Joint Aviation Requirements jar–25 Large Aeroplanes

(a) Procedure. For the analysis of the

manoeuvring flight conditions specified in sub-paragraphs

(b) and (c) of this paragraph, the

following provisions apply:]

(1) Where sudden displacement of a

control is specified, the assumed rate of control

surface displacement may not be less than the

rate that could be applied by the pilot through

the control system.

(2) In determining elevator angles and

[chordwise load distribution in the

manoeuvring conditions of sub-paragraphs (b)

and (c) of this paragraph, the effect of]

corresponding pitching velocities must be

taken into account. The in-trim and out-of-trim

flight conditions specified in JAR 25.255 must

be considered.

(b) Manoeuvring balanced conditions.

Assuming the aeroplane to be in equilibrium with

zero pitching acceleration, the manoeuvring con-ditions

A through I on the manoeuvring envelope

in JAR 25.333 (b) must be investigated.

[(c) Pitch manoeuvre conditions. The conditions

in sub-paragraphs (1) and (2) of this paragraph must

be investigated. The movement of the pitch control

surfaces may be adjusted to take into account

limitations imposed by the maximum pilot effort

specified by paragraph 25.397(b), control system

stops and any indirect effect imposed by limitations

in the output side of the control system (for example

stalling torque or maximum rate obtainable by a

power control system).

(1) Maximum pitch control displace-ment

flying in steady level flight (point A1, JAR

25.333 (b)) and the cockpit pitch control is

suddenly moved to obtain extreme nose up

pitching acceleration. In defining the tail load,

the response of the aeroplane must be taken

into account. Aeroplane loads which occur

subsequent to the time when normal

acceleration at the c.g. exceeds the positive

limit manoeuvring load factor (at point A2 in

JAR 25.333(b)), or the resulting tailplane

normal load reaches its maximum, whichever

occurs first, need not be considered. ]

(2) Checked manoeuvre between VA

rational pitching control motion versus time

profile must be established in which the design

limit load factor specified in JAR 25.337 will

1. 
   Процедура. За анализите на условията на полетно маневриране, определени в пунктове (b) и (с) на този параграф, се отнасят следните положения:
   

1. 
   Там където е определено внезапно отклонение на управлението, приетата степен на преместване на управляващите повърхности не може да е по-малка от степента, която може да се приложи от пилота чрез системата за управление.
   

2. 
   При определяне на ъглите на отклонение на кормилото за височина и разпределението на натоварването по хордата на профила в състояние на маневриране съгласно пунктове (b) и (с) на този параграф, действието на съответстващите ъглови скорости на надлъжно завъртане (изменение на ъгъла на атака) на самолета трябва да се отчетат. Трябва да се отчетат балансираните и не балансираните състояния на самолета, определени в JAR 25.255.
   

2. 
   Условия на балансирано маневриране. Трябва да се изследват маневрените условия от А до I от диапазоните на маневриране в JAR 25.333 (b) с допускане, че самолета е уравновесен със нулево ускорение относно изменението на ъгъла на атака.
   

3. 
   Условия на маневриране с изменение на ъгъла на атака. Трябва да се изследват условията в пунктове (1) и (2) на този параграф. Отклонението на управляващите повърхности за изменение на ъгъла на атака на самолета могат да се регулират, за да се отчетат ограниченията причинени от максималните пилотски усилия, определени от JAR 25.397(b), крайните положения на системата за управление и всякакви индиректни действия причинени от ограничения в изходната част на системата за управление (например момента на завъртане при срив или максималното предавателно отношение получено от системата за управление на мощността)
   

1. 
   Максимално отклонение на управлението на ъгъла на атака на самолета при скорост V_A. Самолетът се приема, че изпълнява установен хоризонтален полет (точка А₁, JAR 25.333(b)) и управлението на ъгъла на атака на самолета в пилотската кабина внезапно е отклонено за получаването на екстремно ускорение за повдигане на носа на самолета нагоре. При определянето на натоварването в опашката, трябва да се отчете реакцията на самолета. Не е необходимо да се отчитат натоварванията на самолета, които възникват по-късно във времето, когато нормалното ускорение спрямо центъра на тежестта на самолета надвишава положителното ограничение на коефициента на претоварване при маневриране (за точка А₂ в JAR 25.333(b)) или при достигнатия максимум на резултантното нормално натоварване на опашните плоскости, което възникне първо.
   

2. 
   Контролно-изпитателно маневриране при скорост между V_A и V_D. Трябва да се проведе контролно-изпитателно маневриране, базирано върху рационално отклонение на управлението за изменение на ъгъла на атака на самолета отчетено спрямо времевия профил, за което проектното ограничение на коефициента на претоварване, определен в JAR 25.337 няма да бъде надвишен.
   

