Joint Aviation Requirements jar–25 Large Aeroplanes

(a) The landing gear dynamic characteristics

used for design must be validated by energy

absorption tests. The dynamic characteristics must

be substantiated for the range of landing

conditions, aeroplane configurations, and service

variations expected in operation.

(1) The configurations subjected to

energy absorption tests must include at least

the maximum landing weight or the maximum

take-off weight, whichever produces the greater

value of landing impact energy.

(2) The test attitude of the landing gear

unit and the application of appropriate drag

loads during the test must simulate the

aeroplane landing conditions in a manner

consistent with the development of rational or

conservative limit loads.

(3) Changes in previously approved

design weights and minor changes in design

may be substantiated by analyses based on

previous tests conducted on the same basic

landing gear system that has similar energy

absorption characteristics. (See ACJ

25.723(a).)]

(b) The landing gear may not fail in a test,

demonstrating its reserve energy absorption

capacity, simulating a descent velocity of 12 fps

at design landing weight, assuming aeroplane lift

not greater than the aeroplane weight acting

during the landing impact.

1. 
   Динамичните характеристики на колесника, използвани за проектиране, трябва да се потвърдят, чрез изпитания за поглъщане на енергията от удари. Динамичните характеристики трябва да се докажат за диапазона от условия за кацане, конфигурации на самолета и изменения в техническото обслужване, очаквани в експлоатацията.
   

1. 
   Конфигурациите за изпитанията за определяне на поглъщането на енергията, трябва да включват най-малко максималната маса за кацане или максималнота излетна маса на самолета, което създава на-голяма стойност на енергията на динамичния удар при кацане.
   

2. 
   Положението на колесника при изпитанието и прилагането на подходящо натоварване от челно съпротивление по време на изпитанието, трябва да симулират условия за кацане на самолета по начин съвместим с получаването на рационални или консервативни гранични натоварвания.
   

3. 
   Промените в предишните утвърдени проектни маси на самолета и по-маловажни промени в конструкцията, може да се докажат, чрез анализи базирани върху предишни проведени изпитанич за същата базова система на колесника, която има сходни характеристики на поглъщане на енергията.
   

2. 
   Колесникът не бива да се повреди по време на изпитания, демонстриращи неговите запаси по отношение на възможността за поглъщане на енергия, симулирайки скорост на снижение от 12 ft/s при проектна маса за кацане, допускайки, че подемната сила на самолета не е по-голяма от теглото на самолета действащо по време на динамичния удар при кацане.
   

(a) General. For aeroplanes with retractable

landing gear, the following apply:

(1) The landing gear retracting

mechanism, wheel well doors, and supporting

structure, must be designed for –

(i) The loads occurring in the

flight conditions when the gear is in the

retracted position;

(ii) The combination of friction

loads, inertia loads, brake torque loads,

air loads, and gyroscopic loads resulting

from the wheels rotating at a peripheral

speed equal to 1·23 VSR (with the flaps]

in take-off position at design take-off

weight), occurring during retraction and

extension at any airspeed up to 1·5 VSR1]

with the wing-flaps in the approach

position at design landing weight, and

(iii) Any load factor up to those

specified in JAR 25.345 (a) for the wing-flaps

extended condition.

(2) Unless there are other means to

decelerate the aeroplane in flight at this speed,

the landing gear, the retracting mechanism, and

the aeroplane structure (including wheel well

doors) must be designed to withstand the flight

loads occurring with the landing gear in the

extended position at any speed up to 0·67 VC.

(3) Landing gear doors, their operating

mechanism, and their supporting structures

must be designed for the yawing manoeuvres

prescribed for the aeroplane in addition to the

conditions of airspeed and load factor

prescribed in sub-paragraphs (a)(1) and (2) of

this paragraph.

(b) Landing gear lock. There must be

positive means to keep the landing gear extended

in flight and on the ground. There must be

positive means to keep the landing gear and doors

in the correct retracted position in flight, unless it

can be shown that lowering of the landing gear or

doors, or flight with the landing gear or doors

extended, at any speed, is not hazardous.

(c) Emergency operation. There must be an

emergency means for extending the landing gear

in the event of –

(1) Any reasonably probable failure in

the normal retraction system; or

(2) The failure of any single source of

hydraulic, electric, or equivalent energy

supply.

of the retracting mechanism must be shown by

operation tests.

