交通運輸部

第27.485條　側移著陸情況
(a）假定旋翼航空器處于水平著陸姿態，且：
(1）側向載荷與本規定第27.479條(b)款(1)項水平著陸情況中得到的最大地面反作用力的一半相組合。
(2）本條(a)款(1)項得到的載荷按照下述規定之一作用：
(ⅰ）在地面接觸點上；
(ⅱ）對于自由定向起落架，在輪軸中心。
(b）旋翼航空器必須設計成在觸地時能承受下列載荷：
(1）僅后輪觸地時，等于0.8倍垂直反作用力的側向載荷在一側向內作用，而等于0.6倍垂直反作用力的側向載荷在另一側向外作用，且均與本條(a)款規定的垂直載荷相組合。
(2）所有的機輪同時觸地時，采用下述規定：
(ⅰ）對于后輪，本條(b)款(1)項規定的側向載荷與本條(a)款規定的垂直載荷相組合；
(ⅱ）對于前輪，等于0.8倍垂直反作用力的側向載荷與本條(a)款規定的垂直載荷相組合。
第27.493條　滑行剎車情況
在滑行剎車情況下，緩沖器處于靜態位置。
(a）限制垂直載荷至少必須乘以下列載荷系數：
(1）對于本規定第27.479條(a)款(1)項規定的姿態，為1.33；
(2）對于本規定第27.479條(a)款(2)項規定的姿態，為1.0。
(b）結構必須設計成能承受作用在帶剎車裝置的各機輪觸地點上的阻力載荷，此載荷至少為下列數值中較小值：
(1）垂直載荷乘以0.8倍的摩擦系數；
(2）根據限制剎車力矩確定的最大值。
第27.497條　地面受載情況：尾輪式起落架
(a）通用要求
在重心前有兩個機輪和重心后有一個機輪的起落架的旋翼航空器，必須按照本條規定的受載情況設計。
(b）僅前輪觸地的水平著陸姿態，在此姿態下采用下述規定：
(1）必須按照本規定第27.471條至第27.475條施加垂直載荷；
(2）各輪軸上的垂直載荷必須同該軸上的阻力載荷相組合，且阻力載荷不小于此軸上的垂直載荷的25%；
(3）假定不平衡的俯仰力矩由轉動慣性力平衡。
(c）所有機輪同時觸地的水平著陸姿態
在此姿態，旋翼航空器必須按照本條(b)款規定的著陸受載情況設計。
(d）僅尾輪觸地的最大抬頭姿態
本情況的姿態，必須是包括自轉著陸在內的正常使用中預期的最大抬頭姿態，在此姿態下，采用下述規定之一：
(1）必須確定并施加本條(b)款(1)項和(b)款(2)項所規定的適當的地面載荷，采用合理的方法計算尾輪的地面反作用力與旋翼航空器重心之間的力臂；
(2）必須表明以尾輪首先觸地的著陸概率為極小可能的。
(e）僅一個前輪觸地的水平著陸姿態
在此姿態下，旋翼航空器必須按照本條(b)款(1)項和(b)款(3)項規定的地面載荷設計。
(f）水平著陸姿態的側向載荷
在本條(b)款和(c)款規定的姿態下，采用下述規定：
(1）每個機輪上的側向載荷必須同本條(b)款和(c)款所得到的那個機輪的最大垂直地面反作用力的一半相組合，在此情況下，側向載荷必須：
(ⅰ）對于前輪，等于0.8倍的垂直反作用力（在一側向內作用）和等于0.6倍的垂直反作用力（在另一側向外作用）；
(ⅱ）對于尾輪，等于0.8倍的垂直反作用力。
(2）本條(f)款(1)項規定的載荷必須作用于下列規定部位：
(ⅰ）處于拖曳位置的機輪觸地點上（對于定向起落架或者裝有使機輪保持在拖曳位置上的鎖、控制裝置或者減擺器的自由定向起落架）；
(ⅱ）輪軸中心上（對于不裝鎖、控制裝置或者減擺器的自由定向起落架）。
(g）水平著陸姿態的滑行剎車情況
在本條(b)款和(c)款規定的姿態下，緩沖器處于靜態位置，旋翼航空器必須按照下列滑行剎車載荷設計：
(1）限制垂直載荷所必須依據的限制垂直載荷系數不小于下列值：
(ⅰ）對于本條(b)款規定的姿態，為1.0；
(ⅱ）對于本條(c)款規定的姿態，為1.33。
(2）對裝有剎車裝置的各機輪，作用在觸地點上的阻力載荷必須不小于下列數值中較小值：
(ⅰ）0.8倍的垂直載荷；
(ⅱ）根據限制剎車力矩確定的最大值。
(h）在地面靜止姿態下的尾輪扭轉載荷
在地面靜止姿態下，緩沖器和輪胎處于靜態位置，旋翼航空器必須按照下述尾輪扭轉載荷設計：
(1）等于尾輪靜載荷的垂直地面反作用力必須與相等的側向載荷相組合。
(2）本條(h)款(1)項規定的載荷必須按照下述規定之一作用于尾輪上：
(ⅰ）如果尾輪是可偏轉的（假定尾輪相對旋翼航空器縱軸旋轉90°），則載荷通過輪軸；
(ⅱ）如果有鎖、控制裝置或者減擺器，則載荷作用在觸地點上（假定尾輪處于拖曳位置）。
(i）滑行情況
旋翼航空器及其起落架必須按照在正常使用中合理的預期的最粗糙地面上滑行產生的載荷設計。
第27.501條　地面受載情況：滑橇式起落架
(a）通用要求
裝有滑橇式起落架的旋翼航空器必須按照本條規定的受載情況設計。在表明滿足本條要求時，采用下述規定：
(1）必須按照本規定第27.471條至第27.475條確定設計最大重量、重心和載荷系數。
(2）在限制載荷作用下，彈性構件的結構屈服是容許的。
(3）彈性構件的設計極限載荷不必超過下述規定的起落架落震試驗所得到的載荷：
(ⅰ）落震高度為本規定第27.725條規定的1.5倍；
(ⅱ）所假定的旋翼升力不大于第27.725條規定的限制落震試驗中使用值的1.5倍。
(4）必須按照下述規定表明滿足本條(b)款至(e)款的要求：
(ⅰ）對于所考慮的著陸情況，起落架處于它的最臨界偏轉位置；
(ⅱ）地面反作用力沿橇筒底部合理地分布。
(b）水平著陸姿態的垂直反作用力
