JAR 29.871 Маркировки за нивелиране

Ballast provisions must be designed and

constructed to prevent inadvertent shifting of ballast

in flight.

Трябва да се проектират и конструират предвиждания за баласт, за да се предотврати непреднамерено преместване на баласта в полет.

(a) For the purpose of this Code, the

powerplant installation includes each part of the

rotorcraft (other than the main and auxiliary rotor

structures) that –

(1) Is necessary for propulsion;

(2) Affects the control of the major

propulsive units; or

(3) Affects the safety of the major

propulsive units between normal inspections or

overhauls.

(b) For each powerplant installation –

(1) The installation must comply with –

(i) The installation instructions

provided under JAR–E; and

(ii) The applicable provisions of

this Subpart.

(2) Each component of the installation

must be constructed, arranged, and installed to

ensure its continued safe operation between

normal inspections or overhauls for the range

of temperature and altitude for which approval

is requested.

(3) Accessibility must be provided to

allow any inspection and maintenance

necessary for continued airworthiness.

(4) Electrical interconnections must be

provided to prevent differences of potential

between major components of the installation

and the rest of the rotorcraft.

(5) Axial and radial expansion of

turbine engines may not affect the safety of the

installation; and

(6) Design precautions must be taken to

minimise the possibility of incorrect assembly

of components and equipment essential to safe

operation of the rotorcraft, except where

operation with the incorrect assembly can be

shown to be extremely improbable.

(c) For each powerplant and auxiliary power

unit installation, it must be established that no

single failure or malfunction or probable

combination of failures will jeopardise the safe

operation of the rotorcraft except that the failure

of structural elements need not be considered if

the probability of any such failure is extremely

remote.

(d) Each auxiliary power unit installation

Subpart.

JAR 29.901 Инсталация

(a) Engine type certification. Each engine must

have an approved type certificate. Reciprocating

engines for use in helicopters must be qualified in

accordance with JAR–E or be otherwise approved

for the intended usage.

(b) Category A; engine isolation. For each

Category A rotorcraft, the powerplants must be

arranged and isolated from each other to allow

operation, in at least one configuration, so that the

failure or malfunction of any engine, or the failure

of any system that can affect any engine, will

not –

(1) Prevent the continued safe operation

(2) Require immediate action, other than

normal pilot action with primary flight controls,

by any crew member to maintain safe operation.

(c) Category A; control of engine rotation. For

each Category A rotorcraft, there must be a means

for stopping the rotation of any engine individually

in flight, except that, for turbine engine installations,

the means for stopping the engine need be provided

only where necessary for safety. In addition –

(1) Each component of the engine

stopping system that is located on the engine side

of the firewall, and that might be exposed to fire,

must be at least fire resistant; or

(2) Duplicate means must be available for

stopping the engine and the controls must be

where all are not likely to be damaged at the same

time in case of fire.

(d) Turbine engine installation. For turbine

engine installations,

(1) Design precautions must be taken to

minimise the hazards to the rotorcraft in the event

of an engine rotor failure; and,

(2) The powerplant systems associated

with engine control devices, systems, and

instrumentation must be designed to give

reasonable assurance that those engine operating

limitations that adversely affect engine rotor

structural integrity will not be exceeded in

service.

SUBPART E – POWERPLANT

JAR 29.901 (continued)

1.12.99 1–E–2 Change 1

(e) Restart capability:

(1) A means to restart any engine in

flight must be provided.

(2) Except for the in-flight shutdown of

all engines, engine restart capability must be

demonstrated throughout a flight envelope for

the rotorcraft.

(3) Following the in-flight shutdown of

all engines, in-flight engine restart capability

must be provided.

(а) Типов сертификат на двигателя. Всеки двигател трябва да има одобрен типов сертификат. Бутални двигатели, които ще се използват за хеликоптери, трябва да бъдат квалифицирани в съответствие с JAR – Е или да бъдат одобрени по друг начин за планираното им използване.

(b) Категория А; изолиране на двигателя. За всеки роторкрафт от категория А, силовата установка трябва да бъде монтирана и изолирана от всичко друго най-малко в една компановка така, че отказ или ненормална работа на който и да е двигател или отказ, или ненормална работа на която и да е система, която може да въздейства на двигателя не ще:

1. Пречи на безопасната експлоатация на останалите двигатели;

2. Изисква незабавни действия, в допълнение към нормалните действия на пилота с основните управления на полета, на който и да е член на екипажа за продължаване на безопасната експлоатация.

(с) Категория А; управление на въртенето на двигателя. За всеки роторкрафт от категория А трябва да има средство, което да спира въртенето на всеки двигател поотделно по време на полет, с изключение, че за инсталации на газотурбинни двигатели, средството за спиране на двигателя трябва да се осигурява само, където е необходимо за безопасността. В допълнение:

1. Всеки компонент от системата за спиране на двигателя, който е разположен от страната на двигателя върху противопожарната преграда и който би могъл да бъде изложен на огън, трябва да бъде най-малко огнеустойчив; или

2. Дублиращо средство трябва да бъде на разположение за спиране на двигателя, а средствата за управление трябва да бъдат разположени там, където има малка вероятност да бъдат повредени по същото време в случай на пожар.

