Ｕde为规定的突风速度，米／秒；
ρ为空气密度，公斤／立方米；
ｗ为飞机重量，公斤；
Ｓvt为[垂直翼面]面积；平方米；
＿
Ｃt为[垂直翼面]平均几何弦长，米；
ａvt为[垂直翼面]升力曲线斜率，１／弧度；
Ｋ为偏航方向回转半径，米；
１t为从飞机重心到[垂直翼面]压心的距离，米；
２
ｇ为重力加速度，米／秒 ；
Ｖ为飞机当量速度，米／秒。
公制：
ＫgtＵdeＶａvtＳvt
Ｌvt＝──────────
１６．０
其中： Ｌvt为[垂直翼面]载荷，公斤；
０．８８μgt
Ｋgt＝──────为突风缓和系数；
５．３＋μgt
２ｗ Ｋ ２
μgt＝────────（──）为侧向质量比；
＿ １t
ρＣt ｇａvtＳvt
Ｕde为规定的突风速度，米／秒；
２ ４
ρ为空气密度，公斤·秒 ／米 ；
ｗ为飞机重量，公斤；
Ｓvt为[垂直翼面]面积；平方米；
＿
Ｃt为[垂直翼面]平均几何弦长，米；
ａvt为[垂直翼面]升力曲线斜率，１／弧度；
Ｋ为偏航方向回转半径，米；
１t 为从飞机重心到[垂直翼面]压心的距离，米；
２
ｇ为重力加速度，米／秒 ；
Ｖ为飞机当量速度，米／秒。
英制：
ＫgtＵdeＶａvtＳvt
Ｌvt＝─────────
４９８
其中：Ｌvt为[垂直翼面]载荷，磅；
０．８８μgt
Ｋgt＝──────为突风缓和系数；
５．３＋μgt
２ｗＫ ２
μgt＝────────（──）为侧向质量比；
＿ １t
ρＣt ｇａvtＳvt
Ｕde为规定的突风速度，英尺／秒；
ρ为空气密度，斯拉格／立方英尺；
ｗ为飞机重量，磅；
Ｓvt为[垂直翼面]面积；平方英尺；
－-
Ｃt为[垂直翼面]平均几何弦长，英尺；
ａvt为[垂直翼面]升力曲线斜率，１／弧度；
Ｋ为偏航方向回转半径，英尺；
１t为从飞机重心到[垂直翼面]压心的距离，英尺；
２
ｇ为重力加速度，英尺／秒 ；
Ｖ为飞机当量速度，节。
（ｄ）[备用]
〔１９９０年７月１８日第一次修订；１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．４４５ [外置垂直翼面或翼尖小翼]
（ａ）[如果在水平翼面或机翼上安装了外置垂直翼面或翼尖小翼，则水平翼面或机翼必须根据其最大载荷与这种垂直翼面或小翼所引起的载荷以及因此而导致的作用在水平翼面或机翼上的力和力矩的组合来设计。]
（ｂ）[当水平翼面（或机翼）将外置垂直翼面或翼尖小翼分成上下两部分时，则垂直翼面的临界]载荷（按§２３．４４１和§２３．４４３确定的单位面积载荷）必须按下列规定施加：
（１）[水平翼面（或机翼）以上和以下的垂直翼面面积]分别受１００％和８０％的载荷；
（２）[水平翼面（或机翼）以上和以下的垂直翼面面积]分别受８０％和１００％的载荷。
（ｃ）§２３．４４１和§２３．４４３的偏航情况应用于本条（ｂ）所述的[垂直翼面]时，必须计及[外置垂直翼面或翼尖小翼]的端板效应。
[（ｄ）在使用合理的方法进行载荷计算时，对于结构载荷情况必须同时施加§２３．４４１中作用在垂直翼面上的机动载荷和ｌｇ的水平翼面或机翼载荷，包括垂直翼面在水平翼面或机翼上产生的诱导载荷和作用在水平翼面或机翼上的力或力矩。]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
副翼、襟翼和特殊装置
§２３．４５５ 副翼
（ａ）副翼必须按它们经受的下列载荷来设计：
（１）在对称飞行情况时副翼处于中立位置；
（２）在非对称飞行情况时，副翼处于下列偏度（受驾驶员作用力限制者除外）：
（ｉ）在ＶA时，副翼操纵器件突然移动至最大偏度。可以适当考虑操纵系统的变形；
（ｉｉ）在ＶC时，此处ＶC大于ＶA，副翼的偏度足以产生不小于本条（ａ）（２）（ｉ）得到的滚转率；
（ｉｉｉ）在ＶD时，副翼的偏度足以产生不小于本条（ａ）（２）（ｉ）得到的滚转率的１／３。
（ｂ）[备用]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．４５７ 襟翼
（ａ）必须按襟翼展态飞行情况中，襟翼处于任何位置时所产生的临界载荷来设计襟翼及其操纵机构和支撑结构。但是，如果采用了襟翼载荷自动限制装置，就可以按装置所允许的襟翼位置和空速的临界组合来设计这些部件。
（ｂ）在速度不小于１．４ＶS时，必须计及相应于起飞功率的螺旋桨滑流的影响，ＶS是在设计重量的襟翼完全收起时的计算失速速度。检查滑流影响时，可以假定载荷系数为１．０。
§２３．４５９ 特殊装置
对于采用气动操纵面的特殊装置（例如缝翼和扰流板），其受载情况必须由试验数据确定。