(a) General. The strength requirements must

be met at each combination of airspeed and load

factor on and within the boundaries of the

[representative manoeuvring envelope (V-n

diagram) of sub-paragraph (b) of this paragraph.

This envelope must also be used in determining]

the aeroplane structural operating limitations as

specified in JAR 25.1501.

(b) Manoeuvring envelope

(c) Reserved

1. 
   Общи положения. Изискванията за якостта трябва са за всякаква комбинация от въздушна скорост и коефициент на претоварване по границите и вътре в представения диапазон за маневриране (диаграма V-n) от пункт (b) на този параграф. Този диапазон също така трябва да се използва за определяне на конструктивните ограничения на самолета, както е определено в JAR 25.1501.
   

2. 
   Д
   иапазон на маневриране
   

The selected design airspeeds are equivalent

airspeeds (EAS). Estimated values of VS 0 and VS 1

must be conservative.

(a) Design cruising speed, VC. For VC, the

following apply:

(1) The minimum value of VC must be

sufficiently greater than VB to provide for

inadvertent speed increases likely to occur as a

result of severe atmospheric turbulence.

[(2) Except as provided in sub-paragraph

25.335(d)(2), VC may not be less

than VB + 1·32 Uref (with Uref as specified in

sub-paragraph 25.341(a)(5)(i). However, VC ]

need not exceed the maximum speed in level

flight at maximum continuous power for the

corresponding altitude.

(3) At altitudes where VD is limited by

Mach number, VC may be limited to a selected

Mach number. (See JAR 25.1505.)

(b) Design dive speed, VD. VD must be

selected so that VC/MC is not greater than 0·8

VD/MD, or so that the minimum speed margin

between VC/MC and VD/MD is the greater of the

following values:

(1) From an initial condition of

stabilised flight at VC/MC, the aeroplane is

upset, flown for 20 seconds along a flight path

7·5º below the initial path, and then pulled up

at a load factor of 1·5 g (0·5 g acceleration

increment). The speed increase occurring in

this manoeuvre may be calculated if reliable or

conservative aerodynamic data issued. Power

as specified in JAR 25.175 (b)(1)(iv) is

assumed until the pullup is initiated, at which

time power reduction and the use of pilot

controlled drag devices may be assumed;

(2) The minimum speed margin must be

enough to provide for atmospheric variations

(such as horizontal gusts, and penetration of jet

streams and cold fronts) and for instrument

errors and airframe production variations.

These factors may be considered on a

[probability basis. The margin at altitude where

MC is limited by compressibility effects must

not be less than 0.07M unless a lower margin is

determined using a rational analysis that

includes the effects of any automatic systems.

In any case, the margin may not be reduced to]

less than 0.05M.

(c) Design manoeuvring speed, VA. For VA,

the following apply:

(1) VA may not be less than VS 1

n where –

(i) n is the limit positive

manoeuvring load factor at VC; and

(ii) VS 1 is the stalling speed with

wing-flaps retracted.

(2) VA and VS must be evaluated at the

design weight and altitude under consideration.

(3) VA need not be more than VC or the

speed at which the positive CNmax curve

intersects the positive manoeuvre load factor

line, whichever is less.

(d) Design speed for maximum gust intensity,

VB.

[(1) VB may not be less than



(2) At altitudes where Vc is limited by

(i) VB may be chosen to provide

an optimum margin between low and high

speed buffet boundaries; and,

(ii) VB need not be greater than

VC.]

(e) Design wing-flap speeds, VF. For VF,

the following apply:

(1) The design wing-flap speed for each

wing-flap position (established in accordance

with JAR 25.697 (a)) must be sufficiently

greater than the operating speed recommended

for the corresponding stage of flight (including

balked landings) to allow for probable

variations in control of airspeed and for

transition from one wing-flap position to

another.

(2) If an automatic wing-flap positioning

or load limiting device is used, the speeds and

corresponding wing-flap positions programmed or

allowed by the device may be used.

(3) VF may not be less than –

(i) 1·6 VS 1 with the wing-flaps in

take-off position at maximum take-off

weight;

(ii) 1·8 VS 1 with the wing-flaps in

weight; and

(iii) 1·8 VS 0 with the wing-flaps in

landing position at maximum landing

weight.

(f) Design drag device speeds, VDD. The

be sufficiently greater than the speed

recommended for the operation of the device to

allow for probable variations in speed control.

