЗКИ НА ПОВЕРХНОСТИ И СИСТЕМУ УПРАВЛЕНИЯ:

-JAR-VLA 391. Нагрузки на поверхности управления;

-JAR-VLA 396. Нагрузки на системы управления;

-JAR-VLA 397. Эксплуатационные усилия и моменты управления;

-JAR-VLA 406. Вспомогательная система управления;

-JAR-VLA 416. Случаи порыва ветра на земле;

Подраздел ПОВЕРХНОСТИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ:

- JAR-VLA 421. Балансировочные нагрузки;

- JAR-VLA 423. Маневренные нагрузки;

- JAR-VLA 426. Нагрузки от воздушных порывов;

Подраздел ПОВЕРХНОСТИ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ:

-JAR-VLA 441. Маневренные нагрузки;

- JAR-VLA 443. Нагрузки от воздушных порывов;

ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ УСЛОВИЯ

Подраздел ПОВЕРХНОСТЕЙ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ:

- JAR-VLA 447. Смешанные нагрузки на поверхности оперения;

Подраздел ЭЛЕРОНЫ, ЗАКРЫЛКИ И СПЕЦИАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА:

- JAR-VLA 456. Элероны;

- JAR-VLA 457. Закрылки;

Подраздел НАЗЕМНЫЕ НАГРУЗКИ:

- JAR-VLA 471. Общие положения;

- JAR-VLA 473. Условия нагружения на земле и основные предположения;

- JAR-VLA 477 Схемы шасси;

- JAR-VLA 479 Условия горизонтальной посадки (п.(а, 2, іі)(b));

- JAR-VLA 483 Условия посадки на одно колесо;

- JAR-VLA 485 Условия действия боковой нагрузки;

- JAR-VLA 493. Условия качения с торможением;

- JAR-VLA 499. Дополнительные условия для носовых колес;

Подраздел СЛУЧАИ АВАРИЙНОЙ ПОСАДКИ:

-JAR-VLA 561. Общие положения;

Подраздел ОЦЕНКА УСТАЛОСТНОЙ ПРОЧНОСТИ:

- JAR-VLA 572. Части конструкции, являющиеся критическими с точки зрения безопасности;

5.3.3 Раздел D «Проектирование и конструкция»

-JAR-VLA 601. Общие положения;

- JAR-VLA 603. Материалы и качество изготовления;

- JAR-VLA 606. Технология производства;

- JAR-VLA 607. Самоконтрящиеся гайки;

- JAR-VLA 609. Защита элементов конструкции;

- JAR-VLA 611. Доступность;

- JAR-VLA 613. Прочностные характеристики материалов и их расчетные значения;

- JAR-VLA 616. Расчетные характеристики;

- JAR-VLA 619. Специальные коэффициенты безопасности;

- JAR-VLA 623. Коэффициенты безопасности для опор;

- JAR-VLA 626. Коэффициенты безопасности для стыковых узлов;

- JAR-VLA 627. Усталостная прочность;

- JAR-VLA 629. Флаттер;

Подраздел КРЫЛЬЯ:

-JAR-VLA 641. Доказательство прочности;

Подраздел ПОВЕРХНОСТИ УПРАВЛЕНИЯ:

- JAR-VLA 651. Доказательство прочности;

- JAR-VLA 656. Установка;

- JAR-VLA 659. Весовая компенсация;

Подраздел СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ:

- JAR-VLA 671. Общие положения;

- JAR-VLA 673. Основные системы управления полетом;

- JAR-VLA 676. Упоры;

- JAR-VLA 681. Статические испытания на эксплуатационную нагрузку;

- JAR-VLA 683. Испытания на функционирование;

- JAR-VLA 686. Элементы системы управления;

- JAR-VLA 689. Тросовые системы;

- JAR-VLA 693. Соединения;

- JAR-VLA 697. Система управления закрылками;

- JAR-VLA 699. Указатель положения закрылков;

- JAR-VLA 701. Взаимосвязь между закрылками;

Подраздел ШАССИ:

- JAR-VLA 723. Испытания амортизации;

