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因素的高度，ＭFC 不必超过发出有效速度警告的Ｍ数。
〔１９９５年１２月１８日第二次修订〕
§２５．２５５ 失配平特性
（ａ） 从飞机在不超过ＶMO／ＭMO 的巡航速度配平的初始状态开始，在机头上仰和下
沉两个方向上的失配平程度为下列两者中之大者时，飞机必须有满意的机动稳定性和操纵性：
（１） 纵向配平系统以其对应于特定飞行状态的正常速率，在没有气动载荷的情况下
移动三秒钟（对于没有动力作动配平系统的飞机为相应的失配平程度），除非是受到配平系统
止动器的限制（包括§２５．６５５（ｂ）对于可调水平安定面要求的止动器）。
（２） 在高速巡航状态维持平飞时，自动驾驶仪所能承受的最大误配量。
（ｂ） 在本条（ａ）规定的失配平状态，当法向加速度从＋１ｇ变为本条（ｃ）规定
的正值和负值时，要求：
（１） 杆力对ｇ的曲线在直到和包括ＶFC／ＭFC 的任何速度必须有正的斜率；
（２） 在ＶFC／ＭFC 和ＶDF／ＭDF 之间的各种速度，纵向主操纵力的方向不得反逆。
（ｃ） 除本条（ｄ）和（ｅ）规定者外，必须在下述两种法向加速度范围之一的飞行
中演示对本条（ａ）规定的符合性：
（１） －１ｇ到＋２．５ｇ；
（２） ０ｇ至２．０ｇ，并用可接受的方法外推到－１ｇ和＋２．５ｇ。
（ｄ） 如果用本条（ｃ）（２）规定的程序来演示符合性，而在关于纵向主操纵力反逆
的试飞中存在临界情况，则必须从发现存在该临界情况时的法向加速度到本条（ｃ）（１）规
定的相应限制范围进行试飞。
（ｅ） 在本条（ａ）要求的试飞中，不必超过§２５．３３３（ｂ）和§２５．３３
７规定的限制机动载荷系数以及与很可能无意中超越按§２５．２５１（ｅ）确定的抖振边
界相关的机动载荷系数。此外，法向加速度小于１ｇ的试飞演示的进入速度，必须在不超过
ＶDF／ＭDF 就能完成改出的限度以内。
（ｆ） 在本条（ａ）规定的失配平状态，必须从ＶDF／ＭDF 的超速情况，施加不大于
５５６牛（５７公斤；１２５磅）的纵向操纵力，就能产生至少１．５ｇ的法向加速度改出，
此时可仅用纵向主操纵或辅以纵向配平系统，如果采用纵向配平辅助产生所要求的载荷系数，
必须在ＶDF／ＭDF 表明能沿使飞机抬头的方向驱动纵向配平机构，而主操纵面承受的载荷对
应于下列使飞机抬头操纵力中的最小者：
（１） 按§２５．３０１和§２５．３９７所规定的服役中预期最大操纵力；
（２） 产生１．５ｇ所需的操纵力；
（３） 对应于抖振或其它现象的操纵力，这些现象的剧烈程度足以强有力制止进一步
施加纵向主操纵力。
Ｃ分部 结构
总则
§２５．３０１ 载荷
（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，所规定的空气、地面和水载荷必须与计及飞机每一质量项目的
惯性力相平衡。这些载荷的分布必须保守地近似于或接近地反映真实情况。除非表明确定受
载情况的方法可靠，否则用以确定载荷大小和分布的方法必须用飞行载荷测量来证实。
（ｃ） 如果载荷作用下的变形会显著改变外部载荷或内部载荷的分布，则必须考虑载
荷分布变化的影响。
§２５．３０３ 安全系数
除非另有规定，当以限制载荷作为结构的外载荷时，必须采用安全系数１．５；当用极
限载荷来规定受载情况时，不必采用安全系数。
§２５．３０５ 强度与变形
（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） 必须考虑飞机对于垂直和横向连续紊流的动态响应。除非表明有更合理的准则，
否则必须使用本部附录Ｇ连续突风设计准则来制定动态响应。
【（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。】
〔１９９５年１２月１８日第二次修订〕
§２５．３０７ 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。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试
验。
（ｂ） 【〔备用〕】
（ｃ） 【〔备用〕】
（ｄ） 当用静力或动力试验来表明符合§２５．３０５（ｂ）对飞行结构的要求时，
对于试验结果必须采用合适的材料修正系数。如果被试验的结构或其一部分具有下列特征：
多个元件对结构总强度均有贡献，而当一个元件损坏以后，载荷通过其它路径传递导致重新
分布，则不必采用材料修正系数。
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本文链接地址：
运输类飞机适航标准R2(14)
