ВведениеВ государственной программе «Научно-технологическое развитие Российской Федерации», утвержденной постановлением Правительства Российской Федерации от 29.03.2019 № 377, Транспортной стратегии Российской Федерации до 2030 года с прогнозом на период до 2035 года, утвержденной распоряжением Правительства Российской Федерации от 27.11.2021 № 3363-р, и Комплексной программе развития авиатранспортной отрасли Российской Федерации до 2030 года, утвержденной распоряжением Правительства Российской Федерации от 25.06.2022 № 1693-р, поставлена задача повышения авиатранспортной связанности регионов и мобильности населения. Одним из способов решения данной задачи может стать создание нового сверхзвукового гражданского самолета (СГС) [1].
Несмотря на определенные проблемы, приведшие к прекращению эксплуатации СГС Ту-144 и «Конкорд», работы, направленные на создание сверхзвуковых летательных аппаратов, продолжаются как в России, так и за рубежом [2–16].
Среди многих вызовов, связанных с проектированием, изготовлением и эксплуатацией перспективных СГС, важное место занимает проблема обеспечения безопасности полетов (БП). На современном уровне вопросы обеспечения БП решаются посредством разработки и внедрения систем управления безопасностью полетов (СУБП) всеми основными поставщиками авиационного обслуживания (услуг).
Наличие СУБП, соответствующей требованиям воздушного законодательства Российской Федерации, которые базируются на Стандартах и Рекомендуемой практике (SARPs) ИКАО, является обязательным в Российской Федерации для разработчиков, изготовителей и эксплуатантов гражданских воздушных судов (ВС), в том числе и СГС. Разработка таких СУБП потребует решения ряда важных методологических вопросов.
Важным условием эффективного управления рисками для БП при эксплуатации СГС является наличие полного перечня факторов опасности (ФО), их источников и угроз. В настоящее время такого перечня нет.
Его разработка должна основываться на дополнительном анализе опыта эксплуатации СГС, изучении особенностей сверхзвукового полета, ознакомлении с проектами СГС.
Риски при эксплуатации неразрывно связаны с рисками, возникающими при разработке и изготовлении самолета. В связи с этим в данной статье сделана попытка создания базового перечня факторов опасности, связанных с деятельностью разработчика перспективного СГС.
Однако перед изложением сути необходимо определиться с терминологией. Выше уже использовались специфические термины, толкование которых, к сожалению, до сих пор различается как в нормативной документации, так и в научных работах. Поэтому с целью правильного понимания содержания настоящей работы уточним некоторые определения.
Безопасность полетов – состояние авиационной транспортной системы, при котором риски, связанные с деятельностью в области гражданской авиации, относящейся к эксплуатации гражданских воздушных судов или непосредственно обеспечивающей такую эксплуатацию <…> снижены до приемлемого уровня безопасности полетов1.
Система управления безопасностью полетов – организованная структура, состоящая из взаимосвязанных и взаимозависимых элементов, создающих иерархию ответственности, обязанности, руководящие принципы и процедуры для реализации системного подхода к управлению безопасностью полетов гражданских воздушных судов.
Фактор опасности – состояние или объект, которые могут вызвать авиационное происшествие или инцидент либо способствовать их возникновению1.
Источники фактора опасности – объективные сущности и явления, представляющие собой носители факторов опасности.
Риск для безопасности полетов – сочетание вероятности и серьезности последствий проявления одного или нескольких факторов опасности.
Угроза – событие в авиационной деятельности представляющее собой последствие проявления (воздействия) фактора опасности.
Анализ особенностей конструкции и эксплуатации СГСС целью создания базового перечня ФО, связанных с деятельностью разработчика СГС, был произведен анализ информации из различных открытых источников об особенностях конструкции и эксплуатации существовавших ранее СГС, о тех специфических явлениях, которые возникают при сверхзвуковом полете и которые могут повлиять на эффективность и безопасность, баланс между которыми является главной задачей управления безопасностью полетов, это та самая управленческая дилемма, описанная в пункте 2.7 Руководства по управлению безопасностью полетов ИКАО2, это то, ради чего, собственно, должна создаваться СУБП. В дальнейшем при разработке мероприятий по устранению выявленных факторов опасности нужно будет обязательно учитывать влияние этих мероприятий на эффективность эксплуатации воздушных судов.
