中高風險無人直升機系統(tǒng)適航標準

A章總則UHS.1總則（a）本標準規(guī)定了頒發(fā)和更改中、高風險無人直升機系統(tǒng)設計生產(chǎn)批準的適航要求。（b）保留。UHS.3適用范圍（a）標準適用于中、高風險無人直升機系統(tǒng)，未標注適用性的條款，兩類風險通用。（b）標準主要針對傳統(tǒng)構型的無人直升機，包括單旋翼帶尾槳、共軸雙旋翼、縱列雙旋翼、橫列雙旋翼。（c）在運行期間，本標準的適用范圍包括視距內飛行和超視距飛行，不包括人員運送、結冰條件下飛行和特技表演。B章飛行總則UHS.21證明符合性的若干規(guī)定本章的每項要求，在申請合格審定的載重狀態(tài)范圍內，對重量和重心的每種相應組合，均必須得到滿足，證實時必須按下列規(guī)定：（a）用申請合格審定的該型號無人直升機進行試驗，或根據(jù)試驗結果進行與試驗同等準確的計算；（b）如果由所檢查的各種組合不能合理地推斷其符合性，則應對重量與重心的每種預期的組合進行系統(tǒng)的檢查。UHS.23經(jīng)批準的運行包線申請人必須明確經(jīng)過批準的運行包線范圍，需要對在此范圍內的正常和緊急情況下安全飛行以及應急回收能力進行展示。在明確的包線內，申請人必須考慮到環(huán)境條件，如風速、氣壓高度、溫度、雨雪、能見度以及電磁環(huán)境等情況。UHS.25重量限制（a）最大重量。最大重量（表明符合本標準每項適用的要求的最重重量）必須這樣制定：（1）不大于：（i）申請人選定的最重重量；（ii）設計最大重量，即表明符合本標準每項適用的結構載荷情況的最重重量；（iii）表明符合本標準每項適用的飛行要求的最重重量。（iv）如果無法滿足這些條款所規(guī)定的重量和使用條件（高度和溫度），則按照用來演示UHS.87或UHS.143（c）的最重重量。（2）不小于下述各項之和：（i）按UHS.29確定的空機重量；（ii）滿燃油狀態(tài)下可用燃油的總重量；（iii）滿滑油狀態(tài)下滑油的總重量；（iv）可卸配重的重量。（b）最小重量。最小重量（表明符合本標準每項適用的要求的最輕重量）必須這樣制定：（1）不大于按UHS.29確定的空機重量；（2）不小于設計最小重量，即表明符合本標準每項適用的結構載荷情況和飛行要求的最輕重量。UHS.27重心限制重心前限和重心后限，以及橫向重心極限，必須按照UHS.25規(guī)定的每一重量來制定。其限制不得超過：（a）申請人選定的極限；（b）證明結構符合要求所使用的極限；（c）表明符合每項適用的飛行要求的極限。UHS.29空機重量和相應的重心（a）空機重量和相應的重心必須根據(jù)除去有效載重（除非它是型號設計的一部分）后的無人直升機稱重重量來確定，但應裝有：（1）固定配重；（2）按UHS.959確定的不可用燃油；（3）全部工作液體，包括：（i）滑油；（ii）無人直升機系統(tǒng)正常工作所需的其它液體。（b）在確定空機重量時無人直升機的狀態(tài)必須是有明確定義的，并且易于再現(xiàn)，特別是有關燃油、滑油、冷卻劑和所裝設備的重量。UHS.31可卸配重在表明符合本章的飛行要求時，可采用可卸配重。UHS.33主旋翼轉速和槳距限制（a）主旋翼轉速限制。主旋翼轉速范圍必須這樣制定：（1）有動力時，提供足夠的余量以適應在任何適當?shù)臋C動中發(fā)生的旋翼轉速的變化，并與所使用的調速器或同步器的相協(xié)調；（2）如果通過自轉能力來滿足UHS.1412的要求，則無動力時，在申請合格審定要求的整個空速和重量范圍內，可以完成各種適當?shù)淖赞D機動飛行。（b）正常的主旋翼高槳距限制（有動力）。無人直升機必須表明在有動力且不超過批準的發(fā)動機最大極限時，在任何驗證過的飛行狀態(tài)下不會出現(xiàn)主旋翼轉速明顯低于批準的最小主旋翼轉速，必須用下述方法之一來保證：（1）安裝適當?shù)闹餍砀邩嘞拗破?；?）無人直升機固有特性保證主旋翼很不可能出現(xiàn)不安全的低轉速；（3）以適當?shù)拇胧⒅餍淼牟话踩D速警告控制站操控員。（c）正常主旋翼低槳距限制（無動力）如果通過自轉能力來滿足UHS.1412的要求，當無動力作用時，必須表明：（1）在重量和空速的臨界組合條件下的任何自轉飛行狀態(tài)，主旋翼正常低槳距極限應保證有足夠的旋翼轉速；（2）不需要特殊的控制站操控員駕駛技巧就可以防止旋翼超轉。（d）應急高槳距。如果按本條（b）（1）的要求安置有主旋翼高槳距限制器，而且不可能無意地超過限制器，則可設有可供應急使用的附加槳距。（e）主旋翼低轉速警告。必須有滿足下述要求的主旋翼低轉速警告指示：（1）在所有飛行狀態(tài)，包括有動力和無動力（如果通過自轉能力來滿足UHS.1412的要求）飛行，當主旋翼的轉速接近于可能危及飛行安全值時，必須向控制站操控員提供警告指示；（2）可以通過一種裝置提供警告；（3）在所有情況下，警告指示必須清晰明了，并與所有其它警告指示有明顯的區(qū)別。僅用要求控制站操控員注意的目視裝置是不可接受的；（4）如果采用警告裝置，在修正低轉速狀態(tài)后，此裝置必須能自動停止工作并且復原。如果此裝置具有音響警告，則還必須有一種設備供控制站操控員在修正低轉速狀態(tài)之前手動清除音響警告。性能UHS.45總則（a）除非另有規(guī)定，在靜止空氣和標準大氣（海平面）下，必須滿足本章性能要求。（b）性能必須與特定周圍大氣條件，特定飛行狀態(tài)和本條（d）或（e）規(guī)定的相對濕度下的發(fā)動機可用功率相對應。（c）可用功率必須相應于發(fā)動機功率（不能超過批準功率）減去：（1）安裝損失；（2）在特定周圍大氣條件及特定飛行狀態(tài)下，由附件和服務設施所消耗的功率。（d）對于活塞發(fā)動機的無人直升機，因發(fā)動機的功率而影響的飛行性能，必須建立在標準大氣相對濕度為80%的基礎上。（e）對于渦輪發(fā)動機的無人直升機，因發(fā)動機的功率而影響的飛行性能，必須建立在下述相對濕度的基礎上。（1）在等于和低于標準溫度時，相對濕度是80%；（2）在等于和高于標準溫度加28℃時，相對濕度是34%；（3）在這兩種溫度之間，相對濕度必須是線性變化的。（f）對渦輪發(fā)動機的無人直升機，必須提供一種方法，以使控制站操控員在起飛前確定每臺發(fā)動機能夠輸出達到本章規(guī)定的無人直升機飛行性能所必需的功率。UHS.49最小使用速度時的性能（a）在申請合格審定的重量、高度和溫度范圍內，懸停升限必須按下列條件確定：（1）起飛功率；（2）無人直升機與正常起飛程序相一致的高度上。（b）按照本條（a）確定的懸停升限，必須至少是：在標準大氣和最大重量條件下大于915米（3，000英尺）。（c）無地效懸停性能必須使用起飛功率，在申請合格審定所要求的重量、高度和溫度范圍內確定。UHS.51起飛（a）以起飛功率和轉速并以最臨界重心起飛：（1）不得要求特殊的控制站操控員駕駛技術或特別有利的條件；（2）起飛方式必須保證在飛行航跡的任一點上，如果任何發(fā)動機故障，能按照UHS.1412確定的程序著陸。（b）本條（a）必須在申請合格審定的高度和重量范圍以及遠離控制站操控員的最大起飛距離內滿足。UHS.65爬升穩(wěn)定爬升率必須在最大連續(xù)功率和下列條件下確定：（a）申請人選定的爬升速度；（b）從海平面直到申請合格審定的高度范圍內；（c）申請合格審定的高度范圍相應的各種重量和溫度。UHS.71下滑性能如果通過自轉能力來滿足UHS.1412的要求，其最小下降率的空速和最佳下滑角的空速必須由下列條件下的自轉來確定：（a）最大重量；（b）申請人選定的旋翼轉速。UHS.75著陸（a）無人直升機必須具有如下著陸性能：沒有過大的垂直加速度，沒有彈跳的傾向、前翻、地面打轉、前后振動（海豚運動）及水面打轉，不需特殊駕駛技巧或特別有利的條件，進場或下滑速度由申請人選定，并適合該無人直升機型號；（b）本條（a）必須在申請合格審定的高度和重量范圍以及遠離控制站操控員的最大著陸距離內滿足。（c）在進場和著陸過程中，如果任何發(fā)動機故障，能按照UHS.1412確定的程序著陸。UHS.87極限高度—速度包線（a）如果存在高度與前飛速度（包括懸停）組合，在本條（b）適用功率喪失的情況下不能按照UHS.1412確定的程序著陸，則必須就下述全部范圍制定極限高度——速度包線（包括全部有關資料）：（1）高度。從標準海平面狀態(tài)到無人直升機所能達到的最大高度或2100米密度高度,取小者；（2）重量。從最大重量（海平面）至本條（a）（1）規(guī)定的每一高度由申請人選定的較輕重量。在海平面高度以上的重量不能小于最大重量或無地效懸停允許的最大重量，取輕者。（b）適用功率喪失情況：（1）對單發(fā)無人直升機，完全自轉；（2）對多發(fā)無人直升機，單發(fā)停車（由于發(fā)動機隔離特性保證其余的發(fā)動機繼續(xù)工作），其余的發(fā)動機以申請合格審定的最大功率工作。