Section 1 – requirements

If warning, caution or advisory lights are

installed in the cockpit, they must, unless

otherwise approved the Authority, be –

(a) Red, for warning lights (lights indicating

a hazard which may require immediate corrective

action); Amber, for caution lights (lights indicating

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 27.1322 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) Червени, предупреждаващи за възникнала опасност (светлини показващи опасност, която може да изисква незабавна намеса);

(b) Оранжеви, предупреждаващи за вероятна опасност (светлини показващи, че е възможна необходимост от бъдещо коригиращо действие);

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

(d) За да се избегнат на възможни недоразумения, 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.

(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) The airspeed indicating system must be

calibrated in flight at forward speeds of 20 knots

and over.

(c) At each forward speed above 80% of the

climbout speed, the airspeed indicator must

indicate true airspeed, at sea-level with a standard

atmosphere, to within an allowable installation

error of not more than the greater of –

(1) ±3% of the calibrated airspeed; or

(2) Five knots.

JAR 27.1323 Система за измерване на въздушната скорост

(а) Всеки прибор 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) Системата за измерване на въздушната скорост трябва да се калибрира по време на полет при скорости напред от 20 възела и над 20 възела.

(с) При всяка скорост напред над 80% от скоростта на набиране на височина, индикаторът за измерване на въздушната скорост трябва да показва истинската въздушна скорост на морското равнище при стандартна атмосфера и в рамките на позволена монтажна грешка, непривашаваща по-голямото от:

+/- 3% от калибрираната въздушна скорост; или

Пет възела.

(a) Each instrument with static air case

connections must be vented so that the influence of

rotorcraft speed, the opening and closing of

windows, airflow variation, and moisture or other

foreign matter does not seriously affect its accuracy.

(b) Each static pressure port must be designed

and located in such a 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 feet, a correction card must be provided for the

alternate static system.

(c) Except as provided in sub-paragraph (d)

of this paragraph, if the static pressure system

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.

(d) For unpressurised rotorcraft, subparagraph

(c) (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 27.1325 Системи за статичното налягане

(а) Всеки прибор, чийто корпус е предвиден за свързване със статичното налягане, трябва да бъде вентилиран със подходяща вентилационна система така, че влиянието на скоростта на роторкрафта, отварянето и затварянето на прозорците, варирането на въздушния поток и влагата или други чужди тела, да не повлияят сериозно върху точността на прибора.

(b) 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.

(с) С изключение на предвиденото в подпараграф (d) на този параграф, ако системата за статично налягане обединява основния и алтернативния приемник на статично налягане, средствата за избиране на единия или другия приемник трябва да се проектират така, че:

Когато е избран единия приемник, другият е блокиран; и

Двата приемника не могат да бъдат блокирани едновременно.

(a) Except as provided in sub-paragraph (b) of

this paragraph –

(1) Each magnetic direction indicator

must be installed so that its accuracy is not

excessively affected by the rotorcraft’s

vibration or magnetic fields; and

(2) The compensated installation may

not have a deviation, in level flight, greater

than 10° on any heading.

(b) A magnetic non-stabilised direction

indicator may deviate more than 10° due to the

operation of electrically powered systems such as

electrically heated windshields if either a

magnetic stabilised direction indicator, which

does not have a deviation in level flight greater

than 10° on any heading, or a gyroscopic direction

indicator, is installed. Deviations of a magnetic

non-stabilised direction indicator of more than

10° must be placarded in accordance with JAR

27.1547 (e).

JAR 27.1327 Магнитен компас

(а) Освен както е предвидено в подпараграф (b) на този параграф:

(1) Всеки магнитен компас трябва да е монтиран така, че точността на му да не е прекомерно повлияна от вибрациите на роторкрафта и магнитните полета; и

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

(b) Магнитен нестабилизиран компас може да има грешка повече от 10 градуса в следствие на функционирането на електрически захранвани системи, като електрически затопляни предни стъкла или стабилизиран магнитен компас, който няма грешка при хоризонтален полет по-голяма от десет градуса, или жироскопичен компас, ако е инсталиран. Грешките на магнитен нестабилизиран компас по-големи от 10 градуса трябва да се отбилижат на табела в съответствие с JAR 27.1547 (е).

