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ＣAL曲线的斜率（1／弧度）。
Ｋg ＵdeＶa
公制： ｎ＝1＋－－－－－－－
16（Ｗ／Ｓ）
式中：
0．88μg
Ｋg ＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μg
2（Ｗ／Ｓ）
μg ＝－－－－－－，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ，
Ｕde为按（ａ）得到的突风速度，米／秒；
2 4
ρ为大气密度，公斤．秒 ／米 ；
2
Ｗg ／Ｓ为翼载，公斤／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ＣAL曲线的斜率（1／弧度）。
Ｋg ＵdeＶa
英制： ｎ＝1＋－－－－－－－－
498（Ｗ／Ｓ）
式中：
0．88μg
Ｋg ＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μg
2（Ｗ／Ｓ）
μg ＝－－－－－－，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ
Ｕde为按（ａ）得到的突风速度，英尺／秒；
3
ρ为大气密度，斯拉格／英尺 ；
2
Ｗ／Ｓ为翼载，磅／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ＣAL曲线的斜率（1／弧度）。
§25．343 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§25．1001（ｅ）和（ｆ）（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） 突风强度等于§25．341中规定数值的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。
§25．345 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§25．335（ｅ）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，其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航迹的正、负突风速度为7．60米／秒（25英尺／秒）。
（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§25．337（ｂ）规定的正限制载荷系数；
（2） 垂直作用于水平飞行航迹的正、负突风速度按§25．341规定选取。
（ｄ） 飞机必须按最大起飞重量下着陆进行设计，此时机动载荷系数为1．5，襟翼和类似的增升装置处于着陆形态。
§25．349 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§25．301（ｂ）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 非对称突风情况必须用修正对称飞行情况Ｂ’或Ｃ’（在§25．333（ｃ）中）的方法来考虑，两者中取产生临界载荷者。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。
§25．351 偏航情况
飞机必须按本条（ａ）和（ｂ）规定的情况引起的载荷进行设计。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 在由ＶMC到ＶD 的所有速度下，必须考虑下列机动。在计算尾翼载荷时，可以假定偏航角速度为零：
（1） 当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由操纵面止动器或由1，330牛（136公斤；300磅）的方向舵脚蹬力所限制的最大偏转，两者中取小值；
（2） 假定飞机以本条（ａ）（1）规定的方向舵偏转偏航到最终侧滑角；
（3） 当飞机偏航到相应于本条（ａ）（1）规定的方向舵偏转的静侧滑角时，假定方向舵回到中立位置。
（ｂ） 横向突风 假定飞机在非加速飞行时，遇到垂直于对称平面的突风，必须研究相应于§25．333（ｃ）中情况Ｂ＇到Ｊ＇的突风和飞机速度（由§25．341和§25．345（ａ）（2）或§25．345（ｃ）（2）确定）。突风形状必须如§25．341中所规定。在缺少对于飞机突风响应的详细研究时，必须用下列公式计算作用在垂直尾面上的突风载荷：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－
1．63
式中：Ｌt 为垂尾载荷，牛顿；
