【25．519 顶升和系留装置】
【（ａ） 总则 飞机必须设计成在最临界的重量和重心组合情况下，能够承受本条（ｂ）（当适用时）和（ｃ）的地面静载荷情况所引起的限制载荷。必须规定每个千斤顶垫的最大允许限制载荷。】
【（ｂ） 顶升 飞机上必须有顶升用的设施，当飞机支承于千斤顶上时，这些设施必须能承受下列限制载荷：
【（1） 当由起落架顶升飞机的最大停机坪重量时，飞机结构必须设计成能承受单独作用于每个顶升点的垂直静反作用力1．33倍的垂直载荷，以及该垂直载荷与0．33倍垂直静反作用力的沿任何方向作用的水平载荷的组合；
【（2） 当由飞机其它结构顶升飞机的最大批准顶升重量时；
【（ｉ） 飞机结构必须设计成能承受单独作用于每个顶升点的垂直静反作用力1．33倍的垂直载荷，以及该垂直载荷与0．33倍垂直静反作用力的沿任何方向作用的水平载荷的组合；
【（ｉｉ） 千斤顶垫与局部结构必须设计成能承受单独作用于每个顶升点的垂直静反作用力2．0倍的垂直载荷，以及该垂直载荷与0．33倍垂直静反作用力的沿任何方向作用的水平载荷的组合；
【（ｃ） 系留 提供系留点时，主系留点及局部结构必须能承受任何方向的120公里／小时（65节）水平风引起的限制载荷。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
水载荷
§25．521 总则
（ａ） 水上飞机必须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过程中所产生的水载荷进行设计。
（ｂ） 除非对水载荷作出更合理的分析，否则采用§25．523至25．537的规定。
（ｃ） 本条和§25．523至§25．537的要求也适用于水陆两用机。
§25．523 设计重量和重心位置
（ａ） 设计重量 必须在直到设计着水重量的各种运行重量下满足水载荷要求。但对于§25．531中所述的起飞情况，必须采用水面设计起飞重量（水面滑行和起飞滑跑的最大重量）。
（ｂ） 重心位置 必须考虑在申请合格审定的重心限制范围内的临界重心，以获得水上飞机结构每一部分的最大设计载荷。
§25．525 载荷的假定
（ａ） 除非另有规定，否则假定水上飞机作为一个整体承受与§25．527规定的载荷系数相应的载荷。
（ｂ） 在施加按§25．527中规定的载荷系数得到的载荷时，可以用不小于§25．533（ｂ）中规定的压力把该载荷分布于整个船体或主浮筒的底部（以避免在水载荷作用部位出现过大的局部剪切载荷和弯矩）。
（ｃ） 对于双浮筒水上飞机，每个浮筒必须作为一架假想的水上飞机的一个等效船体，其重量等于该双浮筒水上飞机重量的一半。
（ｄ） 除§25．531的起飞情况外，在着水时，假定水上飞机的气动升力为水上飞机重力的2／3。
§25．527 船体和主浮筒载荷系数
（ａ） 水面反作用载荷系数ｎw 必须以下列方法计算：
（1） 对于断阶着水情况：
2
Ｃ1 Ｖso
ｎw ＝－－－－－－－－－
2 1
（ｔａｎ－β）Ｗ－
3 3
（2） 对于船首和船尾着水情况：
2
Ｃ1 Ｖso Ｋ1
ｎw ＝－－－－－－－－－×－－－－－－－－
2 1 2 2
（ｔａｎ－β）Ｗ－ （1＋ｒx ）－
3 3 3
式中：
ｎw 为水面反作用载荷系数（即水面反作用力除以水上飞机重力）；
Ｃ1 ＝0．00922（公制：Ｃ1 ＝0．00922；英制：Ｃ1 ＝0．012），为水上飞机操纵经验系数（但此系数不得小于为获得断阶载荷系数最小值2．33所需要的数值）；
Ｖso为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；
β为在确定载荷系数的纵向站位处的斜升角，度。
按附录Ｂ图1；
Ｗ为水上飞机设计着水重量，公斤（磅）；
Ｋ1 为船体站位的经验加权系数，按附录Ｂ图2；
ｒx 为平行于船体基准轴，从水上飞机重心到进行载荷系数计算的船体纵向站位的距离与水上飞机的俯仰回转半径之比。船体基准轴为一条在对称平面内与主断阶处龙骨相切的直线。
（ｂ） 对于双浮筒水上飞机，由于浮筒与水上飞机连接的柔性影响，可以将船首和船尾处的系数Ｋ1 减少到附录Ｂ图2所示值的80％，这种减少仅适用于传力构架和水上飞机机体结构的设计。
§25．529 船体和主浮筒着水情况
（ａ） 对称断阶、船首和船尾着水 对于对称断阶、船首和船尾着水，水面反作用限制载荷系数按§25．527计算确定。此外，采用下列规定：
（1） 对于对称断阶着水，水载荷的合力必须在龙骨上，通过重心且与龙骨线垂直；
（2） 对于对称船首着水，水载荷的合力必须作用在从船首到断阶的纵向距离1／5处的龙骨上，且与龙骨线垂直；
（3） 对于对称船尾着水，水载荷的合力必须作用在从断阶到尾柱的纵向距离85％处的龙骨上，且与龙骨线垂直。
（ｂ） 非对称着水：船体式水上飞机和单浮筒水上飞机 必须检查非对称的断阶、船首和船尾着水情况。此外，采用下列规定：
（1） 每一情况的载荷均由向上分量和侧向分量组成，其值分别等于相应的对称着水情况合力乘以0．75和0．25ｔａｎβ；
（2） 载荷向上分量的作用点和方向与对称情况相同，侧向分量的作用点在向上分量的同一纵向站位处，作用于龙骨线和舭线之间的中点，但方向朝内并垂直于对称平面。
