超轻型飞行器固定翼飞机设计团体标准

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ICS:49.020CCS:A10/19T/AOPA中国航空器拥有者及驾驶员协会团体标准T/AOPA000X—2018超轻型飞行器——飞机设计Ultra-lightVehicle-Aircraftdesign2018-XX-XX发布2018-XX-XX实施中国航空器拥有者及驾驶员协会发布 目录1.范围12.规范性引用文件23.术语和定义33.1超轻型飞行器的定义33.2缩略语和定义44.总则14.1适用范围14.2本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器定义14.3本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器为非特技运行，其中非特技运行包括：24.4最小有用载重24.5最大空机质量（重量）35.飞行45.1符合性验证的若干规定45.2载重分布限制45.3螺旋桨转速和桨距限制55.4性能，总则65.5失速速度65.6起飞65.7着陆75.8中断着陆75.9操纵性和机动性85.10纵向操纵9—37— 5.11航向和横向操纵105.12纵向静稳定性105.13航向和横向稳定性115.14动稳定性115.15机翼水平失速115.16转弯飞行失速和加快失速125.17航向稳定性和操纵性126.结构146.1载荷146.2安全系数146.3强度和变形156.4结构符合性的证明156.5飞行载荷166.6飞行包线176.7设计空速186.8限制载荷系数196.9机翼对称载荷206.10机翼非对称载荷226.11后机身载荷236.12前机身载荷246.13操纵面载荷256.14地面突风情况256.15操纵系统和支承结构256.16地面载荷情况266.17—37— 侧向载荷情况（6.17-6.20所述，减震器和轮胎均处于静态位置）276.18滑行刹车情况286.19尾轮补充情况296.20前轮补充情况306.21水载荷316.22应急着陆情况326.23系留点327.设计与构造337.1总则337.2材料和工艺质量337.3制造方法337.4紧固件337.5结构保护337.6可达性措施347.7颤振及其它气动弹性问题347.8强度符合性的证明347.9操纵系统——操作试验357.10驾驶舱358.动力装置368.1安装368.2发动机368.3燃油箱试验368.4燃油箱通气378.5燃油滤网或燃油滤378.6进气系统防冰37—37— 9.设备389.1总则389.2飞行和导航设备389.3动力装置仪表389.4电气系统399.5座椅、安全带和肩带3910.使用限制和资料4010.1总则4010.2重量和重心4010.3动力装置限制4010.4持续运行文件4110.5操纵器件标志4110.6其它标记和标牌4110.7飞机手册4110.8使用限制4210.9使用程序43附录A操纵面载荷45附录B基本着陆情况（参见第6.17条）48附录B基本着陆情况51—37— 前言本超轻型固定翼飞行器团体标准是按照GB/T1.1-2009给出的规则起草。本超轻型固定翼飞行器团体标准由中国航空器拥有者及驾驶员协会（AircraftOwnersandPilotsAssociationofChina，以下简称中国AOPA）提出、制定、发布、解释并组织实施。北京航空航天大学协助指导、编写和制定。本标准提出单位：中国航空器拥有者及驾驶员协会本标准起草单位：中国航空器拥有者及驾驶员协会，北京航空航天大学。本标准起草人：丁邦昕、吴晓东、何景武、阿泽亚、余雨晨、邓亦冰—37— 引言本超轻型固定翼飞行器团体标准是根据中国民航规章CCAR-91R2第O章定义的超轻型飞行器（UltralightVehicle)。为了规范超轻型飞行器（UltralightVehicle)的设计、制造、运行和维修，促进行业发展，中国航空器拥有者及驾驶员协会特制定了本技术认证，并以团体标准的形式对外发布。本超轻型固定翼飞行器团体标准所针对是中国民航规章CCAR-91R2第O章中定义的超轻型固定翼飞行器。本超轻型固定翼飞行器团体标准提供中国超轻型固定翼飞行器可接受的型号设计及其认可、生产认可和飞行器注册的标准、要求和办法。编制和颁布本团体标准的目的，是中国超轻型固定翼飞行器在型号设计和制造数量上有所发展，并且在该管理体制下能合法和安全地运行。—37— 超轻型飞行器——飞机设计1.