Приведем кратко результаты этого анализа.
Волновое сопротивление. На околозвуковых и сверхзвуковых режимах полета возникает дополнительное волновое сопротивление, снижается аэродинамическое качество (например, у «Конкорда» оно равно 7,14, в то время как дозвуковой Boeing 747 имеет качество 173). В результате расход топлива будет повышенным, топливная эффективность, соответственно, снижена, даже несмотря на рост КПД силовой установки с увеличением числа М полета (рис. 1)4.
Рис. 1. Изменение эффективности крейсерского полета в зависимости от числа Маха
Fig. 1. Change in cruise flight efficiency depending on the Mach number
https://cdn.elpub.ru/assets/journals/caht/2026/3/86CneKInRc8uVIbPXjPYOydoxKmW18vZms26boIC.jpeg
Для уменьшения сопротивления делается крыло большой стреловидности (треугольное, оживальное), которое имеет низкую несущую способность на дозвуковых скоростях полета. В связи с этим приходится увеличивать площадь крыла, что приводит к увеличению аэродинамического сопротивления, либо применять крыло изменяемой геометрии (стреловидности)5, которое позволяет получить высокое аэродинамическое качество на малых скоростях полета по сравнению с треугольным крылом малого удлинения. Это повышает безопасность при отказе двигателя на взлете, так как набор высоты с более высоким качеством может выполняться с меньшей тягой. Однако это приводит к усложнению конструкции, к увеличению ее массы, усложнению технического обслуживания.
Для минимизации сопротивления можно также стремиться к уменьшению толщины профиля крыла и оперения, снижению площади миделя фюзеляжа и увеличению его удлинения, что в целом ведет к снижению жесткости конструкции, а также снижению критических скоростей явлений аэроупругости (дивергенция, реверс, флаттер, бафтинг). Все это ведет к необходимости повышать жесткость путем увеличения площадей поперечных сечений силовых элементов конструкции, а это в свою очередь ведет к увеличению массы конструкции, поэтому относительная масса конструкции сверхзвукового самолета существенно выше, чем дозвукового, что снижает эффективность первого.
Сдвиг центра давления и фокуса назад. При переходе к сверхзвуковому обтеканию центр давления и фокус крыла смещаются назад4.
Смещение центра давления назад приводит к созданию большого пикирующего момента, так как центр масс самолета исходно находится перед центром давления и, соответственно, фокусом с целью обеспечения устойчивости. Парирование пикирующего момента с помощью отклонения рулей высоты или элевонов (в зависимости от схемы) приведет к большим потерям качества на балансировку. Поэтому для борьбы с данным явлением используют:
– дестабилизаторы (переднее горизонтальное оперение, которое на дозвуковой скорости полета делается флюгирующим, а при переходе на сверхзвук закрепляется). Требуется очень надежная система, обеспечивающая переход от закрепленного состояния к флюгирующему, иначе на дозвуковом режиме полета продольная устойчивость самолета может по меньшей мере оказаться недостаточной;
– крыло с наплывом (на дозвуке наплыв ввиду большой стреловидности имеет очень небольшую несущую способность и почти не создает дестабилизирующего эффекта, а на сверхзвуке не позволяет смещаться сильно центру давления и фокусу назад);
– оживальное крыло как развитие треугольного крыла с наплывом, у которого дополнительно при полете на больших углах атаки на взлете и посадке на передней кромке создается система вихрей вдоль всего размаха крыла, позволяющая обеспечить его безотрывное обтекание и отказаться от механизации передней кромки;
– крыло изменяемой геометрии (стреловидности), позволяющее регулировать положение центра давления и фокуса. При этом должна быть исключена возможность асимметрии левой и правой консолей крыла;
– перекачку топлива в задние балансировочные баки. Это решение несколько усложняет топливную систему и приводит к необходимости иметь дополнительные топливные баки. Система перекачки топлива должна быть весьма надежной, поскольку возвращение к дозвуковому полету при расположении центра масс, соответствующем сверхзвуковому полету, приведет к появлению продольной неустойчивости. Надежная работа системы перекачки может быть обеспечена путем резервирования насосов и магистралей перекачки топлива; в качестве крайней меры может быть предусмотрена возможность аварийного слива топлива из балансировочного бака [13] или даже аварийный сброс балансировочного бака.