(e) Position indicator and warning device.

(See ACJ 25.729 (e).) If a retractable landing

gear is used, there must be a landing gear position

indicator easily visible to the pilot or to the

appropriate crew members (as well as necessary

devices to actuate the indicator) to indicate

without ambiguity that the retractable units and

their associated doors are secured in the extended

(or retracted) position. The means must be

designed as follows:

(1) If switches are used, they must be

located and coupled to the landing gear

mechanical systems in a manner that prevents

an erroneous indication of ‘down and locked’ if

the landing gear is not in a fully extended

position, or of ‘up and locked’ if the landing

gear is not in the fully retracted position. The

switches may be located where they are

operated by the actual landing gear locking

latch or device.

(2) The flight crew must be given an

aural warning that functions continuously, or is

periodically repeated, if a landing is attempted

when the landing gear is not locked down.

(3) The warning must be given in

sufficient time to allow the landing gear to be

locked down or a go-around to be made.

(4) There must not be a manual shut-off

means readily available to the flight crew for

the warning required by sub-paragraph (e)(2)

of this paragraph such that it could be operated

instinctively, inadvertently or by habitual

reflexive action.

(5) The system used to generate the

aural warning must be designed to minimise

false or inappropriate alerts.

(6) Failures of systems used to inhibit

the landing gear aural warning, that would

prevent the warning system from operating,

must be improbable.

(7) A clear indication or warning must

be provided whenever the landing gear position

is not consistent with the landing gear selector

lever position.

(f) Protection of equipment on landing gear

the safe operation of the aeroplane and that is

located on the landing gear and in wheel wells

must be protected from the damaging effects of –

(1) A bursting tyre, (see ACJ 25.729

(f));

that a loose tyre tread cannot cause damage;

(3) Possible wheel brake temperatures,

1. 
   Общи сведения. За самолети с прибираем колесник, се отнася следното:
   

1. 
   Механизмът за прибиране на колесника, створките на нишата на колесника и поддържащата ги конструкция трябва да са проектирани за -
   

1. 
   Натоварванията действащи в условията на полета, когато колесника е в спуснато положение;
   

2. 
   Комбинацията от натоварванията от силите на триене, инерционните сили, моментите от спирането на колелата, въздушните натоварвания и жироскопичните натоварвания получени от въртенето на колелата с периферна ъглова скорост равна на V_SR (с поставени задкрилки в положение за излитане при проектно излетна маса), която комбинация е получена по време на прибирането и спускането на колесника при всяка въздушна скорост до 1,5 V_SR1, с поставени задкрилки в положение за подход за кацане и проектна маса за кацане;
   

3. 
   Какъвто и да е коефициент на претоварване до този, определен в JAR 25.345(а) за спуснато положение на задкрилките.
   

2. 
   Освен ако има други средства за намаляване на скоростта на самолета във въздуха при тази скорост, колесникът, механизмът за прибиране на колесника и конструкцията на самолета (включваща створките на нишата на колесника) трябва да са проектирани да издържат полетните натоварвания получени при спуснато положение на колесника за всяка въздушна скорост до 0,67 V_C.
   

3. 
   Створките на нишата на колесника, техният работен механизъм и техните поддържащи конструкции трябва да са проектирани за изпълнение на попътни маневрирания на самолета, предписани за самолета в допълнение към условията за въздушната скорост и коефициента на претоварване, предписани в подпараграф (а) (1) и (2) на този параграф.
   

2. 
   Ключалка на стойката на колесника. Трябва да има сигурни средства за задържане на стойката на колесника в спуснато положение в полет и на земя. Трябва да има сигурни средства за задържане на стойката на колесника и створките на колесника в правилното прибрано положение в полет, освен ако може да се демонстрира, че спускането на стойката на колесника или створките или полет със спуснати стойка на колесника и створки при всяка скорост, не е опасно.
   

3. 
   Аварийно действие. Трябва да има аварийни средства за спускане на колесника в случай на -
   

1. 
   Всяка вероятна повреда в нормалната система за прибиране на колесника, или
   

2. 
   Повреда във всеки отделен източник на захранване с хидравлична, електрическа или еквивалентна енергия.
   

