T∕AOPA 0002-2023 轻型运动飞机技术要求.pdf

ICS：49.020CCS：V04团 体标准T/AOPA 00022023轻型运动飞机技术要求Technical requirements for light sport aircraft2023-01-16 发布2023-01-16 实施中国航空器拥有者及驾驶员协会发布T/AOPA 0002-2023I目次前言.II引言.III1 范围.12 规范性引用文件.13 术语、定义和符号.13.1 术语和定义.13.2 符号.24 一般要求.25 详细要求.35.1 飞行.35.2 结构.75.3 设计和构造.175.4 动力装置.205.5 设备.225.6 使用限制和资料.24附录 A（资料性）简化设计原则及可行性方法.30T/AOPA 0002-2023II前言本文件按照GB/T 1.1-2020标准化工作导则第1部分：标准化文件的结构和起草规则的规定起草。本文件由中国航空器拥有者及驾驶员协会（Aircraft Owners and Pilots Association of China，以下简称中国AOPA）提出、制定、发布、解释并组织实施。本文件起草单位：中国特种飞行器研究所、中国航空器拥有者及驾驶员协会。本文件主要起草人：刘翀、张峰、唐勇、陶威、吴晓东、李继雄、刘宗强、曾奎、穆媛、熊伟、王雪明、庞成龙、陆鹏、杨宵云、田钧、王根辉、田瑞、康培芳、万蓉。T/AOPA 0002-2023III引言针对我国轻型运动飞机的发展现状和发展情况，参考ASTM-F2245-16c轻型运动飞机设计与性能规范等ASTM系列标准和CCAR-23-R3/R4正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定等相关标准，基于国内工业发展水平分析基础上，广泛调研，结合国外成熟标准，制定适用于中国国情的轻型运动飞机技术要求，用以指导工业方开展设计，并指导轻型运动飞机的技术审查。本文件规定了轻型运动飞机的一般要求和飞行、结构、设计和构造、动力装置、设备、使用限制和资料等安全性设计要求。本文件是中国AOPA组织、实施和保障轻型运动飞机技术规定的基本依据，是所有自愿认同本文件的机构、个人共同遵守的技术规定，也可作为认可本标准的研究机构开展相关领域研究的依据。T/AOPA 0002-20231轻型运动飞机技术要求1范围本文件规定了轻型运动飞机的一般要求和飞行、结构、设计和构造、动力装置、设备、使用限制和资料等安全性设计要求。本文件适用于轻型运动飞机。2规范性引用文件下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件；不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。CCAR-23-R3正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定ASTM F2316轻型运动飞机机体应急降落伞的标准规范ASTM F2339轻型运动飞机活塞火花点火发动机设计和制造规范ASTM F2506轻型运动飞机螺旋桨设计与试验规范ASTM F2538轻型运动飞机活塞压燃发动机的设计和制造规范ASTM F2840轻型运动飞机电动推进装置的设计和制造规范3术语、定义和符号3.1术语和定义下列术语和定义适用于本文件。3.1.1电力推进装置electric propulsion unit(EPU)任何电动马达和用于向电动飞行器提供推力的所有的相关设备。3.1.2能源存储设备energy storage equipment(ESD)作为电力推进装置的一部分（EPU），用来存储能量。典型的能量存储设备包括但不限于电池、燃料电池、或电容器等。3.1.3轻型运动飞机light sport aircrafta）最大起飞重量：1）陆上飞机不超过 700 kg。2）水上飞机不超过 750 kg。b）包括飞行员在内的最大座位数不超过 2 座。c）配单台活塞式发动机或电动发动机。d）在海平面标准大气条件下，最大连续功率状态下最大平飞速度不超过 222 km/h 校正空速；在最大起飞重量和临界重心位置，最大失速速度不超过 90.7 km/h 校正空速。e）如果具有座舱，座舱为非增压座舱。f）固定式起落架。g）限制在昼间目视飞行规则运行。T/AOPA 0002-20232h）定距或者桨距可地面调节的螺旋桨。3.2符号下列符号适用于本文件。