§２３．２３９ 喷溅特性
水上飞机或水陆两用飞机，在滑行、起飞和着水的任何时候，喷溅不得危险地模糊驾驶员的视线或损坏螺旋桨或飞机的其它部件。
其它飞行要求
§２３．２５１ 振动和抖振
在至少到§２３．３３５允许的ＶD最小值的任何相应的速度和动力状态，飞机的每一部件必须不发生过度的振动。另外，在任何正常飞行状态，不得存在强烈程度足以干扰飞机良好操纵、引起飞行机组过度疲劳或引起结构损伤的抖振状态。在上述限度以内的失速警告抖振是允许的。
§２３．２５３ 高速特性
如果最大使用速度ＶMO／ＭMO按§２３．１５０５（ｃ）的要求来制定，则必须满足下述的增速特性和速度恢复特性：
（ａ）很可能引起无意中增速（包括俯仰和滚转的颠倾）的运动状态和特性，必须用配平在直至ＶMO／ＭMO的任一很可能使用的巡航速度的飞机来模拟。这些运行状态和特性包括突风颠倾、无意的操纵动作、相对于操纵系统摩擦较低的杆力梯度、旅客的走动、由爬升改平及由Ｍ数限制高度下降到空速限制高度。
（ｂ）计及有效的固有或人为速度警告发出后驾驶员作出反应的时间，必须表明在下述条件下能够恢复到正常的姿态，并且速度降低到ＶMO／ＭMO：
（１）不需要特别大的驾驶杆力或特殊的技巧；
（２）不超过按§２３．２５１规定的最大速度ＶD／ＭD及各种结构限制；
（３）不出现会削弱驾驶员判读仪表或操纵飞机恢复正常的能力的抖振。
（ｃ）在直到按§２３．２５１规定的最大速度的任一速度，不得有绕任一轴的操纵反逆现象。升降舵操纵力的反逆现象，或飞机俯仰、滚转或偏航的倾向必须轻微，并可用正常的驾驶技巧即刻控制。
Ｃ分部 结构
总则
§２３．３０１ 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，所规定的空中、地面和水面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是可靠的或在所考虑的飞机布局上是保守的，否则用以确定鸭式和串列式机翼布局载荷大小及分布的方法必须通过试飞测量来证实。]
（ｃ）如果载荷作用下的变位会显著地改变外部载重或内部载重的分布，则必须考虑载重的这种重新分布。
（ｄ）如果简化结构设计准则得到的设计载荷不小于§２３．３３１至§２３．５２１条中规定的载荷，则可以使用这些简化结构设计准则。对于设计重量等于或小于２，７２２公斤（６，０００磅）常规的单发飞机，本部附录Ａ的设计准则经批准与§２３．３２１至§２３．４５９的规定等效，如果采用附录Ａ，则必须用该附录的全部来代替本部的相应条款。
〔１９９０年１２月２３日第二次修订〕
[§２３．３０２ 鸭式或串列式机翼布局]
[鸭式或串列式机翼布局的前部结构必须：
[（ａ）满足本部Ｃ、Ｄ分部适用于机翼的所有要求；
[（ｂ）满足适用于这些翼面所执行功能的所有要求。]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．３０３ 安全系数
除非另有规定，安全系数必须取１．５。
§２３．３０５ 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。
２３．３０７ 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§２３．３０５强度和变形的要求。只有在经验表明某种分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。否则，必须进行载荷试验来表明其符合性。如果模拟该用于设计的载荷情况，则动力试验包括结构飞行试验是可以接受的。
（ｂ）结构的某些部分必须按照本部Ｄ分部的规定进行试验。
飞行载荷
２３．３２１ 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分部的飞行载荷要求：
（１）在飞机可以预期的运行范围内的每一临界高度；
（２）从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§２３．１５８３至§２３．１５８９规定的使用限制内可调配载重的任何实际分布。
§２３．３３１ 对称飞行情况
（ａ）在确定与§２３．３３１至§２３．３４１规定的任何对称飞行情况相对应的机翼载荷和线惯性载荷时，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，必须以合理的或保守的方法用飞机的角惯性力来平衡。
