《运输类旋翼航空器适航规定》


2013-06-14 23:04:26   来源:中国民航总局   评论:0 点击:

民航总局第113号令 CCAR-29-R1 《运输类旋翼航空器适航规定》于2002年7月2日中国民用航空总局局务会议通过,现予公布,自2002年8月1日起施行。


《运输类旋翼航空器适航规定》

民航总局第113号令 CCAR-29-R1   有效

《运输类旋翼航空器适航规定》已经2002年7月2日中国民用航空总局局务会议通过,现予公布,自2002年8月1日起施行。

局长  杨元元
二○○二年七月二日

A章 总  则

第29.1条 制定依据和适用范围

本规章的制定依据为《中华人民共和国民用航空器适航管理条例》第四条和第五条。本规章的适用范围应当符合下列规定。

(a)本规章规定颁发和更改运输类旋翼航空器型号合格证用的适航标准。

(b)运输类旋翼航空器必须按照本规章A类或B类的要求进行合格审定。多发旋翼航空器可以同时按A类和B类进行型号合格审定。但必须对每一类规定相应的和不同的使用限制。

(c)最大重量大于9080公斤(20000磅)和客座量等于或大于10座的旋翼航空器,必须按照A类旋翼航空器进行型号合格审定。

(d)最大重量大于9080公斤(20000磅)和客座量等于或小于9座的旋翼航空器,可按B类旋翼航空器进行型号合格审定。但必须符合本规章中C、D、E和F章的A类要求。

(e)最大重量等于或小于9080公斤(20000磅),但客座量等于或大于10座的旋翼航空器,可按B类旋翼航空器进行型号合格审定。但必须符合本规章中第29.67条(a)(2)、第29.87条、第29.1517条和C、D、E和F章的A类要求。

(f)最大重量等于或小于9080公斤(20000磅)和客座量等于或小于9座的旋翼航空器,可按B类旋翼航空器进行型号合格审定。

(g)按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》(CCAR-21)申请本条(a)至(f)所述合格证或申请对该合格证进行更改的法人,必须表明符合本规章中适用的要求。

[2002年7月2日第一次修订]

第29.2条 特别追溯要求

对于2003年8月1日以后制造的各旋翼航空器,申请人必须表明每个乘员座椅均装有满足本条(a)、(b)和(c)要求的安全带和肩带。

(a)每个乘员座椅必须具有一套单点脱扣的组合式安全带和肩带。每个驾驶员的组合式安全带和肩带必须允许驾驶员在系上安全带和肩带就座时能够完成飞行操作所有必需的功能。安全带和肩带不使用时必须有措施将其固定,以免妨碍旋翼航空器的操作和应急情况下的快速撤离。

(b)必须用安全带加上能防止头部与任何伤害性物体碰撞的肩带,保护每个乘员免受严重的头部损伤。

(c) 在适用的情况下,安全带和肩带必须满足旋翼航空器型号审定基础规定的静强度和动强度要求。

(d)对本条而言,旋翼航空器的制造日期按下列日期确定:

(1)反映旋翼航空器完工并满足中国民用航空总局(以下简称民航总局)批准的型号设计资料的验收检查记录或等效记录的日期;或

(2)外国适航当局证明该旋翼航空器完工并颁发初始标准适航证或等效文件的日期。

[2002年7月2日第一次修订]

B章 飞 行

总  则

第29.21条 证明符合性的若干规定

本章的每项要求,在申请合格审定的载重状态范围内,对重量和重心的每种相应组合,均必须得到满足。证实时必须按下列规定:

(a)用申请合格审定的该型号旋翼航空器进行试验,或根据试验结果进行与试验同等准确的计算;

(b)如果由所检查的各种组合不能合理地推断其符合性,则应对重量与重心的每种预期的组合进行系统的检查。

第29.25条 重量限制

(a)最大重量 最大重量(表明符合本规章每项适用要求的最重重量)或由申请人选定每一高度和对每一实用上可分的工作状态(例如:起飞、航路飞行及着陆)的最重重量必须这样制定,使之不超过:

(1)申请人选定的最重的重量;

(2)设计最大重量(表明符合本规章每项适用的结构载荷情况的最重重量);

(3)表明符合本规章每项适用的飞行要求的最重重量。


(b)最小重量 最小重量(表明符合本规章每项适用要求的最轻重量)必须这样制定,使之不低于:

(1)申请人选定的最轻重量;

(2)设计最小重量(表明符合本规章每项适用的结构载荷情况的最轻重量);

(3)表明符合本规章每项适用的飞行要求的最轻重量。


(c)带有可抛放外挂载重的总重  如满足下列要求,对于任何旋翼航空器-载重组合,带有可抛放外挂载重的旋翼航空器总重可以制定成大于依据本条(a)所制定的最大重量:

(1)旋翼航空器的载重组合不包括有人外挂载重;

(2)按第29.865条或等效的运行标准,用于外挂运行的结构件已得到批准;

(3)总重中大于按本条(a)制定的最大重量的部分仅由可抛放外挂载重的全部或部分重量组成;

(4)按重量增加超过本条(a)规定的重量而引起的载荷和应力增加的状态来表明旋翼航空器的结构部件符合本规章适用的结构要求;和

(5)使用总重大于本条(a)制定的最大合格审定重量的旋翼航空器,应受适当的使用限制,该限制要符合第29.865条(a)和(d)的要求。

[2002年7月2日第一次修订]

第29.27条 重心限制

重心前限、重心后限及横向重心极限(如果是临界的),必须按第29.25条中规定的每一重量来制定。其极限不得超过:

(a)申请人选定的极限;

(b)证明结构符合要求所使用的极限;

(c)表明符合每项适用的飞行要求的极限。


第29.29条 空机重量和相应的重心

(a)空机重量和相应的重心必须根据无机组人员和有效载重的旋翼航空器称重来确定。但应装有:

(1)固定配重;

(2)不可用燃油;

(3)全部工作液体。包括:

(ⅰ)滑油;

(ⅱ)液压油;

(ⅲ)除了发动机因喷液要求的水以外,旋翼航空器系统正常工作所需的其它液体。

(b)在确定空机重量时,旋翼航空器的状态必须是明确定义的并易于再现,特别是关于燃油、滑油、冷却剂和所装设备的重量。


第29.31条 可卸配重

在表明符合本章的飞行要求时,可采用可卸配重。


第29.33条 主旋翼转速和桨距限制

(a)主旋翼转速限制 主旋翼转速范围必须这样制定:

(1)有动力时,提供足够的余量以适应在任何适当的机动中所发生的旋翼转速的变化,并与所使用的调速器或同步器的类型相协调;

