Joint Aviation Requirements jar–29 Large Rotorcraft Joint Aviation Authorities

Изтегляне 4.77 Mb.

страница	7/36
Дата	25.07.2016
Размер	4.77 Mb.
	#6669

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 ... 36

(b) Конструкцията трябва да бъде проектирана така, че да осигурява на всеки пътник реална възможност за избягване на сериозни наранявания при авариино кацане, когато
(1) Правилно се използват предвидените в конструкцията седалки, предпазни колани и други проектирани осигуровки за безопасност ;
(i) Нагоре - 4,0g (ii) Напред - 16,0 g
(1) Нагоре - 1,5 g (2) [Напред - 12,0 g
(1) Нагоре - 1,5 g (2) [Напред - 4,0 g
JAR 29.562 Условия на динамично натоварване при аварийно кацане
(1) Пътникът/членът на екипажа правилно използва предвидените в конструкцията седалки, предпазни колани и раменни колани; и
Тези изпитания трябва да се проведат със симулиран пътник - манекен с номинална маса 77 kg, седящ в нормално изправено положение.
(с) Съответствие със следващите изисквания трябва да се покаже при извършване на динамичните изпитания
(3) Всеки колан от раменните колани трябва да остане върху раменете на манекена по време на ударното въздействие.
(7) Измереният натиск между кръста и таза на манекена не трябва да надвишава 6672 N.

УСЛОВИЯ НА АВАРИЙНО КАЦАНЕ

JAR 29.561. Общи изисквания

(а) Роторкрафтът, въпреки че може да бъде повреден при аварийно кацане на земята или на вода, трябва да бъде така проектиран, съгласно този прагарфа, че да защити всеки пътник при такива условия.

(b) Конструкцията трябва да бъде проектирана така, че да осигурява на всеки пътник реална възможност за избягване на сериозни наранявания при авариино кацане, когато:

(1) Правилно се използват предвидените в конструкцията седалки, предпазни колани и други проектирани осигуровки за безопасност;

(2) Колелата са прибрани (където е приложимо); и

(3) Всеки пътник/член на екипажа и всеки предмет вътре в кабината, който би могъл да нарани някой от пътниците/членоветена екипажа, е ограничен , когато е подложен на гранични инерционни претоварвания, съответстващи на следните коефициенти на разрушаващи натоварвания:

(i) Нагоре - 4,0g

(ii) Напред - 16,0g

(iii) Встрани – 8,0 g

(iv) Надолу – 20,0 g , след умишленото преместване на устройствето на седалката

(v) Назад – 1,5 g
(с) Упорната конструкция трябва да бъде проектирана така, че да ограничава при всеки максимален коефициент на инерционно натоварване до онези, които са посочени конкретно в настоящия параграф, всеки предмет с маса над и/или зад кабината за екипажа и салона за пътници, който би могъл да нарани някого от екипажа или пътниците ако се освободи при аварийно кацане. Такива предмети с маса, които трябва да се вземат предвид включват, но не се ограничават са носещи винтове, трансмисия и двигатели. Предметите с маса трябва да бъдат ограничени за следните максимални коефициенти на инерционно натоварване:

(1) Нагоре - 1,5 g

(2) [Напред - 12,0g

(3) Встрани – 6,0 g

(4) Надолу – 12,0 g

(5) Назад – 1,5 g

(d) Всяка конструкция на фюзелажа в зоната на вътрешните резервоари за гориво под равнището на площадката за пътници, трябва да бъде проектирана да оказва съпротива на следните максимални инерциднни коефициенти и натоварвания и да предпазва резервоарите за гориво от пробиване, ако такова пробиване е вероятно, когато тези натоварвания се прилата в тази зона:

(1) Нагоре - 1,5 g

(2) [Напред - 4,0g

(3) Встрани – 2,0 g

(4) Надолу – 4,0 g

JAR 29.562 Emergency landing dynamic

conditions

(a) The rotorcraft, although it may be

damaged in a crash landing, must be designed to

reasonably protect each occupant when –

(1) The occupant properly uses the

seats, safety belts, and shoulder harnesses

provided in the design; and

(2) The occupant is exposed to loads

equivalent to those resulting from the

[conditions prescribed in this paragraph.]

