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取小值；
（２） 假定飞机以本条（ａ）（１）规定的方向舵偏转偏航到最终侧滑角；
（３） 当飞机偏航到相应于本条（ａ）（１）规定的方向舵偏转的静侧滑角时，假定方
向舵回到中立位置。
（ｂ） 横向突风 假定飞机在非加速飞行时，遇到垂直于对称平面的突风，必须研究
相应于§２５．３３３（ｃ）中情况Ｂ＇到Ｊ＇的突风和飞机速度（由§２５．３４１和§
２５．３４５（ａ）（２）或§２５．３４５（ｃ）（２）确定）。突风形状必须如§２５．３
４１中所规定。在缺少对于飞机突风响应的详细研究时，必须用下列公式计算作用在垂直尾
面上的突风载荷：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－
１．６３
式中：Ｌt 为垂尾载荷，牛顿；
０．８８μgt
Ｋgt＝－－－－－－，为突风缓和系数；
５．３＋μgt
２（Ｗg ） Ｋ ２
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，为横向质量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde 为得到的突风速度，米／秒；】
３
ρ为大气密度，公斤／米 ；
Ｗ为飞机重量，公斤；
２
Ｓt 为垂尾面积，米 ；
＿
ｃt 为垂尾平均几何弦长，米；
ａt 为垂尾升力曲线斜率。１／弧度；
Ｋ为偏航时的回转半径，米；
ｌt 为飞机重心到垂尾压心的距离，米；
２
ｇ为重力加速度，米／秒 ；
ｖ为飞机当量速度。米／秒。
公制：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－
１６
式中：
Ｌt 为垂尾载荷，公斤；
０．８８μgt
Ｋgt＝－－－－－－，为突风缓和系数；
５．３＋μgt
２Ｗ Ｋ ２
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，为横向质量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde 为得到的突风速度，米／秒；】
２ ４
ρ为大气密度，公斤·秒 ／米 ；
Ｗ为飞机重量，公斤；
２
Ｓt 为垂尾面积，米 ；
＿
ｃt 为垂尾平均几何弦长，米；
ａt 为垂尾升力曲线斜率。１／弧度；
Ｋ为偏航时的回转半径，米；
ｌt 为飞机重心到垂尾压心的距离，米；
２
ｇ为重力加速度，米／秒 ；
ｖ为飞机当量速度。米／秒。
英制：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－－
４９８
式中：Ｌt 为垂尾载荷，磅；
０．８８μgt
Ｋgt＝－－－－－－，为突风缓和系数；
５．３＋μgt
２Ｗ Ｋ ２
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，为横向质量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde 为得到的突风速度，英尺／秒；】
３
ρ为大气密度，斯拉格／英尺 ；
Ｗ为飞机重量，磅；
２
Ｓt 为垂尾面积，英尺 ；
＿
ｃt 为垂尾平均几何弦长，英尺；
ａt 为垂尾升力曲线斜率。１／弧度；
Ｋ为偏航时的回转半径，英尺；
ｌt 为飞机重心到垂尾压心的距离，英尺；
２
ｇ为重力加速度，英尺／秒 ；
ｖ为飞机当量速度。节。
〔１９９５年１２月１８日第二次修订〕
补充情况
§２５．３６１ 发动机扭矩
（ａ） 发动机架及其支承结构，必须按下列组合效应进行设计：
（１） 相应于起飞功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩，和§２５．３３３（ｂ）中
飞行情况Ａ的限制载荷的７５％同时作用；
（２） 相应于最大连续功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩，和§２５．３３３（ｂ）
中飞行情况Ａ的限制载荷同时作用；
（３） 对于涡轮螺旋桨装置，除了本条（ａ）（１）和（２）的规定情况外，相应于起
飞功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩乘以下述系数后和１ｇ平飞载荷同时作用。该系数是
用于考虑螺旋桨操纵系统故障（包括快速顺桨），在缺少详细的分析时，必须取为１．６。
（ｂ） 对于涡轮发动机装置，发动机架及其支承结构必须设计成能承受下列每一种载
荷：
（１） 由于故障或结构损坏（例如压气机卡住）造成发动机突然停车所产生的发动机
限制扭矩载荷；
（２） 发动机最大加速所产生的发动机限制扭矩载荷。
（ｃ） 本条（ａ）考虑的发动机限制扭矩，必须由相应于规定的功率和转速的平均扭
矩乘以下列系数得出：
（１） 对于涡轮螺旋桨装置，为１．２５；
（２） 对于有５个或５个以上汽缸的活塞发动机，为１．３３；
（３） 对于有４、３、２个汽缸的发动机，分别为２、３、４。
§２５．３６３ 发动机架的侧向载荷
（ａ） 发动机架及其支承结构必须按横向限制载荷系数（作为作用在发动机架上的侧
向载荷）进行设计，此系数至少等于由偏航情况得到的最大载荷系数，但不小于下列数值：
（１） １．３３；
（２） §２５．３３３（ｂ）所述的飞行情况Ａ的限制载荷系数的三分之一。
（ｂ） 可假定本条（ａ）规定的侧向载荷与其它飞行情况无关。
§２５．３６５ 增压舱载荷
【下列规定适用于有一个或一个以上增压舱的飞机：】
（ａ） 飞机结构必须有足够的强度来承受飞行载荷和由零到释压活门最大调定值的压
差载荷的组合作用；
（ｂ） 必须计及在飞行中的外部压力分布以及应力集中和疲劳影响；
（ｃ） 如允许机舱带压差着陆，则着陆载荷必须和由零到着陆期间所允许的最大压差
载荷相组合；
（ｄ） 飞机结构必须有足够的强度来承受下述压差载荷，该载荷为相应于释压活门最
大调定值的压差载荷的１．３３倍，并略去其他载荷；
（ｅ） 【增压舱内部或外部的任何结构、组件或零件，如因其破坏而可能妨碍继续安
全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使用高度由于以下每一情况使任何舱室出现
孔洞而引起的压力突降：】
（１） 发动机碎裂后发动机的一部分穿通了增压舱；
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本文链接地址：
运输类飞机适航标准R2(18)
