《輕型運動飛機技術(shù)要求》

ICS：49.020

CCS：V04

團體標(biāo)準

T/AOPAXXXX—XXXX

輕型運動飛機技術(shù)要求

Technicalrequirementsforlightsportaircraft

XXXX-XX-XX發(fā)布XXXX-XX-XX實施

中國航空器擁有者及駕駛員協(xié)會發(fā)布

T/AOPAXXXX-2022

輕型運動飛機技術(shù)要求

1范圍

本文件規(guī)定了輕型運動飛機的一般要求和飛行、結(jié)構(gòu)、設(shè)計和構(gòu)造、動力裝置、設(shè)備、使用限

制和資料等安全性設(shè)計要求。

本文件適用于輕型運動飛機。

2規(guī)范性引用文件

下列文件中的內(nèi)容聽過文中的規(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輕型運動飛機機體應(yīng)急降落傘的標(biāo)準規(guī)范

ASTMF2339輕型運動飛機活塞火花點火發(fā)動機設(shè)計和制造規(guī)范

ASTMF2506輕型運動飛機螺旋槳設(shè)計與試驗規(guī)范

ASTMF2538輕型運動飛機活塞壓燃發(fā)動機的設(shè)計和制造規(guī)范

ASTMF2840輕型運動飛機電動推進裝置的設(shè)計和制造規(guī)范

3術(shù)語、定義和符號

3.1術(shù)語和定義

下列術(shù)語和定義適用于本文件。

3.1.1

電力推進裝置electricpropulsionunit(EPU)

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

3.1.2

能源存儲設(shè)備energystorageequipment(ESD)

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

燃料電池、或電容器等。

3.1.3

輕型運動飛機lightsportaircraft

a）最大起飛重量：

1）陸上飛機不超過700kg。

2）水上飛機不超過750kg。

b）包括飛行員在內(nèi)的最大座位數(shù)不超過2座。

c）配單臺活塞式發(fā)動機或電動發(fā)動機。

d）在海平面標(biāo)準大氣條件下，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)則運行。

h）定距或者槳距可地面調(diào)節(jié)的螺旋槳。

3.2符號

下列符號適用于本文件。

AR——展弦比

b——機翼展長

c——弦長

CAS——校正空速

CG——重心

CL——飛機升力系數(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——國際民航組織

LSA——輕型運動飛機

MAC——平均氣動弦長

n——載荷系數(shù)

n1——飛機正限制機動載荷系數(shù)

n2——飛機負限制機動載荷系數(shù)

n3——VC時飛機正限制突風(fēng)載荷系數(shù)

n4——VC時飛機負限制突風(fēng)載荷系數(shù)

nj——機輪載荷系數(shù)

ρ——空氣密度

q——動壓

S——機翼面積

V——翼空速

VA——設(shè)計機動速度

VC——設(shè)計巡航速度

VD——設(shè)計俯沖速度

VDF——演示俯沖速度

VF——設(shè)計襟翼速度

VFE——最大襟翼展態(tài)速度

VCmin——最小設(shè)計巡航速度

VDmin——最小設(shè)計俯沖速度

VFmin——最小設(shè)計襟翼速度

VH——以最大連續(xù)功率平飛的最大速度

VNE——不可超越速度

VO——使用機動速度

Vs——飛機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)計重量

WE——最大空重

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Wu——最小有效載荷

WZWF——機翼零燃油最大重量

4一般要求

輕型運動飛機的應(yīng)符合下列一般要求：

a）輕型運動飛機應(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）輕型運動飛機機體結(jié)構(gòu)及典型運動機構(gòu)應(yīng)具有結(jié)構(gòu)安全性，主要包括機翼、尾翼、操縱系

統(tǒng)、起落架等。

c）輕型運動飛機系統(tǒng)、設(shè)備應(yīng)具有系統(tǒng)安全性，主要包括動力裝置、電氣系統(tǒng)、儀表等。

5詳細要求

5.1飛行

5.1.1總則

5.1.1.1符合性驗證

符合性驗證需符合下列要求：

a）在最臨界的重量和重心構(gòu)型下，均應(yīng)滿足以下每項要求（除非另有說明，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）在飛行試驗過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目+5%，?1%。

