交通运输部

第27.485条　侧移着陆情况
(a）假定旋翼航空器处于水平着陆姿态，且：
(1）侧向载荷与本规定第27.479条(b)款(1)项水平着陆情况中得到的最大地面反作用力的一半相组合。
(2）本条(a)款(1)项得到的载荷按照下述规定之一作用：
(ⅰ）在地面接触点上；
(ⅱ）对于自由定向起落架，在轮轴中心。
(b）旋翼航空器必须设计成在触地时能承受下列载荷：
(1）仅后轮触地时，等于0.8倍垂直反作用力的侧向载荷在一侧向内作用，而等于0.6倍垂直反作用力的侧向载荷在另一侧向外作用，且均与本条(a)款规定的垂直载荷相组合。
(2）所有的机轮同时触地时，采用下述规定：
(ⅰ）对于后轮，本条(b)款(1)项规定的侧向载荷与本条(a)款规定的垂直载荷相组合；
(ⅱ）对于前轮，等于0.8倍垂直反作用力的侧向载荷与本条(a)款规定的垂直载荷相组合。
第27.493条　滑行刹车情况
在滑行刹车情况下，缓冲器处于静态位置。
(a）限制垂直载荷至少必须乘以下列载荷系数：
(1）对于本规定第27.479条(a)款(1)项规定的姿态，为1.33；
(2）对于本规定第27.479条(a)款(2)项规定的姿态，为1.0。
(b）结构必须设计成能承受作用在带刹车装置的各机轮触地点上的阻力载荷，此载荷至少为下列数值中较小值：
(1）垂直载荷乘以0.8倍的摩擦系数；
(2）根据限制刹车力矩确定的最大值。
第27.497条　地面受载情况：尾轮式起落架
(a）通用要求
在重心前有两个机轮和重心后有一个机轮的起落架的旋翼航空器，必须按照本条规定的受载情况设计。
(b）仅前轮触地的水平着陆姿态，在此姿态下采用下述规定：
(1）必须按照本规定第27.471条至第27.475条施加垂直载荷；
(2）各轮轴上的垂直载荷必须同该轴上的阻力载荷相组合，且阻力载荷不小于此轴上的垂直载荷的25%；
(3）假定不平衡的俯仰力矩由转动惯性力平衡。
(c）所有机轮同时触地的水平着陆姿态
在此姿态，旋翼航空器必须按照本条(b)款规定的着陆受载情况设计。
(d）仅尾轮触地的最大抬头姿态
本情况的姿态，必须是包括自转着陆在内的正常使用中预期的最大抬头姿态，在此姿态下，采用下述规定之一：
(1）必须确定并施加本条(b)款(1)项和(b)款(2)项所规定的适当的地面载荷，采用合理的方法计算尾轮的地面反作用力与旋翼航空器重心之间的力臂；
(2）必须表明以尾轮首先触地的着陆概率为极小可能的。
(e）仅一个前轮触地的水平着陆姿态
在此姿态下，旋翼航空器必须按照本条(b)款(1)项和(b)款(3)项规定的地面载荷设计。
(f）水平着陆姿态的侧向载荷
在本条(b)款和(c)款规定的姿态下，采用下述规定：
(1）每个机轮上的侧向载荷必须同本条(b)款和(c)款所得到的那个机轮的最大垂直地面反作用力的一半相组合，在此情况下，侧向载荷必须：
(ⅰ）对于前轮，等于0.8倍的垂直反作用力（在一侧向内作用）和等于0.6倍的垂直反作用力（在另一侧向外作用）；
(ⅱ）对于尾轮，等于0.8倍的垂直反作用力。
(2）本条(f)款(1)项规定的载荷必须作用于下列规定部位：
(ⅰ）处于拖曳位置的机轮触地点上（对于定向起落架或者装有使机轮保持在拖曳位置上的锁、控制装置或者减摆器的自由定向起落架）；
(ⅱ）轮轴中心上（对于不装锁、控制装置或者减摆器的自由定向起落架）。
(g）水平着陆姿态的滑行刹车情况
在本条(b)款和(c)款规定的姿态下，缓冲器处于静态位置，旋翼航空器必须按照下列滑行刹车载荷设计：
(1）限制垂直载荷所必须依据的限制垂直载荷系数不小于下列值：
(ⅰ）对于本条(b)款规定的姿态，为1.0；
(ⅱ）对于本条(c)款规定的姿态，为1.33。
(2）对装有刹车装置的各机轮，作用在触地点上的阻力载荷必须不小于下列数值中较小值：
(ⅰ）0.8倍的垂直载荷；
(ⅱ）根据限制刹车力矩确定的最大值。
(h）在地面静止姿态下的尾轮扭转载荷
在地面静止姿态下，缓冲器和轮胎处于静态位置，旋翼航空器必须按照下述尾轮扭转载荷设计：
(1）等于尾轮静载荷的垂直地面反作用力必须与相等的侧向载荷相组合。
(2）本条(h)款(1)项规定的载荷必须按照下述规定之一作用于尾轮上：
(ⅰ）如果尾轮是可偏转的（假定尾轮相对旋翼航空器纵轴旋转90°），则载荷通过轮轴；
(ⅱ）如果有锁、控制装置或者减摆器，则载荷作用在触地点上（假定尾轮处于拖曳位置）。
(i）滑行情况
旋翼航空器及其起落架必须按照在正常使用中合理的预期的最粗糙地面上滑行产生的载荷设计。
第27.501条　地面受载情况：滑橇式起落架
(a）通用要求
装有滑橇式起落架的旋翼航空器必须按照本条规定的受载情况设计。在表明满足本条要求时，采用下述规定：
(1）必须按照本规定第27.471条至第27.475条确定设计最大重量、重心和载荷系数。
(2）在限制载荷作用下，弹性构件的结构屈服是容许的。
(3）弹性构件的设计极限载荷不必超过下述规定的起落架落震试验所得到的载荷：
(ⅰ）落震高度为本规定第27.725条规定的1.5倍；
(ⅱ）所假定的旋翼升力不大于第27.725条规定的限制落震试验中使用值的1.5倍。
(4）必须按照下述规定表明满足本条(b)款至(e)款的要求：
(ⅰ）对于所考虑的着陆情况，起落架处于它的最临界偏转位置；
(ⅱ）地面反作用力沿橇筒底部合理地分布。
(b）水平着陆姿态的垂直反作用力
