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┃13 ┃ 轉彎改出 ┃ 注1 ┃W。 ┃水平 ┃向 前 ┃ 注3 ┃中 立 ┃
┃14 ┃轉彎改出和爬升 ┃ 注1 ┃W。 ┃水平 ┃向 前 ┃ 注3 ┃向上全偏 ┃
┃15 ┃轉彎改出和俯沖 ┃ 注1 ┃W。 ┃水平 ┃向 前 ┃ 注3 ┃向下全偏 ┃
┃16 ┃ 浮空飛行 ┃ VH ┃注2 ┃注2 ┃ 向前 ┃中 立 ┃ 注2 ┃
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注1-速度值必須對穩態情況確定。
注2-必須產生最大載荷情況。
注3-必須施加方向舵滿操縱，在轉彎75。以后，隨之作方向舵反向滿操縱。
3.9突風載荷
(a)假設飛艇在平飛時承受遇到下列大氣突風所產生的載荷：
(1)當以VH速度飛行時，每秒25英尺的離散突風。
(2)當以VB速度飛行時，每秒35英尺的離散突風。
(3)突風形狀和強度定義如下：
U-凈（，一cos警）
其中——
U-m=上述規定的突風速度（英尺／秒）；
X-進入突風區距離，O≤X≤2H(英尺)；
H-突風梯度長度，丟≤H≤800（英尺）；和
L-飛艇長度（英尺）
(4)必須計人穩態載荷和飛艇對設計突風的動態響應。
(b)突風作用在包括平行于飛艇軸線的任何方向上，且飛艇操縱面處于中立
位置和為乎衡突風所需最大有效角的兩種情況。
(c)在缺乏更合理分析的情況下，作用在飛艇外廓上的最大氣動力彎矩必須
·14·
按下式計算：
M=o.029{1+ [L/d-4.0][0. 5624L0'02一o. 5])pp v√r
其中 L-飛艇長度（英尺）；
d-最大主氣囊直徑（英尺）；
p一空氣密度（斯拉格／立方英尺）5
弘=(a)款的突風速度（英尺／秒）
u一(a)款的飛艇當量速度（英尺／秒）；
V=主氣囊總體積（立方英尺）
本方程適用于L/D在4．O和6．O之間。如LlD小于4.0，用4．O。
(d)假設尾翼承受按下列情況作用的，由(a)款規定的離散突風：
(1)飛艇作直線水平飛行。
(2)突風以90。角作用到每一組尾面上。
(3)必須考慮操縱面處于中立位置和為平衡突風所需的最大有效角這二
種情況。
(4)假設有效攻角為：
a=1.25ta.--l．89
(5)操縱面載荷加上由尾翼誘導的主氣囊尾部空氣動力之和必須與飛艇最
大重量下，以合理的或保守的方式作用的反向慣性載荷相平衡。
3. 10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§3.8中設計機
動情況的限制載荷的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§3.8中設
計機動情況的限制載荷同時怍用；和
(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lg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。
·l5．
(c)本條(a)’考慮的發動機限制扭矩，必須由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；除非瞬時功率會產生較高的限制扭
矩。
(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。
(d)當由于飛艇偏航和俯仰時，或發動機轉向時引起通過螺旋槳的氣流不對
稱，必須考慮附加力。
3. 11 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，但不小于下列數值：
(1)1. 33；或
(2)3.8所述的設計機動情況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。
3. 12 發動機失效引起的載荷
對渦輪螺旋槳動力裝置飛艇，發動機架及其支承結構必須按任一發動機失
效與螺旋槳阻力限制系統的單個故障相組合產生的載荷來設計。采用下列情
況：
(a)由于燃油流動中斷而引起功率喪失所產生的載荷作為限制載荷；
(b)由于發動機壓氣機與渦輪脫開或由于渦輪葉片丟失所產生的載荷作為
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飛艇適航標準(17)