地面载荷
§２３．４７１ 总则
本分部规定的限制地面载荷是作用在飞机结构上的外载荷和惯性力。在每个规定的地面载荷情况下，必须用合理的或保守的方法使外部反作用力与线惯性力和角惯性力相平衡。
§２３．４７３ 地面载荷情况和假定
（ａ）除了§２３．４７９、§２３．４８１和§２３．４８３可以按本条（ｂ）和（ｃ）允许的设计着陆重量（以最大下沉速度着陆时的最大重量）来表明其符合性外，必须按设计最大重量来表明其符合本分部的地面载荷要求。
（ｂ）设计着陆重量可以低至下列数值：
（１）如果其最小油量等于设计最大重量５％的油量加上在最大连续功率下至少工作半小时所消耗的油量，则可取为９５％的最大重量；
（２）设计最大重量减去２５％总燃油重量。
（ｃ）如果下列两项成立，则多发飞机的设计着陆重量可以小于本条（ｂ）的规定：
（１）飞机符合§２３．６７（ａ）或（ｂ）（１）的单发停车情况下的爬升要求；
（２）飞机表明符合§２３．１００１中应急放油系统的要求。
１／４ １／４ １／４
（ｄ）对本分部规定的地面载荷情况，飞机重心处所选定的限制垂直惯性载荷系数，不得小于用０．５１０（ｗｇ／ｓ） 米／秒（０．９０２（ｗ／ｓ） 米／秒；４．４（ｗ／Ｓ） 英尺／秒）的下沉速度（Ｖ）着陆时所能得到的值，但此下沉速度不必大于３．０５米／秒（１０英尺／秒），也不得小于２．１３米／秒（７英尺／秒）。
（ｅ）可以假定在整个着陆过程中，机翼升力不超过飞机重量的２／３，并作用在重心处。地面反作用力载荷系数可以等于惯性载荷系数减去上述假定的机翼升力与飞机重量的比值。
（ｆ）必须根据§２３．７２３（ａ）的要求进行能量吸收试验（为确定对应于所规定的限制下沉速度的限制载荷系数）。
（ｇ）在设计最大重量时，用于设计的限制惯性载荷系数不得小于２．６７，限制地面反作用力载荷系数也不可小于２．０，除非在使用中预期会遇到的粗糙地面上，以速度直到起飞速度的滑行中，上述两系数不会被超过。
§２３．４７７ 起落架布置
§２３．４７９至§２３．４８３或附录Ｃ中的情况，适用于常规布局的主、前起落架或主、尾起落架飞机。
§２３．４７９ 水平着陆情况
（ａ）对于水平着陆，假定飞机处于下列姿态；
（１）对于尾轮式飞机，处于正常水平飞行姿态；
（２）对于前轮式飞机，其姿态为下列两种：
（ｉ）前轮和主轮同时接触地面；
（ｉｉ）主轮接地和前轮稍离地面。
本条（ａ）（２）（ｉ）项的姿态可以用于要求按本条（ａ）（２）（ｉｉ）进行的分析中。
（ｂ）在研究着陆情况时，必须把阻力分量与相应的瞬时垂直地面反作用力恰当地组合起来，假定机翼升力符合§２３．４７３（ｅ）的要求和轮胎滑动摩擦系数为０．８。上述阻力分量为模拟把轮胎和机轮加速到着陆速度所需要的力。然而，阻力载荷不得小于最大垂直地面反作用力的２５％（忽略机翼升力）。
（ｃ）在确定着陆情况的机轮起旋载荷时，必须使用附录Ｄ中阐述的方法或附录Ｃ中指定的阻力分量。然而，如果使用了附录Ｄ，则最小阻力分量必须为最大垂直载荷的２５％。
（ｄ）对带有翼尖油箱或由机翼支持的大型外挂质量（如涡轮螺旋桨或喷气发动机）的飞机，其翼尖油箱和支撑油箱或大型外挂质量的结构，必须根据本条（ａ）（１）或（ａ）（２）（ｉｉ）水平着陆情况的动态响应的影响来设计。在计算动态响应的影响时，可以假定飞机升力等于飞机重量。
§２３．４８１ 尾沉着陆情况
（ａ）对尾沉着陆，假定飞机处于下列姿态：
（１）对于尾轮式飞机，主轮和尾轮同时接地；
（２）对于前轮式飞机，失速姿态或相应于除主轮外飞机所有部分均不触地时所允许的最大迎角，两者中取迎角较小者。
（ｂ）对尾轮式或前轮式飞机，假定在最大垂直载荷出现以前，机轮的圆周速度已达到了飞机的水平速度，地面反作用力为垂直的。
§２３．４８３ 单轮着陆情况
对于单轮着陆情况，假定飞机处于水平姿态，以一侧主起落架接地。在这种姿态下，该侧地面反作用力必须与§２３．４７９所得到的一侧主起落架载荷相同。
§２３．４８５ 侧向载荷情况
（ａ）对侧向载荷情况，假定飞机处于水平姿态，仅以主轮接地，减震支柱和轮胎处于静态位置。
（ｂ）限制垂直惯性载荷系数必须为１．３３，垂直地面反作用力在主起落架间平均分配。
（ｃ）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：
（１）０．５（ｗ）作用在一侧主起落架上，方向向内；
（２）０．３３（ｗ）作用在另一侧主起落架上，方向向外。
§２３．４９３ 滑行刹车情况
对滑行刹车情况，减震支柱和轮胎在静态位置，并采用下列规定：
（ａ）限制垂直载荷系数必须为１．３３；
