ГЛАВА D – ПРОЕКТИРАНЕ И КОНСТРУИРАНЕ

see ACJ 25.603.)

The suitability and durability of materials used

for parts, the failure of which could adversely

affect safety, must –

(a) Be established on the basis of experience

or tests;

(b) Conform to approved specifications (such

as industry or military specifications, or Technical

Standard Orders) that ensure their having the

strength and other properties assumed in the

design data; and

(c) Take into account the effects of

environmental conditions, such as temperature

and humidity, expected in service.

1. 
   Да са установени на базата на опита и изпитания
   

2. 
   Да отговарят на утвърдените спецификации (такива като индустриални или военни спецификации или указания за техническите стандарти), които осигуряват, че те имат якост и други свойства приети в проектните данни, и
   

3. 
   Да отчитат влиянията на околната среда, такива като температура и влажност, очаквани в експлоатацията им.
   

(a) The methods of fabrication employed in

the Primary Structure must be such as to produce

a consistently sound structure which must also be

reliable with respect to maintenance of the

original strength under reasonable service

conditions. Processes and process control must

ensure that it is unlikely that a major defect will

remain in any primary structural component after

manufacture (for example in complex forgings).

(b) Each new aircraft fabrication method

must be substantiated by a test programme.

1. 
   Методите за производство използвани в основната конструкция, трябва да са такива, че да осигурят съвместимо здрава конструкция, която също трябва да е надеждна по отношение на поддържането на оригиналната якост (здравина) в условията на приемлива експлоатация. Технологиите и управлението на технологичните процеси, трябва да осигурят малка вероятност за оставане на значим недостатък в какъвто и да е основен конструктивен компонент след производството (например, при процес на сложно коване).
   

2. 
   Всеки нов метод за производство на самолет, трябва да се докаже, чрез програма за изпитание на издръжливост.
   

(a) Each removable bolt, screw, nut, pin or

other removable fastener (see ACJ 25.607 (a))

must incorporate two separate locking devices if –

(1) Its loss could preclude continued

flight and landing within the design limitations

of the aeroplane using normal pilot skill and

strength; or

(2) Its loss could result in reduction in

pitch, roll or yaw control capability or response

below that required by Subpart B of this

JAR–25.

(a) of this paragraph and their locking devices

may not be adversely affected by the

environmental conditions associated with the

particular installation.

(c) No self-locking nut may be used on any

bolt subject to rotation in operation unless a non-friction

locking device is used in addition to the

self-locking device.

1. 
   Всеки снеамем болт, винт, гайка, щифт или друг снемаем крепежен елемент трябва да включва две отделни фиксиращи (законтрящи) средства, ако-
   

1. 
   Неговата загуба би направила невъзможно продължението на полета и кацането, в рамките на проектните ограничения на самолета, с използването на нормални пилотски умения и усилия, или
   

2. 
   Неговата загуба би довела до намаляване на надлъжната, напречната и попътната управляемост на самолета или тяхното съответствие да е под изискванията, описани в глава В на този JAR-25.
   

2. 
   Крепежните елементи, определени в пункт (а) на този параграф и техните законтрящи средства, не могат да бъдат повлияни неблагоприятно от условията на околната среда свързани със специфичните инсталирания.
   

3. 
   За който и да е болт, подложен на въртене в експлоатацията не може да се използват самозаконтрящи се гайки, освен ако се използват нетриещи се законтрящи устройства в допълнение на самозаконтрящите се гайки.
   

Each part of the structure must (see ACJ

25.609) –

(a) Be suitably protected against

deterioration or loss of strength in service due to

any cause, including –

(1) Weathering;

(2) Corrosion; and

(3) Abrasion; and

(b) Have provisions for ventilation and

drainage where necessary for protection.

1. 
   Да бъде подходящо защитена срещу износване или загуба на якост в експлоатацията, поради някаква причина, включваща -
   

1. 
   Ерозия;
   
2. 
   Корозия, и
   
3. 
   Абразивно износване, и
   

2. 
   Да има предвидени средства за вентилиране и дрениране, там където е необходимо за защитата й.
   

Means must be provided to allow inspection

(including inspection of principal structural

elements and control systems), replacement of

parts normally requiring replacement, adjustment,

and lubrication as necessary for continued

airworthiness. The inspection means for each

item must be practicable for the inspection

interval for the item. Non-destructive inspection

aids may be used to inspect structural elements

where it is impracticable to provide means for

direct visual inspection if it is shown that the

inspection is effective and the inspection

procedures are specified in the maintenance

manual required by JAR 25.1529.

