Joint Aviation Requirements jar–29 Large Rotorcraft Joint Aviation Authorities

1.1 This Section 1 contains the Requirements for Large Rotorcraft.

1.2 Areas in which variations and additions to FAR Part 29 have been considered necessary in

order to reach agreement to a code acceptable to the participating countries, and these differences

(Complementary Technical Conditions) are indicated in this Section 1 by underlining. Where an FAR

Part 29 regulation is not required for JAR–29, this is so stated. (See paragraph 2.3.)

2 PRESENTATION

2.1 The requirements of JAR–29 are presented in two columns on loose pages, each page being

2.2 In general, the JAR paragraphs carry the same number as the corresponding FAR Section. In

cases where new JAR material is introduced on a subject already dealt with in FAR, this is included

within the numbering system of the relevant FAR Section. In cases where new JAR material is

introduced, and there is no corresponding section of FAR, a number is chosen for it which attempts to

place the new material in the right context within the FAR numbering system; in such cases, the

number is prefaced by the letter ‘X’ [ ] to indicate that it is a European number rather than one

corresponding to an FAR number.

2.3 Explanatory Notes not forming part of the JAR text appear in an italic typeface. These are

used, for example, to show where FAR text has not been accepted for JAR. Also, subheadings are in

italic typeface.

New, amended and corrected text is enclosed within heavy brackets.

[Amdt. 3, 01.04.02]

1. 
   ОБЩИ ПОЛОЖЕНИЯ
   

1. 
   Настоящият Раздел 1 съдържа Изисквания за големи ротоrкрафти.
   
2. 
   В настоящия Раздел 1 чрез подчертаване се отбелязават областите, в които отклонения от и допълнения към FAR 29 се считат за необходими с оглед договаряне на система от правила, приемлива за страните-участнички, а също и самите различия (Допълнителни технически условия). Специално са упоменати местата, където правило от FAR 29 не се изисква за JAR-29. (Виж параграф 2.3)
   

2. 
   ПРЕДСТАВЯНЕ НА ИЗИСКВАНИЯТА
   

2.1 Изискванията на JAR-29 са представени в две колони на свободни страници, като на всяка страница се отбелязва датата и поредния номер на Поправката, под която даденото изискване е поправено или преиздадено.

3. 
   С курсив се дават обяснителните бележки, които не са част от текста на JAR. Такива бележки се използват, например, за да укажат местата, където текст на FAR не е бил приет за JAR. С курсив са дадени също така и подзаглавията.
   

(a) This Code prescribes airworthiness

standards for the issue of type certificates, and

changes to those certificates, for large rotorcraft.

(b) Large rotorcraft must be certificated in

accordance with either the Category A or

Category B requirements of this JAR–29. A multiengine

rotorcraft may be type certificated as both

Category A and Category B with appropriate and

different operating limitations for each category.

(c) Rotorcraft with a maximum weight

greater than 9072 kg (20 000 pounds) and 10 or

more passenger seats must be type certificated as

Category A rotorcraft.

(d) Rotorcraft with a maximum weight

greater than 9072 kg (20 000 pounds) and nine or

less passenger seats may be type certificated as

Category B rotorcraft provided the Category A

requirements of Subparts C, D, E, and F of this

JAR–29 are met.

(e) Rotorcraft with a maximum weight of

9072 kg (20 000 pounds) or less but with 10 or

more passenger seats may be type certificated as

Category B rotorcraft provided the Category A

requirements of JAR 29.67(a)(2), 29.87, 29.1517,

and of Subparts C, D, E, and F of this JAR–29 are

met.

(f) Rotorcraft with a maximum weight of

passenger seats may be type certificated as

Category B rotorcraft.

(g) Each person who applies [] for a

certificate or change described in sub-paragraphs

(a) to (f) of this paragraph must show compliance

with the applicable requirements of this JAR–29.

(b) Тежките ротокрафти се сертифицират в съответствие с изискванията за Категория А, или за Категория В на настоящия JAR-29. За многодвигателен ротокрафт се изисква издаване на типов сертификат за двете категории: Категория А и Категория В, със съответните различни експлоатационни ограничения за всяка категория.