[（ｃ）确定飞机载荷时必须考虑气动面的交互影响。]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．３３３ 飞行包线
（ａ）总则 对于飞行包线（与本条（ｄ）款所示的相类似）的边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均必须表明符合本分部的强度要求。该飞行包线表示分别由（ｂ）和（ｃ）机动和突风准则所规定的飞行载荷情况的范围。
（ｂ）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：
（１）在直到ＶD的各速度时，为§２３．３３７规定的正机动载荷系数；
（２）在直到ＶC的各速度时，为§２３．３３７规定的负机动载荷系数；
（３）对正常类[和通勤类]，负载荷系数从ＶC时的规定值随速度线性变化到ＶD时的０．０；对特技类和实用类，负载荷系数从ＶC时的规定值随速度线性变化到ＶD 时的－１．０。
（ｃ）突风包线
（１）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必须对应于按下述突风速度确定的情况：
（ｉ）高度在海平面与６，１００米（２０，０００英尺）之间时，在速度为ＶC时的正（向上）、负（向下）突风速度必须取为１５．２５米／秒（５０英尺／秒）。突风速度可线性地从６，１００米（２０，０００）英尺处的１５．２５米／秒（５０英尺／秒）减少到１５，２００米（５０，０００英尺）处的７．６０米／秒（２５英尺／秒）；
（ｉｉ）高度在海平面与６，１００米（２０，０００英尺）之间时，在速度为ＶD时的正、负突风速度必须取为７．６０米／秒（２５英尺／秒）。突风速度可线性地从６，１００米（２０，０００英尺）处的７．６０米／秒（２５英尺／秒）减少到１５，２００米（５０，０００英尺）处的３．８０米／秒（１２．５英尺／秒）。
[（ｉｉｉ）此外，对于通勤类飞机，高度在海平面和６，１００米（２０，０００英尺）之间，在速度ＶB 时的正（向上）和负（向下）的强突风速度必须考虑为２０．１米／秒（６６英尺／秒）。突风速度可线性地自６，１００米（２０，０００英尺）时的２０．１米／秒（６６英尺／秒）减少到１５，２００米（５０，０００英尺）时的１１．６米／秒（３８英尺／秒）。]
（２）必须作下列假设：
（ｉ）突风形状为：
Ｕde ２πＳ
Ｕ＝──（１-ＣＯＳ───）
２ ＿
２５ｃ
其中： Ｓ为进入突风区的距离，米（英尺）；
＿
Ｃ为机翼的平均几何弦长，米（英尺）；
Ｕde为按本条（１）得到的突风速度。
（ｉｉ）在ＶC和ＶD之间突风载荷系数随速度按线性变化。
[（ｄ）飞行包线
（图略）
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．３３５ 设计空速
除本条（ａ）（４）的规定外，所取的设计空速均为当量空速（ＥＡＳ）。
（ａ）设计巡航速度ＶC对于ＶC，采用下列规定：
（１）ＶC（节）不得小于：
－－－－ －－－ －－－
（ｉ）４．７７√ｗｇ／ｓ（１４．９√ｗ／ｓ；３３√ｗ／ｓ）
[（正常类、实用类和通勤类飞机）；]
－－－－ －－－ －－－
（ｉｉ）５．２０√ｗｇ／ｓ（１６．３√ｗ／ｓ；３６√ｗ／ｓ）（对特技类飞机）；
（２）在ｗｇ／ｓ（ｗ／ｓ）值大于９５８牛／平方米（９７．７公斤／平方米；２０磅／平方英尺）时，上述两个系数可以随ｗｇ／ｓ（ｗ／ｓ）线性下降到ｗｇ／ｓ（ｗ／ｓ）等于４，７９０牛／平方米（４８８公斤／平方米；１００磅／平方英尺）时的４．１３（１２．９；２８．６）；
（３）在海平面，ＶC不必大于０．９ＶH；
（４）在已制定了ＭD的高度上，可选定一个受压缩性限制的巡航速度ＭC。
（ｂ）设计俯冲速度ＶD对于ＶD，采用下列规定：
（１）ＶD／ＭD 不得小于１．２５倍的ＶC／ＭC ；
（２）对于要求的最小设计巡航速度ＶCmin，ＶD（节）不得小于下列数值：
（ｉ）１．４０ＶCmin（对正常类[和通勤类]飞机）；
（ｉｉ）１．５０ＶCmin（对实用类飞机）；
（ｉｉｉ）１．５５ＶCmin（对特技类飞机）；
（３）在ｗｇ／ｓ（ｗ／ｓ）值大于９５８牛／平方米（９７．７公斤／平方米；２０磅／平方英尺）时，本条（ｂ）（２）中的系数可以随ｗｇ／ｓ（ｗ／ｓ）线性下降到ｗｇ／ｓ（ｗ／ｓ）等于４，７９０牛／平方米（４８８公斤／平方米；１００磅／平方英尺）时的１．３５；
（４）如果选择的ＶD／ＭD ，使ＶC／ＭC与ＶD／ＭD的最小速度差值是下列值的较大者，则不必表明符合本条（ｂ）（１）和（２）：
