[ ФАП ] [ к ФАП ] [ Устав ] [ Инструкция ] [ Наставления ] [ ВТТ_МДП ] [ Квал-я ]

ВТТДМДП-87

Временные технические требования к моторным дельтапланам

                                    Утверждены заместителем председателя ЦК ДОСААФ Харламовым С.И.  10.05.1987г.

Мотодельтапланом (МДП) называется моторный сверхлегкий летательный аппарат, аэродинамическая несущая поверхность которого формируется под воздействием воздушного потока и управление которым осуществляется за счет перемещения центра масс относительно крыла.

Типичный МДП состоит из следующих элементов: крыла дельтаплана, включающего каркас из металлических труб и тканевую обшивку, подвесной системы, на которой размещены силовая установка, шасси, приборное оборудование. Крыло крепится к подвесной системе шарниром, имеющим как минимум две степени свободы.

1. Общие положения.

1.1.   Назначение.

Настоящие требования являются минимальными требованиями, необходимыми для обеспечения безопасного полета по условиям прочности, летных характеристик и эксплуатации МДП.

1.2.   Область применения.

Временные требования распространяются на МДП с массой конструкции до 150 кг , построенные в дельтаклубах ДОСЛАФ в единичных экземплярах или в небольшом количестве.

2. Прочность.

2.1. Нагрузки.

Расчеты и испытания на прочность выполняются для наиболее тяжелых случаев нагружения. При этом допустимые эксплуатационные перегрузки   nу mах = +4,    nу min = - 2.

2.2. Коэффициент безопасности.

Для определения расчетных нагрузок вводится коэффициент безопасности f = 1,5 и расчетная нагрузка определяется по формуле Рр = f×ny×mo, где mо -- максимальная взлетная масса МДП.

2.3. Повышенные коэффициенты безопасности.

Коэффициент безопасности следует принять f = 3, если:

        а) существует неясное представление о действительном нагружении

силовых элементов;

       б) считают, что при нормальном обращении в эксплуатации происходит уменьшение прочности;

       в) прочность силовых элементов изменяется вследствие отклонения

размеров при изготовлении из-за неточности измерений.

        Для отдельных элементов принимаются следующие коэффициенты безопасности:

        - поковки - 2;

        - литые детали - 2;

        - окантовка отверстий - 3;

        - узел подвески подвесной системы - 5;

        - обшивка - 5;

        - канаты - 2;

        - сварные детали - 2.

2.4. Усталостная прочность.

В силовых элементах должны отсутствовать места с опасными концентраторами напряжений, которые могут стать причиной развития усталостных разрушений.

                        2.5. Определение соответствия.

Определение соответствия силовой системы требованиям прочности осуществляется расчетным и экспериментальным путем. Обязательным испытаниям на прочность подлежат:

        - крыло;

        - узел подвески подвесной системы;

        - подвесная система;

        - крепление силовой установки;

        - шасси;

        - кресло пилота (пассажира);

        - крепление бензобака.

3. Конструктивные элементы.

3.1. Сборка.

Должна быть полностью исключена возможность неправильной сборки путем конструктивного исполнения или нанесения четкой нестирающейся маркировки.

3.2. Каркас крыла.

       3.2.1. Исполнение конструкции каркаса должно исключать повреждения основных элементов конструкции при сборке, разборке или в полете.

       3.2.2. Конструкция каркаса должна быть усилена во всех местах, где

сочетаются максимальные нагрузки с ослаблением сечений.

       3.2.3. Минимальная длина соединительных труб должна быть равна их

утроенному диаметру.

       3.2.4. Должна быть исключена возможность деформации и повреждения труб при их сборке.

3.3. Обшивка крыла.

       3.3.1. Изготовление обшивки допускается только из каландрированных

лавсановых тканей или типа дакрон с удельным весом не менее 160 г/м2.

3.3.2. Все нагруженные швы должны быть выполнены с зигзагообразной строчкой, концы их должны быть закреплены этой строчкой и оплавлены, швы не должны стягивать ткань и приводить к образованию складок.

