Certification Specification for Small Rotorcraft

89 Pages·2008·2.84 MB·English

Annex to ED Decision 2008/009/R
European Aviation Safety Agency 
Certification Specifications 
for 
Small Rotorcraft 
CS­27 
Amendment 2 
17 November 2008
Amendment 2
CS­27 
Annex to ED Decision 2008/009/R
CONTENTS (general layout) 
CS–27 
SMALL ROTORCRAFT 
BOOK 1 – AIRWORTHINESS CODE 
SUBPART A  –  GENERAL 
SUBPART B  –  FLIGHT 
SUBPART C –  STRENGTH REQUIREMENTS 
SUBPART D –  DESIGN AND CONSTRUCTION 
SUBPART E –  POWERPLANT 
SUBPART F  –  EQUIPMENT 
SUBPART G –  OPERATING LIMITATIONS AND INFORMATION 
APPENDICES: A, B and C 
BOOK 2 – ACCEPTABLE MEANS OF COMPLIANCE (AMC): 
AMCs
Amendment 2
C­1
Annex to ED Decision 2008/009/R
CS­27 
PREAMBLE 
CS­27 Amendment 1  Effective: 30/11/2007 
The following is a list of paragraphs affected by this amendment. 
Book 1 
Subpart B
• CS 27.25  Amended (NPA11/2006)
• CS 27.49  Created by renaming CS 27.73(NPA11/2006)
• CS 27.51  Amended  (NPA11/2006)
• CS 27.73  Deleted and moved to CS 27.49(NPA11/2006)
• CS 27.75  Amended  (NPA11/2006)
• CS 27.79  Amended  (NPA11/2006)
• CS 27.143  Amended  (NPA11/2006)
• CS 27.173  Amended  (NPA11/2006)
• CS 27.175  Amended  (NPA11/2006)
• CS 27.177  Amended  (NPA11/2006) 
Subpart E
• CS 27.903  Amended  (NPA11/2006) 
Subpart G
• CS 27.1587  Amended  (NPA11/2006) 
Appendices
• CS­27 Appendix B  Amended (NPA 11/2006) 
CS­27 Amendment 2  Effective: 17/11/2008 
The following is a list of paragraphs affected by this amendment. 
Book 1 
Subpart F
• CS 27.1305  Amended  (NPA2007­17) 
Appendices
• CS­27 Appendix A  Amended (NPA 2007­17)
• CS­27 Appendix C  Amended (NPA 2007­17) 
Book 2
• AMC 27 General  Amended  (NPA2007­17)
• AMC 27.351  Created (NPA 2007­17)
• AMC 27.602  Deleted (NPA 2007­17)
• AMC 27.865  Created (NPA 2007­17)
• AMC 27.1305(t) and (u)  Deleted (NPA 2007­17)
• AMC MG4  Created (NPA 2007­17)
Amendment 2
P­1
Annex to ED Decision 2008/009/R
CS­27 BOOK 1 
EASA Certification Specifications 
for 
SMALL ROTORCRAFT 
CS­27 
Book 1 
Airworthiness code
Amendment 2
1­0­1
Annex to ED Decision 2008/009/R
CS–27 BOOK 1 
SUBPART A – GENERAL
CS 27.1  Applicability 
(a)  This Airworthiness Code is applicable 
to small  rotorcraft with maximum weights of 
3 175 kg (7 000 lbs) or less and nine or less 
passenger seats. 
(b)  reserved 
(c)  Multi­engine  rotorcraft  may  be  type 
certificated  as  Category  A  provided  the 
requirements  referenced  in    Appendix  C  are 
met. 
JAR 27.2  Special Retroactive Requirements 
(a)  reserved 
(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  compliance  is  shown  with  all  the 
INTENTIONALLY LEFT BLANK 
airworthiness requirements of this initial issue 
ofCS­27. 
