(3)15°的偏航角，方向舵保持在中立位置(受驾驶员作用力限制者除外)。
(b)对于通勤类飞机，必须按照下列附加的机动情况进行设计，速度范围从V(A下标)到V(D下标)／M(D下标)。在计算尾翼载荷时：
(1)飞机必须偏航到可得到的最大稳态静侧滑角，方向舵处于以下任何一项引起的最大偏转位置：
(i)操纵面止动器；
(ii)最大可用的助力器作用；
(iii)下图所示的驾驶员操纵方向舵的最大的力：
(2)方向舵必须从最大偏转位置突然回到中立位置。
(c)对于某特定速度，(a)(3)所选定的偏航角如果在下列情况中不会被超过，则本条(a)(3)规定的偏航角可以减小：
(1)稳定侧滑情况；
(2)从大坡度飞行产生的非协调滚转；
(3)临界发动机突然失效，而纠正动作又有延迟。
图 驾驶员操纵方向舵的最大力(略)
[1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．443条 突风载荷
(a)垂直翼面必须设计成当速度为V(C下标)的非加速飞行时，能够承受第23．333条(c)中V(C下标)时所规定的横向突风。
(b)此外，对于通勤类飞机，假定飞机以V(B下标)、V(C下标)、V(D下标)及V(F下标)作非加速飞行时，遇到垂直于对称平面的突风。必须研究第23．341条和第23．345条中所确定情况相应的突风和飞机速度。突风形状必须按第23．333条(c)(2)(i)的规定。
(c)在缺少更合理的分析时，必须按下式计算突风载荷：
k(gt下标)U(de下标)Va(vt下标)S(vt下标)
L(vt下标)=--------------------------------------------
1．63
其中：
L(vt下标)为垂直翼面载荷，牛顿；
0．88μ(gt下标)
K(gt下标)=--------------------为突风缓和系数；
5．3+μ(gt下标)
2Wg K(2上标)
μ(gt下标)=---------------------------------------- -------
-
ρC(t下标)ga(vt下标)S(vt下标) l(vt下标)
U(de下标)为规定的突风速度，米／秒；
ρ为空气密度，公斤／米(3下标)；
W为在特定载荷情况下适用的飞机重量，公斤；
S(vt下标)为垂直翼面面积；米(2下标)；
C(t下标)为垂直翼面平均几何弦长，米；
a(vt下标)为垂直翼面升力曲线斜率，1／弧度；
K为偏航方向回转半径，米；
l(vt下标)为从飞机重心到垂直翼面压心的距离，米；
g为重力加速度，米／秒(2上标)；
V为飞机当量空速，米／秒。
公制：
k(gt下标)U(de下标)Va(vt下标)S(vt下标)
L(vt下标)=--------------------------------------------
16．0
其中：
L(vt下标)为垂直翼面载荷，牛顿；
0．88μ(gt下标)
K(gt下标)=--------------------为突风缓和系数；
5．3+μ(gt下标)
2Wg K(2上标)
μ(gt下标)=-------------------------------- ------------为侧向质量比
-
ρC(t下标)ga(vt下标)S(vt下标) l(vt下标)
U(de下标)为规定的突风速度，米／秒；
ρ为空气密度，牛顿·秒(2上标)／米(4上标)
W为在特定载荷情况下适用的飞机重量，公斤；
S(vt下标)为垂直翼面面积，米(2上标)
-
C(t下标)为垂直翼面平均几何弦长，米；
a(vt下标)为垂直翼面升力曲线斜率，1／弧度；
K为偏航方向回转半径，米；
L(vt下标)为从飞机重心到垂直翼面压心的距离，米；
g为重力加速度，米／秒(2上标)
V为飞机当量空速，米／秒。
公制：
k(gt下标)U(de下标)Va(vt下标)S(vt下标)
L(vt下标)=--------------------------------------------
498
其中：
L(vt下标)为垂直翼面载荷，牛顿；
0．88μ(gt下标)
K(gt下标)=--------------------为突风缓和系数；
5．3+μ(gt下标)
2Wg K(2上标)
μ(gt下标)=-------------------------------- ------------为侧向质量比
-
ρC(t下标)ga(vt下标)S(vt下标) l(vt下标)
U(de下标)为规定的突风速度，英尺／秒；
ρ为空气密度，斯拉格／英尺(3上标)；
W为在特定载荷情况下适用的飞机重量，磅；
S(vt下标)为垂直翼面面积，英尺(2上标)
-
C(t下标)为垂直翼面平均几何弦长，英尺；
a(vt下标)为垂直翼面升力曲线斜率，1／弧度；
K为偏航方向回转半径，英尺；
l(vt下标)为从飞机重心到垂直翼面压心的距离，英尺；
g为重力加速度，英尺／秒(2下标)
V为飞机当量空速，节。
[1990年7月18日第一次修订，1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．445条 外置垂直翼面或翼尖小翼
(a)如果在水平翼面或机翼上安装了外置垂直翼面或翼尖小翼，则水平翼面或机翼必须根据其最大载荷与这种垂直翼面或小翼所引起的载荷以及因此而导致的作用在水平翼面或机翼上的力和力矩的组合来设计。
(b)当水平翼面(或机翼)将外置垂直翼面或翼尖小翼分成上下两部分时，则垂直翼面的临界载荷(按第23．441条和第23．443条确定的单位面积载荷)必须按下列规定施加：
(1)水平翼面(或机翼)以上和以下的垂直翼面面积分别受100％和80％的载荷；
(2)水平翼面(或机翼)以上和以下的垂直翼面面积分别受80％和100％的载荷。
(c)第23．441条和第23．443条的偏航情况应用于本条(b)所述的垂直翼面时，必须计及外置垂直翼面或翼尖小翼的端板效应。
(d)在使用合理的方法进行载荷计算时，对于结构载荷情况必须同时施加第23．441条中作用在垂直翼面上的机动载荷和1g的水平翼面或机翼载荷，包括垂直翼面在水平翼面或机翼上产生的诱导载荷和作用在水平翼面或机翼上的力或力矩。
[1993年12月23日第二次修订]
副翼和特殊装置
第23．455条 副翼
(a)副翼必须按它们经受的下列载荷来设计：
(1)在对称飞行情况时副翼处于中立位置；
(2)在非对称飞行情况时，副翼处于下列偏度(受驾驶员作用力限制者除外)：
(i)在V(A下标)时，副翼操纵器件突然移动至最大偏度。可以适当考虑操纵系统的变形；
(ii)在V(c下标)时，此处V(c下标)大于V(A下标)，副翼的偏度足以产生不小于本条(a)(2)(i)得到的滚转率；
(iii)在V(D下标)时，副翼的偏度足以产生不小于本条(a)(2)(i)得到的滚转率的1／3。
(b)[备用]
[1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．459条 特殊装置
对于采用气动操纵面的特殊装置(例如缝翼和扰流板)，其受载情况必须由试验数据确定。
地面载荷
第23．471条 总则
本章规定的限制地面载荷是作用在飞机结构上的外载荷和惯性力。在每个规定的地面载荷情况下，必须用合理的或保守的方法使外部反作用力与线惯性力和角惯性力相平衡。
第23．473条 地面载荷情况和假定
(a)除了第23．479、第23．481和第23．483条 可以按本条(b)和(c)允许的设计着陆重量(以最大下沉速度着陆时的最大重量)来表明其符合性外，必须按设计最大重量来表明其符合本章的地面载荷要求。
(b)设计着陆重量可以低至下列数值：
(1)如果最小油量等于设计最大重量与设计着陆重量之差加上足以保证在最大连续功率下至少工作半小时所消耗的油量，则可取为95％的最大重量；或
(2)设计最大重量减去25％总燃油重量。