AR展弦比b机翼展长CG重心CL飞机升力系数Cm力矩系数（相对于c/4点而言，抬机头为正）Cm0零升力力矩系数Cn法向系数c弦长g重力加速度n载荷系数nj机轮载荷系数n1飞机正限制机动载荷系数n2飞机负限制机动载荷系数n3VC时飞机正限制突风载荷系数n4VC时飞机负限制突风载荷系数空气密度q动压S机翼面积V翼空速VA设计机动速度VC设计巡航速度VCmin最小设计巡航速度VD设计俯冲速度VDF演示俯冲速度VDmin最小设计俯冲速度VF设计襟翼速度VFE最大襟翼展态速度VFmin最小设计襟翼速度VH以最大连续功率平飞的最大速度VNE不可超越速度VO使用机动速度Vs飞机失速速度或尚可操纵的最小稳态飞行速度VS1特定构型下的失速速度或最小稳态飞行速度VSO着陆形态下的失速速度或最小稳态飞行速度VX最佳爬升角的速度VY最佳爬升率的速度W最大起飞重量或最大设计重量WE最大空重Wu最小有效载荷WZWF机翼零燃油最大重量4一般要求轻型运动飞机应符合下列一般要求：a）轻型运动飞机应具有飞行性能安全性，主要包括失速速度、起飞性能、爬升性能、着陆性能、T/AOPA 0002-20233中断着陆性能等。b）轻型运动飞机机体结构及典型运动机构应具有结构安全性，主要包括机翼、尾翼、操纵系统、起落架等。c）轻型运动飞机系统、设备应具有系统安全性，主要包括动力装置、电气系统、仪表等。5详细要求5.1飞行5.1.1总则5.1.1.1符合性验证符合性验证需符合下列要求：a）在最临界的重量和重心构型下，均应满足以下每项要求（除非另有说明，否则应考虑从失速速度到 VDF或给定构型所允许最大速度的整个速度范围。）：1）VDF可以小于等于 VD。2）VNE应小于等于 0.9VDF并且大于等于 1.1VC。此外，VNE应大于等于 VH。b）在飞行试验过程中以下偏差是可接受的。1）重量：+5%，10%。2）受重量影响的临界项目：+5%，1%。3）重心：整个范围的7%。5.1.1.2载重分布限制载重分布限制需符合下列要求：a）最小有效载荷 Wu，应大于等于以下总和：飞机每个座位上乘客的体重为 86 kg，加上消耗物的重量，例如以速度 VH飞行 1 h 所需的燃油。消耗率应根据具体使用过程的试验结果获得。b）应确定最小飞行重量。c）应确定空机重心、重心前限、重心后限。d）在安装和标识都正确的前提下，固定式或可卸配重可以单独或同时使用。e）在安装和标识都正确的前提下，可以使用多个能源存储设备（ESD）。5.1.1.3螺旋桨速度和桨距限制螺旋桨的构型不得使发动机超过生产制造商确定的正常条件下的安全运行限制。在起飞、初始爬升或以0.9VH飞行期间，发动机处于最大油门位置，螺旋桨应限制发动机转速，使之不超过最大发动机转速。在规定的“不可超越速度VNE”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。5.1.2性能5.1.2.1概述所有性能要求均适用于国际民航组织标准大气条件中规定的静止空气和海平面条件。速度以指示空速（IAS）和校正空速（CAS）的形式给出。5.1.2.2失速速度机翼水平失速速度VSO、Vs应通过以减速率不大于0.5 m/s2、油门关闭、最大起飞重量和最不利重心T/AOPA 0002-20234状态下的飞行试验来确定。5.1.2.3起飞在飞机最大起飞重量，全油门情况下，以下各项须使用正常起飞程序测量：a）飞机在最低等级跑道上起飞，离地之前的滑跑距离。b）以至少 1.3VS1的爬升速度越过 15 m 障碍所用的距离。注：用于正常起飞的程序，包括襟翼位置，应在飞行员操作手册中明确规定。5.1.2.4爬升以最大起飞重量，襟翼位于飞行员操作手册中规定的用于爬升的位置，油门全开：a）速度为 VY时的爬升率应超过 1.6 m/s。b）速度为 VX时的爬升梯度应超过 1/12。5.1.2.5着陆应在油门关闭、襟翼放下的着陆过程中，确定以下各项：a）飞机以速度 1.3VSO、从高于着陆表面 15 m 处到飞机着陆并完全停止所需的着陆距离。b）合理刹车（如果装有）时的地面滑跑距离。5.1.2.6中断着陆飞机从速度1.3VSO中断着陆决定复飞，在施加最大油门后的5 s内，应能获得超过1/30的爬升梯度。如果可以在较短的时间内安全收起襟翼，且没有高度损失和突然的姿态变化，则襟翼可以收起。5.1.3操纵性和机动性5.1.3.1概述操纵性和机动性应按下列条件确定：a)在正常使用主操纵器件，进行起飞、爬升、平飞（巡航）、俯冲（至速度 VDF或者至被考核构型所允许的最大速度）、进近、着陆（带动力或不带动力，襟翼收起或放下）时，飞机都应具有安全的操纵性和机动性。b)所有飞行状态间都应能平稳过渡，不得超过表 1 所示的飞行员操纵力。