(a) Material strength properties must be

based on enough tests of material meeting

approved specifications to establish design values

on a statistical basis.

(b) Design values must be chosen to

minimise the probability of structural failures due

to material variability. Except as provided in sub-paragraph

(e) of this paragraph, compliance with

this sub-paragraph must be shown by selecting

design values which assure material strength with

the following probability:

(1) Where applied loads are eventually

distributed through a single member within an

assembly, the failure of which would result in

loss of structural integrity of the component,

99% probability with 95% confidence.

(2) For redundant structure, in which

the failure of individual elements would result

in applied loads being safely distributed to

other load carrying members, 90% probability

with 95% confidence.

(c) The effects of temperature on allowable

stresses used for design in an essential component

or structure must be considered where thermal

effects are significant under normal operating

conditions.

(d) The strength, detail design, and

fabrication of the structure must minimise the

probability of disastrous fatigue failure,

particularly at points of stress concentration.

(e) Greater design values may be used if a

‘premium selection’ of the material is made in

which a specimen of each individual item is tested

before use to determine that the actual strength

properties of that particular item will equal or

exceed those used in design.

1. 
   Якостните свойства на материала трябва да се базират на достатъчно проведени изпитания на материала, отговарящи на утвърдените спецификации за установяване на проектните стойности на статистическа основа.
   

2. 
   Проектните стойности трябва да се изберат, за да намалят вероятността от повреда на конструкцията поради променливост на материала. Освен, както е предвидено в подпараграф (е) на този параграф, съответствието с този подпараграф трябва да се демонстрира, чрез избиране на проектни стойности, които осигуряват якостта на материала със следната вероятност:
   

1. 
   99% вероятност с 95% доверителна вероятност, там където прилаганите натоварвания евентуално се разпределят в единична част в рамките на съединението, повредата на която би довело до загуба на конструктивната цялост на компонента.
   

2. 
   90% вероятност с 95% доверителна вероятност, за многозвенна (сложна) конструкция, за която повреда на индивидуални елементи би довело до безопасно преразпределение на прилаганите усилия към другите поемащи натоварването елементи.
   

3. 
   Там където температурните влияния са значителни при нормални експлоатационни условия, трябва да се разглежда влиянието на температурата върху допустимите напрежения, използвани за проектиране на основни компоненти или конструкция.
   

4. 
   Якостта, конструкцията на детайла и производството на конструкцията, трябва да минимизира вероятността от катастрофална повреда поради умора на материала, особено в точки на концентрация на напреженията.
   

5. 
   Може да се използва по-голяма проектна стойност, ако е направена “отбрана селекция” на този материал, в която е изпитан образец на всяка индивидуална част, преди използването й, за да се определи, че действителните якостни свойства на тази отделна част ще са равни или ще превишават тези, използвани при проектирането.
   

The factor of safety prescribed in JAR 25.303

must be multiplied by the highest pertinent special

factor of safety prescribed in JAR 25.621 through

JAR 25.625 for each part of the structure whose

strength is –

(a) Uncertain.

(b) Likely to deteriorate in service before

normal replacement; or

(c) Subject to appreciable variability because

of uncertainties in manufacturing processes or

inspection methods.

Where the Authority is not satisfied in a specific

case that a special factor is the correct approach

to ensuring the necessary integrity of the parts of

the structure under service conditions, other

appropriate measures must be taken.

1. 
   Неустановена;
   

2. 
   Вероятно влошаваща се в експлоатацията, преди нормалната замяна, или
   

3. 
   Подложена на значителна изменчивост поради съмнения в процеса на производство или метода на инспектиране.
   

Там, където Въздухоплавателната администрация не е удовлетворена, за отделен случай, от коректното избиране на специалният коефициент, за осигуряване на необходимата цялост на частите от конструкцията в условията на експлоатацията, трябва да се изберат други подходящи критерии.

The approved national standards of the

participants are accepted by the Authorities as

alternatives to FAR 25.621.

(a) Except as provided in sub-paragraph (b)

of this paragraph, each part that has clearance

(free fit), and that is subject to pounding or

vibration, must have a bearing factor large enough

to provide for the effects of normal relative

motion.

(b) No bearing factor need be used for a part

1. 
   Освен, както е предвидено в подпараграф (b) на този параграф, всяка част, която има луфт (свободно поставяне) и която е подложена на ударно натоварване или вибрации, трябва да има достатъчно голям лагерен показател, за да се осигури извършването на нормалните относителни премествания.
   