(c)如果下列两项成立，则多发飞机的设计着陆重量可以小于本条(b)的规定：
(1)飞机符合第23．67条(b)(1)或(c)的一台发动机不工作情况下的爬升要求，和；
(2)飞机表明符合第23．1001条中应急放油系统的要求。
(d)对本章规定的地面载荷情况，飞机重心处所选定的限制垂直惯性载荷系数，不得小于用0．510(Wg／S)(1／4上标)米／秒(0．902(W／S)(1／4上标)米／秒；4．4(W／S)(1／4上标)英尺／秒)的下沉速度(V)着陆时所能得到的值，但此下沉速度不必大于3．05米／秒(10英尺／秒)，也不得小于2．13米／秒(7英尺／秒)。
(e)可以假定在整个着陆过程中，机翼升力不超过飞机重量的2／3，并作用在重心处。地面反作用力载荷系数可以等于惯性载荷系数减去上述假定的机翼升力与飞机重量的比值。
(f)如果用能量吸收试验来确定对应于所要求的限制下沉速度的限制载荷系数，则这些试验必须根据第23．723条(a)的要求进行。
(g)在设计最大重量时，用于设计的限制惯性载荷系数不得小于2．67，限制地面反作用力载荷系数也不可小于2．0，除非在使用中预期会遇到的粗糙地面上，以速度直到起飞速度的滑行中，上述两系数不会被超过。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．477条 起落架布置
第23．479至第23．483条或附件C中的情况，适用于常规布局的主、前起落架或主、尾起落架飞机。
第23．479条 水平着陆情况
(a)对于水平着陆，假定飞机处于下列姿态；
(1)对于尾轮式飞机，处于正常水平飞行姿态；
(2)对于前轮式飞机，其姿态为下列两种：
(i)前轮和主轮同时接触地面；
(ii)主轮接地和前轮稍离地面。
本条(a)(2)(i)项的姿态可以用于要求按本条(a)(2)(ii)进行的分析中。
(b)在研究着陆情况时，必须把阻力分量与相应的瞬时垂直地面反作用力恰当地组合起来，阻力分量为模拟把轮胎和机轮加速到着陆速度(起旋)所需要的力。起旋阻力载荷(回弹)迅速减小引起的向前作用的水平载荷必须在向前的载荷达到峰值时与垂直的地面反作用力相组合，假定机翼升力，且轮胎滑动摩擦系数为0．8。然而，阻力载荷不得小于最大垂直地面反作用力的25％(忽略机翼升力)。
(c)在确定着陆情况的机轮起旋和回弹载荷时，如果缺乏具体的试验或更为合理的分析，则必须使用附件D中阐述的方法。如果使用了附件D，则设计时采用的阻力分量不得小于附件C中给出的值。
(d)对带有翼尖油箱或由机翼支持的大型外挂质量(如涡轮螺旋桨或喷气发动机)的飞机，其翼尖油箱和支撑油箱或大型外挂质量的结构，必须根据本条(a)(1)或(a)(2)(ii)水平着陆情况的动态响应的影响来设计。在计算动态响应的影响时，可以假定飞机升力等于飞机重量。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．481条 尾沉着陆情况
(a)对尾沉着陆，假定飞机处于下列姿态：
(1)对于尾轮式飞机，主轮和尾轮同时接地；
(2)对于前轮式飞机，失速姿态或相应于除主轮外飞机所有部分均不触地时所允许的最大迎角，两者中取迎角较小者。
(b)对尾轮式或前轮式飞机，假定在最大垂直载荷出现以前，机轮的圆周速度已达到了飞机的水平速度，地面反作用力为垂直的。
第23．483条 单轮着陆情况
对于单轮着陆情况，假定飞机处于水平姿态，以一侧主起落架接地。在这种姿态下，该侧地面反作用力必须与第23．479条 所得到的一侧主起落架载荷相同。
第23．485条 侧向载荷情况
(a)对侧向载荷情况，假定飞机处于水平姿态，仅以主轮接地，减震支柱和轮胎处于静态位置。
(b)限制垂直惯性载荷系数必须为1．33，垂直地面反作用力在主起落架间平均分配。
(c)限制侧向惯性载荷系数必须为0．83，侧向地面反作用力在两主起落架之间分配如下：
(1)0．5(w)作用在一侧主起落架上，方向向内；
(2)0．33(w)作用在另一侧主起落架上，方向向外。
(d)假定本条(c)规定的侧向载荷作用在接地点上，并且可假定阻力为零。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．493条 滑行刹车情况
对滑行刹车情况，减震支柱和轮胎在静态位置，并采用下列规定：
(a)限制垂直载荷系数必须为1．33；
(b)姿态和接地状态，必须符合第23．479条 所述的水平着陆情况；
(c)阻力方向的反作用力等于机轮垂直反作用力乘上数值为0．8的摩擦系数，它必须作用于每个带刹车机轮的接地点上，但是阻力方向的反作用力不必超过按限制刹车扭矩所决定的最大值。
第23．497条 尾轮补充情况
在确定尾轮及受其影响的支撑结构的地面载荷时，采用下列规定：
(a)对于障碍载荷，在机尾下沉着陆情况下得到的限制地面反作用力，假设是向上和向后45°通过轮轴作用。可以假定减震支柱和轮胎在静态位置；
(b)对于侧向载荷，假定等于尾轮静载荷的限制垂直地面反作用力与等值的侧向分力相组合。此外采用下列规定：
(1)如果尾轮可偏转，则假定尾轮相对飞机纵轴转动90°，其合成地面载荷通过轮轴；
(2)如果装有锁、转向操纵装置或减摆器，仍假定尾轮处于拖曳位置，并且侧向载荷作用于轮胎接地点上；
(3)假定减震支柱和轮胎在静态位置。
(c)如果采用尾轮、缓冲器或吸能装置来表明对第23．925条(b)的符合性，则要满足下列要求：
(1)必须针对尾轮、缓冲器或吸能装置确定适当的设计载荷；和
(2)尾轮、缓冲器或吸能装置的支持结构必须设计成能承受本条(c)(1)的载荷。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．499条 前轮补充情况
在确定前轮及受其影响的支撑结构的地面载荷时，假定减震支柱及轮胎处于静态位置，下列要求必须得到满足：
(a)对于向后载荷，轮轴上的限制力分量必须为下述载荷：
(1)垂直分量为机轮静载荷的2．25倍；
(2)阻力分量为垂直载荷的0．8倍；
(b)对于向前载荷，轮轴上的限制力分量必须为下述载荷：
(1)垂直分量为机轮静载荷的2．25倍；
(2)向前的分量为垂直载荷的0．4倍。
(c)对于侧向载荷，接地点上的限制力分量必须为下述载荷：
(1)垂直分量为机轮静载荷的2．25倍；
(2)侧向分量为垂直载荷的0．7倍。
(d)对于带有由液压或其他动力操纵的可转向操纵式前轮的飞机，在设计起飞重量、前轮处于任一转向操纵位置时，必须假定其承受满操纵扭矩的1．33倍与等于作用在前起落架上的最大静反作用力1．33倍的垂直反作用力的组合载荷。如果装有扭矩限制装置，则可将操纵扭矩降至该装置允许的最大值。
(e)如果可转向操纵式前轮与方向舵脚蹬有直接的机械连接，则该机构必须设计成能承受第23．397条(b)规定的驾驶员最大操纵力引起的转向操纵扭矩。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．505条 滑橇式飞机的补充情况
在确定滑橇式飞机地面载荷时，假定飞机停在地面上，一个主滑橇冻住在静止状态，而其他滑橇可自由滑动，在尾部组件附近必须施加一个相应于设计最大重量0．036倍的限制侧向力，安全系数为1．0。
第23．507条 千斤顶载荷
(a)飞机必须按以设计最大重量支承在千斤顶上所产生的载荷来设计。对于起落架千斤顶支承点，飞机为三点姿态；对于主飞机结构千斤顶支承点，飞机为水平姿态。假定支承点的载荷系数如下：
(1)垂直载荷系数为静反作用力的1．35倍；
(2)前、后和侧向载荷系数为静反作用力的0．4倍。
(b)在千斤顶支承点上的水平载荷必须受惯性力的反作用，以使千斤顶支承点上的合成载荷方向不改变。
(c)必须考虑水平载荷与垂直载荷的所有组合。
第23．509条 牵引载荷
本条牵引载荷必须应用于牵引接头和与其直接连接的结构的设计。