(b) Each seat type design or other seating

device approved for crew or passenger occupancy

during take-off and landing must successfully

complete dynamic tests or be demonstrated by

rational analysis based on dynamic tests of a

similar type seat in accordance with the following

criteria. The tests must be conducted with an

occupant simulated by a 77 kg (170-pound)

anthropomorphic test dummy (ATD), sitting in the

normal upright position.

(1) A change in downward velocity of

not less than 9.1 metres per second (30 ft/s)

when the seat or other seating device is

oriented in its nominal position with respect to

the rotorcraft’s reference system, the

rotorcraft’s longitudinal axis is canted upward

60°, with respect to the impact velocity vector,

and the rotorcraft’s lateral axis is perpendicular

to a vertical plane containing the impact

velocity vector and the rotorcraft’s longitudinal

axis. Peak floor deceleration must occur in not

more than 0.031 seconds after impact and must

reach a minimum of 30 g.

(2) A change in forward velocity of not

less than 12.8 metres per second (42 ft/s) when

the seat or other seating device is oriented in

its nominal position with respect to the

rotorcraft’s reference system, the rotorcraft’s

longitudinal axis is yawed 10°, either right or

left of the impact velocity vector (whichever

would cause the greatest load on the shoulder

harness), the rotorcraft’s lateral axis is

contained in a horizontal plane containing the

impact velocity vector, and the rotorcraft’s

vertical axis is perpendicular to a horizontal

plane containing the impact velocity vector.

Peak floor deceleration must occur in not more

than 0.071 seconds after impact and must reach

a minimum of 18.4 g.

(3) Where floor rails or floor or

[sidewall attachment devices are used to attach]

the seating devices to the airframe structure for

[the conditions of this paragraph, the rails or]

devices must be misaligned with respect to

[each other by at least 10° vertically (i.e. pitch

out of parallel) and by at least a 10° lateral roll],

with the directions optional, to account for

possible floor warp.

shown:

(1) The seating device system must

remain intact although it may experience

separation intended as part of its design.

(2) The attachment between the seating

device and the airframe structure must remain

intact, although the structure may have

exceeded its limit load.

(3) The ATD’s shoulder harness strap

or straps must remain on or in the immediate

vicinity of the ATD’s shoulder during the

impact.

(4) The safety belt must remain on the

ATD’s pelvis during the impact.

(5) The ATD’s head either does not

contact any portion of the crew or passenger

compartment, or if contact is made, the head

impact does not exceed a head injury criteria

(HIC) of 1000 as determined by this equation.

Where – a(t) is the resultant acceleration

at the centre of gravity of the head form

expressed as a multiple of g (the acceleration

of gravity) and t2–t1 is the time duration, in

seconds, of major head impact, not to exceed

0.05 seconds.

(6) Loads in individual shoulder

[harness straps must not exceed 7784 Newtons]

(1750 pounds). If dual straps are used for

retaining the upper torso, the total harness strap

[loads must not exceed 8896 Newtons]

(2000 pounds).

(7) The maximum compressive load

measured between the pelvis and the lumbar

column of the ATD must not exceed

[6674 Newtons (1500 pounds).]

(d) An alternate approach that achieves an

equivalent or greater level of occupant protection,

[as required by this paragraph, must be]

substantiated on a rational basis.

JAR 29.562 Условия на динамично натоварване при аварийно кацане

(а) Роторкрафтът, въпреки че може да бъде повреден при аварийно кацане, трябва да бъде така проектиран, че да защити всеки пътник/член на екипажа, когато-

(1) Пътникът/членът на екипажа правилно използва предвидените в конструкцията седалки, предпазни колани и раменни колани; и

(2) Пътникът/членът на екипажа е подложен на натоварвания, вследствие на [условията, указани в този параграф.]

(b) Всяка седалка или друго средсво за сядане одобрено за пътник или член на екипажа по време на излитане или кацане трябва успешно да издържи динамичните изпитания или да се покаже чрез рационален анализ, подкрепен с динамични изпитания, в съответствие със следните условия.

Тези изпитания трябва да се проведат със симулиран пътник - манекен с номинална маса 77 kg, седящ в нормално изправено положение.