For drag devices intended for use in high speed

descents, VDD may not be less than VD. When an

automatic drag device positioning or load limiting

means is used, the speeds and corresponding drag

device positions programmed or allowed by the

automatic means must be used for design.

1. 
   Проектна крейсерска скорост V_C. За определяне на скоростта V_C се използва следното:
   

1. 
   Минималната стойност на скоростта V_C трябва да е достатъчно по-голяма от стойността на скоростта V_B, за да се предпази самолета от случайно непреднамерено увеличение на скоростта му, което вероятно би се получило в резултат на силна атмосферна турболенция.
   

2. 
   Освен както е предвидено в JAR 25.335(b)(2), скоростта V_C не може да е по-малка от скоростта V_B + 1,32U_REF (с U_REF както е определено в JAR 25.341(а)(5)(i)). Обаче скоростта V_C не трябва да надвишава максималната скорост за хоризонтален полет при максимално продължителна мощност за съответната височина на полета.
   

3. 
   За височини на полета,където скоростта V_D е ограничена от числото на Мах, скоростта V_C може да се ограничи до определеното число на Мах.
   

2. 
   Проектна скорост при пикиране V_D. Скоростта V_D трябва да се избере така, че скоростта V_C/M_C да не е по-голяма от 0,8V_D/M_D или така, че минималния запас на скорост между скорости V_C/M_C и V_D/M_D да е най-големия от следните стойности:
   

1. 
   От начално състояние на балансиран полет при скорост V_C/M_C, самолетът е разбалансиран, прелетял е около 20 секунди по продължение на полетната траектория 7,5 под началната траектория и след това е “притеглен” нагоре със коефициент на претоварване 1,5g (0,5g нарастване на ускорението). Увеличението на скоростта причинено по време на това маневриране може да се изчисли, ако се използват проверени или традиционни аеродинамични данни. Приема се, че докато се извършва “притеглянето” на самолета на горе мощността е такава, каквато е определена в JAR 25.175(b)(1)(iv), в който момент се допуска намаляване на мощността и използване на средства управлявани от пилота за промяна на челното съпротивление.
   

2. 
   Минималния запас на скоростта трябва да е достатъчен за да предпази от атмосферни колебания (като хоризонтален порив на вятъра и навлизането на струйни течения и студени фронтове) и при грешки в индикацията на инструменталното оборудване и производствени отклонения при производството на планера на самолета. Тези фактори могат да се отчетат с вероятностни методи. Запасът на скоростта при височини на полета, за които числото на Мах M_C е ограничено в следствие на ефекта на свиване на въздуха, не трябва да е по-малък от 0,07М, освен ако долния запас е определен, като се използва рационален анализ, който включва въздействието на всякакви автоматични системи. Във всички случаи, запасът не може да се намали до стойност по-малка от 0,05М.
   

3. 
   Проектна скорост за маневриране V_A.. За определяне на скоростта VA се използва следното:
   

1. 
   Скоростта VA не може да е по-малка от скоростта , където -
   

1. 
   “n” е положителния ограничителен коефициент на претоварване за маневриране при скорост VC и;
   

2. 
   V_S1 е скоростта на сриване на самолета с прибрани клапи.
   

2. 
   Скоростите V_A и V_S трябва да се изчислят с отчитане на проектното тегло и височина на полета.
   

3. 
   Скоростта V_A не трябва да е по-голяма от скоростта V_C или скоростта, при която положителната част от кривата на C_Nmax пресича положителната част от линията на коефициента на претоварване при маневриране, която скорост е по-малка.
   

4. 
   Проектна скорост за максимална интензивност на порива на вятъра V_B.
   

1. 
   Скоростта V_A не може да е по-малка от:
   

2. 
   При височини на полета, където скоростта V_C е ограничена от числото на Мах -
   

1. 
   Скоростта VB може да се избере, за да се осигури оптимален запас между границите на тресене на самолета при малка и голяма скорости и;
   

2. 
   Скоростта V_B не трябва да е по-голяма от скоростта V_C;
   

5. 
   Проектна скорост за използване на клапите на крилото V_F. За определяне на скоростта V_F се използва следното:
   

1. 
   Проектната скорост за използване на клапите на крилото за всяко положение на клапите (установено в съответствие с JAR 25697(а)) трябва да е достатъчно по-голяма от експлоатационната скорост определена за съответния етап на полета (включващ затруднено кацане) за да позволи евентуални колебания в управлението на въздушната скорост и преместването на клапите от едно положение в друго.
   