(2)无动力时,在申请合格审定的整个空速和重量范围内,可以完成各种适当的自转机动飞行。

(b)正常的主旋翼高桨距限制(有动力)除需要有本条(e)规定的主旋翼低转速警告的直升机外,对旋翼航空器必须表明在有动力并且不超过批准的发动机最大极限时,在任何验证过的飞行状态下,不会出现主旋翼转速明显低于批准的最小主旋翼转速。必须用下述任一种方法来保证:

(1)安装适当的主旋翼高桨距限制器;

(2)旋翼航空器的固有特性保证主旋翼很不可能出现不安全的低转速;

(3)以适当的措施将主旋翼的不安全转速警告驾驶员。

(c)正常的主旋翼低桨距限制(无动力)当无动力时,必须表明:

(1)在重量和空速的最临界组合条件下的任何自转状态,主旋翼正常低桨距极限应保证有足够的旋翼转速;

(2)不需要特殊的驾驶技巧就可以防止旋翼超转。

(d)应急高桨距 如果按本条(b)(1)的要求安置有主旋翼高桨距限制器,而且不可能无意地超过限制器,可设有供应急使用的附加桨距。

(e)直升机主旋翼低转速警告对各种单发直升机和当一台发动机故障时,如果没有一种经批准的使工作的发动机自动地增加功率的装置的各种多发直升机,必须有满足下述要求的主旋翼低转速警告指示:

(1)在所有的飞行状态,包括有动力和无动力飞行,当主旋翼的转速接近于可能危及飞行安全值时,必须向驾驶员提供警告指示;

(2)可以通过直升机固有空气动力特性或用一种装置提供警告;

(3)在所有情况下,警告指示必须清晰明了,并与所有其它警告指示有明显的区别。仅用要求驾驶舱内机组人员给予注意的目视警告装置是不可接受的。

(4)如果采用警告装置,在修正低转速状态后,此装置必须能自动地停止工作并复原。如果此装置具有音响警告,则还必须设有一种装置,以供驾驶员在修正低转速状态前,用手动消除音响警告。


性  能

第29.45条 总则

(a)本章中规定的性能,必须按下列条件确定:

(1)使用一般的驾驶技巧;

(2)无需特殊有利的条件。

(b)必须在下列条件下表明符合本规章的性能要求:

(1)海平面标准大气的静止空气;

(2)批准的大气变化范围。

(c)可用功率必须相当于发动机功率(不能超过批准功率)减去:

(1)安装损失;

(2)申请合格审定和批准的附件和服务设施所消耗功率值。

(d)对活塞发动机旋翼航空器,因发动机的功率而影响的飞行性能,必须建立在标准大气相对湿度为80%的基础上。

(e)对涡轮发动机旋翼航空器,因发动机的功率而影响的飞行性能,必须建立在下述相对湿度的基础上:

(1)在等于和低于标准温度时,相对湿度是80%;

(2)在等于和高于标准温度加28℃(50°F)时,相对湿度是34%。在这两种温度之间,相对湿度必须是线性变化。

(f)对涡轮发动机旋翼航空器,必须提供一种方法,以使驾驶员在起飞前确定每台发动机能够输出为达到本章规定的旋翼航空器飞行性能所必需的功率。


第29.49条 最小使用速度时的性能

(a)对A类直升机,悬停性能必须在编排起飞数据的重量、高度和温度范围内按下列条件确定:

(1)发动机不大于起飞功率;

(2)起落架放下;和

(3)与制定起飞离场爬升或中断起飞航迹程序相一致的高度。

(b)对B类直升机,悬停性能必须在申请合格审定的重量、高度和温度范围内按下列条件确定:

(1)每台发动机为起飞功率;

(2)起落架放下;和

(3)直升机在地效范围内在与正常起飞程序相一致的高度上。

(c)对每一直升机,无地效悬停性能必须用起飞功率在申请合格审定的重量、高度和温度范围内确定。

(d)对除直升机外的旋翼航空器,最小使用速度下的稳定爬升速率必须在申请合格审定的重量、高度、和温度范围内按下列条件确定:

(1)起飞功率;和

(2)起落架放下。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.51条 起飞数据:总则

(a)第29.53、29.55、29.59、29.60、29.61、29.62、29.63和29.67条要求的起飞数据必须按下列条件确定:

(1)申请人选定的各个重量、高度和温度;

(2)工作的发动机在批准的使用限制范围内。

(b)起飞数据必须:

(1)在平坦、干燥、坚硬的场地上确定;

(2)按假定水平的起飞场地修正。

(c)按本条要求确定的数据起飞,不得要求有特殊的驾驶技巧、机敏和特别有利的条件。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.53条 起飞:A类

起飞性能必须这样确定和编排,以便在起飞开始后的任何时刻,如果一台发动机失效,旋翼航空器能够:

(a)返回并安全地停在起飞场地;或

(b)继续起飞和离场爬升并达到能够符合第29.67条(a)(2)要求的一种形态及空速。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.55条 起飞决断点:A类

(a)起飞决断点是按第29.59条确定的有继续起飞能力的第一点并且是在起飞航迹上按第29.62条确定的距离内能够保证中断起飞的最后一点。

(b)起飞决断点必须相对于起飞航迹用不多于两个参数来确定,如空速和离地高度。

(c)起飞决断点的确定必须包括飞行员识别临界发动机失效的时间间隔。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.59条 起飞航迹:A类

(a)起飞航迹是从起飞程序的开始点延伸到旋翼航空器高于起飞场地300米(1,000英尺)且符合第29.67条(a)(2)要求的点。另外:

(1)起飞航迹必须始终避开按第29.87条制定的高度-速度包线;

(2)旋翼航空器必须飞行至发动机失效点;在该点,必须使临界发动机不工作并在起飞其余阶段保持不工作;

(3)在临界发动机不工作后,旋翼航空器必须继续飞行至起飞决断点,然后达到起飞安全速度VTOSS

(4)在达到VTOSS和建立正爬升率过程中只能使用主操纵器件。在建立了正爬升率和达到VTOSS后可以使用位于主操纵器件上的次操纵器件,但任何情况下不得在临界发动机不工作后3秒内使用;和

(5)在获得VTOSS和正爬升率后,起落架可以收上。

(b)按本条(a)确定起飞航迹时,在获得VTOSS和正爬升率后,必须以尽可能接近但不小于VTOSS的速度继续爬升至高于起飞场地60米(200英尺)。在此期间,爬升性能必须满足或超过第29.67条(a)(1)的要求。