（ｃ） 非对称着水：双浮筒水上飞机 非对称载荷由作用于每一浮筒断阶处的向上载荷和仅作用于一个浮筒上的侧向载荷组成，其值分别等于按§25．527获得的断阶着水载荷乘以0．75和0．25ｔａｎβ。侧向载荷作用在浮筒龙骨线和舭线之间的中点，位于与向上载荷相同的纵向站位处，但方向朝内并垂直于对称平面。
§25．531 船体和主浮筒起飞情况
对于机翼及其与船体或主浮筒的连接，采用下列规定：
（ａ） 假定机翼的气动升力为零；
（ｂ） 必须施加向下的惯性载荷，其对应的载荷系数按下式计算：
2
ＣToＶs1
ｎ＝－－－－－－－－－
2 1
（ｔａｎ－β）Ｗ－
3 3
式中：
ｎ为惯性载荷系数；
ＣTo＝0．00307（公制：ＣTo＝0．00307；英制：ＣTo＝0．004），为水上飞机操作经验系数；
Ｖs1为襟翼打开在相应的起飞位置，在水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节；
β为主断阶处的斜升角，度；
Ｗ为水上设计起飞重量，公斤（磅）。
§25．533 船体和主浮筒底部压力
（ａ） 总则 必须按本条规定设计船体和主浮筒结构，包括构架、隔框、长桁和底板；
（ｂ） 局部压力 对于底板、长桁及其与支承结构连接的设计，必须采用下列的压力分布；
（1） 对于无舭弯的船底，舭处的压力为龙骨处压力的75％，龙骨与舭之间的压力按附录Ｂ图3成线性变化。龙骨处的压力按下式计算：
2
Ｋ2 ＶS1
ＰK ＝Ｃ2 ×－－－－－－
ｔａｎβK
式中：
Ｐk 为龙骨上的压力，帕（公斤／平方厘米；磅／平方英寸）；
Ｃ2 ＝14．7（公制：Ｃ2 ＝0．00015；英制：Ｃ2 ＝0．00213）；
Ｋ2 为船体站位加权系数，按附录Ｂ图2；
Ｖs1为襟翼打开在相应的起飞位置，水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节；
βK 为在龙骨处的斜升角，度。按附录Ｂ图1。
（2） 对于带舭弯的船底，舭弯起点处的压力与无舭弯船底的压力相同。舭和舭弯起点之间的压力按附录Ｂ图3成线性变化。压力分布与本条（ｂ）（1）无舭弯船底的规定相同，但舭处的压力按下式计算：
2
Ｋ2 Ｖs1
Ｐch＝Ｃ3 ×－－－－－
ｔａｎβ
式中：
Ｐch为舭处的压力，帕（公斤／平方厘米；磅／平方英寸）；
Ｃ3 ＝11．0（公制：Ｃ3 ＝0．000113；英制：Ｃ3 ＝0．0016）；
Ｋ2 为船体站位加权系数，按附录Ｂ图2；
Ｖs1为襟翼打开在相应的起飞位置，水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节；
β为相应站位处的斜升角，度。
在压力作用区域内必须模拟船体或浮筒受高度集中的撞击时所产生的压力，但不必扩大到对框架或整个结构会引起关键性应力的那些区域。
（ｃ） 压力分布 对于框架、龙骨和舭结构的设计，采用下列压力分布：
（1） 对称压力按下式计算：
2
Ｋ2 Ｖs0
Ｐ＝Ｃ4 ×－－－－－
ｔａｎβ
式中：
Ｐ为压力，帕（公斤／平方厘米；磅／平方英寸）；
Ｃ4 ＝700．0Ｃ1 （公制：Ｃ4 ＝0．00549Ｃ1 ；英制：Ｃ4 ＝0．078Ｃ1 ）。Ｃ1 按§25．527计算；
Ｋ2 为船体站位加权系数，按附录Ｂ图2；
Ｖs0为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；
β为相应站位处的斜升角，度。
（2） 非对称压力分布由本条（ｃ）（1）规定的作用在船体或主浮筒中心线一侧的压力和作用在船体或主浮筒中心线另一侧的该压力的一半组成，按附录Ｂ图3。
这些压力是均匀的，且必须同时作用于整个船体或主浮筒底部，所得到的载荷必须传给船体本身的侧壁结构，但不必作为剪切和弯曲载荷向前后传递。
§25．535 辅助浮筒载荷
（ａ） 总则 辅助浮筒和其连接以及支承结构，必须按本条规定的情况进行设计。在本条（ｂ）至（ｅ）规定的情况中，为避免局部载荷过大，可将规定的水载荷分布于整个浮筒底部，所采用的底部压力不小于本条（ｇ）规定的数值。
（ｂ） 断阶载荷 水载荷的合力必须作用在浮筒的对称平面内，作用点位于从筒首到断阶的距离的3／4处，方向必须与龙骨垂直，限制载荷的合力按下式计算，但Ｌ值不必超过浮筒完全浸没时排水量的三倍：
2
－
2 3
Ｃ5 Ｖs0 Ｗ
Ｌ＝－－－－－－－－－－－－－
2 2
－ －
3 2 3
ｔａｎ βs （1＋ｒy ）
式中：
Ｌ为限制载荷，牛顿（公斤；磅）；
Ｃ5 ＝0．0399（公制：Ｃ5 ＝0．00898；英制：Ｃ5 ＝0．0053）；
Ｖs0为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；
Ｗ为水上飞机设计着水重量，公斤（磅）；
βs 为从筒首到断阶的距离的3／4站位处的斜升角，但不必小于15度；
ｒy 为重心和浮筒对称面之间的横向距离与滚转时的回转半径之比。
（ｃ） 筒首载荷 限制载荷的合力必须作用在浮筒的对称平面内，作用点位于筒首到断阶的距离的1／4处；方向必须与通过该点的龙骨线的切线垂直，载荷合力的大小为本条（ｂ）规定的值。
（ｄ） 非对称断阶载荷 水载荷的合力由等于本条（ｂ）规定载荷的75％的向上分量和等于本条（ｂ）规定载荷乘以0．25ｔａｎβ的侧向分量组成。侧向载荷必须作用于龙骨和舭之间的中点并垂直于浮筒的对称平面。
（ｅ） 非对称筒首载荷 水载荷的合力由等于本条（ｃ）规定载荷的75％的向上分量和等于本条（ｃ）规定载荷乘以0．25ｔａｎβ的侧向分量组成。侧向载荷必须作用于龙骨和舭之间的中点并垂直于浮筒的对称平面。