(a) Each engine must be installed to prevent

the harmful vibration of any part of the engine or

rotorcraft.

(b) The addition of the rotor and the rotor

drive system to the engine may not subject the

principal rotating parts of the engine to excessive

vibration stresses. This must be shown by a

vibration investigation.

a). Всеки двигател трябва да бъде монтиран така, че да предпазва от вредни вибрации всяка част от двигателя или роторкрафта.

b). Добавянето на ротора и системата за задвижване на ротора към двигателя не трябва да подлага основните въртящи се части на двигателя на свръх вибрационни напрежения. Това трябва да се покаже чрез изследване на вибрациите.

For cooling fans that are a part of a powerplant

installation the following apply:

(a) Category A. For cooling fans installed in

Category A rotorcraft, it must be shown that a fan

blade failure will not prevent continued safe flight

either because of damage caused by the failed

blade or loss of cooling air.

(b) Category B. For cooling fans installed in

Category B rotorcraft, there must be means to

protect the rotorcraft and allow a safe landing if a

fan blade fails. It must be shown that –

(1) The fan blade would be contained

in the case of a failure;

(2) Each fan is located so that a fan

blade failure will not jeopardise safety; or

(3) Each fan blade can withstand an

ultimate load of 1.5 times the centrifugal force

expected in service, limited by either –

(i) The highest rotational speeds

achievable under uncontrolled conditions;

or

(ii) An overspeed limiting device.

evaluation under JAR 29.571 is conducted, it must

be shown that cooling fan blades are not operating

at resonant conditions within the operating limits

of the rotorcraft.

1. 
   Лопатката на вентилатора ще бъде удържана в случай на разрушаване;
   

2. 
   Всеки вентилатор е разположен така, че разрушаване на лопатка няма да представлява заплаха за безопасността; или
   

3. 
   Всяка лопатка на вентилатор може да издържи максимално натоварване, равно на 1,5 пъти центробежната сила, която се очаква при експлоатация, ограничавана от едно от двете:
   

1. 
   Най-високите честоти на въртене, които могат да се постигнат при неуправляеми състояния; или
   

2. 
   Устройство за ограничаване превишаването на честотата на въртене.
   

(с) Оценка на умората. Освен ако не е направена оценка на умората по смисъла на JAR 29.571, трябва да се покаже, че лопатите на вентилатора за охлаждане не работят при резонансни условия в рамките на експлоатационните ограничения на роторкрафта.

(a) General. The rotor drive system includes

any part necessary to transmit power from the

engines to the rotor hubs. This includes

gearboxes, shafting, universal joints, couplings,

rotor brake assemblies, clutches, supporting

bearings for shafting, any attendant accessory

pads or drives, and any cooling fans that are a part

of, attached to, or mounted on the rotor drive

system.

must be performed to ensure that the rotor drive

system functions safely over the full range of

conditions for which certification is sought. The

design assessment must include a detailed failure

analysis to identify all failures that will prevent

continued safe flight or safe landing, and must

identify the means to minimise the likelihood of

their occurrence.

(c) Arrangement. Rotor drive systems must

be arranged as follows:

(1) Each rotor drive system of multiengine

rotorcraft must be arranged so that each

rotor necessary for operation and control will

continue to be driven by the remaining engines

if any engine fails.

(2) For single-engine rotorcraft, each

rotor drive system must be so arranged that

each rotor necessary for control in autorotation

will continue to be driven by the main rotors

after disengagement of the engine from the

main and auxiliary rotors.

(3) Each rotor drive system must

incorporate a unit for each engine to

automatically disengage that engine from the

main and auxiliary rotors if that engine fails.

(4) If a torque limiting device is used in

the rotor drive system, it must be located so as

to allow continued control of the rotorcraft

when the device is operating.

(5) If the rotors must be phased for

intermeshing, each system must provide

constant and positive phase relationship under

any operating condition.

(6) If a rotor dephasing device is

incorporated, there must be means to keep the

1. 
   Всяка трансмисия за привеждане в движение на носещото витло на роторкрафт с няколко двигателя трябва да се разположи така, че всяко витло, необходимо за експлоатацията и управлението да продължи да бъде задвижвано от останалите двигатели, ако някой от двигателите откаже.
   

2. 
   За роторкрафти с един двигател всяка трансмисия за привеждане в движение на носещото витло трябва да бъде разположена така, че всяко витло, необходимо за управление по време на авторотация, да пръдължи да бъде задействано от главните носещи витла след изключване на двигателя от главното и помощните носещи витла.
   

3. 
   Всяка трансмисия за привеждане в движение на носещо витло трябва да включва агрегат за всеки двигател, който автоматично да изключва този двигател от главното и помощните витла, ако този двигател откаже.
   

4. 
   Ако се използва устройство за ограничаване на въртящия момент в трансмисията за привеждане в движение на носещото витло то трябва да бъде разположено така, че да позволява непрекъснато управление на роторкрафта, когато устройството работи.
   

5. 
   Ако носещите витла трябва да бъдат настроени фазово за взаимозацепване, всяка система трябва да осигурява постоянна и еднозначна фазова взаимовръзка при всякакави експлоатационни условия.
   