4. 
   Експлоатационни изпитания. Правилната работа на механизма за прибиране на стойката на колесника трябва да се демонстрира с експлоатационни изпитания.
   

5. 
   Индикатор на положението и устройство за предупреждаване. Ако е използван пробиращ се колесник, трябва да има индикатор на положението на колесника лесно забележим от пилота или от определен член на екипажа (така както и необходими средства за задействане на индикатора) за недвусмислено указване, че прибиращата се стойка на колесника и свързаните с нея створки са закрепени надеждно в спуснато (или прибрано) положение. Средствата трябва да са проектирани както следва:
   

1. 
   Ако са използвани превключватели, тя трябва да са разположени и свързани към механичната система за прибиране и спускане на колесника по начин, който предпазва от погрешна индикация за “долно и заключено” положение, ако стойката на колесника не е в напълно спуснато положение или за “горно и заключено” положение, ако стойката на колесника не е в напълно прибрано положение. Превключвателите може да са разположени, там където те да се управляват от действителния механизъм или ключалка за заключване на стойката на колесника.
   

2. 
   Екипажа трябва да е осигурен със звуково предупреждение, което работи непрекъснато или периодично повтарящо се, ако се започне кацане, когато колесника не е заключен в долно положение.
   

3. 
   Предупреждението трябва да се подаде в подходящ момент, за да позволи да се заключи колесника в долно положение или да се премине на втори кръг.
   

4. 
   Не трябва да има лесно достъпни средства за ръчно изключване от екипажа на предупреждението изисквано от подпараграф (е)(2) на този параграф така, че това да може да се направи инстинктивно, неумишлено или при характерно рефлексивно действие.
   

5. 
   Използваната система за генериране на звуково предупреждение трябва да е проектирана да минимизира погрешни или неправилни предупреждения.
   

6. 
   Трябва да не са вероятни откази на системите, сужещи за възпрепятстване на звуковото предупреждение за положението на колесника при кацане, които биха попречили на работата на системата.
   

7. 
   Трябва да се предвиди ясна индикация или звуково предупреждение, когато положението на колесника не е съвместимо с положението на ръчката за прибиране и пускане на колесника в пилотската кабина.
   

6. 
   Предпазване на оборудването върху колесника и в нишата на колесника. Оборудването, което е основно за безопасната експлоатация на самолета и което е разположено върху стойките на колесника и в нишите на колесника, трябва да се защити от повреждащо въздействие на –
   

1. 
   Пръсната гума.
   

2. 
   Откъсване на част от протектора на гумата, освен ако е демонстрирано, че откъсването на част от протектора на гумата не може да причини повреда, и
   

3. 
   Вероятни високи температури при използването на спирачките на колелата.
   

(a) Each main and nose wheel must be

approved.

(b) The maximum static load rating of each

wheel may not be less than the corresponding

static ground reaction with –

(1) Design maximum weight; and

(2) Critical centre of gravity.

(c) The maximum limit load rating of each

wheel must equal or exceed the maximum radial

limit load determined under the applicable ground

load requirements of this JAR–25.

1. 
   Всяко основно и носово колело трябва да е одобрено.
   

2. 
   Максималната степен на статично натоварване за всяко колело не може да е по-малка от съответстващата статична реакция на земята при –
   

1. 
   Проектно максимално тегло, и
   

2. 
   Критичен център на тежестта.
   

3. 
   Степента на максималното гранично натоварване за всяко колело трябва да е равна на или превишаваща максималното гранично радиално натоварване, определено при приложимите земни натоварвания, изисквани от този JAR-25.
   

(a) When a landing gear axle is fitted with a

single wheel and tyre assembly, the wheel must be

fitted with a suitable tyre (see ACJ 25.733 (a)) of

proper fit with a speed rating approved by the

Authorities that is not exceeded under critical

conditions, and with a load rating approved by the

Authorities that is not exceeded under –

(1) The loads on the main wheel tyre,

corresponding to the most critical combination

of aeroplane weight (up to the maximum

weight) and centre of gravity position, (see

ACJ 25.733 (a)(1)); and

(2) The loads corresponding to the

ground reactions in sub-paragraph (b) of this

paragraph, on the nose-wheel tyre, except as

provided in sub-paragraphs (b)(2) and (b)(3) of

this paragraph.

