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1、咨询通告中国民用航空局航空器适航审定司编号：AC-21-AA-2009-09R1下发日期：2009年5月5日飞艇的型号合格审定飞艇的型号合格审定1 .目的本咨询通告规定了两种确定飞艇型号合格审定可接受准则的方法。申请人可以使用该准则，用于表明对中国民用航空规章21部21.17条第（二）款的符合性。此外，本咨询通告还提供了与飞艇型号合格审定相关的基本指导材料。2 .替代关系本咨询通告为AC21-09飞艇适航标准”（1997年4月8日颁布）的第一次修订版。3 .参考文件FAAAC21.17-1ATypeCertification-Airships（飞艇的型号合格审定），生效日期1992年9月25日
2、FAAP-8110-2AirshipDesignCriteria（飞艇设计准则）4 .相关的适航规章条款CCAR21.7飞行手册CCAR 21.17适用规章的确定CCAR23正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航标准CCAR33航空发动机适航规定CCAR35螺旋桨适航标准CCAR45民用航空器国籍登记规定CCAR91.11民用航空器飞行手册、标记和标牌要求CCAR91.403具有中国标准类适航证的有动力的民用航空器：仪表和设备要求5 .背景5.1 飞艇型号合格审定的规章、依据和相关的审定活动1997年4月8日，民航总局适航司颁发了咨询通告AC21-09”飞艇适航标准”,纳入FAAP-8110-
3、2飞艇设计准则(AirShiPDeSignCriteria),作为飞艇型号合格审定的适航准则。根据当时有效的中国民用航空规章21部，为经过型号合格审定的飞艇颁发型号设计批准书。2004年和2005年，华北地区管理局和华东地区管理局分别颁发了飞艇型号设计批准书，其型号合格审定依据AC21-09开展。2007年4月15日，中国民用航空规章21部进行了第三次修订，增加了第21.17条第(二)款，规定对特殊类别航空器的合格审定，并且修订第21.21条，规定对经型号合格审定的、包括飞艇在内的特殊类别航空器颁发型号合格证。5.2 FAAP-8110-2飞艇设计准则(AirShiPDeSignCriteri
4、a)的编制历史1979年3月，美国联邦航空局(FAA)收到了一封关于小型软式飞艇的型号合格审定申请，从而开始了制订飞艇型号审定设计准则的行动。然而，这个项目并没有得到足够的重视，因为申请人放弃了原申请，而且也没有迹象表明未来会有新的飞艇型号合格审定申请出现。直到1983年1月再次出现飞艇型号审定申请时，FAA才在美国国家航空航天局(NASA)的协助下，再次开始制订飞艇设计准则。NASA的经验主要来自于美国海军在1940年至1962年间设计和运行飞艇的经验，而1962年海军退役了其最后一艘飞艇。除了参考NASA的经验外，FAA还参考了与软式飞艇有关的联邦航空规章FAR23部的部分内容和英国航空规
5、章(BritiShCiVilAirRequirements)的Q节(发布于1979年12月)，以寻找可能构成飞艇设计准则的内容。最终，FAA制订出了适用于美国传统软式飞艇型号审定的设计准则。此准则主要基于FAR23部、海军的飞艇设计规范、FAA和NASA认为适用于现代飞艇的额外准则。最初的FAA飞艇设计准则收录于FAAP-8110-2中，标题为飞艇设计准则(AirshipDesignCriteria)。此后，FAA对飞艇设计准则做过一次修订。那次修订在联邦注册报中做了通告，但是没有被合并到飞艇设计准则中。在将此版本的飞艇设计准则运用于实际型号合格审定时，FAA发现需要对此做更多的澄清或修改。因
6、此，FAA于1992年7月24日发布了FAAP81102飞艇设计准则的第一次修订版。6 .说明根据第21.17条第(二)款，特殊类别航空器的审定基础应包括指定的中国民用航空规章条款或者其他类似的、可以被局方接受的适航准则。本咨询通告包含根据第21.17条第(二)款可以被局方接受的飞艇型号合格审定的设计准则。7 .可接受的准则申请人可以通过以下途径之一来表明其申请符合第21.17条第(二)款中对软式、准平衡式、传统式飞艇型号合格审定的要求：7.1 FAAP-8110-2飞艇设计准则(AirShiPDeSignCriteria)7.2 其他适航准则(1)当“FAAP-81102飞艇设计准则”中的适