- JAR-VLA 726. Испытания на сброс при эксплуатационных условиях;

- JAR-VLA 726. Динамические испытания на наземные нагрузки;

- JAR-VLA 727. Испытания на сброс при поглощении максимальной энергии;

- JAR-VLA 731. Колеса;

- JAR-VLA 733. Пневматики;

- JAR-VLA 736. Тормоза;

Подраздел РАЗМЕЩЕНИЕ ЛЮДЕЙ И ГРУЗА:

- JAR-VLA 771. Кабина пилота;

- JAR-VLA 773. Обзор из кабины пилота;

- JAR-VLA 776. Лобовые стекла и окна;

- JAR-VLA 777. Органы управления в кабине;

- JAR-VLA 783. Двери;

- JAR-VLA 786. Кресла, ремни безопасности и привязные ремни;

- JAR-VLA 857. Электрическая металлизация;

- JAR-VLA 863. Защита от пожара систем с воспламеняющимися жидкостями;

- JAR-VLA 871. Средства нивелировки;

5.3.4 Раздел Е «Силовая установка»

Подраздел ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ:

- JAR-VLA 901. Силовая установка;

- JAR-VLA 903. Двигатель;

- JAR-VLA 906. Воздушный винт;

- JAR-VLA 907. Вибрация воздушного винта;

- JAR-VLA 926. Клиренс воздушного винта;

- JAR-VLA 943. Отрицательная перегрузка;

Подраздел ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА:

- JAR-VLA 951. Общие положения;

- JAR-VLA 956. Подача топлива в двигатели(п.(а,1,2)(с));

- JAR-VLA 959.Невырабатываемый остаток топлива в баках;

- JAR-VLA 961. Работа топливной системы в условиях высоких температур;

- JAR-VLA 963. Топливные баки. Общие положения(п.(а)(b));

- JAR-VLA 966. Испытания топливных баков(п.(с));

-JAR-VLA 967. Установка топливных баков (п.(а,3)( b));

- JAR-VLA 973. Заливная горловина топливного бака;

- JAR-VLA 976. Дренажи топливных баков и карбюраторов;

- JAR-VLA 977. Топливный фильтр;

Подраздел КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ:

- JAR-VLA 991. Топливные насосы(п.(а));

- JAR-VLA 996. Топливные краны и органы управления;

- JAR-VLA 999. Сливные устройства топливной системы;

Подраздел МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА:

- JAR-VLA 1011. Общие положения;

- JAR-VLA 1013. Масляный бак;

- JAR-VLA 1016. Испытания масляного бака;

- JAR-VLA 1017. Трубопроводы масляной системы и арматура;

- JAR-VLA 1019. Масляные фильтры;

- JAR-VLA 1021. Сливные устройства масляной системы;

- JAR-VLA 1023. Масляные теплообменники;

Подраздел ОХЛАЖДЕНИЕ:

- JAR-VLA 1041. Общие положения;

- JAR-VLA 1047. Методика испытания охлаждения для самолетов с поршневыми двигателями;

Подраздел СИСТЕМА ПОДАЧИ ВОЗДУХА В ДВИГАТЕЛЬ:

- JAR-VLA 1091. Система подачи воздуха;

- JAR-VLA 1093. Защита от обледенения системы подачи воздуха;

- JAR-VLA 1101.Конструкция подогревателя воздуха, поступающего в карбюратор;

- JAR-VLA 1103. Каналы системы всасывания воздуха;

- JAR-VLA 1106. Защитные сетки системы всасывания воздуха;

Подраздел ВЫХЛОПНАЯ СИСТЕМА:

- JAR-VLA 1121. Общие положения;

- JAR-VLA 1123. Выхлопной коллектор;

- JAR-VLA 1126. Теплообменники на выхлопных газах;

Подраздел ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ И АГРЕГАТЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ:

-JAR-VLA 1141. Общие положения;

- JAR-VLA 1143. Органы управления двигателями;

- JAR-VLA 1146. Выключатели зажигания;

- JAR-VLA 1147. Орган регулирования качества смеси;

- JAR-VLA 1163. Агрегаты силовой установки;

