Joint Aviation Requirements jar–25 Large Aeroplanes

(a) Each engine and auxiliary power unit

mount and its supporting structure must be

designed for a limit load factor in a lateral

direction, for the side load on the engine and

auxiliary power unit mount, at least equal to the

maximum load factor obtained in the yawing

conditions but not less than –

(1) 1·33; or

(2) One-third of the limit load factor

for flight condition A as prescribed in JAR

25.333 (b).

(b) The side load prescribed in sub-paragraph

(a) of this paragraph may be assumed

to be independent of other flight conditions.

1. 
   Всеки възел за закрепване на двигателя и СЕА и неговата поддържаща конструкция трябва да са проектирани за ограничаващ коефициент на претоварване в странично направление при страничното натоварване на възлите за окачване на двигателя и СЕА, поне равен на максималния коефициент на претоварване, получен в условията на попътно завъртане на самолета, но не по-малък от –
   

1. 
   1,33 или;
   

2. 
   1/3 от ограничаващия коефициент на претоварване за условие на полета “А”, както е описано в JAR 25.333(b).
   

2. 
   Страничното натоварване, описано в пункт (а) на този параграф може да се приеме, като независимо от другите полетни условия.
   

For aeroplanes with one or more pressurised

compartments the following apply:

(a) The aeroplane structure must be strong

enough to withstand the flight loads combined

with pressure differential loads from zero up to

the maximum relief valve setting.

(b) The external pressure distribution in

flight, and stress concentrations and fatigue

effects must be accounted for.

(c) If landings may be made with the

compartment pressurised, landing loads must be

combined with pressure differential loads from

zero up to the maximum allowed during landing.

(d) The aeroplane structure must be strong

enough to withstand the pressure differential loads

corresponding to the maximum relief valve setting

multiplied by a factor of 1·33, omitting other

loads.

(e) Any structure, component or part, inside

of which could interfere with continued safe flight

and landing, must be designed to withstand the

effects of a sudden release of pressure through an

opening in any compartment at any operating

altitude resulting from each of the following

conditions:

(1) The penetration of the compartment

by a portion of an engine following an engine

disintegration.

(2) Any opening in any pressurised

compartment up to the size Ho in square feet;

however, small compartments may be

combined with an adjacent pressurised

compartment and both considered as a single

compartment for openings that cannot

reasonably be expected to be confined to the

small compartment. The size Ho must be

computed by the following formula:

Ho = PAs

Ho = maximum opening in square feet,

need not exceed 20 square feet.

P = 6240

As = maximum cross sectional area of the

pressurised shell normal to the

longitudinal axis, in square feet; and

(3) The maximum opening caused by

aeroplane or equipment failures not shown to

be extremely improbable.

(See ACJ 25.365 (e).)

(f) In complying with sub-paragraph (e) of

this paragraph, the fail-safe features of the design

may be considered in determining the probability

of failure or penetration and probable size of

openings, provided that possible improper

operation of closure devices and inadvertent door

openings are also considered. Furthermore, the

resulting differential pressure loads must be

combined in a rational and conservative manner

with 1 g level flight loads and any loads arising

from emergency depressurisation conditions.

These loads may be considered as ultimate

conditions; however, any deformation associated

with these conditions must not interfere with

continued safe flight and landing. The pressure

relief provided by the intercompartment venting

may also be considered.

(g) Bulkheads, floors, and partitions in

pressurised compartments for occupants must be

designed to withstand conditions specified in sub-paragraph

(e) of this paragraph. In addition,

reasonable design precautions must be taken to

minimise the probability of parts becoming

detached and injuring occupants while in their

1. 
   Конструкцията на самолета трябва да е достатъчно здрава, за да издържи полетните натоварвания, комбинирани с натоварванията от разликите в наляганията със стойности от нула до максималната зададена разлика в наляганията от настройката на предпазния клапан в системата за създаване на свръх налягане в херметичните помещения.
   

2. 
   Трябва да се пресметне разпределението на външното налягане в полет, концентрациите на напрежение и ефекта на умора на материала.
   