(2)  The  maximum  weight  may  be 
increased to greater than 2 722 kg (6 000 lbs) 
provided ­ 
(i)  The  number  of  passenger 
seats  is  not  increased  above  the 
maximum  number  previously 
certificated; or 
(ii)  Compliance  is  shown  with 
all of the airworthiness requirements of 
this initial issue of CS­27. 
Amendment 2
1­A­1
Annex to ED Decision 2008/009/R
CS–27 BOOK 1 
SUBPART B – FLIGHT
GENERAL  (iii)  The  weight  of  full  oil 
capacity; and 
(iv)  For  each  seat,  an  occupant 
CS 27.21  Proof of compliance  weight of 77 kg (170 lbs) or any lower 
weight  for  which  certification  is 
Each requirement of this Subpart must be met 
requested. 
at each appropriate combination of weight and 
centre  of  gravity  within  the  range  of  loading  (b)  Minimum weight.  The minimum weight, 
conditions  for  which  certification  is requested.  the lowest weight at which compliance with each 
This must be shown:  applicable requirement of this CS–27 is shown, 
must be established so that it is: 
(a)  By tests upon a rotorcraft of the type for 
which certification is requested or by calculations  (1)  Not more than the sum of: 
based on, and equal in accuracy to, the results of 
(i)  The empty weight determined 
testing; and 
under CS 27.29; and 
(b)  By  systematic  investigation  of  each 
(ii)  The weight of the minimum 
required  combination  of  weight  and  centre  of 
crew necessary to operate the rotorcraft, 
gravity  if  compliance  cannot  be  reasonably 
assuming for each crew member a weight 
inferred from combinations investigated. 
no more  than 77  kg (170 lbs), or any 
lower weight selected by the applicant or 
included in the loading instructions; and 
CS 27.25  Weight limits 
(2)  Not less than: 
(a)  Maximum    weight.  The  maximum 
(i)  The lowest weight selected by 
weight, the highest weight at which compliance 
the applicant; 
with each applicable requirement of this CS–27 
is shown, must be established so that it is:  (ii)  The design minimum weight, 
the lowest weight at which compliance 
(1)  Not more than: 
with  each applicable  structural  loading 
(i)  The  highest  weight  selected  condition of this CS–27 is shown; or 
by the applicant; 
(iii)  The  lowest  weight  at  which 
(ii)  The design maximum weight,  compliance  with  each  applicable  flight 
the highest weight at which compliance  requirement of this CS–27 is shown. 
with  each applicable structural loading 
(c)  Total  weight  with  jettisonable  external 
condition of this CS–27 is shown; 
load.  A total weight for the rotorcraft with a 
(iii)  The highest weight at which  jettisonable external load attached that is greater 
compliance  with  each  applicable  flight  than the maximum weight established under sub­ 
requirement of this CS–27 is shown; or  paragraph  (a)    may  be  established  for  any 
rotorcraft­load combination if: 
(iv)  The  highest  weight,  as  a 
function of altitude and temperature, in  (1)  The  rotorcraft­load  combination 
which the provisions of CS 27.79 and/or  does not include human external cargo, 
CS 27.143(c)(1) are demonstrated if the  (2)  Structural component approval for 
operating  conditions  (altitude  and  external  load  operations  under  either  CS 
temperature)  prescribed  by  those  27.865,  or  under  equivalent  operational 
requirements can not be met; and  standards is obtained, 
(2)  Not less than the sum of:  (3)  The portion of the total weight that 
is  greater  than  the  maximum  weight 
(i)  The empty weight determined 
established under sub­paragraph (a)  is made 
under CS 27.29; 
up only of  the weight of  all or part of  the 
(ii)  The  weight  of  usable  fuel  jettisonable external load, 
appropriate  to  the  intended  operation 
(4)  Structural  components  of  the 
with full payload; 
rotorcraft  are  shown  to  comply  with  the 
applicable structural requirements of this CS­ 
Amendment 2
1–B– 1
Annex to ED Decision 2008/009/R
CS–27 BOOK 1 
27  under  the  increased  loads  and  stresses 
caused  by  the  weight  increase  over  that 
CS 27.33  Main  rotor  speed  and  pitch 
established under sub­paragraph (a) , and 
limits 
(5)  Operation  of  the  rotorcraft  at  a 
(a)  Main  rotor  speed  limits.    A  range  of 
total  weight  greater  than  the  maximum 
main rotor speeds must be established that: 
certificated  weight  established  under  sub­ 
paragraph  (a)  is  limited  by  appropriate  (1)  With power­on, provides adequate 
operating limitations under CS 27.865 (a) and  margin to accommodate the variations in rotor 
(d).  speed occurring in any appropriate manoeuvre, 
and is consistent with the kind of governor or 
[Amdt. No.: 27/1] 
synchroniser used; and 
(2)  With  power­off,  allows  each 
CS 27.27  Centre of gravity limits  appropriate  autorotative  manoeuvre  to  be 
performed throughout the ranges of airspeed 
The extreme forward and aft centres of gravity 
and  weight  for  which  certification  is 
and, where critical, the extreme lateral centres of 
requested. 
