《輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)技術(shù)要求》

ICS：49.020

CCS：V04

團(tuán)體標(biāo)準(zhǔn)

T/AOPAXXXX—XXXX

輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)技術(shù)要求

Technicalrequirementsforlightsportaircraft

XXXX-XX-XX發(fā)布XXXX-XX-XX實(shí)施

中國(guó)航空器擁有者及駕駛員協(xié)會(huì)發(fā)布

T/AOPAXXXX-2022

輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)技術(shù)要求

1范圍

本文件規(guī)定了輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的一般要求和飛行、結(jié)構(gòu)、設(shè)計(jì)和構(gòu)造、動(dòng)力裝置、設(shè)備、使用限

制和資料等安全性設(shè)計(jì)要求。

本文件適用于輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)。

2規(guī)范性引用文件

下列文件中的內(nèi)容聽(tīng)過(guò)文中的規(guī)范性引用而構(gòu)成本文件的應(yīng)用是必不可少的條款。凡是注日期

的引用文件，僅該日期的版本適用于本文件；不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改

單）適用于本文件。

ASTMF2316輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)機(jī)體應(yīng)急降落傘的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范

ASTMF2339輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)活塞火花點(diǎn)火發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)和制造規(guī)范

ASTMF2506輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)螺旋槳設(shè)計(jì)與試驗(yàn)規(guī)范

ASTMF2538輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)活塞壓燃發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)和制造規(guī)范

ASTMF2840輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)電動(dòng)推進(jìn)裝置的設(shè)計(jì)和制造規(guī)范

3術(shù)語(yǔ)、定義和符號(hào)

3.1術(shù)語(yǔ)和定義

下列術(shù)語(yǔ)和定義適用于本文件。

3.1.1

電力推進(jìn)裝置electricpropulsionunit(EPU)

任何電動(dòng)馬達(dá)和用于向電動(dòng)飛行器提供推力的所有的相關(guān)設(shè)備。

3.1.2

能源存儲(chǔ)設(shè)備energystorageequipment(ESD)

作為電力推進(jìn)裝置的一部分（EPU），用來(lái)存儲(chǔ)能量。典型的能量存儲(chǔ)設(shè)備包括但不限于電池、

燃料電池、或電容器等。

3.1.3

輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)lightsportaircraft

a）最大起飛重量：

1）陸上飛機(jī)不超過(guò)700kg。

2）水上飛機(jī)不超過(guò)750kg。

b）包括飛行員在內(nèi)的最大座位數(shù)不超過(guò)2座。

c）配單臺(tái)活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)或電動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)。

d）在海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，最大連續(xù)功率狀態(tài)下最大平飛速度不超過(guò)222km/h校正空速；

在最大起飛重量和臨界重心位置，最大失速速度不超過(guò)90.7km/h校正空速。

e）如果具有座艙，座艙為非增壓座艙。

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f）固定式起落架。

g）限制在晝間目視飛行規(guī)則運(yùn)行。

h）定距或者槳距可地面調(diào)節(jié)的螺旋槳。

3.2符號(hào)

下列符號(hào)適用于本文件。

AR——展弦比

b——機(jī)翼展長(zhǎng)

c——弦長(zhǎng)

CAS——校正空速

CG——重心

CL——飛機(jī)升力系數(shù)

Cm——俯仰力矩系數(shù)

Cm0——零升俯仰力矩系數(shù)

Cn——法向系數(shù)

g——重力加速度

IAS——指示空速

ICAO——國(guó)際民航組織

LSA——輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)

MAC——平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)

n——載荷系數(shù)

n1——飛機(jī)正限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)

n2——飛機(jī)負(fù)限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)

n3——VC時(shí)飛機(jī)正限制突風(fēng)載荷系數(shù)

n4——VC時(shí)飛機(jī)負(fù)限制突風(fēng)載荷系數(shù)

nj——機(jī)輪載荷系數(shù)

ρ——空氣密度

q——?jiǎng)訅?/p>

S——機(jī)翼面積

V——翼空速

VA——設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度

VC——設(shè)計(jì)巡航速度

VD——設(shè)計(jì)俯沖速度

VDF——演示俯沖速度

VF——設(shè)計(jì)襟翼速度

VFE——最大襟翼展態(tài)速度

VCmin——最小設(shè)計(jì)巡航速度

VDmin——最小設(shè)計(jì)俯沖速度

VFmin——最小設(shè)計(jì)襟翼速度

VH——以最大連續(xù)功率平飛的最大速度

VNE——不可超越速度

VO——使用機(jī)動(dòng)速度

Vs——飛機(jī)失速速度或尚可操縱的最小穩(wěn)態(tài)飛行速度

VS1——特定構(gòu)型下的失速速度或最小穩(wěn)態(tài)飛行速度

VSO——著陸形態(tài)下的失速速度或最小穩(wěn)態(tài)飛行速度

Vx——最佳爬升角的速度

VY——最佳爬升率的速度（

W——最大起飛重量或最大設(shè)計(jì)重量

WE——最大空重

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Wu——最小有效載荷

WZWF——機(jī)翼零燃油最大重量

4一般要求

輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的應(yīng)符合下列一般要求：

a）輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)應(yīng)具有飛行性能安全性，主要包括失速速度、起飛性能、爬升性能、著陸性

能、中斷著陸性能等。

b）輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)及典型運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)應(yīng)具有結(jié)構(gòu)安全性，主要包括機(jī)翼、尾翼、操縱系

統(tǒng)、起落架等。

c）輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)系統(tǒng)、設(shè)備應(yīng)具有系統(tǒng)安全性，主要包括動(dòng)力裝置、電氣系統(tǒng)、儀表等。

5詳細(xì)要求

5.1飛行

5.1.1總則

5.1.1.1符合性驗(yàn)證

符合性驗(yàn)證需符合下列要求：

a）在最臨界的重量和重心構(gòu)型下，均應(yīng)滿足以下每項(xiàng)要求（除非另有說(shuō)明，否則應(yīng)考慮從失

速速度到VDF或給定構(gòu)型所允許最大速度的整個(gè)速度范圍。）：

1）VDF可以小于等于VD。

2）VNE應(yīng)小于等于0.9VDF并且大于等于1.1VC。此外，VNE應(yīng)大于等于VH。

b）在飛行試驗(yàn)過(guò)程中以下偏差是可接受的。

1）重量+5%，?10%。

2）受重量影響的臨界項(xiàng)目+5%，?1%。

3）重心整個(gè)范圍的±7%。

5.1.1.2載重分布限制

載重分布限制需符合下列要求：

a）最小有用載荷Wu，應(yīng)大于等于以下總和：飛機(jī)每個(gè)座位上乘客的體重為86kg，加上消耗

物的重量，例如以速度VH飛行1h所需的燃油。消耗率應(yīng)根據(jù)具體使用過(guò)程的試驗(yàn)結(jié)果

獲得。

b）應(yīng)確定最小飛行重量。

c）應(yīng)確定空機(jī)重心、重心前限、重心后限。

d）在安裝和標(biāo)識(shí)都正確的前提下，固定式或可卸配重可以單獨(dú)或同時(shí)使用。

e）在安裝和標(biāo)識(shí)都正確的前提下，可以使用多個(gè)儲(chǔ)能裝置(ESD)。

5.1.1.3螺旋槳速度和槳距限制

螺旋槳的構(gòu)型不得使發(fā)動(dòng)機(jī)超過(guò)生產(chǎn)制造商確定的正常條件下的安全運(yùn)行限制。在起飛、初始

爬升或以0.9VH飛行期間，發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大油門位置，螺旋槳應(yīng)限制發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，使之不超過(guò)最大發(fā)

動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速。在規(guī)定的“不許超越速度VNE”下收回油門下滑時(shí)，螺旋槳不會(huì)引起發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速高于最大