（ｂ）姿态和接地状态，必须符合§２３．４７９所述的水平着陆情况；
（ｃ）阻力方向的反作用力等于机轮垂直反作用力乘上数值为０．８的摩擦系数，它必须作用于每个带刹车机轮的接地点上，但是阻力方向的反作用力不必超过按限制刹车扭矩所决定的最大值。
§２３．４９７ 尾轮补充情况
在确定尾轮及受其影响的支撑结构的地面载荷时，采用下列规定：
（ａ）对于障碍载荷，在机尾下沉着陆情况下得到的限制地面反作用力，假设是向上和向后４５°通过轮轴作用。可以假定减震支柱和轮胎在静态位置；
（ｂ）对于侧向载荷，假定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相组合。此外采用下列规定：
（１）如果尾轮可偏转，则假定尾轮相对飞机纵轴转动９０°，其合成地面载荷通过轮轴；
（２）如果装有锁、转向操纵装置或减摆器，仍假定尾轮处于拖曳位置，并且侧向载荷作用于轮胎接地点上；
（３）假定减震支柱和轮胎在静态位置。
§２３．４９９ 前轮补充情况
在确定前轮及受其影响的支撑结构的地面载荷时，假定减震支柱及轮胎处于静态位置，下列要求必须得到满足：
（ａ）对于向后载荷，轮轴上的限制力分量必须为下述载荷：
（１）垂直分量为机轮静载荷的２．２５倍；
（２）阻力分量为垂直载荷的０．８倍；
（ｂ）对于向前载荷，轮轴上的限制力分量必须为下述载荷：
（１）垂直分量为机轮静载荷的２．２５倍；
（２）向前的分量为垂直载荷的０．４倍。
（ｃ）对于侧向载荷，接地点上的限制力分量必须为下述载荷：
（１）垂直分量为机轮静载荷的２．２５倍；
（２）侧向分量为垂直载荷的０．７倍。
§２３．５０５ 滑橇式飞机的补充情况
在确定滑橇式飞机地面载荷时，假定飞机停在地面上，一个主滑橇冻住在静止状态，而其他滑橇可自由滑动，在尾部组件附近必须施加一个相应于设计最大重量０．０３６倍的限制侧向力，安全系数为１．０。
§２３．５０７ 千斤顶载荷
（ａ）飞机必须按以设计最大重量支承在千斤顶上所产生的载荷来设计。对于起落架千斤顶支承点，飞机为三点姿态；对于主飞机结构千斤顶支承点，飞机为水平姿态。假定支承点的载荷系数如下：
（１）垂直载荷系数为静反作用力的１．３５倍；
（２）前、后和侧向载荷系数为静反作用力的０．４倍。
（ｂ）在千斤顶支承点上的水平载荷必须受惯性力的反作用，以使千斤顶支承点上的合成载荷方向不改变。
（ｃ）必须考虑水平载荷与垂直载荷的所有组合。
§２３．５０９ 牵引载荷
本条牵引载荷必须应用于牵引接头和与其直接连接的结构的设计。
（ａ）必须分别考虑本条（ｄ）规定的牵引载荷。这些载荷必须作用于牵引接头上，并且它们的作用方向必须和地面平行。此外，采用下列规定：
（１）必须考虑作用于重心上等于１．０的垂直载荷系数；
（２）减震支柱和轮胎必须处于静态位置。
（ｂ）对于牵引点不在起落架上但靠近飞机对称平面的情况，采用为辅助起落架规定的阻力和侧向牵引载荷分量。对于牵引点位于起落架外侧的情况，采用为主起落架规定的阻力和侧向牵引载荷分量。在不能达到规定的旋转角的情况下，必须采用可能达到的最大旋转角度。
（ｃ）本条（ｄ）规定的牵引载荷必须受到下列载荷的反作用：
（１）作用在主起落架上的牵引载荷的侧向分量，必须受到一个侧向力的反作用，此侧向力作用于承受此载荷的机轮的静地面线上；
（２）作用在辅助起落架上的牵引载荷，以及作用在主起落架上的牵引载荷的阻力分量，必须受到下列载荷的反作用：
（ｉ）在承受牵引载荷的机轮轴线上，必须施加一个反作用力，其最大值等于垂直反作用力。为达到平衡，必须施加足够的飞机惯性力；
（ｉｉ）所有载荷必须由飞机惯性力相平衡。
（ｄ）规定的牵引载荷如下，表中ｗ是设计最大重量：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ 载 荷
｜ ｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
牵引点 ｜位 置｜ ｜序｜
｜ ｜ 大 小 ｜ ｜ 方 向
｜ ｜ ｜号｜
－－－－｜－－－｜－－－－－－｜－｜－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ ｜１｜向前，平行于阻力轴线
主起落架｜ ｜０．２２５ｗ｜２｜向前，与阻力轴线成３０°
｜ ｜ ｜３｜向后，平行于阻力轴线
｜ ｜ ｜４｜向后，与阻力轴线成３０°
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ ｜５ ｜ 向 前