(a)必须分别考虑本条(d)规定的牵引载荷。这些载荷必须作用于牵引接头上，并且它们的作用方向必须和地面平行。此外，采用下列规定：
(1)必须考虑作用于重心上等于1．0的垂直载荷系数；
(2)减震支柱和轮胎必须处于静态位置。
(b)对于牵引点不在起落架上但靠近飞机对称平面的情况，采用为辅助起落架规定的阻力和侧向牵引载荷分量。对于牵引点位于起落架外侧的情况，采用为主起落架规定的阻力和侧向牵引载荷分量。在不能达到规定的旋转角的情况下，必须采用可能达到的最大旋转角度。
(c)本条(d)规定的牵引载荷必须受到下列载荷的反作用：
(1)作用在主起落架上的牵引载荷的侧向分量，必须受到一个侧向力的反作用，此侧向力作用于承受此载荷的机轮的静地面线上；
(2)作用在辅助起落架上的牵引载荷，以及作用在主起落架上的牵引载荷的阻力分量，必须受到下列载荷的反作用：
(i)在承受牵引载荷的机轮轴线上，必须施加一个反作用力，其最大值等于垂直反作用力。为达到平衡，必须施加足够的飞机惯性力；
(ii)所有载荷必须由飞机惯性力相平衡。
(d)规定的牵引载荷如下，表中w是设计最大重量：
┏━━━━━━┳━━━━━━━━┳━━━━━━┳━━━━━━┳━━━━━━━━━━━━┓
┃ 牵引点 ┃ 位置 ┃ 大小 ┃ 载荷序号 ┃ 方向 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ 主起落架 ┃ ┃ 0．225w ┃ 1 ┃向前，平行于阻力轴线 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ 2 ┃向前，与阻力轴线成30° ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ 3 ┃向后，平行于阻力轴线 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ 4 ┃向后，与阻力轴线成30° ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃辅助起落架 ┃ 转向前 ┃ 0．3w ┃ 5 ┃向前 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ 6 ┃向后 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ 转向后 ┃ 0．3w ┃ 7 ┃向前 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ 8 ┃向后 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃辅助起落架 ┃从前面转45° ┃ 0．15w ┃ 9 ┃在机轮平面内向前 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ 10 ┃在机轮平面内向后 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ 从后面转45° ┃ 0．15w ┃ 11 ┃在机轮平面内向前 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ 12 ┃在机轮平面内向后 ┃
┗━━━━━━┻━━━━━━━━┻━━━━━━┻━━━━━━┻━━━━━━━━━━━━┛
第23．511条 地面载荷：多轮起落架装置上的非对称载荷
(a)回转载荷假定飞机在下述状态围绕一侧主起落架回转：
(1)在回转组件上的刹车是刹死的；
(2)相应于限制垂直载荷系数1．0和摩擦系数0．8的载荷，施加于这个主起落架及其支承结构上。
(b)非均匀轮胎载荷第23．471至第23．483条确定的载荷必须以60％和40％的分配关系，依次施加于每个双轮起落架的双轮和轮胎上。
(c)泄气轮胎载荷对泄气的轮胎情况如下：
(1)必须将第23．471至第23．483条确定的载荷的60％，依次施加于起落架的每一个机轮上；
(2)第23．485条和第23．493条确定的限制阻力和侧向载荷的60％和限制垂直载荷的100％或本条(c)(1)所得到的较小的垂直载荷，必须依次施加于双轮起落架的每一个机轮上。
水载荷
第23．521条 水载荷情况
(a)水上飞机和水陆两用飞机的结构必须根据在很可能遇到的最恶劣海上条件下正常运行时很可能出现的任何姿态，以相应的向前和下沉速度起飞和着水过程中所产生的水载荷进行设计。
(b)除非申请人对水载荷作出更合理的分析，否则采用第23．523条至第23．537条的规定。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．523条 设计重量和重心位置
(a)设计重量必须在直到设计着水重量的各种运行重量下满足水载荷要求。但对于第23．531条中所述的起飞情况，必须采用水面设计起飞重量(水面滑行和起飞滑跑的最大重量)。
(b)重心位置必须考虑在申请合格审定的重心限制范围内临界重心，以获得水上飞机结构每一部分的最大设计载荷。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．525条 载荷的假定
(a)除非另有规定，否则假定水上飞机作为整体承受与第23．527条规定的载荷系数相应的载荷。
(b)在施加按第23．527条中规定的载荷系数得到的载荷时，可以用不小于第23．533条(c)中规定的压力把该载荷分布于整个船体或主浮简的底部(以避免在水载荷作用部位出现过大的局部剪切载荷和弯矩)。
(c)对于双浮简水上飞机，每个浮简必须作为一架假想的水上飞机的一个等效船体，其重量等于该双浮筒水上飞机重量的一半。
(d)除第23．531条的起飞情况外，在着水时，假定水上飞机的气动升力为水上飞机重力的2／3。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．527条 船体和主浮筒载荷系数
(a)水面反作用载荷系数n(w下标)必须以下列方法计算：
(1)对于断阶着水情况：
C(1下标)V(S0下标)(2上标)
n(w下标)=-------------------------------
(tan(2／3上标)β)W(1／3上标)
(2)对船首和船尾着水情况：
C(1下标)V(S0下标)(2上标) K(1下标)
n(w下标)=------------------------------------×--------------------------------
(tan(2／3上标)β)W(1／3上标) (1+r(2上标)(x下标))(2／3上标)
(b)采用下列值：
(1)n(w下标)为水面反作用载荷系数(即水面反作用力除以水上飞机重力)
(2)C(1下标)＝0．00922(公制：C(1下标)＝0．00922；英制：C(1下标)＝0．012)，为水上飞机操纵经验系数(但此系数不得小于为获得断阶载荷系数最小值2．33所需要的数值)
(3)V(S0下标)为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；
(4)β为在确定载荷系数的纵向站位处的斜升角，度。载荷系数按附件I图1来确定；
(5)W为水上飞机设计着水重量，公斤(磅)；
(6)K(1下标)为船体站位的经验加权系数，按附件I图2
(7)r(x下标)为平行于船体基准轴，从水上飞机重心到进行载荷系数计算的船体纵向站位的距离与水上飞机的俯仰回转半径之比。船体基准轴为一条在对称平面内与主断阶处龙骨相切的直线。
(c)对于双浮简水上飞机，由于浮简与水上飞机连接的柔性影响，可以将船首和船尾处的系数K(1下标)减少到附件Ⅰ图2所示值的80％，这种减少仅适用于传力构架和水上飞机机体结构的设计。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．529条 船体和主浮筒着水情况