連續(xù)轉(zhuǎn)速的110％。

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5.1.2性能

5.1.2.1概述

所有性能要求均適用于國(guó)際民航組織標(biāo)準(zhǔn)大氣條件中規(guī)定的靜止空氣和海平面條件。速度以指

示空速（IAS）和校正空速（CAS）的形式給出。

5.1.2.2失速速度

2

機(jī)翼水平失速速度VSO、Vs應(yīng)通過(guò)以減速率不大于0.5m/s、油門關(guān)閉、最大起飛重量和最不利

重心狀態(tài)下的飛行試驗(yàn)來(lái)確定。

5.1.2.3起飛

在飛機(jī)最大起飛重量，全油門情況下，以下各項(xiàng)須使用正常起飛程序測(cè)量：

a）飛機(jī)在最低等級(jí)跑道上起飛，離地之前的滑跑距離。

b）以至少1.3VS1的爬升速度越過(guò)15m障礙所用的距離。

注：用于正常起飛的程序，包括襟翼位置，應(yīng)在飛行員操作手冊(cè)中明確規(guī)定。

5.1.2.4爬升

以最大起飛重量，襟翼位于飛行員操作手冊(cè)中規(guī)定的用于爬升的位置，油門全開(kāi)：

a）速度為VY時(shí)的爬升率應(yīng)超過(guò)1.6m/s。

b）速度為VX時(shí)的爬升梯度應(yīng)超過(guò)1/12。

5.1.2.5著陸

應(yīng)在油門關(guān)閉、襟翼放下的著陸過(guò)程中，確定以下各項(xiàng)：

a）飛機(jī)以速度1.3VSO、從高于著陸表面15m處到飛機(jī)著陸并完全停止所需的著陸距離。

b）合理剎車（如果裝有）時(shí)的地面滑跑距離。

5.1.2.6中斷著陸

飛機(jī)從速度1.3VSO中斷著陸決定復(fù)飛，在施加最大油門后的5s內(nèi)，應(yīng)能獲得超過(guò)1/30的爬升梯

度。如果可以在較短的時(shí)間內(nèi)安全收起襟翼，且沒(méi)有高度損失和突然的姿態(tài)變化，則襟翼可以收起。

5.1.3操縱性和機(jī)動(dòng)性

5.1.3.1概述

操縱性和機(jī)動(dòng)性應(yīng)按下列條件確定：

a)在正常使用主操縱器件，進(jìn)行起飛、爬升、平飛（巡航）、俯沖（至速度VDF或者至被考核

構(gòu)型所允許的最大速度）、進(jìn)近、著陸（帶動(dòng)力或不帶動(dòng)力，襟翼收起或放下）時(shí)，飛機(jī)都

應(yīng)具有安全的操縱性和機(jī)動(dòng)性。

b)所有飛行狀態(tài)間都應(yīng)能平穩(wěn)過(guò)渡，不得超過(guò)表1所示的飛行員操縱力。

表1飛行員操縱力

俯仰滾轉(zhuǎn)偏航

序號(hào)施加在操縱機(jī)構(gòu)上的力

NNN

1短暫作用（小于兩分鐘）---

2駕駛桿200100-

3駕駛盤（作用于輪緣）200100-

4方向舵腳蹬--400

5持續(xù)作用2323110

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c)在襟翼正常的操縱速度范圍（VSO至VFE）內(nèi)收放襟翼時(shí)，能夠保持操縱控制。

d)在速度降為VSO前，可進(jìn)行橫向操縱、航向操縱和縱向操縱。

5.1.3.2縱向操縱

縱向操縱按下列條件確定：

a）當(dāng)飛機(jī)盡可能配平至1.3VS1穩(wěn)定飛行后，飛機(jī)應(yīng)能在1.1VS1和1.3VS1之間的任何速度都有

可能使機(jī)頭下俯，以便使空速很快增加到至少1.3VS1。在所有可能的構(gòu)型下，飛機(jī)都應(yīng)具

備這種特性，包括發(fā)動(dòng)機(jī)在最大油門或慢車狀態(tài)進(jìn)行低頭控制。

b）飛機(jī)的縱向操縱力應(yīng)隨著機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)的增加而增加。

c）干凈構(gòu)型下飛機(jī)重心位于重心后限時(shí)，為獲得機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)的正限值（n1）所需施加的操

縱力不得低于70N。飛行中測(cè)量操縱力的增量時(shí)，應(yīng)從n=1的初始配平狀態(tài)算起，該狀態(tài)

空速為收起襟翼構(gòu)型下的校正失速速度的2倍。

d）如果飛行試驗(yàn)不能演示機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)n1，那么最小操縱力應(yīng)與演示的最大載荷系數(shù)n1D成

比例，并滿足公式（1）：

n1

1D（）

fmin70()………1

n11

式中：

最小操縱力（）。

fmin——N

最大載荷系數(shù)。

n1D——

機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)的正限值。

n1——

5.1.3.3航向和橫向操縱

航向和橫向操縱按下列條件確定：

a）在下列狀態(tài)中，飛機(jī)能夠從30°橫滾角的定常轉(zhuǎn)彎中滾過(guò)60°進(jìn)入反向轉(zhuǎn)彎：

1）從開(kāi)始滾轉(zhuǎn)起，在5s內(nèi)完成，此時(shí)配平速度盡可能接近1.3VS1、襟翼在起飛位置、發(fā)

動(dòng)機(jī)為最大起飛功率。

2）從開(kāi)始滾轉(zhuǎn)起，在4s內(nèi)完成，此時(shí)配平速度盡可能接近1.3VSO、襟翼在放下位置、

發(fā)動(dòng)機(jī)慢車。

b）無(wú)論襟翼收起或放下，快速進(jìn)入或改出最大交叉控制側(cè)滑狀態(tài)時(shí)，都不應(yīng)導(dǎo)致不可控的飛

行特性。

c）橫向和航向操縱力都不應(yīng)隨舵面偏度的增加而反效。

5.1.3.4縱向靜穩(wěn)定性

縱向靜穩(wěn)定性按下列條件確定：

a）無(wú)論飛機(jī)是最大或最小重量，重心位于前限還是后限，飛機(jī)都能演示其能在爬升、巡航、

著陸進(jìn)場(chǎng)等構(gòu)型下的配平和穩(wěn)定飛行。

b）在最臨界功率設(shè)置和重心組合下，速度從1.1VS1至相應(yīng)的構(gòu)型最大允許速度，縱向穩(wěn)定性

都應(yīng)是正的。

c）應(yīng)演示飛機(jī)具有能夠從以下?tīng)顟B(tài)恢復(fù)到原配平狀態(tài)的趨勢(shì)：

1）從配平狀態(tài)推桿增速后，縱向操縱力緩慢解除。

2）從配平狀態(tài)拉桿減速后，縱向操縱力緩慢減除。

d）飛機(jī)應(yīng)用以下幾種設(shè)定功率及構(gòu)型的配平飛行演示來(lái)表明本節(jié)的符合性：

1）爬升（襟翼在預(yù)期的合理位置，最大連續(xù)功率）。

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2）巡航（襟翼收起，75%最大連續(xù)功率）。

3）進(jìn)場(chǎng)著陸（襟翼完全放下，發(fā)動(dòng)機(jī)慢車）。

e）當(dāng)恢復(fù)到配平穩(wěn)定飛行的過(guò)程中時(shí)，飛機(jī)應(yīng)：

1）不能減速至低于失速速度VSl。

2）不能超過(guò)VNE或者相對(duì)應(yīng)構(gòu)型的最大允許速度。

3）任何長(zhǎng)周期振蕩的幅值逐漸減小。

5.1.3.5橫航向靜穩(wěn)定性

橫航向靜穩(wěn)定性按下列條件確定：

a）在方向舵和副翼固持下，對(duì)于滾轉(zhuǎn)和偏航軸，飛機(jī)須能夠保持配平狀態(tài)。

b）在臨界功率和重心組合情況下，速度從1.2VS1直到所試驗(yàn)的狀態(tài)下的最大允許速度范圍之

內(nèi)，飛機(jī)具有正的橫航向靜穩(wěn)定特性。

c）航向靜穩(wěn)定性用方向舵松浮時(shí)，由飛機(jī)從側(cè)滑中改出的趨勢(shì)來(lái)表示。

d）橫向靜穩(wěn)定性用副翼松浮時(shí)，由飛機(jī)從側(cè)滑中恢復(fù)到機(jī)翼水平姿態(tài)的趨勢(shì)來(lái)表示。

e）飛機(jī)在以下襟翼和功率設(shè)定進(jìn)行配平穩(wěn)定飛行時(shí)，應(yīng)表明對(duì)該節(jié)的符合性：

1）爬升（襟翼在給定的合理位置，最大連續(xù)功率）。

2）巡航（襟翼收起，75%最大連續(xù)功率）。

3）進(jìn)場(chǎng)著陸（襟翼完全放下，發(fā)動(dòng)機(jī)慢車）。

5.1.3.6動(dòng)穩(wěn)定性

在合理的速度范圍內(nèi)（1.1VS1到飛行員操作手冊(cè)里規(guī)定的最大允許速度）的任何振蕩，其振幅應(yīng)