（ｉ）从ＶC／ＭC定常飞行的初始情况开始，飞机颠倾，沿着一条比初始飞行航迹低７．５°的飞行航迹飞行２０秒，然后以１．５的载荷系数（０．５ｇ的加速度增量）拉起飞机时得到的速度增量。在开始拉起之前，对活塞发动机必须假定至少为７５％最大连续功率，对涡轮发动机至少为最大巡航功率（推力），如果取较小的功率（推力），则在开始拉起之前对两种发动机也必须至少为ＶC／ＭC 时的所需功率（推力），拉起开始时可以减少功率并使用驾驶员操纵的阻力装置。
（ｉｉ）０．０５Ｍ（在已制定了ＭD 的高度上）。
（ｃ）设计机动速度ＶA对于ＶA，采用下列规定：
＿
（１）ＶA不得小于ＶS√ｎ，其中：
（ｉ）ＶS是在设计重量和襟翼收态的计算失速速度，通常根据飞机最大法向力系数ＣNA来计算；
（ｉｉ）ｎ是用于设计的限制机动载荷系数。
（２）ＶA值不必超过用于设计的ＶC值。
[（ｄ）对应最大突风强度的设计速度ＶB对于ＶB，采用下列规定：
[（１）ＶB不得小于由最大正升力系数ＣNmax曲线与强突风速度线在突风Ｖ－ｎ图上的交点所确定的速度 ＿
，或不得小于√ｎg Ｖs1，两者中取小值，式中：
[（ｉ）ｎg为飞机在所考虑的特定重量下，由于对应于速度ＶC的突风（按§２３．３４１）引起的正突风载荷系数；
[（ｉｉ）Ｖs1为在所考虑的特定重量下，襟翼收起时的失速速度。
[（２）ＶB不必大于ＶC 。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．３３７ 限制机动载荷系数
（ａ）正限制机动载荷系数ｎ不得小于下列数值：
（１）对于正常类[和通勤类]飞机，
１０，８８６ ２４，０００
２．１＋─────────── （２．１＋───────────）
ｗ（公斤）＋４，５３６ ｗ（磅）＋１０，０００
但ｎ不必大于３．８；
（２）对于实用类飞机，４．４；
（３）对于特技类飞机，６．０。
（ｂ）负限制机动载荷系数不得小于下列数值：
（１）对于正常类[、实用类和通勤类]为０．４倍正载荷系数；
（２）对于特技类为０．５倍正载荷系数。
（ｃ）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。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．３４１ 突风载荷系数
[（ａ）在考虑到§２３．３３３（ｃ）准则的同时，必须用合理分析的方法计算鸭式布局和串列式机翼布局的突风载荷以求出每一升力面上作用的突风载荷。如果表明计算的净载荷相对于§２３．３３３（ｃ）中的突风准则是保守的，则可以按照本条（ｂ）计算。]
[（ｂ）对于常规布局，]在缺少更合理的分析时，突风载荷系数必须按下列公式计算：
Ｋg ＵdeＶa
ｎ＝１＋──────────
１．６３（ｗｇ／ｓ）
０．８８μg
式中： Ｋg ＝──────，为突风缓和系数；
５．３＋μg
２（ｗｇ／ｓ）
μg ＝───────，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ
Ｕde为根据§２３．３３３（ｃ）得到的突风速度，米／秒；
ρ为大气密度，公斤／立方米；
ｗｇ／ｓ为翼载，牛顿／平方米；
＿
ｃ为平均几何弦长，米；
２
ｇ为重力加速度，米／秒 ；
Ｖ为飞机当量速度，米／秒；
ａ如果突风载荷以合理的方式同时作用在机翼和水平尾面上时，ａ即为飞机法向力系数ＣNA曲线的斜率（１／弧度）；如突风载荷仅作用在机翼上，而平尾的突风载荷作为单独情况处理时，则可采用机翼升力系数ＣL 曲线的斜率（１／弧度）。
公制：
Ｋg ＵdeＶa
ｎ＝１＋───────
１６（ｗ／ｓ）
０．８８μg
式中： Ｋg ＝──────，为突风缓和系数；
５．３＋μg
２（ｗ／ｓ）
μg＝──────，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ
Ｕde为根据§２３．３３３（ｃ）得到的突风速度，米／秒；
２ ４
ρ为大气密度，公斤·秒 ／米 ；
ｗ／ｓ为翼载，公斤／平方米；
＿
Ｃ为平均几何弦长，米；
２
ｇ为重力加速度，米／秒 ；
Ｖ为飞机当量速度，米／秒；
ａ 如果突风载荷以合理的方式同时作用在机翼和水平尾面上时，ａ即为飞机法向力系数ＣNA曲线的斜率（１／弧度）；如突风载荷仅作用在机翼上，而平尾的突风载荷作为单独情况处理时，则可采用机翼升力系数ＣL 曲线的斜率（１／弧度）。
英制：
Ｋg ＵdeＶa
ｎ＝１＋────────
４９８（ｗ／ｓ）
０．８８μg
