Joint Aviation Requirements jar–29 Large Rotorcraft Joint Aviation Authorities

(a) For specified landing conditions, a design

maximum weight must be used that is not less

than the maximum weight. A rotor lift may be

assumed to act through the centre of gravity

throughout the landing impact. This lift may not

exceed two-thirds of the design maximum weight.

(b) Unless otherwise prescribed, for each

specified landing condition, the rotorcraft must be

designed for a limit load factor of not less than the

limit inertia load factor substantiated under JAR

29.725.

additional or supplementary energy absorption

may not fail under loads established in the tests

prescribed in JAR 29.725 and 29.727, but the

factor of safety prescribed in JAR 29.303 need not

be used.

Unless otherwise prescribed, for each specified

landing condition, the tyres must be assumed to be

in their static position and the shock absorbers to

be in their most critical position.

Ако не е записано друго, за всяко конкретно условие на кацане трябва да се приеме ,че гумите са в статичното си положение, а за амортесьорите и амортизационните стойки- че са в най-критичното си положение.

Paragraphs JAR 29.235, 29.479 to 29.485, and

29.493 apply to landing gear with two wheels aft,

and one or more wheels forward, of the centre of

gravity.

(a) Attitudes. Under each of the loading

conditions prescribed in sub-paragraph (b) of this

paragraph, the rotorcraft is assumed to be in each

of the following level landing attitudes:

(1) An attitude in which each wheel

contacts the ground simultaneously.

(2) An attitude in which the aft wheels

contact the ground with the forward wheels just

clear of the ground.

(b) Loading conditions. The rotorcraft must

be designed for the following landing loading

conditions:

(1) Vertical loads applied under JAR

29.471.

(2) The loads resulting from a

(b) (1) of this paragraph with drag

loads at each wheel of not less than 25% of the

vertical load at that wheel.

(3) The vertical load at the instant of

peak drag load combined with a drag

component simulating the forces required to

accelerate the wheel rolling assembly up to the

specified ground speed, with –

(i) The ground speed for

determination of the spin-up loads being

at least 75% of the optimum forward

flight speed for minimum rate of descent

in autorotation; and

(ii) The loading conditions of subparagraph

(b) applied to the landing gear

and its attaching structure only.

(4) If there are two wheels forward, a

distribution of the loads applied to those

wheels under sub-paragraphs (b) (1) and (2) of

this paragraph in a ratio of 40:60.

(c) Pitching moments. Pitching moments are

assumed to be resisted by –

(1) In the case of the attitude in subparagraph

(a) (1) of this paragraph, the forward

landing gear; and

(2) In the case of the attitude in subparagraph

(a) (2) of this paragraph, the angular

inertia forces.

(a) The rotorcraft is assumed to be in the

maximum nose-up attitude allowing ground

clearance by each part of the rotorcraft.

(b) In this attitude, ground loads are assumed

to act perpendicular to the ground.

For the one-wheel landing condition, the

rotorcraft is assumed to be in the level attitude

and to contact the ground on one aft wheel. In this

attitude –

(a) The vertical load must be the same as that

obtained on that side under JAR 29.479 (b) (l);

and

reacted by rotorcraft inertia.

(a) The rotorcraft is assumed to be in the

level landing attitude, with –

(1) Side loads combined with one-half

of the maximum ground reactions obtained in

the level landing conditions of JAR

29.479(b)(1); and

(2) The loads obtained under subparagraph

(a) (1) of this paragraph applied –

(i) At the ground contact point;

or

(ii) For full-swivelling gear, at the

(b) The rotorcraft must be designed to

withstand, at ground contact –

(1) When only the aft wheels contact

the ground, side loads of 0.8 times the vertical

reaction acting inward on one side and 0.6

times the vertical reaction acting outward on

the other side, all combined with the vertical

loads specified in sub-paragraph (a) of this

paragraph; and

(2) When the wheels contact the ground

simultaneously –

(i) For the aft wheels, the side

loads specified in sub-paragraph (b) (l) of

this paragraph; and

(ii) For the forward wheels, a side

load of 0.8 times the vertical reaction

combined with the vertical load specified

in sub-paragraph (a) of this paragraph.