(c) За ротокрафт с максимално тегло по-голямо от 9072 кг (20 000 фунта) и с десет или повече места за пътници трябва да се издава типов сертификат за ротокрафт от Категория А.

(d) Изисква се за ротокрафт с максимално тегло по-голямо от 9072 кг (20 000 фунта) и с девет или по-малко места за пътници да се издава типов сертификат за ротокрафт от Категория В при условие, че отговаря на изискванията за Категория А от подраздели C, D, E и F на настоящия JAR-29.

(e) Изисква се за ротокрафт с максимално тегло от 9072 кг (20 000 фунта) или по-малко, но с десет или повече места за пътници да се издава типов сертификат за ротокрафт от Категория В при условие, че отговаря на изискванията за Категория А на JAR-29.67 (а)(2), 29.87, 29.1517 и на тези от подраздели C, D, E и F на настоящия JAR-29.

(f) Изисква се за ротокрафт с максимално тегло от 9072 кг (20 000 фунта) или по-малко, и с девет или по-малко места за пътници да се издава типов сертификат като за ротокрафт от Категория В.

(g) Всяко лице, което кандидатства за сертификат или за промяна на сертификата, като описаните в подпараграфи (а) до (f) на настоящия параграф, трябва да покаже, че отговаря на посочените изисквания на настоящия JAR-29.

Each requirement of this Subpart must be met

at each appropriate combination of weight and

centre of gravity within the range of loading

conditions for which certification is requested.

This must be shown –

(a) By tests upon a rotorcraft of the type for

which certification is requested, or by calculations

based on, and equal in accuracy to, the results of

testing; and

(b) By systematic investigation of each

required combination of weight and centre of

gravity, if compliance cannot be reasonably

inferred from combinations investigated.

(а) чрез изпитания на ротокрафт от типа, за който се иска сертификат или чрез изчисления, които се основават и са еднакви по точност с резултатите от изпитанията; и

(b) чрез системно изследване на всяка възможна комбинация от тегло и център на тежеста, ако за съответствието с изискванията не може да се съди по изследваните комбинации.

(a) Maximum weight. The maximum weight

(the highest weight at which compliance with each

applicable requirement of this JAR–29 is shown)

or, at the option of the applicant, the highest

weight for each altitude and for each practicably

separable operating condition, such as take-off,

en-route operation, and landing, must be

established so that it is not more than –

(1) The highest weight selected by the

applicant;

(2) The design maximum weight (the

highest weight at which compliance

with each applicable structural loading

condition of this JAR–29 is shown); or

(3) The highest weight at which

compliance with each applicable flight

requirement of this JAR–29 is shown.

(b) Minimum weight. The minimum weight

(the lowest weight at which compliance with each

applicable requirement of this JAR–29 is shown)

must be established so that it is not less than –

(1) The lowest weight selected by the

applicant;

(2) The design minimum weight (the

lowest weight at which compliance with each

structural loading condition of this JAR–29 is

shown); or

(3) The lowest weight at which

compliance with each applicable flight

requirement of this JAR–29 is shown.

(c) Total weight with jettisonable external

jettisonable external load attached that is greater

than the maximum weight established under subparagraph

(a) of this paragraph may be

if[—]

does not include human external cargo,

(2) Structural component approval for

external load operations under either JAR

29.865, or under equivalent operational

standards is obtained,]

is greater than the maximum weight established

under sub-paragraph (a) of this paragraph is

made up only of the weight of all or part of the

jettisonable external load,

[(4) Structural components of the]

rotorcraft are shown to comply with the

applicable structural requirements of this JAR-

29 under the increased loads and stresses

caused by the weight increase over that

established under sub-paragraph (a) of this

total weight greater than the maximum

certificated weight established under subparagraph

(a) of this paragraph is limited by

29.865 (a) and (d)].

(1) най-голямото тегло, избрано от кандидата за сертификат;

(3) най-голямото тегло, за което се показва сътветствие с всяко приложимо изискване към условията на полета в настоящия JAR-29).