式中： Ｋg ＝──────，为突风缓和系数；
５．３＋μg
２（ｗ／ｓ）
μg＝──────，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ
Ｕde为根据§２３．３３３（ｃ）得到的突风速度，英尺／秒；
ρ为大气密度，斯拉格／立方英尺；
ｗ／ｓ为翼载，磅／平方英尺；
＿
ｃ为平均几何弦长，英尺；
２
ｇ为重力加速度，英尺／秒 ；
Ｖ为飞机当量速度，节；
ａ 如果突风载荷以合理的方式同时作用在机翼和水平尾面上时，ａ即为飞机法向力系数ＣNA曲线的斜率（１／弧度）；如突风载荷仅作用在机翼上，而平尾的突风载荷作为单独情况处理时，则可采用机翼升力系数ＣL 曲线的斜率（１／弧度）。
〔１９９３年１２月２３年第二次修订〕
§２３．３４５ 增升装置
（ａ）如果装有用于起飞、进场或着陆的襟翼或类似的增升装置，则在速度ＶF襟翼完全伸展形态下，假定飞机经受对称机动和对称突风，其限制载荷系数的范围由下列条件确定：
（１）机动到正限制载荷系数２．０；
（２）垂直作用于水平飞行轨迹的正、负突风速度为７．６０米／秒（２５英尺／秒）。
（ｂ）必须假定ＶF不小于１．４ＶS 和１．８ＶSF两者的大者，其中：
ＶS是在设计重量下襟翼收态时的计算失速速度；
ＶSF是在设计重量下襟翼完全伸展时的计算失速速度。
然而，如果使用了襟翼载荷自动限制装置，则飞机可以按装置所允许的空速和襟翼位置的临界组合情况来设计。
（ｃ）在设计襟翼及其支撑结构时，必须考虑下述情况：
（１）速度为７．６０米／秒（２５英尺／秒）（ＥＡＳ）的迎面突风；
（２）§２３．４５７（ｂ）中规定的滑流影响。
（ｄ）当把飞机作为一个整体来确定其外载荷时，可以假定推力、滑流和俯仰速度为零。
（ｅ）可以逐条表明或合并表明其符合§２３．４５７和本条的要求。
§２３．３４７ 非对称飞行情况
假定飞机经受到§２３．３４９和§２３．３５１的非对称飞行情况。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法予以平衡，认为此惯性力由主要质量提供。
§２３．３４９ 滚转情况
机翼和机翼的支撑结构必须按下列载荷情况来设计：
（ａ）与飞机类别相应的非对称机翼载荷。除非下列值导致不符合实际的载荷，滚转加速度可以由§２３．３３３（ｄ）规定的对称飞行情况按下述方法加以修正而得到：
（１）对于特技类，在Ａ和Ｆ情况，假定１００％的半翼展机翼气动载荷作用在对称面的一侧，６０％作用在另一侧；
（２）对于正常类、[实用类和通勤类飞机]，在Ａ情况，假定１００％的半翼展机翼气动载荷作用在飞机的一侧，７０％作用在另一侧。对于设计重量大于４５４公斤（１，０００磅）的飞机，后一个百分比可以随重量线性地增加，[并通过５，６７０公斤（１２，５００磅）时的７５％到飞机最大总重。]
（ｂ）由§２３．４５５规定的副翼偏转和速度所产生的载荷，至少同用于设计的正机动载荷系数的２／３相组合。除非下列值导致不符合实际的载荷，副翼偏转对机翼扭矩的影响，可以在§２３．３３３（ｄ）确定的临界情况下，用翼展上副翼所占部分内的基本翼型力矩系数附加下列增量的方法来计算：
△Ｃm＝－０．０１δ
其中：△Ｃm是力矩系数增量；
δ是在临界情况下副翼向下偏转的度数。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．３５１ 偏航情况
飞机必须按照§２３．４４１至§２３．４４５规定的载荷在垂直[翼]面上产生的偏航载荷来设计。
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．３６１ 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）相应于起飞功率和螺旋桨转速的发动机限制扭矩和§２３．３３３（ｄ）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§２３．３３３（ｄ）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，除本条（ａ）（１）和（ａ）（２）规定的情况外，相应于起飞功率和螺旋桨转速的发动机限制扭矩乘以下述系数后与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），在缺少详细分析时，必须取为１．６。