(b) The applicable ground reactions for nose-wheel

tyres are as follows:

(1) The static ground reaction for the

tyre corresponding to the most critical

combination of aeroplane weight (up to

maximum ramp weight) and centre of gravity

position with a force of 1·0 g acting downward

at the centre of gravity. This load may not

exceed the load rating of the tyre.

(2) The ground reaction of the tyre

corresponding to the most critical combination

of aeroplane weight (up to maximum landing

weight) and centre of gravity position

combined with forces of 1·0 g downward and

0·31 g forward acting at the centre of gravity.

The reactions in this case must be distributed

to the nose and main wheels by the principles

of statics with a drag reaction equal to 0·31

times the vertical load at each wheel with

brakes capable of producing this ground

reaction. This nose tyre load may not exceed

1·5 times the load rating of the tyre.

(3) The ground reaction of the tyre

corresponding to the most critical combination

of aeroplane weight (up to maximum ramp

weight) and centre of gravity position

combined with forces of 1·0 g downward and

0·20 g forward acting at the centre of gravity.

The reactions in this case must be distributed

to the nose and main wheels by the principles

of statics with a drag reaction equal to 0·20

times the vertical load at each wheel with

brakes capable of producing this ground

reaction. This nose tyre load may not exceed

1·5 times the load rating of the tyre.

(c) When a landing gear axle is fitted with

more than one wheel and tyre assembly, such as

dual or dual-tandem, each wheel must be fitted

with a suitable tyre of proper fit with a speed

rating approved by the Authority that is not

exceeded under critical conditions, and with a

load rating approved by the Authority that is not

exceeded by –

(1) The loads on each main wheel tyre,

corresponding to the most critical combination

of aeroplane weight (up to maximum weight)

and centre of gravity position, when multiplied

by a factor of 1·07; and

(2) Loads specified in sub-paragraphs

(a)(2), (b)(1), (b)(2) and (b)(3) of this

paragraph on each nose-wheel tyre.

(d) Each tyre installed on a retractable

landing gear system must, at the maximum size of

the tyre type expected in service, have a clearance

to surrounding structure and systems that is

adequate to prevent unintended contact between

the tyre and any part of the structure or systems.

(e) For an aeroplane with a maximum

certificated take-off weight of more than 75 000

pounds (34 090·91 kg), tyres mounted on braked

wheels must be inflated with dry nitrogen or other

gases shown to be inert so that the gas mixture in

the tyre does not contain oxygen in excess of 5%

by volume, unless it can be shown that the tyre

liner material will not produce a volatile gas when

heated, or that means are provided to prevent tyre

temperatures from reaching unsafe levels, except

that, in cases where tyre inflation or a pressure

adjustment is required at an airfield where dry

nitrogen is not available, air may be used

provided that:

(1) Either oxygen content after

adjustment stays below 5% of volume, or:

(2) In the following 15 flight hours, the

tyre is purged and inflated with dry nitrogen, in

order to restore the oxygen content to a level

1. 
   Когато на оста на стойката на колесника е монтиран единичен комплект колело с гума, колелото трябва да е екипирано с подходяща гума за подходящо съответствие с диапазона от скорости, утвърден от Въздухоплавателната администрация, които не се надвишават при критичните условия и с диапазон на натоварвания, утвърден от Въздухоплавателната администрация, който не се надвишава при -
   

1. 
   Натоварванията върху гумата на колело от основната стойка на колесника, съответстващи на най-критичната комбинация от тегло на самолета (до максималното тегло) и положение на центъра на тежестта на самолета;
   

2. 
   Натоварвания съответстващи на реакцията на земята съгласно подпараграф (b) на този параграф, върху гумата на носовата стойка, освен както е предвидено в подпараграфи (b) (2) и (3) на този параграф.
   

2. 
   Приложената реакция на земята върху гумата на носовата стойка на колесника е както следва:
   

1. 
   Статичната реакция на земята за гума съответстваща на най-критичната комбинация от тегло на самолета (до максималното тегло на затоварване на самолета на земя) и положение на центъра на тежестта на самолета със сила на претоварване 1,0g, действаща надолу в центъра на тежестта. Това натоварване на може да надвишава степента на натоварване на гумата.
   

