JAR 29.321 Общи положения
(а) Коефициент на претоварване в полет трябва да се приеме, че действа нормално по отношение на надлъжната ос на ротокрафта, и че е равен по сила и противоположен по посока на действие на коефициента на инерционното натоварване на ротокрафта в центъра на тежестта. (b) Съответствието с изискванията за натоварвания в полет в този подраздел трябва да бъде показано: (1) За всяко тегло от диапазона на максимално и минимално проектни тегла; (2) За всяка практическа комбинация на натоварвания в експлоатационните ограничения, указани вРъководството за летателна експлоатация на роторкрафта.
JAR 29.337 Limit manoeuvring load factor
The rotorcraft must be designed for –
(a) A limit manoeuvring load factor ranging
from a positive limit of 3.5 to a negative limit of
–1.0; or
(b) Any positive limit manoeuvring load
factor not less than 2.0 and any negative limit
manoeuvring load factor of not less than –0.5 for
which –
(1) The probability of being exceeded
is shown by analysis and flight tests to be
extremely remote; and
(2) The selected values are appropriate
to each weight condition between the design
maximum and design minimum weights.
| JAR 29.337 Максимален коефициент на натоварване при маневриране
Роторкрафтът трябва да бъде проектиран за –
(а) Максимален коефициент на натоварване при маневриране, в диапазона от положителен максимум от 3.5 до отрицателен минимум -1.0; или
(b) Всеки положителен максимален коефициента на натоварване при маневриране,не по малък от 2.0, и всеки отрицателен максимален коефициент на натоварване при маневриране ,не по-малък от -0.5, за които-
(1) Чрез анализ и изпитания в полет е показано, че вероятността да бъдат надвишени е изключително малка; и
(2) Избраните стойности са съответстващи за всяко тегло между проектните максимално и минималн тегла.
|
JAR 29.339 Resultant limit manoeuvring
loads
The loads resulting from the application of
limit manoeuvring load factors are assumed to act
at the centre of each rotor hub and at each
auxiliary lifting surface, and to act in directions
and with distributions of load among the rotors
and auxiliary lifting surfaces, so as to represent
each critical manoeuvring condition, including
power-on and power-off flight with the maximum
design rotor tip speed ratio. The rotor tip speed
ratio is the ratio of the rotorcraft flight velocity
component in the plane of the rotor disc to the
rotational tip speed of the rotor blades and is
expressed as follows:
where –
V = The airspeed along the flight path (fps);
a = The angle between the projection, in the
plane of symmetry, of the axis of no
feathering and a line perpendicular to the
flight path (radians, positive when axis is
pointing aft);
_= The angular velocity of rotor (radians per
second); and
R = The rotor radius (ft).
|
JAR 29.339 Резултантни максимални натоварвания при маневриране
Натоварванията, получени в резултат от прилагане на максимални коефициенти на натоварване при маневриране се приема, че действат в центъра на втулката на носещия винт и при всяка спомагателна носеща аеродинамична повърхност , и в посоки и с разпределения на натоварването сред носещите винтове и спомагателните носещи аеродинамични повърхности така, че да представят всяко критично условие на маневриране, включително полет с налична мощност и отсъствие на мощност в границите на максималния коефициент на скоростта на страничното обтичане на носещия винт. Коефициентът на скоростта на страничното обтичане на носещия винт е отношението между компонента на полетната скорост на ротокрафта в равнината на диска на носещия винт и ротационната скорост на обтичане на лопатите на носещия винт и се изразява по следния начин:
Vcosa
µ = ------------
ΩR
където:
V = въздушната скорост по продължение на полетната траектория
а = ъгълът между проекцията, в равнината на симетрия, на оста без флюгиране и линията, перпендикулярна на траекторията на полета (в радиани, положителни, когато оста сочи към опашните плоскости на ротокрафта);
Ω = ъгловата скорост на носещия винт (радиани в секунда); и
R = радиусът на носещия винт (фута).
|
JAR 29.341 Gust loads
Each rotorcraft must be designed to withstand,
at each critical airspeed including hovering, the
loads resulting from vertical and horizontal gusts
of 9.l metres per second (30 ft/s).