對在水平姿態下，以兩個滑橇底部觸地的旋翼航空器，必須按照本條(a)款的規定施加垂直反作用力。
(c）水平著陸姿態的阻力載荷
對在水平姿態下，以兩個滑橇底部觸地的旋翼航空器，采用下述規定：
(1）垂直反作用力必須與水平阻力相組合，水平阻力等于垂直反作用力的50%；
(2）組合的地面載荷必須等于本條(b)款規定的垂直載荷。
(d）水平著陸姿態的側向載荷
對在水平姿態下，以兩個滑橇底部觸地的旋翼航空器，采用下述規定：
(1）垂直地面反作用力必須：
(ⅰ）等于在本條(b)款所規定的情況中得到的垂直載荷；
(ⅱ）在滑橇間平均分配。
(2）垂直地面反作用力必須與等于該力25％的水平側向載荷相組合。
(3）總的側向載荷必須平均施加在兩個滑橇上并沿滑橇長度均勻分布。
(4）假定不平衡力矩由轉動慣性力平衡。
(5）對滑橇式起落架必須研究下列情況：
(ⅰ）側向載荷向內作用；
(ⅱ）側向載荷向外作用。
(e）在水平姿態下單橇著陸載荷
對在水平姿態下，僅用單橇底部觸地的旋翼航空器，采用下述規定：
(1）觸地一側的垂直載荷必須與本條(b)款規定的情況中得到的該側載荷相同；
(2）假定不平衡力矩由轉動慣性力平衡。
(f）特殊情況
除本條(b)款和(c)款規定的情況外，旋翼航空器必須按照下述地面反作用力設計：
(1）與旋翼航空器縱軸向上、向后成45°角作用的地面反作用載荷必須滿足下述要求：
(ⅰ）等于1.33倍的最大重量；
(ⅱ）在滑橇間對稱分配；
(ⅲ）集中在橇筒直線部分的前端；
(ⅳ）僅適用于橇筒前端和它與旋翼航空器的連接件。
(2）水平著陸姿態的旋翼航空器，垂直地面反作用載荷等于本條(b)款確定的垂直載荷的一半，該載荷必須滿足下述要求：
(ⅰ）僅適用于橇筒和它與旋翼航空器的連接件；
(ⅱ）沿橇筒連接件之間33.3%的長度平均分布在橇筒連接件之間的中央區域。
第27.505條　雪橇著陸情況
如果申請使用雪橇合格審定，則裝雪橇的旋翼航空器必須設計成能承受下述載荷（其中P是旋翼航空器在設計最大重量時作用在每個雪橇上的最大靜載荷，n是按照本規定第27.473條(b)款確定的限制載荷系數）：
(a）向上載荷情況
在此情況下，采用下述規定：
(1）垂直載荷Pn和水平載荷Pn／4同時施加在支承座上；
(2）1.33P的垂直載荷施加在支承座上。
(b）側向載荷情況
在此情況下，0.35Pn的側向載荷在水平面內施加在支承座上，并垂直于旋翼航空器中心線。
(c）扭轉載荷情況
在此情況下，0.405P（牛頓·米）（1.33P磅·英尺）的扭轉載荷施加在雪橇上，它是對通過支承座中心線的垂直軸取矩的。
第五節 水載荷
第27.521條　浮筒著水情況
如果申請使用浮筒的合格審定，則帶浮筒的旋翼航空器必須設計成能承受下列情況的載荷（其中限制載荷系數按照本規定第27.473條(b)款確定或者假定等于輪式起落架的值）：
(a）向上載荷情況
在此情況下，采用下述規定：
(1）旋翼航空器處于靜止的水平姿態，合成的水面反作用力垂直通過重心；
(2）本條(a)款(1)項規定的垂直載荷與垂直分力的0.25倍的向后分力同時作用。
(b）側向載荷情況
在此情況下，采用下述規定：
(1）垂直載荷是本條(a)款(1)項規定的總垂直載荷的0.75倍，它均等地分配于每個浮筒上；
(2）對每個浮筒，按本條(b)款(1)項確定的載荷與本條(b)款(1)項規定的總垂直載荷的0.25倍的總側向載荷相組合，它僅適用于浮筒。
第六節 主要部件要求
第27.547條　主旋翼結構
(a）每個主旋翼組件（包括旋翼槳轂和槳葉）必須按照本條規定設計。
(b）[備用]
(c）主旋翼結構必須設計成能承受本規定第27.337條至第27.341條規定的下列載荷：
(1）臨界飛行載荷；
(2）在正常自轉情況下出現的限制載荷，對于這個情況，選定的旋翼轉速必須包括高度的影響。
(d）主旋翼結構必須設計成能承受模擬下列情況的載荷：
(1）對于旋翼槳葉，槳轂和揮舞鉸，在地面運行期間，槳葉對它的止動塊的撞擊力；
(2）在正常運行中預期的任何其他臨界情況。
(e）主旋翼結構必須設計成能承受包括零在內的任何轉速下的限制扭矩，此外：
(1）限制扭矩不必大于由扭矩限制裝置（如果安裝）所限定的扭矩，但不得小于下列中較大值：
(ⅰ）以兩個方向可能傳給旋翼結構的最大扭矩；
(ⅱ）在本規定第27.361條中規定的發動機限制扭矩。
(2）限制扭矩必須以合理的方式分配給旋翼槳葉。
第27.549條　機身、起落架和旋翼支撐結構
(a）每個機身、起落架和旋翼支撐結構必須按照本條規定設計。旋翼的合力可以用作用在旋翼轂連接點上的集中力表示。
(b）每個結構必須設計成能承受下列載荷：
(1）在本規定第27.337條至第27.341條中規定的臨界載荷；
(2）在本規定第27.235條、第27.471條至第27.485條、第27.493條、第27.497條、第27.501條、第27.505條和第27.521條中規定的適用的地面載荷和水載荷；
(3）在本規定第27.547條(d)款(2)項和(e)款中規定的載荷。
(c）必須考慮輔助旋翼推力和加速飛行情況下產生的平衡氣動載荷和慣性載荷。
(d）每個發動機架和鄰接的機身結構必須設計成能承受在加速飛行和著陸情況下產生的載荷，包括發動機扭矩。
第七節 應急著陸情況
第27.561條　通用要求
(a）盡管旋翼航空器在地面或者水上應急著陸情況中可能損壞，但必須按照本條規定設計，以在這些情況下保護乘員。