  3.3.3. При пошиве обшивки должны применяться нитки из синтетических волокон с прочностью не менее 1,5 кгс на разрыв.

3.3.4. Все элементы обшивки, имеющие концентраторы напряжений, должны быть усилены таким образом, чтобы при разрушающей нагрузке эти элементы остались неразрушенными.

  3.3.5. Должна быть исключена возможность повреждения швов при эксплуатации.

       3.3.б. Задняя кромка должна быть усилена лентой из однородной с обшивкой ткани, суммарной шириной не менее 30 мм .

       3.3.7. Технология изготовления усилений должна быть такой, чтобы не

имелось возможности появления концентраторов напряжений.

3.4. Растяжки.

       3.4.1. Канаты должны быть двойной свивки 7×7 (7 жилок по 7 проволок)

или 6х19 (6 жилок по 19 проволок) и иметь антикоррозионное покрытие.

       3.4.2. Заделка канатов должна быть не менее прочной, чем сам канат, материал заделки должен сочетаться с канатом по коррозионной стойкости.

       3.4.3. Конструкция заделки должна обеспечивать возможность обнаружения понижения ее прочности во время эксплуатации.

3.4.4. Допускается применение заделки, выполненной обжимкой или закруткой трубчатых гильз из медных сплавов, длиной не менее 40 мм и толщиной стенки более 0,5 мм .    .

       3.4.5. Применение натяжных устройств допускается только на верхних канатах, они должны иметь надежную фиксацию.

3.5. Детали каркаса и подвесной системы.

       3.5.1. Детали каркаса должны надежно функционировать в диапазоне

температур от +50 до -30˚С.

       3.5.2. Должен быть полностью исключен контакт разнородных материалов, сочетание которых способствует повышенной коррозии.

       3.5.3. Должна быть исключена возможность ранения пилота выступающими частями конструкции при грубой посадке.

3.6. Узел подвески подвесной системы.

3.6.1. Узел подвески подвесной системы должен обеспечивать возможность вращения крыла относительно подвесной системы как минимум в двух плоскостях, в диапазоне, обеспечивающем необходимую эффективность управления и, как минимум, в диапазоне возможного перемещения рук пилота при управлении.

3.6.2. Обязательным является дублирование узла подвески дополнительным силовым элементом, в качестве которого может быть применен фал, выдерживающий разрывное усилие не менее 1000 кг .

3.6.3. Величина силы трения в узле подвески не должна превышать 3 кгс на плече 1,5 м

3.7. Подвесная система.

3.7.1. Конструкция подвесной системы должна обеспечивать возможность простой и удобной компоновки кресла, шасси, силовой установки, приборного оборудования.

   3.7.2. Выступающие детали подвесной системы не должны мешать

пилоту в управлении аппаратом при любых режимах полета.

3.7.3. Должна быть обеспечена надежная фиксация пилота, пассажира. Замок привязных ремней пилота и пассажира должен иметь возможность быстрого раскрытия. Привязные ремни и элементы их крепления должны выдерживать перегрузку, равную 20 ед.

3.7.4. Кресла пилота и пассажира должны быть скомпонованы так, чтобы не возникало утомление при длительном пребывании в полете. Рекомендуется, чтобы расстояние от чашки сиденья до земли было не менее 30 см . При посадке с вертикальной перегрузкой, равной 5g, не должно происходить разрушение элементов конструкции подвесной системы, ограждающих пилота, а величина перемещения чашки сиденья не должна превышать 30 см .

3.7.5. Рекомендуется, чтобы при любом столкновении с препятствием на скорости 50 км/час, не происходило разрушение подвесной системы, а деформации всех элементов, ограждающих пилота, должны распространяться наружу.

3.8. Шасси.

       3.8.1. Допускается применение шасси без амортизаторов.

       3.8.2. Переднее колесо должно быть управляемым.

       3.8.3. Пневматики должны оставаться работоспособными при полном нарушении герметичности.

3.9. Крепежные детали.

       3.9.1. Все крепежные детали должны иметь надежную фиксацию и контровку. Допускается одноразовое применение самоконтрящихся гаек.

