Section 1 – requirements

(a) The rotorcraft must be safely controllable

and manoeuvrable –

(1) During steady flight; and

(2) During any manoeuvre appropriate

to the type, including –

(i) Take-off;

(ii) Climb;

(iii) Level flight;

(iv) Turning flight;

(v) Glide;

(vi) Landing (power-on and

power-off); and

(vii) Recovery to power-on flight

from a balked autorotative approach.

(b) The margin of cyclic control must allow

satisfactory roll and pitch control at VNE with –

(1) Critical weight;

(2) Critical centre of gravity;

(3) Critical rotor rpm; and

(4) Power off (except for helicopters

demonstrating compliance with sub-paragraph

(e) of this paragraph) and power on.

(c) A wind velocity of not less than 17 knots

must be established in which the rotorcraft can be

operated without loss of control on or near the

ground in any manoeuvre appropriate to the type

(such as crosswind take-offs, sideward flight and

rearward flight), with –

(1) Critical weight;

(2) Critical centre of gravity;

(3) Critical rotor rpm; and

(4) Altitude, from standard sea-level

conditions to the maximum altitude capability

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

(d) The rotorcraft, after

(1) failure of one engine in the case of

multi-engine rotorcraft that meet Category A

engine isolation requirements, or

(2) complete engine failure in the case

of other rotorcraft, must be controllable over

the range of speeds and altitudes for which

certification is requested when such power

failure occurs with maximum continuous power

and critical weight. No corrective action time

delay for any condition following power failure

may be less than –

(i) For the cruise condition, one

second, or normal pilot reaction time

(whichever is greater); and

(ii) For any other condition,

normal pilot reaction time.

(e) For helicopters for which a VNE (poweroff)

is established under JAR 27.1505 (c),

compliance must be demonstrated with the

following requirements with critical weight,

critical centre of gravity, and critical rotor rpm:

(1) The helicopter must be safely

slowed to VNE (power-off), without exceptional

pilot skill, after the last operating engine is

made inoperative at power-on VNE;

(2) At a speed of 1.1 VNE (power-off),

the margin of cyclic control must allow

satisfactory roll and pitch control with power

off.

(a) Longitudinal, lateral, directional, and

collective controls may not exhibit excessive

breakout force, friction or preload.

(b) Control system forces and free play may

not inhibit a smooth, direct rotorcraft response to

control system input.

(b) Изисква се усилията на системата за управление и свободното движение да не възпрепятстват плавната и пряка реакция на ророркрафта на вложеното усилие в системата за управление.

The trim control –

(a) Must trim any steady longitudinal, lateral,

and collective control forces to zero in level flight

at any appropriate speed; and

(b) May not introduce any undesirable

discontinuities in control force gradients.

(а) Трябва да балансира всякакви надлъжни, напречни и сумарни усилия на управление до нула при хоризонтален полет при всяка подходяща скорост; и

(b) Изисква се да не води до каквито и да са нежелателни непоследователности в градиентите на усилието на управление.

The rotorcraft must be able to be flown,

without undue pilot fatigue or strain, in any

normal manoeuvre for a period of time as long as

that expected in normal operation. At least three

landings and take-offs must be made during this

demonstration.

(a) The longitudinal control must be

designed so that a rearward movement of the

control is necessary to obtain a speed less than the

trim speed, and a forward movement of the

control is necessary to obtain a speed more than

the trim speed.

(b) With the throttle and collective pitch held

constant during the manoeuvres specified in JAR

27.175 (a) to (c), the slope of the control position

versus speed curve must be positive throughout

the full range of altitude for which certification is

requested.

(c) During manoeuvre specified in JAR

27.175 (d), the longitudinal control position

versus speed curve may have a negative slope

within the specified speed range if the negative

motion is not greater than 10% of the total control

travel.

(b) При поддържане на газта и общата стъпка постоянни, по време на маневрите, посочени конкретно в JAR 27.175 (а) до (с) , се изисква надлъжната позиция на лоста за управление спрямо кривата на скоростта да има положителен наклон в рамките на пълния диапазон от височини, за които се иска сертификация.

(с) По време на маневрата, посочена в JAR 27.175 (d) , се изисква надлъжната позиция на лоста за управление спрямо кривата на скоростта да има отрицателен наклон в рамките на посочения диапазон от скорости ако негативното движение не е по-голямо от 10% от общото движение на лоста за управление.

(a) Climb. Static longitudinal stability must

be shown in the climb condition at speeds from

0.85 VY to l.2 VY, with –

(1) Critical weight;

(2) Critical centre of gravity;

(3) Maximum continuous power;

(4) The landing gear retracted; and

(5) The rotorcraft trimmed at VY.