飛行特性UHS.141總則無人直升機必須滿足下列要求：（a）除了在適用的條款中另有特殊的要求外，在下述情況下滿足本章飛行特性要求：（1）在使用中預期的高度和溫度；（2）在申請合格審定的重量和重心范圍內的任一臨界載重狀態(tài)；（3）有動力飛行，在申請合格審定的任一速度、功率和旋翼轉速狀態(tài)；（4）如果通過自轉能力來滿足UHS.1412的要求，則無動力飛行，在申請合格審定的任一速度和旋翼轉速狀態(tài)，此狀態(tài)在操縱機構符合批準的安裝說明和容限下是能達到的。（b）對這類型號的任何可能的使用情況下，不要求特殊的操控技巧、機敏和力氣，并且沒有超過限制載荷系數(shù)的危險，便能保持任何需要的飛行狀態(tài)，以及從任一飛行狀態(tài)平穩(wěn)地過渡到任何其它飛行狀態(tài)，包括全部發(fā)動機突然失效。UHS.143操縱性和機動性（a）在下列過程中，無人直升機必須能夠安全地操縱和機動：（1）穩(wěn)定飛行；（2）適用該型號的機動飛行，包括如果通過自轉能力來滿足UHS.1412的要求：（i）起飛；（ii）爬升；（iii）平飛；（iv）轉彎飛行；（v）下滑飛行；（vi）著陸（有動力）；（vii）從中斷自轉進場到恢復有動力飛行；（viii）著陸（單發(fā)失效）。（b）飛行控制系統(tǒng)在下述情況下必須能夠在VNE時提供滿意的滾轉和俯仰操縱：（1）臨界重量；（2）臨界重心；（3）臨界旋翼轉速；（4）單發(fā)停車和啟動。（c）必須規(guī)定不小于31千米/小時（17節(jié)）的風速，在此風速下，無人直升機在下列情況下，能夠在地面或接近地面進行與其型號相適應的任何機動飛行（例如側風起飛、側飛和后飛），而不喪失其操縱：（1）臨界重量；（2）臨界重心；（3）臨界旋翼轉速；（4）在合格審定的范圍內，從標準海平面到最大起飛著陸高度。（d）當發(fā)動機故障發(fā)生在最大連續(xù)功率和臨界重量時，如果需要通過自轉能力來滿足UHS.1412的要求，無人直升機在申請合格審定的速度與高度全部范圍內必須是可以操縱的。在發(fā)動機失效后的任何情況下，修正動作的滯后時間不得小于：（1）對巡航狀態(tài)為一秒或控制站操縱員正常的反應時間（取大值）；（2）對任何其它狀態(tài)為控制站操縱員正常的反應時間。UHS.171穩(wěn)定性在預期的長時間的正常運行中，在任何正常的機動飛行期間，無人直升機的飛行不應使控制站操控員有過分的疲勞和緊張。在演示時必須至少做三次起落。（a）在所有運行模式下，包括飛行控制系統(tǒng)增穩(wěn)模式和人工直接操縱模式（如適用），考慮傳感器、計算誤差以及延遲的影響，在合格審定申請的任何重量和重心組合中，在使用中任何正常情況下必須縱向、航向和橫向穩(wěn)定。（b）在不同的飛行條件和飛行控制系統(tǒng)飛行模式之間的轉換期間，各個方向的瞬態(tài)響應必須平滑，收斂，且具有與預定軌跡超調后減小偏離的阻尼特性。（c）除了通過建?；蛴嬎闼@得的數(shù)據(jù)外，穩(wěn)定性分析必須由有關飛行試驗的結果予以支持。（d）穩(wěn)定性也必須在人工直接操縱模式下評估（如適用），并適當考慮數(shù)據(jù)傳遞的延遲。地面和水面操作特性UHS.231總則無人直升機必須具有良好的地面或水面操縱特性，包括在使用中預期的任一狀態(tài)下不得有不可操縱的傾向。UHS.241地面共振在地面旋翼轉動時，無人直升機不得發(fā)生危險的振蕩趨勢。C章強度特性總則UHS.301載荷（a）強度要求通過限制載荷（使用中預期的最大載荷）和極限載荷（限制載荷乘以規(guī)定的安全系數(shù)）來規(guī)定。除非另有說明，所規(guī)定的載荷均為限制載荷。（b）除非另有說明，所規(guī)定的空中、地面和水載荷必須與無人直升機每一質量項目的慣性力相平衡，這些載荷的分布必須接近或偏保守地反映真實情況。（c）如果載荷作用下的變形會顯著改變外部載荷或內部載荷的分布，則必須考慮載荷的重新分布。UHS.302系統(tǒng)和結構的交互作用對于安裝了影響結構性能的系統(tǒng)的無人直升機，無論是直接影響還是作為失效或故障的結果，在表明本標準C章和D章要求的符合性時，必須考慮這些系統(tǒng)及其失效條件的影響。必須用UHS的附錄C評估安裝了這些系統(tǒng)的無人直升機的結構性能。UHS.303安全系數(shù)（a）除非另有規(guī)定或者符合本條（b）的要求，安全系數(shù)必須取1.5。此系數(shù)適用于外部載荷和慣性載荷，除非應用它得到的內部應力是過分保守的。（b）如果有足夠的使用經(jīng)驗或試驗證明，可以使用其他安全系數(shù)，且必須經(jīng)過批準。UHS.305強度和變形（a）結構必須能承受限制載荷而無有害的或永久的變形。在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得影響安全運行。（b）結構必須能承受極限載荷而不破壞，此要求必須用下述任一方法表明：（1）在靜力試驗中，施加在結構上的極限載荷至少保持3秒鐘；或者（2）模擬真實載荷作用的動力試驗。UHS.307結構驗證（a）必須表明結構對設計及其使用環(huán)境的每一臨界受載情況均滿足本章的強度和變形要求。只有經(jīng)驗表明結構分析的方法（靜力或疲勞）對某種結構是可靠的情況下，對這種結構才可采用分析方法，否則必須進行驗證載荷試驗。（b）為滿足本標準的強度要求所做的試驗必須包括：（1）旋翼、旋翼傳動系統(tǒng)和旋翼操縱系統(tǒng)的動力及耐久試驗；（2）包括操縱面在內的操縱系統(tǒng)的限制載荷試驗；（3）操縱系統(tǒng)的操作試驗；（4）飛行應力測量試驗；（5）用于新的或非常規(guī)設計特點所要求的任何附加試驗。UHS.309設計限制為表明滿足本標準的結構要求，必須制定下列數(shù)據(jù)和限制：（a）設計最大重量；（b）有動力和無動力時主旋翼轉速范圍；（c）在本條（b）規(guī)定的范圍內，對應主旋翼每一轉速下的最大前飛速度；（d）最大后飛和側飛速度；（e）與本條（b）、（c）和（d）所規(guī)定的限制相對應的重心限制；（f）每一動力裝置和每一相連接的旋轉部件之間的轉速比；（g）正的和負的限制機動載荷系數(shù)。飛行載荷UHS.321總則（a）必須假定飛行載荷系數(shù)垂直于無人直升機的縱軸，并且與作用在無人直升機重心上的慣性載荷系數(shù)大小相等、方向相反。（b）對以下情況必須表明滿足本章的飛行載荷要求：（1）從設計最小重量到設計最大重量的每一重量；（2）在無人直升機飛行手冊使用限制內，可調配載重的任何實際分布。UHS.337限制機動載荷系數(shù)無人直升機必須按下述規(guī)定之一設計：（a）從正限制機動載荷系數(shù)3.5到負限制機動載荷系數(shù)-1.0的范圍；（b）任一正限制機動載荷系數(shù)不得小于2.0，負限制機動載荷系數(shù)不得大于-0.5，但：（1）需用分析或飛行試驗表明超過所選取系數(shù)的可能性很??；（2）所選用系數(shù)對在設計最大重量和設計最小重量之間的每一重量情況是適當?shù)摹HS.339合成限制機動載荷假設由限制機動載荷系數(shù)得到的載荷，作用在每個旋翼槳轂中心和每個輔助升力面上，并且載荷方向和在各旋翼和各輔助升力面間的分配應能代表包括具有最大設計前進比的有動力和無動力飛行在內的每一臨界機動情況。此前進比是無人直升機飛行速度在槳盤平面的分量與旋翼槳葉的槳尖速度之比，用下式表示：QUOTEμ=V?cosα式中：V：沿飛行航跡的空速（米/秒）；α：槳距不變軸在對稱平面內的投影和飛行航跡垂線間的夾角（弧度，軸指向后為正）；Ω：旋翼的角速度（弧度/秒）；R：旋翼半徑（米）。UHS.341突風載荷無人直升機必須設計成能承受包括懸停在內的每個臨界空速下由9.14米/秒（30英尺/秒）的垂直突風產(chǎn)生的載荷。UHS.351偏航情況（a）無人直升機必須設計成能承受由本條（b）和（c）規(guī)定的機動飛行載荷，且滿足下列條件：（1）對重心處的不平衡氣動力矩，由考慮的主要質量提供的反作用慣性力以合理的或保守的方式相平衡；（2）主旋翼最大轉速。（b）為了產(chǎn)生本條（a）所要求的載荷，在由零到0.6VNE的前飛速度下，無人直升機作無偏航非加速飛行時：（1）突然將方向操縱裝置移動到操縱止動裝置或UHS.395（a）所規(guī)定的作動器作用力限制的最大偏轉；（2）達到最終側滑角或90°，二者中取小值；（3）突然將方向操縱裝置扳回到中立位置。（c）為了產(chǎn)生本條（a）所要求的載荷，在由0.6VNE到VNE或VH（二者中取小者）的前飛速度下，無人直升機作無偏航非加速飛行時：（1）突然將方向操縱裝置移動到操縱止動裝置或第UHS.395（a）所規(guī)定的作動器作用力限制的最大偏轉；（2）在VNE或VH中較小的速度下，達到最終側滑角或15°，二者中取小值；（3）將本條（b）（2）和（c）（2）的側滑角直接隨速度變化；（4）突然將方向操縱裝置扳回到中立位置。