(c)当起飞决断点高于起飞场地4.5米(15英尺)时,在继续起飞期间,旋翼航空器不得下降到低于起飞场地以上4.5米(15英尺)。

(d)从高于起飞场地60米(200英尺)起,旋翼航空器起飞航迹必须是水平或正的,直到300米(1,000英尺)高度获得不少于第29.67条(a)(2)要求的爬升率。在高于起飞场地60米(200英尺)以后,可以使用任何次要的或辅助的操纵器件。

(e)按第29.61条确定起飞距离。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.60条 高架直升机场起飞航迹:A类

(a)高架直升机场起飞航迹是从起飞程序的开始点延伸到旋翼航空器高于起飞场地300米(1,000英尺)且符合第29.67条(a)(2)要求的起飞航迹上的那一点。另外:

(1)必须满足第29.59条(a)的要求;

(2)在获得VTOSS和正爬升率的时候,旋翼航空器可以下降到低于起飞场地,前提是,当旋翼航空器脱离高架直升机场边缘时,其各部分距离所有障碍物至少为4.5米(15英尺);

(3)必须确定任何下降到起飞场地以下的垂直距离;和

(4)在获得VTOSS和正爬升率之后,起落架可以收上。

(b)编排起飞重量必须满足第29.67条(a)(1)和(a)(2)的要求。

(c)按第29.61条确定起飞距离。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.61条 起飞距离:A类

(a)正常的起飞距离是一段水平距离,即沿着起飞航迹从起飞的开始点到旋翼航空器达到并保持高于起飞场地10.5米(35英尺),达到并保持至少VTOSS的速度,并建立正爬升率的那一点,此时,假设在起飞决断点前的发动机失效点发生临界发动机失效。

(b)对于高架直升机场,起飞距离是一段水平距离,即沿着起飞航迹从起飞的开始点到旋翼航空器达到并保持至少VTOSS速度,并建立正爬升率的那一点,此时,假设在起飞决断点前的发动机失效点发生临界发动机失效。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.62条 中断起飞:A类

相应于每一经批准的起飞条件,中断起飞距离和程序按如下确定:

(a)使用第29.59条和第29.60条的起飞航迹要求直到起飞决断点,在该点识别出临界发动机失效,然后旋翼航空器在起飞场地着陆并完全停止;

(b)其余发动机在经批准的限制范围内工作;

(c)起落架在整个中断起飞过程中保持放下;和

(d)在旋翼航空器落地之前,仅使用主操纵器件。在旋翼航空器落地之后,才可使用主操纵器件上的次操纵器件。除机轮刹车外的其它措施,如果是安全可靠的,并在正常运行条件下可获得始终如一的效果,则可以用于使旋翼航空器停止。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.63条 起飞:B类

起飞并爬升到超过15米(50英尺)障碍物高度所需的水平距离必须按最不利的重心位置来制定。如果满足下列条件,可以用任何方式进行起飞:

(a)规定了起飞场地;

(b)提供足够的安全保护,以便保证适当的重心和操纵位置;

(c)假如单发停车,可从飞行轨迹的任何位置安全着陆。


第29.64条 爬升:总则

必须在下列条件下表明第29.65条和第29.67条的符合性:旋翼航空器使用限制范围内的每一重量、高度和温度,及每一形态最不利重心位置。整流罩鱼鳞片或其它控制发动机冷却空气供给的装置处于申请合格审定的温度和高度能提供足够冷却的位置。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.65条 爬升:全发工作

(a)稳定爬升率必须在下列条件下确定:

(1)每台发动机用最大连续功率;

(2)起落架收起;和

(3)对海平面标准大气条件下为VY,对其它状态为申请人选择的速度。

(b)对于除直升机外的B类旋翼航空器。按本条(a)确定的爬升率必须提供在海平面标准大气状态下至少是1:6的稳定爬升梯度。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.67条 爬升:一台发动机不工作(OEI)

(a)对于A类旋翼航空器,以起飞航迹上存在的临界起飞形态,应当符合下列规定:

(1)在编排每一重量、高度和温度的起飞数据时,在下列条件下,高于起飞场地60米(200英尺)以上,无地效稳定爬升率必须为至少0.5米/秒(100英尺/分):

(ⅰ)临界发动机不工作,其余发动机在批准的使用限制内,对于申请30秒/2分钟一台发动机不工作(OEI)功率的旋翼航空器,只能用2分钟一台发动机不工作(OEI)功率表明与本款的符合性;

(ⅱ)起落架放下;和

(ⅲ)申请人选定的起飞安全速度。

(2)在编排每一重量、高度和温度的起飞数据时,在高于起飞场地300米(1,000英尺)处,下列条件下的无地效稳定爬升率必须为至少0.75米/秒(150英尺/分):

(ⅰ)临界发动机不工作,其余发动机为最大连续功率,包括连续的一台发动机不工作(OEI)功率(如经批准),或,对于申请合格审定使用30分钟一台发动机不工作(OEI)功率的旋翼航空器为30分钟一台发动机不工作(OEI)功率;

(ⅱ)起落架收上;和

(ⅲ)申请人选定的速度。

(3)对于申请合格审定的重量范围内的任何重量,旋翼航空器在任何预期运行高度和温度的稳定爬升(或下降)率(米/秒)必须按下列条件确定:

(ⅰ)临界发动机不工作,其余发动机为最大连续功率,包括连续一台发动机不工作(OEI)功率(如经批准),对于申请30分钟一台发动机不工作(OEI)功率的旋翼航空器还要求30分钟一台发动机不工作(OEI)功率;

(ⅱ)起落架收上;和

(ⅲ)申请人选定的速度。

(b)对满足A类发动机隔离要求的多发B类旋翼航空器,必须在旋翼航空器预期运行的每一高度、温度和重量下用最佳爬升率(或最小下降率)速度、临界发动机不工作、其余发动机以最大连续功率(如经批准包括最大连续一台发动机不工作(OEI)功率),对申请使用30分钟一台发动机不工作(OEI)功率合格审定的旋翼航空器还要求30分钟一台发动机不工作(OEI)功率,来确定稳定爬升(或下降)率。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.71条 直升机的下滑角:B类

对B类直升机,除了满足第29.67条(b)和A类动力装置安装要求的多发直升机外,稳定的下滑角必须由下列条件的自转来确定:

(a)申请人选定的最小下降率的前飞速度;

(b)对应最佳下滑角的前飞速度;

(c)最大重量;

(d)申请人选定的一个或多个旋翼转速。


第29.75条 着陆:总则

(a)对每类旋翼航空器:

(1)经过修正的着陆数据必须是在平坦、干燥、坚硬和水平的场地上确定;

(2)进场和着陆不得要求特殊的驾驶技巧和特别有利的条件;