Уменьшение эффективности несущих поверхностей. В силу большой стреловидности несущих поверхностей уменьшается их эффективность, в том числе в части аэродинамического демпфирования колебаний самолета. В связи с этим требуется искусственное демпфирование с помощью автоматической системы управления5. Главной проблемой является обеспечение устойчивого полета при выходе из строя системы искусственного демпфирования особенно на режимах полета с дозвуковой скоростью. Одним из решений может быть применение крыла изменяемой геометрии с учетом всех проблем, с ним связанных.
Звуковой удар. При сверхзвуковом полете перед летательным аппаратом образуется ударная волна – скачок уплотнения5,6,7. Достигая земли, ударная волна создает на местности звуковой удар, отрицательно воздействующий как на живую природу, так и на наземные сооружения. В связи с этим крейсерский сверхзвуковой полет над населенной местностью весьма проблематичен (рис. 2).
Рис. 2. Интенсивность звукового удара в зависимости от высоты полета и полетной массы самолета (mпол)7
Fig. 2. Sonic boom intensity depending on flight altitude and aircraft flight mass (mпол)7
https://cdn.elpub.ru/assets/journals/caht/2026/3/V7WPkTXTB7vkzq44jOAyNA6wrLLBeX08Hwy7do4L.jpeg
Однако существуют конструктивные мероприятия, позволяющие снизить звуковой удар, например:
– специальным образом организованная интерференция скачков уплотнения от различных частей самолета;
– высокая степень форсирования тяги в околозвуковом диапазоне на больших высотах;
– небольшая удельная нагрузка на крыло, сильно заостренная носовая часть фюзеляжа, большая стреловидность крыла и хвостового оперения.
Шум на местности при взлете и наборе высоты. Одной из проблем, связанных с эксплуатацией СГС, является высокий уровень шума от двигателей при полетах над населенными пунктами вблизи аэропорта5. Сверхзвуковым двигателям требуется довольно высокая удельная тяга (тяга, отнесенная к секундному расходу воздуха через двигатель) во время сверхзвукового полета, чтобы минимизировать площадь поперечного сечения двигателя и, следовательно, сопротивление гондолы. К сожалению, это подразумевает высокую скорость струи, что делает двигатели шумными и вызывает проблемы, особенно на низких скоростях (высотах) и при взлете.
Для обеспечения приемлемого уровня шума необходима малая скорость истечения газов или усовершенствованные глушители шума.
Применение крыла изменяемой стреловидности может решить проблему. Уровень шума, создаваемого самолетом с крылом изменяемой стреловидности в зоне аэропорта и близлежащих районах будет не выше, чем от дозвуковых реактивных самолетов8.
Большая высота полета. Обычно крейсерский полет сверхзвукового самолета проходит на большей высоте, чем дозвукового. Это связано в основном с необходимостью уменьшения интенсивности звукового удара на поверхности земли от ударной волны, возникающей при сверхзвуковом полете.
На большей высоте давление воздуха меньше, поэтому перепад давлений между гермокабиной и окружающим пространством у сверхзвукового самолета больше, что также требует усиления конструкции и ведет к росту ее массы. Надежность конструкции герметизированных помещений и системы регулирования давления в гермокабине должна исключать возможность быстрой декомпрессии.
Кроме того, полет на большой высоте связан с воздействием космической радиации, что, возможно, потребует специальной защиты экипажа и пассажиров. При этом защита пассажиров должна быть такой же, как у экипажа, в состав которого входят бортпроводники, находящиеся в пассажирской кабине9.