0．88μgt
Ｋgt＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μgt
2（Ｗg ） Ｋ 2
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，为横向质量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde为得到的突风速度，米／秒；】
3
ρ为大气密度，公斤／米 ；
Ｗ为飞机重量，公斤；
2
Ｓt 为垂尾面积，米 ；
＿
ｃt 为垂尾平均几何弦长，米；
ａt 为垂尾升力曲线斜率。1／弧度；
Ｋ为偏航时的回转半径，米；
ｌt 为飞机重心到垂尾压心的距离，米；
2
ｇ为重力加速度，米／秒 ；
ｖ为飞机当量速度。米／秒。
公制：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－
16
式中：
Ｌt 为垂尾载荷，公斤；
0．88μgt
Ｋgt＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μgt
2Ｗ Ｋ 2
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，为横向质量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde为得到的突风速度，米／秒；】
2 4
ρ为大气密度，公斤·秒 ／米 ；
Ｗ为飞机重量，公斤；
2
Ｓt 为垂尾面积，米 ；
＿
ｃt 为垂尾平均几何弦长，米；
ａt 为垂尾升力曲线斜率。1／弧度；
Ｋ为偏航时的回转半径，米；
ｌt 为飞机重心到垂尾压心的距离，米；
2
ｇ为重力加速度，米／秒 ；
ｖ为飞机当量速度。米／秒。
英制：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－－
498
式中：Ｌt 为垂尾载荷，磅；
0．88μgt
Ｋgt＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μgt
2Ｗ Ｋ 2
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，为横向质量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde为得到的突风速度，英尺／秒；】
3
ρ为大气密度，斯拉格／英尺 ；
Ｗ为飞机重量，磅；
2
Ｓt 为垂尾面积，英尺 ；
＿
ｃt 为垂尾平均几何弦长，英尺；
ａt 为垂尾升力曲线斜率。1／弧度；
Ｋ为偏航时的回转半径，英尺；
ｌt 为飞机重心到垂尾压心的距离，英尺；
2
ｇ为重力加速度，英尺／秒 ；
ｖ为飞机当量速度。节。
〔1995年12月18日第二次修订〕
补充情况
§25．361 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） 相应于起飞功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩，和§25．333（ｂ）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§25．333（ｂ）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。
§25．363 发动机架的侧向载荷
（ａ） 发动机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） §25．333（ｂ）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。
§25．365 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） 【增压舱内部或外部的任何结构、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，平方米（平方英尺），不超过1．86平方米（20平方英尺）
Ａs Ａs
Ｐ＝－－－＋0．024 （Ｐ＝－－－－－＋0．024）
580 6，240
Ａs 为增压壳体垂直于纵轴的最大横截面积，平方米（平方英尺）；
（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。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．367 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，由于发动机压气机与涡轮脱开或由于涡轮叶片丢失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少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。在估计时要考虑特定的发动机－螺旋桨－飞机组合的特性。