6. 
   Ако устройство за дефазиране на винта е вградено, трябва да има средство, което да държи винтовете заключени в подходящата фаза преди експлоатация.
   

If there is a means to control the rotation of the

rotor drive system independently of the engine,

any limitations on the use of that means must be

specified, and the control for that means must be

guarded to prevent inadvertent operation.

Ако има средство, което да управлява въртенето на трансмисията за привеждане в движение на носещото витло независимо от двигателя, всяко ограничение върху използването на такава система трябва да бъде точно определено, а управлението на това средство трябва да е защитено за предотратяване на неволно задействане.

(a) Endurance tests, general. Each rotor

drive system and rotor control mechanism must be

tested, as prescribed in sub-paragraphs (b) to (n)

plus the time required to meet the requirements of

sub-paragraphs (b)(2), (b)(3) and (k) of this

paragraph. These tests must be conducted as

follows:

(1) Ten-hour test cycles must be used,

except that the test cycle must be extended to

include the OEI test of sub-paragraphs (b) (2)

and (k) of this paragraph, if OEI ratings are

requested.

(2) The tests must be conducted on the

rotorcraft.

(3) The test torque and rotational speed

must be –

(i) Determined by the powerplant

limitations; and

(ii) Absorbed by the rotors to be

approved for the rotorcraft.

(b) Endurance tests, take-off run. The takeoff

run must be conducted as follows:

(1) Except as prescribed in subparagraphs

(b)(2) and (b)(3) of this paragraph,

the take-off torque run must consist of 1 hour

of alternate runs of 5 minutes at take-off torque

and the maximum speed for use with take-off

torque, and 5 minutes at as low an engine idle

speed as practicable. The engine must be

declutched from the rotor drive system, and the

rotor brake, if furnished and so intended, must

be applied during the first minute of the idle

run. During the remaining 4 minutes of the

idle run, the clutch must be engaged so that the

engine drives the rotors at the minimum

[practical rpm. The engine and the rotor drive

system must be accelerated at the maximum]

rate. When declutching the engine, it must be

decelerated rapidly enough to allow the

operation of the overrunning clutch.

(2) For helicopters for which the use of

a 2½-minute OEI rating is requested, the takeoff

run must be conducted as prescribed in

subparagraph (b) (1) of this paragraph, except

for the third and sixth runs for which the takeoff

torque and the maximum speed for use with

take-off torque are prescribed in that

paragraph. For these runs, the following apply:

(i) Each run must consist of at

least one period of 2½ minutes with takeoff

torque and the maximum speed for

use with take-off torque on all engines.

(ii) Each run must consist of at

least one period, for each engine in

sequence, during which that engine

simulates a power failure and the

remaining engines are run at the 2½-

minutes OEI torque and the maximum

speed for use with 2½-minute OEI torque

for 2½ minutes.

(3) For multi-engine, turbine-powered

rotorcraft for which the use of 30-second/

2-minute OEI power is requested, the take-off

run must be conducted as prescribed in subparagraph

(b) (1) of this paragraph except for

the following:

(i) Immediately following any one

5-minute power-on run required by sub-

[paragraph (b)(1) of this paragraph, simulate

a failure, for each power source in turn, and]

apply the maximum torque and the

maximum speed for use with the 30-second

OEI power to the remaining affected drive

system power inputs for not less than 30

OEI power must be followed by two

applications of the maximum torque and the]

maximum speed for use with the 2 minute

the second application must follow a period

at stabilised continuous or 30-minute OEI

power (whichever is requested by the

applicant.) At least one run sequence must

be conducted from a simulated ‘flight idle’

test, the test sequence must be conducted

following stabilisation at take-off power.]

(ii) For the purpose of this

paragraph, an affected power input

includes all parts of the rotor drive

system which can be adversely affected

by the application of higher or

asymmetric torque and speed prescribed

by the test.

(iii) This test may be conducted on a

representative bench test facility when engine

limitations either preclude repeated use of this

power or would result in premature engine

vibration frequency, and the methods of]

application to the affected rotor drive system

components must be representative of

rotorcraft conditions. Test components must

JAR 29.923(b)(2) (continued)

Change 1

1[be those used to show compliance with the]

(c) Endurance tests, maximum continuous

maximum continuous torque and the maximum

speed for use with maximum continuous torque

must be conducted as follows:

(1) The main rotor controls must be

operated at a minimum of 15 times each hour

through the main rotor pitch positions of

maximum vertical thrust, maximum forward

thrust component, maximum aft thrust

component, maximum left thrust component,

and maximum right thrust component, except

that the control movements need not produce

loads or blade flapping motion exceeding the

maximum loads of motions encountered in

flight.

(2) The directional controls must be

through the control extremes of maximum right

turning torque, neutral torque as required by

the power applied to the main rotor, and

maximum left turning torque.

(3) Each maximum control position

must be held for at least 10 seconds, and the

rate of change of control position must be at

least as rapid as that for normal operation.

(d) Endurance tests: 90% of maximum

operation at 90% of maximum continuous torque

and the maximum speed for use with 90% of

maximum continuous torque must be conducted.