(a)对称断阶、船首和船尾着水对于对称断阶、船首和船尾着水，水面反作用限制载荷系数按第23．527计算确定。此外，采用下列规定：
(1)对于对称断阶着水，水载荷的合力必须在龙骨上，通过重心且与龙骨线垂直；
(2)对于对称船首着水，水载荷的合力必须作用在从船首到断阶的纵向距离1／5处的龙骨上，且与龙骨线垂直；
(3)对于对称船尾着水，水载荷的合力必须作用在从断阶到尾柱的纵向距离85％处的龙骨上，且与龙骨线垂直。
(b)非对称着水：船体式水上飞机和单浮筒水上飞机必须检查非对称的断阶、船首和船尾着水情况。此外，采用下列规定：
(1)每一情况的载荷均由向上分量和侧向分量组成，其值分别等于相应的对称着水情况合力乘以0．75和0．25tanβ；
(2)载荷向上分量的作用点和方向与对称情况相同，侧向分量的作用点在向上分量的同一纵向站位处，作用于龙骨线和舭线之间的中点，但方向朝内并垂直于对称平面。
(c)非对称着水：双浮筒水上飞机非对称载荷由作用于每一浮简断阶处的向上载荷和仅作用于一个浮简上的侧向载荷组成，其值分别等于按第23．527条 获得的断阶着水载荷乘以0．75和0．25tanβ。侧向载荷作用在浮简龙骨线和舭线之间的中点，位于与向上载荷相同的纵向站位处，但方向朝内并垂直于对称平面。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．531条 船体和主浮筒起飞情况
对于机翼及其与船体或主浮简的连接，采用下列规定：
(a)假定机翼的气动升力为零；
(b)必须施加向下的惯性载荷，其对应的载荷系数按下式计算：
C(TO下标)V(S1下标)(2上标)
n= -------------------------------
(tan(2／3上标)β)W(1／3上标)
式中：
式中：
n为惯性载荷系数；
C(TO下标)＝0．00307(公制：C(TO下标)＝0．0030；英制：C(TO下标)＝0．004)，为水上飞机操作经验系数；V(S1下标)为襟翼打开在相应的起飞位置，在水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节
β为主断阶处的斜升角，度；
W为水上设计起飞重量，公斤(磅)。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．533条 船体和主浮筒底部压力
(a)总则 必须按本条规定设计船体和主浮简结构，包括构架、隔框、长桁和底板。
(b)局部压力对于底板、长桁及其与支承结构连接的设计，必须采用下列的压力分布；
(1)对于无舭弯的船底，舭处的压力为龙骨处压力的75％，龙骨与舭之间的压力按附件Ⅰ图3成线性变化。龙骨处的压力按下式计算：
K(2下标)V(S1下标)(2上标)
P(K下标)=C(2下标)×---------------------------------
tanβ(K下标)
式中：
P(K下标)为龙骨上的压力，帕(公斤／厘米(2上标)；磅／英寸(2上标))
C(2下标)＝14．7(公制：C(2下标)＝0．00015；英制：C(2下标)＝0．00213)
K(2下标)为船体站位加权系数，按附件I图2
V(S1下标)为襟翼打开在相应的起飞位置，水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节；
β(K下标)为在龙骨处的斜升角，度。按附件Ⅰ图1。
(2)对于带舭弯的船底，舭弯起点处的压力与无舭弯船底的压力相同。舭和舭弯起点之间的压力按附件Ⅰ图3成线性变化。压力分布与本条(b)(1)无舭弯船底的规定相同，但舭处的压力按下式计算：
式中：
K(2下标)V(S1下标)(2上标)
P(ch下标)=C(3下标)×---------------------------------
tanβ
P(ch下标)为舭处的压力，帕(公斤／厘米(2上标)；磅／英寸(2上标))；
C(3下标)＝11．0(公制：C(3下标)＝0．000113；英制：C(3下标)＝0．0016)；
K(2下标)为船体站位加权系数，按附件Ⅰ图2
V(S1下标)为襟翼打开在相应的起飞位置，水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节；
β为相应站位处的斜升角，度。
在压力作用区域内必须模拟船体或浮简受高度集中的撞击时所产生的压力，但不必扩大到对框架或整个结构会引起临界应力的那些区域。
(c)压力分布对于框架、龙骨和舭结构的设计，采用下列压力分布：
(1)对称压力按下式计算：
式中：
K(2下标)V(S0下标)(2上标)
P=C(4下标)×---------------------------------
tanβ
P为压力，帕(公斤／厘米(2上标)；磅／英寸(2上标))
C(4下标)＝700．0C(1下标)公制：C(4下标)＝0．00549C(1下标)；英制：C(4下标)＝0．078C(1下标))。C(1下标)按第23．527条 计算；
K(2下标)为船体站位加权系数，按附件I图2；
V(S0下标)为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；
β为相应站位处的斜升角，度。
(2)非对称压力分布由本条(c)(1)规定的作用在船体或主浮简中心线一侧的压力和作用在船体或主浮简中心线另一侧的该压力的一半组成，按附件Ⅰ图3。
(3)这些压力是均匀的，且必须同时作用于整个船体或主浮简底部，所得到的载荷必须传给船体本身的侧壁结构，但不必作为剪切和弯曲载荷向前后传递。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．535条 辅助浮筒载荷
(a)总则 辅助浮简和其连接以及支承结构，必须按本条规定的情况进行设计。在本条(b)至(e)规定的情况中，为避免局部载荷过大，可将规定的水载荷分布于整个浮简底部，所采用的底部压力不小于本条(g)规定的数值。
(b)断阶载荷水载荷的合力必须作用在浮简的对称平面内，作用点位于从简首到断阶的距离的3／4处，方向必须与龙骨垂直，限制载荷的合力按下式计算，但L值不必超过浮简完全浸没时排水量的三倍：
C(5下标)V(S0下标)(2上标)W(2／3上标)
L=----------------------------------------------------------
tan(2／3上标)β(S下标)(1+r(y下标)(2上标)(2／3上标))
其中：
L为限制载荷，牛顿(公斤；磅)；
C(5下标)＝0．0399(公制：C(5下标)＝0．00898；英制：C(5下标)＝0．0053)；
V(S0下标)为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；
W为水上飞机设计着水重量，公斤(磅)；
β(S下标)为从简首到断阶的距离的3／4站位处的斜升角，但不必小于15度；
r(y下标)为重心和浮简对称面之间的横向距离与滚转时的回转半径之比。
(c)筒首载荷 限制载荷的合力必须作用在浮简的对称平面内，作用点位于简首到断阶的距离的1／4处；方向必须与通过该点的龙骨线的切线垂直，载荷合力的大小为本条(b)规定的值。
(d)非对称断阶载荷 水载荷的合力由等于本条(a)规定载荷的75％的向上分量和等于本条(b)规定载荷乘以0．25tanβ的侧向分量组成。侧向载荷必须作用于龙骨和舭之间的中点并垂直于浮筒的对称平面。
(e)非对称筒首载荷水载荷的合力由等于本条(b)规定载荷的75％的分量和等于本条(c)规定载荷乘以0．25tanβ的侧向分量组成。侧向载荷必须作用于龙骨和舭之间的中点并垂直于浮筒的对称平面。
(f)浮筒浸没情况载荷的合力必须作用在浮简横截面的形心上，且位于从简首到断阶的距离的1／3处，限制载荷分量如下：
