飞机结构强度有关适航条例资格考试

1/1飞机结构强度有关适航条例-资格考试

第25.305条强度和变形

(a)结构必需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，变形不得妨害平安运行。

(b)结构必需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状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需包括加载引起的极限变位和极限变形。当采纳分析方法来表明符合极限载荷强度要求时，必需表明符合下列三种状况之一:

(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)假如结构的柔度特性使在飞机运行状况中很可能消失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，则必需考虑这种加载速率的影响。

(d)[备用]

(e)飞机必需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。这一点必需通过分析、飞行试验、或中国民用航空局适航部门认为必要的其它试验进行验证。

(f)除经证明为极不行能的状况外，飞机必需设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利状况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必需视为限制载荷，并必需在直到

VC/MC

的各种空速下进行讨论。

〔中国民用航空局1995年12月18日其次次修订，2023年5月14日第三次修订〕

第25.307条结构符合性的证明

(a)必需表明每一临界受载状况下均符合本分部的强度和变形要求。只有在阅历表明某种结构分析方法对某种结构是牢靠的状况下，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，对于试验结果必需采纳合适的材料修正系数。假如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，则不必采纳材料修正系数。

〔中国民用航空局1995年12月18日其次次修订〕

第25.571条结构的损伤容限和疲惫评定

(a)总则对强度、细节设计和制造的评定必需表明，飞机在整个使用寿命期间将避开由于疲惫、腐蚀、制造缺陷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)规定的状况以外，必需按本条(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，还必需按本条(d)评定。此外，采纳下列规定：

(1)本条要求的每一评定，必需包括下列各点：

(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，可以采纳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)依据本条要求的评定，必需制订为预防灾难性破坏所必需的检查工作或其它程序，并必需将其载入第25.1529条要求的“持续适航文件”中的“适航限制章节”中。对于下列结构类型，必需在裂纹扩展分析和/或试验的基础上建立其检查门槛值，并假定结构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷：

(i)单传力路径结构；和(ii)多传力路径“破损-平安”结构以及“破损-平安”止裂结构，假如不能证明在剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常修理、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理的话。

(b)损伤容限评定评定必需包括确定因疲惫、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，评定还必需结合有试验依据和服役阅历(假如有服役阅历)支持的重复载荷和静力分析来进行。假如设计的结构有可能产生广布疲惫损伤，则必需对此作出特别考虑。必需用充分的全尺寸疲惫试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲惫损伤。型号合格证可以在全尺寸疲惫试验完成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的方案，并且在本部第25.1529条要求的持续适航文件适航限制部分中规定，在该试验完成之前，任何飞机的使用循环数不得超过在疲惫试验件上累积的循环数的一半。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，必需与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展状况相全都。剩余强度评定必需表明，其余结构能够承受相应于下列状况的载荷(作为极限静载荷考虑)：

(1)限制对称机动状况，在直到VC的全部速度下按第25.337条的规定，以及按第25.345条的规定；

(2)限制突风状况，在直到VC的速度下按第25.341条的规定，以及按第25.345条的规定；

(3)限制滚转状况，按第25.349条的规定；限制非对称状况按第25.367条的规定，以及在直到VC的速度下，按第25.427(a)到(c)条的规定；

(4)限制偏航机动状况，按第条25.351(a)对最大到VC诸规定速度下的规定；

(5)对增压舱，采纳下列状况：

(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)规定的飞机载荷状况同时作用(假如后者有重要影响)；

(ii)正常使用压差的最大值(包括1g平飞时预期的外部气动压力)的1.15倍，不考虑其它载荷。

(6)对于起落架和直接受其影响的机体结构，按第25.473、25.491和25.493条规定的限制地面载荷状况。假如在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何外形，或此两者有重大变化，则必需进一步讨论它们对损伤容限的影响。