对在水平姿态下，以两个滑橇底部触地的旋翼航空器，必须按照本条(a)款的规定施加垂直反作用力。
(c）水平着陆姿态的阻力载荷
对在水平姿态下，以两个滑橇底部触地的旋翼航空器，采用下述规定：
(1）垂直反作用力必须与水平阻力相组合，水平阻力等于垂直反作用力的50%；
(2）组合的地面载荷必须等于本条(b)款规定的垂直载荷。
(d）水平着陆姿态的侧向载荷
对在水平姿态下，以两个滑橇底部触地的旋翼航空器，采用下述规定：
(1）垂直地面反作用力必须：
(ⅰ）等于在本条(b)款所规定的情况中得到的垂直载荷；
(ⅱ）在滑橇间平均分配。
(2）垂直地面反作用力必须与等于该力25％的水平侧向载荷相组合。
(3）总的侧向载荷必须平均施加在两个滑橇上并沿滑橇长度均匀分布。
(4）假定不平衡力矩由转动惯性力平衡。
(5）对滑橇式起落架必须研究下列情况：
(ⅰ）侧向载荷向内作用；
(ⅱ）侧向载荷向外作用。
(e）在水平姿态下单橇着陆载荷
对在水平姿态下，仅用单橇底部触地的旋翼航空器，采用下述规定：
(1）触地一侧的垂直载荷必须与本条(b)款规定的情况中得到的该侧载荷相同；
(2）假定不平衡力矩由转动惯性力平衡。
(f）特殊情况
除本条(b)款和(c)款规定的情况外，旋翼航空器必须按照下述地面反作用力设计：
(1）与旋翼航空器纵轴向上、向后成45°角作用的地面反作用载荷必须满足下述要求：
(ⅰ）等于1.33倍的最大重量；
(ⅱ）在滑橇间对称分配；
(ⅲ）集中在橇筒直线部分的前端；
(ⅳ）仅适用于橇筒前端和它与旋翼航空器的连接件。
(2）水平着陆姿态的旋翼航空器，垂直地面反作用载荷等于本条(b)款确定的垂直载荷的一半，该载荷必须满足下述要求：
(ⅰ）仅适用于橇筒和它与旋翼航空器的连接件；
(ⅱ）沿橇筒连接件之间33.3%的长度平均分布在橇筒连接件之间的中央区域。
第27.505条　雪橇着陆情况
如果申请使用雪橇合格审定，则装雪橇的旋翼航空器必须设计成能承受下述载荷（其中P是旋翼航空器在设计最大重量时作用在每个雪橇上的最大静载荷，n是按照本规定第27.473条(b)款确定的限制载荷系数）：
(a）向上载荷情况
在此情况下，采用下述规定：
(1）垂直载荷Pn和水平载荷Pn／4同时施加在支承座上；
(2）1.33P的垂直载荷施加在支承座上。
(b）侧向载荷情况
在此情况下，0.35Pn的侧向载荷在水平面内施加在支承座上，并垂直于旋翼航空器中心线。
(c）扭转载荷情况
在此情况下，0.405P（牛顿·米）（1.33P磅·英尺）的扭转载荷施加在雪橇上，它是对通过支承座中心线的垂直轴取矩的。
第五节 水载荷
第27.521条　浮筒着水情况
如果申请使用浮筒的合格审定，则带浮筒的旋翼航空器必须设计成能承受下列情况的载荷（其中限制载荷系数按照本规定第27.473条(b)款确定或者假定等于轮式起落架的值）：
(a）向上载荷情况
在此情况下，采用下述规定：
(1）旋翼航空器处于静止的水平姿态，合成的水面反作用力垂直通过重心；
(2）本条(a)款(1)项规定的垂直载荷与垂直分力的0.25倍的向后分力同时作用。
(b）侧向载荷情况
在此情况下，采用下述规定：
(1）垂直载荷是本条(a)款(1)项规定的总垂直载荷的0.75倍，它均等地分配于每个浮筒上；
(2）对每个浮筒，按本条(b)款(1)项确定的载荷与本条(b)款(1)项规定的总垂直载荷的0.25倍的总侧向载荷相组合，它仅适用于浮筒。
第六节 主要部件要求
第27.547条　主旋翼结构
(a）每个主旋翼组件（包括旋翼桨毂和桨叶）必须按照本条规定设计。
(b）[备用]
(c）主旋翼结构必须设计成能承受本规定第27.337条至第27.341条规定的下列载荷：
(1）临界飞行载荷；
(2）在正常自转情况下出现的限制载荷，对于这个情况，选定的旋翼转速必须包括高度的影响。
(d）主旋翼结构必须设计成能承受模拟下列情况的载荷：
(1）对于旋翼桨叶，桨毂和挥舞铰，在地面运行期间，桨叶对它的止动块的撞击力；
(2）在正常运行中预期的任何其他临界情况。
(e）主旋翼结构必须设计成能承受包括零在内的任何转速下的限制扭矩，此外：
(1）限制扭矩不必大于由扭矩限制装置（如果安装）所限定的扭矩，但不得小于下列中较大值：
(ⅰ）以两个方向可能传给旋翼结构的最大扭矩；
(ⅱ）在本规定第27.361条中规定的发动机限制扭矩。
(2）限制扭矩必须以合理的方式分配给旋翼桨叶。
第27.549条　机身、起落架和旋翼支撑结构
(a）每个机身、起落架和旋翼支撑结构必须按照本条规定设计。旋翼的合力可以用作用在旋翼毂连接点上的集中力表示。
(b）每个结构必须设计成能承受下列载荷：
(1）在本规定第27.337条至第27.341条中规定的临界载荷；
(2）在本规定第27.235条、第27.471条至第27.485条、第27.493条、第27.497条、第27.501条、第27.505条和第27.521条中规定的适用的地面载荷和水载荷；
(3）在本规定第27.547条(d)款(2)项和(e)款中规定的载荷。
(c）必须考虑辅助旋翼推力和加速飞行情况下产生的平衡气动载荷和惯性载荷。
(d）每个发动机架和邻接的机身结构必须设计成能承受在加速飞行和着陆情况下产生的载荷，包括发动机扭矩。
第七节 应急着陆情况
第27.561条　通用要求
(a）尽管旋翼航空器在地面或者水上应急着陆情况中可能损坏，但必须按照本条规定设计，以在这些情况下保护乘员。
