Joint Aviation Requirements jar–25 Large Aeroplanes

(a) For the landing conditions specified in

JAR 25.479 to 25.485, the aeroplane is assumed

to contact the ground:

(1) In the attitudes defined in JAR

25.479 and JAR 25.481.

(2) With a limit descent velocity of

3·05 m/sec (10 fps) at the design landing

weight (the maximum weight for landing

conditions at maximum descent velocity); and

(3) With a limit descent velocity of

1·83 m/sec (6 fps) at the design take-off weight

(the maximum weight for landing conditions at

a reduced descent velocity).

(4) The prescribed descent velocities

may be modified if it is shown that the

aeroplane has design features that make it

impossible to develop these velocities.

(b) Aeroplane lift, not exceeding aeroplane

weight, may be assumed, unless the presence of

systems or procedures significantly affects the lift.

(c) The method of analysis of aeroplane and

landing gear loads must take into account at least

the following elements:

(1) Landing gear dynamic characteristics.

(2) Spin-up and spring back.

(3) Rigid body response.

(4) Structural dynamic response of the

airframe, if significant.

(d) The landing gear dynamic characteristics

must be validated by tests as defined in JAR

25.723(a).

(e) The coefficient of friction between the

tyres and the ground may be established by

considering the effects of skidding velocity and

tyre pressure. However, this coefficient of friction

need not be more than 0·8. ]

1. 
   За условията на кацане, определени в JAR 25.479 до 25.485, самолетът се приема че контактува със земята:
   

1. 
   При височини определени съгласно JAR 25.479 и 25.481.
   

2. 
   С гранична скорост на снижение на самолета от 3,05 м/с (10 ft/sec) при проектно тегло за кацане (максималното тегло за условията на кацане с максимална скорост на снижение) и
   

3. 
   С гранична скорост на снижение на самолета от 1,83 м/с (6 ft/sec) при проектно тегло за излитане на самолета (максималното тегло за условията на кацане при намалена скорост на снижение).
   

4. 
   Описаната скорост на снижение на самолета може да се модифицира, ако се демонстрира, че самолета има проектни характеристики, които правят невъзможно достигането на такива скорости.
   

2. 
   Може да се приеме, че подемната сила на самолета, не превишава теглото на самолета, освен ако наличието на системи или процедури оказват значително влияние на подемната сила.
   

3. 
   Методът за анализ на натоварванията на самолета и колесника трябва да дава отговор за следните елементи:
   

1. 
   Динамични характеристики на колесника на самолета
   

2. 
   Завъртане и отскачане
   

3. 
   Реакция на твърдото тяло
   

4. 
   Динамичната реакция на конструкцията на самолета, ако е голяма
   

4. 
   Динамичните характеристики на колесника на самолета трябва да се докажат чрез тестове, както е определено в JAR 25.723(а).
   

5. 
   Коефициентът на триене между гумите на колелата и полосата може да се установи, като се отчете влиянието на скоростта на плъзгане и налягането в гумите, този коефициент на триене не трябва да е по-голям от 0,8.
   

JAR 25.479 to 25.485 apply to aeroplanes with

conventional arrangements of main and nose

gears, or main and tail gears, when normal

operating techniques are used.

(a) In the level attitude, the aeroplane is

assumed to contact the ground at forward velocity

components, ranging from VL 1 to 1·25 VL 2 parallel

to the ground under the conditions prescribed in

JAR 25.473 with: ]

(1) VL 1 equal to VS 0 (TAS) at the

appropriate landing weight and in standard sea-level

conditions; and

(2) VL 2 , equal to VS 0 (TAS) at the

appropriate landing weight and altitudes in a

hot day temperature of 22 . 8ºC (41ºF) above ]

standard.

(3) The effects of increased contact speed

must be investigated if approval of downwind

landings exceeding 10 knots is requested.

(b) For the level landing attitude for

aeroplanes with tail wheels, the conditions

specified in this paragraph must be investigated

with the aeroplane horizontal reference line

horizontal in accordance with Figure 2 of

Appendix A of JAR–25.

(c) For the level landing attitude for

aeroplanes with nose wheels, shown in Figure 2 of

Appendix A of JAR–25, the conditions specified

in this paragraph must be investigated assuming

the following attitudes:

(1) An attitude in which the main

wheels are assumed to contact the ground with

the nose wheel just clear of the ground; and

(2) If reasonably attainable at the

specified descent and forward velocities an

attitude in which the nose and main wheels are

assumed to contact the ground simultaneously.

(d) In addition to the loading conditions

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

but with maximum vertical ground reactions

calculated from paragraph (a), the following

apply:

(1) The landing gear and directly

maximum vertical ground reaction combined

with an aft acting drag component of not less

than 25% of this maximum vertical ground

reaction.

(2) The most severe combination of

loads that are likely to arise during a lateral

drift landing must be taken into account. In

absence of a more rational analysis of this

condition, the following must be investigated:

(i) A vertical load equal to 75%

of the maximum ground reaction of JAR

25.473(a)(2) must be considered in

combination with a drag and side load of

40% and 25%, respectively, of that

vertical load.

(ii) The shock absorber and tyre

deflections must be assumed to be 75% of

the deflection corresponding to the

maximum ground reaction of JAR

25.473(a)(2). This load case need not be

considered in combination with flat tyres.

(3) The combination of vertical and

drag components is considered to be acting at

1. 
   За хоризонталното положение на самолета при кацане се приема, че самолетът контактува със земята с компонента на скоростта му насочена напред в интервала от V_L1 до 1,25V_L2, успоредно на земята при условията, описани в JAR 25.473 със -
   

1. 
   Скорост V_L1 равна на скоростта V_S0(TAS) при съответстващо тегло за кацане и при стандартни атмосферни условия за морското равнище и
   

2. 
   Скорост V_L2 равна на скоростта V_S0 (TAS) при съответстващо тегло за кацане и надморски височини с температура за горещ ден от 22,8С (41F) над стандартната.
   