- JAR-VLA 1166. Системы зажигания двигателя;

Подраздел ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ:

- JAR-VLA 1182. Зоны двигательного отсека за противопожарными перегородками;

-JAR-VLA 1193. Капоты и мотогондолы(п.(а)(с)(е));

5.3.5 Раздел F «Оборудование»

Подраздел ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ:

-JAR-VLA 1301. Назначение и установка;

- JAR-VLA 1303. Пилотажные и навигационные приборы;

- JAR-VLA 1306. Приборы контроля силовой установки;

Подраздел УСТАНОВКА ПРИБОРОВ:

- JAR-VLA 1321. Расположение и видимость приборов;

- JAR-VLA 1322. Аварийные, предупреждающие и уведомляющие лампы;

- JAR-VLA 1326. Система статистического давления;

- JAR-VLA 1327. Магнитный указатель курса;

- JAR-VLA 1331. Приборы, использующие питание;

- JAR-VLA 1337. Приборы контроля работы силовой установки;

Подраздел ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ:

- JAR-VLA 1351. Общие положения;

- JAR-VLA 1353. Конструкция и установка аккумуляторной батареи;

- JAR-VLA 1357. Устройство защиты электросети;

- JAR-VLA 1361. Устройство быстрого отключения источников энергии;

- JAR-VLA 1366. Электрические провода и оборудование;

- JAR-VLA 1367. Выключатели;

Подраздел СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ:

- JAR-VLA 1384. Аэронавигационные огни;

Подраздел РАЗЛИЧНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ:

-JAR-VLA 1436. Гидравлические Тормозные системы с ручным управлением;

5.3.6 Раздел G «Эксплуатационные ограничения и информация»

- JAR-VLA 1501. Общие положения;

- JAR-VLA 1506. Ограничения скорости;

- JAR-VLA 1507. Маневренная скорость;

- JAR-VLA 1511. Скорость полета с отклоненными закрылками;

- JAR-VLA 1519. Вес и центр тяжести;

- JAR-VLA 1521. Ограничения по силовой установке;

- JAR-VLA 1526. Условия эксплуатации;

- JAR-VLA 1529. Руководство по технической эксплуатации;

Подраздел ОБОЗНАЧЕНИЯ И ТРАФАРЕТЫ:

- JAR-VLA 1543. Обозначения на приборах. Общие положения;

- JAR-VLA 1546. Указатель воздушной скорости;

- JAR-VLA 1547. Магнитный указатель курса;

- JAR-VLA 1549 Приборы силовой установки;

- JAR-VLA 1551. Масломер;

- JAR-VLA 1556. Обозначения органов управления;

- JAR-VLA 1557. Различные обозначения и надписи;

- JAR-VLA 1559. Трафарет эксплуатационных ограничений;

Подраздел РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

САМОЛЕТА И ОДОБРЕННЫЕ ИНСТРУКЦИИ:

- JAR-VLA 1581. Общие положения;

- JAR-VLA 1583. Эксплуатационные ограничения;

- JAR-VLA 1586. Эксплуатационные данные и процедуры;

- JAR-VLA 1587. Информация о характеристиках;

5.4 План проспект специальных технических условий

В стандартной комплектации новые, необычные особенности в конструкции, способе применения, условий эксплуатации отсутствуют.

По желанию заказчика самолет может быть снабжен средствами спасения самолета, экипажа в аварийной ситуации.

5.5 План проспект требований по защите окружающей среды от воздействия самолета ХАЗ-30

На самолет распространяются требования АП-34 [3] и АП-36 [4], которые относятся к очень легким самолетам.

РАЗДЕЛ 6. ПОДГОТОВКА К ЛЕТНЫМ СЕРТИФИКАЦИОННЫМ ИСПЫТАНИЯМ ОЧЕНЬ ЛЕГКОГО САМОЛЕТА ХАЗ-30

6.1 Особенности сертификационных летных испытаний очень легких и сверхлегких самолетов украинской разработки

В правилах сертификации как [1], так и [2] указано, что сертификационные летные испытания очень легких и сверхлегких самолетов (ОЛС и СЛС) проводятся в один этап. В литературе эти воздушные суда (ВС) часто называют микролайтами [10]. Одновременно с испытаниями самолета испытывается двигатель и воздушный винт.

