交通运输部

中华人民共和国交通运输部令
2025年第8号


《正常类旋翼航空器适航规定》已于2025年11月21日经第28次部务会议通过，现予公布，自2026年1月1日起施行。

部长（签名章）
2025年11月27日


正常类旋翼航空器适航规定
目 录

A章 总则
B章 飞行
第一节 一般规定
第二节 性能
第三节 飞行特性
第四节 地面和水面操纵特性
第五节 其他飞行要求
C章 强度要求
第一节 一般规定
第二节 飞行载荷
第三节 操纵面和操纵系统载荷
第四节 地面载荷
第五节 水载荷
第六节 主要部件要求
第七节 应急着陆情况
第八节 疲劳评定
D章 设计与构造
第一节 一般规定
第二节 旋翼
第三节 操纵系统
第四节 起落架
第五节 浮筒和船体
第六节 载人和装货设施
第七节 防火
第八节 外挂物
第九节 其他
E章 动力装置
第一节 一般规定
第二节 旋翼传动系统
第三节 燃油系统
第四节 燃油系统部件
第五节 滑油系统
第六节 冷却
第七节 进气系统
第八节 排气系统
第九节 动力装置的操纵机构和附件
第十节 动力装置的防火
F章 设备
第一节 一般规定
第二节 仪表：安装
第三节 电气系统和设备
第四节 灯
第五节 安全设备
G章 使用限制和资料
第一节 一般规定
第二节 使用限制
第三节 标记和标牌
第四节 旋翼航空器飞行手册和批准的手册资料
H章 附则
附录A 持续适航文件
附录B 直升机仪表飞行适航准则
附录C A类旋翼航空器准则
附录D HIRF环境和设备HIRF试验水平



正常类旋翼航空器适航规定

A章 总 则
第27.1条　适用范围
(a）本规定规定了颁发和更改最大重量等于或者小于3,180公斤（7,000磅）且其乘客座位数不大于9座的正常类旋翼航空器型号合格证的适航要求。
(b）按照《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR–21）的规定申请正常类旋翼航空器型号合格证或者申请对该合格证进行更改的申请人，必须表明符合本规定的适用要求。
(c）多发旋翼航空器可以按照A类进行型号合格审定，但必须符合本规定附录C的要求。
第27.2条　特别追溯要求
(a）对于2003年8月1日以后制造的各旋翼航空器，申请人必须表明每个乘员座椅均装有满足本条(a)款(1)项、(a)款(2)项和(a)款(3)项要求的安全带和肩带。
(1）每个乘员座椅必须具有一套单点脱扣的组合式安全带和肩带。每个驾驶员的组合式安全带和肩带必须允许驾驶员在系上安全带和肩带就座时能够完成飞行操作所有必需的功能。安全带和肩带不使用时必须有措施将其固定，以免妨碍旋翼航空器的操作和应急情况下的快速撤离。
(2）必须用安全带加上能防止头部与任何伤害性物体碰撞的肩带，保护每个乘员免受严重的头部损伤。
(3）在适用的情况下，安全带和肩带必须满足旋翼航空器型号合格审定基础规定的静强度和动强度要求。
(4）对本条而言，旋翼航空器制造日期按照下列方式之一确定：
(ⅰ）反映旋翼航空器完工并满足局方批准的型号设计资料的验收检查记录或者等效记录的日期；
(ⅱ）外国适航当局证明该旋翼航空器完工并颁发初始标准适航证或者等效文件的日期。
(b）对于2002年8月1日之前确定型号合格审定基础的旋翼航空器：
(1）只要申请人表明符合2002年8月1日施行的本规章所有适航要求，其最大乘客座位可以增加至8座或者9座。
(2）只要符合下列要求之一，其最大重量可以增加至2,730公斤（6,000磅）以上：
(ⅰ）增加后的乘客座位数不超出2002年8月1日审定的最大数量；
(ⅱ）申请人表明符合至2002年8月1日有效的本规章所有适航要求。
B章 飞 行
第一节 一般规定
第27.21条　证明符合性的若干规定
本章的每项要求，在申请合格审定的载重状态范围内，对重量和重心的每种相应组合，均必须得到满足。证实时必须按照下列规定：
(a）用申请合格审定的该型号旋翼航空器进行试验，或者根据试验结果进行与试验同等准确的计算；
(b）如果由所检查的各种组合不能合理地推断其符合性，则应对重量与重心的每种预期的组合进行系统的检查。
第27.25条　重量限制
(a）最大重量
最大重量（表明符合本规定每项适用要求的最重重量）必须这样制定：
(1）不大于：
(ⅰ）申请人选定的最重重量；
(ⅱ）设计最大重量（表明符合本规定每项适用的结构载荷情况的最重重量）；
(ⅲ）表明符合本规定每项适用的飞行要求的最重重量；
