ＣＣＡＲ－２５－Ｒ３(6)

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（ｇ）ＶMCL-2，三发或三发以上的飞机，一台临界发动机停车时进场和着陆进场期间的最小操纵速度是校正空速，在此速度，当第二台临界发动机突然停车时，能在这两台发动机继续停车的情况下保持对飞机的操纵，并维持坡度不大于５°的直线飞行。ＶMCL-2必须按下列条件制定： （１）飞机处于一台临界发动机停车进场和着陆的最临界形态，或申请人如有选择则为所选取的每一形态； （２）重心在最不利的位置； （３）飞机按临界发动机停车进场状态配平； （４）最不利重量，或申请人如有选择作为重量的函数； （５）对于螺旋桨飞机，假定在保持３°进场航迹角所需的功率（推力）时发动机失效，并且其它不工作发动机的螺旋桨顺桨，失效发动机的螺旋桨处于不需驾驶员采取措施达到的位置； （６）当一台临界发动机失效时，工作发动机设定在保持３°进场航迹角所需的功率（推力）状态；和 （７）工作发动机的功率（推力）在第二台临界发动机停车后立即迅速从本条（ｇ）（６）规定的功率（推力）状态分别改变到： （ｉ）最小功率（推力）； （ｉｉ）复飞设置功率（推力）。 （ｈ）在ＶMCL和ＶMCL-2的演示中－－ （１）方向舵操纵力不得超过６６７牛（６８公斤；１５０磅）； （２）飞机不得呈现危险的飞行特性，或要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力； （３）横向操纵必须有足够的滚转能力，从稳定飞行的初始状态，飞机必须能从停车发动机一侧向工作发动机一侧转变航向，在不大于５秒钟的时间内改变２０°的航向；和 （４）对于螺旋桨飞机，在发动机失效后螺旋桨达到的任何位置，及随后的发动机或螺旋桨任何可能的操纵运动期间，均不得呈现危险的飞行特性。 §２５．２０１失速演示 （ａ）必须在下列状态的直线飞行和３０°坡度转弯中演示失速： （１）无动力； （２）维持１．６ＶS1平飞所需的功率（推力）（此处ＶS1为相应于襟翼在进场位置，起落架在收起位置和最大着陆重量的失速速度）。 （ｂ）本条（ａ）规定的两种状态，均必须能在下列条件下满足§２５．２０３适用的要求： （１）使用批准的襟翼、起落架和减速装置每一可能的位置组合； （２）申请合格审定范围内各种有代表性的重量； （３）最不利于改出失速的重心位置；和 （４）飞机按§２５．１０３（ｂ）（１）规定的速度配平。 （ｃ）必须用下列程序来表明符合§２５．２０３的要求： （１）从失速速度之上足以保证建立稳定减速率的某速度开始，采用纵向操纵，使飞机速度降低不超过每秒１节，直到飞机失速； （２）此外，对于转弯飞行失速，采用纵向操纵，以实现直至每秒３节减速率； （３）飞机一旦失速，即用正常的改出方法来改出。 （ｄ）当固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认为该飞机已失速。可接受的失速现象如下，这些现象既可单独出现，也可以组合出现： （１）不能即刻阻止的机头下沉； （２）抖振，其幅度和剧烈程度能强烈而有效地阻止进一步减速；或 （３）俯仰操纵达到后止动点，并且在改出开始前操纵器件在该位置保持一短暂的时间后不能进一步增加俯仰姿态。 §２５．２０３失速特性 （ａ）直到飞机失速时为止，必须能操纵副翼和方向舵产生和修正滚转及偏航，不得出现反操纵现象，不得出现异常的机头上仰，