是衰減的。

5.1.3.7機(jī)翼水平失速

在所有重量和重心組合條件下，當(dāng)飛機(jī)從失速進(jìn)入和改出時(shí)，應(yīng)能用正常操縱手段防止出現(xiàn)大

于20°的滾轉(zhuǎn)或偏航。

5.1.3.8轉(zhuǎn)彎飛行失速

轉(zhuǎn)彎飛行失速按下列條件確定：

a）當(dāng)飛機(jī)初始配平于1.5VS后，應(yīng)按以下方式在兩個(gè)滾轉(zhuǎn)方向上進(jìn)行轉(zhuǎn)彎飛行失速的演示：先

保持30°橫滾角協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，施加足夠的俯仰操縱來(lái)獲得需要的減速率直到飛機(jī)失速。在失

速之后，應(yīng)能恢復(fù)機(jī)翼水平飛行，且不允許超過(guò)轉(zhuǎn)彎同方向或反方向60°的橫滾角增量。

恢復(fù)過(guò)程不得有過(guò)多的高度損失和尾旋的趨勢(shì)。減速率應(yīng)保持常值，且在轉(zhuǎn)彎飛行失速時(shí)

不得超過(guò)0.5m/s2，在加速轉(zhuǎn)彎失速時(shí)應(yīng)在（1.5-2.5）m/s2之間。這兩種情況下的減速率均

是通過(guò)升降舵進(jìn)行控制。

b）轉(zhuǎn)彎飛行失速應(yīng)按下列方法演示：

1）襟翼收起，75%最大連續(xù)功率和發(fā)動(dòng)機(jī)慢車。

2）襟翼放下，75%最大連續(xù)功率和發(fā)動(dòng)機(jī)慢車（速度不超過(guò)VFE）。

3）襟翼放下的狀況包含完全放下位置和每一正常操作的中間位置。

4）對(duì)非特技飛機(jī)，如果75%最大連續(xù)功率導(dǎo)致俯仰角大于30°，可以根據(jù)以下情況減小

功率設(shè)定，但不少于50%最大連續(xù)功率。

襟翼收起時(shí)，可減小功率，以保證俯仰角不大于30°。

任意襟翼放下?tīng)顟B(tài)，可按照各自構(gòu)型下最大著陸重量和1.4VS1速度平飛功率開(kāi)展試

驗(yàn)。

6

T/AOPAXXXX-2022

注：如果為防止超過(guò)30°俯仰角而減小功率設(shè)置，則應(yīng)在飛行員手冊(cè)和飛行訓(xùn)練補(bǔ)充手冊(cè)中注明：飛

機(jī)的俯仰角不能超過(guò)30°。

5.1.3.9尾旋

尾旋應(yīng)按下列條件確定：

a）如果飛機(jī)上標(biāo)明“禁止故意尾旋”，飛機(jī)應(yīng)在使用了改出操縱后，在不超過(guò)一圈附加尾旋中

從單圈尾旋或3s尾旋（取時(shí)間長(zhǎng)者）中改出。

b）如果飛機(jī)允許有意進(jìn)入尾旋，則應(yīng)能夠在不超過(guò)一圈半附加尾旋中從3圈尾旋中改出。

c）另外，a）條和b）條均應(yīng)滿足：

1）在襟翼收態(tài)和展態(tài)兩種情況時(shí)均不得超過(guò)相應(yīng)的空速限制以及限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)。

2）在盤旋或者改出的過(guò)程中操縱力不得超過(guò)規(guī)定的限制。

3）使用任何飛行操縱器件時(shí)，均不能導(dǎo)致不可控制的尾旋。

4）對(duì)于襟翼展態(tài)情況的尾旋，在改出過(guò)程中襟翼可以收上。

d）對(duì)于本身設(shè)計(jì)為抗尾旋的飛機(jī)，其抗尾旋特性應(yīng)通過(guò)試驗(yàn)和相關(guān)文件進(jìn)行驗(yàn)證。如果能夠

證明抗尾旋，飛機(jī)應(yīng)標(biāo)示“禁止故意尾旋”，但可以不符合a）條至c）條。

5.1.3.10振動(dòng)

飛行試驗(yàn)中，通過(guò)飛行員觀察，當(dāng)飛行速度為VSO到VDF之間的任何速度時(shí)，不應(yīng)發(fā)生嚴(yán)重的抖

振（失速抖振是允許的）和過(guò)度的機(jī)體或控制機(jī)構(gòu)的振動(dòng)。

5.1.4地面和水上操縱特性

5.1.4.1概述

地面和水上操縱特性應(yīng)按下列條件確定：

a）當(dāng)飛機(jī)側(cè)風(fēng)不超過(guò)飛行員操作手冊(cè)中規(guī)定的最大側(cè)風(fēng)分量時(shí)，飛機(jī)在滑行、起飛和著陸（水）

時(shí)都能夠維持飛機(jī)安全運(yùn)行。

b）機(jī)輪剎車的使用應(yīng)避免導(dǎo)致無(wú)法預(yù)測(cè)的飛機(jī)響應(yīng)或操控困難。

c）水上飛機(jī)或水陸兩棲飛機(jī)在水面上的任何正常使用速度上，不得有危險(xiǎn)的或不可控制的海

豚運(yùn)動(dòng)特性。

5.1.4.2噴濺特性

水上飛機(jī)或水陸兩棲飛機(jī)在水面滑行、起飛和著水的任何時(shí)候，噴濺不得導(dǎo)致飛行員的視線模

糊或毀壞螺旋槳或飛機(jī)的其他部件。

5.2結(jié)構(gòu)

5.2.1概述

5.2.1.1載荷設(shè)計(jì)

強(qiáng)度的要求用限制載荷（服役期間預(yù)期的最大載荷）和極限載荷（限制載荷乘以安全系數(shù)）。除

非另有說(shuō)明，所規(guī)定的載荷均為限制載荷。

除非另有說(shuō)明，所規(guī)定的空中、地面和水載荷應(yīng)與計(jì)及飛機(jī)每一質(zhì)量項(xiàng)目的慣性力相平衡。這

些載荷分布應(yīng)保守近似于或接近地反映真實(shí)情況。

如果載荷作用下的變位會(huì)顯著改變外部載重或內(nèi)部載重的分布，則應(yīng)考慮載重的這種重新分布。

附錄A.1到附錄A.5提供了一個(gè)簡(jiǎn)化的方法（但不是唯一方法）計(jì)算各種載荷，在附錄中規(guī)定的

7

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限制條件下，該方法滿足5.2.2至5.2.7中所述的某些要求。

5.2.1.2安全系數(shù)（含特殊系數(shù)）

安全系數(shù)須滿足下列要求：

a）除非在本條b）中另有規(guī)定，否則極限載荷的安全系數(shù)應(yīng)采用1.5。

b）特殊極限載荷安全系數(shù)如下：

1）鑄件安全系數(shù)2.0×1.5＝3.0。

2）接頭安全系數(shù)1.2×1.5＝1.8。

3）由螺栓或銷連接需轉(zhuǎn)動(dòng)的軸承安全系數(shù)2.0×1.5＝3.0。

4）除球形和滾柱軸承鉸鏈外的操縱面鉸鏈軸安全系數(shù)4.45×1.5＝6.67。

5）推拉操縱系統(tǒng)接頭2.2×1.5＝3.3。

6）鋼索控制鉸鏈，安全帶連接1.33×1.5＝2。

5.2.1.3強(qiáng)度和變形

結(jié)構(gòu)應(yīng)能夠承受限制載荷而無(wú)有害的永久變形，在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得

妨害安全運(yùn)行。

結(jié)構(gòu)應(yīng)能夠承受極限載荷至少3s而不破壞，但是當(dāng)用模擬真實(shí)載荷情況的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)來(lái)表明強(qiáng)度

的符合性時(shí)，則此3s的限制不適用。

5.2.1.4結(jié)構(gòu)驗(yàn)證

應(yīng)表明每一臨界受載情況下均符合本標(biāo)準(zhǔn)5.2.1.3所述的強(qiáng)度和變形要求，只有在經(jīng)驗(yàn)表明某種