       3.9.2. В резьбовом крепеже усилие среза не должно передаваться через

резьбовую часть.

4. Летные характеристики, устойчивость и управляемость.

4.1. Эксплуатационные ограничения.

4.1.1. Максимальная полетная масса МДП, при которой определяются летные характеристики, выбирается из условия того, чтобы удельная нагрузка на крыло была не более 20 кг/м².

       4.1.2. Минимальная полетная масса выбирается из условия того, что

удельная нагрузка на крыло не может быть менее 6 кг/м².

       4.1.3. Масса конструкции МДП без учета массы съемного оборудования должна быть не более 150 кг .

       4.1.4. Размещение груза, пассажира не должно приводить к изменению

положения центра масс подвесной системы более чем на 5% в долях САХ.

       4.1.5. Масса топлива в баке МДП должна быть не более 20 кг .

       4.1.6. Максимальное аэродинамическое качество МДП должно быть

не менее 3.

       4.1.7. Скорость сваливания при максимальной полетной массе должна

быть не более 55 км/час.

       4.1.8. Максимальная скорость полета при минимальной полетной массе должна быть не менее 60 км/час.

       4.1.9. Минимальная скороподъемность при максимальной полетной массе и двигателе, работающем на взлетном режиме, должна быть не менее 1м/с.

4.2. Взлет.

       4.2.1. Требования к взлетным характеристикам должны удовлетворяться

в условиях нормальной работы двигателя.

4.2.2. МДП должен обладать характеристиками, которые при отказе двигателя в любой точке взлетной дистанции и любом режиме набора высоты обеспечивали бы возможность безопасного прекращения взлета и посадки.

4.2.3. При наборе высоты на протяжении всей части воздушного участка наклон траектории в каждой точке должен быть положительным.

4.2.4. Максимально допустимая скорость руления определяется из условия того, чтобы не происходило опрокидывание МДП вбок при выполнении разворотов на земле.

4.2.5. Безопасная скорость взлета должна быть не менее 1,05 от скорости сваливания и достигаться при любом, допустимом условиями эксплуатации, положении рулевой трапеции.

       4.2.6. При движении МДП по взлетно-посадочной площадке к нему предъявляются следующие требования:

       - МДП должен без тормозов выдерживать заданные направление при разбеге и пробеге;

- при всех возможных в эксплуатации скоростях движения по земле и боковом ветре до 10 м/с МДП должен обладать хорошей устойчивостью и управляемостью

4.3. Полет.

4.3.1. Скорость полета по маршруту должна быть равной балансировочной скорости и составлять не менее 1,15 от скорости сваливания и не более 0,85 от максимальной эксплуатационной скорости.

4.3.2. Практический потолок МДП принимается равным высоте, на которой вертикальная скорость равна 0,5 М/С и должен быть не менее 1000 м .

4.3.3. Должна обеспечиваться возможность выполнения полета, как на большой, так и на малой (1- 2 м ) высоте. При этом от пилота не должно требоваться особого мастерства.

4.4. Посадка и уход на второй круг.

4.4.1. При снижении как с работающим, так и с неработающим двигателем во всем диапазоне перемещений рулевой трапеции не должно допускаться превышение установленных предельных скоростей.

       4.4.2. Минимальная скорость снижения с неработающим двигателем

должна быть не более 4 м/с.

       4.4.3. Минимальная высота ухода на второй круг при заходе на посадку с задросселированным двигателем должна быть не более 5 м .

4.4.4. Выполнение захода на посадку и посадки не должно требовать от пилота особого мастерства. Скорость захода на посадку должна быть не менее 1,25 скорости сваливания и не менее балансировочной скорости.

4.4.3. Вертикальная скорость в момент касания земли должна быть не более 1 м/с. Не должно быть тенденций к резкому взмыванию, капотированию и рысканию.

4.5. Устойчивость и управляемость.