2. 
   Не е необходимо използването на лагерен показател за част, за която всеки голям специален показател е описан.
   

For each fitting (a part or terminal used to join

one structural member to another), the following

apply:

proven by limit and ultimate load tests in which

actual stress conditions are simulated in the fitting

and surrounding structures, a fitting factor of at

least 1·15 must be applied to each part of –

(1) The fitting;

(2) The means of attachment; and

(3) The bearing on the joined members.

(b) No fitting factor need be used –

(1) For joints made under approved

practices and based on comprehensive test data

(such as continuous joints in metal plating,

welded joints, and scarf joints in wood); or

(2) With respect to any bearing surface

for which a larger special factor is used.

(c) For each integral fitting, the part must be

treated as a fitting up to the point at which the

section properties become typical of the member.

(d) For each seat, berth, safety belt, and

harness, the fitting factor specified in JAR

25.785(f)(3) applies.

1. 
   За всеки крепежен елемент, чиято якост не е доказана, чрез гранични или на максимално натоварване изпитания, в които са симулирани действителни напрегнати състояние във фитингите и обкръжаващата ги конструкция, трябва да се приложи показател за фитинги най-малко 1,15 за всяка част от -
   

1. 
   Фитингът;
   

2. 
   Присъединителните средствата, и
   

3. 
   Лагерът на сборният възел от обединените елементи.
   

2. 
   Не е необходимо използване на показател за фитинги -
   

1. 
   За съединения, изпълнени по утвърдени процедури и базирани върху изчерпателни данни от изпитания (такива като непрекъснати съединения в метална обшивка, заварени съединения и скосени под ъгъл дървени съединения), или
   

2. 
   При някои лагерни повърхнини, за които е използван голям специален показател.
   

3. 
   За всеки монолитен фитинг, частта трябва да се третира като фитинг до момента, в който свойствата на участък от него не станат типични, като за съставен детайл.
   

4. 
   За всяка седалка, койка, обезопасяващ колан и обезопасяващи ремъци, се прилага показател за фитинги, определен в JAR 25.785(f)(3).
   

(a) General. Compliance with this paragraph

must be shown by calculations, resonance tests, or

other tests found necessary by the Authority. Full

scale flight flutter tests at speeds up to VDF/MDF

for the critical aeroplane flutter modes must be

conducted when –

(1) MD is equal to or greater than

0·8 M;

(2) The adequacy of flutter analysis and

previous experience with aircraft having

similar design features; or

(3) The conditions specified in sub-paragraph

(a)(1) or (2) of this paragraph exist,

and modifications to the type design have a

significant effect on the critical flutter modes.

(b) Flutter and divergence prevention. The

dynamic evaluation of the aeroplane must include

an investigation of the significant elastic, inertia,

and aerodynamic forces associated with the

rotations and displacements of the plane of the

propeller. In addition, the following apply:

(1) The aeroplane must be designed to

be free from flutter and divergence (unstable

structural distortion due to aerodynamic

loading) for all combinations of altitude and

speed encompassed by the VD/MD versus

altitude envelope enlarged at all points by an

increase of 20% in equivalent air-speed at both

constant Mach number and constant altitude,

except that the envelope may be limited to a

maximum Mach number of 1·0 when MD is less

than 1·0 at all design altitudes and the

following is established:

(i) A proper margin of damping

exists at all speeds up to MD; and

(ii) There is no large and rapid

reduction in damping as MD is

approached.

(2) If concentrated balance weights are

used on control surfaces, their effectiveness

and strength, including supporting structure,

must be substantiated.

(c) Loss of control due to structural

deformation. The aeroplane must be designed to

be free from control reversal and from undue loss

of longitudinal, lateral, and directional stability

and control, as a result of structural deformation

(including that of the control surface covering) at

speeds up to the speed prescribed in sub-paragraph

(b) of this paragraph for flutter

prevention.

(d) Fail-safe criteria. The following fail-safe

criteria must be met:

(1) It must be shown, by analysis or

tests, that the aeroplane is free from such

flutter or divergence that would preclude safe

flight, at any speed up to VD, after each of the

following:

(i) Each of the failures,

malfunctions, or adverse conditions listed

in sub-paragraph (d)(4) of this paragraph.

(ii) Any other combination of

failures, malfunctions, or adverse

conditions not shown to be extremely

improbable.