3）重心整個范圍的±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：飛機每個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)具體使用過程的試驗結(jié)果

獲得。

b）應(yīng)確定最小飛行重量。

c）應(yīng)確定空機重心、重心前限、重心后限。

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

e）在安裝和標(biāo)識都正確的前提下，可以使用多個儲能裝置(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)動機超過生產(chǎn)制造商確定的正常條件下的安全運行限制。在起飛、初始

爬升或以0.9VH飛行期間，發(fā)動機處于最大油門位置，螺旋槳應(yīng)限制發(fā)動機轉(zhuǎn)速，使之不超過最大發(fā)

動機轉(zhuǎn)速。在規(guī)定的“不許超越速度VNE”下收回油門下滑時，螺旋槳不會引起發(fā)動機轉(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際民航組織標(biāo)準大氣條件中規(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

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

重心狀態(tài)下的飛行試驗來確定。

5.1.2.3起飛

在飛機最大起飛重量，全油門情況下，以下各項須使用正常起飛程序測量：

a）飛機在最低等級跑道上起飛，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中規(guī)定的用于爬升的位置，油門全開：

a）速度為VY時的爬升率應(yīng)超過1.6m/s。

b）速度為VX時的爬升梯度應(yīng)超過1/12。

5.1.2.5著陸

應(yīng)在油門關(guān)閉、襟翼放下的著陸過程中，確定以下各項：

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

b）合理剎車（如果裝有）時的地面滑跑距離。

5.1.2.6中斷著陸

飛機從速度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1/30的爬升梯

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

5.1.3操縱性和機動性

5.1.3.1概述

操縱性和機動性應(yīng)按下列條件確定：

a)在正常使用主操縱器件，進行起飛、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）、進近、著陸（帶動力或不帶動力，襟翼收起或放下）時，飛機都

應(yīng)具有安全的操縱性和機動性。

b)所有飛行狀態(tài)間都應(yīng)能平穩(wěn)過渡，不得超過表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

序號施加在操縱機構(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，能夠保持操縱控制。

d)在速度降為VSO前，可進行橫向操縱、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)飛機盡可能配平至1.3VS1穩(wěn)定飛行后，飛機應(yīng)能在1.1VS1和1.3VS1之間的任何速度都有

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

備這種特性，包括發(fā)動機在最大油門或慢車狀態(tài)進行低頭控制。

b）飛機的縱向操縱力應(yīng)隨著機動載荷系數(shù)的增加而增加。

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

縱力不得低于70N。飛行中測量操縱力的增量時，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）如果飛行試驗不能演示機動載荷系數(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——

機動載荷系數(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，飛機能夠從30°橫滾角的定常轉(zhuǎn)彎中滾過60°進入反向轉(zhuǎn)彎：

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

動機為最大起飛功率。

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

發(fā)動機慢車。

b）無論襟翼收起或放下，快速進入或改出最大交叉控制側(cè)滑狀態(tài)時，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）無論飛機是最大或最小重量，重心位于前限還是后限，飛機都能演示其能在爬升、巡航、

著陸進場等構(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)演示飛機具有能夠從以下狀態(tài)恢復(fù)到原配平狀態(tài)的趨勢：

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）飛機應(yīng)用以下幾種設(shè)定功率及構(gòu)型的配平飛行演示來表明本節(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）進場著陸（襟翼完全放下，發(fā)動機慢車）。

e）當(dāng)恢復(fù)到配平穩(wěn)定飛行的過程中時，飛機應(yīng)：

1）不能減速至低于失速速度VSl。

2）不能超過VNE或者相對應(yīng)構(gòu)型的最大允許速度。

3）任何長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，對于滾轉(zhuǎn)和偏航軸，飛機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直到所試驗的狀態(tài)下的最大允許速度范圍之

內(nèi)，飛機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，由飛機從側(cè)滑中改出的趨勢來表示。

d）橫向靜穩(wěn)定性用副翼松浮時，由飛機從側(cè)滑中恢復(fù)到機翼水平姿態(tài)的趨勢來表示。

e）飛機在以下襟翼和功率設(shè)定進行配平穩(wěn)定飛行時，應(yīng)表明對該節(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）進場著陸（襟翼完全放下，發(fā)動機慢車）。