（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二秒钟。纠偏量的大小可以根据§25．397（ｂ）中规定的操纵力确定，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。
§25．371 陀螺载荷
发动机支承结构必须按同§25．331、§25．349和§25．351中规定情况（此时发动机以最大连续转速工作）相应的陀螺载荷进行设计。
§25．373 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），采用下列规定：
（ａ） 飞机必须根据速度控制装置的每一调定位置和与此位置相应的最大速度，按§25．333、§25．337和§25．341中规定的对称机动和突风以及§25．351中规定的偏航机动和横向突风进行设计；
（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）规定的机动和突风情况进行设计。
操纵面和操纵系统载荷
§25．391 操纵面载荷：总则
操纵面必须按§25．331、§25．349和§25．351中的各种飞行情况及§25．415中的地面突风情况产生的限制载荷进行设计，并考虑下列要求：
（ａ） §25．393中的平行于铰链线的载荷；
（ｂ） §25．397中的驾驶员作用力的影响；
（ｃ） §25．407中的配平调整片的影响；
（ｄ） §25．427中的非对称载荷；
（ｅ） §25．445中的外侧垂直安定面。
§25．393 平行于铰链线的载荷
（ａ） 操纵面及支承铰链架必须按平行于铰链线作用的惯性载荷进行设计。
（ｂ） 在缺少更合理的资料时，可以假定此惯性载荷等于ＫＷg （公制和英制：ＫＷ），式中：
（1） Ｋ＝24， 对于垂直安装的操纵面；
（2） Ｋ＝12， 对于水平安装的操纵面；
（3） Ｗ为操纵面重量，公斤（磅）；
2
ｇ为重力加速度，米／秒 。
§25．395 操纵系统
（ａ） 纵向、横向、航向和阻力操纵系统及其支承结构，必须按相应于§25．391中规定情况计算的操纵面铰链力矩的125％的载荷进行设计。
（ｂ） 系统限制载荷，除地面突风所引起的载荷外，不必超过一名（或两名）驾驶员和自动的或带动力的装置操作操纵系统时所能产生的载荷。
（ｃ） 系统限制载荷不得小于施加§25．397（ｃ）规定的最小作用力所产生的载荷。
§25．397 操纵系统载荷
（ａ） 总则 假定本条（ｃ）中规定的驾驶员最大和最小作用力作用在相应的操纵器件握点或脚蹬上（以模拟飞行情况的方式），并且在操纵系统与操纵面操纵支臂的连接处受到反作用。
（ｂ） 驾驶员作用力的影响 在操纵面飞行受载情况中，作用在操纵面上的空气载荷和相应的偏转量，不必超过在飞行中施加本条（ｃ）规定范围内的任何驾驶员作用力可能导致的值。如果按可靠的数据获得操纵面铰链力矩，则对于副翼和升降舵可取规定的最大值的三分之二，在应用此准则时，必须考虑伺服机构、调整片和自动驾驶系统的影响。
（ｃ） 驾驶员限制作用力和扭矩 驾驶员限制作用力和扭矩如下：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
操纵器件 ｜ 最大作用力或扭矩 ｜ 最小作用力或扭矩
－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
副翼 ｜ ｜
驾驶杆 ｜445牛 ｜178牛
｜（45．4公斤；100 ｜（18．1公斤；40
｜磅） ｜磅）
〔1〕 ｜ ｜
驾驶盘 ｜356Ｄ牛米 ｜178Ｄ牛米
｜（36．3Ｄ公斤·米； ｜（18．1Ｄ公斤·米；
｜80Ｄ磅·英寸） ｜40Ｄ磅·英寸）
－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
升降舵 ｜ ｜
驾驶杆 ｜1，110牛 ｜445牛
｜（113公斤；250 ｜（45．4公斤；100
｜磅） ｜磅）
驾驶盘（对 ｜1，330牛 ｜445牛
称） ｜（136公斤；300 ｜（45．4公斤；100
｜磅） ｜磅）
驾驶盘（非 ｜ ｜445牛
〔3〕 ｜ ｜（45．4公斤；100
对称） ｜ ｜磅）
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
方向舵 ｜1，330牛 ｜578牛
｜（136公斤；300 ｜（59．0公斤；130
｜磅） ｜磅）