(ⅳ）用来演示本规定第27.87条或者第27.143条(c)款(1)项的最重重量，或者其组合，如果无法满足这些条款所规定的重量和使用条件（高度和温度）；
(2）不小于下述各项之和：
(ⅰ）按照本规定第27.29条确定的空机重量；
(ⅱ）相应于装满商载时的可用燃油重量；
(ⅲ）全部滑油重量；
(ⅳ）对各个座位，乘员重77公斤（170磅）或者申请合格审定要求的任一较轻重量。
(b）最小重量
最小重量（表明符合本规定每项适用要求的最轻重量）必须这样制定：
(1）不大于下述各项之和：
(ⅰ）按照本规定第27.29条确定的空机重量；
(ⅱ）使用旋翼航空器所必需的最小机组的重量，假定每一成员的重量不大于77公斤（170磅），或者申请人选定的或者包括在载重说明书中的任一较轻重量。
(2）不小于：
(ⅰ）申请人选定的最轻重量；
(ⅱ）设计最小重量（表明符合本规定每项适用的结构载荷情况的最轻重量）；
(ⅲ）表明符合本规定每项适用的飞行要求的最轻重量。
(c）带有可抛放外挂载重的总重
如满足下列要求，对于任何旋翼航空器的载重组合，带有可抛放外挂载重的旋翼航空器总重可以制定成大于依据本条(a)款所制定的最大重量：
(1）旋翼航空器的载重组合不包括有人外挂载重；
(2）按照本规定第27.865条或者等效的运行标准，用于外挂运行的结构件已得到批准；
(3）总重中大于按照本条(a)款制定的最大重量的部分仅由可抛放外挂载重的全部或者部分重量组成；
(4）按重量增加超过本条(a)款规定的重量而引起的载荷和应力增加的状态来表明旋翼航空器的结构部件符合本规定适用的结构要求；
(5）使用总重大于本条(a)款制定的最大合格审定重量的旋翼航空器，应受适当的使用限制，该限制要符合本规定第27.865条(a)款和(d)款的要求。
第27.27条　重心限制
重心前限、重心后限及横向重心极限（如果是临界的），必须按照本规定第27.25条中规定的每一重量来制定。其极限不得超过：
(a）申请人选定的极限；
(b）证明结构符合要求所使用的极限；
(c）表明符合每项适用的飞行要求的极限。
第27.29条　空机重量和相应的重心
(a）空机重量与相应的重心必须根据无机组人员和有效载重的旋翼航空器称重来确定，但应装有：
(1）固定配重。
(2）不可用燃油。
(3）全部工作液体，包括：
(ⅰ）滑油；
(ⅱ）液压油；
(ⅲ）除了发动机因喷液要求的水以外，旋翼航空器系统正常工作所需的其他液体。
(b）在确定空机重量时，旋翼航空器的状态必须是明确定义的并易于再现，特别是关于燃油、滑油、冷却剂和所装设备的重量。
第27.31条　可卸配重
在表明符合本章的飞行要求时，可采用可卸配重。
第27.33条　主旋翼转速和桨距限制
(a）主旋翼转速限制
主旋翼转速范围必须这样制定：
(1）有动力时，提供足够的余量以适应在任何适当的机动中所发生的旋翼转速的变化，并与所使用的调速器或者同步器的类型相协调；
(2）无动力时，在申请合格审定要求的整个空速和重量范围内，可以完成各种适当的自转机动飞行。
(b）正常的主旋翼高桨距限制（有动力）
除直升机需要有本条(e)款规定的主旋翼低转速警告外，对于旋翼航空器，必须表明在有动力且不超过批准的发动机最大极限时，在任何验证过的飞行状态下，不会出现主旋翼转速明显低于批准的最小主旋翼转速。必须用下述任一种方法来保证：
(1）安装适当的主旋翼高桨距限制器；
(2）旋翼航空器的固有特性保证主旋翼很不可能出现不安全的低转速；
(3）以适当的措施将主旋翼的不安全转速警告驾驶员。
(c）正常的主旋翼低桨距限制（无动力）
当无动力作用时，必须表明：
(1）在重量和空速的最临界组合条件下的任何自转飞行状态，主旋翼正常低桨距极限应保证有足够的旋翼转速；
(2）不需要特殊的驾驶技巧就可以防止旋翼超转。
(d）应急高桨距
如果按照本条(b)款(1)项的要求安置有主旋翼高桨距限制器，而且不可能无意地超过限制器，则可设有可供应急使用的附加桨距。
(e）直升机主旋翼低转速警告
对于各种单发直升机和当一台发动机故障时，如果没有一种经批准的使工作的发动机自动地增加功率的装置的各种多发直升机，必须有满足下述要求的主旋翼低转速警告指示：
(1）在所有飞行状态，包括有动力和无动力飞行，当主旋翼的转速接近于可能危及飞行安全值时，必须向驾驶员提供警告指示；
(2）可以通过直升机固有的空气动力特性或者用一种装置提供警告；
