JAR 25.177 Статична попътна и напречна устойчивост
-
Статичната попътна устойчивост (както се наблюдава от тенденцията за възстановяване на зададеното положение на самолета при плъзгане с разтоварено от усилия кормило за направление) трябва да е положителна за всякакви позиции на клапите на крилото и колесника на самолета и симетрични режими на работа двигателите по отношение на мощността, при скорости между 1,13VSR1 до VFE, VLE или VFC/MFC (която е по-подходяща).
-
Статичната напречна устойчивост (както се наблюдава от тенденцията за повдигане на по-ниско разположеното крило в следствие на напречен наклон на самолета при странично плъзгане на крилото с разтоварени от усилия елерони) за всякакви позиции на клапите на крилото или колесника на самолета и симетрични режими на работа двигателите по отношение на мощността, не може да е отрицателна при всякакви въздушни скорости (с изключение на скорости по-големи от VFE не отнасящи се за конфигурацията за пуснато положение на клапите на крилото или за скорости по-големи от VLE при конфигурации със спуснат колесник на самолета) при следните диапазони на въздушната скорост:
-
За скорост от 1,13VSR1 до 1,23VSR1 и за положение на клапите на крилото, отклонени не повече от максимално отклоненото им положение, по време на излитане на самолета.
-
За скорост от 1,13VSR1 до 1,23VSR1 и за положение на клапите на крилото, отклонени повече от максимално отклоненото им положение, по време на излитане на самолета, освен ако самолета получи отрицателна устойчивост, при което предизвиканата дивергенция е:
-
Постепенна;
-
Лесно разпознаваема от пилота и;
-
Лесно контролируема от пилота.
-
За скорост от 1,23VSR1 до VMO/MMO.
-
За скорост от VMO/MMO до VFC/MFC, освен ако самолета получи отрицателна устойчивост, при което предизвиканата дивергенция е:
-
Постепенна;
-
Лесно разпознаваема от пилота и;
-
Лесно контролируема от пилота.
-
При праволинеен, установен полет със странично плъзгане на крилото (не нарастващо плъзгане в посока напред) управляващите отклонения на кормилото за направление и елероните и управляващите усилия трябва да са в значителна степен пропорционални на ъгъла на странично плъзгане на самолета и коефициента на пропорционалност трябва да лежи между ограниченията, установени като необходими за безопасна експлоатация в целия диапазон от ъгли на странично плъзгане допустими за експлоатацията на самолета. При големи ъгли на странично плъзгане близки до ъгъла, при който е достигнато пълно отклонение на кормилото за направление или усилие в педалите за управление на кормилото за направление от 180 паунда (81,72 кг), усилията в педалите за управление на кормилото за направление могат да не се променят, а увеличеното отклонение на кормилото за направление трябва да доведе до увеличаване на ъглите на странично плъзгане на самолета. Ако самолета има индикатор на страничното плъзгане, трябва да има достатъчен наклон на самолета, съпровождащ страничното плъзгане, за да се фиксират ясно всякакви отклонения от установения полет без плъзгане.
-
Не се изисква за JAR-25.
JAR 25.181 Dynamic stability
(See ACJ 25.181)
(a) Any short period oscillation, not
including combined lateral-directional
2 [oscillations, occurring between 1·13 VSR and]
maximum allowable speed appropriate to the
configuration of the aeroplane must be heavily
damped with the primary controls –
(1) Free; and
(2) In a fixed position.
(b) Any combined lateral-directional oscill-2
[ations (‘Dutch roll’) occurring between 1·13 VSR]
and maximum allowable speed appropriate to the
configuration of the aeroplane must be positively
damped with controls free, and must be
controllable with normal use of the primary
controls without requiring exceptional pilot
|
JAR 25.181 Динамична устойчивост
-
Всяко късо-периодично колебание, не включващо комбинация от странично-попътни колебания, протичащо в диапазона от скорости между 1,13VSR и максималната допустима скорост определена за конфигурацията на самолета, трябва да бъде задължително съпроводено с демпфиране и основно управление-
-
Свободно от прилагане на управляващи усилия и;
-
Във фиксирано положение.
-
Всякакви комбинирани странични-попътни колебания на самолета (“Холандска стъпка”), протичащи в диапазона от скорости между 1,13VSR и максималната допустима скорост определена за конфигурацията на самолета, трябва да се демпфират положително със свободно от усилия управление и трябва да са контролируеми при нормално използване на основното управление на самолета без да се изискват допълнителни пилотски умения.
|
JAR 25.201 Stall demonstration
(a) Stalls must be shown in straight flight and
in 30º banked turns with –
(1) Power off; and
2 [(2) The power necessary to maintain
level flight at 1·5 VSR 1 (where VSR 1
corresponds to the reference stall speed at
maximum landing weight with flaps in the
approach position and the landing gear
retracted. (See ACJ 25.201(a)(2).)]