范围本超轻型固定翼飞行器团体标准所涉及的超轻型固定翼飞行器的定义及其运行条件，应符合中国民航CCAR-91R2《一般运行和飞行规则》第O章对超轻型飞行器的定义和运行限制，以及中国民航局其他相关规章的规定。2.规范性引用文件本超轻型固定翼飞行器团体标准在编制过程中，参考了以下标准和文件：《一般运行和飞行规则》CCAR-91R2部；《初级类航空器适航标准-超轻型飞机》-AC-21-06，1997年4月8日下发；《初级类航空器适航标准-甚轻型飞机》-AC-21-05，1997年4月8日下发；《轻型运动航空器适航管理政策指南》咨询通告AC-21-AA-2015-25R1，2015年2月6日下发；《LAMAC_-DS-10141_ULTRALIGHT_DESIGN_STANDARD》，加拿大轻型飞机制造商协会标准《ASTMF2245-16StandardSpecificationforDesignandPerformanceofaLightSportAirplane》美国FAA采用的ASTM协会标准《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》CCAR-23-R3部；《运输类飞机适航标准》CCAR-25部；—37— 1.术语和定义3.1超轻型飞行器的定义本超轻型固定翼飞行器团体标准根据现行有效的中国民航规章CCAR-91R2《一般运行和飞行规则》第O章，对超轻型飞行器（英文UltralightVehicle，英文简称ULV)的概念、运行要求等做出了具体规定。其中，“超轻型飞行器”的定义是：“指由单人驾驶、仅用于娱乐或体育活动、不需要任何适航证的空中飞行器具，并且符合下列条件之一：(a)如无动力驱动，空机重量小于71千克（155磅）；(b)如有动力驱动，应当满足下列限制：(1)空机重量小于116千克（254磅），不包括在遇险时使用的飘浮和安全器械；(2)燃油容量不超过20升（5美制加仑）；(3)全马力平飞中，校正空速小于100千米/小时（55海里/小时）；(4)发动机停车后的失速速度不超过校正空速45千米/小时（24海里/小时3.2缩略语和定义AR---展弦比=b/MAC=b2/Sb---翼展，米（英尺）c---翼弦，米（英尺）CAS---校正空速（米/秒，kts）CL---升力系数CD---阻力系数CG---重心Cm---力矩系数（Cm是就C/4点而言，抬机头为正）Cn---法向系数—37— daN---10牛顿deg---度=2×3.1416/360=0.0174弧度=1/57.3弧度g---重力加速度=9.81米/秒2（32.2英尺/秒2）IAS---指示空速MAC---平均气动弦长M（W）---（最大设计）总质量（重量），公斤（磅）m（W）---平均设计表面载荷，公斤/米2（磅/英尺2）n---载荷系数q=ρ2V2=V21.632（q，千帕；V，米/秒）=V2391（q，磅/英寸2；V，海里/小时）S---机翼面积，米2（英尺2）VA---设计机动速度VC---设计巡航速度VF---设计襟翼速度VH---以最大连续功率平飞的最大速度VNE---不可超越速度VS---飞机失速速度或尚可操纵的最小稳态飞行速度VSO---着陆形态下的失速速度或最小稳态飞行速度VSP---最大扰流板/减速板伸展速度VSl---特定形态的失速速度或最小稳态飞行速度VX---最佳爬升角的速度VY---最佳爬升率的速度此处的缩略语用于本标准。—37— 1.总则4.1适用范围4.1.1本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器是在中华人民共和国内运行，单人驾驶，且仅用于娱乐或体育活动。4.1.2凡是制造超轻型固定翼飞行器或其成套组件，以及对于购买、拥有本团体标准针对的超轻型飞行器的任何人，可以以本标准所提出的要求作为参考。4.2本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器定义本团体标准所指“超轻型固定翼飞行器”为符合下述条件的飞行器：4.2.1单人驾驶；4.2.2无动力驱动固定翼飞行器，空机重量小于71千克（155磅）；4.2.3有动力驱动固定翼飞行器，应满足以下全部条件：a)由螺旋桨驱动；b)空机重量小于116千克（254磅），不包括在遇险时使用的漂浮和安全器械；c)燃油容量不超过20升（5.28（美制）加仑）；d)全马力平飞中，校正空速小于100千米/小时（55海里/小时）；e)发动机停车后的失速速度不超过校正空速45千米/小时(24海里/小时)。