JAR 25.147 Directional and lateral control

1. 
   Попътно управление. Обши сведения.. Трябва да е възможно, при хоризонтирано крило, да се плъзне самолета по посока на работещия му двигател и безопасно да се извърши необходимата бърза промяна в курса на полета до 15 в направление на неработещия критичен двигател. Това трябва да се демонстрира при скорост 1,3 V_SR1 при промяни на курса на полета до 15 (освен, ако не трябва да се надвиши усилието върху педалите за управление над 150 паунда при промяната на курса на полета) и -
   

1. 
   Неработещият критичен двигател е с витло поставено в положение на минимално челно съпротивление;
   

2. 
   Мощността необходима за хоризонтален полет при скорост 1,3 V_SR1, но не повече от максималната продължителна мощност;
   

3. 
   Най-неблагоприятно разположение на центъра на тежестта;
   

4. 
   Прибран колесник на самолета;
   

5. 
   Клапите на крилото на самолета са в положение за кацане и;
   

6. 
   Максимално тегло за кацане.
   

2. 
   Попътно управление. Самолети с четири и повече двигатели. Самолети оборудвани с четири и повече двигатели трябва да отговарят на изискванията на пункт (а) на този параграф, с изключение на –
   

1. 
   Двата критични двигателя трябва да са неработещи, с витла (ако се отнася) на минимално челно съпротивление.
   

2. 
   Запазен;
   

3. 
   Клапите на крилото трябва да са в най-благоприятно положение за изкачване.
   

3. 
   Странично управление; един неработещ двигател.
   

1. 
   Трябва да е възможно да се изпълни завой с наклон 20 от към страната и срещуположно на неработещия двигател от положение на установен хоризонтален полет при скорост на самолета равна на 1,3 V_SR1 със -
   

1. 
   Неработещ критичен двигател, с витло (ако се отнася) поставено в положение, съответстващо на минимално челно съпротивление;
   

2. 
   Останалите двигатели да работят на режим на максимална продължителна мощност;
   

3. 
   Най-неблагоприятно разположение на центъра на тежестта;
   

4. 
   И двете стойки на колесника са прибрани или спуснати;
   

5. 
   Клапите на крилото са в най-изгодното положение за изкачване и;
   

6. 
   Максимално тегло на излитане;
   

2. 
   При неработещ критичен двигател, съответното напречно завъртане на самолета трябва да позволи нормално маневриране. Страничното управление, при един неработещ двигател, трябва да е достатъчно за скорости на самолета, подходящи за изкачване, крейсерски полет, снижение и подход за кацане, за да се осигури максимална степен на напречно завъртане на самолета необходима за безопасно управление без прилагане на прекомерно управляващо усилие или преместване на управляващите органи.
   

4. 
   Напречно управление за самолети с четири или повече двигатели. Самолети с четири или повече двигатели трябва да са в състояние да изпълнят завой с наклон 20 от към страната и срещу неработещите двигатели от положение на установен полет при скорост равна на 1,3 V_SR1 с режим на работа на работещите двигатели съответстващи на максимална продължителна мощност и конфигурация на самолета описана в пункт (b) на този параграф.
   

5. 
   Напречно управление с работещи всички двигатели. При работещи двигатели, напречното завъртане на самолета трябва да позволява нормално маневриране (като възстановяване от разбалансиране в следствие на порив на вятъра и използването на кратковременни маневрирания). Трябва да има достатъчен резерв от напречна управляемост при странично плъзгане на крилото (достигащи ъгли на плъзгане на крилото, които може да се изискват по време на нормалната експлоатация), която да позволи ограничено количество маневри и коригиране зададеното положение на самолета при наличие на пориви на вятъра. Напречното управление трябва да е достатъчно за всякакви скорости на самолета до скорост V_FC/M_FC, за да осигури в максимална степен напречно завъртане на самолета необходимо за безопасно управление, без прилагане на прекомерно управляващо усилие или преместване на управляващите органи.
   

(See ACJ 25.149)

(a) In establishing the minimum control

speeds required by this paragraph, the method

used to simulate critical engine failure must

represent the most critical mode of powerplant

failure with respect to controllability expected in

service.

when the critical engine is suddenly made

inoperative, it is possible to maintain control of

the aeroplane with that engine still inoperative,

and maintain straight flight with an angle of bank

of not more than 5º.