直到失速以及在整个失速过程中，纵向操纵力必须是正的。此外，必须能以正常的操纵迅速防止失速和从失速中改出。 （ｂ）对于机翼水平失速，在失速和完成改出之间发生的滚转大约不得超过２０°左右。 （ｃ）对于转弯飞行失速，飞机失速后的运动不得过于剧烈或幅度过大，以至难以用正常的驾驶技巧迅速改出并恢复对飞机的操纵。改出期间出现的最大坡度不能超过－－ （１）对于小于并直到每秒１节的减速率的情况，在原转弯方向大约６０°，或相反方向大约３０°；和 （２）对于超过每秒１节的减速率的情况，在原转弯方向大约９０°，或相反方向大约６０°。 §２５．２５３高速特性 （ａ）增速特性和速度恢复特性 必须满足下列对增速特性和速度恢复特性的要求： （１）很可能引起无意中增速（包括俯仰和滚转的颠倾）的运动状态和特性，必须用配平在直至ＶMO／ＭMO的任一很可能使用的巡航速度的飞机来模拟。这些运行状态和特性包括突风颠倾、无意的操纵动作、相对于操纵系统摩擦来说，较低的杆力梯度、旅客的走动、由爬升改为平飞以及由Ｍ数限制高度下降到空速限制高度。 （２）计及有效的固有或人为速度警告发出后驾驶员作出反应的时间，必须表明在下述条件下能够恢复到正常的姿态，并且速度降低到ＶMO／ＭMO： （ｉ）不需要特别大的驾驶杆力或特殊的技巧； （ｉｉ）不超过ＶD／ＭD，ＶDF／ＭDF及各种结构限制； （ｉｉｉ）不出现会削弱驾驶员判读仪表或操纵飞机恢复正常的能力的抖振。 （３）飞机在不超过ＶMO／ＭMO的任一速度配平，在直到ＶDF／ＭDF的任一速度下，对绕任一轴的操纵输入不得有反逆响应。飞机的俯仰、横滚或偏航的倾向必须轻微，并可用正常驾驶技巧即刻控制。当飞机在ＶMO／ＭMO配平后，在大于ＶFC／ＭFC的速度下，升降舵操纵力相对速度的关系曲线斜率不一定要稳定，但是在直到ＶDF／ＭDF的所有速度下，必须为推力，而且在达到ＶDF／ＭDF时，升降舵的操纵力不得有突然或过度的减小。 （ｂ）具有稳定性的最大速度ＶFC／ＭFC ＶFC／ＭFC是襟翼和起落架收起时，必须满足§２５．１４３（ｆ）、§２５．１４７（ｅ）、§２５．１７５（ｂ）（１）、§２５．１７７和§２５．１８１要求的最大速度。该速度不得小于ＶMO／ＭMO和ＶDF／ＭDF的平均值，但在Ｍ数成为限制因素的高度，ＭFC不必超过发出有效速度警告的Ｍ数。 §２５．３０５ 强度和变形 （ａ）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。 （ｂ）结构必须能够承受极限载荷至少三秒钟而不破坏，但是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，则此三秒钟的限制不适用。进行到极限载荷的静力试验必须包括加载引起的极限变位和极限变形。当采用分析方法来表明符合极限载荷强度要求时，必须表明符合下列三种情况之一： （１）变形的影响是不显著的； （２）在分析中已充分考虑所涉及的变形； （３）所用的方法和假设足以计及这些变形影响。 （ｃ）如果结构的柔度特性使在飞机运行情况中很可能出现的任一加载速率会产生比相应于静载荷的应力大得多的瞬态应力，则必须考虑这种加载速率的影响。 （ｄ）〔备用〕 （ｅ）飞机必须设计成能承受在直到ＶD／ＭD的任何可能的运行条件下（包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界）会发生的任何振动和抖振。这一点必须通过分析、飞行试验、或中国民用航空总局适航部门认为必要的其它试验进行验证。 （ｆ）除经证明为极不可能的情况外，飞机必须设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利情况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必须视为限制载荷，并必须在直到ＶC／ＭC的各种空速下进行研究。 §２５．３２１ 总则 （ａ）飞行载荷系数是气动力分量（垂直作用于假设的飞机纵轴）与飞机重力之比。正载荷系数是气动力相对飞机向上作用时的载荷系数。
　
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