7、航准则不足以或者不适用作为某个具有独特设计方案或者设计特征的飞艇的审定基础时，可以使用其他准则。初次申请使用这样的适航准则作为飞艇的审定基础时，首先需要得到中国民用航空总局航空器适航审定司的批准。关于制定这些准则和获得批准的指导如下：(i)这些准则必须能够提供与第21.17条第(二)款的规定相同的安全水平。任何有意递交给中国民用航空总局航空器适航审定司的适航准则都应当在完整、简明、明确、细节等方面与“FAAP-811()-2飞艇设计准则”相当。中国民用航空总局航空器适航审定司明确指出，想要制定一套切实可行的适航准则，必须具有一支有飞艇设计经验、有开展型号合格审定项目经验、并且了解如何制定程序和
8、标准的工程人员队伍。如果中国民用航空总局航空器适航审定司认为有必要，中国民用航空总局航空器适航审定司将可能参与这样的适航准则的制定过程，当然这将视完成适航准则制定项目的可行性和人力资源情况而定。(ii)申请人应当将适航准则递交给相关的民航地区管理局适航审定处以待获得批准。民航地区管理局适航审定处在对这些适航准则提出意见后,提交给中国民用航空总局航空器适航审定司批准。收到适航准则和意见后,中国民用航空总局航空器适航审定司将审核其在型号设计中的可行性和完整性。在被中国民用航空总局航空器适航审定司认定接受后，这些准则将作为本咨询通告的新的附录，并按照修订咨询通告的程序以获得批准。一旦获得批准，这些适
9、航准则将可能被用作其他飞艇的审定基础，获得批准的适航准则以及在何处获得这些准则的信息将在本咨询通告中被列出。(2)在新项目中对已经批准的适航准则做出的重大改变或补充，其批准程序应遵循上述(ii)节中的程序，以保证建立一套完整的适航准则。(3)以前被批准的适航准则在应用于新项目时，应当以当前的飞艇设计、运行经验和相关的适航规章(例如CCAR23、CCAR25)的水准来评估。(4)对以前批准的适航准则可以不进行更改，而采用等效安全结论的方式。在这种情况下，申请人必须要表明具有等效安全并且要得到局方的批准。该等效安全应作为审定基础的一部分并被记录在型号合格证数据单中。(5)这些适航准则应当要求提供持
10、续适航文件，以满足第21.50条的要求。8 .其他准则8.1 照“7.可接受的准则”节确定的准则外，对软式、准平衡式、传统式飞艇进行型号合格审定时还应考虑以下相关规章：8.2 CCAR33发动机应当根据CCAR33的规定接受型号合格审定，或者作为飞艇整体的一部分被审定。当发动机作为飞艇整体的一部分进行审定时，应遵守以下要求：(1)当申请人编写适航准则时，应以CCAR33为指导文件。(2)申请人应当及时将发动机的审定基础提交局方进行评审。局方对此的批准程序与7.2节中描述的飞艇适航准则批准程序相似。(3)当发动机作为飞艇整体的一部分进行审定时，不会单独颁发发动机的型号合格证，对该发动机的批准仅限
11、于在此特定飞艇上的安装。(4)发动机及其附件系统不得对飞艇的安全运行造成危害。8.3 CCAR35螺旋桨应当根据CCAR35部的规定接受型号合格审定，或者作为飞艇整体的一部分进行审定。当螺旋桨作为飞艇整体的一部分进行审定时，应遵守以下要求：(1)当申请人编写适航准则时，应以CCAR35为指导文件。(2)申请人应当及时将螺旋桨的审定基础提交局方进行评审。局方对此的批准程序与7.2节中描述的飞艇适航准则批准程序相似。(3)当螺旋桨作为飞艇整体的一部分进行审查时，不会单独颁发螺旋桨的型号合格证，对该螺旋桨的批准仅限于在此特定飞艇上的安装。(4)螺旋桨不得对飞艇的安全运行造成危害。8.4 升力气体氢气
