Joint Aviation Requirements jar–29 Large Rotorcraft Joint Aviation Authorities

If warning, caution or advisory lights are

installed in the cockpit they must, unless

otherwise approved by the Authority, be –

(a) Red, for warning lights (lights indicating

a hazard which may require immediate corrective

action);

(b) Amber, for caution lights (lights indicating

the possible need for future corrective action);

(c) Green, for safe operation lights; and

(d) Any other colour, including white, for

lights not described in sub-paragraphs (a) to (c) of

this paragraph, provided the colour differs

sufficiently from the colours prescribed in subparagraphs

(a) to (c) of this paragraph to avoid

possible confusion.

JAR 29.1322 Светлини за предупреждение, внимание и информация

Ако в кабината на екипажа са инсталирани светлини предупреждаващи за възникнала опасност, за вероятна опасност и за информация на екипажа, освен ако не е одобрено друго от Въздухоплавателната администрация, то те трябва да бъдат:

(а) Червен, предупреждаващи за възникнала опасност (светлини показващи опасност, която може да изисква незабавна намеса);

(b) Оранжев, предупреждаващи за вероятна опасност (светлини показващи, че е възможна

необходимост от бъдещо коригиращо действие);

(с) Зелен, за светлини показващи нормална работа; и

(d) Всеки друг цвят, включително бял, за светлини неописани от подпараграфи (а) до (с) на този параграф, при условие че се различава достатъчно от цветовете, описани в подпараграфи (а) до (с) на настоящия параграф, за да се избегнат възможни недоразумения.

For each airspeed indicating system, the

following apply:

(a) Each airspeed indicating instrument must be

calibrated to indicate true airspeed (at sea-level with

a standard atmosphere) with a minimum practicable

instrument calibration error when the corresponding

pitot and static pressures are applied.

(b) Each system must be calibrated to

determine system error excluding airspeed

instrument error. This calibration must be

determined –

(1) In level flight at speeds of 20 knots

and greater, and over an appropriate range of

speeds for flight conditions of climb and

autorotation; and

(2) During take-off, with repeatable and

readable indications that ensure –

(i) Consistent realisation of the

field lengths specified in the Rotorcraft

Flight Manual; and

(ii) Avoidance of the critical areas

established under JAR 29.87.

(c) For Category A rotorcraft –

(1) The indication must allow

point; and

(2) The system error, excluding the

airspeed instrument calibration error, may not

exceed –

(i) 3% or 5 knots, whichever is

greater, in level flight at speeds above

80% of take-off safety speed; and

(ii) 10 knots in climb at speeds

from 10 knots below take-off safety speed

to 10 knots above VY.

(d) For Category B rotorcraft, the system

error, excluding the airspeed instrument

calibration error, may not exceed 3% or 5 knots,

whichever is greater, in level flight at speeds

above 80% of the climbout speed attained at 50 ft

when complying with JAR 29.63.

(e) Each system must be arranged, so far as

practicable, to prevent malfunction or serious

error due to the entry of moisture, dirt, or other

substances.

(f) Each system must have a heated pitot

tube or an equivalent means of preventing

malfunction due to icing.

JAR 29.1323 Система за измерване на въздушната скорост

За всяка система за измерване на въздушната скорост се прилага следното:

(а) Системата за измерване на въздушната скорост трябва да се калибрира така, че да показва истинската въздушна скорост (на морско равнище в стандартна атмосфера), с минимална практическа грешка при калибриране на прибора, когато се използват съответните пълно и статично налягане.

(b) Всяка системата за измерване на въздушната скорост трябва да се калибрира, за да се определи системната грешка, изключвайки грешката от прибора за измерване на въздушната скорост. Това калибриране трябва да се определи :

1. При хоризонтален полет със скорости 20 възела или по-високи и за един подходящ диапазон от скорости при полетни условия на набиране на височина и авторотация; и

2. По време на излитане, с повторяеми и четливи индикации, които осигуряват:

(i) Съответстваща реализация на дължините на площадките, определени конкретно в Ръководството за летателна експлоатация на роторкрафта; и

(ii) Избягване на критичните зони на височинно-скоростния диапазон, както е определено в JAR 29.87.

(с) За роторкрафти от категория А:

1. Показанията трябва да позволяват логичното определяне на точката за вземане на решение за излитане; и

2. Системната грешка, с изключение на грешката при калиблиране на прибора за измерване на въздушната скорост, не трбва да надвишава

(i) 3% или 5 възела, което е по-голямо, при хоризонтален полет със скорости над 80% от безопасната скорост на излитане; и

(ii) 10 възела при набиране на височина със скорости от 10 възела под безопасната скорост на излитане до 10 възела над V_y.

