T/AOPA 0002-2023 轻型运动飞机技术要求

ICS：49.020

CCS：V04

团体标准

T/AOPA0002—2023

轻型运动飞机技术要求

Technicalrequirementsforlightsportaircraft

2023-01-16发布2023-01-16实施

中国航空器拥有者及驾驶员协会发布

T/AOPA0002-2023

目次

前言........................................................................................................................................................................II

引言.......................................................................................................................................................................III

1范围.....................................................................................................................................................................1

2规范性引用文件................................................................................................................................................1

3术语、定义和符号............................................................................................................................................1

3.1术语和定义.....................................................................................................................................................1

3.2符号..................................................................................................................................................................2

4一般要求............................................................................................................................................................2

5详细要求............................................................................................................................................................3

5.1飞行..................................................................................................................................................................3

5.2结构..................................................................................................................................................................7

5.3设计和构造...................................................................................................................................................17

5.4动力装置.......................................................................................................................................................20

5.5设备...............................................................................................................................................................22

5.6使用限制和资料...........................................................................................................................................24

附录A（资料性）简化设计原则及可行性方法..............................................................................................30

I

T/AOPA0002-2023

前言

本文件按照GB/T1.1-2020《标准化工作导则第1部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定

起草。

本文件由中国航空器拥有者及驾驶员协会（AircraftOwnersandPilotsAssociationofChina，以下

简称中国AOPA）提出、制定、发布、解释并组织实施。

本文件起草单位：中国特种飞行器研究所、中国航空器拥有者及驾驶员协会。

本文件主要起草人：刘翀、张峰、唐勇、陶威、吴晓东、李继雄、刘宗强、曾奎、穆媛、熊伟、

王雪明、庞成龙、陆鹏、杨宵云、田钧、王根辉、田瑞、康培芳、万蓉。

II

T/AOPA0002-2023

引言

针对我国轻型运动飞机的发展现状和发展情况，参考ASTM-F2245-16c《轻型运动飞机设计与性能

规范》等ASTM系列标准和CCAR-23-R3/R4《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》等相关

标准，基于国内工业发展水平分析基础上，广泛调研，结合国外成熟标准，制定适用于中国国情的轻型

运动飞机技术要求，用以指导工业方开展设计，并指导轻型运动飞机的技术审查。

本文件规定了轻型运动飞机的一般要求和飞行、结构、设计和构造、动力装置、设备、使用限制和

资料等安全性设计要求。

本文件是中国AOPA组织、实施和保障轻型运动飞机技术规定的基本依据，是所有自愿认同本文件

的机构、个人共同遵守的技术规定，也可作为认可本标准的研究机构开展相关领域研究的依据。

III

T/AOPA0002-2023

轻型运动飞机技术要求

1范围

本文件规定了轻型运动飞机的一般要求和飞行、结构、设计和构造、动力装置、设备、使用限制和

资料等安全性设计要求。

本文件适用于轻型运动飞机。

2规范性引用文件

下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，

仅该日期对应的版本适用于本文件；不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本

文件。

CCAR-23-R3正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定

ASTMF2316轻型运动飞机机体应急降落伞的标准规范

ASTMF2339轻型运动飞机活塞火花点火发动机设计和制造规范

ASTMF2506轻型运动飞机螺旋桨设计与试验规范

ASTMF2538轻型运动飞机活塞压燃发动机的设计和制造规范

ASTMF2840轻型运动飞机电动推进装置的设计和制造规范

3术语、定义和符号

3.1术语和定义

下列术语和定义适用于本文件。

3.1.1

电力推进装置electricpropulsionunit(EPU)

任何电动马达和用于向电动飞行器提供推力的所有的相关设备。

3.1.2

能源存储设备energystorageequipment(ESD)