3. 
   Влиянието на увеличената скорост при контакта със земята трябва да се изследва, ако се изисква получаване на допуск за кацане по посока на вятър със скорост ,превишаваща 10 възела.
   

2. 
   За хоризонталното положение на самолета при кацане и за самолети с опашно колело, условията определени в този параграф, трябва да се изследват относително хоризонтална линия на самолета съгласно Фигура 2 от Приложение А на JAR-25.
   

3. 
   За хоризонтално положение на самолета при кацане, за самолети с носово колело, изобразено на Фигура 2 на Приложение А на JAR-25, условията определени в този параграф трябва да се изследват с приемане на следното положение на самолета:
   

1. 
   Положение на самолета, за което се приема, че основните колела контактуват със земята, а носовото колело все още не докоснало земята и
   

2. 
   Ако логиката позволява, положения на самолета, за определено снижение и съставна на скоростта насочена на пред, за които носовото и основните колела се приема, че контактуват със земята едновременно.
   

4. 
   В допълнение към условията за кацане, описани в пункт (а) на този параграф, но с максимални вертикални реакции на земята при кацане, изчислени съгласно параграф (а), се прилага следното:
   

1. 
   Колесникът и директно свързаната конструкция към него трябва да са проектирани за максималната вертикална реакция на земята при кацане, комбинирана с действащата назад компонента на съпротивление при приплъзване на гумите, която да не е по-малка от 25% от тази максимална вертикална реакция на земята при кацане.
   

2. 
   Трябва да се вземе предвид най-тежката комбинация от натоварвания, които вероятно биха възникнали по време на кацане със странично отнасяне. При отсъствие на по-рационален анализ на това състояние, трябва да се изследва следното:
   

1. 
   Трябва да се отчете вертикалното натоварване равно на 75% от максималната реакция на земята при кацане съгласно JAR 25.473(а)(2) в комбинация със съпротивлението на приплъзване и поотделно 40% и 25% от страничното натоварване за това вертикално натоварване.
   

2. 
   Еластичностите на амортизационната стойка и гумите трябва да се приемат, че са 75% от еластичностите, съответстващи на максималната реакция на земята съгласно JAR 25.473(а)(2). Този случай на натоварване не трябва да се приема в комбинация с гуми с налягане по-малко от нормираното.
   

3. 
   Комбинацията от вертикалната и хоризонталната компоненти на съпротивление при приплъзване се приема, че действат върху осевата линия на оста на колелото.
   

(a) In the tail-down attitude, the aeroplane is

assumed to contact the ground at forward velocity

components, ranging from VL 1 to VL 2 , parallel to

the ground under the conditions prescribed in

JAR 25.473 with: ]

(1) VL 1 equal to VS 0 (TAS) at the

appropriate landing weight and in standard sea-level

conditions; and

(2) VL 2 equal to VS 0 (TAS) at the

appropriate landing weight and altitudes in a

hot-day temperature of 41ºF above standard.

The combination of vertical and drag

components is considered to be acting at the

main wheel axle centreline. ]

(b) For the tail-down landing condition for

aeroplanes with tail wheels, the main and tail

wheels are assumed to contact the ground

simultaneously, in accordance with Figure 3 of

Appendix A. Ground reaction conditions on the

tail wheel are assumed to act –

(1) Vertically; and

(2) Up and aft through the axle at 45º

to the ground line.

(c) For the tail-down landing condition for

aeroplanes with nose wheels, the aeroplane is

assumed to be at an attitude corresponding to

either the stalling angle or the maximum angle

allowing clearance with the ground by each part

of the aeroplane other than the main wheels, in

accordance with Figure 3 of Appendix A,

whichever is less.

1. 
   При положение ,че самолетът контактува със земята с опашната част по време на кацането, се приема, че самолета е с компонента на скоростта насочена напред, изменяща се в диапазона между V_L1 до V_L2, успоредна на земята при условията, описани в JAR 25.473 със -
   

1. 
   Скорост V_L1 равна на скоростта V_S0 (TAS) при съответстващо тегло за кацане и при стандартни атмосферни условия за морското равнище и
   

2. 
   Скорост V_L2 равна на скоростта V_S0 (TAS) при съответстващо тегло за кацане и надморски височини с температура за горещ ден от 22,8С (41F) над стандартната.
   

Комбинацията от вертикалната и хоризонталната компоненти на съпротивлението на приплъзване се приема, че действа върху осевата линия на оста на колелото.

2. 
   При положение ,че самолетът контактува със земята с опашната част и схемата му е с опашно колело, се приема, че колелата на основната и опашната стойки контактуват със земята едновременно, в съответствие с Фигура 3 на Приложение А. Условията на въздействието на земната реакция върху опашното колелото се приемат –
   

1. 
   Вертикално и
   

2. 
   Нагоре и назад спрямо оста на колелото под ъгъл 45 към линията на земята.
   

3. 
   При положение ,че самолетът контактува със земята с опашната част и схемата му е с носово колело, се приема, че самолета, заема положение, съответстващо или на срив или на максималния ъгъл осигуряващ разстояние до земята на всяка част от самолета, различна от колелата на основните стойки, в съответствие с Фигура 3 на Приложение А, който ъгъл е по-малък.
   

For the one-gear landing conditions, the

aeroplane is assumed to be in the level attitude

and to contact the ground on one main landing

gear, in accordance with Figure 4 of Appendix A

of JAR–25. In this attitude –

(a) The ground reactions must be the same as

those obtained on that side under JAR

25.479(d)(1), and ]

(b) Each unbalanced external load must be

reacted by aeroplane inertia in a rational or

conservative manner.

1. 
   Реакцията на земята трябва да е същата, като тази получена върху тази стойка на колесника, съгласно JAR 25.479(d)(1) и
   

2. 
   Всяко не балансирано външно натоварване, трябва да се уравновеси от инерционните сили на самолета по рационален или традиционен начин.
   