（ｂ）对涡轮发动机装置，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）（２）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）对涡轮螺旋桨装置，为１．２５；
（２）对有５个或５个以上汽缸的活塞发动机，为１．３３；
（３）对有４、３、２个汽缸的发动机，分别为２、３、４。
§２３．３６３ 发动机架的侧向载荷
（ａ）发动机架及其支承结构必须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下列数值：
（１）１．３３；
（２）飞行情况Ａ限制载荷系数的１／３。
（ｂ）可假定本条（ａ）规定的侧向载荷与其它飞行情况无关。
§２３．３６５ 增压舱载荷
对于增压舱采用下列规定：
（ａ）飞机结构必须有足够的强度来承受飞行载荷和压差由零到释压活门最大调定值的载荷的组合作用；
（ｂ）必须计及在飞行中的外部压力分布以及应力集中；
（ｃ）如果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）飞机结构必须有足够的强度来承受下述压差载荷，该载荷为相应于释压活门最大调定值的压差载荷的１．３３倍，并略去其他载荷；
（ｅ）如果增压舱被隔框或地板分成两个或更多的隔舱，主结构必须按任一个有外部门或窗的隔舱内压力突然下降的效应来设计。此情况必须研究隔舱最大开口损坏的效果。可以考虑各隔舱之间通风的效应。
§２３．３６７ 发动机失效引起的非对称载荷
（ａ）涡轮螺旋桨飞机必须按临界发动机失效所引起的非对称载荷进行设计，其中包括下述情况与螺旋桨阻力限制系统单个故障的组合，并考虑驾驶员在飞行操纵器件上预期的纠正动作：
（１）在ＶMCA和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ＶMCA和ＶD之间的各种速度下，由于发动机压气机和涡轮脱开或由于涡轮叶片失落所产生的载荷作为极限载荷；
（３）上述发动机失效引起的推力减小和阻力增加的时间历程，必须由试验或其它适用此特定发动机－螺旋桨组合的资料予以证实；
（４）对于驾驶员预期的纠正动作的时间和纠偏量的大小，必须保守地加以估计，此时要考虑特定发动机-螺旋桨组合的特性。
（ｂ）可以假定驾驶员的纠正动作在达到最大偏航速度时开始，但不早于发动机失效后两秒钟。纠偏量的大小可以根据§２３．３９７中规定的限制操纵力确定，但如果分析或试验表明较小的力能够控制由上述发动机失效情况所产生的偏航和滚转，也可以取较小的力。
§２３．３６９ 机翼后撑杆的特殊情况
（ａ）如果采用机翼后撑杆，它必须根据下列设计速度的逆流情况来设计：
＿＿＿＿ ＿＿＿ ＿＿＿
Ｖ＝１．２６√ｗｇ／ｓ＋８．７（Ｖ＝３．９４√ｗ／ｓ＋８．７；Ｖ＝８．７√ｗ／ｓ＋８．７），节。
（ｂ）必须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。
§２３．３７１ 陀螺载荷
对于涡轮动力飞机，发动机架及其支承结构，必须按发动机在最大连续转速和在下列两种情况中的任一情况下所产生的陀螺载荷来设计：
（ａ）§２３．３５１和§２３．４２３中规定的情况；
（ｂ）下列情况所有可能的组合：
（１）偏航角速度２．５弧度／秒；
（２）俯仰角速度１弧度／秒；
（３）法向载荷系数２．５；
（４）最大连续推力。
§２３．３７３ 速度控制装置
如果装有供航路飞行中使用的速度控制装置（例如扰流板和阻力板），则采用下列规定：
（ａ）飞机必须按§２３．３３３，§２３．３３７和§２３．３４１中规定的对称机动和突风，以及§２３．４４１和§２３．４４３中规定的偏航机动和横向突风进行设计。此时速度控制装置在该装置所标明的展态速度以下的各种速度都处于展态；
（ｂ）如果速度控制装置具有自动操纵或载荷限制机构，则飞机必须根据该机构所允许的各种速度和相应的速度控制装置的位置，按本条（ａ）规定的机动飞行和突风情况进行设计。
操纵面和操纵系统载荷
§２３．３９１ 操纵面载荷
（ａ）§２３．３９７至§２３．４５９中规定的操纵面载荷，是假定在§２３．３３１至§２３．３５１规定的情况下产生的。
（ｂ）如果以下各条许可，则可以用本部附录Ｂ的操纵面载荷值来代替特定操纵面的数据来确定§２３．３９７至§２３．４５９中详细的合理要求，除非这些值产生不符合实际的载荷。
§２３．３９５ 操纵系统载荷
（ａ）飞行操纵系统及其支持结构，必须按§２３．３９１至§２３．４５９规定的情况，用至少为计算的操纵面铰链力矩的１２５％的载荷进行设计。此外，采用下列规定：