作为电力推进装置的一部分（EPU），用来存储能量。典型的能量存储设备包括但不限于电池、燃

料电池、或电容器等。

3.1.3

轻型运动飞机lightsportaircraft

a）最大起飞重量：

1）陆上飞机不超过700kg。

2）水上飞机不超过750kg。

b）包括飞行员在内的最大座位数不超过2座。

c）配单台活塞式发动机或电动发动机。

d）在海平面标准大气条件下，最大连续功率状态下最大平飞速度不超过222km/h校正空速；在

最大起飞重量和临界重心位置，最大失速速度不超过90.7km/h校正空速。

e）如果具有座舱，座舱为非增压座舱。

f）固定式起落架。

g）限制在昼间目视飞行规则运行。

1

T/AOPA0002-2023

h）定距或者桨距可地面调节的螺旋桨。

3.2符号

下列符号适用于本文件。

AR——展弦比

b——机翼展长

CG——重心

CL——飞机升力系数

Cm——力矩系数（相对于c/4点而言，抬机头为正）

Cm0——零升力力矩系数

Cn——法向系数

c——弦长

g——重力加速度

n——载荷系数

nj——机轮载荷系数

n1——飞机正限制机动载荷系数

n2——飞机负限制机动载荷系数

n3——VC时飞机正限制突风载荷系数

n4——VC时飞机负限制突风载荷系数

ρ——空气密度

q——动压

S——机翼面积

V——翼空速

VA——设计机动速度

VC——设计巡航速度

VCmin——最小设计巡航速度

VD——设计俯冲速度

VDF——演示俯冲速度

VDmin——最小设计俯冲速度

VF——设计襟翼速度

VFE——最大襟翼展态速度

VFmin——最小设计襟翼速度

VH——以最大连续功率平飞的最大速度

VNE——不可超越速度

VO——使用机动速度

Vs——飞机失速速度或尚可操纵的最小稳态飞行速度

VS1——特定构型下的失速速度或最小稳态飞行速度

VSO——着陆形态下的失速速度或最小稳态飞行速度

VX——最佳爬升角的速度

VY——最佳爬升率的速度

W——最大起飞重量或最大设计重量

WE——最大空重

Wu——最小有效载荷

WZWF——机翼零燃油最大重量

4一般要求

轻型运动飞机应符合下列一般要求：

a）轻型运动飞机应具有飞行性能安全性，主要包括失速速度、起飞性能、爬升性能、着陆性能、

2

T/AOPA0002-2023

中断着陆性能等。

b）轻型运动飞机机体结构及典型运动机构应具有结构安全性，主要包括机翼、尾翼、操纵系统、

起落架等。

c）轻型运动飞机系统、设备应具有系统安全性，主要包括动力装置、电气系统、仪表等。

5详细要求

5.1飞行

5.1.1总则

5.1.1.1符合性验证

符合性验证需符合下列要求：

a）在最临界的重量和重心构型下，均应满足以下每项要求（除非另有说明，否则应考虑从失速速

度到VDF或给定构型所允许最大速度的整个速度范围。）：

1）VDF可以小于等于VD。

2）VNE应小于等于0.9VDF并且大于等于1.1VC。此外，VNE应大于等于VH。

b）在飞行试验过程中以下偏差是可接受的。

1）重量：+5%，−10%。

2）受重量影响的临界项目：+5%，−1%。

3）重心：整个范围的±7%。

5.1.1.2载重分布限制

载重分布限制需符合下列要求：

a）最小有效载荷Wu，应大于等于以下总和：飞机每个座位上乘客的体重为86kg，加上消耗物的

重量，例如以速度VH飞行1h所需的燃油。消耗率应根据具体使用过程的试验结果获得。

b）应确定最小飞行重量。

c）应确定空机重心、重心前限、重心后限。

d）在安装和标识都正确的前提下，固定式或可卸配重可以单独或同时使用。

e）在安装和标识都正确的前提下，可以使用多个能源存储设备（ESD）。

5.1.1.3螺旋桨速度和桨距限制

螺旋桨的构型不得使发动机超过生产制造商确定的正常条件下的安全运行限制。在起飞、初始爬升