垂直载荷=ρgV
ρ
向后载荷=C(X下标)-- V(2／3上标)(KV(S0下标))(2上标)
2
ρ
侧向载荷=C(y下标)-- V(2／3上标)(KV(S0下标))(2上标)
2
式中：
ρ为水的质量密度，公斤／米(3上标)(牛顿·秒(2上标)／米(4上标)；斯拉格／英尺(3上标))；
V为浮简体积，米(3上标)(英尺(3上标))
C(X下标)＝0．0124(公制：C(X下标)＝0．0124；英制：C(X下标)＝0．133)，阻力系数；
C(y下标)＝0．0098(公制：C(y下标)＝0．0098；英制：C(y下标)＝0．106)，侧向力系数；
K＝0．8，如果表明，在正常操作情况下，速度为0．8V(S0下标)，时浮简不能浸没，则可用较小的数值；
V(S0下标)为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；
g为重力加速度，米／秒(2上标)(英尺／秒(2上标))；
(g)浮筒底部压力浮简底部压力必须根据第23．533条 制定，但公式中的K(2下标)值取为1．0。用以确定浮简底部压力的斜升角按本条(b)规定。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．537条 水翼载荷
水翼设计载荷必须根据适用的试验数据得出。
[2004年×月×日第三次修订]
应急着陆情况
第23．561条 总则
(a)虽然飞机在应急着陆情况中可能损坏，但飞机必须按本条规定进行设计，以在此情况中保护乘员。
(b)结构的设计必须能在下列条件下给每一乘员以避免严重伤害的一切合理的机会：
(1)正确使用在设计中规定的座椅、安全带和肩带。
(2)乘员经受与下列极限载荷系数相对应的静惯性载荷：
(i)向上，3．0，对正常类、实用类和通勤类飞机；4．5，对特技类飞机；
(ii)向前，9．0；
(iii)侧向，1．5；和
(iv)向下，6，当要求按第23．807条(d)(4)的应急出口规定进行审定时；和
(3)舱内可能伤害乘员的质量项目经受与下列极限载荷系数相对应的静惯性载荷：
(i)向上，3．0；
(ii)向前，18．0；
(iii)侧向，4．5。
(c)具有可收放起落架的飞机，必须设计成在下列情况着陆时为每个乘员提供防护：
(1)机轮收上；
(2)中等下沉速度；
(3)在缺乏详细的分析时，假定经受到下述载荷：
(i)向下的极限惯性载荷系数为3；
(ii)地面摩擦系数为0．5。
(d)如果不能确定应急着陆时飞机翻倒是不大可能的，则结构必须按如下所述设计成能＝在飞机完全翻倒时保护乘员：
(1)可以用分析办法表明在下列情况下飞机翻倒的可能性：
(i)重量和重心位置的最不利组合；
(ii)纵向载荷系数为9．0；
(iii)垂直载荷系数为1．0；
(iv)对前三点起落架的飞机，前轮支柱失效且机头触地。
(2)为确定翻倒后作用于飞机上的载荷，必须采用向上极限惯性载荷系数为3．0，地面摩擦系数为0．5。
(e)除了第23．787条(c)的规定外，支承结构必须设计成在不超过本条(b)(3)规定值的各种载荷下，能约束住那些在轻度撞损着陆时脱落后可能伤害乘员的每个质量项目。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．562条 应急着陆动态要求
(a)每个用于正常类、实用类或特技类飞机上的座椅和约束系统，必须设计成在应急着陆时并在下列条件下能保护乘员：
(1)正确使用在设计中规定的座椅、安全带和肩带；
(2)乘员受到本条规定条件所产生的载荷。
(b)除了要符合本条(d)的座椅／约束系统以外，正常类、实用类或特技类飞机上供机组和乘客使用的每一个座椅和约束系统，必须按照下述每一条件成功地完成动力试验或者用有动力试验支持的合理分析来证明。进行动力试验必须用局方认可的拟人试验模型(ATD)或局方批准的等效物模拟乘员，其名义重量为77公斤(170磅)，坐在正常的向上位置。
(1)对于第一次试验，速率的变化不得小于9．4米／秒(31英尺／秒)。座椅和约束系统的取向必须是相对飞机的名义位置。飞机的水平面相对撞击方向上仰60度无偏转。安装在飞机内第一排的座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞出后0．05秒内出现，并且最小必须达到19．0g。对于所有其他座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后0．06秒内出现，并最小达到15．0g。
(2)对于第二次试验，速率的变化不得小于12．8米／秒(42英尺／秒)。座椅和约束系统的取向必须是相对飞机的名义位置。飞机垂直对称面相对撞击方向偏转10度无俯仰，处于对肩带产生最大载荷的方向上。对于安装在飞机内第一排的座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后0．05秒内出现，并最小达到26．0g。对于所有其他座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后0．06秒内出现，并最小达到21．0g。
(3)考虑到地板变形，在进行本条(b)(2)中所规定的试验之前，必须预加载使得用于将座椅和约束系统连接到机体结构的连接装置或地板导轨相对垂直偏移至少10度(即俯仰不平行)。并且必须预加载使导轨或连接装置之一滚转10度。
(c)按照本条(b)进行动力试验，必须表明符合下列要求：
(1)尽管座椅和约束系统部件可能受到设计上的预期的变形、延伸、位移或撞损，但座椅和约束系统必须约束住拟人试验模型(ATD)。
(2)尽管座椅结构可能变形，但座椅和约束系统与试验固定装置问的连接必须保持完好。
(3)撞击过程中，每一肩带必须保持在ATD的肩上。
(4)撞击过程中，安全带必须保留在ArD的骨盆上。
(5)动力试验结果必须表明乘员不受到严重的头部损伤。
(i)如果乘员可能触及邻近的座椅、结构或其他舱内物件，则必须给乘员提供保护，以使头部伤害判据(HIC)不超过1000。
(ii)HIC值用下列公式确定：
1 t(2下标)
HIC=｛(t-t)[-------------------------------- ∫ a(t)dt](2．5上标) ｝(Max下标)
(t(2下标)-t(1下标)) t(1下标)
式中：
t(1下标)积分初始时间(秒)；
t(2下标)积分终止时间(秒)；
(t(2下标)-t(1下标))主要头部撞击持续时间(秒)；
a(t)头部重心处合成负加速度(以g的倍数表示)。
(iii)必须在进行按本条(b)(1)和(b)(2)规定的动力试验时测定头部所受的撞击以表明符合HIC限制值；或用试验或分析方法单独表明符合头部伤害判据。
(6)作用于单肩带系带上的载荷不得超过7，790牛(793．8公斤；1，750磅)。若用双系带来约束上部躯干，则系带总载荷不得超过8，900牛(907．2公斤；2，000磅)。
(7)在ATD骨盆和腰脊柱之间测得的压缩载荷不得超过6，680牛(680公斤；1，500磅)。
(d)对于在最大重量下V(S0下标)大于61节的所有单发飞机，以及不符合第23．67条(a)(1)的最大重量不超过2，722公斤(6，000磅)、在最大重量下V(S0下标)大于61节的多发飞机，必须符合下列要求：
(1)第23．561条(b)(1)的极限载荷系数必须乘以增大的失速速度与61节的比值的平方。增大后的极限载荷系数不必大于V(S0下标)为79节时所能达到的值。特技类飞机向上的极限载荷系数不必超过5．0。
(2)本条(b)(1)要求的座椅／约束系统试验必须按照下列准则进行：
(i)速度的变化量不得低于31英尺／秒。
(ii)(A)19g和15g的最大负加速度必须乘以增大的失速速度与61节的比值的平方：