Under braked roll conditions with the shock

absorbers in their static positions –

(a) The limit vertical load must be based on a

load factor of at least –

(1) 1.33, for the attitude specified in

JAR 29.479 (a) (l); and

(2) 1.0, for the attitude specified in

JAR 29.479 (a) (2); and

(b) The structure must be designed to

withstand, at the ground contact point of each

wheel with brakes, a drag load of at least the

lesser of –

(1) The vertical load multiplied by a

coefficient of friction of 0.8; and

(2) The maximum value based on

limiting brake torque.

(a) General. Rotorcraft with landing gear

with two wheels forward and one wheel aft of the

centre of gravity must be designed for loading

(b) Level landing attitude with only the

attitude –

(1) The vertical loads must be applied

under JAR 29.471 to JAR 29.475;

(2) The vertical load at each axle must

be combined with a drag load at that axle of

not less than 25% of that vertical load; and

(3) Unbalanced pitching moments are

assumed to be resisted by angular inertia

forces.

attitude, the rotorcraft must be designed for

landing loading conditions as prescribed in subparagraph

(b) of this paragraph.

(d) Maximum nose-up attitude with only the

rear wheel contacting the ground. The attitude for

this condition must be the maximum nose-up

attitude expected in normal operation, including

autorotative landings. In this attitude –

(1) The appropriate ground loads

specified in sub-paragraphs (b) (1) and (2) of

this paragraph must be determined and applied,

using a rational method to account for the

moment arm between the rear wheel ground

reaction and the rotorcraft centre of gravity; or

(2) The probability of landing with

initial contact on the rear wheel must be shown

to be extremely remote.

(e) Level landing attitude with only one

attitude, the rotorcraft must be designed for

ground loads as specified in sub-paragraphs (b)

(1) and (3) of this paragraph.

(f) Side loads in the level landing attitude.

In the attitudes specified in sub-paragraphs (b)

and (c) of this paragraph, the following apply:

(1) The side loads must be combined at

each wheel with one-half of the maximum

vertical ground reactions obtained for that

wheel under sub-paragraphs (b) and (c) of this

paragraph. In this condition, the side loads

must be –

(i) For the forward wheels, 0.8

times the vertical reaction (on one side)

acting inward and 0.6 times the vertical

reaction (on the other side) acting

outward; and

(ii) For the rear wheel, 0.8 times

the vertical reaction.

(2) The loads specified in sub-paragraph

(f) (1) of this paragraph must be applied –

(i) At the ground contact point with

the wheel in the trailing position (for nonfull

swivelling landing gear or for full

swivelling landing gear with a lock, steering

device, or shimmy damper to keep the

wheel in the trailing position); or

(ii) At the centre of the axle (for full

swivelling landing gear without a lock,

steering device, or shimmy damper).

(g) Braked roll conditions in the level

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

the shock absorbers in their static positions, the

rotorcraft must be designed for braked roll loads

as follows:

(1) The limit vertical load must be based

on a limit vertical load factor of not less than –

(i) 1.0, for the attitude specified in

sub-paragraph (b) of this paragraph; and

(ii) 1.33, for the attitude specified

in sub-paragraph (c) of this paragraph.

(2) For each wheel with brakes, a drag

load must be applied, at the ground contact

point, of not less than the lesser of –

(i) 0.8 times the vertical load; and

(ii) The maximum based on

limiting brake torque.

(h) Rear wheel turning loads in the static

with the shock absorbers and tyres in their static

positions, the rotorcraft must be designed for rear

wheel turning loads as follows:

(1) A vertical ground reaction equal to

the static load on the rear wheel must be

combined with an equal side load.