2. 
   Ако се използват средства за автоматично позициониране на клапите на крилото или за ограничаване на натоварването на крилото, програмираните или разрешените от тези средства скорости и съответстващите им положения на клапите, могат да се използват.
   

3. 
   Скоростта V_F не може да е по-малка от -
   

1. 
   1,6V_S1 с крилни клапи поставени в положение за излитане при максимално излетно тегло;
   

2. 
   1,8V_S1 с крилни клапи поставени в положение за подход за кацане при максимално тегло за кацане и;
   

3. 
   1,8V_S1 с крилни клапи поставени в положение за кацане при максимално тегло за кацане.
   

6. 
   Проектна скорост за използване на средствата за повишаване на челното съпротивление V_DD. Избраната проектна скорост за всяко устройство за повишаване на челното съпротивление на самолета трябва да е достатъчно по-голяма от скоростта определена за използване на тези устройства, за да позволи евентуални колебания в управлението на скоростта. За устройствата, увеличаващи челното съпротивление, предназначени за използване при снижение на самолета с висока скорост, скоростта V_DD не може да е по-малка от скоростта V_D. Когато се използват автоматични начини за позициониране на средствата за увеличаване на челното съпротивление или за ограничаване на натоварването, програмираните или разрешените от автоматичния начин на използване скорости и съответстващите им положения на средствата за увеличаване на челното съпротивление трябва да се използват при проектирането.
   

(a) Except where limited by maximum (static)

lift coefficients, the aeroplane is assumed to be

subjected to symmetrical manoeuvres resulting in the

limit manoeuvring load factors prescribed in this

paragraph. Pitching velocities appropriate to the

corresponding pull-up and steady turn manoeuvres

must be taken into account.

1. 
   Освен там където ограничаването е чрез максималните (статичните) коефициенти на подемната сила, допуска се, че самолетът е подложен на симетрични маневрирания, водещи до достигане на ограничителните коефициенти на претоварване при маневриране, описани в този параграф. Трябва да се отчетат скоростите на изменение на ъгъла на атака на самолета определени за съответстващото “притегляне” на носа на самолета и установеното завъртане при маневрите.
   

2. 
   Положителният ограничаващ коефициент на претоварване при маневриране “n” за всякаква скорост до VD не може да е по-малък от , освен това “n” не може да е по-малък от 2,5 и не трябва да е по-голям от 3,8 –
   

Където: “W” е проектното максимално тегло при излитане (либри).

3. 
   Отрицателният ограничаващ коефициент на претоварване при маневриране -
   

1. 
   Не може да е по-малък от 1,0 за скорости до V_C и;
   

2. 
   Трябва да се изменя по линеен закон за изменение на скоростта от стойността, съответстваща на скорост V_C, до нула при скорост V_D.
   

4. 
   Коефициенти на претоварване при маневриране по-ниски от тези, определени в този параграф, може да се използват, ако самолетът има конструктивни качества, които правят невъзможно превишаването на тези стойности в полет.
   









H

s cos 1- 2

U = 0 for s > 2H

where –

s = distance penetrated into the gust

Uds = the design gust velocity in equivalent

airspeed specified in sub-paragraph (a)

(4) of this paragraph;

(3) A sufficient number of gust gradient

distances in the range 30 feet to 350 feet must

be investigated to find the critical response for

each load quantity.

(4) The design gust velocity must be:



6 1

where –

equivalent airspeed defined in sub-

paragraph (a)(5) of this paragraph;

Fg = the flight profile alleviation factor

defined in sub-paragraph (a)(6) of this

paragraph.

(5) The following reference gust

velocities apply:

(i) At the aeroplane design speed

VC:

gust velocities of 17 . 07 m/sec

(56·0 ft/sec) EAS must be considered at

sea level. The reference gust velocity

may be reduced linearly from

17 . 07 m/sec (56·0 ft/sec) EAS at sea level

to 13 . 41 m/sec (44·0 ft/sec) EAS at

15 000 feet. The reference gust velocity

may be further reduced linearly from

13 . 41 m/sec (44·0 ft/sec) EAS at

15 000 feet to 7 . 92 m/sec (26·0 ft/sec)

EAS at 50 000 feet.

(ii) At the aeroplane design speed

VD:

0·5 times the value obtained under JAR

25.341(a)(5)(i).

(6) The flight profile alleviation factor,

Fg, must be increased linearly from the sea

level value to a value of 1 . 0 at the maximum

operating altitude defined in JAR 25.1527. At

sea level, the flight profile alleviation factor is

determined by the following equation.