Для самолетов транспортной и легких категорий сертификационные заводские испытания проводятся на летно-испытательном комплексе (ЛИК) конструкторского бюро Разработчика воздушного судна (ВС). Наличие ЛИКа является обязательным условием для получения организацией, разрабатывающей указанные самолеты, Сертификата Разработчика авиационной техники (АТ). Летно-испытательный комплекс включает специализированные подразделения, залы для статических и ресурсных испытаний, имеющий специальное оборудование аэродром. А также многочисленные стенды, бассейн, аэродинамическую трубу.

Конструкторские бюро, проектирующие ОЛС и СЛС, не могут иметь большинство из перечисленных объектов. Они обычно арендуют аэродром у предприятий типа самолетостроительных заводов, КБ по созданию больших самолетов, аэроклубов. Возможно, в их распоряжении может быть участок достаточно ровного поля, укатанный катками и поросший травой. При испытаниях и обработке их результатов обычно участвуют все сотрудники конструкторского бюро малой авиации. Летчик-испытатель чаще всего не является штатным сотрудником организации, а приглашается из числа опытных летчиков-спортсменов. Однако на протяжении испытаний замена летчика испытателя допускается лишь в крайних случаях.

Самолеты имеют очень маленькую взлетную массу (не выше 750 кг у ОЛС и 450 кг у СЛС), маленькую крейсерскую скорость (150_160 км/ч), небольшую крейсерскую высоту (не более 4 км), летают только при сравнительно теплой, но не очень жаркой погоде (10 ), только в светлое время суток и при достаточно благоприятных метеоусловиях. Не предусмотрено полеты над большими водными акваториями и большими лесными массивами (ориентирование на местности затруднено). Использование самолета на высокогорье не предусмотрено.

При этом многие проверки, применяемые при летных испытаниях самолетов транспортной и легких категорий, становятся ненужными. Например, полеты в условиях высокогорья, оледенения, экстремально низких и экстремально высоких температур.

При большей части испытаний воздушное судно может находиться в поле зрения наземных служб. Часть замеров можно делать с помощью наземных приборов.

Однако значительная часть летных испытаний, применяемых для воздушных судов транспортной и легких категорий, для ОЛС и СЛС также нужны. Этот перечень приведен в § 5.3. Он базируется на перечне проверок, приведенном в [11].

Еще одна проблема заключается в том, что согласно [1, 2] экипаж во время испытаний должен иметь возможность использовать аварийно-спасательные средства и покидать ВС с парашютами. Испытания ОЛС и СЛС как правило проводит один летчик. Однако кабины у этих самолетов имеют весьма малые объемы и не позволяют разместить в них парашюты. Кроме того, указанные кабины низкие и летчик не может распрямиться, чтобы надеть паращют. Единственный выход состоит в том, чтобы спасательное средство применять для самолета в целом. Из описания самолета Ха-32 «Бекас» [12] следует, что самолет может быть снабжен системой спасения машины совместно с экипажем.

Особенности имеются при проверке парирования отказов функциональных систем. Например, ОЛС и СЛС имеют только один двигатель, поэтому в случае его отказа можно только попробовать снова запустить этот агрегат, в случае нового отказа следует готовиться к аварийному приземлению. Специальные приемы по парированию отказов критического двигателя [3] здесь неприменимы. Более подробно этот вопрос будет рассмотрен в § 5.4.