(3)着陆必须没有过大的垂直加速度、弹跳、前翻、地面打转、前后振动(海豚运动)和水面打转的倾向。

(b)按第29.77条、第29.79条、第29.81条、第29.83条和第29.85条要求的着陆数据必须按下列条件确定:

(1)经批准的着陆数据所对应的每一重量、高度和温度;

(2)每台工作的发动机处于经批准的使用限制范围内;和

(3)最不利重心位置。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.77条 着陆决断点(LDP):A类

(a)着陆决断点是在进场与着陆航迹上可以按第29.85条完成中断着陆的最后一点。

(b)着陆决断点的确定必须包括飞行员识别临界发动机失效的时间间隔。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.79条 着陆:A类

(a)对A类旋翼航空器

(1)着陆性能必须这样确定和编排,假如临界发动机在进场航迹的任何位置上失效,旋翼航空器能安全着陆并停止,或离场爬升达到能够符合第29.67条(a)(2)爬升要求的旋翼航空器形态及速度;

(2)进场和着陆航迹必须在临界发动机不工作的情况下制定,并使每个阶段之间的过渡是平滑、安全的;

(3)进场和着陆速度必须由申请人选定,并必须适合于该型旋翼航空器;

(4)制定进场和着陆的航迹必须避开按29.87制定的极限高度-速度包线的回避区:

(b)在正常巡航时,全部动力失效后,必须能在修整过的场地上进行安全着陆;

[2002年7月2日第一次修订]


第29.81条 着陆距离:A类

必须在第29.79条制定的进场与着陆航迹上,确定从高于着陆场地15米(50英尺)的高度着陆至完全停止(水面着陆为约5.5千米/小时(3节))所需的水平距离。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.83条 着陆:B类

(a)对B类旋翼航空器,从高于着陆场地15米(50英尺)的高度着陆至完全停止(水面着陆为约5.5千米/小时(3节))所需的水平距离,必须按下列条件确定:

(1)速度相应于该型旋翼航空器并由申请人选择,避开第29.87条确定的极限高度-速度包线的回避区;和

(2)在经批准的限制范围内有动力进场和着陆。

(b)每一满足A类动力装置安装要求的多发B类旋翼航空器必须满足下列条件:

(1)第29.79条和第29.81条的要求;或

(2)本条(a)的要求。

(c)正常巡航期间,如果发生全部动力失效,必须能在经过修整的场地上进行安全着陆。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.85条 中断着陆:A类

对A类旋翼航空器,临界发动机不工作的中断着陆航迹必须按下列条件制定:

(a)从机动飞行的每一个阶段能平滑、安全地过渡到下一个阶段;

(b)从申请人在进场航迹上选定的着陆决断点,能以符合第29.67条(a)(1)和(a)(2)的爬升要求的速度进行安全地离场爬升;

(c)旋翼航空器不得下降到着陆场地上空4.5米(15英尺)以下高度。对于在高架直升机场运行情况,只要满足第29.60条对停机场地边缘间距要求而且下降到起飞场地以下的高度(或高度损失)已经确定,则可以下降到着陆场地以下。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.87条 极限高度-速度包线

(a)如果存在高度和前飞速度(包括悬停)的任何组合,当临界发动机失效,其余发动机在批准的限制范围内工作时不能安全着陆,则必须就下述条件制定极限高度-速度包线:

(1)经批准的起飞和着陆压力高度和周围温度的组合;

(2)重量是从最大重量(海平面)到经批准每一个高度的起飞和着陆的最大重量。对直升机,该重量不必超过每个高度上无地效悬停所允许的最大重量。

(b)对单发或不满足A类发动机隔离要求的多发旋翼航空器,必须制定全部发动机失效的极限高度-速度包线。

[2002年7月2日第一次修订]


飞行特性

第29.141条 总则

旋翼航空器必须满足下列条件:

(a)除了在适用条款中另有特殊要求以外,在下列情况下满足本章飞行特性要求:

(1)在经批准的工作高度和温度条件下;

(2)在申请合格审定的重量与重心范围内的任一临界载重状态;

(3)有动力飞行时,在申请合格审定的任一速度、功率和旋翼转速状态;

(4)无动力飞行时,在申请合格审定的任一速度和旋翼转速状态。此状态在操纵装置符合批准的安装说明和容限下是能达到的。

(b)对这类型号的任何可能的使用情况,包括下列使用情况,不要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力,并且没有超过限制载荷系数的危险,便能保持任何需要的飞行状态,以及从任一飞行状态平稳地过渡到任何其它飞行状态:

(1)满足运输类A类旋翼航空器发动机隔离要求的多发旋翼航空器单发突然失效;

(2)其它旋翼航空器全部发动机突然失效;

(3)本规章第29.695条规定的整个操纵系统突然失效。

(c)如果申请夜间或仪表飞行的合格审定,则要具有夜间或仪表飞行所要求的一些附加特性。对直升机仪表飞行的要求见本规章附件B。


第29.143条 操纵性与机动性

(a)在下列过程中,旋翼航空器必须能够安全地操纵与机动:

(1)稳定飞行;

(2)适应该型号的任何机动飞行,包括:

(ⅰ)起飞;

(ⅱ)爬升;

(ⅲ)平飞;

(ⅳ)转弯;

(ⅴ)下滑;

(ⅵ)着陆(有动力作用和无动力作用)。

(b)周期变距操纵余量在下述情况必须能够在VNE时提供满意的滚转与俯仰操纵:

(1)临界重量;

(2)临界重心;

(3)临界旋翼转速;

(4)无动力(除表明符合本条(e)的直升机外)和有动力。

(c)必须规定不小于8米/秒(17节)的风速,在此风速下,旋翼航空器在下述情况下,能在地面或近地面处,进行与其型号相适应的任何机动飞行(如侧风起飞、侧飞与后飞),而不丧失操纵:

(1)临界重量;

(2)临界重心;

(3)临界旋翼转速。

(d)在满足运输类A类旋翼航空器发动机隔离要求的多发旋翼航空器,单发失效后,或其它旋翼航空器全部发动机失效后,当发动机失效发生在最大连续功率和临界重量时,旋翼航空器在申请合格审定的速度和高度全范围,必须是可操纵的。在发动机失效后的任何情况下,修正动作的滞后时间不得小于如下规定:

(1)对巡航状态为1秒或驾驶员正常的反应时间(取大者);

(2)对任何其它状态为驾驶员正常反应时间;

(e)对按第29.1505条(c)制定VNE(无动力)的直升机,必须按下列要求在临界重量、临界重心和临界旋翼转速下演示:

(1)有动力VNE时,当最后一台工作的发动机不工作后,直升机必须能安全地减速到无动力的VNE,而不需要特殊的驾驶技巧;

