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取小值；
（２） 假定飛機以本條（ａ）（１）規定的方向舵偏轉偏航到最終側滑角；
（３） 當飛機偏航到相應于本條（ａ）（１）規定的方向舵偏轉的靜側滑角時，假定方
向舵回到中立位置。
（ｂ） 橫向突風 假定飛機在非加速飛行時，遇到垂直于對稱平面的突風，必須研究
相應于§２５．３３３（ｃ）中情況Ｂ＇到Ｊ＇的突風和飛機速度（由§２５．３４１和§
２５．３４５（ａ）（２）或§２５．３４５（ｃ）（２）確定）。突風形狀必須如§２５．３
４１中所規定。在缺少對于飛機突風響應的詳細研究時，必須用下列公式計算作用在垂直尾
面上的突風載荷：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－
１．６３
式中：Ｌt 為垂尾載荷，牛頓；
０．８８μgt
Ｋgt＝－－－－－－，為突風緩和系數；
５．３＋μgt
２（Ｗg ） Ｋ ２
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，為橫向質量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde 為得到的突風速度，米／秒；】
３
ρ為大氣密度，公斤／米 ；
Ｗ為飛機重量，公斤；
２
Ｓt 為垂尾面積，米 ；
＿
ｃt 為垂尾平均幾何弦長，米；
ａt 為垂尾升力曲線斜率。１／弧度；
Ｋ為偏航時的回轉半徑，米；
ｌt 為飛機重心到垂尾壓心的距離，米；
２
ｇ為重力加速度，米／秒 ；
ｖ為飛機當量速度。米／秒。
公制：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－
１６
式中：
Ｌt 為垂尾載荷，公斤；
０．８８μgt
Ｋgt＝－－－－－－，為突風緩和系數；
５．３＋μgt
２Ｗ Ｋ ２
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，為橫向質量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde 為得到的突風速度，米／秒；】
２ ４
ρ為大氣密度，公斤·秒 ／米 ；
Ｗ為飛機重量，公斤；
２
Ｓt 為垂尾面積，米 ；
＿
ｃt 為垂尾平均幾何弦長，米；
ａt 為垂尾升力曲線斜率。１／弧度；
Ｋ為偏航時的回轉半徑，米；
ｌt 為飛機重心到垂尾壓心的距離，米；
２
ｇ為重力加速度，米／秒 ；
ｖ為飛機當量速度。米／秒。
英制：
ＫgtＵdeＶatＳt
Ｌt ＝－－－－－－－－－
４９８
式中：Ｌt 為垂尾載荷，磅；
０．８８μgt
Ｋgt＝－－－－－－，為突風緩和系數；
５．３＋μgt
２Ｗ Ｋ ２
μgt＝－－－－－－－－（－－） ，為橫向質量比
＿ ｌt
ρｃt ａt ｇＳt
【Ｕde 為得到的突風速度，英尺／秒；】
３
ρ為大氣密度，斯拉格／英尺 ；
Ｗ為飛機重量，磅；
２
Ｓt 為垂尾面積，英尺 ；
＿
ｃt 為垂尾平均幾何弦長，英尺；
ａt 為垂尾升力曲線斜率。１／弧度；
Ｋ為偏航時的回轉半徑，英尺；
ｌt 為飛機重心到垂尾壓心的距離，英尺；
２
ｇ為重力加速度，英尺／秒 ；
ｖ為飛機當量速度。節。
〔１９９５年１２月１８日第二次修訂〕
補充情況
§２５．３６１ 發動機扭矩
（ａ） 發動機架及其支承結構，必須按下列組合效應進行設計：
（１） 相應于起飛功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩，和§２５．３３３（ｂ）中
飛行情況Ａ的限制載荷的７５％同時作用；
（２） 相應于最大連續功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩，和§２５．３３３（ｂ）
中飛行情況Ａ的限制載荷同時作用；
（３） 對于渦輪螺旋槳裝置，除了本條（ａ）（１）和（２）的規定情況外，相應于起
飛功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩乘以下述系數后和１ｇ平飛載荷同時作用。該系數是
用于考慮螺旋槳操縱系統故障（包括快速順槳），在缺少詳細的分析時，必須取為１．６。
（ｂ） 對于渦輪發動機裝置，發動機架及其支承結構必須設計成能承受下列每一種載
荷：
（１） 由于故障或結構損壞（例如壓氣機卡住）造成發動機突然停車所產生的發動機
限制扭矩載荷；
（２） 發動機最大加速所產生的發動機限制扭矩載荷。
（ｃ） 本條（ａ）考慮的發動機限制扭矩，必須由相應于規定的功率和轉速的平均扭
矩乘以下列系數得出：
（１） 對于渦輪螺旋槳裝置，為１．２５；
（２） 對于有５個或５個以上汽缸的活塞發動機，為１．３３；
（３） 對于有４、３、２個汽缸的發動機，分別為２、３、４。
§２５．３６３ 發動機架的側向載荷
（ａ） 發動機架及其支承結構必須按橫向限制載荷系數（作為作用在發動機架上的側
向載荷）進行設計，此系數至少等于由偏航情況得到的最大載荷系數，但不小于下列數值：
（１） １．３３；
（２） §２５．３３３（ｂ）所述的飛行情況Ａ的限制載荷系數的三分之一。
（ｂ） 可假定本條（ａ）規定的側向載荷與其它飛行情況無關。
§２５．３６５ 增壓艙載荷
【下列規定適用于有一個或一個以上增壓艙的飛機：】
（ａ） 飛機結構必須有足夠的強度來承受飛行載荷和由零到釋壓活門最大調定值的壓
差載荷的組合作用；
（ｂ） 必須計及在飛行中的外部壓力分布以及應力集中和疲勞影響；
（ｃ） 如允許機艙帶壓差著陸，則著陸載荷必須和由零到著陸期間所允許的最大壓差
載荷相組合；
（ｄ） 飛機結構必須有足夠的強度來承受下述壓差載荷，該載荷為相應于釋壓活門最
大調定值的壓差載荷的１．３３倍，并略去其他載荷；
（ｅ） 【增壓艙內部或外部的任何結構、組件或零件，如因其破壞而可能妨礙繼續安
全飛行和著陸時，則必須設計成能夠承受在任何使用高度由于以下每一情況使任何艙室出現
孔洞而引起的壓力突降：】
（１） 發動機碎裂后發動機的一部分穿通了增壓艙；
　
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