ICS：49.020
CCS：A10/19
团体标准
T/AOPA 0035—2022代替 T/AOPA 0013—2019
超轻型飞行器——飞机设计
Ultra-light Vehicle - Aircraft design
2022-11-08 发布 2022-11-08 实施
中国航空器拥有者及驾驶员协会发布
目次
前言
本超轻型飞行器—飞机设计(固定翼飞行器)团体标准是按照GB/T 1.1-2009 给出的规则起草。
本超轻型飞行器—飞机设计(固定翼飞行器)团体标准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。北京航空航天大学协助指导、编写和制定。
本标准牵头单位：中国航空器拥有者及驾驶员协会。
本标准起草单位：北京航空航天大学。
本标准起草人：何景武、阿泽亚、余雨晨、邓亦冰、侯征。
引言
本超轻型飞行器—飞机设计(固定翼飞行器) 团体标准是根据中国民航规章CCAR-91R2 第O章定义的超轻型飞行器(Ultralight Vehicle )。
为了规范超轻型飞行器(Ultralight Vehicle )的设计、制造、运行和维修，促进行业发展，中国航空器拥有者及驾驶员协会特制定了本技术认证，并以团体标准的形式对外发布。本超轻型飞行器—飞机设计(固定翼飞行器) 团体标准所针对是中国民航规章CCAR-91R2 第O章中定义的超轻型飞行器。本超轻型飞行器—飞机设计(固定翼飞行器)团体标准提供中国超轻型飞行器可接受的型号设计及其认可、生产认可和飞行器注册的标准、要求和办法。
编制和颁布本团体标准的目的，是使中国超轻型飞行器在型号设计和制造数量上有所发展，并且在该管理体制下能合法和安全地运行。
超轻型飞行器——飞机设计
1 范围
本超轻型飞行器—飞机设计(固定翼飞行器)团体标准所涉及的超轻型飞行器的定义及其运行条件，应符合中国民航CCAR-91R2《一般运行和飞行规则》第 O 章对超轻型飞行器的定义和运行限制， 以及中国民航局其他相关规章的规定。
2 规范性引用文件
本超轻型飞行器—飞机设计(固定翼飞行器)团体标准在编制过程中，参考了以下标准和文件： CCAR-91R2《一般运行和飞行规则》
AC-21-06《初级类航空器适航标准-超轻型飞机》
AC-21-05《初级类航空器适航标准-甚轻型飞机》
AC-21-AA-2015-25R1《轻型运动航空器适航管理政策指南》
LAMAC_-DS-10141《ULTRALIGHT DESIGN STANDARD》，加拿大轻型飞机制造商协会标准
ASTM F2245-16 《Standard Specification for Design and Performance of a Light Sport
Airplane》 美国 FAA 采用的 ASTM 协会标准
CCAR-23-R3《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》 CCAR-25《运输类飞机适航标准》
3 术语和定义
3.1 定义
超轻型飞行器
本超轻型飞行器—飞机设计(固定翼飞行器)团体标准根据现行有效的中国民航规章CCAR-91R2 《一般运行和飞行规则》第 O 章，对超轻型飞行器(英文 Ultralight Vehicle，英文简称 ULV )的概念、运行要求等做出了具体规定。其中，“超轻型飞行器 ”的定义是：“指由单人驾驶、仅用于娱乐或体育活动、不需要任何适航证的空中飞行器具，并且符合下列条件之一：
a)如无动力驱动，空机重量小于 71 千克;
b)如有动力驱动，应当满足下列限制：
l 空机重量小于 116 千克，不包括在遇险时使用的飘浮和安全器械;
l 燃油容量不超过 20 升;
l 全马力平飞中，校正空速小于 100 千米/小时;
l 发动机停车后的失速速度不超过校正空速 45 千米/小时。
3.2 缩略语
AR—展弦比=b2/S
b—翼展，米
c—弦长，米
CAS—校正空速，米/秒
CL—升力系数
CD—阻力系数
CG—重心
Cm—俯仰力矩系数(Cm相对于机体坐标系原点即飞机重心而言，抬机头为正)
Cn—法向力系数
daN-10牛顿
deg—度
g—重力加速度
IAS—指示空速，米/秒
MAC—平均气动弦长
Mu—最小有用载重，千克
n—载荷系数
n1—正的最大使用载荷系数
n2—负的最大使用载荷系数
nj—机轮载荷系数
ρ—空气密度，千克/米3
P—功率，千瓦
q—动压，q=1/2 ρV2
S—机翼面积，米2
V—空速，米/秒