gravity  must  be  established  for  each  weight 
established under CS 27.25.  Such an extreme  (b)  Normal  main  rotor  high  pitch  limits 
may not lie beyond:  (power­on).  For  rotorcraft,  except  helicopters 
required to have a main rotor low speed warning 
(a)  The extremes selected by the applicant; 
under sub­paragraph (e). It must be shown, with 
(b)  The extremes within which the structure  power­on and without exceeding approved engine 
is proven; or  maximum  limitations,  that  main  rotor  speeds 
substantially  less  than  the  minimum  approved 
(c)  The extremes within which compliance 
main  rotor  speed  will  not  occur  under  any 
with the applicable flight requirements is shown. 
sustained flight condition.  This must be met by: 
(1)  Appropriate  setting  of  the  main 
CS 27.29  Empty  weight  and  rotor high pitch stop; 
corresponding centre of gravity  (2)  Inherent  rotorcraft  characteristics 
that  make  unsafe  low  main  rotor  speeds 
(a)  The  empty  weight  and  corresponding 
unlikely; or 
centre of gravity must be determined by weighing 
the  rotorcraft  without  the  crew  and  payload  but  (3)  Adequate means to warn the pilot 
with:  of unsafe main rotor speeds. 
(1)  Fixed ballast;  (c)  Normal  main  rotor  low  pitch  limits 
(power­off).  It must be shown, with power­off, 
(2)  Unusable fuel; and 
that: 
(3)  Full operating fluids, including: 
(1)  The normal main  rotor low pitch 
(i)  Oil;  limit  provides sufficient  rotor speed,  in any 
autorotative condition, under the most critical 
(ii)  Hydraulic fluid; and 
combinations of weight and airspeed; and 
(iii)  Other  fluids  required  for 
(2)  It  is  possible  to  prevent 
normal  operation  of  rotorcraft  systems, 
overspeeding of the rotor without exceptional 
except water intended for injection in the 
piloting skill. 
engines. 
(d)  Emergency high pitch.  If the main rotor 
(b)  The  condition  of  the  rotorcraft  at  the 
high  pitch  stop  is  set  to  meet  sub­paragraph 
time of determining empty weight must be one 
(b)(1),  and  if  that  stop  cannot  be  exceeded 
that is well defined and can be easily repeated, 
inadvertently,  additional  pitch  may  be  made 
particularly with respect to the weights of fuel, 
available for emergency use. 
oil, coolant, and installed equipment. 
