Section 1 – requirements

1 GENERAL

1.1 This Section 1 contains the Requirements for Small Rotorcraft.

1.2 Areas in which variations and additions to FAR Part 27 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

27 regulation is not required for JAR–27, this is so stated. (See paragraph 2.3.)

2 PRESENTATION

2.1 The requirements of JAR–27 are presented in two columns on loose pages, each page being

[ identified by the date of the Amendment number under which it is amended or reissued.]

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, sub-headings are in italic

typeface.

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

[Amdt. 3, 01.04.02]

1. 
   ОБЩИ ПОЛОЖЕНИЯ
   

1. 
   Настоящият Раздел 1 съдържа Изискванията за малки роторкрафти.
   
2. 
   В настоящия Раздел 1 чрез подчертаване се отбелязават областите, в които отклонения от и допълнения към FAR 27 се считат за необходими с оглед договаряне система от правила, приемлива за страните-участнички, а също и самите различия (Допълнителни технически условия). Специално са упоменати местата, където правило от FAR 27 не се изисква за JAR-27. (Виж параграф 2.3)
   
1. 
   ПРЕДСТАВЯНЕ НА ИЗИСКВАНИЯТА
   

2.1 Изискванията на JAR-27 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.
   

Нов, поправен и корегиран текст се дава между средни скоби.

[Поправка 3, 01.04.02 г.]

(a) This Code prescribes airworthiness

standards for the issue of type certificates, and

changes to those certificates, for small rotorcraft

(7 000 pounds) or less and nine or less passenger

seats. ]

[(b) Each person who applies for such a]

certificate or change must show compliance with

the applicable requirements of this JAR–27.

(c) Multi-engine rotorcraft may be type

certificated as Category A provided the

requirements referenced in Appendix C are met.

(b) Всяко лице, което кандидатства за такъв сертификат или поправка трябва да покаже съответствие с всички приложими изисквания на настоящия JAR -27.

(с) За многодвигателен роторкрафт се издава типов сертификат за двете категории - Категория А и Категория В, при условие , че са спазени изискванията, посочени в Приложение С.

(b) For rotorcraft with a certification basis

established prior to 1 May 2001

(1) The maximum passenger seat capacity

may be increased to eight or nine provided the

applicant shows compliance with all the

airworthiness requirements of this JAR-27 in

effect on 1 May 2001.

(2) The maximum weight may be

increased to greater than 2 721 kilogrammes

(6 000 pounds) provided -

(i) the number of passenger seats

is not increased above the maximum

number previously certificated on 1 May

2001; or

(ii) the applicant shows

compliance with all of the airworthiness

requirements of this JAR-27 in effect on

1 May 2001.]

(b) За роторкрафт със сертификационна база, определена преди 1 май, 2001 година:

(1) Максималният брой на пътническите места може да бъде увеличен на осем или девет, при условие, че кандидатът за сертификат покаже съответствие с всички изисквания за летателна годност на настоящия JAR-27, влезли в сила на 1 май, 2001 година.

(2) Максималното тегло може да бъде увеличено до тегло, по-голямо от 2721 килограма, при условие, че:

(i) броят на местата за пътници не е увеличен така, че да надхвърля максималния брой, сертифициран преди на 1 май, 2001 година; или

(ii) кандидатът за сертификат покаже съответствие с всички изисквания на настоящия JAR-27, влезли в сила на 1 май, 2001 година.]

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 роторкрафт 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 изисквана комбинация от тегло и център на тежеста, ако за съответствие 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–27 is shown)

must be established so that it is –

(1) Not more than –

(i) The highest weight selected

by the applicant;

(ii) The design maximum weight

(the highest weight at which compliance

with each applicable structural loading

condition of this JAR–27 is shown); or

(iii) The highest weight at which

compliance with each applicable flight

requirement of this JAR–27 is shown; and

(2) Not less than the sum of –

(i) The empty weight determined

[under JAR 27.29;]

(ii) The weight of usable fuel

appropriate to the intended operation

with full payload;

(iii) The weight of full oil

capacity; and

(iv) For each seat, an occupant

weight of 77 kg (170 pounds) or any

lower weight for which certification is

requested.

