JAR 25.113 Take-off distance and take-off run

1. 
   Дистанцията на излитане при суха полоса е по-голяма от -
   

1. 
   Хоризонталното разстояние по протежението на траекторията на излитане от изпълнителния старт (точката на излитане) до точката, в която самолета е на височина 35 фута над полосата за излитане, определена в JAR 25.111 за суха полоса или;
   

2. 
   115% от хоризонталното разстояние по протежението на траекторията на излитане с всички работещи двигатели от точката на излитането до точката, в която самолета е 35 фута над полосатаза излитане, както е определено в процедура съгласно JAR 25.111.
   

2. 
   Дистанцията на излитане при мокра полоса е по-голяма от -
   

1. 
   Дистанцията на излитане при суха полоса, определена в съответствие с пункт (а) на този параграф или;
   

2. 
   Дължината на хоризонталната проекция на траекторията на излитане от точката на излитането до точката, в която самолета е 15 фута над полосата за излитане, с достигането на скорост V₂ преди достигането на височина 35 фута над полосата за излитане, по начин, определен съгласно JAR 25.111 за мокра полоса.
   

3. 
   Ако дистанцията на излитане не включва етап за набор на височина, разбега на самолета при излитане е равен на дистанцията на излитане. Ако дистанцията на излитане включва етап за набор на височина:
   

1. 
   Разбега на самолета при излитане за суха полоса е най-голямото от следните разстояния -
   

1. 
   Дължината на хоризонталната проекция на траекторията на излитане от точката на излитане до точка еквидистантна (симетрично разположена) между точката, в която е достигната скорост на самолета V_LOF и точката, в която самолета е на 35 фута над полосата за излитане, както е определено в JAR 25.111 за суха полоса или;
   

2. 
   115% от дължината на хоризонталната проекция на траекторията на излитане с всички работещи двигатели от точката на излитане до точка еквидистантна между точката, в която е достигната скорост на самолета V_LOF и точката, в която самолета е 35 фута над полосата за излитане, определена от процедура в съответствие с JAR 25.111.
   

2. 
   Разбега на самолета при излитане за суха полоса е най-голямото от следните разстояния -
   

1. 
   Дължината на хоризонталната проекция на траекторията на излитането от точката на излитане до точката, в която самолета е на15 фута над полосата за излитане, с достигането на скорост V₂ преди достигането на височина 35 фута над полосата за излитане,по начин определен в JAR 25.111 за мокра полоса и;
   

2. 
   115% от дължината на хоризонталната проекция на траекторията на излитане с всички работещи двигатели от точката на излитане до точка, еквидистантна между точката, в която е достигната скорост на самолета V_LOF и точката, в която самолета е на 35 фута над полосата за излитане, определено от процедура съгласно JAR 25.111.
   

determined in accordance with JAR 25.113 (a) or (b) as appropriate for the runway surface condition. ]

(b) The net take-off flight path data must be determined so that they represent the actual take-off flight paths (determined in accordance with JAR 25.111 and with sub-paragraph (a) of this

paragraph) reduced at each point by a gradient of climb equal to –

(1) 0·8% for two-engined aeroplanes;

(2) 0·9% for three-engined aeroplanes;

and

(3) 1·0% for four-engined aeroplanes.

take-off flight path at which the aeroplane is accelerated in level flight.

1. 
   Въздушен участък на траекторията на излитане се определя с начало 35 фута над пистата за излитане и кацане и завършва до края на излетното разстояние определено в съответствие с JAR 25.113 (а) или (b), което от тях се отнася за условията на повърхността на полосата.
   

2. 
   Окончателните данни за траекторията на излитане трябва да се определят така, че те да изразяват актуалните траектории на излитане (определени в съответствие с JAR 25.111 и пункт (а) на този параграф) намалени във всяка точка с градиента на изкачване равен на -
   

1. 
   0,8 за дву-двигателни самолети;
   

2. 
   0,9 за три-двигателни самолети и;
   

3. 
   1,0 за четири-двигателни самолети.
   

3. 
   Описаното намаляване на градиента на изкачване може да се приложи, като еквивалентно намаляване на ускорението по продължение на тази част от траекторията на излитане, в която самолетът се ускорява в хоризонтален полет.
   