結(jié)構(gòu)分析方法對(duì)某種結(jié)構(gòu)是可靠的情況下，對(duì)于同類的結(jié)構(gòu)，才可用結(jié)構(gòu)分析來(lái)表明結(jié)構(gòu)的符合性。

對(duì)其他情況，應(yīng)進(jìn)行驗(yàn)證載荷試驗(yàn)。如果已模擬了設(shè)計(jì)載荷情況，則動(dòng)態(tài)試驗(yàn)包括結(jié)構(gòu)飛行試驗(yàn)是

可接受的。載荷測(cè)試驗(yàn)證通常采用極限設(shè)計(jì)載荷。

結(jié)構(gòu)的某些部分應(yīng)按照5.3.1.9進(jìn)行試驗(yàn)。

5.2.2飛行載荷

5.2.2.1概述

飛行載荷須滿足下列要求：

a）飛行載荷系數(shù)是氣動(dòng)力分量（垂直作用于假設(shè)的飛機(jī)縱軸）與飛機(jī)重力之比。正載荷系數(shù)

是當(dāng)氣動(dòng)力相對(duì)于飛機(jī)向上作用時(shí)的載荷系數(shù)。

b）必須按下列各條表明符合本標(biāo)準(zhǔn)的飛行載荷要求。

1）從相應(yīng)于每個(gè)特定飛行載荷情況的設(shè)計(jì)最小重量到設(shè)計(jì)最大重量的每一重量。

2）對(duì)于每一要求的重量，按在飛機(jī)飛行手冊(cè)規(guī)定的使用限制內(nèi)可調(diào)配載重的任何實(shí)際分

布。

5.2.2.2對(duì)稱飛行情況

對(duì)稱飛行滿足下列要求：

a）在確定與5.2.2.2至5.2.2.6規(guī)定的任何對(duì)稱飛行情況相對(duì)應(yīng)的機(jī)翼載荷和線性慣性載荷時(shí)，

必須用合理的或保守的方法計(jì)及相應(yīng)的平尾的平衡載荷。

b）由于機(jī)動(dòng)和突風(fēng)引起的平尾載荷的增量，應(yīng)以合理的或保守的方法用飛機(jī)的角慣性力來(lái)平

衡。

c）在計(jì)算由以上規(guī)定引起的氣動(dòng)載荷時(shí)，假定載荷系數(shù)達(dá)到規(guī)定值時(shí)迎角突然改變、空速?zèng)]

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有損失。在此過(guò)程中可不考慮角加速度。

d）用于確定載荷條件的氣動(dòng)數(shù)據(jù)應(yīng)要通過(guò)試驗(yàn)，計(jì)算或者保守估算來(lái)驗(yàn)證。如果缺少更好的

資料，對(duì)于剛性升力面最大的負(fù)升力系數(shù)可以假定為-0.8。如果俯仰力矩系數(shù)Cm0小于

±0.025，此系數(shù)至少取±0.025。

5.2.2.3飛行包線

5.2.2.3.1概述

對(duì)于飛行包線（與圖1所示的相類似）邊界上和邊界內(nèi)的空速和載荷系數(shù)的任一組合，均應(yīng)表明

符合本標(biāo)準(zhǔn)的強(qiáng)度要求。該飛行包線表示分別由5.2.2.5和5.2.2.6所述機(jī)動(dòng)和突風(fēng)準(zhǔn)則所規(guī)定的飛行載

荷條件范圍。

5.2.2.3.2機(jī)動(dòng)包線

除受到最大（靜）升力系數(shù)的限制外，假定飛機(jī)經(jīng)受對(duì)稱機(jī)動(dòng)而產(chǎn)生下列限制載荷系數(shù)：

a)直到VD的各速度時(shí)，為5.2.2.5a）中規(guī)定的正機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)。

b)直到VD的各速度時(shí)，為5.2.2.5b）中規(guī)定的負(fù)機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)。

圖1飛行包線

5.2.2.3.3突風(fēng)包線

假定飛機(jī)在平飛時(shí)遇到對(duì)稱的垂直突風(fēng)，由此引起的限制載荷系數(shù)應(yīng)對(duì)應(yīng)于按下述突風(fēng)速度確

定的情況：

a)在速度為VC時(shí)的正（向上）、負(fù)（向下）突風(fēng)速度應(yīng)取為15.25m/s。

b)在速度為VD時(shí)的正、負(fù)突風(fēng)速度應(yīng)取為7.6m/s。

5.2.2.4設(shè)計(jì)空速

設(shè)計(jì)空速須滿足下列要求：

a）VS計(jì)算按公式（2），設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度VA如公式（3）所示：

W

V(m/s)

S1……（2）

CS

2LMAX

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VVn

AS1……（3）

式中：

n1——設(shè)計(jì)中的最大正限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)。

Vs——襟翼收起情況下最大起飛重量時(shí)的失速速度計(jì)算值。

b）設(shè)計(jì)襟翼速度VF：

對(duì)于增升裝置，VF應(yīng)不小于1.4VS或2.0VS0兩者中的大者，其中：

1）1.4VS，VS是襟翼收起情況下設(shè)計(jì)最大重量時(shí)的計(jì)算失速速度。

2）2.0VS0，VS0是襟翼完全放下情況下最大設(shè)計(jì)重量時(shí)的計(jì)算失速速度。

c）設(shè)計(jì)巡航速度VC：

1）VC不小于2.45W/S。

2）在海平面，VC不大于0.9VH。

d）設(shè)計(jì)俯沖速度VD如公式（4）所示：

（）

VD1.4VCmin……4

式中：

VCmin——最小設(shè)計(jì)巡航速度。

5.2.2.5限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)

限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)須滿足下列要求：

a）正限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)n1不得小于4.0。

b）負(fù)限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)n2不得大于-2.0。

c）襟翼放下時(shí)的載荷系數(shù)：

1）如果裝有用于起飛、進(jìn)場(chǎng)或著陸的襟翼或類似的增升裝置，襟翼在任意位置達(dá)到VF

時(shí)，飛機(jī)的正限制載荷系數(shù)n1設(shè)計(jì)值為2.0。

2）n2=0。

d）速度控制裝置的載荷：

1）如果飛機(jī)使用了速度控制裝置（例如擾流板和減速板），則設(shè)計(jì)用正的限制載荷系數(shù)

要取為3.0，此時(shí)速度控制裝置在打開(kāi)的任何位置、并且速度直到該裝置所標(biāo)明的展態(tài)

速度。

2）如果機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)低于本條中的規(guī)定，則飛機(jī)應(yīng)有相應(yīng)的設(shè)計(jì)特征使得飛機(jī)在飛行中

不會(huì)超過(guò)這些載荷系數(shù)。

5.2.2.6突風(fēng)載荷系數(shù)

飛機(jī)應(yīng)設(shè)計(jì)成能承受如下情況產(chǎn)生的載荷：

a）在襟翼收起時(shí)，5.2.2.3.3中規(guī)定的突風(fēng)速度。

b）在速度VF時(shí)，襟翼完全放下，名義強(qiáng)度為7.6m/s的正負(fù)突風(fēng)。

5.2.2.7非對(duì)稱飛行情況

假定飛機(jī)經(jīng)受到本條a）和b）的非對(duì)稱飛行情況。對(duì)重心的不平衡氣動(dòng)力矩，應(yīng)由慣性力以合

理的或保守的方法予以平衡，認(rèn)為此慣性力由主要質(zhì)量提供。

非對(duì)稱飛行應(yīng)設(shè)計(jì)成如下情況：

10

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a）滾轉(zhuǎn)情況：飛機(jī)應(yīng)設(shè)計(jì)成可以承受由5.2.7.1規(guī)定的副翼偏轉(zhuǎn)和速度所產(chǎn)生的載荷，至少同

5.2.2.5中規(guī)定的用于設(shè)計(jì)的正機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)的2/3相組合。

b）偏航情況：飛機(jī)應(yīng)按照5.2.5規(guī)定的載荷在垂直翼面上產(chǎn)生的偏航載荷來(lái)設(shè)計(jì)。

5.2.2.8機(jī)翼后撐桿

如果采用機(jī)翼后撐桿，它應(yīng)設(shè)計(jì)成能承受下列設(shè)計(jì)速度下的逆流情況，如公式（5）所示：

V0.65W4.5……（5）

S

式中：

V——設(shè)計(jì)速度（m/s）。

W/S——設(shè)計(jì)最大起飛重量下的翼載（N/m2）。

應(yīng)采用該特定機(jī)翼剖面的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，或采用CL等于-0.8，弦向壓力為三角形分布，后緣為峰值，