Аэродинамический нагрев. При сверхзвуковом полете происходит значительный нагрев обшивки. Алюминиевые сплавы, которые обычно применяются в конструкции дозвуковых самолетов, теряют свои свойства. Даже в конструкциях Ту-144 и «Конкорда», летавших на скоростях, соответствующих числу Маха не более 2,2, применялись термостойкие алюминиевые сплавы10,11, но при полете с большими числами Маха приходится использовать сталь и титановые сплавы (XB‑70 «Валькирия»)12.
Самолет Ту-144 потребовалось заправлять особым видом топлива10 (Т-6), применяемым для сверхзвуковой авиации, в двигателях использовалось синтетическое моторное масло, хвостовая часть фюзеляжа обшивалась тонкими листами нержавеющей стали, элементы мотогондол делались из титана, для иллюминаторов применялось специальное термостойкое фторсодержащее оргстекло.
Большие перепады температур между обшивкой и внутренней конструкцией крыла в эксплуатационных условиях будут приводить к возникновению значительных напряжений сжатия в обшивке и растяжения во внутренней конструкции. Особое внимание следует уделять выбору и разработке теплостойких материалов остекления кабин, а также теплостойкого композиционного материала с повышенным сопротивлением эрозии для изготовления обтекателей антенн радиолокаторов.
На самолете «Конкорд» для снижения температуры конструкции, подверженной кинетическому нагреву, а также в качестве теплопоглотителя в системе кондиционирования воздуха, в гидравлических системах, системах смазки двигателей использовалось топливо13. Количество тепла, которое топливо может поглотить, ограничено температурой топлива на входе в двигатель ввиду возможного парообразования с последующей кавитацией в топливных насосах двигателя и питающих топливопроводах.
Если самолет летает на больших числах Маха, как, например, самолет XB-70 «Валькирия», рассчитанный на крейсерскую скорость, соответствующую числу М = 3, в качестве вспомогательного охлаждающего агента в тех случаях, когда запас топлива слишком мал и его температура слишком высока или когда двигатели задросселированы и расход топлива недостаточен для охлаждения, на самолете использовалась вода.
Шины колес самолета должны выдерживать продолжительный нагрев в крейсерском полете на больших числах Маха. Ниши шасси на самолете XB-70 «Валькирия» охлаждались до температуры 120 ℃ с помощью раствора этиленгликоля, циркулирующего по трубкам, припаянным к стенкам. Предполагалось, что при обычной эксплуатации ремонтировать шины не потребуется, но перед полетом большой продолжительности предусматривалась их очистка и повторное покрытие отражающей краской12.
Обеспечение теплоизоляции топливных баков сложно и вызывает увеличение веса. На самолетах предполагалось применить систему наддува топливных баков инертным газом.
Загрязнение атмосферы. По оценкам Международного совета по экологически чистому транспорту (ICCT), сверхзвуковой транспорт будет сжигать в 5–7 раз больше топлива на одного пассажира3. ICCT показывает, что сверхзвуковой рейс из Нью-Йорка в Лондон потреблял бы более чем в два раза больше топлива на пассажира, чем в дозвуковом бизнес-классе, в шесть раз больше, чем в экономклассе, и в три раза больше, чем дозвуковой бизнес-класс для рейса из Лос-Анджелеса в Сидней. Разработчикам придется либо соответствовать существующим экологическим стандартам с помощью передовых технологий, либо лоббировать политиков для установления новых стандартов для сверхзвукового транспорта.
Базовый перечень факторов опасности, связанных с деятельностью разработчикаВ соответствии с приведенным выше определением безопасности полетов для ее обеспечения необходимо рациональным путем свести риски до приемлемого уровня, что, собственно, и является задачей СУБП. Для принятия решения о приемлемости риска необходимо выбрать технологию определения величины риска или параметров, связанных с риском, и установить ограничение для риска, превышение которого будет считаться неприемлемым. Ограничение, установленное для неприемлемого риска, может зависеть от потенциальных выгод. Приемлемость риска также может быть определена путем указания приемлемого различия в конкретных показателях эффективности, связанных с целями. При использовании данного подхода можно предложить следующую самую общую схему анализа и управления безопасностью полетов (рис. 3).