g(ρ下标)＝19．0(V(S0下标)／61)(2上标)或g(ρ下标)＝15．0(V(S0下标)／61)(2上标)
(B)最大负加速度不必超过V(S0下标)为79节时所能达到的值。
(iii)最大负加速度必须在t(r下标)时间内出现，t(r下标)必须按照下式计算：
31 0．96
t(r下标)=--------------------------- =-------------
32．2(g(ρ下标)) g(ρ下标)
其中：
g(ρ下标)为根据本条(d)(2)(ii)计算得到的最大负加速度
t(r下标)为达到最大负加速度所需要的时间(秒)
(e)如果在合理的基础上得到验证，某种替代方法亦可应用，但应达到等效于或高于本条所要求的保护乘员安全水平。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
疲劳评定
第23．571条 金属增压舱结构
对于正常类、实用类和特技类飞机，增压舱的金属结构的强度、细节设计和制造必须按下列任何一条进行评定：
(a)疲劳强度检查 用试验或有试验支持的分析方法表明，结构能够承受在服役中预期的变幅重复载荷，或
(b)破损安全强度检查 用分析、试验或两者兼用的方法表明，当一个主要结构元件出现疲劳破坏或明显的局部破坏后，结构不可能发生灾难性破坏，并且其余结构能够承受其值为V(C下标)时限制载荷系数75％的极限静载荷系数，同时要考虑正常工作压力、预期的气动外压和飞行载荷的综合影响。除非静载荷下破坏的动态效应另有考虑，这些载荷必须乘以1．15的系数。
(c)第23．573条(b)的损伤容限评定。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．572条 金属机翼、尾翼和相连结构
(a)对于正常类、实用类和特技类飞机，除非从疲劳的观点衡量已表明该结构、使用应力水平、材料和预期的使用与已有广泛而满意的服役经验的设计相类似，否则对那些破坏后可能引起灾难性后果的机体结构件的强度、细节设计及制造，必须按下列任何一条进行评定：
(1)疲劳强度检查 用试验或有试验支持的分析方法来表明，结构能承受在服役中预期的变幅重复载荷；或
(2)破损安全强度检查 用分析、试验或两者兼用的方法表明，当一个主要结构元件出现疲劳破坏或明显局部破坏后，结构不可能发生灾难性破坏，并且其余结构能够承受其值为V(C下标)时临界限制载荷系数75％的极限静载荷系数。除非在静载荷下破坏的动态效应另有考虑，这些载荷必须乘以1．15的系数。
(3)第23．573条(b)的损伤容限评定。
(b)本条要求的每一评定必须：
(1)包括典型的载荷谱(如滑行、地一空一地循环、机动、突风等)；
(2)计及任何由于气动面的交互作用而导致的显著影响；
(3)考虑由于螺旋桨滑流载荷和旋涡碰撞抖振导致的显著影响。
[1990年7月18日第一次修订，1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．573条 结构的损伤容限和疲劳评定
(a)复合材料机体结构 复合材料机体结构必须按本条要求进行评定，而不用第23．571和第23．572条。除非表明不可行，否则申请人必须用本条(a)(1)至(a)(4)规定的损伤容限准则对每个机翼(包括鸭式、串列式机翼和翼尖小翼)、尾翼及其贯穿结构和连接结构、可动操纵面及与其连接结构、机身和增压舱中失效后可能引起灾难性后果的复合材料机体结构进行评定。如果申请人确定损伤容限准则对某个结构不可行，则该结构必须按照本条(a)(1)和(a)(6)进行评定。如果使用了胶接连接，则必须按照本条(a)(5)进行评定。在本条要求的评定中，必须考虑材料偏差和环境条件对复合材料的强度和耐久性特性的影响。
(1)必须用试验或有试验支持的分析表明，在所使用的检查程序规定的检查门槛值对应的损伤范围内，带损伤结构能够承受极限载荷。
(2)必须用试验或有试验支持的分析确定，在服役中预期的重复载荷作用下，由疲劳、腐蚀、制造缺陷、或冲击损伤引起的损伤扩展率或不扩展。
(3)必须用剩余强度试验或有剩余强度试验支持的分析表明，带有可检损伤的结构能够承受临界限制飞行载荷(作为极限载荷)，该可检损伤范围与损伤容限评定结果相一致。对于增压舱，必须承受下列载荷：
(i)正常使用压力与预期的外部气动压力相组合，并与临界限制飞行载荷同时作用；
(ii)1g飞行时预期的外部气动压力与等于1．1倍正常使用压差的座舱压差相组合，不考虑其他载荷。
(4)在初始可检性与剩余强度验证所选的值之间的损伤扩展量(除以一个系数就得到检查周期)必须能够允许制定一个适于操作和维护人员使用的检查大纲。
(5)对于任何胶接连接件，如果其失效可能会造成灾难性后果，则必须用下列方法之一验证其限制载荷能力：
(i)必须用分析、试验或两者兼用的方法确定每个胶接连接件能承受本条(a)(3)的载荷的最大脱胶范围。对于大于该值的情况必须从设计上加以预防；或
(ii)对每个将承受临界限制设计载荷的关键胶接连接件的批生产件都必须进行验证检测；或
(iii)必须确定可重复的、可靠的无损检测方法，以确保每个连接件的强度。
(6)对于表明无法采用损伤容限方法的结构部件，必须用部件疲劳试验或有试验支持的分析表明其能够承受服役中预期的变幅重复载荷。必须完成足够多的部件、零组件、元件或试片试验以确定疲劳分散系数和环境影响。在验证中必须考虑直至可检性门槛值和极限载荷剩余强度的损伤范围。
(b)金属机体结构如果申请人选择用第23．571条(c)或第23．572条(a)(3)，则损伤容限评定必须包括确定由疲劳、腐蚀或意外损伤引起的损伤的可能位置和模式，必须用有试验依据支持的分析和服役经验(如果有服役经验)来确定。如果设计的结构有可能产生疲劳引起的多部位损伤，则必须考虑这类损伤。评定必须包括有试验依据支持的重复载荷和静力分析。在飞机的使用寿命期内任一时刻的剩余强度所对应的损伤范围必须与初始可检性及随后在重复载荷下的扩展量相一致。剩余强度评定必须表明，剩余结构能够承受临界限制飞行载荷(作为极限载荷)，并且此时的可检损伤范围与损伤容限评定结果一致。对于增压舱，必须承受下列载荷：
(1)正常使用压差和预期的外部气动压力相结合，并与本规章规定的飞行载荷情况同时作用；和
(2)1g飞行时预期的外部气动压力与等于1．1倍正常使用压差的座舱压差相组合，不考虑其他载荷。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．574条 通勤类飞机金属件的损伤容限和疲劳评定
对于通勤类飞机：
(a)金属件的损伤容限 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、缺陷或损伤引起的灾难性破坏。除本条(b)规定的情况以外，对可能引起灾难性破坏的每一结构部分都必须按第23．573条 进行这一评定。
(b)疲劳(安全寿命)评定 如果申请人确认，本条(a)的损伤容限要求对某特定结构是不可行的，则不需要满足该要求。必须用有试验依据支持的分析表明该结构能够承受其使用寿命期内预期的重复的变幅载荷而不产生可检裂纹。必须采用合适的安全寿命分散系数。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．575条 检查及其他方法
必须根据第23．571、第23．572、第23．573或第23．574条要求的评定来确定检查方法，确定部位、周期或其他方法以避免灾难性破坏，并且必须将之纳入第23．1529条要求的持续适航文件的适航性限制条款。
[2004年×月×日第三次修订]
D章 设计与构造
第23．601条 总则
对飞机运行的安全有重要影响的每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验确定。
第23．603条 材料和工艺质量
(a)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：