       4.5.1. Характеристики устойчивости и управляемости должны обеспечивать:

       - наибольшую простоту управления;

       - максимальные ограничения МДП от выхода на недопустимые режимы полета (в том числе при отказе двигателя);

       - не требовать чрезмерного внимания и физического напряжения при выполнении маневров.

4.5.2. Должна обеспечиваться возможность простого перехода от одного режима к другому и выполнения всех предусмотренных маневров прирезком изменении режима работы двигателя, скорости полета, углов атаки, крена, скольжения при наборе высоты и снижении, а также в момент отказа двигателя.

4.5.3. Не должно ощущаться приращение момента тангажа при изменении крена или скольжения и приращение моментов рыскания и крена при изменении тангажа.

4.5.4. Должны отсутствовать тенденции к неуправляемому вращению, к самопроизвольному изменению углов крена и скольжения, перегрузок и скорости полета.

       4.5.5. Максимальные усилия на рулевой трапеции при пилотировании не должны превышать по абсолютной величине:

                                  35 кгс - при управлении по тангажу

                                  20 кгс - при управлении по крену

       4.5.6. Усилия, действующие продолжительно, не должны превышать

                                 2,5 кгс при управлении по тангажу  

                                 1,5 кгс при управлении по крену

4.5. 7. Усилия на рулевой трапеции, необходимые для вывода МДП на максимальный эксплуатационный угол атаки, должны составлять не менее 10кг.

       4.5.8. МДП должен быть устойчив по скорости на всех эксплуатационных режимах полета.

4.5.9. Балансировка мдп должна обеспечиваться на всех режимах работы двигателя при любом возможном положении рулевой трапеции, а так-же при неработающем двигателе.

4.5.10. Колебательные движения МДП как с зафиксированным, так и с

освобожденным управлением должны быть затухающими.

4.5.11. Допускается небольшая спиральная неустойчивость, при этом от пилота не должно требоваться энергичного вмешательства для сохранения угла крена, а величина угла крена, при котором МДП совершает установившийся разворот с освобожденной рулевой трапецией, не превышает 45˚.

4.5.12. Эффективность поперечного управления должна обеспечивать вывод МДП из установившегося разворота с креном 30˚ и ввод в разворот противоположного направления с креном 30˚ за время не более чем 10с.

4.5.13. Эффективность путевого и поперечного управления должна обеспечивать возможность взлета, захода на посадку и посадки с парированием бокового ветра 6 м/с.

4.5.14. Изменение режима работы двигателя не должно заметно влиять на эффективность путевого и поперечного управления.

4.5.15. В спокойной атмосфере МДП должен совершать полет с освобожденной рулевой трапецией в течение 5 с, при этом изменение параметров не должно требовать от пилота энергичного вмешательства в управление для предотвращения затягивания в глубокий крен.

4.5.16. МДП должен иметь балансировочную скорость (скорость полета с освобожденной рулевой трапецией) на режиме прямолинейного установившегося полета в диапазоне перемещения рулевой трапеции 40% - 60% от полного угла ее поворота.

4.5.17. При наличии двух двигателей отказ одного из них не должен приводить к выходу МДП на опасные, по оценке пилота, режимы полета. Должна быть обеспечена возможность балансировки по всем осям при одном работающем двигателе.

4.6. Безопасность полета при возникновении особых ситуаций.

4.6.1. Характеристики переходных процессов при внезапном отказе двигателя должны быть такими, чтобы при невмешательстве пилота в управление на режимах:

        - установившегося набора высоты;

        - горизонтального полета;

        - снижения

исключался выход МДП на опасные углы атаки.

4.6.2. Эффективность управления должна быть достаточной для маневрирования и захода на посадку при снижении с неработающим двигателем.

4.6.3. В случае приближения к критическим углам атаки должны возникать заметные для пилота естественные отчетливые предупреждающие признаки. МДП не должен сваливаться на крыло при рулевой трапеции, полностью отданной от себя на любых режимах полета при отсутствии боковых        возмущений.

4.6.4. При сваливании на крыло вследствие воздействия боковых возмущений расход высоты на вывод МДП недолжен превышать 15 м , при этом МДП не должен попадать в опасные положения. Вывод МДП из сваливания должен обеспечиваться обычными методами пилотирования без превышения ограничений по скорости и перегрузке. Крен при этом не должен превышать 30˚.