12、不得作为飞艇的升力气体。8.5 CCAR21第21.7条中关于飞行手册的要求也适用于飞艇。此外，还必须遵守第91.11条中关于民用航空器运行限制和标记、标牌的规章。8.6 CCAR45中国注册的飞艇应符合CCAR45关于国籍登记标志的要求。8.7 CCAR91中国注册的飞艇，其仪表和设备要求应符合第91.403条的要求。并且，无论第91.403条如何规定，每一座位都必须提供经批准的安全带。9 .其他信息9.1 审定基础局方将用信函的形式将确定的适航准则通知申请人，该适航准则应根据第7节中描述的原则，是符合第21.17条第（二）款要求的、能够被局方接受的适航准则。通知申请人的适航准确应当包括标题
13、、条款编号、版次和批准日期。9.2 型号合格证数据单第21.17条第（二）款应被引用在飞艇的审定基础中。作为审定基础，型号合格证数据单应列出第21.17条第（二）款和上述9.1节中制订的适航准则。这些适航准则应当包括标题、条款编号、版次和批准日期。附录FAAP-8110-2飞艇设计准则目录I夕音B贝U231.1 适用范围231.2 定义231.3 缩略语和符号24II分部一飞行24总则242.1 证明符合性的若干规定242.2 载重分布限制252.3 重量限制252.4 空重和相应的重心262.5 螺旋桨转速和桨距限制26R272.6 总则272.7 起飞272.8 爬升：全发工作282.9
14、爬升：单发停车282.10 着陆292.11 发动机失效292.12 中断着陆29飞行特性292.13 总贝IJ29操纵性和机动性302.14 总则302.15 纵向操纵322.16 着陆操纵32配平322.17 配平32稳定性322.18 稳定性32其他飞行要求332.19 振动和抖振332.20 气囊压力与变形332.21 地面操作特性33III分部一结构331.1 331.2 载荷331.3 安全系数341.4 强度和变形341.5 结构符合性的证明341.6 设计重量341.7 设计空速35飞行载荷361.8 总则361.9 设计机动载荷361.10 突风载荷381.11 发动机扭矩3
15、91.12 发动机架的侧向载荷401.13 发动机失效引起的载荷401.14 陀螺载荷41操纵面和操纵系统载荷411.15 操纵面载荷411.16 操纵系统载荷411.17 驾驶员作用力421.18 双操纵系统431.19 次操纵系统431.20 配平调整片431.21 操纵面补充情况441.22 顺风载荷44地面载荷453.22 总则453.23 地面载荷假设453.24 着陆情况453.25 系留和地面操纵情况46应急着陆情况483.26 总则48IV分部一设计与构造481.1 181.2 材料和工艺质量491.3 制造方法491.4 紧固件491.5 结构保护491.6 可达性501.7
16、 材料的强度性能和设计值501.8 设计性能501.9 特殊系数511.10 铸件系数511.11 支承系数531.12 接头系数531.13 总则541.14 主飞行操纵器件544.16 配平系统554.17 操纵系统锁564.18 限制载荷静力试验564.19 操作试验564.20 操纵系统的细节设计574.21 弹簧装置574.22 钢索系统584.23 关节接头58起落架594.24 减震试验594.25 收放机构594.26 机轮604.27 轮胎61载人与装货设施614.28 驾驶舱614.29 驾驶舱视界624.30 风挡和窗户624.31 驾驶舱操纵器件624.32 驾驶舱操纵
17、器件的动作和效果：634.34 座椅、卧铺和安全带644.35 货舱654.36 36八2111ll*664.37 备用664.38 通风66防火/闪电评定674.39 座舱内部设施674.40 可燃液体的防火684.41 飞行操纵器件和其它飞艇结构的防火684.42 电气搭铁及闪电防护68气囊694.43 气囊设计694.44 压力系统704.45 地面牵引714.46 颤振724.47 备用72其它721.48 升力气体721.49 配重系统721.50 定水平的设施73V 分部一动力装置735.1 U735.2 发动机735.3 螺旋桨755.4 发动机安装的防冰775.5 涡轮增压器7