表 1飞行员操纵力序号施加在操纵机构上的力俯仰N滚转N偏航N1短暂作用（小于两分钟）-2驾驶杆200100-3驾驶盘（作用于轮缘）200100-4方向舵脚蹬-4005持续作用2323110c)在襟翼正常的操纵速度范围（VSO至 VFE）内收放襟翼时，能够保持操纵控制。d)在速度降为 VSO前，可进行横向操纵、航向操纵和纵向操纵。5.1.3.2纵向操纵纵向操纵按下列条件确定：a）当飞机尽可能配平至 1.3VS1稳定飞行后，飞机应能在 1.1VS1和 1.3VS1之间的任何速度都有可能使机头下俯，以便使空速很快增加到至少 1.3VS1。在所有可能的构型下，飞机都应具备这种特性，包括发动机在最大油门或慢车状态进行低头控制。T/AOPA 0002-20235b）飞机的纵向操纵力应随着机动载荷系数的增加而增加。c）干净构型下飞机重心位于重心后限时，为获得机动载荷系数的正限值（n1）所需施加的操纵力不得低于 70 N。飞行中测量操纵力的增量时，应从 n=1 的初始配平状态算起，该状态空速为收起襟翼构型下的校正失速速度的 2 倍。d）如果飞行试验不能演示机动载荷系数n1，那么最小操纵力应与演示的最大载荷系数n1D成比例，并满足公式（1）：1min1170()1Dnfn（1）式中：fmin最小操纵力，（N）。n1D最大载荷系数。n1机动载荷系数的正限值。5.1.3.3航向和横向操纵航向和横向操纵按下列条件确定：a）在下列状态中，飞机能够从 30横滚角的定常转弯中滚过 60进入反向转弯：1）从开始滚转起，在 5 s 内完成，此时配平速度尽可能接近 1.3VS1、襟翼在起飞位置、发动机为最大起飞功率。2）从开始滚转起，在 4 s 内完成，此时配平速度尽可能接近 1.3VS0、襟翼在放下位置、发动机慢车。b）无论襟翼收起或放下，快速进入或改出最大交叉控制侧滑状态时，都不应导致不可控的飞行特性。c）横向和航向操纵力都不应随舵面偏度的增加而反效。5.1.3.4纵向静稳定性纵向静稳定性按下列条件确定：a）无论飞机是最大或最小重量，重心位于前限还是后限，飞机都能演示其能在爬升、巡航、着陆进场等构型下的配平和稳定飞行。b）在最临界功率设置和重心组合下，速度从 1.1VS1至相应的构型最大允许速度，纵向稳定性都应是正的。c）应演示飞机具有能够从以下状态恢复到原配平状态的趋势：1）从配平状态推杆增速后，纵向操纵力缓慢解除。2）从配平状态拉杆减速后，纵向操纵力缓慢减除。d）飞机应用以下几种设定功率及构型的配平飞行演示来表明本节的符合性：1）爬升（襟翼在预期的合理位置，最大连续功率）。2）巡航（襟翼收起，75%最大连续功率）。3）进场着陆（襟翼完全放下，发动机慢车）。e）当恢复到配平稳定飞行的过程中时，飞机应：1）不能减速至低于失速速度 VSl。2）不能超过 VNE或者相对应构型的最大允许速度。3）任何长周期振荡的幅值逐渐减小。5.1.3.5横航向静稳定性T/AOPA 0002-20236横航向静稳定性按下列条件确定：a）在方向舵和副翼固持下，对于滚转和偏航轴，飞机须能够保持配平状态。b）在临界功率和重心组合情况下，速度从 1.2VS1直到所试验的状态下的最大允许速度范围之内，飞机具有正的横航向静稳定特性。c）航向静稳定性用方向舵松浮时，由飞机从侧滑中改出的趋势来表示。d）横向静稳定性用副翼松浮时，由飞机从侧滑中恢复到机翼水平姿态的趋势来表示。e）飞机在以下襟翼和功率设定进行配平稳定飞行时，应表明对该节的符合性：1）爬升（襟翼在给定的合理位置，最大连续功率）。2）巡航（襟翼收起，75%最大连续功率）。3）进场着陆（襟翼完全放下，发动机慢车）。5.1.3.6动稳定性在合理的速度范围内（1.1VS1到飞行员操作手册里规定的最大允许速度）的任何振荡，其振幅应是衰减的。5.1.3.7机翼水平失速在所有重量和重心组合条件下，当飞机从失速进入和改出时，应能用正常操纵手段防止出现大于20的滚转或偏航。5.1.3.8转弯飞行失速转弯飞行失速按下列条件确定：a）当飞机初始配平于 1.5VS后，应按以下方式在两个滚转方向上进行转弯飞行失速的演示：先保持 30横滚角协调转弯，施加足够的俯仰操纵来获得需要的减速率直到飞机失速。在失速之后，应能恢复机翼水平飞行，且不允许超过转弯同方向或反方向 60的横滚角增量。恢复过程不得有过多的高度损失和尾旋的趋势。减速率应保持常值，且在转弯飞行失速时不得超过0.5 m/s2，在加速转弯失速时应在（1.52.5）m/s2之间。这两种情况下的减速率均是通过升降舵进行控制。b）转弯飞行失速应按下列方法演示：1）襟翼收起，75%最大连续功率和发动机慢车。