2 [(b) In each condition required by sub-]
paragraph (a) of this paragraph, it must be
possible to meet the applicable requirements of
JAR 25.203 with –
1 [(1) Flaps, landing gear and deceleration
devices in any likely combination of positions
approved for operation; (See ACJ]
25.201(b)(1).).
[(2) Representative weights within the
range for which certification is requested;
(3) The most adverse centre of gravity
for recovery; and
(4) The aeroplane trimmed for straight
flight at the speed prescribed in JAR 25.103]
1 [(b)(6).]
[(c) The following procedures must be used to
show compliance with JAR 25.203 :
(1) Starting at a speed sufficiently
above the stalling speed to ensure that a steady
rate of speed reduction can be established,
apply the longitudinal control so that the speed
reduction does not exceed one knot per second
until the aeroplane is stalled. (See ACJ]
1 [25.103(c).)]
[(2) In addition, for turning flight stalls,
apply the longitudinal control to achieve
airspeed deceleration rates up to 3 knots per
second. (See ACJ 25.201(c)(2).)
(3) As soon as the aeroplane is stalled,
recover by normal recovery techniques.
(d) The aeroplane is considered stalled when
the behaviour of the aeroplane gives the pilot a clear
and distinctive indication of an acceptable nature that
the aeroplane is stalled. (See ACJ 25.201 (d).)
Acceptable indications of a stall, occurring either
individually or in combination, are –
(1) A nose-down pitch that cannot be
readily arrested;
(2) Buffeting, of a magnitude and
severity that is a strong and effective deterrent
to further speed reduction; or
(3) The pitch control reaches the aft
stop and no further increase in pitch attitude
occurs when the control is held full aft for a
short time before recovery is initiated. (See
ACJ 25.201(d)(3).) ]
|
СРИВНИ ПРОЦЕСИ
JAR 25.201 Демонстриране на сривни процеси
-
Срив (сривният процес) трябва да се демонстрира при праволинеен полет и при завой с наклон 30 с -
-
Полетен малък газ и ;
-
Мощност необходима за поддържане на установен хоризонтален полет със скорост 1,5VSR1 (където VSR1 съответства на характерната скорост на сриване при максимално тегло на кацане с клапи на крилото поставени в конфигурация за за кацане и прибран колесник на самолета.
-
За всички условия изисквани от пункт (а) на този параграф, трябва да е възможно да се изпълнят съответните изисквания на JAR 25.203 със -
-
Всякакви възможни комбинации от положенията на клапите на крилото, колесника на самолета и всякакви устройства за намаляване на въздушната скорост, утвърдени за експлоатация;
-
Характерни тегла на самолета в рамките на диапазона за който се изисква сертифициране;
-
Най-неблагоприятното разположение на центъра на тежестта за възстановяване на нормалния полет и;
-
Балансиран самолет за праволинеен полет, при скорост описана в JAR 25.103(b)(6).
-
Трябва да се използват следните процедури за демонстриране на съответствието с JAR 25.203:
-
Стартиране от скорост, достатъчна над скоростта на срив, за да се осигури, стабилен диапазон от намаляване на скоростта; подава се команда към надлъжното управление на самолета, така че намаляването на скоростта да не надвишава един възел за секунда докато самолета не влезе в сривния процес.
-
В допълнение, за срив при завой на самолета, се подава команда към надлъжното управление на самолета за достигане степен на намаляване на въздушната скорост до 3 възела за секунда.
-
Веднага след влизането във сривния процес, на самолета се възстановява предхождащото сривното състояние на характера на полета, посредством използване на нормалните техники за възстановяване.
-
Самолетът се смята за влязъл в срив, когато поведението му дава ясна и характерна индикация на пилота по естествен начин, че самолета е в процес на сриване. Приемливата индикация на сриването, индивидуално или в комбинация е –
-
Пропадане на носа на самолета на долу, което не може да се спре леко (веднага);
-
Грубо тресене на самолета, водещо до последващо намаляване на скоростта на самолета или;
-
Управлението за завъртане на самолета около напречната му ос достига задното си крайно положение, а не се получава последващо увеличение на височината на полета, положение за кратък период от време преди да се предприемат действия за възстановяване (излизане от срива) на нормалното състояние на полета.
|
JAR 25.203 Stall characteristics
(See ACJ 25.203.)
(a) It must be possible to produce and to
correct roll and yaw by unreversed use of aileron
and rudder controls, up to the time the aeroplane
is stalled. No abnormal nose-up pitching may
occur. The longitudinal control force must be
positive up to and throughout the stall. In
addition, it must be possible to promptly prevent
stalling and to recover from a stall by normal use
of the controls.
(b) For level wing stalls, the roll occurring
between the stall and the completion of the
recovery may not exceed approximately 20º.