(b) Минимално тегло. Най-малкото тегло, за което се показва сътветствие с всяко приложимо изискване на настоящия JAR-29), трябва да се определи така, че то да не е по-малко от:

(1) най-малкото тегло, избрано от кандидата за сертификат;

[(1) комбинацията ротокрафт-товар не включва хора като външен товар,

The extreme forward and aft centres of gravity

and, where critical, the extreme lateral centres of

gravity must be established for each weight

established under JAR 29.25. Such an extreme

may not lie beyond –

(a) The extremes selected by the applicant;

(b) The extremes within which the structure

is proven; or

(c) The extremes within which compliance

with the applicable flight requirements is shown.

(a) The empty weight and corresponding centre

of gravity must be determined by weighing the

rotorcraft without the crew and payload, but with –

(1) Fixed ballast;

(2) Unusable fuel; and

(3) Full operating fluids, including –

(i) Oil;

(iii) Other fluids required for

normal operation of rotorcraft systems,

except water intended for injection in the

engines.

(b) The condition of the rotorcraft at the time

of determining empty weight must be one that is

well defined and can be easily repeated,

particularly with respect to the weights of fuel,

oil, coolant, and installed equipment.

1. 
   постоянния баласт;
   

2. 
   неизползваемото гориво; и
   

3. 
   всички експлоатационни течности, включително-
   

1. 
   масло;
   
2. 
   хидравлична течност; и
   
3. 
   други течности, необходими за нормалното функциониране на системите на ротокрафта, с изключение на водата, предназначена за впръскване в двигателите.
   

(b) Състоянието, в което се намира ротокрафта по време на определяне на неговото тегло празен, трябва да бъде добре определено и да може лесно да се възпроизвежда, особено по отношение на теглото на горивото, маслото, охладителната течност и инсталираното оборудване.

Removable ballast may be used in showing

compliance with the flight requirements of this

Subpart.

(a) Main rotor speed limits. A range of main

rotor speeds must be established that –

(1) With power on, provides adequate

margin to accommodate the variations in rotor

speed occurring in any appropriate manoeuvre,

and is consistent with the kind of governor or

synchroniser used; and

(2) With power off, allows each

appropriate autorotative manoeuvre to be

performed throughout the ranges of airspeed

and weight for which certification is requested.

(b) Normal main rotor high pitch limit

(power-on). For rotorcraft, except helicopters

required to have a main rotor low speed warning

under sub-paragraph (e) of this paragraph, it must

be shown, with power on and without exceeding

approved engine maximum limitations, that main

rotor speeds substantially less than the minimum

approved main rotor speed will not occur under

any sustained flight condition. This must be met

by –

(1) Appropriate setting of the main

(2) Inherent rotorcraft characteristics

that make unsafe low main rotor speeds

unlikely; or

(3) Adequate means to warn the pilot of

unsafe main rotor speeds.

(c) Normal main rotor low pitch limit

(power-off). It must be shown, with power off,

that –

limit provides sufficient rotor speed, in any

autorotative condition, under the most critical

combinations of weight and airspeed; and

(2) It is possible to prevent

overspeeding of the rotor without exceptional

piloting skill.

(d) Emergency high pitch. If the main rotor

high pitch stop is set to meet sub-paragraph (b)(1)

of this paragraph, and if that stop cannot be

exceeded inadvertently, additional pitch may be

made available for emergency use.

(e) Main rotor low speed warning for

helicopters. For each single engine helicopter, and

each multi-engine helicopter that does not have an

approved device that automatically increases

power on the operating engines when one engine

fails, there must be a main rotor low speed

warning which meets the following requirements:

(1) The warning must be furnished to

the pilot in all flight conditions, including

power-on and power-off flight, when the speed

of a main rotor approaches a value that can

jeopardise safe flight.

(2) The warning may be furnished

either through the inherent aerodynamic

qualities of the helicopter or by a device.

(3) The warning must be clear and

distinct under all conditions, and must be clearly

distinguishable from all other warnings. A visual

device that requires the attention of the crew

within the cockpit is not acceptable by itself.

(4) If a warning device is used, the

device must automatically deactivate and reset

when the low-speed condition is corrected. If

the device has an audible warning, it must also

be equipped with a means for the pilot to

manually silence the audible warning before

the low-speed condition is corrected.