(2) The load specified in sub-paragraph

(h) (1) of this paragraph must be applied to the

rear landing gear –

(i) Through the axle, if there is a

swivel (the rear wheel being assumed to

be swivelled 90°, to the longitudinal axis

of the rotorcraft); or

(ii) At the ground contact point if

there is a lock, steering device or shimmy

damper (the rear wheel being assumed to

be in the trailing position).

(i) Taxying condition. The rotorcraft and its

landing gear must be designed for the loads that

would occur when the rotorcraft is taxied over the

roughest ground that may reasonably be expected

in normal operation.

1. 
   Вертикалните натоварвания трябва да се прилагат по смисъла на JAR 29.471 до JAR 29.475;
   
2. 
   Вертикалното натоварване на всяка ос трябва да се събира със силата на съпротивление в тази ос,но не по-малка от 25% от това вертикално натоварване; и
   
3. 
   За небалансираните моменти на изменение ъгъла на тангажа се приема, че срещат съпротивлението на ъгловите инерционни сили.
   

(с) Кацане в хоризонтално положение, когато всички колела на колесника докосват земята едновременно. За това пространствено положение роторкрафтът трябва да е проектиран за условията на натоварване при кацане, които са предписанив подпараграф (b) на настоящия параграф.

1. 
   Подходящите натоварвания на земята , посочени конкретно в подпараграфи (b) (1) и (2) на настоящия параграф трябва да се определят и прилагат, като се използва рационален метод за пресмятане на момента с рамо между приложната точка на земната реакция на задното колело и центъра на тежестта на ротокрафта; или
   
2. 
   Трябва да се покаже, че вероятността за кацане с първоначален контакт на задното колело е изключително малка.
   

1. 
   Страничните натоварвания трябва да бъдат събрани при всяко колело с половината от максималната вертикална земна реакция, получена за това колело по смисъла на подпараграфи (b) и (с) на настоящия параграф. При това условие страничните натоварвания трябва да бъдат-
   
   1. 
      За предните колела, 0.8 пъти вертикалната реакция (на едната страна), действаща в посока навътре и 0.6 пъти вертикалната реакция (на другата страна), действаща в посока навън; и
      
   2. 
      За задното колело, 0.8 пъти вертикалната реакция.
      
2. 
   Натоварванията, посочени конкретно в подпараграф (f)(1) на настоящия парагаф трябва да се прилагат-
   

   1. В точката на докосване до земята , когато колелото се върти по земята (за колесник с непълно самоориентране на колелата или за колесник с пълно самоориентиране на колелата с използване на механизъм за заключване, завиване или демпфиране, за да остане колелото в позиция на търкаляне по земята); или

   2. 
      В центъра на оста (за колесник с напълно самоориентиране на колелата с използване на механизъм за заключване, завиване или демпфиране
      

(g) Условия на спиране при кацане в хоризонтално положение. В пространствените положения, посочени конкретно в подпараграфи (b) и (с) на настоящия параграф, и с амортизатори в статичното си положение, роторкрафтът трябва да е проектиран за следните натоварвания:

1. 
   Максималното вертикално натоварване трябва да се базира върху коефициент на максимално натоварване, който да не е по-малък от-
   
   1. 
      1.0, за пространственото положение, посочено конкретно в подпараграф (b) на настоящия параграф; и
      
   2. 
      1.33, за пространственото положение, посочено конкретно в подпараграф (с) на настоящия параграф.
      
2. 
   За всяко колело със спирачки трябва да се прилага сила на съпротивление в точката на допиране до земята, която да не е по-малка от по-малкото от-
   
   1. 
      0.8 пъти вертикалното натоварване; и
      
   2. 
      максималната стойност, базираща се на, ограничаващия от спирачен момент.
      

1. 
   Вертикалната земна реакция еквивалентна на статичното натоварване на задното колело трябва да се събере с еквивалентното странично натоварване.
   
