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２
（Ｈ＝０．００３４ＫＶ ｃＳ），
式中：
Ｖ＝６５风速（节）；
Ｋ为本条（ｂ）中得到的地面突风情况的限制铰链力矩
系数；
ｃ为铰链线后操纵面的平均弦长（米，英尺）；
２ ２
Ｓ为铰链线后操纵面的面积（米 ，英尺 ）。
（ｂ）地面突风情况的限制铰链力矩系数Ｋ必须取自下表：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
操纵面 ｜ Ｋ ｜ 操纵器件位置
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ａ） ｜０．７５ ｜驾驶杆锁定或系于中立位置
｝副翼 ｜ ｜
（ｂ） ｜＊ ±０．５０｜副翼全偏
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ｃ） ｜ ｜ （ｃ）升降舵向下全偏
｝升降舵｜＊ ±０．７５｜｛
（ｄ） ｜ ｜ （ｄ）升降舵向上全偏
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ｅ） ｜ ｜ （ｅ）方向舵中立
｝方向舵｜０．７５ ｜｛
（ｆ） ｜ ｜ （ｆ）方向舵全偏
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
＊ Ｋ为正值表示力矩使操纵面下偏，而Ｋ为负值表示力矩使操纵面上偏。
§２５．４２７ 非对称载荷 （ａ）对于按横向突风、偏航机动和滚转机动情况设计飞机时必须考虑到滑流及由于机翼、垂直安定面和其它气动表面气动干扰效应所产生的飞机尾翼上的非对称载荷。 （ｂ）必须假定平尾受到由下列情况确定的非对称载荷情况： （１）§２５．３３１的对称机动情况和§２５．３４１（ａ）的垂直突风情况最大载荷的１００％分别作用于对称面一侧的平尾上；和 （２）此载荷的８０％作用于另一侧。 （ｃ）对平尾有大于±１０°的上反角或平尾支承在垂尾上的尾翼布局，各翼面及其支承结构必须按§２５．３４１（ａ）中规定的作用于与航迹成直角的任何方位的突风速度进行设计。 （ｄ）必须考虑到§２５．３０５（ｅ）中因抖振情况所造成的尾翼上的非对称载荷。 §２５．４４５ 辅助气动力面 （ａ）对包括俯仰、滚转、偏航机动和§２５．３４１（ａ）中规定的作用于与航迹成直角的任何方位的突风的受载情况下，在对辅助气动力面，如外侧垂直安定面和翼尖小翼及其支承气动表面之间的气动影响显著时，应将其考虑在内。 （ｂ）当平尾将外侧垂直安定面分成上、下两部分时，为了考虑非对称载荷，由§２５．３９１确定的临界垂尾载荷（单位面积载
荷）还必须按下列规定施加： （１）平尾以上（或以下）的垂尾受到１００％的载荷； （２）平尾以下（或以上）的垂尾受到８０％的载荷。 §２５．４７３ 着陆载荷情况和假定 （ａ）对于§２５．４７９至§２５．４８５中规定的着陆情况，假定飞机按下列情况接地： （１）以§２５．４７９和§２５．４８１中定义的姿态； （２）设计着陆重量（以最大下沉速度着陆情况中的最大重量）时的限制下沉速度为３．０５米／秒（１０英尺／秒）；和 （３）设计起飞重量（以减小的下沉速度着陆情况中的最大重量）时的限制下沉速度为１．８３米／秒（６英尺／秒）； （４）如果能表明飞机具有不能达到上述规定的下沉速度的设计特征，可以修改此下沉速度。 （ｂ）除系统或程序显著影响升力外，可假定飞机升力不超过飞机重力。 （ｃ）飞机和起落架载荷的分析方法至少应考虑下列要素： （１）起落架动态特性； （２）起旋和回弹； （３）刚体响应； （４）机体结构动态响应（若显著）。 （ｄ）对应于所要求的限制下沉速度的限制惯性载荷系数必须按§２５．７２３（ａ）中确定的试验来验证。 （ｅ）可以通过考虑滑行速度和轮胎压力的效应来确定轮胎与地面之间的摩擦系数，此摩擦系数不必大于０．８。 §２５．４７９ 水平着陆情况 （ａ）假定飞机以水平姿态接地，与地面平行的向前速度分量在ＶL1到１．２５ＶL2的范围内并处于§２５．４７３中规定的情况下： （１）ＶL1等于相应着陆重量和标准海平面条件下的ＶSO（ＴＡＳ）；和 （２）ＶL2等于相应着陆重量和高度，以及比标准温度高２２．８℃（４１°Ｆ）的热天温度下的ＶSO（ＴＡＳ）。 （３）申请获准在超过１０节的风速下顺风着陆，则必须研究增大接地速度的影响。 （ｂ）对于尾轮式飞机的水平着陆姿态，必须检查本条规定的情况。