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
〔1〕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。
〔2〕Ｄ为驾驶盘直径，米（英寸）。
〔3〕非对称力必须作用在驾驶盘周缘的一个正常握点上。
§25．399 双操纵系统
（ａ） 双操纵系统必须按两个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述载荷：
（1） 按§25．395所得载荷的75％；
（2） 按§25．397（ｃ）中规定的最小作用力。
（ｂ） 双操纵系统必须按两个驾驶员同向施加的作用力进行设计，此时所采用的每个驾驶员作用力不小于按§25．395所得载荷的75％。
§25．405 次操纵系统
次操纵器件，例如机轮刹车、扰流板和调整片的操纵件，必须按一个驾驶员很可能施于这些操纵器件的最大作用力进行设计。可以采用下列数值：
驾驶员操纵作用力限制值（次操纵器件）
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
操纵器件 ｜ 驾驶员限制作用力
－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
各类 ｜ 0．0254＋Ｒ
曲柄、盘 ｜（－－－－－－－－）×222牛
〔1〕 ｜ 0．0762
｜
或手柄 ｜ 0．0254＋Ｒ
｜（公制：（－－－－－－－－）×22．7公斤
｜ 0．0762
｜
｜ 1＋Ｒ
｜英制：（－－－）×50磅）
｜ 3
｜
｜但不小于222牛（22．7公斤；50磅）
｜不大于667牛（68公斤；150磅）
｜（Ｒ为半径，米（英寸））（适用于操纵
｜平面20°以内的任何角度）
－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
扭转 ｜15牛米（1．53公斤·米；133磅·英
｜寸）
推拉 ｜由申请人选定
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
〔1〕 限于襟翼、调整片、安定面、扰流板和起落架使用的操纵器件。
§25．407 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。在这些情况下，认为配平调整片朝帮助驾驶员的方向偏转，其偏转量如下：
（ａ） 对于升降舵配平调整片，除受止动器限制外，是在§25．333（ｂ）中相应的飞行包线正值部分内任一点配平飞机所要求的偏转量；
（ｂ） 对于副翼和方向舵配平调整片，是在临界的非对称动力和受载情况下配平飞机所要求的偏转量，并要考虑适量的装配允差。
§25．409 调整片
（ａ） 配平调整片 配平调整片必须设计成能承受下述载荷：当调整片效应靠驾驶员作用力（可直到§25．397（ｂ）中的规定值）抵住时，由调整片的调定位置、主操纵面的位置和飞机速度各种很可能的组合产生的载荷（这种组合不应超过把飞机作为一个整体时所规定的飞行载荷情况）。
（ｂ） 平衡调整片 平衡调整片必须按与主操纵面受载情况相一致的各种偏转情况进行设计。
（ｃ） 伺服调整片 伺服调整片必须按与主操纵面受载情况相一致的各种偏转情况进行设计，而这种偏转是在驾驶员的机动能力之内能获得的，并考虑可能的与配平调整片方向相反的操纵情况。
§25．415 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） 在最靠近操纵面的止动器和驾驶舱内操纵器件之间的操纵系统，必须按相应于本条（ａ）（2）的限制铰链力矩Ｈ的载荷进行设计。这些载荷不必超过下列数值：
（ｉ） 每个驾驶员单独操纵时，与§25．397（ｃ）中的驾驶员最大作用力相对应的载荷；
（ｉｉ） 驾驶员同向施加作用力时，与每个驾驶员最大作用力的75％相对应的载荷。
（2） 最靠近操纵面的操纵系统止动器、操纵系统的锁以及在这些止动器和锁与操纵面操纵支臂之间的操纵系统零件（如果装有），必须按下列公式中得到的限制铰链力矩Ｈ进行设计：
Ｈ＝ＫＣＳsq
式中：
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 为铰链线后操纵面的面积，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（公制：2．01
－－－ －－－
√Ｗ／Ｓ＋4．45米／秒；英制：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）中得到的地面突风情况的限制铰链力矩系数。
（ｂ） 地面突风情况的限制铰链力矩系数Ｋ必须取自下表：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
操纵面 ｜ Ｋ ｜ 操纵器件位置