(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 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.

(f) If the automatic pilot system can be coupled

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 27.1329 Система за автоматично пилотиране (автопилот)

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

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

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

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

(с) Всяко ръчно задвижвано управление за експлоатация на системата 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 сигурно 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.

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 27.1335 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 instrument line must

meet the requirements of JAR 27.961 and 27.993.

(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 powerplant 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. Each fuel

quantity indicator must be installed to clearly

indicate to the flight crew the quantity of fuel in

each tank in 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 27.959;

(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; and

(3) Each exposed sight gauge used as a

fuel quantity indicator must be protected

against damage.

(c) Fuel flow meter system. If a fuel flow

meter 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

means to indicate the quantity of oil in each tank –

(1) On the ground (including during the

filling of each tank); and

(2) In flight, if there is an oil transfer

system or reserve oil supply system.

(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. Chip

detectors must -

[(1) be designed to provide a signal to

the indicator required by 27.1305(v); and

(2) be provided with a means to allow

crew members to check, in flight, the function

JAR 27.1337 Прибори за силовата установка.

а) Прибори и тръбопроводи към приборите

Всеки тръбопровод на измерителен прибор на силова установка трябва да отговаря на изискванията на JAR 27.961 и JAR 27.993.

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.

Всеки измерителен прибор на силова 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. Всеки индикатор за количеството на гориво трябва да е инсталиран за ясна индукация на летателния екипаж на количеството гориво във всеки резервоар в полет. В допълнение:

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 27. 959;

Когато два или повече горивни резервоари са тясно взаимосвързани с 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;и

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 р средства за показване количеството на маслото във всеки резервоар:

На земята (включително по време на зареждане на всеки резервоар); и

По време на полет, ако има система за прехвърляне на масло или резервна система за доставяне на масло.

(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 27.1305 (v); 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. Electrical

equipment must be adequate for its intended use.

In addition –

(1) Electric power sources, their

transmission cables, and their associated

control and protective devices must be able to

furnish the required power at the proper

voltage to each load circuit essential for safe

operation; and

(2) Compliance with paragraph (a) (1)

of this paragraph must be shown by an

electrical load analysis, or by electrical

measurements that take into account the

electrical loads applied to the electrical system,

in probable combinations and for probable

durations.

(b) Function. For each electrical system the

following apply:

(1) Each system, when installed, must

be –

(i) Free from hazards in itself, in

on other parts of the rotorcraft; and

(ii) Protected from fuel, oil,

water, other detrimental substances, and

mechanical damage.

(2) Electric power sources must

function properly when connected in

combination or independently.

(3) No failure or malfunction of any

source may impair the ability of any remaining

source to supply load circuits essential for safe

operation.

(4) Each electric power source control

must allow the independent operation of each

source.

(c) Generating system. There must be at

load circuits essential for safe operation. In

addition –

(1) Each generator must be able to

deliver its continuous rated power;

(2) Generator voltage control

equipment must be able to dependably regulate

each generator output within rated limits;

(3) Each generator must have a reverse

current cut-out designed to disconnect the

generator from the battery and from the other

generators when enough reverse current exists

to damage that generator; and

(4) Each generator must have an over

voltage control designed and installed to

prevent damage to the electrical system, or to

equipment supplied by the electrical system,

that could result if that generator were to

develop an over voltage condition.

(d) Instruments. There must be means to

indicate to appropriate crew members the electric

power system quantities essential for safe

operation of the system. In addition –

(1) For direct current systems, an

ammeter that can be switched into each

generator feeder may be used; and

(2) If there is only one generator, the

ammeter may be in the battery feeder.

(e) 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.