(3）在所有情况下，警告指示必须清晰明了，并与所有其他警告指示有明显的区别，仅用要求驾驶舱内机组人员给予注意的目视警告装置是不可接受的；
(4）如果采用警告装置，在修正低转速状态后，此装置必须能自动停止工作并且复原。如果此装置具有音响警告，则还必须有一种装置，以供驾驶员在修正低转速状态前，用手动清除音响警告。
第二节 性 能
第27.45条　通用要求
(a）除非另有规定，在静止空气和标准大气下，必须满足本章性能要求。
(b）性能必须与特定外界大气条件、特定飞行状态和本条(d)款或者(e)款规定的相对湿度下的发动机可用功率相对应。
(c）可用功率必须相应于发动机功率（不能超过批准功率）减去：
(1）安装损失；
(2）在特定外界大气条件及特定飞行状态下，由附件和服务设施所消耗的功率。
(d）对于活塞发动机的旋翼航空器，因发动机功率的影响，飞行性能必须建立在标准大气相对湿度为80%的基础上。
(e）对于涡轮发动机的旋翼航空器，因发动机功率的影响，飞行性能必须建立在下述相对湿度的基础上：
(1）在等于和低于标准温度时，相对湿度为80%；
(2）在等于和高于标准温度加28℃（50℉）时，相对湿度为34%。在标准和标准加28℃这两个温度之间，相对湿度必须为线性变化。
(f）对于涡轮发动机的旋翼航空器，必须提供一种方法，以使驾驶员在起飞前确定每台发动机能够输出为达到本章规定的旋翼航空器飞行性能所必需的功率。
第27.49条　最小使用速度时的性能
(a）对于直升机：
(1）在申请合格审定所要求的重量、高度和温度范围内，悬停升限必须按照下列条件确定：
(ⅰ）起飞功率；
(ⅱ）起落架放下；
(ⅲ）直升机在地面效应范围内，与正常起飞程序相一致的高度上。
(2）按照本条(a)款(1)项确定的悬停升限，必须至少：
(ⅰ）对于活塞发动机直升机，在标准大气和最大重量时为1,200米（4,000英尺）；
(ⅱ）对于涡轮发动机直升机，在标准温度加22℃（40℉）和最大重量时为760米压力高度（2,500英尺）。
(3）无地效悬停性能必须使用起飞功率，在申请合格审定所要求的重量、高度和温度范围内确定。
(b）对于除直升机外的旋翼航空器，在最小使用速度下的稳定爬升率必须在申请合格审定所要求的重量、高度和温度范围内，按照下列条件确定：
(1）起飞功率；
(2）起落架放下。
第27.51条　起飞
以起飞功率和转速、最临界重心、重量从海平面最大重量到本条所涵盖的每一高度上申请起飞合格审定的重量进行起飞：
(a）从标准海平面条件到申请起飞和着陆合格审定最大高度的整个高度范围内，不得要求特殊的驾驶技巧或者特别有利的条件。
(b）起飞方式，必须确保如果一台发动机失效，在飞行航迹的任一点都能安全着陆。这必须演示到申请起飞和着陆合格审定的最大高度或者2,100米（7,000英尺）密度高度中的较小值。
第27.65条　爬升：全发工作
(a）对于除直升机外的旋翼航空器：
(1）在VY时的稳定爬升率，必须按照下列条件确定：
(ⅰ）每台发动机用最大连续功率；
(ⅱ）起落架收起；
(ⅲ）申请合格审定的各种重量、高度和温度。
(2）按照本条(a)款(1)项所确定的爬升率爬升时，其爬升梯度必须是下述二者之一：
(ⅰ）如果申请合格审定范围内的每一重量、高度和温度，要确定起飞和爬越15米（50英尺）的障碍物所需的水平距离，则爬升梯度至少为1﹕10；
(ⅱ）在标准海平面条件下，爬升梯度至少为1﹕6。
(b）直升机必须满足下列要求：
(1）VY必须按照下列条件确定：
(ⅰ）在标准海平面条件；
(ⅱ）最大总重；
(ⅲ）每台发动机用最大连续功率。
(2）稳定爬升率必须在下列条件下确定：
(ⅰ）申请人选定的爬升速度等于或者低于VNE；
(ⅱ）从海平面直到申请合格审定的最大高度范围内；
(ⅲ）与本条(b)款(2)项(ⅱ)目所规定的和申请合格审定高度范围相应的各种重量和温度；
(ⅳ）每台发动机用最大连续功率。
第27.67条　爬升：一台发动机不工作（OEI）
对于多发直升机，以速度VY（或者以最小下降率时的速度）的稳定爬升（或者下降）率必须按照下列条件确定：
(a）最大重量；
(b）临界发动机不工作且其余发动机为下列之一：
(1）最大连续功率，对于申请使用30分钟一台发动机不工作（OEI）功率合格审定的直升机，还要求30分钟一台发动机不工作（OEI）功率；
(2）对于申请使用连续一台发动机不工作（OEI）功率合格审定的直升机，连续一台发动机不工作（OEI）功率。
第27.71条　自转性能