第25.613条材料的强度性能和材料的设计值

(a)材料的强度性能必需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)材料的设计值必需使因材料偏差而引起结构破坏的概率降至最小。除本条(e)和(f)的规定外，必需通过选择确保材料强度具有下述概率的设计值来表明其符合性：

(1)假如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平安地安排到其它承载元件的静不定结构，概率为90％，置信度95％。

(c)在飞机运行包线内受环境影响显著的至关重要的部件或结构，必需考虑环境条件，如温度和湿度，对所用材料的设计值的影响。

(d)[备用]

(e)假如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”的材料可以采纳较高的设计值。

(f)假如经中国民用航空局适航部门批准，可以使用其它的材料设计值。

〔中国民用航空局1995年12月18日其次次修订，2023年11月7日第四次修订〕第29.613条材料的强度性能和设计值

(a)材料的强度性能必需以足够的符合标准的材料试验为依据，在试验统计的基础上制定设计值。

(b)设计值的选择必需使任何结构因材料变化而破坏的概率微小。除本条(d)和(e)所规定的以外，必需通过选取保证具有下述概率引起的设计值来表明本款的符合性：

(1)对所施加载荷最终分布于某部件中的单个元件的状况，若该元件的破坏将导致部

件结构完整性的丢失，则应保证99%的概率及95%的置信度；

(2)对于超静定结构，若单个元件的破坏将导致所施加的载荷平安地安排到其它承载

第25.631条鸟撞损伤

尾翼结构的设计必需保证飞机在与3.6公斤(8磅)重的鸟相撞之后，仍能连续平安飞行和着陆，相撞时飞机的速度(沿飞机飞行航迹相对于鸟)等于按第25.335(a)条选定的海平面VC。通过采纳静不定结构和把操纵系统元件置于受爱护的部位，或采纳爱护装置(如隔板或吸能材料)来满意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状况下，使用结构设计类似的飞机的资料是可以接受的。

第25.775条风挡和窗户

(a)内层玻璃必需用非碎裂性材料制成。

(b)位于正常执行职责的驾驶员正前方的风挡玻璃及其支承结构，必需能经受住1.8公斤(4磅)的飞鸟撞击而不被击穿，此时飞机的速度(沿飞机航迹相对于飞鸟)等于按第25.335(a)条选定的海平面VC值。

(c)除非能用分析或试验表明发生风挡破裂临界状况的概率很低，否则飞机必需有措施将鸟撞引起的风挡玻璃飞散碎片损害驾驶员的危急减至最小，必需表明驾驶舱内的下列每块透亮     玻璃都能满意上述要求：

(1)位于飞机正面的；

(2)对飞机纵轴倾斜15度或更大的；

(3)其某一部分的位置会导致碎片损害驾驶员的。

(d)增压飞机的风挡和窗户必需依据高空飞行的特别因素来设计，包括持续和循环增压载荷的影响、所用材料的固有特性、温度和温差的影响。在装置本身或有关系统中发生任何单个破损后，风挡和窗户玻璃必需能经受住座舱最大压差载荷与临界气动压力和温度影响的联合作用。可以假定在消失(按第25.1523条规定的)飞行机组易于发觉的单个破损后，座舱压差从最大值

按相应的使用限制下降，使飞机能以不大于4，500米(15，000英尺)的座舱压力高度连续平安飞行。

(e)驾驶员正面风挡玻璃必需布置成，假如丢失了其中任何一块玻璃的视界，余下的一块或几块玻璃可供一个驾驶员在其驾驶位置上连续平安飞行和着陆。

第25.875条螺旋桨四周区域的加强

(a)飞机上靠近螺旋桨叶尖的每一部位，其强度和刚度必需足以承受螺旋桨诱导振动和螺旋桨抛冰的影响。

(b)螺旋桨叶尖四周不得设置窗户，除非该窗户能承受可能发生的最严峻的冰块冲击。

第27.305条强度和变形

(a)结构必需能承受限制载荷而无有害的或永久的变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得影响平安运行。