(e)  Main  rotor  low  speed  warning  for 
helicopters.  For each single engine helicopter, and 
each multi­engine helicopter that does not have an 
CS 27.31  Removable ballast 
approved device that automatically increases power 
Removable  ballast  may  be  used  in  showing 
on the operating engines  when one engine fails, 
compliance  with  the  flight  requirements  of  this 
there must be a main rotor low speed warning which 
Subpart. 
meets the following requirements:
Amendment 2
1–B– 2
Annex to ED Decision 2008/009/R
CS–27 BOOK 1 
(1)  The warning must be furnished to  (1)  80%,  at  and  below  standard 
the  pilot  in  all  flight  conditions,  including  temperature; and 
power­on and power­off flight, when the speed 
(2)  34%,  at  and  above  standard 
of a main rotor approaches a value that can 
temperature plus 28°C (50°F) between these 
jeopardise safe flight. 
two temperatures, the relative humidity must 
(2)  The  warning  may  be  furnished  vary linearly. 
either  through  the  inherent  aerodynamic 
(f)  For  turbine  engine­powered  rotorcraft,  a 
qualities of the helicopter or by a device. 
means  must  be  provided  to  permit  the  pilot  to 
(3)  The  warning  must  be  clear  and  determine  prior  to  take­off  that  each  engine  is 
distinct  under  all  conditions,  and  must  be  capable  of  developing  the  power  necessary  to 
clearly  distinguishable  from  all  other  achieve  the  applicable  rotorcraft  performance 
warnings.  A visual device that requires the  prescribed in this Subpart. 
attention of the crew within the cockpit is not 
acceptable by itself. 
CS 27.49  Performance  at  minimum 
(4)  If  a  warning  device  is  used,  the 
operating speed 
device  must  automatically  de­activate  and 
reset  when  the  low­speed  condition  is  (a)  For helicopters: 
corrected.    If  the  device  has  an  audible 
(1)  The  hovering  ceiling  must  be 
warning,  it  must  also  be  equipped  with  a 
determined over the ranges of weight, altitude, 
means  for the pilot to manually silence the 
and  temperature  for  which  certification  is 
audible  warning  before  the  low­speed 
requested, with: 
condition is corrected. 
(i)  Take­off power; 
(ii)  The  landing  gear  extended; 
PERFORMANCE 
and 
(iii)  The  helicopter  in  ground 
effect at a height consistent with normal 
CS 27.45  General 
take­off procedures; and 
(a)  Unless  otherwise  prescribed,  the 
(2)  The hovering ceiling determined in 
performance requirements of this Subpart must 
sub­paragraph (a)(1) of this paragraph must be 
be met for still air and a standard atmosphere. 
at least: 
(b)  The performance must correspond to the 
(i)  For  reciprocating  engine­ 
engine  power  available  under  the  particular 
powered helicopters, 1219 m (4 000 ft) at 
ambient  atmospheric  conditions,  the  particular 
maximum  weight  with  a  standard 
flight  condition,  and  the  relative  humidity 
atmosphere; or 
specified  in  sub­paragraphs  (d)  or  (e),  as 
appropriate.  (ii)  For  turbine  engine­powered 
helicopters,  762  m  (2 500  ft)  pressure 
(c)  The available power must correspond to 
altitude  at  maximum  weight  at  a 
engine power, not exceeding the approved power, 
temperature of standard +22°C (+40°F). 
less: 
(3)  The out­of­ground  effect hovering 
(1)  Installation losses; and 
performance  must  be  determined  over  the 
(2)  The  power  absorbed  by  the  ranges of weight, altitude, and temperature for 
accessories  and  services  appropriate  to  the  which certification is requested, using take­off 
particular ambient atmospheric conditions and  power. 
the particular flight condition. 
(b)  For rotorcraft other than helicopters, the 
(d)  For  reciprocating  engine­powered  steady rate of climb at the minimum operating 
rotorcraft, the performance, as affected by engine  speed  must  be  determined,  over  the  ranges  of 
power, must be based on a relative humidity of  weight,  altitude,  and  temperature  for  which 
80% in a standard atmosphere.  certification is requested, with: 
(e)  For  turbine  engine­powered  rotorcraft,  (1)  Take­off power; and 
the  performance,  as  affected  by  engine power, 
(2)  The landing gear extended.
must be based on a relative humidity of: 
Amendment 2
1–B– 3
Annex to ED Decision 2008/009/R
CS–27 BOOK 1 
[Amdt. No.: 27/1]  (ii)  At maximum weight; and 
(iii)  With  maximum  continuous 
power on each engine. 