(e) Endurance tests; 80% of maximum

continuous run. One hour of continuous

operation at 80% of maximum continuous torque

and the minimum speed for use with 80% of

maximum continuous torque must be conducted.

(f) Endurance tests; 60% of maximum

continuous run. Two hours or, for helicopters for

which the use of either 30-minute OEI power or

continuous OEI power is requested, 1 hour of

continuous operation at 60% of maximum

continuous torque and the minimum speed for use

with 60% of maximum continuous torque must be

conducted.

(g) Endurance tests: engine malfunctioning

malfunctioning of components, such as the engine

fuel or ignition systems, or whether unequal

engine power can cause dynamic conditions

detrimental to the drive system. If so, a suitable

number of hours of operation must be

accomplished under those conditions, 1 hour of

which must be included in each cycle, and the

remaining hours of which must be accomplished

at the end of the 20 cycles. If no detrimental

condition results, an additional hour of operation

in compliance with sub-paragraph (b) of this

paragraph must be conducted in accordance with

the run schedule of sub-paragraph (b) (1) of this

paragraph without consideration of sub-paragraph

(b) (2) of this paragraph.

(h) Endurance tests; overspeed run. One

hour of continuous operation must be conducted

at maximum continuous torque and the maximum

power-on overspeed expected in service,

assuming that speed and torque limiting devices,

if any, function properly.

(i) Endurance tests: rotor control positions.

When the rotor controls are not being cycled

during the endurance tests, the rotor must be

operated, using the procedures prescribed in

subparagraph (c) of this paragraph, to produce

each of the maximum thrust positions for the

following percentages of test time (except that the

control positions need not produce loads or blade

flapping motion exceeding the maximum loads or

motions encountered in flight):

(1) For full vertical thrust, 20%.

(2) For the forward thrust component, 50%

(3) For the right thrust component, 10%.

(4) For the left thrust component, 10%.

(5) For the aft thrust component, 10%.

(j) Endurance tests, clutch and brake

brake engagements, including the engagements of

sub-paragraph (b) of this paragraph, must be made

during the take-off torque runs and, if necessary,

at each change of torque and speed throughout the

test. In each clutch engagement, the shaft on the

driven side of the clutch must be accelerated from

rest. The clutch engagements must be

accomplished at the speed and by the method

prescribed by the applicant. During deceleration

after each clutch engagement, the engines must be

stopped rapidly enough to allow the engines to be

automatically disengaged from the rotors and

rotor drives. If a rotor brake is installed for

stopping the rotor, the clutch, during brake

engagements, must be disengaged above 40% of

maximum continuous rotor speed and the rotors

allowed to decelerate to 40% of maximum

continuous rotor speed, at which time the rotor

brake must be applied. If the clutch design does

not allow stopping the rotors with the engine

running, or if no clutch is provided, the engine

must be stopped before each application of the

rotor brake, and then immediately be started after

the rotors stop.

(k) Endurance tests, OEI power run.

JAR 29.923(b)(3)(iii) (continued) JAR 29.923(g) (continued)

SECTION 1 JAR–29

Change 1 1–E–5 1.12.99

(1) 30-minute OEI power run. For

rotorcraft for which the use of 30-minute OEI

power is requested, a run at 30-minute OEI torque

and the maximum speed for use with

30-minute OEI torque must be conducted as

follows. For each engine, in sequence, that engine

must be inoperative and the remaining engines

must be run for a 30-minute period.

(2) Continuous OEI power run. For

rotorcraft for which the use of continuous OEI

power is requested, a run at continuous OEI

torque and the maximum speed for use with

continuous OEI torque must be conducted as

follows. For each engine, in sequence, that engine

must be inoperative and the remaining engines

must be run for 1 hour.

(3) The number of periods prescribed in

sub-paragraph (k) (1) or (k) (2) of this paragraph

may not be less than the number of engines, nor

may it be less than two.

(1) Reserved.

(m) Any components that are affected by

manoeuvring and gust loads must be investigated for

the same flight conditions as are the main rotors, and

their service lives must be determined by fatigue tests

or by other acceptable methods. In addition, a level

of safety equal to that of the main rotors must be

provided for –

(1) Each component in the rotor drive

system whose failure would cause an uncontrolled

landing;

(2) Each component essential to the

phasing of rotors on multi-rotor rotorcraft, or that

furnishes a driving link for the essential control of

rotors in autorotation; and

(3) Each component common to two or

more engines on multi-engine rotorcraft.

(n) Special tests. Each rotor drive system

designed to operate at two or more gear ratios must

[be subjected to special testing for durations]

necessary to substantiate the safety of the rotor drive

system.

(o) Each part tested as prescribed in this

end of the tests. No intervening disassembly which

might affect test results may be conducted.

(p) Endurance tests; operating lubricants.

To be approved for use in rotor drive and control

systems, lubricants must meet the specifications of

lubricants used during the tests prescribed by this

[paragraph. Additional or alternate lubricants]

may be qualified by equivalent testing or by

comparative analysis of lubricant specifications

and rotor drive and control system characteristics.