或以0.9VH飞行期间，发动机处于最大油门位置，螺旋桨应限制发动机转速，使之不超过最大发动机转

速。在规定的“不可超越速度VNE”下收回油门下滑时，螺旋桨不会引起发动机转速高于最大连续转速

的110％。

5.1.2性能

5.1.2.1概述

所有性能要求均适用于国际民航组织标准大气条件中规定的静止空气和海平面条件。速度以指示空

速（IAS）和校正空速（CAS）的形式给出。

5.1.2.2失速速度

2

机翼水平失速速度VSO、Vs应通过以减速率不大于0.5m/s、油门关闭、最大起飞重量和最不利重心

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T/AOPA0002-2023

状态下的飞行试验来确定。

5.1.2.3起飞

在飞机最大起飞重量，全油门情况下，以下各项须使用正常起飞程序测量：

a）飞机在最低等级跑道上起飞，离地之前的滑跑距离。

b）以至少1.3VS1的爬升速度越过15m障碍所用的距离。

注：用于正常起飞的程序，包括襟翼位置，应在飞行员操作手册中明确规定。

5.1.2.4爬升

以最大起飞重量，襟翼位于飞行员操作手册中规定的用于爬升的位置，油门全开：

a）速度为VY时的爬升率应超过1.6m/s。

b）速度为VX时的爬升梯度应超过1/12。

5.1.2.5着陆

应在油门关闭、襟翼放下的着陆过程中，确定以下各项：

a）飞机以速度1.3VSO、从高于着陆表面15m处到飞机着陆并完全停止所需的着陆距离。

b）合理刹车（如果装有）时的地面滑跑距离。

5.1.2.6中断着陆

飞机从速度1.3VSO中断着陆决定复飞，在施加最大油门后的5s内，应能获得超过1/30的爬升梯度。

如果可以在较短的时间内安全收起襟翼，且没有高度损失和突然的姿态变化，则襟翼可以收起。

5.1.3操纵性和机动性

5.1.3.1概述

操纵性和机动性应按下列条件确定：

a)在正常使用主操纵器件，进行起飞、爬升、平飞（巡航）、俯冲（至速度VDF或者至被考核构

型所允许的最大速度）、进近、着陆（带动力或不带动力，襟翼收起或放下）时，飞机都应具

有安全的操纵性和机动性。

b)所有飞行状态间都应能平稳过渡，不得超过表1所示的飞行员操纵力。

表1飞行员操纵力

俯仰滚转偏航

序号施加在操纵机构上的力

NNN

1短暂作用（小于两分钟）---

2驾驶杆200100-

3驾驶盘（作用于轮缘）200100-

4方向舵脚蹬--400

5持续作用2323110

c)在襟翼正常的操纵速度范围（VSO至VFE）内收放襟翼时，能够保持操纵控制。

d)在速度降为VSO前，可进行横向操纵、航向操纵和纵向操纵。

5.1.3.2纵向操纵

纵向操纵按下列条件确定：

a）当飞机尽可能配平至1.3VS1稳定飞行后，飞机应能在1.1VS1和1.3VS1之间的任何速度都有可能

使机头下俯，以便使空速很快增加到至少1.3VS1。在所有可能的构型下，飞机都应具备这种

特性，包括发动机在最大油门或慢车状态进行低头控制。

4

T/AOPA0002-2023

b）飞机的纵向操纵力应随着机动载荷系数的增加而增加。

c）干净构型下飞机重心位于重心后限时，为获得机动载荷系数的正限值（n1）所需施加的操纵力

不得低于70N。飞行中测量操纵力的增量时，应从n=1的初始配平状态算起，该状态空速为

收起襟翼构型下的校正失速速度的2倍。

d）如果飞行试验不能演示机动载荷系数n1，那么最小操纵力应与演示的最大载荷系数n1D成比例，

并满足公式（1）：

n1

1D（）

fmin70()………1

n11

式中：

fmin——最小操纵力，（N）。

n1D——最大载荷系数。

n1——机动载荷系数的正限值。

5.1.3.3航向和横向操纵

航向和横向操纵按下列条件确定：

a）在下列状态中，飞机能够从30°横滚角的定常转弯中滚过60°进入反向转弯：

1）从开始滚转起，在5s内完成，此时配平速度尽可能接近1.3VS1、襟翼在起飞位置、发动