2）襟翼放下，75%最大连续功率和发动机慢车（速度不超过 VFE）。3）襟翼放下的状况包含完全放下位置和每一正常操作的中间位置。4）对非特技飞机，如果 75%最大连续功率导致俯仰角大于 30，可以根据以下情况减小功率设定，但不少于 50%最大连续功率。襟翼收起时，可减小功率，以保证俯仰角不大于30。任意襟翼放下状态，可按照各自构型下最大着陆重量和1.4VS1速度平飞功率开展试验。注：如果为防止超过30俯仰角而减小功率设置，则应在飞行员手册和飞行训练补充手册中注明：飞机的俯仰角不能超过30。5.1.3.9尾旋尾旋应按下列条件确定：a）如果飞机上标明“禁止故意尾旋”，飞机应在使用了改出操纵后，在不超过一圈附加尾旋中从单圈尾旋或 3 s 尾旋（取时间长者）中改出。b）如果飞机允许有意进入尾旋，则应能够在不超过一圈半附加尾旋中从 3 圈尾旋中改出。c）另外，a）条和 b）条均应满足：T/AOPA 0002-202371）在襟翼收态和展态两种情况时均不得超过相应的空速限制以及限制机动载荷系数。2）在盘旋或者改出的过程中操纵力不得超过规定的限制。3）使用任何飞行操纵器件时，均不能导致不可控制的尾旋。4）对于襟翼展态情况的尾旋，在改出过程中襟翼可以收上。d）对于本身设计为抗尾旋的飞机，其抗尾旋特性应通过试验和相关文件进行验证。如果能够证明抗尾旋，飞机应标示“禁止故意尾旋”，但可以不符合 a）条至 c）条。5.1.3.10振动飞行试验中，通过飞行员观察，当飞行速度为VSO到VDF之间的任何速度时，不应发生严重的抖振（失速抖振是允许的）和过度的机体或控制机构的振动。5.1.4地面和水上操纵特性5.1.4.1概述地面和水上操纵特性应按下列条件确定：a）当飞机侧风不超过飞行员操作手册中规定的最大侧风分量时，飞机在滑行、起飞和着陆（水）时都能够维持飞机安全运行。b）机轮刹车的使用应避免导致无法预测的飞机响应或操控困难。c）水上飞机或水陆两栖飞机在水面上的任何正常使用速度上，不得有危险的或不可控制的海豚运动特性。5.1.4.2喷溅特性水上飞机或水陆两栖飞机在水面滑行、起飞和着水的任何时候，喷溅不得导致飞行员的视线模糊或毁坏螺旋桨或飞机的其他部件。5.2结构5.2.1概述5.2.1.1载荷设计强度的要求用限制载荷（服役期间预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以安全系数）。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。除非另有说明，所规定的空中、地面和水载荷应与计及飞机每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷分布应保守近似于或接近地反映真实情况。如果载荷作用下的变位会显著改变外部载重或内部载重的分布，则应考虑载重的这种重新分布。附录A.1到附录A.5提供了一个简化的方法（但不是唯一方法）计算各种载荷，在附录中规定的限制条件下，该方法满足5.2.2至5.2.7中所述的某些要求。5.2.1.2安全系数（含特殊系数）安全系数须满足下列要求：a）除非在本条 b）中另有规定，否则极限载荷的安全系数应采用 1.5。b）特殊极限载荷安全系数如下：1）铸件安全系数 2.01.53.0。2）接头安全系数 1.21.51.8。3）由螺栓或销连接需转动的轴承安全系数 2.01.53.0。T/AOPA 0002-202384）除球形和滚柱轴承铰链外的操纵面铰链轴安全系数 4.451.56.67。5）推拉操纵系统接头安全系数 2.21.53.3。6）钢索控制铰链，安全带连接安全系数 1.331.52。5.2.1.3强度和变形结构应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。结构应能够承受极限载荷至少3 s而不破坏，但是当用模拟真实载荷情况的动态试验来表明强度的符合性时，则此3 s的限制不适用。5.2.1.4结构验证应表明每一临界受载情况下均符合5.2.1.3所述的强度和变形要求，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。对其他情况，应进行验证载荷试验。如果已模拟了设计载荷情况，则动态试验包括结构飞行试验是可接受的。载荷测试验证通常采用极限设计载荷。结构的某些部分应按照5.3.1.9进行试验。5.2.2飞行载荷5.2.2.1概述飞行载荷须满足下列要求：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。