(b）在下列情況下，結構必須設計成在墜撞著陸時，給每個乘員避免嚴重受傷的一切合理的機會：
(1）正確使用座椅、安全帶和其他安全設施；
(2）機輪收起（如果適用）；
(3）當經受下列相對于周圍結構的極限慣性載荷系數時，應約束住每個乘員和座艙內可能傷害乘員的每個質量項目：
(ⅰ）向上4g；
(ⅱ）向前16g；
(ⅲ）側向8g；
(ⅳ）向下20g，在座椅裝置預期位移之后；
(ⅴ）向后1.5g。
(c）支承結構必須設計成在直至本款規定的任何極限慣性載荷系數下，能約束住位于機組艙和客艙上部和/或者后部、在應急著陸時松脫后可能傷害乘員的任何質量項目。所計及的質量項目包括但不限于：旋翼、傳動裝置和發動機。這些質量項目必須按照下列極限慣性載荷系數進行約束：
(1）向上1.5g；
(2）向前12g；
(3）側向6g；
(4）向下12g；
(5）向后1.5g。
(d）位于客艙地板下面的內部燃油箱區域的任何機身結構，必須設計成能承受下列極限慣性系數的載荷，并在這些載荷施加于燃油箱區域時保護燃油箱不致破裂：
(1）向上1.5g；
(2）向前4g；
(3）側向2g；
(4）向下4g。
第27.562條　應急著陸的動態情況
(a）盡管旋翼航空器在應急墜撞著陸中可能損壞，但必須設計成在下列情況下能合理地保護每個乘員：
(1）乘員正確地使用了設計提供的座椅，安全帶和肩帶；
(2）乘員經受了本條規定情況所產生的載荷。
(b）在起飛和著陸期間，經批準用于機組人員和旅客的每一座椅型號設計或者其他座椅裝置必須按照下列準則成功地完成動態試驗或者由相似型號座椅的動態試驗為基礎的合理分析予以證明。試驗必須用按照局方認可的77公斤（170磅）的擬人試驗模型（ATD）或者其等效物以正常向上坐姿模擬乘員來進行：
(1）當座椅或者其他座椅裝置相對于旋翼航空器的坐標系統以名義位置布置時，旋翼航空器的縱軸相對于撞擊速度矢量向上傾斜60°，旋翼航空器的橫軸垂直于包含撞擊速度矢量和旋翼航空器縱軸的垂直平面，其向下速度的變化不小于9.14米/秒（30英尺/秒）。地板負加速度的峰值必須在撞擊后不大于0.031秒內出現，且必須達到其最小值30g。
(2）當座椅或者其他座椅裝置相對于旋翼航空器的坐標系統以名義位置布置時，旋翼航空器的縱軸相對于撞擊速度矢量右偏或者左偏10°（取使肩帶產生最大載荷的值），旋翼航空器的橫軸位于包含撞擊速度矢量的水平面內，其垂直軸垂直于包含撞擊速度矢量的水平平面，其向前速度變化不小于12.8米/秒（42英尺/秒）。地板負加速度的峰值必須在撞擊后不大于0.071秒內出現，且必須達到其最小值18.4g。
(3）若采用地板導軌或者地板、側壁板連接設施將座椅裝置連接到本條情況的機身結構上，則導軌或者設施必須彼此之間在垂直方向至少錯開10°（即不能平行安置），且與所選方向至少在橫側偏10°，以計及可能出現的地板翹曲。
(c）必須表明對下列要求的符合性：
(1）座椅裝置系統可以出現設計上預期的分離，但該系統其余部分必須保持完整。
(2）盡管結構可能已超過其限制載荷，但在座椅裝置和機體結構之間的連接必須保持完整。
(3）在撞擊期間，擬人試驗模型的肩帶或者肩帶組必須保持在其肩部或者緊靠肩部的區域。
(4）在撞擊期間，安全帶必須保持在擬人試驗模型的骨盆處。
(5）擬人試驗模型的頭部不觸及機組艙或者客艙的任一部分，或者如果接觸，頭部撞擊所產生的由下述方程確定的頭部損傷判據（HIC）不超過1000。

式中：
—頭部重心的合成加速度，以g(重力加速度)的倍數表達；
—嚴重頭部撞擊的時間歷程，以秒計。不超過0.05秒。
(6）單個肩帶上的載荷必須不超過7779牛（1750磅）。如果使用雙肩帶系緊上部軀體，則肩帶上的總載荷必須不超過8890牛（2000磅）。
(7）在擬人試驗模型的骨盆和腰椎柱之間測得的最大壓力載荷必須不超過6668牛（1500磅）。
(d）如果選用與本條所要求的乘員保護方法水平相當或者更高的替代方法，必須以合理的方式加以證明。
第27.563條　水上迫降的結構要求
如果申請水上迫降的合格審定，則水上迫降所要求的結構強度必須滿足本條和本規定第27.801條(e)款的要求。
(a)前飛速度著水情況
旋翼航空器必須以從零到15.4米/秒（30節）的前飛速度及可能出現的俯仰、滾轉和偏航姿態首先接觸合理可能的水面情況的最臨界波浪。旋翼航空器相對于平均水面的限制垂直下沉速度不得小于1.5米/秒（5英尺/秒）。在整個著水撞擊過程中，作用于重心的旋翼升力不得大于最大設計重量的2/3。如果能證明在正常單發停車著水時不會超過所選的前飛速度，則可以采用小于15.4米/秒（30節）的前飛速度作為設計中的最大前飛速度。
(b）輔助浮筒或者應急浮筒情況
(1）固定式浮筒或者在觸水前展開的浮筒
除本條(a)款規定的著水載荷外，每個輔助或者應急浮筒及其支承結構和與機體或者機身的連接結構，必須設計成能承受浮筒完全浸沒所產生的載荷，除非能證明浮筒完全浸沒是不大可能的。若浮筒完全浸沒是不大可能的，則必須采用可能的最大浮筒浮力載荷。可能的最大浮筒浮力載荷必須包括如下考慮：部分浸沒的浮筒產生的恢復力矩平衡由側風、旋翼航空器非對稱載荷、水波作用、旋翼航空器慣性以及本規定第27.801條(d)款所考慮的可能的結構損壞和滲漏所產生的傾覆力矩。如果有重大影響，可采用按照第27.801條(d)款所確定的最大滾轉角和俯仰角來確定每個浮筒的浸沒程度。若浮筒在飛行中已展開，則在驗證浮筒及其與旋翼航空器的連接件時，應采用對展開浮筒的飛行限制所導出的適當氣動載荷。為此目的，限制載荷的設計空速為展開浮筒的空速使用限制的1.11倍。
(2）開始觸水后展開的浮筒
每一浮筒必須按照本條(b)款(1)項所述的完全浸沒或者部分浸沒進行設計。此外，每一浮筒必須設計成能承受旋翼航空器與水面10.3米/秒（20節）的相對限制速度所產生的垂直載荷和阻力載荷的組合載荷。垂直載荷不得小于本條(b)款(1)項所確定的可能的最大浮力載荷。
第八節 疲勞評定
第27.571條　飛行結構的疲勞評定
(a）通用要求
飛行結構的每一部分（飛行結構包括旋翼、發動機和旋翼槳轂之間的旋翼傳動系統、操縱機構、機身、起落架以及與上述各部分有關的主要連接件）凡其破壞可能引起災難性事故者必須予以認定，并必須按照本節(b)款、(c)款、(d)款或者(e)款的規定進行評定。下述規定適用于各種疲勞評定：
(1）評定的方法必須是經批準的。
(2）必須確定可能破壞的部位。
(3）在確定下述內容時必須包括飛行測量：
(ⅰ）本規定第27.309條規定的整個限制范圍內的全部臨界狀態的載荷或者應力，但機動載荷系數不必超過使用中預期的最大值；
(ⅱ）高度對這些載荷或者應力的影響。
(4）載荷譜必須和使用中預期的同樣嚴重，包括但不限于外掛貨物操作（適用時）以及地空地循環。載荷譜必須建立在本條(a)款(3)項確定的載荷或者應力基礎上。
(b）疲勞容限評定
在不按照本規定附錄A的第A27.4條制定的更換時間，檢查間隔或者其他程序的情況下，必須表明結構的疲勞容限能保證發生災難性疲勞破壞的概率為極小可能的。
(c）更換時間評定
必須表明在按照本規定附錄A的第A27.4條提供的更換時間內發生災難性疲勞破壞的概率為極小可能的。
(d）破損安全評定
下列各項適用于破損安全評定：
(1）必須表明按照本規定附錄A的第A27.4條提供的檢查程序，所有的局部破壞都是易于可檢的。
(2）按照本條(d)款(1)項的要求，必須確定從任一局部破壞成為易于可檢的時間到這種局部破壞擴展至剩余結構強度降低到仍能承受限制載荷或者最大可達載荷（兩者中取較小值）的時間間隔。
(3）必須表明按照本條(d)款(2)項確定的時間間隔相對于本規定附錄A的第A27.4條提供的檢查間隔和有關的檢查程序足夠長，以便提供足夠大的監測概率，以保證災難性破壞的概率為極小可能的。
(e）更換時間和破損安全評定的組合
構件可按照本條(c)款和(d)款的組合情況作評定。對于這類構件，必須表明按照本規定附錄A的第A27.4條提供的經批準的更換時間、檢查間隔和有關程序相組合，其災難性破壞的概率為極小可能的。
第27.573條　復合材料旋翼航空器結構的損傷容限和疲勞評定
(a）每一申請人必須按照本條(d)款的損傷容限標準評定復合材料旋翼航空器結構，除非申請人證實因受幾何形狀、可檢查性和良好的設計實踐的限制，進行損傷容限評定不切實際。如果申請人證實因受幾何形狀、可檢查性和良好的設計實踐的限制進行損傷容限評定不切實際，申請人必須按照本條(e)款進行疲勞評定。
(b）用于確定本條符合性的方法必須提交局方并被接受。
(c）定義
(1）災難性失效，是指可能阻礙繼續安全飛行和著陸的事件。
(2）主要結構件（PSE），是指對承受飛行或者地面載荷起重要作用，且其失效可能導致旋翼航空器災難性失效的結構元件。
(3）威脅評估，是指詳細說明損傷的位置、類型和尺寸的一種評估，它考慮疲勞、環境影響、內在和離散缺陷，以及在制造和使用過程中可能發生的沖擊或者其他意外損傷。
(d）損傷容限評定
(1）每一申請人必須表明，考慮了內在或者離散制造缺陷或者意外損傷情況下，通過對復合材料PSE和其他零件的強度、細節設計點和制造技術的損傷容限評定，在旋翼航空器使用壽命期或者規定的檢查間隔內，避免了因靜載荷和疲勞載荷導致的災難性失效。在強度和疲勞評定中，每一申請人必須考慮材料和工藝隨環境條件變化的影響。每一申請人必須評定包括機體、主/尾旋翼傳動系統、主/尾旋翼槳葉和槳轂、旋翼操縱、固定和可動操縱面、發動機和傳動裝置安裝、起落架在內的PSE，以及局方認為關鍵的其他零件、細節設計點和制造技術。每一損傷容限評定必須包括：
(ⅰ）確定所有的PSE；
(ⅱ）需要進行飛行和地面載荷測試，為所有PSE，在本規定第27.309條要求的整個設計限制范圍內（包括高度影響）的所有臨界情況下，確定載荷或者應力，但機動載荷系數不必超過使用中預期的最大值；
(ⅲ）以本條(d)款(1)項(ⅱ)目確定的載荷或者應力為基礎的、與使用中預期的載荷譜一樣嚴重的載荷譜，包括外掛載荷運行（如果適用）和有高扭矩情況的其他運行；
(ⅳ）對規定損傷位置、類型和尺寸的所有PSE的威脅評估，考慮疲勞、環境影響、內在和離散缺陷，以及在制造或者使用過程中可能發生的沖擊或者其他偶然損傷（包括偶然損傷的離散源）；
(ⅴ）對所有PSE的剩余強度和疲勞特性評估，以支持本條(d)款(2)項確定的更換時間和檢查間隔。
(2）每一申請人必須為所有PSE確定更換時間、檢查、或者其他程序，以要求在災難性失效前修理或者更換損傷的零件。這些更換時間、檢查或者其他程序必須包含在本規定第27.1529條要求的持續適航文件的適航限制章節中。