Рис. 3. Общая схема анализа и управления безопасностью полетов
Fig. 3. General scheme of flight safety analysis and management
https://cdn.elpub.ru/assets/journals/caht/2026/3/pA3SskEPJKDfVeBSB2bDWHf6xct9kw6cHwgQcrkT.jpeg
При анализе фактор опасности и источник фактора опасности обычно рассматриваются одновременно. Затем выясняются возможные последствия воздействия фактора опасности (угрозы). Далее оценивается риск. Если риск приемлемый, то состояние можно считать безопасным, если риск неприемлемый, то состояние становится опасным и необходимо выработать и принять какие-то меры воздействия на источник опасности для снижения риска. Если риск относительно невелик, то его можно признать допустимым, но рассмотреть возможность снижения, если это разумно и практически осуществимо.
На первом этапе необходимо создать перечень факторов опасности. Это отдельная сложная задача. При создании перечня факторов опасности, связанных с деятельностью разработчика, следует учитывать, что разработчик должен обеспечить выпуск документации для изготовления воздушного судна, обладающего летной годностью на уровне, не ниже заданного в нормах летной годности (НЛГ). Однако действующие в настоящее время Нормы летной годности самолетов транспортной категории (НЛГ 25)14 не учитывают особенности эксплуатации самолетов на сверхзвуковых скоростях полета, не говоря уже о том, что не существует специальных норм для СГС, хотя в СССР был опыт создания таких норм в виде Временных норм летной годности сверхзвуковых гражданских самолетов (ВНЛГСС)15. Все это указывает на необходимость совершенствования нормативной базы.
Ниже представлен примерный базовый перечень факторов опасности, основанный на анализе проблем создания и эксплуатации сверхзвуковых гражданских самолетов по материалам открытых источников, в том числе на основе анализа ВНЛГСС СССР и современных НЛГ 25.
В данном перечне рассматриваются в основном факторы опасности, которые будут характерны для любого СГС без привязки к его конкретной конструкции. Конкретные же конструктивные решения могут являться дополнительными источниками факторов опасности.
При выявлении факторов опасности и их возможных последствий на этапе разработки СГС было принято, что на данном этапе возможные последствия факторов опасности заключаются в создании негативных свойств будущего СГС. Эти негативные свойства сами по себе являются факторами опасности СГС, проявляющимися на этапе эксплуатации, где возможными последствиями уже являются особые ситуации, возникающие в полете.
Таблица 1
Table 1
Примерный базовый перечень факторов опасности, источников и угроз при разработке сверхзвукового гражданского самолета, непосредственно влияющих на его эксплуатацию
An approximate basic list of hazard factors, sources and threats during the development of a supersonic civil aircraft that directly affect its operation
| Описание фактора опасности | Источник фактора опасности | Угрозы |
| Несоответствие терминологии современных норм летной годности общепринятой терминологии в отечественной авиации | Нормы летной годности НЛГ 25 | Ошибки понимания требований, которые могут привести к созданию СГС, не обладающего необходимым уровнем летной годности |
| Отсутствие необходимого методического обеспечения, лабораторного оборудования, а также испытательной базы для определения вероятностей возможных видов отказов функциональных систем и оценки влияния этих видов отказов на безопасность полета с учетом особенностей функционирования СГС [ НЛГ 25, п. 4.2] | Методическое и материальное обеспечение процесса разработки СГС | Недостаточная надежность функциональных систем и СГС в целом |
| Отсутствие учета опыта эксплуатации аналогичных систем при определении вероятностей возможных видов отказов функциональных систем СГС [ НЛГ 25, п. 4.2(b)] | Уровень компетенций конструктора | Недостаточная надежность функциональных систем и СГС в целом |
| Отсутствие учета разброса характеристик аналогичных систем при определении вероятностей возможных видов отказов функциональных систем СГС [ НЛГ 25, п. 4.2(c)] | Уровень компетенций конструктора | Недостаточная надежность функциональных систем и СГС в целом |
| Отсутствие в Летном руководстве рекомендаций, позволяющих экипажу принять меры для предотвращения усугубления особой ситуации [ НЛГ 25, п. 4.8–4.10] | Уровень компетенций разработчика эксплуатационной документации | Повышенная вероятность усугубления особой ситуации при летной эксплуатации СГС |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 в части характеристик управляемости и маневренности СГС на сверхзвуковом режиме полета [ НЛГ 25, п. 25.143–25.149] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недостаточная управляемость и маневренность СГС на сверхзвуковом режиме полета |