(b) Minimum weight. The minimum weight

(the lowest weight at which compliance with each

applicable requirement of this JAR–27 is shown)

must be established so that it is –

(1) Not more than the sum of –

(i) The empty weight determined

(ii) The weight of the minimum

crew necessary to operate the rotorcraft,

assuming for each crew member a weight

no more than 77 kg (170 pounds), or any

lower weight selected by the applicant or

included in the loading instructions; and

(2) Not less than –

(i) The lowest weight selected by

the applicant;

(ii) The design minimum weight

(the lowest weight at which compliance

with each applicable structural loading

condition of this JAR–27 is shown); or

(iii) The lowest weight at which

compliance with each applicable flight

requirement of this JAR–27 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

27.865, or under equivalent operational

standards is obtained,

(3) The portion of the total weight that

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-

[27 under the increased loads and stresses]

caused by the weight increase over that

established under sub-paragraph (a) of this

[paragraph, and]

[(5) Operation of the rotorcraft at a]

total weight greater than the maximum

certificated weight established under subparagraph

(a) of this paragraph is limited by

27.865 (a) and (d). ]

(1) Теглото да не надхвърля:

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

(ii) проектираното максимално тегло (най-голямото тегло, за което се показва сътветствие с всяко приложимо условие за натоварване на конструкцията в настоящия JAR-27), или

(iii) най-голямото тегло, за което се показва сътветствие с всяко приложимо изискване към полета в настоящия JAR-27); и

(2) Теглото да не е по-малко от сумата на:

(i) Сухото тегло, определено при условията на JAR 27.29;

(ii) Теглото на използваемото гориво, подходящо за плануваната експлоатация с пълен полезен товар;

(iii) Теглото на пълния маслен капацитет; и

(iv) За всяко място, тегло от 77 килограма за всяко лице на борда или всяко по-ниско тегло, за което се иска сертификация.

(b) Минимално тегло. Най-малкото тегло (минималното тегло, за което се показва съответствие с всяко приложимо изискване на настоящия JAR-27), трябва да се определи така, че:

(1) Теглото да не надхвърля сумата от :

(i) Сухото тегло, определено при условията на JAR 27.29;и

(ii) Теглото на минимален брой екипаж, необходим за експлоатацията на ророркрафта, като се предположи, че всеки член на екипажа тежи не повече от 77 килограма, или всяко друго по-ниско тегло, избрано от кандидата за сертификат или включено в инструкциите за натоварване; и

(2) Теглото да не е по-малко от:

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

(ii) проектираното минимално тегло (най-малкото тегло, при което се показва съответствие с всяко приложимо условие на натоварване на конструкцията на този JAR -27); или

(iii) най-малкото тегло, за което се показва сътветствие с всяко приложимо изискване към полета в настоящия JAR-27).

(с) Общо тегло с външен товар, който може да се изхвърля аварийно. Изисква се [за всяка комбинация роторкрафт-товар да се определи ] [общото тегло за ророркрафта ] с прикрепения външния товар, който може да се изхвърля аварийно, което превишава максималното тегло, определено в подпараграф (а) на настоящия параграф, ако

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

(2) е получено одобрение на компонента от конструкцията, позволяващ полети с външен товар по смисъла на JAR 27.865 или на други еквивалентни стандарти за експлоатация,

(3) тази част от общото тегло, коятонадвишава максималното тегло, определено в подпараграф (а) на настоящия параграф, се образува само от теглото на целия или на част от външния товар, който се изхвърля аварийно,

[(4) е показано, че компонентите на конструкцията на ророркрафта отговарят на приложимите изисквания на този JAR-27 към конструкцията при условия на повишеното натоварване и напрежение , предизвикани от тегловното превишение над теглото, определено в подпараграф (а) на настоящия параграф, и ]

[(5)полетът с роторкрафт при общо тегло, надвишаващо максимално разрешеното тегло, определено в подпараграф (а) на настоящия параграф, е ограничен от [подходящи експлоатационни ограничения по смисъла на JAR-27.865 (a) и (d)].

The extreme forward and aft centres of gravity

and, where critical, the extreme lateral centres of

gravity must be established for each weight

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.

(а) екстремалните центрове, избрани от кандидатстващия за сертификат;

(b) екстремалните центрове, в рамките на които е изпитана/доказана конструкцията; или

(с) екстремалните центрове, в рамките на които е установено спазване на приложимите изисквания при полет.