5.1.3.6動穩(wěn)定性

在合理的速度范圍內(nèi)（1.1VS1到飛行員操作手冊里規(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機翼水平失速

在所有重量和重心組合條件下，當(dāng)飛機從失速進入和改出時，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)飛機初始配平于1.5VS后，應(yīng)按以下方式在兩個滾轉(zhuǎn)方向上進行轉(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獲得需要的減速率直到飛機失速。在失

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

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

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

是通過升降舵進行控制。

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)動機慢車。

2）襟翼放下，75%最大連續(xù)功率和發(fā)動機慢車（速度不超過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）對非特技飛機，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，可減小功率，以保證俯仰角不大于30°。

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

驗。

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

機的俯仰角不能超過30°。

5.1.3.9尾旋

尾旋應(yīng)按下列條件確定：

a）如果飛機上標(biāo)明“禁止故意尾旋”，飛機應(yīng)在使用了改出操縱后，在不超過一圈附加尾旋中

從單圈尾旋或3s尾旋（取時間長者）中改出。

b）如果飛機允許有意進入尾旋，則應(yīng)能夠在不超過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)兩種情況時均不得超過相應(yīng)的空速限制以及限制機動載荷系數(shù)。

2）在盤旋或者改出的過程中操縱力不得超過規(guī)定的限制。

3）使用任何飛行操縱器件時，均不能導(dǎo)致不可控制的尾旋。

4）對于襟翼展態(tài)情況的尾旋，在改出過程中襟翼可以收上。

d）對于本身設(shè)計為抗尾旋的飛機，其抗尾旋特性應(yīng)通過試驗和相關(guān)文件進行驗證。如果能夠

證明抗尾旋，飛機應(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

飛行試驗中，通過飛行員觀察，當(dāng)飛行速度為VSO到VDF之間的任何速度時，不應(yīng)發(fā)生嚴重的抖

振（失速抖振是允許的）和過度的機體或控制機構(gòu)的振動。

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)飛機側(cè)風(fēng)不超過飛行員操作手冊中規(guī)定的最大側(cè)風(fēng)分量時，飛機在滑行、起飛和著陸（水）

時都能夠維持飛機安全運行。

b）機輪剎車的使用應(yīng)避免導(dǎo)致無法預(yù)測的飛機響應(yīng)或操控困難。

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

豚運動特性。

5.1.4.2噴濺特性

水上飛機或水陸兩棲飛機在水面滑行、起飛和著水的任何時候，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

強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

非另有說明，所規(guī)定的載荷均為限制載荷。

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

些載荷分布應(yīng)保守近似于或接近地反映真實情況。

如果載荷作用下的變位會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提供了一個簡化的方法（但不是唯一方法）計算各種載荷，在附錄中規(guī)定的

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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強度和變形

結(jié)構(gòu)應(yīng)能夠承受限制載荷而無有害的永久變形，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)用模擬真實載荷情況的動態(tài)試驗來表明強度

的符合性時，則此3s的限制不適用。

5.2.1.4結(jié)構(gòu)驗證

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

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

對其他情況，應(yīng)進行驗證載荷試驗。如果已模擬了設(shè)計載荷情況，則動態(tài)試驗包括結(jié)構(gòu)飛行試驗是

可接受的。載荷測試驗證通常采用極限設(shè)計載荷。

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

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)是氣動力分量（垂直作用于假設(shè)的飛機縱軸）與飛機重力之比。正載荷系數(shù)

是當(dāng)氣動力相對于飛機向上作用時的載荷系數(shù)。

b）必須按下列各條表明符合本標(biāo)準的飛行載荷要求。

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

2）對于每一要求的重量，按在飛機飛行手冊規(guī)定的使用限制內(nèi)可調(diào)配載重的任何實際分

布。

5.2.2.2對稱飛行情況

對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)定的任何對稱飛行情況相對應(yīng)的機翼載荷和線性慣性載荷時，