辅 ｜转向前 ｜０．３ｗ ｜ ｜
助 ｜ ｜ ｜６ ｜ 向 后
起 ｜－－－－－－－｜－－－－－｜－－｜－－－－－－－－
落 ｜ ｜ ｜７ ｜ 向 前
架 ｜转向后 ｜０．３ｗ ｜ ｜
｜ ｜ ｜８ ｜ 向 后
－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－｜－－｜－－－－－－－－
｜ ｜ ｜９ ｜在机轮平面内向前
辅 ｜从前面转４５°｜０．１５ｗ｜ ｜
助 ｜ ｜ ｜１０｜在机轮平面内向后
起 ｜－－－－－－－｜－－－－－｜－－｜－－－－－－－－
落 ｜ ｜ ｜１１｜在机轮平面内向前
架 ｜从后面转４５°｜０．１５ｗ｜ ｜
｜ ｜ ｜１２｜在机轮平面内向后
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§２３．５１１ 地面载荷： 多轮起落架装置上的非对称载荷
（ａ）回转载荷 假定飞机在下述状态围绕一侧主起落架回转：
（１）在回转组件上的刹车是刹死的；
（２）相应于限制垂直载荷系数１．０和摩擦系数０．８的载荷，施加于这个主起落架及其支承结构上。
（ｂ）非均匀轮胎载荷 §２３．４７１至§２３．４８３确定的载荷必须以６０％和４０％的分配关系，依次施加于每个双轮起落架的双轮和轮胎上。
（ｃ）泄气轮胎载荷 对泄气的轮胎情况如下：
（１）必须将§２３．４７１至§２３．４８３确定的载荷的６０％，依次施加于起落架的每一个机轮上；
（２）§２３．４８５和§２３．４９３确定的限制阻力和侧向载荷的６０％和限制垂直载荷的１００％或本条（ｃ）（１）所得到的较小的垂直载荷，必须依次施加于双轮起落架的每一个机轮上。
水载荷
§２３．５２１ 水载荷情况
（ａ）水上飞机和水陆两用飞机的结构必须根据在很可能遇到的最恶劣海上条件下正常运行时很可能出现的任何姿态，以相应的向前和下沉速度起飞和着水过程中所产生的水载荷进行设计。
（ｂ）除非申请人对水载荷作出更合理的分析，否则采用ＣＣＡＲ§２５．５２３和§２５．５３７的规定。
（ｃ）〔备用〕
应急着陆情况
§２３．５６１ 总则
（ａ）虽然飞机在应急着陆情况中可能损坏，但飞机必须按本条规定进行设计，以在此情况中保护乘员。
（ｂ）[结构的设计必须能在应急着陆过程中并在下列条件下给每一乘员提供保护：
[（１）正确使用在设计中规定得有的座椅、安全带和肩带。
[（２）乘员经受与下列极限载荷系数相对应的静惯性载荷：
[（ｉ）向上，３．０，对正常类、实用类和通勤类飞机；４．５，对特技类飞机；
[（ｉｉ）向前，９．０；
[（ｉｉｉ）侧向，１．５。
[（３）舱内可能伤害乘员的质量项目经受与下列极限载荷系数相对应的静惯性载荷：
[（ｉ）向上，３．０；
[（ｉｉ）向前，１８．０；
[（ｉｉｉ）侧向，４．５。]
（ｃ）具有可收放起落架的飞机，必须设计成在下列情况着陆时为每个乘员提供防护：
（１）机轮收上；
（２）中等下沉速度；
（３）在缺乏详细的分析时，假定经受到下述载荷：
（ｉ）向下的极限惯性载荷系数为３；
（ｉｉ）地面摩擦系数为０．５。
（ｄ）[如果不能确定应急着陆时飞机翻倒是不大可能的，则结构必须按如下所述设计成能在飞机完全翻倒时保护乘员：
[（１）可以用分析办法表明在下列情况下飞机翻倒的可能性：
[（ｉ）最大重量；
[（ｉｉ）重心最前位置；
[（ｉｉｉ）纵向载荷系数为９．０；
[（ｉｖ）垂直载荷系数为１．０；
[（ｖ）对前三点起落架的飞机，前轮支柱失效且机头触地。
[（２）为确定翻倒后作用于飞机上的载荷，必须采用向上极限惯性载荷系数为３．０，地面摩擦系数为０．５。]
（ｅ）除了§２３．７８７的规定外，支承结构必须设计成在不超过本条（ｂ）（２）规定值的各种载荷下，能约束住那些在轻度撞损着陆时脱落后可能伤害乘员的每个部件。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
[§２３．５６２ 应急着陆动力要求]
[（ａ）每个用于正常类、实用类或特技类飞机上的座椅和约束系统，必须设计成在应急着陆时并在下列条件下能保护乘员：
[（１）正确使用在设计中规定得有的座椅、安全带和肩带；
[（２）乘员受到本条规定条件所产生的载荷。
[（ｂ）正常类、实用类或特技类飞机上供机组和乘客使用的每一个座椅和约束系统，必须按照下述每一条件成功地完成动力试验或者用有动力试验支持的合理分析来证明。进行动力试验必须用适航当局认可的拟人试验模型（ＡＴＤ）模拟乘员，其名义重量为７７公斤（１７０磅），坐在正常的向上位置。