UHS.361發(fā)動機扭矩限制扭矩不得小于最大連續(xù)功率的平均扭矩乘以下列系數(shù)：（1）對于四沖程發(fā)動機（i）對4沖程活塞發(fā)動機：對于有5個或以上汽缸的情況，系數(shù)為1.33；（ii）對于有4、3、2、1個汽缸的情況，系數(shù)分別為2、3、4、8；（2）對于二沖程發(fā)動機（i）對2沖程活塞發(fā)動機：對于有3個或以上汽缸的情況，系數(shù)為2；（ii）對于有2、1個汽缸的情況，系數(shù)分別為3、6。（3）對于轉子發(fā)動機（i）發(fā)動機有3個或更多的輪盤時，系數(shù)為1.33；（ii）發(fā)動機分別有2、1個輪盤時，系數(shù)分別為2、4。（4）對于渦輪發(fā)動機，系數(shù)為1.25。（5）對于電動機，取電動機全速范圍內所能達到的最大峰值扭矩。操縱面和操縱系統(tǒng)載荷UHS.391總則各輔助旋翼、固定的或可動的安定面或操縱面和用于任何飛行控制的各操縱系統(tǒng)，必須滿足UHS.395、UHS.411和UHS.427的要求。UHS.395操縱系統(tǒng)（a）從作動器至操縱止動裝置的各操縱系統(tǒng)零件必須設計成能承受由作動系統(tǒng)產(chǎn)生的最大載荷和扭矩。（b）各主操縱系統(tǒng)及其支撐結構，必須按下列設計：（1）可以承受作動系統(tǒng)產(chǎn)生的最大載荷和扭矩；（2）（預留）。（3）如果系統(tǒng)設計或正常操作載荷使得系統(tǒng)的某一部分不能平衡本條（b）規(guī)定的限制作用力，那么系統(tǒng)的這一部分必須設計成能承受在正常使用中所能獲得的最大載荷。在任何情況下，最小設計載荷必須對服役使用中包括計及疲勞、卡滯、地面突風、操縱慣性和摩擦載荷等情況下提供可靠的系統(tǒng)。在缺少合理分析情況下，本條（b）所規(guī)定設計載荷的0.6倍是可接受的最小設計載荷。（4）如果由于卡滯、地面突風、操縱慣性或摩擦等原因可能超過上述操作載荷，則操縱系統(tǒng)應能承受這些載荷作用而不屈服。UHS.411地面間隙：尾槳保護裝置（a）在正常著陸時，尾槳不得接觸著陸表面。（b）當采用尾槳保護裝置來滿足本條（a）時，則：（1）對保護裝置必須制定適當?shù)脑O計載荷；（2）尾槳保護裝置及其支撐結構必須設計成能承受該設計載荷。UHS.427非對稱載荷（a）水平尾翼及其支撐結構必須設計成能承受由偏航和旋翼尾流影響與規(guī)定的飛行情況組合所產(chǎn)生的非對稱載荷。（b）為了滿足本條（a）的設計準則，在缺乏更合理資料的情況下，必須同時滿足：（1）由對稱飛行情況最大載荷的100％作用在對稱面一側的水平尾翼上，而另一側不加載荷。（2）由對稱飛行情況最大載荷的50％作用于對稱面每一側的水平尾翼上，但方向相反。（c）對于水平尾翼支撐在垂直尾翼上的尾翼布局，垂直尾翼及其支撐結構必須分別考慮每一種規(guī)定的飛行情況下所產(chǎn)生的垂直尾翼和水平尾翼載荷的組合進行設計。必須按在水平尾翼和垂直尾翼上獲得最大設計載荷來選擇。在缺乏更合理資料情況下，水平尾翼的非對稱載荷分布必須假定為本條規(guī)定的分布。地面載荷UHS.471總則（a）載荷和平衡對于限制地面載荷，采用下述規(guī)定：（1）在本標準著陸情況下得到的限制地面載荷，必須看成是作用在假定為剛體的無人直升機結構上的外部載荷；（2）在規(guī)定的每一著陸情況中，外部載荷必須以合理的或偏保守的方式與平動和轉動慣性載荷相平衡。（b）臨界重心必須在申請合格審定的重心范圍內選擇臨界重心，使每一起落架元件獲得最大設計載荷。UHS.473地面受載情況和假定（a）對規(guī)定的著陸情況，必須采用不小于最大重量的設計最大重量?？梢约俣ㄔ谡麄€著陸撞擊期間旋翼升力通過重心，且不得超過設計最大重量的三分之二。（b）除非另有說明，對于所規(guī)定的每一著陸情況，無人直升機必須按限制載荷系數(shù)設計。此系數(shù)不小于第UHS.725中所證實的限制慣性載荷系數(shù)。UHS.475緩沖器除非另有說明，對于所規(guī)定的每一著陸情況，必須假定緩沖器處于其最嚴重位置。UHS.501地面受載情況：滑橇式起落架（a）總則裝有滑橇起落架的無人直升機必須按本條規(guī)定的受載情況設計。在表明滿足本條要求時，采用下述規(guī)定：（1）必須按UHS.471、UHS.473確定設計最大重量、重心和載荷系數(shù)。（2）在限制載荷作用下，彈性構件的結構屈服是允許的。（3）彈性構件的設計極限載荷不必超過下述規(guī)定的起落架落震試驗所得到的載荷：（i）落震高度為第UHS.725條規(guī)定的1.5倍；（ii）所假定的旋翼升力不大于第UHS.725條規(guī)定的限制落震試驗中使用數(shù)值的1.5倍。（4）必須按下述規(guī)定表明滿足本條（b）至（e）的要求：（i）對于所考慮的著陸情況，起落架處于它的最嚴重偏轉位置；（ii）地面反作用力沿滑橇筒底部合理地分布。（b）水平著陸姿態(tài)的垂直反作用力在水平姿態(tài)下，以兩個滑橇底部觸地的無人直升機，必須按本條（a）的規(guī)定施加垂直反作用力。（c）水平著陸姿態(tài)的阻力載荷對在水平姿態(tài)下，以兩個滑橇底部觸地的無人直升機，采用下述規(guī)定：（1）垂直反作用力必須與水平阻力相組合，水平阻力等于垂直反作用力的50%；（2）組合的地面載荷必須等于本條（b）規(guī)定的垂直載荷。（d）水平著陸姿態(tài)的側向載荷在水平姿態(tài)下，以兩個滑橇底部觸地的無人直升機，采用下述規(guī)定：（1）垂直地面反作用力必須：（i）等于在本條（b）所規(guī)定的情況中得到的垂直載荷；（ii）在滑橇間平均分配。（2）垂直地面反作用力必須與等于該力的25％的水平側向載荷相組合。（3）總的側向載荷必須平均施加在兩個滑橇上并沿滑橇長度均勻分布。（4）假定不平衡力矩由轉動慣性力平衡。（5）對滑橇式起落架必須研究下述情況：（i）側向載荷向內作用；（ii）側向載荷向外作用。（e）在水平姿態(tài)下單橇著陸載荷在水平姿態(tài)下，僅用單橇底部觸地的無人直升機，采用下述規(guī)定：（1）觸地一側的垂直載荷必須與本條（b）規(guī)定的情況中得到的該側載荷相同；（2）假定不平衡力矩由轉動慣性力平衡。（f）特殊情況除本條（b）和（c）規(guī)定的情況外，無人直升機必須按下述地面反作用力設計。（1）與無人直升機縱軸向上、向后成45°角作用的地面反作用載荷必須滿足下述要求：（i）等于1.33倍的最大重量；（ii）在滑橇間對稱分配；（iii）集中在橇筒直線部分的前端。（iv）僅適用于撬筒前端和它與無人直升機的連接件。（2）水平著陸姿態(tài)的無人直升機，垂直地面反作用載荷等于本條（b）確定的垂直載荷的一半，該載荷必須滿足下述要求：（i）僅適用于橇筒和它與無人直升機的連接件；（ii）沿橇筒連接件之間33.3%的長度平均分布在橇筒連接件之間的中央?yún)^(qū)域。UHS.505雪橇著陸情況如果申請使用雪橇合格審定，則裝雪橇的無人直升機必須設計成能承受下述載荷（其中P是無人直升機在設計大重量時作用在每個雪橇上的最大靜載荷，n是按UHS.473（b）確定的限制載荷系數(shù)）：（a）向上載荷情況（1）垂直載荷Pn和水平載荷Pn/4同時施加在支撐軸承上；（2）1.33P的垂直載荷施加在支撐軸承上。（b）側向載荷情況0.35Pn的側向載荷在水平面內施加在支撐軸承上，并垂直于無人直升機中心線。（c）扭轉載荷情況0.405P（牛頓?米）（1.33P，磅?英尺）的扭轉載荷施加在雪橇上，它是對通過支撐軸承中心線的垂直軸取矩的。水載荷UHS.521浮筒著水情況如果申請使用浮筒的合格審定，則帶浮筒的無人直升機必須設計成能承受下述情況的載荷（其中限制載荷系數(shù)按UHS.473（b）確定）：（a）載荷向上情況（1）無人直升機處于靜止的水平姿態(tài)，合成的水面反作用力垂直通過重心；（2）本條（a）（1）規(guī)定的垂直載荷與垂直載荷的0.25倍的向后分力同時作用。（b）側向載荷情況（1）垂直載荷是本條（a）（1）規(guī)定的總垂直載荷的0.75倍，它均等地分配于每個浮筒上；（2）對每個浮筒，按本條（b）（1）確定的載荷或與本條（b）（1）規(guī)定的總垂直載荷的0.25倍的總側向載荷相組合，它們僅適用于浮筒。主要部件要求UHS.547主旋翼結構（a）每個主旋翼組件（包括旋翼槳轂和槳葉）必須按本條規(guī)定設計。（b）（預留）。（c）主旋翼結構必須設計成能承受UHS.337至UHS.341規(guī)定的下列載荷：（1）臨界飛行載荷；（2）在正常自轉情況下出現(xiàn)的限制載荷，對于這個情況，選定的旋翼轉速必須包括高度的影響。