曝光臺 注意防騙 網曝天貓店富美金盛家居專營店坑蒙拐騙欺詐消費者

Ｖn＝（ＷT／（Ａ＋Ｂ））（Ｂ＋（（ｆμＡＥ）／（Ａ＋Ｂ＋μＥ）））
式中：
Ｖn為前起落架垂直反作用力；
ＷT為設計起飛重量；
Ａ為飛機重心與前起落架之間的水平距離；
Ｂ為主輪中心連線與飛機重心間的距離；
Ｅ為在１．０ｇ靜態情況飛機重心距地面的垂直高度；
μ為摩擦系數，取０．８；
ｆ為動態響應系數；除能證實更低的系數外，采用２．０。
在缺乏其它資料的情況下，可由下式確定動態響應系數ｆ：
２ １／２
ｆ＝１＋ｅｘｐ（（－πξ）／（１－ξ ） ）
式中：
ξ為針對主起落架有效接地點的剛體俯仰模態的有效
臨界阻尼比。
§２５．４９９ 前輪側偏與操縱 （ａ）假定飛機重心處的垂直載荷系數為１．０，前輪接地點處的側向分力等于該處地面垂直反作用力的８０％。 （ｂ）假定在使用一側主起落架剎車而產生的載荷情況下飛機處于靜態平衡，前起落架及其連接結構和重心以前的機身結構，必須按下列載荷設計： （１）飛機重心處的垂直載荷系數為１．０，； （２）飛機重心處向前作用的載荷為一側主起落架上垂直載荷的８０％； （３）作用于前起落架接地點處的側向載荷和垂直載荷是為保持靜態平衡所需的載荷； （４）飛機重心處的側向載荷系數為零。 （ｃ）如果本條（ｂ）款規定的載荷導致前起落架的側向載荷超過前起落架垂直載荷的８０％，則可以把設計前起落架的側向載荷限制為垂直載荷的８０％，而未被平衡的側偏力矩假定由飛機的慣性力所平衡。 （ｄ）除前起落架及其連接結構和前機身結構以外的其它結構，受載情況即為本條（ｂ）款規定的情況，但作如下補充： （１）如果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％，則可取用較低的阻力載荷；和 （２）重心處向前作用的載荷，不必超過按§２５．４９３（ｂ）規定的作用于一個主起落架上的最大阻力載荷。 （ｅ）在設計前起落架及其連接結構和前機身結構時，必須考慮正常滿操縱扭矩和等于前起落架最大靜態反作用力１．３３倍的垂直力的組合作用，此時，取飛機設計機坪重量，前起落架處于任一轉向操縱位置。 §２５．５６１ 總則 （ａ）盡管飛機在陸上或水上應急著陸情況中可能損壞，但飛機必須按本條規定進行設計，以在此情況下保護乘員。 （ｂ）結構的設計必須能在輕度撞損著陸過程中并在下列條件下，給每一乘員以避免嚴重受傷的一切合理機會： （１）正確使用座椅、安全帶和所有其它為安全設計的設備； （２）機輪收起（如果適用）； （３）乘員分別經受到下列每一項相對于周圍結構的極限慣性載荷系數： （ｉ）向上，３．０。 （ｉｉ）向前，９．０。 （ｉｉｉ）側向，對于機身為３．０；對于座椅及其連接件為４．０； （ｉｖ）向下，６．０； （ｖ）向后，１．５。 （ｃ）設備、客艙中的貨物和其它大件物品應符合下列要求： （１）除了本條（ｃ）（２）中的要求之外，必須妥善安置這些物體，如果松脫也不太可能： （ｉ）直接傷及乘員。 （ｉｉ）穿透油箱、管路或損壞相鄰系統而引發火災或傷害性的爆炸。 （ｉｉｉ）使應急著陸后使用的任何撤離設施失效。 （２）如果這種安置方式（例如，機身安裝的發動機或輔助動力裝置）不可行的話，則這種設計應能在本條（ｂ）（３）所確立的載荷條件下固定住每一質量項目。若這些質量項目因為經常拆卸而承受嚴重磨損和撕拉（例如，快速更換內部物件）那么這些局部連接
