适航规章C 结构.docx

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适航规章C结构

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25.303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，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的失速力矩或最大速率）。

（1）VA时的升降舵最大偏转假定飞机正在进行定常平飞（A1点，第25.333（b）条），此时，突然移动俯仰操纵器件来获得极大的抬头俯仰加速度。

在确定尾翼载荷时，必须考虑飞机的响应。

在重心处的法向加速度超过正限制机动载荷系数（第25.333（b）条的A2点）或引起的尾翼法向载荷达到最大值（两者中取先到者）以后的飞机载荷不必加以考虑。

（2）规定的操纵器件移动必须根据合理的俯仰操纵运动相对时间的剖面图确定校验机动，在此机动中不应超出第25.337条规定用于设计的限制载荷系数。

飞机的响应必须产生不小于下述值的俯仰角加速度，但不可能达到或超过该值的情况除外：

（i）假定正俯仰角加速度（抬头）与等于1.0的飞机载荷系数（A1点到D1点，第25.333（b）条）同时达到。

此正俯仰角加速度必须至少等于

式中：

n为所考虑速度下的正载荷系数；

V为飞机的当量速度（节）。

（ii）假定负俯仰角加速度（低头）与正机动载荷系数（A2点到D2点，第25.333（b）条）同时达到。

此负俯仰角加速度必须至少等于

式中：

n为所考虑速度下的正载荷系数；

V为飞机的当量速度（节）。

〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕

第25.333条飞行机动包线

（a）总则位于本条（b）中典型的机动包线（V－n图）边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均必须满足强度要求。

在确定第25.1501条中规定的飞机结构使用限制时也必须采用此包线。

（b）机动包线

（c）[删除]

〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕

第25.335条设计空速

选定的设计空速均为当量空速（EAS）。

估算的VSO和VS1值必须是保守的。

（a）设计巡航速度VC对于VC，采用下列规定：

（1）VC的最小值必须充分大于VB，以应付严重大气紊流很可能引起的意外的速度增加；

（2）除第25.335（d）

（2）条以外，VC不得小于VB+1.32UREF（UREF按第25.341（a）（5）（i）条的规定），但VC也不必超过飞机在相应的高度以发动机最大连续功率（推力）平飞时的最大速度；

