第25.305条 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。进行到极限载荷的静力试验必须包括加载引起的极限变位和极限变形。当采用分析方法来表明符合极限载荷强度要求时，必须表明符合下列三种情况之一:
(1) 变形的影响是不显著的;
(2) 在分析中已充分考虑所涉及的变形;
(3) 所用的方法和假设足以计及这些变形影响。
(c) 如果结构的柔度特性使在飞机运行情况中很可能出现的任一加载速率会产生比相应于静载荷的应力大得多的瞬态应力，则必须考虑这种加载速率的影响。
(d) [备用]
(e) 飞机必须设计成能承受在直到V D /M D的任何可能的运行条件下(包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界)会发生的任何振动和抖振。这一点必须通过分析、飞行试验、或中国民用航空局适航部门认为必要的其它试验进行验证。
(f) 除经证明为极不可能的情况外，飞机必须设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利情况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必须视为限制载荷，并必须在直到
V C /M C
的各种空速下进行研究。
〔中国民用航空局1995 年12 月18 日第二次修订，2001 年5 月14 日第三次修订〕
第25.307 条结构符合性的证明
(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，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试验。
(b) [备用]
(c) [备用]
(d) 当用静力或动力试验来表明符合第25.305(b)条对飞行结构的要求时，对于试验结果必须采用合适的材料修正系数。如果被试验的结构或其一部分具有下列特征：多个元件对结构总强度均有贡献，而当一个元件损坏以后，载荷通过其它路径传递导致重新分布，则不必采用材料修正系数。
〔中国民用航空局1995 年12 月18 日第二次修订〕
第25.571 条结构的损伤容限和疲劳评定
(a) 总则对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。对可能引起灾难性破坏的每一结构部分(诸如机翼、尾翼、操纵面及其系统，机身、发动机架、起落架、以及上述各部分有关的主要连接)，除本条(c)规定的情况以外，必须按本条(b)和(e)的规定进行这一评定。对于涡轮喷气飞机，可能引起灾难性破坏的结构部分，还必须按本条(d)评定。此外，采用下列规定：
(1) 本条要求的每一评定，必须包括下列各点：
(i) 服役中预期的典型载荷谱、温度和湿度；
(ii) 判明其破坏会导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点；
(iii) 对本条(a)(1)(ii)判明的主要结构元件和细节设计点，进行有试验依据的分析。
(2) 在进行本条要求的评定时，可以采用结构设计类似的飞机的服役历史，并适当考虑它们在运行条件和方法上的差别；
(3) 根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其它程序，并必须将其载入第25.1529 条要求的“持续适航文件”中的“适航限制章节”中。对于下列结构类型，必须在裂纹扩展分析和/或试验的基础上建立其检查门槛值，并假定结构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷：
(i) 单传力路径结构；和(ii) 多传力路径“破损-安全”结构以及“破损-安全”止裂结构，如果不能证明在剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常维修、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理的话。
(b) 损伤容限评定评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，评定还必须结合有试验依据和服役经验(如果有服役经验)支持的重复载荷和静力分析来进行。如果设计的结构有可能产生广布疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤。型号合格证可以在全尺寸疲劳试验完成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的计划，并且在本部第25.1529 条要求的持续适航文件适航限制部分中规定，在该试验完成之前，任何飞机的使用循环数不得超过在疲劳试验件上累积的循环数的一半。在使用寿命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷(作为极限静载荷考虑)：
(1) 限制对称机动情况，在直到V C的所有速度下按第25.337 条的规定，以及按第25.345 条的规定；
(2) 限制突风情况，在直到V C的速度下按第25.341 条的规定，以及按第25.345 条的规定；
(3) 限制滚转情况，按第25.349 条的规定；限制非对称情况按第25.367 条的规定，以及在直到V C的速度下，按第25.427(a)到(c)条的规定；
(4) 限制偏航机动情况，按第条25.351(a)对最大到V C诸规定速度下的规定；
(5) 对增压舱，采用下列情况：
(i) 正常使用压差和预期的外部气动压力相组合，并与本条(b)(1)到(4)规定的飞机载荷情况同 时作用(如果后者有重要影响)；
(ii) 正常使用压差的最大值(包括1g 平飞时预期的外部气动压力)的1.15 倍，不考虑其它载 荷。
(6) 对于起落架和直接受其影响的机体结构，按第25.473、25.491 和25.493 条规定的限制地面载荷情况。如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。
第25.613 条材料的强度性能和材料的设计值
(a) 材料的强度性能必须以足够的材料试验为依据(材料应符合经批准的标准)，在试验统计的基础上制定设计值。
(b) 材料的设计值必须使因材料偏差而引起结构破坏的概率降至最小。除本条(e)和(f)的规定外，必须通过选择确保材料强度具有下述概率的设计值来表明其符合性：
(1) 如果所加的载荷最终通过组件内的单个元件传递，因而该元件的破坏会导致部件失去结构完整性，则概率为99％，置信度95％。
(2) 对于单个元件破坏将使施加的载荷安全地分配到其它承载元件的静不定结构，概率为90％，置信度95％。
(c) 在飞机运行包线内受环境影响显著的至关重要的部件或结构，必须考虑环境条件，如温度和湿度，对所用材料的设计值的影响。
(d) [备用]
(e) 如果在使用前对每一单项取样进行试验，确认该特定项目的实际强度性能等于或大于设计使用值，则通过这样“精选”的材料可以采用较高的设计值。