VA—设计机动速度，米/秒
VC—设计巡航速度，米/秒
VD—设计俯冲速度，米/秒
VCmin—最低巡航速度，米/秒
VF—设计襟翼速度，米/秒
VH—以最大连续功率平飞的最大速度，米/秒
VNE—不可超越速度，米/秒
VR—地面阵风速度，米/秒
VS—飞机失速速度或尚可操纵的最小稳态飞行速度，米/秒
VS0—着陆形态下的失速速度或最小稳态飞行速度，米/秒
VSP—最大扰流板/减速板伸展速度，米/秒
VS1—特定形态的失速速度或最小稳态飞行速度，米/秒
VX—最佳爬升角下的速度，米/秒
VY—最佳爬升率下的速度，米/秒
w—平均设计表面载荷，牛顿/米2
W—最大起飞重量或最大设计重量，牛顿
此处的缩略语用于本标准。
4 总则
4.1 适用范围
4.1.1 本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器是在中华人民共和国内运行，单人驾驶，且仅用于娱乐或体育活动。
4.1.2 凡是制造超轻型固定翼飞行器或其成套组件，以及对于购买、拥有本团体标准针对的超轻型飞行器的任何人，可以以本标准所提出的要求作为参考。
4.2 本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器定义
本团体标准所指 “超轻型固定翼飞行器 ”为符合下述条件的飞行器：
a) 单人驾驶;
b) 无动力驱动固定翼飞行器，空机重量小于 71千克;
c) 有动力驱动固定翼飞行器，应满足以下全部条件;
l由螺旋桨驱动;
l空机重量小于 116 千克，不包括在遇险时使用的漂浮和安全器械;
l燃油容量不超过 20 升;
l全马力平飞中，校正空速小于 100 千米/小时;
l发动机停车后的失速速度不超过校正空速 45 千米/小时。
4.3 本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器为非特技运行，其中非特技运行包括：
a) 属于正常飞行的机动;
b)失速和尾旋(若对该型号批准尾旋);
c)缓 8 字，急上升转弯;
d)坡度角不大于 60 度急转弯。
4.4 最小有用载重
本团体标准针对的有动力驱动超轻型固定翼飞行器，可按照下列情况计算的最小有用载重：
a) 对于单座飞机：
Mu = 80 + 0.3P(千克);P 为以千瓦表示的发动机额定功率。
b)对于双座飞机：
Mu = 160 + 0.3P(公斤);P 为以千瓦表示的发动机额定功率。
4.5 最大空机质量
最大空机质量包括实际安装于飞机上所有使用装备，包括有机体、动力装置(有动力超轻型固定翼飞行器考虑)、必要的设备、选装和专用设备、固定配重、发动机全部冷却液(有动力超轻型固定翼飞行器考虑)、液压油、不可用燃油以及滑油的质量。
因此，最大空机质量=最大起飞质量-最小有用载重。
5 飞行
5.1 符合性验证的若干规定
5.1.1 本章的每项要求，在申请审定的载重状态范围之内，对于重量和重心每种相应的组合，都必须得到满足。除非有其他规定，否则从失速到VNE 的速度范围内都应考虑。证实时必须按下列规定：
a)用申请合格审定的该型号超轻型固定翼飞行器进行试验，或根据试验结果进行与试验同样准确的计算;
b)若根据所检查的各种组合不能合理地推断其符合性，则应对重量和重心的每种组合进行系统的检查。
5.1.2 在飞行试验中，在保证安全的条件下，应注意重量、受重量影响的临界项目和重心的变化情况。
5.2 载重分布限制
5.2.1 使用合理的基准，应确定下列各项：
a) 本团体标准第 4.4 条和第4.5 条定义的最大空机质量和最大起飞质量，以及最小飞行质量;
b) 空机重心，最前和最后重心。
注：标准驾驶员质量=80 千克;燃油密度=0.72 千克/升。
5.2.2 必须制定飞机可以安全运行的重量和重心范围，如果某一重量与重心的组合仅允许落在某种横向载重分布限制内，而该限制又可能无意中被超过，则必须制定相应的重量和重心组合的限制。
5.2.3 载重分布限制不得超过下述任何一项限制：
a) 选定的限制;
b) 结构证明的限制;或
c) 表明符合本章每一适用飞行要求的限制。
5.2.4 可使用固定和/或可卸配重(若正确安装和标识)。
5.3 螺旋桨转速和桨距限制
5.3.1 必须对螺旋桨转速和桨距值加以限制，以确保在正常工作状态下安全运行。
5.3.2 对于在飞行中桨距不能操纵的螺旋桨采用下列规定：
a)在起飞和本团体标准规定的全发工作爬升速度进行初始爬升期间，发动机处于最大油门或最大允许的起飞进气压力状态，螺旋桨必须限制发动机转速，使之不超过最大允许起飞转速;
