【文章內(nèi)容簡介】 保持不變時，航向靜穩(wěn)定性必須是正的。這必須通過平穩(wěn)地增加航向操縱偏轉(zhuǎn)使側(cè)滑角離配平位置177。10176。的范圍內(nèi)來表明。當(dāng)側(cè)滑接近極限時，必須給飛行員足夠的警告。地面和水面操縱特性167。27．231 總則旋翼航空器必須具有良好的地面和水面操縱特性，包括在使用中預(yù)期的任一狀態(tài)下不得有不可操縱的傾向。167。27．235 滑行條件旋翼航空器必須設(shè)計得能夠承受當(dāng)旋翼航空器在正常使用中可以合理地預(yù)期到的最粗糙地面上滑行時的載荷。167。27．239 噴濺特性如果申請水上使用的合格審定，在滑行、起飛或著水期間不得有遮蔽駕駛員視線及危及旋翼、螺旋槳或旋翼航空器其它部件的噴濺。167。27．241 “地面共振”在地面旋翼轉(zhuǎn)動時，旋翼航空器不得發(fā)生危險的振蕩趨勢。其它飛行要求167。27．251 振動在每一種合適的速度和功率狀態(tài)下，旋翼航空器的每一個部件必須沒有過度的振動。C分部 強(qiáng)度要求總 則167。27．301 載荷（a） 強(qiáng)度的要求用限制載荷（使用中預(yù)期的最大載荷）和極限載荷（限制載荷乘以規(guī)定的安全系數(shù)）來規(guī)定。除非另有說明，所規(guī)定的載荷均為限制載荷。（b） 除非另有說明，所規(guī)定的空氣、地面和水載荷必須與計及旋翼航空器每一質(zhì)量項目的慣性力相平衡，這些載荷的分布必須接近或偏保守地反映真實情況。（c） 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，則必須考慮載重分布變化的影響。167。27．303 安全系數(shù)除非另有規(guī)定，安全系數(shù)必須取1．5。此系數(shù)適用于外部載荷和慣性載荷，除非應(yīng)用它得到的內(nèi)部應(yīng)力是過分保守的。167。27．305 強(qiáng)度和變形（a） 結(jié)構(gòu)必須能承受限制載荷而無有害的或永久的變形。在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得影響安全運(yùn)行。（b） 結(jié)構(gòu)必須能承受極限載荷而不破壞，此要求必須用下述任一方法表明：（1） 在靜力試驗中，施加在結(jié)構(gòu)上的極限載荷至少保持三秒鐘；（2） 模擬真實載荷作用的動力試驗。167。27．307 結(jié)構(gòu)驗證（a） 必須表明結(jié)構(gòu)對每一臨界受載情況均滿足本分部的強(qiáng)度和變形要求。只有經(jīng)驗表明結(jié)構(gòu)分析的方法（靜力和疲勞）對某種結(jié)構(gòu)是可靠的情況下，對這種結(jié)構(gòu)才可采用分析方法，否則必須進(jìn)行驗證載荷試驗。（b） 為滿足本分部的強(qiáng)度要求所做的試驗必須包括：（1） 旋翼、旋翼傳動系統(tǒng)和旋翼操縱系統(tǒng)的動力及耐久試驗；（2） 包括操縱面在內(nèi)的操縱系統(tǒng)的限制載荷試驗；（3） 操縱系統(tǒng)的操作試驗；（4） 飛行應(yīng)力測量試驗；（5） 起落架落震試驗；（6） 用于新的或非常規(guī)設(shè)計特點(diǎn)所要求的任何附加試驗。167。27．