正载荷系数是当气动力相对于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标准的飞行载荷要求。1）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。2）对于每一要求的重量，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。5.2.2.2对称飞行情况对称飞行满足下列要求：a）在确定与 5.2.2.2 至 5.2.2.6 规定的任何对称飞行情况相对应的机翼载荷和线性惯性载荷时，必须用合理的或保守的方法计及相应的平尾的平衡载荷。b）由于机动和突风引起的平尾载荷的增量，应以合理的或保守的方法用飞机的角惯性力来平衡。c）在计算由以上规定引起的气动载荷时，假定载荷系数达到规定值时迎角突然改变、空速没有损失。在此过程中可不考虑角加速度。d）用于确定载荷条件的气动数据应要通过试验，计算或者保守估算来验证。如果缺少更好的资料，对于刚性升力面最大的负升力系数可以假定为0.8。如果俯仰力矩系数 Cm0小于0.025，此系数至少取0.025。5.2.2.3飞行包线5.2.2.3.1概述对于飞行包线（与图1所示的相类似）边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均应表明符合本标准的强度要求。该飞行包线表示分别由5.2.2.5和5.2.2.6所述机动和突风准则所规定的飞行载荷条件范围。T/AOPA 0002-202395.2.2.3.2机动包线除受到最大（静）升力系数的限制外，假定飞机经受对称机动而产生下列限制载荷系数：a)直到VD的各速度时，为5.2.2.5 a）中规定的正机动载荷系数。b)直到VD的各速度时，为5.2.2.5 b）中规定的负机动载荷系数。图 1飞行包线5.2.2.3.3突风包线假定飞机在平飞时遇到对称的垂直突风，由此引起的限制载荷系数应对应于按下述突风速度确定的情况：a)在速度为VC时的正（向上）、负（向下）突风速度应取为15.25 m/s。b)在速度为VD时的正、负突风速度应取为7.6 m/s。5.2.2.4设计空速设计空速须满足下列要求：a）VS计算按公式（2），设计机动速度 VA如公式（3）所示：12SLMAXWVCS（2）1ASVVn（3）式中：n1设计中的最大正限制机动载荷系数。Vs襟翼收起情况下最大起飞重量时的失速速度计算值，（m/s）。b）设计襟翼速度 VF：对于增升装置，VF应不小于1.4VS或2.0VS0两者中的大者，其中：1）1.4VS，VS是襟翼收起情况下设计最大重量时的计算失速速度。2）2.0VS0，VS0是襟翼完全放下情况下最大设计重量时的计算失速速度。c）设计巡航速度 VC：1）VC不小于2.45/W S。2）在海平面，VC不大于 0.9VH。T/AOPA 0002-202310d）设计俯冲速度 VD如公式（4）所示：min1.4DCVV（4）式中：VCmin最小设计巡航速度，（m/s）。5.2.2.5限制机动载荷系数限制机动载荷系数须满足下列要求：a）正限制机动载荷系数 n1不得小于 4.0。b）负限制机动载荷系数 n2不得大于2.0。c）襟翼放下时的载荷系数：1）如果装有用于起飞、进场或着陆的襟翼或类似的增升装置，襟翼从任意位置达到 VF时，飞机的正限制载荷系数 n1设计值为 2.0。2）n2=0。d）速度控制装置的载荷：1）如果飞机使用了速度控制装置（例如扰流板和减速板），则设计用正的限制载荷系数要取为 3.0，此时速度控制装置在打开的任何位置、并且速度直到该装置所标明的展态速度。2）如果机动载荷系数低于本条中的规定，则飞机应有相应的设计特征使得飞机在飞行中不会超过这些载荷系数。5.2.2.6突风载荷系数飞机应设计成能承受如下情况产生的载荷：a）在襟翼收起时，5.2.2.3.3 中规定的突风速度。b）在速度 VF时，襟翼完全放下，名义强度为 7.6 m/s 的正负突风。5.2.2.7非对称飞行情况假定飞机经受到本条a）和b）的非对称飞行情况。对重心的不平衡气动力矩，应由惯性力以合理的或保守的方法予以平衡，认为此惯性力由主要质量提供。非对称飞行应设计成如下情况：a）滚转情况：飞机应设计成可以承受由 5.2.7.1 规定的副翼偏转和速度所产生的载荷，至少同5.2.2.5 中规定的用于设计的正机动载荷系数的 2/3 相组合。b）偏航情况：飞机应按照 5.2.5 规定的载荷在垂直翼面上产生的偏航载荷来设计。