При летных испытаниях ОЛС и СЛС не проводятся так называемые специальные работы, которые обычно выполняются для самолетов транспортной и легких категорий и к которым относятся [6, 11]:

1) работы по проверке соответствия ВС требованиям сертификационного базиса, которые не могут быть в достаточном объеме подтверждены летными испытаниями, или проведение этих полетов связано с потерей или невосстанавливаемым повреждением воздушного судна или угрозой здоровью экипажа. Например, для самолетов транспортной категории, сертифицируемым по АП-25 [3], к таким работам относятся испытания на соответствие требованиям:

- пункта 25.581 и приложения П25.581 (защита от молнии);

- пункта 25.803 (аварийная эвакуация);

- приложения J к АП-25 (демонстрация аварийной эвакуации);

2) проверка использования нового бортового оборудования управления полетом, взаимодействия экипажа и бортового оборудования ВС со службами управления воздушным движением (УВД) при применении новых управляющих систем УВД и другие. Примером таких работ служат отработки использования системы спутниковой навигации GPS, системы предупреждения об опасном сближении воздушных судов в воздухе TCAS, системы предупреждения об опасном сближении с землей СППЗ;

3) проверка взаимодействия ВС и наземных средств обслуживания. Примерами таких работ являются маневрирование ВС на аэродроме, отработка обслуживания ВС, пассажиров и грузов в аэропорту.

Не применяются при сертификационных летных испытаниях также проверки с помощью летающих лабораторий - электронное и радиооборудование здесь простое или простейшее.

Существенное отличие сертификационных работ для ОЛС и СЛС состоит также в том, что этими работами руководит только Государственная авиационная служба Украины (ГАСУ). Это вытекает из постановления Кабинета министров Украины № 1095 от 03.10.97 г. «Про сертифікацію авіаційної техніки та її компонентів» [9]. В этом постановлении для типов ВС транспортной категории, их компонентов и соответствующих производств, разработанных / расположенных в Украине, предусмотрена совместная сертификация Авиарегистром Межгосударственного авиационного комитета (МАК) и Укравиацией (ныне ГАСУ). На ВС названной категории выдается по два Сертификата типа: один от МАК, второй - от ГАСУ.

Сертификацией ОЛС, СЛС, очень легких вертолетов, планеров, мотопланеров, мотопарапланов, пилотируемых свободных аэростатов и подобных ВС руководит ГАСУ и выдается только один Сертификат типа от этой организации. Этот порядок был подтвержден в «Положенні про сертифікацію типу надлегких та дуже легких повітряних суден, планерів, мотопланерів, мотопарапланів і пілотованих вільних аеростатів» [8].

Указанный подход является вполне обоснованным, поскольку разработку перечисленных легких ВС осуществляли(ют) маленькие коллективы энтузиастов, имеющие весьма ограниченные финансовые и материальные возможности. Для них сертификация типа своих разработок через Авиарегистр МАК была непосильным бременем.

Отмеченная особенность сертификации ВС, создаваемых в Украине, отражена на схеме, приведенной на рис. 5.1.



Рисунок 6.1 ? Выдача Сертификата типа на образец АТ.

Однако в целом для ОЛС и СЛС сохраняется схема работ, предшествующих сертификационным летным испытаниям, имеющая место для гражданских ВС:

_ изготовление опытных образцов для лабораторных (статических и ресурсных) и летных испытаний (подробнее в § 5.2);

_ оснащение образца для летных испытаний необходимым штатным и экспериментальным оборудованием (подробнее в § 5.2);

_ выполнение основательной наземной подготовки (подробнее в § 5.2);

_ осуществление специальных наземных работ (подробнее в § 5.5);

_ проведение аэродромных испытаний (подробнее в § 5.5);

- осуществление первого полета (подробнее в § 5.6);

_ принятие решения о начале летных испытаний.

Изложенное отражено на рис. 5.2.



Рисунок 6.2 ? Схема работ, предшествующих.

6.2 Задачи сертификационных летных испытаний. Подготовка к ним

Сертификационные летные испытания типа воздушного судна являются заключительным этапом комплекса работ, которые обеспечивают соответствие типа ВС требованиям сертификационного базиса и техническому заданию. Обычно на этапе СЗИ такое соответствие оказывается достигнутым, после чего доводимая типовая конструкция с внесенными изменениями получает название окончательной типовой конструкции.

Соответствие сертификационному базису обеспечивает безопасность полетов, а значит, доверие покупателей. Техническое задание разрабатывается на основе маркетинговых исследований рынка АТ мира и СНГ. Грамотно проведенные маркетинговые исследования, разумное сочетание традиционных и новых оригинальных проектных решений, успешные сертификационные испытания в сочетании с активной рекламой и работой с авиакомпаниями-потенциальными покупателями ВС нового типа, определяют конкурентоспособность, а следовательно, успех новой разработки.