1 [(c) VMC may not exceed 1·13 VSR with –]

(1) Maximum available take-off power

or thrust on the engines;

(2) The most unfavourable centre of

gravity;

(3) The aeroplane trimmed for take-off;

(4) The maximum sea-level take-off

weight (or any lesser weight necessary to show

VMC);

(5) The aeroplane in the most critical

path after the aeroplane becomes airborne,

[except with the landing gear retracted;]

(6) The aeroplane airborne and the

ground effect negligible; and

(7) If applicable, the propeller of the

inoperative engine –

(i) Windmilling;

(ii) In the most probable position

for the specific design of the propeller

control; or

(iii) Feathered, if the aeroplane has

an automatic feathering device acceptable

for showing compliance with the climb

requirements of JAR 25.121.

(d) The rudder forces required to maintain

control at VMC may not exceed 150 pounds nor

may it be necessary to reduce power or thrust of

the operative engines. During recovery, the

aeroplane may not assume any dangerous attitude

or require exceptional piloting skill, alertness, or

strength to prevent a heading change of more than

20º.

(e) VMCG, the minimum control speed on the

run, at which, when the critical engine is

suddenly made inoperative and with its propeller,

if applicable, in the position it automatically

achieves, it is possible to maintain control of the

aeroplane with the use of the primary

aerodynamic controls alone (without the use of

nose-wheel steering) to enable the take-off to be

safely continued using normal piloting skill. The

rudder control force may not exceed 150 pounds

(68·1 kg) and, until the aeroplane becomes

airborne, the lateral control may only be used to

the extent of keeping the wings level. In the

determination of VMCG, assuming that the path of

the aeroplane accelerating with all engines

operating is along the centreline of the runway, its

path from the point at which the critical engine is

made inoperative to the point at which recovery to

a direction parallel to the centreline is completed,

may not deviate more than 30 ft (9·144 m)

laterally from the centreline at any point. VMCG

must be established, with –

(1) The aeroplane in each take-off

configuration or, at the option of the applicant, in

the most critical take-off configuration;

(2) Maximum available take-off power or

thrust on the operating engines;

(3) The most unfavourable centre of gravity;

(4) The aeroplane trimmed for take-off; and

(5) The most unfavourable weight in the

range of take-off weights. (See ACJ 25.149(e).)

[ (f) (See ACJ 25.149 (f)) VMCL, the minimum

control speed during approach and landing with

all engines operating, is the calibrated airspeed at

which, when the critical engine is suddenly made

inoperative, it is possible to maintain control of

the aeroplane with that engine still inoperative,

and maintain straight flight with an angle of bank

of not more than 5º. VMCL must be established

with –

(1) The aeroplane in the most critical

applicant, each configuration) for approach and

landing with all engines operating;

(2) The most unfavourable centre of

gravity;

(3) The aeroplane trimmed for

approach with all engines operating;]

(4) The most unfavourable weight, or,

at the option of the applicant, as a function of

weight;

propeller of the inoperative engine in the

position it achieves without pilot action,

assuming the engine fails while at the power or

thrust necessary to maintain a 3 degree

approach path angle; and

(6) Go-around power or thrust setting

on the operating engine(s).

(g) (See ACJ 25.149(g)) For aeroplanes with

three or more engines, VMCL-2, the minimum

control speed during approach and landing with

one critical engine inoperative, is the calibrated

airspeed at which, when a second critical engine is

suddenly made inoperative, it is possible to

maintain control of the aeroplane with both

engines still inoperative, and maintain straight

flight with an angle of bank of not more than 5º.

VMCL-2 must be established with –

(1) The aeroplane in the most critical

configuration (or, at the option of the

applicant, each configuration) for approach and

landing with one critical engine inoperative;

(2) The most unfavourable centre of

gravity;

approach with one critical engine inoperative;

(4) The most unfavourable weight, or,

at the option of the applicant, as a function of

weight;

(5) For propeller aeroplanes, the

position it achieves without pilot action,

assuming the engine fails while at the power or

thrust necessary to maintain a 3 degree

approach path angle, and the propeller of the

other inoperative engine feathered;

(6) The power or thrust on the

operating engine(s) necessary to maintain an

approach path angle of 3º when one critical

engine is inoperative; and

(7) The power or thrust on the

operating engine(s) rapidly changed,

immediately after the second critical engine is

made inoperative, from the power or thrust

prescribed in sub-paragraph (g)(6) of this

paragraph to –

(i) Minimum power or thrust; and

(ii) Go-around power or thrust

setting.