(c) For turning flight stalls, the action of the
aeroplane after the stall may not be so violent or
extreme as to make it difficult, with normal
piloting skill, to effect a prompt recovery and to
[ regain control of the aeroplane. The maximum
bank angle that occurs during the recovery may
not exceed –
(1) Approximately 60º in the original
direction of the turn, or 30º in the opposite
direction, for deceleration rates up to 1 knot
per second; and
(2) Approximately 90º in the original
direction of the turn, or 60º in the opposite
direction, for deceleration rates in excess of
1 knot per second. ]
|
JAR 25.203 Характеристики на сривния процес
-
Трябва да е възможно да се осъществяват и да се коригират попътното и напречното завъртания на самолета, при непроменливо по знак използване на управлението на елероните и кормилото за направление до момент на сриване на самолета Не може да се осъществява анормално надлъжно отклонение на носа на самолета. Усилието за управление на самолета по височина трябва да е положително до появата и по време на срива. В допълнение, трябва да е възможно незабавно да се предотврати сриването и да възстанови нормалния полет на самолета от състояние на срив, чрез нормално използване на управлението.
-
За срив вхоризонтален полет, напречното завъртане в промеждутъка между срива и възстановяването на нормалния полет на самолета не може да надвишава приблизително наклон от 20.
-
За срив по време на завой, поведението на самолета след срива не може да е толкова енергично или рязко, че да затрудни използването на нормални техники на пилотиране за незабавното възстановяване на управлението на самолета. Максималния ъгъл на наклона, който се получава по време на възстановяването на нормалния полет на самолета не може да надвишава -
-
Приблизително 60 в направление на завоя или 30 в обратно направление за диапазони на намаляване на скоростта до 1 възел за секунда и;
-
Приблизително 90 по направление на завоя или 60 в обратно направление за диапазони на намаляване на скоростта повече от 1 възел за секунда.
|
JAR 25.205 Reserved
|
JAR 25.205 Запазен
|
JAR 25.207 Stall warning
(a) Stall warning with sufficient margin to
prevent inadvertent stalling with the flaps and
landing gear in any normal position must be clear
and distinctive to the pilot in straight and turning
1 [flight.]
(b) The warning may be furnished either
through the inherent aerodynamic qualities of the
aeroplane or by a device that will give clearly
distinguishable indications under expected
conditions of flight. However, a visual stall
warning device that requires the attention of the
crew within the cockpit is not acceptable by itself.
If a warning device is used, it must provide a
warning in each of the aeroplane configurations
prescribed in sub-paragraph (a) of this paragraph
1 [at the speed prescribed in sub-paragraphs (c)
and (d) of this paragraph. (See ACJ 25.207(b).) ]
1 [(c) When the speed is reduced at rates not
exceeding one knot per second, stall warning must
begin, in each normal configuration, at a speed,
VSW, exceeding the speed at which the stall is
identified in accordance with JAR 25.201 (d) by
not less than five knots or five percent CAS,
whichever is greater. Once initiated, stall warning
must continue until the angle of attack is reduced
to approximately that at which stall warning
began. (See ACJ 25.207(c) and (d)).]
[(d) In addition to the requirement of sub-paragraph(
c) of this paragraph, when the speed is
reduced at rates not exceeding one knot per
second, in straight flight with engines idling and
at the centre-of-gravity position specified in JAR
25.103(b)(5), VSW, in each normal configuration,
must exceed VSR by not less than three knots or
three percent CAS, whichever is greater. (See
ACJ 25.207(c) and (d)).
(e) The stall warning margin must be
sufficient to allow the pilot to prevent stalling (as
defined in JAR 25.201(d)) when recovery is
initiated not less than one second after the onset
of stall warning in slow-down turns with at least
1 . 5g load factor normal to the flight path and
airspeed deceleration rates of at least 2 knots per
second, with the flaps and landing gear in any
normal position, with the aeroplane trimmed for
straight flight at a speed of 1 . 3 VSR, and with the
power or thrust necessary to maintain level flight
at 1 . 3 VSR.
(f) Stall warning must also be provided in
each abnormal configuration of the high lift
devices that is likely to be used in flight following
system failures (including all configurations
covered by Flight Manual procedures).]
|
JAR 25.207 Предупреждение за развитие на сривен процес
-
При изпълнението на праволинеен полет и полет в завой трябва да има ясно и отчетливо за пилота предупреждение за развитие на срив с достатъчен запас за предотвратяване на непреднамерен срив на самолета при всякакви положения на клапите на крилото и колесника.
-
Предупреждението може да се осъществи или чрез присъщите аеродинамични качества на самолета или чрез средства, които ще дадат ясно разпознаваеми индикации при разчетни режими на полета. Зрителното средство за предупреждение развитието на срив, което изисква вниманието на екипажа в кабината, не е приемливо само по себе си. Ако е използвано средство за предупреждение развитието на срив, трябва то да осигури предупреждение за всяка от конфигурациите на самолета, описани в пункт (а) на настоящия параграф при скорост, описана в пунктове (с) и (d) на този параграф.
