4. Параграф 23.23.

При проведении испытаний необходимо оценить влияние на характеристики самолета изменения веса самолета, центровок (включая поперечное и вертикальное изменение центра тяжести). В результате этих испытаний устанавливаются диапазоны весов и центровок, в пределах которых возможна безопасная эксплуатация самолета, о чем делается соответствующая запись в доказательной документации.

5. Параграф 23.25.

Максимальный вес ограничивается

- по выбору Заявителя,

- наибольшим весом, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям АП-23 к нагружению конструкции,

- наибольшим весом, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям АП-23 к летным характеристикам.

Допускается устанавливать максимальный взлетный вес, максимальный посадочный вес и максимальный стояночный вес. Максимальный стояночный вес может превышать максимальный взлетный вес на величину веса топлива, предназначенного для запуска, прогрева двигателя и руления.

1. Максимальный вес устанавливается при предположении, что

а) во-первых,

- вес каждого летчика и пассажира 77 кг на самолетах нормальной и переходной категории и 86 кг на самолетах многоцелевой и акробатической категорий, если на трафарете не указан другой вес,

- маслобаки полностью заправлены,

- топлива достаточно, по крайней мере, для полета при работе двигателя(ей) на режиме максимальной продолжительной мощности не менее 30 минут для дневного визуального полета и не менее 45 минут для ночного полета и полета по приборам;

б) во-вторых,

- на рабочих местах находится летный экипаж минимального состава,

- топливные баки и маслобаки заполнены полностью.

2. Минимальный вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям АП-23, устанавливается при предположении, что

- вес пустого самолета соответствует весу, определенному в соответствии с п.23.29 АП-23,

- на рабочих местах находится летный экипаж минимального состава, при этом вес каждого члена экипажа по 77 кг,

- вес топлива, определяется следующим образом :

(i) для самолетов с ТРД - 5% от полной заправки топливом при конкретной компоновке топливных баков, применяемой во время исследований,

(ii) для других самолетов - вес топлива, необходимый на полчаса полета на режиме работы двигателя(ей) при максимальной продолжительной мощности.

Значения максимального и минимального веса приводятся в доказательной документации.

6. Параграф 23.45.

В соответствии с требованиями АП-23 летные характеристики должны определяться в спокойной атмосфере для получения стабильных данных.

Результаты испытания по определению летных характеристик поршневых самолетов нормальной, многоцелевой и акробатических категорий с максимальным весом 2720 кг и ниже, как правило, приводятся к стандартным атмосферным условиям (СА), а для характеристик, которые зависят от ветра, к штилю.

Заявитель должен разработать и согласовать методику пересчета летных характеристик для условий, отличных от стандартных, и представить ее в качестве доказательной документации.

Испытания по определению летных характеристик самолетов переходной категории, самолетов нормальной, многоцелевой и акробатических категорий с поршневыми двигателями при максимальном весом более, чем 2720 кг и самолетов с газотурбинными двигателями выполняются во всем диапазоне температур и высот и масс, включая предельные значения, на которые запрашивается Сертификат.

Численные значения основных термодинамических параметров и других физических характеристик атмосферы для различных высот стандартной атмосферы (СА) - представлены в ГОСТ 4401-81.

Если нет других указаний характеристики взлета и посадки должны удовлетворяться при следующих условиях:

- до высоты аэродрома над уровнем моря 3000 м;

- при температуре окружающего воздуха выше стандартной на 30^о С для самолетов с поршневыми двигателями с весом 2720 кг и менее;

- при температуре окружающего воздуха выше стандартной на 30^о С или температуре, при которой определяется соответствие требованиям п.п. 23.1041-23.1047 к системам охлаждения (если эта температура ниже) - для самолетов с поршневыми двигателями с весом более 2720 кг и при температуре выше стандартной на 30^о С - для самолетов с газотурбинными двигателями;

- характеристики самолета должны быть установлены при положении створок капота или средств управления системой охлаждения двигателя воздухом в положении, соответствующем требованиям п.п. 23.1041-23.1047.

Мощность (тяга) двигателя должна находиться в пределах допустимых значений, установленных Разработчиком двигателя. В процессе проведения испытаний, при определении летных характеристик, все системы и агрегаты, потребляющие мощность от двигателя, должны быть включены в соответствии с рекомендациями Руководства по летной эксплуатации (РЛЭ).

Летные характеристики, на которые влияет мощность или тяга, должны определяться при относительной влажности

- 80% - при стандартной температуре и ниже,

- 34% - при температуре на 28^оС выше стандартной и при более высокой температуре.

В диапазоне между указанными двумя температурами относительная влажность должна изменяться линейно.

Учет влияния относительной влажности на летные характеристики может производиться

- пересчетом с использованием методики приведения,

- определением летных характеристик при различных значениях относительной влажности и приведением этих характеристик к нормируемым значениям относительной влажности.

При проведении летных испытаний должны отработаны такие рекомендации в РЛЭ,

- чтобы их мог уверенно выполнять экипаж средней квалификации,

- включать допуск на любые реально возможные задержки во времени при выполнении процедур, предписанных этими рекомендациями.

Определение дистанций взлета и посадки, изменения конфигурации, скорости и тяги двигателя(ей) должны соответствовать процедурам, установленным Заявителем для эксплуатации. В летной оценке должно быть отмечено, что эти процедуры может выполнить экипаж средней квалификации.

Дистанции взлета и разбега, дистанции прерванного взлета, посадочные дистанции должны быть установлены на ровной, сухой и твердой ВПП.

Если запрашивается Сертификат для эксплуатации самолета на грунтовых и снежных аэродромах дистанции взлета и разбега, дистанции прерванного взлета, посадочные дистанции должны быть определены и приведены в РЛЭ в соответствии с п. 23.1583(р).

Для подтверждения соответствия требованиям АП-23 самолетов переходной категории необходимо следующее.

- Заявитель должен выбрать конфигурации самолета, применяемые при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.

- Конфигурация самолета может варьироваться в зависимости от веса, высоты и температуры.

- Определение характеристик взлета при неработающем критическом двигателе (траектории набора высоты после взлета, дистанции прерванного взлета, взлетной дистанции и посадочной дистанции), изменения конфигурации самолета, скорости, мощности и тяги должны производиться в соответствии с процедурами, установленными Заявителем для эксплуатационных условий.

- Должны быть установлены процедуры выполнения ухода на второй круг.

В летной оценке должно быть отмечено, что процедуры, установленные для эксплуатации самолета может уверенно выполнять экипаж средней квалификации в атмосферных условиях, обычно встречающихся в эксплуатации, используются методы или устройства, которые являются безопасными и надежными и включают допуск на любые реально возможные задержки по времени при выполнении этих процедур.

Соответствие требованиям параграфа 23.45 подтверждается результатами летных испытаний и расчетов, о чем делается запись в доказательной документации.