[（１）对于第一次试验，速率的变化不得小于９．４米／秒（３１英尺／秒）。座椅和约束系统的取向必须是相对飞机的名义位置。飞机的水平面相对撞击方向上仰６０度无偏转。安装在飞机内第一排的座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞出后０．０５秒内出现，并且最小必须达到１９．０ｇ。对于所有其他座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后０．０６秒内出现，并最小达到１５．０ｇ。
[（２）对于第二次试验，速率的变化不得小于１２．８米／秒（４２英尺／秒）。座椅和约束系统的取向必须是相对飞机的名义位置。飞机垂直对称面相对撞击方向偏转１０度无俯仰，处于对肩带产生最大载荷的方向上。对于安装在飞机内第一排的座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后０．０５秒内出现，并最小达到２６．０ｇ。对于所有其他座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后０．０６秒内出现，并最小达到２１．０ｇ。
[（３）考虑到地板变形，在进行本条（ｂ）（２）中所规定的试验之前，必须预加载使得用于将座椅和约束系统连接到机体结构的连接装置或地板导轨相对垂直偏移至少１０度（即俯仰不平行）。并且必须预加载使导轨或连接装置之一滚转１０度。
[（ｃ）按照本条（ｂ）进行动力试验，必须表明符合下列要求：
[（１）尽管座椅和约束系统部件可能受到设计上的预期的变形、延伸、位移或撞损，但座椅和约束系统必须约束住拟人试验模型（ＡＴＤ）。
[（２）尽管座椅结构可能变形，但座椅和约束系统与试验固定装置间的连接必须保持接触。
[（３）撞击过程中，每一肩带必须保持在ＡＴＤ的肩上。
[（４）撞击过程中，安全带必须保留在ＡＴＤ的骨盆上。
[（５）动力试验结果必须表明乘员不受到严重的头部损伤。
[（ｉ）如果乘员可能触及邻近的座椅、结构或其他舱内物件，则必须给乘员提供保护，以使头部伤害判据（ＨＩＣ）不超过１０００。
[（ｉｉ）ＨＩＣ值用下列公式确定：
１ ｔ2 ２．５
ＨＩＣ＝｛（ｔ2 －ｔ1 ）〔───────∫ ａ（ｔ）ｄｔ〕 ｝max
（ｔ2 －ｔ1 ）ｔ1
式中：
ｔ1--积分初始时间（秒）；
ｔ2--积分终止时间（秒）；
（ｔ2 －ｔ1）--主要头部撞击持续时间（秒）；
ａ（ｔ）--头部重心处合成负加速度（以ｇ的倍数表示）。
[（ｉｉｉ）必须在进行按本条（ｂ）（１）和（ｂ）（２）规定的动力试验时测定头部所受的撞击以表明符合ＨＩＣ限制值；或用试验或分析方法单独表明符合头部伤害判据。
[（６）作用于单肩带系带上的载荷不得超过７，７９０牛（７９３．８公斤；１，７５０磅）。若用双系带来约束上部躯干，则系带总载荷不得超过８，９００牛（９０７．２公斤；２，０００磅）。
[（７）在ＡＴＤ骨盆和腰脊柱之间测得的压缩载荷不得超过６６８０牛（６８０公斤；１５００磅）。
[（ｄ）如果在合理的基础上的得到验证，某种替代方法亦可应用，但应达到等效于或高于本条所要求的保护乘员安全水平。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
疲劳评定
§２３．５７１ 增压舱
增压舱结构的强度、细节设计和制造必须按下列任何一条进行评定：
（ａ）疲劳强度检查用分析、试验或两者兼用的方法表明，结构能够承受在服役中预期的变幅重复载荷。只有在分析方法是保守的并用于简单的结构时，才能接受单独采用分析的方法；
（ｂ）破损安全强度检查用分析、试验或两者兼用的方法表明，当一个主要结构元件出现疲劳破坏或明显的局部破坏后，结构不可能发生灾难性破坏，并且其余结构能够承受其值为ＶC时限制载荷系数７５％的极限静载荷系数，同时要考虑正常工作压力、预期的气动外压和飞行载荷的综合影响。除非静载荷下破坏的动态效应另有考虑，这些载荷必须乘以１．１５的系数。
§２３．５７２ [机翼、尾翼和相连结构]
（ａ）除非从疲劳的观点衡量已表明该结构和构造、使用应力水平、材料和预期的使用与已有广泛而满意的服役经验的设计相类似，否则对那些破坏后可能引起灾难性后果的[机翼（包括鸭式、串列式机翼和翼尖小翼／翼尖挡板）、尾翼及其贯穿结构和连接结构的部件]的强度、细节设计及制造，必须按下列任何一条进行评定：
（１）疲劳强度检查用分析、试验或两者兼用的方法来表明，结构能承受在服役中预期的变幅重复载荷。只有在分析方法是保守的并用于简单的结构时，才能接受单独采用分析的方法；或
