Joint Aviation Requirements jar–25 Large Aeroplanes

(a) (See ACJ 25.143(a).) The aeroplane must

be safely controllable and manoeuvrable during –

(1) Take-off;

(2) Climb;

(3) Level flight;

(4) Descent; and

(5) Landing.

(b) (See ACJ 25.143(b).) It must be possible

to make a smooth transition from one flight

condition to any other flight condition without

exceptional piloting skill, alertness, or strength,

and without danger of exceeding the aeroplane

limit-load factor under any probable operating

conditions, including –

(1) The sudden failure of the critical

engine. (See ACJ 25.143(b)(1).)

(2) For aeroplanes with three or more

engines, the sudden failure of the second

critical engine when the aeroplane is in the en-route,

approach, or landing configuration and is

trimmed with the critical engine inoperative;

and

(3) Configuration changes, including

devices.

conventional wheel type controls, the maximum

control forces permitted during the testing

required by sub-paragraphs (a) and (b) of this

paragraph. (See ACJ 25.143(c)):

(d) Approved operating procedures or

conventional operating practices must be followed

when demonstrating compliance with the control

force limitations for short term application that

are prescribed in sub-paragraph (c) of this

paragraph. The aeroplane must be in trim, or as

near to being in trim as practical, in the

immediately preceding steady flight condition.

For the take-off condition, the aeroplane must be

trimmed according to the approved operating

procedures.

(e) When demonstrating compliance with the

control force limitations for long term application

that are prescribed in sub-paragraph (c) of this

paragraph, the aeroplane must be in trim, or as

near to being in trim as practical.

(f) When manoeuvring at a constant airspeed

or Mach number (up to VFC/MFC), the stick forces

and the gradient of the stick force versus

manoeuvring load factor must lie within

satisfactory limits. The stick forces must not be so

great as to make excessive demands on the pilot’s

strength when manoeuvring the aeroplane (see

ACJ No. 1 to JAR 25.143 (f)), and must not be so

low that the aeroplane can easily be overstressed

inadvertently. Changes of gradient that occur with

changes of load factor must not cause undue

difficulty in maintaining control of the aeroplane,

and local gradients must not be so low as to result

in a danger of over-controlling. (See ACJ No. 2 to

JAR 25.143 (f)). ]

1 [(g) (See ACJ 25.143(g)). The manoeuvring

capabilities in a constant speed coordinated turn

at forward centre of gravity, as specified in the

following table, must be free of stall warning or

other characteristics that might interfere with

normal manoeuvring.]

(1) A combination of weight, altitude and

temperature (WAT) such that the thrust or power

setting produces the minimum climb gradient

specified in JAR 25.121 for the flight condition.

(2) Airspeed approved for all-engines-operating

initial climb.

(3) That thrust or power setting which, in

the event of failure of the critical engine and

without any crew action to adjust the thrust or

power of the remaining engines, would result in the

thrust or power specified for the take-off condition

at V2 , or any lesser thrust or power setting that is

used for all-engines-operating initial climb

procedures.]

1. 
   Самолетът трябва да е безопасно управляем и маневрен по време на -
   

1. 
   Излитането;
   
2. 
   Изкачването;
   
3. 
   Установения хоризонтален полет;
   
4. 
   Снижението и;
   
5. 
   Кацането.
   

2. 
   Трябва да осигурява възможност за плавно преминаване от един режим на полета към друг режим на полета без да се изискват допълнителни пилотски умения, познания или допълнително натоварване и без опасност за превишаване на ограниченията на коефициента на натоварване на самолета при всякакви възможни експлоатационни режими на полета включващи –
   

1. 
   Внезапен отказ на критичния двигател.
   

2. 
   За самолети с три или повече двигатели, внезапен отказ (повреда)на втория критичен двигател, когато самолета е в конфигурация за установен полет, подход за кацане или кацане и е балансиран с неработещ критичен двигател и;
   
3. 
   Промени в конфигурацията, включващи отклоняване или прибиране на устройства за намаляване на скоростта (ускорението) на самолета.
   

3. 
   За конвенционален тип шурвално управление, максималната прилагана сила за управление, разрешена по време на изискваното тестване съгласно пунктове (а) и (b) на този параграф е описана в следната таблица.
   

Таблица 4.

4. 
   Когато се демонстрира съответствието с ограниченията на кратковременно прилаганите управляващи усилия, които са описани в пункт (с) на настоящия параграф, демонстрацията трябва да се последва от прилагането на одобрени експлоатационни процедури или конвенционални експлоатационни изпитания. Самолетът трябва да е балансиран или да е възможно най-близко до предшестващото практически балансирано състояние за режим на установен хоризонтален полет. За излетния режим самолетът трябва да е балансиран в съответствие с утвърдените експлоатационни процедури.
   