309 設(shè)計限制為表明滿足本分部的結(jié)構(gòu)要求，必須制定下列數(shù)據(jù)和限制：（a） 設(shè)計最大重量；（b） 有動力和無動力時主旋翼轉(zhuǎn)速范圍；（c） 在本條（b）規(guī)定的范圍內(nèi)，對應(yīng)主旋翼每一轉(zhuǎn)速下的最大前飛速度；（d） 最大后飛和側(cè)飛速度；（e） 與本條（b）、（c）和（d）所規(guī)定的限制相對應(yīng)的重心極限；（f） 每一動力裝置和每一相連接的旋轉(zhuǎn)部件之間的轉(zhuǎn)速比；（g） 正的和負(fù)的限制機(jī)動載荷系數(shù)。飛 行 載 荷167。27．321 總則（a） 必須假定飛行載荷系數(shù)垂直旋翼航空器的縱軸，并且與作用在旋翼航空器重心上的慣性載荷系數(shù)大小相等、方向相反。（b） 對以下情況必須表明滿足本分部的飛行載荷要求：（1） 從設(shè)計最小重量到設(shè)計最大重量的每一重量；（2） 在旋翼航空器飛行手冊使用限制內(nèi)，可調(diào)配載重的任何實際分布。167。27．337 限制機(jī)動載荷系數(shù)旋翼航空器必須按下述規(guī)定之一設(shè)計：（a） 正限制機(jī)動載荷系數(shù)為3．5，負(fù)限制機(jī)動載荷系數(shù)為1．0；（b） 任一較小的正限制機(jī)動載荷系數(shù)不得小于2．0，較小的負(fù)限制機(jī)動載荷系數(shù)不得小于0．5，但需用理論分析和飛行試驗表明超過所選取的系數(shù)的概率極小。167。27．339 合成限制機(jī)動載荷假設(shè)由限制機(jī)動載荷系數(shù)得到的載荷，作用在每個旋翼轂中心和每個輔助升力面上，并且載荷方向和在各旋翼和各輔助升力面間的分配應(yīng)能代表包括具有最大設(shè)計前進(jìn)比的有動力和無動力飛行在內(nèi)的每一臨界機(jī)動情況。此前進(jìn)比是旋翼航空器飛行速度在槳盤平面的分量與旋翼槳葉的槳尖速度之比，用下式表示：μ＝VcosαΩR式中：V：沿飛行航跡的空速（米／秒）；α：槳距不變軸在對稱平面內(nèi)的投影和飛行航跡垂線間的夾角（弧度，軸指向后為正）；Ω：旋翼的角速度（弧度／秒）；R：旋翼半徑（米）。167。27．341 突風(fēng)載荷旋翼航空器必須設(shè)計成能承受包括懸停在內(nèi)的每個臨界空速下由9．14米／秒（30英尺／秒）的垂直突風(fēng)產(chǎn)生的載荷。167。27．361 發(fā)動機(jī)扭矩發(fā)動機(jī)限制扭矩不得低于平均扭矩乘以下列系數(shù)的積：（a） 對于渦輪發(fā)動機(jī)，為1．25；（b） 對于有5個或5個以上汽缸的活塞發(fā)動機(jī)，為1．33；（c） 對于有2個汽缸的活塞發(fā)動機(jī)，分別為3和4。操縱面和操縱系統(tǒng)載荷167。27．391 總則各輔助旋翼、固定的或可動的安定面或操縱面和用于任一飛行控制的各操縱系統(tǒng)，必須滿足167。27．39167。27．39167。27．40167。27．40167。27．41167。27．413的要求。167。27．395 操縱系統(tǒng)（a） 從駕駛員操縱部位至操縱止動器的各操縱系統(tǒng)零件必須設(shè)計成能承受不小于下述規(guī)定的駕駛員作用力：（1） 在167。27．397中規(guī)定的駕駛員限制作用力；（2） 如果操縱系統(tǒng)使駕駛員不致于對該系統(tǒng)施加駕駛員限制作用力，則駕駛員作用力就是該系統(tǒng)允許駕駛員所施加的最大力，但此力不小于167。27．397中規(guī)定的0．