5. Силовая установка.

5.1. Двигатель и его крепление.

       5.1.1. Допускается использование серийных и опытных мотоциклетных, лодочных и других двигателей, а также экспериментальных двигателей.

       5.1.2. Крепление двигателя к подвесной системе должно быть простым,

надежным и обеспечивать снижение вибраций.

       5.1.3. Узлы крепления двигателя должны обеспечивать возможность его работы при поломке одного из них.

       5.1.4. При поломке одного из узлов крепления должны возникать четкие и ясные, сигнализирующие об этом, признаки.

5.1.5. Двигатель должен быть размещен так, чтобы при разрушении одного из узлов крепления или при поломке винта не возникло опасности для пилота или пассажира.

5.2. Топливная система.

        5.2.1. Система должна обеспечивать надежную подачу топлива ко всем

двигателям при любых режимах полета в воздухе и на земле.

 5.2.2. Материал бака и других элементов системы не должен подвергаться коррозии и разрушению при работе на предусмотренных сортах топлива.

 5.2.3. Топливная система должна быть оборудована указателем остатка топлива в баке.

        5.2.4. Не допускается наличие течи в любых элементах топливной

системы.

5.3. Система запуска.

        5.3.1. Система запуска должна обеспечивать надежный запуск двигателя на земле.

        5.3.2. Конструкция и устройство системы должно быть таким, чтобы

перед выполнением запуска не требовалось бы какой-либо специальной

регулировки или настройки системы двигателя. Должна исключаться возможность возникновения очагов пламени, способных вызвать пожар.

 5.3.3. Должна быть обеспечена возможность быстрого прекращения запуска путем выключения тумблера зажигания.

5.4. Управление силовой установкой.

        5.4.1. Система управления оборотами двигателя должна обеспечивать

плавное изменение тяги без скачков и провалов.

        5.4.2. Изменение оборотов двигателя с помощью рукоятки или педали

не должно требовать от пилота чрезмерных усилий.

 5.4.3. При наличии двух двигателей должна быть обеспечена возможность синхронного изменения их оборотов. Допускается применение для каждого двигателя как отдельной, так и общей системы управления.

5.5. Воздушные винты.

        5.5.1. Воздушный винт с его агрегатами должен быть спроектирован и

изготовлен так, чтобы обеспечивалась надежная эксплуатация как на земле,

так и в воздухе на всех режимах работы двигателя.

 5.5.2. Воздушный винт должен быть сбалансирован статически, динамически и аэродинамически так, чтобы радиальное биение лопастей составило не более 5 мм , а осевое биение концов лопастей не более 10 мм.

5.5.3. Допускается использование только деревянных винтов.

5.6. Система выхлопа.

 5.6.1. Система выхлопа должна быть скомпонована и сконструирована таким образом, чтобы не допустить перегрева прилегающих элементов конструкции.

 5.6.2. Система выхлопа должна исключать воздействие горячих газов на элементы конструкции.

6. Оборудование.

6.1. Пилотажно-навигационное оборудование.

        6.1.1. На МДП должны быть установлены следующие указывающие приборы:

        - указатель скорости;

        - вариометр;

        - указатель остатка топлива.

6.2. Радиосвязное оборудование.

       6.2.1. В пределах визуальной видимости допускается выполнение полетов на МДП без радиосвязного оборудования.

6.3. Размещение приборного оборудования.

6.3.1. Приборы, установленные на приборной доске должны быть хорошо видимыми, а приборная доска не должна ухудшать обзор.

       6.3.2. Приборная доска должна располагаться по возможности симметрично относительно вертикальной оси симметрии подвесной системы.

       6.3.3. Должно быть исключено влияние вибраций приборной доски на показания приборов в полете.

7. Требования к руководству по летной эксплуатации (РЛЭ).

7.1. Общие требования.