（１）系统的限制载荷，不必超过由驾驶员和自动装置操纵所能产生的载荷的较大者。但是，自动驾驶仪的力不必加到驾驶员的力上去。系统必须按驾驶员或自动驾驶仪两者中的较大作用力来设计。此外，如果驾驶员和自动驾驶仪作用力方向相反，则它们之间的系统部件可以按两者中小者的最大作用力进行设计。用于设计的驾驶员作用力不必超过§２３．３９７（ｂ）中所规定的最大力；
（２）系统必须设计成在任何服役使用情况下都结实耐用，要考虑到卡住、地面突风、顺风滑行、操纵惯性和摩擦力。可以用§２３．３９７（ｂ）中规定的最小力产生的载荷进行设计来表明符合此款的要求。
（ｂ）设计升降舵、副翼和方向舵操纵系统时，计算的铰链力矩必须采用１２５％的系数。然而，如果铰链力矩根据精确的飞行试验数据，则可以用低至１．０的系数，系数的减少量，应根据试验数据的精确性和可靠性而定。
（ｃ）假定用于设计的驾驶员作用力施加在相应的驾驶杆握把或脚蹬板上（应如同在飞行中一样）并在操纵系统与操纵面操纵支臂的连接处受到反作用。
§２３．３９７ 限制驾驶力和扭矩
（ａ）在操纵面飞行受载情况中，操纵面上的气动载荷和相应的偏度，不必超过施加本条（ｂ）规定范围内的任何驾驶员作用力所可能达到的载荷和偏度。在应用此准则时，必须考虑操纵系统助力和伺服机构的影响和调整片的影响。如果仅用自动驾驶仪的力能够比人驾驶产生更高的操纵面载荷，则必须用它设计。
（ｂ）驾驶员限制作用力和扭矩如下：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜对于设计重量等于或小于2,268 公斤（5,000 磅）｜
操纵器件 ｜ ｜ 最小力或扭矩(2)
｜飞机的最大作用力或扭矩(1) ｜
－－－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
副 翼： ｜ ｜
驾驶杆 ｜298牛（30.4公斤；67磅） ｜178牛（18.1公斤；40磅）
驾驶盘(3) ｜222D牛米(4) （22.7D 公斤·米；50磅·英寸） ｜178D牛米(4)(18.1D 公斤·米；40D磅·英寸）
升降舵： ｜ ｜
驾驶杆 ｜743牛（75.8公斤；167磅） ｜445牛（45.4公斤；100磅）
驾驶盘（对称） ｜890牛（90.7公斤；200磅） ｜445牛 45.4公斤；100磅）
驾驶盘（非对称）(5) ｜ ｜445牛（45.4公斤；100磅）
方向舵： ｜890（牛（90.7公斤；200磅） ｜578牛（59.0公斤；130磅）
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
（１）对于设计重量（Ｗ）大于２，２６８公斤（５，０００磅）的飞机，规定的最大作用力或扭矩，必须随重量线性地增加到设计重量５，６７０公斤（１２，５００磅）时为规定值的１．１８倍。[对通勤类飞机，规定的最大作用力或扭矩必须随重量线性地增加到设计重量８，６１８公斤（１９，０００磅）时为规定值的１．３５倍。]
（２）如果操纵系统的任何个别装置或操纵面的设计使得规定的最小作用力或力矩不能适用，则可以采用从§２３．４１５得到的相应的铰链力矩数值，但不得小于所规定的最小力或扭矩的０．６倍。
（３）驾驶盘副翼操纵系统部分还必须按单个切向力进行设计，此切向力的限制值等于表中确定的力偶力的１．２５倍。
（４）Ｄ为驾驶盘直径，米（英寸）。
（５）非对称力必须作用在驾驶盘周缘的一个正常握点上。
１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．３９９ 双操纵系统
双操纵系统必须按两驾驶员反向操纵情况进行设计，此时所采用的每个驾驶员作用力不小于下列载荷：
（ａ）按§２３．３９５所得载荷的０．７５倍；
（ｂ）§２３．３９７（ｂ）规定的最小作用力。
§２３．４０５ 次操纵系统
次操纵器件，如机轮刹车、扰流板和调整片的操纵器件，均必须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。
§２３．４０７ 配平调整片的影响
配平调整片对操纵面设计情况的影响，只有在操纵面载荷受到驾驶员最大作用力的限制时才必须计入。在这些情况中，认为配平调整片朝帮助驾驶员的方向偏转，其偏度必须与所考虑情况的速度中预期的最大程度的失配平相对应。
§２３．４０９ 调整片
在任何可用的受载情况下，操纵面调整片必须按飞行包线内很可能得到的空速和调整片偏度的最严重的组合来设计。
§２３．４１５ 地面突风情况