b)在规定的“不许超越速度 ”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%。
5.3.3 对于没有恒速控制装置，但在飞行中可操纵的螺旋桨，必须具有限制桨距值的装置， 以确保符合下列规定：
a)用最低可能的桨距来满足本条 5.3.2 中 a)的要求;
b)用最高可能的桨距来满足本条 5.3.2 中 b)的要求。
5.4 性能，总则
所有性能要求应按照国际民航组织规定的标准大气和静止空气条件予以满足。速度应以指示空速(IAS)和校正空速(CAS)给出。
5.5 失速速度
根据本团体标准要求规定，发动机停车后的失速速度不超过校正空速 45 千米/小时。
5.6 起飞
在最大重量、全油门以及海平面起飞，测量以下各项：(注：应规定飞机形态(包括襟翼位置))
a) 地面滑跑距离;
b) 以 1.3VSl爬升越过 15.2 米(50 英尺)障碍的距离。
5.7 着陆
5.7.1 对于收回油门和放下襟翼的着陆，应确定下列各项：
a) 从高度为 15.2 米(50 英尺)，以 1.3VSO 开始进行着陆的着陆距离;和
b) 以合理使用刹车(如装有)的地面滑跑距离。
5.7.2 在整个着陆机动过程中必须保持构型不变;
5.7.3 着陆时必须避免大的垂直加速度，没有弹跳、前翻、地面打转、海豚运动或水上打转的倾向;
5.7.4 对于本团体标准所针对的超轻型固定翼飞行器，若装有刹车装置，应保证刹车的使用不得导致轮胎或刹车的过度磨损;
5.7.5 必须表明本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器能从 15.2 米高度所处的状态，完全过渡到本团体标准第 5.8 条的中断着陆状态。
5.8 中断着陆
5.8.1 本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器，在以 1.3VSO、襟翼放下条件的中断着陆，能够以
全油门爬升保持至少坡度为 1/30 的爬升角。
5.8.2 如果襟翼可以在短时间内安全收起，且没有高度损失和突然的姿态变化，则襟翼可以收起。
5.9 操纵性和机动性
5.9.1 通过对主操纵器件的使用以及产生相应的位移，飞机在起飞、爬升、平飞(巡航)、俯冲和进近和着陆(有动力和无动力飞机、襟翼收起状态和放下状态)期间均应能够安全操纵和机动：拉杆抬机头、右推右滚转、右蹬舵使机头向右。
5.9.2 所有飞行状态间都能平稳地过渡，既无需过高飞行技能，并且在任何可能的使用条件下没有超过限制载荷系数的危险，也不超过表 1 所示的操纵力：
表格 1
5.9.3 在正常重量和重心下飞机至少能在水平巡航配平。
5.10 纵向操纵
5.10.1 针对纵向操纵应能快速使速度从 1. 1VS1增到 1.5VS1和从 1. 1VSO增加到VF，并且飞机为如下状态：
a) 发动机为全功率;
b) 发动机无功率(无动力);
5.10.2 在速度保持在正常范围内，襟翼在收起和放下状态时，均能保持全操纵。
5.10.3 每 g 的杆力稳定增加。
5.11 航向和横向操纵
5.11.1 从某一机翼向下 30 °反转到另一机翼向下 30 °能在 4 秒内完成，并且满足下列条件：
a) 以 1.3VSO，在襟翼放下和慢车油门状态下;
b) 以 1.2VS1，在襟翼收起，慢车油门和全油门状态下;
5.11.2 快速进入偏航和滚转，或从偏航和滚转状态改出，都不应产生不可操纵的飞行特征。
5.11.3 副翼和方向舵都不应随着偏角的增加出现反效的现象。
5.12 纵向静稳定性
本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器，对于纵向稳定性应具有：在最临界功率设定和重心组合下，从速度 1.2VS1到VNE都应表现正的纵向静稳定性。
5.13 航向和横向稳定性
5.13.1 应进行航向和横向静稳定性和起飞以及爬升性能试飞以保证飞机符合本团体标准的要求。
5.13.2 当本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器的螺旋稳定性在本团体标准第 5.12 条规定的范围内是中立的时候，航向和横向稳定性则可认为是接受的。
5.14 动稳定性
在合适的速度范围内，在操纵器件处于下列状态时，任何短周期振荡都应受到阻尼(合适速度为从 1.1VS1到飞行员操纵手册中详细记录的最大允许速度，并且在相应的飞机构型)：