前緣為零。

5.2.2.9發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩

5.2.2.9.1相應(yīng)于起飛功率和螺旋槳轉(zhuǎn)速的發(fā)動(dòng)機(jī)限制扭矩和5.2.2.5a）中飛行情況的限制載荷的

75％同時(shí)作用。

5.2.2.9.2相應(yīng)于最大連續(xù)功率及螺旋槳轉(zhuǎn)速的發(fā)動(dòng)機(jī)限制扭矩和5.2.2.5a）中飛行情況的限制載

荷同時(shí)作用。

5.2.2.9.3對(duì)常規(guī)且?guī)в姓蛲七M(jìn)器活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，本條a）與b）中考慮的發(fā)動(dòng)機(jī)限制扭矩，應(yīng)由

平均扭矩乘以下列系數(shù)得出：

a）對(duì)4沖程發(fā)動(dòng)機(jī)按下列要求設(shè)計(jì)：

1）對(duì)有5個(gè)或5個(gè)以上汽缸的發(fā)動(dòng)機(jī)，為1.33。

2）對(duì)有4、3、2、1個(gè)汽缸的發(fā)動(dòng)機(jī)，分別為2、3、4和8。

b）對(duì)2沖程發(fā)動(dòng)機(jī)按下列要求設(shè)計(jì)：

1）對(duì)有3或者3個(gè)以上汽缸的發(fā)動(dòng)機(jī)，都為2。

2）對(duì)有2、1個(gè)汽缸的發(fā)動(dòng)機(jī)，分別為3和6。

5.2.2.9.4對(duì)于電動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，第5.2.2.9.1條與5.2.2.9.2條中考慮的發(fā)動(dòng)機(jī)限制扭矩，由平均扭矩乘

以1.33得到。

5.2.2.10發(fā)動(dòng)機(jī)架的側(cè)向載荷

發(fā)動(dòng)機(jī)架的側(cè)向載荷須滿足下列要求：

a）發(fā)動(dòng)機(jī)架及其支承結(jié)構(gòu)應(yīng)按作用于該發(fā)動(dòng)機(jī)架上的側(cè)向載荷來(lái)設(shè)計(jì)，此側(cè)向載荷限制系數(shù)

不小于1.5。

b）可以假定a）中規(guī)定的發(fā)動(dòng)機(jī)架的側(cè)向載荷與其它飛行情況無(wú)關(guān)。

c）如果在允許的情況下，5.2.8.7規(guī)定的前輪載荷應(yīng)被考慮。

5.2.3操縱面和操縱系統(tǒng)載荷

5.2.3.1操縱面載荷

5.2.3.3至5.2.7.3中規(guī)定的操縱面載荷，是假定在5.2.2.2至5.2.2.6規(guī)定的情況下產(chǎn)生的。

5.2.3.2操縱系統(tǒng)載荷

每一飛行操縱系統(tǒng)和其支承結(jié)構(gòu)，應(yīng)按相應(yīng)于5.2.3.1和5.2.7.3中規(guī)定情況計(jì)算的可動(dòng)操縱面鉸鏈

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力矩的125%的載荷進(jìn)行設(shè)計(jì)。在計(jì)算鉸鏈力矩時(shí)，應(yīng)用可靠的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。操縱系統(tǒng)任何部分的載荷

不得小于5.2.3.3所規(guī)定的駕駛力的60%。此外，操縱系統(tǒng)限制載荷不必超過(guò)由駕駛員產(chǎn)生的載荷。設(shè)

計(jì)用的駕駛員作用力不必超過(guò)5.2.3.3中規(guī)定的最大的駕駛員作用力。

5.2.3.3駕駛員限制作用力和扭矩

對(duì)于直接操控飛機(jī)的縱向、側(cè)向以及航向軸的主操控系統(tǒng)，包括支撐點(diǎn)和止動(dòng)器，應(yīng)設(shè)計(jì)成能

夠承受由以下駕駛員作用力產(chǎn)生的限制載荷：

a）俯仰：445N作用在駕駛桿或駕駛盤上。

b）滾轉(zhuǎn)：180N作用在駕駛桿或駕駛盤上。

c）偏航：580N作用在方向舵腳蹬上。

d）操縱系統(tǒng)的方向舵應(yīng)設(shè)計(jì)成可以承受前進(jìn)方向上同時(shí)作用在每個(gè)方向舵腳蹬上580N的載

荷。

5.2.3.4雙操縱系統(tǒng)

雙操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)，應(yīng)按每個(gè)駕駛員根據(jù)5.2.3.3中規(guī)定作用載荷的0.75倍反向操縱。

5.2.3.5次操縱系統(tǒng)

次操縱器件，如襟翼和配平操縱器件，均應(yīng)按照駕駛員很可能施于該操縱器件的最大作用力進(jìn)

行設(shè)計(jì)。

5.2.3.6操縱系統(tǒng)的剛性和彈性

在任何條件下操縱系統(tǒng)彈性延伸或縮短時(shí)，駕駛員可用的操縱面和可移動(dòng)調(diào)整片偏轉(zhuǎn)量的減少

應(yīng)是安全的。

5.2.3.7地面突風(fēng)情況

操縱系統(tǒng)如果安裝了從操縱面到止動(dòng)器或突風(fēng)鎖的機(jī)構(gòu)，應(yīng)按下式設(shè)計(jì)鉸鏈力矩，此鉸鏈力矩

相當(dāng)于突風(fēng)作用產(chǎn)生的限制載荷。如公式（6）所示

（）

MskCsSsq……6

式中：

Ms——限制鉸鏈力矩（N·m）。

Cs——鉸鏈線后操縱面的平均弦長(zhǎng)（m）。

2

Ss——鉸鏈線后操縱面面積（m）。

Q——?jiǎng)訅?，帕，其響?yīng)的設(shè)計(jì)速度為20m/s。

K——地面突風(fēng)情況限制鉸鏈力矩系數(shù)為0.75。

5.2.3.8操縱面質(zhì)量平衡的配重

如果使用，應(yīng)按如下限制載荷設(shè)計(jì)：

a）n=16限制載荷，垂直于操縱面。

b）n=8限制載荷，向前和向后和平行于鉸鏈軸線。

5.2.3.9襟翼的交連

飛機(jī)兩側(cè)對(duì)稱襟翼的運(yùn)動(dòng)應(yīng)通過(guò)互連機(jī)構(gòu)確保同步，除非能夠表明飛機(jī)在一側(cè)襟翼收起、另一

側(cè)襟翼放下的情況下，仍然具有安全的飛行特性。

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5.2.3.10副翼的交連

飛機(jī)兩側(cè)對(duì)稱副翼應(yīng)通過(guò)操縱機(jī)構(gòu)互連，且用于互連的操縱器件應(yīng)具有足夠的剛度，以確保兩

側(cè)副翼能同步反向運(yùn)動(dòng)，而不致使飛機(jī)在平飛過(guò)程中出現(xiàn)兩側(cè)副翼同步向上偏轉(zhuǎn)的情況。

5.2.3.11止動(dòng)器

所有主操縱器件在系統(tǒng)中應(yīng)有止動(dòng)器，以承受駕駛員操縱力、125%操縱面載荷或地面突風(fēng)載荷

中的較大值。

5.2.4水平安定和平衡翼面

5.2.4.1平衡載荷

平衡載荷設(shè)計(jì)須按下列要求設(shè)計(jì)：

a）水平翼面平衡載荷是在任何規(guī)定的沒(méi)有俯仰加速度的飛行情況下，維持平衡所應(yīng)的載荷。

b）水平翼面應(yīng)按限制機(jī)動(dòng)包線上的任一點(diǎn)和5.2.2.5c）規(guī)定的減速板和襟翼情況所產(chǎn)生的平衡

載荷來(lái)設(shè)計(jì)。

5.2.4.2機(jī)動(dòng)載荷

水平翼面應(yīng)按照下列幾種情況駕駛員誘發(fā)的俯仰機(jī)動(dòng)來(lái)設(shè)計(jì)：

a）在速度VA時(shí)，升降舵向上最大偏度。

b）在速度VA時(shí)，升降舵向下最大偏度。

c）在速度VD時(shí)，升降舵向上1/3最大偏度。

d）在速度VD時(shí)，升降舵向下1/3最大偏度。

注：本條中應(yīng)有以下假設(shè)：飛機(jī)的初始狀態(tài)為水平飛行狀態(tài)，高度和速度均未發(fā)生改變。機(jī)動(dòng)載荷與慣性力平