(b）在下列情况下，结构必须设计成在坠撞着陆时，给每个乘员避免严重受伤的一切合理的机会：
(1）正确使用座椅、安全带和其他安全设施；
(2）机轮收起（如果适用）；
(3）当经受下列相对于周围结构的极限惯性载荷系数时，应约束住每个乘员和座舱内可能伤害乘员的每个质量项目：
(ⅰ）向上4g；
(ⅱ）向前16g；
(ⅲ）侧向8g；
(ⅳ）向下20g，在座椅装置预期位移之后；
(ⅴ）向后1.5g。
(c）支承结构必须设计成在直至本款规定的任何极限惯性载荷系数下，能约束住位于机组舱和客舱上部和/或者后部、在应急着陆时松脱后可能伤害乘员的任何质量项目。所计及的质量项目包括但不限于：旋翼、传动装置和发动机。这些质量项目必须按照下列极限惯性载荷系数进行约束：
(1）向上1.5g；
(2）向前12g；
(3）侧向6g；
(4）向下12g；
(5）向后1.5g。
(d）位于客舱地板下面的内部燃油箱区域的任何机身结构，必须设计成能承受下列极限惯性系数的载荷，并在这些载荷施加于燃油箱区域时保护燃油箱不致破裂：
(1）向上1.5g；
(2）向前4g；
(3）侧向2g；
(4）向下4g。
第27.562条　应急着陆的动态情况
(a）尽管旋翼航空器在应急坠撞着陆中可能损坏，但必须设计成在下列情况下能合理地保护每个乘员：
(1）乘员正确地使用了设计提供的座椅，安全带和肩带；
(2）乘员经受了本条规定情况所产生的载荷。
(b）在起飞和着陆期间，经批准用于机组人员和旅客的每一座椅型号设计或者其他座椅装置必须按照下列准则成功地完成动态试验或者由相似型号座椅的动态试验为基础的合理分析予以证明。试验必须用按照局方认可的77公斤（170磅）的拟人试验模型（ATD）或者其等效物以正常向上坐姿模拟乘员来进行：
(1）当座椅或者其他座椅装置相对于旋翼航空器的坐标系统以名义位置布置时，旋翼航空器的纵轴相对于撞击速度矢量向上倾斜60°，旋翼航空器的横轴垂直于包含撞击速度矢量和旋翼航空器纵轴的垂直平面，其向下速度的变化不小于9.14米/秒（30英尺/秒）。地板负加速度的峰值必须在撞击后不大于0.031秒内出现，且必须达到其最小值30g。
(2）当座椅或者其他座椅装置相对于旋翼航空器的坐标系统以名义位置布置时，旋翼航空器的纵轴相对于撞击速度矢量右偏或者左偏10°（取使肩带产生最大载荷的值），旋翼航空器的横轴位于包含撞击速度矢量的水平面内，其垂直轴垂直于包含撞击速度矢量的水平平面，其向前速度变化不小于12.8米/秒（42英尺/秒）。地板负加速度的峰值必须在撞击后不大于0.071秒内出现，且必须达到其最小值18.4g。
(3）若采用地板导轨或者地板、侧壁板连接设施将座椅装置连接到本条情况的机身结构上，则导轨或者设施必须彼此之间在垂直方向至少错开10°（即不能平行安置），且与所选方向至少在横侧偏10°，以计及可能出现的地板翘曲。
(c）必须表明对下列要求的符合性：
(1）座椅装置系统可以出现设计上预期的分离，但该系统其余部分必须保持完整。
(2）尽管结构可能已超过其限制载荷，但在座椅装置和机体结构之间的连接必须保持完整。
(3）在撞击期间，拟人试验模型的肩带或者肩带组必须保持在其肩部或者紧靠肩部的区域。
(4）在撞击期间，安全带必须保持在拟人试验模型的骨盆处。
(5）拟人试验模型的头部不触及机组舱或者客舱的任一部分，或者如果接触，头部撞击所产生的由下述方程确定的头部损伤判据（HIC）不超过1000。

式中：
—头部重心的合成加速度，以g(重力加速度)的倍数表达；
—严重头部撞击的时间历程，以秒计。不超过0.05秒。
(6）单个肩带上的载荷必须不超过7779牛（1750磅）。如果使用双肩带系紧上部躯体，则肩带上的总载荷必须不超过8890牛（2000磅）。
(7）在拟人试验模型的骨盆和腰椎柱之间测得的最大压力载荷必须不超过6668牛（1500磅）。
(d）如果选用与本条所要求的乘员保护方法水平相当或者更高的替代方法，必须以合理的方式加以证明。
第27.563条　水上迫降的结构要求
如果申请水上迫降的合格审定，则水上迫降所要求的结构强度必须满足本条和本规定第27.801条(e)款的要求。
(a)前飞速度着水情况
旋翼航空器必须以从零到15.4米/秒（30节）的前飞速度及可能出现的俯仰、滚转和偏航姿态首先接触合理可能的水面情况的最临界波浪。旋翼航空器相对于平均水面的限制垂直下沉速度不得小于1.5米/秒（5英尺/秒）。在整个着水撞击过程中，作用于重心的旋翼升力不得大于最大设计重量的2/3。如果能证明在正常单发停车着水时不会超过所选的前飞速度，则可以采用小于15.4米/秒（30节）的前飞速度作为设计中的最大前飞速度。
(b）辅助浮筒或者应急浮筒情况
(1）固定式浮筒或者在触水前展开的浮筒
除本条(a)款规定的着水载荷外，每个辅助或者应急浮筒及其支承结构和与机体或者机身的连接结构，必须设计成能承受浮筒完全浸没所产生的载荷，除非能证明浮筒完全浸没是不大可能的。若浮筒完全浸没是不大可能的，则必须采用可能的最大浮筒浮力载荷。可能的最大浮筒浮力载荷必须包括如下考虑：部分浸没的浮筒产生的恢复力矩平衡由侧风、旋翼航空器非对称载荷、水波作用、旋翼航空器惯性以及本规定第27.801条(d)款所考虑的可能的结构损坏和渗漏所产生的倾覆力矩。如果有重大影响，可采用按照第27.801条(d)款所确定的最大滚转角和俯仰角来确定每个浮筒的浸没程度。若浮筒在飞行中已展开，则在验证浮筒及其与旋翼航空器的连接件时，应采用对展开浮筒的飞行限制所导出的适当气动载荷。为此目的，限制载荷的设计空速为展开浮筒的空速使用限制的1.11倍。