对于单发直升机和不满足《运输类旋翼航空器适航规定》（CCAR–29）A类发动机隔离要求的多发直升机，其最小下降率的空速和最佳下滑角的空速必须由下列条件的自转来确定：
(a）最大重量；
(b）申请人选定的旋翼转速。
第27.75条　着陆
(a）旋翼航空器必须具有如下着陆性能：没有过大的垂直加速度，没有弹跳、前翻、地面打转、前后振动及水面打转的倾向，不需特殊驾驶技巧或者特别有利的条件，并且：
(1）由申请人选定，并与该旋翼航空器型号相适应的进近或者自转速度。
(2）进近和着陆按照下列情况进行：
(ⅰ）对于单发旋翼航空器，无动力，从稳定自转状态进入；
(ⅱ）对于多发旋翼航空器，一台发动机不工作（OEI），剩余发动机在批准的使用限制内，从已建立的一台发动机不工作（OEI）进近状态进入。
(b）多发旋翼航空器，在正常运行中，全部动力失效后，必须能安全着陆。
第27.87条　高度-速度包线
(a）如果存在高度与前飞速度（包括悬停）的任何组合，在本条(b)款适用功率丧失的情况下不能安全着陆，则必须就下述全部范围制定极限高度-速度包线（包括全部有关资料）：
(1）高度
从标准海平面状态到旋翼航空器所能达到的最大高度或者2,100米（7,000英尺）密度高度，取小者。
(2）重量
从海平面最大重量到申请人选定的本条(a)款(1)项涵盖的每一高度的重量。对于直升机，在海平面高度以上的重量不能小于最大重量或者无地效悬停允许的最重重量，取轻者。
(b）适用功率丧失条件：
(1）对单发直升机，完全自转。
(2）对于多发直升机，一台发动机不工作（OEI）（发动机隔离特性保证剩余的发动机继续工作），剩余发动机在批准的限制范围，并且在批准的外界温度和压力高度最临界组合状态下，所能提供的最小安装规格功率。批准的外界温度和压力高度最临界组合对应2,100米（7,000英尺）密度高度或者该直升机所能达到的最大高度中的较小者。
(3）对于其他旋翼航空器，适合于该型号的情况。
第三节 飞行特性
第27.141条　通用要求
旋翼航空器必须满足下列要求：
(a）除在适用条款中另有特殊要求外，在下列情况下满足本章飞行特性要求：
(1）在经批准的工作高度和温度条件下；
(2）在申请合格审定的重量和重心范围内的任一临界载重状态；
(3）有动力飞行时，在申请合格审定的任一速度、功率和旋翼转速状态；
(4）无动力飞行时，在申请合格审定的任一速度和旋翼转速状态，此状态在操纵系统符合批准的安装说明和容限下是能达到的。
(b）对这类型号的任何可能的使用情况下，包括下列使用情况，不要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力，并且没有超过限制载荷系数的危险，便能保持任何需要的飞行状态，以及从任一飞行状态平稳地过渡到任何其他飞行状态：
(1）满足《运输类旋翼航空器适航规定》（CCAR–29）A类发动机隔离要求的多发旋翼航空器，一台发动机突然失效；
(2）其他旋翼航空器，全部发动机突然失效；
(3）本规定第27.695条规定的整个操纵系统突然失效。
(c）如果申请夜间或者仪表飞行合格审定，则要具有夜间或者仪表飞行所要求的任何附加特性。对直升机仪表飞行的要求见本规定附录B。
第27.143条　操纵性和机动性
(a）在下列过程中，旋翼航空器必须能够安全地操纵和机动：
(1）稳定飞行；
(2）适用该型号的任何机动飞行，包括：
(ⅰ）起飞；
(ⅱ）爬升；
(ⅲ）平飞；
(ⅳ）转弯飞行；
(ⅴ）自转；
(ⅵ）着陆（有动力和无动力）；
(ⅶ）从中断自转进场到恢复有动力飞行。
(b）周期变距操纵余量在下列情况下必须能够在VNE时提供满意的滚转和俯仰操纵：
(1）临界重量；
(2）临界重心；
(3）临界旋翼转速；
(4）无动力（除演示表明符合本条(f)款的直升机外）和有动力。
(c）必须确定所有方位情况下从0到至少8.74米／秒（17节）的风速，在此风速下，旋翼航空器在下列情况下，能够在地面或者近地面处进行与其型号相适应的任何机动飞行（如侧风起飞、侧飞与向后飞），而不丧失操纵：
(1）高度，从标准海平面条件，到旋翼航空器所能达到的最大起飞和着陆高度或者2,100米（7,000英尺）密度高度，取小值，以
(ⅰ）临界重量；
(ⅱ）临界重心；
(ⅲ）临界旋翼转速；
(2）对起飞和着陆高度大于2,100米（7,000英尺）密度高度，以
(ⅰ）申请人选定的重量；
(ⅱ）临界重心；
(ⅲ）临界旋翼转速。
(d）必须确定所有方位情况下从0到至少8.74米／秒（17节）的风速，在此风速下，旋翼航空器在下列情况下，能够无地效飞行而不丧失操纵：