5.2.2.8机翼后撑杆如果采用机翼后撑杆，它应设计成能承受下列设计速度下的逆流情况，如公式（5）所示：0.654.5VW S（5）式中：V设计速度，（m/s）。W/S设计最大起飞重量下的翼载，（N/m2）。应采用该特定机翼剖面的气动数据，或采用CL等于0.8，弦向压力为三角形分布，后缘为峰值，前缘为零。5.2.2.9发动机扭矩T/AOPA 0002-2023115.2.2.9.1相应于起飞功率和螺旋桨转速的发动机限制扭矩和 5.2.2.5 a）中飞行情况的限制载荷的75同时作用。5.2.2.9.2相应于最大连续功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩和 5.2.2.5 a）中飞行情况的限制载荷同时作用。5.2.2.9.3对常规且带有正向推进器活塞发动机，本条 a）与 b）中考虑的发动机限制扭矩，应由平均扭矩乘以下列系数得出：a）对四冲程发动机按下列要求设计：1）对有 5 个或 5 个以上汽缸的发动机，为 1.33。2）对有 4、3、2、1 个汽缸的发动机，分别为 2、3、4 和 8。b）对二冲程发动机按下列要求设计：1）对有 3 或者 3 个以上汽缸的发动机，为 2。2）对有 2、1 个汽缸的发动机，分别为 3 和 6。5.2.2.9.4对于电动发动机，第 5.2.2.9.1 条与 5.2.2.9.2 条中考虑的发动机限制扭矩，由平均扭矩乘以1.33 得到。5.2.2.10发动机架的侧向载荷发动机架的侧向载荷须满足下列要求：a）发动机架及其支承结构应按作用于该发动机架上的侧向载荷来设计，此侧向载荷限制系数不小于 1.5。b）可以假定 a）中规定的发动机架的侧向载荷与其它飞行情况无关。c）如果在允许的情况下，5.2.8.7 规定的前轮载荷应被考虑。5.2.3操纵面和操纵系统载荷5.2.3.1操纵面载荷5.2.3.3至5.2.7.3中规定的操纵面载荷，是假定在5.2.2.2至5.2.2.6规定的情况下产生的。5.2.3.2操纵系统载荷每一飞行操纵系统和其支承结构，应按相应于5.2.3.1和5.2.7.3中规定情况计算的可动操纵面铰链力矩的125%的载荷进行设计。在计算铰链力矩时，应用可靠的气动数据。操纵系统任何部分的载荷不得小于5.2.3.3所规定的驾驶力的60%。此外，操纵系统限制载荷不必超过由驾驶员产生的载荷。设计用的驾驶员作用力不必超过5.2.3.3中规定的最大的驾驶员作用力。5.2.3.3驾驶员限制作用力和扭矩对于直接操控飞机的纵向、侧向以及航向轴的主操控系统，包括支撑点和止动器，应设计成能够承受由以下驾驶员作用力产生的限制载荷：a）俯仰：445 N 作用在驾驶杆或驾驶盘上。b）滚转：180 N 作用在驾驶杆或驾驶盘上。c）偏航：580 N 作用在方向舵脚蹬上。d）操纵系统的方向舵应设计成可以承受前进方向上同时作用在每个方向舵脚蹬上 580 N 的载荷。5.2.3.4双操纵系统双操纵系统设计，应按每个驾驶员根据5.2.3.3中规定作用载荷的0.75倍反向操纵。5.2.3.5次操纵系统T/AOPA 0002-202312次操纵器件，如襟翼和配平操纵器件，均应按照驾驶员很可能施于该操纵器件的最大作用力进行设计。5.2.3.6操纵系统的刚性和弹性在任何条件下操纵系统弹性延伸或缩短时，驾驶员可用的操纵面和可移动调整片偏转量的减少应是安全的。5.2.3.7地面突风情况操纵系统如果安装了从操纵面到止动器或突风锁的机构，应按下式设计铰链力矩，此铰链力矩相当于突风作用产生的限制载荷。如公式（6）所示sssMKC S q（6）式中：Ms限制铰链力矩，（Nm）。Cs铰链线后操纵面的平均弦长，（m）。Ss铰链线后操纵面面积，（m2）。q动压，（Pa），其相应的设计速度为20 m/s。K 地面突风情况限制铰链力矩系数为0.75。5.2.3.8操纵面质量平衡的配重如果使用，应按如下限制载荷设计：a）n=16 限制载荷，垂直于操纵面。b）n=8 限制载荷，向前和向后平行于铰链轴线。5.2.3.9襟翼的交连飞机两侧对称襟翼的运动应通过互连机构确保同步，除非能够表明飞机在一侧襟翼收起、另一侧襟翼放下的情况下，仍然具有安全的飞行特性。5.2.3.10副翼的交连飞机两侧对称副翼应通过操纵机构互连，且用于互连的操纵器件应具有足够的刚度，以确保两侧副翼能同步反向运动，而不致使飞机在平飞过程中出现两侧副翼同步向上偏转的情况。5.2.3.11止动器所有主操纵器件在系统中应有止动器，以承受驾驶员操纵力、125%操纵面载荷或地面突风载荷中的较大值。5.2.4水平安定和平衡翼面5.2.4.1平衡载荷平衡载荷设计须按下列要求设计：a）水平翼面平衡载荷是在任何规定的没有俯仰加速度的飞行情况下，维持平衡所应的载荷。