（3）在VD受M数限制的高度上，VC可限制在一选定的M数。

（b）设计俯冲速度VD必须选定VD以使VC/MC不大于0.8VD/MD，或使VC/MC和VD/MD之间的最小速度余量是下列值中的大者：

（1）从以VC/MC定常飞行的初始情况开始，飞机颠倾，沿着比初始航迹低7.5°的飞行航迹飞行20秒钟，然后以载荷系数1.5（0.5g的加速度增量）拉起。

只要所使用的气动数据是可靠的或保守的，则上述机动中出现的速度增量可采用计算值。

开始拉起之前假定具有第25.175（b）

（1）（iv）条规定的功率（推力），开始拉起时可以假定功率（推力）减小并使用驾驶员操纵的阻力装置；

（2）最小速度余量必须足以应付大气条件的变动（例如水平突风和穿过急流与冷峰），以及应付仪表误差和飞机机体的制造偏差。

这些因素可以基于概率来考虑。

但是在MC受到压缩性效应限制的高度上，该余量不得小于0.07M，除非用合理的分析考虑了所有自动系统的影响得到了更低的余度。

在任何情况下，该余量不得小于0.05M。

（c）设计机动速度VA对于VA，采用下列规定：

（1）VA不得小于

式中：

（i）n为VC时的正限制机动载荷系数；

（ii）VS1为襟翼收起形态的失速速度。

（2）VA和VS1必须按所考虑的设计重量和高度进行计算；

（3）VA不必大于VC，或不必大于同正CNmax曲线与正机动载荷系数线交点相对应的速度，两者中取小值。

（d）对应最大突风强度的设计速度VB

（1）VB不得小于

式中：

VS1为以CNAmax为基础在所考虑的特定重量下，襟翼收起形态的1g失速速度

VC为设计巡航速度（米/秒，节，当量空速）

Uref为从第25.341（a）（5）（i）条得到的参考突风速度（米/秒，英尺/秒，当量空速）

W为在所考虑的特定重量下的平均机翼载重（公斤/米2，磅/英尺2）

ρ为空气密度（公斤·秒2/米4，斯拉格/英尺3）

c为机翼的平均几何弦长（米，英尺）

g为重力加速度（米/秒2，英尺/秒2）

a为飞机法向力系数曲线的斜率，CNA/弧度

（2）在VC受马赫数限制的高度上

（i）VB的选择可以在低和高的速度抖振边界之间给出最佳余度；

（ii）VB不必大于VC。

（e）设计襟翼速度VF对于VF，采用下列规定：

（1）对应每一襟翼位置（按第25.697（a）条制定）的设计襟翼速度，必须充分大于对各相应飞行阶段（包括中断着陆）所推荐的飞行速度，以计及空速控制的预期变化和由一种襟翼位置到另一种襟翼位置的转换；

（2）如采用襟翼自动定位装置或载荷限制装置，则可取此装置程序规定的或装置许可的速度和相应襟翼位置；

（3）VF不得小于：

（i）1.6VS1，襟翼在以最大起飞重量起飞时的位置；

（ii）1.8VS1，襟翼在以最大着陆重量进场时的位置；

（iii）1.8VSO，襟翼在最大着陆重量着陆时的位置。

（f）设计阻力装置速度VDD对每一阻力装置所选定的设计速度，必须充分大于使用该装置时所推荐的速度，以计及速度控制的预期变化，对于供高速下降时使用的阻力装置，VDD不得小于VD。

当阻力装置采用自动定位措施或载荷限制措施时，设计中必须取此自动措施程序规定的或自动措施许可的速度和相应的阻力装置位置。

〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕

第25.337条限制机动载荷系数

（a）除受到最大（静）升力系数的限制外，假定飞机经受对称机动并达到本条所规定的限制机动载荷系数。

必须考虑相应于飞机拉起和定常转弯机动的合适的俯仰速度。

（b）对于直到VD的任一速度，正限制机动载荷系数“n”不得小于

但是“n”不得小于2.5，不必大于3.8，此处W为设计最大起飞重量。

（c）对于负限制机动载荷系数，采用下列规定：

（1）在直到VC的各种速度下，不得小于－1.0；

（2）必须随速度从VC时的对应值线性变化到VD时的零值。

（d）如果飞机具有的设计特征使其在飞行中不可能超过本条规定的机动载荷系数，则可采用小于本条规定的值。

第25.341条突风和紊流载荷

（a）离散突风设计准则　假定飞机在平飞中遇到对称的垂直和横向突风，限制突风载荷的确定必须根据下列规定：

（1）必须通过动态分析确定结构各部分的载荷。

分析必须考虑非定常气动特性和包括刚体运动在内的所有重要的结构自由度。

（2）突风形状必须是：

对于0≤s≤2H

式中：

s为进入突风区的距离（米，英尺）

Uds为用本条（a）（4）规定的当量空速表示的设计突风速度；

H为突风梯度，即突风达到其峰值速度时与飞机飞行航迹的平行距离（米，英尺）。

（3）必须在9.1米（30英尺）到106.7米（350英尺）范围内对突风梯度进行足够的研究，找出每个载荷数值的临界响应。

（4）设计突风速度必须是：

式中：

Uref为用本条（a）（5）确定的当量空速表示的参考突风速度

Fg为本条（a）（6）确定的飞行剖面缓和系数

（5）采用下列参考突风速度：

（i）在飞机设计速度VC时：

必须考虑海平面上参考突风速度为17.07米/秒（56.0英尺/秒）EAS的正负突风。

参考突风速度可以从海平面17.07米/秒（56.0英尺/秒）EAS线性下降到4575米（15,000英尺）13.41米/秒（44.0英尺/秒）EAS。

参考突风速度还可以进一步线性下降，从4575米（15,000英尺）13.41米/秒（44.0英尺/秒）EAS下降到15200米（50,000英尺）7.92米/秒（26.0英尺/秒）EAS。