(1）申请人选定的重量；
(2）临界重心；
(3）申请人选定的旋翼转速；
(4）高度，从标准海平面条件到旋翼航空器所能达到的最大起飞和着陆高度。
(e）在(1)满足运输A类发动机隔离要求的多发旋翼航空器中的一台发动机失效后，或者(2)其他旋翼航空器全部发动机失效后，当发动机失效发生在最大连续功率和临界重量时，旋翼航空器在申请合格审定的速度和高度全部范围内，必须是可以操纵的。在发动机失效后的任何情况下，修正动作的滞后时间不得小于如下规定：
(ⅰ）对巡航状态为1秒或者驾驶员正常的反应时间（取大值）；
(ⅱ）对任何其他状态为驾驶员正常反应时间。
(f）对于按照本规定第27.1505条(c)款制定的VNE（无动力）的直升机，必须在下列条件下，以临界重量、临界重心和临界旋翼转速演示：
(1）在有动力VNE时，最后一台工作的发动机不工作后，直升机必须能安全地减速到无动力VNE，且不需要特殊的驾驶技巧；
(2）在速度为1.1VNE（无动力）时，周期变距操纵余量必须允许在无动力的情况下能提供满意的滚转和俯仰操纵。
第27.151条　飞行操纵
(a）纵向、横向、航向和总距操纵不得出现过大的启动力、摩擦力和预载。
(b）操纵系统的各种力和活动间隙不得妨碍旋翼航空器对操纵系统输入的平稳和直接的响应。
第27.161条　配平操纵
配平操纵：
(a）在以任何合适速度平飞时，任一稳定的纵向、横向和总距操纵力必须配平至零。
(b）不得引起操纵力梯度有任何不希望的不连续。
第27.171条　稳定性：通用要求
在预期的长时间正常运行中，在任何正常的机动飞行期间，旋翼航空器的飞行不应使驾驶员有过分的疲劳和紧张。在演示时必须至少做三次起落。
第27.173条　纵向静稳定性
(a）纵向操纵必须这样设计：为获得小于配平速度的空速，操纵杆必须向后运动。而为了获得大于配平速度的空速，操纵杆必须向前运动。
(b）在申请合格审定的整个高度范围内，在本规定第27.175条(a)款至(d)款中规定的机动飞行期间，油门和总距保持不变的状态下，操纵杆位置与空速的关系曲线斜率必须是正的。然而，在局方确认可接受的有限的飞行条件或者运行模式下，如果旋翼航空器拥有的飞行特性，允许驾驶员，在不需要特殊的驾驶技巧或者警觉条件下，便能将空速保持在设定配平空速的±9.26千米/小时（5节）范围内，操纵杆的位置与速度的关系曲线的斜率可以是中立的或者负的。
第27.175条　纵向静稳定性演示
(a）爬升
纵向静稳定性必须在下列条件，速度从VY–18.52千米/小时（10节）到VY+18.52千米/小时（10节），爬升状态下表明：
(1）临界重量；
(2）临界重心；
(3）最大连续功率；
(4）起落架收起；
(5）旋翼航空器在VY配平。
(b）巡航
纵向静稳定性必须在下列条件，速度以0.8VNE–18.52千米/小时（10节）至0.8VNE+18.52千米/小时（10节），或者VH小于0.8VNE时，从VH–18.52千米/小时（10节）至VH+18.52千米/小时（10节），巡航状态下表明：
(1）临界重量；
(2）临界重心；
(3）以0.8VNE或者VH平飞所需的功率，取小值；
(4）起落架收起；
(5）旋翼航空器配平在0.8VNE或者VH，取小值。
(c）VNE
纵向静稳定性必须在下列条件，速度从VNE–37.04千米/小时（20节）至VNE，表明：
(1）临界重量；
(2）临界重心；
(3）VNE–18.52千米/小时（10节）平飞功率或者最大连续功率，取小值；
(4）起落架收起；
(5）旋翼航空器配平在VNE–18.52千米/小时（10节）。
(d）自转
纵向静稳定性必须在以下自转状态下表明：
(1）速度从最小下降率速度–18.52千米/小时（10节）到最小下降率速度+18.52千米/小时（10节）
(ⅰ）临界重量；
(ⅱ）临界重心；
(ⅲ）起落架放下；
(ⅳ）旋翼航空器配平在最小下降率速度。
(2）速度从最佳下滑角速度–18.52千米/小时（10节）到最佳下滑角速度+18.52千米/小时（10节）
(ⅰ）临界重量；
(ⅱ）临界重心；
(ⅲ）起落架收起；
(ⅳ）旋翼航空器配平在最佳下滑角速度。
第27.177条　航向静稳定性
(a）航向操纵须按照如下方式工作：在本规定第27.175条(a)款、(b)款和(c)款中规定的配平状态，油门杆和总距保持不变的情况下，随航向操纵输入引起的旋翼航空器运动感觉和运动方向应与脚蹬运动方向一致。在侧滑角到以下值中较小值时，侧滑角必须随着航向操纵量的稳定增加而增加：