（d）主旋翼結構必須設計成能承受模擬下述情況的載荷：（1）對于旋翼槳葉，槳轂和揮舞鉸，在地面運行期間槳葉對它的止動裝置的撞擊力；（2）在正常運行中預期的任何其它臨界情況。（e）主旋翼結構必須設計成能承受包括零在內的任何轉速下的限制扭矩，此外：（1）限制扭矩不必大于由扭矩限制裝置（如果安裝）所確定的扭矩，但不得小于下列中較大值：（i）以兩個方向可能傳給旋翼結構的最大扭矩；（ii）在第UHS.361中規(guī)定的發(fā)動機限制扭矩。（2）限制扭矩必須以合理的方式分配給旋翼槳葉。UHS.549機身，起落架，旋翼支撐和發(fā)動機結構（a）每個機身，起落架、旋翼支撐和發(fā)動機結構必須按本條規(guī)定設計。旋翼的合力可以通過作用在旋翼槳轂連接點上的集中力表示。（b）每個結構必須設計成能承受下列載荷：（1）在UHS.337至UHS.341條中規(guī)定的臨界載荷；（2）在UHS.471，UHS.473，UHS.501，UHS.505和UHS.521中規(guī)定的適用的地面載荷；（3）在UHS.547（d）和（e）中規(guī)定的載荷。（c）必須考慮輔助旋翼推力和加速飛行情況下產(chǎn)生的平衡氣動載荷和慣性載荷。（d）每個發(fā)動機架和鄰接的機身結構必須設計成能承受在加速飛行和著陸情況下產(chǎn)生的載荷，包括發(fā)動機扭矩。應急著陸情況UHS.561適墜性：高風險（a）應向運營商提供性能數(shù)據(jù)以允許其建立適當?shù)念A先定義的且無人居住的迫降著陸區(qū)域，除非無人直升機裝有UHS.1412（a）（1）規(guī)定的飛行終止系統(tǒng)。（b）當選擇按UHS.1412（a）（2）確定的迫降著陸區(qū)域來表明UHS.1412的符合性時，盡管無人直升機可能在應急著陸條件下受損，但是必須根據(jù)本條（c）的要求進行設計，以便在這些條件下保護地面人員、財產(chǎn)。（c）無人直升機必須包括盡可能多的自包容特征，且考慮按下述要求進行設計：（1）可能對地面人員、財產(chǎn)構成潛在傷害的零件（應考慮的質量項目包括但不限于旋翼、傳動裝置、發(fā)動機和任務載荷），不可能被投射到迫降著陸區(qū)域之外；（2）在應急迫降著陸情況下，無人直升機不得構成火源或泄露有害數(shù)量的可燃液體；（3）迫降著陸后的任何爆炸不得對迫降著陸區(qū)域之外的地面人員、財產(chǎn)構成危害。疲勞評定UHS.571飛行結構的疲勞評定（a）總則飛行結構的每一部分（飛行結構包括旋翼、發(fā)動機與旋翼槳轂之間的旋翼傳動系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)、機身、起落架以及與上述各部分相關的主要連接件），凡其破壞可能引起災難性事故的必須予以識別，并必須按本條（b）、（c）的規(guī)定進行評定。下述規(guī)定適用于各種疲勞評定：（1）評定的方法必須是經(jīng)批準的。（2）必須確定可能破壞的部位。（3）在確定下述內容時必須包括飛行實測：（i）UHS.309規(guī)定的整個限制范圍內的全部臨界狀態(tài)的載荷或應力，但機動載荷系數(shù)不必超過使用中預期的最大值；（ii）高度對這些載荷或應力的影響。（4）載荷譜必須和使用中預期的同樣嚴重，包括地空地循環(huán)。載荷譜必須建立在本條（a）（3）確定的載荷或應力基礎上。（b）疲勞容限評定在沒有按照本標準附錄A的A.UHS.4制定的更換時間，檢查間隔或其它程序的情況下，必須表明結構的疲勞容限能保證發(fā)生災難性疲勞破壞的概率極小。（c）更換時間評定必須表明在按照附錄A的A.UHS.4提供的更換時間內發(fā)生災難性疲勞破壞的概率極小。D章設計與構造總則UHS.601設計（a）無人直升機不得有經(jīng)驗表明是危險的或不可靠的設計特征或細節(jié)。（b）每個有疑問的設計細節(jié)和零件的適用性必須通過試驗來確定。UHS.602關鍵零部件（a）關鍵零部件是指其失效可能造成無人直升機災難性后果的零部件。對于關鍵零部件，必須控制已確定的關鍵特性，以保證所要求的完整性水平。（b）如果型號設計包含關鍵零部件，則應該建立關鍵零部件清單。應制定程序以定義關鍵設計特性，確定影響關鍵設計特性的工藝和符合有關質量保證要求的必要的設計、工藝更改控制方法。UHS.603材料其損壞可能對安全性有不利影響的零件所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：（a）建立在經(jīng)驗或試驗的基礎上；（b）符合經(jīng)批準的標準，保證這些材料具有設計資料中所采用的強度和其它特性；（c）考慮使用中預期出現(xiàn)的環(huán)境條件，如溫度和濕度的影響。UHS.605制造方法（a）采用的制造方法必須能始終生產(chǎn)出完好的結構，如果某種制造工藝（如膠接、點焊或熱處理）需要嚴格控制才能達到此目的，則該工藝必須按照經(jīng)批準的工藝規(guī)范執(zhí)行。（b）無人直升機的每種新的制造方法必須通過試驗大綱予以證實。UHS.607緊固件（a）其脫落可能危及無人直升機安全運行的每個可拆卸的螺栓，螺釘，螺母、銷釘或其他緊固件必須裝有兩套獨立的鎖定裝置。緊固件及其鎖定裝置不得受到與具體安裝相關的環(huán)境條件的不利影響。（僅高風險適用）（b）使用過程中經(jīng)受轉動的任何螺栓都不得采用自鎖螺母，除非在自鎖裝置外還采用非摩擦鎖定裝置。UHS.609結構保護每個結構零件必須滿足下列要求：（a）有適當?shù)谋Ｗo，以防止使用中由于任何原因而引起強度降低或喪失，這些原因中包括：（1）氣候；（2）腐蝕；（3）磨損。（b）在需要防止腐蝕、易燃或有毒液體聚積的部位，要有通風和排泄措施。UHS.610靜電防護（a）無人直升機結構必須具有防止靜電引起的災難性事故的保護措施。（b）對于金屬組件，可用下列措施之一表明符合本條（a）的要求：（1）該組件合適地搭接和接地到機體上；（2）該組件設計成不致因電擊而引起災難性事故。（c）對于非金屬組件，可用下列措施之一表明符合本條（a）的要求：（1）該組件的設計使電擊的后果減至最?。唬?）具有可接受的分流措施，將產(chǎn)生的電流分流而不引起災難性事故。（d）防止靜電的電搭接和保護措施必須符合下列要求：（1）使靜電荷的積聚減至最?。唬?）使采用了正常預防措施的飛行操作人員、機務和維修人員遭到電擊的危險減至最??；（3）在正常和故障情況下，在具有接地的電氣系統(tǒng)的無人直升機上，都要設有電回流通道；（4）使靜電對主要電氣、電子設備工作的影響減至可接受的水平。UHS.611檢查措施對每個具有下列要求之一的部件，必須有進行仔細檢查的措施。（a）周期性檢查；（b）按基準和功能進行調整；（c）潤滑；（d）裝配及拆卸。UHS.613材料的強度性能和設計值（a）材料的強度性能必須以足夠的符合標準的材料試驗為依據(jù)，以便在統(tǒng)計的基礎上制定設計值。（b）設計值的選擇必須使結構因材料的變化而造成強度不足的概率極小。（c）當主要部件或結構，在正常運行條件下達到的溫度對強度有重大影響時，則必須考慮這種影響。UHS.615設計性能：高風險（a）可根據(jù)以下條件使用設計屬性：（1）如果施加的載荷最終通過組件內的單個元件傳遞，若該元件的破壞將導致相關部件的結構完整性喪失，則必須滿足保證的最小設計機械性能（“A”基值）。（2）對于單個元件破壞將使施加的載荷安全地分配到其它承載元件的靜不定結構，可基于90%概率進行設計（“B”基值）。（3）“A”和“B”基值的定義如下：（i）“A”基值是一個數(shù)值，在母體中至少99%的數(shù)值高于此值，置信度水平為95%。（ii）“B”基值是一個數(shù)值，在母體中至少90%的數(shù)值高于此值，置信度水平為95%。（b）如果對材料進行“精選”，在使用前對每一單項的試樣進行試驗，以確認該特定項目的實際強度性能等于或超過設計使用值，則可以使用大于本條（a）規(guī)定的保證最小值的設計值。（c）如果獲得足夠的試驗數(shù)據(jù)以便通過概率分析表明90%或更多的元件將等于或超過允許的選定設計值，則可以省略結構項目（如薄板，薄板-長桁組合，和鉚接接頭）的材料修正系數(shù)。UHS.619特殊系數(shù)對于每個結構零件，如果屬于下列任一情況，UHS.303條所述的安全系數(shù)必須乘以UHS.621到UHS.625中最高的適用的特殊系數(shù)，其強度：（a）不確定；（b）在正常更換之前，其強度在服役中很可能降低；（c）由于制造工藝或檢驗方法的不確定，導致可預見的變化。對于復合材料結構，考慮材料可變性和溫度及吸濕的影響，應使用特殊的試驗系數(shù)。UHS.621鑄件系數(shù)至少通過一次靜力試驗證明其強度，并采取目視方法檢驗的鑄件，必須采用2.0的鑄件系數(shù)。