(1) Ппромяната на скоростта надолу не би трябвало да е по-малка от 9,1 m/s (30- ft/s), когато седалката/ограничителната система се намира в нормалното си положение по отношение на ротокрафта и хоризонталната равнина на ротокрафта е наклонена нагоре на 60⁰ спрямо вектора на ударното въздействие на скоростта , а страничната ос на ротокрафта е перпендикулярна на вертикалната равнина, съдържаща вектора на ударното въздействие на скоростта и надлъжната ос на ротокрафта. Пикът на закъснението трябва да се получи след не повече от 0,031 s след ударното въздействие и трябва да достигне най-малко 30 g.

(2) Промяната на скоростта напред би трябвало да бъде не по-малко от 12,8 m/s. (42 ft/s), когато седалката/ограничителната система трябва да се намира в нормалното си положение по отношение на роторкрафта и вертикалната му равнина наклонена встрани на 10⁰в дясно или ляво спрямо ударното въздействие, в посока, в която натоварването върху раменните колани е по-голямо, а страничната ос на ротокрафта лежи в хоризонтална равнина, на вектора на скоростта на ударното въздействие, а вертикалната ос на ротокрафта е перпендикулярна на хоризонталната равнина,в която лежи вектора наскоростта на ударното въздействие. Пикът на закъснението трябва да се получи след не повече от 0,071s след ударното въздействие и трябва да достигне най-малко 18.4g.

(3) За да се отчете изкривяването на пода, релсите на пода или устройствата за закрепване на седалката/ограничителната система към конструкцията на ротокрафта трябва да се натоварят предварително за да се изкривят на 10⁰ един спрямо друг вертикално. Преди извършването на изпитанието, указано в т.2, релсите на пода или устройствата за закрепване трябва да се натоварят така, че да се предизвика изкривяване от 10⁰ в напречна посока.

(с) Съответствие със следващите изисквания трябва да се покаже при извършване на динамичните изпитания :

(1) Седалката/ограничителната система трябва да удържа манекена, независимо, че нейните елементи могат да се деформират, изкривяват, преместват или смачкват както е предвидено като част от конструкцията.

(2) Връзките между седалката/ограничителната система и закрепването на изпитателната секция трябва да останат непокътнати, независимо, че конструкцията може да е надхвърлила максималното си натоварване.

(3) Всеки колан от раменните колани трябва да остане върху раменете на манекена по време на ударното въздействие.

(4) Предпазните колани трябва да останат върху таза на манекена по време на ударното въздействие.

(5) Резултатите от динамичните изпитания трябва да покажат, че пътникът/членът на екипажа е предпазен от сериозни увреждания на главата или когато е възможен контакт, трябва да се осигури защита, така че ударното въздействие да не надвиши критерия за нараняване на главата (КНГ от 1000, както се дефинира от следната формула:

КНГ =

където

t₁ - начало на времето за интегриране, s;

t₂ - край на времето за интегриране, s;

(t₂ - t₁) - продължителност на интервала на основното въздействие върху главата, ненадхвърлящ 0.05 секунди;

a(t) - резултантно закъснение в центъра на тежестта на главата, изразено чрез g.

(6) Силите в отделните колани от раменните колани не трябва да надвишават 7784 N. Ако се използват двойни колани за удържане на горната част на тялото, силите в коланите не трябва да надвишават 8896 N.

(7) Измереният натиск между кръста и таза на манекена не трябва да надвишава 6672 N.

(d) Може да се използва алтернативен подход за постигане на еквивалентна или по-висока степен на защита на пътника/члена на екипажа спрямо изискванията на тази част, ако се основава на рационална основа.

JAR 29.563 Structural ditching provisions

If certification with ditching provisions is

requested, structural strength for ditching must

[meet the requirements of this paragraph and]

JAR 29.80l(e).

(a) Forward speed landing conditions. The

rotorcraft must initially contact the most critical

wave for reasonably probable water conditions at

forward velocities from zero up to 30 knots in

likely pitch, roll, and yaw attitudes. The rotorcraft

limit vertical descent velocity may not be less

than 1.52 metres per second (5 ft/s) relative to the

mean water surface. Rotor lift may be used to act

through the centre of gravity throughout the

landing impact. This lift may not exceed twothirds

of the design maximum weight. A maximum

forward velocity of less than 30 knots may be

used in design if it can be demonstrated that the

forward velocity selected would not be exceeded

in a normal one-engine-out touchdown.