(1）从配平速度在小于最小下降率速度27.78千米/小时（15节）时的25度侧滑角，线性变化到配平速度在VNE时的10度侧滑角；
(2）按照本规定第27.351条建立的稳定下滑角；
(3）申请人选定的，对应于至少0.1g侧向力的侧滑角；
(4）最大航向操纵输入所获得的侧滑角。
(b）当航空器接近侧滑极限时，伴随着侧滑必须有足够的提示警示驾驶员。
(c）按本条(a)款规定的方式机动过程中，侧滑角与航向操纵位置之间的关系曲线，在配平周围小的角度范围内可以是负斜率，前提是在不需要特殊的驾驶技巧或者警觉条件下，就可以保持所需要的航向。
第四节 地面和水面操纵特性
第27.231条　通用要求
旋翼航空器必须具有良好的地面和水面操纵特性，包括在使用中预期的任一工作状态下不得有不可操纵的倾向。
第27.235条　滑行条件
旋翼航空器必须设计得能承受当旋翼航空器在正常使用中可以合理预期到的最粗糙地面上滑行时的载荷。
第27.239条　喷溅特性
如果申请水上使用的合格审定，在滑行、起飞或者着水期间，不得有遮蔽驾驶员视线及危及旋翼、螺旋桨或者旋翼航空器其他部件的喷溅。
第27.241条　“地面共振”
在地面旋翼转动时，旋翼航空器不得发生危险的振荡趋势。
第五节 其他飞行要求
第27.251条　振动
在每一种合适的速度和功率状态下，旋翼航空器的每一个部件必须没有过度的振动。
C章 强度要求
第一节 一般规定
第27.301条　载荷
(a）强度的要求用限制载荷（使用中预期的最大载荷）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，所规定的空气载荷、地面载荷和水载荷必须与计及旋翼航空器每一质量项目的惯性力相平衡，这些载荷的分布必须接近或者偏保守地反映真实情况。
(c）如果在载荷作用下的变位会显著改变外部载荷或者内部载荷的分布，则必须考虑这种重新分布。
第27.303条　安全系数
除非另有规定，安全系数必须取1.5。此系数适用于外部载荷和惯性载荷，除非应用它得到的内部应力是过分保守的。
第27.305条　强度和变形
(a）结构必须能承受限制载荷而无有害的或者永久的变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得影响安全运行。
(b）结构必须能承受极限载荷而不破坏，此要求必须用下述任一方法表明：
(1）在静力试验中，施加在结构上的极限载荷至少保持3秒钟；
(2）模拟真实载荷作用的动力试验。
第27.307条　结构验证
(a）必须表明结构对计及其使用环境的每一临界受载情况均满足本章的强度和变形要求。只有经验表明结构分析的方法（静力或者疲劳）对某种结构是可靠的情况下，对这种结构才可采用分析的方法，否则必须进行验证载荷试验。
(b）为满足本章的强度要求所做的试验必须包括：
(1）旋翼、旋翼传动系统和旋翼操纵系统的动力及耐久试验；
(2）包括操纵面在内的操纵系统的限制载荷试验；
(3）操纵系统的操作试验；
(4）飞行应力测量试验；
(5）起落架落震试验；
(6）用于新的或者非常规设计特点所要求的任何附加试验。
第27.309条　设计限制
为表明满足本章的结构要求，必须制定下列数据和限制：
(a）设计最大重量；
(b）有动力和无动力时主旋翼的转速范围；
(c）在本条(b)款规定的范围内，对应主旋翼每一转速下的最大前飞速度；
(d）最大后飞和侧飞速度；
(e）与本条(b)款、(c)款和(d)款所规定的限制相对应的重心极限；
(f）每一动力装置和每一相连接的旋转部件之间的转速比；
(g）正的和负的限制机动载荷系数。
第二节 飞行载荷
第27.321条　通用要求
(a）必须假定飞行载荷系数垂直旋翼航空器的纵轴，并且与作用在旋翼航空器重心上的惯性载荷系数大小相等、方向相反。
(b）对以下情况必须表明满足本章的飞行载荷要求：
(1）从设计最小重量到设计最大重量的每一重量；
(2）在旋翼航空器飞行手册使用限制内，可调配载重的任何实际分布。
第27.337条　限制机动载荷系数
旋翼航空器必须按下述规定之一设计：
(a）从正限制机动载荷系数3.5到负限制机动载荷系数–1.0的范围；
(b）任一正限制机动载荷系数不得小于2.0，负限制机动载荷系数不得大于–0.5，但：
(1）需用分析和飞行试验表明超过所选取系数的概率为极小可能的；