Fg = 0·5 (Fgz + Fgm)

where –

000 250

gz ;

Weight Fuel Zero Maximum ;

Zmo = maximum operating altitude defined

in JAR 25.1527.

(7) When a stability augmentation

system is included in the analysis, the effect of

any significant system non-linearities should be

accounted for when deriving limit loads from

limit gust conditions.

(b) Continuous Gust Design Criteria. The

dynamic response of the aeroplane to vertical and

lateral continuous turbulence must be taken into

account. (See ACJ 25.341 (b).)

(c) Reserved]

1. 
   Отделен проектен критерий за порив на вятъра. Допуска се , че самолетът е подложен на симетрични вертикални и странични пориви на вятъра в условията на хоризонтален полет. Граничните натоварвания от поривите на вятъра трябва да се определят в съответствие със следните положения:
   

1. 
   Натоварването върху всяка част от конструкцията трябва да се определи чрез динамичен анализ. Анализът трябва да отчете неустановените аеродинамични характеристики и всички значими конструктивни степени на свобода включващи движенията на твърдо тяло.
   

2. 
   Състоянието на порива на вятъра трябва да се отчете, както следва:
   

Където -
s = разстоянието при което самолетът навлиза в областта на порива на вятъра (фут);

3. 
   Трябва да се изследват достатъчен брой разстояния за градиенти на порива на вятъра в диапазон от 30 фута до 350 фута, за да се открие критичното отговарящо на всяка една стойност на натоварването.
   

4. 
   Проектната скорост на порива на вятъра трябва да е:
   

5. 
   Използват се следните относителни скорости на порива на вятъра:
   

1. 
   За проектна скорост на самолета V_C:
   

За морското равнище трябва да се приеме положителен и отрицателен порив на вятъра с относителна скорост на порива от 17,07 м/с (56,0 ft/sec) EAS. Относителната скорост на порива на вятъра може да се намали линейно от стойност 17,07 м/с (56,0 ft/sec) EAS за морското равнище до 13,41 м/с (44,0 ft/sec) EAS за височина 15’000 фута. Относителната скорост на порива на вятъра може в последствие да се намали линейно от 13,41 м/с (44,0 ft/sec) EAS за височина 15’000 фута до 7,92 м/с (26,0 ft/sec) EAS за височина 50’000 фута.

2. 
   За проектна скорост на самолета V_D:
   

Относителната скорост на порива на вятъра трябва да е ½ пъти от стойността, получена съгласно JAR 25.341(а)(5)(i).

6. 
   Коефициента на разтоварване за профила на полета Fg трябва линейно да се увеличи, от стойност, отнасяща се за морското равнище, до стойност 1,0, за максималната експлоатационна височина на полета, определена в JAR 25.1527. При морското равнище, коефициентът на разтоварване за профила на полета се определя посредством следния израз:
   

7. 
   Когато в анализите е включена система за увеличаване на устойчивостта, влиянието на всяка значима нелинейност на система, би трябвало да се отчете, когато се извеждат граничните натоварвания от граничните условия на порива на вятъра.
   

2. 
   Продължителен проектен критерий за порив на вятъра. Трябва да се отчете динамичната реакция на самолета срещу продължаващата вертикална и странична турболенция.
   

3. 
   Запазен.
   

(a) The disposable load combinations must

include each fuel and oil load in the range from

zero fuel and oil to the selected maximum fuel

and oil load. A structural reserve fuel condition,

not exceeding 45 minutes of fuel under operating

conditions in JAR 25.1001 (f), may be selected.

(b) If a structural reserve fuel condition is

selected, it must be used as the minimum fuel

weight condition for showing compliance with the

flight load requirements as prescribed in this

Subpart. In addition –

(1) The structure must be designed for

a condition of zero fuel and oil in the wing at

limit loads corresponding to –

(i) A manoeuvring load factor of

+2·25; and

[(ii) The gust conditions of JAR

25.341 (a), but assuming 85% of the

design velocities prescribed in JAR

25.341(a)(4).]

(2) Fatigue evaluation of the structure

must account for any increase in operating

stresses resulting from the design condition of

sub-paragraph (b) (1) of this paragraph; and

(3) The flutter, deformation, and

vibration requirements must also be met with

zero fuel.

1. 
   Разполагаемите комбинации на натоварването на конструкцията на самолета трябва да включват всяко натоварване от наличните в самолета количества гориво и масло в обхвата от нулеви количества гориво и масло до избраните максимални зареждани количества гориво и масло. Може да се избере проектно заложен резерв от гориво в условията на експлоатация на самолета съгласно JAR 25.1001(f).
   