(2）开始触水后展开的浮筒
每一浮筒必须按照本条(b)款(1)项所述的完全浸没或者部分浸没进行设计。此外，每一浮筒必须设计成能承受旋翼航空器与水面10.3米/秒（20节）的相对限制速度所产生的垂直载荷和阻力载荷的组合载荷。垂直载荷不得小于本条(b)款(1)项所确定的可能的最大浮力载荷。
第八节 疲劳评定
第27.571条　飞行结构的疲劳评定
(a）通用要求
飞行结构的每一部分（飞行结构包括旋翼、发动机和旋翼桨毂之间的旋翼传动系统、操纵机构、机身、起落架以及与上述各部分有关的主要连接件）凡其破坏可能引起灾难性事故者必须予以认定，并必须按照本节(b)款、(c)款、(d)款或者(e)款的规定进行评定。下述规定适用于各种疲劳评定：
(1）评定的方法必须是经批准的。
(2）必须确定可能破坏的部位。
(3）在确定下述内容时必须包括飞行测量：
(ⅰ）本规定第27.309条规定的整个限制范围内的全部临界状态的载荷或者应力，但机动载荷系数不必超过使用中预期的最大值；
(ⅱ）高度对这些载荷或者应力的影响。
(4）载荷谱必须和使用中预期的同样严重，包括但不限于外挂货物操作（适用时）以及地空地循环。载荷谱必须建立在本条(a)款(3)项确定的载荷或者应力基础上。
(b）疲劳容限评定
在不按照本规定附录A的第A27.4条制定的更换时间，检查间隔或者其他程序的情况下，必须表明结构的疲劳容限能保证发生灾难性疲劳破坏的概率为极小可能的。
(c）更换时间评定
必须表明在按照本规定附录A的第A27.4条提供的更换时间内发生灾难性疲劳破坏的概率为极小可能的。
(d）破损安全评定
下列各项适用于破损安全评定：
(1）必须表明按照本规定附录A的第A27.4条提供的检查程序，所有的局部破坏都是易于可检的。
(2）按照本条(d)款(1)项的要求，必须确定从任一局部破坏成为易于可检的时间到这种局部破坏扩展至剩余结构强度降低到仍能承受限制载荷或者最大可达载荷（两者中取较小值）的时间间隔。
(3）必须表明按照本条(d)款(2)项确定的时间间隔相对于本规定附录A的第A27.4条提供的检查间隔和有关的检查程序足够长，以便提供足够大的监测概率，以保证灾难性破坏的概率为极小可能的。
(e）更换时间和破损安全评定的组合
构件可按照本条(c)款和(d)款的组合情况作评定。对于这类构件，必须表明按照本规定附录A的第A27.4条提供的经批准的更换时间、检查间隔和有关程序相组合，其灾难性破坏的概率为极小可能的。
第27.573条　复合材料旋翼航空器结构的损伤容限和疲劳评定
(a）每一申请人必须按照本条(d)款的损伤容限标准评定复合材料旋翼航空器结构，除非申请人证实因受几何形状、可检查性和良好的设计实践的限制，进行损伤容限评定不切实际。如果申请人证实因受几何形状、可检查性和良好的设计实践的限制进行损伤容限评定不切实际，申请人必须按照本条(e)款进行疲劳评定。
(b）用于确定本条符合性的方法必须提交局方并被接受。
(c）定义
(1）灾难性失效，是指可能阻碍继续安全飞行和着陆的事件。
(2）主要结构件（PSE），是指对承受飞行或者地面载荷起重要作用，且其失效可能导致旋翼航空器灾难性失效的结构元件。
(3）威胁评估，是指详细说明损伤的位置、类型和尺寸的一种评估，它考虑疲劳、环境影响、内在和离散缺陷，以及在制造和使用过程中可能发生的冲击或者其他意外损伤。
(d）损伤容限评定
(1）每一申请人必须表明，考虑了内在或者离散制造缺陷或者意外损伤情况下，通过对复合材料PSE和其他零件的强度、细节设计点和制造技术的损伤容限评定，在旋翼航空器使用寿命期或者规定的检查间隔内，避免了因静载荷和疲劳载荷导致的灾难性失效。在强度和疲劳评定中，每一申请人必须考虑材料和工艺随环境条件变化的影响。每一申请人必须评定包括机体、主/尾旋翼传动系统、主/尾旋翼桨叶和桨毂、旋翼操纵、固定和可动操纵面、发动机和传动装置安装、起落架在内的PSE，以及局方认为关键的其他零件、细节设计点和制造技术。每一损伤容限评定必须包括：
(ⅰ）确定所有的PSE；
(ⅱ）需要进行飞行和地面载荷测试，为所有PSE，在本规定第27.309条要求的整个设计限制范围内（包括高度影响）的所有临界情况下，确定载荷或者应力，但机动载荷系数不必超过使用中预期的最大值；
(ⅲ）以本条(d)款(1)项(ⅱ)目确定的载荷或者应力为基础的、与使用中预期的载荷谱一样严重的载荷谱，包括外挂载荷运行（如果适用）和有高扭矩情况的其他运行；
(ⅳ）对规定损伤位置、类型和尺寸的所有PSE的威胁评估，考虑疲劳、环境影响、内在和离散缺陷，以及在制造或者使用过程中可能发生的冲击或者其他偶然损伤（包括偶然损伤的离散源）；
(ⅴ）对所有PSE的剩余强度和疲劳特性评估，以支持本条(d)款(2)项确定的更换时间和检查间隔。
(2）每一申请人必须为所有PSE确定更换时间、检查、或者其他程序，以要求在灾难性失效前修理或者更换损伤的零件。这些更换时间、检查或者其他程序必须包含在本规定第27.1529条要求的持续适航文件的适航限制章节中。
(ⅰ）PSE的更换时间必须通过试验或者试验支持的分析确定，且必须表明结构能承受使用中预期的变幅重复载荷。在确定这些更换时间时，必须考虑下列因素：
(A）本条(d)款(1)项(ⅳ)目要求在威胁评估中确定的损伤；