（ｆ） 浮筒浸没情况 载荷的合力必须作用在浮筒横截面的形心上，且位于从筒首到断阶的距离的1／3处，限制载荷分量如下：
垂直载荷＝ρｇＶ
ρ 2 2
向后载荷＝Ｃx －Ｖ－（ＫＶs0 ）
2 3
ρ 2 2
侧向载荷＝Ｃy －Ｖ－（ＫＶs0 ）
2 3
式中：
3 2 4 3
ρ为水的质量密度，公斤／米 （公斤·秒 ／米 ；斯勒格／英尺 ）；
3 3
Ｖ为浮筒体积，米 （英尺 ）；
Ｃx ＝0．0124（公制：Ｃx ＝0．0124；英制：Ｃx ＝0．133），阻力系数；
Ｃy ＝0．0098（公制：Ｃy ＝0．0098；英制：Ｃy ＝0．106），侧向力系数；
Ｋ＝0．8，如果表明，在正常操作情况下，速度为0．8Ｖs0时浮筒不能浸没，则可用较小的数值；
Ｖs0为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；
2 2
ｇ为重力加速度，米／秒 （英尺／秒 ）；
（ｇ） 浮筒底部压力 浮筒底部压力必须根据§25．533制定，但公式中的Ｋ2 值取为1．0。用以确定浮筒底部压力的斜升角按本条（ｂ）规定。
§25．537 水翼载荷
用于设计的水翼载荷必须根据适用的试验数据得出。
应急着陆情况
§25．561 总则
（ａ） 尽管飞机在陆上或水上应急着陆情况中可能损坏，但飞机必须按本条规定进行设计，以在此情况下保护乘员。
（ｂ） 结构的设计必须能在轻度撞损着陆过程中并在下列条件下，给每一乘员以避免严重受伤的一切合理的机会：
（1） 正确使用座椅、安全带和所有其它为安全设计的设备；
（2） 机轮收起（如果适用）；
（3） 乘员分别经受到下列每一项相对于周围结构的极限惯性载荷系数：
（ｉ） 【向上，3．0；】
（ｉｉ） 向前，9．0；
（ｉｉｉ） 【侧向，对于机身为3．0；对于座椅及其连接件为4．0；】
（ｉｖ） 【向下，6．0；】
（ｖ） 【向后，1．5。】
（ｃ） 支承结构必须设计成在不超过本条（ｂ）（3）规定值的各种载荷作用下，能约束住那些在轻度撞损着陆中脱落后可能伤害乘员的每个部件。
【（ｄ） 在直至本条（ｂ）（3）规定的各种载荷作用下，座椅和质量项目（及其支撑结构）不得变形以至妨碍乘员相继迅速撤离。】
〔1990年7月18日第一次修订〕
【§25．562 应急着陆动力要求】
【（ａ） 座椅和约束系统必须设计成在应急着陆时并在下列条件下能保护乘员：
（1） 正确使用在设计中规定得有的座椅、安全带和肩带；
（2） 乘员受到本条规定条件所产生的载荷。
【（ｂ） 凡批准在起飞和着陆时用于机组成员和乘客的每种座椅型号设计，必须按照下述每一应急着陆条件，成功地完成动力试验，或根据类似型号座椅的动力试验结果经合理分析给予证明。进行动力试验，必须用适航当局认可的拟人试验模型（ＡＴＤ）模拟乘员，其名义重量为77公斤（170磅），坐在正常的向上位置。
【（1） 向下垂直速率变化（△Ｖ）不得小于10．7米／秒（35英尺／秒）；飞机纵轴相对于水平面向下倾斜30度且机翼呈水平状态，在地板处产生的最大负加速度必须在撞击后0．08秒内出现，并且至少达到14．0ｇ。
【（2） 向前纵向速率变化（△Ｖ）不得小于13．4米／秒（44英尺／秒），飞机纵轴水平且向左或向左偏摆10度。取最有可能使上部躯干约束系统（在安装的情况下）脱离乘员肩部的方向，同时机翼呈水平状态。在地板处产生的最大负加速度必须在撞击后0．09秒内出现，并且必须至少达到16．0ｇ。若使用地板导轨或地板接头将座椅连接到试验装置上，则导轨或接头相对于相邻的导轨或接头必须在垂直方向至少偏移10度（即不平行）并且滚转10度。
【（ｃ） 在按本条（ｂ）进行动力试验时，下述性能测量值不得超出：
【（1） 在机组成员使用上部躯干系带的情况下，单系带上的拉伸载荷不得超过7784牛（793公斤，1750磅）。如果使用双系带约束上部躯干，则系带总拉伸载荷不得超过8896牛（906公斤，2000磅）。
【（2） 在拟人模型骨盆和腰部脊柱之间测得的最大压缩载荷不得超过6672牛（680公斤，1500磅）。
【（3） 上部躯干约束系带（在安装的情况下）在撞击时必须保持在乘员肩上。
【（4） 在撞击时安全带必须保持在乘员骨盆处。
【（5） 在本条（ｂ）规定的条件下，必须保护每一乘员使头部免受严重伤害。在可能发生座椅或其他构件触及头部的情况下，必须提供保护措施以使头部伤害判据（ＨＩＣ）不超过1000。头部伤害判据（ＨＩＣ）由下式确定：
1 ｔ2 2．5
ＨＩＣ＝｛（ｔ2 －ｔ1 ）〔－－－－－－－∫ ａ（ｔ）ｄｔ〕 ｝
（ｔ2 －ｔ1 ） ｔ1 max
式中：ｔ1 --积分初始时间（秒）；
ｔ2 --积分终止时间（秒）；
ａ（ｔ）--头部撞击总加速度对时间的关系曲线
（ａ用ｇ的倍数表示）。
【（6） 在可能与座椅或其他构件碰撞导致腿部受伤的情况下，必须提供防护措施使每一股骨上的轴向压缩载荷不超过10008牛（1019公斤，2250磅）。
【（7） 尽管结构可能屈服，但座椅必须始终连接在所有连接点上。
【（8） 在本条（ｂ）（1）和（ｂ）（2）规定的试验中，座椅不得屈服到阻碍飞机乘员迅速撤离的程度。】
〔1990年7月18日第一次修订〕
§25．563 水上迫降的结构要求
水上迫降要求的结构强度，必须按§25．801（ｅ）的规定来考虑。