此时飞机水平基准线是水平的，按本部附录Ａ图２。 （ｃ）对于本部附录Ａ图２所示的前轮式飞机的水平着陆姿态，必须检查本条规定的情况并假定飞机处于下列姿态： （１）主轮接地，前轮稍离地面；和 （２）前轮和主轮同时接地（如果在规定的下沉和向前速度下能够合理地获得这种姿态）。 （ｄ）除本条（ａ）款中规定的受载情况外，对（ａ）款中计算的最大地面垂直反作用力，采用下列规定： （１）必须将起落架和直接受影响的连接结构设计成最大地面垂直反作用力与一个向后的且不小于该最大地面垂直反作用力２５％的阻力相结合。 （２）必须考虑在侧偏着陆中可能出现的最严重的载荷组合。缺乏对此情况的更合理的分析时，应作下列研究： （ｉ）应考虑一个等于§２５．４７３中最大地面反作用力７５％的垂直载荷与分别为该垂直载荷的４０％和２５％的向后和侧向载荷相结合。 （ｉｉ）假定减震器和轮胎变形相当于§２５．４７３（ａ）（２）的最大地面反作用力产生的变形的７５％。不必考虑该载荷与轮胎泄气的组合情况。 （３）认为垂直分力和阻力分力的合力作用在轮轴中心线上。 §２５．４８１ 尾沉着陆情况 （ａ）假定飞机以尾沉姿态接地，与地面平行的向前速度分量在ＶL1至ＶL2的范围内，并在§２５．４７３中规定的情况下，其中： （１）ＶL1等于相应着陆重量和标准海平面条件下的ＶSO（ＴＡＳ）； （２）ＶL2等于相应着陆重量和高度，以及比标准温度高２２．８℃（４１°Ｆ）的热天温度下的ＶSO（ＴＡＳ）。
（３）认为垂直分力和阻力分力的合力是作用在主轮轴的中心线上。 （ｂ）对于尾轮式飞机的尾沉着陆情况，假定按附录Ａ图３，主、尾机轮同时接地，且作用于尾轮上的地面反作用力方向如下： （１）垂直向上； （２）与地平线成４５°角通过轮轴指向后上方。 （ｃ）对于前轮式飞机的尾沉着陆情况，假定飞机姿态按附录Ａ图３相应于失速迎角，或相应于除主轮外飞机所有部分均不触地时所允许的最大迎角，两者中取小者。 §２５．４８３ 单起落架着陆情况 对于单起落架着陆情况，假定按本部附录Ａ图４飞机处于水平姿态，以一个主起落架接地，在这种姿态下采用下列规定： （ａ）地面反作用力必须与按§２５．４７９（ｄ）（１）规定得到的该侧载荷相同； （ｂ）每一不平衡的外侧载荷必须由飞机的惯性力以合理的或保守的方式予以平衡。 §２５．４８５ 侧向载荷情况 除§２５．４７９（ｄ）（２）外，还应考虑下列情况： （ａ）对于侧向载荷情况，假定按附录Ａ图５，飞机处于水平姿态，仅以主轮接地。 （ｂ）向内作用且等于垂直反作用力８０％的侧向载荷（在一侧）和向外作用且等于垂直反作用力６０％的侧向载荷（在另一侧）必须与在水平着陆情况下得到的最大地面垂直反作用力的一半相组合。假定这些载荷作用在轮胎接地点上并为飞机的惯性力所平衡。可以假定阻力载荷为零。 §２５．４９１ 滑行、起飞和着陆滑跑 在相应的地面速度和批准的重量范围内，假定飞机结构和起落架承受不小于飞机在正常运行时可以合理预期的最粗糙地面上得到的载荷。 §２５．４９３ 滑行刹车情况 （ａ）假定按附录Ａ图６，尾轮式飞机处于水平姿态，载荷作用在主轮上。飞机限制垂直载荷系数，在设计着陆重量时为１．２，在设计机坪重量时为１．０。阻力载荷（等于垂直反作用力乘以数值为０．８的摩擦系数）必须与地面垂直反作用力相组合，并作用在轮胎接地点上。 （ｂ）对于前轮式飞机，限制垂直载荷系数，在设计着陆重量时为１．２，在设计机坪重量时为１．０。阻力载荷（等于垂直反作用力乘以数值为０．８的摩擦系数）必须与地面垂直反作用力相组合，并作用在每个带刹车机轮的接地点上，按附录Ａ图６，必须考虑下列两种姿态： （１）所有机轮都接地的水平姿态，载荷分配给主起落架和前起落架，并假定俯仰加速度为零； （２）仅以主轮接地的水平姿态，俯仰力矩由角惯性力平衡。 （ｃ）如果证实在每一很可能的受载情况下，有效阻力载荷均不能达到垂直反作用力的８０％，则可取低于本条规定的阻力载荷。 （ｄ）装有前起落架的飞机必须承受由于突然施加的最大刹车力使飞机动态俯仰运动而产生的载荷。假定飞机在设计起飞重量下，前起落架和主起落架接地并且稳态垂直载荷系数为１．０。稳态前起落架反作用力必须与本条（ｂ）和（ｃ）所规定的由于突然施加最大刹车力而产生的最大前起落架垂直反作用力增量相组合。 （ｅ）在缺乏更合理的分析的情况下，本条（ｄ）所规定的前起落架垂直反作用力必须依照下式计算：
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