(1)由经验或试验来确定；
(2)符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能；
(3)考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。
(b)工艺质量必须是高标准的。
第23．605条 制造方法
(a)采用的制造方法必须能生产出一个始终完好的结构。如果某种制造工艺(如胶接、点焊或热处理)需要严格控制才能达到此目的，则该工艺必须按照批准的工艺规范执行。
(b)飞机的每种新制造方法必须通过试验大纲予以证实。
第23．607条 紧固件
(a)如果可卸的紧固件的丢失可能妨碍继续安全飞行和着陆，则其必须有两套锁定装置。
(b)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。
(c)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。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．609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性能降低或强度丧失，这些原因中包括：
(1)气候；
(2)腐蚀；
(3)磨损。
(b)有足够的通风和排水措施。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．611条 可达性措施
对需要维护、检查或其他保养的每个部件，必须在设计中采取适当的措施，以便完成这些工作。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．613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材料试验为依据(材料应符合标准)，在试验统计的基础上制定设计值。
(b)设计值的选择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)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符合本款的要求：
(1)如果所加的载荷最终通过组件内的单个元件传递，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他承载元件的静不定结构，概率为90％，置信度95％。
(c)至关重要的部件或结构在正常运行条件下热影响显著的部位，必须考虑温度对设计许用应力的影响。
(d)结构的设计，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。
(e)对于一般只能用保证最小值的情况，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”的材料采用的设计值可以大于本条要求的保证最小值。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．619条 特殊系数
对于每一结构零件，如果属于下列任一情况，则第23．303条规定的安全系数必须乘以第23．621至第23．625条规定的最高的相应特殊安全系数：
(a)其强度不易确定；
(b)在正常更换前，其强度在服役中很可能降低；
(c)由于制造工艺或检验方法中的不定因素，其强度容易有显著变化。
第23．621条 铸件系数
(a)总则在铸件质量控制所需的规定以外，还必须采用本条(b)至(d)规定的系数、试验和检验。检验必须符合经批准的规范，除作为液压或其他流体系统的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)和(d)适用于任何结构铸件。
(b)支承应力和支承面本条(c)和(d)规定的铸件的支承应力和支承面，其铸件系数按下列规定：
(1)不论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 对于其损坏将妨碍飞机继续安全飞行和着陆或严重伤害乘员的每一铸件，采用下列规定：
(1)每一关键铸件必须满足下列要求之一：
(i)具有不小于1．25的铸件系数；100％接受目视、射线和磁粉、渗透或其他经批准的等效无损检验方法之一的检验，或
(ii)具有不小于2．0的铸件系数，100％接受目视和经批准的无损检验方法的检验。如果已制定质量控制程序并经批准，且可接受的统计分析表明可以减少无损检验量，则无损检验量可以从100％下调，并且采用抽样原则。
(2)对于铸件系数小于1．50的每项关键铸件，必须用三个铸件样品进行静力试验并表明下列两点：
(i)在对应于铸件系数为1．25的极限载荷作用下满足第23．305条的强度要求；
(ii)在1．15倍限制载荷作用下满足第23．305条的变形要求。
(3)典型的关键铸件有：结构连接接头、飞行操纵系统零件、操纵面铰链和配重连接件、座椅、卧铺、安全带、燃油箱和滑油箱的支座和连接件以及座舱压力阀。
(d)非关键铸件除本条(c)或(e)规定的铸件外，对于其他铸件采用下列规定：
(1)除本条(d)(2)和(3)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 ┃
┣━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃等于或大于2．0 ┃ 100％目视 ┃
┣━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃小于2．0大于1．5 ┃ 100％目视和磁粉或渗透，或等效的无损检验方法 ┃
┣━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃1．25至1．50 ┃ 100％目视、磁粉或渗透和射线，或经批准的等效的无损检验方法 ┃
┗━━━━━━━━━┻━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┛
(2)如果已制定质量控制程序并经批准，本条(d)(1)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性能)，规定如下：
(i)可以采用1．0的铸件系数，和；
(ii)必须按本条(d)(1)中铸件系数为“1．25至1．50”的规定进行检验，并按本条(c)(2)进行试验。
(e)非结构铸件 非结构铸件不要求进行评定、试验或详细检验。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．623条 支承系数
(a)每个有间隙(自由配合)并承受敲击或振动的零件，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)操纵面铰链和操纵系统关节接头，如果分别符合第23．657条和条23．693条规定的系数，则满足本条(a)的要求。
第23．625条 接头系数
对于接头(用于连接两个构件的零件或端头)，采用以下规定：
(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)连接件或连接手段；
(3)被连接构件上的支承部位。
(b)以全面试验数据为依据进行的接头设计，不必采用接头系数(如金属钣金的连续接合、焊接和木质件中嵌接)；
(c)对于整体接头，一直到截面性质成为其构件典型截面为止的部分必须作为接头处理；
(d)对于座椅、卧铺、安全带、肩带，它们与结构的连接件必须通过分析、试验或两者兼用，来表明其能承受第23．561条中所规定的惯性力再乘上1．33的接头系数。