（２）破损安全强度检查用分析、试验或两者兼用的方法表明，当一个主要结构元件出现疲劳破坏或明显局部破坏后，结构不可能发生灾难性破坏，并且其余结构能够承受其值为ＶC时临界限制载荷系数７５％的极限静载荷系数。除非在静载荷下破坏的动态效应另有考虑，这些载荷必须乘以１．１５的系数。
[（ｂ）本条要求的每一评定必须：
[（１）包括典型的载荷谱（如滑行、地－空－地循环、机动、突风等）；
[（２）计及任何由于气动面的交互作用而导致的显著影响；
[（３）考虑由于螺旋桨滑流载荷和旋涡碰撞抖振导致的显著影响。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订；１９９３年１２月２３日第二次修订〕
Ｄ分部 设计与构造
§２３．６０１ 总则
对飞机运行的安全有重要影响的每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验确定。
§２３．６０３ 材料和工艺质量
（ａ）其损坏可能对安全性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：
（１）由经验或试验来确定；
（２）符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能；
（３）考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。
（ｂ）工艺质量必须是高标准的。
§２３．６０５ 制造方法
（ａ）采用的制造方法必须能生产出一个始终完好的结构。如果某种制造工艺（如胶接、点焊或热处理）需要严格控制才能达到此目的，则该工艺必须按照批准的工艺规范执行。
（ｂ）飞机的每种新制造方法必须通过试验大纲予以证实。
§２３．６０７ 自锁螺母
使用过程中经受转动的任何螺栓都不得采用自锁螺母，除非在自锁装置外还采用非摩擦锁定装置。
§２３．６０９ 结构保护
每个结构零件必须满足下列要求：
（ａ）有适当的保护，以防止使用中由于任何原因而引起性能降低或强度丧失，这些原因中包括：
（１）气候；
（２）腐蚀；
（３）磨损。
（ｂ）有足够的通风和排水措施。
§２３．６１１ 可达性
对需要维护、校准和调整功能，润滑或保养的每个部件，必须具有措施，以便进行检查（包括检查主要结构元件和操纵系统）、仔细的检验、修理和更换。
§２３．６１３ 材料的强度性能和设计值
（ａ）材料的强度性能必须以足够的材料试验为依据（材料应符合标准），在试验统计的基础上制定设计值。
（ｂ）设计值的选择必须使任何结构因材料偏差而强度不足的概率极小。
（ｃ）设计值必须是下列技术标准中列出的数值：
（１）国家航空工业部门的技术标准；
（２）适航当局认可的国家其它工业部门的技术标准；
（３）申请人采用的除（１）和（２）以外的技术标准，它们应符合下列要求，并经适航当局批准：
（ｉ）采用（１）技术标准中获取相应材料强度性能数据的相同程序；
（ｉｉ）申请人应保存该项技术标准、其验证报告和任何更改的记录，以备在任何时候提供适航当局检查。
（４）适航当局认可的其它技术标准。
§２３．６１５ 设计性能
（ａ）§２３．６１３（ｃ）采用的金属材料和元件的技术标准列出的设计性能可以用于以下情况：
（１）若外载荷最终由一个组件中的一个单独元件来传递，而该元件的破坏将导致有关部件丧失结构完整性时，§２３．６１３（ｃ）采用的金属材料和元件的技术标准中所列之保证最小设计机械特性（“９９％概率”，“Ａ”值）必须得到满足；
（２）对于单独元件的破坏会使外载荷安全地重新分配到其他承载元件的静不定结构可根据§２３．６１３（ｃ）采用的金属材料和元件的技术标准中“９０％概率”的“Ｂ”值进行设计。这些项目如壁板-加强组合件以及多铆钉或多螺栓连接；
（３）如果上述技术标准未列出“Ａ”值和“Ｂ”值，允许用最低值作为设计值。
（ｂ）如果作材料的“超值选择”，设计值可以采用大于本条（ａ）规定的保证最小值。此时，在使用前对每个单独项目取一个试样进行试验，以确定该特定项目实际强度特性等于或超过设计中采用的数值。
（ｃ）如果有充足的试验数据，能用概率分析表明９０％或更多的元件等于或超过选择的许用设计值，则可不用壁板、壁板-加强组合件、铆接连接等结构项目的材料修正系数。
§２３．６１９ 特殊系数
对于每一结构零件，如果属于下列任一情况，则§２３．３０３规定的安全系数必须乘以§２３．６２１至§２３．６２５规定的最高的相应特殊安全系数：
（ａ）其强度不易确定；
（ｂ）在正常更换前，其强度在服役中很可能降低；