5.14.1 松浮状态;
5.14.2 固定状态。
5.15 机翼水平失速
5.15.1 适用于本团体标准的超轻型固定翼飞行器，直到失速为止，必须能使用横向操纵产生和修正滚转，必须能使用航向操纵产生和修正偏航，两者均不得出现反操纵现象。
5.15.2 在所有的重量和重心组合中，应能正常使用操纵器件来防止大于 15 ° 的滚转或偏航。
5.16 转弯飞行失速和加快失速
本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器的转弯飞行失速与加快转弯失速必须按下列方法在飞行试验中演示：
5.16.1 失速应带动力进行演示，在建立 30 °协调转弯后，应逐渐缩小转弯半径直到失速，在转弯失速后，应恢复水平飞行而无超过 60 ° 的滚转。减速率必须按下列要求保持常值：
a) 对于转弯飞行失速，不得超过每秒 1 节;
b) 对于加快转弯失速，为每秒 3～5 节，并且稳定地增加法向过载。
5.16.2 在恢复的同时，不应有过大的高度损失、尾旋趋势和速度增大。
5.16.3 这些失速应在有动力、襟翼收起和放下状态下演示。
5.17 航向稳定性和操纵性
5.17.1 操纵：踩右方向舵脚蹬应向右转弯。
5.17.2 地面操纵应不需特殊的技巧。当受到申请人选定的最大风速的 90 °侧风的情况下，不应产生不可控制的地面打转倾向。
6 结构
6.1 载荷
6.1.1 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。
6.1.2 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。
6.1.3 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。
6.2 安全系数
6.2.1 安全系数为 1.5，除下列情况：
a) 对铸件，安全系数为 2.0 × 1.5 = 3.0;
b) 对接头，安全系数为 1.2 × 1.5 = 1.8;
c) 对操纵面铰链，安全系数为 4.45 × 1.5 = 6.67;
d) 对推-拉操纵系统，安全系数为 2.2 × 1.5 = 3.3;
e) 对钢索操纵系统，安全系数为 1.33 × 1.5 = 2.0
6.2.2 结构必须尽可能地设计成避免在正常使用中很可能出现变幅应力超过疲劳极限的应力集中点。
6.3 强度和变形
6.3.1 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。
6.3.2 结构应能承受极限载荷而具有安全裕度(分析)，或至少三秒钟结构不破坏(静力实验)。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，此三秒钟的限制不适用。
6.4 结构符合性的证明
6.4.1 每种临界载荷要求必须应用保守的分析，试验(静力试验，部件试验，或飞行试验)，或者两者兼用的方法来验证。
6.4.2 必须表明每一临界受载情况下均符合第 6.3 条强度和变形的要求。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，应进行载荷试验或者动力实验包括结构飞行试验来表明其符合性。
6.5 飞行载荷
6.5.1 本团体标准针对的超轻型固定翼飞行器，除第 6.5 条中 6.5.2 和 6.5.3 的相关说明，应根据加拿大适航手册第 523 章中的附录 A(Appendix A of Chapter 523 of the Airworthiness Manual) (注 1)来确定其飞行载荷。
6.5.2 若申请人说明他们所用到的其他设计准则具有或者超过加拿大适航手册第 523 章(Chapter 523 of the Airworthiness Manual)中的等效安全水平，则可以用此设计准则来确定飞行载荷。
6.5.3 对于常规设计，若使用的简化准则不会造成比本团体标准第6.5 条中6.5.1 中所规定的突风载荷系数还要小的载荷系数，并且该设计位于图 1 中的限制范围中，则可以使用第6.7 条到第6.13条的简化准则。
图 1
注 1： 参考 Chapter 523 of the Airworthiness Manual 见网址：
http://www.tc.gc.ca/eng/civilaviation/regserv/cars/part5-standards-523-sub-ab-2061.htm .
