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為一整體只需對相應于最大設計重量的類別進行檢查。這些簡化原則僅適用于具有經驗的常
規單發飛機，對于有非常規設計特征的飛機，局方可以要求進行補充檢查。
第A23.7 條 飛行載荷
(a)可以認為每組飛行載荷與高度無關，除死重項目的局部支承結構外，僅必須檢查最
大設計重量情況。
(b)必須采用本附件中的表1、圖A3 和國A4，由所申請的類別確定相應于最大設計重
量的n1、n2、n3 和n4 的數值。
(c)必須采用本附件中的囹A1 和圖A2，由所申請的類別確定相應于最小飛行重量的n3
和n4 值。如果這些載荷系數大于設計重量的載荷系數，則死重項目的支承結構必須按較高
的載荷系數驗證。
(d)每個規定的機翼和尾翼載荷與重心范圍無關。但是申請人必須選定一個重心范圍，
而且必須在所選定的重心范圍內按最不利的死重載荷情況檢查基本機身結構。
(e)下列載荷和受載荷情況是結構強度必須保證的最低限度：
(1)飛機平衡 可以認為機翼氣動力載荷垂直作用于相對氣流，對于正向飛機情況，
其值為飛機法向載荷（按本附件A23.9(b)和(c)確定）的1.05 倍；對于負向飛行情況，其值
等于飛機法向載荷，必須考慮該機翼載荷的弦向和法向每個分量。
(2)最小設計空速 最小設計空速可由申請人選擇，但不得低于根據本附件A3 得出的
最小速度。另外，VCmin 不必大于在海平面實際獲得的0.9VH 值，而此VH 值為對應于申請合
格審定的最小設計重量的類別。在計算這些最小設計空速時，n1 不得低于3.8。
(3)飛行載荷 本附件表1 所規定的限制飛行載荷系數，表示氣動力分量（垂直于假
設的飛機縱軸）與飛機重力之比。當氣動力相對于飛機向上作用時，飛行載荷系數為正。
第A23.9 條 飛行情況
(a)總則 必須采用本條(b)和(c)的每個設計情況，以保證在飛機V-n 包線（與本附件圖
A4 相似）的邊界上或其內的每種速度和載荷系數情況下具有足夠的強度。此包線還必須用
于制定按第23.1505 條至第23.1513 條和第23.1519 條所規定的飛機結構使用限制。
(b)對稱飛行情況 飛機必須按下述對稱飛行情況進行設計：
(1)飛機必須至少按本附件圖A4 飛行包線所示的4 種基本飛行情況“A”、“D”、“E”
和“G”進行設計。此外，采用下列規定：
(i)與圖A4 的“D”和“E”情況相應的設計限制飛行載荷系數，必須至少和本附件
的表1 和圖A4 所規定的載荷系數一樣大，這些情況的設計速度必須至少等于由本附件圖
A3 所得出的VD 值；
(ii)對于圖A4 的“A”和“G”的情況，載荷系數必須和本附件表1 所規定的相符，
設計速度必須用這些載荷系數和申請人所確定的最大靜升力系數CNA 來計算。然而，在缺乏
更精確計算時，后者可以基于CNA＝±1.35，并且“A”情況的設計速度可以低于VAmin；
(iii)圖A4 的“C”或“F”情況，只有在本附件中當n3wg/s 大于n1wg/s（n3w/s 大
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定
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于n1w/s）或n4wg/s 大于n2wg/s（n4w/s 大于n2w/s）時才需要個別地進行檢查。
(2)如果裝有在進場、著陸和起飛階段較低空速時使用的襟翼或其他增升裝置，飛機
必須按本附件表1 所規定的相應于襟翼展態的限制系數的兩種飛行情況來設計，此時襟翼在
不低于本附件圖A3 的襟翼設計速度VFmin 時完全放下。
(c)非對稱飛行情況 每個受影響的結構必須按下列非對稱載荷來設計：
(1)后部翼身連接必須按本附件A23.11(c)(1)和(2)所確定的臨界垂直尾翼載荷設計；
(2)機翼和機翼貫穿結構必須按下述載荷進行設計：在對稱面一邊按“A”情況加載
100％，在另一邊加載70％（對合格審定為正常類和實用類），或在另一邊加載60％（對合
格審定為特技類）；
(3)機翼和機翼貫穿結構必須按對稱面的兩邊為75％正機動機翼載荷及由副翼偏轉引
起的最大機翼扭矩的組合來設計。用翼展的副翼部分經過修正的基本翼型力矩系數來考慮副
翼偏轉對VC 或VA 的機翼扭矩的影響時，必須按下列方法計算：
(i)Cm＝Cm＋0.01бu（副翼上偏一側）機翼基本翼型；
(ii)Cm＝Cm－0.01бd（副翼下偏一側）機翼基本翼型；
其中：бu 是向上的副翼偏度，бd 是向下的副翼偏度；
(4)△的臨界值（其值是бu＋бd 的總和），必須按下述方法計算：
(i)用下列公式計算△a 和△b：
P
V
a V
C
Δ = A × Δ ；
P
V
b V
D
Δ = 0.5 A × Δ 。
其中：△P 為VA 時的最大總偏角（兩副翼偏角的和），VA、VC 和VD 在本附件A23.7(e)
中有說明：
(ii)用下式計算K：
2
2
( 0.01 )
( 0.01 )
a C
b D
Cm V
K Cm V
δ
δ
−
−
=
其中：бa 是相應于(i)中△a 的副翼向下偏度，бb 是相應于(i)中△b 的副翼向下偏
度；
(iii)如果K 小于1.0，△a 是△的臨界值，并必須用來確定бu 和бd。在此情況，VC
是臨界速度，必須用它來計算翼展的副翼部分的機翼扭轉載荷；
(iv)如果K 等于或大于1.0，△b 是△的臨界值，并必須用來確定бu 和бd。在此情況，
VD 是臨界速度，必須用它來計算翼展的副翼部分的機翼扭轉載荷。
(d)補充情況：機翼后撐桿、發動機扭矩、發動機架上的側向載荷 必須檢查下列每個
補充情況：
(1)在設計機翼后撐桿時，可以檢查第23.369 條所規定的情況來代替本附件圖A4 的
“G”情況。如果用這種方法并且希望得到多于一種類別的合格證，則在第23.369 條的公式
中采用的wg/s（w/s）值必須是相應于最大總重類別的數值；
(2)發動機架及其支撐結構，必須按相應于非起飛狀態的發動機最大功率和螺旋槳轉
速的最大限制扭矩，以及由最大正機動飛行載荷系數n1 所引起的限制載荷同時作用的情況
　
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