(d) За роторкрафти от категория В системната грешка, с изключение на грешката при калиблиране на прибора за измерване на въздушната скорост, не трбва да надвишава 3% или 5 възела, което е по-голямо, при хоризонтален полет със скорости над 80% от скоростта при набиране на височина, която се постига на 50 фута, когато има съответствие с JAR 29.63.

(e) Всяка система за измерване на въздушната скорост трябва да бъде така конструирана, доколкото е практично, за да се избегне неправилно функциониране или грешка следствие на проникване на влага, нечистотии или други вещества.

(f) Всяка система за измерване на въздушната скорост трябва да има одобрена отопляема тръба на Пито или равностойно средство за предпазване от неправилна работа следствие на обледеняване.

(a) Each instrument with static air case

connections must be vented to the outside

atmosphere through an appropriate piping system.

(b) Each vent must be located where its

orifices are least affected by airflow variation,

moisture, or other foreign matter.

(c) Each static pressure port must be

designed and located in such manner that the

correlation between air pressure in the static

pressure system and true ambient atmospheric

static pressure is not altered when the rotorcraft

encounters icing conditions. An anti-icing means

or an alternate source of static pressure may be

used in showing compliance with this

requirement. If the reading of the altimeter, when

on the alternate static pressure system, differs

from the reading of the altimeter when on the

primary static system by more than 50 ft, a

correction card must be provided for the alternate

static system.

(d) Except for the vent into the atmosphere,

each system must be airtight.

(e) Each pressure altimeter must be approved

and calibrated to indicate pressure altitude in a

standard atmosphere with a minimum practicable

calibration error when the corresponding static

pressures are applied.

(f) Each system must be designed and

installed so that an error in indicated pressure

altitude, at sea-level, with a standard atmosphere,

excluding instrument calibration error, does not

result in an error of more than ±30 ft per l00 knots

speed. However, the error need not be less than

± 30ft.

(g) Except as provided in sub-paragraph (h)

incorporates both a primary and an alternate static

pressure source, the means for selecting one or the

other source must be designed so that –

(1) When either source is selected, the

other is blocked off; and

(2) Both sources cannot be blocked off

simultaneously.

(h) For unpressurised rotorcraft, subparagraph

(g) (1) of this paragraph does not apply

if it can be demonstrated that the static pressure

system calibration, when either static pressure

source is selected, is not changed by the other

static pressure source being open or blocked.

JAR 29.1325 Системи за статичното налягане

(а) Всеки прибор, чийто корпус е предвиден за свързване със статичното налягане, трябва да бъде вентилиран с външната атмосфера посредством подходяща тръбопроводна система.

(b) Всеки вентилационнен отвор трябва да бъде разположен така, че да се влияе най-малко от промените на въздушния поток, влага и други чужди предмети.

(с) Всеки приемник на статично налягане трябва да бъде проектиран или разположен по такъв начин, че корелацията между налягането на въздуха в системата за статично налягане и истинското статично налягане на околната атмосфера не се променя, когато самолетът попадне в условия на обледеняване. За да се покаже съответствие с това изискване може да се използват противообледенителни средства или алтернативен приемник на статично налягане. Трябва да се предвиди корекционна карта на алтернативната система за статично налягане, ако при отчитане на висотомера, когато алтернативният източник на статично налягане се различава от отчитането на висотомера на основната система за статично налягане с повече от 50 фута.

(d) С изключение на отвора в атмосферата, всяка система трябва да бъде херметизирана.

(e) Всеки барометричен висотомер трябва да бъде одобрен и калибриран да показва височина по налягането на околната атмосфера при стандартна атмосфера с минимална практикувана грешка при калибриране, когато се прилага съответното статично налягане.

(f) Всяка система трябва да се проектира и монтира така, че грешка в показваната височина по налягането на околната атмосфера, на морското равнище, при стандартна атмосфера, с изключване на грешката при калиброване на прибора, да не води до грешка, по-голяма от +/-30 фута на 100 възела скорост. При все това грешката не е подходящо да бъде по-малка от +/-30 фута.

(g) С изключениена предвиденото в подпараграф (h) на този параграф, ако системата за статично налягане включва основен и алтернативен приемник на статично налягане, средствата за избиране на единия или другия приемник трябва да се проектират така, че:

1. Когато е избран единия приемник, другият е блокиран; и

2. Двата приемника не могат да бъдат блокирани едновременно.