加拿大适航手册第 523 章附录 A(Appendix A of Chapter 523 of the Airworthiness Manual)与 JAR-VLA《甚轻型飞机的适航要求》附录 A 相同。
6.6 飞行包线
参照本团体标准第6.5 条中6.5.3 中的常规设计，应该由节所给出的图中的飞行包线边界上的空速以及载荷系数组合来表明符合性。飞行包线表示由6.7 和 6.8 条中所规定的飞行载荷情况的包线。
图 2
6.7 设计空速
6.7.1 设计机动速度 VA
VA = VS . n1
其中：
VS 表示最大设计质量下的设计失速速度
n1 表示飞机最大使用载荷系数
6.7.2 设计襟翼速度 VF
VF 应大于以下两项的最大值：1.4VS ;2.0VS0
6.7.3 设计巡航速度 VC
VC 不一定要小于 2.45 W/S
在海平面高度 VC 不一定要大于0.9VH
6.7.4 不可超越速度 VNE
1.1VH ≤VNE ≤0.9×VD
6.7.5 设计俯冲速度 VD
VD = 1.4 × VCmin其中 VCmin 为最低巡航速度。
6.8 限制载荷系数
限制载荷系数应是：
6.8.1 正：n=4(襟翼收起)和 n=2(襟翼放下);
6.8.2 负：n=-2(襟翼收起)和 n=0(襟翼放下)
6.9 机翼对称载荷
至少对于下列三种情况需要审查(参照图 2 飞行包线)： 6.9.1 A 点：垂直向上载荷=4 × W
切线向前= W
6.9.2 G 点：垂直向下=−2 × W
切线向前=−2 × W/5
6.9.3 F 点：襟翼放下垂直向上=2 × W切线向前=W
L = 升力 = CL × S × q D = 阻力 = CD × S × q其中CL = n
d(CL)
d(α)
1度) = 0.1 × (Diel)
图 3
注：
a) 两个分量(垂直和切线)必须同时考虑;
b) 气动载荷应被认为作用在压心上。
l由图 3 假定给出的机翼垂直和切线载荷用惯性载荷(相应的载荷系数)来平衡。
l若安装了襟翼，也应审查图 2F 点的总载荷。这是一种对称载荷状态。
6.10 机翼非对称载荷
6.10.1 机翼承受剪切载荷：假定一侧机翼为 A 点载荷的 100%，另一侧机翼为 A 点载荷的 75%。
6.10.2 机翼承受扭转载荷：假定每个机翼承受 A 点或 D 点载荷的 75%，和由于副翼偏转而增加的扭转载荷。
图 4
注：
a)有些机翼结构可能需要检查在VD 的扭转情况。在这种情况下，应使用1/3的副翼偏转;
b)如果机翼上连接起落架，则机翼结构也应按地面载荷进行验证。
6.11 后机身载荷
对后机身应按下述情况验证
6.11.1 附录 A 中 A.1 的对称平尾载荷;
6.11.2 附录 A 中 A.2 的非对称平尾载荷;
6.11.3 附录 A 中 A.1 的垂尾载荷;和
6.11.4 附录 B 和本团体标准第 6.18 条至第 6.21 条的尾轮载荷。
6.12 前机身载荷
前机身应按下述各情况验证：
6.12.1 n=4 和 n=-2 的惯性力(如果第 42 条中的nj > 3.33，也要考虑“地面载荷 ”)。和
6.12.2 发动机扭矩(牛 . 米)(磅 . 英寸)等于： K (牛 ∙ 米);
(K (磅 ∙ 英寸))
注：KW 为千瓦，BHP 为制动马力，RPM 为每分钟转数。
此处：
1)对四冲程发动机，K = 8,4,3,2(分别对应于 1,2,3,4 缸发动机);或
2)对二冲程发动机，
l K=2(3 缸或更多缸发动机)或
l K=3(2 缸)/6(1 缸)
6.12.3 作用在发动机上单独的侧向载荷 n(n侧向 = ± 1.5);和
6.12.4 前轮载荷(若适用)。
6.13 操纵面载荷
6.13.1 操纵面载荷的符号应当是：
a) 向上为+;
b) 向下为− ;
6.13.2 应使用附录 A 规定的操纵面载荷。
6.14 地面突风情况
6.14.1 所有操纵面和机翼应按如下逆流VR(此处原文为“a reverse airflow ”,指风从机尾顺航向吹来)设计：
M W
VR = 0.645 × g + 4.47 米/秒( = 10 × 1 + 英里/小时)
6.14.2 应采用CL(表面)=-0.8,三角形弦向压力分布，峰值在后缘。
6.15 操纵系统和支承结构
6.15.1 驾驶员做对称操作使飞机在垂直平面内运动时，左右襟翼收放应同步。