第23．627条 疲劳强度
结构必须尽可能地设计成避免在正常服役中很可能出现变幅应力超过疲劳极限的应力集中点。
第23．629条 颤振
(a)必须用本条(b)和(c)或(b)和(d)规定的方法，来表明在V- n包线以内的任何运行情况和直到所选择方法所确定的速度以内的所有速度下，飞机不发生颤振、操纵反效和发散。同时需符合下列规定：
(1)对影响颤振的参数如速度、阻尼、质量平衡和操纵系统刚度的量，必须制定足够的允差；
(2)主要结构部件的自然频率，必须通过振动试验或其他批准的方法来确定。
(b)必须用飞行颤振试验表明飞机没有颤振、操纵反效和发散，并表明：
(1)在直至V(D下标)的速度范围内采取了合适的和足够的步骤来激发颤振；
(2)试验中结构的振动响应表明不发生颤振；
(3)在速度V(D下标)时阻尼有合适的余量；
(4)接近V(D下标)时阻尼没有大而迅速的衰减。
(c)用于预计不发生颤振、操纵反效和发散的任何合理的分析必须覆盖直到1．2V(D下标)的所有速度。
(d)如果符合下列条件，则可以用满足航空结构和设备工程报告No．45(修正版)“简化防颤振准则”(美国联邦航空局出版)(4～12页)中的刚度和质量平衡的准则，来表明飞机不发生颤振、操纵反效或发散：
(1)飞机的V(D下标)／M(D下标)小于482公里／小时(260节)(EAS)；并且马赫数小于0．5；
(2)以机翼扭转刚度和副翼质量平衡准则表示的机翼和副翼的防颤振准则，只限于在沿机翼展向没有大的集中质量(如发动机、浮简或机翼外侧的油箱)的飞机上使用；
(3)飞机布局必须符合下列条件：
(i)没有T型尾翼或其他非常规尾翼构型；
(ii)没有影响准则适用性的异常质量分布或其他非常规的设计特点；
(iii)有固定式垂直安定面和固定式水平安定面。
(e)对涡轮螺桨动力飞机的动态评定必须包括：
(1)回旋模态自由度，该自由度要考虑螺旋桨旋转平面的稳定性和重要的弹性力、惯性力和空气动力；
(2)与特定形态相关的螺旋桨、发动机、发动机架和飞机结构刚度和阻尼的变化情况。
(f)必须在下列情况表明直到V(D下标)／M(D下标)不发生颤振、操纵反效和发散：
(1)对于符合本条(d)(1)到(d)(3)准则的飞机，要考虑任何调整片操纵系统中任何单个元件的损坏、失效或断开的情况；
(2)对于本条(f)(1)规定以外的飞机，要考虑在主飞行操纵系统、某一调整片操纵系统或某一颤振阻尼器中任何单个元件的损坏、失效或断开的情况。
(g)对于符合条23．571和第23．572条 破损．安全准则的飞机，必须用分析表明，主要结构件发生疲劳破坏或明显的局部失效后，飞机在直到V(D下标)／M(D下标)的速度范围内不发生颤振。
(11)对于符合第23．573条 损伤容限准则的飞机，必须用分析表明，当产生经剩余强度验证的损伤时，飞机在直到V(D下标)／M(D下标)的速度范围内不发生颤振。
(i)当型号设计更改可能影响颤振特性时，必须表明符合本条(a)的要求，除非可以仅以经批准的数据为基础用分析表明，在直到所选择方法所确定的速度以内的所有速度下，飞机不发生颤振、操纵反效和发散。
[2004年×月×日第三次修订]
机翼
第23．641条 强度符合性的证明
承力蒙皮机翼的强度，必须用载荷试验或用结构分析与载荷试验相结合的方法验证。操纵面
第23．651条 强度符合性的证明
(a)对各操纵面要求进行限制载荷试验，这些试验必须包括与操纵系统连接的支臂或接头。
(b)在结构分析中，必须用合理的或保守的方法考虑张线的装配载荷。
第23．655条 安装
(a)可动操纵面的安装必须使得当某一操纵面处在极限位置而其余各操纵面作全角度范围的运动时，任何操纵面、其张线或相邻的固定结构之间没有干扰。
(b)如果采用可调水平安定面，则必须有止动器将其行程限制在能安全飞行和着陆的范围内。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．657条 铰链
(a)操纵面铰链，除滚珠和滚柱轴承铰链外，对于用作轴承的最软材料其极限支承强度的安全系数必须不小于6．67。
(b)对于滚珠或滚柱轴承铰链，不得超过批准的轴承的载荷额定值。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．659条 质量平衡
操纵面的集中质量、配重的支承结构和连接件，必须按下列条件设计：
(a)24g，垂直于操纵面平面；
(b)12g，向前和向后；
(c)12g，平行于铰链轴线。操纵系统
第23．671条 总则
(a)每个操纵器件的操作必须简便、平稳和确切，以完成其功能要求。
(b)操纵器件的安排和标志必须便于操作，防止产生混淆和随之发生误动的可能性。
第23．672条 增稳系统及自动和带动力的操纵系统
如果增稳系统或其他自动或带动力的操纵系统的功能对于表明满足本规章的飞行特性要求是必要的，则这些系统必须符合第23．671条和下列规定：
(a)在增稳系统或任何其他自动或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故障，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)增稳系统或任何其他自动或带动力的操纵系统的设计，必须使驾驶员对故障可以采取初步对策而无须特殊的驾驶技巧或体力，采取的对策可以是切断该系统或出故障的一部分系统，也可以是以正常方式移动飞行操纵器件来超越故障；
(c)必须表明，在增稳系统或任何其他自动或带动力的操纵系统发生任何单个故障后，符合下列规定：
(1)当故障或功能不正常发生在批准的使用限制内且对于该故障类型是临界的任何速度或高度上时，飞机仍能安全操纵；
(2)在飞机飞行手册中规定的实际使用的飞行包线(例如速度、高度、法向加速度和飞机形态)内，仍能满足本规章所规定的操纵性和机动性要求；
(3)飞机的配平、稳定性以及失速特性不会降低到继续安全飞行和着陆所必需的水平以下。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．673条 主飞行操纵器件
驾驶员用来对俯仰、横滚和航向进行直接操纵的装置为主飞行操纵器件。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．675条 止动器
(a)操纵系统必须设置能确实限制由该系统操纵的每一可动气动面运动范围的止动器。
(b)每个止动器的位置，必须使磨损、松动或松紧调节不会导致对飞机的操纵特性产生不利影响的操纵面行程范围的变化。
(c)每个止动器必须能承受与操纵系统设计情况相应的任何载荷。
第23．677条 配平系统
(a)必须采取适当的预防措施，防止无意的、非正常的或粗暴的调整片操作。在配平操纵器件的近旁，必须设置指示装置能向驾驶员指示与飞机运动有关的配平操纵器件的运动方向。此外，还必须有设施能向驾驶员指示配平装置在其可调范围内所处的位置，对于横向和航向配平情况，还要指示其中立位置。这些指示装置必须能被驾驶员观察到，其位置和设计必须防止混淆。俯仰配平指示器必须清晰地标出，在每个经批准的起飞襟翼位置和所有重心位置下，经验证的安全起飞位置或范围。
(b)配平装置必须设计成当主飞行操纵系统任一连接或传动元件损坏时，用下列方法可以提供安全飞行和着陆的足够操纵：
(1)对单发飞机使用纵向配平装置；
(2)对多发飞机使用纵向和航向配平装置。
(c)调整片操纵必须是不可逆的，但调整片已作适当的平衡和没有不安全的颤振特性者除外。不可逆调整片，从调整片到不可逆装置在飞机结构连接处之间的系统部分，必须具有足够的刚性和可靠性。
(d)必须演示在用动力驱动的配平系统出现了使用中可以合理预期的任何可能失控之后以及考虑到驾驶员察觉失控后的适当延时的情况下，飞机是可以安全操纵的，并且驾驶员能够完成安全着陆所需的一切机动和操作动作。此项演示必须在临界飞机重量和重心位置下进行。