In addition to JAR 25.479(d)(2) the following

conditions must be considered: ]

(a) For the side load condition, the aeroplane

is assumed to be in the level attitude with only the

main wheels contacting the ground, in accordance

with Figure 5 of Appendix A.

(b) Side loads of 0·8 of the vertical reaction

(on one side) acting inward and 0·6 of the vertical

reaction (on the other side) acting outward must

be combined with one-half of the maximum

vertical ground reactions obtained in the level

landing conditions. These loads are assumed to

be applied at the ground contact point and to be

resisted by the inertia of the aeroplane. The drag

loads may be assumed to be zero.

1. 
   За условията на странично натоварване самолетът се приема, че е в хоризонтално положение,контактуващ със земята само с колелата на основната стойка, в съответствие с Фигура 5 на Приложение А.
   

2. 
   Страничните натоварвания с големини 0,8 от вертикалната реакция на земята (върху едната страна) действаща от вътрешната страна и стойност 0,6 от вертикалната реакция на земята (от другата страна) действаща от външната страна, трябва да се комбинират с ½ от максималната вертикална реакция на земята, получена при условията на кацане на самолета в хоризонтално положение. Тези натоварвания се приема, че се прилагат в точката на контактуване със земята и се уравновесяват от инерционната сила на самолета. Натоварванията от съпротивлението на приплъзване може да се приемат, че са равни на нула.
   

(a) The landing gear and its supporting

structure must be investigated for the loads

occurring during rebound of the aeroplane from

the landing surface.

(b) With the landing gear fully extended and

not in contact with the ground, a load factor of

20·0 must act on the unsprung weights of the

landing gear. This load factor must act in the

direction of motion of the unsprung weights as

they reach their limiting positions in extending

with relation to the sprung parts of the landing

gear.

1. 
   Колесника на самолета и неговите поддържащи конструкции трябва да се изследват за натоварвания получени по време на отскачането на самолета от полосата за кацане.
   

2. 
   При напълно спуснат колесник на самолета и все още не контактувал със земята, трябва да действа коефициент на претоварване 2,0 върху не еластичните товари от колесника на самолета. Този коефициент на претоварване трябва да действа в направление на движението на не еластичните товари, когато те достигнат граничните си положение при разпъване на стойката при реакцията от страна на еластичните елементи на стойката.
   

Unless otherwise prescribed, the landing gear

and aeroplane structure must be investigated for

the conditions in JAR 25.491 to 25.509 with the

aeroplane at the design ramp weight (the

maximum weight for ground handling conditions).

No wing lift may be considered. The shock

absorbers and tyres may be assumed to be in their

static position.

Within the range of appropriate ground speeds

and approved weights, the aeroplane structure and

landing gear are assumed to be subjected to loads

not less than those obtained when the aircraft is

operating over the roughest ground that may

1. 
   Самолет с опашно колело се приема, че е в хоризонтално положение и натоварване в основните стойки на колесника, в съответствие с Фигура 6 на Приложение А от JAR-25. Граничния вертикален коефициент на претоварване е 1,2 за проектно тегло на кацане и 1,0 за проектно тегло за товарене на самолета на стоянка. Реакцията на съпротивлението при приплъзване равна на вертикалната реакция, умножена с коефициент на триене 0,8, трябва да се комбинира с вертикалната реакция на земята и да се приложи в точката на контактуване със земята.
   

2. 
   За самолет с носово колело, граничният вертикален коефициент на претоварване е 1,2 за проектно тегло за кацане и 1,0 за проектно тегло за товарене на самолета на стоянка. Реакцията на съпротивлението при приплъзване равна на вертикалната реакция умножена с коефициент на триене 0,8 трябва да се комбинират с вертикалната реакция и да се приложат в точката на контактуване със земята за всяко спиращо колело. Трябва да се отчетат следните две положения на самолета в съответствие с Фигура 6 на Приложение А:
   

1. 
   Хоризонтално положение с колела на колесника контактуващи със земята и натоварвания разпределени между основните и носовата стойки на колесника. Приема се, че ускорението на надлъжно завъртане на самолета е нула.
   

2. 
   Хоризонтално положение при контактуване със земята само на колелата от основните стойки на колесника и с момент на надлъжно завъртане на самолета, уравновесен от ъгловото ускорение спрямо напречната ос на самолета.
   

3. 
   Може да се използва реакция на съпротивлението при приплъзване по ниска от тази описана в този параграф, ако е доказано, че не може да бъде постигната ефективна сила на съпротивление при приплъзване със стойност 0,8 пъти от вертикалната реакция при всякакви вероятни условия на натоварване.
   

4. 
   Самолет с носова стойка трябва да се проектира да издържи натоварванията възникващи от динамичното нарастване при надлъжното завъртане на самолета поради рязкото прилагане на максимални сили на спиране. Самолетът се разглежда в условие на проектно излетно тегло с контактуващи със земята основни и носова стойки на колесника и устойчиво състояние на коефициента на претоварване от 1,0. Устойчивото състояние на реакцията на носовата стойка трябва да се комбинира с максимално увеличената вертикална реакция на носовата стойка, причинена от внезапното прилагане на максимална сила на спиране, както е описано в пунктове (b) и (с) на този параграф.
   

5. 
   При отсъствието на по-рационален анализ, вертикалната реакция на носовата стойка на колесника, описана в пункт (d) на този параграф трябва да се пресметне в съответствие със следната формула:
   

Където:  е критичното отношение на демпфиране на твърдото тяло в състояние на надлъжно завъртане спрямо точките на контактуване на основните стойки на самолета със земята.

(a) An aeroplane with a tail wheel is assumed

to be in the level attitude with the load on the

main wheels, in accordance with Figure 6 of

Appendix A. The limit vertical load factor is 1·2

at the design landing weight, and 1·0 at the design

ramp weight. A drag reaction equal to the vertical

reaction multiplied by a coefficient of friction of

0·8, must be combined with the vertical ground

reaction and applied at the ground contact point.