1. 
   при включен двигател осигурява в подходящ предел поемане на промените в скоростта на винта, които се извършват при съответната маневра и съвместимост с използвания механизъм за регулиране или синхронизиране на винта; и
   
2. 
   при изключен двигател позволява да се изпълни всяка маневра на авторотация за диапазоните на въздушна скорост и тегло, за които се иска сертификат.
   

1. 
   допустимото ограничение на нормалната скорост на носещия винт при малка стъпка на винта осигурява достатъчна скорост на винта при всяко състояние на авторотация при условията на най-критични комбинации на тегло и въздушна скорост; и
   
2. 
   че е възможно да бъде предотвратено превишаване на скоростите на винта без необходимост от извънредно умение за пилотиране.
   

(d) Голяма стъпка при аварийни условия. Ако упора за голяма стъпка на носещия винт е установен според изискванията на подпараграф (b)(1) на настоящия параграф и ако този упор не може да бъде превишен по невнимание, трябва да има възможност за допълнителна стъпка за използване при аварийни условия.

1. 
   предупредителният сигнал трябва да бъде подаван на пилота при всички условия на полет , включително и при полет с включен и изключен двигател, когато честотата на въртене на носещия винт наближава стойност, която може да застраши безопасността на полета
   
2. 
   Изисква се предупредителният сигнал да се подава ли чрез присъщите аеродинамични качества на вертолета, или посредством устройство.
   
3. 
   Предупредителният сигнал трябва да е ясен и отчетлив при всички условия и да се различава ясно от всички други предупредителни сигнали. Не е приемливо да има само визуално устройство, което да привлича вниманието на екипажа в пилотската кабина.
   
4. 
   Ако се използва устройство за подаване на сигнал, то трябва автоматично да се изключва и включва отново, когато състоянието на малка скорост се коригира. Ако устройството подава звукови сигнали за предупреждение, то трябва също така да бъде оборудвано със средство, с което пилотът ръчно да спира звуковия сигнал за предупреждение преди да се коригира състоянието на малка скорост.
   

(a) The performance prescribed in this

subpart must be determined –

(1) With normal piloting skill; and

(2) Without exceptionally favourable

conditions.

(b) Compliance with the performance

requirements of this subpart must be shown –

(1) For still air at sea-level with a

standard atmosphere; and

(2) For the approved range of

atmospheric variables.

(c) The available power must correspond to

engine power, not exceeding the approved power,

less –

(1) Installation losses; and

accessories and services at the values for which

certification is requested and approved.

(d) For reciprocating engine-powered

rotorcraft, the performance, as affected by engine

power, must be based on a relative humidity of

80% in a standard atmosphere.

(e) For turbine engine-powered rotorcraft,

the performance, as affected by engine power,

must be based on a relative humidity of –

(1) 80%, at and below standard

temperature; and

(2) 34%, at and above standard

temperature plus 28°C (50°F).

Between these two temperatures, the relative

humidity must vary linearly.

(f) For turbine-engine-powered rotorcraft, a

means must be provided to permit the pilot to

determine prior to take-off that each engine is

capable of developing the power necessary to

achieve the applicable rotorcraft performance

prescribed in this subpart.

1. 
   при нормална летателна квалификация; и
   
2. 
   без изискване за наличие на изключително благоприятни условия.
   

2. 
   Съответствието с изискванията за летателно-техническите характеристики , посочени в настоящия подпараграф, трябва да се покаже:
   
   1. 
      за безветрие, на морското равнище, при стандартна атмосфера; и
      
   2. 
      за одобрен диапазон на атмосферни условия.
      

(1) загубите при инсталиране; и

(2) мощността, която се консумира от допълнителните принадлежности и техническото обслужване при стойности, за които се иска и одобрява сертификат.

(d) За ротокрафти, задвижвани от бутални двигатели, летателно-техническите характеристики, които се повлияват от мощността на двигателя, трябва да се базират на 80% относителна влажност на стандартна атмосфера.