18、75.6 涡轮螺旋桨阻力限制系统785.7 动力装置的工作特性78燃油系统785.9 燃油系统的独立性795.10 烘油系统闪电防护795.11 燃油流量805.12 连通油箱之间的燃油流动815.13 不可用燃油量825.14 燃油系统在热气候条件下的工作825.15 燃油箱：总则825.16 燃油箱试验825.17 燃油箱安装845.18 燃油箱膨胀空间855.19 燃油箱沉淀槽855.20 燃油箱加油口接头865.21 燃油箱通气和汽化器蒸气排放865.22 燃油箱出油口875.23 压力加油系统87燃油系统部件885.24 燃油泵885.25 燃油系统导管和接头905.26 燃油系统部
19、件905.28 燃油滤网或燃油滤915.29 燃油系统放液嘴925.30 应急放油系统92滑油系统935.31 总则935.32 滑油箱935.33 滑油箱试验945.34 滑油导管和接头955.35 滑油滤网或滑油滤955.36 滑油系统放油嘴965.37 滑油散热器965.38 螺旋桨顺桨系统965.39 总则975.40 冷却试验975.41 冷却试验程序98液体冷却）1005.42 女装1005.43 冷却液箱试验101进气系统1025.44 进气1025.45 进气系统的防冰1025.47 进气系统管道1045.48 进气系统的空气滤1045.49 涡轮发动机的引气系统105排气系统
20、1055.50 总则1055.51 排气管1065.52 排气热交换器106动力装置操纵器件和附件1075.53 动力装置的操纵器件：总则1075.54 发动机操纵器件1085.55 点火开关1085.56 混合比操纵器件1085.57 螺旋桨转速和桨距的操纵器件1095.58 螺旋桨顺桨操纵器件1095.59 汽化器空气温度控制器1095.60 动力装置附件1095.61 发动机点火系统1105.62 推力转向操纵器件1105.63 辅助动力装置操纵器件Ill动力装置的防火Ill5.64 发动机防火墙周围的短舱区Ill5.65 导管、接头和部件Ill5.66 通风1125.67 切断措施11
21、25.68 防火墙1135.69 发动机附件舱隔板1145.70 发动机罩114571-JJ115.72 火警探测系统1145.73 转向推力115VI 分部一设备115总则1156.1 功能和安装1156.2 飞行和导航仪表1156.3 动力装置仪表1166.4 其它设备仪表1186.5 其它设备1196.6 设备、系统及安装119仪表：安装1196.7 布局和可见度1196.8 警告灯、戒备灯和提示灯1206.9 空速指示系统1216.10 静压系统1216.11 磁航向指示器1226.12 自动驾驶仪系统1236.13 电子飞行仪表系统(EFIS)1246.14 使用能源的仪表1246.
22、15 飞行指引系统1256.16 动力装置仪表125电气系统和设备1266.17 总则1266.18 蓄电池的设计和安装1286.19 电路保护装置1296.20 总开关装置1306.21 电缆和设备1316.22 开关131灯1316.23 仪表灯1316.24 着陆灯1326.25 航行灯系统的安装1326.26 航行灯系统二面角1326.27 航行灯灯光分布和光强1336.28 头部、前和后航行灯水平平面内的最小光强1346.29 头部、前和后航行灯任一垂直平面内的最小光强1356.30 前、后航行灯的最大掺入光强1356.31 航行灯颜色规格1366.32 防撞灯系统1371386.3
23、3 总则1386.34 安全带1396.35 静电放电设备1396.36 水上迫降设备1396.37 防冰设备139其它设备1406.38 液压系统1406.39 多发飞艇的附件1416.40 增压系统和气动系统1416.41 含高能转子的设备141VII 分部一使用限制和资料1427.1 总则142使用限制1427.2 空速限制1427.3 重量和重心1427.4 动力装置限制1427.5 辅助动力装置限制1437.6 最小飞行机组1447.7 最大客座量布置1441447.8 运行类型7.9 最大上升和下降速率1447.10 发动机转向推力1447.11 主气囊和副气囊压力1447.12