疲劳评定
§25．571 结构的损伤容限和疲劳评定
（ａ） 总则 对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤引起的灾难性破坏。对可能引起灾难性破坏的每一结构部分（诸如机翼、尾翼、操纵面及其系统、机身、发动机架、起落架、以及上述各部分有关的主要连接），除本条（ｃ）规定的情况以外，必须按本条（ｂ）和（ｅ）的规定进行这一评定。对于涡轮喷气飞机，可能引起灾难性破坏的结构部分，还必须按本条（ｄ）评定。此外，采用下列规定：
（1） 本条要求的每一评定，必须包括下列各点：
（ｉ） 服役中预期的典型载荷谱、温度和湿度；
（ｉｉ） 判明其破坏会导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点；
（ｉｉｉ） 对本条（ａ）（1）（ｉｉ）判明的主要结构元件和细节设计点，进行有试验依据的分析。
（2） 在进行本条要求的评定时，可以采用结构设计类似的飞机的服役历史，并适当考虑它们在运行条件和方法上的差别；
（3） 根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其它步骤，并必须将其载入§25．1529要求的“持续适航文件”中的“适航限制”一节。
（ｂ） 【损伤容限评定】
评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，此种确定必须由有试验依据以及服役经验（如果有服役经验）支持的分析来进行。在设计中可以预期出现多部位损伤的场合，必须计及这种以前因疲劳引起的损伤。评定必须结合有试验依据的重复载荷分析和静力分析来进行。在使用寿命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷（作为极限静载荷考虑）：
（1） 限制对称机动情况，按§25．337对Ｖc 的规定，以及按§25．345的规定；
（2） 限制突风情况，按【§25．305（ｄ）、】§25．341和§25．351（ｂ）对最大到ＶC 诸规定速度下的规定以及按§25．345的规定；
（3） 限制滚转情况，按§25．349的规定；限制非对称情况，按§25．367和§25．427对最大到ＶC 诸速度下的规定；
（4） 限制偏航机动情况，按§25．351（ａ）对最大到ＶC 诸规定速度下的规定；
（5） 对增压舱，采用下列情况：
（ｉ） 正常使用压差和预期的外部气动压力相组合，并与本条（ｂ）（1）到（4）规定的飞机载荷情况同时作用（如果后者有重要影响）；
（ｉｉ） 1ｇ飞行时预期的外部气动压力与等于1．1倍正常使用压差的座舱压差相组合，不考虑任何其他的载荷。
（6） 对于起落架和直接受其影响的机体结构，按§25．473、§25．491和§25．493规定的限制地面载荷情况。
如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。
（ｃ） 疲劳（安全寿命）评定 如果申请人确认，本条（ｂ）对损伤容限的要求不适用于某特定结构，则不需要满足该要求。这些结构必须用有试验依据的分析表明，它们能够承受在其服役寿命期内预期的变幅重复载荷作用而没有可觉察的裂纹。必须采用合适的安全寿命散布系数。
（ｄ） 声疲劳强度 必须用有试验依据的分析，或者用具有类似结构设计和声激励环境的飞机的服役历史表明下列两者之一：
（1） 承受声激励的飞行结构的任何部分不可能产生声疲劳裂纹；
（2） 假定本条（ｂ）规定的载荷作用在所有受疲劳裂纹影响的部位，声疲劳裂纹不可能引起灾难性破坏。
（ｅ） 损伤容限（离散源）评定 在下列任一原因很可能造成结构损伤的情况下，飞机必须能够成功地完成该次飞行：
（1） 【在海平面至2，450米（8，000英尺）的各种高度上，在ＶC 速度下，】受到1．80公斤（4磅）重的鸟的撞击；
（2） 风扇叶片的非包容性撞击；
（3） 发动机的非包容性破坏；
（4） 高能旋转机械的非包容性破坏。
损伤后的结构必须能够承受飞行中可合理预期出现的静载荷（作为极限载荷考虑）。不需要考虑对这些静载荷的动态影响。必须考虑驾驶员在出现事故后采取的纠正动作，诸如限制机动，避开紊流以及降低速度。如果在结构破坏或部份破坏以后引起结构刚度或几何形状，或此两者有重大变化，则须进一步研究它们对损伤容限的影响。
〔1995年12月18日第二次修订〕
闪电防护
§25．581 闪电防护
（ａ） 飞机必须具有防止闪电引起的灾难性后果的保护措施。
（ｂ） 对于金属组件，下列措施之一可表明符合本条（ａ）的要求：
（1） 该组件合适地搭接到飞机机体上；
（2） 该组件设计成不致因闪击而危及飞机。
（ｃ） 对于非金属组件，下列措施之一可表明符合本条（ａ）的要求：
（1） 该组件的设计使闪击的后果减至最小；
（2） 具有可接受的分流措施，将产生的电流分流而不致危及飞机。
Ｄ分部 设计与构造
总则
§25．601 总则
飞机不得有经验表明是危险的或不可靠的设计特征或细节。每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验确定。
§25．603 材料
其损坏可能对安全性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：
（ａ） 建立在经验或试验的基础上；