5. 
   При демонстриране на съответствието с ограниченията на прилаганите за продължителен интервал от време усилия за управление, които са описани в пункт (с) на този параграф, самолета трябва да е балансиран или да се намира възможно най-близко до предшестващо практически балансирано състояние.
   

6. 
   Когато самолета маневрира с постоянна въздушна скорост или число М на полета (до скорост V_FC/M_FC) усилията върху лоста за управление и градиента на усилието прилагано върху лоста за управление в сравнение с коефициента на маневрено натоварване трябва да лежат в границите на удовлетворителните ограничения. Усилията върху лоста за управление не трябва да са толкова големи, че да създават извънредно потребни пилотски усилия, при маневриране със самолета и не трябва да са толкова малки, че самолета да може лесно и неочаквано да се претовари. Промени в градиента на усилието, които се предизвикват при промяна на коефициента на натоварване, не трябва да предизвикват прекомерно затруднение в управлението на самолета и локалните градиенти не трябва да са толкова малки, че да доведат до опасно увеличаване на ефективността на управлението.
   

7. 
   Възможностите за маневриране при завъртане със съгласувана постоянна скорост при предна центровка (предно разположение на центъра на тежестта) на самолета, както е определено в последващата таблица, трябва да предпазват от поява на сривни или други характеристики, които биха могли да повлияят на нормалното маневриране.
   

Таблица 5.

1. 
   Комбинация от тегло, надморска височина и температура (WAT) такава, че настройката на мощността или теглителната сила поражда минимален градиент на изкачване, определен в JAR 25.121 за условията на полета.
   

2. 
   Утвърдената въздушна скорост за начално изкачване при работещи всички двигатели.
   

3. 
   Такава настройка на мощността или тягата, при която в случай на отказ на критичния двигател и без каквато и да е намеса от страна на пилота за настройка на тягата или мощността на останалите двигатели, би довела до стойности на мощността или тягата определени за излетен режим при скорост V_2, или до каквато и да е настройка на мощността или теглителната сила, която се използва за процедурите за начално изкачване с работещи всички двигатели.
   

1 [(a) (See ACJ 25.145(a).) It must be possible at

any point between the trim speed prescribed in JAR

25.103(b)(6) and stall identification (as defined in

JAR 25.201(d)), to pitch the nose downward so that

the acceleration to this selected trim speed is prompt

with –

(1) The aeroplane trimmed at the trim

(2) The landing gear extended;

(3) The wing-flaps (i) retracted and (ii)

extended; and

(4) Power (i) off and (ii) at maximum

continuous power on the engines.

(b) With the landing gear extended, no

change in trim control, or exertion of more than

50 pounds control force (representative of the

[ maximum short term force that can be applied

readily by one hand) may be required for the

following manoeuvres:]

1 [(1) With power off, wing-flaps retracted,

and the aeroplane trimmed at 1·3 VSR 1 , extend the

wing-flaps as rapidly as possible while

maintaining the airspeed at approximately 30%

above the reference stall speed existing at each

instant throughout the manoeuvre. (See ACJ

25.145(b)(1), (b)(2) and (b)(3).)]

(2) Repeat sub-paragraph (b)(1) of this

paragraph except initially extend the wing-flaps

and then retract them as rapidly as possible.

1 [(See ACJ 25.145(b)(2) and ACJ

25.145(b)(1), (b)(2) and (b)(3).)]

(3) Repeat sub-paragraph (b)(2) of this

paragraph except at the go-around power or

1 [thrust setting. (See ACJ 25.145(b)(1), (b)(2)

and (b)(3).)]

(4) With power off, wing-flaps

retracted and the aeroplane trimmed at

1 [1·3 VSR 1 , rapidly set go-around power or thrust ]

while maintaining the same airspeed.

(5) Repeat sub-paragraph (b)(4) of this

paragraph except with wing-flaps extended.

(6) With power off, wing-flaps

extended and the aeroplane trimmed at

1 [1·3 VSR 1 obtain and maintain airspeeds

between VSW and either 1·6 VSR 1 , or VFE,

whichever is the lower.]

(c) It must be possible, without exceptional

piloting skill, to prevent loss of altitude when

complete retraction of the high lift devices from

1 [any position is begun during steady, straight,

level flight at 1·08 VSR 1 , for propeller powered

aeroplanes or 1·13 VSR 1 , for turbo-jet powered]

aeroplanes, with –

[(1) Simultaneous movement of the

power or thrust controls to the go-around

power or thrust setting;]

(2) The landing gear extended; and

(3) The critical combinations of landing

weights and altitudes.