-
Когато скоростта е намалена със степен не надвишаваща един възел за секунда, предупреждението за възникване на срив трябва да започне, за всяка нормална конфигурация, при скорост VSW, превишаваща скоростта, за която срива е идентифициран в съответствие с JAR 25.201 (d) с не по-малко от пет възела или пет процента от CAS (калибрираната въздушна скорост), която е по-голяма. Веднъж инициирано предупреждението за възникване на срив трябва да продължи, докато ъгълът на атака на самолета се намали приблизително до този, при който е възникнала индикацията за предупреждението за възникване на срив.
-
В допълнение към изискванията на пункт (с) на този параграф, когато скоростта е намалена със степен не превишаваща един възел за секунда при праволинеен полет с установяване на режимите на работа на двигателите на режим “Малък газ” и при положение на центъра на тежестта на самолета, определено в JAR 25.103 (b)(5), за всяка нормална конфигурация на самолета, скоростта VSW трябва да превишава VSR с не по-малко от три възела или три процента от CAS, която е по-голяма.
-
Запасът за предупреждение на развитието на срива трябва да етакъв, че да позволи на пилота да предотврати срива (както е определено в JAR 25.201(d)) когато е започнало възстановяване към нормалните условия на полета не по-рано от една секунда след началото на предупреждението за възникване на срив при бавно завъртане с поне 1,5g нормално претоварване спрямо траекторията на полета и степен на намаляване на въздушната скорост с поне 2 възела за секунда, за всякакви нормални положения на клапите на крилото и колесника на самолета, с балансиран самолет за праволинеен полет при скорост 1,3VSR, и с мощност или тяга необходими за поддържане на установен хоризонтален полет при скорост 1,3VSR.
-
Също така трябва да е осигурено предупреждение за възникване на срив за всяка анормална конфигурация на средствата за повишаване на подемната сила, които вероятно ще бъдат използвани в полет в следствие на отказ на системите (включващи всички конфигурации описани в процедурите от Ръководството за провеждане на полетите).
|
JAR 25.231 Longitudinal stability and
control
(a) Aeroplanes may have no uncontrollable
tendency to nose over in any reasonably expected
operating condition or when rebound occurs
during landing or take-off. In addition –
(1) Wheel brakes must operate
smoothly and may not cause any undue
tendency to nose over; and
(2) If a tail-wheel landing gear is used,
it must be possible, during the take-off ground
run on concrete, to maintain any attitude up to
[thrust line level, at 75% of VSR 1 . ]
(b) Not required for JAR–25
|
НАЗЕМНИ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЗА НАТОВАРВАНЕ
JAR 25.231 Надлъжна устойчивост и управление
-
Самолетите не могат да имат неуправляема тенденция за повдигане на носа при всякакви очаквани експлоатационни режими или когато се получава реакция по време на кацането или излитането. В допълнение –
-
Спирачките на колелата трябва да работят плавно и не трябва да причиняват тенденции за повдигане на носа на самолета и;
-
Ако колесникът е с опашно колело, трябва да е възможно, по време на разбега на самолета по земята (бетона), при излитане, да се поддържа съответното хоризонтално положение на самолета с ниво на тягата, при скорост 75% от VSR1.
-
Не се изисква за JAR-25.
|
JAR 25.233 Directional stability and control
(a) There may be no uncontrollable ground-looping
tendency in 90º cross winds, up to a wind
aeroplane may be expected to be operated on the
ground. This may be shown while establishing the
90º cross component of wind velocity required by
JAR 25.237.
(b) Aeroplanes must be satisfactorily
controllable, without exceptional piloting skill or
alertness, in power-off landings at normal landing
speed, without using brakes or engine power to
maintain a straight path. This may be shown
during power-off landings made in conjunction
with other tests.
(c) The aeroplane must have adequate
directional control during taxying. This may be
shown during taxying prior to take-offs made in
conjunction with other tests.
|
JAR 25.233 Попътна устойчивост и управление
-
При движение на самолета по земята, не може да има неуправляема тенденция за рязко завиване при страничен вятър от 90 до скорост от 20 възела или 0,2VSR0, която е по-голяма, освен ако скоростта на вятъра не трябва да надвишава 25 възела за всяка скорост, за която може да се очаква самолета да се експлоатира на земята. Това може да се демонстрира, при наличие на напречна компонента на скоростта на вятъра от 90, изисквано в JAR 25.237.
-
Самолетите трябва да са удовлетворително управляеми, без да се изискват допълнителни пилотски умения или познания за кацане с отнета мощност при нормална скорост за кацане без използване на спирачки или двигателна мощност за поддържане на праволинейна траектория. Това може да се демонстрира по време на кацане с отнета тяга направено в съчетание с други тестове.