6倍。（b） 從操縱止動器到旋翼槳葉（或操縱面）連接處的各操縱系統(tǒng)零件至少必須設(shè)計成：（1） 承受在正常操作中能達(dá)到的駕駛員最大作用力；（2） 如果由于卡滯、地面突風(fēng)、操縱慣性或摩擦等原因可能超過上述操作載荷，則應(yīng)承受167。27．397中規(guī)定的駕駛員限制作用力的0．6倍而無永久變形。167。27．397 駕駛員限制作用力和扭矩（a） 除了本條（b）規(guī)定的以外，駕駛員限制作用力按下述規(guī)定：（1） 腳操縱： 578牛（130磅）；（2） 桿式操縱： 前、后為445牛（1磅），側(cè)向為298牛（67磅）。（b） 對于風(fēng)門、調(diào)整片、安定面、旋翼剎車和起落架操縱機(jī)構(gòu)，下述規(guī)定適用〔R：半徑，厘米（英寸）〕：（1） 手柄、輪式和桿式操縱機(jī)構(gòu)：（2．54＋R）7．62222牛 ［（1＋R）350磅］但不小于222牛（50磅），手操縱不大于445牛（1磅），腳操縱不大于578牛（130磅），力作用于操縱運(yùn)動平面20176。范圍內(nèi)的任何角度上；（2） 旋轉(zhuǎn)操縱：140R牛（80R磅）。167。27．399 雙操縱系統(tǒng)各雙主飛行操縱系統(tǒng)必須設(shè)計成能承受167。27．395規(guī)定的駕駛員作用力的0．75倍所產(chǎn)生的載荷，其操縱力按下述方向作用：（a） 相反方向；（b） 同一方向。167。27．401 輔助旋翼組件（a） 輔助旋翼組件 每一輔助旋翼組件必須按167。27．923規(guī)定進(jìn)行試驗。（b） 槳葉可拆的輔助旋翼組件 帶可拆槳葉的每一輔助旋翼組件必須設(shè)計成能承受由最大設(shè)計轉(zhuǎn)速所產(chǎn)生的離心載荷。167。27．403 輔助旋翼固定結(jié)構(gòu)每個輔助旋翼的固定結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成能承受限制載荷，該限制荷等于在任何飛行和著陸情況下，在結(jié)構(gòu)中產(chǎn)生的最大載荷。167。27．411 地面間隙：尾槳保護(hù)裝置（a） 在正常著陸時，尾槳不得接觸著陸表面。（b） 當(dāng)采用尾槳保護(hù)裝置來滿足本條（a）時，則：（1） 對保護(hù)裝置必須制定適當(dāng)?shù)脑O(shè)計載荷；（2） 尾槳保護(hù)裝置及其支撐結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成能承受該設(shè)計載荷。167。27．413 安定面和操縱面（a） 各安定面和操縱面必須按下述規(guī)定設(shè)計：（1） 限制載荷不小于下列數(shù)值中較大值：（i） 720牛／米2（15磅／英尺2）；（ii） 在最大設(shè)計速度時，CN＝0．55產(chǎn)生的載荷。（2） 安定面和操縱面能承受由機(jī)動飛行和機(jī)動飛行與突風(fēng)組合所產(chǎn)生的臨界載荷。（b） 必須以接近模擬真實壓力分布的載荷分布狀態(tài)來滿足本條（a）的要求。地 面 載 荷167。27．471 總則（a） 載荷和平衡 對于限制地面載荷，采用下述規(guī)定：（1） 在本分部著陸情況下得到的限制地面載荷，必須看成是作用在假定為剛體的旋翼航空器結(jié)構(gòu)上的外部載荷；（2） 在規(guī)定的每一著陸情況中，外部載荷必須以合理的或偏保守的方式與平動和轉(zhuǎn)動慣性載荷相平衡。