(2）所选取系数对在设计最大重量和设计最小重量之间的每一重量情况均是适当的。
第27.339条　合成限制机动载荷
假设由限制机动载荷系数得到的载荷，作用在每个旋翼桨毂中心和每个辅助升力面上，并且载荷方向和在各旋翼和各辅助升力面间的分配应能代表包括具有最大设计前进比的有动力和无动力飞行在内的每一临界机动情况。此前进比是旋翼航空器飞行速度在桨盘平面的分量与旋翼桨叶的桨尖速度之比，用下式表示：

式中：
V：沿飞行航迹的空速（米／秒）；
α：桨距不变轴在对称平面内的投影和飞行航迹垂线间的夹角（弧度，轴指向后为正）；
Ω：旋翼的角速度（弧度／秒）；
R：旋翼半径（米）。
第27.341条　突风载荷
旋翼航空器必须设计成能承受包括悬停在内的每个临界空速下由9.14米／秒（30英尺／秒）的垂直突风产生的载荷。
第27.351条　偏航情况
(a）旋翼航空器必须设计成能承受由本条(b)款和(c)款规定的机动飞行载荷，同时满足下列条件：
(1）对重心处的不平衡气动力矩，由考虑的主要质量提供的反作用惯性力以合理的或者保守的方式相平衡；
(2）主旋翼最大转速。
(b）为了产生本条(a)款所要求的载荷，在由0到0.6VNE的前飞速度下，旋翼航空器作无偏航非加速飞行时：
(1）将驾驶舱内方向操纵器件突然移动到由操纵止动器或者由本规定第27.397条(a)款规定的驾驶员最大作用力所限制的最大偏转；
(2）达到最终侧滑角或者90°，二者中取小值；
(3）将方向操纵器件突然返回到中立位置。
(c）为了产生本条(a)款所要求的载荷，在由0.6VNE到VNE或者VH（二者中取小值）的前飞速度下，旋翼航空器作无偏航非加速飞行时：
(1）将驾驶舱内方向操纵器件突然移动到由操纵止动器或者由本规定第27.397条(a)款规定的驾驶员最大作用力所限制的最大偏转；
(2）在VNE或者VH中较小的速度下，达到最终侧滑角或者15°，二者中取小值；
(3）将本条(b)款(2)项和(c)款(2)项的侧滑角直接随速度变化；
(4）将方向操纵器件突然返回到中立位置。
第27.361条　发动机扭矩
发动机限制扭矩不得小于下列数值：
(a）对于涡轮发动机，其限制扭矩不得小于下列中的最大值：
(1）最大连续功率时的平均扭矩乘以1.25；
(2）本规定第27.923条所要求的扭矩；
(3）本规定第27.927条所要求的扭矩；
(4）因故障或者结构损坏（如压气机卡滞）引起的发动机突然停车而产生的扭矩。
(b）对于活塞发动机，其限制扭矩不得小于最大连续功率时的平均扭矩乘以下列系数：
(1）对于有5个或者5个以上汽缸的发动机，为1.33；
(2）对于有4个、3个、2个汽缸的发动机，分别为2、3和4。
第三节 操纵面和操纵系统载荷
第27.391条　通用要求
各辅助旋翼、固定的或者可动的安定面或者操纵面和用于任何飞行控制的各操纵系统，必须满足本规定第27.395条、第27.397条、第27.399条、第27.411条和第27.427条的要求。
第27.395条　操纵系统
(a）从驾驶员操纵部位至操纵止动器的各操纵系统零件必须设计成能承受不小于下述规定的驾驶员作用力：
(1）在本规定第27.397条中规定的驾驶员限制作用力；
(2）如果操纵系统使驾驶员不致于对该系统施加驾驶员限制作用力，则驾驶员作用力就是该系统允许驾驶员所施加的最大力，但此力不小于本规定第27.397条中规定的0.6倍。
(b）各主操纵系统及其支承结构，必须按照下列设计：
(1）操纵系统必须承受本规定第27.397条中规定的驾驶员限制作用力所产生的载荷。
(2）除本条(b)款(3)项外，当使用带动力作动筒操纵或者动力助力操纵时，系统还必须承受每个正常赋能动力装置，包括任何单个动力助力器或者作动筒系统故障的输出力所产生的载荷。
(3）如果系统设计或者正常操作载荷使得系统的某一部分不能平衡本规定第27.397条中规定的驾驶员限制作用力，那么系统的这一部分必须设计成能承受在正常使用中所能获得的最大载荷。在任何情况下，最小设计载荷必须对服役使用中包括计及疲劳、卡滞、地面突风、操纵惯性和摩擦载荷等情况下提供可靠的系统，在缺少合理分析的情况下，由0.6倍规定的驾驶员限制作用力产生的载荷是可接受的最小设计载荷。
(4）如果由于卡滞、地面突风、操纵惯性或者摩擦等原因可能超过上述操作载荷，则应承受本规定第27.397条中规定的驾驶员限制作用力而不屈服。
第27.397条　驾驶员限制作用力和扭矩
(a）除本条(b)款规定外，驾驶员限制作用力按照下述规定：