In addition –

(1) At least three 10-hour cycles

with transmission and gearbox lubricant

temperatures, at the location prescribed for

measurement, not lower than the maximum

operating temperature for which approval is

requested;

(2) For pressure lubricated systems, at

least three 10-hour cycles required by this

lubricant pressure, at the location prescribed

for measurement, not higher than the minimum

operating pressure for which approval is

requested; and

(3) The test conditions of sub-paragraphs

(p) (1) and (p) (2) of this paragraph must be

applied simultaneously and must be extended to

include operation at any one-engine-inoperative

rating for which approval is requested.

1. 
   Трябва да се използват десетчасови изпитателни цикли, освен когато изпитателните цикли трябва да се удължат, за да включат изпитаният с един неработещ двигател от подпараграфи (b)(2) и (к) на този параграф, ако се изискват режими с един неработещ двигател.
   
2. 
   Изпитанията трябва да се провеждат на роторкрафта.
   

3. 
   Изпитателният въртящ момент и честотата на въртене трябва да бъдат:
   

1. 
   Определени от ограниченията на силовата установка; и
   

2. 
   Възприемани от носещи витла, които ще се одобряват за роторкрафта.
   

(b) Изпитания за издържливост; Излетен режим. Работата на излетен режим трябва да се изпълни по следния начин:

1. 
   Освен както е предписано в подпараграфи (b)(2) и (b) (3) на този параграф, работата на излетния въртящ момент трябва да се състои от един час редуваща се работа от пет минути на излетен въртящ момент и максималнаната честота на въртене за използване с излетен въртящ момент и 5 минути на най-ниската осъществима честота на въртене на малък газ на двигателя. Двигателят трябва да бъде разсъединен от трансмисията на носещото витло, а спирачката на витлото, ако е съоръжена и ако така е планирано, трябва да бъде прилагана през първата минута на работа на малък газ. През оставащите 4 минути на малък газ, съединителят трябва да бъде зацепен така, че двигателят да приведе в движение витлото с минималната осъществима честота на въртене. Двигателят и трансмисията на носещото витло трябва да бъдат ускорени с максимално темпо на въртене. Когато се освободи съединителят на двигателя, честотата на въртенето му трябва да се намали достатъчно бързо, за да позволи задействането на предпазния съединител.
   

2. 
   За хеликоптери, за които се изисква използване на режим на работа при един неработещ двигател за две минути и половина, работата на излетен режим трябва да се извърши така, както е предписано в подпараграф (b) (1) на този параграф, с изключение на третото и шестото изпробване, за които въртящият момент за излитане и максималната честота на въртене за използване с въртящия момент за излитане са предписани в този параграф. За тази работа се прилага следното:
   

1. 
   Всяка работа трябва да включва най-малко един период от две минути и половина с въртящ момент за излитане и максималната честота на въртене за използване с въртящ момент за излитане на всички двигатели.
   

2. 
   Всяка работа трябва да включва най-малко един период, за всеки двигател последователно, през който двигателят симулира загуба на мощност, а останалите двигатели работят в режим с въртящ момент с един неработещ двигател за две минути и половина и с максимална честота на въртене за използване в режим с въртящ момент с един неработещ двигател за две минути и половина в продължение на две минути и половина.
   

3. 
   За роторкрафти с няколко газотурбинни двигатели, за които се иска използване на мощност в режим с един неработещ двигател за 30 секунди/2 минути, работата на излетен режим трябва да се извърши така, както е предписано в подпараграф (b) (1) на този параграф, с изключение на следното:
   

1. 
   Непосредствено след всяко 5 минутно изпробване с работещ двигател, изисквано от подпараграф (b) (1) на този параграф, да се симулира отказ по ред за всеки източник на мощност и да се прилага максимален въртящ момент и максималната честота на въртене за използване в режим на мощност при 30 секунди с един неработещ двигател за останалите въздействащи на входа на трансмисията мощности в продължение на не по-малко от 30 секунди. Всяко прилагане на режима на мощност за 30 секунди с един нерабонещ двигател трябва да бъде последвано от две прилагания на максималния въртящ момент и максималната честота на въртене за използване в режим на мощност при две минути с един неработещ двигател в продължение на не по-малко от 2 минути за всяко прилагане; второто прилагане трябва да е след период при стабилизирана продължителна мощност или при режим на мощност с един неработещ двигател за 30 минути (това, което се иска от кандидата за сертификат). Най-малко една последователност на изпробване трябва да се извърши от симулирано състояние на полетен “малък газ”. Когато се извършват на изпитателен стенд, последователността на изпитание трябва да се извърши след стабилизиране при излетна мощност.
   

2. 
   За целите на този параграф, въздействието на входящата мощност включва всички части на трансмисията на носещото витло, които могат да бъдат повлияни неблагоприятно от прилагането на по-високи или асиметрични въртящ момент и честота на въртене, предписани при изпитанието.
   

3. 
   Това изпитание може да се проведе на типичен изпитателен стенд, като ограниченията на двигателя или изключват възможността за многократно използване на тази мощност, или биха довели до преждевременни смени на двигателя по време на изпитанието. Натоварванията, честотата на вибрациите и методите на прилагане към засегнататите компоненти на трансмисията на носещото витло трябва да са типични за състоянията на роторкрафта. Изпитваните компоненти трябва да са тези, които се използват за показване на съответствие с останалата част на този параграф.
   