（ii）在飞机设计速度VD时：

参考突风速度必须是从第25.341（a）（5）（i）条得到的值的0.5倍。

（6）飞行剖面缓和系数Fg必须从海平面值起线性增加到第25.1527条确定的最大使用高度时的1.0。

在海平面时，飞行剖面缓和系数由下列公式确定：

Fg=0.5（Fgz+Fgm）

式中：

Fgm=R2Tan（πR1/4）的平方根；

R1为最大着陆重量/最大起飞重量

R2为最大零燃油重量/最大起飞重量

Zmo为第25.1527条确定的最大使用高度

（7）当分析中包括了增稳系统时，在从限制突风情况得到限制载荷时必须考虑任何显著的系统非线性影响。

（b）连续突风设计准则　必须考虑飞机对垂直和横向连续紊流的动态响应。

除非证明有更合理的准则，否则必须用本部附录G的连续突风设计准则来确定动态响应。

〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕

第25.343条　设计燃油和滑油载重

（a）可调配载重的各种组合，必须包括从零燃油和滑油到选定的最大燃油和滑油载重范围内的每一燃油和滑油载重。

可选定在第25.1001（e）和（f）条（取适用者）所限定的运行条件下不超过45分钟余油的某种结构储油情况。

（b）如果选定了某种结构储油情况，则该情况必须用来作为表明符合本分部规定的飞行载荷要求的最小燃油重量情况，此外还要求：

（1）结构必须按在机翼内零燃油和滑油的情况进行设计，此情况的限制载荷相应于下列规定：

（i）机动载荷系数为+2.25；

（ii））第25.341（a）条的突风情况，但假定为第25.341（a）（4）条规定的设计速度的85%。

（2）结构的疲劳评定必须计及由本条（b）

（1）的设计情况所获得的任何使用应力的增量；

（3）颤振、变形和振动要求，也必须在零燃油情况下得到满足。

〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕

第25.345条　增升装置

（a）如果在起飞、进场或着陆期间要使用襟翼，则假定在对应于这些飞行阶段的设计襟翼速度（按第25.335（e）条制定）下，且襟翼处于相应的位置，飞机经受对称机动和对称突风，必须由下列情况得到限制载荷：

（1）机动到正限制载荷系数2.0；

（2）垂直作用于水平飞行航迹的正、负突风速度为7.60米/秒（25英尺/秒）EAS。

必须用合理的分析确定结构各部分的突风载荷。

分析必须考虑非定常气动特性和飞机的刚体运动。

突风形状必须按照第25.341（a）

（2）条的规定，其中：

Uds=7.60米/秒（25英尺/秒）EAS

H=12.5c；且

c为机翼的平均几何弦长（米，英尺）

（b）飞机必须按本条（a）规定的条件设计，但是在分别计及下列条件的影响时，飞机载荷系数不必大于1.0：

（1）在设计襟翼速度VF时，对应于发动机最大连续功率的螺旋桨滑流，以及对应于发动机起飞功率，飞机速度不小于1.4倍的失速速度（此时襟翼处于特定位置，飞机为相应的最大重量）下的螺旋桨滑流；

（2）迎面突风，其风速为7.60米/秒（25英尺/秒）（EAS）。

（c）如果在航路飞行情况中要使用襟翼或类似的增升装置，此时襟翼处在适当的位置，飞机速度直到按这些情况选定的襟翼设计速度，则假定飞机经受对称机动和对称突风，其范围由下列条件确定：