Летные сертификационные испытания - это наиболее трудоемкий, продолжительный и дорогостоящий этап создания типа ВС. Например, для самолета транспортной категории в этих испытаниях оценивается выполнение требований почти 1000 пунктов сертификационного базиса во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

Основная задача летных испытаний - отработка конструкции ВС и его компонентов. Обычно этот процесс называют доводкой конструкции. Осуществляется она согласно схеме, приведенной на рис. 5.3. В каждом полете проверяется выполнение требований одного или нескольких пунктов СБ. При обнаружении несоответствия (несоответствий) в испытываемую конструкцию вносятся коррективы. При соответствии переходят к следующим проверкам.

Поэтому основную задачу летных испытаний можно изложить также в виде: определить соответствие ВС требованиям сертификационного базиса.

Кроме того, следует решить такие задачи [7]:

- определить летно-эксплуатационные характеристики ВС (статический потолок, максимальные скорости на разных высотах, максимальную дальность, максимальную продолжительность полета, характеристики устойчивости и управляемости, показатели маневренности, взлетно-посадочные характеристики);

- выяснить особенности пилотирования, уточнить Руководство по летной эксплуатации (РЛЭ).

Для проведения сертификационных испытаний подготавливают несколько опытных экземпляров ВС. Для ОЛС и СЛС целесообразно ограничиться тремя. Первые два экземпляра делают нелетными, предназначенными для статических и ресурсных испытаний [5]. Эти экземпляры не оснащаются двигателями, бортовым оборудованием и не окрашиваются. Они состоят только из несущих элементов. Третий экземпляр используют для различных видов летных испытаний.



Рисунок 6.3 ? Укрупненная схема доводки опытного экземпляра.

После того, как на нем по результатам испытаний проведены все изменения и доработки, этот экземпляр утверждается как окончательная типовая конструкция ВС.

К началу летных испытаний микролайта должны быть завершены необходимые лабораторные и стендовые испытания ВС, квалификация его комплектующих изделий. Двигатель и воздушный винт должны иметь Сертификаты типа или пройти все виды сертификационных стендовых испытаний. На испытываемом экземпляре нужно установить регистрирующее оборудование. Летчик-испытатель проходят подготовку на пилотажном стенде или тренажере.

До начала проведения летных испытаний Разработчик и Независимая инспекция в его организации оформляют для каждого опытного экземпляра ВС формуляр. Этот документ удостоверяет, что данный экземпляр соответствует рабочей конструкторской документации. Формуляр - это учетная карточка (как у читателя в библиотеке) или послужной список (как у чиновников и государственных служащих в царской России). В него заносят все сведения об эксплуатации ВС.

Независимая инспекция у Разработчика ОЛС или СЛС обычно состоит из одного человека. Это сотрудник может выполнять обязанности независимого инспектора по совместительству. Понятно, что при этом он уже не является полностью независимым, но с этим приходится мириться. Это аналог представителя ГАСУ [11].

Изменения в ходе испытаний конструкции опытных экземпляров ВС должны сопровождаться соответствующими изменениями РКД.

Летные испытания требуют основательной наземной подготовки, основными задачами которой являются [6, 11]:

- дать возможность экипажу и обслуживающему персоналу изучить особенности ВС, подготовиться к выполнению программы летных испытаний;

- выявить возможные конструктивные и производственные дефекты конструкции, силовой установки, бортовых систем;

- осуществить контрольные проверки работоспособности силовой установки, бортовых систем и оборудования, соответствия их характеристик техническим требованиям, предварительно оценить их надежность и отказобезопасность;

- оценить безопасность выполнения испытательных полетов, включая парирование отказов функциональных систем, аварийное покидание ВС и его пожаробезопасность. Для ОЛС и СЛС их аварийное покидание летчиком с парашютом невозможно (см. ранее) и должно быть заменено спасением воздушного судна вместе с летчиком. О парировании у микролайтов отказов функциональных систем см. в § 5.4;