2. 
   Натоварването, посочено конкретно в подпараграф (h) (1) на този параграф трябва да се прилага върху задния колесник-
   
   1. 
      През оста, ако има самоориентиране (като се предполага, че задното колело се самоориентира на 90 градуса спрямо надлъжната ос на ротокрафта); или
      
   2. 
      В точката на допиране до земята, ако има заключващо устройство, управляващо устройство или демпфер “шими” (като се предполага, че задното колело е в положение на влачене по земята).
      

(i) Услвия на рулиране. Ротокрафтът и неговият колесник трябва да са проектирани за натоварванията, които биха се появили, когато ротокрафтът рулира по най-неравния терен, който е разумно да се очаква при нормална експлоатация.

(a) General. Rotorcraft with landing gear

with skids must be designed for the loading

[conditions specified in this paragraph. In

showing compliance with this paragraph, the]

following apply:

(1) The design maximum weight, centre

of gravity, and load factor must be determined

under JAR 29.471 to 29.475.

(2) Structural yielding of elastic spring

members under limit loads is acceptable.

(3) Design ultimate loads for elastic

spring members need not exceed those

obtained in a drop test of the gear with –

(i) A drop height of 1.5 times

that specified in JAR 29.725; and

(ii) An assumed rotor lift of not

more than l.5 times that used in the limit

drop tests prescribed in JAR 29.725.

(4) Compliance with sub-paragraphs (b)

to (e) of this paragraph must be shown with –

(i) The gear in its most critically

deflected position for the landing

condition being considered; and

(ii) The ground reactions

rationally distributed along the bottom of

the skid tube.

(b) Vertical reactions in the level landing

attitude. In the level attitude, and with the rotorcraft

contacting the ground along the bottom of

both skids, the vertical reactions must be applied as

prescribed in sub-paragraph (a) of this paragraph.

(c) Drag reactions in the level landing

attitude. In the level attitude, and with the

rotorcraft contacting the ground along the bottom

of both skids, the following apply:

(1) The vertical reactions must be

combined with horizontal drag reactions of

50% of the vertical reaction applied at the

ground.

(2) The resultant ground loads must

(b) of this paragraph.

(d) Sideloads in the level landing attitude. In

the level attitude, and with the rotorcraft

contacting the ground along the bottom of both

skids, the following apply:

(1) The vertical ground reaction must

be –

obtained in the condition specified in

sub-paragraph (b) of this paragraph; and

(ii) Divided equally among the

skids.

(2) The vertical ground reactions must

of their value.

(3) The total sideload must be applied

equally between skids and along the length of

the skids.

(4) The unbalanced moments are

assumed to be resisted by angular inertia.

(5) The skid gear must be investigated

for –

(i) Inward acting sideloads; and

(e) One-skid landing loads in the level

rotorcraft contacting the ground along the bottom

of one skid only, the following apply:

(1) The vertical load on the ground

contact side must be the same as that obtained

on that side in the condition specified in subparagraph

(b) of this paragraph.

(2) The unbalanced moments are

assumed to be resisted by angular inertia.

(f) Special conditions. In addition to the

conditions specified in sub-paragraphs (b) and (c)

of this paragraph, the rotorcraft must be designed

for the following ground reactions:

(1) A ground reaction load acting up

and aft at an angle of 45°, to the longitudinal

axis of the rotorcraft. This load must be –

(i) Equal to 1.33 times the

maximum weight;

(ii) Distributed symmetrically

among the skids;

(iii) Concentrated at the forward

end of the straight part of the skid tube;

and

(iv) Applied only to the forward

the rotorcraft.

(2) With the rotorcraft in the level

landing attitude, a vertical ground reaction load

equal to one-half of the vertical load

determined under sub-paragraph (b) of this

paragraph. This load must be –

(i) Applied only to the skid tube

and its attachment to the rotorcraft; and

(ii) Distributed equally over

33.3% of the length between the skid tube

attachments and centrally located midway

between the skid tube attachments.

