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在上升、下降和平飛中作穩定非加速飛行時，必須具有足夠的俯仰和航向穩定
性，以保證駕駛員不過度疲勞并且不分散正常工作的注意力。
2. 19振動和抖振
其他飛行要求
在直至VD的任何相應的速度和動力狀態，飛艇的每一部件必須不發生過
度的振動。另外，在任可正常飛行狀態，不得存在強烈程度足以干擾飛艇良好操
縱、引起飛行機組過度疲勞、或引起結構損傷的抖振狀態。
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2. 20氣囊壓力與變形
必須在飛艇正常飛行所用的整個速度、功率和主氣囊的壓力范圍內，表明
主氣囊的變形不會妨礙其航跡控制。此外，還應滿足下述要求：
(a)必須提供措施，使駕駛員能在主氣囊的設計壓力范圍內確定并控制其壓
力。
(b)必須提供操作程序，并載入飛艇飛行手冊。
(c)在使用滿足(a)條所需要的程序和操縱件時，如有不當，也不得危及主氣
囊的整體性。
2. 21 地面操作特性
(a)必須按規定的最少地面機組人員、所有可能的飛艇重量和浮升力情況，
和所有可能的風向風力情況，制訂出滿意的地面操作程序。
(b)必須制定使用固定系留桿和可動系留桿的系留程序。
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3.1 載荷
Ⅲ分部 結
則
構
(a)強度的要求用限制載荷（服役中預期的最大載荷）和極限載荷（限制載荷
乘以規定的安全系數）來規定。除非另有說明，所規定的載荷均為限制載荷。
(b)除非另有說明，空氣和地面載荷必須與計及飛艇中每一質量項目的慣性
力相平衡，且適用時，考慮飛艇虛擬慣性的影響。
(c)必須以從設計最小重量到設計最大重量的任一重量和試圖獲取合格審
定范圍內的最不利重心位置的組合來表明結構要求的符合性。
(d)如果載荷作用下的變位會顯著改變外部載重或內部載重的分布，則必須
考慮載重分布變化的影響。
3.2 安全系數
除非另有規定，必須采用安全系數1.5。
3.3 強度和變形
(a)結構必須能夠承受限制載荷而無有害的永久變形。在直到限制載荷的任
何載荷作用下，變形不得妨害安全運行。
(b)結構必須能夠承受極限載荷至少三秒鐘而不破壞，但是當用模擬真實載
荷情況的動力試驗來表明強度的符合性時，則此三秒鐘的限制不適用。
3.4 結構符合性的證明
(a)必須表明每一臨界受載情況下均符合本分部的強度和變形要求。只有在
經驗表明某種結構分析方法對某種結構是可靠的情況下，對于同類的結構，才
可用結構分析來表明結構的符合性。對其他情況，必須進行驗誣載荷試驗。如果
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已模擬了設計載荷情況，包括結構飛行試驗的動力試驗是可接受的。
3.5 設計重量
飛艇的重量等于其最大設計靜浮力加上可由動態升力（以可接受的方式分
布在氣囊和平尾上）或轉向推力承載的任何附加重量之和。
(a)最大設計重量
表明符合每一適用結構和飛行要求的最大重量規定如下：
(1)最大設計平衡重量一Wo（磅）
(2)最大靜態重量一W。h（磅） 飛艇重量超過排開的空氣重量的量。
(3)最大著陸重量一WI（磅）
(4)最大起飛重量=W。（磅）=Wo+Wsh
(5)最大吊艙重量
(b)最小設計重量
表明每一適用要求符合性的最小重量規定如下：
(1)最小設計重量=Wm(磅)
(2)最大靜態減輕量=W一（磅） 飛艇重量小于排開的空氣重量的量。
3.6 設計空速
除非在特定要求中另行說明，所選的設計空速是當量空速(EAS)。
(a)設計最大平飛速度VH。
VH是飛艇所有發動機以最大連續功率運行和飛艇承載至平衡浮力或產生
最小阻力時，在水平飛行中能達到的最大速度。
(b)對應最大突風強度的設計空速VB。
VB應不小于35節或0.65VH，二者中取小者。
(c)設計俯沖速度VD。VD不得小于下述要求中之大者：
(1) VH；或
(2)所有發動機以最大連續功率運衍及飛艇處于最小阻力構形下，俯沖
中能達到的最大速度。
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3.7 總則
飛 行 載 荷
必須按下列各條表明符合本分部的飛行載荷要求，
(a)在飛艇可預期使用的高度范圍內的每一臨界高度；
(b)從設計最小重量到設計最大重量的每一重量；和
(c)對于每一要求的高度和重量，按在§§7.26到7. 29規定的使用限制內
可調配載重的任何實際分布。
3.8 設計機動載荷
(a)認為飛艇，包括操縱面承受由表1所列機動情況產生的載荷。必須計人
校驗機動和非校驗機動中穩態和瞬態的影響。
(b)考慮機動情況時，必須包括對方向舵和升降舵操縱單獨和組合效應二者
的研究。
表一 設計機動情況
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┃ ┃ ┃ ┃ ┃ ┃ ┃ 操縱面位置 ┃
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飛艇適航標準(15)