(B）最大的可接受制造缺陷和使用损伤（即那些没有将剩余强度降低到极限设计载荷以下的和那些可被修理恢复极限强度的）；
(C）施加重复载荷后的极限载荷强度能力。
(ⅱ）必须确定PSE的检查间隔，在本条(d)款(1)项(ⅳ)目要求的威胁评估中确定的可能因疲劳或其他使用原因发生的任何损伤扩展到该部件不能维持要求的剩余强度能力前，发现该损伤。在确定这些检查间隔时，必须考虑下列因素：
(A）通过试验或者由试验支持的分析确定的、在使用中预期的重复载荷作用下的损伤扩展率，包括不扩展；
(B）考虑损伤类型、检查间隔、损伤可检性以及损伤检查所用技术后确定的假定损伤所要求的剩余强度，要求的最小剩余强度是限制载荷；
(C）在达到最小剩余强度并恢复到极限载荷能力前，检查是否能检测到损伤扩展，或者该部件是否被要求更换。
(3）当验证最大假定损伤尺寸和检查间隔时，每一申请人必须考虑损伤对所有PSE的刚度、动态特性、载荷以及功能性能的影响。
(e）疲劳评定
如果申请人确定在几何形状、检查能力或者好的设计实践限制范围内，本条(d)款规定的损伤容限评定不切实际，申请人必须对该特定复合材料旋翼航空器结构进行疲劳评定，并且：
(1）确定在疲劳评定中考虑的所有PSE；
(2）确定在疲劳评定中考虑的所有PSE的损伤类型；
(3）建立补充程序，使得与本条(d)款确定的损伤相关的灾难性失效的风险最小；
(4）将这些补充程序纳入本规定第27.1529条要求的持续适航文件的适航限制章节中。
D章 设计与构造
第一节 一般规定
第27.601条　设计
(a）旋翼航空器不得有经验表明是危险的或者不可靠的设计特征或者细节。
(b）每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验来确定。
第27.602条　关键零部件
(a）关键零部件是指其失效可能造成旋翼航空器灾难性后果，并且必须控制其已确定的关键特性以保证所需完整性水平的零部件。
(b）如果型号设计包含关键零部件，则应该建立关键零部件清单。应制定程序以定义关键设计特性，确定影响关键设计特性的工艺和符合《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR–21）有关质量保证要求的必要的设计、工艺更改控制方法。
第27.603条　材料
其损坏可能对安全性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：
(a）建立在经验或者试验的基础上；
(b）符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中所采用的强度和其他特性；
(c）考虑使用中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。
第27.605条　制造方法
(a）采用的制造方法必须能始终生产出完好的结构。如果某种制造工艺（如胶接、点焊或者热处理）需要严格控制才能达到此目的，则该工艺必须按照经批准的工艺规范执行。
(b）旋翼航空器的每种新的制造方法必须通过试验大纲予以证实。
第27.607条　紧固件
(a）其脱落可能危及旋翼航空器安全运行的每个可拆卸的螺栓、螺钉、螺母、销钉或者其他紧固件必须装有两套独立的锁定装置。紧固件及其锁定装置不得受到与具体安装相关的环境条件的不利影响。
(b）使用过程中经受转动的任何螺栓都不得采用自锁螺母，除非在自锁装置外还采用非摩擦锁定装置。
第27.609条　结构保护
每个结构零件必须满足下列要求：
(a）有适当的保护，以防止使用中由于任何原因而引起强度降低或者丧失，这些原因中包括：
(1）气候；
(2）腐蚀；
(3）磨损。
(b）在需要防止腐蚀、易燃或者有毒液体聚积的部位，要有通风和排泄措施。
第27.610条　闪电和静电防护
(a）旋翼航空器必须具有防止闪电引起的灾难性后果的保护措施。
(b）对于金属组件，可用下列措施之一表明符合本条(a)款的要求：
(1）该组件合适地电搭接到机体上；
(2）该组件设计成不致因闪击而危及旋翼航空器。
(c）对于非金属组件，可用下列措施之一表明符合本条(a)款的要求：
(1）该组件的设计使闪击的后果减至最小；
(2）具有可接受的分流措施，将产生的电流分流而不致危及旋翼航空器。
(d）防止闪电和静电的电搭接和保护措施必须符合下列要求：
(1）使静电荷的积聚减至最小；
(2）使采用了正常预防措施的机组成员、旅客、服务和维修人员遭到电击的危险减至最小；
(3）在正常和故障情况下，在具有接地的电气系统的旋翼航空器上，都要设有电回流通道；
(4）使静电对主要电气和电子设备工作的影响减至可接受的水平。
第27.611条　检查措施
对每个具有下列要求之一的部件，必须有进行仔细检查的措施：
(a）周期性检查；
(b）按基准和功能进行调整；
(c）润滑。
第27.613条　材料的强度性能和设计值
(a）材料的强度性能必须以足够的符合标准的材料试验为依据，在统计的基础上制定设计值。
(b）设计值的选择必须使结构因材料的变化而引起破坏的概率极小。除本条(d)款和(e)款所规定的外，必须通过选取保证材料强度具有下述概率的设计值来表明对本款的符合性：
(1）对所施加载荷最终分布于某部件中的单个元件的情况，若该元件的破坏将导致部件结构完整性的丧失，则应保证99%的概率及95%的置信度；