必須用合理的或保守的方法計及相應(yīng)的平尾的平衡載荷。

b）由于機動和突風(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的角慣性力來平

衡。

c）在計算由以上規(guī)定引起的氣動載荷時，假定載荷系數(shù)達到規(guī)定值時迎角突然改變、空速沒

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有損失。在此過程中可不考慮角加速度。

d）用于確定載荷條件的氣動數(shù)據(jù)應(yīng)要通過試驗，計算或者保守估算來驗證。如果缺少更好的

資料，對于剛性升力面最大的負升力系數(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)準的強度要求。該飛行包線表示分別由5.2.2.5和5.2.2.6所述機動和突風(fēng)準則所規(guī)定的飛行載

荷條件范圍。

5.2.2.3.2機動包線

除受到最大（靜）升力系數(shù)的限制外，假定飛機經(jīng)受對稱機動而產(chǎn)生下列限制載荷系數(shù)：

a)直到VD的各速度時，為5.2.2.5a）中規(guī)定的正機動載荷系數(shù)。

b)直到VD的各速度時，為5.2.2.5b）中規(guī)定的負機動載荷系數(shù)。

圖1飛行包線

5.2.2.3.3突風(fēng)包線

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

定的情況：

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

b)在速度為VD時的正、負突風(fēng)速度應(yīng)取為7.6m/s。

5.2.2.4設(shè)計空速

設(shè)計空速須滿足下列要求：

a）VS計算按公式（2），設(shè)計機動速度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)計中的最大正限制機動載荷系數(shù)。

Vs——襟翼收起情況下最大起飛重量時的失速速度計算值。

b）設(shè)計襟翼速度VF：

對于增升裝置，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)計最大重量時的計算失速速度。

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

c）設(shè)計巡航速度VC：

1）VC不小于2.45W/S。

2）在海平面，VC不大于0.9VH。

d）設(shè)計俯沖速度VD如公式（4）所示：

（）

VD1.4VCmin……4

式中：

VCmin——最小設(shè)計巡航速度。

5.2.2.5限制機動載荷系數(shù)

限制機動載荷系數(shù)須滿足下列要求：

a）正限制機動載荷系數(shù)n1不得小于4.0。

b）負限制機動載荷系數(shù)n2不得大于-2.0。

c）襟翼放下時的載荷系數(shù)：

1）如果裝有用于起飛、進場或著陸的襟翼或類似的增升裝置，襟翼在任意位置達到VF

時，飛機的正限制載荷系數(shù)n1設(shè)計值為2.0。

2）n2=0。

d）速度控制裝置的載荷：

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

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

速度。

2）如果機動載荷系數(shù)低于本條中的規(guī)定，則飛機應(yīng)有相應(yīng)的設(shè)計特征使得飛機在飛行中

不會超過這些載荷系數(shù)。

5.2.2.6突風(fēng)載荷系數(shù)

飛機應(yīng)設(shè)計成能承受如下情況產(chǎn)生的載荷：

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

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

5.2.2.7非對稱飛行情況

假定飛機經(jīng)受到本條a）和b）的非對稱飛行情況。對重心的不平衡氣動力矩，應(yīng)由慣性力以合

理的或保守的方法予以平衡，認為此慣性力由主要質(zhì)量提供。

非對稱飛行應(yīng)設(shè)計成如下情況：

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a）滾轉(zhuǎn)情況：飛機應(yīng)設(shè)計成可以承受由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)計的正機動載荷系數(shù)的2/3相組合。