－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－
（ａ） ｜ 0．75 ｜驶驾杆锁定或系住在中立位置
｝副翼 ｜ （1） ｜
（ｂ） ｜±0．50 ｜副翼全偏
－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－
（ｃ） ｜ （1） ｜ （ｃ）升降舵向下全偏
｝升降舵｜±0．75 ｜｛
（ｄ） ｜ ｜ （ｄ）升降舵向上全偏
－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－
（ｅ） ｜ ｜ （ｅ）方向舵中立
｝方向舵｜0．75 ｜｛
（ｆ） ｜ ｜ （ｆ）方向舵全偏
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
〔1〕 Ｋ为正值表示力矩使操纵面下偏，而Ｋ为负值表示力矩使操纵面上偏。
§25．427 非对称载荷
（ａ） 平尾及其支承结构，必须按各种规定的飞行情况同由偏航和滑流效应所产生的非对称载荷的组合进行设计。
（ｂ） 在缺少更合理的资料时，采用下列规定：
（1） 对于螺旋桨、机翼、尾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：
（ｉ） 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平尾上；
（ｉｉ） 可以假定此载荷的80％作用于另一侧。
（2） 对于平尾有较大的上反角或平尾支承在垂尾上的尾翼布局，各翼面及其支承结构必须按单独考虑每一种规定的飞行载荷情况所产生的垂尾和平尾载荷的组合进行设计。
§25．445 外侧垂直安定面
（ａ） 当垂直安定面安装在平尾外侧时，平尾必须按最大的平尾载荷同由端板效应在垂尾上引起的相应载荷的组合进行设计。这些端板效应不必同其它垂尾载荷相组合。
（ｂ） 当平尾将外侧垂直安定面分成上、下两部分时，为了考虑非对称载荷，由§25．391确定的临界垂尾载荷（单位面积载荷）还必须按下列规定施加：
（1） 平尾以上和以下的垂尾面积分别受100％和80％的载荷；
（2） 平尾以上和以下的垂尾面积分别受80％和100％的载荷。
§25．457 襟翼
襟翼及其操纵机构与支承结构必须按§25．345中规定情况得出的临界载荷进行设计，并计及从某一襟翼位置和空速转换到另一襟翼位置和空速时所产生的载荷。
§25．459 特殊装置
对于采用气动操纵面的特殊装置（例如翼缝、缝翼和扰流板），其受载情况必须由试验数据确定。
地面载荷
§25．471 总则
（ａ） 载荷和平衡 对于限制地面载荷，采用下列规定：
（1） 按本分部得到的限制地面载荷，认为是施加于飞机结构的外力；
（2） 在每一规定的地面载荷情况中，外载荷必须以合理的或保守的方式与线惯性载荷和角惯性载荷相平衡。
（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。必须考虑前后、垂直和横向的飞机重心。如果下列两项成立，且偏离飞机中心线的重心横向位移使主起落架的载荷不超过对称受载情况下临界设计载荷的103％，则可以选用这种重心横向位移，而不必考虑其对主起落架元件载荷或对飞机结构的影响：
（1） 重心横向位移是由于旅客或货物在机身内随机布置，或由于燃油的随机非对称装载或非对称使用造成的；
（2） 按§25．1583（ｃ）（2）所制定的对随机可调配载重的适当装载说明，保证重心的横向位移不超过上述限制范围。
（ｃ） 起落架尺寸数据 附录Ａ图1示出起落架基本尺寸数据。
§25．473 地面载荷情况和假定
（ａ） 对于§25．479至§25．485中规定的着陆情况，采用下列规定：
（1） 飞机重心处选定的限制垂直惯性载荷系数不得小于由下列各项条件所得到的数值：
（ｉ） 与特定着陆情况相应的飞机姿态和承受的阻力载荷；
（ｉｉ） 设计着陆重量（以最大下沉速度着陆情况中的最大重量）时的限制下沉速度为3．05米／秒（10英尺／秒）；
（ｉｉｉ） 设计起飞重量（以减小的下沉速度着陆情况中的最大重量）时的限制下沉速度为1．83米／秒（6英尺／秒）。
（2） 可以假定在整个着陆撞击过程中，飞机升力不超过飞机重力且作用于飞机重心。
（ｂ） 如果能表明飞机具有不能达到上述规定的下沉速度的设计特征，可以修改此下沉速度。
（ｃ） 对应于所要求的限制下沉速度的最小限制惯性载荷系数必须根据§25．723（ａ）来确定。
§25．477 起落架布置
当采用正常的操纵技术时，§25．479至§25．485适用于具有常规布置的前、主起落架或主、尾起落架的飞机。
§25．479 水平着陆情况
（ａ） 假定飞机以水平姿态接地，与地面平行的向前速度分量在ＶL1到1．25ＶL2的范围内，且承受§25．473（ａ）（1）中规定的载荷系数，其中：