4.3本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器为非特技运行，其中非特技运行包括：4.3.1属于正常飞行的机动；4.3.2失速和尾旋（若对该型号批准尾旋）；4.3.3缓8字，急上升转弯；4.3.4坡度角不大于60度急转弯。—37— 4.1最小有用载重本团体标准针对的有动力驱动超轻型固定翼飞行器，可按照下列情况计算的最小有用载重：4.4.1对于单座飞机：Mu=80+0.3P（千克）；P为以千瓦表示的发动机额定功率。（Wu=175+0.5P（磅）；P为以制动马力为单位的发动机额定功率）4.4.2对于双座飞机：Mu=160+0.3P（公斤）；P为以千瓦表示的发动机额定功率。（Wu=350+0.5P（磅）；P为以制动马力为单位的发动机额定功率）4.2最大空机质量（重量）最大空机质量（重量）包括实际安装于飞机上所有使用装备。包括有机体、动力装置（有动力超轻型固定翼飞行器考虑）、必要的设备、选装和专用设备、固定配重、发动机全部冷却液（有动力超轻型固定翼飞行器考虑）、液压油、不可用燃油以及滑油的质量（重量）。因此，最大空机质量（重量）=最大起飞质量（重量）-最小有用载重。1.飞行5.1符合性验证的若干规定5.1.1本章的每项要求，在申请审定的载重状态范围之内，对于重量和重心每种相应的组合，都必须得到满足。除非有其他规定，否则从失速到VNE的速度范围内都应考虑。证实时必须按下列规定：a)—37— 用申请合格审定的该型号超轻型固定翼飞行器进行试验，或根据试验结果进行与试验同样准确的计算；a)若根据所检查的各种组合不能合理地推断其符合性，则应对重量和重心的每种组合进行系统的检查。5.1.1在飞行试验中，在保证安全的条件下，应注意重量、受重量影响的临界项目和重心的变化情况。5.1载重分布限制5.2.1使用合理的基准，应确定下列各项：a)本团体标准第4.4条和第4.5条定义的最大空机质量（重量）和最大起飞质量（重量），以及最小飞行质量（重量）；和b)空机重心，最前和最后重心。注：标准驾驶员质量（重量）=80千克；燃油密度=0.72千克/升。5.2.2必须制定飞机可以安全运行的重量和重心范围，如果某一重量与重心的组合仅允许落在某种横向载重分布限制内，而该限制又可能无意中被超过，则必须制定相应的重量和重心组合的限制。5.2.3载重分布限制不得超过下述任何一项限制：a)选定的限制；b)结构证明的限制；或c)表明符合本章每一适用飞行要求的限制。5.2.4可使用固定和/或可卸配重（若正确安装和标识）。5.2螺旋桨转速和桨距限制5.3.1必须对螺旋桨转速和桨距值加以限制，以确保在正常工作状态下安全运行。5.3.2飞行中不能操纵的螺旋桨对于在飞行中桨距不能操纵的螺旋桨采用下列规定：a)—37— 在起飞和本团体标准规定的全发工作爬升速度进行初始爬升期间，发动机处于最大油门或最大允许的起飞进气压力状态，螺旋桨必须限制发动机转速，使之不超过最大允许起飞转速；a)在规定的“不许超越速度”下收回油门下滑时，螺旋桨不会引起发动机转速高于最大连续转速的110％。5.3.1没有恒速控制装置的可控桨距螺旋桨对于没有恒速控制装置，但在飞行中可操纵的螺旋桨，必须具有限制桨距值的装置，以确保符合下列规定：a)用最低可能的桨距来满足本条5.3.2中a)的要求；b)用最高可能的桨距来满足本条5.3.2中b)的要求。5.1性能，总则所有性能要求应按照国际民航组织标准大气和静止空气条件予以满足。速度应以指示空速（IAS）和校正空速（CAS）给出。5.2失速速度根据本团体标准要求规定，发动机停车后的失速速度不超过校正空速45千米/小时。5.3起飞在最大重量、全油门以及海平面起飞，测量以下各项：（注：应规定飞机形态（包括襟翼位置））5.6.1地面滑跑距离；和5.6.2以1.3VSl爬升越过15.2米（50英尺）障碍的距离。5.4着陆5.7.1对于收回油门和放下襟翼的着陆，应确定下列各项：a)从高度为15.2米（50英尺），1.3VSO开始的着陆距离；和b)以合理刹车（如装有）的地面滑跑距离。5.7.2在整个着陆机动过程中必须保持构型不变；—37— 5.7.1着陆时必须避免大的垂直加速度，没有弹跳、前翻、地面打转、海豚运动或水上打转的倾向；5.7.2对于本团体标准所针对的超轻型固定翼飞行器，若装有刹车装置，应保证刹车的使用不得导致轮胎或刹车的过度磨损；5.7.3必须表明本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器能从15.2米高度所处的状态，完全过渡到本团体标准第5.8条的中断着陆状态。