2. 
   Ако определеният конструктивен резерв от гориво е избран, той трябва да се използва, като минимално определено тегло на горивото за демонстриране съответствието с изискванията на полетното натоварване, както е описано в този параграф. В допълнение -
   

1. 
   Конструкцията трябва да е проектирана за условие на нулеви количества гориво и масло в крилото при гранични натоварвания съответстващи на -
   

1. 
   Коефициент на претоварване при маневриране +2,25 и;
   

2. 
   Условия на порив на вятъра съгласно JAR 25.341(а), но допускащ 85% от проектните скорости, описани в JAR 25.341(а)(4).
   

2. 
   Трябва да се вземе предвид оценяването на умората на материала на конструкцията за всяко увеличение на експлоатационното натоварване произтичащо от конструктивните условия в пункт (b)(1) на този параграф и
   

3. 
   Характеристиките и изискванията за флатер, деформации и вибрации на конструкцията също трябва да отговарят на условието за нулево количество гориво в самолета.
   

(a) If wing-flaps are to be used during take-off,

approach, or landing, at the design flap

speeds established for these stages of flight under

JAR 25.335 (e) and with the wing-flaps in the

corresponding positions, the aeroplane is assumed

to be subjected to symmetrical manoeuvres and

[gusts. The resulting limit loads must correspond

to the conditions determined as follows:]

(1) Manoeuvring to a positive limit

load factor of 2·0; and

[(2) Positive and negative gusts of

7.62 m/sec (25 ft/sec) EAS acting normal to the

flight path in level flight. Gust loads resulting

on each part of the structure must be

determined by rational analysis. The analysis

must take into account the unsteady

aerodynamic characteristics and rigid body

motions of the aircraft. (See ACJ 25.345(a).)

The shape of the gust must be as described in

JAR 25.341(a)(2) except that –

Uds = 7.62 m/sec (25 ft/sec) EAS;

H = 12.5 c; and

c = mean geometric chord of the wing

(feet).]

(b) The aeroplane must be designed for the

conditions prescribed in sub-paragraph (a) of this

paragraph except that the aeroplane load factor

need not exceed 1·0, taking into account, as

separate conditions, the effects of –

(1) Propeller slipstream corresponding

to maximum continuous power at the design

flap speeds VF, and with take-off power at not

less than 1·4 times the stalling speed for the

particular flap position and associated

maximum weight; and

(2) A head-on gust of 25 fps velocity

(EAS).

used in en-route conditions, and with flaps in the

appropriate position at speeds up to the flap

design speed chosen for these conditions, the

aeroplane is assumed to be subjected to

symmetrical manoeuvres and gusts within the

range determined by –

(1) Manoeuvring to a positive limit

load factor as prescribed in JAR 25.337 (b);

and

JAR 25.341 (a). (See ACJ 25.345 (c).)]

(d) The aeroplane must be designed for a

manoeuvring load factor of 1 . 5 g at the maximum

take-off weight with the wing-flaps and similar [high lift devices in the landing configurations.]

1. 
   Ако се цели използването на клапи на крилото по време на излитане, подход за кацане или кацане при скорост за използване на крилните клапи, установена за тези етапи от полета съгласно JAR 25.335(е) и се приема, че самолетът е подложен на симетрични маневрирания и пориви на вятъра, резултантните гранични натоварвания трябва да отговарят на условията, определени както следва:
   

1. 
   Маневриране с положителен коефициент на претоварване 2,0 и
   

2. 
   Положителен и отрицателен порив на вятъра от 7,62 м/с (25 ft/sec) EAS, действащ нормално към траекторията на полета при хоризонтален полет. Натоварванията от порива на вятъра действащи върху всяка част от конструкцията трябва да се определят чрез рационални анализи. Анализите трябва да отчетат неустановените аеродинамични характеристики и представянето на движенията на самолета, като твърдо тяло. Състоянието на порива на вятъра трябва да е такова, каквото е описано в JAR 25.341(а)(2), с изключение на -
   

Uds = 7,62 м/с (25 ft/sec) EAS;

2. 
   Самолетът трябва да е проектиран да отговаря на условията, описани в пункт (а) на този параграф, освен това коефициентът на претоварване на самолета не трябва да надвишава 1,0, отчитайки като отделно условие, влиянието на -
   

1. 
   Попътната струя на витлото, съответстваща на максималната продължителна мощност при проектна скорост на самолета за използване на крилните клапи V_F, и с излетна мощност при скорост на самолета не по-малка от 1,4 пъти скоростта на срив за специфично положение на крилните клапи и свързаното максимално тегло и;
   

2. 
   Насрещен порив на вятъра със скорост 25 ft/sec EAS.
   