3. 
   Ако може да се извърши кацане със създадено свръх налягане в херметичните помещения, натоварванията при кацане трябва да се комбинират с натоварването от разликата в наляганията от стойност нула до максимално разрешеното по време на кацане.
   

4. 
   Конструкцията на самолета трябва да е достатъчно здрава, за да издържи натоварванията от разликата в наляганията, съответстващи на настройката на предпазния клапан в системата за създаване на свръх налягане в херметичните помещения, умножени с коефициент 1,33, с пренебрегване на другите натоварвания.
   

5. 
   Всякакви конструкции, компоненти или части, разположени вътре или извън херметичните помещения за създаване на свръх налягане, повредата на които би повлияла за безопасното продължение на полета и безопасното кацане, трябва да са проектирани да издържат действието на рязкото спадане на налягането през отвори във всяко помещение за всякакви експлоатационни височини на полета причинени от всяко едно от следните състояния:
   

1. 
   Попадане в помещението на част от двигателя поради разрушаване на двигателя.
   

2. 
   Всякакво разкритие във всяко херметично помещение с размер до H₀ (квадратен фут); може обаче да са комбинирани малки помещения със съседни херметични помещения и тогава и двете се приемат, като единно помещение за разкрития, които логично не се очакват да са в пределите на малките помещения. Размерът H₀ трябва да се изчисли посредством следната формула:
   

3. 
   Максималните разкрития причинени от повреди на самолета или оборудването, които са показали, че е вероятно да се случат.
   

6. 
   В съответствие с пункт (е) от този параграф, характеристиките на надеждност на конструкцията при разрушаване или отказ на отделни елементи от силовия скелет, могат да се вземат под внимание при определянето на възможността за повреда или попадане на високо-енергийни части от двигателите в херметичните помещения и възможните размери на разкритията в следствие на това, при условие че възможна неправилна експлоатация на входните врати и средствата за достъп до помещенията от към не херметичната им страна и непреднамереното отваряне на тези входни врати и средства за достъп също са отчетени. При това действащото натоварване от диференциалната разлика в наляганията, трябва да се комбинира по рационален и традиционен начин с 1g натоварване при хоризонтален полет и всякакви натоварвания възникнали от условията на бързо разхерметизиране. Тези натоварвания могат да се приемат, като крайни условия, обаче всякакви деформации свързани с тези състояния не трябва да пречат на безопасното продължение на полета и кацането. Трябва също така да се отчете предвиденото изпускане на налягането от херметичните помещения чрез вентилационни средства разположени между тях.
   

7. 
   Херметични прегради, подове и междинни прегради в помещенията със създадено свръх налягане за пътниците и членовете на екипажа трябва да се проектират, да издържат условията, определени от пункт (е) на този параграф. В допълнение, трябва да се вземат приемливи конструктивни предпазни мерки, за да се намали възможността от разрушаване на връзката между частите и елементите от конструкцията и това да доведе до нараняване на пътниците и членовете на екипажа, докато те са на своите местата.
   

(a) The aeroplane must be designed for the

unsymmetrical loads resulting from the failure of

the critical engine. Turbo-propeller aeroplanes

must be designed for the following conditions in

combination with a single malfunction of the

propeller drag limiting system, considering the

probable pilot corrective action on the flight

controls:

(1) At speeds between VMC and VD, the

loads resulting from power failure because of

fuel flow interruption are considered to be limit

loads.

(2) At speeds between VMC and VC, the

engine compressor from the turbine or from

loss of the turbine blades are considered to be

ultimate loads.

(3) The time history of the thrust decay

and drag build-up occurring as a result of the

prescribed engine failures must be

substantiated by test or other data applicable to

the particular engine-propeller combination.

(4) The timing and magnitude of the

probable pilot corrective action must be

conservatively estimated, considering the

characteristics of the particular engine-propeller-

aeroplane combination.

(b) Pilot corrective action may be assumed to

be initiated at the time maximum yawing velocity

is reached, but not earlier than two seconds after

the engine failure. The magnitude of the

corrective action may be based on the control

forces specified in JAR 25.397 (b) except that

lower forces may be assumed where it is shown by analysis or test that these forces can control the

yaw and roll resulting from the prescribed engine

failure conditions.