2. 
   Реакцията на земята върху гумата, съответстваща на най-критичната комбинация от тегло на самолета (до максималното тегло на натоварване) и положение на центъра на тежестта на самолета, комбинирана със сили на претоварване 1,0g насочена надолу и 0,31g насочена напред в центъра на тежестта. Реакцията в този случай може да се разпредели между колелата на носовите и основните стойки на колесника посредством принципите на статиката с реакция от силата на съпротивление равна на 0,31 пъти от вертикалното натоварване за всяко колело при възможност на спирачките на колелото да предизвикат тази земна реакция. Това натоварване на гумата на носовия колесник не може да надвишава 1,5 пъти степента на натоварване на гумата.
   

3. 
   Реакцията на земята върху гумата, съответстваща на най-критичната комбинация от тегло на самолета (до максималното тегло на затоварване на самолета на земя) и положение на центъра на тежестта на самолета, комбинирана със сила на претоварване 1,0g насочена надолу и 0,20g насочен напред, действащи в центъра на тежестта. Реакцията в този случай може да се разпредели между колелата на носовата и основните стойки на колесника посредством принципите на статиката с реакция от силата на съпротивление равна на 0,20 пъти от вертикалното натоварване за всяко колело при възможност на спирачките на колелото да предизвикат тази земна реакция. Това натоварване на гумата на носовия колесник не може да надвишава 1,5 пъти степента на натоварване на гумата.
   

3. 
   Когато на оста на стойката на колесника са монтирани повече от един комплект колело с гума, като сдвоени или двойка колела, всяко колело трябва да е екипирано с подходяща гума за подходящо съответствие с диапазона от скорости, утвърден от Въздухоплавателната администрация, които не се надвишават при критичните условия и с диапазон на натоварвания, утвърден от Въздухоплавателната администрация, които не се надвишават при –
   

1. 
   Натоварвания върху всяка гума от колелата на основните стойки, съответстващи на най-критичната комбинация от тегло на самолета (до максималното тегло) и положение на центъра на тежестта на самолета, когато тези натоварвания са умножени с коефициент 1,07 и
   

2. 
   Натоварвания, определени в подпараграфи (а)(2), (b)(1), (b)(2) и (b)(3) на този параграф за всяка гума от колелата на носовата стойка на колесника.
   

4. 
   Всяка гума поставена на стойка от колесника снабден със система за прибиране и пускане, за максималният размер на типа на гумата очакван в експлоатацията, трябва да има разстояние до заобикалящата конструкция и системи, което е адекватно за предпазване от непреднамерено контактуване между гумата и части от конструкцията или системите.
   

5. 
   За самолет със сертифицирано максимално излетно тегло повече от 75000 паунда (34090,91 кg), гумите монтирани на спиращи колела трябва да се напомпат със сух азот или други инертни газове така, че сместа от газове в гумата да не съдържа кислород в повече от 5% за единица обем, освен ако може да се демонстрира, че материала от вътрешната страна на гумата (подплатата на гумата) няма да отдели летлив газ при загряване или, че са предвидени средства предпазващи достигането на не безопасни стойности на температурата на гумата, с изключение на случаи където се изисква напомпване на налягането в гумата или се изисква регулиране на налягането в гумата на летище, където няма на разположение сух азот, може да се използва въздух, при условие че:
   

1. 
   Или съдържанието на кислород след регулирането остава под 5% на единица обем, или
   

2. 
   В следващите 15 полетни часа, налагането в гумата се изпусне и се напомпа сух азот, за да се възстанови съдържанието на кислород до ниво под 5% за единица обем.
   

(a) Each brake must be approved. (See ACJ

25.735(a).)