設計應可承受１．３３倍的規定載荷。 （ｄ）在直至本條（ｂ）（３）所規定的各種載荷作用下，座椅質量項目（及其支撐結構）不得變形以至妨礙乘員相繼迅速撤離。 §２５．５７１ 結構的損傷容限和疲勞評定 （ａ）總則 對強度、細節設計和制造的評定必須表明，飛機在整個使用壽命期間將避免由于疲勞、腐蝕、制造缺陷或意外損傷引起的災難性破壞。對可能引起災難性破壞的每一結構部分（諸如機翼、尾翼、操縱面及其系統、機身、發動機架、起落架、以及上述各部分有關的主要連接），除本條（ｃ）規定的情況以外，必須按本條（ｂ）和（ｅ）的規定進行這一評定。對于渦輪噴氣飛機，可能引起災難性破壞的結構部分，還必須按本條（ｄ）評定。此外，采用下列規定： （１）本條要求的每一評定，必須包括下列各點： （ｉ）服役中預期的典型載荷譜、溫度和濕度； （ｉｉ）判明其破壞會導致飛機災難性破壞的主要結構元件和細節設計點； （ｉｉｉ）對本條（ａ）（１）（ｉｉ）判明的主要結構元件和細節設計點，進行有試驗依據的分析。 （２）在進行本條要求的評定時，可以采用結構設計類似的飛機的服役歷史，并適當考慮它們在運行條件和方法上的差別； （３）根據本條要求的評定，必須制訂為預防災難性破壞所必須的檢查工作或其它步驟，并必須將其載入§２５．１５２９要求的“持續適航文件”中的“適航限制”一節。對于下列結構類型，必須在裂紋擴展分析和／或試驗的基礎上建立其檢查門檻值，并假定結構含有一個制造或使用損傷可能造成的最大尺寸的初始缺陷： （ｉ）單傳力路徑結構；和 （ｉｉ）多傳力路徑“破損－安全”結構以及“破損－安全”止裂結構，如果不能證明在剩余結構失效前傳力路徑失效、部分失效或止裂在正常維修、檢查或飛機的使用中能被檢查出來并得到修理的話。 （ｂ）損傷容限評定 評定必須包括確定因疲勞、腐蝕或意外損傷引起的預期的損傷部位和型式，評定還必須結合有試驗依據和服役經驗（如果有服役經驗）支持的重復載荷和靜力分析來進行。如果設計的結構有可能產生廣布疲勞損傷，則必須對此作出特殊考慮。必須用充分的全尺寸疲勞試驗依據來證明在飛機的設計使用目標壽命期內不會產生廣布疲勞損傷。型號合格證可以在全尺寸疲勞試驗完成前頒發，前提是適航當局已批準了為完成所要求的試驗而制定的計劃，并且在本部§２５．１５２９要求的持續適航文件適航限制部分中規定，在該試驗完成之前任何飛機的使用循環數不得超過在疲勞試驗件上累積的循環數的一半。在使用壽命期內的任何時候，剩余強度評定所用的損傷范圍，必須與初始的可覺察性以及隨后在重復載荷下的擴展情況相一致。剩余強度評定必須表明，其余結構能夠承受相應于下列情況的載荷（作為極限靜載荷考慮）： （１）限制對稱機動情況，在直到ＶC的所有速度下按§２５．３３７的規定，以及按§２５．３４５的規定； （２）限制突風情況，在直到ＶC的速度下按§２５．３４１的規定，以及按§２５．３４５的規定； （３）限制滾轉情況，按§２５．３４９的規定；限制非對稱情況按§２５．３６７的規定，以及在直到ＶC的速度下，按§２５．４２７（ａ）到（ｃ）的規定； （４）限制偏航機動情況，按§２５．３５１（ａ）對最大到ＶC諸規定速度下的規定； （５）對增壓艙，采用下列情況： （ｉ）正常使用壓差和預期的外部氣動壓力相組合，并與本條（ｂ）（１）到（４）規定的飛機載荷情況同時作用（如果后者有重要影響）； （ｉｉ）正常使用壓差的最大值（包括１ｇ平飛時預期的外部氣動壓力）的１．１５倍，不考慮其它載荷。 （６）對于起落架和直接受其影響的機體結構，按§２５．４７３、§２５．４９１和§２５．４９３規定的限制地面載荷情況。 如果在結構破壞或部分破壞以后，結構剛度和幾何形狀，或此兩者有重大變化，則必須進一步研究它們對損傷容限的影響。 （ｃ）疲勞（安全壽命）評定 如果申請人確認，本條（ｂ）對損傷容限的要求不適用于某特定結構，則不需要滿足該要求。這些結構必須用有試驗依據的分析表明，它們能夠承受在其服役壽命期內預期的變幅重復載荷作用而沒有可覺察的裂紋。必須采用合適的安全壽命散布系數。 （ｄ）聲疲勞強度 必須用有試驗依據的分析，或者用具有類似結構設計和聲激勵環境的飛機的服役歷史表明下列兩者之一：
　
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