7 .1.1.РЛЭ должно содержать все сведения по летной эксплуатации и технике пилотирования, необходимые для обеспечения требуемого уровня безопасности полетов.

7.1.2. Расположение и форма представления информации РЛЭ должны

обеспечивать максимальную простоту и усвоение.

7.1.3. Указания и рекомендации в РЛЭ должны быть сформулированы четко и кратко, и не должна допускаться возможность неоднозначного их толкования.

7.2. Ограничения.

        7.2.1. В РЛЭ должны быть указаны следующие ограничения по скорости:

        - скорость сваливания с максимальной и минимальной взлетной массой;

        - максимально допустимая скорость полета при минимальной и максимальной взлетной массе.

        7.2.2. В РЛЭ должны быть указаны следующие ограничения по массе:

        - минимально допустимая взлетная масса;

        - максимально допустимая взлетная масса;

        - допустимые положения точки подвески;

        - допустимый диапазон изменения масс подвесной системы.

        7.2.3. В РЛЭ должны быть указаны для максимальной и минимальной

взлетной массы:

        - минимальная потребная длина разбега;

        - минимальная потребная взлетная дистанция до набора высоты 5 м ;

        - минимальная посадочная дистанция при снижении с высоты 5 м ;

        - минимальная длина пробега.

Потребные длины и дистанции получаются путем увеличения располагаемых длин и дистанций на 30%.

7.3. Содержание.

        7.3.1. В РЛЭ должны быть освещены следующие вопросы подготовки

к полетам:

        - предполетная подготовка и осмотр;

        - запуск и опробование двигателя;

        - подготовка к рулению и руление.

        - порядок взлета и набора высоты, захода на посадку и посадки;

        - выполнение горизонтального полета;

        - рекомендации по выбору режима полета и определению скорости ветра.

       7.3.3. В РЛЭ должны быть приведены рекомендации для пилота по действию в особых случаях:

       - попадание в зону сильной турбулентности;

       - попадание во Флаттерное пикирование;

       - сваливание в штопор;

       - частичная поломка в воздухе;

       - отказ двигателя и выполнение вынужденной посадки.

8. Требования к испытаниям.

8.1 Статические испытания.

       8.1.1. Статические испытания должны быть проведены по специальной программе.

8.1.2. В программу испытаний должны быть включены испытания при нагрузках, предусмотренных требованиями к прочности, изложенными в главе 2, и являющимися расчетными для основных частей и элементов конструкции МДП.

8.1.3. Перед началом испытаний должен быть про изведен тщательный осмотр поверхности всех частей МДП и отмечены все имеющиеся дефекты в виде вмятин, складок и неровностей.

8.1.4. Испытываемую конструкцию следует сначала нагрузить распределенной нагрузкой до 50% от расчетной разрушающей. После чего конструкция разгружается и определяется наличие остаточных деформаций.

8.1.5. Затем нагрузку увеличивают до 70% расчетной и выдерживают ее в течение 10 мин. После чего нагрузка снимается и проверяется наличие остаточных деформаций. При этих условиях нагружения остаточных деформаций не допускается.

8.1.6. Испытания крыла проводятся путем нагружения его грузами. В варианте нагружения с положительной перегрузкой крыло закрепляется в пяти точках: носовом узле, узлах стыковки поперечины с боковой трубой, в хвостовом узле и узле подвески системы.

После этого оно нагружается распределенной нагрузкой, причем центр масс системы грузов в каждом сочетании должен располагаться примерно на 1/3 хорд от передней кромки.

При испытаниях с отрицательной перегрузкой из обшивки удаляются латы.

        8.1.7. При испытаниях узла подвески подвесной системы, кресел, крыло вывешивается аналогично п.8.1.6. в полетном положении и нагружение осуществляется сосредоточенными грузами в местах их приложения.

       8.1.8. для испытаний шасси подвесная система устанавливается на земле и нагружается сосредоточенными грузами аналогично п.8.1.7.

       8.1.9. Исходными данными для испытаний креплений бензобака и силовой установки является сосредоточенная масса этих элементов.

