ＣＣＡＲ－２５－Ｒ３(11)

曝光台 注意防骗 网曝天猫店富美金盛家居专营店坑蒙拐骗欺诈消费者

Ｖn＝（ＷT／（Ａ＋Ｂ））（Ｂ＋（（ｆμＡＥ）／（Ａ＋Ｂ＋μＥ）））
式中：
Ｖn为前起落架垂直反作用力；
ＷT为设计起飞重量；
Ａ为飞机重心与前起落架之间的水平距离；
Ｂ为主轮中心连线与飞机重心间的距离；
Ｅ为在１．０ｇ静态情况飞机重心距地面的垂直高度；
μ为摩擦系数，取０．８；
ｆ为动态响应系数；除能证实更低的系数外，采用２．０。
在缺乏其它资料的情况下，可由下式确定动态响应系数ｆ：
２ １／２
ｆ＝１＋ｅｘｐ（（－πξ）／（１－ξ ） ）
式中：
ξ为针对主起落架有效接地点的刚体俯仰模态的有效
临界阻尼比。
§２５．４９９ 前轮侧偏与操纵 （ａ）假定飞机重心处的垂直载荷系数为１．０，前轮接地点处的侧向分力等于该处地面垂直反作用力的８０％。 （ｂ）假定在使用一侧主起落架刹车而产生的载荷情况下飞机处于静态平衡，前起落架及其连接结构和重心以前的机身结构，必须按下列载荷设计： （１）飞机重心处的垂直载荷系数为１．０，； （２）飞机重心处向前作用的载荷为一侧主起落架上垂直载荷的８０％； （３）作用于前起落架接地点处的侧向载荷和垂直载荷是为保持静态平衡所需的载荷； （４）飞机重心处的侧向载荷系数为零。 （ｃ）如果本条（ｂ）款规定的载荷导致前起落架的侧向载荷超过前起落架垂直载荷的８０％，则可以把设计前起落架的侧向载荷限制为垂直载荷的８０％，而未被平衡的侧偏力矩假定由飞机的惯性力所平衡。 （ｄ）除前起落架及其连接结构和前机身结构以外的其它结构，受载情况即为本条（ｂ）款规定的情况，但作如下补充： （１）如果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％，则可取用较低的阻力载荷；和 （２）重心处向前作用的载荷，不必超过按§２５．４９３（ｂ）规定的作用于一个主起落架上的最大阻力载荷。 （ｅ）在设计前起落架及其连接结构和前机身结构时，必须考虑正常满操纵扭矩和等于前起落架最大静态反作用力１．３３倍的垂直力的组合作用，此时，取飞机设计机坪重量，前起落架处于任一转向操纵位置。 §２５．５６１ 总则 （ａ）尽管飞机在陆上或水上应急着陆情况中可能损坏，但飞机必须按本条规定进行设计，以在此情况下保护乘员。 （ｂ）结构的设计必须能在轻度撞损着陆过程中并在下列条件下，给每一乘员以避免严重受伤的一切合理机会： （１）正确使用座椅、安全带和所有其它为安全设计的设备； （２）机轮收起（如果适用）； （３）乘员分别经受到下列每一项相对于周围结构的极限惯性载荷系数： （ｉ）向上，３．０。 （ｉｉ）向前，９．０。 （ｉｉｉ）侧向，对于机身为３．０；对于座椅及其连接件为４．０； （ｉｖ）向下，６．０； （ｖ）向后，１．５。 （ｃ）设备、客舱中的货物和其它大件物品应符合下列要求： （１）除了本条（ｃ）（２）中的要求之外，必须妥善安置这些物体，如果松脱也不太可能： （ｉ）直接伤及乘员。 （ｉｉ）穿透油箱、管路或损坏相邻系统而引发火灾或伤害性的爆炸。 （ｉｉｉ）使应急着陆后使用的任何撤离设施失效。 （２）如果这种安置方式（例如，机身安装的发动机或辅助动力装置）不可行的话，则这种设计应能在本条（ｂ）（３）所确立的载荷条件下固定住每一质量项目。若这些质量项目因为经常拆卸而承受严重磨损和撕拉（例如，快速更换内部物件）那么这些局部连接
设计应可承受１．３３倍的规定载荷。 （ｄ）在直至本条（ｂ）（３）所规定的各种载荷作用下，座椅质量项目（及其支撑结构）不得变形以至妨碍乘员相继迅速撤离。 §２５．５７１ 结构的损伤容限和疲劳评定 （ａ）总则 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、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）规定的情况以外，必须按本条（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，还必须按本条（ｄ）评定。此外，采用下列规定： （１）本条要求的每一评定，必须包括下列各点： （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，可以采用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）根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其它步骤，并必须将其载入§２５．１５２９要求的“持续适航文件”中的“适航限制”一节。对于下列结构类型，必须在裂纹扩展分析和／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－安全”结构以及“破损－安全”止裂结构，如果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维修、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 评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，评定还必须结合有试验依据和服役经验（如果有服役经验）支持的重复载荷和静力分析来进行。如果设计的结构有可能产生广布疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。必须用充分的全尺寸疲劳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劳损伤。型号合格证可以在全尺寸疲劳试验完成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的计划，并且在本部§２５．１５２９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劳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，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷（作为极限静载荷考虑）： （１）限制对称机动情况，在直到ＶC的所有速度下按§２５．３３７的规定，以及按§２５．３４５的规定； （２）限制突风情况，在直到ＶC的速度下按§２５．３４１的规定，以及按§２５．３４５的规定； （３）限制滚转情况，按§２５．３４９的规定；限制非对称情况按§２５．３６７的规定，以及在直到ＶC的速度下，按§２５．４２７（ａ）到（ｃ）的规定； （４）限制偏航机动情况，按§２５．３５１（ａ）对最大到ＶC诸规定速度下的规定； （５）对增压舱，采用下列情况： （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）规定的飞机载荷情况同时作用（如果后者有重要影响）； （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§２５．４７３、§２５．４９１和§２５．４９３规定的限制地面载荷情况。 如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。 （ｃ）疲劳（安全寿命）评定 如果申请人确认，本条（ｂ）对损伤容限的要求不适用于某特定结构，则不需要满足该要求。这些结构必须用有试验依据的分析表明，它们能够承受在其服役寿命期内预期的变幅重复载荷作用而没有可觉察的裂纹。必须采用合适的安全寿命散布系数。 （ｄ）声疲劳强度 必须用有试验依据的分析，或者用具有类似结构设计和声激励环境的飞机的服役历史表明下列两者之一：
　
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