(b) For an aeroplane with a nose wheel, the

limit vertical load factor is 1·2 at the design

landing weight, and 1·0 at the design ramp weight.

A drag reaction equal to the vertical reaction,

multiplied by a coefficient of friction of 0·8, must

be combined with the vertical reaction and

applied at the ground contact point of each wheel

with brakes. The following two attitudes, in

accordance with Figure 6 of Appendix A, must be

considered:

(1) The level attitude with the wheels

contacting the ground and the loads distributed

between the main and nose gear. Zero pitching

acceleration is assumed.

(2) The level attitude with only the

main gear contacting the ground and with the

pitching moment resisted by angular

acceleration.

(c) A drag reaction lower than that

prescribed in this paragraph may be used if it is

substantiated that an effective drag force of 0·8

times the vertical reaction cannot be attained

under any likely loading condition. (See ACJ

25.493(c)).

(d) An aeroplane equipped with a nose gear

must be designed to withstand the loads arising

from the dynamic pitching motion of the

aeroplane due to sudden application of maximum

braking force. The aeroplane is considered to be

at design takeoff weight with the nose and main

gears in contact with the ground, and with a

steady state vertical load factor of 1·0. The steady

state nose gear reaction must be combined with

the maximum incremental nose gear vertical

reaction caused by sudden application of

maximum braking force as described in sub-paragraphs

(b) and (c) of this paragraph.

(e) In the absence of a more rational

analysis, the nose gear vertical reaction prescribed

in sub-paragraph (d) of this paragraph must be

calculated in accordance with the following

formula:

Where:

WT = Design take-off weight

A = Horizontal distance between the c.g. of

the aeroplane and the nose wheel.

B = Horizontal distance between the c.g. of

the aeroplane and the line joining the

centres of the main wheels.

E = Vertical height of the c.g. of the

aeroplane above the ground in the 1·0 g

static condition.

µ= Coefficient of friction of 0·8.

f = Dynamic response factor; 2·0 is to be

used unless a lower factor is

substantiated.

In the absence of other information, the dynamic

response factor f may be defined by the equation.



Where: is the critical damping ratio of the rigid

effective ground contact point. ]

3.44.1. Самолет с опашно колело се приема, че е в хоризонтално положение и натоварване в основните стойки на колесника, в съответствие с фиг. 8. Граничния вертикален коефициент на претоварване е 1,2 за проектно тегло на кацане и 1,0 за проектно тегло за товарене на самолета на стоянка. Реакцията на съпротивлението при приплъзване равна на вертикалната реакция, умножена с коефициент на триене 0,8, трябва да се комбинира с вертикалната реакция на земята и да се приложи в точката на контактуване със земята.

3.44.2. За самолет с носово колело, граничният вертикален коефициент на претоварване е 1,2 за проектно тегло за кацане и 1,0 за проектно тегло за товарене на самолета на стоянка. Реакцията на съпротивлението при приплъзване равна на вертикалната реакция умножена с коефициент на триене 0,8 трябва да се комбинират с вертикалната реакция и да се приложат в точката на контактуване със земята за всяко спиращо колело. Трябва да се отчетат следните две положения на самолета в съответствие с фигура 8 :

1) хоризонтално положение с колела на колесника контактуващи със земята и натоварвания разпределени между основните и носовата стойки на колесника. Приема се, че ускорението на надлъжно завъртане на самолета е нула.

2) хоризонтално положение при контактуване със земята само на колелата от основните стойки на колесника и с момент на надлъжно завъртане на самолета, уравновесен от ъгловото ускорение спрямо напречната ос на самолета.

3.44.3. Може да се използва реакция на съпротивлението при приплъзване по ниска от тук описаната, ако е доказано, че не може да бъде постигната ефективна сила на съпротивление при приплъзване със стойност 0,8 пъти от вертикалната реакция при всякакви вероятни условия на натоварване.

3.44.4. Самолет с носова стойка трябва да се проектира да издържи натоварванията възникващи от динамичното нарастване при надлъжното завъртане на самолета поради рязкото прилагане на максимални сили на спиране. Самолетът се разглежда в условие на проектно излетно тегло с контактуващи със земята основни и носова стойки на колесника и устойчиво състояние на коефициента на претоварване от 1,0. Устойчивото състояние на реакцията на носовата стойка трябва да се комбинира с максимално увеличената вертикална реакция на носовата стойка, причинена от внезапното прилагане на максимална сила на спиране, както е описано в т.3.44.2 и т.3.44.3.

3.44.5. При отсъствието на по-рационален анализ, вертикалната реакция на носовата стойка на колесника, по т.3.44.4 трябва да се пресметне в съответствие със следната формула:

W_T = Проектното излетно тегло

А = Хоризонталното разстояние между центъра на тежестта на самолета и носовата стойка

В = Хоризонталното разстояние между центъра на тежестта на самолета и линията свързващата центровете на основните стойки на самолета (коловоза на самолета)

Е = Вертикалната височина на центъра на тежестта на самолета над земята със статично условие на претоварване 1,0g

 = Коефициент на триене 0,8

f = Коефициент на динамична реакция – ще се използва стойност 2,0, освен ако е доказано използването на по-нисък коефициент

При отсъствието на друга информация, коефициентът на динамична реакция f може да се определи от уравнението:

In the static position, in accordance with Figure 7

of Appendix A, the aeroplane is assumed to

execute a steady turn by nose gear steering, or by

application of sufficient differential power, so that

the limit load factors applied at the centre of

gravity are 1·0 vertically and 0·5 laterally. The

side ground reaction of each wheel must be 0·5 of

the vertical reaction.

(a) A vertical ground reaction equal to the

static load on the tail wheel, in combination with a

side component of equal magnitude, is assumed.

(b) If there is a swivel, the tail wheel is

assumed to be swivelled 90º to the aeroplane

longitudinal axis with the resultant load passing

through the axle.