(2)在速度为1.1VNE(无动力)时,周期变距操纵余量必须在无动力的情况下能提供满意的滚转与俯仰操纵。


第29.151条 飞行操纵

(a)纵向、横向、航向和总距操纵不得出现过大的启动力、摩擦力和预载。

(b)操纵系统的各种力和活动间隙不得妨碍旋翼航空器对操纵系统输入的平稳和直接的影响。


第29.161条 配平操纵

配平操纵:

(a)在以任何合适速度平飞时,任一稳定的纵向、横向和总距操纵力必须配平至零;

(b)不得引起操纵力梯度有任何不希望的不连续。


第29.171条 稳定性:总则

在预期的长时间正常运行中,在任何正常的机动飞行期间,旋翼航空器的飞行不应使驾驶员有过分的疲劳和紧张。在演示时必须至少做三次起落。


第29.173条 纵向静稳定性

(a)纵向操纵必须这样设计:为获得小于配平时的速度,操纵杆必须向后运动。而为了获得大于配平时的速度,操纵杆必须向前运动。

(b)在第29.175条(a)到(c)中规定的机动飞行期间,并且油门和总距保持不变的情况下,在申请合格审定要求的整个高度范围内,操纵杆位置与速度的关系曲线斜率必须是正的。

(c)在第29.175条(d)中规定的机动飞行期间,纵向操纵杆的位置和速度的关系曲线在规定的速度范围内可以有负的斜率,只要这种负斜率对应的操纵杆负向运动不超过总操纵行程的10%。

第29.175条 纵向静稳定性的演示

(a)爬升 在速度从0.85VY或比VY小27.78千米/小时(15节)(取小值)到1.2VY或比VY大27.78千米/小时(15节)(取大值)爬升的情况下,纵向静稳定性必须在下列条件下表明:

(1)临界重量;

(2)临界重心;

(3)最大连续功率;

(4)起落架收起;

(5)旋翼航空器在VY配平。

(b)巡航 在速度从0.7VH或0.7VNE(取小值)至1.1VH或1.1VNE(取小值)的巡航状态中,纵向静稳定性必须在下列条件下表明:

(1)临界重量;

(2)临界重心;

(3)0.9VH或0.9VNE(取小值)平飞时的功率;

(4)起落架收起;

(5)在0.9VH或0.9VNE(取小值)配平旋翼航空器。

(c)自转 旋翼航空器在0.5倍最小下降率时的空速或0.5倍A类旋翼航空器最有利下滑速度至VNE或1.1VNE(无动力)的范围内自转时,如果VNE(无动力)是根据第29.1505条(c)制定的话,则纵向静稳定性必须在下列条件下表明:

(1)临界重量;

(2)临界重心;

(3)无动力作用;

(4)起落架:

(ⅰ)收起;

(ⅱ)放下。

(5)在民航总局认为在规定的整个速度范围内演示稳定性必需的各种相应速度配平旋翼航空器。

(d)悬停 在下列条件下,对直升机在最大允许后飞速度和31.48千米/小时(17节)前飞速度之间,其纵向周期变距杆的操纵必须具有象第29.173条中规定的直感、运动方向和位置:

(1)临界重量;

(2)临界重心;

(3)有地效时,保持近似不变高度所需功率;

(4)起落架放下;

(5)在悬停状态配平直升机。


第29.177条 航向静稳定性

在第29.175条(a)、(b)、(c)中规定的配平状态,其油门、总距保持不变的情况下,航向静稳定性必须是正的。在侧滑角离配平位置±10°的范围内,侧滑角随航向操纵的偏转必须是平稳的增加。当侧滑接近极限时,必须给驾驶员以足够的警告。


第29.181条 动稳定性:A类旋翼航空器

在主飞行操纵器件处于松浮和某一固定位置下,在从VY到VNE之间任何速度下出现的任何短周期振荡必须是受到正阻尼。

地面和水面操纵特性


第29.231条 总则

旋翼航空器必须具有良好的地面和水面操纵特性,包括在使用中预期的任一工作状态下不得有不可操纵的倾向。


第29.235条 滑行条件

旋翼航空器必须设计得能承受当旋翼航空器在正常使用中可以合理预期到的最粗糙地面上滑行时的载荷。


第29.239条 喷溅特性

如果申请水上使用的合格审定,在滑行、起飞或着水期间,不得有遮蔽驾驶员视线及危及旋翼、螺旋桨或旋翼航空器其它部件的喷溅。


第29.241条 "地面共振"

在地面旋翼转动时,旋翼航空器不得发生危险的振荡趋势。

其它飞行要求


第29.251条 振动

在每一种合适的速度和功率状态下,旋翼航空器的每一部件必须没有过度的振动。


C章 强度要求  总则

第29.301条 载荷

(a)强度的要求用限制载荷(使用中预期的最大载荷)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,所规定的空气载荷、地面载荷和水载荷必须与计及旋翼航空器每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷的分布必须接近或偏保守地反映真实情况。

(c)如果在载荷作用下的变位会显著地改变外部或内部载荷的分布,则必须考虑这种重新分布。


第29.303条 安全系数

除非另有规定,安全系数必须取1.5。此系数适用于外部载荷和惯性载荷,除非应用它得到的内部应力是过分保守的。


第29.305条 强度和变形

(a)结构必须能承受限制载荷而无有害的或永久的变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下,变形不得影响安全运行。

(b)结构必须能承受极限载荷而不破坏,此要求必须用下述任一方法表明:

(1)在静力试验中,施加在结构上的极限载荷至少保持三秒钟。

(2)模拟真实载荷作用的动力试验。

第29.307条 结构验证

(a)必须表明结构对计及其使用环境的每一临界受载情况均满足本章的强度和变形要求,只有经验表明结构分析的方法(静力或疲劳)对某种结构是可靠的情况下,对这种结构才可采用分析的方法,否则必须进行验证载荷试验。

(b)为满足本章的强度要求所作的试验必须包括:

(1)旋翼、旋翼传动系统和旋翼操纵系统的动力及耐久试验;

(2)包括操纵面在内的操纵系统的限制载荷试验;

(3)操纵系统的操作试验;

(4)飞行应力测量试验;

(5)起落架落震试验;

(6)用于新的或非常规设计特点所要求的任何附加试验。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.309条 设计限制

为表明满足本章的结构要求,必须制定下列数据和限制:

(a)设计最大重量和设计最小重量;

(b)有动力和无动力时主旋翼的转速范围;

(c)在本条(b)规定的范围内,对应主旋翼每一转速下的最大前飞速度;

(d)最大后飞和侧飞速度;