衡。

5.2.4.3突風(fēng)載荷

水平安定面應(yīng)按以下情況引起的載荷來(lái)設(shè)計(jì)：

a）襟翼收起，按照5.2.2.3.3所規(guī)定突風(fēng)速度。

b）在速度VF時(shí)，襟翼完全放下，名義強(qiáng)度為7.6m/s的正負(fù)突風(fēng)。

5.2.5垂直安定面

5.2.5.1機(jī)動(dòng)載荷

垂直安定面應(yīng)按以下幾種飛行條件引起的機(jī)動(dòng)載荷來(lái)設(shè)計(jì)：

a）在速度VA時(shí)，方向舵在左右兩個(gè)方向上達(dá)到最大偏度。

b）在速度VD時(shí)，方向舵在左右兩個(gè)方向上達(dá)到1/3最大偏度。

5.2.5.2突風(fēng)載荷

垂直安定面應(yīng)設(shè)計(jì)成能夠承受5.2.2.3.3規(guī)定的橫向突風(fēng)。

5.2.5.3外置垂直翼面或翼尖小翼

外置垂直翼面或翼尖小翼應(yīng)按下列要求設(shè)計(jì)：

a）如果在水平翼面或機(jī)翼上安裝了外置垂直翼面或翼尖小翼，則水平翼面或機(jī)翼應(yīng)根據(jù)其最

大載荷與這種垂直翼面或小翼所引起的載荷以及因此而導(dǎo)致的作用在水平翼面或機(jī)翼上的

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力和力矩的組合來(lái)設(shè)計(jì)。

b）如果水平翼面（或機(jī)翼）將外置垂直翼面或翼尖小翼分成上下兩部分，則垂直安定面的臨

界載荷（按5.2.5.1和5.2.5.2確定的單位面積載荷）應(yīng)按下列規(guī)定施加：

1）水平翼面（或機(jī)翼）以上的垂直翼面部分承受水平安定面以下的垂直翼面部分80%的

載荷。

2）水平翼面（或機(jī)翼）以下的垂直翼面部分承受水平安定面以上的垂直翼面部分80%的

載荷。

c）5.2.3.6和5.2.4.3的偏航情況應(yīng)用于本條b）所述的垂直翼面時(shí)，應(yīng)計(jì)及外置垂直翼面或翼

尖小翼的端板效應(yīng)。

d）在使用合理的方法進(jìn)行載荷計(jì)算時(shí)，對(duì)于結(jié)構(gòu)載荷情況應(yīng)同時(shí)施加5.2.5.1中作用在垂直安

定面上的機(jī)動(dòng)載荷和n=l的水平安定面或機(jī)翼載荷，包括垂直安定面在水平安定面或機(jī)翼上

產(chǎn)生的誘導(dǎo)載荷和作用在水平安定面或機(jī)翼上的力或力矩。

5.2.6安定面的補(bǔ)充情況

5.2.6.1安定面上的復(fù)合載荷

安定面上的復(fù)合載荷應(yīng)按下列要求設(shè)計(jì)：

a)當(dāng)飛機(jī)遇到圖1中A或D所對(duì)應(yīng)的載荷條件（無(wú)論哪種情況導(dǎo)致的平衡載荷較大）時(shí)，水

平面上的載荷應(yīng)與5.2.5.1規(guī)定的垂直安定面上的載荷進(jìn)行復(fù)合。應(yīng)假設(shè)75%的水平安定面

載荷和75%的垂直安定面載荷同時(shí)作用。

b)安定面和機(jī)身應(yīng)按安定面上的非對(duì)稱載荷來(lái)設(shè)計(jì)，這些非對(duì)稱載荷可由5.2.4.2規(guī)定的最大

對(duì)稱機(jī)動(dòng)載荷得到，機(jī)身對(duì)稱面一側(cè)安定面施加100%最大對(duì)稱機(jī)動(dòng)載荷，而另一側(cè)施加該

載荷的70%。

5.2.6.2V型尾翼的附加載荷

擁有V型尾翼的飛機(jī)應(yīng)按照在速度VC下突風(fēng)垂直作用于其中一片尾翼翼面來(lái)設(shè)計(jì)。這個(gè)條件是

對(duì)先前規(guī)定的等效水平和垂直工況進(jìn)行補(bǔ)充。

5.2.7副翼、襟翼和特殊裝置

5.2.7.1副翼

副翼應(yīng)按照以下情況對(duì)應(yīng)的操縱載荷來(lái)設(shè)計(jì)：

a)在速度VA時(shí)，副翼操縱器件突然移動(dòng)至最大偏度。

b)在速度VD時(shí)，副翼操縱器件突然移動(dòng)至1/3最大偏度。

5.2.7.2襟翼

襟翼及其操縱機(jī)構(gòu)、支持結(jié)構(gòu)應(yīng)按照襟翼在可放下范圍內(nèi)任意位置的臨界載荷設(shè)計(jì)。應(yīng)考慮不

小于1.4VS空速下與起飛功率相對(duì)應(yīng)的螺旋槳滑流的影響，VS為計(jì)及設(shè)計(jì)重量下襟翼完全收起的失速

速度。為了研究滑流影響，過(guò)載系數(shù)假定為1.0。

5.2.7.3特殊裝置

對(duì)于采用氣動(dòng)操縱面的特殊裝置（例如縫翼和擾流板），其受載情況應(yīng)由試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定或由可靠

的氣動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行估算。

5.2.8地面載荷

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5.2.8.1概述

本章規(guī)定的限制地面載荷是作用在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的外載荷和慣性力。在每個(gè)規(guī)定的地面載荷情況

下，應(yīng)用合理的或保守的方法使外部反作用力與線慣性力和角慣性力相平衡。

5.2.8.2機(jī)輪載荷系數(shù)

機(jī)輪載荷設(shè)計(jì)須按下列設(shè)計(jì)：

）機(jī)輪載荷系數(shù)，可按下列方法計(jì)算，如公式（）所示：

anj7

hd/3

n……………（7）

jefd

式中：

h——落震高度（m）,h0.0132WS，W/S單位為N/m2，但是h要大于0.23m。

d——減震器總行程(m)，d=dtire+dshock。

ef——減震效率。對(duì)輪胎和橡膠或彈簧減震器:ef=0.5；對(duì)液壓減震器，ef×d=0.5×dtire+0.65×dshock。

b）如果nj大于3.33，所有集中質(zhì)量（發(fā)動(dòng)機(jī)、油箱、座椅、配重等）應(yīng)按大于4的限制著陸

載荷系數(shù)n（nj+0.67=n）來(lái)驗(yàn)證。

c）極限著陸載荷系數(shù)等于限制載荷乘以通常所用的1.5安全系數(shù)，除非自由落震試驗(yàn)表明在

1.44倍的能量吸收試驗(yàn)高度試驗(yàn)可采用較低的安全系數(shù)。如果減震器是快速吸能型的，極

限載荷是限制載荷乘以保守備用系數(shù)1.2。

5.2.8.3基本著陸工況

基本著陸情況要求參見(jiàn)表2及圖2。

表2基本著陸情況

尾輪式前輪式

序號(hào)情況水平尾沉有斜反力的水前輪稍離地面尾沉

著陸著陸平著陸的水平著陸著陸

1重心處垂直分量nWnWnWnWnW

2重心處向前向后分量KnW0KnWKnW0

3重心處側(cè)向分量00000

4減震支柱壓縮量100%100%100%100%100%

5輪胎壓縮量靜態(tài)靜態(tài)靜態(tài)靜態(tài)靜態(tài)