(b) Auxiliary or emergency float conditions

(1) Floats fixed or deployed before

initial water contact. In addition to the landing

loads in sub-paragraph (a) of this paragraph,

each auxiliary or emergency float, or its

support and attaching structure in the airframe

or fuselage, must be designed for the load

developed by a fully immersed float unless it

can be shown that full immersion is unlikely. If

full immersion is unlikely, the highest likely

float buoyancy load must be applied. The

highest likely buoyancy load must include

consideration of a partially immersed float

creating restoring moments to compensate the

upsetting moments caused by side wind,

unsymmetrical rotorcraft loading, water wave

action, rotorcraft inertia, and probable

structural damage and leakage considered

under JAR 29.801 (d). Maximum roll and pitch

angles determined from compliance with JAR

29.801 (d) may be used, if significant, to

determine the extent of immersion of each

float. If the floats are deployed in flight,

appropriate air loads derived from the flight

limitations with the floats deployed shall be

used in substantiation of the floats and their

attachment to the rotorcraft. For this purpose,

the design airspeed for limit load is the float

deployed airspeed operating limit multiplied by

1.11.

(2) Floats deployed after initial water

contact. Each float must be designed for full or

partial immersion prescribed in sub-paragraph

(b)(1) of this paragraph. In addition, each float

must be designed for combined vertical and

drag loads using a relative limit speed of

20 knots between the rotorcraft and the water.

The vertical load may not be less than the

highest likely buoyancy load determined under

paragraph (b) (1) of this paragraph.

JAR 29.563 Изисквания към конструкцията при принудително кацане
на въздухоплавателното средство на вода

Ако се изисква сертификация за условия на принудително кацане на въздухоплавателното средство на вода, якостта на конструкцията при принудителното кацане на вода трябва да отговаря на условията на този параграф и JAR 29.801 (е) .

(а) Условия на кацане с постъпателна скорост. Роторкрафтът трябва първоначално да влезе в контакт с най-критичната вълна за разумно вероятни водни условия при постъпателни скорости от нула до 30 възела при възможни пространствени ъгли на тангаж, наклони и завъртвания около вертикалната ос. Граничната вертикална скорост на спускане на ротокрафта не трябва да е по-малка от1.52 метра в секунда , спрямо средна водна повърхност. Подемната сила на носещия винт може да се използва да действа през центъра на тежестта при удара при кацане. Тази подемна сила не трябва да надвишава две трети от проектираното максимално тегло. Може да се използва максимална постъпателна скорост по-малка от 30 възела при проектиране, ако може да се демонстрира, че избраната постъпателна скорост няма да бъде надвишена при допиране на повърхността при изключен един двигател.
(b) Условия на използване на помощни или аварийни поплавъци
(1) Фиксирани поплаваци или поплавъци,спускани преди първоначален контакт с водата. В топълнение към натоварванията при кацане в подпараграф (а) на този параграф, всеки помощен или авариен поплавък или неговата подпорна и закрепваща конструкция към корпуса на ротокрафта или фюзилажа, трябва да бъдат проектирани за товара, който се образува при напълно потопен поплавък, освен ако не може да се покаже, че няма вероятност за пълно потапяне. Ако пълното потапяне не е вероятно, то тогава трябва да се приложи най-високото натоварване при задържане на повърхността на водата. Най-високото натоварване при задържане върху повърхността на водата трябва да отчита частично потопен поплавък, създаващ възстановяващи моменти за компенсиране на моментите , създадени от вълните, причинени от страничен вятър, несеметрично натоварване на ротокрафта, дейсвието на вълните на водата, инерцията на ротокрафта и вероятностното разрушаване на конструкцията и изтичане на течности, разгледани в JAR 29.801 (d). Максималните ъгли на наклон и на тангажа, определени при отговаряне на изискванията на JAR. 801 (d) могат да се използват, ако са значителни, за определяне на степента на потапяне на всеки поплавък. Ако поплавъците се спускат по време на полет, ще се използват подходящи въздушни натоварвания, определени от летателните ограничения при спуснати поплавъци, за привеждане на основания за поплавъците и тяхното прикрепяне към ротокрафта. За тази цел проектната скорост на полета за максимално натоварване е експлоатационото ограничение за скоростта на полета при спуснат поплавък, умножено по 1.11.
(2) Спускане на поплавъците след първоначален контакт с водата. Всеки поплавък трябва да бъде проектиран за пълно или частично потапяне , предписано в подпараграф (b) (1) на този параграф. В допълнение, всеки поплавък трябва да бъде проектиран за комбинираното въздействие на вертикални натоварвания и натоварвания при спиране при използване на относителна максимална скорост от 20 възела между ротокрафта и водата. Вертикалното натоварване не може да бъде по-малко от вероятното натоварване при задържане върху повърхността на водата, определено в подпараграф (b) (1) на този параграф.