(e)与本条(b)、(c)、(d)所规定的限制相对应的重心极限;

(f)每一动力装置和每一相连接的旋转部件之间的转速比;

(g)正的或负的限制机动载荷系数。


飞行载荷

第29.321条 总则

(a)必须假定飞行载荷系数垂直旋翼航空器的纵轴,并且与作用在旋翼航空器重心上的惯性载荷系数大小相等、方向相反。

(b)对以下情况必须表明满足本章的飞行载荷要求:

(1)从设计最小重量到设计最大重量的每一重量;

(2)在旋翼航空器飞行手册使用限制内,可调配载重的任何实际分布。


第29.337条 限制机动载荷系数

旋翼航空器必须按下述规定之一设计:

(a)从正限制机动载荷系数3.5到负限制机动载荷系数-1.0的范围;

(b)任一正限制机动载荷系数不得小于2.0,负限制机动载荷系数不得大于-0.5,但

(1)需用分析和飞行试验表明超过所选取系数的概率极小;

(2)所选取系数对在设计最大重量和设计最小重量之间的每一重量情况均是适当的。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.339条 合成限制机动载荷

假设由限制机动载荷系数得到的载荷,作用在每个旋翼桨毂中心和每个辅助升力面上,并且载荷方向和在各旋翼和各辅助升力面间的分配应能代表包括具有最大设计旋翼前进比的有动力和无动力飞行在内的每个临界机动情况,此前进比是旋翼航空器飞行速度在桨盘平面的分量与旋翼桨叶的桨尖速度之比,用下式表示:

式中:V 为沿飞行航迹的空速,米/秒;

α 为桨距不变轴在对称平面上的投影和飞行航迹垂线间的夹角,弧度,轴指向后为正;

Ω 为旋翼的角速度,弧度/秒;

R 为旋翼半径,米。


第29.341条 突风载荷

旋翼航空器必须设计成能承受包括悬停在内的每个临界空速下由9.14米/秒(30英尺/秒)的垂直和水平突风产生的载荷。


第29.351条 偏航情况

(a)旋翼航空器必须设计成能承受由本条(b)和(c)规定的机动飞行载荷,同时满足下列要求:

(1)对重心处的不平衡气动力矩,由考虑的主要质量提供的反作用惯性力以合理的或保守的方式相平衡;

(2)主旋翼最大转速。

(b)为了产生本条(a)所要求的载荷,在由0到0.6VNE的前飞速度下,旋翼航空器作无偏航非加速飞行时:

(1)将驾驶舱内方向操纵器件突然移动到由操纵止动器或由第29.397条(a)规定的最大驾驶员作用力所限制的最大偏转;

(2)达到最终侧滑角或90°(二者中取小值);

(3)将方向操纵器件突然返回到中立位置。

(c)为了产生本条(a)所要求的载荷,在由0.6VNE到VNE或VH(二者中取小值)的前飞速度下,飞机作无偏航非加速飞行时:

(1)将驾驶舱内方向操纵器件突然移动到由操纵止动器或由第29.397条(a)规定的最大驾驶员作用力所限制的最大偏转;

(2)在VNE或VH(二者中取小值)的速度下,达到最终侧滑角或15°(二者中取小值);

(3)直接随速度变化确定本条(b)(2)和(c)(2)的侧滑角;

(4)方向操纵器件突然返回到中立位置。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.361条 发动机扭矩

发动机限制扭矩不得小于下列数值:

(a)涡轮发动机,为下列中之最大值:

(1)最大连续功率时的平均扭矩乘以1.25;

(2)第29.923条所要求的扭矩;

(3)第29.927条所要求的扭矩;

(4)因故障或结构损坏(如压气机卡滞)引起的发动机突然停车而产生的扭矩。

(b)对活塞发动机,最大连续功率时的平均扭矩乘以下列系数:

(1)对有5个或5个以上汽缸的发动机,为1.33;

(2)对有4个、3个或2个汽缸的发动机,分别为2、3和4。

[2002年7月2日第一次修订]


操纵面和操纵系统载荷


第29.391条 总则

各辅助旋翼、固定的或可动的安定面或操纵面和用于任何飞行控制的各操纵系统,必须满足第29.395条至第29.399条、第29.411条和第29.427条的要求。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.395条 操纵系统

(a)对第29.397条所规定载荷的反作用力,必须由下列部分提供:

(1)仅由操纵止动器;

(2)仅由操纵锁扣;

(3)仅由不可逆机构(当机构锁紧以及系统的受影响部件在它的运动限制内操纵面处于临界位置);

(4)仅由操纵系统同旋翼桨距操纵摇臂的连接件(当系统的受影响部件在它的运动极限内操纵处于临界位置);

(5)仅由操纵系统同操纵面的操纵支臂的连接件(当系统的受影响部件在它的运动极限内操纵处于临界位置)。

(b)各主操纵系统及其支承结构,必须按下列设计:

(1)操纵系统必须能承受第29.397条中规定的驾驶员限制作用力所产生的载荷;

(2)除本条(b)(3)外,当使用带动力作动筒操纵或动力助力操纵时,系统还必须能承受规定在第29.397条中的驾驶员限制作用力连同每个正常赋能动力装置,包括任何动力助力器或作动筒系统的单个故障的输出力所产生的载荷。

(3)如果系统设计或正常操作载荷使得系统的某一部分不能平衡第29.397条中规定的驾驶员限制作用力,那么系统的这一部分必须设计成能承受在正常使用中所能获得的最大载荷。在任何情况下,最小设计载荷必须对服役使用中包括计及疲劳、卡滞、地面突风、操纵惯性和摩擦载荷等情况下提供可靠的系统。在缺少合理分析的情况下,由0.6倍规定的驾驶员限制作用力产生的载荷是可接受的最小设计载荷。

(4)如果由于卡滞、地面突风、操纵惯性和摩擦等原因可能超过上述操作载荷,则应承受第29.397条中规定的驾驶员限制作用力而不屈服。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.397条 驾驶员限制作用力和扭矩

(a)除了本条(b)规定的以外,驾驶员限制作用力按下述规定:

(1)脚操纵:578牛(130磅);

(2)杆式操纵:前、后为445牛(100磅),侧向为298牛(67磅)。

(b)对于风门、调整片、安定面、旋翼刹车和起落架操纵机构,下述规定适用(R:半径,厘米(英寸)):

(1)手柄、轮式和杆式操纵机构:

但不小于222牛(50磅),手操纵不大于445牛(100磅),脚操纵不大于578牛(130磅),力作用于操纵运动平面20°范围内的任何角度上。

(2)旋转操纵:356R牛-厘米(80R英尺-磅)。

[2002年7月2日第一次修订]