- спрогнозировать поведение ВС во время испытательных полетов;

- установить на ВС испытательное оборудование, в том числе датчики потребных параметров, бортовую аппаратуру информационно-измерительного комплекса, выполнить их проверку и тарировку. Для микролайтов указанное оборудование обычно не устанавливают, а осуществляют независимую от летчика регистрацию показаний высотомера и указателя скорости. Регистратор обычно располагается на месте второго летчика или пассажира;

- определить готовность ВС к проведению испытательных полетов;

- разработать методики летных испытаний, технической и организационной поддержки полетов;

- разработать задания на испытательные полеты.

6.3 Перечень летных испытаний для ОЛС и СЛС

За основу взят перечень сертификационных летных испытаний самолета транспортной категории Ан-74ТК-200, приведенный в пособии [11]. Из него были исключены испытания, не применяемые для ОЛС и СЛС. В результате появился список летных испытаний, применяемых для данных ВС. Необходимо также учесть, что проверяется соответствие этих микролайтов требования Норм летной годности CS-VLA [13].

Список включает следующие проверки:

1) по определению летных характеристик, характеристик устойчивости и управляемости и характеристик функциональных систем самолета в условиях сравнительно теплой, но не очень жаркой погоды (10 ), в светлое время суток и при достаточно благоприятных метеоусловиях. Испытательные полеты не совершаются над большими водными акваториями и большими лесными массивами, а также в условиях высокогорья;

2) на больших углах атаки;

3) на предельных по прочности режимах;

4) по оценке соответствия типовой конструкции требованиям Норм летной годности при имитации отказов функциональных систем;

5) на искусственных, песчаных, травянистых взлетно-посадочных полосах при нормальном коэффициенте сцепления. Испытания проходят при предельных значениях скорости ветра разного направления относительно ВПП. Эти скорости должны быть получены на основе решения соответствующих задач динамики полета и посадки;

6) на мокрой бетонной и травяной, имеющих низкий коэффициентом сцепления при максимальных боковых ветрах;

7) по определению соответствия характеристик различных видов оборудования требованиям Норм летной годности CS-VLA [12] при имитации отказов различных элементов этого оборудования. Элементы указанных видов оборудования приведены в § 5.4. Там же показано, что для ОЛС и СЛС критическими являются отказы посадочной фары в условиях сумерек, радиостанции УКВ, гидросистемы при посадке;

8) по эргономической оценке компоновки кабины экипажа;

9) по оценке аварийно-спасательного оборудования, систем пожарной защиты, уровня шума в кабине. В § 5.1 было показано, что для микролайтов аварийно-спасательное оборудование должно представлять собой систему спасения машины совместно с экипажем. Система пожарной защиты ограничена огнетушителем с обычной огнегасящей смесью (хладон не требуется, т.к. имеются только небольшие участки проводов под напряжением).

Что касается испытаний по определению метеоминимума [11], то для микролайтов они вряд ли нужны с учетом условий для их полетов, приведенных в п. 1 данного параграфа.

К предельным по прочности относятся следующие режимы [4]:

- полеты с максимальной расчетной скоростью и максимальным значением числа М;

- полеты с максимальной эксплуатационной перегрузкой;

- посадки с максимальной посадочной массой;

- посадки с максимальной вертикальной скоростью приземления;

- полеты с максимально допустимыми скоростями при отклоненной взлетно-посадочной механизации в различных конфигурациях;

- полеты с максимально допустимыми отклонениями различных рулевых поверхностей.

6.4 Особенности проверок парирования отказов функциональных систем для ОЛС и СЛС

Функциональные системы указанных самолетов представлены:

- система управления - ручкой управления, педалями, тросами;

_ гидравлическая система - гидроцилиндрами и трубопроводами в системе торможения колес основных стоек шасси;

_ силовая установка - двигателем, воздушным винтом, топливным баком, масляным бачком, топливным и масляным фильтрами, трубопроводами;

_ противопожарная защита - одним огнетушителем с обычным огнегасящим составом;