（ｂ） 符合经批准的标准（如工业或军用标准，或技术标准规定），保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其它性能；
（ｃ） 考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。
§25．605 制造方法
（ａ） 采用的制造方法必须能生产出一个始终完好的结构。如果某种制造工艺（如胶接、点焊或热处理）需要严格控制才能达到此目的，则该工艺必须按照批准的工艺规范执行。
（ｂ） 飞机的每种新制造方法必须通过试验大纲予以证实。
§25．607 紧固件
（ａ） 下列任一情况下，每个可卸的螺栓、螺钉、螺母、销钉或其它可卸紧固件，必须具有两套独立的锁定装置：
（1） 它的丢失可能妨碍在飞机的设计限制内用正常的驾驶技巧和体力继续飞行和着陆；
（2） 它的丢失可能使俯仰、航向或滚转操纵能力或响应下降至低于本部Ｂ分部的要求。
（ｂ） 本条（ａ）规定的紧固件及其锁定装置，不得受到与具体安装相关的环境条件的不利影响。
（ｃ） 使用过程中经受转动的任何螺栓都不得采用自锁螺母，除非在自锁装置外还采用非摩擦锁定装置。
§25．609 结构保护
每个结构零件必须满足下列要求：
（ａ） 有适当的保护，以防止使用中由于任何原因而引起性能降低或强度丧失，这些原因中包括：
（1） 气候；
（2） 腐蚀；
（3） 磨损。
（ｂ） 在必须保护的部位有通风和排水措施。
§25．611 可达性措施
必须具有措施，使能进行为持续适航所必需的检查（包括检查主要结构元件和操纵系统）、更换正常需要更换的零件、调整和润滑。每一项目的检查方法对于该项目的检查间隔时间必须是切实可行的。如果表明无损检查是有效的并在§25．1529要求的维护手册中规定有检查程序，则在无法进行直接目视检查的部位可以借助无损检查手段来检查结构元件。
§25．613 材料的强度性能和设计值
（ａ） 材料的强度性能必须以足够的材料试验为依据（材料应符合经批准的标准），在试验统计的基础上制定设计值。
（ｂ） 【设计值的选择必须使因材料偏差而引起结构破坏的概率降至最小。除本条（ｅ）的规定外，必须通过选择确保材料强度具有下述概率的设计值来表明符合本款的要求：
【（1） 如果所加的载荷最终通过组件内的单个元件传递，因而该元件的破坏会导致部件失去结构完整性，则概率为99％，置信度95％。
【（2） 对于单个元件破坏将使施加的载荷安全地分配到其它承载元件的静不定结构，概率为90％，置信度95％。】
（ｃ） 至关重要的部件或结构在正常运行条件下热影响显著的部位，必须考虑温度对设计许用应力的影响。
（ｄ） 结构的强度、细节设计和制造，必须使灾难性疲劳破坏的概率减至最小，特别是在应力集中处。
（ｅ） 【如果在使用前对每一单项取样进行试验，确认该特定项目的实际强度性能等于或大于设计使用值，则通过这样“精选”的材料可以采用较高的设计值】。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．615 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．619 特殊系数
对于每一结构零件，如果属于下列任一情况，则§25．303规定的安全系数必须乘以§25．621至§25．625规定的最高的相应特殊安全系数：
（ａ） 其强度不易确定；
（ｂ） 在正常更换前，其强度在服役中很可能降低；
（ｃ） 由于制造工艺或检验方法中的不定因素，其强度容易有显著变化。
§25．621 铸件系数
（ａ） 总则 在铸件质量控制所需的规定以外，还必须采用本条（ｂ）至（ｄ）规定的系数、试验和检验。检验必须符合经批准的规范，除作为液压或其他流体系统零件而要进行充压试验的铸件和不承受结构载荷的铸件外，本条（ｃ）和（ｄ）适用于任何结构铸件。
（ｂ） 支承应力和支承面 本条（ｃ）和（ｄ）规定的铸件的支承应力和支承面，其铸件系数按下列规定：
（1） 不论铸件采用何种检验方法，对于支承应力取用的铸件系数不必超过1．25；
（2） 当零件的支承系数大于铸件系数时，对该零件的支承面不必采用铸件系数。
（ｃ） 关键铸件 对于其损坏将妨碍飞机继续安全飞行和着陆或严重伤害乘员的每一铸件，采用下列规定：
（1） 每一关键铸件必须满足下列要求：
（ｉ） 具有不小于1．25的铸件系数；
（ｉｉ） 100％接受目视、射线和磁粉（或渗透）检验，或经批准的等效的无损检验方法的检验。
（2） 对于铸件系数小于1．50的每项关键铸件，必须用三个铸件样品进行静力试验并表明下列两点：
（ｉ） 在对应于铸件系数为1．25的极限载荷作用下满足§25．305的强度要求；
（ｉｉ） 在1．15倍限制载荷的作用下满足§25．305的变形要求。
（3） 典型的关键铸件有：结构连接接头，飞行操纵系统零件，操纵面铰链和配重连接件，座椅、卧铺、安全带、燃油箱、滑油箱的支座和连接件以及座舱压力阀。
（ｄ） 非关键铸件 除本条（ｃ）规定的铸件外，对于其他铸件采用下列规定：
（1） 除本条（ｄ）（2）和（3）规定的情况外，铸件系数和相应的检验必须符合下表：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
铸 件 系 数 ｜ 检 验