1. 
   Самолетът трябва да е проектиран за несиметрични натоварвания предизвикани от повреда на критичния двигател. Турбо-витловите самолети трябва да са проектирани за описаните по-долу състояния в комбинация с единичен отказ на системата за ограничаване на челното съпротивление на витлото, с отчитане на вероятно коригиращо действие от страна на пилота посредством управлението на самолета:
   

1. 
   При скорости на самолета в диапазона между V_MC и V_D, натоварванията причинени от падане на мощността, поради прекъсване на подаваното към двигателя гориво, се разглеждат като гранични натоварвания.
   

2. 
   При скорости на самолета в диапазона между VMC и VC, натоварванията причинени от нарушаване на връзката между компресора на двигателя и турбината или от загубата на турбинни лопатки, се разглеждат, като максимални натоварвания.
   

3. 
   Развитието във времето на падането на теглителната сила и създаването на челно съпротивление, протичащи в резултата на описаните откази на двигателя, трябва да се докаже посредством тест или други данни, приложими за специфичната комбинация двигател-витло.
   

4. 
   Времето за реакция и величината на вероятното пилотско корегиращо действие, трябва да се оценят стандартно, с отчитане на характеристиките на специфичната комбинация двигател-витло-самолет.
   

2. 
   Пилотското корегиращо действие може да се приеме, че се прилага в момента на достигане на максималната скорост на напречно завъртане на самолета, но не по-рано от две секунди след повредата на двигателя. Големината на корегиращото действие може да се базира на управляващите усилия, определени в JAR 25.397 (b), освен ако за по-малките усилия може да се приеме, там където това е демонстрирано чрез анализи или тест, че тези усилия могат да управляват напречното и надлъжното завъртания на самолета причинени от описаните състояния на откази на двигателя.
   

[The structure supporting any engine or auxiliary

power unit must be designed for the loads,

including the gyroscopic loads, arising from the

conditions specified in JAR 25.331, 25.341(a),

25.349, 25.351, 25.473, 25.479 and 25.481, with

the engine or auxiliary power unit at the maximum

rpm appropriate to the condition. For the purposes

of compliance with this paragraph, the pitch

manoeuvre in JAR 25.331(c)(1) must be carried

out until the] positive limit manoeuvring load

factor (point A2 in JAR 25.333(b)) is reached. ]

If speed control devices (such as spoilers and

drag flaps) are installed for use in en-route

conditions –

(a) The aeroplane must be designed for the

symmetrical manoeuvres prescribed in JAR

25.333 and 25.337, the yawing manoeuvres

prescribed in JAR 25.351 and the vertical and

lateral gust conditions prescribed in JAR 25.341

(a), at each setting and the maximum speed

associated with that setting; and

(b) If the device has automatic operating or

load limiting features, the aeroplane must be

designed for the manoeuvre and gust conditions

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

at the speeds and corresponding device positions

that the mechanism allows.

1. 
   Самолетът трябва да е проектиран за изпълнение на симетрични маньоври, описани в JAR 25.333 и 25.337, маньоври с попътно завъртане на самолета, описани в JAR 25.351 и условията на вертикални и странични пориви на вятъра, описани в JAR 25.341(а), за всяка настройка и при максималната скорост свързана с тази настройка и
   

2. 
   Ако средствата имат автоматично действие или свойства ограничаващи натоварването, самолетът трябва да е конструиран за условията на маневриране и пориви на вятъра, описани в пункт (а) на този параграф, при скорости и съответните положения на средствата, които техните механизми позволяват.
   

The control surfaces must be designed for the

limit loads resulting from the flight conditions in

[JAR 25.331, 25.341 (a), 25.349 and 25.351 and]

the ground gust conditions in JAR 25.415,

considering the requirements for –

(a) Loads parallel to hinge line, in JAR

25.393;

(c) Trim tab effects, in JAR 25.407;

(d) Unsymmetrical loads, in JAR 25.427; and

[(e) Auxiliary aerodynamic surfaces, in

JAR 25.445.]