(е) За ротокрафти, задвижвани от газотурбинни двигатели, летателно-техническите характеристики, повлиявани от мощността на двигателя, трябва да се базират на относителна влажност :

(1) 80% при стандартна температура и по-ниска от стандартната температура; и

(2) 34% при стандартна температура и по-висока от стандартната температура,плюс 28 градуса по Целзий (50 градуса по Фаренхайт).
Между тези две температури , относителната влажност трябва да се променя линейно.
(f) За ротокрафтите, задвижвани от турбодвигатели, трябва да се осигури средство, което да даде възможност на пилота да определя преди излитане дали всеки един от двигателите може да развие мощността, , предписана в настоящия подраздел.

(a) For each Category A helicopter, the

hovering performance must be determined over

the ranges of weight, altitude and temperature for

which take-off data are scheduled –

(1) With not more than take-off power;

(2) With the landing gear extended; and

(3) At a height consistent with the

procedure used in establishing the take-off,

climbout and rejected take-off paths.

(b) For each Category B helicopter, the

hovering performance must be determined over

the ranges of weight, altitude and temperature for

which certification is requested, with –

(1) Take-off power;

(2) The landing gear extended; and

(3) The helicopter in ground effect at a

height consistent with normal take-off

procedures.

(c) For each helicopter, the out-of groundeffect

hovering performance must be determined

over the ranges of weight, altitude and

temperature for which certification is requested,

with take-off power.

(d) For rotorcraft other than helicopters, the

steady rate of climb at the minimum operating

speed must be determined over the ranges of

weight, altitude and temperature for which

certification is requested, with –

(1) Take-off power; and

(2) The landing gear extended.

(1) с непревишаване на мощността на излитане;

(2) със спуснат колесник ; и

3. 
   на височина, съвместима с процедурата, използвана при определяне на траекториите на излитане , на набиране на височина и на прекратено излитане.
   

(b) За всеки вертолет от Категория В летателно-техническите характеристики при кръжене във въздуха трябва да се определят за диапазони на тегла, височини на полета и температури, за които се иска сертификат с:

(1) мощност при излитане;

(2) със спуснат колесник ; и

(3) с ефекта на влияние на земята върху вертолета на височина, съвместима с процедурите при излитане.
(с) С посочване мощност при излитане за всеки вертолет трябва да се определят характеристики с оглед ефекта от влиянието на земята върху вертолета при кръжене във въздуха за диапазоните на теглата, височините на полета и температурите, за които се иска сертификат.
(d) За ротокрафти, различни от вертолетите, трябва да се определи установената вертикална скорост на набиране на височина при минимална експлоатационна скорост за диапазони на тегла, височини на полета и температури, за които се иска сертификат с:

(1) мощност при излитане;

(2) със спуснат колесник.

(a) The take-off data required by JAR 29.53,

29.55, 29.59, 29.60, 29.61, 29.62, 29.63 and

29.67 must be determined –

(1) At each weight, altitude, and

temperature selected by the applicant; and

(2) With the operating engines within

approved operating limitations.

(b) Take-off data must –

(1) Be determined on a smooth, dry,

hard surface; and

(2) Be corrected to assume a level takeoff

surface.

(c) No take-off made to determine the data

required by this paragraph may require

exceptional piloting skill or alertness, or

exceptionally favourable conditions.

1. 
   за всяко тегло, надморска височина и температура, избрани от кандидата за сертификат; и
   
2. 
   с работещи двигатели в границите на одобрени експлоатационни ограничения.
   

1. 
   да се определят на гладка, суха и твърда повърхност; и
   
2. 
   да се коригират , с отчитане на нивото на излитане.
   

(с) Излитане, изпълнено за определяне на данните , които се изискват от настоящия параграф, не трябва да изисква изключителна летателна квалификация и особена бдителност при пилотиране или изключително благоприятни условия.

JAR 29.49(a) (continued)

The take-off performance must be determined

and scheduled so that, if one engine fails at any

time after the start of take-off, the rotorcraft can –

(a) Return to and stop safely on, the take-off

area; or

(b) Continue the take-off and climb-out, and

attain a configuration and airspeed allowing

compliance with JAR 29.67 (a) (2).