第29.399条 双操纵系统

各双主飞行操纵系统必须能承受不小于第29.395条规定的驾驶员作用力的0.75倍所产生的载荷,其操纵力按下述方向作用:

(a)相反方向;

(b)同一方向。


第29.411条 地面间隙:尾桨保护装置

(a)在正常着陆时,尾桨不得接触着陆表面;

(b)当采用尾桨保护装置来满足本条(a)时,则:

(1)对保护装置必须制定适当的设计载荷;

(2)尾桨保护装置及其支撑结构必须设计成能承受该设计载荷。


第29.427条 非对称载荷

(a)水平尾翼及其支撑结构必须设计成能承受由偏航和旋翼尾流影响与规定的飞行情况相组合所产生的非对称载荷。

(b)为了满足本条(a)的设计准则,在缺乏更合理资料的情况下,必须同时满足:

(1)对称飞行情况下最大载荷的100%作用在对称面一侧的水平尾翼上,另一侧不加载荷。

(2)对称飞行情况下最大载荷的50%作用于对称面每一侧的水平尾翼上,但方向相反。

(c)对于水平尾翼支撑在垂直尾翼上的尾翼布局,垂直尾翼及其支撑结构必须按分别考虑每一种规定的飞行情况下所产生的垂直尾翼载荷和水平尾翼载荷的组合进行设计。必须按在水平尾翼和垂直尾翼上获得最大设计载荷来选择这些飞行情况。在缺乏更合理资料的情况下,水平尾翼的非对称载荷分布必须假定为本条所规定的分布。

[2002年7月2日第一次修订]


地面载荷


第29.471条 总则

(a)载荷和平衡

对限制地面载荷,采用下述规定:

(1)在本章着陆情况下得到的限制地面载荷,必须看成是作用在假定为刚体的旋翼航空器结构上的外部载荷;

(2)在规定的每一着陆情况中,外部载荷必须以合理的或偏保守的方式与平动和转动惯性载荷相平衡。

(b)临界重心必须在申请合格审定的重心范围内选择临界重心,使每一起落架元件获得最大设计载荷。


第29.473条 地面受载情况和假定

(a)对规定的着陆情况,必须采用不小于最大重量的设计最大重量。可以假定在整个着陆撞击期间旋翼升力通过重心且不得超过设计最大重量的三分之二。

(b)除非另有说明,对于所规定的每一着陆情况,旋翼航空器必须按限制载荷系数设计。此系数不小于第29.725条中所证实的限制惯性系数。

(c)在第29.725条和第29.727条规定的试验中所确定的载荷下,吸收额外或附加能量的触发或作动装置不允许破坏,但不必采用第29.303条中规定的安全系数。


第29.475条 轮胎和缓冲器

除非另有说明,对于所规定的每一着陆情况,必须假定轮胎处于它的静态位置及缓冲器处于它的最临界的位置。


第29.477条 起落架的布置

第29.235条、第29.479条至第29.485条和第29.493条适用于重心后有两个机轮,而重心前有一个或多个机轮的起落架。


第29.479条 水平着陆情况

(a)姿态

在本条(b)规定的各受载情况下,假定旋翼航空器处于下述水平着陆姿态中的每个姿态:

(1)所有机轮同时触地的姿态;

(2)后轮触地,前轮稍离地面的姿态。

(b)受载情况

旋翼航空器必须按下述着陆受载情况设计:

(1)按第29.471条施加的垂直载荷;

(2)按本条(b)(1)施加的载荷与不小于作用在机轮上的垂直载荷的25%的阻力载荷相组合;

(3)阻力载荷峰值出现的瞬间所达到的垂直载荷同模拟使机轮滚转组件加速到所规定的地面速度所需力的阻力分量相组合,同时:

(ⅰ)决定起转载荷的地面速度至少为最小自转下降率时的最佳前飞速度的75%;

(ⅱ)(b)中的受载荷情况仅适用于起落架和它的连接结构。

(4)如果有两个前机轮,则按本条(b)(1)和(b)(2)施加在机轮上的载荷按40:60的比例分配。

(c)俯仰力矩

假定俯仰力矩用下述方式平衡:

(1)在本条(a)(1)姿态下,用前起落架平衡;

(2)在本条(a)(2)姿态下,用转动惯性力平衡。


第29.481条 机尾下沉着陆情况

(a)假定旋翼航空器处于它的各部分距地面间隙所允许的最大抬头姿态。

(b)在此姿态下,假定地面载荷垂直地面。


第29.483条 单轮着陆情况

对单轮着陆情况,假定旋翼航空器处于水平姿态,并有一个后轮触地,在此姿态下:

(a)垂直载荷必须与按第29.479条(b)(1)得到的那侧载荷相同;

(b)不平衡的外部载荷必须由旋翼航空器的惯性力平衡。


第29.485条 侧移着陆情况

(a)假定旋翼航空器处于水平着陆姿态,且:

(1)侧向载荷与第29.479条(b)(1)水平着陆情况中得到的最大地面反作用力的一半相结合;

(2)本条(a)(1)得到的载荷按下述规定之一作用:

(ⅰ)在地面接触点上; (ⅱ)对于自由定向起落架,在轮轴中心。

(b)旋翼航空器必须设计成在触地时能承受下列载荷:

(1)仅后轮触地时,等于0.8倍垂直反作用力的侧向载荷在一侧向内作用,而等于0.6倍垂直反作用力的侧向载荷在另一侧向外作用,且均与本条(a)规定的垂直载荷相结合。

(2)所有机轮同时触地采用下述规定:

(ⅰ)对后轮,本条(b)(1)规定的侧向载荷与本条(a)规定的垂直载荷相结合。

(ⅱ)对前轮,等于0.8倍垂直反作用力的侧向载荷与本条(a)规定的垂直载荷相结合。


第29.493条 滑行刹车情况

在滑行刹车情况下,缓冲器处于静态位置。

(a)限制垂直载荷至少必须乘以下列载荷系数:

(1)对第29.479条(a)(1)规定的姿态,为1.33;

(2)对第29.479条(a)(2)规定的姿态,为1.0。

(b)结构必须设计成能承受作用在带刹车装置的各机轮触地点上的阻力载荷,此载荷至少为下列数值中的较小值:

(1)垂直载荷乘以0.8的摩擦系数;

(2)根据限制刹车力矩确定的最大值。


第29.497条 地面受载情况:尾轮式起落架

(a)总则

在重心前有两个机轮和重心后有一个机轮的起落架的旋翼航空器,必须按本条规定的受载情况设计。

(b)仅前轮触地的水平着陆姿态,在此姿态下采用下述规定:

(1)必须按第29.471条至第29.475条施加垂直载荷;

(2)各轮轴上的垂直载荷必须同该轴上的阻力载荷相组合,且阻力载荷不小于此轴上的垂直载荷的25%;

(3)假定不平衡的俯仰力矩由转动惯性力平衡。

(c)所有机轮同时触地的水平着陆姿态在此姿态,旋翼航空器必须按本条(b)规定的着陆受载情况设计。

(d)仅尾轮触地的最大抬头姿态

本情况的姿态必须是包括自转着陆在内的正常使用中预期的最大抬头姿态,在此姿态下采用下述规定之一:

(1)必须确定并施加本条(b)(1)和(b)(2)所规定的适当的地面载荷,采用合理的方法计算尾轮的地面反作用力与旋翼航空器重心之间的力臂;

(2)必须表明以尾轮首先触地的着陆概率是极小的。

(e)仅一个前轮触地的水平着陆姿态

在此姿态下,旋翼航空器必须按本条(b)(1)和(b)(3)规定的地面载荷设计。

(f)水平着陆姿态的侧向载荷

在本条(b)和(c)规定的姿态下,采用下述规定:

(1)每个机轮上的侧向载荷必须同本条(b)和(c)所得到那个机轮的最大垂直地面反作用力的一半相组合。在此情况下,侧向载荷必须:

(ⅰ)对前轮,等于0.8倍的垂直反作用力(在一侧向内作用)和等于0.6倍的垂直反作用力(在另一侧向外作用);

(ⅱ)对尾轮,等于0.8倍的垂直反作用力。

(2)本条(f)(1)规定的载荷必须作用于下列规定部位:

(ⅰ)处于拖曳位置的机轮触地点上(对定向起落架或装有使机轮保持在拖曳位置上的锁、控制装置或减摆器的自由定向起落架);

(ⅱ)轮轴中心上(对不装锁、控制装置或减摆器的自由定向起落架)。

(g)水平着陆姿态的滑行刹车情况

在本条(b)和(c)规定的姿态下,缓冲器处于静态位置,旋翼航空器必须按下列滑行刹车载荷设计:

(1)限制垂直载荷所必须依据的限制垂直载荷系数不小于下列值:

(ⅰ)对本条(b)规定的姿态,为1.0;

(ⅱ)对本条(c)规定的姿态,为1.33。

(2)对装有刹车装置的各机轮,作用在触地点上的阻力载荷必须不小于下列数值中的较小值:

(ⅰ)0.8倍的垂直载荷;

(ⅱ)根据限制刹车力矩确定的最大值。

(h)在地面静止姿态下的尾轮扭转载荷

在地面静止状态下,缓冲器和轮胎处于静态位置,旋翼航空器必须按下述尾轮扭转载荷设计:

(1)等于尾轮静载荷的垂直地面反作用力必须与相等的侧向载荷相组合。

(2)本条(h)(1)规定的载荷必须按下述规定之一作用于尾轮上:

(ⅰ)如果尾轮是可偏转的(假定尾轮相对旋翼航空器纵轴旋转90°),则载荷通过轮轴;

(ⅱ)如果有锁、控制装置或减摆器,则载荷作用在触地点上(假定尾轮处于拖曳位置)。

(i)滑行情况

旋翼航空器及其起落架必须按在正常使用中合理的预期的最粗糙地面上滑行产生的载荷设计。


第29.501条 地面受载情况:滑橇式起落架

(a)总则

装有滑橇式起落架的旋翼航空器必须按本条规定的受载情况设计。在表明满足本条要求时,采用下述规定:

(1)必须按第29.471条至第29.475条确定设计最大重量、重心和载荷系数。

(2)在限制载荷作用下,弹性构件的结构屈服是允许的。

(3)弹性构件的设计极限载荷不必超过下述规定的起落架落震试验所得到的载荷:

(ⅰ)落震高度为第29.725条规定的1.5倍;

(ⅱ)所假定的旋翼升力不大于第29.725条规定的限制落震试验使用值的1.5倍。

(4)必须按下述规定表明满足本条(b)至(e)的要求:

(ⅰ)对所考虑的着陆情况,起落架处于它的最临界的偏转位置;

(ⅱ)地面反作用力沿橇筒底部合理地分布。

(b)水平着陆姿态的垂直反作用力

对在水平姿态下,以两个滑橇底部触地的旋翼航空器,必须按本条(a)的规定施加垂直反作用力。

(c)水平着陆姿态的阻力载荷

对在水平姿态下,以两个滑橇底部触地的旋翼航空器,采用下述规定:

(1)垂直反作用力必须与水平阻力相结合。水平阻力等于垂直反作用力的50%;

(2)组合的地面载荷必须等于本条(b)规定的垂直载荷。

(d)水平着陆姿态的侧向载荷

对在水平姿态下,以两个滑橇底部触地的旋翼航空器,采用下述规定:

(1)垂直地面反作用力必须:

(ⅰ)等于在本条(b)所规定的情况中得到的垂直载荷;

(ⅱ)在滑橇间平均分配。

(2)垂直地面反作用力必须与等于该力25%的水平侧向载荷相组合。

(3)总的侧向载荷必须平均施加在两个滑橇上并沿滑橇长度均匀分布。

(4)假定不平衡力矩由转动惯性力平衡。

(5)对滑橇式起落架必须研究下述情况:

(ⅰ)侧向载荷向内作用;

(ⅱ)侧向载荷向外作用。

(e)在水平姿态下单橇着陆载荷

对在水平姿态下,仅用单橇底部触地的旋翼航空器,采用下述规定:

(1)触地一侧的垂直载荷必须与本条(b)规定的情况中得到的该侧载荷相同;

(2)假定不平衡力矩由转动惯性力平衡。

(f)特殊情况

除本条(b)和(c)规定的情况外,旋翼航空器必须按下述地面反作用力设计:

(1)与旋翼航空器纵轴向上、向后成45°角作用的地面反作用载荷必须满足下述要求:

(ⅰ)等于1.33倍的最大重量;

(ⅱ)在滑橇间对称分配;

(ⅲ)集中在橇筒直线部分的前端;

(ⅳ)仅适用于橇筒前端和它与旋翼航空器的连接件。

(2)水平着陆姿态的旋翼航空器,垂直地面反作用载荷等于本条(b)确定的垂直载荷的一半,该载荷必须满足下述要求:

(ⅰ)仅适用于橇筒和它与旋翼航空器的连接件;

(ⅱ)沿撬筒连接件之间33.3%长度平均分布在撬筒连接件之间的中央区域。

[2002年7月2日第一次修订]

本文地址:http://www.hksy.org/Civil_Aviation_Act/194.html

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