1. 
   Натоварвания, успоредни на линията на шарнирите за закрепване на управляващите плоскости към планера на самолета, съгласно JAR 25.393;
   

2. 
   Действието на усилията от страна на пилота съгласно JAR 25.397;
   

3. 
   Действията на средствата за балансиране на управляващите повърхности, съгласно JAR 25.407;
   

4. 
   Несиметричните натоварвания, съгласно JAR 25.427, и;
   

5. 
   Допълнителните аеродинамични повърхности,съгласно JAR 25.445.
   

(a) Control surfaces and supporting hinge

brackets must be designed for inertia loads acting

parallel to the hinge line. (See ACJ 25.393 (a).)

(b) In the absence of more rational data, the

inertia loads may be assumed to be equal to KW,

where –

(1) K = 24 for vertical surfaces;

(3) W = weight of the movable surfaces.

1. 
   Управляващите повърхности и конзолите за закрепване на шарнирите трябва да са проектирани за инерционни натоварвания, действащи успоредно на линията на шарнирите.
   

2. 
   При отсъствието на повече рационални данни, инерционните натоварвания могат да се приемат, че са равни на KW, където -
   

1. 
   К = 24 – за вертикалните управляващи повърхности;
   

2. 
   К = 12 – за хоризонталните управляващи повърхности, и;
   

3. 
   W = теглото на подвижните повърхности.
   

(a) Longitudinal, lateral, directional and drag

control systems and their supporting structures

must be designed for loads corresponding to

125% of the computed hinge moments of the

movable control surface in the conditions

prescribed in JAR 25.391.

(b) The system limit loads, except the loads

resulting from ground gusts, need not exceed the

loads that can be produced by the pilot (or pilots)

and by automatic or power devices operating the

controls.

(c) The loads must not be less than those

resulting from application of the minimum forces

prescribed in JAR 25.397 (c).

1. 
   Надлъжната, напречната, попътната системи за управление и системата за изменение на челното съпротивление на самолета и техните поддържащи конструкции, трябва да са проектирани за натоварване, съответстващо на 125% от изчисления шарнирен момент на отклоняемите управляващи повърхности в условията, описани в JAR 25.391.
   

2. 
   Граничните натоварвания на системите за управление, с изключение на натоварванията получени от действието на поривите на вятъра при земята, не трябва да надвишават натоварванията, които биха се получили от действията на пилота (или от пилотите) и от автоматичните или силови устройства задвижващи управлението.
   

3. 
   Натоварванията не трябва да са по-малки от тези предизвиквани от използването на минималните усилия, описани в JAR 25.397(с).
   

(a) General. The maximum and minimum

pilot forces, specified in sub-paragraph (c) of this

paragraph, are assumed to act at the appropriate

control grips or pads (in a manner simulating

flight conditions) and to be reacted at the

attachment of the control system to the control

surface horn.

(b) Pilot effort effects. In the control surface

flight loading condition, the air loads on movable

surfaces and the corresponding deflections need

not exceed those that would result in flight from

the application of any pilot force within the ranges

specified in sub-paragraph (c) of this paragraph.

Two-thirds of the maximum values specified for

the aileron and elevator may be used if control

surface hinge moments are based on reliable data.

In applying this criterion, the effects of servo

mechanisms, tabs, and automatic pilot systems,

must be considered.

1. 
   Общи положения. Максималните и минималните пилотски усилия, определени в пункт (с) на този параграф се приема, че действат върху съответните свързващи звена (тяги) или монтажни повърхнини (по начин симулиращ условията на полета) на управлението и се уравновесяват в местата на свързване на системата за управление към конзолите на управляващите повърхности.
   

2. 
   Действие на усилията в резултат на действията на пилота. В условие на полетно натоварване на управляващите повърхности, въздушните натоварвания върху подвижните повърхности и съответстващите им отклонения не трябва да надвишават тези, които биха се получили в полет при прилагането на каквото и да е пилотско усилие в диапазоните, определени в пункт (с) на този параграф. Ако шарнирните моменти на управляващите повърхности се базират върху изпитани данни, може да се използват 2/3 от максималните стойности, определени за елероните и кормилото за височина. При прилагането на тези корекции, трябва да се отчете действието на серво-механизмите, средствата за балансиране (тримерите) и автоматичната система за управление (автопилота).
   