1. 
   Проектираното максимално тегло, център на тежестта и коефициент на натоварване трябва да бъдат определени по смисъла на JAR 29.471 до JAR 29.475.
   
2. 
   Приема се структурното огъване на еластични ресорни елементи по въздействието на максимални натоварвания.
   
3. 
   Проектираните основни натоварвания за еластичните ресорни елементи не трябва да надхвърлят онези, които се получават при изпитания при пускане на колесника от-
   
   1. 
      Височина на пускане 1.5 пъти височината, която е указана в JAR 29.725; и
      
   2. 
      При предполагаема подемна сила на носещия винт не повече от 1.5 пъти от тази, която се използва при граничните изпитания чрез пускане на колесника, предписани в JAR 29.725.
      
4. 
   Съответствие с подпараграфи (b) до (е) на настоящия параграф трябва да се покаже с-
   
   1. 
      Конструкцията за кацане в положение на най-критично отклонение за условията на кацане, които се разглеждат; и
      
   2. 
      Земната реакция рационално разпределена по продължение на основата на тръбата на плъзгача.
      

(b) Вертикални реакции при хоризонтално положение на кацане. При кацане в хоризонтално положение и когато роторкрафтът допира земята на основата на двата плъзгача, вертикалните реакции трябва да се предлагат според предписанията на подпалаграф (а) на настоящия параграф.

1. 
   Вертикалната реакция на земята трябва да бъде комбинирана с хоризонталната спирачна реакция от 50% от вертикалната реакция на земята.
   
2. 
   Резултантното земно натоварване трябва да е еквивалентно на вертикалното натоварване предписано в подпараграф (b) на този параграф.
   

В хоризонтално положение и роторкрафт, контактуващ със земята по протежение на основата на двата плъзгача, да се прилага следното:

(1) Вертикалната реакция на земята трябва да бъде-

1. 
   Равна на вертикалните натоварвания, които се получават при условията, указани в подпараграф (b) на настоящия параграф; и
   
2. 
   Разделена по равно между плъзгачите.
   
1. 
   Към вертикалната реакция на земята трябва да се прибави хоризонтално странично натоварване, съответстващо на 25% от техните величини.
   
2. 
   Цялото странично натоварване трябва да се прилага по равно между плъзгачите и по дължината на плъзгачите.
   
3. 
   Предполага се, че небалансираните моменти получават съпротивление от ъгловата инерция.
   
4. 
   Шасито с плъзгачи трябва да се изследва за-
   

1. 
   Странични натоварвания, действащи в посока навътре; и
   
2. 
   Странични натоварвания, действущи в посока навън.
   

(е) Натоварвания при кацане в хоризонтално положение върху един плъзгач.

В хоризонтално положение и въртолет допиращ земята с основата само на един плъзгач, се прилага следното:

1. 
   Вертикалното натоварване на страната на допиране на земята трябва да бъде същото, като това, което се получава на тази страна за условието, указано в подпараграф (b) на настоящия параграф.
   
2. 
   Приема се, че небалансираните моменти получават съпротивление от ъгловата инерция.
   

(f) Специални условия. В допълнение към условията, указани в подпараграфи (b) и (с) на настоящия параграф, роторкрафтът трябва да бъде проектиран за следните земни реакции:

1. 
   Натоварване от земна реакция, което действа нагоре и назад под ъгъл от 45 градуса върху надлъжната ос на ротокрафта. Това натоварване трябва да бъде:
   

1. 
   Равно на 1.33 пъти максималното тегло;
   
2. 
   Разпределено симетрично между плъзгачите;
   
3. 
   Концентрирано в предния край на правата част на тръбата на плъзгача; и
   
4. 
   Приложено само върху предния край на тръбата на плъзгача и неговото прикрепване към ротокрафта.
   
