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２
（Ｈ＝０．００３４ＫＶ ｃＳ），
式中：
Ｖ＝６５風速（節）；
Ｋ為本條（ｂ）中得到的地面突風情況的限制鉸鏈力矩
系數；
ｃ為鉸鏈線后操縱面的平均弦長（米，英尺）；
２ ２
Ｓ為鉸鏈線后操縱面的面積（米 ，英尺 ）。
（ｂ）地面突風情況的限制鉸鏈力矩系數Ｋ必須取自下表：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
操縱面 ｜ Ｋ ｜ 操縱器件位置
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ａ） ｜０．７５ ｜駕駛桿鎖定或系于中立位置
｝副翼 ｜ ｜
（ｂ） ｜＊ ±０．５０｜副翼全偏
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ｃ） ｜ ｜ （ｃ）升降舵向下全偏
｝升降舵｜＊ ±０．７５｜｛
（ｄ） ｜ ｜ （ｄ）升降舵向上全偏
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ｅ） ｜ ｜ （ｅ）方向舵中立
｝方向舵｜０．７５ ｜｛
（ｆ） ｜ ｜ （ｆ）方向舵全偏
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
＊ Ｋ為正值表示力矩使操縱面下偏，而Ｋ為負值表示力矩使操縱面上偏。
§２５．４２７ 非對稱載荷 （ａ）對于按橫向突風、偏航機動和滾轉機動情況設計飛機時必須考慮到滑流及由于機翼、垂直安定面和其它氣動表面氣動干擾效應所產生的飛機尾翼上的非對稱載荷。 （ｂ）必須假定平尾受到由下列情況確定的非對稱載荷情況： （１）§２５．３３１的對稱機動情況和§２５．３４１（ａ）的垂直突風情況最大載荷的１００％分別作用于對稱面一側的平尾上；和 （２）此載荷的８０％作用于另一側。 （ｃ）對平尾有大于±１０°的上反角或平尾支承在垂尾上的尾翼布局，各翼面及其支承結構必須按§２５．３４１（ａ）中規定的作用于與航跡成直角的任何方位的突風速度進行設計。 （ｄ）必須考慮到§２５．３０５（ｅ）中因抖振情況所造成的尾翼上的非對稱載荷。 §２５．４４５ 輔助氣動力面 （ａ）對包括俯仰、滾轉、偏航機動和§２５．３４１（ａ）中規定的作用于與航跡成直角的任何方位的突風的受載情況下，在對輔助氣動力面，如外側垂直安定面和翼尖小翼及其支承氣動表面之間的氣動影響顯著時，應將其考慮在內。 （ｂ）當平尾將外側垂直安定面分成上、下兩部分時，為了考慮非對稱載荷，由§２５．３９１確定的臨界垂尾載荷（單位面積載
荷）還必須按下列規定施加： （１）平尾以上（或以下）的垂尾受到１００％的載荷； （２）平尾以下（或以上）的垂尾受到８０％的載荷。 §２５．４７３ 著陸載荷情況和假定 （ａ）對于§２５．４７９至§２５．４８５中規定的著陸情況，假定飛機按下列情況接地： （１）以§２５．４７９和§２５．４８１中定義的姿態； （２）設計著陸重量（以最大下沉速度著陸情況中的最大重量）時的限制下沉速度為３．０５米／秒（１０英尺／秒）；和 （３）設計起飛重量（以減小的下沉速度著陸情況中的最大重量）時的限制下沉速度為１．８３米／秒（６英尺／秒）； （４）如果能表明飛機具有不能達到上述規定的下沉速度的設計特征，可以修改此下沉速度。 （ｂ）除系統或程序顯著影響升力外，可假定飛機升力不超過飛機重力。 （ｃ）飛機和起落架載荷的分析方法至少應考慮下列要素： （１）起落架動態特性； （２）起旋和回彈； （３）剛體響應； （４）機體結構動態響應（若顯著）。 （ｄ）對應于所要求的限制下沉速度的限制慣性載荷系數必須按§２５．７２３（ａ）中確定的試驗來驗證。 （ｅ）可以通過考慮滑行速度和輪胎壓力的效應來確定輪胎與地面之間的摩擦系數，此摩擦系數不必大于０．８。 §２５．４７９ 水平著陸情況 （ａ）假定飛機以水平姿態接地，與地面平行的向前速度分量在ＶL1到１．２５ＶL2的范圍內并處于§２５．４７３中規定的情況下： （１）ＶL1等于相應著陸重量和標準海平面條件下的ＶSO（ＴＡＳ）；和 （２）ＶL2等于相應著陸重量和高度，以及比標準溫度高２２．８℃（４１°Ｆ）的熱天溫度下的ＶSO（ＴＡＳ）。 （３）申請獲準在超過１０節的風速下順風著陸，則必須研究增大接地速度的影響。 （ｂ）對于尾輪式飛機的水平著陸姿態，必須檢查本條規定的情況。