（ｃ）由于制造工艺或检验方法中的不定因素，其强度容易有显著变化。
§２３．６２１ 铸件系数
（ａ）总则 在铸件质量控制所需的规定以外，还必须采用本条（ｂ）至（ｄ）规定的系数、试验和检验。检验必须符合各种经批准的规范，除作为液压或其它流体系统的零件而要进行充压试验的铸件和不承受结构载荷的铸件外，本条（ｃ）和（ｄ）适用于任何结构铸件。
（ｂ）支承应力和支承面 本条（ｃ）和（ｄ）规定的铸件的支承应力和支承面，其铸件系数按下列规定：
（１）不论铸件采用何种检验方法，对于支承应力取用的铸件系数不必超过１．２５；
（２）当零件的支承系数大于铸件系数时，对该零件的支承面不必采用铸件系数。
（ｃ）关键铸件 对于其损坏将妨碍飞机继续安全飞行和着陆或严重伤害乘员的每一铸件，采用下列规定：
（１）每一关键铸件必须满足下列要求：
（ｉ）具有不小于１．２５的铸件系数；
（ｉｉ）１００％接受目视、射线和磁粉（或渗透）检验或经批准的等效无损检验方法的检验。
（２）对于铸件系数小于１．５０的每项关键铸件，必须用三个铸件样品进行静力试验并表明下列两点：
（ｉ）在对应于铸件系数为１．２５的极限载荷作用下满足§２３．３０５的强度要求；
（ｉｉ）在１．１５倍限制载荷作用下满足§２３．３０５的变形要求。
（３）典型的关键铸件有： 结构连接头、飞行操纵系统零件、操纵面铰链和配重连接件、座椅、卧铺、安全带、燃油箱、滑油箱的支座和连接件以及座舱压力阀。
（ｄ）非关键铸件 除本条（ｃ）规定的铸件外，对于其它铸件采用下列规定：
（１）除本条（ｄ）（２）和（３）规定的情况外，铸件系数和相应的检验必须符合下表：
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铸件系数 ｜ 检 验
－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
等于或大于２．０ ｜１００％目视
－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜１００％目视和磁粉（或渗透），或等效
小于２．０大于１．５｜
｜的无损检验方法
－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜１００％目视、磁粉（或渗透）和射线，或
１．２５至１．５０ ｜
｜经批准的等效的无损检验方法
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
（２）如果已制定质量控制程序并经批准，本条（ｄ）（１）规定的非目视检验的铸件百分比可以减少；
（３）对于按照技术条件采购的铸件（该技术条件确保铸件材料的机械性能，并规定按抽样原则从铸件上切取试件进行试验来证实这些性能），规定如下：
（ｉ）可以采用１．０的铸件系数；
（ｉｉ）必须按本条（ｄ）（１）中铸件系数为“１．２５至１．５０”的规定进行检验，并按本条（ｃ）（２）进行试验
§２３．６２３ 支承系数
（ａ）每个有间隙（自由配合）并承受敲击或振动的零件，必须有足够大的支承系数以计及正常的相对运动的影响。
（ｂ）操纵面铰链和操纵系统关节接头，如果分别符合§２３．６５７和§２３．６９３规定的系数，则满足本条（ａ）的要求。
§２３．６２５ 接头系数
对于接头（用于连接两个构件的零件或端头），采用以下规定：
（ａ）未经限制载荷和极限载荷试验（试验时在接头和周围结构内模拟实际应力状态）证实其强度的接头，接头系数至少取１．１５。这一系数必须用于下列各部分：
（１）接头本体；
（２）连接件或连接手段；
（３）被连接构件上的支承部位。
（ｂ）以全面试验数据为依据进行的接头设计，不必采用接头系数（如金属钣金的连续接合、焊接和木质件中嵌接）；
（ｃ）对于整体接头，一直到截面性质成为其构件典型截面为止的部分必须作为接头处理；
（ｄ）对于座椅、卧铺、安全带、肩带，它们与结构的连接件必须通过分析、试验或两者兼用，来表明其能承受§２３．５６１中所规定的惯性力再乘上１．３３的接头系数。
§２３．６２７ 疲劳强度
结构必须尽可能地设计成避免在正常服役中很可能出现变幅应力超过疲劳极限的应力集中点。
§２３．６２９ 颤振
（ａ）必须用本条（ｂ）、（ｃ）或（ｄ）规定的一种方法，或者用这些方法的组合，来表明在Ｖ－ｎ包线以内的任何运行情况和直到所选择方法所确定的速度以内的所有速度下，飞机不发生颤振、操纵反效和发散。同时需符合下列规定：
（１）对影响颤振的参数如速度、阻尼、质量平衡和操纵系统刚度的量，必须制定足够的允差；