(h) За нехерметизирани роторкрафти, не се прилага подпараграф (g) (1) на настоящия параграф, ако може да се покаже, че калибрирането на системата за статично налягане не се променя при някой избран приемник за статично налягане и при отварянето или затварянето на другия.

(a) Each magnetic direction indicator must

be installed so that its accuracy is not excessively

affected by the rotorcraft’s vibration or magnetic

fields.

(b) The compensated installation may not

on any heading.

JAR 29.1327 Магнитен компас

a) Всеки магнитен компас трябва да е монтиран така, че точността на му да не е прекомерно повлияна от вибрациите на роторното ВС и магнитните полета; и

b) След компенсация при монтажа не трябва да има грешка в установен хоризонтален полет, по-голяма от 10° в която и да е посока.

(a) Each automatic pilot system must be

designed so that the automatic pilot can –

(1) Be sufficiently overpowered by one

pilot to allow control of the rotorcraft; and

(2) Be readily and positively

disengaged by each pilot to prevent it from

interfering with the control of the rotorcraft.

(b) Unless there is automatic

synchronisation, each system must have a means

to readily indicate to the pilot the alignment of the

actuating device in relation to the control system

it operates.

(c) Each manually operated control for the

system’s operation must be readily accessible to

the pilots.

(d) The system must be designed and

adjusted so that, within the range of adjustment

available to the pilot, it cannot produce hazardous

loads on the rotorcraft, or create hazardous

deviations in the flight path, under any flight

condition appropriate to its use, either during

normal operation or in the event of a malfunction,

assuming that corrective action begins within a

reasonable period of time.

(e) If the automatic pilot integrates signals

from auxiliary controls or furnishes signals for

operation of other equipment, there must be

positive interlocks and sequencing of engagement

to prevent improper operation.

to airborne navigation equipment, means must be

provided to indicate to the pilots the current mode of

operation. Selector switch position is not acceptable

as a means of indication.]

JAR 29.1329 Система за автоматично пилотиране (автопилот)

(а) Всяка система трябва да е проектирана така, че автопилотът да може:

1. Да бъде лесно преодоляван от един пилот, за да му позволи да управлява роторкрафта.

2. Да бъде бързо и сигурно изключван от пилота, за да предотврати намесата му при управлението на роторкрафта от пилота.

2. Всяка система трябва да има средство ясно да показва на пилота изравняването на задвижващото устройство относно управляваща система с която работи, освен, ако има автоматична синхронизация.

(с) Всяко ръчно задвижвано управление на система за управление трябва да бъде лесно достъпно за пилотите.

(d) Всяка система трябва да бъде проектирана и регулирана така, че в диапазона на регулиране достъпен на пилота, да не причинява опасни натоварвания на роторкрафта или да създаде опасни отклонения на траекторията на полета, при каквито и са полетни условия подходящи за нейното използване или при нормална експлоатация или в случай на неправилна работа, приемайки, че коригиращото действие започва след приемлив период от време.

(е) Ако автопилотът интегрира сигнали от помощни уреди за управление или дава сигнали за експлоатацията на друго оборудване, трябва да има положително синхронизиране с последователност на включване за избягване на неправилно функциониране.

(f) Ако автопилотът може да бъде свързван с бордното навигационно оборудване, трябва да се предвиди средство да показва на екипажа текущия режим на работа. Положението на превключвателя не е приемливо средство за показание.

For Category A rotorcraft –

(a) Each required flight instrument using a

power supply must have –

(1) Two independent sources of power;

(2) A means of selecting either power

source; and

(3) A visual means integral with each

instrument to indicate when the power adequate

to sustain proper instrument performance is not

being supplied. The power must be measured

at or near the point where it enters the

instrument. For electrical instruments, the

power is considered to be adequate when the

voltage is within approved limits; and

(b) The installation and power supply system

must be such that failure of any flight instrument

connected to one source, or of the energy supply

from one source, or a fault in any part of the

power distribution system does not interfere with

the proper supply of energy from any other

source.