-
Самолетът трябва да има адекватно попътно управление по време на рулиране. Това може да се демонстрира по време на рулиране преди излитане направено в съчетание с други тестове.
|
JAR 25.235 Taxying condition
The shock absorbing mechanism may not
damage the structure of the aeroplane when the
aeroplane is taxied on the roughest ground that
may reasonably be expected in normal operation.
|
JAR 25.235 Условие на рулиране
Механизма за амортизиране на колебанията (амортизационната стойка) не може да поврежда структурата на самолета по време на рулиране на самолета по неравен грунд което основателно може да се очаква при нормалната експлоатация.
|
JAR 25.237 Wind velocities
(a) A 90º cross component of wind velocity,
demonstrated to be safe for take-off and landing,
must be established for dry runways and must be
[at least 20 knots or 0·2 VSR 0 , whichever is]
greater, except that it need not exceed 25 knots.
(b) Not required for JAR–25.
|
JAR 25.237 Скорости на вятъра
-
За суха полоса трябва да се установи и демонстрира, като безопасна при излитане и кацане на самолета , странична компонента на скоростта на вятъра от 90 и тя трябва да има стойност най-малко 20 възела или 0,2VSR0, която скорост е по-голяма, освен ако не трябва да надвишава 25 възела.
-
Не се изисква за JAR-25.
|
JAR 25.251 Vibration and buffeting
(a) The aeroplane must be designed to
withstand any vibration and buffeting that might
occur in any likely operating condition. This must
be shown by calculations, resonance tests, or
other tests found necessary by the Authority.
(b) Each part of the aeroplane must be shown
in flight to be free from excessive vibration, under
any appropriate speed and power conditions up to
at least the minimum value of VD allowed in JAR
25.335. The maximum speeds shown must be used
in establishing the operating limitations of the
aeroplane in accordance with JAR 25.1505. In
would prevent safe flight under the conditions in
JAR 25.629(d).
(c) Except as provided in sub-paragraph (d)
of this paragraph, there may be no buffeting
condition, in normal flight, including
configuration changes during cruise, severe
enough to interfere with the control of the
aeroplane, to cause excessive fatigue to the crew,
or to cause structural damage. Stall warning
buffeting within these limits is allowable.
(d) There may be no perceptible buffeting
condition in the cruise configuration in straight
flight at any speed up to VMO/MMO, except that the
stall warning buffeting is allowable.
(e) For an aeroplane with MD greater than
0·6 or with a maximum operating altitude greater
than 25,000 ft, the positive manoeuvring load
factors at which the onset of perceptible buffeting
occurs must be determined with the aeroplane in
the cruise configuration for the ranges of airspeed
or Mach number, weight, and altitude for which
the aeroplane is to be certificated. The envelopes
of load factor, speed, altitude, and weight must
provide a sufficient range of speeds and load
factors for normal operations. Probable
inadvertent excursions beyond the boundaries of
the buffet onset envelopes may not result in
unsafe conditions. (See ACJ 25.251(e).)
|
ДРУГИ ПОЛЕТНИ ИЗИСКВАНИЯ
JAR 25.251 Вибрации и бафтинг
-
Самолетът трябва да е конструиран да издържа всякакви вибрации и бафтинг, които могат да се получат при всякакви вероятни експлоатационни условия. Това може да се демонстрира чрез изчисление, резонансни тестове или други тестове считани за необходими от Въздухоплавателната Администрация.
-
Всяка част от самолета трябва да демонстрира в полет, че е устойчива на крайни вибрации при всякакви скорости и режими на мощността поне до минималната стойност на скоростта VD позволена в JAR 25.335. Максималните демонстрирани скорости трябва да се използват за установяване на експлоатационните ограничения на самолета в съответствие с JAR 25.1505. В допълнение трябва да се демонстрира,чрез анализи или тестове, че самолета е независим от такива вибрации, които биха възпрепятствали безопасния полет при условията на JAR 25.629(d).
-
Освен както е предвидено в пункт (d) на този параграф, самолетът не може да създава условия за развитие на бафтинг вибрации в нормален полет, включващи промени на конфигурацията на самолета по време на крейсерски полет, достатъчно тежки да попречат на управлението на самолета, да причинят прекомерна умора на екипажа или да причинят структурни повреди. Допуска се наличието на предупреждение за развитие на “бафтинг” в рамките на тези ограничения.
-
Не може да има условия за развитие на ясно определим бафтинг при конфигурация на самолета за праволинеен крейсерски полет при всякакви скорости до VMO/MMO, освен това, допустимо е наличието на средства за предупреждение на развитието на “бафтинг”.