3. 
   Гранични сили и моменти прилагани от пилота. Граничните сили и моменти, прилагани от пилота са както следва:
   

* Критичните части от системата за управление на елероните трябва да са проектирани за единични тангенциални усилия с гранична стойност равна на 1,25 пъти двойката сили определени по тези критерии.

(a) Each dual control system must be

designed for the pilots operating in opposition,

using individual pilot forces not less than –

(1) 0·75 times those obtained under

JAR 25.395; or

(2) The minimum forces specified in

JAR 25.397 (c).

(b) The control system must be designed for

pilot forces applied in the same direction, using

individual pilot forces not less than 0·75 times

those obtained under JAR 25.395.

1. 
   Всяка двойна система за управление трябва да е проектирана за противодействаща експлоатация от страна на пилотите, използващи индивидуални пилотски усилия не по-малки от -
   

1. 
   0,75 пъти от получените съгласно JAR 25.395 или
   

2. 
   Минималните усилия, определени съгласно JAR 25.397(с).
   

2. 
   Системата за управление трябва да е конструирана за съвместни пилотски усилия прилагани в едно и също направление, използваща индивидуални пилотски усилия не по-малки от 0,75 пъти от получените съгласно JAR 25.395.
   

Secondary controls, such as wheel brake,

spoiler, and tab controls, must be designed for

the maximum forces that a pilot is likely to apply

to those controls. The following values may be

used:

Управление	Гранични пилотски усилия
Разни: *Ръкохватка, щурвал или лост	х 50 lb. но не по-малка от 50 lb. и не по-голяма от 150 lb. (R = радиус) (Отнася се за всички ъгли в рамките на 20 в равнината на управление)
Двойно	133 in. lb.
Лостово (опън-натиск)	Избира се от кандидатстващия

* Ограничено за експлоатацията на управлението на клапи, тримери, стабилизатор, спойлери и колесник на самолета.

The effects of trim tabs on the control surface

design conditions must be accounted for only

where the surface loads are limited by maximum

pilot effort. In these cases, the tabs are

considered to be deflected in the direction that

would assist the pilot, and the deflections are –

(a) For elevator trim tabs, those required to

trim the aeroplane at any point within the positive

portion of the pertinent flight envelope in JAR

25.333 (b), except as limited by the stops; and

(b) For aileron and rudder trim tabs, those

required to trim the aeroplane in the critical

unsymmetrical power and loading conditions, with

appropriate allowance for rigging tolerances.

1. 
   За тримерите на кормилото за височина, тези отклонения, изискват балансиране на самолета във всяка точка на положителната част от съответния диапазон на полета, съгласно JAR 25.333(b), освен ограничените от механичните крайни упори и
   

2. 
   За тримерите на елероните и кормилото за направление, тези отклонения, изискват балансиране на самолета в условията на критична не симетрична мощност и натоварване, с подходящо толериране на допуските в регулировките.
   

(a) Trim tabs. Trim tabs must be designed to

withstand loads arising from all likely

combinations of tab setting, primary control

position, and aeroplane speed (obtainable without

exceeding the flight load conditions prescribed for

the aeroplane as a whole), when the effect of the

tab is opposed by pilot effort forces up to those

specified in JAR 25.397 (b).

(b) Balancing tabs. Balancing tabs must be

designed for deflections consistent with the

primary control surface loading conditions.

(c) Servo tabs. Servo tabs must be designed

for deflections consistent with the primary control

surface loading conditions obtainable within the

pilot manoeuvring effort, considering possible

opposition from the trim tabs.

1. 
   Уравновесяващи тримери. Уравновесяващите тримери трябва да се проектират да издържат натоварвания възникнали от всички вероятни комбинации от тримерни настройки, положение на основното управление и скорост на самолета (получена без да се надвишават условията на полетното натоварване,. описани за целия самолет), когато действието на тримерите е обратно на усилията на пилота, до тези определени в JAR 25.397(b).
   