（1）机动到第25.337（b）条规定的正限制载荷系数；

（2）第25.341（a）条的离散垂直突风准则。

（d）飞机必须按最大起飞重量、襟翼和类似的增升装置处于着陆构型、机动载荷系数为1.5进行设计。

〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕

第25.349条　滚转情况

飞机必须按本条（a）和（b）规定的情况引起的滚转载荷进行设计。

对重心的不平衡气动力矩，必须由惯性力以合理的或保守的方式予以平衡，认为此惯性力由主要质量提供。

（a）机动　必须把下列各种情况、速度和副翼偏转（可能受驾驶员作用力限制的偏转除外），同数值为零及等于设计中所用正机动载荷系数的三分之二的飞机载荷系数组合起来考虑。

在确定所要求的副翼偏转时，必须按第25.301（b）条考虑机翼的扭转柔度。

（1）必须研究相应于各种定常滚转速度的情况。

此外，对于机身外面有发动机或其它集中重量的飞机，还必须研究相应于最大角加速度的情况。

对于角加速度情况，在对机动的时间历程缺少合理的研究时，可以假定滚转速度为零；

（2）速度VA时，假定副翼突然偏转到止动器；

（3）速度VC时，副翼的偏转必须为产生不小于按本条（a）

（2）得到的滚转率所要求的偏转；

（4）速度VD时，副翼的偏转必须为产生不小于按本条（a）

（2）得到的滚转率的三分之一所要求的偏转。

（b）非对称突风　假定平飞的飞机遇到非对称垂直突风，必须用由第25.341（a）条直接得到的机翼最大空气载荷或由第25.341（a）条计算出的垂直载荷系数间接得到的机翼最大空气载荷确定限制载荷。

必须假定100%的机翼空气载荷作用于飞机的一侧，80%作用于另一侧。

〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕

第25.351条　偏航机动情况

飞机必须按本条（a）到（d）规定的偏航机动情况引起的载荷进行设计，速度范围从VMC到VD。

对重心的不平衡气动力矩必须以合理或保守的方式予以平衡，并考虑飞机惯性力。

在计算尾翼载荷时，可以假定偏航速度为零。

（a）当飞机以零偏航角非加速飞行时，假定方向舵操纵器件突然移动使方向舵偏转到受下列条件限制的偏转量；

（1）操纵面止动器；或

（2）驾驶员作用力的限制值，从VMC到VA为1330牛（136公斤，300磅），从VC/MC到VD/MD为890牛（90.7公斤，200磅），在VA与VC/MC之间按线性变化。

（b）当方向舵操纵器件偏转，以始终保持在本条（a）中规定的限制值内可用的最大方向舵偏转时，假定飞机偏航到过漂侧滑角。

（c）当飞机偏航到静平衡侧滑角时，假定方向舵操纵器件保持，以获得在本条（a）中规定的限制值内最大可用方向舵偏转。

（d）当飞机偏航到本条（c）的静平衡侧滑角时，假定方向舵操纵器件突然回到中立位置。

〔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〕

补充情况

第25.361条发动机扭矩

（a）发动机架及其支承结构，必须按下列组合效应进行设计；

（1）相应于起飞功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩，和第25.333（b）条中飞行情况A的限制载荷的75％同时作用；

（2）相应于最大连续功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩，和第25.333（b）条中飞行情况A的限制载荷同时作用；

（3）对于涡轮螺旋桨装置，除了本条（a）

（1）和

（2）的规定情况外，相应于起飞功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩乘以下述系数后和1g平飞载荷同时作用。