-
За самолет с число на Мах MD по-голямо от 0,6 или при максимална експлоатационна височина по-голяма от 25’000 фута , положителния фактор по претоварване при маневриране, за който започва ясно определимия бафтинг, трябва да се определи при крейсерска конфигурация на самолета за диапазони на въздушна скорост или число на Мах, тегло на самолета и височина на полета, за които се сертифицира самолета. Набора от коефициенти на претоварване, скорост, височина на полета и тегло на самолета трябва да осигури достатъчен диапазон от скорости и коефициенти на претоварване за нормална експлоатация. Вероятна неумишлено отклонение извън границите на диапазона за начало на развитие на бафтинг не може да води до опасни състояния на самолета.
|
JAR 25.253 High-speed characteristics
(a) Speed increase and recovery
characteristics. The following speed increase and
recovery characteristics must be met:
(1) Operating conditions and character-istics
likely to cause inadvertent speed
increases (including upsets in pitch and roll)
must be simulated with the aeroplane trimmed
at any likely cruise speed up to VMO/MMO.
These conditions and characteristics include
gust upsets, inadvertent control movements,
low stick force gradient in relation to control
friction, passenger movement, levelling off
from climb, and descent from Mach to air
speed limit altitudes.
(2) Allowing for pilot reaction time
after effective inherent or artificial speed
warning occurs, it must be shown that the
aeroplane can be recovered to a normal attitude
and its speed reduced to VMO/MMO, without –
(i) Exceptional piloting strength
or skill;
(ii) Exceeding VD/MD, VDF/MDF,
or the structural limitations; and
(iii) Buffeting that would impair
the pilot’s ability to read the instruments
or control the aeroplane for recovery.
(3) With the aeroplane trimmed at any
speed up to VMO/MMO, there must be no
reversal of the response to control input about
any axis at any speed up to VDF/MDF. Any
tendency to pitch, roll, or yaw must be mild
and readily controllable, using normal piloting
techniques. When the aeroplane is trimmed at
VMO/MMO, the slope of the elevator control
force versus speed curve need not be stable at
speeds great than VFC/MFC, but there must be a
push force at all speeds up to VDF/MDF and
there must be no sudden or excessive reduction
of elevator control force as VDF/MDF is
reached. Adequate roll capability to assure a
prompt recovery from a laterally upset
condition must be available. (See ACJ
25.253(a)(3).)
(4) Reserved.
(5) Trim change due to airbrake
selection. With the aeroplane trimmed at
VMO/MMO, extension of the airbrakes at speeds
above VMO/MMO, over the available range of
movements of the pilots control must not result
in an excessive positive load factor with the
stick free, and any nose-down pitching moment
must be small. (See ACJ 25.253(a)(5).)
(6) Reserved
(b) Maximum speed for stability
characteristics, VFC/MFC. VFC/MFC is the
maximum speed at which the requirements of JAR
[ 25.143(f), 25.147(e), 25.175(b)(1), 25.177 and ]
25.181 must be met with wing-flaps and landing
gear retracted. It may not be less than a speed
midway between VMO/MMO and VDF/MDF, except
that, for altitudes where Mach Number is the
limiting factor, MFC need not exceed the Mach
Number at which effective speed warning occurs.
|
JAR 25.253 Височинно-скоростни характеристики
-
Нарастване на скоростта и характеристики на възстановяване. Трябва да са изпълнени следните условия за нарастване на скоростта и характеристики на възстановяване:
-
Експлоатационни условия и характеристики способни да причинят непреднамерени нараствания на скоростта (включващи негативно влияние върху ъглите на надлъжно и напречно завъртане на самолета) трябва да се симулират когато самолета е балансиран на всяка вероятна крейсерска скорост до VMO/MMO. Тези условия и характеристики включват порива на вятъра, непреднамерени премествания на управлението, нисък градиент на усилието върху лоста за управление на самолета във връзка с функционирането на управлението, преместване на пътници, изравняването на самолета при излизане от етап на полета с изкачване и снижение на самолета с намаляване на скоростта спрямо число на Мах до височини, при които има ограничения на въздушната скорост.
-
Даващи време за реакция на пилота след получаването на предупреждение от реално получена скорост или изкуствено симулирана, при което трябва да се демонстрира, че самолетът може да бъде възстановен към нормална височина и неговата скорост да се намали до VMO/MMO без -
-
Допълнителни пилотски усилия или умения;
-
Превишаване на скоростите V0/M0, VDF/MDF или структурните ограничения и;
-
Развитие на бафтинг, който би могъл да намали възможността на пилота за разчитане на пилотажните прибори в кабината или в управлението на самолета за възстановяване на нормалното му положение.
-
С балансиран самолет при всякакви скорости до VMO/MMO, не трябва да има реверсиране (обръщане на действието) на подавания управляващ сигнал по всички оси при всякакви скорости до VDF/MDF. Всички тенденции за надлъжно, напречно или попътно завъртане на самолета трябва да са слаби и лесно управляеми с използване на нормални техники на пилотиране. Когато самолета е балансиран при скорост VMO/MMO, наклона на кривата, характеризираща усилието прилагано върху управлението на кормилото за височина спрямо кривата на скоростта не е необходимо да бъде стабилен при скорости по-големи от VFC/MFC, но трябва да има усилие за натиск за всички скорости до VDF/MDF и не трябва да има внезапно или прекомерно намаляване на усилието за управление на кормилото за височина при достигане на скорост VDF/MDF. Трябва да е на лице адекватна възможност за напречно завъртане на самолета за осигуряване на незабавното му възстановяване в следствие на наличие на условия с неблагоприятно напречно (странично) въздействие.