－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－
等于或大于2．0 ｜100％目视
小于2．0大于1．5 ｜100％目视的磁粉（或渗透）、
｜或等效的无损检验方法。
1．25至1．50 ｜100％目视、磁粉（或渗透）和射线，
｜或经批准的等效的无损检验方法。
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
（2） 如果已制定质量控制程序并经批准，本条（ｄ）（1）规定的非目视检验的铸件百分比可以减少；
（3） 对于按照技术条件采购的铸件（该技术条件确保铸件材料的机械性能，并规定按抽样原则从铸件上切取试件进行试验来证实这些性能），规定如下：
（ｉ） 可以采用1．0的铸件系数；
（ｉｉ） 必须按本条（ｄ）（1）中铸件系数为“1．25至1．50”的规定进行检验，并按本条（ｃ）（2）进行试验。
§25．623 支承系数
（ａ） 除本条（ｂ）规定的情况外，每个有间隙（自由配合）并承受敲击或振动的零件，必须有足够大的支承系数以计及正常的相对运动的影响。
（ｂ） 对于规定有更大的特殊系数的零件，不必采用支承系数。
§25．625 接头系数
对于接头（用于连接两个构件的零件或端头），采用以下规定：
（ａ） 未经限制载荷和极限载荷试验（试验时在接头和周围结构内模拟实际应力状态）证实其强度的接头，接头系数至少取1．15。这一系数必须用于下列各部分：
（1） 接头本体；
（2） 连接件或连接手段；
（3） 被连接构件上的支承部位。
（ｂ） 下列情况不必采用接头系数：
（1） 按照批准的工艺方法制成并有全面试验数据为依据的接合（如金属钣金连续接合、焊接和木质件中的嵌接）；
（2） 任何采用更大特殊系数的支承面。
（ｃ） 对于整体接头，一直到截面性质成为其构件典型截面为止的部分必须作为接头处理；
（ｄ） 对于每个座椅、卧铺、安全带和肩带，【采用§25．785（ｆ）（3）】规定的接头系数。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．629 【气动弹性稳定性要求】
【（ａ） 总则 本条所要求的气动弹性稳定性评定包括颤振、发散、操纵反效以及任何因结构变形引起的稳定性操纵性的过度丧失。气动弹性的评定必须包括与产生显著动态力的任何螺旋桨或旋转装置有关的旋转模态。必须通过分析、风洞试验、地面振动试验、飞行试验或中国民用航空总局适航部门认为必要的其它方法来表明对本条的符合性。
【（ｂ） 气动弹性稳定性包线 飞机必须设计成在下述气动弹性稳定性包线内的所有形态和设计情况下，都不发生气动弹性的不稳定性：
【（1） 对于无失效、故障或不利条件的正常情况，在将ＶD ／ＭD 对高度的包线上所有点的当量空速按等马赫数和等高度两种方式各放大15％后所包围的所有高度和速度的组合。此外，在直至ＶD ／ＭD 的所有速度下，都必须有适当的稳定性余量，而且在接近ＶD ／ＭD时，飞机的稳定性不得有大幅度的迅速减小。当所有设计高度上的ＭD 都小于1．0时，放大后的包线可以限制在马赫数1．0；
【（2） 对下面§25．629（ｄ）所述的情况，在所有经批准的高度，任何空速直至下述两项中确定的大者：
【（ｉ） 由§25．335（ｂ）确定的ＶD ／ＭD 包线；
【（ｉｉ） 由以下条件确定的高度-空速包线：在从海平面至1．15ＶC 线与等巡航马赫数ＭC 线延长线交点的高度范围内，按等高度，将当量空速在ＶC 以上放大15％，然后，在最低的ＶC ／ＭC 交点的高度，当量空速线性变化到ＭC ＋0．05，之后，在更高的高度直至最大飞行高度，按等高度，由ＭC 的0．05马赫数增量所限定的边界。
【（ｃ） 配重 如果采用集中配重，则这些配重及其支持结构的有效性和强度必须得到证实。
【（ｄ） 失效、故障与不利条件 在表明对本条的符合性时必须考虑的失效、故障与不利条件为：
【（1） 未被表明为极不可能的任何临界燃油装载情况，这类情况可能是由于燃油配置不当而引起的。
【（2） 任何颤振阻尼器系统的任何单一失效。
【（3） 对于没有批准在结冰条件下运行的飞机，由于偶然遭遇结冰条件所预期的最大可能的冰积聚。
【（4） 任何发动机、独立安装的螺旋桨轴、大型辅助动力装置或大型外挂气动力物体（如外挂油箱）的支持结构的任何单个元件的失效。
【（5） 对于其发动机带有螺旋桨或具有能产生显著动态力的大型旋转装置的飞机，将引起降低旋转轴刚度的发动机结构的任何单一失效。
【（6） 由顺桨螺旋桨或能产生显著动态力的其它旋转装置最不利组合引起的气动力或陀螺力的丧失。此外，单个顺桨螺旋桨或旋转装置的影响必须同本条（ｄ）（4）和（ｄ）（5）的失效情况相耦合。
【（7） 任何单个螺旋桨或能产生显著动态力的旋转装置，以可能的最大超速旋转；
【（8） §25．571要求或选择进行审查的任何损伤或失效情况。在表明符合本条要求时，如存在下列条件，不必考虑本条（ｄ）（4）和（ｄ）（5）所规定的单一结构失效：
【（ｉ） 结构元件不会因§25．571（ｅ）所述情况造成的离散源损伤而失效；
【（ｉｉ） 根据§25．571（ｂ）进行的损伤容限审查表明，用于剩余强度评定所假设的最大损伤程度不涉及结构元件的完全失效。
【（9） 按§25．631、§25．671、§25．672和§25．1309考虑的任何损伤、失效或故障。
【（10） 任何未表明为极不可能的其他失效、故障或不利条件的组合。