1. 
   При роторкрафт в хоризонтално положение за кацане, вертикакално натоварване от земна реакция, равно на половината от вертикалното натоварване, определено по смисъла на подпараграф (b) на настоящя параграф. Това натоварване трябва да бъде:
   

1. 
   Приложено само върху тръбата на плъзгача и неговото прикрепване към ротокрафта; и
   
2. 
   Разпределено по равно върху 33.3% от дължината между прикрепването на тръбата на плъзгача и централно разположената средна точка между прикреправащите тръбата на плъзгача части.
   

If certification for ski operation is requested,

the rotorcraft, with skis, must be designed to

withstand the following loading conditions (where

P is the maximum static weight on each ski with

the rotorcraft at design maximum weight, and n is

the limit load factor determined under JAR

29.473(b)):

(a) Up-load conditions in which –

(1) A vertical load of Pn and a

horizontal load of Pn/4 are simultaneously

applied at the pedestal bearings; and

(2) A vertical load of 1.33 P is applied

at the pedestal bearings.

(b) A side load condition in which a side

load of 0.35 Pn is applied at the pedestal bearings

in a horizontal plane perpendicular to the

centreline of the rotorcraft.

(c) A torque-load condition in which a torque

load of 1.33 P (in foot-pounds) is applied to the

ski about the vertical axis through the centreline

of the pedestal bearings.

1. 
   Върху носещите повърхности на колонката се прилага едновременно вертикално натоварване Pn и хоризонтално натоварване Pn/4; и
   
2. 
   Върху носещите повърхности на колонката се прилага вертикално натоварване 1.33 Р.
   

(b) Условие на странично натоварване, при което странично натоварване от 0.35 Pn се прилага върху носещите повърхности на колонката в хоризонтална равнина, перпендикулярна на осевата линия на ротокрафта.

(a) In dual-wheel gear units, 60% of the total

ground reaction for the gear unit must be applied

to one wheel and 40% to the other.

(b) To provide for the case of one deflated

tyre, 60% of the specified load for the gear unit

must be applied to either wheel, except that the

vertical ground reaction may not be less than the

full static value.

(c) In determining the total load on a gear

unit, the transverse shift in the load centroid, due

to unsymmetrical load distribution on the wheels,

may be neglected.

(a) General. For hull type rotorcraft, the

structure must be designed to withstand the water

loading set forth in sub-paragraphs (b), (c), and

(d) of this paragraph considering the most severe

wave heights and profiles for which approval is

desired. The loads for the landing conditions of

sub-paragraphs (b) and (c) of this paragraph must

be developed and distributed along and among the

hull and auxiliary floats, if used, in a rational and

conservative manner, assuming a rotor lift not

exceeding two-thirds of the rotorcraft weight to

act throughout the landing impact.

(b) Vertical landing conditions. The

rotorcraft must initially contact the most critical

wave surface at zero forward speed in likely pitch

and roll attitudes which result in critical design

loadings. The vertical descent velocity may not be

less than 1.98 metres per second (6.5 ft/s) relative

to the mean water surface.

(c) Forward speed landing conditions. The

rotorcraft must contact the most critical wave at

forward velocities from zero up to 30 knots in

likely pitch, roll, and yaw attitudes and with a

vertical descent velocity of not less than 1.98

metres per second (6.5 ft/s) relative to the mean

water surface. A maximum forward velocity of

less than 30 knots may be used in design if it can

be demonstrated that the forward velocity selected

would not be exceeded in a normal one-engine-out

landing.

(d) Auxiliary float immersion condition. In

addition to the loads from the landing conditions,

the auxiliary float, and its support and attaching

structure in the hull, must be designed for the load

developed by a fully immersed float unless it can be

shown that full immersion of the float is unlikely,

in which case the highest likely float buoyancy

load must be applied that considers loading of the

float immersed to create restoring moments

compensating for upsetting moments caused by

side wind, asymmetrical rotorcraft loading, water

wave action and rotorcraft inertia.