-
Запазен.
-
Промяна в балансирането на самолета поради употреба на въздушни спирачки. За балансиран самолет при скорост VMO/MMO, отклонението на въздушните спирачки при скорости над VMO/MMO, над разполагаемия диапазон от отклонения на управлението от пилота, не трябва да води до прекомерен положителен коефициент на претоварване при свободен от усилия лост за управление и всякакви надлъжни моменти на завъртане надолу на носа на самолета трябва да са малки.
-
Запазен.
-
Максимална скорост VCF/MCF за устойчиви характеристики. Скоростта VCF/MCF е максималната скорост, за която изискванията на JAR 25.143(f), 25.147(е), 25.175(b)(1), 25.177 и 25.181 трябва да са изпълнени с прибрани клапи на крилото и колесник на самолета. Максималната скорост не може да е по-малка от скоростта намираща се по средата между скоростите VMO/MMO и VDF/MDF, освен ако за височини на полета, за които числото на Мах е ограничаващ фактор MFC не е необходимо да надвишава числото на Мах, за което се получава предупреждение относно достигнатата от самолета действителна скорост.
|
JAR 25.255 Out-of-trim characteristics
(See ACJ 25.255)
(a) From an initial condition with the
aeroplane trimmed at cruise speeds up to
VMO/MMO, the aeroplane must have satisfactory
manoeuvring stability and controllability with the
degree of out-of-trim in both the aeroplane nose-
up and nose-down directions, which results from
the greater of –
(1) A three-second movement of the
longitudinal trim system at its normal rate for
the particular flight condition with no
aerodynamic load (or an equivalent degree of
trim for aeroplanes that do not have a power-operated
trim system), except as limited by
stops in the trim system, including those
required by JAR 25.655 (b) for adjustable
stabilisers; or
(2) The maximum mistrim that can be
sustained by the autopilot while maintaining
level flight in the high speed cruising
condition.
(b) In the out-of-trim condition specified in
sub-paragraph (a) of this paragraph, when the
normal acceleration is varied from + 1 g to the
positive and negative values specified in sub-paragraph
(c) of this paragraph –
(1) The stick force vs. g curve must
have a positive slope at any speed up to and
including VFC/MFC; and
(2) At speeds between VFC/MFC and
VDF/MDF, the direction of the primary
longitudinal control force may not reverse.
(c) Except as provided in sub-paragraphs (d)
and (e) of this paragraph compliance with the
provisions of sub-paragraph (a) of this paragraph
must be demonstrated in flight over the
acceleration range –
(1) –1g to 2·5 g; or
(2) 0 g to 2·0 g, and extrapolating by an
acceptable method to – 1 g and 2·5 g.
(d) If the procedure set forth in sub-paragraph
(c)(2) of this paragraph is used to
demonstrate compliance and marginal conditions
exist during flight test with regard to reversal of
primary longitudinal control force, flight tests
must be accomplished from the normal
acceleration at which a marginal condition is
found to exist to the applicable limit specified in
sub-paragraph (c)(1) of this paragraph.
(e) During flight tests required by sub-paragraph
(a) of this paragraph the limit
manoeuvring load factors prescribed in JAR
25.333 (b) and 25.337, and the manoeuvring load
factors associated with probable inadvertent
excursions beyond the boundaries of the buffet
onset envelopes determined under JAR 25.251
(e), need not be exceeded. In addition, the entry
speeds for flight test demonstrations at normal
acceleration values less than 1 g must be limited
to the extent necessary to accomplish a recovery
without exceeding VDF/MDF.
(f) In the out-of-trim condition specified in
sub-paragraph (a) of this paragraph, it must be
possible from an overspeed condition at VDF/MDF,
to produce at least 1·5 g for recovery by applying
not more than 125 pounds of longitudinal control
force using either the primary longitudinal control
alone or the primary longitudinal control and the
longitudinal trim system. If the longitudinal trim
is used to assist in producing the required load
factor, it must be shown at VDF/MDF that the
longitudinal trim can be actuated in the aeroplane
nose-up direction with the primary surface loaded
to correspond to the least of the following
aeroplane nose-up control forces:
(1) The maximum control forces
expected in service as specified in JAR 25.301
and 25.397.
(2) The control force required to
produce 1·5 g.