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

5.2.2.8機翼后撐桿

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

V0.65W4.5……（5）

S

式中：

V——設(shè)計速度（m/s）。

W/S——設(shè)計最大起飛重量下的翼載（N/m2）。

應(yīng)采用該特定機翼剖面的氣動數(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)動機扭矩

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

75％同時作用。

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)動機限制扭矩和5.2.2.5a）中飛行情況的限制載

荷同時作用。

5.2.2.9.3對常規(guī)且?guī)в姓蛲七M器活塞發(fā)動機，本條a）與b）中考慮的發(fā)動機限制扭矩，應(yīng)由

平均扭矩乘以下列系數(shù)得出：

a）對4沖程發(fā)動機按下列要求設(shè)計：

1）對有5個或5個以上汽缸的發(fā)動機，為1.33。

2）對有4、3、2、1個汽缸的發(fā)動機，分別為2、3、4和8。

b）對2沖程發(fā)動機按下列要求設(shè)計：

1）對有3或者3個以上汽缸的發(fā)動機，都為2。

2）對有2、1個汽缸的發(fā)動機，分別為3和6。

5.2.2.9.4對于電動發(fā)動機，第5.2.2.9.1條與5.2.2.9.2條中考慮的發(fā)動機限制扭矩，由平均扭矩乘

以1.33得到。

5.2.2.10發(fā)動機架的側(cè)向載荷

發(fā)動機架的側(cè)向載荷須滿足下列要求：

a）發(fā)動機架及其支承結(jié)構(gòu)應(yīng)按作用于該發(fā)動機架上的側(cè)向載荷來設(shè)計，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)動機架的側(cè)向載荷與其它飛行情況無關(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)定情況計算的可動操縱面鉸鏈

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力矩的125%的載荷進行設(shè)計。在計算鉸鏈力矩時，應(yīng)用可靠的氣動數(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)限制載荷不必超過由駕駛員產(chǎn)生的載荷。設(shè)

計用的駕駛員作用力不必超過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

對于直接操控飛機的縱向、側(cè)向以及航向軸的主操控系統(tǒng)，包括支撐點和止動器，應(yīng)設(shè)計成能

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)計成可以承受前進方向上同時作用在每個方向舵腳蹬上580N的載

荷。

5.2.3.4雙操縱系統(tǒng)

雙操縱系統(tǒng)設(shè)計，應(yīng)按每個駕駛員根據(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

行設(shè)計。

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，駕駛員可用的操縱面和可移動調(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器或突風(fēng)鎖的機構(gòu)，應(yīng)按下式設(shè)計鉸鏈力矩，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（m）。

2

Ss——鉸鏈線后操縱面面積（m）。

Q——動壓，帕，其響應(yīng)的設(shè)計速度為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：

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

飛機兩側(cè)對稱襟翼的運動應(yīng)通過互連機構(gòu)確保同步，除非能夠表明飛機在一側(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

飛機兩側(cè)對稱副翼應(yīng)通過操縱機構(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)副翼能同步反向運動，而不致使飛機在平飛過程中出現(xiàn)兩側(cè)副翼同步向上偏轉(zhuǎn)的情況。

5.2.3.11止動器

所有主操縱器件在系統(tǒng)中應(yīng)有止動器，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)計須按下列要求設(shè)計：

a）水平翼面平衡載荷是在任何規(guī)定的沒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)按限制機動包線上的任一點和5.2.2.5c）規(guī)定的減速板和襟翼情況所產(chǎn)生的平衡

載荷來設(shè)計。

5.2.4.2機動載荷

水平翼面應(yīng)按照下列幾種情況駕駛員誘發(fā)的俯仰機動來設(shè)計：

a）在速度VA時，升降舵向上最大偏度。

b）在速度VA時，升降舵向下最大偏度。

c）在速度VD時，升降舵向上1/3最大偏度。

d）在速度VD時，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。機動載荷與慣性力平

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設(shè)計：

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，襟翼完全放下，名義強度為7.6m/s的正負突風(fēng)。

5.2.5垂直安定面

5.2.5.1機動載荷

垂直安定面應(yīng)按以下幾種飛行條件引起的機動載荷來設(shè)計：

a）在速度VA時，方向舵在左右兩個方向上達到最大偏度。

b）在速度VD時，方向舵在左右兩個方向上達到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：

a）如果在水平翼面或機翼上安裝了外置垂直翼面或翼尖小翼，則水平翼面或機翼應(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翼上的

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力和力矩的組合來設(shè)計。

b）如果水平翼面（或機翼）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，應(yīng)計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行載荷計算時，對于結(jié)構(gòu)載荷情況應(yīng)同時施加5.2.5.1中作用在垂直安

定面上的機動載荷和n=l的水平安定面或機翼載荷，包括垂直安定面在水平安定面或機翼上

產(chǎn)生的誘導(dǎo)載荷和作用在水平安定面或機翼上的力或力矩。

5.2.6安定面的補充情況

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：

a)當(dāng)飛機遇到圖1中A或D所對應(yīng)的載荷條件（無論哪種情況導(dǎo)致的平衡載荷較大）時，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作用。

b)安定面和機身應(yīng)按安定面上的非對稱載荷來設(shè)計，這些非對稱載荷可由5.2.4.2規(guī)定的最大

對稱機動載荷得到，機身對稱面一側(cè)安定面施加100%最大對稱機動載荷，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設(shè)計。這個條件是