Compliance with the requirements of JAR 25.119 and 25.121 must be shown at each weight, altitude, and ambient temperature within the

operational limits established for the aeroplane and with the most unfavourable centre of gravity for each configuration.

In the landing configuration, the steady gradient

of climb may not be less than 3·2%, with –

(a) The engines at the power or thrust that is

available 8 seconds after initiation of movement

of the power or thrust controls from the minimum

setting (see ACJ 25.119(a)); and

(b) A climb speed which is –

[ (1) Not less than –]

1 [ (i) 1·08 VSR for aeroplanes with

four engines on which the application of

power results in a significant reduction in

stall speed; or

(ii) 1·13 VSR for all other

aeroplanes;

(2) Not less than VMCL; and

(3) Not greater than VREF.]

1. 
   Работещи двигатели на мощност или теглителна сила, която ще бъде на разположение 8 секунди след преместването на РУД от положение минимална полетна мощност или теглителна сила, до положение съответстващо на мощност или теглителна сила за “преминаване на втори кръг”
   

2. 
   Скорост на изкачване, която е:
   

1. 
   Не по-малка от -
   

1. 
   1.08 V_SR за самолети с четири двигателя, за които резултантната им мощност води до значително намаляване на сривната скорост или;
   

2. 
   1,13 V_SR за всички други самолети
   

2. 
   Не по-малка от V_MCL и
   

3. 
   Не по-голяма от V_REF.
   

(See ACJ 25.121)

(a) Take-off; landing gear extended. (See

ACJ 25.121(a).) In the critical take-off

configuration existing along the flight path

(between the points at which the aeroplane

reaches VLOF and at which the landing gear is

fully retracted) and in the configuration used in

JAR 25.111 but without ground effect, the steady

gradient of climb must be positive for two-engined

aeroplanes, and not less than 0·3% for

three-engined aeroplanes or 0·5% for four-engined

aeroplanes, at VLOF and with –

(1) The critical engine inoperative and

the remaining engines at the power or thrust

available when retraction of the landing gear is

begun in accordance with JAR 25.111 unless

there is a more critical power operating

condition existing later along the flight path

but before the point at which the landing gear

is fully retracted (see ACJ 25.121(a)(1)); and

(2) The weight equal to the weight

existing when retraction of the landing gear is

begun determined under JAR 25.111.

(b) Take-off; landing gear retracted. In the

take-off configuration existing at the point of the

flight path at which the landing gear is fully

retracted, and in the configuration used in JAR

25.111 but without ground effect, the steady

gradient of climb may not be less than 2·4% for

two-engined aeroplanes, 2·7% for three-engined

aeroplanes and 3·0% for four-engined aeroplanes,

at V2 and with –

(1) The critical engine inoperative, the

remaining engines at the take-off power or

thrust available at the time the landing gear is

fully retracted, determined under JAR 25.111,

unless there is a more critical power operating

condition existing later along the flight path

but before the point where the aeroplane

reaches a height of 400 ft above the take-off

surface (see ACJ 25.121(b)(1)) ; and

(2) The weight equal to the weight

existing when the aeroplane’s landing gear is

fully retracted, determined under JAR 25.111.

(c) Final take-off. In the en-route

configuration at the end of the take-off path

determined in accordance with JAR 25.111, the

steady gradient of climb may not be less than

1·2% for two-engined aeroplanes, 1·5% for three-engined

aeroplanes, and 1·7% for four-engined

1 [aeroplanes, at VFTO and with –]

(1) The critical engine inoperative and

the remaining engines at the available

maximum continuous power or thrust; and

(2) The weight equal to the weight

existing at the end of the take-off path,

determined under JAR 25.111.