(3) The control force corresponding to
buffeting or other phenomena of such intensity
that it is a strong deterrent to further
application of primary longitudinal control
force.
|
JAR 25.255 Характеристики на небалансиран самолет
-
От първоначални условия с балансиран самолет за крейсерска скорост до скорост VMO/MMO, самолетът трябва да има удовлетворителна маневрена устойчивост и управляемост със степен на не балансираност за направления на преместването на носа на самолета и нагоре и надолу, което произтича в резултат на по-голямото от –
-
Три-секундно преместване на системата за надлъжно балансиране на самолета с нейната нормална степен, характерна за специфичните условия на полета без аеродинамично натоварване (или еквивалентна степен на балансиране за самолети, които нямат енергийно захранвана система за балансиране), освен при ограничаване от крайните положения в системата за балансиране, включващи тези изисквани в JAR 25.655(b) за регулируеми хоризонтални стабилизатори или;
-
Максималното разбалансиране, което не може да се “погаси” (да затихне) от автопилота, докато се поддържа хоризонтален полет в условията на висока крейсерска скорост.
-
В не балансираните състояния на самолета, определени в пункт (а) на този параграф, когато нормалното ускорение варира от +1g до положителни и отрицателни стойности, определени в пункт (с) на този параграф –
-
Кривата, характеризираща усилието в лоста за управление отнесено към кривата на “g” трябва да има положителна кривина за всяка скорост до и включваща VFC/MFC и;
-
За скорости между VFC/MFC и VDF/MDF посоката на усилието в основното надлъжно управление на самолета не може да се обръща.
-
Освен както е предвидено в пунктове (d) и (е) на този параграф, съответствието с условията на пункт (а) на този параграф трябва да се демонстрира в полет извън диапазона за ускорение на самолета –
-
От –1g до 2,5g или;
-
От 0 до 2,0g и екстраполиране чрез достъпен начин до –1g и 2,5g,
-
Ако процедурата, определена по-нататък в пункт (с)(2) на този параграф, се използва за демонстриране на съответствието и съществуващите крайни условия по време на полетен тест с отчитане на реверсирането на усилието в основното надлъжно управление на самолета, полетните тестове трябва да бъдат изпълнени при нормално ускорение, за което е открито крайното условие с отнасящото се ограничение, определено в пункт (с)(1) на този параграф.
-
По време на полетните тестове, изисквани в пункт (а) на този параграф, не трябва да се надвишават ограничаващият коефициент на маневрено претоварване, описан в JAR 25.333(b) и 25.337 и коефициента на маневрено претоварване свързан с вероятно непреднамерено отклонение извън началните области на границите на тресене на самолета, определени съгласно JAR 25.251(е). В допълнение началните скорости, демонстрирани при полетния тест за нормални стойности на ускорението по-малки от 1g трябва да се ограничат до степен, необходима за изпълнение на възстановяване нормалното състояние на самолета без превишаване на скоростта VDF/MDF.
-
При не балансирано състояние, определено в пункт (а) на този параграф, трябва да е възможно от състояние на превишаване на скоростта при скорост VDF/MDF да се получи коефициент на претоварване поне 1,5g за възстановяване нормалното състояние на самолета, чрез използване на не повече от 125 паунда усилие за надлъжно управление, с използване или само на основното надлъжно управление или на основното надлъжно управление и системата за надлъжно балансиране на самолета. Ако е използвано надлъжно балансиране при получаването на изисквания коефициент на претоварване, трябва да се демонстрира при скорост VDF./MDF, че надлъжното балансиране на самолета може да се включи в направление на отклонение на носа на самолета нагоре с натоварване на управляващите плоскости от основното управление в съответствие с едно от управляващите усилия след повдигане на носа на самолета:
-
Максималното управляващо усилие, очаквано в експлоатацията, както е определено в JAR 25.301 и 25.397;
-
Управляващото усилие, изисквано за получаването на коефициент на претоварване 1,5g;
-
Управляващото усилие, съответстващо на развитието на бафтинг или друго явление с такава интензивност, която е възпираща по-нататъшно прилагане на основно надлъжно управляващо усилие.
|
JAR 25X261 Flight in rough air
Procedures for flight in turbulence must be
established. (See ACJ 25X261.)
|
JAR 25X261 Полет в неспокойна атмосфера
Трябва да се установят процедури за полет в турбулентна среда.
|
JAR 25.301 Loads
(a) Strength requirements are specified in
terms of limit loads (the maximum loads to be
expected in service) and ultimate loads (limit
loads multiplied by prescribed factors of safety).
Unless otherwise provided, prescribed loads are
limit loads.
(b) Unless otherwise provided the specified
air, ground, and water loads must be placed in
equilibrium with inertia forces, considering each
item of mass in the aeroplane. These loads must
be distributed to conservatively approximate or
closely represent actual conditions. Methods used
to determine load intensities and distribution must
be validated by flight load measurement unless
the methods used for determining those loading
conditions are shown to be reliable. (See ACJ
25.301(b).)
(c) If deflections under load would
significantly change the distribution of external or
internal loads, this redistribution must be taken
into account.
| |
Сподели с приятели: |