(c) If there is a lock, steering device, or

shimmy damper the tail wheel is also assumed to

be in the trailing position with the side load acting

at the ground contact point.

1. 
   Приема се, че вертикалната реакция на земята е равна на статичното натоварване върху опашното колело в комбинация със страничната компонента с еднаква стойност.
   

2. 
   Ако има шарнирно съединение, опашното колело се приема, че се завърта на 90 спрямо надлъжната ос на самолета с резултантно натоварване преминаващо през оста на шарнира на колелото.
   

3. 
   Ако има заключващ механизъм, управляващ механизъм или демпфер на колебанията, се приема, че опашното колело също е в положение на самоориентиране със странично натоварване, действащо в точката на контактуване със земята.
   

(a) A vertical load factor of 1·0 at the

aeroplane centre of gravity, and a side component

at the nose wheel ground contact equal to 0·8 of

the vertical ground reaction at that point are

assumed.

static equilibrium with the loads resulting from

the use of brakes on one side of the main landing

gear, the nose gear, its attaching structure, and the

fuselage structure forward of the centre of gravity

must be designed for the following loads:

(1) A vertical load factor at the centre

of gravity of 1·0.

(2) A forward acting load at the

aeroplane centre of gravity of 0·8 times the

vertical load on one main gear.

(3) Side and vertical loads at the

ground contact point on the nose gear that are

required for static equilibrium.

(4) A side load factor at the aeroplane

centre of gravity of zero.

(c) If the loads prescribed in sub-paragraph

(b) of this paragraph result in a nose gear side

load higher than 0·8 times the vertical nose gear

load, the design nose gear side load may be

limited to 0·8 times the vertical load, with

unbalanced yawing moments assumed to be

resisted by aeroplane inertia forces.

(d) For other than the nose gear, its attaching

structure, and the forward fuselage structure the

loading conditions are those prescribed in sub-paragraph

(b) of this paragraph, except that –

(1) A lower drag reaction may be used

if an effective drag force of 0·8 times the

vertical reaction cannot be reached under any

likely loading condition; and

(2) The forward acting load at the

centre of gravity need not exceed the maximum

drag reaction on one main gear, determined in

accordance with JAR 25.493 (b).

(e) With the aeroplane at design ramp

weight, and the nose gear in any steerable

position, the combined application of full normal

steering torque and vertical force equal to 1·33

times the maximum static reaction on the nose

gear must be considered in designing the nose

gear, its attaching structure and the forward

1. 
   Приема се, че вертикалният коефициент на претоварване е 1,0 в центъра на тежестта на самолета, а страничната компонента в точката на контактуване на носовата стойка със земята е равна на 0,8 от вертикалната реакция на земята в тази точка.
   

2. 
   При допускане самолетът да е в статично равновесие с натоварвания произтичащи от използването на спирачките от едната от основните стойки на колесника, носовата стойка, свързаната с нея конструкция и конструкцията на тялото намираща се напред от центъра на тежестта на самолета, трябва да са проектирани за следните натоварвания:
   

1. 
   Вертикален коефициент на претоварване в центъра на тежестта със стойност 1,0
   

2. 
   Натоварване, действащо напред спрямо центъра на тежестта на самолета със стойност 0,8 от вертикалното натоварване върху една от основните стойки на колесника.
   

3. 
   Странично и вертикално натоварвания приложени върху носовата стойка в точката на контактуването й със земята, които са необходими за статично уравновесяване.
   

4. 
   Нулев страничен коефициент на претоварване в центъра на тежестта на самолета.
   

3. 
   Ако натоварванията, описани в пункт (b) на този параграф предизвикват в носовата стойка странично натоварване по-високо от 0,8 от вертикалното натоварване на носовата стойка, проектното странично натоварване на носовата стойка може да бъде ограничено до 0,8 от вертикалното натоварване с не балансирани моменти на попътно завъртане на самолета, които се допуска да се уравновесяват от инерционната сила на самолета.
   

4. 
   За другите части от конструкцията на планера на самолета освен за носовата стойка, присъединената към нея конструкция и разположената напред конструкция от тялото на самолета, условията за натоварване са тези, описани в пункт (b) на този параграф, с изключение на -
   

1. 
   Може да се използва по-малка реакция на съпротивлението при приплъзване, ако не може да се достигне ефективна сила на съпротивлението при приплъзване със стойност 0,8 от вертикалната реакция при което и да е вероятно условие на натоварване и
   

2. 
   Действащото напред натоварване в центъра на тежестта, не трябва да надвишава максималната реакция на съпротивлението при приплъзване върху една основна стойка, определена в съответствие с JAR 25.493(b).
   

5. 
   За самолет с проектно тегло при товарене на стоянка и носовата стойка е в някакво отклонено положение, трябва да се отчете комбинираното прилагане на пълен нормален управляващ момент и вертикална сила равна на 1,33 пъти от максималната статична реакция върху носовата стойка, при проектирането на носовата стойка, присъединената към нея конструкция и предната част от конструкцията на тялото на самолета.
   

(a) The aeroplane is assumed to pivot about

one side of the main gear with the brakes on that

side locked. The limit vertical load factor must be

1·0 and the coefficient of friction 0·8.

(b) The aeroplane is assumed to be in static

equilibrium, with the loads being applied at the

ground contact points, in accordance with Figure 8 of Appendix A.

1. 
   Самолетът се приема, че се завърта около основната стойка на едната си страна със задействани спирачки на колелата от тази страна. Граничният вертикален коефициент на претоварване трябва да е 1,0 и коефициента на триене да е 0,8.
   

2. 
   Самолетът се приема, че е в статично равновесно състояние с приложени натоварвания в точката на контактуване със земята в съответствие с Фигура 8 от Приложение А.
   

(a) The aeroplane must be in a three point

static ground attitude. Horizontal reactions

parallel to the ground and directed forward must

be applied at the ground contact point of each

wheel with brakes. The limit loads must be equal

to 0·55 times the vertical load at each wheel or to

the load developed by 1·2 times the nominal

maximum static brake torque, whichever is less.