（ａ）操纵系统必须按下列地面突风和顺风滑行产生的操纵面载荷进行设计：
（１）如果按本条（ａ）（２）不要求检查操纵系统地面突风载荷情况，但是申请人选定按这些载荷来设计操纵系统的某一部分，则只需把这些载荷从操纵面操纵支臂传到最近的止动器或突风锁及其支撑结构上；
（２）如果设计采用的驾驶员作用力小于§２３．３９７（ｂ）中规定的最小值，则必须按下式检查地面突风和顺风滑行引起的操纵面载荷对整个操纵系统的影响：
Ｈ＝ＫＣＳsq
其中：
Ｈ为限制铰链力矩，牛·米（公斤·米；磅·英尺）；
Ｃ为铰链线后操纵面的平均弦长，米（英尺）；
Ｓs为铰链线后操纵面面积，平方米（平方英尺）；
＿＿＿＿ ＿＿＿ ＿＿＿
q为动压，帕（公斤／平方米；磅／平方英尺），其相应的设计速度不小于０．６４３√ｗｇ／ｓ＋４．４５，米／秒（２．０１√ｗ／ｓ ＋４．４５，米／秒；１４．６√ｗ／ｓ＋１４．６英尺／秒），但不必大于２６．８米／秒（８８英尺／秒）（ｗ为飞机最大重量，公斤（磅）；ｇ为重力加速度，米／平方秒；ｓ为机翼面积，平方米（平方英尺））；
Ｋ为本条（ｂ）给出的地面突风情况限制铰链力矩系数（对于副翼和升降舵，Ｋ为正值时表示力矩使操纵面下偏，Ｋ为负值时表示力矩使操纵面上偏）。
（ｂ）地面突风限制铰链力矩系数Ｋ必须取自下表：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
操纵面 ｜ Ｋ ｜ 操纵器件位置
－－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－
（ａ）副翼 ｜±０．７５｜（ａ）架驶杆锁定或系住在中立位置
｜ ｜（ｂ）副翼全偏：一个副翼为正力矩，
（ｂ）副翼 ｜±０．５０｜
｜ ｜ 另一个副翼为负力矩
（ｃ）升降舵｜±０．７５｜（ｃ）升降舵向上全偏（－）
（ｄ）升降舵｜±０．７５｜（ｄ）升降舵向下全偏（＋）
（ｅ）方向舵｜±０．７５｜（ｅ）方向舵在中立位置
（ｆ）方向舵｜±０．７５｜（ｆ）方向舵全偏
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
[水平安定和平衡翼面]
§２３．４２１ 平衡载荷
（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，维持平衡所必须的载荷。
（ｂ）[水平平衡翼面]必须按限制机动包线上的任一点和§２３．３４５规定的襟翼情况所产生的平衡载荷来设计。
〔１９９０年１２月２３日第二次修订〕
§２３．４２３ 机动载荷
[每一水平翼面及其支撑结构和具有俯仰控制作用的鸭式或串列式机翼布局的主翼，必须按下列情况所决定的机动载荷来设计：
[（ａ）在速度为ＶA时，将俯仰操纵器件突然向后移动到最大和突然向前移动到最大，直至操纵止动点或驾驶员限制作用力，取两者中之最临界情况；
[（ｂ）在速度大于ＶA时，将俯仰操纵器件突然向后移动随后向前移动，产生下表中法向加速度和角加速度的组合：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ ２
情 况｜法向加速度（ｎ）｜角加速度（弧度／秒 ）
－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ ３９
抬 头｜ １．０ ｜＋──ｎm （ｎm －１．５）
｜ ｜ Ｖ
｜ ｜ ３９
低 头｜ ｎm ｜－──ｎm （ｎm －１．５）
｜ ｜ Ｖ
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
其中：
（１）ｎm为用于飞机设计的正限制机动载荷系数；
（２）Ｖ为初始速度，节。
本条情况包括了在“校准机动”（在这种机动飞行中，将俯仰操纵器件突然向一个方向移动，然后又突然反向移动）中可能出现的相应载荷，但“校准机动”的偏度和时间要避免超过限制机动载荷系数。对抬头和低头两种情况，水平翼面的总载荷是在速度Ｖ和规定的法向载荷系数ｎ时的平衡载荷，加上由于规定的角加速度所引起的机动载荷增量。]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．４２５ 突风载荷
（ａ）[每一水平翼面（非主翼）]必须按下列情况产生的载荷来设计：
（１）襟翼收起，§２３．３３３（ｃ）所规定的突风速度；
（２）在速度ＶF，对应于§２３．３４５（ａ）（２）规定的情况，名义强度为７．６０米／秒（２５英尺／秒）的正负突风。
（ｂ）[备用]