(2) If a failure, malfunction, or adverse

condition described in sub-paragraph (d)(4) of

this paragraph is simulated during a flight test

in showing compliance with this paragraph, the

maximum speed investigated need not exceed

VFC if it is shown, by correlation of the flight

test data with other test data or analyses, that

hazardous flutter or divergence will not occur

at any speed up to VD.

(3) The structural failures described in

sub-paragraphs (d)(4)(i) and (ii) of this

paragraph need not be considered in showing

compliance with this paragraph if engineering

data substantiate that the probability of their

occurrence is negligible by showing that the

structural element is designed with –

(i) Conservative static strength

margins for each ground and flight

loading conditions specified in this

JAR–25; or

(ii) Sufficient fatigue strength for

the loading spectrum expected in

operation.

(4) The failures, malfunctions, or

adverse conditions used to show compliance

with this paragraph are as follows:

(i) Failure of any single element

of the structure supporting any engine,

independently mounted propeller shaft,

large auxiliary power unit, or large

externally mounted aerodynamic body

(such as an external fuel tank).

(ii) Any single failure of the

engine structure, on turbo-propeller

aeroplanes, that would reduce the yaw or

pitch rigidity of the propeller rotational

axis.

(iii) Absence of propeller

feathering of any single propeller, and,

for aeroplanes with four or more engines,

the feathering of the critical combination

of two propellers. In addition, any single

feathered propeller must be paired with

the failures, specified in (d)(4)(i) of this

sub-paragraph, involving failure of any

single element of the structure supporting

any engine or independently mounted

propeller shaft, and the failures specified

in (d)(4)(ii) of this sub-paragraph.

(iv) Any single propeller rotating

at the highest likely overspeed.

(v) Failure of each principal

structural element selected for

compliance with JAR 25.571 (b). Safety

following a failure may be substantiated

by showing that losses in rigidity or

changes in frequency, mode shape, or

damping are within the parameter

variations shown to be satisfactory in the

flutter and divergence investigations.

(vi) Any single failure or mal-function,

or combinations thereof, in the

flight control system considered under

JAR 25.671, 25.672 and 25.1309, and

any single failure in any flutter damper

system. Investigation of forced structural

vibration other than flutter, resulting from

failures, malfunctions, or adverse

conditions in the automatic flight control

system may be limited to airspeed up to

WC.

1. 
   Общи положения. Съответствието с този параграф трябва да се демонстрира, чрез изчисления, резонансни изпитания или други изпитания счетени за необходими от Въздухоплавателната администрация. Трябва да се проведе пълна гама изпитания на флатер при скорости до V_DF/M_DF за критичните за самолета форми на флатер, когато -
   

1. 
   M_D е равно на или е по-голямо от 0,8М.
   

2. 
   Не е установено съответствието на флатерните анализи и изпитанията в аеродинамичен тунел при предшестващ опит с въздухоплавателно средство, имащо подобни проекти характеристики или
   

3. 
   Условията, определени в подпараграф (а) (1) или (2) на този параграф съществуват и модификациите по типа конструкция имат значително влияние върху критичните форми на флатер.
   

2. 
   Предпазване от флатер и дивергенция. Динамичната оценка на самолета трябва да включва изследване на значимите еластични, инерционни и аеродинамични сили, свързани с въртенията и преместванията на самолета с витлото. В допълнение се прилага следното:
   

1. 
   Самолетът трябва да е проектиран освободен от флатер и дивергенция (неустойчиво усукване на конструкцията, вследствие на аеродинамично натоварване) за всички комбинации от надморска височина и скорост, заградени от V_D/M_D срещу височинния диапазон, увеличен във всички точки посредством увеличение с 20% при еквивалентна въздушна скорост и постоянни - число на Мах и височина на полета, освен ако тази граница може да се ограничи по максимално число на Мах 1,0, когато M_D е по-малко от 1,0 за всички проектни височини и е установено следното:
   

1. 
   Съществува подходящ запас на демпфиране за всички скорости до M_D, и
   

2. 
   Няма голямо и бързо намаляване на демпфирането при достигане на M_D.
   

2. 
   Ако са използвани концентрирани балансиращи тежести върху управляващите повърхности, трябва да се докаже тяхната ефикасност и якост, включително и на поддържащите конструкции.
   

3. 
   Загуба на управление поради деформация на конструкцията. Самолетът трябва да е проектиран да е независим от реверсиране на управлението и от прекомерни загуби на надлъжни, странични и попътни устойчивост и управляемост, в резултата на деформации на конструкцията (включващи засенчване на управляващите повърхности) при скорости до скоростта, описана в подпараграф (b) на този параграф за защита от флатер.
   