| JAR 29.341 Натоварване от пориви на вятъра Всеки роторкрафт трябва да бъде проектиран така, че да издържа, при всяка критична въздушна скорост- включително при зависване, натоварванията , които се получават в резултат от вертикални и хоризонтални пориви на вятъра от 9.1 m/s (30 ft /s).
|
JAR 29.351 Yawing conditions
(a) Each rotorcraft must be designed for the
loads resulting from the manoeuvres specified in subparagraphs
(b) and (c) of this paragraph, with –
(1) Unbalanced aerodynamic moments
about the centre of gravity which the aircraft
reacts to in a rational or conservative manner
considering the principal masses furnishing the
reacting inertia forces; and
(2) Maximum main rotor speed.
(b) To produce the load required in subparagraph
(a) of this paragraph, in unaccelerated
flight with zero yaw, at forward speeds from zero
up to 0.6 VNE.
[ (1) Displace the cockpit directional]
control suddenly to the maximum deflection
limited by the control stops or by the maximum
[pilot force specified in JAR 29.397(a);]
(2) Attain a resulting sideslip angle or
90°, whichever is less; and
(3) Return the directional control
suddenly to neutral.
(c) To produce the load required in subparagraph
(a) of this paragraph, in unaccelerated
flight with zero yaw, at forward speeds from 0.6
VNE up to VNE or VH, whichever is less –
(1) Displace the cockpit directional
control suddenly to the maximum deflection
[limited by the control stops or by the maximum
pilot force specified in JAR 29.397(a);]
(2) Attain a resulting sideslip angle or
15°, whichever is less, at the lesser speed of
VNE or VH;
(3) Vary the sideslip angles of subparagraphs
(b) (2) and (c) (2) of this paragraph
directly with speed; and
(4) Return the directional control
suddenly to neutral.
|
JAR 29.351 Условия при въртене около вертикалната ос
(а) Всеки роторкрафт трябва да бъде проектиран за натоварванията, които се получават в резултат от маневрите, посочени конкретно в подпараграфи (b) и (с) на настоящия параграф, с –
(1) Небалансирани аеродинамични моменти около центъра на тежестта , на които въздухоплавателното средство реагира по рационален или консервативен начин, като се отчитат главните маси, които водят до реагиращи инерционни сили; и
(2) Максималната честота на въртене на главния носещ винт.
(b) Да създаде натоварването, което се изисква в подпараграф (а) на настоящия параграф, при установен, без ускорения, полет с нулево отклонение от курса при постъпателни скорости от нула до 0.6 VNE.
(1) Да отклони енергично попътното управление от пилотската кабина до максималното отклонение , ограничавано от ограничителите на управлението или от максималното усилие на пилота, посочено конкретно в JAR 29.397 (а);]
(2) Да постигне резултантен ъгъл на странично плъзгане или 90 градуса, което е по-малко; и
(3) Да върне попътното управление енергично в неутрално положение.
(с) Да създаде натоварването, което се изисква в подпараграф (а) на настоящия параграф, при установен полет със нулево отклонение от курса при постъпателни скорости от 0.6 VNE до VNE или Vн, която е по-малка-
(1) Да отклони енергично попътното управление от пилотската кабина до максималното отклонение , ограничавано от ограничителите на управлението или от максималното усилие на пилота, посочено конкретно в JAR 29.397 (а);]
(2) Да постигне резултантен ъгъл на странично плъзгане или 15 градуса, което е по-малко, при по-малката скорост VNE или Vн ;
-
Да променя ъглите на странично плъзгане, посочени в подпараграфи (b) (2) и (с) (2) на настоящия параграф в направление на скоростта; и
-
Да върне попътното управление енергично в неутрално положение.
|
JAR 29.361 Engine torque
The limit engine torque may not be less than
the following:
(a) For turbine engines, the highest of –
(1) The mean torque for maximum
continuous power multiplied by 1.25;
(2) The torque required by JAR 29.923;
(3) The torque required by JAR 29.927; or
(4) The torque imposed by sudden engine
stoppage due to malfunction or structural failure
(such as compressor jamming).