通過不少于三個樣品鑄件的試驗證明，且所有的生產(chǎn)鑄件都經(jīng)過批準的目視和射線照像檢查或批準的等效無損檢測方法，則鑄件系數(shù)可以降低到1.25。UHS.623支承系數(shù)（a）除本條（b）規(guī)定外，每個有間隙（自由配合）并承受撞擊和振動的零件，必須有足夠大的支承系數(shù)，以承受正常的相對運動的影響。（b）對于規(guī)定有更大特殊系數(shù)的零件，不必采用支承系數(shù)。UHS.625接頭系數(shù)對于每個接頭（用于連接兩個構件的零件或端頭）采用下列規(guī)定：（a）未經(jīng)限制載荷和極限載荷試驗（試驗時在接頭和周圍結構內模擬實際應力狀態(tài)）證實其強度的每一接頭，接頭系數(shù)至少取1.15，這一系數(shù)必須用于下列各部分：（1）接頭本體；（2）連接件；（3）被連接構件上的支承部位。（b）有全面的試驗數(shù)據(jù)為基礎的連接設計不必采用接頭系數(shù)（如：用金屬板做的連續(xù)接合，焊接和木質件中的嵌接）。（c）對于每個整體接頭，一直到截面特性成為其構件典型截面為止的部分必須作為接頭來處理。UHS.629顫振無人直升機的每個氣動力面在各種可用速度和功率狀態(tài)下，不得發(fā)生顫振和發(fā)散。旋翼UHS.653旋翼槳葉的卸壓和排水（a）對于非密封旋翼槳葉，每片旋翼槳葉應滿足下列要求：（1）有卸掉內部壓力的裝置；（2）設置排水孔；（3）設計成能防止水在它里面聚集。（b）本條（a）（1）和（2）不適用于能夠承受使用中預期出現(xiàn)的最大壓差的密封旋翼槳葉。UHS.659質量平衡（a）針對下列情況的需要，旋翼和槳葉必須進行質量平衡。（1）防止過大振動；（2）防止在直到最大前飛速度的任何速度下發(fā)生顫振。（b）必須驗證質量平衡裝置的結構完整性。UHS.661旋翼槳葉間隙旋翼槳葉與結構其他部分之間，必須有足夠的間隙，以防止在任何工作狀態(tài)下槳葉碰撞結構的任何部分。UHS.663防止地面共振的措施：高風險（a）防止地面共振措施的可靠性必須由分析和試驗或可靠的使用經(jīng)驗予以表明，或由分析或試驗來表明單一措施的故障或失效也不會引起地面共振。（b）必須確定防止地面共振措施的阻尼作用在使用中可能的變化范圍，并必須在進行UHS.241要求的試驗時予以驗證。操縱系統(tǒng)UHS.671總則（a）每個操縱機構和操縱系統(tǒng)必須操作簡便、平穩(wěn)、確切并符合其功能。（b）每個飛行操縱系統(tǒng)的每一元件必須在設計上采取措施或帶有醒目的永久性標記，使能導致操縱系統(tǒng)功能不正常的裝配錯誤的概率減至最小。UHS.673飛行操縱系統(tǒng)飛行操縱系統(tǒng)是用來直接操縱無人直升機的俯仰、橫滾、偏航和垂直運動的系統(tǒng)。UHS.674交聯(lián)的操縱系統(tǒng)如存在交聯(lián)的操縱系統(tǒng)，每個主飛行操縱系統(tǒng)必須能在任何交聯(lián)的輔助操縱系統(tǒng)出現(xiàn)故障、失效或卡滯后保證安全飛行和著陸，并能獨立進行操作。UHS.675止動裝置：高風險（a）每個操縱系統(tǒng)都必須有能確實限制操縱機構運動范圍的止動裝置。（b）每個止動裝置在系統(tǒng)中的布置必須使操縱行程的范圍不受下列因素的明顯影響：（1）磨損；（2）松弛；（3）松緊調節(jié)。（c）每個止動裝置必須能承受相應于操縱系統(tǒng)設計情況下的載荷。（d）每一片主旋翼槳葉應符合下列規(guī)定：（1）必須有符合槳葉設計要求的止動裝置，以限制槳葉繞其鉸鏈的行程；（2）必須采取措施避免旋翼槳葉在起動和停轉過程之外的任何運轉期間撞擊下止動裝置。UHS.679操縱系統(tǒng)鎖：高風險若無人直升機裝有用于地面或水面上鎖閉操縱系統(tǒng)的裝置，則必須有措施以滿足下列要求：（a）當鎖被鎖住時，應給控制站操控員以無誤的警告；（b）防止該鎖在飛行中鎖閉。UHS.681限制載荷靜力試驗（a）必須按下列規(guī)定進行試驗來表明滿足本標準限制載荷的要求：（1）試驗載荷的方向應在操縱系統(tǒng)中產(chǎn)生最嚴重的受載狀態(tài)。（2）應包括每個接頭、滑輪及將系統(tǒng)連接到主結構上的支座。（b）對作角運動的操縱系統(tǒng)接頭，必須用分析或單獨載荷試驗表明滿足特殊系數(shù)的要求。UHS.683操作試驗必須通過操作試驗表明，當用相當于該系統(tǒng)所規(guī)定的載荷加載于操縱系統(tǒng)來操作操縱機構時，此系統(tǒng)不會出現(xiàn)下列情況：（a）卡阻；（b）過度摩擦；（c）過度變形。UHS.685操縱系統(tǒng)的細節(jié)設計（a）各操縱系統(tǒng)的每個細節(jié)必須設計得能防止因貨物、有效載荷、松散物或水汽凝凍引起的卡阻、摩擦和干擾。（b）必須有措施防止外來物進入可能卡住操縱系統(tǒng)的部位。（c）必須有措施防止鋼索或管子拍擊其它零件。（d）如含有鋼索系統(tǒng)，那么鋼索系統(tǒng)必須按下述要求進行設計（僅高風險適用）：（1）鋼索、鋼索接頭、松緊螺套、編結接頭和滑輪必須是可接受的型式。（2）鋼索系統(tǒng)的設計，必須在各種使用情況和溫度變化下，在整個行程范圍內防止鋼索張力產(chǎn)生危險的變化。（3）在任一主操縱系統(tǒng)中，不得使用直徑小于2.38毫米（3/32英寸）的鋼索。（4）滑輪的型式和尺寸必須與所配用的鋼索相適應。（5）必須有與滑輪相匹配的保護裝置，以防止鋼索滑脫或纏結。（6）滑輪必須盡量靠近鋼索通過的平面，以防止鋼索摩擦滑輪的凸緣。（7）安裝導引件而引起的鋼索方向變化不得大于3°。（8）在操縱系統(tǒng)中需受載或活動的U形夾銷釘，不得僅使用開口銷保險。（9）連接到有角運動零件上的松緊螺套的安裝，必須能確實防止在整個行程范圍內發(fā)生卡滯。（10）必須有措施能對每個導引件、滑輪、鋼索接頭和松緊螺套進行目視檢查。（e）對于作角運動的操縱系統(tǒng)接頭，用做支承的最軟材料的極限支承強度，必須有下列特殊系數(shù)：（1）對于除了具有滾珠和滾柱軸承的接頭外的其它推－拉系統(tǒng)接頭取3.33。（2）對于鋼索系統(tǒng)接頭取2.0。（f）操縱系統(tǒng)接頭的硬度不得超過制造商規(guī)定的滾珠和滾柱軸承靜態(tài)非布氏硬度額定值。UHS.687彈簧裝置（a）對于損壞會引起顫振或其它不安全特性的每一操縱系統(tǒng)彈簧裝置必須是可靠的。（b）必須用模擬使用條件的試驗來表明滿足本條（a）所提出的要求。UHS.691自轉操縱機構：高風險如果采用自轉能力來符合UHS.1412的要求，每個主旋翼的槳距操縱機構在發(fā)動機失效后必須能迅速地進入自轉狀態(tài)。旋翼傳動系統(tǒng)UHS.703設計（a）當動力源失效時，旋翼傳動系統(tǒng)必須具有把該動力源與主旋翼和輔助旋翼自動脫開的裝置。當尾槳不由主旋翼提供動力時，若單尾槳布置，尾槳動力源失效時，尾傳動系統(tǒng)不必具有把該動力源與主旋翼和輔助旋翼自動脫開的裝置；若多尾槳分布式布置，應具備最小單元協(xié)助主旋翼工作能力。（b）旋翼傳動系統(tǒng)必須這樣布置，多發(fā)無人直升機必須在任意一動力源失效時，其余的動力源仍能繼續(xù)驅動無人直升機飛行和操縱所必需的每個主旋翼；單發(fā)無人直升機當主旋翼及輔助旋翼與失效的動力源脫開后，自轉時為操縱需要的旋翼繼續(xù)由主旋翼驅動。若尾槳由不同動力源提供動力，在主旋翼與發(fā)動機失效的動力源脫開后，可以不由主旋翼提供動力。（c）如果旋翼傳動系統(tǒng)中采用了扭矩限制裝置，則該裝置必須布置得當其工作時，能夠連續(xù)地操縱無人直升機。（d）旋翼傳動系統(tǒng)是指將功率從動力源傳到旋翼轂所必需的各部件，包括減速器、傳動軸系、萬向接頭、聯(lián)軸器、旋翼剎車裝置、離合器、軸系支承裝置，以及任何連接到或安裝在旋翼傳動系統(tǒng)上的附加的附件安裝座、附件傳動裝置、冷卻風扇等。UHS.705旋翼剎車如果旋翼傳動系統(tǒng)中采用了一種能控制旋翼轉動，又與動力源無關的機構，則必須規(guī)定此機構的使用限制，并對此機構的操縱必須具有防止誤動的措施。UHS.707旋翼傳動系統(tǒng)和操縱機構的試驗（a）按本條規(guī)定進行試驗的部件，在試驗結束時，必須處于可使用狀態(tài)，試驗中不得進行可能影響試驗結果的拆卸。（b）旋翼傳動系統(tǒng)和操縱機構的試驗必須不少于50小時或規(guī)定的發(fā)動機、傳動系統(tǒng)或操縱機構首次大修的時間，二者中取小值。試驗必須在無人直升機上進行，扭矩必須由安裝在其上的旋翼吸收。但是，如果支承和振動條件是嚴格模擬無人直升機試驗中的條件，可采用其它地面或飛行試驗設備以適當?shù)姆椒ㄎ掌渑ぞ?。