(b) The brake system and associated systems

must be designed and constructed so that if any

electrical, pneumatic, hydraulic or mechanical

connecting or transmitting element (excluding the

operating pedal or handle) fails, or if any single

source of hydraulic or other brake operating

energy supply is lost, it is possible to bring the

aeroplane to rest under conditions specified in

JAR 25.125, with a mean deceleration during the

landing roll of at least 50% of that obtained in

determining the landing distance as prescribed in

that paragraph. Sub-components within the brake

assembly, such as brake drum, shoes, and

actuators (or their equivalents), shall be

considered as connecting or transmitting elements,

unless it is shown that leakage of hydraulic fluid

resulting from failure of the sealing elements in

these sub-components within the brake assembly

would not reduce the braking effectiveness below

that specified in this sub-paragraph. (See ACJ

25.735(b).)

Change 15 1–D–12

(c) Brake controls may not require excessive

control force in their operation. (See ACJ

25.735(c).)

(d) The aeroplane must have a parking control

that, when set by the pilot, will without further

attention, prevent the aeroplane from rolling on a

paved, level runway with take-off power on the

critical engine. (See ACJ 25.735 (d).)

(e) If anti-skid devices are installed, the devices

and associated systems must be designed so that no

single probable malfunction will result in a

hazardous loss of braking ability or directional

control of the aeroplane. (See ACJ 25.735(e).)

(f) See ACJ 25.735(f).) The design landing

brake kinetic energy capacity rating of each main

wheel brake assembly shall be used during

qualification testing of the brake to the applicable

Joint Technical Standard Order (J–TSO) or an

acceptable equivalent. This kinetic energy rating

may not be less than the kinetic energy]

absorption requirements determined under either

of the following methods:

(1) The brake kinetic energy absorption

requirements must be based on a rational

analysis of the sequence of events expected

during operational landings at maximum

landing weight. This analysis must include

conservative values of aeroplane speed at

which the brakes are applied, braking

coefficient of friction between tyres and

runway, aerodynamic drag, propeller drag or

powerplant forward thrust, and (if more

critical) the most adverse single engine or

propeller malfunction.

(2) Instead of a rational analysis, the

kinetic energy absorption requirements for

each main wheel brake assembly may be

derived from the following formula, which

must be modified in cases of designed unequal

braking distribution:]

where –

W = design landing weight (lb);

V = VREF/1 . 3;

VREF= aeroplane steady landing approach speed,

in knots, at the maximum design landing

weight, and in the landing configuration

at sea level; and]

N = number of main wheels with brakes.

(g) In the landing case the minimum speed]

rating of each main wheel-brake assembly (that is,

the initial speed used in the dynamometer tests)

may not be more than the V used in the

determination of kinetic energy in accordance

with sub-paragraph (f) of this paragraph,

assuming that the test procedures for wheel-brake

assemblies involve a specified rate of

deceleration, and, therefore, for the same amount

of kinetic energy, the rate of energy absorption

(the power absorbing ability of the brake) varies

inversely with the initial speed.

(h) The rejected take-off brake kinetic energy

capacity rating of each main wheel-brake

assembly that is at the fully worn limit of its

allowable wear range shall be used during

qualification testing of the brake to the applicable

Joint Technical Standard Order (J–TSO) or an

acceptable equivalent. This kinetic energy rating]

may not be less than the kinetic energy absorption

requirements determined under either of the

following methods:

(1) The brake kinetic energy absorption

requirements must be based on a rational

analysis of the sequence of events expected

during an accelerate-stop manoeuvre. This

analysis must include conservative values of

aeroplane speed at which the brakes are

applied, braking coefficient of friction between

tyres and runway, aerodynamic drag, propeller

drag or powerplant forward thrust and (if more

critical) the most adverse single engine or

propeller malfunction.

(2) Instead of a rational analysis, the

kinetic energy absorption requirements for

each main wheel brake assembly may be

derived from the following formula, which

must be modified in cases of designed unequal

braking distribution:]

where –

KE = kinetic energy per wheel (ft.lb);

W = aeroplane weight (lb);

V = aeroplane speed (knots);]

N = number of main wheels with brakes; and

W and V are the most critical combination of

take-off weight and ground speed obtained in a

rejected take-off.]

(i) For each power-operated brake system

incorporating an accumulator, the flight crew must

be provided with an indication that adequate

accumulator pressure is available.

1. 
   Всяко спирачно устройство трябва да е oдобрено.
   