(b) For reciprocating engines, the mean torque
for maximum continuous power multiplied by –
(1) 1.33, for engines with five or more
cylinders; and
(2) Two, three, and four, for engines with
four, three, and two cylinders, respectively.
|
JAR 29.361 Въртящ момент на вала на двигателя
Максималният въртящ момент на вала на двигателя не трябва да е по-малък от следното:
(а) За газотурбинни двигатели, най-високата стойност на-
-
Средния въртящ момент на вала за максимална продължителна мощност, умножено с 1.25;
-
Въртящият момент на вала на двигателя, коийто се изисква от JAR 29.923;
-
Въртящият момент на вала на двигателя, коийто се изисква от JAR 29.927; и
-
Въртящият моментна вала на двигателя, който принудително се налага при внезапното спиране на двигателя поради авария или разрушаване на конструкцията (като например заклинване на компресора).
(b) За бутални двигатели , средният въртящ момент на вала за максимална продължителна мощност, умножено с –
-
1.33 за двигатели с пет или повече цилиндри; и
-
две, три и четири за двигатели , съответно с четири, три и два цилиндъра.
|
CONTROL SURFACE AND SYSTEM LOADS
JAR 29.391 General
Each auxiliary rotor, each fixed or movable
stabilising or control surface, and each system
operating any flight control must meet the
requirements of JAR 29.395 to 29.427.
|
НАТОВАРВАНЕ НА УПРАВЛЯВАЩИТЕ ПЛОСКОСТИ И СИСТЕМИТЕ ЗА УПРАВЛЕНИЕ
JAR 29.391 Общи положения
Всеки спомагателен носещ винт , всяка неподвижна или подвижна плоскост за стабилизиране или управление, и всяка система, участваща в което и да е полетно управление, трябва да отговарят на изискванията, посочени в JAR 29.395 до JAR 29.427.
|
JAR 29.395 Control system
(a) The reaction to the loads prescribed in
JAR 29.397 must be provided by –
(1) The control stops only;
(2) The control locks only;
(3) The irreversible mechanism only
(with the mechanism locked and with the control
surface in the critical positions for the effective
parts of the system within its limit of motion);
(4) The attachment of the control
system to the rotor blade pitch control horn
only (with the control in the critical positions
for the affected parts of the system within the
limits of its motion); and
(5) The attachment of the control system
to the control surface horn (with the control in the
critical positions for the affected parts of the
system within the limits of its motion).
(b) Each primary control system, including
its supporting structure, must be designed as
follows:
(1) The system must withstand loads
resulting from the limit pilot forces prescribed
in JAR 29.397;
(2) Notwithstanding sub-paragraph
(b)(3) of this paragraph, when power-operated
actuator controls or power boost controls are
used, the system must also withstand the loads
resulting from the limit pilot forces prescribed
in JAR 29.397 in conjunction with the forces
output of each normally energised power
device, including any single power boost or
actuator system failure;
(3) If the system design or the normal
operating loads are such that a part of the
system cannot react to the limit pilot forces
prescribed in JAR 29.397, that part of the
system must be designed to withstand the
maximum loads that can be obtained in normal
operation. The minimum design loads must, in
any case, provide a rugged system for service
use, including consideration of fatigue,
jamming, ground gusts, control inertia and
friction loads. In the absence of a rational
analysis, the design loads resulting from 0.60
of the specified limit pilot forces are
acceptable minimum design loads; and
(4) If operational loads may be
exceeded through jamming, ground gusts,
control inertia, or friction, the system must
withstand the limit pilot forces specified in
JAR 29.397, without yielding.
| JAR 29.395 Система за управление
(а) Реакцията на натоварванията, предписани в JAR 29.397 трябва да се осигурява от-
(1) Само от ограничителите за управление;
(2) Само от заключващите устройства за управление;
(3) Само с необратимия механизъм (при заключен механизъм и при управляваща плоскост в критични положения за засегнатите части на системата в границите на неговия лимит на движение);
(4) Само с привързване на системата за управление към лоста за управление на стъпката на лопатата на носещия винт (лоста за управление в критични положения за засегнатите части на системата в рамките на неговия лимит на движение);и
(5) С привързване на системата за управление към лоста за управление на управляващата плоскост (при лоста за управление в критични положения за засегнатите части на системата в рамките на неговия лимит на движение);и
( b) Всяка основна система за управление, включително и нейната упорна конструкция, трябва да бъде проектирана както следва:
-
Системата трябва да може да издържа натоварвания, които се получават в резултат от максималните усилия на пилота,предписани в JAR 29.397;
-
Независимо от указаното в подпараграф (b)(3) на този параграф, когато се използват задействани с енергия управляващи средства или бустери, системата трябва да издържа на натоварванията, получаващи се от граничните пилотски усилия, указани в JAR 29.397 съвместно със силите на всяко захранвано с енергия устройство, включително всеки отделен енергиен бустер или повреда в системата за задействане.