JAR 29.1331 Прибори използващи енергийно захранване

За роторкрафти категория А-

(а) Всеки изискван полетен прибор, използващ енергийно захранване, трябва да има:

1. Два независими източници на захранване;

2. Средство за избор на който и да е източник на захранване; и

3. Визуално средство, неразделна част от всеки прибор, което да показва кога необходимато захранване за поддържане на правилното функциониране на прибора, не се подава. Захранването трябва да се измерва в или в близост до точката, в която то влиза в прибора. За електрически прибори, захранването се смята за подходящо, когато напрежението е в рамките одобрени ограничения; и

(b) Инсталацията и системата за електрозахранване трябва да са такива, че излизането от строя на всеки един прибор, свързан с източника, или повреда в която и да е част на системата за енергоразпределение, да не попречи на подходящото захранване с енергия от който и да е друг източник.

For systems that operate the required flight

instruments which are located at each pilot’s

station, the following apply:

(a) Only the required flight instruments for

the first pilot may be connected to that operating

system.

(b) The equipment, systems, and installations

information essential to the safety of flight which

is provided by the flight instruments remains

available to a pilot, without additional crew

member action, after any single failure or

combination of failures that are not shown to be

extremely improbable.

(c) Additional instruments, systems, or

equipment may not be connected to the operating

system for a second pilot unless provisions are

made to ensure the continued normal functioning

of the required flight instruments in the event of

any malfunction of the additional instruments,

systems, or equipment which is not shown to be

extremely improbable.

If a flight director system is installed, means

must be provided to indicate to the flight crew its

current mode of operation. Selector switch

position is not acceptable as a means of

indication.

JAR 29.1335 Системи за управление на полета

Ако е монтирана система за управление на полета, трябва да са осигурени средства да показват на екипажа текущия режим на експлоатация. Положението на превключвателя не е приемливо средство за показание.

(a) Instruments and instrument lines

(1) Each powerplant and auxiliary

power unit instrument line must meet the

requirements of JAR 29.993 and 29.1183.

(2) Each line carrying flammable fluids

under pressure must –

(i) Have restricting orifices or

other safety devices at the source of

pressure to prevent the escape of

excessive fluid if the line fails; and

(ii) Be installed and located so

that the escape of fluids would not create

a hazard.

(3) Each power plant and auxiliary

power unit instrument that utilises flammable

fluids must be installed and located so that the

escape of fluid would not create a hazard.

(b) Fuel quantity indicator. There must be

means to indicate to the flight-crew members the

quantity, in US-gallons or equivalent units, of usable

fuel in each tank during flight. In addition –

(1) Each fuel quantity indicator must be

calibrated to read ‘zero’ during level flight

when the quantity of fuel remaining in the tank

is equal to the unusable fuel supply determined

under JAR 29.959;

(2) When two or more tanks are closely

interconnected by a gravity feed system and

vented, and when it is impossible to feed from

each tank separately, at least one fuel quantity

indicator must be installed;

(3) Tanks with interconnected outlets

and airspaces may be treated as one tank and

need not have separate indicators; and

(4) Each exposed sight gauge used as a

fuel quantity indicator must be protected

against damage.

(c) Fuel flowmeter system. If a fuel

flowmeter system is installed, each metering

component must have a means for bypassing the

fuel supply if malfunction of that component

severely restricts fuel flow.

(d) Oil quantity indicator. There must be a

stick gauge or equivalent means to indicate the

quantity of oil –

(1) In each tank; and

(2) In each transmission gearbox.

(e) Rotor drive system transmissions and

gearboxes utilising ferromagnetic materials must

be equipped with chip detectors designed to

indicate the presence of ferromagnetic particles

resulting from damage or excessive wear within

the transmission or gearbox. Each chip detector

must –

(1) Be designed to provide a signal to the

(2) Be provided with a means to allow

crew members to check, in flight, the function

of each detector electrical circuit and signal.

JAR 29.1337 Прибори за силовата установка.

(а) Прибори и тръбопроводи към приборите

1. Всеки тръбопровод на измерителен прибор на силова установка и спомагателния енергиен агрегат трябва да отговаря на изискванията на JAR 29.993 и JAR 29.1183.

2. Всеки тръбопровод пренасящ запалими течности под налягане трябва:

(i) Да има бленди или други устройства за обезопасяване, разположени до източника на налягане с цел да се избегне изтичането на прекомерно количество течност, ако тръбопровода се разруши; и

(ii) Да бъде инсталиран и разположен така, че изтичането на запалим флуид да не създава пожарна опасност.

3. Всеки измерителен прибор на силова или спомагателна енергийна установка, който използва запалими флуиди трябва да бъде инсталиран и разположен така, че изтичането на запалим флуид да не създава допълнителна пожарна опасност.