2. 
   Спирачната система и свързаните с нея други системи трябва да са проектирани и конструирани така, че при всякакви откази на електрическите, пневматичните, хидравличните или механичните връзки или предавателните елементи (изключващ работните педали или ръчката за управление в пилотската кабина) или ако е “загубен” (неработоспособен) всеки отделен източник, осигуряващ подаване на хидравлична или друга работна енергия за работа спирачките, е възможно да се спре самолета, при условията, определени в JAR 25.125, със способ на забавяне на скоростта по време на пробега след кацането, поне на 50% от тази получена при определянето на разстоянието за кацане, както е предписано в този параграф. Съставните компоненти в спирачното устройство, като спирачен барабан, челюсти и актоатори (или техните еквиваленти) ще се разглеждат, като съединителни или предавателни елементи, освен ако е демонстрирано, че течове на хидравличен флуид, причинен от повреда на уплътнителен елемент в тези съставни компоненти в спирачното устройство не намали спирачната ефективност под тази, определена в този подпараграф.
   

3. 
   Управлението на спирачките не може да изисква прекомерно управляващо усилие при тяхната експлоатация.
   

4. 
   Самолетът трябва да има управление на спирачките при престой на земя (паркиране), което, когато се използва от пилота, без изискване на по-нататъшно внимание, ще предотврати преместването на самолета по настилка на равна писта с критичен двигател, работещ на излетна мощност.
   

5. 
   Ако са инсталирани антиприплъзващи устройства, устройствата и свързаните с тях системи трябва да са проектирани така, че отделна вероятна неработоспособност няма да доведе до опасна загуба на спирачна възможност или попътно управление на самолета.
   

6. 
   Проектната степен на капацитета на кинетичната енергия при кацане за всяко основно спирачно устройство, ще се използва по време на изпитание, за определяне спирането, при прилагането на предписание на общите технически стандарти (JTSO “Joint Technical Standard Order”) или приемлив негов еквивалент. Тази степен на кинетичната енергия не може да е по-малка от изискванията за поглъщане на кинетичната енергия, определени при един от следните методи:
   

1. 
   Изискванията за поглъщане на кинетичната енергия при спиране трябва да са базирани върху рационалното анализиране на последователността на събитията, очаквани по време на експлоатационни кацания с максимално тегло за кацане. Тези анализи трябва да включват консервативни стойности на скоростта на самолета, при която са употребени спирачките, коефициента на триене при спиране между гумите и пистата, аеродинамичното челно съпротивление, челното съпротивление на витлото или теглителната сила на силовата установка и (ако е по-критично) най-неблагоприятният отказ на отделен двигател или витло.
   

2. 
   Вместо рационални анализи, изискванията за поглъщане на кинетичната енергия за всяко основно спирачно устройство могат да се изведат от дадената по-надолу формула, която трябва да се модифицира в случаи на проектиране неравномерно разпределение на спиране:
   

7. 
   В случай на кацане, минималната степен на скоростта за всяко основно спирачно устройство (това е използваната начална скорост при динамометричните изпитания) не може да е по-голяма от V, използвана при определянето на кинетичната енергия в съответствие с подпараграф (f) на този параграф, с допускане, че изпитателните процедури за спирачните устройства включват определена степен на намаляване на скоростта и поради това за същото количество кинетична енергия, степента на поглъщане на кинетичната енергия (способността за поглъщане на енергията на спирачките) се изменя обратно пропорционално на началната скорост.
   

8. 
   Произведената кинетичната енергия за спиране при прекратено излитане на самолета за всяко основно спирачно устройство, което е на границата на пълно износване от неговият допустим диапазон на износване, ще се използва по време на изпитание за определяне спирането при прилагането на предписание на общите технически стандарти (JTSO) или приемлив негов еквивалент. Тази произведена кинетичната енергия не може да е по-малка от изискванията за поглъщане на кинетичната енергия, определени по един от следните методи:
   

1. 
   Изискванията за поглъщане на кинетичната енергия при спиране, трябва да се базирани върху рационалното анализиране на последователността на събитията, очаквани по време на маневрата на ускорено спиране. Тези анализи трябва да включват консервативни стойности на скоростта на самолета, при която са употребени спирачките, коефициента на триене при спиране между гумите и полосата, аеродинамичното челно съпротивление, челното съпротивление на витлото или теглителната сила на силовата установка и (ако е по-критично) най-неблагоприятният отказ на отделен двигател или витло.
   