(b) For aeroplanes with nose wheels, the

pitching moment must be balanced by rotational

inertia.

resultant of the ground reactions must pass

through the centre of gravity of the aeroplane.

1. 
   Самолетът трябва да е в статично положение на триточково контактуване със земята. В точките на контактуване със земята на всяко спиращо колело от колесника трябва да се приложат хоризонтални реакции, паралелни на земята и насочени напред. Граничните натоварвания трябва да са равни на 0,55 от вертикалното натоварване за всяко колело или от натоварването получено с 1,2 пъти над номиналният максимален статичен момент на спиране, което е по-малко.
   

2. 
   За самолети с носово колело, пикиращия момент трябва да се балансира от инертността на завъртането.
   

3. 
   За самолети с опашно колело, резултантната на реакцията на земята трябва да преминава през центъра на тежестта на самолета.
   

(a) The towing loads specified in sub-paragraph

(d) of this paragraph must be

considered separately. These loads must be

applied at the towing fittings and must act parallel

to the ground. In addition –

(1) A vertical load factor equal to 1·0

must be considered acting at the centre of

gravity;

(2) The shock struts and tyres must be

in their static positions; and

(3) With WT as the design ramp weight,

the towing load, FTOW is –

(i) 0.3 WT for WT less than

30 000 pounds;

(ii) for WT

between 30 000 and 100 000 pounds; and

(iii) 0·15 WT for WT over 100 000

pounds.

(b) For towing points not on the landing gear

the drag and side tow load components specified

for the auxiliary gear apply. For towing points

located outboard of the main gear, the drag and

side tow load components specified for the main

gear apply. Where the specified angle of swivel

cannot be reached, the maximum obtainable angle

must be used.

(c) The towing loads specified in sub-paragraph

(d) of this paragraph must be reacted as

follows:

(1) The side component of the towing

load at the main gear must be reacted by a side

force at the static ground line of the wheel to

which the load is applied.

(2) The towing loads at the auxiliary

gear and the drag components of the towing

loads at the main gear must be reacted as

follows:

(i) A reaction with a maximum

value equal to the vertical reaction must

be applied at the axle of the wheel to

which the load is applied. Enough

aeroplane inertia to achieve equilibrium

must be applied.

(ii) The loads must be reacted by

1. 
   Натоварванията при буксиране, определени в пункт (d) на този параграф, трябва да се отчетат по отделно. Тези натоварвания трябва да се приложат във възлите на присъединяване на водилото към самолета и трябва да действат паралелно на земята. В допълнение –
   

1. 
   Трябва да се отчете действието на вертикален коефициент на претоварване равен на 1,0 в центъра на тежестта на самолета
   

2. 
   Амортизационните стойки и гумите трябва да са в техните статични състояния, и
   

3. 
   С проектно тегло на товарене на самолета на стоянка W_T, натоварването от буксирането F_TOW е -
   

1. 
   0,3 W_T, за W_T по-малко от 30’000 паунда;
   

2. 
   ,за W_T между 30’000 паунда и 100’000 паунда и;
   

3. 
   0,15 W_T, за W_T над 100’000 паунда
   

2. 
   За точки на буксиране не разположени върху колесника на самолета, но около равнината на симетрия на самолета, компонентите на натоварването определени за допълнителната стойка се прилагат по посока на тегленето и встрани. За точки на буксиране, разположени навън от основните стойки на колесника, компонентите на натоварването определени за допълнителната стойка се прилагат по посока на тегленето и встрани. Там където определеният ъгъл на отклонение не може да се достигне, трябва да се използва максималният достижим ъгъл.
   

3. 
   Натоварванията при буксиране, определени в пункт (b) на този параграф трябва да се уравновесяват, както следва:
   

1. 
   Страничната компонента на натоварването от буксиране в основната стойка, трябва да се уравновесява от страничната сила разположена върху статичната земна линия на колелото, към която е приложено натоварването.
   

2. 
   Натоварването от буксирането в допълнителната стойка и компонентите от натоварването при буксиране по посока на буксирането приложени върху основната стойка трябва да се уравновесяват, както следва:
   

1. 
   Трябва да се приложи в оста на колелото, към която е приложено натоварване, реакция с максимална стойност равна на вертикалната реакция. Трябва да е на лице достатъчна инертност на самолета, за да се достигне равновесие.
   

2. 
   Натоварванията трябва да се уравновесят от инерционната сила на самолета.
   

4. 
   Описаните натоварвания при буксирането са както определените в следната Таблица:
   

Таблица 8.

(a) General. Multiple-wheel landing gear

units are assumed to be subjected to the limit

ground loads prescribed in this Subpart under sub-

paragraphs (b) through (f) of this paragraph. In

addition –

(1) A tandem strut gear arrangement is

a multiple-wheel unit; and

(2) In determining the total load on a

gear unit with respect to the provisions of sub-

paragraphs (b) through (f) of this paragraph,

the transverse shift in the load centroid, due to

unsymmetrical load distribution on the wheels,

may be neglected.

(b) Distribution of limit loads to wheels;

tyres inflated. The distribution of the limit loads

among the wheels of the landing gear must be

established for each landing, taxying, and ground

handling condition, taking into account the effects

of the following factors:

(1) The number of wheels and their

physical arrangements. For truck type landing

gear units, the effects of any see-saw motion of

the truck during the landing impact must be

considered in determining the maximum design

loads for the fore and aft wheel pairs.

(2) Any differentials in tyre diameters

resulting from a combination of manufacturing

tolerances, tyre growth, and tyre wear. A

maximum tyre-diameter differential equal to

two-thirds of the most unfavourable

combination of diameter variations that is

obtained when taking into account

manufacturing tolerances, tyre growth and tyre

wear, may be assumed.

(3) Any unequal tyre inflation pressure,

assuming the maximum variation to be ±5% of

the nominal tyre inflation pressure.