| Отсутствие учета значительного изменения характеристик маневренности, устойчивости, управляемости и балансировки СГС при переходе от одного режима полета к другому, например при переходе от дозвукового режима полета к сверхзвуковому и обратно [ НЛГ 25, п. 25.143(b), 25.143–25.181]. | Уровень компетенций конструктора | 1. Невозможность установившегося и управляемого полета или потребность в исключительном мастерстве, быстроте реакции или физической силе пилота при управлении СГС.2. Превышение ограничений по эксплуатационной перегрузке СГС |
| Отсутствие учета возможности отказа системы перекачки топлива, если она применяется как дополнительное средство балансировки самолета при переходе от дозвукового полета к сверхзвуковому и обратно | Уровень компетенций конструктора | 1. Невозможность балансировки самолета на сверхзвуковом режиме полета.2. Недостаточная устойчивость при переходе от сверхзвукового полета к дозвуковому |
| Отсутствие учета резкого ухудшения характеристик устойчивости и управляемости при отказе автоматической системы управления на дозвуковых режимах полета СГС вследствие низкой эффективности аэродинамических органов управления из-за большой стреловидности крыла и оперения | Уровень компетенций конструктора | Недостаточная устойчивость и управляемость на дозвуковых режимах полета |
| Отсутствие необходимого методического обеспечения, лабораторного оборудования, а также испытательной базы для доказательства прочности конструкции СГС с учетом особенностей его функционирования [ НЛГ 25, п. 25.307] | Методическое и материальное обеспечение процесса разработки СГС | Недостаточная прочность и жесткость конструкции СГС |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 в части приращения перегрузки при выходе на границу бафтинга или на большие углы атаки в крейсерском полете на сверхзвуковых скоростях [ НЛГ 25, п. 25.251(a*)] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недостаточная прочность конструкции |
| Отсутствие учета перераспределения нагрузок на конструкцию СГС при переходе от дозвукового к сверхзвуковому обтеканию [ НЛГ 25, п. 25.301] | Уровень компетенций конструктора | Недостаточная прочность и (или) жесткость конструкции на режимах сверхзвукового полета |
| Отсутствие учета специфики сверхзвукового полета в методике расчета характерных воздушных скоростей, маневренных перегрузок, нагрузок от атмосферной турбулентности и других нагрузок, включая нагрузки на органы управления (рули, элероны, интерцепторы и др.) [ НЛГ 25, п. 25.335–25.459] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недостаточная прочность и (или) жесткость конструкции на режимах сверхзвукового полета |
| Применение материалов для изготовления элементов конструкции СГС без учета окружающих условий, ожидаемых в эксплуатации, таких как температура [ НЛГ 25, п. 25.603] | Уровень компетенций конструктора | Недостаточная прочность и долговечность элементов конструкции |
| Отсутствие необходимого методического обеспечения, лабораторного оборудования, а также испытательной базы для доказательства пригодности использования материалов в конструкции СГС с учетом температурного режима работы [ НЛГ 25, п. 25.603, 25.613] | Методическое и материальное обеспечение процесса разработки СГС | Недостаточная прочность, жесткость и долговечность конструкции СГС |
| Отсутствие необходимого методического обеспечения, лабораторного оборудования, а также испытательной базы для доказательства пригодности новых технологических процессов изготовления элементов конструкции СГС с учетом температурного режима работы [ НЛГ 25, п. 25.605] | Методическое и материальное обеспечение процесса разработки СГС | Недостаточная прочность, жесткость и долговечность конструкции СГС |
| Отсутствие конструктивных мероприятий по обеспечению температурного режима поверхностей интерьера, до которых могут дотронуться пассажиры и члены экипажа на этапе сверхзвукового полета из-за нагрева внешней поверхности СГС [ НЛГ 25, п. 25.831(i*)] | Уровень компетенций конструктора | Превышение допустимого уровня температуры поверхностей интерьера |
| Отсутствие учета влияния нагрева обшивки, остекления кабины экипажа и пассажирской кабины, а также других элементов конструкции самолета на их прочность и долговечность | Уровень компетенций конструктора | Недостаточная прочность и долговечность элементов конструкции |