3. 
   Ако клапите на крилото или други средства за увеличаване на подемната сила се използват в условията на полет на ешелон на самолета и крилните клапи са в подходящи положения при скорости до проектната скорост за използване на клапите, избрана за тези условия, се приема, че самолетът е подложен на симетрично маневриране и порив на вятъра в границите на диапазона, определен от –
   

1. 
   Маневриране с положителен ограничаващ коефициент на претоварване, както е описано в JAR 25.337(b) и
   

2. 
   Отделният критерий за вертикален порив на вятъра съгласно JAR 25.341(а).
   

4. 
   Самолетът трябва да е проектиран за коефициент на претоварване при маневриране 1,5g при максималното излетно тегло с клапи на крилото в конфигурация за кацане и подобни средства за увеличаване на подемната сила на крилото.
   

[The aeroplane must be designed for loads

resulting from the rolling conditions specified in]

sub-paragraphs (a) and (b) of this paragraph.

Unbalanced aerodynamic moments about the

centre of gravity must be reacted in a rational or

conservative manner, considering the principal

masses furnishing the reacting inertia forces.

(a) Manoeuvring. The following conditions,

speeds, and aileron deflections (except as the

deflections may be limited by pilot effort) must be

considered in combination with an aeroplane load

factor of zero and of two-thirds of the positive

manoeuvring factor used in design. In

determining the required aileron deflections, the

torsional flexibility of the wing must be

considered in accordance with JAR 25.301 (b):

(1) Conditions corresponding to steady

rolling velocities must be investigated. In

addition, conditions corresponding to

maximum angular acceleration must be

investigated for aeroplanes with engines or

other weight concentrations outboard of the

fuselage. For the angular acceleration

conditions, zero rolling velocity may be

assumed in the absence of a rational time

history investigation of the manoeuvre.

(2) At VA, a sudden deflection of the

aileron to the stop is assumed.

(3) At VC, the aileron deflection must

be that required to produce a rate of roll not

less than that obtained in sub-paragraph (a) (2)

of this paragraph.

(4) At VD, the aileron deflection must

be that required to produce a rate of roll not

less than one-third of that in sub-paragraph (a)

(2) of this paragraph.

[(b) Unsymmetrical gusts. The aeroplane is

assumed to be subjected to unsymmetrical vertical

gusts in level flight. The resulting limit loads

must be determined from either the wing

maximum airload derived directly from JAR

25.341(a), or the wing maximum airload derived

indirectly from the vertical load factor calculated

from JAR 25.341(a). It must be assumed that 100

percent of the wing airload acts on one side of the

aeroplane and 80 percent of the wing airload acts

on the other side.]

1. 
   Маневриране. Трябва да се отчетат по-долу описаните условия, скорости на самолета и отклонения на елероните, (освен когато отклонението на елероните е ограничено от възможностите на пилота) в комбинация с коефициента на претоварване на самолета, за стойности нула и 2/3 от положителния коефициент на претоварване при маневриране, използван при проектирането. При определянето на изискваните отклонения на елероните еластичността на усукване на крилото трябва да се отчете в съответствие с JAR 25.301(b):
   

1. 
   Трябва да се изследват състоянията съответстващи на установените скорости на напречно завъртане. В допълнение, трябва да се изследват състояния съответстващи на максимално ъглово ускорение за самолети с двигатели или други концентрации на маси извън тялото на самолета. За условия на ъглови ускорения, може да се приеме нулева скорост на напречно завъртане, при отсъствие на време за натрупване на изследвания на този маньовър.
   

2. 
   Приема се че при скорост V_A, рязко са отклонени елероните в крайните им положения.
   

3. 
   При скорост V_C рязкото отклонение на елероните трябва да е такова, че да предизвика степен на напречно завъртане на самолета, не по-малка от получената в пункт (а)(2) на този параграф.
   

4. 
   При скорост V_D, отклонението на елероните трябва да е такова, че да предизвика степен на напречно завъртане на самолета не по-малка от 1/3, от тази получена в пункт (а)(2) на този параграф.
   

2. 
   Несиметричен порив на вятъра. Допуска се, че самолетът е подложен на несиметричен вертикален порив на вятъра при хоризонтален полет. Резултантните гранични натоварвания трябва да се определят или от максималното въздушно натоварване на крилото, директно взети от JAR 25.341(а) или от максималното въздушно натоварване на крилото, получено индиректно, от вертикалният коефициент на претоварване изчислен в JAR 25.341(а). Трябва да се отчете, че сто процента от въздушното натоварване на крилото действа върху едната страна на самолета и осемдесет процента от въздушното натоварване на крилото действа върху другата страна на самолета.
   