5.1中断着陆5.8.1本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器，在以1.3VSO、襟翼放下条件的中断着陆，能够以全油门爬升保持至少1/30的爬升角。5.8.2如果襟翼可以在短时间内安全收起，且没有高度损失和突然的姿态变化，则襟翼可以收起。5.2操纵性和机动性5.9.1随主操纵器件和相应的位移，飞机在起飞、爬升、平飞（巡航）、俯冲和进近和着陆（有动力和无动力飞机、襟翼收起状态和放下状态）期间均应能够安全操纵和机动：拉杆抬机头、右推使右机翼放下、踩右方向脚蹬使机头向右。5.9.2所有飞行状态间都能平稳地过渡，既无需过高飞行技能，并且在任何可能的使用条件下没有超过限制载荷系数的危险，也不超过表1所示的操纵力：作用在驾驶盘或方向舵脚蹬上的力俯仰10牛顿（磅）滚转10牛顿（磅）偏航10牛顿（磅）—37— 瞬时作用杆……驾驶盘（作用于轮缘）……方向舵脚蹬……持续作用26.7（60）26.7（60）……4.4（10）13.3（30）13.3（30）……2.2（5）…………59.2（130）8.9（20）表格15.9.1在正常重量和重心下飞机至少能在水平巡航配平。5.1纵向操纵5.10.1针对纵向操纵应能快速使速度从1.1VS1增到1.5VS1和从1.1VSO增加到VF，并且飞机为如下状态：a)发动机为全功率；b)发动机无功率；（无动力）5.10.2在速度保持在正常范围内，襟翼在如下状态时，均能保持全操纵：a)襟翼收起状态；和b)襟翼放下状态。5.10.3每g的杆力稳定增加。5.2航向和横向操纵5.11.1从某一机翼向下30°反转到另一机翼向下30°能在4秒时间内完成，并且满足下列条件：a)以1.3VSO，在襟翼放下和慢车油门状态下；b)以1.2VS1，在襟翼收起，慢车油门和全油门状态下；—37— 5.11.1快速进入偏航和滚转，或从偏航和滚转状态改出，都不应产生不可操纵的飞行特征。5.11.2副翼和方向舵力都不应随着偏角的增加而反效。5.1纵向静稳定性本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器，对于纵向稳定性应具有：在最临界功率设定和重心组合下，从速度1.2VS1到VNE都应表现正的纵向静稳定性。5.2航向和横向稳定性5.13.1应进行航向和横向静稳定性和起飞以及爬升性能试飞以保证飞机符合本团体标准的要求。5.13.2当本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器的螺旋稳定性在本团体标准第5.12条规定的范围内是中立的时，航向和横向稳定性则可认为是接受的。5.3动稳定性在合适的速度范围内，在操纵器件处于下列状态时，任何短周期振荡都应受到阻尼：（合适速度为从1.1VS1到飞行员操纵手册中详细记录的最大允许速度，并且在相应的飞机构型）5.14.1松浮状态；5.14.2固定状态。5.4机翼水平失速5.15.1针对本团体标准的超轻型固定翼飞行器，直到失速为止，必须能使用横向操纵产生和修正滚转，必须能使用航向操纵产生和修正偏航，两者均不得出现反操纵现象。5.15.2在所有的重量和重心组合中，应能正常使用操纵器件来防止大于15°的滚转或偏航。—37— 5.1转弯飞行失速和加快失速本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器的转弯飞行失速与加快转弯失速必须按下列方法在飞行试验中演示：5.16.1失速应带动力进行演示，在建立协调转弯后，应逐渐缩小转弯半径直到失速，在转弯失速后，应恢复水平飞行而无超过的滚转。减速率必须按下列要求保持常值：a)对于转弯飞行失速，不得超过每秒1节；b)对于加快转弯失速，为每秒3～5节，并且稳定地增加法向过载。5.16.2在恢复的同时，不应有过大的高度损失、尾旋趋势和速度增大。5.16.3这些失速应在有动力、襟翼收起和放下状态下演示。5.2航向稳定性和操纵性5.17.1操纵：踩右方向舵脚蹬应向右转弯。5.17.2地面操纵应不需特殊的技巧。在风速直到申请人选定的最大风速的90○侧风中，不应产生不可控制的地面打转倾向。1.结构6.1载荷6.1.1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。6.1.2除非另有说明，所规定的空中、地面和水面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。