3. 
   Вместо рационални анализи, изискванията за поглъщане на кинетичната енергия за всяко основно спирачно устройство могат да се изведат от дадената по-надолу формула, която трябва да се модифицира в случай на проектиране неравномерно разпределение на спиране:
   

9. 
   За всяка използваща енергия спирачна система, включваща хидроакумулатор, на екипажа трябва да е осигурена индикация, която удостоверява достатъчността на налягането в акумулатора.
   

(a) The nose-wheel steering system, unless it

is restricted in use to low-speed manoeuvring,

must be so designed that exceptional skill is not

required for its use during take-off and landing,

including the case of cross-wind, and in the event

of sudden power-unit failure at any stage during

the take-off run. This must be shown by tests.

(See ACJ 25X745 (a).)

(b) It must be shown that, in any practical

circumstances, movement of the pilot’s steering

control (including movement during retraction or

extension or after retraction of the landing gear)

cannot interfere with the correct retraction or

extension of the landing gear.

(c) Under failure conditions the system must

comply with JAR 25.1309 (b), (c) and (d). The

arrangement of the system must be such that no

single failure will result in a nose-wheel position

which will lead to a Hazardous Effect. Where

reliance is placed on nose-wheel steering in

showing compliance with JAR 25.233, the nose-wheel

steering system must be shown to comply

with JAR 25.1309. (See ACJ 25X745 (c).)

(d) The design of the attachment for towing

the aeroplane on the ground must be such as to

preclude damage to the steering system.

(e) Unless the nose-wheel, when lowered, is

automatically in the fore-and-aft attitude

successful landings must be demonstrated with the

nose-wheel initially in all possible off-centre

positions.

1. 
   Системата за управление на колелата на носовата стойка, освен ако е ограничена в използването за маневриране с малка скорост, трябва да е проектирана така, че да не се изискват допълнителни умения за използването й по време на излитане и кацане, включително случаи на напречен вятър и в случай на внезапен отказ на силов агрегат във всеки етап от засилването при излитане. Това трябва да се демонстрира чрез изпитания.
   

2. 
   Трябва да се демонстрира, при всякакви практически обстоятелства, че преместването на управлението в пилотската кабина за отклонение на колелата на носовата стойка на колесника (включително премествания по време на прибирането или спускането или след прибирането на колесника) не може да се влияе от правилното прибиране или пускане на колесника.
   

3. 
   В състояние на отказ, системата трябва да съответства на JAR 25.1309 (b), (c) и (d). Устройството на системата трябва да е такова, че да не може единична повреда да повлияе на положението на колелата на носовата стойка, което ще доведе до опасна последица. Там където се очаква управлението на колелата на носовата стойка да демонстрира съответствието с JAR 25.233, системата за управление на колелата на носовата стойка трябва да демонстрира съответствие с JAR 25.1309.
   

4. 
   Проектирането на възела за свързване на водилото за буксиране на самолета на земя трябва да е такова, че да изключи повреди в системата за управление на колелата на носовата стойка.
   

5. 
   Освен ако колелата на носовата стойка, когато са спуснати, автоматично се поставят в положение по оста на самолета “напред-и-назад”, трябва да се демонстрира успешното кацане при всяко възможно начално не центрирано положение на колелото на носовата стойка.
   

(a) Each pilot compartment and its

equipment must allow the minimum flight crew

(established under JAR 25.1523) to perform their

duties without unreasonable concentration or

fatigue.

25.779 (a), excluding cables and control rods,

must be located with respect to the propellers so

that no member of the minimum flight crew

(established under JAR 25.1523), or part of the

controls, lies in the region between the plane of

rotation of any inboard propeller and the surface

generated by a line passing through the centre of

the propeller hub making an angle of 5º forward

or aft of the plane of rotation of the propeller.

(c) If provision is made for a second pilot,

the aeroplane must be controllable with equal

safety from either pilot seat.

(d) The pilot compartment must be

constructed so that, when flying in rain or snow, it

will not leak in a manner that will distract the

crew or harm the structure.

(e) Vibration and noise characteristics of

cockpit equipment may not interfere with safe

operation of the aeroplane.