（1） ＶL1等于相应着陆重量和标准海平面条件下的ＶSO（ＴＡＳ）；
（2） ＶL2等于相应着陆重量和高度，以及比标准温度高22．8℃（41°Ｆ）的热天温度下的ＶSO（ＴＡＳ）；
（ｂ） 如申请获准在超过10节的风速下顺风着陆，则必须研究增大接地速度的影响。
（ｃ） 假定下列垂直分力和阻力分力的组合作用在轮轴中心线上，并采用下列规定：
（1） 对于机轮最大起旋载荷情况，模拟使机轮滚动组件加速到规定的地面速度所需力的阻力分力，必须与阻力载荷峰值出现瞬间所达到的垂直地面反作用力相组合。可考虑滑动速度和轮胎压力的影响来制定轮胎和地面间的摩擦系数。但是，该摩擦系数不必大于0．8。此情况必须应用于起落架、直接受影响的连接结构以及外部燃油箱和短舱一类的大质量部件；
（2） 对于机轮最大垂直载荷情况，一个向后作用且不小于最大地面垂直反作用力25％的阻力分力，必须与§25．473的最大地面反作用力相结合；
（3） 对于最大回弹载荷情况，由于起旋阻力载荷急速减少而产生的向前作用的水平载荷，必须与向前载荷峰值出现瞬间所达到的地面垂直反作用力相组合。此情况必须应用于起落架、直接受影响的连接结构以及外部燃油箱和短舱一类的大质量部件。
（ｄ） 对于尾轮式飞机的水平着陆姿态，必须检查本条（ａ）至（ｃ）规定的情况。此时飞机水平基准线是水平的。按附录Ａ图2。
（ｅ） 对于附录Ａ图2所示的前轮式飞机的水平着陆姿态，必须检查本条（ａ）至（ｃ）规定的情况，此时假定飞机处于下列姿态：
（1） 主轮接地，前轮稍离地面；
（2） 前轮和主轮同时接地（如果在规定的下沉和向前速度下能够合理地获得这种姿态）。对于该姿态采用下列规定：
（ｉ） 前、主起落架可按本条（ｃ）（1）和（3）情况分别进行检查；
（ｉｉ） 在本条（ｃ）（2）的情况下，假定俯仰力矩由前起落架载荷平衡。
§25．481 尾沉着陆情况
（ａ） 假定飞机以尾沉姿态接地，与地面平行的向前速度分量在ＶL1至ＶL2的范围内，且承受§25．473（ａ）（1）中规定的载荷系数。其中：
（1） ＶL1等于相应着陆重量和标准海平面条件下的ＶSO（ＴＡＳ）；
（2） ＶL2等于相应着陆重量和高度，以及比标准温度高22．8℃（41°Ｆ）的热天温度下的ＶSO（ＴＡＳ）。
认为§25．479（ｃ）（1）和（3）规定的垂直分力和阻力分力的组合是作用在主轮轴的中心线上。
（ｂ） 对于尾轮式飞机的尾沉着陆情况，假定按附录Ａ图3，主、尾机轮同时接地，且作用于尾轮上的地面反作用力方向如下：
（1） 垂直向上；
（2） 与地平线成45°角通过轮轴指向后上方。
（ｃ） 对于前轮式飞机的尾沉着陆情况，假定飞机姿态按附录Ａ图3相应于失速迎角，或相应于除主轮外飞机所有部分均不触地时所允许的最大迎角，两者中取小者。
§25．483 单轮着陆情况
对于单轮着陆情况，假定按附录Ａ图4飞机处于水平姿态，以一侧主起落架接地，在这种姿态下采用下列规定：
（ａ） 地面反作用力必须与按§25．479（ｃ）（2）规定得到的该侧载荷相同；
（ｂ） 每一不平衡的外载荷必须由飞机的惯性力以合理的或保守的方式予以平衡。
§25．485 侧向载荷情况
（ａ） 对于侧向载荷情况，假定按附录Ａ图5，飞机处于水平姿态，仅以主轮接地。
（ｂ） 向内作用且等于垂直反作用力80％的侧向载荷（在一侧）和向外作用且等于垂直反作用力60％的侧向载荷（在另一侧）必须与在水平着陆情况下得到的最大地面垂直反作用力的一半相组合。假定这些载荷作用在轮胎接地点上并为飞机的惯性力所平衡。可以假定阻力载荷为零。
§25．487 回跳着陆情况
（ａ） 起落架及其支承结构，必须按飞机从着陆表面回跳过程中出现的载荷进行检查。
（ｂ） 在起落架完全伸出但不与地面接触情况下，20．0的载荷系数必须作用在起落架非弹起部份上，此载荷系数的作用方向必须与非弹起部分相对于起落架弹起部分伸出到极限位置时的运动方向相一致。
§25．489 地面操纵情况
除非另有规定，起落架和飞机结构必须按§25．491至§25．509中的情况进行检查。此时，飞机为设计机坪重量（地面操作情况的最大重量），不考虑机翼升力，可以假定起落架减震支柱和轮胎处于静态位置。
§25．491 起飞滑跑
假定起落架和飞机结构承受不小于按§25．235所述情况得到的载荷。
§25．493 滑行刹车情况
（ａ） 假定按附录Ａ图6，尾轮式飞机处于水平姿态，载荷作用在主轮上。飞机限制垂直载荷系数，在设计着陆重量时为1．2，在设计机坪重量时为1．0。阻力载荷（等于垂直反作用力乘以数值为0．8的摩擦系数）必须与地面垂直反作用力相组合，并作用在轮胎接地点上。
（ｂ） 对于前轮式飞机，限制垂直载荷系数，在设计着陆重量时为1．2，在设计机坪重量时为1．0。阻力载荷（等于垂直反作用力乘以数值为0．8的摩擦系数）必须与地面垂直反作用力相组合，并作用在每个带刹车机轮的接地点上，按附录Ａ图6，必须考虑下列两种姿态：