6.1.3—37— 如果载荷作用下的变位会显著地改变外部载重或内部载重的分布，则必须考虑载重的这种重新分布。6.1安全系数6.2.1安全系数为1.5，除下列情况：a)对铸件，安全系数为2.0×1.5=3.0；b)对接头，安全系数为1.2×1.5=1.8；c)对操纵面铰链，安全系数为4.45×1.5=6.67；d)对推-拉操纵系统，安全系数为2.2×1.5=3.3；和e)对钢索操纵系统，安全系数为1.33×1.5=2.06.2.2结构必须尽可能地设计成避免在正常使用中很可能出现变幅应力超过疲劳极限的应力集中点。6.2强度和变形6.3.1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。6.3.2结构应能承受极限载荷而具有安全裕度（分析），或至少三秒钟结构不破坏（静力实验）。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，此三秒钟的限制不适用。6.3结构符合性的证明6.4.1每种临界载荷要求必须应用保守的分析，试验（静力试验，部件试验，或飞行试验），或者两者兼用的方法来验证。6.4.2必须表明每一临界受载情况下均符合第6.3条强度和变形的要求。只有在经验表明某种分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。否则，必须进行载荷试验来表明其符合性。如果模拟该用于设计的载荷情况，则动力试验包括结构飞行试验是可以接受的。6.4飞行载荷—37— 6.5.1本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器，除第6.5条中6.5.2和6.5.3的相关说明，应根据加拿大适航手册第523章中的附录A（AppendixAofChapter523oftheAirworthinessManual）（注1）来确定其飞行载荷。6.5.2若申请人说明他们所用到的其他设计准则具有或者超过加拿大适航手册第523章（Chapter523oftheAirworthinessManual）中的等效安全水平，则可以用此设计准则来确定飞行载荷。6.5.3对于常规设计，若使用的简化准则不会造成比本团体标准第6.5条中6.5.1中所规定的突风载荷系数还要小的载荷系数，或不现实的值以及设计位于图1中的限制范围中，则可以使用第6.7条到第6.13条的简化准则。图1注1：参考Chapter523oftheAirworthinessManual见网址：http://www.tc.gc.ca/eng/civilaviation/regserv/cars/part5-standards-523-sub-ab-2061.htm加拿大适航手册第523章附录A（AppendixAofChapter523of—37— theAirworthinessManual）与JAR-VLA《甚轻型飞机的适航要求》附录A相同。6.1飞行包线参照本团体标准第6.5条中6.5.3中的常规设计，应该由节所给出的图中的飞行包线边界上的空速以及载荷系数组合来表明符合性。飞行包线表示由和的准则所规定的飞行载荷情况的包线。图26.2设计空速6.7.1设计失速速度VSVS=19.77×WS×CLmax（可使用下列值：CLmax=1.35CLmin=-0.68）6.7.2设计机动速度VA—37— VA=19.77×n×WS×CLmax=2VS6.7.1设计俯冲速度VDVD=1.5×VA=3×VS或VD=1.22VH两者之中取较大值6.7.2不可超越速度1.1VH3.33，也要考虑“地面载荷”）。和6.12.2发动机扭矩（牛∙米）（磅∙英寸）等于：K×19070×KW起飞RPM起飞（牛∙米）；（K×125850×BHP起飞RPM起飞（磅∙英寸））注：KW为千瓦，BHP为制动马力，RPM为每分钟转数。此处：（1）对四冲程发动机，K=8,4,3,2（分别对应于1,2,3,4缸发动机）；或（2）对二冲程发动机，（i）K=2（3缸或更多缸发动机）或（ii）K=3（2缸）/6（1缸）6.12.3作用在发动机上单独的侧向载荷n（n侧向=±1.5）；和6.12.4若适用，前轮载荷。6.3操纵面载荷—37— 6.13.1操纵面载荷的符号应当是：a)向上为+；b)向下为-；6.13.2应使用附录A规定的操纵面载荷。6.1地面突风情况6.14.1所有操纵面和机翼应按如下逆流VR（此处原文为“areverseairflow”,指风从机尾顺航向吹来）设计：VR=0.645×MgS+4.47米/秒（=10×1+WS英里/小时）6.14.2应采用CL（表面）=-0.8,三角形弦向压力分布，峰值在后缘。