（２）主要结构部件的自然频率，必须通过振动试验或其它批准的方法来确定。
（ｂ）如果采用理论分析方法可表明在直到１．２ＶD的所有速度下不发生颤振，可以采用该方法表明飞机没有颤振、操纵反效和发散。
（ｃ）如果飞行颤振试验满足下列要求，则可以用该试验来表明飞机没有颤振、操纵反效和发散：
（１）在直至ＶD的速度范围内采取了合适的和足够的步骤来激发颤振；
（２）试验中结构的振动响应表明不发生颤振；
（３）在速度ＶD时阻尼有合适的余量；
（４）接近ＶD时阻尼没有大而迅速的衰减。
（ｄ）如果符合下列条件，则可以用满足航空结构和设备工程报告Ｎｏ．４５（修正版）“简化防颤振准则”（美国联邦航空局出版）（４～１２页）中的刚度和质量平衡的准则，来表明飞机不发生颤振、操纵反效或发散；
（１）飞机的飞行高度低于４，２７０米（１４，０００英尺），速度Ｖ小于２６０节（４８２公里／小时）（ＥＡＳ）；以及高度等于和超过４，２７０米（１４，０００英尺），速度Ｖ小于０．６Ｍ数；
（２）以机翼扭转刚度和副翼质量平衡准则表示的机翼和副翼的防颤振准则，只限于在沿机翼展向没有大的集中质量（如发动机、浮筒或机翼外侧的油箱）的飞机上使用；
（３）飞机布局必须符合下列条件：
（ｉ）没有Ｔ型尾翼或尾撑式尾翼；
（ｉｉ）没有影响准则适用性的异常质量分布或其它非常规的设计特点；
（ｉｉｉ）有固定式垂直安定面和固定式水平安定面。
（ｅ）对涡轮螺桨动力飞机的动态评定必须包括：
（１）回旋模态自由度，该自由度要考虑螺旋桨旋转平面的稳定性和重要的弹性力、惯性力和空气动力；
（２）与特定形态相关的发动机－螺旋桨－发动机短舱的刚度和阻尼的变化情况。
（ｆ）必须在下列情况表明直到ＶD／ＭD不发生颤振、操纵反效和发散：
（１）对于符合本条（ｄ）（１）到（ｄ）（３）准则的飞机，要考虑任何调整片操纵系统中任何单个元件的损坏、失效或断开的情况；
（２）对于本条（ｆ）（１）规定以外的飞机，要考虑在主飞行操纵系统、某一调整片操纵系统或某一颤振阻尼器中任何单个元件的损坏、失效或断开的情况。
机翼
§２３．６４１ 强度符合性的证明
承力蒙皮机翼的强度，必须用载荷试验或用结构分析与载荷试验相结合的方法验证。
操纵面
§２３．６５１ 强度符合性的证明
（ａ）对各操纵面要求进行限制载荷试验，这些试验必须包括与操纵系统连接的支臂或接头。
（ｂ）在结构分析中，必须用合理的或保守的方法考虑张线的装配载荷。
§２３．６５５ 安装
（ａ）可动尾面的安装必须使得当某一可动尾面处在极限位置而其余各尾面作全角度范围的运动时，任何尾面之间或其张线之间没有干扰。
（ｂ）如果采用可调水平安定面，则必须有止动器将其行程限制在能安全飞行和着陆的范围内。
§２３．６５７ 铰链
（ａ）操纵面铰链，除滚珠和滚柱轴承铰链外，对于用作轴承的最软材料其极限支承强度的安全系数必须不小于６．６７。
（ｂ）对于滚珠或滚柱轴承铰链，不得超过批准的轴承的载荷额定值。
（ｃ）对平行于铰链轴线的载荷，铰链必须有足够的强度和刚度。
§２３．６５９ 质量平衡
操纵面的集中质量、配重的支承结构和连接件，必须按下列条件设计：
（ａ）２４ｇ，垂直于操纵面平面；
（ｂ）１２ｇ，向前和向后；
（ｃ）１２ｇ，平行于铰链轴线。
操纵系统
§２３．６７１ 总则
（ａ）每个操纵器件的操作必须简便、平稳和确切，以完成其功能要求。
（ｂ）操纵器件的安排和标志必须便于操作，防止产生混淆和随之发生误动的可能性。
§２３．６７３ 主飞行操纵器件
（ａ）驾驶员用来对俯仰、横滚和航向进行直接操纵的装置为主飞行操纵器件。
（ｂ）航向－横向连动操纵飞行的设计必须在操纵系统内任一连接或传动元件损坏时，使横向或航向操纵全部丧失的可能性减到最小。
§２３．６７５ 止动器
（ａ）操纵系统必须设置能确实限制由该系统操纵的每一可动气动面运动范围的止动器。
（ｂ）每个止动器的位置，必须使磨损、松动或松紧调节不会导致对飞机的操纵特性产生不利影响的操纵面行程范围的变化。
（ｃ）每个止动器必须能承受与操纵系统设计情况相应的任何载荷。
§２３．６７７ 配平系统
（ａ）必须采取适当的预防措施，防止无意的、非正常的或粗暴的调整片操作。在配平操纵器件的近旁，必须设置指示装置能向驾驶员指示与飞机运动有关的配平操纵器件的运动方向。此外，还必须有设施能向驾驶员指示配平装置在其可调范围内所处的位置。这些指示装置必须能被驾驶员观察到，其位置和设计必须防止混淆。
（ｂ）配平装置必须设计成当主飞行操纵系统任一连接或传动元件损坏时，用下列方法可以提供安全飞行和着陆的足够操纵：
（１）对单发飞机使用纵向配平装置；