（b） 臨界重心 必須在申請合格審定的重心范圍內(nèi)選擇臨界重心，使每一起落架元件獲得最大設(shè)計載荷。167。27．473 地面受載情況和假定（a） 對規(guī)定的著陸情況，必須采用不小于最大重量的設(shè)計最大重量?？梢约俣ㄔ谡麄€著陸撞擊期間旋翼升力通過重心，且不得超過設(shè)計最大重量的三分之二。（b） 除非另有說明，對于所規(guī)定的每一著陸情況，旋翼航空器必須按限制載荷系數(shù)設(shè)計。此系數(shù)不小于167。27．725中所證實的限制慣性載荷系數(shù)。167。27．475 輪胎和緩沖器除非另有說明，對于所規(guī)定的每一著陸情況，必須假定輪胎處于它的靜態(tài)位置及緩沖器處于它的最嚴(yán)重位置。167。27．477 起落架的布置167。27．23167。27．479至167。27．485和167。27．493適用于重心后有兩個機(jī)輪而重心前有一個或多個機(jī)輪的起落架。167。27．479 水平著陸情況（a） 姿態(tài) 在本條（b）規(guī)定的各受載情況下，假定旋翼航空器處于下述水平著陸姿態(tài)中的每個姿態(tài)：（1） 所有機(jī)輪同時觸地的姿態(tài)；（2） 后輪觸地，前輪稍離地面的姿態(tài)。（b） 受載情況 旋翼航空器必須按下述著陸受載情況設(shè)計：（1） 按167。27．471施加的垂直載荷；（2） 按本條（b）（1）施加的載荷與不小于作用在機(jī)輪上的垂直載荷的25％的阻力載荷相組合；（3） 如果有兩個前機(jī)輪，則按本條（b）（1）和（b）（2）施加在機(jī)輪上的載荷按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） 在本條（a）（1）姿態(tài)下，用前起落架平衡；（2） 在本條（a）（2）姿態(tài)下，用轉(zhuǎn)動慣性力平衡。167。27．481 機(jī)尾下沉著陸情況（a） 假定旋翼航空器處于它的各部分距地面間隙所允許的最大抬頭姿態(tài)。（b） 在此姿態(tài)下，假定地面載荷垂直地面。167。27．483 單輪著陸情況對于單輪著陸情況，假定旋翼航空器處于水平姿態(tài)，并有一個后輪觸地。在此姿態(tài)下：（a） 垂直載荷必須與按167。27．479（b）（1）得到的那側(cè)載荷相同；（b） 不平衡的外部載荷必須由旋翼航空器的慣性力平衡。167。27．485 側(cè)移著陸情況（a） 假定旋翼航空器處于水平著陸姿態(tài)，且：（1） 側(cè)向載荷與167。27．479（b）（1）水平著陸情況中得到的最大地面反作用力的一半相組合；（2） 本條（a）（1）得到的載荷按下述規(guī)定之一作用：（i） 在地面接觸點(diǎn)上；（ii） 對于自由定向起落架，在輪軸中心。（b） 旋翼航空器必須設(shè)計成在觸地時能承受下列載荷：（1） 僅后輪觸地時，等于0．8倍垂直反作用力的側(cè)向載荷在一側(cè)向內(nèi)作用，而等于0．6倍垂直反作用力的側(cè)向載荷在另一側(cè)向外作用，且均與本條（a）規(guī)定的垂直載荷相組合；（2） 所有的機(jī)輪同時觸地時，采用下述規(guī)定：（i） 對于后輪，本條（b）（1）規(guī)定的側(cè)向載荷與本條（a）規(guī)定的垂直載荷相組合；（ii） 對于前輪，等于0．8倍垂直反作用力的側(cè)向載荷與本條（a）規(guī)定的垂直載荷相組合。167。27．