FATIGUE EVALUATION

JAR 29.571 Fatigue evaluation of structure

[]

(a) General. An evaluation of the strength of

principal elements, detail design points, and

fabrication techniques must show that catastrophic

failure due to fatigue, considering the effects of

environment, intrinsic/discrete flaws, or

accidental damage will be avoided. Parts to be

evaluated include, but are not limited to, rotors,

rotor drive systems between the engines and rotor

hubs, controls, fuselage, fixed and movable

control surfaces, engine and transmission

mountings, landing gear, and their related primary

attachments. In addition, the following apply:

(1) Each evaluation required by this

[paragraph must include –]

(i) The identification of principal

structural elements, the failure of which

could result in catastrophic failure of the

rotorcraft;

(ii) In-flight measurement in

determining the loads or stresses for

items in sub-paragraph (a) (1) (i) of this

paragraph in all critical conditions

throughout the range of limitations in

JAR 29.309 (including altitude effects),

except that manoeuvring load factors

need not exceed the maximum values

expected in operations; and

(iii) Loading spectra as severe as

those expected in operation based on

loads or stresses determined under subparagraph

(a) (1) (ii) of this paragraph,

including external load operations, if

applicable, and other high frequency

power cycle operations.

(2) Based on the evaluations required

[by this paragaph, inspections, replacement]

times, combinations thereof, or other

procedures must be established as necessary to

avoid catastrophic failure. These inspections,

replacement times, combinations thereof, or

other procedures must be included in the

airworthiness limitations section of the

Instructions for Continued Airworthiness

required by JAR 29.1529 and Paragraph A29.4

of Appendix A.

(b) Fatigue tolerance evaluation (including

tolerance to flaws). The structure must be shown

by analysis supported by test evidence and, if

available, service experience to be of fatigue

tolerant design. The fatigue tolerance evaluation

must include the requirements of either subparagraph

(b) (l), (2), or (3) of this paragraph, or

a combination thereof, and also must include a

determination of the probable locations and

modes of damage caused by fatigue, considering

environmental effects, intrinsic/discrete flaws, or

accidental damage. Compliance with the flaw

tolerance requirements of sub-paragraph (b) (1) or

(2) of this paragraph is required unless the

applicant establishes that these fatigue flaw

tolerant methods for a particular structure cannot

be achieved within the limitations of geometry,

inspectability, or good design practice. Under

these circumstances, the safe-life evaluation of

sub-paragraph (b)(3) of this paragraph is required.

(1) Flaw tolerant safe-life evaluation.

It must be shown that the structure, with flaws

present, is able to withstand repeated loads of

variable magnitude without detectable flaw

growth for the following time intervals:

(i) Life of the rotorcraft; or

(ii) Within a replacement time

furnished under Paragraph A29.4 of

Appendix A.

(2) Fail-safe (residual strength after

flaw growth) evaluation. It must be shown that

the structure remaining after a partial failure is

able to withstand design limit loads without

failure within an inspection period furnished

under Paragraph A29.4 of Appendix A. Limit

loads are defined in JAR 29.301 (a).

(i) The residual strength

evaluation must show that the remaining

structure after flaw growth is able to

withstand design limit loads without

failure within its operational life.

(ii) Inspection intervals and

methods must be established as necessary

to ensure that failures are detected prior

to residual strength conditions being

reached.

(iii) If significant changes in

structural stiffness or geometry, or both,

follow from a structural failure or partial

failure, the effect on flaw tolerance must

be further investigated.

(3) Safe-life evaluation. It must be

shown that the structure is able to withstand

repeated loads of variable magnitude without

detectable cracks for the following time

intervals: