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在上升、下降和平飞中作稳定非加速飞行时，必须具有足够的俯仰和航向稳定
性，以保证驾驶员不过度疲劳并且不分散正常工作的注意力。
2. 19振动和抖振
其他飞行要求
在直至VD的任何相应的速度和动力状态，飞艇的每一部件必须不发生过
度的振动。另外，在任可正常飞行状态，不得存在强烈程度足以干扰飞艇良好操
纵、引起飞行机组过度疲劳、或引起结构损伤的抖振状态。
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2. 20气囊压力与变形
必须在飞艇正常飞行所用的整个速度、功率和主气囊的压力范围内，表明
主气囊的变形不会妨碍其航迹控制。此外，还应满足下述要求：
(a)必须提供措施，使驾驶员能在主气囊的设计压力范围内确定并控制其压
力。
(b)必须提供操作程序，并载入飞艇飞行手册。
(c)在使用满足(a)条所需要的程序和操纵件时，如有不当，也不得危及主气
囊的整体性。
2. 21 地面操作特性
(a)必须按规定的最少地面机组人员、所有可能的飞艇重量和浮升力情况，
和所有可能的风向风力情况，制订出满意的地面操作程序。
(b)必须制定使用固定系留杆和可动系留杆的系留程序。
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3.1 载荷
Ⅲ分部 结
则
构
(a)强度的要求用限制载荷（服役中预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷
乘以规定的安全系数）来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。
(b)除非另有说明，空气和地面载荷必须与计及飞艇中每一质量项目的惯性
力相平衡，且适用时，考虑飞艇虚拟惯性的影响。
(c)必须以从设计最小重量到设计最大重量的任一重量和试图获取合格审
定范围内的最不利重心位置的组合来表明结构要求的符合性。
(d)如果载荷作用下的变位会显著改变外部载重或内部载重的分布，则必须
考虑载重分布变化的影响。
3.2 安全系数
除非另有规定，必须采用安全系数1.5。
3.3 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。
3.4 结构符合性的证明
(a)必须表明每一临界受载情况下均符合本分部的强度和变形要求。只有在
经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才
可用结构分析来表明结构的符合性。对其他情况，必须进行验诬载荷试验。如果
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已模拟了设计载荷情况，包括结构飞行试验的动力试验是可接受的。
3.5 设计重量
飞艇的重量等于其最大设计静浮力加上可由动态升力（以可接受的方式分
布在气囊和平尾上）或转向推力承载的任何附加重量之和。
(a)最大设计重量
表明符合每一适用结构和飞行要求的最大重量规定如下：
(1)最大设计平衡重量一Wo（磅）
(2)最大静态重量一W。h（磅） 飞艇重量超过排开的空气重量的量。
(3)最大着陆重量一WI（磅）
(4)最大起飞重量=W。（磅）=Wo+Wsh
(5)最大吊舱重量
(b)最小设计重量
表明每一适用要求符合性的最小重量规定如下：
(1)最小设计重量=Wm(磅)
(2)最大静态减轻量=W一（磅） 飞艇重量小于排开的空气重量的量。
3.6 设计空速
除非在特定要求中另行说明，所选的设计空速是当量空速(EAS)。
(a)设计最大平飞速度VH。
VH是飞艇所有发动机以最大连续功率运行和飞艇承载至平衡浮力或产生
最小阻力时，在水平飞行中能达到的最大速度。
(b)对应最大突风强度的设计空速VB。
VB应不小于35节或0.65VH，二者中取小者。
(c)设计俯冲速度VD。VD不得小于下述要求中之大者：
(1) VH；或
(2)所有发动机以最大连续功率运衍及飞艇处于最小阻力构形下，俯冲
中能达到的最大速度。
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3.7 总则
飞 行 载 荷
必须按下列各条表明符合本分部的飞行载荷要求，
(a)在飞艇可预期使用的高度范围内的每一临界高度；
(b)从设计最小重量到设计最大重量的每一重量；和
(c)对于每一要求的高度和重量，按在§§7.26到7. 29规定的使用限制内
可调配载重的任何实际分布。
3.8 设计机动载荷
(a)认为飞艇，包括操纵面承受由表1所列机动情况产生的载荷。必须计人
校验机动和非校验机动中稳态和瞬态的影响。
(b)考虑机动情况时，必须包括对方向舵和升降舵操纵单独和组合效应二者
的研究。
表一 设计机动情况
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┃ ┃ ┃ ┃ ┃ ┃ ┃ 操纵面位置 ┃
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飞艇适航标准(15)
