适航规章C 结构

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1、C分部结构总则第25.301条载荷(a)强度的要求用限制载荷(服役中预期的最大载荷)和极限载荷(限制载荷乘以规定的安全系数)来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。(b)除非另有说明，所规定的空气、地面和水载荷必须与计及飞机每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷的分布必须保守地近似于或接近地反映真实情况。除非表明确定受载情况的方法可靠，否则用以确定载荷大小和分布的方法必须用飞行载荷测量来证实。(c)如果载荷作用下的变形会显著改变外部载荷或内部载荷的分布，则必须考虑载荷分布变化的影响。第25

2、.303条安全系数除非另有规定，当以限制载荷作为结构的外载荷时，必须采用安全系数l.5；当用极限载荷来规定受载情况时，不必采用安全系数。第25.305条强度和变形(a)结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全运行。(b)结构必须能够承受极限载荷至少三秒钟而不破坏，但是当用模拟真实载荷情况的动力试验来表明强度的符合性时，则此三秒钟的限制不适用。进行到极限载荷的静力试验必须包括加载引起的极限变位和极限变形。当采用分析方法来表明符合极限载荷强度要求时

3、，必须表明符合下列三种情况之一：(1)变形的影响是不显著的；(2)在分析中已充分考虑所涉及的变形；(3)所用的方法和假设足以计及这些变形影响。(c)如果结构的柔度特性使在飞机运行情况中很可能出现的任一加载速率会产生比相应于静载荷的应力大得多的瞬态应力，则必须考虑这种加载速率的影响。(d)[备用](e)飞机必须设计成能承受在直到VD/MD的任何可能的运行条件下(包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界)会发生的任何振动和抖振。这一点必须通过分析、飞行试验、或中国民用航空总局适航部门认为必要的其它

4、试验进行验证。(f)除经证明为极不可能的情况外，飞机必须设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利情况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必须视为限制载荷，并必须在直到VC/MC的各种空速下进行研究。〔中国民用航空总局1995年12月18日第二次修订,中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕第25.307条结构符合性的证明(a)必须表明每一临界受载情况下均符合本分部的强度和变形要求。只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合

5、性。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试验。(b)[备用](c)[备用](d)当用静力或动力试验来表明符合第25.305(b)条对飞行结构的要求时，对于试验结果必须采用合适的材料修正系数。如果被试验的结构或其一部分具有下列特征：多个元件对结构总强度均有贡献，而当一个元件损坏以后，载荷通过其它路径传递导致重新分布，则不必采用材料修正系数。〔中国民用航空总局1995年12月18日第二次修订〕飞行载荷第25.321条总则(a)飞行载荷系数是气动力分量(垂直作用于假设的飞机

6、纵轴)与飞机重力之比。正载荷系数是气动力相对飞机向上作用时的载荷系数。(b)必须按下列各条表明符合本分部的飞行载荷要求，此时要考虑每一速度下的压缩性影响：(1)在申请人选定的高度范围内的每一临界高度；(2)从相应于每个特定飞行载荷情况的设计最小重量到设计最大重量的每一重量；(3)对于每一要求的高度和重量，按在飞机飞行手册规定的使用限制内可调配载重的任何实际分布。(c)必须研究设计包线上和设计包线内足够多的点，以保证获得飞机结构中每个部分的最大载荷。(d)作用在飞机上的重要的力必须以合理或保守的方

7、式处于平衡。线惯性力必须与推力和全部气动载荷相平衡，而角(俯仰)惯性力必须与推力和全部气动力矩(包括作用在诸如尾翼和短舱等部件上的载荷引起的力矩)相平衡，必须考虑从零到最大连续推力范围内的临界推力值。〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕飞行机动和突风情况第25.331条对称机动情况(a)方法对本条(b)和(c)规定的机动飞行情况进行分析，采用下列规定：(1)当规定操纵器件突然移动时，所采用的操纵面偏转速率不得小于驾驶员通过操纵系统能施加的偏转速率；(2)在确定飞机在转弯和拉起时的升

8、降舵偏角和弦向载荷分布(根据本条(b)和(c)的机动情况)时，必须计及相应的俯仰角速度的影响。必须考虑第25.255条规定的配平和失配平飞行情况。(b)机动平衡情况必须研究第25.333(b)条中的机动包线上A到I的机动情况，假定飞机在俯仰角加速度为零的情况下处于平衡。(c)俯仰机动情况必须研究本条(c)(1)和(2)规定的情况。可以调整俯仰操纵面的运动以考虑第25.397(b)条规定的最大驾驶员作用力的限制值、操纵系统止动器和操纵系统输出的限制值引起的任何间接影响(例如：有动力操纵系统可以达到