b）水平翼面应按限制机动包线上的任一点和 5.2.2.5 c）规定的减速板和襟翼情况所产生的平衡载荷来设计。5.2.4.2机动载荷T/AOPA 0002-202313水平翼面应按照下列几种情况驾驶员诱发的俯仰机动来设计：a）在速度 VA时，升降舵向上最大偏度。b）在速度 VA时，升降舵向下最大偏度。c）在速度 VD时，升降舵向上 1/3 最大偏度。d）在速度 VD时，升降舵向下 1/3 最大偏度。注：本条中应有以下假设：飞机的初始状态为水平飞行状态，高度和速度均未发生改变。机动载荷与惯性力平衡。5.2.4.3突风载荷水平安定面应按以下情况引起的载荷来设计：a）襟翼收起，按照 5.2.2.3.3 所规定突风速度。b）在速度 VF时，襟翼完全放下，名义强度为 7.6 m/s 的正负突风。5.2.5垂直安定面5.2.5.1机动载荷垂直安定面应按以下几种飞行条件引起的机动载荷来设计：a）在速度 VA时，方向舵在左右两个方向上达到最大偏度。b）在速度 VD时，方向舵在左右两个方向上达到 1/3 最大偏度。5.2.5.2突风载荷垂直安定面应设计成能够承受5.2.2.3.3规定的横向突风。5.2.5.3外置垂直翼面或翼尖小翼外置垂直翼面或翼尖小翼应按下列要求设计：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，则水平翼面或机翼应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）如果水平翼面（或机翼）将外置垂直翼面或翼尖小翼分成上下两部分，则垂直安定面的临界载荷（按 5.2.5.1 和 5.2.5.2 确定的单位面积载荷）应按下列规定施加：1）水平翼面（或机翼）以上的垂直翼面部分承受水平安定面以下的垂直翼面部分 80%的载荷。2）水平翼面（或机翼）以下的垂直翼面部分承受水平安定面以上的垂直翼面部分 80%的载荷。c）5.2.3.6 和 5.2.4.3 的偏航情况应用于本条 b）所述的垂直翼面时，应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，对于结构载荷情况应同时施加 5.2.5.1 中作用在垂直安定面上的机动载荷和 n=l 的水平安定面或机翼载荷，包括垂直安定面在水平安定面或机翼上产生的诱导载荷和作用在水平安定面或机翼上的力或力矩。5.2.6安定面的补充情况5.2.6.1安定面上的复合载荷安定面上的复合载荷应按下列要求设计：a）当飞机遇到图 1 中 A 或 D 所对应的载荷条件（无论哪种情况导致的平衡载荷较大）时，水平面上的载荷应与 5.2.5.1 规定的垂直安定面上的载荷进行复合。应假设 75%的水平安定面载荷T/AOPA 0002-202314和 75%的垂直安定面载荷同时作用。b）安定面和机身应按安定面上的非对称载荷来设计，这些非对称载荷可由 5.2.4.2 规定的最大对称机动载荷得到，机身对称面一侧安定面施加 100%最大对称机动载荷，而另一侧施加该载荷的 70%。5.2.6.2V 型尾翼的附加载荷拥有V型尾翼的飞机应按照在速度VC下突风垂直作用于其中一片尾翼翼面来设计。这个条件是对先前规定的等效水平和垂直工况进行补充。5.2.7副翼、襟翼和特殊装置5.2.7.1副翼副翼应按照以下情况对应的操纵载荷来设计：a）在速度 VA时，副翼操纵器件突然移动至最大偏度。b）在速度 VD时，副翼操纵器件突然移动至 1/3 最大偏度。5.2.7.2襟翼襟翼及其操纵机构、支撑结构应按照襟翼在可放下范围内任意位置的临界载荷设计。应考虑不小于1.4VS空速下与起飞功率相对应的螺旋桨滑流的影响，VS为计及设计重量下襟翼完全收起的失速速度。为了研究滑流影响，过载系数假定为1.0。5.2.7.3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），其受载情况应由试验数据确定或由可靠的气动数据进行估算。5.2.8地面载荷5.2.8.1概述本章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，应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。5.2.8.2机轮载荷系数机轮载荷设计须按下列设计：a）机轮载荷系数 nj，可按下列方法计算，如公式（7）所示：3jhdnefd（7）式中：h 落震高度（m）,0.0132hW S，W/S单位为N/m2，但是h要大于0.23 m。