6.2操纵系统和支承结构6.15.1驾驶员做对称操作使飞机在垂直平面内运动时，左右襟翼收放应同步。6.15.2所有主操纵器件在系统中应有止动器，以承受操纵力、125%操纵面载荷、或地面突风载荷中的较大值。6.15.3次操纵器件应按正常运行中驾驶员可能施加的最大操纵力来进行设计。6.3地面载荷情况6.16.1本标准附录B重述了加拿大适航手册第523章附录C（与JAR-VLA《甚轻型飞机的适航要求》附录C相同）的基本着陆情况。6.16.2对超轻型飞机本标准附录B的基本着陆情况简化如下：L=假定机翼升力与飞机重量之比=2/3K=0.25n=nj+0.67,载荷系数；和nj=在本节第6.16.3条中给出的机轮载荷系数。—37— 6.16.1机轮载荷系数nj；可按下列方法计算：nj=h+d/3ef×d此处：h=震落高度厘米（英寸）=1.32×M（公斤）gS厘米=3.6×P（磅）s(英寸)d=减震器总行程厘米（英寸）=d（轮胎）+d（减震器）ef=减震效率ef×d=0.5×d，对轮胎和橡胶或弹簧减震器；或=0.5×d轮胎+0.65×减震器，对液压减震器如果nj大于3.33，则所有集中质量（发动机、油箱、座椅、配重等）必须按大于4的限制着陆载荷系数n（nj+0.67=n）来验证。注：极限着陆载荷等于本标准中规定的限制载荷乘以通常所用的1.5安全系数。6.1侧向载荷情况（6.17-6.20所述，减震器和轮胎均处于静态位置）主轮的侧向载荷情况如下：当飞机处于水平姿态且仅以主轮接地时，限制垂直惯性载荷系数必须为1.33，且垂直地面反作用力在主起落架间平均分配。限制侧向惯性载荷系数必须为0.83，侧向地面反作用力在两主起落架之间分配如下：0.5mg作用在一侧主起落架上，方向向内；0.33mg作用在另一侧主起落架上，方向向外。—37— 图56.1滑行刹车情况主轮的滑行刹车情况如下：图6—37— 飞机处于水平姿态滑行刹车时，限制垂直载荷系数必须为1.33；阻力必须作用在每个带刹车机轮的接地点上，它等于机轮垂直反作用力乘上数值为0.8的摩擦系数，但不必超过按限制刹车扭矩所决定的最大值。6.1尾轮补充情况尾轮情况（尾沉着陆姿态）如下：图7飞机处于尾沉着陆姿态时，对于障碍载荷，限制地面反作用力假设是向上和向后45°通过轮轴作用。对于侧向载荷，假设等于尾轮静载荷的限制垂直地面反作用力与等值的侧向分力的合力。6.2前轮补充情况前轮补充情况（静态）如下（静载是指重量-重心组合的最大值）：—37— 图8在确定前轮以及受其影响的支撑结构的地面载荷时，必须满足如下要求：轮轴上的限制分量为2.25倍静载荷。对于向后载荷，阻力分量为1.8倍静载荷；对于向前载荷，向前的分量为0.9倍静载荷；对于侧向载荷，侧向分量为1.57倍静载荷。6.1水载荷6.21.1水上飞机和水陆两用飞机的结构必须按飞机在正常运行时很可能出现的任何姿态，在可能遇到的最严重的海情情况下，以相应的向前和下沉速度起飞和着水时所产生的水载荷进行设计。6.21.2除非申请方对水载荷做出合理分析，或有充分的使用经验可用，否则可以参照CCAR-25运输类飞机适航标准中25.521到25.563的规定。6.2应急着陆情况结构的设计必须能在应急着陆情况下，当乘员（通过安全带和/或肩—37— 带）和其背后的集中重量（如发动机、行李、燃油和配重等）经受下列极限载荷系数相应的静态惯性载荷时，能够保护驾驶员（这些是三种独立的状态）。6.22.1向上3g；6.22.2向前9g；和6.22.3侧向1.5g。6.1系留点系留点应按飞机在外场所经受的最大风的情况进行设计。如果VR是合理的话，可以采用第6.14条定义的VR。1.设计与构造7.1总则飞机不得有任何经验表明是危险的设计特征。任何对安全有重要影响的或是有疑问的设计特征和零件的适用性都要通过试验来确定。7.2材料和工艺质量飞机材料的强度、适用性和耐久性必须建立在经验或试验的基础上，或材料本身符合工业或军用标准等规定。飞机使用地区的环境条件，如温度、湿度等，在设计时也应加以考虑。7.3制造方法采用的制造方法必须能生产出始终完好的结构。需要严格控制的制造工艺必须按照规定进行。7.4紧固件使用中转动的可卸紧固件不得采用自锁螺母，除非另有一套非摩擦锁定装置。7.5结构保护应用适当的结构保护来防止气候、腐蚀或磨损等因素影响性能。必要—37— 的部位要有通风和排水措施。7.1可达性措施在设计时应考虑便于对部件进行必要的维护、检查和保养。