If certification for float operation (including

float amphibian operation) is requested, the

rotorcraft, with floats, must be designed to

withstand the following loading conditions (where

the limit load factor is determined under JAR

29.473 (b) or assumed to be equal to that

determined for wheel landing gear):

(a) Up-load conditions in which –

(1) A load is applied so that, with the

rotorcraft in the static level attitude, the

resultant water reaction passes vertically

through the centre of gravity; and

(2) The vertical load prescribed in subparagraph

(a) (1) of this paragraph is applied

simultaneously with an aft component of 0.25

times the vertical component.

(b) A side load condition in which –

(1) A vertical load of 0.75 times the

total vertical load specified in sub-paragraph

(a) (1) of this paragraph is divided equally

among the floats; and

(2) For each float, the load share

determined under sub-paragraph (b) (1) of this

paragraph, combined with a total side load of

0.25 times the total vertical load specified in

sub-paragraph (b) (1) of this paragraph, is

applied to that float only.

(1) Прилага се натоварване така, че при въртолет в статично уравновесено положение, резултантноата водна реакция да преминава вертикално през центъра на тежестта; и

1. 
   Вертикално натоварване от 0.75 пъти общото вертикално натоварване, посочено в подпараграф (а) (1) на този параграф, се разделя по равно между поплавъците; и
   
2. 
   За всеки поплавък , делът от натоварването, определен в подпараграф (b) (1) на настоящия параграф, събран с общо странично натоварване, равно на 0.25 пъти общото вертикално натоварване, посочено конкретно в подпараграф (b) (1) на настоящия параграф, се прилага само към този поплавък.
   

(a) A rotor is an assembly of rotating

blades, blade dampers, the pitch control

the assembly.

(b) Each rotor assembly must be designed as

prescribed in this paragraph and must function

safely for the critical flight load and operating

conditions. A design assessment must be

performed, including 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) The rotor structure must be designed to

withstand the following loads prescribed in JAR

29.337 to 29.341, and JAR 29.351:

(1) Critical flight loads.

(2) Limit loads occurring under normal

conditions of autorotation.

(d) The rotor structure must be designed to

withstand loads simulating –

(1) For the rotor blades, hubs and

flapping hinges, the impact force of each blade

against its stop during ground operation; and

(2) Any other critical condition

expected in normal operation.

(e) The rotor structure must be designed to

withstand the limit torque at any rotational speed,

including zero. In addition –

(1) The limit torque need not be greater

than the torque defined by a torque limiting

device (where provided), and may not be less

than the greater of –

(i) The maximum torque likely to

be transmitted to the rotor structure, in

either direction, by the rotor drive or by

sudden application of the rotor brake; and

(ii) For the main rotor, the limit

engine torque specified in JAR 29.361.

(2) The limit torque must be equally

and rationally distributed to the rotor blades.

1. 
   Критични полетни натоварвания;
   
2. 
   Максимални натоварвания, възникващи при нормални условия на авторотация.
   

(d) Конструкцията на носещия винт трябва да бъде проектирана да издържа натоварвания, симулиращи –

1. 
   За лопатите, втулките и хоризонталните шарнири на лопатите на носещия въздушен винт,силата на удар на всяка лопата срещу спирането по време на експлотация на земята; и
   
2. 
   Всяко друго критично условие, което се очаква да възникне при нормални експлоатационни условия.
   

(е) Конструкцията на носещия въздушен винт трябва да е проектирана така, че да издържа на максимален въртящ момент при всяка честота на въртене, включително и нула. В допълнение-

1. 
   Максималният въртящ момент не трябва да е по-голям от въртящия момент, определен от устройство за ограничаване на въртящия момент (където има такова) и не трябва да е мо-малък от по-голямото от-
   
   1. 
      Максималният въртящ момент, който ще бъде предаден на конструкцията на винта в двете посоки, от задвижващото устройство на въздушния винт или при внезапното натискане на спирачката на въздушния винт; и
      
   2. 
      За главния носещ винт, максималния въртящ момент на двигателя, посочен конкретно в JAR 29.361.
      