2. 
   Балансиращи тримери. Балансиращите тримери трябва се проектират за отклонения, съвместими с условията на натоварване на управляващите повърхности от основното управление.
   

3. 
   Серво тримери. Серво тримерите трябва да се проектират за отклонения, съвместими с условията на натоварване на управляващите повърхности от основното управление, получени в рамките на пилотските усилия при маневриране, отчитайки вероятно противостоене на уравновесяващите тримери.
   

(a) The control system must be designed as

follows for control surface loads due to ground

gusts and taxying downwind:

(1) The control system between the

stops nearest the surfaces and the cockpit

controls must be designed for loads

corresponding to the limit hinge moments H of

sub-paragraph (a) (2) of this paragraph. These

loads need not exceed –

(i) The loads corresponding to

the maximum pilot loads in JAR 25.397

(c) for each pilot alone; or

(ii) 0·75 times these maximum

loads for each pilot when the pilot forces

are applied in the same direction.

(

1. 
   Системата за управление трябва да е проектирана за натоварванията на управляващите повърхности от поривите на вятъра при земята и рулиране по посока на вятъра, както следва:
   

1. 
   Системата за управление между крайните механични упори в близост до управляващите повърхности и управлението в пилотската кабина трябва да е проектирана за натоварвания съответстващи на граничните шарнирни моменти Н от пункт (а)(2) на този параграф. Тези натоварвания не трябва да надвишават-
   

1. 
   Натоварванията, съответстващи на максималните пилотски натоварвания съгласно JAR 25.397(с) за всеки пилот поотделно или;
   

2. 
   0,75 пъти, тези максимални натоварвания за всеки пилот, когато пилотските усилия се прилагат в същото направление.
   

2. 
   Механичните крайни упори на системата за управление в близост до управляващите повърхности, ключалковите механизми от системата за управление и частите от системите (ако има такива) между тези механични упори и ключалкови механизми и задвижващите конзоли на управляващите повърхности, трябва да са проектирани за граничните шарнирни моменти Н (фут.паунд), определени от формулата:
   

2. 
   Коефициентът на граничния шарнирен момент К за пориви на вятъра при земята ,трябва да се получи, както следва:
   

Повърхност	К	Положение на управлението
(а) Елерон	0,75	Колоната за управление е заключена или застопорена в средно положение
(b) Елерон	0,50*	Елероните са напълно отклонени
(с) Кормило за (d) височина	0,75*	(с) КВ напълно в долно положение (d) КВ напълно в горно положение
(e) Кормило за (f)направление	0,75	(е) КН в неутрално положение (f) КН напълно отклонено

* Положителната стойност на К показва склонността на момента да натисне управляващата повърхност, докато отрицателната стойност на К показва склонността на момента да повдигне управляващата повърхност.

[(a) In designing the aeroplane for lateral

gust, yaw manoeuvre and roll manoeuvre

conditions, account must be taken of

unsymmetrical loads on the empennage arising

from effects such as slipstream and aerodynamic

interference with the wing, vertical fin and other

aerodynamic surfaces.

(b) The horizontal tail must be assumed to be

subjected to unsymmetrical loading conditions

determined as follows:

(1) 100% of the maximum loading from

the symmetrical manoeuvre conditions of JAR

25.331 and the vertical gust conditions of JAR

25.341(a) acting separately on the surface on

one side of the plane of symmetry; and

(2) 80% of these loadings acting on the

other side.

(c) For empennage arrangements where the

horizontal tail surfaces have dihedral angles

greater than plus or minus 10 degrees, or are

supported by the vertical tail surfaces, the

surfaces and the supporting structure must be

designed for gust velocities specified in JAR

25.341(a) acting in any orientation at right angles

to the flight path.]

1. 
   При проектирането на самолета за условия на страничен порив на вятъра, маневриране с попътно завъртане и маневриране с надлъжно завъртане, трябва да се отчетат несиметричните натоварвания върху опашните плоскости, възникващи от въздействия като попътна струя и аеродинамична интерференция от крилата, вертикалния стабилизатор и други аеродинамични повърхности.
   