(2）对超静定结构，若单个元件的破坏将导致所施加的载荷安全地分配到其他承载元件上，则应保证90％的概率及95％的置信度。
(c）结构的强度、细节设计和制造，必须使灾难性疲劳破坏的概率减至最小，特别是在应力集中处。
(d）设计值必须是经局方认可的材料技术标准或者手册中的数值，或者是经局方认可的其他数值。
(e）如果在使用前对每个单独项目取样进行试验从而对材料加以选择，并确定该特定项目的真实强度特性达到或者超过设计中使用的数值，则可采用其他设计值。
第27.619条　特殊系数
(a）对于每个结构零件，如果属于下列任一情况，则采用本规定第27.621条至第27.625条中规定的特殊系数。
(1）其强度不易确定；
(2）在正常更换前，其强度在使用中很可能降低；
(3）由于下述原因之一，其强度发生显著变化：
(ⅰ）制造工艺不稳定；
(ⅱ）检验方法不稳定。
(b）对于应用本规定第27.621条至第27.625条系数的每个零件，本规定第27.303条中规定的安全系数必须乘以下列任一特殊系数：
(1）本规定第27.621条至第27.625条中规定的适用的特殊系数；
(2）任何其他系数，它大到足以保证零件由于本条(a)款中所述的不稳定因素而引起强度不足的概率为极小可能的。
第27.621条　铸件系数
(a）通用要求
除制定铸件质量控制所必需的规定外，还必须采用本条(b)款和(c)款中规定的系数、试验和检验，并且检验必须符合经批准的规范。除作为液压或者其他流体系统零件而要进行充压试验的铸件和不承受结构载荷的铸件外，本条(c)款和(d)款适用于任何结构铸件。
(b）支承应力和支承面
本条(c)款和(d)款中规定的铸件支承应力和支承面，其铸件系数按照下列规定：
(1）不论对铸件采用何种检验方法，对于支承应力，取用的铸件系数不必超过1.25；
(2）当零件的支承系数大于铸件系数时，对该零件的支承面不必采用铸件系数。
(c）关键铸件
对于其损坏将妨碍旋翼航空器继续安全飞行和着陆或者导致严重伤害乘员的每个铸件，采用下列规定：
(1）每个关键铸件必须满足下列要求：
(ⅰ）具有不小于1.25的铸件系数；
(ⅱ）100%接受目视、射线和磁粉（适于磁性材料）或者渗透（适于非磁性材料）检验，或者经批准的等效检验方法的检验。
(2）对于铸件系数小于1.50的每个关键铸件，必须用3个铸件试件进行静力试验，并表明满足下列要求：
(ⅰ）在对应于铸件系数为1.25的极限载荷作用下，满足本规定第27.305条的强度要求；
(ⅱ）在1.15倍限制载荷作用下，满足本规定第27.305条的变形要求。
(d）非关键铸件
除本条(c)款中规定的铸件外，对于其他铸件，采用下列规定：
(1）除本条(d)款(2)项和(3)项规定的情况外，铸件系数和相应的检验必须符合下表：
铸件系数 检 验
等于或者大于2.0 100%目视
小于2.0大于1.5 100%目视，以及磁粉检验（铁磁性材料）、渗透检验（非铁磁性材料）或者经批准的等效检验方法。
1.25至1.50 100%目视，和磁粉检验（铁磁性材料）、渗透检验（非铁磁性材料），以及射线检验或者经批准的等效检验方法。
(2）如果已制定质量控制程序并经批准，本(d)款(1)项规定的非目视检验的铸件百分比可以减少；
(3）对于按照技术条件采购的铸件（该技术条件确保铸件材料的机械性能，并规定按抽样原则从铸件上切取试件进行试验来证实这些机械性能），规定如下：
(ⅰ）可以采用1.0的铸件系数；
(ⅱ）必须按照本条(d)款(1)项中铸件系数为“1.25至1.50”的规定进行检验，并按照本条(c)款(2)项进行试验。
第27.623条　支承系数
(a）除本条(b)款规定的情况外，每个有间隙（自由配合）并承受撞击或者振动的零件，必须有足够大的支承系数，以计及正常的相对运动的影响。
(b）对于规定有更大特殊系数的零件，不必采用支承系数。
第27.625条　接头系数
对于每个接头（用于连接两个构件的零件或者端头）采用下列规定：
(a）未经限制载荷和极限载荷试验（试验时在接头和周围结构内模拟实际应力状态）证实其强度的每一接头，接头系数至少取1.15，这一系数必须用于下列各部分：
(1）接头本体；
(2）连接件；
(3）被连接构件上的支承部位。
(b）下列情况不必采用接头系数：
(1）按照经批准的工艺方法制成，并有全面的试验数据为依据的接合（如金属板连续接合、焊接和木质件中的嵌接）；
(2）任何采用更大特殊系数的支承面。
(c）对于每个整体接头，一直到截面特性成为其构件典型截面为止的部分，必须作为接头处理。
(d）每一座椅、卧铺、担架、安全带和肩带以及与结构的连接装置，其结构应通过分析、试验或者二者的组合表明能承受本规定第27.561条(b)款(3)项中所规定的系数乘以1.33所产生的惯性载荷。
第27.629条　颤振
旋翼航空器的每个气动力面在各种可用速度和功率状态下，不得发生颤振。
第二节 旋　　翼
第27.653条　旋翼桨叶的卸压和排水
(a）每片旋翼桨叶必须满足下列要求：
(1）有卸掉内部压力的装置；
(2）设置排水孔；
(3）设计成能防止水在它里面聚集。
(b）本条(a)款(1)项和(2)项不适用于能承受在使用中预期出现的最大压力差的密封旋翼桨叶。
第27.659条　质量平衡
(a）针对下列情况的需要，旋翼和桨叶必须进行质量平衡：
(1）防止过大振动；
(2）防止在直到最大前飞速度的任何速度下发生颤振。