(ⅰ）PSE的更換時間必須通過試驗或者試驗支持的分析確定，且必須表明結構能承受使用中預期的變幅重復載荷。在確定這些更換時間時，必須考慮下列因素：
(A）本條(d)款(1)項(ⅳ)目要求在威脅評估中確定的損傷；
(B）最大的可接受制造缺陷和使用損傷（即那些沒有將剩余強度降低到極限設計載荷以下的和那些可被修理恢復極限強度的）；
(C）施加重復載荷后的極限載荷強度能力。
(ⅱ）必須確定PSE的檢查間隔，在本條(d)款(1)項(ⅳ)目要求的威脅評估中確定的可能因疲勞或其他使用原因發生的任何損傷擴展到該部件不能維持要求的剩余強度能力前，發現該損傷。在確定這些檢查間隔時，必須考慮下列因素：
(A）通過試驗或者由試驗支持的分析確定的、在使用中預期的重復載荷作用下的損傷擴展率，包括不擴展；
(B）考慮損傷類型、檢查間隔、損傷可檢性以及損傷檢查所用技術后確定的假定損傷所要求的剩余強度，要求的最小剩余強度是限制載荷；
(C）在達到最小剩余強度并恢復到極限載荷能力前，檢查是否能檢測到損傷擴展，或者該部件是否被要求更換。
(3）當驗證最大假定損傷尺寸和檢查間隔時，每一申請人必須考慮損傷對所有PSE的剛度、動態特性、載荷以及功能性能的影響。
(e）疲勞評定
如果申請人確定在幾何形狀、檢查能力或者好的設計實踐限制范圍內，本條(d)款規定的損傷容限評定不切實際，申請人必須對該特定復合材料旋翼航空器結構進行疲勞評定，并且：
(1）確定在疲勞評定中考慮的所有PSE；
(2）確定在疲勞評定中考慮的所有PSE的損傷類型；
(3）建立補充程序，使得與本條(d)款確定的損傷相關的災難性失效的風險最小；
(4）將這些補充程序納入本規定第27.1529條要求的持續適航文件的適航限制章節中。
D章 設計與構造
第一節 一般規定
第27.601條　設計
(a）旋翼航空器不得有經驗表明是危險的或者不可靠的設計特征或者細節。
(b）每個有疑問的設計細節和零件的適用性必須通過試驗來確定。
第27.602條　關鍵零部件
(a）關鍵零部件是指其失效可能造成旋翼航空器災難性后果，并且必須控制其已確定的關鍵特性以保證所需完整性水平的零部件。
(b）如果型號設計包含關鍵零部件，則應該建立關鍵零部件清單。應制定程序以定義關鍵設計特性，確定影響關鍵設計特性的工藝和符合《民用航空產品和零部件合格審定規定》（CCAR–21）有關質量保證要求的必要的設計、工藝更改控制方法。
第27.603條　材料
其損壞可能對安全性有不利影響的零件所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：
(a）建立在經驗或者試驗的基礎上；
(b）符合經批準的標準，保證這些材料具有設計資料中所采用的強度和其他特性；
(c）考慮使用中預期的環境條件，如溫度和濕度的影響。
第27.605條　制造方法
(a）采用的制造方法必須能始終生產出完好的結構。如果某種制造工藝（如膠接、點焊或者熱處理）需要嚴格控制才能達到此目的，則該工藝必須按照經批準的工藝規范執行。
(b）旋翼航空器的每種新的制造方法必須通過試驗大綱予以證實。
第27.607條　緊固件
(a）其脫落可能危及旋翼航空器安全運行的每個可拆卸的螺栓、螺釘、螺母、銷釘或者其他緊固件必須裝有兩套獨立的鎖定裝置。緊固件及其鎖定裝置不得受到與具體安裝相關的環境條件的不利影響。
(b）使用過程中經受轉動的任何螺栓都不得采用自鎖螺母，除非在自鎖裝置外還采用非摩擦鎖定裝置。
第27.609條　結構保護
每個結構零件必須滿足下列要求：
(a）有適當的保護，以防止使用中由于任何原因而引起強度降低或者喪失，這些原因中包括：
(1）氣候；
(2）腐蝕；
(3）磨損。
(b）在需要防止腐蝕、易燃或者有毒液體聚積的部位，要有通風和排泄措施。
第27.610條　閃電和靜電防護
(a）旋翼航空器必須具有防止閃電引起的災難性后果的保護措施。
(b）對于金屬組件，可用下列措施之一表明符合本條(a)款的要求：
(1）該組件合適地電搭接到機體上；
(2）該組件設計成不致因閃擊而危及旋翼航空器。
(c）對于非金屬組件，可用下列措施之一表明符合本條(a)款的要求：
(1）該組件的設計使閃擊的后果減至最小；
(2）具有可接受的分流措施，將產生的電流分流而不致危及旋翼航空器。
(d）防止閃電和靜電的電搭接和保護措施必須符合下列要求：
(1）使靜電荷的積聚減至最小；
(2）使采用了正常預防措施的機組成員、旅客、服務和維修人員遭到電擊的危險減至最小；
(3）在正常和故障情況下，在具有接地的電氣系統的旋翼航空器上，都要設有電回流通道；
(4）使靜電對主要電氣和電子設備工作的影響減至可接受的水平。
第27.611條　檢查措施
對每個具有下列要求之一的部件，必須有進行仔細檢查的措施：
(a）周期性檢查；
(b）按基準和功能進行調整；
(c）潤滑。
第27.613條　材料的強度性能和設計值
(a）材料的強度性能必須以足夠的符合標準的材料試驗為依據，在統計的基礎上制定設計值。
(b）設計值的選擇必須使結構因材料的變化而引起破壞的概率極小。除本條(d)款和(e)款所規定的外，必須通過選取保證材料強度具有下述概率的設計值來表明對本款的符合性：
(1）對所施加載荷最終分布于某部件中的單個元件的情況，若該元件的破壞將導致部件結構完整性的喪失，則應保證99%的概率及95%的置信度；
(2）對超靜定結構，若單個元件的破壞將導致所施加的載荷安全地分配到其他承載元件上，則應保證90％的概率及95％的置信度。