對先前規(guī)定的等效水平和垂直工況進行補充。

5.2.7副翼、襟翼和特殊裝置

5.2.7.1副翼

副翼應(yīng)按照以下情況對應(yīng)的操縱載荷來設(shè)計：

a)在速度VA時，副翼操縱器件突然移動至最大偏度。

b)在速度VD時，副翼操縱器件突然移動至1/3最大偏度。

5.2.7.2襟翼

襟翼及其操縱機構(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。應(yīng)考慮不

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

速度。為了研究滑流影響，過載系數(shù)假定為1.0。

5.2.7.3特殊裝置

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

的氣動數(shù)據(jù)進行估算。

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結(jié)構(gòu)上的外載荷和慣性力。在每個規(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機輪載荷系數(shù)

機輪載荷設(shè)計須按下列設(shè)計：

）機輪載荷系數(shù)，可按下列方法計算，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。對輪胎和橡膠或彈簧減震器:ef=0.5；對液壓減震器，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)動機、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）來驗證。

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)，除非自由落震試驗表明在

1.44倍的能量吸收試驗高度試驗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表2及圖2。

表2基本著陸情況

尾輪式前輪式

序號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，飛機升力與飛機重量之比。

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前輪補充情況

前輪補充情況如圖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）水上飛機和水陸兩用飛機的結(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行時很可

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所產(chǎn)生的水載荷進行設(shè)計。

b）非申請方對水載荷做出合理的分析，或有充分的使用經(jīng)驗可用，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)計應(yīng)能在應(yīng)急著陸情況下，當(dāng)乘員（通過安全帶/或肩帶）和其背后的集中重量（如發(fā)

動機、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，能夠保護每位乘員（這

些是三種獨立的狀態(tài)）。

a）向上3g。

b）向前9g（10g對于發(fā)動機和能源存儲設(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

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系留點應(yīng)按飛機在外場所經(jīng)受的最大風(fēng)的情況進行設(shè)計。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

如果飛機安裝了應(yīng)急降落傘系統(tǒng)（彈射回收系統(tǒng)），與機身的連接點設(shè)計應(yīng)符合ASTMF2316的

規(guī)定。

5.2.11.3獨立質(zhì)量點載荷

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

5.3設(shè)計和構(gòu)造

5.3.1概述

5.3.1.1設(shè)計

任何對安全有重要影響的新設(shè)計或者非常規(guī)設(shè)計特征的完整性都應(yīng)通過試驗來確立。

5.3.1.2材料

材料對預(yù)期的使用應(yīng)是適用和耐久的。設(shè)計值（強度）的選定應(yīng)使所有結(jié)構(gòu)零件都不會由于材

料變化和載荷集中而低于強度值。

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

應(yīng)按要求對飛機結(jié)構(gòu)進行保護，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

強度喪失，適當(dāng)時還應(yīng)提供足夠的通風(fēng)和排水措施。

5.3.1.6可達性

應(yīng)保證對關(guān)鍵結(jié)構(gòu)元素和操縱系統(tǒng)的可達性，以便對它們進行檢查、調(diào)節(jié)、維護和修理。

5.3.1.7氣動彈性

a）在以下條件下，飛機不得發(fā)生顫振、操縱反效和發(fā)散：

1)結(jié)構(gòu)設(shè)計包線內(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，而無需額外的特殊技

巧。應(yīng)能方便容易地檢查飛機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)計的驗證

應(yīng)通過保守的分析、保守的試驗或者兩者的組合來判定飛機設(shè)計是否滿足設(shè)計要求。只有當(dāng)結(jié)

構(gòu)所對應(yīng)的有效性分析方法已由經(jīng)驗證實是可靠的可行的之后，單獨的結(jié)構(gòu)分析才可以用來判定結(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行載荷系數(shù)極限