（1） 所有机轮都接地的水平姿态，载荷分配给主起落架和前起落架，并假定俯仰加速度为零；
（2） 仅以主轮接地的水平姿态，俯仰力矩由角惯性力平衡。
（ｃ） 如果证实在每一很可能的受载情况下，有效阻力载荷均不能达到垂直反作用力的80％，则可取低于本条（ａ）和（ｂ）规定的阻力载荷。
§25．495 转弯
按附录Ａ图7，假定飞机处于静态位置，用操纵前起落架或采用足够的发动机动力差的方法进行定常转弯，以使作用在重心处的限制载荷系数在垂直方向为1．0，在横向为0．5。每一个机轮的侧向地面反作用力必须是垂直反作用力的50％。
§25．497 尾轮侧偏
（ａ） 假定等于尾轮静载荷的地面垂直反作用力与等值的侧向分力相组合。
（ｂ） 如果尾轮可偏转，则假定尾轮相对飞机纵轴转动90度，其合成载荷通过轮轴。
（ｃ） 如果装有锁、转向操纵装置或减摆器，仍假定尾轮处于拖曳位置，且侧向载荷作用于轮胎接地点上。
§25．499 前轮侧偏
（ａ） 假定飞机重心处的垂直载荷系数为1．0，前轮接地点处的侧向分力等于该处地面垂直反作用力的80％。
（ｂ） 假定在使用一侧主起落架刹车而产生的载荷情况下飞机处于静态平衡，前起落架及其连接结构和重心以前的机身结构，必须按下列载荷设计：
（1） 飞机重心处的垂直载荷系数为1．0；
（2） 飞机重心处向前作用的载荷为一侧主起落架上垂直载荷的80％；
（3） 作用于前起落架接地点处的侧向载荷和垂直载荷是为保持静态平衡所需的载荷；
（4） 飞机重心处的侧向载荷系数为零。
（ｃ） 如果本条（ｂ）规定的载荷导致前起落架的侧向载荷超过前起落架垂直载荷的80％，则可以把设计前起落架的侧向载荷限制为垂直载荷的80％，而未被平衡的侧偏力矩假定由飞机的惯性力所平衡。
（ｄ） 除前起落架及其连接结构和前机身结构以外的其它结构，受载情况即为本条（ｂ）规定的情况，但作如下补充：
（1） 如果在每一很可能的受载情况下，有效阻力载荷均不能达到垂直反作用力的80％，则可取用较低的阻力载荷；
（2） 重心处向前作用的载荷，不必超过按§25．493（ｂ）规定的作用于一个主起落架上的最大阻力载荷。
（ｅ） 在设计前起落架及其连接结构和前机身结构时，必须考虑正常满操纵扭矩和等于前起落架最大静态反作用力的垂直力的组合作用，此时，取飞机设计机坪重量，前起落架处于任一转向操纵位置。
§25．503 回转
（ａ） 假定飞机绕一侧主起落架回转，且该侧的刹车刹住。限制垂直载荷系数必须为1．0，摩擦系数为0．8。
（ｂ） 假定按附录Ａ图8飞机处于静态平衡，而载荷作用在轮胎接地点上。
§25．507 倒行刹车
（ａ） 飞机必须处于三点静止地面姿态。与地面平行的向前水平反作用力必须施加在每个带刹车机轮的接地点上。此限制载荷必须等于每一机轮垂直载荷的55％，或等于由1．2倍名义最大刹车扭矩产生的载荷。两者中取小值。
（ｂ） 对于前轮式飞机，俯仰力矩必须由角惯性力平衡。
（ｃ） 对于尾轮式飞机，地面反作用力的合力必须通过飞机重心。
§25．509 牵引载荷
（ａ） 本条（ｄ）规定的牵引载荷必须分别考虑。这些载荷必须施加于牵引接头上，且平行于地面。此外，采用下列规定：
（1） 作用于重心处的垂直载荷系数必须等于1．0；
（2） 减震支柱和轮胎必须处于其静态位置；
（3） ＷT 为设计机坪重量，牵引载荷ＦTOW 取下列数值：
（ｉ） 0．3ＷTg（牛顿），对ＷT 小于13，600公斤的飞机；
（ｉｉ） 〔（6ＷT ＋204，100）／70〕×ｇ（牛顿），对ＷT在13，600公斤到45，400公斤的飞机；
（ｉｉｉ） 0．15ＷTg（牛顿），对ＷT 超过45，400公斤的飞机；
公制：
（ｉ） 0．3ＷT （公斤），对ＷT 小于13，600公斤的飞机；
（ｉｉ） （6ＷT ＋204，100）／70（公斤），对ＷT 在13，600公斤到45，400公斤的飞机；
（ｉｉｉ） 0．15ＷT （公斤），对ＷT 超过45，400公斤的飞机；
英制：
（ｉ） 0．3ＷT （磅），对ＷT 小于30，000磅的飞机；
（ｉｉ） （6ＷT ＋450，000）／70（磅），对ＷT 在30，000磅到100，000磅的飞机；
（ｉｉｉ） 0．15ＷT （磅），对ＷT 超过100，000磅的飞机；
（ｂ） 对于牵引点不在起落架上但靠近飞机对称平面的情况，采用为辅助起落架规定的阻力和侧向牵引载荷分量。对于牵引点位于主起落架外测的情况，采用为主起落架规定的阻力和侧向牵引载荷分量，在不能达到规定的旋转角时，必须采用可能达到的最大旋转角。
（ｃ） 本条（ｄ）规定的牵引载荷必须受到如下的反作用：
（1） 在主起落架上的牵引载荷的侧向分量，必须受到侧向力反作用，该侧向力作用于承受此载荷的机轮的静地面线上：
（2） 在辅助起落架上的牵引载荷以及在主起落架上的牵引载荷的阻力方向分量，必须受到下述载荷的反作用：