(c）結構的強度、細節設計和制造，必須使災難性疲勞破壞的概率減至最小，特別是在應力集中處。
(d）設計值必須是經局方認可的材料技術標準或者手冊中的數值，或者是經局方認可的其他數值。
(e）如果在使用前對每個單獨項目取樣進行試驗從而對材料加以選擇，并確定該特定項目的真實強度特性達到或者超過設計中使用的數值，則可采用其他設計值。
第27.619條　特殊系數
(a）對于每個結構零件，如果屬于下列任一情況，則采用本規定第27.621條至第27.625條中規定的特殊系數。
(1）其強度不易確定；
(2）在正常更換前，其強度在使用中很可能降低；
(3）由于下述原因之一，其強度發生顯著變化：
(ⅰ）制造工藝不穩定；
(ⅱ）檢驗方法不穩定。
(b）對于應用本規定第27.621條至第27.625條系數的每個零件，本規定第27.303條中規定的安全系數必須乘以下列任一特殊系數：
(1）本規定第27.621條至第27.625條中規定的適用的特殊系數；
(2）任何其他系數，它大到足以保證零件由于本條(a)款中所述的不穩定因素而引起強度不足的概率為極小可能的。
第27.621條　鑄件系數
(a）通用要求
除制定鑄件質量控制所必需的規定外，還必須采用本條(b)款和(c)款中規定的系數、試驗和檢驗，并且檢驗必須符合經批準的規范。除作為液壓或者其他流體系統零件而要進行充壓試驗的鑄件和不承受結構載荷的鑄件外，本條(c)款和(d)款適用于任何結構鑄件。
(b）支承應力和支承面
本條(c)款和(d)款中規定的鑄件支承應力和支承面，其鑄件系數按照下列規定：
(1）不論對鑄件采用何種檢驗方法，對于支承應力，取用的鑄件系數不必超過1.25；
(2）當零件的支承系數大于鑄件系數時，對該零件的支承面不必采用鑄件系數。
(c）關鍵鑄件
對于其損壞將妨礙旋翼航空器繼續安全飛行和著陸或者導致嚴重傷害乘員的每個鑄件，采用下列規定：
(1）每個關鍵鑄件必須滿足下列要求：
(ⅰ）具有不小于1.25的鑄件系數；
(ⅱ）100%接受目視、射線和磁粉（適于磁性材料）或者滲透（適于非磁性材料）檢驗，或者經批準的等效檢驗方法的檢驗。
(2）對于鑄件系數小于1.50的每個關鍵鑄件，必須用3個鑄件試件進行靜力試驗，并表明滿足下列要求：
(ⅰ）在對應于鑄件系數為1.25的極限載荷作用下，滿足本規定第27.305條的強度要求；
(ⅱ）在1.15倍限制載荷作用下，滿足本規定第27.305條的變形要求。
(d）非關鍵鑄件
除本條(c)款中規定的鑄件外，對于其他鑄件，采用下列規定：
(1）除本條(d)款(2)項和(3)項規定的情況外，鑄件系數和相應的檢驗必須符合下表：
鑄件系數 檢 驗
等于或者大于2.0 100%目視
小于2.0大于1.5 100%目視，以及磁粉檢驗（鐵磁性材料）、滲透檢驗（非鐵磁性材料）或者經批準的等效檢驗方法。
1.25至1.50 100%目視，和磁粉檢驗（鐵磁性材料）、滲透檢驗（非鐵磁性材料），以及射線檢驗或者經批準的等效檢驗方法。
(2）如果已制定質量控制程序并經批準，本(d)款(1)項規定的非目視檢驗的鑄件百分比可以減少；
(3）對于按照技術條件采購的鑄件（該技術條件確保鑄件材料的機械性能，并規定按抽樣原則從鑄件上切取試件進行試驗來證實這些機械性能），規定如下：
(ⅰ）可以采用1.0的鑄件系數；
(ⅱ）必須按照本條(d)款(1)項中鑄件系數為“1.25至1.50”的規定進行檢驗，并按照本條(c)款(2)項進行試驗。
第27.623條　支承系數
(a）除本條(b)款規定的情況外，每個有間隙（自由配合）并承受撞擊或者振動的零件，必須有足夠大的支承系數，以計及正常的相對運動的影響。
(b）對于規定有更大特殊系數的零件，不必采用支承系數。
第27.625條　接頭系數
對于每個接頭（用于連接兩個構件的零件或者端頭）采用下列規定：
(a）未經限制載荷和極限載荷試驗（試驗時在接頭和周圍結構內模擬實際應力狀態）證實其強度的每一接頭，接頭系數至少取1.15，這一系數必須用于下列各部分：
(1）接頭本體；
(2）連接件；
(3）被連接構件上的支承部位。
(b）下列情況不必采用接頭系數：
(1）按照經批準的工藝方法制成，并有全面的試驗數據為依據的接合（如金屬板連續接合、焊接和木質件中的嵌接）；
(2）任何采用更大特殊系數的支承面。
(c）對于每個整體接頭，一直到截面特性成為其構件典型截面為止的部分，必須作為接頭處理。
(d）每一座椅、臥鋪、擔架、安全帶和肩帶以及與結構的連接裝置，其結構應通過分析、試驗或者二者的組合表明能承受本規定第27.561條(b)款(3)項中所規定的系數乘以1.33所產生的慣性載荷。
第27.629條　顫振
旋翼航空器的每個氣動力面在各種可用速度和功率狀態下，不得發生顫振。
第二節 旋　　翼
第27.653條　旋翼槳葉的卸壓和排水
(a）每片旋翼槳葉必須滿足下列要求：
(1）有卸掉內部壓力的裝置；
(2）設置排水孔；
(3）設計成能防止水在它里面聚集。
(b）本條(a)款(1)項和(2)項不適用于能承受在使用中預期出現的最大壓力差的密封旋翼槳葉。
第27.659條　質量平衡
(a）針對下列情況的需要，旋翼和槳葉必須進行質量平衡：
(1）防止過大振動；
(2）防止在直到最大前飛速度的任何速度下發生顫振。
(b）必須驗證質量平衡裝置的結構完整性。