(b）必须验证质量平衡装置的结构完整性。
第27.661条　旋翼桨叶间隙
旋翼桨叶与结构其他部分之间，必须有足够的间隙，以防止在任何工作状态下桨叶碰撞结构的任何部分。
第27.663条　防止“地面共振”的措施
(a）防止“地面共振”措施的可靠性必须由分析和试验或者可靠的使用经验予以表明，或者由分析或者试验来表明单一措施的故障或者失效也不会引起“地面共振”。
(b）必须确定防止“地面共振”措施的阻尼作用在使用中可能的变化范围，并且在进行本规定第27.241条要求的试验时予以验证。
第三节 操纵系统
第27.671条　通用要求
(a）每个操纵机构和操纵系统必须操作简便、平稳和确切，并符合其功能。
(b）每个飞行操纵系统的每个元件必须在设计上采取措施或者带有醒目的永久性标记，使能导致操纵系统功能不正常的任何装配错误的概率减至最小。
第27.672条　增稳系统、自动和带动力的操纵系统
如果增稳系统或者其他自动或者带动力的操纵系统的功能对于表明满足本规定飞行特性要求是必要的，则这些系统必须符合本规定第27.671条和下列规定：
(a）在增稳系统或者任何其他自动或者带动力的操纵系统中，对于如驾驶员未察觉会导致不安全结果的任何失效，必须设置警告系统，该系统应在预期的飞行条件下无需驾驶员注意即可向驾驶员发出清晰可辨的警告。警告系统不得直接驱动操纵系统。
(b）增稳系统或者任何其他自动或者带动力的操纵系统的设计，必须允许驾驶员能对失效采取初步对策，而无需特殊的驾驶技巧或者体力，采取的对策可以是用正常方式移动飞行操纵器件来超越失效，也可以是断开失效的系统。
(c）必须表明，增稳系统或者任何其他自动或者带动力的操纵系统发生任何单个失效后，符合下列规定：
(1）当失效或者功能不正常发生在批准的使用限制内的任何速度或者高度上时，旋翼航空器仍能安全操纵；
(2）在旋翼航空器飞行手册中规定的实际使用的飞行包线（例如速度、高度、法向加速度和旋翼航空器的形态）内，仍能满足本规定所规定的操纵性和机动性要求；
(3）配平和稳定特性不会降低至允许继续安全飞行和着陆所必须的水平以下。
第27.673条　主飞行操纵系统
主飞行操纵系统是驾驶员用来直接操纵旋翼航空器的俯仰、横滚、偏航和垂直运动的系统。
第27.674条　交连的操纵装置
每个主飞行操纵系统必须能在任何交连的辅助操纵装置出现故障、失效或者卡滞后保证安全飞行和着陆，并且能独立进行操作。
第27.675条　止动器
(a）每个操纵系统都必须有确实限制驾驶员操纵机构运动范围的止动器。
(b）每个止动器在系统中的布置必须使操纵行程的范围不受到下列因素的明显影响：
(1）磨损；
(2）松动；
(3）松紧调节。
(c）每个止动器必须能承受相应于操纵系统设计情况下的载荷。
(d）每一片主旋翼桨叶应符合下列规定：
(1）必须有符合桨叶设计要求的止动器，以限制桨叶绕其铰链的行程；
(2）必须采取措施避免桨叶在旋翼起动和停转过程之外的任何运转期间撞击下止动器。
第27.679条　操纵系统锁
若旋翼航空器装有用于在地面或者水面上锁闭操纵系统的装置，则必须有措施以满足下列要求：
(a）当锁锁住时，应给驾驶员以无误的警告；
(b）防止该锁在飞行中锁闭。
第27.681条　限制载荷静力试验
(a）必须按照下列规定进行试验，来表明满足本规定限制载荷的要求：
(1）试验载荷的方向应在操纵系统中产生最严重的受载状态；
(2）应包括每个接头、滑轮及将系统连接到主结构上的支座。
(b）对作角运动的操纵系统接头，必须用分析或者单独载荷试验表明满足特殊系数的要求。
第27.683条　操作试验
必须通过操作试验表明，当在驾驶舱用相当于该系统所规定的载荷加载于操纵系统来操作操纵机构时，此系统不会出现下列情况：
(a）卡阻；
(b）过度摩擦；
(c）过度变形。
第27.685条　操纵系统的细节设计
(a）各操纵系统的每个细节必须设计成能防止因货物、乘客、松散物或者水汽凝冻引起的卡阻、摩擦和干扰。
(b）驾驶舱内必须有措施防止外来物进入可能卡住操纵系统的部位。
(c）必须有措施防止钢索或者管子拍击其他零件。
(d）钢索系统必须按照下列要求进行设计：
(1）钢索、钢索接头、松紧螺套、编结接头和滑轮必须是可接受的型式；
(2）钢索系统的设计，必须在各种使用情况和温度变化下，在整个行程范围内防止钢索张力产生危险的变化；
(3）在任一主操纵系统中，不得使用直径小于2.4毫米（3/32英寸）的钢索；
(4）滑轮的型式和尺寸必须与所配用的钢索相适应，采用的滑轮钢索组合和强度值必须符合局方的有关规定；
(5）滑轮必须有防止钢索滑脱或者缠结的保护装置；
(6）滑轮必须尽量贴近钢索通过的平面，以防止钢索摩擦滑轮的凸缘；
(7）安装导引件而引起的钢索方向变化不得超过3°；
(8）在操纵系统中需受载或者活动的U形夹销钉，不得仅使用开口销保险；
(9）连接到有角运动零件上的松紧螺套的安装，必须能确实防止在整个行程范围内发生卡滞；
(10）必须有措施能对每个导引件、滑轮、钢索接头和松紧螺套进行目视检查。
(e）对于作角运动的操纵系统接头，用做支承的最软材料的极限支承强度，必须有下列特殊系数：
(1）对于除了具有滚珠和滚柱轴承的接头外的其他推－拉系统接头取3.33；
(2）对于钢索系统接头取2.0。
(f）操纵系统接头的硬度不得超过制造商规定的滚珠和滚柱轴承的静态非布氏硬度额定值。
第27.687条　弹簧装置