1 [(d) Approach. In a configuration

corresponding to the normal all-engines-operating

procedure in which VSR for this configuration

does not exceed 110% of the VSR for the related

all-engines-operating landing configuration, the

steady gradient of climb may not be less than

2·1% for two-engined aeroplanes, 2·4% for three-]

engined aeroplanes and 2·7% for four-engined

aeroplanes, with –

[(1) The critical engine inoperative, the

remaining engines at the go-around power or

thrust setting; ]

(2) The maximum landing weight;

(3) A climb speed established in

connection with normal landing procedures,

but not more than 1·4 VSR; and

1. 
   Излитане; спуснат колесник. За съществуващата критична конфигурация при излитане (между точките в които самолета достига скорост V_LOF и тази, при която колесника е прибран напълно) и за конфигурацията упомената в JAR 25.111, но без отчитане влиянието близостта на земята, устойчивият градиент на изкачване трябва да е положителен за дву-двигателните самолети и да не е по-малък от 0,3% за три-двигателните самолети или 0,5% за четири-двигателните самолети при скорост V_LOF и със -
   

1. 
   Неработещ критичен двигател, а останалите двигатели работещи на разполагаема мощност или тяга, когато е започнало прибирането на колесника в съответствие с JAR 25.111 освен ако би се получило по-критично състояние за използване на мощността на двигателите по време на излитането, но преди точката, в която колесника е напълно прибран и;
   

2. 
   Тегло на самолета, еквивалентно на съществуващото тегло в момента на начало на прибирането на колесника, определено съгласно JAR 25.111.
   

2. 
   Излитане; прибран колесник. За съществуваща излетна конфигурация в точка от траекторията на излитане, за която колесника е напълно прибран и за конфигурация използвана в JAR 25.111, но без отчитане ефекта на близостта на земята, устойчивия градиент на изкачване не може да е по-малък от 2,4% за дву-двигателните самолети , 2,7% за три-двигателните самолети и 3,0% за четири-двигателните самолети, при скорост на самолета V₂ и със -
   

1. 
   Неработещ критичен двигател, а останалите двигатели работещи на разполагаемата излетна мощност или тяга в момента на пълното прибиране на колесника, определен в JAR 25.111, освен ако по-късно би имало съществуващо по-критично състояние за използване на мощността по време на траекторията на излитането, но преди точката в която самолета достига височина 400 фута над полосата за излитане и;
   

2. 
   Тегло на самолета, еквивалентно на съществуващото тегло към момента, когато колесника на самолета е напълно прибран, определено съгласно JAR 25.111.
   

3. 
   Крайна фаза на излитането. За полетна конфигурация на самолета, необходима при изпълнение на хоризонтален крейсерски полет, в края на траекторията на излитане, определена в съответствие JAR 25.111, установения градиент на изкачване не може да е по-малък от 1,2% за дву-двигателните самолети, 1,5% за три-двигателните самолети и 1,7% за четири-двигателните самолети при скорост на самолета V_FTO и със -
   

1. 
   Неработещ критичен двигател, а останалите двигатели работещи на разполагаема максимално-продължителна мощност или теглителна сила и;
   

2. 
   Тегло на самолета еквивалентно на съществуващото тегло в края на траекторията на излитане, определено съгласно JAR 25.111.
   

4. 
   Подход за кацане. За конфигурация на самолета съответстваща на нормалната процедура при работещи всички двигатели, при която скоростта V_SR за тази конфигурация не превишава 110% от скоростта V_SR за съответната конфигурация за кацане , установения градиент на изкачване не може да е по-малък от 2,1% за дву-двигателните самолети, 2,4% за три-двигателните самолети и 2,7% за четири-двигателните самолети със -
   

1. 
   Неработещ критичен двигател, а останалите двигатели работещи на режим на мощността или тягата за “преминаване на втори кръг";
   

2. 
   Максимално тегло за кацане;
   

3. 
   Скорост на изкачване установена съгласно процедури за извършване на нормално кацане, но не повече от 1,4 V_SR и;
   

4. 
   Прибран колесник на самолета.
   

(See ACJ 25.123)

(a) For the en-route configuration, the flight

paths prescribed in sub-paragraphs (b) and (c) of

this paragraph must be determined at each weight,

altitude, and ambient temperature, within the

operating limits established for the aeroplane. The

variation of weight along the flight path,

accounting for the progressive consumption of

fuel and oil by the operating engines, may be

included in the computation. The flight paths must

be determined at any selected speed, with –

(1) The most unfavourable centre of

gravity;

(3) The remaining engines at the

available maximum continuous power or thrust;

and

engine-cooling air supply in the position that

provides adequate cooling in the hot-day

condition.