(с) Изпитания на издържливост, режим на максимална продължителност. Три часа непрекъсната работа при максимален продължителен въртящ момент и с максималната честота на въртене за използване с максимален продължителен въртящ момент трябва да се изпълни както следва:

1. 
   Управлението на главното носещо витло трябва да се задейства минимум 15 пъти на всеки час чрез позициите за стъпката на главното носещо витло на максимална вертикална теглителна сила, на компонет на максимална теглителна сила напред, на компонент на максимална теглителна сила назад, на компонент на максимална теглителна сила наляво и на компонент на максимална теглителна сила надясно, освен това, управленските движения не трябва да създават натоварвания и биене на лопатите на витлото, които да превишават максималните натоварвания от движенията, които се получават по време на полет.
   

2. 
   Управлението на посоката трябва да се задейства минимум 15 пъти на всеки час чрез управлението на предела на максимален изпълняващ десен завой въртящ момент, неутрален въртящ момент, както се изисква от мощността, прилагана към главното носещо витло, и максимален изпълняващ ляв завой въртящ момент.
   

3. 
   Всяка максимална позиция на управление трябва да се задържа в продължение най-малко на 10 секунди, а скоростта на смяна на позицията за управление трябва да е най-малкото толкова бърза, колкото тази по време на нормална експлоатация.
   

(d) Изпитания за издържливост: 90% от режим на максимална продължителност. Трябва да се проведе един час непрекъсната работа при 90% от въртящия момент с максимална продължителност и при максималната честота на въртене за използване при 90% от въртящия момент с максимална продължителност.

1. 
   Изпитания за издържливост: позиции за управление на винта. Когато механизмите за управление на носещото витло не минават през цикли по време на изпитанията за издържливост, витлото трябва да се експлоатира като се използват процедурите, предписани в подпараграф (с) на този параграф , за да създаде всяка една от позициите с максимална теглителна сила за следните проценти от времето за изпитание (с изключение на това, че позициите на изпитания не трябва да създават натоварвания или биене на лопатите на витлото, които да превишават максималните натоварвания или движения, които се получават по време на полет):
   

1. 
   За пълна вертикална теглителна сила, 20%.
   

2. 
   За компонента на теглителната сила напред, 50%.
   

3. 
   За компонента на теглителната сиал надясно, 10%.
   

4. 
   За компонента на теглителната сила наляво, 10%.
   

5. 
   За компонента на теглителната сила назад, 10%.
   

(j) Изпитания за издържливост, зацепване на съединителя и спирачката. Трябва да се направят общо най-малко 400 зацепвания на съединителя и спирачката, включително и зацепванията на подпараграф (b) на този параграф, по време на режимите с въртящ момент на излитане и, ако е необходимо, при всяка смяна на въртящия момент и честотата на въртене по време на изпитанието. При всяко зацепване на съединителя валът от задвижваната страна на съединителя трябва да се ускорява от покой. Зацепванията на съединителя трябва да бъдат извършвани при честота на въртене и при методи, посочени от кандидата за сертификат. По време на намаляване на честотата на въртене след всяко зацепване на съединителя, двигателите трябва да бъдат спирани достатъчно бързо, за да им се позволи автоматично освобождаване от винтлата и механизмите, привеждащи в движение винтлата. Ако е монтирана спирачка на носещото витло за неговото спиране, съединителят, по време на зацепванията на спирачката, трябва да се освобождава над 40% от максималната продължителна честота на въртене на носещото витло, а на носещите витла да се позволи да намалят честотата на въртене до 40% от максималната продължителна честота на въртене на носещото витло, в който момент трябва да се приложи спирачката на витлото. Ако съединителят е проектиран така, че да не позволява спиране на витлата при работещ двигател, или ако не е монтиран съединител, двигателят трябва да бъде спиран преди всяко прилагане на спирачката на витлото и след това веднага да бъде пускан след спиране на витлата.

1. 
   Режим на 30-минутна мощност с един неработещ двигател. За роторкрафти, за които се иска използване на 30-минута мощност с един неработещ двигател, трябва да се изпълни, както следва, режим на 30-минутен въртящ момент при един неработещ двигател и с максималната честота на въртене за използване с 30-минутен въртящ момент при един неработещ двигател. Всеки двигател, по ред, трябва да не работи, докато останалите двигатели работят в продължение на 30 минути.
   

2. 
   Режим на продължителна мощност с един неработещ двигател. За роторкрафти, за които се иска използване на продължителна мощност с един неработещ двигател, трябва да се изпълни, както следва, режим на продължителен въртящ момент с един неработещ двигател и с максималната честота на въртене за използване с продължителен въртящ момент при един неработещ двигател. Всеки двигател, по ред, трябва да не работи, докато останалите двигатели работят в продължение на 1 час.
   

3. 
   Броят на периодите, предписани в подпараграф (k) (1) или (k) (2) на този параграф не трябва да е по-малък от броя на двигателите, нито пък може да е по-малък от два.
   

(l) Запазен.

1. 
   За всеки компонент в системата за привеждане в движение на носещото витло, чието излизане от строя би довело до неуправляемо приземяване.
   

