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(i) VS 是在設計重量和襟翼收態的計算失速速度，通常根據飛機最大法向力系數
CNA 來計算；
(ii) n 是用于設計的限制機動載荷系數。
(2) VA 值不必超過用于設計的VC 值。
(d)對應最大突風強度的設計速度VB 對于VB，采用下列規定：
(1) VB 不得小于由最大正升力系數CNmax 曲線與強突風速度線在突風V－n 圖上的交
點所確定的速度，或不得小于S g V n 1 ，兩者中取小值，式中：
(i) ng 為飛機在所考慮的特定重量下，由于對應于速度VC 的突風（按第23.341 條）
引起的正突風載荷系數；
(ii) VS1 為在所考慮的特定重量下，襟翼收起時的失速速度。
(2) VB 不必大于VC。
[1990 年7 月18 日第一次修訂，2004 年×月×日第三次修訂]
第23.337 條 限制機動載荷系數
(a)正限制機動載荷系數n 不得小于下列數值：
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定
CCAR 23 R3 － 29 －
(1)對于正常類和通勤類飛機，
( ) 4,536
2.1 10,886
+
+
W 公斤
（
( ) 10,000
2.1 24,000
+
+
W 磅
）
式中：W 為設計最大起飛重量，但n 不必大于3.8；
(2)對于實用類飛機，4.4；
(3)對于特技類飛機，6.0。
(b)負限制機動載荷系數不得小于下列數值：
(1)對于正常類、實用類和通勤類為0.4 倍正載荷系數；
(2)對于特技類為0.5 倍正載荷系數。
(c)如果飛機具有的設計特征使其在飛行中不可能超過本條規定的機動載荷系數，則可
采用小于本條規定的值。
[1990 年7 月18 日第一次修訂，2004 年×月×日第三次修訂]
第23.341 條 突風載荷系數
(a)飛機必須設計成能承受由第23.333 條(c)規定的突風在每個升力面上產生的載荷。
(b)必須用合理分析的方法計算鴨式布局或串列式機翼布局的突風載荷。如果表明計算
的凈載荷相對于第23.333 條(c)中的突風準則是保守的，則可以按照本條(c)計算。
(c)在缺少更合理的分析時，突風載荷系數必須按下列公式計算：
1.63( / )
1
Wg S
K U Va
n = + g de
式中：
g
g
g k
μ
μ
+
=
5.3
0.88
，為突風緩和系數；
Cag
Wg S
g ρ
μ = 2( / ) ，為飛機質量比；
Ude 為根據第23.333 條(c)得到的突風速度，米/秒；
ρ為大氣密度，公斤/米3；
Wg/S 為具體載荷情況下的適用的飛機重量產生的翼載，牛頓/米2；
C －為平均幾何弦長，米；
g 為重力加速度，米/秒2；
V 為飛機當量速度，米/秒；
a 如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a 即為飛機法向力系
數CNA 曲線的斜率（1/弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情
況處理時，則可采用機翼升力系數CL 曲線的斜率（1／弧度）。
公制：
16( / )
1
W S
K U Va
n = + g de
式中：Ude 為根據第23.333 條(c)得到的突風速度，米/秒；
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定
－ 30 － CCAR 23 R3
g
g
g k
μ
μ
+
=
5.3
0.88
，為突風緩和系數；
Cag
W S
g ρ
μ = 2( / ) ，為飛機質量比；
ρ為大氣密度，牛頓.秒2/米4；
W/S 為具體載荷情況下適用的飛機重量產生的翼載，公斤/米2；
C －為平均幾何弦長，米；
g 為重力加速度，米/秒2；
V 為飛機當量速度，米/秒；
a 如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a 即為飛機法向力系
數CNA 曲線的斜率（1/弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情
況處理時，則可采用機翼升力系數CL 曲線的斜率（1/弧度）。
英制：
498( / )
1
W S
K U Va
n = + g de
式中：
g
g
g k
μ
μ
+
=
5.3
0.88
，為突風緩和系數；
Cag
W S
g ρ
μ = 2( / ) ，為飛機質量比；
Ude 為根據第23.333 條(c)得到的突風速度，英尺/秒；
ρ為大氣密度，斯拉格/英尺3；
W/S 為具體載荷情況下適用的飛機重量產生的翼載，磅/英尺2；
C －為平均幾何弦長，英尺；
g 為重力加速度，英尺/秒2；
V 為飛機當量速度，節；
a 如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a 即為飛機法向力系
數CNA 曲線的斜率（1/弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情
況處理時，則可采用機翼升力系數CL 曲線的斜率（1/弧度）。
[1993 年12 月23 年第二次修訂，2004 年×月×日第三次修訂]
第23.343 條 設計燃油載重
(a)可調配載重的各種組合必須包括從零燃油到選定的最大燃油載重范圍內的每一燃油
載重。
(b)如果燃油裝在機翼內，且機翼油箱零燃油時的飛機最大許用重量小于最大重量，則
必須選用它作為“最大零機翼燃油重量”。
(c)對于通勤類飛機，可選定不超過在最大連續功率下運行45 分鐘所需要的燃油作為結
構儲油情況。如果選定了某種結構儲油情況，則該情況必須作為最小燃油重量情況用來表明
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定
CCAR 23 R3 － 31 －
符合本規章規定的飛行載荷要求，此外還要求：
(1)結構必須設計成能承受機翼內零燃油的情況，此情況的限制載荷相應于下列規定：
(i)第23.337 條規定的機動載荷系數的90%,和
(ii)第23.333 條(c)規定的突風速度的85%。
(2)結構的疲勞評定必須計及由本條(c)(1)的設計情況所獲得的任何使用應力的增量；
(3)顫振、變形和振動要求也必須在機翼零燃油情況下得到滿足。
　
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