(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 ророркрафта, с изключение на водата, която е предназначена за инжектиране/впръскване в двигателите.
      

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 limits

(power-on). For rotorcraft, except helicopters

required to have a main rotor low speed warning

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

rotor high pitch stop;

(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 limits

(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

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.

device must automatically de-activate 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.

Трябва да се установи диапазон от скорости на носещия винт, който:

1. 
   при включен двигател осигурява подходящ предел за 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) подходящо установяване на упора за голяма стъпка (на лопатите на въздушния винт);

(2) присъщи характеристики на ророркрафта, които правят малко вероятни опасните малки скорости на носещия винт; или

(3) подходящи средства за предупреждаване на пилота относно опасни скорости на носещия винт.

(с) Допустима нормална скорост на носещия винт при малка стъпка на винта ( с изключен двигател). Трябва да се покаже, че при изключен двигател:

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 недопускане на превишаване на скоростите на винта без да се изискват изключителни умения за пилотиране.
   

(d) Голяма стъпка при аварийни условия.

Ако упора за висока 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, допълнителна стъпка може да бъде на разположение за използване при аварийни условия.

(е) Предупредителна сигнализация за малка скорост на носещия винт за хеликоптери. За всеки хеликоптер с един двигател и за всеки хеликоптер с няколко двигателя, но без одобрено устройство за автоматично увеличаване на мощността на работещите двигатели в случай, че единият от двигателите откаже, трябва да има предупредителна сигнализация за малка скорост на носещия винт, която да отговаря на следните изисквания:

1. 
   предупредителният сигнал трябва да бъде подаван на пилота при всички условия на полет , включително и при полет с включен и изключен двигател, когато скоростта 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 хеликоптера, 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 сигнализация, устройството 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) Unless otherwise prescribed, the

performance requirements of this Subpart must be

met for still air and a standard atmosphere.

(b) The performance must correspond to the

engine power available under the particular

ambient atmospheric conditions, the particular

flight condition, and the relative humidity

specified in sub-paragraphs (d) or (e) of this

paragraph, as appropriate.

(c) The available power must correspond to

engine power, not exceeding the approved power,

less –

(1) Installation losses; and

accessories and services appropriate to the

particular ambient atmospheric conditions and

the particular flight condition.

(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.

2. 
   Летателно-техническата характеристика трябва да съответства на разполагаемата мощност на двигателя, при конкретните атмосферни условия на средата, конкретните условия на полета и относителната влажност, посочени конкретно в подпараграфи (d) или (е) на този параграф, което е подходящо.
   

(1) загубите при инсталиране; и

(2) мощността, която се консумира от допълнителните принадлежности и техническото обслужване, подходящи за конкретната околна атмосферна среда и конкретните условия на полет.

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

(е) За роторкрафти, задвижвани от турбодвигатели, 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 роторкрафтите, 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, необходима за постигане на летаелно-техническите характеристики, предписани в настоящия подраздел.

(a) The take-off, with take-off power and rpm,

and with the extreme forward centre of gravity –

(1) May not require exceptional piloting

skill or exceptionally favourable conditions; and

(2) Must be made in such a manner that a

landing can be made safely at any point along the

flight path if an engine fails.

(b) Sub-paragraph (a) of this paragraph must be

met throughout the ranges of –

(1) Altitude, from standard sea-level

conditions to the maximum altitude capability of

the rotorcraft, or 7000 ft, whichever is less.

(2) Weight, from the maximum weight

(at sea-level) to each lesser weight selected by

the applicant for each altitude covered by subparagraph

(b) (1) of this paragraph.

(1) Не трябва да изисква изключителни пилотски умения или изключително благоприятни условия; и

(2) Трябва да се извърши по такъв начин, че кацане да може да се осъществи безопасно във всяка точка по тракторията на полета, ако даден двигател откаже.

(b) Условията на подпараграф (а) на настоящия параграф трябва да се изпълнят през следните диапазони:

(1) Височина, от стандартни условия на морското равнище до максималната височинна възможност на ророркрафта или 7000 фута, което е по-малко от двете.

(2) Тегло, от максималното тегло (на морското равнище) до всяко по-малко тегло, избрано от кандидата за сертификат за всяка височина, указана в подпараграф (b) (1) на този параграф.