（c）本條（b）所規(guī)定的試驗中，有60%必須在不小于發(fā)動機最大連續(xù)扭矩及相應于最大連續(xù)扭矩的最大轉速下試車。進行此試驗時，為模擬前飛，主旋翼操縱機構必須置于產(chǎn)生最大縱向周期變距的位置。輔助旋翼的操縱機構必須處于在試驗條件下的正常工作位置。（d）本條（b）所規(guī)定的試驗中，有30%必須在不小于75%發(fā)動機最大連續(xù)扭矩和相應于75%最大連續(xù)扭矩的最小發(fā)動機轉速條件下試車。主旋翼和輔助旋翼操縱機構必須處于試驗條件的正常工作位置。（e）本條（b）所規(guī)定的試驗中，有10%必須在不小于發(fā)動機起飛扭矩和相應于起飛扭矩的最大轉速下試車。主旋翼和輔助旋翼操縱機構必須處于垂直爬升狀態(tài)的正常工作位置。（f）本條（c）和（d）規(guī)定的試驗可以在地面或飛行中完成，試驗間隔時間必須不少于30分鐘。本條（e）規(guī)定的每次試驗間隔時間必須不少于5分鐘。（g）本條（c）、（d）和（e）規(guī)定的試驗中，在不大于2小時的時間間隔內，發(fā)動機必須快速停車，足以使發(fā)動機及旋翼傳動裝置與旋翼自動脫開。（h）本條（c）所規(guī)定的運行狀態(tài)下，必須完成主旋翼縱向、橫向、輔助旋翼的全周期操縱各250次。全周期是指操縱機構從中立位置到兩極限位置再返回中立位置的移動（操縱機構的移動不需產(chǎn)生超過飛行中遇到的最大載荷或揮舞運動）。此周期操縱可在本條（c）規(guī)定的試驗中完成。（i）必須按下列要求至少完成100次離合器的嚙合試驗：（1）使離合器的傳動軸從動端加速轉動；（2）用申請人選擇的轉速和方法。UHS.709附加試驗（a）必須進行為了確定旋翼傳動機構安全所必需的附加的動態(tài)試驗、耐久性試驗、運轉試驗以及振動研究。（b）如果渦輪發(fā)動機（活塞發(fā)動機）傳輸給傳動裝置的輸出扭矩，可能超過發(fā)動機或傳動裝置的最大扭矩限制值，且該扭矩在正常工作條件下，不是由控制站操控員直接操縱（例如，發(fā)動機功率的主要操縱是通過飛行操縱實現(xiàn)的），則必須進行下列試驗：（1）在與所有發(fā)動機運轉有關的狀態(tài)下，做200次運轉試車，每次不低于10秒鐘，扭矩至少等于下列較小值：（i）滿足CCAR27.923使用的最大扭矩加10%；（ii）如果安裝了扭矩限制器，在其功能正常情況下，發(fā)動機可能達到的最大輸出扭矩。（2）對于多發(fā)無人直升機，在與每臺發(fā)動機逐次不工作的相關狀態(tài)下，使傳動裝置的其余扭矩輸入端在可能的條件下，達到能獲得的最大扭矩（若安裝了扭矩限制器且其功能正常），每個傳動輸入端在最大扭矩下必須至少試驗15分鐘。（3）本條規(guī)定的試驗必須在無人直升機上以試驗功率狀態(tài)預期使用的最大轉速下進行，扭矩必須由安裝在其上的旋翼吸收。如果支撐方式和振動可以近似嚴格地模擬飛行測試中的旋翼條件，則也可以使用其他地面和飛行測試設備和近似方法，來實現(xiàn)扭矩的吸收。UHS.711軸系的臨界轉速（a）軸系的臨界轉速，必須經(jīng)演示確定。如果對特定的設計有可靠的分析方法，則可采用該分析方法。（b）如果任一臨界轉速位于或接近慢車、有動力和自轉狀態(tài)的轉速范圍，則必須通過試驗表明，在此轉速下所產(chǎn)生的應力必須在安全限制內。（c）如果采用分析方法表明臨界轉速不在允許使用的轉速范圍內，則計算的臨界轉速和允許使用轉速限制范圍之間的余量必須是足夠的，以考慮計算值與實際值之間可能的變化。UHS.713軸系接頭工作中需要潤滑的每個萬向接頭、滑動接頭和其它軸系接頭，必須有潤滑措施。起落架UHS.723減震試驗起落架的著陸慣性載荷系數(shù)及儲備能量吸收能力，必須分別用UHS.725和UHS.727規(guī)定的試驗來驗證，或通過有試驗支撐的分析進行驗證。這些試驗必須用完整的無人直升機或用起落架元件按它們原有關系構成的組合件來進行。UHS.725限制落震試驗限制落震試驗必須按下列規(guī)定進行：（a）落震高度必須至少為200毫米（8英寸）。（b）如果考慮旋翼升力的話，則必須把UHS.473（a）中規(guī)定的旋翼升力，通過適當?shù)哪芰课昭b置或采用有效質量引入落震試驗。（c）每個起落架必須模擬從其吸收能量的觀點來看是最嚴重的著陸情況的姿態(tài)進行試驗。（d）當采用有效質量來表明滿足本條（b）的規(guī)定時，可采用下面的公式取代更合理的計算：和式中：為落震試驗中使用的有效重量（公斤）。W=（公斤）。等于無人直升機處于最危險姿態(tài)時，作用于起落架裝置上的靜反作用力。當把起落架反作用力與無人直升機重心之間的力臂考慮進去時，可以采用合理的方法計算反作用力。h為規(guī)定的自由落震高度（毫米）。L為假定的無人直升機升力與其重力之比。d為起落架相對落震質量位移的垂直分量（毫米）。n為限制慣性載荷系數(shù)。為落震試驗中所用的質量受到撞擊時達到的載荷系數(shù)（即落震試驗中所記錄到的用g表示的加速度加1.0）。UHS.727儲備能量吸收落震試驗儲備能量吸收落震試驗必須按下列規(guī)定進行：（a）落震高度必須是第UHS.725條（a）規(guī)定值的1.5倍；（b）旋翼升力，其考慮方式類似于第UHS.725（b）的規(guī)定，不得超過該條允許升力的1.5倍；（c）起落架必須經(jīng)得起此試驗而不破壞。前起落架、尾起落架或主起落架的構件不能將無人直升機支撐在正常姿態(tài)，或者除起落架和外部附件之外的無人直升機結構撞擊著陸地面，即視為起落架發(fā)生破壞。UHS.737雪橇每個雪橇的最大限制載荷的額定值必須不小于按本標準適用的地面載荷要求所確定的最大限制載荷。浮筒和船體UHS.751主浮筒浮力（a）對于主浮筒，它能提供的浮力，必須超過在淡水中支承無人直升機最大重量所需的浮力，其超過的百分數(shù)應符合下述規(guī)定：（1）50%（單浮筒）；（2）60%（多浮筒）。（b）每個主浮筒必須有足夠的水密艙，以便當主浮筒任何單個水密艙大量進水后，還能提供足夠大的正穩(wěn)定裕度，使無人直升機傾覆的概率減至最小。UHS.753主浮筒設計（a）氣囊式浮筒。每個氣囊式浮筒必須設計成能承受下述載荷：（1）在申請浮筒合格審定的最大高度上可能產(chǎn)生的最大壓差；（2）在UHS.521（a）中規(guī)定的垂直載荷。此載荷沿氣囊長度方向分布在四分之三的投影面積上。（b）剛性浮筒。每個剛性浮筒必須能承受UHS.521中規(guī)定的垂直，水平及側向載荷。這些載荷可以是沿浮筒的長度方向分布。載貨設施UHS.787貨艙和有效載荷艙（a）貨艙和有效載荷艙必須根據(jù)其標明的最大載重，以及規(guī)定的飛行和地面載荷情況（除UHS.561的應急著陸情況外）所對應的適當?shù)淖畲筝d荷系數(shù)下的臨界載荷分布來設計。（b）必須有措施防止艙內任何裝載物在本條（a）規(guī)定的載荷下因移動而造成的危險。其他UHS.871水平測量標記必須有在地面為無人直升機調水平的基準標記。UHS.873配重設施配重設施必須設計和制造成能防止配重在飛行中偶然移動。E章動力裝置總則UHS.901安裝（a）無人直升機動力裝置包括下列部件（除旋翼結構外）：（1）推進所必需的部件；（2）與主推進裝置操縱有關的部件；（3）在正常檢查或翻修的間隔期內與主推進裝置安全有關的部件。（b）對于動力裝置，必須滿足下列要求：（1）每個動力裝置的每個部件及其安裝的構造、布置和安裝必須保證在正常檢查或翻修的間隔期間內，在申請批準的溫度和高度范圍內，能繼續(xù)保持其安全運轉；（2）其裝置必須是可達的，以進行持續(xù)適航性所必要的檢查和維護；（3）裝置的主要部件必須與無人直升機其它部分電氣搭接，以防止產(chǎn)生電位差；（4）渦輪發(fā)動機的軸向和徑向膨脹不得影響動力裝置的安全。（c）動力裝置必須符合下列規(guī)定：（1）UHS.903（a）規(guī)定的相關規(guī)范所要求的發(fā)動機安裝說明書。（2）本章中適用的規(guī)定。UHS.903發(fā)動機（a）安裝在無人直升機上的發(fā)動機，必須滿足下列要求之一：（1）具有型號合格證或型號認可證；（2）符合本標準附錄B的要求；（3）按照審查機構接受的標準隨無人直升機設計批準獲得批準（該標準包含的適航準則應適用于該發(fā)動機的特定設計和預期用途，并符合局方可接受的安全水平）。（b）發(fā)動機或傳動系統(tǒng)冷卻風扇葉片的保護（1）如果安裝了發(fā)動機或旋翼傳動系統(tǒng)的冷卻風扇，則必須具有當風扇的葉片損壞時保護無人直升機并使其安全著陸的措施。這項要求必須由下列規(guī)定之一表明：（i）在損壞時，風扇葉片被包容；（ii）每臺風扇的安裝使得葉片損壞時，不會危及無人直升機的安全；（iii）每個風扇葉片能承受由下述條件限制的使用中預期出現(xiàn)的1.5倍離心力的極限載荷：（A）對直接由發(fā)動機驅動的風扇，由下列條件之一限制：（1）在無控制情況下，發(fā)動機達到的極限轉速；（2）超轉限制裝置的限制轉速。