机为最大起飞功率。

2）从开始滚转起，在4s内完成，此时配平速度尽可能接近1.3VS0、襟翼在放下位置、发动

机慢车。

b）无论襟翼收起或放下，快速进入或改出最大交叉控制侧滑状态时，都不应导致不可控的飞行特

性。

c）横向和航向操纵力都不应随舵面偏度的增加而反效。

5.1.3.4纵向静稳定性

纵向静稳定性按下列条件确定：

a）无论飞机是最大或最小重量，重心位于前限还是后限，飞机都能演示其能在爬升、巡航、着陆

进场等构型下的配平和稳定飞行。

b）在最临界功率设置和重心组合下，速度从1.1VS1至相应的构型最大允许速度，纵向稳定性都应

是正的。

c）应演示飞机具有能够从以下状态恢复到原配平状态的趋势：

1）从配平状态推杆增速后，纵向操纵力缓慢解除。

2）从配平状态拉杆减速后，纵向操纵力缓慢减除。

d）飞机应用以下几种设定功率及构型的配平飞行演示来表明本节的符合性：

1）爬升（襟翼在预期的合理位置，最大连续功率）。

2）巡航（襟翼收起，75%最大连续功率）。

3）进场着陆（襟翼完全放下，发动机慢车）。

e）当恢复到配平稳定飞行的过程中时，飞机应：

1）不能减速至低于失速速度VSl。

2）不能超过VNE或者相对应构型的最大允许速度。

3）任何长周期振荡的幅值逐渐减小。

5.1.3.5横航向静稳定性

5

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横航向静稳定性按下列条件确定：

a）在方向舵和副翼固持下，对于滚转和偏航轴，飞机须能够保持配平状态。

b）在临界功率和重心组合情况下，速度从1.2VS1直到所试验的状态下的最大允许速度范围之内，

飞机具有正的横航向静稳定特性。

c）航向静稳定性用方向舵松浮时，由飞机从侧滑中改出的趋势来表示。

d）横向静稳定性用副翼松浮时，由飞机从侧滑中恢复到机翼水平姿态的趋势来表示。

e）飞机在以下襟翼和功率设定进行配平稳定飞行时，应表明对该节的符合性：

1）爬升（襟翼在给定的合理位置，最大连续功率）。

2）巡航（襟翼收起，75%最大连续功率）。

3）进场着陆（襟翼完全放下，发动机慢车）。

5.1.3.6动稳定性

在合理的速度范围内（1.1VS1到飞行员操作手册里规定的最大允许速度）的任何振荡，其振幅应是

衰减的。

5.1.3.7机翼水平失速

在所有重量和重心组合条件下，当飞机从失速进入和改出时，应能用正常操纵手段防止出现大于20°

的滚转或偏航。

5.1.3.8转弯飞行失速

转弯飞行失速按下列条件确定：

a）当飞机初始配平于1.5VS后，应按以下方式在两个滚转方向上进行转弯飞行失速的演示：先保

持30°横滚角协调转弯，施加足够的俯仰操纵来获得需要的减速率直到飞机失速。在失速之

后，应能恢复机翼水平飞行，且不允许超过转弯同方向或反方向60°的横滚角增量。恢复过

程不得有过多的高度损失和尾旋的趋势。减速率应保持常值，且在转弯飞行失速时不得超过

0.5m/s2，在加速转弯失速时应在（1.5−2.5）m/s2之间。这两种情况下的减速率均是通过升降舵

进行控制。

b）转弯飞行失速应按下列方法演示：

1）襟翼收起，75%最大连续功率和发动机慢车。

2）襟翼放下，75%最大连续功率和发动机慢车（速度不超过VFE）。

3）襟翼放下的状况包含完全放下位置和每一正常操作的中间位置。

4）对非特技飞机，如果75%最大连续功率导致俯仰角大于30°，可以根据以下情况减小功率

设定，但不少于50%最大连续功率。

襟翼收起时，可减小功率，以保证俯仰角不大于30°。

任意襟翼放下状态，可按照各自构型下最大着陆重量和1.4VS1速度平飞功率开展试验。

注：如果为防止超过30°俯仰角而减小功率设置，则应在飞行员手册和飞行训练补充手册中注明：飞机的

俯仰角不能超过30°。

5.1.3.9尾旋

尾旋应按下列条件确定：

a）如果飞机上标明“禁止故意尾旋”，飞机应在使用了改出操纵后，在不超过一圈附加尾旋中从