4. 
   Критерии за безопасни откази. Трябва да се покрият следните критерии за безопасни откази:
   

1. 
   Трябва да се демонстрира, чрез анализи или изпитания, че самолетът е независим от такива флатер или дивергенция, които биха направили невъзможен безопасен полет при всякакви скорости до V_D, след всяко едно от следните положения:
   

1. 
   Всяко едно от отказите, повредите или неблагоприятните състояния, описани в подпараграф (d)(4) на този параграф.
   

2. 
   Всякакви други комбинации от повреди, неправилна работа или неблагоприятни състояния, не демонстрирани,че са изключително невероятни да се случат.
   

2. 
   Ако повреда, ненормална работа или неблагоприятно състояние, описани в подпараграф (d)(4) на този параграф, се симулират по време на полетно изпитание за демонстриране съответствието с този параграф, максималната изследвана скорост не трябва да надвишава скоростта V_FC, ако е показано чрез корелация на данните от полетни изпитания с други данни от изпитания или анализи, че няма да възникнат опасен флатер или дивергенция за всякаква скорост до скоростта V_D.
   

3. 
   Повредите на конструкцията, описани в подпараграфи (d)(4) (i) и (ii) на този параграф не е необходимо да се отчитат при демонстриране на съответствията с този параграф, ако инженерните данни доказват, че вероятността за тяхното появяване е нищожно малка, чрез демонстриране на това, че конструктивния елемент е проектиран с -
   

1. 
   Консервативни статични якостни запаси за всякакви земни и полетни условия на натоварване, определени в този JAR-25, или
   

2. 
   Достатъчна якост от умора на материала за спектъра от натоварвания, очакван в експлоатацията.
   

4. 
   Повредите, ненормалната работа или неблагоприятните състояния, използвани да демонстрират съответствието с този параграф са както следва:
   

1. 
   Повреда на някой отделен елемент от конструкцията поддържаща някои от следните компоненти – двигател, независимо монтиран вал на витло, голям спомагателен енергиен агрегат (СЕА) или голямо външно монтирано аеродинамично тяло (такова като външен горивен резервоар);
   

2. 
   Някоя отделна повреда на конструкция на двигателя, за турбо-витловите самолети, която би намалила попътната или надлъжната неизменност на оста на въртене на витлото.
   

3. 
   Отсъствие на аеродинамични сили от витло, предизвикано от флюгирането на което и да е отделно витло, а за самолети с четири и повече двигатели, комбинация на флюгиране на двете критични витла. В допълнение, всяко отделно флюгирано витло, трябва да се съчетае с повреди, определени в (d)(4)(i) на този подпараграф, включващи повреда във който и да е отделен елемент от конструкцията, поддържаща всеки един от компонентите – двигател или независимо монтиран вал на витло и повредите, определени в (d)(4)(ii) на този параграф;
   

4. 
   Всякакви ротации на отделни витла при честоти на въртене по-високи от възможните превишавания на честотата на въртене.
   

5. 
   Повреди на всеки основен елемент от конструкцията, избран в съответствие с JAR 25.571(b). Може да се докаже безопасността след възникването на повредата, чрез демонстриране на това, че загубата на устойчивост или промените в честотата, типът форма или демпфиране са в рамките на измененията на параметрите, демонстриращи, че са удовлетворителни в изследването на флатер и дивергенция.
   

6. 
   Някои отделни повреди, ненормална работа или комбинации от тях в системата за управление на полета, разглеждани в JAR 25.671, 25.672 и 25.1309 и които и да са отделни повреди в някоя система за демпфиране на флатер. Изследване на принудителни колебания на конструкцията, различни от флатер, причинени от повреди, откази или неблагоприятни състояния в автоматичната система за управление на полета може да се ограничат до въздушна скорост V_C.
   

The aeroplane must be designed to assure

capability of continued safe flight and landing of

the aeroplane after impact with a 4 lb bird when

the velocity of the aeroplane (relative to the bird

along the aeroplane’s flight path) is equal to VC at

sea-level or 0·85 VC at 8000 ft, whichever is the

more critical. Compliance may be shown by

analysis only when based on tests carried out on

sufficiently representative structures of similar

design. (See ACJ 25.631.)

(a) Limit load tests of control surfaces are

required. These tests must include the horn or

fitting to which the control system is attached.

(b) Compliance with the special factors

requirements of JAR 25.619 to 25.625 and 25.657

for control surface hinges must be shown by

analysis or individual load tests.