6.15.2 所有主操纵器件在系统中应有止动器， 以承受操纵力、125%操纵面载荷、或地面突风载荷中的较大值。
6.15.3 次操纵器件应按正常运行中驾驶员可能施加的最大操纵力来进行设计。
6.16 地面载荷情况
6.16.1 本标准附录 B 重述了加拿大适航手册第 523 章附录 C(与JAR-VLA《甚轻型飞机的适航要求》附录 C 相同)的基本着陆情况。
6.16.2 对超轻型飞机本标准附录 B 的基本着陆情况简化如下：
L=假定机翼升力与飞机重量之比=2/3
K=0.25
n=nj+0.67,载荷系数;和
nj=在本节第 6.16.3 条中给出的机轮载荷系数。
6.16.3 机轮载荷系数nj ;可按下列方法计算：nj 此处：
h=震落高度厘米(英寸)=1.32× M(公斤)g厘米=3.6× P(磅) (英寸) S s
d=减震器总行程厘米(英寸)=d(轮胎)+d(减震器)
ef=减震效率
ef × d = 0.5 × d，对轮胎和橡胶或弹簧减震器;或 = 0.5 × d 轮胎 + 0.65 × (减震器) 对液压减震器如果nj 大于 3.33，则所有集中质量(发动机、油箱、座椅、配重等)必须按大于4 的限制着陆载荷系数 n(nj + 0.67 = n)来验证。
注：极限着陆载荷等于本标准中规定的限制载荷乘以通常所用的 1.5 安全系数。
6.17 侧向载荷情况(6.17-6.20 所述，减震器和轮胎均处于静态位置)
主轮的侧向载荷情况如下：
当飞机处于水平姿态且仅以主轮接地时，限制垂直惯性载荷系数必须为 1.33，且垂直地面反作用力在主起落架间平均分配。限制侧向惯性载荷系数必须为0.83，侧向地面反作用力在两主起落架之间分配如下：0.5mg 作用在一侧主起落架上，方向向内;0.33mg 作用在另一侧主起落架上，方向向外。
图 5
6.18 滑行刹车情况
主轮的滑行刹车情况如下：
图 6
飞机处于水平姿态滑行刹车时，限制垂直载荷系数必须为 1.33;阻力必须作用在每个带刹车机轮的接地点上，它等于机轮垂直反作用力乘上数值为 0.8 的摩擦系数，但不必超过按限制刹车扭矩所决定的最大值。
6.19 尾轮补充情况
尾轮情况(尾沉着陆姿态)如下：
图 7
飞机处于尾沉着陆姿态时，对于障碍载荷，限制地面反作用力假设是向上和向后45 °通过轮轴作用。对于侧向载荷，假设等于尾轮静载荷的限制垂直地面反作用力与等值的侧向分力的合力。
6.20 前轮补充情况
前轮补充情况(静态)如下(静载是指重量-重心组合的最大值)：
图 8
在确定前轮以及受其影响的支撑结构的地面载荷时，必须满足如下要求：
轮轴上的限制分量为 2.25 倍静载荷。对于向后载荷，阻力分量为 1.8 倍静载荷;对于向前载荷，向前的分量为 0.9 倍静载荷;对于侧向载荷，侧向分量为 1.57 倍静载荷。
6.21 水载荷
6.21.1 水上飞机和水陆两用飞机的结构必须按飞机在正常运行时很可能出现的任何姿态，在可能遇到的最严重的海情情况下，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。
6.21.2 除非申请方对水载荷做出合理分析，或有充分的使用经验可用，否则可以参照CCAR-25运输类飞机适航标准中 25.521 到 25.563 的规定。
6.22 应急着陆情况
结构的设计必须能在应急着陆情况下，当乘员(通过安全带和/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，能够保护驾驶员(这些是三种独立的状态)。
a)向上 3g;
b)向前 9g;
c)侧向 1.5g。
6.23 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。如果VR 是合理的话，可以采用第6.14条定义的VR。
7 设计与构造
7.1 总则
飞机不得有任何经验表明是危险的设计特征。任何对安全有重要影响的或是有疑问的设计特征和零件的适用性都要通过试验来确定。
7.2 材料和工艺质量
飞机材料的强度、适用性和耐久性必须建立在经验或试验的基础上，或材料本身符合工业或军用标准等规定。飞机使用地区的环境条件，如温度、湿度等，在设计时也应加以考虑。
7.3 制造方法
采用的制造方法必须能生产出始终完好的结构。需要严格控制的制造工艺必须按照规定进行。
7.4 紧固件
使用中转动的可卸紧固件不得采用自锁螺母，除非另有一套非摩擦锁定装置。