第27.661條　旋翼槳葉間隙
旋翼槳葉與結構其他部分之間，必須有足夠的間隙，以防止在任何工作狀態下槳葉碰撞結構的任何部分。
第27.663條　防止“地面共振”的措施
(a）防止“地面共振”措施的可靠性必須由分析和試驗或者可靠的使用經驗予以表明，或者由分析或者試驗來表明單一措施的故障或者失效也不會引起“地面共振”。
(b）必須確定防止“地面共振”措施的阻尼作用在使用中可能的變化范圍，并且在進行本規定第27.241條要求的試驗時予以驗證。
第三節 操縱系統
第27.671條　通用要求
(a）每個操縱機構和操縱系統必須操作簡便、平穩和確切，并符合其功能。
(b）每個飛行操縱系統的每個元件必須在設計上采取措施或者帶有醒目的永久性標記，使能導致操縱系統功能不正常的任何裝配錯誤的概率減至最小。
第27.672條　增穩系統、自動和帶動力的操縱系統
如果增穩系統或者其他自動或者帶動力的操縱系統的功能對于表明滿足本規定飛行特性要求是必要的，則這些系統必須符合本規定第27.671條和下列規定：
(a）在增穩系統或者任何其他自動或者帶動力的操縱系統中，對于如駕駛員未察覺會導致不安全結果的任何失效，必須設置警告系統，該系統應在預期的飛行條件下無需駕駛員注意即可向駕駛員發出清晰可辨的警告。警告系統不得直接驅動操縱系統。
(b）增穩系統或者任何其他自動或者帶動力的操縱系統的設計，必須允許駕駛員能對失效采取初步對策，而無需特殊的駕駛技巧或者體力，采取的對策可以是用正常方式移動飛行操縱器件來超越失效，也可以是斷開失效的系統。
(c）必須表明，增穩系統或者任何其他自動或者帶動力的操縱系統發生任何單個失效后，符合下列規定：
(1）當失效或者功能不正常發生在批準的使用限制內的任何速度或者高度上時，旋翼航空器仍能安全操縱；
(2）在旋翼航空器飛行手冊中規定的實際使用的飛行包線（例如速度、高度、法向加速度和旋翼航空器的形態）內，仍能滿足本規定所規定的操縱性和機動性要求；
(3）配平和穩定特性不會降低至允許繼續安全飛行和著陸所必須的水平以下。
第27.673條　主飛行操縱系統
主飛行操縱系統是駕駛員用來直接操縱旋翼航空器的俯仰、橫滾、偏航和垂直運動的系統。
第27.674條　交連的操縱裝置
每個主飛行操縱系統必須能在任何交連的輔助操縱裝置出現故障、失效或者卡滯后保證安全飛行和著陸，并且能獨立進行操作。
第27.675條　止動器
(a）每個操縱系統都必須有確實限制駕駛員操縱機構運動范圍的止動器。
(b）每個止動器在系統中的布置必須使操縱行程的范圍不受到下列因素的明顯影響：
(1）磨損；
(2）松動；
(3）松緊調節。
(c）每個止動器必須能承受相應于操縱系統設計情況下的載荷。
(d）每一片主旋翼槳葉應符合下列規定：
(1）必須有符合槳葉設計要求的止動器，以限制槳葉繞其鉸鏈的行程；
(2）必須采取措施避免槳葉在旋翼起動和停轉過程之外的任何運轉期間撞擊下止動器。
第27.679條　操縱系統鎖
若旋翼航空器裝有用于在地面或者水面上鎖閉操縱系統的裝置，則必須有措施以滿足下列要求：
(a）當鎖鎖住時，應給駕駛員以無誤的警告；
(b）防止該鎖在飛行中鎖閉。
第27.681條　限制載荷靜力試驗
(a）必須按照下列規定進行試驗，來表明滿足本規定限制載荷的要求：
(1）試驗載荷的方向應在操縱系統中產生最嚴重的受載狀態；
(2）應包括每個接頭、滑輪及將系統連接到主結構上的支座。
(b）對作角運動的操縱系統接頭，必須用分析或者單獨載荷試驗表明滿足特殊系數的要求。
第27.683條　操作試驗
必須通過操作試驗表明，當在駕駛艙用相當于該系統所規定的載荷加載于操縱系統來操作操縱機構時，此系統不會出現下列情況：
(a）卡阻；
(b）過度摩擦；
(c）過度變形。
第27.685條　操縱系統的細節設計
(a）各操縱系統的每個細節必須設計成能防止因貨物、乘客、松散物或者水汽凝凍引起的卡阻、摩擦和干擾。
(b）駕駛艙內必須有措施防止外來物進入可能卡住操縱系統的部位。
(c）必須有措施防止鋼索或者管子拍擊其他零件。
(d）鋼索系統必須按照下列要求進行設計：
(1）鋼索、鋼索接頭、松緊螺套、編結接頭和滑輪必須是可接受的型式；
(2）鋼索系統的設計，必須在各種使用情況和溫度變化下，在整個行程范圍內防止鋼索張力產生危險的變化；
(3）在任一主操縱系統中，不得使用直徑小于2.4毫米（3/32英寸）的鋼索；
(4）滑輪的型式和尺寸必須與所配用的鋼索相適應，采用的滑輪鋼索組合和強度值必須符合局方的有關規定；
(5）滑輪必須有防止鋼索滑脫或者纏結的保護裝置；
(6）滑輪必須盡量貼近鋼索通過的平面，以防止鋼索摩擦滑輪的凸緣；
(7）安裝導引件而引起的鋼索方向變化不得超過3°；
(8）在操縱系統中需受載或者活動的U形夾銷釘，不得僅使用開口銷保險；
(9）連接到有角運動零件上的松緊螺套的安裝，必須能確實防止在整個行程范圍內發生卡滯；
(10）必須有措施能對每個導引件、滑輪、鋼索接頭和松緊螺套進行目視檢查。
(e）對于作角運動的操縱系統接頭，用做支承的最軟材料的極限支承強度，必須有下列特殊系數：
(1）對于除了具有滾珠和滾柱軸承的接頭外的其他推－拉系統接頭取3.33；
(2）對于鋼索系統接頭取2.0。
(f）操縱系統接頭的硬度不得超過制造商規定的滾珠和滾柱軸承的靜態非布氏硬度額定值。
第27.687條　彈簧裝置