(a) For rotorcraft other than helicopters –

(1) The steady rate of climb, at VY

must be determined –

(i) With maximum continuous

power on each engine;

(ii) With the landing gear retracted;

and

temperatures for which certification is

requested; and

(2) The climb gradient, at the rate of

climb determined in accordance with sub-

paragraph (a) (1) of this paragraph, must

be either –

(i) At least 1:10 if the horizontal

distance required to take off and climb

over a 50-foot obstacle is determined for

each weight, altitude, and temperature

within the range for which certification is

requested; or

(ii) At least 1:6 under standard

sea-level conditions.

(b) Each helicopter must meet the following

requirements:

(1) VY must be determined –

(i) For standard sea-level

conditions;

(ii) At maximum weight; and

(iii) With maximum continuous

power on each engine.

(2) The steady rate of climb must be

determined –

(i) At the climb speed selected by

the applicant at or below VNE;

(ii) Within the range from sealevel

up to the maximum altitude for

which certification is requested;

(iii) For the weights and

temperatures that correspond to the

altitude range set forth in sub-paragraph

(b) (2) (ii) of this paragraph and for

which certification is requested; and

(iv) With maximum continuous

power on each engine.

For multi-engine helicopters, the steady rate of

climb (or descent), at VY (or at the speed for

minimum rate of descent), must be determined

with –

(a) Maximum weight;

remaining engines at either –

(1) Maximum continuous power and,

for helicopters for which certification for the

use of 30-minute OEI power is requested, at

30-minute OEI power; or

(2) Continuous OEI power for

helicopters for which certification for the use

of continuous OEI power is requested.

(а Максимално тегло;

(b) Неработещ критичен двигател, а останалите двигатели:

(1) или с максимална продължителна мощност и, за хеликоптери, за които се иска сертификация за използване на мощност за 30 минути с един неработещ двигател, с 30-минутна мощност с един неработещ двигател;

(2) или продължителна мощност с един неработещ двигател за хеликоптери, за които се иска сертификация за използване на продължителна мощност с един неработещ двигател.

For single-engine helicopters and multi-engine

helicopters that do not meet the Category A

engine isolation requirements of JAR–27, the

minimum rate of descent airspeed and the best

angle-of-glide airspeed must be determined in

autorotation at –

(a) Maximum weight; and

(b) Rotor speed(s) selected by the applicant.

(а) Максимално тегло; и

(b) Скорости на носещите винтове/винт, избрани от кандидата за сертификат.

(a) For helicopters –

(1) The hovering ceiling must be

determined over the ranges of weight, altitude,

and temperature for which certification is

requested, with –

(i) Take-off power;

(ii) The landing gear extended;

and

(iii) The helicopter in ground

take-off procedures; and

(2) The hovering ceiling determined in

sub-paragraph (a) (1) of this paragraph must be

at least –

(i) For reciprocating enginepowered

helicopters, 4 000 ft at

maximum weight with a standard

atmosphere; or

(ii) For turbine engine-powered

helicopters, 2 500 ft pressure altitude at

maximum weight at a temperature of

standard +22°C (+40°F).

(b) 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) Таванът при кръжене във въздуха трябва да се определя за диапазоните на теглото, абсолютната височина на полета и температурата, за които се иска сертификация с:

(i) мощността на излитане;

(ii) със спуснат колесник ; и

(iii) с ефекта на влияние на близостта на повърхността на земята върху хеликоптера на височина, съвместима с процедурите при излитане.

(2) Таванът при кръжене във въздуха, определен в подпараграф (а) на този параграф, трябва да бъде най-малко:

(i) За хеликоптери, задвижвани с бутални двигатели, 4000 фута при максимална маса със стандартна атмосфера; или

(ii) За хеликоптери, задвижвани от газотурбинни двигатели, 2500 фута по налягането на абсолютната височина с максимално тегло при стандартна температура от +22 градуса по Целзий.

(b) За роторкрафти, различни от хеликоптерите, трябва да се определи установената вертикална скорост на набиране на височина при минимална работна скорост за диапазоните на теглото, абсолютната височина на полета и температурата, за които се иска сертификат с:

(1) мощност при излитане;

(2) със спуснат колесник.