该系数是用于考虑螺旋桨操纵系统故障（包括快速顺桨），在缺少详细的分析时，必须取为1.6。

（b）对于涡轮发动机装置，发动机架及其支承结构必须设计成能承受下列每一种载荷：

（1）由于故障或结构损坏（例如压气机卡住）造成发动机突然停车所产生的发动机限制扭矩载荷；

（2）发动机最大加速所产生的发动机限制扭矩载荷。

（c）本条（a）考虑的发动机限制扭矩，必须由相应于规定的功率和转速的平均扭矩乘以下列系数得出：

（1）对于涡轮螺旋桨装置，为1.25；

（2）对于有5个或5个以上汽缸的活塞发动机，为1.33；

（3）对于有4、3、2个汽缸的发动机，分别为2、3、4。

第25.363条　发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷

（a）发动机和辅助动力装置支架及其支承结构必须按横向限制载荷系数（作为作用在发动机和辅助动力装置支架上的侧向载荷）进行设计，此系数至少等于由偏航情况得到的最大载荷系数，但不小于下列数值：

（1）1.33；

（2）第25.333（b）条所述的飞行情况A的限制载荷系数的三分之一。

（b）可假定本条（a）规定的侧向载荷与其它飞行情况无关。

〔中国民用航空总局2001年5月14日第三次修订〕

第25.365条　增压舱载荷

下列规定适用于有一个或一个以上增压舱的飞机：

（a）飞机结构必须有足够的强度来承受飞行载荷和由零到释压活门最大调定值的压差载荷的组合作用；

（b）必须计及在飞行中的外部压力分布以及应力集中和疲劳影响；

（c）如允许机舱带压差着陆，则着陆载荷必须和由零到着陆期间所允许的最大压差载荷相组合；

（d）飞机结构必须设计成能承受下述压差载荷，对于申请批准在直到13700米（45,000英尺）的高度运行的飞机，该载荷为释压活门最大调定值的1.33倍；对于申请批准在13700米（45,000英尺）以上运行的飞机，该载荷为释压活门最大调定值的1.67倍，并略去其它载荷。

（e）增压舱内部和外部的任何结构、组件或零件，如因其破坏而可能妨碍继续安全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使用高度由于以下每一情况使任何舱室出现孔洞而引起的压力突降：

（1）发动机碎裂后发动机的一部分穿通了增压舱；

（2）在任何增压舱有尺寸不超过HO的任何孔洞，但对无法合理预期会局限于小舱室的孔洞，可以将小舱室与其相邻增压舱合并起来作为一个舱室考虑。

尺寸HO须按下式计算：

HO=PAs

式中：

HO为最大孔洞面积，米2（英尺2），不超过1.86米2（20英尺2）；

AS为增压壳体垂直于纵轴的最大横截面积，米2（英尺2）；

（3）未经表明是极不可能出现的由于飞机或设备损坏而造成的最大孔洞。

（f）在符合本条（e）款，确定损坏或穿通的概率和可能的孔洞尺寸时，如果还考虑到关闭装置可能有的使用不当以及误开舱门的情况，则可以考虑设计的破损—安全特征。

而且，合成的压差载荷还必须以合理和保守的方式与1g平飞载荷以及由于应急泄压情况引起的任何载荷相组合。

这类载荷可以按极限载荷考虑，但是，因这些情况引起的任何变形均不得妨碍继续安全飞行和着陆。

也可考虑由于各舱之间的通风所提供的减压。

（g）载人增压舱内的隔框、地板和隔板必须设计成能承受本条（e）所规定的情况。

此外，还必须采取合理的设计预防措施，以尽量减小由于零件的脱落而伤害座位上乘员的概率。

〔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25.367条发动机失效引起的非对称载荷

（a）飞机必须按由临界发动机失效引起的非对称载荷进行设计。

涡轮螺旋桨飞机必须按下列情况和螺旋桨阻力限制系统单个故障的组合进行设计，同时要考虑驾驶员在飞行操纵器件上预期的纠正动作：

（1）在VMC与VD之间的各种速度下，由于燃油流动中断而引起功率丧失所产生的载荷作为限制载荷；

（2）在VMC与VC之间的各种速度下，由于发动机压气机