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(2)破损安全强度检查 用分析、试验或两者兼用的方法表明，当一个主要结构元件
出现疲劳破坏或明显局部破坏后，结构不可能发生灾难性破坏，并且其余结构能够承受其值
为VC 时临界限制载荷系数75％的极限静载荷系数。除非在静载荷下破坏的动态效应另有考
虑，这些载荷必须乘以1.15 的系数。
(3)第23.573 条(b)的损伤容限评定。
(b)本条要求的每一评定必须：
(1)包括典型的载荷谱（如滑行、地—空—地循环、机动、突风等）；
(2)计及任何由于气动面的交互作用而导致的显著影响；
(3)考虑由于螺旋桨滑流载荷和旋涡碰撞抖振导致的显著影响。
[1990 年7 月18 日第一次修订，1993 年12 月23 日第二次修订，2004 年×月×日第三
次修订]
第23.573 条 结构的损伤容限和疲劳评定
(a)复合材料机体结构 复合材料机体结构必须按本条要求进行评定，而不用第23.571
和第23.572 条。除非表明不可行，否则申请人必须用本条(a)(1)至(a)(4)规定的损伤容限准则
对每个机翼（包括鸭式、串列式机翼和翼尖小翼）、尾翼及其贯穿结构和连接结构、可动操
纵面及与其连接结构、机身和增压舱中失效后可能引起灾难性后果的复合材料机体结构进行
评定。如果申请人确定损伤容限准则对某个结构不可行，则该结构必须按照本条(a)(1)和(a)(6)
进行评定。如果使用了胶接连接，则必须按照本条(a)(5)进行评定。在本条要求的评定中，
必须考虑材料偏差和环境条件对复合材料的强度和耐久性特性的影响。
(1)必须用试验或有试验支持的分析表明，在所使用的检查程序规定的检查门槛值对
应的损伤范围内，带损伤结构能够承受极限载荷。
(2)必须用试验或有试验支持的分析确定，在服役中预期的重复载荷作用下，由疲劳、
正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定
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腐蚀、制造缺陷、或冲击损伤引起的损伤扩展率或不扩展。
(3)必须用剩余强度试验或有剩余强度试验支持的分析表明，带有可检损伤的结构能
够承受临界限制飞行载荷（作为极限载荷），该可检损伤范围与损伤容限评定结果相一致。
对于增压舱，必须承受下列载荷：
(i)正常使用压力与预期的外部气动压力相组合，并与临界限制飞行载荷同时作用；
(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，
不考虑其他载荷。
(4)在初始可检性与剩余强度验证所选的值之间的损伤扩展量（除以一个系数就得到
检查周期）必须能够允许制定一个适于操作和维护人员使用的检查大纲。
(5)对于任何胶接连接件，如果其失效可能会造成灾难性后果，则必须用下列方法之
一验证其限制载荷能力：
(i)必须用分析、试验或两者兼用的方法确定每个胶接连接件能承受本条(a)(3)的载
荷的最大脱胶范围。对于大于该值的情况必须从设计上加以预防；或
(ii)对每个将承受临界限制设计载荷的关键胶接连接件的批生产件都必须进行验证
检测；或
(iii)必须确定可重复的、可靠的无损检测方法，以确保每个连接件的强度。
(6)对于表明无法采用损伤容限方法的结构部件，必须用部件疲劳试验或有试验支持
的分析表明其能够承受服役中预期的变幅重复载荷。必须完成足够多的部件、零组件、元件
或试片试验以确定疲劳分散系数和环境影响。在验证中必须考虑直至可检性门槛值和极限载
荷剩余强度的损伤范围。
(b)金属机体结构 如果申请人选择用第23.571 条(c)或第23.572 条(a)(3)，则损伤容限评
定必须包括确定由疲劳、腐蚀或意外损伤引起的损伤的可能位置和模式，必须用有试验依据
支持的分析和服役经验（如果有服役经验）来确定。如果设计的结构有可能产生疲劳引起的
多部位损伤，则必须考虑这类损伤。评定必须包括有试验依据支持的重复载荷和静力分析。
在飞机的使用寿命期内任一时刻的剩余强度所对应的损伤范围必须与初始可检性及随后在
重复载荷下的扩展量相一致。剩余强度评定必须表明，剩余结构能够承受临界限制飞行载荷
（作为极限载荷），并且此时的可检损伤范围与损伤容限评定结果一致。对于增压舱，必须
承受下列载荷：
(1)正常使用压差和预期的外部气动压力相结合，并与本规章规定的飞行载荷情况同
时作用；和
(2)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
考虑其他载荷。
[2004 年×月×日第三次修订]
第23.574 条 通勤类飞机金属件的损伤容限和疲劳评定
对于通勤类飞机：
(a)金属件的损伤容限 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、缺陷或损伤引起的灾难性破坏。除本条(b)规定的情况以外，
对可能引起灾难性破坏的每一结构部分都必须按第23.573 条进行这一评定。
(b)疲劳（安全寿命）评定 如果申请人确认，本条(a)的损伤容限要求对某特定结构是
不可行的，则不需要满足该要求。必须用有试验依据支持的分析表明该结构能够承受其使用
寿命期内预期的重复的变幅载荷而不产生可检裂纹。必须采用合适的安全寿命分散系数。
[2004 年×月×日第三次修订]
正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定
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第23.575 条 检查及其他方法
必须根据第23.571、第23.572、第23.573 或第23.574 条要求的评定来确定检查方法，
确定部位、周期或其他方法以避免灾难性破坏，并且必须将之纳入第23.1529 条要求的持续
适航文件的适航性限制条款。
[2004 年×月×日第三次修订]
D 章 设计与构造
第23.601 条 总则
对飞机运行的安全有重要影响的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。
第23.603 条 材料和工艺质量
(a)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：
(1)由经验或试验来确定；
(2)符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能；
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正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定(37)