7.5 结构保护
应用适当的结构保护来防止气候、腐蚀或磨损等因素影响性能。必要的部位要有通风和排水措施。
7.6 可达性措施
在设计时应考虑便于对部件进行必要的维护、检查和保养。
7.7 颤振及其它气动弹性问题
应表明飞机的任何部分在直到 1.1VNE 的整个速度范围内，不发生严重抖振、过大振动、颤振(用适当方法诱导这种情况)，也无操纵反效和发散现象。
7.8 强度符合性的证明
7.8.1 机翼强度符合性证明
机翼强度必须用载荷试验或结构分析或两者组合的方法验证。仅当结构符合经验已表明这种方法对此类结构为可靠的情况下，才可仅采用结构分析的方法。
7.8.2 操纵面强度符合性证明
a) 要求采用设计说明、分析/计算或试验的方法对各操纵面进行限制载荷试验，这些试验必须包括与操纵系统连接的支臂或接头以及操纵面铰链;
b) 在结构分析中，必须以合理的或保守的方法计入张线的装配载荷。
7.9 操纵系统——操作试验
7.9.1 必须用操作试验表明，当操纵系统承受本条 7.9.2 规定的载荷时，从驾驶舱进行操纵，系统不出现卡阻，过度摩擦和过度变形。
7.9.2 试验载荷按如下规定
a) 对于整个系统，在舵面上有相当于限制气动载荷的载荷或施加合适的驾驶员操纵力，取两者中较小值;
b) 对于辅助操纵系统载荷，应不小于驾驶员最大作用力。
7.10 驾驶舱
驾驶舱的布局应保证驾驶员的舒适性，并提供足够宽阔、清晰和不失真的视界以及出口(防火)，对所有操纵器件的可达性以便飞机平稳飞行， 以及在应急着陆中尽可能保护驾驶员的能力。
8 动力装置
8.1 安装
8.1.1 飞机动力装置的安装包括以下部件：
a) 推进所必需的部件;
b) 影响推进装置安全的部件。
8.1.2 飞机动力装置的构造、布置和安装必须是可达的， 以便进行必要的检查和维护。
8.1.3 动力装置安装到机体的接头是结构的组成部分，应承受适用的载荷系数。
8.2 发动机
安装的发动机必须具有在制定的高度和速度包线内再起动能力。
8.3 燃油箱试验
2
对于每个普通金属油箱和油箱壁不支持于飞机结构的非金属油箱，应加压到 0.25 千克/厘米
2
(24.13 千帕;3.5 磅/英寸 )，2.4384 米(8 英尺水柱)进行压力试验而不会损坏或漏油，同时其安装应承受规定的载荷系数。
8.4 燃油箱通气
每个燃油箱必须从膨胀空间顶部通气， 以便在任何正常飞行情况下都能有效地通气。此外每个通气口的构造必须能防止在正常运行时产生虹吸。
8.5 燃油滤网或燃油滤
燃油箱出口与汽化器进口之间(或发动机传动的燃油泵，如果有的话)必须设置有易于放液、清洗和更换的燃油滤。
8.6 进气系统防冰
如果发动机要求，应用预热空气来防止汽化器结冰。
9 设备
9.1 总则
任一种设备的安装，必须使其在运行过程中不对同时工作的、关乎飞机安全的其他系统和部件产生不利影响。每一种设备必须设计成在发生可能的故障或者失效时，对飞机产生的危害减小到最低程度。
9.2 飞行和导航设备
9.2.1 所需的仪器如下表
a) 空速指示器(见第 10.8 条中 10.8.1 条款);
b) 备用。
9.2.2 荐用的飞行和导航仪表如下：
a) 高度表;
b) 磁罗盘。
9.3 动力装置仪表
所需的动力装置仪表如下：
a) 燃油量指示器
b) 转速表(RPM);
c) 发动机“切断 ”开关;
d) 发动机自身特殊要求的仪表;
e) 汽缸头温度表。
9.4 电气系统
若装有电气系统，则应提供总开关和电气保护装置。 电池的安装应能承受适用的载荷系数且能防止腐蚀。
9.5 座椅、安全带和肩带
乘员座椅安全带、肩带及其连接、行李舱和限动器应按适当的载荷系数设计。
10 使用限制和资料
10.1 总则
应按照第 10.2 条-第 10.9 条的规定，确定使用限制以及其他安全运行所必需的资料并可供机组人员和其他人员使用。
10.2 重量和重心
必须制定飞机可以安全运行的重量和重心限制，载重分布限制。必须用飞机称重的方法确定空重和空重重心。
10.3 动力装置限制
动力装置限制必须提供下列资料
a) 起飞功率和最大连续功率，飞机所用发动机在全马力状态飞行时，飞机的速度不得超过100km/h(公里/小时)，并进行符合性验证说明。
b) 最大允许进气压力(对装有可变距螺旋桨或增压器的飞机);
c) 最高允许汽缸温度，最高允许滑油温度以及最高允许冷却液温度(对液冷发动机);