此時飛機水平基準線是水平的，按本部附錄Ａ圖２。 （ｃ）對于本部附錄Ａ圖２所示的前輪式飛機的水平著陸姿態，必須檢查本條規定的情況并假定飛機處于下列姿態： （１）主輪接地，前輪稍離地面；和 （２）前輪和主輪同時接地（如果在規定的下沉和向前速度下能夠合理地獲得這種姿態）。 （ｄ）除本條（ａ）款中規定的受載情況外，對（ａ）款中計算的最大地面垂直反作用力，采用下列規定： （１）必須將起落架和直接受影響的連接結構設計成最大地面垂直反作用力與一個向后的且不小于該最大地面垂直反作用力２５％的阻力相結合。 （２）必須考慮在側偏著陸中可能出現的最嚴重的載荷組合。缺乏對此情況的更合理的分析時，應作下列研究： （ｉ）應考慮一個等于§２５．４７３中最大地面反作用力７５％的垂直載荷與分別為該垂直載荷的４０％和２５％的向后和側向載荷相結合。 （ｉｉ）假定減震器和輪胎變形相當于§２５．４７３（ａ）（２）的最大地面反作用力產生的變形的７５％。不必考慮該載荷與輪胎泄氣的組合情況。 （３）認為垂直分力和阻力分力的合力作用在輪軸中心線上。 §２５．４８１ 尾沉著陸情況 （ａ）假定飛機以尾沉姿態接地，與地面平行的向前速度分量在ＶL1至ＶL2的范圍內，并在§２５．４７３中規定的情況下，其中： （１）ＶL1等于相應著陸重量和標準海平面條件下的ＶSO（ＴＡＳ）； （２）ＶL2等于相應著陸重量和高度，以及比標準溫度高２２．８℃（４１°Ｆ）的熱天溫度下的ＶSO（ＴＡＳ）。
（３）認為垂直分力和阻力分力的合力是作用在主輪軸的中心線上。 （ｂ）對于尾輪式飛機的尾沉著陸情況，假定按附錄Ａ圖３，主、尾機輪同時接地，且作用于尾輪上的地面反作用力方向如下： （１）垂直向上； （２）與地平線成４５°角通過輪軸指向后上方。 （ｃ）對于前輪式飛機的尾沉著陸情況，假定飛機姿態按附錄Ａ圖３相應于失速迎角，或相應于除主輪外飛機所有部分均不觸地時所允許的最大迎角，兩者中取小者。 §２５．４８３ 單起落架著陸情況 對于單起落架著陸情況，假定按本部附錄Ａ圖４飛機處于水平姿態，以一個主起落架接地，在這種姿態下采用下列規定： （ａ）地面反作用力必須與按§２５．４７９（ｄ）（１）規定得到的該側載荷相同； （ｂ）每一不平衡的外側載荷必須由飛機的慣性力以合理的或保守的方式予以平衡。 §２５．４８５ 側向載荷情況 除§２５．４７９（ｄ）（２）外，還應考慮下列情況： （ａ）對于側向載荷情況，假定按附錄Ａ圖５，飛機處于水平姿態，僅以主輪接地。 （ｂ）向內作用且等于垂直反作用力８０％的側向載荷（在一側）和向外作用且等于垂直反作用力６０％的側向載荷（在另一側）必須與在水平著陸情況下得到的最大地面垂直反作用力的一半相組合。假定這些載荷作用在輪胎接地點上并為飛機的慣性力所平衡。可以假定阻力載荷為零。 §２５．４９１ 滑行、起飛和著陸滑跑 在相應的地面速度和批準的重量范圍內，假定飛機結構和起落架承受不小于飛機在正常運行時可以合理預期的最粗糙地面上得到的載荷。 §２５．４９３ 滑行剎車情況 （ａ）假定按附錄Ａ圖６，尾輪式飛機處于水平姿態，載荷作用在主輪上。飛機限制垂直載荷系數，在設計著陸重量時為１．２，在設計機坪重量時為１．０。阻力載荷（等于垂直反作用力乘以數值為０．８的摩擦系數）必須與地面垂直反作用力相組合，并作用在輪胎接地點上。 （ｂ）對于前輪式飛機，限制垂直載荷系數，在設計著陸重量時為１．２，在設計機坪重量時為１．０。阻力載荷（等于垂直反作用力乘以數值為０．８的摩擦系數）必須與地面垂直反作用力相組合，并作用在每個帶剎車機輪的接地點上，按附錄Ａ圖６，必須考慮下列兩種姿態： （１）所有機輪都接地的水平姿態，載荷分配給主起落架和前起落架，并假定俯仰加速度為零； （２）僅以主輪接地的水平姿態，俯仰力矩由角慣性力平衡。 （ｃ）如果證實在每一很可能的受載情況下，有效阻力載荷均不能達到垂直反作用力的８０％，則可取低于本條規定的阻力載荷。 （ｄ）裝有前起落架的飛機必須承受由于突然施加的最大剎車力使飛機動態俯仰運動而產生的載荷。假定飛機在設計起飛重量下，前起落架和主起落架接地并且穩態垂直載荷系數為１．０。穩態前起落架反作用力必須與本條（ｂ）和（ｃ）所規定的由于突然施加最大剎車力而產生的最大前起落架垂直反作用力增量相組合。 （ｅ）在缺乏更合理的分析的情況下，本條（ｄ）所規定的前起落架垂直反作用力必須依照下式計算：
　
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