(b)结构必需能承受极限载荷而不破坏，此要求必需用下述任一方法表明：

(1)在静力试验中，施加在结构上的极限载荷至少保持三秒钟；

(2)模拟真实载荷作用的动力试验。

第27.307条结构验证

(a)必需表明结构对计及其使用环境的每一临界受载状况均满意本章的强度和变形要

求。只有阅历表明结构分析的方法（静力或疲惫）对某种结构是牢靠的状况下，对这种结构才可采纳分析方法，否则必需进行验证载荷试验。

(b)为满意本章的强度要求所做的试验必需包括：

(1)旋翼、旋翼传动系统和旋翼操纵系统的动力及耐久试验；

(2)包括操纵面在内的操纵系统的限制载荷试验；

(3)操纵系统的操作试验；

(4)飞行应力测量试验；

(5)起落架落震试验；

(6)用于新的或特别规设计特点所要求的任何附加试验。

[2023年7月2日第一次修订]

第27.309条设计限制

为表明满意本章的结构要求，必需制定下列数据和限制：

(a)设计最大重量；

(b)有动力和无动力时主旋翼转速范围；

(c)在本条(b)规定的范围内，对应主旋翼每一转速下的最大前飞速度；

(d)最大后飞和侧飞速度；

(e)与本条(b)、(c)和(d)所规定的限制相对应的重心极限；

(f)每一动力装置和每一相连接的旋转部件之间的转速比；

(g)正的和负的限制机动载荷系数。

第27.603条材料

其损坏可能对平安性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必需满意下列要求：(a)建立在阅历或试验的基础上；

(b)符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中所采纳的强度和其它特性；(c)考虑使用中预期消失的环境条件，如温度和湿度的影响。

第27.613条材料强度特性和设计值

(a)材料的强度性能必需以足够的符合标准的材料试验为依据,以便在统计的基础上制定设计值。

(b)设计值的选择必需使结构因材料的变化而引起破坏的概率微小。除了本条(d)和(e)

款所规定的以外,必需通过选取保证具有下述概率的材料强度设计值来表明本款的符合性:

(1)对所施加载荷最终分布于某部件中的单个元件的状况,若该元件的破坏将导致部件结构完整性的丢失,则应保证99%的概率及95%的置信度。

(2)对超静定结构,若单个元件的破坏将导致所施加载荷平安地安排到其它承载元件上,则应保证90%的概率及95%的置信度。

(c)结构的强度、细节设计和制造必需使灾难性疲惫破坏的概率减至最小,特殊是在应力集中处。

(d)设计值必需是经民航总局认可的材料技术标准或手册中的数值,或者是经过民航总局批准的其它数值。

(e)假如在使用前对每个单独项目取样进行试验从而对材料加以选择,并确定该特定项目的真实强度特性达到或超过设计中使用的数值,则可采纳其它设计值。

[2023年7月2日第一次修订]

C章强度要求

总则

第29.301条载荷

(a)强度的要求用限制载荷（使用中预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以规定的平安系数）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，所规定的空气载荷、地面载荷和水载荷必需与计及旋翼航空器每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷的分布必需接近或偏保守地反映真实状况。

(c)假如在载荷作用下的变位会显著地转变外部或内部载荷的分布，则必需考虑这种重新分布。

第29.303条平安系数

除非另有规定，平安系数必需取1.5。此系数适用于外部载荷和惯性载荷，除非应用它得到的内部应力是过分保守的。

第29.305条强度和变形

(a)结构必需能承受限制载荷而无有害的或永久的变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得影响平安运行。

(b)结构必需能承受极限载荷而不破坏，此要求必需用下述任一方法表明：

(1)在静力试验中，施加在结构上的极限载荷至少保持三秒钟。

(2)模拟真实载荷作用的动力试验。

第29.307条结构验证

(a)必需表明结构对计及其使用环境的每一临界受载状况均满意本章的强度和变形要

求，只有阅历表明结构分析的方法（静力或