The aeroplane must be designed for loads

resulting from the yaw manoeuvre conditions

specified in sub-paragraphs (a) through (d) of this

paragraph at speeds from VMC to VD. Unbalanced

aerodynamic moments about the centre of gravity

must be reacted in a rational or conservative

manner considering the aeroplane inertia forces.

In computing the tail loads the yawing velocity

may be assumed to be zero.

(a) With the aeroplane in unaccelerated flight

at zero yaw, it is assumed that the cockpit rudder

control is suddenly displaced to achieve the

resulting rudder deflection, as limited by:

(1) the control system or control

surface stops; or

(2) a limit pilot force of 1335 N

(300 pounds) from VMC to VA and 890 N

(200 pounds) from VC/MC to VD/MD, with a

linear variation between VA and VC/MC.

(b) With the cockpit rudder control deflected

so as always to maintain the maximum rudder

deflection available within the limitations

specified in sub-paragraph (a) of this paragraph, it

is assumed that the aeroplane yaws to the

overswing sideslip angle.

(c) With the aeroplane yawed to the static

equilibrium sideslip angle, it is assumed that the

cockpit rudder control is held so as to achieve the

maximum rudder deflection available within the

limitations specified in sub-paragraph (a) of this

paragraph.]

[(d) With the aeroplane yawed to the static

equilibrium sideslip angle of sub-paragraph (c) of

this paragraph, it is assumed that the cockpit

rudder control is suddenly returned to neutral.]

1. 
   За самолет извършващ установен полет без ускорение и нулево попътно завъртане се допуска, че управлението на кормилото за направление в пилотската кабина рязко е отклонено, до достигане на такова резултантно отклонение , каквото се ограничава от -
   

1. 
   Системата за управление или крайните механични упори на управляващата повърхност на кормилото или;
   

2. 
   Ограничаващото усилие на пилота от 1335 N (300 паунда), за скорости на самолета от V_MC до V_A, и усилие от 890 N (200 паунда) за скорости на самолета от V_C/M_C до V_D/M_D, с линейно изменение в интервала от скорости между V_A и V_C/M_C.
   

2. 
   При такова отклонение на управлението на кормилото за направление, че винаги да се поддържа максималното му отклонение, валидно в рамките ограниченията, определени в пункт (а) на този параграф, се приема, че самолета се завърта спрямо вертикалната си ос до ъгъла на наклон при странично плъзгане.
   

3. 
   При завъртян попътно самолет до статистически уравновесеният ъгъл на странично плъзгане се приема, че управлението в кабината на кормилото за направление е задържано в такова положение, че да се достигне максималното му отклонение, допустимо в рамките на ограниченията, определени в пункт (а) на този параграф.
   

4. 
   При завъртян попътно самолет до статистически уравновесеният ъгъл на странично плъзгане от пункт (с) на този параграф, се приема, че управлението на кормилото за направление е върнато рязко в неутрално положение.
   

(a) Each engine mount and its supporting

structures must be designed for engine torque

effects combined with –

(1) A limit engine torque corresponding

to take-off power and propeller speed acting

simultaneously with 75% of the limit loads

from flight condition A of JAR 25.333 (b);

(2) A limit engine torque as specified in

sub-paragraph (c) of this paragraph acting

simultaneously with the limit loads from flight

condition A of JAR 25.333 (b); and

(3) For turbo-propeller installations, in

addition to the conditions specified in sub-paragraphs

(a) (1) and (2) of this paragraph, a

limit engine torque corresponding to take-off

power and propeller speed, multiplied by a

factor accounting for propeller control system

malfunction, including quick feathering, acting

simultaneously with 1 g level flight loads. In

the absence of a rational analysis, a factor of

1·6 must be used.

(b) For turbine engines and auxiliary power

unit installations, the limit torque load imposed by

sudden stoppage due to malfunction or structural

failure (such as a compressor jamming) must be

considered in the design of engine and auxiliary

power unit mounts and supporting structure. In

the absence of better information a sudden

stoppage must be assumed to occur in 3 seconds.

(c) The limit engine torque to be considered

under sub-paragraph (a) (2) of this paragraph is

obtained by multiplying the mean torque by a

factor of 1·25 for turbo-propeller installations.

(d) When applying JAR 25.361 (a) to turbo-jet

engines, the limit engine torque must be equal

to the maximum accelerating torque for the case

considered. (See ACJ 25.301 (b).)