（ｃ）[按本条（ａ）规定的情况确定水平翼面的总载荷时，必须首先确定在相应的设计速度ＶF、ＶC和ＶD下，稳定无加速飞行的初始平衡载荷。在初始平衡载荷上必须加上由突风引起的载荷增量以得到总载荷。]
（ｄ）[在缺少更合理的分析时，由突风产生的载荷增量必须按下式计算，除非表明使用该公式是保守的，否则该式仅适用于后水平尾翼布局的飞机。]
Ｋg ＵdeＶａhtＳht ｄε
△Ｌht＝─────────（１－──）
１．６３ ｄα
其中： △Ｌht为平尾的载荷增量，牛顿；
Ｋg为§２３．３４１定义的突风缓和系数；
Ｕde为得到的突风速度，米／秒
Ｖ为飞机当量速度，米／秒；
ａht为[后]平尾升力曲线的斜率，１／弧度；
Ｓht为[后]平尾的面积，平方米；
ｄε
（１－──）为下洗系数。
ｄα
公制：
Ｋg ＵdeＶａhtＳht ｄε
△Ｌht＝─────────（１－──）
１６．０ ｄα
其中： △Ｌht为平尾的载荷增量，公斤；
Ｋg为§２３．３４１定义的突风缓和系数；
Ｕde为得到的突风速度，米／秒
Ｖ为飞机当量速度，米／秒；
ａht为[后]平尾升力曲线的斜率，１／弧度；
Ｓht为[后]平尾的面积，平方米；
ｄε
（１－──）为下洗系数。
ｄα
英制：
Ｋg ＵdeＶａhtＳht ｄε
△Ｌht＝─────────（１－──）
４９８ ｄα
其中： △Ｌht为平尾的载荷增量，磅；
Ｋg为§２３．３４１定义的突风缓和系数；
Ｕde为得到的突风速度，英尺／秒；
Ｖ为飞机当量速度，节；
ａht为[后]平尾升力曲线的斜率，１／弧度；
Ｓht为[后]平尾的面积，平方英尺；
ｄε
（１－──）为下洗系数。
ｄα
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．４２７ 非对称载荷
（ａ）[水平翼面（非主翼）]及其支撑结构必须按偏航和滑流影响引起的非对称载荷与§２３．４２１至§２３．４２５规定的飞行情况载荷的组合来设计。
（ｂ）在缺少更合理的资料时，对发动机、机翼、[水平翼面（非主翼）]和机身外形按常规的相对位置布局的飞机，采用下列规定：
（１）可以假定对称飞行情况最大载荷的１００％作用于对称面一侧的水平翼面上；
（２）必须将下列百分比的载荷施加于另一侧：
百分比＝１００－１０（ｎ－１），其中ｎ是规定的正机动载荷系数，但此百分比不得大于８０％。
（ｃ）对于非常规布局的飞机（如[水平翼面（非主翼）有较大上反角或水平翼面支撑在垂尾上的飞机]），各翼面及支撑结构必须按单独考虑的每一种规定的飞行情况中同时产生的垂尾和平尾载荷的组合来设计。
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
[垂直翼面]
§２３．４４１ 机动载荷
（ａ）在直至ＶA的各速度，[垂直翼面]必须设计得能承受下列各种情况，在计算载荷时可以假定偏航角速度为零：
（１）飞机在无偏航非加速飞行时，假定方向舵操纵器件突然移动到操纵止动器或由驾驶员限制作用力所限制的最大偏度，两者中取小者；
（２）假定飞机以本条（ａ）（１）规定的方向舵偏度偏航到最终侧滑角。可以假定以本条（ａ）（３）的静侧滑角１．３倍的超越角来代替合理分析；
（３）１５°的偏航角，方向舵保持在中立位置（受驾驶员作用力限制者除外）。
（ｂ）[备用]
（ｃ）对于某特定速度，（ａ）（３）所选定的偏航角如果在下列情况中不会被超过，则本条（ａ）（３）规定的偏航角可以减小：
（１）稳定侧滑情况；
（２）从大坡度飞行产生的非协调滚转；
（３）临界发动机突然停车，而纠正动作又有延迟。
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．４４３ 突风载荷
（ａ）[垂直翼面]必须设计成当速度为ＶC的非加速飞行时，能够承受§２３．３３３（ｃ）中ＶC时所规定的横向突风。
[（ｂ）此外，对于通勤类飞机，假定飞机以ＶB、ＶC、ＶD及ＶF作非加速飞行时，遇到垂直于对称平面规定的突风。必须研究§２３．３４１和§２３．３４５中所确定情况相应的突风和飞机速度。突风形状必须按§２３．３３３（ｃ）（２）（ｉ）的规定。]
[（ｃ）] 在缺少更合理的分析时，必须按下式计算突风载荷：
ＫgtＵdeＶａvtＳvt
Ｌvt＝─────────
１．６３
其中：Ｌvt为[垂直翼面]载荷，牛顿；
０．８８μgt
Ｋgt＝──────为突风缓和系数；
５．３＋μgt
２（ｗｇ）Ｋ ２
μgt＝────────（──）为侧向质量比；
＿ １t
ρＣt ｇａvtＳvt