6主輪載荷Vr(n-L)W(n-L)Wb/d(n-L)Wa’/d’(n-L)W(n-L)W

7兩個(gè)主輪DrKnW0KnWa’/d’KnW0

8尾(前)輪Vr0(n-L)Wa/d(n-L)Wb’/d’00

9載荷Dr00Knwb’/d’00

注1：K=0.25。

注2：L=2/3，飛機(jī)升力與飛機(jī)重量之比。

注3：n=nj+2/3，載荷系數(shù)。

注4：nj=在5.2.8.2中給出的機(jī)輪載荷系數(shù)。

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圖2基本著陸情況

5.2.8.4側(cè)向載荷情況

主輪的側(cè)向載荷（在水平姿態(tài)）見(jiàn)圖3所示，減震器和輪胎均處于靜態(tài)位置。

圖3側(cè)向載荷情況

5.2.8.5滑行剎車情況

主輪的滑行剎車載荷（在水平姿態(tài)）見(jiàn)圖4所示，減震器和輪胎均處于靜態(tài)位置。

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圖4滑行剎車情況

5.2.8.6尾輪補(bǔ)充情況

尾輪情況（尾沉著陸姿態(tài)）如圖5所示，減震器和輪胎均處于靜態(tài)位置。

圖5尾輪情況

5.2.8.7前輪補(bǔ)充情況

前輪補(bǔ)充情況如圖6所示（靜載是指重量-重心組合的最大載荷值），減震器和輪胎均處于靜態(tài)位

置。

圖6前輪情況

5.2.9水載荷情況

a）水上飛機(jī)和水陸兩用飛機(jī)的結(jié)構(gòu)應(yīng)根據(jù)在很可能遇到的最惡劣海上條件下正常運(yùn)行時(shí)很可

能出現(xiàn)的任何姿態(tài)，以相應(yīng)的向前和下沉速度起飛和著水時(shí)所產(chǎn)生的水載荷進(jìn)行設(shè)計(jì)。

b）非申請(qǐng)方對(duì)水載荷做出合理的分析，或有充分的使用經(jīng)驗(yàn)可用，否則應(yīng)采用附錄A.6的規(guī)

定。

5.2.10應(yīng)急著陸情況

結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)應(yīng)能在應(yīng)急著陸情況下，當(dāng)乘員（通過(guò)安全帶/或肩帶）和其背后的集中重量（如發(fā)

動(dòng)機(jī)、行李、燃油和配重等）經(jīng)受下列極限載荷系數(shù)相應(yīng)的靜態(tài)慣性載荷時(shí)，能夠保護(hù)每位乘員（這

些是三種獨(dú)立的狀態(tài)）。

a）向上3g。

b）向前9g（10g對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)和能源存儲(chǔ)設(shè)備（ESDs））。

c）側(cè)向1.5g。

5.2.11其它載荷情況

5.2.11.1系留點(diǎn)

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系留點(diǎn)應(yīng)按飛機(jī)在外場(chǎng)所經(jīng)受的最大風(fēng)的情況進(jìn)行設(shè)計(jì)。5.2.3.7給出的最小風(fēng)速為VR=20m/s。

5.2.11.2降落傘系統(tǒng)載荷

如果飛機(jī)安裝了應(yīng)急降落傘系統(tǒng)（彈射回收系統(tǒng)），與機(jī)身的連接點(diǎn)設(shè)計(jì)應(yīng)符合ASTMF2316的

規(guī)定。

5.2.11.3獨(dú)立質(zhì)量點(diǎn)載荷

飛機(jī)設(shè)備的集中質(zhì)量與機(jī)身連接結(jié)構(gòu)應(yīng)能夠承受飛機(jī)飛行或地面載荷中最大的載荷系數(shù)。

5.3設(shè)計(jì)和構(gòu)造

5.3.1概述

5.3.1.1設(shè)計(jì)

任何對(duì)安全有重要影響的新設(shè)計(jì)或者非常規(guī)設(shè)計(jì)特征的完整性都應(yīng)通過(guò)試驗(yàn)來(lái)確立。

5.3.1.2材料

材料對(duì)預(yù)期的使用應(yīng)是適用和耐久的。設(shè)計(jì)值（強(qiáng)度）的選定應(yīng)使所有結(jié)構(gòu)零件都不會(huì)由于材

料變化和載荷集中而低于強(qiáng)度值。

5.3.1.3制造方法

零部件、組件和航空器的制造應(yīng)符合制造商的質(zhì)量保證和生產(chǎn)檢測(cè)規(guī)程。

5.3.1.4緊固件

任何自鎖螺母都不得應(yīng)用在工作過(guò)程中承受扭轉(zhuǎn)的螺栓上，除非在自鎖裝置之外再采用非摩擦

鎖定裝置。

5.3.1.5結(jié)構(gòu)保護(hù)

應(yīng)按要求對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行保護(hù)，以防止使用中由于氣候、腐蝕、磨損等原因而引起性能降低或

強(qiáng)度喪失，適當(dāng)時(shí)還應(yīng)提供足夠的通風(fēng)和排水措施。

5.3.1.6可達(dá)性

應(yīng)保證對(duì)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)元素和操縱系統(tǒng)的可達(dá)性，以便對(duì)它們進(jìn)行檢查、調(diào)節(jié)、維護(hù)和修理。

5.3.1.7氣動(dòng)彈性

a）在以下條件下，飛機(jī)不得發(fā)生顫振、操縱反效和發(fā)散：

1)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)包線內(nèi)和包線外足夠范圍內(nèi)的所有速度。

2)任何構(gòu)型和運(yùn)行情況。

3)考慮臨界自由度。

4)考慮任何臨界失效或故障。

b）必須對(duì)影響顫振的所有參數(shù)量值制定允差。

5.3.1.8系留

除非另有明確說(shuō)明，否則系留的系拴或松解均應(yīng)能由普通技術(shù)人員完成，而無(wú)需額外的特殊技

巧。應(yīng)能方便容易地檢查飛機(jī)系留的系拴是否正確、是否安全牢固。

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5.3.1.9設(shè)計(jì)的驗(yàn)證

應(yīng)通過(guò)保守的分析、保守的試驗(yàn)或者兩者的組合來(lái)判定飛機(jī)設(shè)計(jì)是否滿足設(shè)計(jì)要求。只有當(dāng)結(jié)

構(gòu)所對(duì)應(yīng)的有效性分析方法已由經(jīng)驗(yàn)證實(shí)是可靠的可行的之后，單獨(dú)的結(jié)構(gòu)分析才可以用來(lái)判定結(jié)

構(gòu)要求的有效性。以最大起飛重量從速度VA到被考核構(gòu)型所允許的最大速度之間進(jìn)行載荷系數(shù)極限

飛行試驗(yàn)是一種可接受的方法。

5.3.1.10操縱系統(tǒng)的運(yùn)行試驗(yàn)

應(yīng)通過(guò)功能試驗(yàn)來(lái)表明：在操縱器件和翼面上施加設(shè)計(jì)載荷之后，安裝在飛機(jī)上的操縱系統(tǒng)不

會(huì)出現(xiàn)干涉、卡阻、沒(méi)有過(guò)度摩擦和過(guò)度偏轉(zhuǎn)。操縱系統(tǒng)止動(dòng)器件應(yīng)能經(jīng)受住這些載荷。

5.3.2浮筒和船體

5.3.2.1浮筒

每個(gè)主浮筒應(yīng)滿足以下要求：

a)具有至少是在淡水中承托飛機(jī)最大重量所需該浮筒浮力的1.8倍的浮力。

b)有足夠的水密隔艙來(lái)合理地保證在任一主浮筒中的任何兩個(gè)隔艙注滿水時(shí)，水上飛機(jī)和水

陸兩棲飛機(jī)仍能浮于水面且不傾覆。

5.3.2.2船體

船體的設(shè)計(jì)和布置應(yīng)保證船身、輔助浮筒和輪胎（如果使用）能支撐飛機(jī)并使飛機(jī)漂浮在淡水

水面上且不傾覆。

5.3.2.3輔助浮筒

輔助浮筒的布置應(yīng)保證全部浸沒(méi)在淡水中時(shí)它所提供的恢復(fù)力矩至少為水上飛機(jī)或水陸兩棲飛

機(jī)傾斜時(shí)產(chǎn)生的傾覆力的1.5倍。

5.3.3駕駛艙

5.3.3.1駕駛艙

應(yīng)保證飛行員的舒適性、適當(dāng)?shù)目梢?jiàn)性（儀器、標(biāo)記標(biāo)牌和外部視野）、可用性、可緊急逃生能

力，以及飛機(jī)平穩(wěn)和良好的運(yùn)行所應(yīng)的對(duì)所有操縱器件的觸手可及性。

5.3.3.2空速指示系統(tǒng)