(1）脚操纵：578牛（130磅）；
(2）杆式操纵：前、后为445牛（100磅），侧向为298牛（67磅）。
(b）对于风门、调整片、安定面、旋翼刹车和起落架操纵机构，下述规定适用（R：半径，毫米（英寸））：
(1)手柄、轮式和杆式操纵机构：

但不小于222牛（50磅），手操纵不大于445牛（100磅），脚操纵不大于578牛（130磅），力作用于操纵运动平面20°范围内的任何角度上。
(2）旋转操纵：356R牛-毫米（80R英寸-磅）。
第27.399条　双操纵系统
各双主飞行操纵系统必须设计成能承受本规定第27.395条规定的驾驶员作用力的0.75倍所产生的载荷，其操纵力按下述方向作用：
(a）相反方向；
(b）同一方向。
第27.411条　地面间隙：尾桨保护装置
(a）在正常着陆时，尾桨不得接触着陆表面。
(b）当采用尾桨保护装置来满足本条(a)款时，则：
(1）对保护装置必须制定适当的设计载荷；
(2）尾桨保护装置及其支撑结构必须设计成能承受该设计载荷。
第27.427条　非对称载荷
(a）水平尾翼及其支撑结构必须设计成能承受由偏航和旋翼尾流影响与规定的飞行情况相组合所产生的非对称载荷。
(b）为了满足本条(a)款的设计准则，在缺乏更合理资料的情况下，必须同时满足：
(1）对称飞行情况下最大载荷的100％作用在对称面一侧的水平尾翼上，而另一侧不加载荷。
(2）对称飞行情况下最大载荷的50％作用于对称面每一侧的水平尾翼上，但方向相反。
(c）对于水平尾翼支撑在垂直尾翼上的尾翼布局，垂直尾翼及其支撑结构必须按分别考虑每一种规定的飞行情况下所产生的垂直尾翼载荷和水平尾翼载荷的组合进行设计。必须按在水平尾翼和垂直尾翼上获得最大设计载荷来选择这些飞行情况。在缺乏更合理资料情况下，水平尾翼的非对称载荷分布必须假定为本条所规定的分布。
第四节 地面载荷
第27.471条　通用要求
(a）载荷和平衡
对于限制地面载荷，采用下述规定：
(1）在本章着陆情况下得到的限制地面载荷，必须看成是作用在假定为刚体的旋翼航空器结构上的外部载荷；
(2）在规定的每一着陆情况中，外部载荷必须以合理的或者偏保守的方式与平动和转动惯性载荷相平衡。
(b）临界重心
必须在申请合格审定的重心范围内选择临界重心，使每一起落架元件获得最大设计载荷。
第27.473条　地面受载情况和假定
(a）对规定的着陆情况，必须采用不小于最大重量的设计最大重量。可以假定在整个着陆撞击期间旋翼升力通过重心，且不得超过设计最大重量的三分之二。
(b）除非另有说明，对于所规定的每一着陆情况，旋翼航空器必须按照限制载荷系数设计。此系数不小于本规定第27.725条中所证实的限制惯性载荷系数。
第27.475条　轮胎和缓冲器
除非另有说明，对于所规定的每一着陆情况，必须假定轮胎处于它的静态位置及缓冲器处于它的最临界位置。
第27.477条　起落架的布置
本规定第27.235条、第27.479条至第27.485条和第27.493条适用于重心后有两个机轮而重心前有一个或者多个机轮的起落架。
第27.479条　水平着陆情况
(a）姿态
在本条(b)款规定的各受载情况下，假定旋翼航空器处于下述水平着陆姿态中的每个姿态：
(1）所有机轮同时触地的姿态；
(2）后轮触地，前轮稍离地面的姿态。
(b）受载情况
旋翼航空器必须按照下述着陆受载情况设计：
(1）按照本规定第27.471条施加的垂直载荷；
(2）按照本条(b)款(1)项施加的载荷与不小于作用在机轮上的垂直载荷的25%的阻力载荷相组合；
(3）如果有两个前机轮，则按照本条(b)款(1)项和(b)款(2)项施加在机轮上的载荷按40﹕60的比例分配。
(c）俯仰力矩
假定俯仰力矩用下述方式平衡：
(1）在本条(a)款(1)项姿态下，用前起落架平衡；
(2）在本条(a)款(2)项姿态下，用转动惯性力平衡。
第27.481条　机尾下沉着陆情况
(a）假定旋翼航空器处于它的各部分距地面间隙所允许的最大抬头姿态。
(b）在此姿态下，假定地面载荷垂直地面。
第27.483条　单轮着陆情况
对于单轮着陆情况，假定旋翼航空器处于水平姿态，并有一个后轮触地。在此姿态下：
(a）垂直载荷必须与按照本规定第27.479条(b)款(1)项得到的那侧载荷相同；
(b）不平衡的外部载荷必须由旋翼航空器的惯性力平衡。

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