(d) 1 [Revoked]

1 [(e) (See ACJ 25.145(e).) If gated high-lift

device control positions are provided, sub-paragraph

(c) of this paragraph applies to retractions of the high-lift devices from any

[position from the maximum landing position to the first gated position, between gated positions, and from the last gated position to the fully

retracted position. The requirements of sub-paragraph (c) of this paragraph also apply to retractions from each approved landing position to the control position(s) associated with the high-lift device configuration(s) used to establish the go-around procedure(s) from that landing position. In addition, the first gated control position from the maximum landing position must

correspond with a configuration of the high-lift devices used to establish a go-around procedure from a landing configuration. Each gated control position must require a separate and distinct motion of the control to pass through the gated position and must have features to prevent inadvertent movement of the control through the gated position. It must only be possible to make this separate and distinct motion once the control has reached the gated position.]

1. 
   Трябва да е възможно във всяка точка разположена между скоростта, описана в JAR 25.103(b)(6) и скоростта при установяване на срива (както е определено в JAR 25.201(d)), да е възможно, носа на самолета да се наклони надлъжно надолу така, че ускорението при тази избрана стабилизирана скорост да е породено със -
   

1. 
   Балансиран самолет с установената скорост, описана в JAR 25.103(b)(6);
   

2. 
   Спуснат колесник на самолета;
   

3. 
   С прибрани и отклонени клапи на крилото и;
   

4. 
   минимална мощност на двигателите и на режим максимална продължителна мощност.
   

2. 
   За следните маневри на самолета трябва да се изисква: колесника да е спуснат, да няма промени в настройките на управлението на самолета или прилагане на усилие за управление повече от 50 паунда (характерно за прилагането на усилие за управление за максимално кратък период, което да се приложи лесно и с една ръка):
   

1. 
   Полетен малък газ, прибрани крилни клапи и балансиран при скорост 1,3 V_SR самолет_{, следва възможно по}-бързо спуснати крилни клапи, като се поддържа скорост за маневриране приблизително 30% над характерната сривна скорост за самолета във всеки един момент от маньовъра.
   

2. 
   Повторение на пункт (b)(1) на този параграф, с изключение на това ,че клапите на крилото са отклонени в началото на маньовъра и следва прибирането им възможно най-бързо.
   

3. 
   Повторение на пункт (b)(2) на този параграф с изключение на това, че се поставя мощността или теглителната сила на режим “преминаване на втори кръг”.
   

4. 
   Полетен малък газ, прибрани крилни клапи и балансиран при скорост 1,3 V_SR самолет ,следва бързо поставяне на мощността или теглителната сила на режим “преминаване на втори кръг”, при което се поддържа същата въздушна скорост.
   

5. 
   Повторение на пункт (b)(4) на този параграф, но с отклонени клапи на крилото.
   

6. 
   Полетен малък газ, отклонени крилни клапи и балансиран при скорост 1,3 V_SR самолет, да се достигне и поддържа скорост на самолета в границите между V_SW и по-малката от скоростите 1,6 V_SR или V_EF.
   

3. 
   Трябва да е възможно без допълнителни пилотски умения да се предпази самолета от загуба на височина при отклонението на средствата за повишаване на подемната сила от което и да е положение започнало по време на установен, праволинеен, хоризонтален полет при скорост 1,08 V_SR, за витлови самолети или 1,13 V_SR за турбо-реактивни самолети при -
   

1. 
   Едновременно преместване на ръчките за управление на режимите на работа на двигателите на режим на мощността или теглителната сила, съответстващи на режим “преминаване на втори кръг”;
   

2. 
   Спускане на колесника на самолета и;
   

3. 
   Критична комбинация от тегло за кацане на самолета и надморски височини.
   

4. 
   Преработен
   

5. 
   Ако са предвидени регулируеми позиции на средствата за увеличаване на подемната сила на крилото на самолета, пункт (с) на този параграф се отнася за прибирането на тези средства от което и да е положение, отнасящо се за напълно прибраното им положение при кацане, до първото фиксирано положение, от фиксираните позиции на тези средства и от последното фиксирано положение до напълно прибраното положение. Изискванията на пункт (с) на този параграф също така касаят прибирането на средствата за повишаване на подемната сила от всяко едно утвърдено положение за кацане до положението(та) за управление, използвано(и) за установяването на процедурата(те) за “преминаване на втори кръг” от тази позиция предвидена за кацане на самолета. В допълнение първоначалното максимално фиксирано положение на средствата за повишаване на подемната сила на крилото от положението им при кацане на самолета трябва да съответства на тяхната конфигурация, използвана за установяване на процедурата за “преминаване на втори кръг” при конфигурация на самолета за кацане. Всяко фиксирано положение на средствата за управление трябва да изисква отделно и ясно различимо преместване на средствата за управление при преминаване през фиксираните положения и трябва да имат устройство предпазващо от неумишлено преместване на средствата за управление през фиксираните положения. Трябва само да е възможно да се направи това отделно и ясно различимо преместване, когато средството за управление (лост за управление) е достигнало фиксирано положение.