CS 27.51  Take­off 
(2)  The steady rate of climb must be 
The take­off, with take­off power and rpm at the 
determined: 
most critical center of gravity, and with weight 
from  the  maximum  weight  at  sea­level  to  the  (i)  At the climb speed selected by 
weight  for  which  take­off  certification  is  the applicant at or below VNE; 
requested  for  each  altitude  covered  by  this 
(ii)  Within  the  range  from  sea­ 
paragraph: 
level  up  to  the  maximum  altitude  for 
(a)  May not require exceptional piloting skill  which certification is requested; 
or  exceptionally  favourable  conditionsthroughout 
(iii)  For  the  weights  and 
the  ranges  of  altitude  from  standard  sea­level 
temperatures  that  correspond  to  the 
conditions to the maximum altitude for which take­ 
altitude range set forth in sub­paragraph 
off and landing certification is requested, and  (b)(2)(ii) and for which certification is 
requested; and 
(b)  Must be made in such a manner that a 
landing can be made safely at any point along the  (iv)  With  maximum  continuous 
flight  path  if  an  engine  fails.  This  must  be  power on each engine. 
demonstrated up to the maximum altitude for which 
take­off  and  landing  certification  is  requested or 
2134m (7,000 ft) density altitude, whichever is less.  CS 27.67  Climb: one­engine­inoperative 
[Amdt. No.: 27/1]  For multi­engine helicopters, the steady rate of 
climb (or descent),  at V (or at the speed for 
Y 
minimum rate of descent), must be determined 
CS 27.65  Climb: all­engines­operating  with:
(a)  For rotorcraft other than helicopters:  (a)  Maximum weight; 
(1)  The  steady  rate  of  climb,  at  V (b)  The critical engine inoperative and the 
Y 
must be determined:  remaining engines at either: 
(i)  With  maximum  continuous  (1)  Maximum  continuous  power  and, 
power on each engine;  for helicopters for which certification for the 
use of 30­minute one engine inoperative (OEI) 
(ii)  With  the  landing  gear 
power is requested, at 30­minute OEI power; 
retracted; and 
or 
(iii)  For the weights, altitudes, and  (2)  Continuous  OEI  power  for 
temperatures  for  which  certification  is  helicopters for which certification for the use 
requested; and  of continuous OEI power is requested. 
(2)  The climb gradient, at the rate of 
climb  determined  in  accordance  with  sub­ 
CS 27.71  Glide performance 
paragraph (a)(1), must be either: 
For single­engine helicopters and multi­engine 
(i)  At least 1:10 if the horizontal 
helicopters  that  do  not  meet  the  category  A 
distance required to take off and climb 
engine  isolation  requirements  of  CS–27,  the 
over  a  15  m  (50  ft)  obstacle  is 
minimum rate of descent airspeed and the best 
determined for each weight, altitude, and 
angle­of­glide  airspeed  must  be  determined  in 
temperature within the range for which 
autorotation at: 
certification is requested; or 
(a)  Maximum  weight; and 
(ii)  At  least  1:6  under  standard 
sea­level conditions.  (b)  Rotor speed(s) selected by the applicant. 