【（ｅ） 颤振飞行试验 对于新的型号设计和某型号设计的改型（除非已表明这种改型对气动弹性稳定性无重大影响）都必须进行直至ＶDF／ＭDF的各种速度下的全尺寸颤振飞行试验。这些试验必须证实飞机在直至ＶDF／ＭDF的所有速度下，都有合适的阻尼余量，以及在接近ＶDF／ＭDF时，阻尼无大幅度的迅速减小。在表明符合本条（ｄ）的飞行试验中，如果模拟了某种失效、故障或不利条件，而且通过飞行试验数据与其它试验数据或分析之间的关系对比表明，飞机在本条（ｂ）（2）规定的高度－空速包线内的所有速度下均不会有任何气动弹性不稳定性，则所验证的最大速度不必超过ＶFC／ＭFC。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．631 鸟撞损伤
尾翼结构的设计必须保证飞机在与3．6公斤（8磅）重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度（沿飞机飞行航迹相对于鸟）等于按§25．335（ａ）选定的海平面ＶC 。通过采用静不定结构和把操纵系统元件置于受保护的部位，或采用保护装置（如隔板或吸能材料）来满足本条要求是可以接受的。在用分析、试验或两者的结合来表明符合本条要求的情况下，使用结构设计类似的飞机的资料是可以接受的。
操纵面
§25．651 强度符合性的证明
（ａ） 对各操纵面要求进行限制载荷试验。这些试验必须包括与操纵系统连接的支臂或接头。
（ｂ） 对操纵面铰链必须进行分析或单独的载荷试验，来表明满足§25．619至§25．625及§25．657中规定的特殊系数要求。
§25．655 安装
（ａ） 可动尾面的安装必须使得当某一尾面处在极限位置而其余各尾面作全角度范围的运动时，任何尾面之间没有干扰。
（ｂ） 如果采用可调水平安定面，则必须有止动器将其行程限制到表明飞机能满足§25．161配平要求的最大值。
§25．657 铰链
（ａ） 对于操纵面铰链，包括滚珠、滚柱和自润滑轴承铰链，不得超过批准的轴承的载荷额定值，非标准结构形式的轴承铰链的轴承和载荷额定值必须根据经验或试验制定。在缺乏合理研究的情况下，用作轴承的最软材料，其极限支承强度的安全系数必须不小于6．67。
（ｂ） 对平行于铰链轴线的载荷，铰链必须有足够的强度和刚度。
操纵系统
§25．671 总则
（ａ） 每个操纵器件和操纵系统对应其功能必须操作简便、平稳和确切。
（ｂ） 飞行操纵系统的每一元件必须在设计上采取措施，或在元件上制出明显可辨的永久性标记，使由于装配不当而导致系统功能不正常的概率减至最小。
（ｃ） 必须用分析、试验或两者兼用来表明，在正常飞行包线内发生飞行操纵系统和操纵面（包括配平、升力、阻力和感觉系统）的下列任何一种故障或卡阻后，不要特殊的驾驶技巧或体力，飞机仍能继续安全飞行和着陆。可能出现的功能不正常必须对操纵系统的工作只产生微小的影响，而且必须是驾驶员能易于采取对策的：
（1） 除卡阻以外未表明是概率极小的任何单个故障（例如机械元件的脱开或损坏、或作动筒、操纵阀套和阀门一类液压组件的结构损坏）；
（2） 除卡阻以外未表明是概率极小的故障的任意组合（例如双重电气系统或液压系统的故障，或任何单个损坏与任一可能的液压或电气故障的组合）；
（3） 在起飞、爬升、巡航、正常转弯、下降和着陆过程中正常使用的操纵位置上的任何卡阻，除非这种卡阻被表明是概率极小的或是能够缓解的。若飞行操纵器件滑移到不利位置和随后发生卡阻不是概率极小，则须考虑这种滑移和卡阻。
（ｄ） 飞机必须设计成在所有发动机都失效的情况下仍可操纵。如果表明分析方法是可靠的，则可以通过分析来表明满足本要求。
§25．672 增稳系统及自动和带动力的操纵系统
如果增稳系统或其它自动或带动力的操纵系统的功能对于表明满足本部的飞行特性要求是必要的，则这些系统必须符合§25．671和下列规定：
（ａ） 在增稳系统或任何其它自动或带动力的操纵系统中，对于如驾驶员未察觉会导致不安全结果的任何故障，必须设置警告系统，该系统应在预期的飞行条件下无需驾驶员注意即可向驾驶员发出清晰可辨的警告。警告系统不得直接驱动操纵系统；
（ｂ） 增稳系统或任何其它自动或带动力的操纵系统的设计，必须使驾驶员对§25．671（ｃ）中规定的各种故障可以采取初步对策而无须特殊的驾驶技巧或体力，采取的对策可以是切断该系统或出故障的一部分系统，也可以是以正常方式移动飞行操纵器件来超越故障；
（ｃ） 必须表明，在增稳系统或任何其它自动或带动力的操纵系统发生任何单个故障后，符合下列规定：
（1） 当故障或功能不正常发生在批准的使用限制内且对于该故障类型是临界的任何速度或高度上时，飞机仍能安全操纵；
（2） 在飞机飞行手册中规定的实际使用的飞行包线（例如速度、高度、法向加速度和飞机形态）内，仍能满足本部所规定的操纵性和机动性要求；
（3） 飞机的配平、稳定性以及失速特性不会降低到继续安全飞行和着陆所必需的水平以下。
§25．673 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．675 止动器
（ａ） 操纵系统必须设置能确实限制由该系统操纵的每一可动气动面运动范围的止动器。
（ｂ） 每个止动器的位置，必须使磨损、松动或松紧调节不会导致对飞机操纵特性产生不利影响的操纵面行程范围的变化。
（ｃ） 每个止动器必须能承受与操纵系统设计情况相应的任何载荷。