单圈尾旋或3s尾旋（取时间长者）中改出。

b）如果飞机允许有意进入尾旋，则应能够在不超过一圈半附加尾旋中从3圈尾旋中改出。

c）另外，a）条和b）条均应满足：

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T/AOPA0002-2023

1）在襟翼收态和展态两种情况时均不得超过相应的空速限制以及限制机动载荷系数。

2）在盘旋或者改出的过程中操纵力不得超过规定的限制。

3）使用任何飞行操纵器件时，均不能导致不可控制的尾旋。

4）对于襟翼展态情况的尾旋，在改出过程中襟翼可以收上。

d）对于本身设计为抗尾旋的飞机，其抗尾旋特性应通过试验和相关文件进行验证。如果能够证明

抗尾旋，飞机应标示“禁止故意尾旋”，但可以不符合a）条至c）条。

5.1.3.10振动

飞行试验中，通过飞行员观察，当飞行速度为VSO到VDF之间的任何速度时，不应发生严重的抖振（失

速抖振是允许的）和过度的机体或控制机构的振动。

5.1.4地面和水上操纵特性

5.1.4.1概述

地面和水上操纵特性应按下列条件确定：

a）当飞机侧风不超过飞行员操作手册中规定的最大侧风分量时，飞机在滑行、起飞和着陆（水）

时都能够维持飞机安全运行。

b）机轮刹车的使用应避免导致无法预测的飞机响应或操控困难。

c）水上飞机或水陆两栖飞机在水面上的任何正常使用速度上，不得有危险的或不可控制的海豚运

动特性。

5.1.4.2喷溅特性

水上飞机或水陆两栖飞机在水面滑行、起飞和着水的任何时候，喷溅不得导致飞行员的视线模糊或

毁坏螺旋桨或飞机的其他部件。

5.2结构

5.2.1概述

5.2.1.1载荷设计

强度的要求用限制载荷（服役期间预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以安全系数）。除非

另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。

除非另有说明，所规定的空中、地面和水载荷应与计及飞机每一质量项目的惯性力相平衡。这些载

荷分布应保守近似于或接近地反映真实情况。

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，则应考虑载重的这种重新分布。

附录A.1到附录A.5提供了一个简化的方法（但不是唯一方法）计算各种载荷，在附录中规定的限制

条件下，该方法满足5.2.2至5.2.7中所述的某些要求。

5.2.1.2安全系数（含特殊系数）

安全系数须满足下列要求：

a）除非在本条b）中另有规定，否则极限载荷的安全系数应采用1.5。

b）特殊极限载荷安全系数如下：

1）铸件安全系数2.0×1.5＝3.0。

2）接头安全系数1.2×1.5＝1.8。

3）由螺栓或销连接需转动的轴承安全系数2.0×1.5＝3.0。

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T/AOPA0002-2023

4）除球形和滚柱轴承铰链外的操纵面铰链轴安全系数4.45×1.5＝6.67。

5）推拉操纵系统接头安全系数2.2×1.5＝3.3。

6）钢索控制铰链，安全带连接安全系数1.33×1.5＝2。

5.2.1.3强度和变形

结构应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。

结构应能够承受极限载荷至少3s而不破坏，但是当用模拟真实载荷情况的动态试验来表明强度的

符合性时，则此3s的限制不适用。

5.2.1.4结构验证

应表明每一临界受载情况下均符合5.2.1.3所述的强度和变形要求，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，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。对其他情况，