8.1.10. для подтверждения оценки соответствия МДП рекомендациям п.3.7.4. и п.3.7.5. могут быть представлены соответствующие расчеты или результаты прочностных испытаний подвесной системы путем сбрасывания ее с соответствующей высоты. В последнем случае все основные силовые элементы конструкции, а также элементы, имеющие остаточные деформации, должны быть заменены.

8.2. Облет мдп.

8.2.1. Облет МДП должен проводиться по специальной программе (типовая программа - приложение 1), позволяющей сделать оценку соответствия летных свойств МДП требованиям, изложенным в разделе 4.

  8.2.2. Облет МДП на предельных по условиям прочности режимах полета не требуется.

       8.2.3. При отсутствии регистрирующей и записывающей аппаратуры

облет по полной программе проводится как минимум двумя пилотами.

       8.2.4. Выполнение различных маневров при испытаниях должно быть

зафиксировано с помощью кинофотоаппаратуры.

8.3. Испытания силовых установок.

       8.3.1. Программа контрольных испытаний силовых установок должна

включать:

       - два запуска (один из них - холодный);

       - обкатку двигателя на режиме малого газа в течение 15 мин.;

       - работу на максимальном продолжительном режиме в течение  2.30ч.;

       - работу на максимальном взлетном режиме в 10 запусков по 2 мин,

1запуск - 5 мин.;

- 10 проб приемистости с режима малого газа до взлетного режима и 10 проб дросселирования с взлетного режима до режима малого газа, при этом педаль управления дроссельной заслонкой должна перемещаться не более чем за 1 сек.

       Во время испытаний должны проводиться проверки отсутствия течи, деформации крепления, повреждений крепления, винта и т. д.

       8.3.2. При облете МДП должны быть проведены и уточнены следующие особенности работы двигателя:

       - приемистость при уходе на второй круг;

       - уровень вибраций;

       - эксплуатационные и прочностные качества воздушных винтов;

       - работоспособность двигателей при всех предусмотренных маневрах;

       - расходы топлива на различных режимах.

9. Документация.

9.1. Документация, необходимая для допуска мотодельтаплана к облету.

9.1.1. Вся документация должна быть подписана лицами, выполняющими расчеты и испытания, и утверждена руководителем дельтапланерного клуба.

       9.1.2. Допуск МДП к облету осуществляется Технической комиссией на основании следующих документов:

       - прочностных и аэродинамических расчетов;

       - протоколов статических испытаний;

       - протоколов наземных испытаний силовой установки;

       - формуляра (приложение 2);

       - руководства по летной эксплуатации (приложение 3).

К протоколам испытаний должны быть приложены фотографии, свидетельствующие о проведении испытаний, а при необходимости и схемы нагружений. В протоколах должны быть подробно описаны методы испытаний и дан анализ результатов с мотивированными заключениями.

9.2. Документы по облету.

9.2.1. По результатам облета составляется отчет с подробным изложением результатов. К отчету прилагаются кинофотоматериалы, а также записи полетной информации, если таковые имеются. В отчете должно быть дано мотивированное заключение о пригодности МДП к летной эксплуатации.

9.2.2. На основании документов, поименованных выше, заполняется формуляр МДП.

9.3. Допуск к полетам.

9.3.1. Заключение о годности к полетам заносится Председателем Технической комиссии в удостоверение летной годности, являющееся частью формуляра МДП.

9.3.2. Ресурс МДП устанавливается и продлевается Технической комиссией на основании данных по эксплуатации однотипных МДП - лидеров СССР и за рубежом.

9.3.3. Допуск мотодельтапланов к летной эксплуатации осуществляется Техническими комиссиями штатных дельтапланерных клубов ДОСААФ, республиканских, г. Москвы, г. Ленинграда федераций дельтапланерного спорта, зональных (по РСФСР) федераций дельтапланерного спорта.

Типовая программа облёта МДП

          Приведенная программа облета может быть сокращена по содержанию и объему, если Техническая комиссия считает объем летных испытаний, полученный в результате сокращения, достаточным для подтверждения соответствия Временным техническим требованиям.