2. 
   Всеки компонент, важен за определяне фазите на носещите витла на роторкрафти с няколко носещи витла или такъв компонент, който осигурява задвижваща връзка за основното управление на носещите витла при авторотация; и
   

3. 
   Всеки компонент, общ за два или повече двигателя на роторкрафти с няколко двигателя.
   

(n) Специални изпитания. Всяка система за привеждане в движение на носещото витло, проектирана за експлоатация при две или повече степени на редуктора, трябва да бъде подложена на специално изпитание на продължителност, необходимо за потвърждаване на безопасността на системата за привеждане в движение на носещите витла.

1. 
   Най-малко три 10-часови цикъла, изисквани от този параграф, трябва да се извършат при температури на смазочните материали за трансмисията и редуктора и на местата, указани за измерването им, не по-ниски от максималната експлоатационна температура, за която се иска одобрение.
   

2. 
   Най-малко три 10-часови цикъла, изисквани от този параграф, трябва да се извършат при налягане на смазочните материали за трансмисията и редуктора, измерено на указаното място, не по-високо от минималното експлоатационно налягане, за което се иска одобрение.
   

3. 
   Условията на изпитанията от подпараграфи (p) (1) и (р) (2) на този параграф трябва да се прилагат едновременно и трябва да бъдат разширени, за да включат експлоатация при всеки режим на работа с един неработещ двигател, за който се иска одобрение.
   

(a) Any additional dynamic, endurance, and

operational tests, and vibratory investigations

necessary to determine that the rotor drive

mechanism is safe, must be performed.

(b) If turbine engine torque output to the

transmission can exceed the highest engine or

transmission torque limit, and that output is not

directly controlled by the pilot under normal

operating conditions (such as where the primary

engine power control is accomplished through the

flight control), the following test must be made:

(1) Under conditions associated with all

engines operating, make 200 applications, for

10 seconds each, of torque that is at least equal

to the lesser of –

(i) The maximum torque used in

meeting JAR 29.923 plus 10%; or

(ii) The maximum torque

attainable under probable operating

conditions, assuming that torque limiting

devices, if any, function properly.

(2) For multi-engine rotorcraft under

conditions associated with each engine, in turn,

becoming inoperative, apply to the remaining

transmission torque inputs the maximum torque

attainable under probable operating conditions,

assuming that torque limiting devices, if any,

function properly. Each transmission input

must be tested at this maximum torque for at

least 15 minutes.

(c) Lubrication system failure. For

lubrication systems required for proper operation

of rotor drive systems, the following apply:

JAR 29.923(k) (continued) JAR 29.923(p) (continued)

JAR–29 SECTION 1

1.12.99 1–E–6 Change 1

(1) Category A. Unless such failures

are extremely remote, it must be shown by test

that any failure which results in loss of

lubricant in any normal use lubrication system

will not prevent continued safe operation,

although not necessarily without damage, at a

torque and rotational speed prescribed by the

applicant for continued flight, for at least

30 minutes after perception by the flight crew

of the lubrication system failure or loss of

lubricant.

(2) Category B. The requirements of

Category A apply except that the rotor drive

system need only be capable of operating under

autorotative conditions for at least 15 minutes.

(d) Overspeed test. The rotor drive system

must be subjected to 50 overspeed runs, each

30 ± 3 seconds in duration, at not less than either

the higher of the rotational speed to be expected

from an engine control device failure or 105% of

the maximum rotational speed, including

transients, to be expected in service. If speed and

torque limiting devices are installed, are

independent of the normal engine control, and are

shown to be reliable, their rotational speed limits

need not be exceeded. These runs must be

conducted as follows:

(1) Overspeed runs must be alternated

with stabilising runs of from 1 to 5 minutes

duration each at 60 to 80% of maximum

continuous speed.

(2) Acceleration and deceleration must

be accomplished in a period not longer than

10 seconds (except where maximum engine

acceleration rate will require more than

10 seconds), and the time for changing speeds

may not be deducted from the specified time

for the overspeed runs.

(3) Overspeed runs must be made with

the rotors in the flattest pitch for smooth

operation.

(e) The tests prescribed in sub-paragraphs

(b) and (d) of this paragraph must be conducted

on the rotorcraft and the torque must be absorbed

by the rotors to be installed, except that other

ground or flight test facilities with other

appropriate methods of torque absorption may be

used if the conditions of support and vibration

closely simulate the conditions that would exist

during a test on the rotorcraft.

must be conducted without intervening

disassembly and, except for the lubrication system

failure test required by sub-paragraph (c) of this

paragraph, each part tested must be in a

serviceable condition at the conclusion of the test.

1. 
   При условия, свързани с работещи всички двигатели, да се направят 200 прилагания, всяко едно от по 10 секунди, на въртящ момент, който най-малкото да бъде равен на по-малкото от:
   

1. 
   Максималния въртящ момент, използван за отговаряне на изискванията на JAR 29.923 плюс 10%; или
   

2. 
   Максималният въртящ момент, постижим при вероятни експлоатационни условия, като се предположи, че устройствата за ограничаване на въртящия момент работят правилно.
   