d) 燃油标号或牌号和滑油;
10.4 持续运行文件
应提供飞机的使用、维护、维修资料。
10.5 操纵器件标志
10.5.1 除飞机主操纵器件和功能显而易见的操纵器件外，其他操纵器件应有适当的标牌。
10.5.2 每个应急操纵器件必须为红色，并且必须按其使用方法标示。除应急操纵器件或附带应急功能的操纵器件以外，任何操纵器件不应用此颜色标示。
10.6 其它标记和标牌
10.6.1 行李和配重位置应适当标明，包括重量限制;
10.6.2 座椅应标明每个座椅能承受的最大容许重量;
10.6.3 燃油和滑油加油口应适当标明 ;
10.6.4 每个直流装置的外接电源插头附近，必须清楚地标示其系统电压。
10.7 飞机手册
10.7.1 必须为每架飞机或成套组件提供具有本标准规定的飞机用户手册。该手册必须包含以下内容：
a) 第 10.8 条-第 10.9 条要求的资料，包括对这些资料的正确使用所必需的解释和使用的符号意义;
b) 由于设计、使用或操作特性而对安全运行所必需的其它资料;
c) 能对现行有效的资料的页加以识别的有效页清单。
10.7.2 单位
飞行手册中使用的单位必须与指示器上使用的单位一样。
10.8 使用限制
10.8.1 空速限制
必须提供下列空速限制和安全运行所必需的其它空速限制：
a) 飞机总重时的失速速度VS1;
b) 机动速度VA;
c) 不可超越速度VNE;
d) 襟翼伸展时飞机的速度范围VSO至VF。
10.8.2 应提供过载、禁止的机动和其它使用限制。
10.9 使用程序
对每架飞机，必须提供正常、不正常(如适用)和应急程序及其它与安全运行有关的资料，还必须提供达到预定性能的资料，包括：
a)装载程序要求的乘员、行李、燃油、配重、重量和重心及其限制;
b)飞行前检查;
l发动机起动;
l失速资料，以及其它对飞行员有用的资料;
l侧风和风限制;
l滑行;
l起飞;
l以Vx和Vy 的速度爬升;
l巡航;
l进近;
l着陆;
l中断着陆程序;
l在各种重量、重心、高度和气温下的性能;
l起飞和着陆距离、爬升率、巡航速度、转速;
l应提供在发动机失效后飞机无动力滑翔， 以及随后的迫降程序和资料;
l飞机系统和设备在正常使用情况和故障情况下的安全使用程序;
l飞机所有燃油箱总可用燃油量、燃油耗油量和任一油泵失效时对可用燃油量的影响;
l系留说明。
附录 A
(规范性)
操纵面载荷
A.1 对称平尾和垂尾气动载荷(Cn = 0.7，在VA 速度下)
但要大于 2790.70 帕(12 磅/平方英尺)。
A.2 平尾非对称气动载荷：在一侧上为 100%，另一侧为 65%。
A.3 副翼气动载荷：(Cn = 0.6，在VA 速度下)
A 但要大于 2790.70 帕(12 磅/平方英尺)。
A.5 襟翼气动载荷：
A.6 向上但大于 2790.70 帕(12 磅/平方英尺)。 A.7 (对于常规襟翼，可使用Cn 襟翼 = 1.6)
A.8 向下
A.9 配平调整片气动载荷：(Cn = 0.6，在VD 速度下;或Cn = 1.35，在VA 速度下)
A 但大于 2790.70 帕(12 磅/平方英尺)
A.11 与襟翼的载荷分布相同
A.12 [ 附注：对于设计速度大于本团体标准所规定的的速度情况，请参考加拿大适航手册第 523章中的附录 A(Appendix A of Chapter 523 of the Airworthiness Manual)]
A.13 减速板和扰流板的气动载荷(Cn = 1.35，在VA 速度下)
A.14(在直到标注速度 Vsp 时使用)
A2 但大于 2790.70 帕(12 磅/平方英尺)
附录 B
(规范性)
基本着陆情况
基本着陆情况(参见第 6.17 条)
(为了使用人方便，这里重述了加拿大适航手册第 523 章的要求)。
注 1：K 可以确定如下：对于 W≤3000 磅，K=0.25;对于 W≥6000 磅，K=0.33。在上述重量之间时， K 为线性变化。
注 2：对设计而言，除非另有说明，在减震支柱从 25%-100%的整个压缩行程内，假定最大载荷系数均可出现，并且必须按起落架每一元件相应的减震支柱最临界的伸长位置来施加该载荷。
注 3：不平衡力矩必须采用合理的或保守的方法加以平衡。
注 4：L 的定义为机翼升力与飞机重量的比值，不超过 2/3。
注 5：n 为飞机重心处的限制惯性载荷系数，取自 523.473(d)、(f)和(g)。