飛行試驗是一種可接受的方法。

5.3.1.10操縱系統(tǒng)的運行試驗

應(yīng)通過功能試驗來表明：在操縱器件和翼面上施加設(shè)計載荷之后，安裝在飛機上的操縱系統(tǒng)不

會出現(xiàn)干涉、卡阻、沒有過度摩擦和過度偏轉(zhuǎn)。操縱系統(tǒng)止動器件應(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合理地保證在任一主浮筒中的任何兩個隔艙注滿水時，水上飛機和水

陸兩棲飛機仍能浮于水面且不傾覆。

5.3.2.2船體

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

水面上且不傾覆。

5.3.2.3輔助浮筒

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

機傾斜時產(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)目梢娦裕▋x器、標(biāo)記標(biāo)牌和外部視野）、可用性、可緊急逃生能

力，以及飛機平穩(wěn)和良好的運行所應(yīng)的對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)通過在飛行中校準空速指示系統(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誤差，在以下整個速度范

圍之內(nèi)不得超過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)飛行試驗加以驗證。

5.3.4系統(tǒng)防護

5.3.4.1電推進裝置的防護

電推進裝置的防護則須滿足如下要求

a)應(yīng)識別由儲能設(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跡象。

b)應(yīng)識別可能會受到影響的結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)、飛機的其他部件或者乘客。應(yīng)針對于識別出的風(fēng)險

提供相應(yīng)的防護。防護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)針對單獨的風(fēng)險情況考慮使用5.4.5中定義的屏蔽儲能設(shè)備的防火墻厚度（或等效防護程

度）。

d)為了補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了實際

試驗，則可采用。也可以在防護設(shè)計中增加耐火的通風(fēng)通路來將燃燒產(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)所對應(yīng)的慣性載荷時，每個座椅及其支撐結(jié)構(gòu)應(yīng)

按乘員體重至少77kg進行設(shè)計。

b）用于機組成員的約束系統(tǒng)，應(yīng)使機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)計或設(shè)施來滿足這一要求，則當(dāng)承受5.2.10b）規(guī)定的極限靜載

荷系數(shù)所對應(yīng)的慣性力時，應(yīng)保護乘員不受嚴重傷害。

d）裝有滑軌的座椅的每個軌道應(yīng)裝有止動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

條件所對應(yīng)的最大的載荷系數(shù)來設(shè)計，包含5.2.10中描述的緊急迫降情況。對每個組件（如

果腿帶和肩帶沒有相關(guān)連接，應(yīng)作為單獨的組件對待）進行的持續(xù)3s以上而沒有失效的

7600N以上拉力試驗可以被認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動力裝置

5.4.1動力裝置

5.4.1.1發(fā)動機

發(fā)動機應(yīng)當(dāng)滿足下列要求之一：

a）具有局方頒發(fā)的型號合格證或型號認可證。

b）符合ASTMF2339、ASTMF2538或ASTMF2840的要求。

c）符合局方可接受的其他標(biāo)準和要求。

d）發(fā)動機可作為飛機的一部分進行審定，申請人應(yīng)當(dāng)及時將發(fā)動機的審定基礎(chǔ)提交局方進行

評審，取得局方批準后，可開展隨機審定。

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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)的型號合格證或型號認可證。

b）符合ASTMF2506的要求。

c）符合局方可接受的其他標(biāo)準和要求。

d）螺旋槳可作為飛機的一部分進行審定，申請人應(yīng)當(dāng)及時將螺旋槳的審定基礎(chǔ)提交局方進行

評審，取得局方批準后，可開展隨機審定。

5.4.1.3螺旋槳安裝

飛機在最大重量、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)飛機處于水平起飛姿態(tài)或滑行姿態(tài)（取最臨界者）時，

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

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

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，螺旋槳與地面

之間應(yīng)具有正的間距。對于采用板簧支柱的飛機應(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，后安裝螺旋槳飛機應(yīng)設(shè)計成當(dāng)飛機處于正常起飛和

著陸的可達到的最大俯仰姿態(tài)時，螺旋槳不會與跑道表面接觸。

c）水上飛機：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所必需的任何附加

徑向間距。

1）螺旋槳槳葉與飛機各靜止部分之間的縱向間距不得小于