-
Ако проектната система или нормалните експлоатационни натоварвания са такива, че част от системата не е в състояние да реагира на граничните услия на пилота, предписани в JAR 29.397, тази част от системата трябва да бъде проектирана така, че да издържа максималните натоварвания, които могат да се получат при нормална експлоатация. Минимално проектираните натоварвания при всички случаи трябва да осигуряват една строга система за използване в експлоатационни условия, включително като се вземат под внимание натоварвания поради умора, заклинване, приземни пориви на вятъра, инерция на управлението или триене. При липсата на рационален анализ, за приемливи минимални проектни натоварвания се приемат проектните натоварвания, които се получават в резултат от 0.60 от конкретно посочените гранични усилия на пилота; и
-
Ако експлоатационните натоварвания могат да бъдат надвишавани поради заклинване, приземни пориви на вятъра, инерция на управлението или триене, системата трябва да може да издържа, граничните усилия на пилота, посочени в JAR 29.397.
|
JAR 29.397 Limit pilot forces and torques
(a) Except as provided in sub-paragraph (b)
of this paragraph, the limit pilot forces are as
follows:
[(1) For foot controls, 578 Newtons]
(130 pounds).
[(2) For stick controls, 445 Newtons
(100 pounds) fore and aft, and 298 Newtons]
(67 pounds) laterally.
(b) For flap, tab, stabiliser, rotor brake and
landing gear operating controls, the following
[apply:]
[(1) Crank, wheel, and lever controls,
(25.4 + R) x 2.919 Newtons, where R = radius
in millimetres (
R 1 x 50 pounds, where R =
radius in inches), but not less than
222 Newtons (50 pounds) nor more than
445 Newtons (100 pounds) for hand-operated
controls or 578 Newtons (130 pounds) for foot-]
operated controls, applied at any angle within
20° of the plane of motion of the control.
[(2) Twist controls, 356 x R Newtonmillimetres,
where R = radius in millimetres
(80 x R inch-pounds where R = radius in
inches).]
|
JAR 29.397 Гранични усилия на пилота и въртящи моменти
Освен както е предвидено в подпараграф (b) на настоящия параграф, граничните усилия на пилота са както следва:
[(1) За педалите за управление, 578 нютона] (130 фунта).
[(2) За лоста за управление, 445 нютона (100 фунта) напред и назади и298 нютона (67 фунта) в напречно отношение.
(b) За управляващите системи на елерони, тримери, стабилизатора, спирачката на носещия вал и колесника,се прилага следното:
(1) Ръчка, щурвал и лост (25.4 + R) х 2.919 нютона, където R е радиусът в милиметри ( 1 + R /3 х 50 фунта , където R е радиусът в инчове), но не по-малко от 222 нютона (50 фунта) нито повече от 445 нютона (100) фунта за ръчно задействани устройства за управление или 578 нютона (130 фунта) за крачно задайствани устройства за управление, прилагани при всякакъв ъгъл в200- плоскост на движение на устройството за управление.
(2) Управляващи устройства със завъртане, 356 х R нютона –милиметри, където R = радиусът в милиметри (80 х R инча-фунта, където R = радиусът в инчове).]
|
JAR 29.399 Dual control system
Each dual primary flight control system must
be able to withstand the loads that result when
pilot forces not less than 0.75 times those
obtained under JAR 29.395 are applied –
(a) In opposition; and
(b) In the same direction.
| JAR 29.399 Дублиращи системи за управление
Всяка дублираща основната система за управление на полета трябва да може да издържа натоварванията, които се получават в резултат от това, че усилията на пилота не са по-малко от 0.75 пъти от усилията, които се получават по смисъла на JAR 29. 395, прилагани –
(а) в противоположна посока; и
(b) в същата посока.
|
JAR 29.411 Ground clearance: tail rotor
guard
(a) It must be impossible for the tail rotor to
contact the landing surface during a normal
landing.