(4) A runway crown of zero and a

runway crown having a convex upward shape

that may be approximated by a slope of 1·5%

with the horizontal. Runway crown effects

must be considered with the nose gear unit on

either slope of the crown.

(5) The aeroplane attitude.

(6) Any structural deflections.

(c) Deflated tyres. The effect of deflated

tyres on the structure must be considered

with respect to the loading conditions specified in

sub-paragraphs (d) through (f) of this paragraph,

taking into account the physical arrangement of

the gear components. In addition –

(1) The deflation of any one tyre for

each multiple wheel landing gear unit, and the

deflation of any two critical tyres for each

landing gear unit using four or more wheels per

unit, must be considered; and

(2) The ground reactions must be

applied to the wheels with inflated tyres except

that, for multiple-wheel gear units with more

than one shock strut, a rational distribution of

the ground reactions between the deflated and

inflated tyres, accounting for the differences in

shock strut extensions resulting from a deflated

tyre, may be used.

(d) Landing conditions. For one and for two

deflated tyres, the applied load to each gear unit is

assumed to be 60% and 50%, respectively, of the

limit load applied to each gear for each of the

prescribed landing conditions. However, for the

drift landing condition of JAR 25.485, 100% of

the vertical load must be applied.

(e) Taxying and ground handling conditions.

For one and for two deflated tyres –

(1) The applied side or drag load

factor, or both factors, at the centre of gravity

must be the most critical value up to 50% and

40%, respectively, of the limit side or drag

load factors, or both factors, corresponding to

the most severe condition resulting from

consideration of the prescribed taxying and

ground handling conditions.

(2) For the braked roll conditions of

JAR 25.493 (a) and (b) (2), the drag loads on

each inflated tyre may not be less than those at

each tyre for the symmetrical load distribution

with no deflated tyres;

(3) The vertical load factor at the

centre of gravity must be 60% and 50%

respectively, of the factor with no deflated

tyres, except that it may not be less than 1 g;

and

(4) Pivoting need not be considered.

deflated tyres, the towing load, FTOW, must be

1. 
   Общи положения. Многоколесните стойки се приема, че са подложени на гранични земни натоварвания, описани в този пункт съгласно пунктове от (b) до (f) на този параграф. В допълнение -
   

1. 
   Подреждането на сдвоени стойки се приема, че са многоколесни тележки и
   

2. 
   При определянето на пълното натоварване върху стойката с отчитане на предвижданията в пунктове от (b) до (f) на този параграф, може да се пренебрегне напречното изместване на центроидата на натоварването поради разпределението на несиметрично натоварване върху колелата от тележката.
   

2. 
   Разпределение на граничните натоварвания върху колелата от стойката, с гуми с налягане по-малко от нормираното. Разпределението на граничните натоварвания между колелата от стойката за кацане трябва да се установят за всякакви условия на кацане, рулиране и наземно товарене на самолета с отчитане влиянието на следните фактори:
   

1. 
   Броят на колелата и начина на тяхното подреждане. За стойки тип тележки влиянието на всякакви колебателни премествания (люлеения) на тележката по време на удара при кацането трябва да се отчетат при определяне на максималното проектно натоварване за предните и задните двойки колела.
   

2. 
   Всякакви разлики в диаметрите на гумите, произтичащи от комбинацията на производствените допуски, разширение на гумата и износване на гумата. Може да се приеме, че максималната диференциална разлика в диаметърът на гумата е равна на 2/3 от най-неблагоприятната комбинация от изменения на диаметъра, които се достигат като се вземат предвид производствените допуски, разширението на гумата и износването на гумата.
   

3. 
   Всякакви не еднакви налягания в гумите приемащи максимални изменения от 5% от номиналното налягане на гумата.
   

4. 
   Нулева изпъкналост на пистата и изпъкналост на пистата, имаща форма на възвишение, която може да е приблизително с кривина 1,5% спрямо хоризонта. Влиянието на изпъкналостта на пистата, трябва да се отчете за самолети с носова стойка на колесника при всякакви кривини на изпъкналост.
   

5. 
   Пространственото положение на самолета
   

6. 
   Всякакви структурни изкривявания
   

3. 
   Гуми с изпуснато налягане Влиянието на гумите с изпуснато налягане върху конструкцията трябва да се отчете по отношение на условията на натоварване, определени в пунктове от (d) до (f) на този параграф, имайки предвид физическото разположение на компонентите от стойката. В допълнение -
   

1. 
   Трябва да се отчете спадането на налягането (изпускането) на всяка една от гумите за всяка многоколесна стойка от колесника на самолета и изпускането на всеки две критични гуми за всяка стойка използваща четири или повече колела на една стойка, и
   

2. 
   Реакцията на земята трябва да се приложи върху колелата с изпуснати гуми, освен това за много-колесните стойки с повече от една амортизационна стойка, може да се използва рационално разпределение на реакцията на земята между изпуснатите и напомпаните гуми, с пресмятане на разликите в отклоненията на амортизационните стойки, произтичащи от изпуснатите гуми.
   

4. 
   Условия на кацане. За една или за две изпуснати гуми, прилаганото натоварване върху всяка стойка се приема, че е 60% и 50%, респективно от граничното натоварване, прилагано върху всяка стойка за всички от описаните условия за кацане. За условия на кацане съгласно JAR 25.485, трябва да се приложи 100% от вертикалното натоварване.
   

5. 
   Условия на рулиране и товарене на самолета на земя. За една или за две изпуснати гуми -
   

1. 
   Прилаганите страничен, или по направление на съпротивлението при приплъзване, коефициенти на претоварване или и двата коефициента едновременно приложени в центъра на тежестта на самолета, трябва да са с най-критичните стойности до 50% и 40% респективно от граничните такива коефициенти на претоварване - страничен или по направление на съпротивлението при приплъзване или и двата, съответстващи на най-тежките условия, произтичащи при отчитането на описаните условия на рулиране и товарене на самолета на земя.
   