(b) Индикатор на количеството на горивото. Трябва да има средство, което да показва на членовете на екипажа количеството от използваемо гориво във всеки резервоар в US галони или други еквивалентни единици, използван по време на полет. В допълнение:

1. Всеки индикатор за количеството на горивото, трябва да бъде тариран така, че да отчита "нула" по време на хоризонтален полет, ако количеството на горивото е равно на неизползваемото по JAR 29. 95

2. Когато два или повече горивни резервоари са тясно взаимосвързани чрез гравитационна захранваща система и вентилация, и когато е невъзможно да се захранва гориво от всеки един от резервоарите поотделно, трябва да се монтира най-малко един индикатор за количеството на горивото;

3. Резервоари със свързани изходи и въздушни обеми могат да бъдат разглеждани като един резервоар и да нямат отделни индикатори.

4. Всяко нивомерно стъкло използвано за показване на количеството гориво, трябва да бъде защитено от повреда.

(с) Разходомерна система. Ако е монтирана разходомерна система, всеки измерителен компонент, чиято неправилната работа може да доведе до значително намаление на дебита, трябва да има байпас.

(d) Индикатор за количеството на маслото. Трябва да има нивомерна пръчка или равностойно средства за показване на екипажа количеството на маслото

1. Във всеки резервоар: и

2. Във всеки трансмисионен редуктор.

(е) Трансмисии и редуктори за задвижване на системата на носещото витло, използващи феромагнитни материали, трябва да бъдат оборудвани с детектори за стружки, проектирани да откриват наличието на феромагнитни частици, появяващи се в резултат от повреда или прекомерно износване вътре в трансмисията или редуктора. Всеки детектор за стружки трябва -

1. Да бъде проектиран да подава сигнал на индикатора, изискван от JAR 29.1305 (а) (23); и

2. Да бъде осигурен със средство, което да позволяна на членовете на екипажа да проверяват по време на полет функционирането на всяка детекторна електрическа верига и сигнал.

(a) Electrical system capacity. The required

generating capacity and the number and kind of

power sources must –

(1) Be determined by an electrical load

analysis; and

(2) Meet the requirements of JAR

29.1309.

system includes electrical power sources, main

power busses, transmission cables, and associated

control, regulation, and protective devices. It

must be designed so that –

(1) Power sources function properly

when independent and when connected in

combination;

(2) No failure or malfunction of any

power source can create a hazard or impair the

ability of remaining sources to supply essential

loads;

(as applicable) at the terminals of essential

load equipment can be maintained within the

limits for which the equipment is designed,

during any probable operating condition;

(4) System transients due to switching,

fault clearing, or other causes do not make

essential loads inoperative, and do not cause a

smoke or fire hazard;

(5) There are means accessible in flight

to appropriate crew members for the individual

and collective disconnection of the electrical

power sources from the main bus; and

(6) There are means to indicate to

appropriate crew members the generating

system quantities essential for the safe

operation of the system, such as the voltage

and current supplied by each generator.

(c) External power. If provisions are made

for connecting external power to the rotorcraft,

and that external power can be electrically

connected to equipment other than that used for

engine starting, means must be provided to ensure

that no external power supply having a reverse

polarity, or a reverse phase sequence, can supply

power to the rotorcraft’s electrical system.

(d) Operation with the normal electrical

power generating system inoperative.

(1) It must be shown by analysis, tests,

or both, that the rotorcraft can be operated

safely in VFR conditions, for a period of not

less than five minutes, with the normal

electrical power generating system inoperative,

with critical type fuel (from the stand-point of

flameout and restart capability), and with the

rotorcraft initially at the maximum certificated

altitude. Parts of the electrical system may

remain on if –

(i) A single malfunction,

including a wire bundle or junction box

fire, cannot result in loss of the part

(ii) The parts turned on are

electrically and mechanically isolated

[from the parts turned off.]

[ ]

[(2) Additional requirements for

Category A Rotorcraft]

(i) Unless it can be shown that

the loss of the normal electrical power

generating system is extremely

improbable, an emergency electrical

power system, independent of the normal

electrical power generating system, must

be provided with sufficient capacity to

[power all systems necessary for]

continued safe flight and landing.

(ii) Failures, including junction

box, control panel or wire bundle fires,

which would result in the loss of the

normal and emergency systems must be

shown to be extremely improbable.

[(iii) Systems necessary for]

immediate safety must continue to

operate following the loss of the normal

electrical power generating system,