(b) If a tail rotor guard is required to show
compliance with sub-paragraph (a) of this
paragraph –
(1) Suitable design loads must be
established for the guard; and
(2) The guard and its supporting
structure must be designed to withstand those
loads.
|
JAR 29.411 Разстояние до земята: предпазител за опашния винт
(а) Трябва да е невъзможно опашния винт да докосва повърхността за кацане при нормално кацане.
(b) Ако е необходим предпазител за опашния винт, за да се покаже съответствие с подпараграф (а) на този параграф:
-
Трябва да се определят подходящи проектни натоварвания за предпазителя; и
-
Предпазителят и неговата поддържаща конструкция трябва да са проектирани да издържат тези натоварвания.
|
JAR 29.427 Unsymmetrical loads
(a) Horizontal tail surfaces and their
supporting structure must be designed for
unsymmetrical loads arising from yawing and
rotor wake effects in combination with the
prescribed flight conditions.
(b) To meet the design criteria of subparagraph
(a) of this paragraph, in the absence of
more rational data, both of the following must be
met:
(1) 100% of the maximum loading from
the symmetrical flight conditions acts on the
surface on one side of the plane of symmetry,
and no loading acts on the other side.
(2) 50% of the maximum loading from
the symmetrical flight conditions acts on the
surface on each side of the plane of symmetry,
in opposite directions.
(c) For empennage arrangements where the
horizontal tail surfaces are supported by the
vertical tail surfaces, the vertical tail surfaces and
supporting structure must be designed for the
combined vertical and horizontal surface loads
resulting from each prescribed flight condition,
considered separately. The flight conditions must
be selected so that the maximum design loads are
obtained on each surface. In the absence of more
rational data, the unsymmetrical horizontal tail
surface loading distributions described in this
[paragraph must be assumed.]
| JAR 29.427 Несиметрично натоварване
а) Хоризонталните опашни плоскости и поддържащите ги конструкции трябва да бъде проектирани за несиметрични натоварвания, възникващи при плъзгане или пътната струя, в комбинация с полетните натоварвания.
(b) За да се изпълнят проектните критерии на подпараграф (а) на този параграф, при липса на по-рационални данни, трябва да се изпълнят следните две условия:
-
100 % от максималното натоварване при симетрични полетни условия ,действащи върху едната половина на плоскостта спрямо равнината на симетрия, и никакво натоварване не се приема от другата половина.
-
(2) 50 % от максималното натоварване при симетрични полетни условия действащо на повърхността от всяка половина на плоскостта спрямо равнината на симетрия в обратни посоки.
(с) При опашни плоскости , където хоризонталните опашни плоскости се пъддържат от вертикалните опашни плоскости , вертикалните опашни плоскости и поддържащата конструкция трябва да бъдат проектирани така, че да издържат комбинираните вертикални и хоризонтални повърхностни натоварвания , които се получават в резултат от всяко предписано условие на полет, разглеждано поотделно. Полетните условия трябва да бъдат избрани така, че максималните проектни натоварвания да се поемат от всяка плоскост. При отсъствието на по-точни данни, описаните в настоящия параграф разпределения на несеметричните натоварвания на хоризонталните опашни плоскости трябва да се вземат предвид.
|
GROUND LOADS
JAR 29.471 General
(a) Loads and equilibrium. For limit ground
loads –
(1) The limit ground loads obtained in
the landing conditions in this Code must be
considered to be external loads that would
occur in the rotorcraft structure if it were
acting as a rigid body; and
(2) In each specified landing condition,
the external loads must be placed in
equilibrium with linear and angular inertia
loads in a rational or conservative manner.
(b) Critical centres of gravity. The critical
centres of gravity within the range for which
certification is requested must be selected so that
the maximum design loads are obtained in each
landing gear element.
| |
Сподели с приятели: |