2. 
   Максималният въртящ момент трябва да бъде разпределен рационално и по равно върху лопатите на въздушния винт.
   

(a) Each fuselage and rotor pylon structure

must be designed to withstand –

(1) The critical loads prescribed in JAR

29.337 to 29.341, and JAR 29.351;

(2) The applicable ground loads

prescribed in JAR 29.235, 29.471 to 29.485,

JAR 29.493, 29.497, 29.505, and 29.521; and

(3) The loads prescribed in JAR 29.547

(d) (1) and (e) (1) (i).

(b) Auxiliary rotor thrust, the torque reaction

of each rotor drive system, and the balancing air

and inertia loads occurring under accelerated

flight conditions, must be considered.

(c) Each engine mount and adjacent fuselage

structure must be designed to withstand the loads

occurring under accelerated flight and landing

conditions, including engine torque.

(d) Reserved.

(e) If approval for the use of 2½-minute OEI

power is requested, each engine mount and

adjacent structure must be designed to withstand

the loads resulting from a limit torque equal to

1.25 times the mean torque for 2½-minute power

OEI combined with 1g flight loads.

1. 
   Критичните натоварвания, предписани в JAR 29.337 до JAR 29.341 и JAR 29. 351;
   
2. 
   Прилаганите земни натоварвания , предписани в JAR 29. 235, JAR 29.471 до JAR 29.485, JAR 29.493, JAR 29.497, JAR 29.505 и JAR 29.521; и
   
3. 
   Натоварванията, предписани в JAR 29.547 (d) (1) и (е)(1) (i).
   

Each auxiliary lifting surface must be designed

to withstand –

(a) The critical flight loads in JAR 29.337 to

29.341, and JAR 29.351;

(b) The applicable ground loads in JAR

29.235, 29.471 to 29.485, JAR 29.493, 29.505,

and 29.521; and

(c) Any other critical condition expected in

normal operation.

(a) The rotorcraft, although it may be

damaged in emergency landing conditions on land

or water, must be designed as prescribed in this

conditions.

(b) The structure must be designed to give

each occupant every reasonable chance of

escaping serious injury in a crash landing when –

(1) Proper use is made of seats, belts,

and other safety design provisions;

(2) The wheels are retracted (where

applicable); and

(3) Each occupant and each item of

mass inside the cabin that could injure an

occupant is restrained when subjected to the

following ultimate inertial load factors relative

to the surrounding structure:

(i) Upward – 4 g

(ii) Forward – 16 g

(iii) Sideward – 8 g

(iv) Downward – 20g, after the

intended displacement of the seat device

1[(v) Rearward – 1.5 g.]

(c) The supporting structure must be

designed to restrain under any ultimate inertial

load factor up to those specified in this paragraph,

any item of mass above and/or behind the crew

and passenger compartment that could injure an

occupant if it came loose in an emergency

landing. Items of mass to be considered include,

but are not limited to, rotors, transmission and

engines. The items of mass must be restrained for

the following ultimate inertial load factors:

(1) Upward – 1.5 g

1[ (2) Forward – 12 g

(3) Sideward – 6 g

(4) Downward – 12 g

(5) Rearward – 1.5 g.]

(d) Any fuselage structure in the area of

internal fuel tanks below the passenger floor level

must be designed to resist the following ultimate

inertia factors and loads, and to protect the fuel

tanks from rupture, if rupture is likely when those

loads are applied to that area:

(1) Upward – 1.5 g

(2) Forward – 4.0 g

(3) Sideward – 2.0 g

(4) Downward – 4.0 g