应进行验证载荷试验。如果已模拟了设计载荷情况，则动态试验包括结构飞行试验是可接受的。载荷测

试验证通常采用极限设计载荷。

结构的某些部分应按照5.3.1.9进行试验。

5.2.2飞行载荷

5.2.2.1概述

飞行载荷须满足下列要求：

a）飞行载荷系数是气动力分量（垂直作用于假设的飞机纵轴）与飞机重力之比。正载荷系数是当

气动力相对于飞机向上作用时的载荷系数。

b）必须按下列各条表明符合本标准的飞行载荷要求。

1）从相应于每个特定飞行载荷情况的设计最小重量到设计最大重量的每一重量。

2）对于每一要求的重量，按在飞机飞行手册规定的使用限制内可调配载重的任何实际分布。

5.2.2.2对称飞行情况

对称飞行满足下列要求：

a）在确定与5.2.2.2至5.2.2.6规定的任何对称飞行情况相对应的机翼载荷和线性惯性载荷时，必

须用合理的或保守的方法计及相应的平尾的平衡载荷。

b）由于机动和突风引起的平尾载荷的增量，应以合理的或保守的方法用飞机的角惯性力来平衡。

c）在计算由以上规定引起的气动载荷时，假定载荷系数达到规定值时迎角突然改变、空速没有损

失。在此过程中可不考虑角加速度。

d）用于确定载荷条件的气动数据应要通过试验，计算或者保守估算来验证。如果缺少更好的资料，

对于刚性升力面最大的负升力系数可以假定为−0.8。如果俯仰力矩系数Cm0小于±0.025，此系

数至少取±0.025。

5.2.2.3飞行包线

5.2.2.3.1概述

对于飞行包线（与图1所示的相类似）边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均应表明符

合本标准的强度要求。该飞行包线表示分别由5.2.2.5和5.2.2.6所述机动和突风准则所规定的飞行载荷条

件范围。

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T/AOPA0002-2023

5.2.2.3.2机动包线

除受到最大（静）升力系数的限制外，假定飞机经受对称机动而产生下列限制载荷系数：

a)直到VD的各速度时，为5.2.2.5a）中规定的正机动载荷系数。

b)直到VD的各速度时，为5.2.2.5b）中规定的负机动载荷系数。

图1飞行包线

5.2.2.3.3突风包线

假定飞机在平飞时遇到对称的垂直突风，由此引起的限制载荷系数应对应于按下述突风速度确定的

情况：

a)在速度为VC时的正（向上）、负（向下）突风速度应取为15.25m/s。

b)在速度为VD时的正、负突风速度应取为7.6m/s。

5.2.2.4设计空速

设计空速须满足下列要求：

a）VS计算按公式（2），设计机动速度VA如公式（3）所示：

W

V

S1……（2）

CS

2LMAX

（）

VAVSn1……3

式中：

n1——设计中的最大正限制机动载荷系数。

Vs——襟翼收起情况下最大起飞重量时的失速速度计算值，（m/s）。

b）设计襟翼速度VF：

对于增升装置，VF应不小于1.4VS或2.0VS0两者中的大者，其中：

1）1.4VS，VS是襟翼收起情况下设计最大重量时的计算失速速度。

2）2.0VS0，VS0是襟翼完全放下情况下最大设计重量时的计算失速速度。

c）设计巡航速度VC：

1）VC不小于2.45W/S。

2）在海平面，VC不大于0.9VH。

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T/AOPA0002-2023

d）设计俯冲速度VD如公式（4）所示：

（）

VD1.4VCmin……4

式中：

VCmin——最小设计巡航速度，（m/s）。

5.2.2.5限制机动载荷系数

限制机动载荷系数须满足下列要求：

a）正限制机动载荷系数n1不得小于4.0。

b）负限制机动载荷系数n2不得大于−2.0。

c）襟翼放下时的载荷系数：

1）如果装有用于起飞、进场或着陆的襟翼或类似的增升装置，襟翼从任意位置达到VF时，

飞机的正限制载荷系数n1设计值为2.0。

2）n2=0。

d）速度控制装置的载荷：

1）如果飞机使用了速度控制装置（例如扰流板和减速板），则设计用正的限制载荷系数要

取为3.0，此时速度控制装置在打开的任何位置、并且速度直到该装置所标明的展态速度。

2）如果机动载荷系数低于本条中的规定，则飞机应有相应的设计特征使得飞机在飞行中不

会超过这些载荷系数。

5.2.2.6突风载荷系数

飞机应设计成能承受如下情况产生的载荷：

a）在襟翼收起时，5.2.2.3.3中规定的突风速度。

b）在速度VF时，襟翼完全放下，名义强度为7.6m/s的正负突风。

5.2.2.7非对称飞行情况

假定飞机经受到本条a）和b）的非对称飞行情况。对重心的不平衡气动力矩，应由惯性力以合理的

或保守的方法予以平衡，认为此惯性力由主要质量提供。

非对称飞行应设计成如下情况：

a）滚转情况：飞机应设计成可以承受由5.2.7.1规定的副翼偏转和速度所产生的载荷，至少同

5.2.2.5中规定的用于设计的正机动载荷系数的2/3相组合。

b）偏航情况：飞机应按照5.2.5规定的载荷在垂直翼面上产生的偏航载荷来设计。

5.2.2.8机翼后撑杆

如果采用机翼后撑杆，它应设计成能承受下列设计速度下的逆流情况，如公式（5）所示：

V0.65WS4.5……（5）

式中：

V——设计速度，（m/s）。

W/S——设计最大起飞重量下的翼载，（N/m2）。

应采用该特定机翼剖面的气动数据，或采用CL等于−0.8，弦向压力为三角形分布，后缘为峰值，前

缘为零。

5.2.2.9发动机扭矩

10

T/AOPA0002-2023

5.2.2.9.1相应于起飞功率和螺旋桨转速的发动机限制扭矩和5.2.2.5a）中飞行情况的限制载荷的

75％同时作用。

5.2.2.9.2相应于最大连续功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩和5.2.2.5a）中飞行情况的限制载荷

同时作用。

5.2.2.9.3对常规且带有正向推进器活塞发动机，本条a）与b）中考虑的发动机限制扭矩，应由平均

扭矩乘以下列系数得出：

a）对四冲程发动机按下列要求设计：

1）对有5个或5个以上汽缸的发动机，为1.33。

2）对有4、3、2、1个汽缸的发动机，分别为2、3