(f) 如果经中国民用航空局适航部门批准，可以使用其它的材料设计值。
〔中国民用航空局1995 年12 月18 日第二次修订，2011 年11 月7 日第四次修订〕 第29.613 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，在试验统计的基础上制 定设计值。
(b)设计值的选择必须使任何结构因材料变化而破坏的概率极小。除本条(d)和(e)所规 定的以外，必须通过选取保证具有下述概率引起的设计值来表明本款的符合性：
(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)对于超静定结构，若单个元件的破坏将导致所施加的载荷安全地分配到其它承载
第25.631 条鸟撞损伤
尾翼结构的设计必须保证飞机在与3.6 公斤(8 磅)重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度(沿飞机飞行航迹相对于鸟)等于按第25.335(a)条选定的海平面V C 。通过采用静不定结构和把操纵系统元件置于受保护的部位，或采用保护装置(如隔板或吸能材料)来满足本条要求是可以接受的。在用分析、试验或两者的结合来表明符合本条要求的情况下，使用结构设计类似的飞机的资料是可以接受的。
第25.775 条风挡和窗户
(a) 内层玻璃必须用非碎裂性材料制成。
(b) 位于正常执行职责的驾驶员正前方的风挡玻璃及其支承结构，必须能经受住1.8 公斤(4 磅)的飞鸟撞击而不被击穿，此时飞机的速度(沿飞机航迹相对于飞鸟)等于按第25.335(a)条选定的海平面V C值。
(c) 除非能用分析或试验表明发生风挡破碎临界情况的概率很低，否则飞机必须有措施将鸟撞引起的风挡玻璃飞散碎片伤害驾驶员的危险减至最小，必须表明驾驶舱内的下列每块透明玻璃都能满足上述要求：
(1) 位于飞机正面的；
(2) 对飞机纵轴倾斜15 度或更大的；
(3) 其某一部分的位置会导致碎片伤害驾驶员的。
(d) 增压飞机的风挡和窗户必须根据高空飞行的特殊因素来设计，包括持续和循环增压载荷的影响、所用材料的固有特性、温度和温差的影响。在装置本身或有关系统中发生任何单个破损后，风挡和窗户玻璃必须能经受住座舱最大压差载荷与临界气动压力和温度影响的联合作用。可以假定在出现(按第25.1523 条规定的)飞行机组易于发现的单个破损后，座舱压差从最大值
按相应的使用限制下降，使飞机能以不大于4，500 米(15，000 英尺)的座舱压力高度继续安全飞行。
(e) 驾驶员正面风挡玻璃必须布置成，如果丧失了其中任何一块玻璃的视界，余下的一块或几块玻璃可供一个驾驶员在其驾驶位置上继续安全飞行和着陆。
第25.875 条螺旋桨附近区域的加强
(a) 飞机上靠近螺旋桨叶尖的每一部位，其强度和刚度必须足以承受螺旋桨诱导振动和螺旋桨抛冰的影响。
(b) 螺旋桨叶尖附近不得设置窗户，除非该窗户能承受可能发生的最严重的冰块冲击。
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三秒钟；
(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)用于新的或非常规设计特点所要求的任何附加试验。
[2002年7月2日第一次修订]
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转速范围；
(c)在本条(b)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)、(c)和(d)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它特性； (c)考虑使用中预期出现的环境条件，如温度和湿度的影响。
第27.613 条材料强度特性和设计值
(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,以便在统计的基础上制 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。除了本条(d)和(e)
款所规定的以外,必须通过选取保证具有下述概率的材料强度设计值来表明本款的符合性:
(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载荷安全地分配到其它承载元件 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)设计值必须是经民航总局认可的材料技术标准或手册中的数值,或者是经过民航总 局批准的其它数值。
(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超过设计中使用的数值,则可采用其它设计值。
[2002年7月2日第一次修订]
C章强度要求
总则
第29.301 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地改变外部或内部载荷的分布，则必须考虑这种重新 分布。
第29.303 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29.305 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三秒钟。
(2)模拟真实载荷作用的动力试验。
第29.307 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作的试验必须包括：
(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)用于新的或非常规设计特点所要求的任何附加试验。
[2002 年7 月2 日第一次修订]
第29.309 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)设计最大重量和设计最小重量；
(b)有动力和无动力时主旋翼的转速范围；
(c)在本条(b)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)、(c)、(d)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)正的或负的限制机动载荷系数。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)设计值必须是经民航总局认可的材料技术标准或手册中的数值，或者是经民航总局 批准的其他数值。
(e)如果在使用前对每个单独项目取一个试件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超过设计中使用的数值，则可采用其它设计值。
[2002 年7 月2 日第一次修订]
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