（B）對由旋翼傳動系統(tǒng)傳動的風扇，為包括瞬態(tài)在內的使用中預期出現(xiàn)的旋翼傳動系統(tǒng)的最大轉速。（2）除非按UHS.571的要求進行了疲勞評定，否則必須表明，在無人直升機的使用限制內，冷卻風扇葉片不在共振狀態(tài)下工作。（3）渦輪發(fā)動機的安裝對于渦輪發(fā)動機安裝，與發(fā)動機各控制裝置、系統(tǒng)和儀表有關的各動力裝置系統(tǒng)的設計必須能合理保證，在服役中不會超過對渦輪轉子結構完整性有不利影響的發(fā)動機使用限制。UHS.907發(fā)動機振動（a）發(fā)動機安裝必須防止發(fā)動機或無人直升機的任何部件產(chǎn)生有害振動。（b）旋翼和旋翼傳動系統(tǒng)與發(fā)動機組合后，一定不能使發(fā)動機的主要轉動部件承受過大的振動或振動應力。（c）旋翼傳動系統(tǒng)的部件不得承受過大的振動應力。UHS.939渦輪發(fā)動機工作特性（a）必須在飛行中檢查渦輪發(fā)動機的工作特性，以確認在無人直升機和發(fā)動機使用限制范圍內的正常和應急使用期間，不會出現(xiàn)達到危險程度的不利特性（如失速、喘振或熄火）。（b）在正常運行期間，渦輪發(fā)動機進氣系統(tǒng)不得由于氣流畸變的影響而引起有害于發(fā)動機的振動。（c）對于調節(jié)器控制的發(fā)動機，必須表明傳動系統(tǒng)不存在與功率、轉速和操縱位移的臨界組合有關的危險扭轉不穩(wěn)定性。燃油系統(tǒng)UHS.951總則（a）燃油系統(tǒng)的構造和布置必須保證在各種正常的工作條件下，包括申請合格審定的各種機動狀態(tài)下，均能滿足發(fā)動機正常工作所需要的燃油流量和壓力，且燃油系統(tǒng)必須具備防止空氣進入該系統(tǒng)的措施。（b）燃油系統(tǒng)的布置必須滿足燃油泵不能同時從一個以上的油箱內吸油。重力供油系統(tǒng)必須不能同時從一個以上的油箱向同一發(fā)動機提供燃油，除非以一種方式使燃油箱空間互相連通確保所有的連通油箱同時供油。（c）用于使用航空煤油作為燃料的壓燃式發(fā)動機或渦輪機發(fā)動機的燃油系統(tǒng)在使用下述狀態(tài)的燃油時，必須能在其整個流量和壓力范圍內持續(xù)工作：燃油先在27℃（80°F）時用水飽和，并且每1升燃油含有所添加的0.198毫升游離水（每1美加侖含0.75毫升，每1英加侖含0.899毫升），然后冷卻到在工作中可能遇到的最臨界的結冰條件。UHS.955燃油流量（a）總則必須在供油和不可用油量為最臨界的狀態(tài)下，表明燃油系統(tǒng)能以本條規(guī)定的流量和足以保證發(fā)動機正常工作的壓力向汽化器或噴油嘴供油?？赏ㄟ^模擬裝置表明其符合性。此外還必須符合下列規(guī)定：（1）油箱內的燃油量不得超過UHS.959確定的該油箱不可用燃油量與為驗證本條符合性所需的油量之和；（2）如果裝有燃油流量計，在流量試驗時必須使其阻塞，燃油必須流經(jīng)該流量計的旁路；（3）必須使UHS.977要求的燃油濾堵塞達到燃油濾提供的最大可預見壓力所必要的程度。（b）重力供油系統(tǒng)重力供油系統(tǒng)（主供油和備用供油）的燃油流量，必須為發(fā)動機起飛燃油消耗量的150％。（c）泵壓供油系統(tǒng)在各種預定運行條件下和機動飛行中，每臺發(fā)動機燃油系統(tǒng)必須至少提供發(fā)動機所需燃油流量的100％。（d）多燃油箱對于由一個以上油箱供油的任何發(fā)動機，如果向發(fā)動機供油的任一油箱內的燃油耗盡而使發(fā)動機發(fā)生故障時，在平飛狀態(tài)下轉為由其他任何滿油箱供油后，發(fā)動機必須在10秒內恢復完全的功率和燃油壓力。UHS.959不可用燃油量每個燃油箱的不可用燃油量必須確定為不小于下述油量：對需由該油箱供油的所有預定運行和機動飛行，在最不利供油條件下，發(fā)動機工作開始出現(xiàn)不正常時該油箱內的油量。UHS.961燃油系統(tǒng)在熱氣候條件下的工作對于虹吸式燃油系統(tǒng)和其它易形成油氣的燃油系統(tǒng)，必須用試驗表明，燃油溫度為43°C（110°F）時，發(fā)動機能在合格審定范圍內可靠地工作。UHS.963燃油箱：總則（a）每個燃油箱必須承受運行中可能遇到振動、慣性、油液及結構的載荷而不損壞。（b）軟油箱囊必須是可接受的。（c）整體燃油箱必須有進行內部檢查和修理的設備.（d）燃油箱任一部件暴露表面的最高溫度，必須比燃油箱中燃油或燃油蒸汽預期的最低自燃溫度低，留有安全裕度。必須在燃油箱內部所有部件的全部工作狀態(tài)下和所有失效或故障條件下，表明本要求的符合性。UHS.965燃油箱試驗每個油箱必須能承受本條所規(guī)定的壓力而不損壞或滲漏：（a）每個普通的金屬油箱和箱壁不支撐于無人直升機結構的非金屬油箱，為24千帕的壓力。（b）對于每個整體油箱，為油箱滿油的無人直升機在最大限制加速度時所產(chǎn)生的壓力，并同時施加臨界限制結構載荷。（c）對于每種箱壁支撐于無人直升機結構的非金屬材料油箱和其他的使用可接受材料制作的基本油箱，在真實的或模擬的支撐條件下，對特定設計的首件油箱，為14千帕，支承結構必須按飛行或著陸強度情況下產(chǎn)生的臨界載荷與相應的加速度引起的燃油壓力載荷組合來進行設計。UHS.967燃油箱安裝（a）每個燃油箱的支承必須使油箱載荷不集中作用在無支承的油箱表面。此外，還必須符合下列規(guī)定：（1）如有必要，必須在油箱與其支承件之間設置隔墊，以防擦傷油箱；（2）隔墊必須不吸收燃油或經(jīng)處理后不吸收燃油；（3）如果使用軟油箱，則軟油箱的支承必須使其不必承受油液載荷；（4）每個油箱艙內表面必須光滑，而且不具有磨損軟油箱的凸起物，除非滿足下列要求之一：（i）在凸起物處，具有保護軟油箱的措施；（ii）軟油箱本身構造具有這種保護作用。（5）在任何運行條件下，每個囊式油箱的氣相空間均必須保持正壓，但已表明零壓或負壓不會引起囊式油箱塌陷的特殊情況除外；（6）加油口蓋不適當?shù)目劬o或丟失，不可引起囊式油箱的塌陷或燃油的虹吸（少量的溢漏除外）。（b）每個油箱艙必須有通氣口和排漏孔，以防止可燃液體或油氣聚集，應避免排漏口排除的液體流入發(fā)動機的排氣口或可引起排液燃燒的高溫區(qū)域。如果油箱是無人直升機結構的一個整體部分，則鄰近該油箱的每個艙也必須有通氣口和排漏孔。（c）（預留）。（d）直接位于發(fā)動機艙主要空氣出口后面的發(fā)動機短艙蒙皮，不得作為整體油箱的箱壁。（e）油箱、油箱艙和燃油系統(tǒng)的設計、布局及安裝在當受到UHS.561中所規(guī)定的應急著陸情況下對應的慣性力時，必須能保存燃油。UHS.969燃油箱膨脹空間每個燃油箱或有互連通氣系統(tǒng)的每組燃油箱都必須具有不小于2%油箱容積的膨脹空間,必須使無人直升機處于正常地面姿態(tài)時,不可能由于疏忽而使所加燃油占用膨脹空間。UHS.971燃油箱沉淀槽（a）每個燃油箱都必須有沉淀槽，其有效容積在正常地面和飛行姿態(tài)時為0.10%的油箱容量。除非滿足下列條件：（1）燃油系統(tǒng)具有易于在飛行前可用于放油的沉積盤或腔,且其最小容量是每75.7升燃油容量為29.6毫升；（2）每個燃油箱放油口位置的確定，應當使得在無人直升機處于正常的地面姿態(tài)時，水能從燃油箱任何部位排放至沉積盤或腔。（b）本條要求的每個沉淀槽、沉積盤及沉積腔的放油嘴必須符合UHS.999（b）（1），（2）和（3）放油嘴的要求。UHS.973燃油箱加油口（a）必須能防止加油時溢出的燃油流入燃油箱艙，或流入油箱外無人直升機的任何部分。（b）每個主加油口的加油口蓋必須有耐燃油密封裝置。但是油箱加油口蓋可以有小孔，用于通氣或作為量油計穿過口蓋的通路。用于通氣口應符合UHS.975要求。UHS.975燃油箱通氣（a）每個燃油箱必須從膨脹空間的頂部通氣，以便在任何正常飛行情況下都能有效地通氣。每個通氣口的布置必須使其被臟物或冰堵塞的概率最小。（b）通氣系統(tǒng)的設計必須使無人直升機在著陸、地面運行或應急降落期間出現(xiàn)翻轉時，將通過通氣口溢出流到點火源的燃油減至最小。UHS.977燃油濾網(wǎng)和燃油濾（a）燃油箱出油口與汽化器入口，或與噴油嘴之間，必須設置滿足下列要求的燃油濾：（1）具有足夠的濾通能力（根據(jù)發(fā)動機的使用限制），以便在燃油臟污程度（與污粒大小和數(shù)量有關）超過發(fā)動機經(jīng)批準的規(guī)定值時，保證發(fā)動機燃油系統(tǒng)的功能不受損害；（2）便于放液、清洗或更換；（3）具有沉淀槽和放液嘴，如果濾網(wǎng)或油濾易于拆卸進行放液，則不必設置放液嘴。