24、持续适航文件145标记和标牌1457.13 总则1457.14 仪表标记：总则1457.15 空速指示器1467.16 磁航向指示器1467.17 动力装置和辅助动力装置仪表1467.18 滑油油量指示器1477.19 燃油油量表1477.20 操纵器件标记1477.21 其它标记和标牌1487.22 使用限制标牌1497.23 安全设备1497.24 空速标牌149飞艇飞行手册1497.25 总则1497.26 使用限制1507.27 使用程序1527.28 性能资料1537.29 载重资料155附录A撕裂强度1551 适用范围1552 试件1553仪器设备1564程序1565结果156附录
25、B更改说明157飞艇设计准则I分部一总则1.1 适用范围本准则规定了可接受的适航要求，适用于软式、准平衡、常规的飞艇。按联邦航空规章(FAR)21部2117(b)颁发型号合格证和更改这些型号合格证。这些准则适用于以正常类进行型号合格审定的飞艇，该类飞艇除驾驶员座位外有乘客座椅9座或9座以下。为了覆盖本文件中未提及的如AC2M7-1中所讨论的飞艇设计特征和运行特性，可能要求附加条件。1.2 定义应用下列定义：(a)飞艇是一种由发动机驱动的、轻于空气的、可以操纵的航空器。(b)软式飞艇是一种整体结构和形状由容于气囊内的气体压力保持的飞艇。(C)准平衡飞艇是一种在正常飞行运行时能达到零静重力的飞艇。
26、(d)吊舱是联接于或悬挂于气囊下的结构件，用以载运机组人员、乘客、货物、设备或推进系统。(e)压力高度为副气囊完全放气、升力气体充满气囊时的高度。在标准海平面，大气温度为15C、压力为29.92英尺汞柱的状态下，纯净气体重量为：(1)干燥空气=0.07647磅/英尺3(2)干燥氮气=0.01054磅/英尺3(g)单位升采用该值应以设计分析鉴别。在缺乏合理的分析时，对于氮气，采用0.635磅/英尺3(96%纯度)。(h)副气囊为一柔软的和可压缩的、容纳在气囊内的空气室，其目的在于补偿气体容积的变化，保持气囊内部压力，并帮助配平飞艇。虚拟惯性在流体中运动时由于该物体造成的流体运动而产生的附加惯性。
27、1.3 缩略语和符号除非另外指明，下列均为当量空速(EAS)(a) Vb最大阵风强度的设计速度。(b) Vd设计俯冲速度。(c) Vh在海平面的最大水平飞行速度。(d) Vmo最大使用限制速度(指示空速一IAS)(e) Vl起落架收放速度。II分部一飞行总则2.1 证明符合性的若干规定(a)在与申请进行合格审定的各种载荷情况相应的重量和重心范围内，飞艇必须满足本分部规定的每一项要求。这一点，必须用申请合格审定的该型号飞艇进行试验，或根据试验结果进行与试验同样准确的计算，予以表明。(b)在飞行试验中，对规定值的一般的允差如下表，但在一些特定试验中可容许更大的允差：项目允差重量+5%-10%受重量
28、影响的临界项目+5%-1%重心整个范围的7%2.2 载重分布限制必须制定飞艇可以安全运行的重量和重心范围。2.3 重量限制(a)最大重量最大重量是指飞艇在符合本准则每项适用要求时的最重的重量。所制定的最大重量必须符合下列条件(1)飞艇最大重量不超过下列值：申请人选定的最重的重量；(ii)最大设计重量，即表明符合本部每项适用的结构载荷情况的最重的重量；(iii)表明符合每项适用的飞行要求的最重的重量。(2)假定每个座椅上的乘员重量为170磅。则飞艇最大重量应不小于下列情况之一时的重量：每个座椅均坐人，滑油箱装满，燃油至少足以供给发动机在额定最大连续功率下工作半小时；(ii)所要求的最小机组，燃油
29、箱及滑油箱装满。(3)不低于吊舱装载至最大设计重量后飞艇所能达到的重量。(b)最小重量必须制定最小重量，使之不大于下列重量之和：(1)按2.4确定的空重；(2)所要求的最小机组重量(每个机组成员按170磅计算)；和(3)飞艇以最大连续功率飞行半小时所需的燃油重量。2.4 空重和相应的重心(a)空重及相应的重心必须按所有各项重量确定，包括一(1)瘪气囊重量；(2)固定压舱物；(3)按5.13条确定的不可用燃油；及(4)全满工作液，包括：滑油；和(ii)液压油。(b)确定空重时的飞艇状态必须是明确定义的并易于再现。2.5 螺旋桨转速和桨距限制(a)总则必须对螺旋桨转速和桨距值加以限制，以确保在正常