(a) The rotorcraft must be able to be landed

with no excessive vertical acceleration, no

tendency to bounce, nose over, ground loop,

porpoise, or water loop, and without exceptional

piloting skill or exceptionally favourable

conditions, with –

(1) Approach or glide speeds

appropriate to the type of rotorcraft and

selected by the applicant;

(2) The approach and landing made

with –

rotorcraft; and

(ii) For multi-engine rotorcraft,

one-engine-inoperative and with each

operating engine within approved

operating limitations; and

(3) The approach and landing entered

from steady autorotation.

(b) Multi-engine rotorcraft must be able to be

landed safely after complete power failure under

normal operating conditions.

(1) с подхождане за кацане или скорости на планиране, подходящи за типа роторкрафт и избрани от кандидата за сертификат;

(2) подхождането за кацане и кацането извършени с:

(i) изключена мощност, за роторкрафти с един двигател; и

(ii) за многодвигателни роторкрафти, с един неработещ двигател и с всеки работещ двигател в рамките на одобрените експлоатационни ограничения; и

(3) с навлизане в подход за кацане и кацане от устойчива авторотациял

(b) Многодвигателните роторкрафти трябва да могат да бъдат приземяване безопасно след пълна загуба на мощност при нормални експлоатационни условия.

(a) If there is any combination of height and

forward speed (including hover) under which a

safe landing cannot be made under the applicable

power failure condition in sub-paragraph (b) of

this paragraph, a limiting height-speed envelope

must be established (including all pertinent

information) for that condition, throughout the

ranges of –

(1) Altitude, from standard sea-level

conditions to the maximum altitude capability

of the rotorcraft, or 7 000 ft, whichever is less;

and

(2) Weight from the maximum weight

the applicant for each altitude covered by subparagraph

(a)(1) of this paragraph. For

helicopters, the weight at altitudes above sealevel

may not be less than the maximum weight

or the highest weight allowing hovering out of

ground effect whichever is lower.

(b) The applicable power failure conditions

are –

(1) For single-engine helicopters, full

(2) For multi-engine helicopters, oneengine-

inoperative (where engine isolation

features ensure continued operation of the

remaining engines), and the remaining engines

at the greatest power for which certification is

requested; and

(3) For other rotorcraft, conditions

appropriate to the type.

(а) Ако съществува някаква комбинация между височината и постъпателната скорост (включително при зависване/кръжене във въздуха на ророркрафта), под която не може да се извърши безопасно кацане при критичните аварийни условия, указани в подпараграф (b) на този параграф, трябва да се определи ограничаващ височинно-скоростен диапазон (включително всяка уместна информация) за тези условия в границите на:

1. 
   Височината - от стандартните условия на морското равнище до максималната височинна възможност на ророркрафта или 7000 фута, което е по-малко от двете; и
   

(b) Приложимите условия с излизане от строя на мощността са:

(1) За еднодвигателни хеликоптери, пълна авторотация;

(2) За многодвигателни хеликоптери, единият от двигателите неработещ (там, където характеристиките на изолиране на двигателя осигуряват продължителна експлоатация на останалите двигатели) и останалите двигатели с най-висока мощност, за която се иска сертификация; и

(3) За други роторкрафти, условия, подходящи за съответния тип.

The rotorcraft must –

(a) Except as specifically required in the

[applicable paragraph, meet the flight]

characteristics requirements of this Subpart –

(1) At the altitudes and temperatures

expected in operation;

(2) Under any critical loading condition

within the range of weights and centres of

gravity for which certification is requested;

(3) For power-on operations, under any

condition of speed, power, and rotor rpm for

which certification is requested; and

(4) For power-off operations, under any

condition of speed and rotor rpm for which

certification is requested that is attainable with

the controls rigged in accordance with the

approved rigging instructions and tolerances;

(b) Be able to maintain any required flight

condition and make a smooth transition from any

flight condition to any other flight condition

without exceptional piloting skill, alertness, or

strength, and without danger of exceeding the

limit load factor under any operating condition

probable for the type, including –

(1) Sudden failure of one engine, for

multi-engine rotorcraft meeting Category A

engine isolation requirements of JAR–29;

(2) Sudden, complete power failure for

other rotorcraft; and

(3) Sudden, complete control system

failures specified in JAR 27.695; and

(c) Have any additional characteristic

required for night or instrument operation, if

certification for those kinds of operation is

requested. Requirements for helicopter

instrument flight are contained in Appendix B.