（ｉ） 在承受牵引载荷的机轮轴线上，必须施加一个反作用力，其最大值等于垂直反作用力。为达到平衡，必须施加足够的飞机惯性力；
（ｉｉ） 所有载荷必须由飞机惯性力相平衡。
（ｄ） 规定的牵引载荷如下：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ 载 荷
｜ ｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
牵引点｜位置｜ ｜ ｜
｜ ｜ ｜序｜
｜ ｜ 数 值 ｜ ｜ 方 向
｜ ｜ ｜号｜
－－－｜－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ ｜1 ｜向前，平行于阻力轴
｜ ｜ ｜－｜－－－－－－－－－－－
主起 ｜ ｜每个主 ｜2 ｜向前，与阻力轴成30°
｜ ｜起落架 ｜－｜－－－－－－－－－－－
落架 ｜ ｜0．75ＦTOW ｜3 ｜向后，平行于阻力轴
｜ ｜ ｜－｜－－－－－－－－－－－
｜ ｜ ｜4 ｜向后，与阻力轴成30°
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ ｜5 ｜向前
｜转向前 ｜ ｜－－｜－－－－－－－－－
｜ ｜ ｜6 ｜向后
｜－－－－｜1．0ＦTOW ｜－－｜－－－－－－－－－
｜ ｜ ｜7 ｜向前
｜转向后 ｜ ｜－－｜－－－－－－－－－
辅助 ｜ ｜ ｜8 ｜向后
｜－－－－｜－－－－－｜－－｜－－－－－－－－－
起落架｜ ｜ ｜9 ｜向前，在机轮平面内
｜从前面 ｜ ｜－－｜－－－－－－－－－
｜转45° ｜ ｜10 ｜向后，在机轮平面内
｜－－－－｜0．5ＦTOW ｜－－｜－－－－－－－－－
｜从后面 ｜ ｜11 ｜向前，在机轮平面内
｜ ｜ ｜－－｜－－－－－－－－－
｜转45° ｜ ｜12 ｜向后，在机轮平面内
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§25．511 地面载荷：多轮起落架装置上的非对称载荷
（ａ） 总则 假定多轮起落架装置承受本分部本条（ｂ）至（ｆ）规定的限制地面载荷。此外，采用下列规定：
（1） 串列支柱式起落架结构是一种多轮装置；
（2） 依据本条（ｂ）至（ｆ）确定起落架装置的总载荷时，可以忽略因轮组上载荷非对称分配所引起的载荷合力作用点的横向位移。
（ｂ） 限制载荷在轮组上的分布；充气轮胎 对于每一着陆、滑行和地面操作情况，必须计及下列因素的影响来确定起落架轮组上限制载荷的分配：
（1） 机轮数目及其实际排列。对于车架式起落架装置，在确定前、后各对机轮的最大设计载荷时，必须考虑着陆撞击过程中车架的任何跷板运动的影响；
（2） 由于制造允差、轮胎膨胀和轮胎磨损的组合引起的各轮胎直径的任何差异可以假定轮胎直径的最大差异等于计及制造允差、轮胎膨胀和轮胎磨损以后得到的各种直径变化最不利组合的2／3；
（3） 任何不等的轮胎充气压力，假定最大变化量为轮胎名义充气压力的±5％；
（4） 拱度为零的跑道，以及可近似表示为与水平面成1．5％斜率的上拱型跑道。对前起落架装置，路拱的影响必须按位于路拱每一侧斜坡上的状态来考虑；
（5） 飞机姿态；
（6） 任何结构变位。
（ｃ） 泄气轮胎 必须根据本条（ｄ）至（ｆ）规定的载荷情况考虑泄气轮胎对结构的影响，并计及机轮的实际排列情况。此外，采用下列规定：
（1） 对于多轮起落架装置，必须考虑其中任何一个轮胎泄气，对于有四个或更多机轮的起落架装置，必须考虑其中任何两个临界轮胎的泄气；
（2） 地面反作用力必须施加在轮胎充气的那些机轮上。但是，对于有一个以上减震支柱的多轮起落架装置，可以考虑由于轮胎泄气引起的减震支柱伸出长度的差异，把地面反作用力合理地分配给泄气和充气轮胎。
（ｄ） 着陆情况 对于有一个和两个轮胎泄气的情况，施加于每个起落架装置上的载荷，假定分别为每一规定着陆情况中作用在每一起落架的限制载荷的60％和50％。但是，对于§25．485侧向载荷情况，必须施加垂直载荷的100％。
（ｅ） 滑行和其它地面操作情况 对于有一个和两个轮胎泄气的情况，采用下列规定：
（1） 重心处施加的侧向载荷系数或阻力载荷系数或同时作用的此两者，必须是最临界的数值，其值可分别达到规定的滑行和其它地面操作情况中最严重情况的限制载荷系数（限制侧向载荷系数或限制阻力载荷系数或同时作用的此两者）的50％（一轮泄气）和40％（两轮泄气）；
（2） 对于§25．493（ａ）和（ｂ）（2）的滑行刹车情况，每个充气轮胎上的阻力载荷，不得小于无泄气轮胎载荷对称分配时每个轮胎上的阻力载荷；
（3） 重心处的垂直载荷系数必须分别为无泄气轮胎时载荷系数的60％（一轮泄气）和50％（两轮泄气），但不得小于1．0；
（4） 不必考虑回转情况。
（ｆ） 牵引情况 对于有一个和两个泄气轮胎的情况，牵引载荷ＦTOW 必须分别为规定载荷的60％和50％。