2. 
   За роторкрафти с няколко двигателя при условия, свързани със изключване на всеки двигател по ред, да се прилага към оставащите мощности на въртящия момент на трансмисията максималния въртящ момент, постижим при вероятни експлоатационни условия , като се предположи, че устройствата за ограничаване на въртящия момент работят правилно. Всеки трансмисионен вход трябва да бъде изпитван при максимален въртящ момент в продължение най-малко на 15 минути.
   

(с) Отказ в системата за смазване. Следното се прилага за системи за смазване, изисквани за правилната експлоатация на системите за привеждане в движение на носещите витла:

1. 
   Категория А. Освен ако такива откази са изключително малко вероятни, трябва да се покаже чрез изпитание, че всяка повреда, която води до загуба на смазочен материал във всяка нормално използвана система за смазване, няма да попречи на продължителната безопасна експлоатация, въпреки че не е необходимо това да става без повреди, при въртящ момент и честота на въртене, предписани от кандидата за сертификат, за продължителен полет, в продължение най-малко на 30 минути след забелязване от полетния екипаж на отказа в системата за смазване или на загубата на смазочен материал.
   

2. 
   Категория В. Прилагат се изискванията за категория А, освен, това системата за задвижване на носещото витло трябва да може да работи в условия на авторотация в продължение най-малко на 15 минути.
   

(d) Изпитания на превишаване на честотата на въртене. Системата за привеждане в движение на носещото витло трябва да бъде подложена на 50 режима с превишаване начестотата на въртене, като всеки бъде с продължителност 30 +/-3 секунди, при не по-малка от по-високото от честотата на въртене, която може да се очаква при повреда на устройство за управление на двигателя, или 105% от максималната честота на въртене, включително и преходните, които могат да се очакват при експлоатация. Ако са монтирани устройства за ограничаване на честотата на въртене и на въртящия момент, които са независими от нормалното управление на двигателя и е показано, че са надеждни, техните граници на честотата на въртене не трябва да се надхвърлят. Тези режими трябва да се изпълнят, както следва:

1. 
   Режими на превишаване на честотата на въртене трябва да се редуват с режими на стабилизиране от 1 до 5 минути всеки с 60 до 80% от максималната продължителна честота на въртене.
   

2. 
   Увеличаване и намаляване на честотата на въртене трябва да се извършва за период, не по-дълъг от 10 секунди (освен там, където максималното ускорение на двигателя ще изисква повече от 10 секунди), а времето за изменение на честотите на въртене не трябва да се изважда от посоченото време за режимите с превишаване начестотата на въртене.
   

3. 
   Режимите с превишаване на честотата на въртене трябва да се изпълняват с носещите витла при най-плоска стъпка за плавна експлоатация.
   

(е) Изпитанията, предписани в подпараграфи (b) и (d) на този параграф, трябва да се извършват на роторкрафта и въртящият момент трябва да бъде поет от носещите витла, които ще бъдат монтирани, освен това могат да бъдат използвани и други оборудвания за изпитания на земята или във въздуха с други подходящи методи за поемане на въртящия момент, ако условията на закрепване и вибрации симулират условията, които биха съществували по време на изпитание на роторкрафта.

(a) The critical speeds of any shafting must

be determined by demonstration except that

analytical methods may be used if reliable

methods of analysis are available for the

particular design.

(b) If any critical speed lies within, or close

to, the operating ranges for idling, power-on, and

autorotative conditions, the stresses occurring at

that speed must be within safe limits. This must

be shown by tests.

(c) If analytical methods are used and show

that no critical speed lies within the permissible

operating ranges, the margins between the

calculated critical speeds and the limits of the

allowable operating ranges must be adequate to

allow for possible variations between the

computed and actual values.

Each universal joint, slip joint, and other

shafting joints whose lubrication is necessary for

operation must have provision for lubrication.

Всеки универсален шарнир, съединение с плъзгане и други съединения на водещите валове, чието смазване е необходимо за експлоатацията, трябва да имат предвидено смазване.

(a) Turbine engine operating characteristics

must be investigated in flight to determine that no

adverse characteristics (such as stall, surge, or

flameout) are present, to a hazardous degree,

during normal and emergency operation within the

range of operating limitations of the rotorcraft and

of the engine.

(b) The turbine engine air inlet system may

not, as a result of airflow distortion during normal

operation, cause vibration harmful to the engine.

(c) For governor-controlled engines, it must

be shown that there exists no hazardous torsional

instability of the drive system associated with

critical combinations of power, rotational speed,

and control displacement.

(a) Each fuel system must be constructed and

arranged to ensure a flow of fuel at a rate and

pressure established for proper engine and

auxiliary power unit functioning under any likely

operating conditions, including the manoeuvres

for which certification is requested and during

which the engine or auxiliary power unit is

permitted to be in operation.

JAR 29.927(c) (continued)

Change 1

(b) Each fuel system must be arranged so that –

(1) No engine or fuel pump can draw

fuel from more than one tank at a time; or

(2) There are means to prevent

introducing air into the system.

(c) Each fuel system for a turbine engine

must be capable of sustained operation throughout

its flow and pressure range with fuel initially

saturated with water at 27°C (80°F) and having

0.75 cc of free water per US-gallon added and

cooled to the most critical condition for icing

likely to be encountered in operation.