7.2颤振及其它气动弹性问题应表明飞机的任何部分在直到1.1VNE的整个速度范围内，不发生严重抖振、过大振动、颤振（用适当方法诱导这种情况），也无操纵反效和发散现象。7.3强度符合性的证明7.8.1机翼强度符合性证明机翼强度必须用载荷试验或结构分析或两者组合的方法验证。仅当结构符合经验已表明这种方法对此类结构为可靠的情况下，才可仅采用结构分析的方法。7.8.2操纵面强度符合性证明a)要求采用设计说明、分析/计算或试验的方法对各操纵面进行限制载荷试验，这些试验必须包括与操纵系统连接的支臂或接头以及操纵面铰链。b)在结构分析中，必须以合理的或保守的方法计入张线的装配载荷。7.4操纵系统——操作试验7.9.1必须用操作试验表明，当操纵系统承受本条7.9.2规定的载荷时，从驾驶舱进行操纵，系统不出现卡阻，过度摩擦和过度变形。7.9.2试验载荷按如下规定a)对于整个系统，在舵面上有相当于限制气动载荷的载荷或施加合适的驾驶员操纵力，取两者中较小值。b)对于辅助操纵系统载荷，应不小于驾驶员最大作用力。—37— 7.1驾驶舱驾驶舱的布局应保证驾驶员的舒适性，并提供足够宽阔、清晰和不失真的视界以及出口（防火），对所有操纵器件的可达性以便飞机平稳飞行，以及在应急着陆中尽可能保护驾驶员的能力。1.动力装置8.1安装8.1.1飞机动力装置的安装包括以下部件：a)推进所必需的部件；b)影响推进装置安全的部件8.1.2飞机动力装置的构造、布置和安装必须是可达的，以便进行必要的检查和维护8.1.3动力装置安装到机体的接头是结构的组成部分，应承受适用的载荷系数8.2发动机安装的发动机必须具有在制定的高度和速度包线内再起动能力。8.3燃油箱试验对于每个普通金属油箱和油箱壁不支持于飞机结构的非金属油箱，应加压到0.25千克/厘米2（24.13千帕；3.5磅/英寸2），2.4384米（8英尺水柱）进行压力试验而不会损坏或漏油，同时其安装应承受规定的载荷系数。8.4燃油箱通气每个燃油箱必须从膨胀空间顶部通气，以便在任何正常飞行情况下都能有效地通气。此外每个通气口的构造必须能防止在正常运行时产生虹吸。8.5燃油滤网或燃油滤燃油箱出口与汽化器进口之间（或发动机传动的燃油泵，如果有的话）—37— 必须设置有易于放液、清洗和更换的燃油滤。8.1进气系统防冰如果发动机要求，应用预热空气来防止汽化器结冰。1.设备9.1总则任一种设备的安装，必须使其在运行过程中不对同时工作的、关乎飞机安全的其他系统和部件产生不利影响。每一种设备必须设计成在发生可能的故障或者失效时，对飞机产生的危害减小到最低程度。9.2飞行和导航设备9.2.1所需的仪器如下表a)空速指示器（见第10.8条中10.8.1条款）b)备用9.2.2荐用的飞行和导航仪表如下a)高度表b)磁罗盘9.3动力装置仪表所需的动力装置仪表如下9.3.1燃油量指示器9.3.2转速表（RPM）9.3.3发动机“切断”开关9.3.4发动机自身特殊要求的仪表9.3.5汽缸头温度表9.4电气系统若装有电气系统，则应提供总开关和电气保护装置。电池的安装应能承受适用的载荷系数且能防止腐蚀。—37— 9.1座椅、安全带和肩带乘员座椅安全带、肩带及其连接、行李舱和限动器应按适当的载荷系数设计。1.使用限制和资料10.1总则应按照第10.2条-第10.9条的规定，确定使用限制以及其他安全运行所必需的资料并可供机组人员和其他人员使用。10.2重量和重心必须制定飞机可以安全运行的重量和重心限制，载重分布限制。必须用飞机称重的方法确定空重和空重重心。10.3动力装置限制动力装置限制必须提供下列资料10.3.1起飞功率和最大连续功率，飞机所用发动机在全马力状态飞行时，飞机的速度不得超过100km/h（公里/小时），并进行符合性验证说明。；10.3.2最大允许进气压力（对装有可变距螺旋桨或增压器的飞机）；10.3.3最高允许汽缸温度，最高允许滑油温度以及最高允许冷却液温度（对液冷发动机）；10.3.4燃油标号或牌号和滑油；10.4持续运行文件应提供飞机的使用、维护、维修资料。10.5操纵器件标志10.5.1除飞机主操纵器件和功能显而易见的操纵器件外，其他操纵器件应有适当的标牌。10.5.2每个应急操纵器件必须为红色，并且必须按其使用方法标示。—37— 除应急操纵器件或附带应急功能的操纵器件以外，任何操纵器件不应用此颜色标示。10.1其它标记和标牌10.6.1行李和配重位置应适当标明，包括重量限制；10.6.2座椅应标明每个座椅能承受的最大容许重量；10.6.3燃油和滑油加油口应适当标明10.6.4每个直流装置的外接电源插头附近，必须清楚地标示其系统电压。10.2飞机手册10.7.1必须为每架飞机或成套组件提供具有本标准规定的飞机用户手册。