(h) In demonstrations of VMCL and VMCL-2 –

(1) The rudder force may not exceed

150 pounds;

(2) The aeroplane may not exhibit

hazardous flight characteristics or require

exceptional piloting skill, alertness or strength;

(3) Lateral control must be sufficient to

roll the aeroplane, from an initial condition of

steady straight flight, through an angle of 20º

in the direction necessary to initiate a turn

away from the inoperative engine(s), in not

more than 5 seconds (see ACJ 25.149(h)(3));

and

flight characteristics must not be exhibited due

to any propeller position achieved when the

engine fails or during any likely subsequent

movements of the engine or propeller controls

(see ACJ 25.149 (h)(4)). ]

1. 
   При установяването на минималната скорост на управление на самолета като необходимо условие в този параграф, използвания метод за симулиране на отказ на критичния двигател трябва да представя най-критичното състояние при отказ на двигател с отчитане на очакваната управляемост в експлоатацията.
   

2. 
   Скоростта V_MC е калибрираната скорост, за която, когато критичния двигател внезапно откаже, е възможно да се поддържа управлението на самолета с този отказал двигател и да се поддържа праволинеен полет с ъгъл на напречен наклон не по-голям от 5.
   

3. 
   Скоростта V_MC не може да надвишава 1,13 V_SR при -
   

1. 
   Максимално разполагаема излетна мощност или теглителна сила на двигателите;
   

2. 
   Най-неблагоприятното разположение на центъра на тежестта на самолета;
   

3. 
   Самолетът е балансиран при излитане;
   

4. 
   Максимално тегло на самолета отчетено за височина съответстваща на морското равнище (или всякакво по-малко тегло необходимо да се демонстрира скоростта V_MC);
   

5. 
   Самолета е с най-критична конфигурация за излитане, по протежението на траекторията на полета след отлепването му от земята, с изключение на частта от траекторията на полета с прибран колесник на самолета;
   

6. 
   Самолетът е във въздуха и има незначително влияние на земята и;
   

7. 
   За витлото на неработещия двигател (ако се отнася ) се отнася следното -
   

1. 
   Върти се свободно от скоростния напор;
   

2. 
   Намира се в най-вероятното си положение за специфичната конструкция на управлението на витлото или;
   

3. 
   Флюгирано е, ако самолета има автоматично устройство за флюгиране, достъпно за демонстриране на съответствието с изискванията за полет на самолета при изкачване съгласно JAR 25.121.
   

4. 
   Усилията в кормилото за попътно управление на самолета, необходими за поддържане на управлението на самолета при скорост V_MC не могат да надвишават 150 паунда и не може да се намалява мощността или теглителната сила на работещите двигатели. По време на възстановяването, самолетът не може да заема каквито и да са опасни положения или да изисква допълнителни пилотски умения, познания или стрес за предотвратяване на промяна на курса на полета повече от 20.
   

5. 
   Минималната скорост на управление на самолета на земя V_MCG е калибрирана въздушната скорост по време на разбега при излитането, за която, когато критичния двигател внезапно откаже и неговото витло (ако се отнася) автоматично се флюгира, е възможно да се поддържа управлението на самолета с използване на основното аеродинамично управление по направление на излитането (без използването на управление на носовото колело на земя) за да позволи излитането на самолета да продължи безопасно с прилагането на нормални пилотски умения. Усилието при управлението на кормилото за направление не може да надвишава 150 паунда (68,1 кг) и до “отлепването” на самолета от земята, попътното управление може само да се използва до степен за запазване на хоризонталното положение на крилото. При определянето на скоростта V_MCG и допускане, че траекторията при ускорението на самолета с работещи всички двигатели е по протежението на централната линия на полосата и неговата траектория от точката, в която критичния двигател отказва до точката в която се възстановява паралелното направление на движение на самолета спрямо централната линия на полосата, не може да се отклонява повече от 30 фута (9,144 м) встрани от всяка точка на централната линия. Скоростта V_MCG трябва да се установи при -
   

1. 
   Положения на самолета във всяка излетна конфигурация или по желание на кандидатстващия в най-критичната излетна конфигурация;
   

2. 
   Максимална разполагаема излетна мощност или тяга за работещите двигатели;
   

3. 
   Най-неблагоприятното разположение на центъра на тежестта на самолета;
   

4. 
   Самолетът е балансиран за излитане и;
   

5. 
   Най-неблагоприятното тегло в диапазона от излетни тегла.
   