(a）其損壞會引起顫振或其他不安全特性的每個操縱系統彈簧裝置必須是可靠的。
(b）必須用模擬使用條件的試驗來表明符合本條(a)款所提出的要求。
第27.691條　自轉操縱機構
每個主旋翼的槳距操縱機構，在發動機失效后，必須能迅速進入自轉狀態。
第27.695條　動力助力和帶動力操作的操縱系統
(a）如果采用動力助力或者帶動力操作的操縱系統，在萬一發生下列任一失效時，備用系統必須立即起作用，以保證繼續安全飛行和著陸：
(1）系統動力部分中任何單一失效；
(2）全部發動機失效。
(b）每個備用系統可以是雙套動力部分，或者一個人工操縱的機械系統，該動力部分包括動力源（如液壓泵）以及閥門、管路和作動筒等。
(c）必須考慮機械部件（如活塞桿和連桿）的損壞及動力缸的卡阻，除非它們極不可能發生。
第四節 起落架
第27.723條　減震試驗
起落架的著陸慣性載荷系數及儲備能量吸收能力，必須分別用本規定第27.725條和第27.727條規定的試驗來驗證。這些試驗必須用完整的旋翼航空器或者用由機輪、輪胎和緩沖器按它們原有關系構成的組合件來進行。
第27.725條　限制落震試驗
限制落震試驗必須按照下列規定進行：
(a）落震高度必須符合下列情況之一：
(1）起落架最低點離地面330毫米（13英寸）；
(2）任一不小于203毫米（8英寸）的較小高度，此高度能使下降接地速度等于在正常無動力著陸接地時很可能出現的最大可能的下沉速度。
(b）如果考慮旋翼升力的話，則必須把本規定第27.473條(a)款中所規定的旋翼升力，通過適當的能量吸收裝置或者采用有效質量引入落震試驗。
(c）每個起落架必須模擬從其吸收能量的觀點來看是最嚴重的著陸情況的姿態進行試驗。
(d）當采用有效質量來表明滿足本條(b)款的規定時，可采用下面的公式取代更合理的計算：


式中：
為落震試驗中使用的有效重量（公斤（磅））。
，用于主起落架（公斤（磅）），等于旋翼航空器處于最危險姿態時，作用于該起落架上的靜反作用力。當把主機輪反作用力與旋翼航空器重心之間的力臂考慮進去時，可采用合理的方法計算主起落架的靜反作用力。
，用于前起落架（公斤（磅）），等于假定旋翼航空器的質量集中在重心上，并產生向下1.0g和向前0.25g的力時，作用在前輪上的靜反作用力的垂直分量。
，用于尾輪（公斤（磅）），等于下列情況中的較大值：
(1)當旋翼航空器支撐在所有機輪上時，尾輪所受的靜重量；
(2)假定旋翼航空器的質量集中在重心上，以最大抬頭姿態著陸并產生向下1.0g的力時，尾輪所受的地面反作用力的垂直分量；
h為規定的自由落震高度（毫米（英寸））；
L為假定的旋翼升力與旋翼航空器重力之比；
d為輪胎（充以規定的壓力）受撞擊時的壓縮量加上輪軸相對于落震質量位移的垂直分量（毫米（英寸））；
n為限制慣性載荷系數；
為落震試驗中所用的質量受到撞擊時達到的載荷系數（即落震試驗中所記錄到的用g表示的加速度dv／dt加1.0）。
第27.727條　儲備能量吸收落震試驗
儲備能量吸收落震試驗必須按照下列規定進行：
(a）落震高度必須是本規定第27.725條(a)款所規定值的1.5倍；
(b）旋翼升力，其考慮方式類似于本規定第27.725條(b)款的規定，不得超過該條允許的升力的1.5倍；
(c）起落架必須經受此試驗而不破壞。前起落架、尾輪或者主起落架的構件不能將旋翼航空器支撐在正常姿態，或者除起落架和外部附件之外的旋翼航空器結構撞擊著陸地面，即視為起落架發生破壞。
第27.729條　收放機構
對于裝有可收放起落架的旋翼航空器，應符合下列規定：
(a）載荷
起落架收放機構、起落架艙門和支承結構，必須按照下列載荷設計：
(1）起落架在收上位置時，在任一機動情況下出現的載荷；
(2）直到起落架收放最大設計空速的任何空速下，起落架收放過程中出現的摩擦載荷、慣性載荷和空氣載荷的組合；
(3）直到起落架處于伸展時，最大設計空速的任何空速下，起落架在放下位置時出現的飛行載荷，包括偏航飛行載荷。
(b）起落架鎖
必須具有可靠措施將起落架保持在放下位置。
(c）應急操作
當使用手動以外方式操作起落架時，必須有應急措施，用于在發生下列情況之一時放下起落架：
(1）正常收放系統中任何合理可能的失效；
(2）任何單個液壓源、電源或者等效能源的失效。
(d）操作試驗
必須通過操作試驗來表明收放機構的功能正常。
(e）位置指示器
當起落架鎖在極限位置時，必須有位置指示器通知駕駛員。
(f）操縱機構
收放操縱機構的布置和操作必須符合本規定第27.777條和第27.779條的要求。
(g）起落架警告裝置
必須具有音響或者等效的起落架警告裝置，當旋翼航空器處于正常著陸狀態而起落架沒有完全放下和鎖住時，它將連續警告。警告裝置必須具有人工切斷功能，并且當旋翼航空器不再處于著陸狀態時，警告系統必須能自動復原。
第27.731條　機輪
(a）每個起落架的機輪必須經過批準。
(b）每個機輪的最大靜載荷額定值，不得小于如下情況對應的地面靜反作用力：
(1）最大重量；
(2）臨界重心位置。
(c）每個機輪的最大限制載荷額定值，必須不小于按本規定適用的地面載荷要求確定的最大徑向限制載荷。
第27.733條　輪胎
(a）每個起落架機輪的輪胎必須符合下列要求：
(1）與機輪的輪緣正確地配合；
(2）符合額定值。

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