2. 
   Хоризонталната опашна плоскост трябва да се приеме, че е подложена на условия на несиметрично натоварване, определени както следва:
   

1. 
   !00% от максималното натоварване за условията на симетрично маневриране съгласно JAR 25.331 и условията на вертикален порив на вятъра съгласно JAR 25.341(а) действащи поотделно върху повърхностите от една и съща страна спрямо равнината на симетрия и
   

2. 
   80% от тези натоварвания действащи върху другата страна.
   

3. 
   За разположение на опашните плоскости, където хоризонталните опашни плоскости имат двустенни ъгли по-големи от  10 или се поддържат от вертикалните опашни плоскости, повърхностите и поддържащата ги конструкция трябва да са проектирани за скорост на порива на вятъра, определена в JAR 25.341(а), действащ във всички посоки, под прав ъгъл спрямо траекторията на полета.
   

(a) When significant, the aerodynamic

influence between auxiliary aerodynamic surfaces,

such as outboard fins and winglets, and their

supporting aerodynamic surfaces must be taken

into account for all loading conditions including

pitch, roll and yaw manoeuvres, and gusts as

specified in JAR 25.341(a) acting at any

orientation at right angles to the flight path.]

(b) To provide for unsymmetrical loading

when outboard fins extend above and below the

horizontal surface, the critical vertical surface

loading (load per unit area) determined under JAR

25.391 must also be applied as follows:

(1) 100% to the area of the vertical

surfaces above (or below) the horizontal

surface.

(2) 80% to the area below (or above)

the horizontal surface.

1. 
   Когато е значимо, аеродинамичното влияние между спомагателните аеродинамични повърхности, като външни вертикални стабилизатори и допълнителни крилца и техните поддържащи аеродинамични повърхности, трябва да се вземат предвид всички условия на натоварвания, включващи маневри с напречно завъртане, надлъжно завъртане и попътно завъртане на самолета и пориви на вятъра, както са определени в JAR 25.341(а), действащи във всички посоки под прав ъгъл спрямо траекторията на полета.
   

2. 
   За осигуряване на несиметричното натоварване, когато външните вертикали стабилизатори са разположени над или под хоризонталните опашни плоскости, критичното натоварване на вертикалната повърхност (натоварване върху един вертикален стабилизатор), определено в JAR 25.391 също трябва да се отчете ,както следва:
   

1. 
   100% за площа на вертикалния стабилизатор над (или под) повърхността на хоризонталния стабилизатор
   

2. 
   80% за площа под (или над) повърхността на хоризонталния стабилизатор.
   

Wing flaps, their operating mechanisms, and

their supporting structures must be designed for

critical loads occurring in the conditions

prescribed in JAR 25.345, accounting for the

loads occurring during transition from one wing-flap

position and airspeed to another.

The loading for special devices using aero-dynamic

surfaces (such as slots, slats and spoilers)

must be determined from test data.

(a) Loads and equilibrium. For limit ground

loads –

(1) Limit ground loads obtained under

forces applied to the aeroplane structure; and

(2) In each specified ground load

condition, the external loads must be placed in

equilibrium with the linear and angular inertia

loads in a rational or conservative manner.

(b) Critical centres of gravity. The critical

centres of gravity within the range for which

certification is requested must be selected so that

the maximum design loads are obtained in each

landing gear element. Fore and aft, vertical, and

lateral aeroplane centres of gravity must be

considered. Lateral displacements of the centre of

gravity from the aeroplane centreline which would

result in main gear loads not greater than 103% of

the critical design load for symmetrical loading

conditions may be selected without considering

the effects of these lateral centre of gravity

displacements on the loading of the main gear

elements, or on the aeroplane structure provided –

(1) The lateral displacement of the

centre of gravity results from random

passenger or cargo disposition within the

fuselage or from random unsymmetrical fuel

loading or fuel usage; and

(2) Appropriate loading instructions for

random disposable loads are included under the

provisions of JAR 25.1583 (c) (1) to ensure

that the lateral displacement of the centre of

gravity is maintained within these limits.

(c) Landing gear dimension data. Figure 1

of Appendix A contains the basic landing gear

dimension data.