空速指示系統(tǒng)滿足以下要求：

a）應(yīng)通過(guò)在飛行中校準(zhǔn)空速指示系統(tǒng)，確定從VS0到VH速度范圍內(nèi)的系統(tǒng)誤差。

b）空速指示系統(tǒng)誤差，包括位置誤差但不包含空速指示儀表的校準(zhǔn)誤差，在以下整個(gè)速度范

圍之內(nèi)不得超過(guò)9.26km/h或5%（取這兩者中的大值）：

1）在襟翼收起的情況下，1.3VSO到VH。

2）在襟翼放下的情況下，1.3VSO到VFE。

注：為了確定IAS，從VH到VNE范圍之內(nèi)的誤差值可以用外插值法來(lái)估算。

5.3.3.3攻角系統(tǒng)

如果安裝有攻角系統(tǒng)，則須滿足如下要求：

a）該系統(tǒng)應(yīng)直觀清晰地顯示進(jìn)近或軌跡，直到臨界迎角。

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b）攻角系統(tǒng)不應(yīng)出現(xiàn)與飛機(jī)其他系統(tǒng)或部件沖突的信息，或有誤導(dǎo)性的信息。

c）攻角系統(tǒng)的正確功能須經(jīng)飛行試驗(yàn)加以驗(yàn)證。

5.3.4系統(tǒng)防護(hù)

5.3.4.1電推進(jìn)裝置的防護(hù)

電推進(jìn)裝置的防護(hù)則須滿足如下要求

a)應(yīng)識(shí)別由儲(chǔ)能設(shè)備（ESD）的安裝或工作所引起的局部或整體高溫、有毒或化學(xué)腐蝕性排

放物或者其他類似的潛在危險(xiǎn)跡象。

b)應(yīng)識(shí)別可能會(huì)受到影響的結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)、飛機(jī)的其他部件或者乘客。應(yīng)針對(duì)于識(shí)別出的風(fēng)險(xiǎn)

提供相應(yīng)的防護(hù)。防護(hù)措施包含但不限于防火墻、熱屏蔽、電隔離、通風(fēng)和排水。

c)應(yīng)針對(duì)單獨(dú)的風(fēng)險(xiǎn)情況考慮使用5.4.5中定義的屏蔽儲(chǔ)能設(shè)備的防火墻厚度（或等效防護(hù)程

度）。

d)為了補(bǔ)充隔離物或者防火墻，可以考慮使用抑制減緩方法。如果抑制減緩方法通過(guò)了實(shí)際

試驗(yàn)，則可采用。也可以在防護(hù)設(shè)計(jì)中增加耐火的通風(fēng)通路來(lái)將燃燒產(chǎn)物排到航空器外。

5.3.4.2座椅、安全帶和肩帶

座椅、安全帶和肩帶則須滿足如下要求：

a）考慮承受5.2.10b）規(guī)定的極限靜載荷系數(shù)所對(duì)應(yīng)的慣性載荷時(shí)，每個(gè)座椅及其支撐結(jié)構(gòu)應(yīng)

按乘員體重至少77kg進(jìn)行設(shè)計(jì)。

b）用于機(jī)組成員的約束系統(tǒng)，應(yīng)使機(jī)組成員在就坐并系緊安全帶和肩帶后能執(zhí)行所有必要的

飛行操作功能。

c）每個(gè)座椅的周圍艙內(nèi)區(qū)域，包括結(jié)構(gòu)、內(nèi)壁、儀表板、駕駛盤、腳蹬和座椅，在乘員頭部

和軀體（已用約束系統(tǒng)系緊）撞擊距離之內(nèi)應(yīng)沒(méi)有可能致傷的物體、銳邊、突出物和硬表

面。如果采用能量吸收的設(shè)計(jì)或設(shè)施來(lái)滿足這一要求，則當(dāng)承受5.2.10b）規(guī)定的極限靜載

荷系數(shù)所對(duì)應(yīng)的慣性力時(shí)，應(yīng)保護(hù)乘員不受嚴(yán)重傷害。

d）裝有滑軌的座椅的每個(gè)軌道應(yīng)裝有止動(dòng)器以防止座椅滑出軌道。

e）艙內(nèi)乘員的安全帶（腿帶）、肩帶，以及它們與結(jié)構(gòu)的連接均應(yīng)按明確規(guī)定的地面和飛行

條件所對(duì)應(yīng)的最大的載荷系數(shù)來(lái)設(shè)計(jì)，包含5.2.10中描述的緊急迫降情況。對(duì)每個(gè)組件（如

果腿帶和肩帶沒(méi)有相關(guān)連接，應(yīng)作為單獨(dú)的組件對(duì)待）進(jìn)行的持續(xù)3s以上而沒(méi)有失效的

7600N以上拉力試驗(yàn)可以被認(rèn)定為充分證明了安全帶、肩帶材料及其縫制符合能夠承受相

應(yīng)規(guī)定的地面和飛行情況包括5.2.10應(yīng)急著陸情況下最大載荷系數(shù)。

5.4動(dòng)力裝置

5.4.1動(dòng)力裝置

5.4.1.1發(fā)動(dòng)機(jī)

發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)當(dāng)滿足下列要求之一：

a）具有局方頒發(fā)的型號(hào)合格證或型號(hào)認(rèn)可證。

b）符合ASTMF2339、ASTMF2538或ASTMF2840的要求。

c）符合局方可接受的其他標(biāo)準(zhǔn)和要求。

d）發(fā)動(dòng)機(jī)可作為飛機(jī)的一部分進(jìn)行審定，申請(qǐng)人應(yīng)當(dāng)及時(shí)將發(fā)動(dòng)機(jī)的審定基礎(chǔ)提交局方進(jìn)行

評(píng)審，取得局方批準(zhǔn)后，可開(kāi)展隨機(jī)審定。

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5.4.1.2螺旋槳

螺旋槳應(yīng)當(dāng)滿足下列要求之一：

a）具有局方頒發(fā)的型號(hào)合格證或型號(hào)認(rèn)可證。

b）符合ASTMF2506的要求。

c）符合局方可接受的其他標(biāo)準(zhǔn)和要求。

d）螺旋槳可作為飛機(jī)的一部分進(jìn)行審定，申請(qǐng)人應(yīng)當(dāng)及時(shí)將螺旋槳的審定基礎(chǔ)提交局方進(jìn)行

評(píng)審，取得局方批準(zhǔn)后，可開(kāi)展隨機(jī)審定。

5.4.1.3螺旋槳安裝

飛機(jī)在最大重量、最不利重心位置以及螺旋槳在最不利槳距位置的情況下，螺旋槳安裝必須滿

足下列規(guī)定：

a）地面間距起落架處于靜壓縮狀態(tài)，當(dāng)飛機(jī)處于水平起飛姿態(tài)或滑行姿態(tài)（取最臨界者）時(shí)，

每一螺旋槳與地面之間的間距均不得小于180mm（對(duì)前輪式飛機(jī)），或230mm（對(duì)尾輪

式飛機(jī)）。此外，對(duì)于裝有使用液壓或機(jī)械裝置吸收著陸沖擊的常規(guī)起落架支柱的飛機(jī)，

當(dāng)處于臨界輪胎完全泄氣和相應(yīng)的起落架支柱壓縮到底的水平起飛姿態(tài)時(shí)，螺旋槳與地面

之間應(yīng)具有正的間距。對(duì)于采用板簧支柱的飛機(jī)應(yīng)表明在與1.5g相應(yīng)的撓度下，具有正的

間距。

b）后安裝螺旋槳除a）所規(guī)定的要求外，后安裝螺旋槳飛機(jī)應(yīng)設(shè)計(jì)成當(dāng)飛機(jī)處于正常起飛和

著陸的可達(dá)到的最大俯仰姿態(tài)時(shí)，螺旋槳不會(huì)與跑道表面接觸。

c）水上飛機(jī)：每一螺旋槳與水面之間的間距不得小于460mm。

d）結(jié)構(gòu)安裝應(yīng)滿足下列要求：

槳尖與飛機(jī)結(jié)構(gòu)之間的徑向間距不得小于25mm，加上考慮有害的振動(dòng)所必需的任何附加

徑向間距。

1）螺旋槳槳葉與飛機(jī)各靜止部分之間的縱向間距不得小于