（b）燃油箱出油口及化油器入油口或燃油噴射器之間必須裝有燃油濾或濾網(wǎng)。電源子系統(tǒng)UHS.980電源子系統(tǒng)電源子系統(tǒng)應按照局方接受的標準隨無人機型號合格證獲得批準，該標準包含的適航準則應適用于該電源子系統(tǒng)特定設計和預期用途，并符合局方可接受的安全水平。UHS.981能源存儲，性能和顯示（a）在包線內飛行的整個過程中，電池必須能夠提供發(fā)動機和電子設備所必需的電壓和電流。（b）電池組充電裝置必須作為無人機系統(tǒng)的一部分。充電裝置必須具有顯示裝置以指示錯誤信息或充電狀態(tài)。UHS.983能源存儲，安全性（a）在任何可能出現(xiàn)的充電、放電情況或有可能出現(xiàn)的充電失效、電池監(jiān)控系統(tǒng)不顯示等情況下，必須有措施將蓄電池溫度和壓強維持在安全值。電池安裝必須通過設計以杜絕類似各失效事件中產(chǎn)生的諸如爆炸等危險影響。（b）電池的設計必須考慮自我維持和溫度或壓強的不受控增加，相關保護方法應該根據(jù)（a）款來執(zhí)行。（c）電池在正常操作中沒有易爆或有毒氣體泄露，或在有可能出現(xiàn)的電池充電失效、監(jiān)測系統(tǒng)失效、電池安裝失效下，易爆或有毒氣體的泄露含量不至于積累引發(fā)無人直升機危險情況的產(chǎn)生。（d）電池不會產(chǎn)生腐蝕性液體、氣體泄露，破壞無人直升機中周圍結構或其他鄰近系統(tǒng)、設備、電線，從而避免了UHS.1309（b）中的失效情況產(chǎn)生。（e）電池安裝必須有一定措施來避免結構或重要系統(tǒng)上任何危險情況的產(chǎn)生，如電池發(fā)生短路時產(chǎn)生熱量超過上限。（f）電池控制和檢測系統(tǒng)必須能夠自動控制電池的充電速率以避免電池過熱或充電過量，同時考慮，（1）當過熱情況發(fā)生時可以根據(jù)電池溫度感應和過熱警告系統(tǒng)自動切斷電池充電源；（2）當電池失效時可以根據(jù)電池失效感應和警告系統(tǒng)自動切斷電池充電源。（g）蓄電池裝置要有監(jiān)測和警告功能以保證無人直升機安全操做作。當蓄電池電量不能滿足直升機進行緊急處理的要求時，需要及時發(fā)送信號來為控制站操控人員提供指示。（h）根據(jù)UHS.1529所需，持續(xù)適航文件必須包含電池容量檢測裝置的維護要求，在無人直升機安全操作的功能要求下以適當?shù)拈g隔進行維護以確保電池自安裝開始便穩(wěn)定實現(xiàn)既定的功能要求。待續(xù)的適航說明也必須包含備用電池的維護過程，防止電池在置放過程中儲電能力下降或其他由于低電量下長期存儲所引起的破壞，從而不能滿足無人直升機的安全操作要求。UHS.985能源存儲，安裝（a）電池安裝必須能夠承受適當?shù)膽T性載荷。（b）安裝措施、環(huán)境及目標用途必須滿足電池制造商所有既定的性能、操作和安全需要。（c）具有降低電池過熱/爆炸風險的辦法（如冷卻、溫度傳感器、動態(tài)電池管理系統(tǒng)）。（d）使用手冊中針對G分部需要提供關于電池存儲、操作、搬運、維修、安全限度和電池健康情況的信息。燃油系統(tǒng)部件UHS.991燃油泵（a）對UHS.955的符合性不得由于下列部件的失效而受到危害：（1）除了已批準和安裝作為型號合格審定或設計生產(chǎn)批準審定的發(fā)動機部件的燃油泵之外的任一油泵;或（2）除使用該泵的發(fā)動機（對于發(fā)動機帶動油泵的情況）外,油泵工作所需的任何部件。（b）不管發(fā)動機功率（或推力）調定或者任何其他燃油泵的功能狀態(tài)如何，任何燃油泵的工作都不得影響發(fā)動機運轉而造成危險。UHS.993燃油系統(tǒng)導管和接頭（a）每根燃油導管的安裝和支承，必須能防止過度的振動，并能承受燃油壓力及加速飛行所引起的載荷。（b）連接在可能有相對運動的無人直升機部件之間的每根燃油導管，必須用柔性連接。（c）燃油管路中可能承受壓力和軸向載荷的每一柔性連接，必須使用軟管組件。每根軟管必須表明適合于其特定用途。UHS.999燃油系統(tǒng)放油嘴：高風險（a）在每個燃油系統(tǒng)的最低點，必須至少有一個易于接近的放油嘴，當無人直升機處于使用中預期的任何地面姿態(tài)時，可完全放出系統(tǒng)中的燃油。（b）本條（a）要求的每個放油嘴必須滿足下列要求：（1）使排放油避開無人直升機各部分；（2）有手動或自動機構，能確實地鎖定在關閉位置；（3）放油閥易于接近并易于打開和關閉?；拖到y(tǒng)UHS.1011發(fā)動機：總則（a）若發(fā)動機有獨立的滑油系統(tǒng)，該系統(tǒng)應在不超過安全連續(xù)運轉最高溫度值的情況下能向發(fā)動機供給適量的滑油；（b）滑油系統(tǒng)的可用滑油量不得小于無人直升機最大允許航程的滑油需用量。UHS.1013滑油箱（a）每個滑油箱的支承必須使油箱載荷不集中。此外，還必須符合下列規(guī)定：（1）如有必要，必須在油箱與其支承件之間設置隔墊，以防擦傷油箱；（2）隔墊必須不吸收滑油或經(jīng)處理后不吸收滑油；（3）如果使用軟滑油箱，則軟滑油箱的支承必須使其不必承受油液載荷；（4）每個油箱艙內表面必須光滑，而且不具有磨損軟滑油箱的凸起物，除非滿足下列要求之一：（i）在凸起物處，具有保護軟滑油箱的措施；（ii）軟滑油箱本身構造具有這種保護作用。（5）在任何運行條件下，每個囊式油箱的蒸汽空間均必須保持正壓，但已表明零壓或負壓不會引起囊式油箱塌陷的特殊情況除外；（6）加油口蓋不適當?shù)目劬o或丟失，不可引起囊式滑油箱的塌陷或滑油的虹吸（少量的溢漏除外）；（7）能承受運行中可能遇到的各種振動、慣性和液體載荷。（b）每個油箱艙必須有通氣口和排漏孔，以防止可燃液體或油氣聚集。如果油箱是無人直升機結構的一個整體部分，則鄰近該油箱的每個艙也必須有通氣口和排漏孔。（c）滑油的液面位置必須易于檢查，而無需拆卸任何整流罩部件（除滑油油箱蓋），或不必使用任何工具。（d）若滑油箱安裝在發(fā)動機艙，滑油箱必須使用防火材料制造，除非系統(tǒng)總滑油量（包括油箱、管線及油槽）少于5升時，可以使用阻燃材料。（e）用于活塞發(fā)動機的每個滑油箱，必須具有不小于10%油箱容積或2升（0.5美加侖）的膨脹空間（取大值）。用于渦輪發(fā)動機的每個滑油箱，必須具有不小于10%油箱容積的膨脹空間。UHS.1015滑油箱試驗每個滑油箱必須能承受下述壓力而不會漏油：（a）對于每個普通金屬油箱和油箱壁不支持于無人直升機結構的非金屬油箱，為35千帕；（b）對于每個整體油箱，為油箱滿油的無人直升機在最大限制加速度時所產(chǎn)生的壓力，并同時施加臨界限制結構載荷；（c）對于每個油箱壁支撐于無人直升機結構的非金屬滑油箱，使用可接受的油箱材料以可接受的方式制造的油箱在實際或者模擬支撐條件下，能承受14千帕的壓力。支撐結構設計能承受飛行或者著陸時的臨界載荷和不同加速下的油壓載荷。UHS.1017滑油導管和接頭（a）滑油導管必須滿足UHS.993的要求。（b）通氣管通氣管必須按下列要求布置：（1）可能凍結和堵塞管路的冷凝水蒸氣不會聚積在任何一處；（2）在出現(xiàn)滑油泡沫時，通氣管的排放物不會構成著火危險；（3）通氣管不會使排放物進入發(fā)動機進氣系統(tǒng)；（4）通風管路出氣口不被冰或外來物堵塞。UHS.1019滑油濾網(wǎng)或滑油濾在動力裝置安裝中，滑油濾網(wǎng)或滑油濾的構造和安裝，必須使得在該濾網(wǎng)或油濾濾芯完全堵塞的情況下，滑油仍能以正常的速率流經(jīng)系統(tǒng)的其余部分。UHS.1021滑油系統(tǒng)放油嘴：高風險必須具有能使滑油系統(tǒng)安全排放的一個（或幾個）放油嘴。每個放油嘴必須滿足下列要求：（a）是可達的；（b）有手動或自動的機構，能將其確實地鎖定在關閉位置。（對于二沖程發(fā)動機無需滿足）UHS.1027傳動裝置和減速器：總則（a）傳動裝置和減速器的壓力滑油系統(tǒng)必須符合UHS.1013，UHS.1015，UHS.1017和UHS.1021的發(fā)動機滑油系統(tǒng)的要求。（b）每一壓力滑油系統(tǒng)必須具有一個能過濾全部潤滑油的滑油濾網(wǎng)或滑油濾，且必須滿足下列要求：（1）其設計能從潤滑油中清除可能損壞傳動裝置和和傳動系統(tǒng)部件或阻礙潤滑油流動到危險程度的任何污染；（2）應裝有指示器以指示當本條（b）（3）要求的旁路在打開時（或在此之前）滑油濾或滑油濾網(wǎng)上污染的聚積情況；（3）配有旁路，其構造和安裝要按下列要求：（i）在該濾網(wǎng)或油濾完全堵塞的情況下，潤滑油仍能以正常的速率流經(jīng)系統(tǒng)的其余部分；（ii）通過旁路的適當布置，使聚積的污物溢出最少，以確保聚積的污物不至進入旁通油路。（c）對旋翼傳動系統(tǒng)及其部件提供