30、工作状态下安全运行。(b)飞行中不能操纵的螺旋桨对于在飞行中桨距不能操纵的螺旋桨，在起飞和以最佳爬升速度进行初始爬升期间，发动机处于最大油门或最大允许的起飞进气压力状态，螺旋桨必须限制发动机转速，使之不超过最大允许起飞转速；(C)没有恒速控制装置的可控桨距螺旋桨每具螺旋桨能空中变距，但无恒速控制时，必须采用桨距范围限制装置，使得可能的最低桨距满足本条(b)的要求。(d)带有恒速控制装置的可控桨距螺旋桨此类螺旋桨必须符合下列规定：(I)具有一种装置，在调速器工作时将发动机最大转速限制到最大允许起飞转速(2)具有一种装置，在调速器不工作时，当桨叶处于可能的最小桨距位置、发动机为起飞进气压力、飞艇静
31、止且无风时，能将发动机最大转速限制到最大允许起飞转速的103%o性能2.6 总则(a)除非另有规定，本分部的各项性能要求必须按静止空气和标准大气条件予以满足，或标准大气条件不适用时，则按制造厂商提出的大气条件。(b)在具体环境大气条件下，各项性能必须与可用的推力转向相对应。2.7 起飞对于每型飞艇，起飞和爬升至50英尺障碍高度的需用距离必须按下列条件确定：(a)飞艇处于最大静重；(b)发动机在经批准的使用限制内工作；(C)发动机罩通风片或其他发动机冷却供气控制装置均处于正常起飞位置；(d)各台发动机和/或螺旋桨、以及所配备的推力转向装置，需要验证的每一个起飞位置;(e)飞艇爬升高度达到距起飞表
32、面50英尺以上时，其爬升速度必须达到推荐值；和为确定本条所需数据而作的起飞，不得要求特殊的驾驶技巧或特别有利的条件。2.8 爬升：全发工作(a)飞艇在海平面必须至少具有300英尺/分的定常爬升率、1：12的定常爬升角，飞艇状态如下：(1)每台发动机不超过其最大连续功率；(2)辅助推力装置和升力控制装置均处于正常爬升位置；(3)起落架在收上位置；(4)发动机罩通风片或其他控制供给发动机冷却气流的装置处于5.39至5.41条要求的冷却试验所用的位置上。(b)对于使用最大连续向前推力的各种平衡情况，必须制订其各种飞行状态下的最大爬升率和最大下滑率，并演示验证在以这些最大速率作爬升或下滑时，飞艇气囊的
33、压力保持在其经批准的最大最小范围内。2.9 爬升：单发停车在下述条件下，多发飞艇的海平面定常爬升率必须至少为每分钟100英尺(a)单发停车，其螺旋桨处于最小阻力位置；(b)其余发动机不超过最大连续功率，且所有辅助推力和升力的操纵器件均调定于最佳位置；(C)起落架在收上位置;(d)发动机罩通风片或其他控制发动机冷却或供气的装置，均处于发动机做冷却试验时所采用的位置。2.10 着陆必须按飞艇的最不利着陆形态，确定从高于着陆表面15米(50英尺)的一点到飞艇着陆并完全停止所需的水平距离。2.11 发动机失效在任何飞行情况下，飞艇发生一发或多发失效以后，必须能够只使用指定压舱物而快速自行恢复平衡状态。
34、2.12 中断着陆(a)飞艇必须演示验证其以最大着陆重量下滑进场、着陆继而转人中断着陆爬升的能力，其间并不需特殊驾驶技术，飞艇也不得有过度下沉。飞艇此时的形态包括(1)副气囊按下滑与着陆配平；(2)起落架在放下位置；以及(3)辅助推力和升力操纵器件起始处于正常着陆位置。(b)辅助推力和升力操纵器件可以被用于表明飞艇对本条的符合性，只要不导致不可接受的飞行品质或给驾驶员造成过度负荷。飞行特性2.13 总则飞艇在正常预期使用高度上必须满足；2.14至2.21条的各项要求，而不需特殊的驾驶技巧、机敏和过分的体力。操纵性和机动性2.14 总则(a)在下述过程中，飞艇必须可以安全地操纵和机动：(1)起飞
35、；(2)爬升;平飞；(4)下滑;(5)着陆；以及(6)在单发停车、其余发动机在其任意许可位置上变换推力转向时的平飞。(b)必须表明飞艇在无发动机动力(自由气球飞行模式)情况下是垂直可操纵的，可以完成安全下降和着陆。(C)在任何可能的使用情况下，包括任一发动机或所有发动机的突然发生故障，必须能从一种飞行状态平稳地过渡到任何另一种飞行状态，而不必有特殊的驾驶技巧、机敏或体力，也没有超过限制载荷系数的危险。(d)如果本节(C)条所要求的试验中存在着使驾驶员的负荷强度达到边界情况时，则驾驶力不得超过下表所列的限制值：规定操纵器件上的作用力，磅转轴俯仰偏航(a)短暂作用：驾驶杆6030驾驶盘(作用于轮缘
