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K—O．33。在上述重量之间时，K为线性变化。
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第一部分
JAR一ⅥA
注(2)对设计而言，除非另有说明，在减震支柱从25％～100％的整个压缩行程内，假定
最大载荷系数均可出现，并且必须按起落架每一元件所选取的减震支柱最临界的
伸长位置来施加该载荷。
注(3)不平衡力矩必须采用合理的或保守的方法加以平衡。
注(4)I．的定义见JAR一ⅥA 725(b)。
汪妯)n力乜矶亘心处明限制惯性载何糸致，取目JAK—VIA 473(d)、(t)市Ⅱ(g)’。
尾轮式 前轮式
水平着陆
有斜反力的水平着陆
前轮稍离地面水平着陆
尾沉着陆
查一兰乒线
基本着陆情况
★注：此处源文如此．疑有误。应为“取自FAR23 473(d)、【f)和【g)。
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尾沉着陆
第一部分
JAR～ⅥA
附 录 F
表明符合JAR—VLA 85 3(e)的自熄材料
可接受的试验程序
F1 预处理 试样必须置于70±5F和50％±5％相对湿度的环境下，直到水分达到平
衡或放置24小时。每次只可从预处理环境中取出一个试样并立即送人火焰。
F2 试样形态 材料必须从装机制品上切下一块或用模拟切块的试样(例如从板材上
切下的试样或制品的模拟件)进行试验。试样可以从制品的任何部位上切取，但制
成的整体件(如夹层板件)不得分解后试验。试样厚度不得大于需鉴定的飞机所使
用的最小厚度。但是厚泡沫塑料件必须用12．7毫米(1／2 英寸)的厚度进行试
验。对于织物，经纬两个方向都必须进行试验以确定最严重的易燃方向。当进行本
附录F4规定的试验时，试样必须按下列规定装在金属夹具中：
(a) 夹紧试样的两个长边和顶上一边；
(b) 试样的暴露面积至少宽jO．8毫米(2英寸)和长304．8毫米(12英寸)，除非
飞机上实际使用的尺寸比上述尺寸更小；
(c) 试样着焰的边缘不得经过涂饰或保护，但必须代表机上所装材料或零件的真
实横截面。
F3 设备 除本附录(e)4中所规定者外，试验必须在没有抽风现象的试验箱内进行．
所有试验应按联邦试验法标准191方法590,3(对方法5902的修正)“规定的试验
方法或经批准的其它等效方法进行。尺寸过大无法放入试验箱的试样，必须在类
似的没有抽风现象的条件下试验。
F4垂直试验最少必须试验3个试样，并取试验结果的平均值。对于织物，最严重的
易燃编织方向必须平行于最长的尺寸。每个试样必须垂直支撑。置于本生灯或特
利尔灯的火焰中，灯管名义内径为9．5毫米(3／8英寸)，火焰高度调到38．1毫米
(3／2英寸)。用经校准过的热电偶高温计在火焰中心测得的焰温不得低于1．
jjOF。试样下端必须高出灯的顶部19毫米(3／4英寸)。火焰必须施加在试样下端
。注：原文中如此．应改为FS～译注
** 注：该方法町扶《111e(；eneral services AdmIIlis【ra【Ion BL嘶1esc ser vIce(■,nter．Re目on 3．sevellth aIld r)&re“s SW
Washintotl。I)f 20{07，得到
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第一部分
JAR一ⅥA
中心线上，火焰必须施加60秒钟后移开。必须记录焰燃时间、烧焦长度和滴落物
(如果有)的焰燃时间。根据本附录F5确定的烧焦长度的测量必须精确到2．5毫米
(1／10英寸)。
F5烧焦长度烧焦长度是指从试样的起始边缘到因着焰而损坏处的最远距离，它包
括部分或完全烧掉、炭化或脆化部分，但不包括熏黑、变色、翘曲或褪色的区域，也
不包括由于热源引起的材料皱缩或熔化的区域。
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第一部分
型号：
序列号：
登记号：
(型号名称或文件号)
附 录 H
甚轻型飞机飞行手册样本
文件号(如果适用)：
颁发日期：
以“Appr．”标识的页按以下批准：
签名：
部门：
盖章：
首次批准日期：
该飞机将按本手册中的资料和限制运行。
(i)
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第一部分
JAR一ⅥA
(型号名称或文件号)
Ho．1修正记录
本手册中的任何修正(除了实际称重数据)必须记录在下列表格中和(如有的话)负责的
适航部门签置的批准章节中。
在左面页边有黑色垂线来标示修正页中新的或修改的正文，并在该页的左下注出修正
号和日期。
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┃ 修正号 ┃ 修改节 ┃ 修改页 ┃ 日 期 ┃ 批 准 ┃ 日 期 ┃ 插页日期 ┃ 签 名 ┃
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本文链接地址：
初级类航空器适航标准—甚轻型飞机(61)