(b) The one-engine-inoperative net flight

path data must represent the actual climb

performance diminished by a gradient of climb of

1·1% for two-engined aeroplanes, 1·4% for three-engined

aeroplanes, and 1·6% for four-engined

aeroplanes.

(c) For three- or four-engined aeroplanes, the

two-engine-inoperative net flight path data must

represent the actual climb performance

diminished by a gradient climb of 0·3% for three-engined

aeroplanes and 0·5% for four-engined

aeroplanes.

1. 
   За конфигурация на самолета при изпълнение на установен хоризонтален полет, трябва да се определи траекторията на установения полет, описана в пунктове (b) и (с) от тази траектория за всяко тегло на самолета, височина на полета и температура на околната среда в границите на експлоатационните ограничения, установени за самолета. Изменението на теглото на самолета по протежението на траекторията на установения полет, свързано с нарастващата консумация на гориво и масло от работещите двигатели може да се включи в изчислението. Траекториите на установения полет трябва да се определят за всяка избрана скорост със –
   

1. 
   Най-неблагоприятно разположение на центъра на тежестта на самолета;
   

2. 
   Неработещ критичен двигател;
   

3. 
   Останалите двигатели работещи на режими на разполагаема максимално продължителна мощност или тяга и;
   

4. 
   Средствата за управление на подавания за охлаждане на двигателите въздух са поставени в положение, което осигурява адекватно охлаждане в условията на горещ ден.
   

2. 
   Данните за чистата траектория на установения полет на самолета с един неработещ двигател трябва да съответстват на актуалните характеристики за изкачване намалени с градиента на изкачване съответно 1,1% за дву-двигателните самолети, 1,4% за три-двигателните самолети и 1,6% за четири-двигателните самолети.
   

3. 
   За три- и четири- двигателните самолети, данните за чистата траектория на установения полет с два неработещи двигателя трябва да съответстват на актуалните характеристики на изкачване намалени с градиента на изкачване съответно 0,3% за три-двигателните самолети и 0,5% за четири-двигателните самолети.
   

(a) The horizontal distance necessary to land

and to come to a complete stop from a point 50 ft

above the landing surface must be determined (for

standard temperatures, at each weight, altitude

and wind within the operational limits established

by the applicant for the aeroplane) as follows:

(1) The aeroplane must be in the

landing configuration.

1,2 [(2) A stabilised approach, with a

calibrated airspeed of VREF, must be

maintained down to the 50 ft height. VREF may]

2 [ not be less than –

(i) 1 . 23 VSR0;

(ii) VMCL established under JAR

25.149(f); and

(iii) A speed that provides the

manoeuvring capability specified in JAR

25.143(g).]

(3) Changes in configuration, power or

thrust, and speed, must be made in accordance

with the established procedures for service

operation. (See ACJ 25.125(a)(3).)

(4) The landing must be made without

excessive vertical acceleration, tendency to

bounce, nose over or ground loop.

(5) The landings may not require

exceptional piloting skill or alertness.

(b) The landing distance must be determined

on a level, smooth, dry, hard-surfaced runway.

(See ACJ 25.125(b).) In addition –

(1) The pressures on the wheel braking

systems may not exceed those specified by the

brake manufacturer;

(2) The brakes may not be used so as to

cause excessive wear of brakes or tyres (see

ACJ 25.125(b)(2)); and

(3) Means other than wheel brakes may

be used if that means –

(i) Is safe and reliable;

(ii) Is used so that consistent

results can be expected in service; and

(iii) Is such that exceptional skill

is not required to control the aeroplane.

(c) Not required for JAR–25.

(d) Not required for JAR–25.

(e) The landing distance data must include

correction factors for not more than 50% of the

nominal wind components along the landing path

opposite to the direction of landing, and not less

than 150% of the nominal wind components long

the landing path in the direction of landing.

(f) If any device is used that depends on the

operation of any engine, and if the landing

distance would be noticeably increased when a

landing is made with that engine inoperative, the

landing distance must be determined with that

engine inoperative unless the use of compensating

means will result in a landing distance not more

than that with each engine operating.