该手册必须包含以下内容：a)第10.8条-第10.9条要求的资料，包括对这些资料的正确使用所必需的解释和使用的符号意义。b)由于设计、使用或操作特性而对安全运行所必需的其它资料。（如下雨）c)能对现行有效的资料的页加以识别的有效页清单。10.7.2单位飞行手册中使用的单位必须与指示器上使用的单位一样。10.3使用限制10.8.1空速限制必须提供下列空速限制和安全运行所必需的其它空速限制：a)飞机总重时的失速速度VS1；b)机动速度VA；c)不可超越速度VNE；d)襟翼伸展时飞机的速度范围VSO至VF；—37— 10.8.1应提供过载、禁止的机动和其它使用限制。10.1使用程序对每架飞机，必须提供正常、不正常（如适用）和应急程序及其它与安全运行有关的资料，还必须提供达到预定性能的资料，包括：10.9.1装载程序要求的乘员、行李、燃油、配重、重量和重心及其限制；10.9.2飞行前检查；10.9.3发动机起动；10.9.4失速资料，以及其它对飞行员有用的资料；10.9.5侧风和风限制；10.9.6滑行；10.9.7起飞；10.9.8以Vx和Vy的速度爬升；10.9.9巡航；10.9.10进近；10.9.11着陆；10.9.12中断着陆程序；10.9.13在各种重量、重心、高度和气温下的性能；10.9.14起飞和着陆距离、爬升率、巡航速度、转速；10.9.15应提供在发动机失效后飞机无动力滑翔，以及随后的强迫着陆程序和资料；10.9.16飞机系统和设备在正常使用情况和故障情况下的安全使用程序；10.9.17飞机所有燃油箱总可用燃油量、燃油耗油量和任一油泵失效时对可用燃油量的影响；—37— 10.9.1系留说明。—37— 附录A操纵面载荷A.1对称平尾和垂尾气动载荷：（Cn=0.7，在VA速度下）±W=4.8+2.1WS，但要大于2790.70帕（12磅/平方英尺）。A.2平尾非对称气动载荷：在一侧上为100%W，另一侧为65%W。A.3副翼气动载荷：（Cn=0.6，在VA速度下）±W=1.8WS，但要大于2790.70帕（12磅/平方英尺）。—37— A.1襟翼气动载荷：A.4.1向上W=2.5WSCn襟翼1.6，但大于2790.70帕（12磅/平方英尺）。（对于常规襟翼，可使用Cn襟翼=1.6）A.4.2向下W=向上W4A.2配平调整片气动载荷：（Cn=0.6，在VD速度下；或Cn=1.35，在VA—37— 速度下）±W=4WS，但大于2790.70帕（12磅/平方英尺）与襟翼的载荷分布相同[附注：对于设计速度大于本团体标准所规定的的速度情况，请参考加拿大适航手册第523章中的附录A（AppendixAofChapter523oftheAirworthinessManual）]A.1减速板和扰流板的气动载荷（Cn=1.35，在VA速度下）（在直到标注速度）±W=4WS[VSPVA]2但大于2790.70帕（12磅/平方英尺）—37— 附录A基本着陆情况（参见第6.17条）情况尾轮式前轮式水平着陆尾沉着陆有斜反力的水平着陆前轮稍离地面水平着陆尾沉着陆参考条文523.479（a）（1）523.481（a）（1）523.479（a）（2）（i）523.479（a）（2）（ii）523.481（a）（2）和（b）重心处的垂直分量nWnWnWnWnW重心处向前和向后的分量KnW0KnWKnW0重心处侧向分量00000减震支柱伸长（液压式减震器）注2注2注2注2注2减震支柱压缩量（橡皮或弹簧减震器）100%100%100%100%100%轮胎压缩量静态静态静态静态静态主轮载荷（两个轮）VrDr(n-L)WKnW(n-L)Wb/d0(n-L)Wa’/d’Knwa’/d’(n-L)wknw(n-L)w0尾（前）轮载荷VfDf00(n-L)Wa/d0(n-L)wb’/d’Knwb’/d’0000注1,3,4411，3,43,4（为了使用人方便，这里重述了加拿大适航手册第523章的要求）。—37— 注1：K可以确定如下：对于W≤3000磅，K=0.25；对于W≥6000磅，K=0.33。在上述重量之间时，K为线性变化。注2：对设计而言，除非另有说明，在减震支柱从25%-100%的整个压缩行程内，假定最大载荷系数均可出现，并且必须按起落架每一元件相应的减震支柱最临界的伸长位置来施加该载荷。注3：不平衡力矩必须采用合理的或保守的方法加以平衡。注4：L的定义见523.725（b）注5：n为飞机重心处的限制惯性载荷系数，取自523.473（d）、（f）和（g）。—37— 附录B基本着陆情况—37—