(a）其损坏会引起颤振或其他不安全特性的每个操纵系统弹簧装置必须是可靠的。
(b）必须用模拟使用条件的试验来表明符合本条(a)款所提出的要求。
第27.691条　自转操纵机构
每个主旋翼的桨距操纵机构，在发动机失效后，必须能迅速进入自转状态。
第27.695条　动力助力和带动力操作的操纵系统
(a）如果采用动力助力或者带动力操作的操纵系统，在万一发生下列任一失效时，备用系统必须立即起作用，以保证继续安全飞行和着陆：
(1）系统动力部分中任何单一失效；
(2）全部发动机失效。
(b）每个备用系统可以是双套动力部分，或者一个人工操纵的机械系统，该动力部分包括动力源（如液压泵）以及阀门、管路和作动筒等。
(c）必须考虑机械部件（如活塞杆和连杆）的损坏及动力缸的卡阻，除非它们极不可能发生。
第四节 起落架
第27.723条　减震试验
起落架的着陆惯性载荷系数及储备能量吸收能力，必须分别用本规定第27.725条和第27.727条规定的试验来验证。这些试验必须用完整的旋翼航空器或者用由机轮、轮胎和缓冲器按它们原有关系构成的组合件来进行。
第27.725条　限制落震试验
限制落震试验必须按照下列规定进行：
(a）落震高度必须符合下列情况之一：
(1）起落架最低点离地面330毫米（13英寸）；
(2）任一不小于203毫米（8英寸）的较小高度，此高度能使下降接地速度等于在正常无动力着陆接地时很可能出现的最大可能的下沉速度。
(b）如果考虑旋翼升力的话，则必须把本规定第27.473条(a)款中所规定的旋翼升力，通过适当的能量吸收装置或者采用有效质量引入落震试验。
(c）每个起落架必须模拟从其吸收能量的观点来看是最严重的着陆情况的姿态进行试验。
(d）当采用有效质量来表明满足本条(b)款的规定时，可采用下面的公式取代更合理的计算：


式中：
为落震试验中使用的有效重量（公斤（磅））。
，用于主起落架（公斤（磅）），等于旋翼航空器处于最危险姿态时，作用于该起落架上的静反作用力。当把主机轮反作用力与旋翼航空器重心之间的力臂考虑进去时，可采用合理的方法计算主起落架的静反作用力。
，用于前起落架（公斤（磅）），等于假定旋翼航空器的质量集中在重心上，并产生向下1.0g和向前0.25g的力时，作用在前轮上的静反作用力的垂直分量。
，用于尾轮（公斤（磅）），等于下列情况中的较大值：
(1)当旋翼航空器支撑在所有机轮上时，尾轮所受的静重量；
(2)假定旋翼航空器的质量集中在重心上，以最大抬头姿态着陆并产生向下1.0g的力时，尾轮所受的地面反作用力的垂直分量；
h为规定的自由落震高度（毫米（英寸））；
L为假定的旋翼升力与旋翼航空器重力之比；
d为轮胎（充以规定的压力）受撞击时的压缩量加上轮轴相对于落震质量位移的垂直分量（毫米（英寸））；
n为限制惯性载荷系数；
为落震试验中所用的质量受到撞击时达到的载荷系数（即落震试验中所记录到的用g表示的加速度dv／dt加1.0）。
第27.727条　储备能量吸收落震试验
储备能量吸收落震试验必须按照下列规定进行：
(a）落震高度必须是本规定第27.725条(a)款所规定值的1.5倍；
(b）旋翼升力，其考虑方式类似于本规定第27.725条(b)款的规定，不得超过该条允许的升力的1.5倍；
(c）起落架必须经受此试验而不破坏。前起落架、尾轮或者主起落架的构件不能将旋翼航空器支撑在正常姿态，或者除起落架和外部附件之外的旋翼航空器结构撞击着陆地面，即视为起落架发生破坏。
第27.729条　收放机构
对于装有可收放起落架的旋翼航空器，应符合下列规定：
(a）载荷
起落架收放机构、起落架舱门和支承结构，必须按照下列载荷设计：
(1）起落架在收上位置时，在任一机动情况下出现的载荷；
(2）直到起落架收放最大设计空速的任何空速下，起落架收放过程中出现的摩擦载荷、惯性载荷和空气载荷的组合；
(3）直到起落架处于伸展时，最大设计空速的任何空速下，起落架在放下位置时出现的飞行载荷，包括偏航飞行载荷。
(b）起落架锁
必须具有可靠措施将起落架保持在放下位置。
(c）应急操作
当使用手动以外方式操作起落架时，必须有应急措施，用于在发生下列情况之一时放下起落架：
(1）正常收放系统中任何合理可能的失效；
(2）任何单个液压源、电源或者等效能源的失效。
(d）操作试验
必须通过操作试验来表明收放机构的功能正常。
(e）位置指示器
当起落架锁在极限位置时，必须有位置指示器通知驾驶员。
(f）操纵机构
收放操纵机构的布置和操作必须符合本规定第27.777条和第27.779条的要求。
(g）起落架警告装置
必须具有音响或者等效的起落架警告装置，当旋翼航空器处于正常着陆状态而起落架没有完全放下和锁住时，它将连续警告。警告装置必须具有人工切断功能，并且当旋翼航空器不再处于着陆状态时，警告系统必须能自动复原。
第27.731条　机轮
(a）每个起落架的机轮必须经过批准。
(b）每个机轮的最大静载荷额定值，不得小于如下情况对应的地面静反作用力：
(1）最大重量；
(2）临界重心位置。
(c）每个机轮的最大限制载荷额定值，必须不小于按本规定适用的地面载荷要求确定的最大径向限制载荷。
第27.733条　轮胎
(a）每个起落架机轮的轮胎必须符合下列要求：
(1）与机轮的轮缘正确地配合；
(2）符合额定值。

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