(a) The take-off decision point (TDP) is the

first point from which a continued take-off

capability is assured under JAR 29.59 and is the

last point in the take-off path from which a

rejected take-off is assured within the distance

determined under JAR 29.62.

(b) The TDP must be established in relation

to the take-off path using no more than two

parameters, such as airspeed and height, to

designate the TDP.

(c) Determination of the TDP must include

the pilot recognition time interval following

failure of the critical engine.

(a) The take-off path extends from the point

of commencement of the take-off procedure to a

point at which the rotorcraft is 1000 ft above the

take-off surface and compliance with JAR 29.67

(a) (2) is shown. In addition –

(1) The take-off path must remain clear

of the height-velocity envelope established in

accordance with JAR 29.87;

(2) The rotorcraft must be flown to the

engine failure point at which point the critical

engine must be made inoperative and remain

inoperative for the rest of the take-off;

(3) After the critical engine is made

inoperative, the rotorcraft must continue to the

TDP, and then attain VTOSS.

(4) Only primary controls may be used

while attaining VTOSS and while establishing a

positive rate of climb. Secondary controls

that are located on the primary controls may be

used after a positive rate of climb and VTOSS

are established but in no case less than

3 seconds after the critical engine is made

inoperative; and

(5) After attaining VTOSS and a positive

rate of climb, the landing gear may be retracted.

(b) During the take-off path determination

made in accordance with sub-paragraph (a) of this

paragraph and after attaining VTOSS and a positive

rate of climb, the climb must be continued at a

speed as close as practicable to, but not less than,

VTOSS until the rotorcraft is 200 ft above the takeoff

surface. During this interval, the climb

performance must meet or exceed that required by

JAR 29.67 (a) (1).

(c) During the continued take-off the

rotorcraft shall not descend below 15 ft above the

take-off surface when the TDP is above 15 ft.

(d) From 200 ft above the take-off surface,

the rotorcraft take-off path must be level or

positive until a height 1000 ft above the take-off

surface is attained with not less than the rate of

climb required by JAR 29.67(a)(2). Any

secondary or auxiliary control may be used after

attaining 200 ft above the take-off surface.

(e) Take-off distance will be determined in

accordance with JAR 29.61.

1. 
   Траекторията на излитане трябва да остане извън височинно-скоростния диапазон, определен в съответствие с JAR 29.87;
   
2. 
   Ротокрафтът трябва да бъде пилотиран до точката на излизане на двигателя от строя , в която точка критичният двигател трябва да бъде изключен и да остане изключен през останалата част от етапа излитане;
   
3. 
   След като критичният двигател бъде спрян, ротокрафтът трябва да продължи до точката за вземане на решение и да достигне VTOSS.
   
4. 
   Изисква се да се използват само основни средства за управление докато се достигне VTOSS и докато се установи положителен градиент на скоростта на набиране на височина. Допълнителните средства за управление, които са разположени върху основните средства за управление, могат да се използват след установяване на положителен градиент на скоростта на набиране на височина и VTOSS, но в никакъв случай не по-малко от 3 секунди след спиране на критичния двигател; и
   
5. 
   След достигане на VTOSS и положителен градиент на скоростта на набиране на височина, колесника за кацане може да се прибере.
   

(b) След определяне на траекторията на излитане, извършено в съответствие с подпараграф (а) на настоящия параграф и след достигане на VTOSS и на положителен градиент на скоростта на набиране на височина, набирането на височина трябва да продължи със скорост, колкото е възможно практически по –близка до , но не по-малка от VTOSS докато ротокрафтът е на 200 фута над повърхността на излитане. През този интервал характеристиката на изкачване трябва да отговаря на или да превишава изискванията на JAR 29.67 (a) (1).

(a) The elevated heliport take-off path

extends from the point of commencement of the

take-off procedure to a point in the take-off path

at which the rotorcraft is 1 000 ft above the takeoff

surface and compliance with JAR 29.67 (a) (2)

is shown. In addition –

(1) The requirements of JAR 29.59(a)

must be met;

(2) While attaining VTOSS and a positive

rate of climb, the rotorcraft may descend below

the level of the take-off surface if, in so doing

and when clearing the elevated heliport edge,

every part of the rotorcraft clears all obstacles

by at least 15 ft;

(3) The vertical magnitude of any

descent below the take-off surface must be

determined; and

(4) After attaining VTOSS and a positive

rate of climb, the landing gear may be

retracted.