(b)  Each helicopter must meet the following 
requirements: 
CS 27.75  Landing 
(1)  V must be determined: 
Y  (a)  The rotorcraft must be able to be landed 
(i)  For  standard  sea­level  with  no  excessive  vertical  acceleration,  no
conditions; 
Amendment 2
1–B– 4
Annex to ED Decision 2008/009/R
CS–27 BOOK 1 
tendency  to  bounce,  nose  over,  ground  loop,  limits  and  at  the  minimum  installed 
porpoise, or water loop, and without exceptional  specification  power  available  for  the  most 
piloting  skill  or  exceptionally  favourable  critical  combination  of  approved  ambient 
conditions, with:  temperature and pressure altitude resulting in 
2134m  (7000  ft)  density  altitude  or  the 
(1)  Approach  or  autorotation  speeds 
maximum altitude capability of the helicopter, 
appropriate  to  the  type  of  rotorcraft  and 
whichever is less; and 
selected by the applicant; 
(3)  For  other  rotorcraft,  conditions 
(2)  The  approach  and  landing  made 
appropriate to the type. 
with: 
(i)  Power  off,  for  single­engine  [Amdt. No.: 27/1] 
rotorcraft and entered from steady state 
autorotation; or 
FLIGHT CHARACTERISTICS 
(ii)  One­engine inoperative (OEI) 
for  multi­engine  rotorcraft  with  each 
operating  engine  within  approved 
operating limitations, and entered from  CS 27.141  General 
an established OEI approach.; 
The rotorcraft must: 
(b)  Multi­engine rotorcraft must be able to 
(a)  Except  as  specifically  required  in  the 
be  landed  safely  after  complete  power  failure 
applicable  paragraph,  meet  the  flight 
under normal operating conditions. 
characteristics requirements of this Subpart: 
[Amdt. No.: 27/1] 
(1)  At  the  altitudes and temperatures 
expected in operation; 
CS 27.79  Limiting height­speed envelope  (2)  Under  any  critical  loading 
condition  within  the  range  of  weights  and 
(a)  If there is any combination of height and 
centres  of  gravity  for  which  certification  is 
forward speed, including hover, under which a 
requested; 
safe landing cannot be made under the applicable 
power failure condition in sub­paragraph (b), a  (3)  For power­on operations, under any 
limiting  height­speed  envelope  must  be  condition of speed, power, and rotor rpm for 
established, including all pertinent information,  which certification is requested; and 
for that condition, throughout the ranges of: 
(4)  For  power­off  operations,  under 
(1)  Altitude,  from  standard  sea­level  any  condition  of  speed  and  rotor  rpm  for 
conditions to the maximum altitude capability  which  certification  is  requested  that  is 
of the rotorcraft, or 2134 m (7 000 ft) density  attainable  with  the  controls  rigged  in 
altitude, whichever is less; and  accordance  with  the  approved  rigging 
instructions and tolerances; 
(2)  Weight from the maximum weight 
at  sea­level  to  the  weight  selected  by  the  (b)  Be able to maintain any required flight 
applicant  for  each  altitude  covered  by  sub­  condition and make a smooth transition from any 
paragraph  (a)(1)  of  this  paragraph.  For  flight  condition  to  any  other  flight  condition 
helicopters, the weight at altitudes above sea­  without exceptional piloting skill, alertness,  or 
level  may  not  be  less  than  the  maximum  strength,  and  without  danger  of  exceeding the 
weight  or  the  highest  weight  allowing  limit load factor under any operating condition 
hovering  out  of  ground  effect  whichever  is  probable for the type, including: 
lower. 
(1)  Sudden  failure of one engine, for 
(b)  The applicable power failure conditions  multi­engine  rotorcraft  meeting  category  A 
are:  engine isolation requirements of CS–29; 
(1)  For single­engine helicopters,  full  (2)  Sudden, complete power failure for 
autorotation;  other rotorcraft; and 
(2)  For multi­engine helicopters, OEI,  (3)  Sudden,  complete  control  system 
where  engine  isolation  features  ensure  failures specified in CS 27.695; and 
continued operation of the remaining engines, 
(c)  Have  any  additional  characteristic 
and the remaining engine(s) within approved 
required  for  night  or  instrument  operation,  if
Amendment 2
1–B– 5