(b) Cruise. Static longitudinal stability must

be shown in the cruise condition at speeds from

0.7 VH or 0.7 VNE, whichever is less, to 1.1 VH or

1.1 VNE, whichever is less, with –

(1) Critical weight;

(2) Critical centre of gravity;

(3) Power for level flight at 0.9 VH or

0.9 VNE, whichever is less;

(4) The landing gear retracted; and

(5) The rotorcraft trimmed at 0.9 VH or

0.9 VNE, whichever is less.

(c) Autorotation. Static longitudinal stability

must be shown in autorotation at airspeeds from

0.5 times the speed for minimum rate of descent

to VNE, or to 1.1 VNE (power-off) if VNE (power-

with –

(2) Critical centre of gravity;

(3) Power off;

(4) The landing gear –

(i) Retracted; and

(ii) Extended; and

(5) The rotorcraft trimmed at

appropriate speeds found necessary by the

Authority to demonstrate stability throughout

the prescribed speed range.

(d) Hovering. For helicopters, the

longitudinal cyclic control must operate with the

sense and direction of motion prescribed in JAR

27.173 between the maximum approved rearward

speed and a forward speed of 17 knots with –

(1) Critical weight;

(2) Critical centre of gravity,

(3) Power required to maintain an

approximate constant height in ground effect;

(4) The landing gear extended; and

(5) The helicopter trimmed for

hovering.

(а) Набиране на височина . Статичната надлъжна устойчивост трябва да се покаже при условие на набиране на височина със скорости от 0.85 Vy до 1.2 Vу с-

1. 
   Критично тегло;
   
2. 
   Критичен център на тежестта;
   
3. 
   Максимална продължителна мощност;
   
4. 
   С прибран колесник; и
   
5. 
   Ророркрафтат балансиран при Vy.
   

(b) Крайсерски полет. Статичната надлъжна устойчивост трябва да се покаже при условие на крейсерски полет със скорости от 0.87 Vн или 0.7 V_NE, което е по-малко, до 1.1 Vн, или 1.1 V_NE, което е по-малко, с –

1. 
   Критично тегло;
   
2. 
   Критичен център на тежестта;
   
3. 
   Мощност за хоризонтален полет с 0.9 Vн или 0.9 V_NE, което е по-малко;
   
4. 
   С прибран колесник; и
   
5. 
   Ророркрафтът балансиран при 0.9 Vн или 0.9V_NE, което е по-малко.
   

(с) Авторотация. Статичната надлъжна устойчивост трябва да се покаже при авторотация при скорости в полет от 0.5 пъти скороста за минимална скорост на снижаване до V_NE или до 1.1 V_NE (с обрана мощност), ако V_NE (обрана мощност) е установена по смисъла на JAR 29.1505 (с), и с-

1. 
   Критично тегло;
   
2. 
   Критичен център на тежестта;
   
3. 
   С обрана мощност;
   
4. 
   Колесникът –
   
   1. 
      Прибран, и
      
   2. 
      Спуснат; и
      

(5) Ророркрафтът балансиран при подходящи скорости, които са счетени за необходими от Ръководството за демонстриране на устоичивост за предписания диапазон от скорости.

(d) Зависване. За хеликоптери, надлъжното циклично управление трябва да функционира по смисъла, посока на движението и положението, както е предписано в JAR 27.173 между максималната утвърдена скорост назад и скорост от 17 възела напред с-

(1) Критично тегло;

(2) Критичен център на тежестта;

(3) Мощност, необходима за поддържане на приблизителна постоянна височина при земно въздействие;

(4) Със спуснат колесник; и

(5) Хеликоптерът е балансиран за зависване.

Static directional stability must be positive

with throttle and collective controls held constant

at the trim conditions specified in JAR 27.175 (a)

and (b). This must be shown by steadily

increasing directional control deflection for

sideslip angles up to ±10° from trim. Sufficient

cues must accompany sideslip to alert the pilot

when approaching sideslip limits.

Статичната попътна устойчивост трябва да бъде положителна при газ/дросел и общи управления, постоянни при балансираните условия, посочени в JAR 27.175 (а) и (b) . Това трябва да се покаже чрез постепенно увеличаване отклонението на управлението по курса за ъгли на странично плъзгане до +/- 10 градуса от балансиравката на въздухоплавателното средство. Достатъчни сигнали трябва да придружават страничното плъзгане, за да предупреждават пилота , когато се достигат границите на страничното плъзгане.

The rotorcraft must have satisfactory ground

and water handling characteristics, including

freedom from uncontrollable tendencies in any

condition expected in operation.