d 减震器总行程(m)，d=dtire+dshock。ef减震效率。对轮胎和橡胶或弹簧减震器：ef=0.5；对液压减震器，efd=0.5dtire+0.65dshock。b）如果 nj大于 3.33，所有集中质量（发动机、油箱、座椅、配重等）应按大于 4 的限制着陆载荷系数 n（nj+0.67=n）来验证。c）极限着陆载荷系数等于限制载荷乘以通常所用的 1.5 安全系数，除非自由落震试验表明在 1.44T/AOPA 0002-202315倍的能量吸收试验高度试验可采用较低的安全系数。如果减震器是快速吸能型的，极限载荷是限制载荷乘以保守备用系数 1.2。5.2.8.3基本着陆工况基本着陆情况要求参见表2及图2。表2基本着陆情况序号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的水平着陆尾沉着陆1重心处垂直分量nWnWnWnWnW2重心处向前向后分量K nW0K nWK nW03重心处侧向分量000004减震支柱压缩量100%100%100%100%100%5轮胎压缩量静态静态静态静态静态6主轮载荷 Vr(n-L)W(n-L)Wb/d(n-L)Wa/d(n-L)W(n-L)W7两个主轮 DrKnW0KnW a/dKnW08尾(前)轮 Vr0(n-L)Wa/d(n-L)W b/d009载荷 Dr00Knwb/d00注 1：K=0.25。注 2：L=2/3，飞机升力与飞机重量之比。注 3：n=nj+2/3，载荷系数。注 4：nj=在 5.2.8.2 中给出的机轮载荷系数。图 2基本着陆情况5.2.8.4侧向载荷情况T/AOPA 0002-202316主轮的侧向载荷（在水平姿态）见图3所示，减震器和轮胎均处于静态位置。图 3侧向载荷情况5.2.8.5滑行刹车情况主轮的滑行刹车载荷（在水平姿态）见图4所示，减震器和轮胎均处于静态位置。图 4滑行刹车情况5.2.8.6尾轮补充情况尾轮情况（尾沉着陆姿态）如图5所示，减震器和轮胎均处于静态位置。图 5尾轮情况5.2.8.7前轮补充情况前轮补充情况如图6所示（静载是指重量-重心组合的最大载荷值），减震器和轮胎均处于静态位置。T/AOPA 0002-202317图 6前轮情况5.2.9水载荷情况a）水上飞机和水陆两用飞机的结构应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时所产生的水载荷进行设计。b）非申请方对水载荷做出合理的分析，或有充分的使用经验可用，否则应采用附录 A.6 的规定。5.2.10应急着陆情况结构的设计应能在应急着陆情况下，当乘员（通过安全带/或肩带）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，能够保护每位乘员（这些是三种独立的状态）。a）向上 3g。b）向前 9g（10g 对于发动机和能源存储设备（ESD）。c）侧向 1.5g。5.2.11其它载荷情况5.2.11.1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。5.2.3.7给出的最小风速为VR=20 m/s。5.2.11.2降落伞系统载荷如果飞机安装了应急降落伞系统（弹射回收系统），与机身的连接点设计应符合ASTM F2316的规定。5.2.11.3独立质量点载荷飞机设备的集中质量与机身连接结构应能够承受飞机飞行或地面载荷中最大的载荷系数。5.3设计和构造5.3.1概述5.3.1.1设计任何对安全有重要影响的新设计或者非常规设计特征的完整性都应通过试验来确立。5.3.1.2材料材料对预期的使用应是适用和耐久的。设计值（强度）的选定应使所有结构零件都不会由于材料变化和载荷集中而低于强度值。T/AOPA 0002-2023185.3.1.3制造方法零部件、组件和航空器的制造应符合制造商的质量保证和生产检测规程。5.3.1.4紧固件任何自锁螺母都不得应用在工作过程中承受扭转的螺栓上，除非在自锁装置之外再采用非摩擦锁定装置。5.3.1.5结构保护应按要求对飞机结构进行保护，以防止使用中由于气候、腐蚀、磨损等原因而引起性能降低或强度丧失，适当时还应提供足够的通风和排水措施。5.3.1.6可达性应保证对关键结构元素和操纵系统的可达性，以便对它们进行检查、调节、维护和修理。5.3.1.7气动弹性a）在以下条件下，飞机不得发生颤振、操纵反效和发散：1）结构设计包线内和包线外足够范围内的所有速度。2）任何构型和运行情况。3）考虑临界自由度。4）考虑任何临界失效或故障。b）必须