36、)7560俯仰偏航绞盘60方向舵脚蹬150(b)持续作用驾驶杆或驾驶盘(作用于轮缘)105绞盘10脚蹬20规定操纵器件上的作用力，磅转轴(e)必须有可能在主操纵系统或辅助操纵系统的任何单项失效之后，在适合于作可控着陆的高度上建立起零下降率。操纵系统包括机械和电气装置，例如：(1)气动操纵面(2)转向推力系统(3)压舱配重(4)氮气/空气阀门(5)电气或液压作动筒(6)有关线路或液压管路(7)电源(8)操纵系统助力器当有下列情况时应考虑多重失效：可能自共同来源引发各种失效；(2)在正常使用中，第一个故障无症候且不会被检测出来，包括定期检查(其时间间隔是与所涉及的危险程度相协调的)。(3)第一个故
37、障无可避免地会导致其他故障。2.15 纵向操纵在全部发动机以最大连续功率工作、升力操纵设定恰当，且飞艇配平情况下，必须能产生：(a)从30。上仰角稳定爬升作低头改出；和(b)从30。下俯角稳定下降作上仰改出。2.16 着陆操纵在正常进场和着陆情况下飞艇必须有足够的俯仰操纵范围，使驾驶员能够达到其预期姿态。有关的操纵技术和限制值必须在飞艇飞行手册中标出。配平2.17 配平应演示验证，当飞艇作静配平且平衡以后，在其升降操纵器件近似于中立位置时，能够在静止空气里以所有不同速度作水平飞行。稳定性2.18 稳定性在飞艇协调使用辅助推力操纵和升力操纵和按相应飞行速度配平以后，它在上升、下降和平飞中作稳定非
38、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。其他飞行要求2.19 振动和抖振在直至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。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，并载人飞艇飞行手册。(C)在使用满足(a)条所
39、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。IH分部一结构总则3.1 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，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盆和试图获取合格审定
40、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
41、的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。对其他情况，必须进行验证载荷试验。如果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=WO(磅)(2)最大静态重量=WSh(磅)飞艇重量超过排开的空气重量的量。(3)最大着陆重量=W(磅)(4)最大起飞重量=Wt(磅)=W0+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
42、计重量=Wm(磅)(2)最大静态减轻量=WsI(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：(I)Vh;或(2)所有发动机以最大连续功率运行及飞艇处于最小阻力构形下，俯冲中能达到的最大速度。飞行载荷3.7 总则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条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。必须计入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1设计机动情况情况速度重量姿态推力方