493 滑行剎車情況在滑行剎車情況下，緩沖器處于靜態(tài)位置。（a） 限制垂直載荷至少必須乘以下列載荷系數(shù)：（1） 對于167。27．479（a）（1）規(guī)定的姿態(tài)，為1．33；（2） 對于167。27．479（a）（2）規(guī)定的姿態(tài)，為1．0。（b） 結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成能承受作用在帶剎車裝置的各機(jī)輪觸地點(diǎn)上的阻力載荷，此載荷至少為下列數(shù)值中較小值：（1） 垂直載荷乘以0．8倍的摩擦系數(shù)；（2） 根據(jù)限制剎車力矩確定的最大值。167。27．497 地面受載情況：尾輪式起落架（a） 總則在重心前有兩個機(jī)輪和重心后有一個機(jī)輪的起落架的旋翼航空器，必須按本條規(guī)定的受載情況設(shè)計。（b） 僅前輪觸地的水平著陸姿態(tài)，在此姿態(tài)下采用下述規(guī)定：（1） 必須按167。27．471至167。27．475條施加垂直載荷；（2） 各輪軸上的垂直載荷必須同該軸上的阻力載荷相組合，且阻力載荷不小于此軸上的垂直載荷的25％；（3） 假定不平衡的俯仰力矩由轉(zhuǎn)動慣性力平衡。（c） 所有機(jī)輪同時觸地的水平著陸姿態(tài)在此姿態(tài)，旋翼航空器必須按本條（b）規(guī)定的著陸受載情況設(shè)計。（d） 僅尾輪觸地的最大抬頭姿態(tài)本情況的姿態(tài)，必須是包括自轉(zhuǎn)著陸在內(nèi)的正常使用中預(yù)期的最大抬頭姿態(tài)，在此姿態(tài)下，采用下述規(guī)定之一：（1） 必須確定并施加本條（b）（1）和（b）（2）所規(guī)定的適當(dāng)?shù)牡孛孑d荷，采用合理的方法計算尾輪的地面反作用力與旋翼航空器重心之間的力臂；（2） 必須表明以尾輪最先觸地的著陸概率是極小的。（e） 僅一個前輪觸地的水平著陸姿態(tài)在此姿態(tài)下，旋翼航空器必須按本條（b）（1）和（b）（3）規(guī)定的地面載荷設(shè)計。（f） 水平著陸姿態(tài)的側(cè)向載荷在本條（b）和（c）規(guī)定的姿態(tài)下，采用下述規(guī)定：（1） 每個機(jī)輪上的側(cè)向載荷必須同本條（b）和（c）所得到的那個機(jī)輪的最大垂直地面反作用力的一半相組合，在此情況下，側(cè)向載荷必須：（i） 對于前輪，等于0．8倍垂直反作用力（在一側(cè)向內(nèi)作用）和等于0．6倍的垂直反作用力（在另一側(cè)向外作用）；（ii） 對于尾輪，等于0．8倍垂直反作用力。（2） 本條（f）（1）規(guī)定的載荷必須作用于下列規(guī)定部位：（i） 處于拖曳位置的機(jī)輪的觸地點(diǎn)上（對于定向起落架或裝有使機(jī)輪保持在拖曳位置上的鎖、控制裝置或減擺器的自由定向起落架）；（ii） 輪軸中心上（對于不裝鎖、控制裝置或減擺器的自由定向起落架）。（g） 水平著陸姿態(tài)的滑行剎車情況在本條（b）和（c）規(guī)定的姿態(tài)下，緩沖器處于靜態(tài)位置，旋翼航空器必須按下列滑行剎車載荷設(shè)計：（1） 限制垂直載荷所必須依據(jù)的限制垂直載荷系數(shù)不小于下列值：（i） 對本條（b）規(guī)定的姿態(tài)為1．0；（ii） 對本條（c）規(guī)定的姿態(tài)為1．33。（2） 對裝有剎車裝置的各機(jī)輪，作用在觸地點(diǎn)上的阻力載荷必須不小于下