| Отсутствие учета влияния нагрева шин колес шасси в продолжительном крейсерском полете с большими числами Маха на их прочность и износостойкость | Уровень компетенций конструктора | Недостаточная прочность и износостойкость шин |
| Отсутствие учета возможности воспламенения топливных баков из-за аэродинамического нагрева поверхности СГС на сверхзвуковом режиме полета | Уровень компетенций конструктора | Возможность воспламенения топливных баков |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 в части обеспечения аэроупругой устойчивости [ НЛГ 25, п. 25.629] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недостаточная аэроупругая устойчивость (возможность возникновения флаттера, дивергенции, реверса органов управления) |
| Отсутствие необходимого методического обеспечения, лабораторного оборудования, а также испытательной базы для доказательства выполнения требований по аэроупругой устойчивости [ НЛГ 25, п. 25.629] | Методическое и материальное обеспечение процесса разработки СГС | Недостаточная аэроупругая устойчивость (возможность возникновения флаттера, дивергенции, реверса органов управления) |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 в части птицестойкости лобовых стекол кабины экипажа [ НЛГ 25, п. 25.775(b)] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недостаточная или избыточная прочность лобовых стекол |
| Отсутствие необходимого методического обеспечения, лабораторного оборудования, а также испытательной базы для доказательства безопасности аварийной посадки СГС на воду, если запрашивается сертификат на обеспечение аварийного приводнения [ НЛГ 25, п. 25.801] | Методическое и материальное обеспечение процесса разработки СГС | Недостаточная безопасность аварийного приводнения СГС |
| Недопонимание необходимости конструктивных мероприятий по обеспечению допустимого уровня озона в кабине [ НЛГ 25, п. 25.832] | Уровень компетенций конструктора | 1. Отсутствие на борту средств оценки уровня озона.2. Превышение норм уровня озона в кабине |
| Отсутствие необходимого методического обеспечения, лабораторного оборудования, а также испытательной базы для доказательства безопасности герметических кабин с учетом опасности взрывной декомпрессии на больших высотах полета, характерных для СГС [ НЛГ 25, п. 25.841, 25.843] | Методическое и материальное обеспечение процесса разработки СГС | Недостаточная безопасность герметических кабин |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 к пилотажно-навигационным приборам, в том числе в части сигнализатора воздушной скорости СГС [ НЛГ 25, п. 25.1303(с)(1)] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Необоснованная звуковая сигнализация о превышении допустимой скорости или числа Маха |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 к системе индикации воздушной скорости СГС [ НЛГ 25, п. 25.1323(с), (d), (e)] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недопустимая погрешность в измерении воздушной скорости |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 к системе статического давления [ НЛГ 25, п. 25.1325(e)] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недопустимая погрешность в измерении барометрической высоты |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 к защитному дыхательному оборудованию СГС [ НЛГ 25, п. 25.1439(b)(5)] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недостаточный уровень и продолжительность подачи защитного кислорода |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 к количеству кислорода на борту СГС [ НЛГ 25, п. 25.1441А, 25.1443, 25.1447] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недостаточное количество кислорода на борту СГС и (или) неправильное его распределение по потребителям |
| Отсутствие обоснованных требований в НЛГ 25 к герметичности системы восприятия воздушных давлений [ НЛГ 25, п. 8.2.5.9] | Нормы летной годности НЛГ 25 | Недостаточная точность измерения воздушной скорости при больших скоростях полета |
| Недопонимание необходимости оценки уровня шума на местности от двигателей и оценки уровня шума на местности от звукового удара | Уровень компетенций конструктора | 1. Отсутствие на борту средств оценки шума на местности.2. Нарушение норм по шуму на местности в полете |
| Недопонимание необходимости оценки дозы облучения экипажа и пассажиров | Уровень компетенций конструктора | 1. Отсутствие на борту средств оценки дозы излучения.2. Нарушение норм по дозе излучения на борту |