§25．677 配平系统
（ａ） 配平操纵器件的设计必须能防止无意的或粗暴的操作，其操作方向必须在飞机的运动平面内并和飞机的运动的直感一致。
（ｂ） 在配平操纵器件的近旁，必须设置指示装置以指示与飞机运动有关的配平操纵器件的运动方向。此外，必须有清晰易见的设施以指示配平装置在其可调范围内所处的位置。
（ｃ） 配平操纵系统的设计必须能防止在飞行中滑移。配平调整片操纵必须是不可逆的，除非调整片已作适当的平衡并表明不会发生颤振。
（ｄ） 如果采用不可逆的调整片操纵系统，则从调整片到不可逆装置与飞机结构连接处之间的部分必须采用刚性连接。
§25．679 操纵系统突风锁
（ａ） 必须设置防止飞机在地面或水面时因受突风冲击而损坏操纵面（包括调整片）和操纵系统的装置。如果该装置啮合时会妨碍驾驶员对操纵面的正常操纵，则该装置必须满足下列要求之一：
（1） 当驾驶员以正常方式操纵主飞行操纵器件时能自动脱开；
（2） 能限制飞机的运行，使驾驶员在开始起飞时就获得不致误解的警告。
（ｂ） 突风锁装置必须具有防止它在飞行中可能偶然啮合的措施。
§25．681 限制载荷静力试验
（ａ） 必须按下列规定进行试验，来表明满足本部限制载荷的要求：
（1） 试验载荷的方向应在操纵系统中产生最严重的受载状态；
（2） 试验中应包括每个接头、滑轮和用以将系统连接到主要结构上的支座。
（ｂ） 作角运动的操纵系统的关节接头，必须用分析或单独的载荷试验表明满足特殊系数的要求。
§25．683 操作试验
必须用操作试验表明，对操纵系统中受驾驶员作用力的部分施加规定的该系统限制载荷的80％，以及对操纵系统中受动力载荷的部分施加正常运行中预期的最大载荷时，系统不出现下列情况：
（ａ） 卡阻；
（ｂ） 过度摩擦；
（ｃ） 过度变形。
§25．685 操纵系统的细节设计
（ａ） 操纵系统的每个细节必须设计和安装成能防止因货物、旅客、松散物或水气凝冻引起的卡阻、摩擦和干扰。
（ｂ） 驾驶舱内必须有措施在外来物可能卡住操纵系统的部位防止其进入。
（ｃ） 必须有措施防止钢索或管子拍击其它零件。
（ｄ） §25．689和§25．693适用于钢索系统和关节接头。
§25．689 钢索系统
（ａ） 钢索、钢索接头、松紧螺套、编结接头和滑轮必须经批准。此外还应满足下列要求：
（1） 副翼、升降舵或方向舵系统不得采用直径小于3．2毫米（1／8英寸）的钢索；
（2） 钢索系统的设计，必须在各种运行情况和温度变化下在整个行程范围内使钢索张力没有危险的变化。
（ｂ） 每种滑轮的型式和尺寸必须与所配用的钢索相适应。滑轮和链轮必须装有紧靠的保护装置，以防止钢索或链条滑脱或缠结。每个滑轮必须位于钢索通过的平面内，使钢索不致摩擦滑轮的凸缘。
（ｃ） 安装导引件而引起的钢索方向变化不得超过3°。
（ｄ） 在操纵系统中需受载或活动的Ｕ形夹销钉，不得仅使用开口销保险。
（ｅ） 连接到有角运动的零件上的松紧螺套必须能确实防止在整个行程范围内发生卡滞。
（ｆ） 必须能对导引件、滑轮、钢索接头和松紧螺套进行目视检查。
§25．693 关节接头
有角运动的操纵系统的关节接头（在推拉系统中），除了具有滚珠和滚柱轴承的关节接头外，用作支承的最软材料的极限支承强度必须具有不低于3．33的特殊安全系数。对于钢索操纵系统的关节接头，该系统允许降至2．0。对滚珠和滚柱轴承，不得超过经批准的载荷额定值。
§25．697 升力和阻力装置及其操纵器件
（ａ） 每个升力装置操纵器件的设计，必须使驾驶员能将该升力装置置于§25．101（ｄ）中规定的起飞、航路、进场或着陆的任一位置。除由自动定位装置或载荷限制装置所产生的运动外，升力和阻力装置必须保持在这些选定的位置上而无需驾驶员进一步注意。
（ｂ） 每个升力和阻力装置操纵器件的设计和布置必须使无意的操作不大可能发生。仅供地面使用的升力和阻力装置，如果在飞行中工作可能会造成危险，则必须有措施防止飞行中对其操纵器件进行误操作。
（ｃ） 在空速、发动机功率（推力）和飞机姿态的定常或变化的条件下，各操纵面响应操纵器件动作的运动速率，以及自动定位装置或载荷限制装置的特性，必须使飞机具有满意的飞行特性和性能。
（ｄ） 升力装置操纵机构必须设计成，在低于ＶF＋9．0节的任一速度下以发动机最大连续功率（推力）作定常飞行时，能将操纵面从全展位置收起。
§25．699 升力和阻力装置指示器
（ａ） 对于每一升力和阻力装置，如果驾驶舱内设有独立的操纵器件用于调整其位置，则必须设置向驾驶员指示其位置的装置。此外，对于升力或阻力装置系统中出现的不对称工作或其它功能不正常，考虑其对飞行特性和性能的影响，如果必须有指示，才能使驾驶员防止或对付不安全的飞行或地面情况，则必须设置该指示装置。
（ｂ） 必须设置向驾驶员指示升力装置在起飞、航路、进场和着陆位置的装置。
（ｃ） 如果升力和阻力装置具有可能超出着陆位置的任一放下位置，则在操纵器件上必须清楚地制出标记，以便识别超出的范围。
§25．701 襟翼【与缝翼】的交连
（ａ） 飞机对称面两边的襟翼【或缝翼】的运动，必须通过机械交连或经批准的等效手段保持同步，除非当一边襟翼【或缝翼】收上而另一边襟翼【或缝翼】放下时，飞机具有安全的飞行特性。
（ｂ） 如果采用襟翼【或缝翼交连或等效手段】，则其设计必须计及适用的不对称载荷，包括对称面一边的发动机不工作而其余发动机为起飞功率（推力）时飞行所产生的不对称载荷。