6. 
   Минималната скорост на управление по време на подхода за кацане и кацането V_MCL с работещи всички двигатели е калибрираната въздушна скорост за която, когато критичния двигател внезапно откаже е възможно да се поддържа управлението на самолета с този отказал двигател и поддържане на праволинеен полет с ъгъл на напречен наклон не по-голям от 5. Скоростта V_MCL трябва да се установи при -
   

1. 
   Самолетът е в най-критичната си конфигурация (или всяка една конфигурация по желание на кандидатстващия) за подход за кацане и кацане с работещи всички двигатели;
   
2. 
   Най-неблагоприятното разположение на центъра на тежестта на самолета;
   
3. 
   Самолетът е балансиран за изпълнение на подход за кацане с работещи всички двигатели;
   
4. 
   Най-неблагоприятното тегло на самолета или по желание на кандидатстващия експлоатационно тегло;
   
5. 
   За витлови самолети, витлото на неработещия двигател е в позиция получена без намесата на пилота, с отчитане на отказа на двигателя в момента при мощност или теглителна сила, необходими за поддържането на ъгъл на наклона на траекторията 3 при подход на самолета за кацане и;
   

6. 
   Установяване на режим на работа на мощността или тягата на работещите двигатели “преминаване на втори кръг”.
   

7. 
   За самолети оборудвани с три и повече двигатели, минималната скорост на управление по време на подхода за кацане и кацането V_MCL2 с един неработещ критичен двигател е калибрираната въздушна скорост, при която, когато втория критичен двигател внезапно откаже, е възможно да се поддържа управлението на самолета с отказали двата критични двигателя и поддържането на праволинеен полет с ъгъл на напречен наклон не по-голям от 5. Скоростта V_MCL2 трябва да се установи при -
   

1. 
   Самолетът е в най-критичната си конфигурация (или във всяка една конфигурация по желание на кандидатстващия) за изпълнение на подход за кацане и кацане с един неработещ критичен двигател;
   

2. 
   Най-неблагоприятното разположение на центъра на тежестта на самолета;
   

3. 
   Самолетът е балансиран за изпълнение на подход за кацане с един неработещ критичен двигател;
   

4. 
   Най-неблагоприятното тегло на самолета или по желание на кандидатстващия експлоатационно теглото;
   

5. 
   За витлови самолети, витлото на най-критичния двигател е в позиция получена без намесата на пилота, с отчитане на отказа на двигателя в момента при мощност или тяга необходими за поддържането на ъгъл на наклон на траекторията 3 при подход на самолета за кацане и флюгирано витло на другия неработещ двигател;
   

6. 
   Режим на работа на мощността или теглителната сила на работещите двигатели, необходим за поддържане на наклон на траекторията 3 при подхода на самолета за кацане, когато единия критичен двигател е неработещ и;
   

7. 
   Мощността или тягата на работещия(те) двигател(и) бързо е променена, непосредствено, след като втория критичен двигател е отказал, от стойности на мощността или тягата описани в пункт (g)(6) на този параграф за -
   

1. 
   Минимална мощност или теглителна сила и;
   

2. 
   Мощност или тяга съответстващи на режим “преминаване на втори кръг”.
   

8. 
   При демонстрирането на скоростите V_MCL и V_MCL2 -
   

1. 
   Усилието върху педалите за управление на кормилото за направление на самолета не може да надвишава 150 паунда;
   

2. 
   Самолетът не трябва да демонстрира опасни полетни характеристики или да изисква допълнителни пилотски умения, познания или усилия;
   

3. 
   Напречното управление трябва да дава възможност за напречното завъртане на самолета от начално положение при установен праволинеен полет през ъгъл 20, в направление, необходимо да започне завой на самолета от към неработещия двигател за не повече от 5 секунди и;
   

4. 
   За витлови самолети, не трябва да се демонстрират опасни полетни характеристики поради някакви положения на витлата получени при отказ на двигател или по време на някакви възможни последващи премествания на управленията на витлото или режима на работа на двигателя.