2. 
   За условия на спиране при рулиране,съгласно JAR 25.493 (а) и (b)(2), натоварванията от съпротивлението при приплъзване на всяка изпусната гума, не може да е по-малко от тези за всички гуми при симетрично разпределение на натоварването с не изпуснати гуми.
   

3. 
   Вертикалния коефициент на претоварване в центъра на тежестта на самолета трябва да е 60% и 50% респективно от коефициента на претоварване с не изпуснати гуми, освен ако не може да е по-малък от 1,0g, и
   

4. 
   Не се отчита завъртане
   

6. 
   Условия на буксиране. За една или за две изпуснати гуми, натоварването при буксиране F_TOW трябва да е 60% и 50% респективно от описаното натоварване.
   

(a) General. The aeroplane must be designed

to withstand the limit load conditions resulting

from the static ground load conditions of sub-paragraph

(b) of this paragraph and, if applicable,

sub-paragraph (c) of this paragraph at the most

critical combinations of aeroplane weight and

centre of gravity. The maximum allowable load at

each jack pad must be specified.

(b) Jacking. The aeroplane must have

provisions for jacking and must withstand the

following limit loads when the aeroplane is

supported on jacks:

(1) For jacking by the landing gear at

the maximum ramp weight of the aeroplane, the

aeroplane structure must be designed for a

vertical load of 1·33 times the vertical static

reaction at each jacking point acting singly and

in combination with a horizontal load of 0·33

times the vertical static reaction applied in any

direction.

(2) For jacking by other aeroplane

structure at maximum approved jacking weight:

(i) The aeroplane structure must

be designed for a vertical load of 1·33

times the vertical reaction at each jacking

point acting singly and in combination

with a horizontal load of 0·33 times the

vertical static reaction applied in any

direction.

(ii) The jacking pads and local

structure must be designed for a vertical

load of 2·0 times the vertical static

reaction at each jacking point, acting

singly and in combination with a

horizontal load of 0·33 times the vertical

static reaction applied in any direction.]

(c) Tie-down. If tie-down points are

provided, the main tie-down points and local

structure must withstand the limit loads resulting

from a 65-knot horizontal wind from any

direction. ]

1. 
   Общи положения. Самолетът трябва да се проектира да издържа условия на гранично натоварване произтичащи от условията на статично земно натоварване съгласно пункт (b) на този параграф, ако се отнася, пункт (с) на този параграф при най-критичната комбинация за тегло на самолета и разположение на центъра на тежестта. Трябва да се определи максималното допустимо натоварване във всяка точка на окачване (подпиране).
   

2. 
   Повдигане с крик. Самолетът трябва да има средства за повдигане с крик и трябва да издържа следните гранични натоварвания, когато самолетът е поставен на крикове:
   

1. 
   При повдигане с крик, чрез стойките на колесника при максимално тегло на натоварване на самолета на земя, конструкцията на самолета трябва да е проектирана за вертикално натоварване 1,33 пъти от статичната вертикална реакция за всяка точка на повдигане, действащо отделно или в комбинация с хоризонтално натоварване 0,33 пъти от вертикалната статична реакция, прилагано във всяко направление.
   

2. 
   За повдигане с крикове, чрез използване на други части от конструкцията на самолета при максимално разрешено тегло за повдигане:
   

1. 
   Конструкцията на самолета трябва да е проектирана за вертикално натоварване 1,33 пъти от вертикалната статична реакция във всяка точка за повдигане, действащо отделно или в комбинация с хоризонтално натоварване 0,33 пъти от вертикалната статична реакция, прилагано във всяко направление.
   

2. 
   Подложките за поставяне на криковете и разположената в съседство с тях конструкция на самолета, трябва да са проектирани за вертикално натоварване 2,0 пъти от вертикалната статична реакция във всяка точка на повдигане, действащо отделно или в комбинация с хоризонтално натоварване 0,33 пъти от вертикалната статична реакция на земята, прилагано във всяко направление.
   

3. 
   Окачване (провисване). Ако са предвидени точки за окачване, главните точки на окачване и разположената в съседство с тяхо тях конструкция трябва да издържат гранични натоварвания произтичащи от 65 възела хоризонтален вятър във всяко направление.
   

(See ACJ 25.561.)

(a) The aeroplane, although it may be

damaged in emergency landing conditions on land

or water, must be designed as prescribed in this

paragraph to protect each occupant under those

conditions.

(b) The structure must be designed to give

each occupant every reasonable chance of

escaping serious injury in a minor crash landing

when –

(1) Proper use is made of seats, belts,

(2) The wheels are retracted (where

applicable); and

(3) The occupant experiences the

following ultimate inertia forces acting

separately relative to the surrounding structure:

(i) Upward, 3·0g

(ii) Forward, 9·0g

(iii) Sideward, 3·0g on the

airframe and 4·0g on the seats and their

attachments

(iv) Downward, 6·0g

(v) Rearward, 1·5g

(See AMJ 25.561 (b) (3).)

(c) For equipment, cargo in the passenger

compartments and any other large masses, the

following apply:

(1) These items must be positioned so

that if they break loose they will be unlikely to:

(i) Cause direct injury to

occupants;

(ii) Penetrate fuel tanks or lines or

cause fire or explosion hazard by damage

to adjacent systems; or

(iii) Nullify any of the escape

facilities provided for use after an

emergency landing.

(2) When such positioning is not

practical (e.g. fuselage mounted engines or

auxiliary power units) each such item of mass

shall be restrained under all loads up to those

specified in paragraph (b)(3) of this section.

The local attachments for these items should be

designed to withstand 1·33 times the specified

loads if these items are subject to severe wear

and tear through frequent removal (e.g. quick

change interior items). ]

(d) Seats and items of mass (and their

supporting structure) must not deform under any

loads up to those specified in sub-paragraph

(b)(3) of this paragraph in any manner that would

impede subsequent rapid evacuation of occupants.