(b) The scheduled take-off weight must be such

that the climb requirements of JAR 29.67 (a)(1) and

JAR 29.67 (a) (2) will be met.

1. 
   Трябва да се изпълнят изискванията на JAR 29.59 (а);
   
2. 
   Докато се достига VTOSS и положителен градиент на скоростта на набиране на височина , ротокрафтът може да се снижи под равнището на условната повърхност на ограничаване на височината на препятствията в зоната на излитане, ако, е на безопасно разстояние от края на издигната въртолетна площадка и всяка част на ротокрафта е на безопасно разстояние от най-малко 15 фута от всички препятствия ;
   
3. 
   Трябва да се определи величината на отклонение при снижаване под условната повърхност на ограничаване на височината на препятствията в зоната на излитане;
   
4. 
   След достигане на положителен градиент на скоростта на набиране на височина, колесникът може да се прибере.
   

(b) Планираното тегло на излитане трябва да е такова, че изискванията за набиране на височина на JAR 29.67 (а)(1) и JAR 29.67(а)(2) да бъдат изпълнени

(a) The normal take-off distance is the

horizontal distance along the take-off path from

the start of the take-off to the point at which the

rotorcraft attains and remains at least 35 ft above

the take-off surface, attains and maintains a speed

of at least VTOSS; and establishes a positive rate of

climb, assuming the critical engine failure occurs

at the engine failure point prior to the TDP.

(b) For elevated heliports, the take-off

distance is the horizontal distance along the takeoff

path from the start of the take-off to the point

at which the rotorcraft attains and maintains a

speed of at least VTOSS and establishes a positive

rate of climb, [assuming the critical engine failure

occurs at the engine failure point prior to the

TDP.]

The rejected take-off distance and procedures

for each condition where take-off is approved will

be established with –

(a) The take-off path requirements of JAR

29.59 and 29.60 being used up to the TDP where

the critical engine failure is recognised, and the

rotorcraft landed and brought to a stop on the

take-off surface;

(b) The remaining engines operating within

approved limits;

(c) The landing gear remaining extended

throughout the entire rejected take-off; and

(d) The use of only the primary controls until

the rotorcraft is on the ground. Secondary controls

located on the primary control may not be used

until the rotorcraft is on the ground. Means other

than wheel brakes may be used to stop the

rotorcraft if the means are safe and reliable and

consistent results can be expected under normal

operating conditions.

The horizontal distance required to take-off

and climb over a 50-foot obstacle must be

established with the most unfavourable centre of

gravity. The take-off may be begun in any

manner if –

(a) The take-off surface is defined;

(b) Adequate safeguards are maintained to

ensure proper centre of gravity and control

positions; and

(c) A landing can be made safely at any point

along the flight path if an engine fails.

Compliance with the requirements of JAR

29.65 and 29.67 must be shown at each weight,

altitude and temperature within the operational

limits established for the rotorcraft and with the

most unfavourable centre of gravity for each

configuration.

Cowl flaps, or other means of controlling the

engine-cooling air supply, will be in the position

that provides adequate cooling at the temperatures

and altitudes for which certification is requested.

Изисква се клапите на капака на двигателя или другите средства за контролиране на достъпа на въздуха за охлаждане на двигателя да бъдат в положение, което осигурява подходящо охлаждане при температури и височини на полет, за които се иска сертификация.

(a) The steady rate of climb must be

determined –

(1) With maximum continuous power;

(2) With the landing gear retracted; and

(3) At VY for standard sea-level

conditions and at speeds selected by the

applicant for other conditions.

(b) For each Category B rotorcraft except

helicopters, the rate of climb determined [under]

sub-paragraph (a) of this paragraph must provide

a steady climb gradient of at least 1:6 under

standard sea-level conditions.

(c) Not required for JAR–29.