【CCAR】第23.629条 & 第25.629条
主题分类：民航规章
体裁分类：命令
办文单位：飞行标准司
发文日期：2004-10-12
名 称：正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定
有 效 性：有效
CCAR部号：CCAR-23-R3
第23.629条 颤振
(a)必须用本条(b)和(c)或(b)和(d)规定的方法，来表明在 V－n 包线以内的任何运行情况 和直到所选择方法所确定的速度以内的所有速度下，飞机不发生颤振、操纵反效和发散。同 时需符合下列规定：
(1)对影响颤振的参数如速度、阻尼、质量平衡和操纵系统刚度的量，必须制定足够的允差；
(2)主要结构部件的自然频率，必须通过振动试验或其他批准的方法来确定。
(b)必须用飞行颤振试验表明飞机没有颤振、操纵反效和发散，并表明：
(1)在直至 VD 的速度范围内采取了合适的和足够的步骤来激发颤振；
(2)试验中结构的振动响应表明不发生颤振；
(3)在速度 VD 时阻尼有合适的余量；
(4)接近 VD 时阻尼没有大而迅速的衰减。
(c)用于预计不发生颤振、操纵反效和发散的任何合理的分析必须覆盖直到 1.2VD 的所有速度。
(d)如果符合下列条件，则可以用满足航空结构和设备工程报告 No.45（修正版）“简化防颤振准则”（美国联邦航空局出版）（4～12 页）中的刚度和质量平衡的准则，来表明飞机不发生颤振、操纵反效或发散：
(1)飞机的 VD/MD 小于 482 公里/小时（260 节）（EAS）；并且马赫数小于0.5；
(2)以机翼扭转刚度和副翼质量平衡准则表示的机翼和副翼的防颤振准则，只限于在沿机翼展向没有大的集中质量（如发动机、浮筒或机翼外侧的油箱）的飞机上使用；
(3)飞机布局必须符合下列条件：
(i)没有 T 型尾翼或其他非常规尾翼构型；
(ii)没有影响准则适用性的异常质量分布或其他非常规的设计特点；
(iii)有固定式垂直安定面和固定式水平安定面。
(e)对涡轮螺桨动力飞机的动态评定必须包括：
(1)回旋模态自由度，该自由度要考虑螺旋桨旋转平面的稳定性和重要的弹性力、惯性力和空气动力；
(2)与特定形态相关的螺旋桨、发动机、发动机架和飞机结构刚度和阻尼的变化情况。
(f)必须在下列情况表明直到 VD/MD 不发生颤振、操纵反效和发散：
(1)对于符合本条(d)(1)到(d)(3)准则的飞机，要考虑任何调整片操纵系统中任何单个元件的损坏、失效或断开的情况；
(2)对于本条(f)(1)规定以外的飞机，要考虑在主飞行操纵系统、某一调整片操纵系统 或某一颤振阻尼器中任何单个元件的损坏、失效或断开的情况。
(g)对于符合条 23.571 和第23.572条破损-安全准则的飞机，必须用分析表明，主要结构 件发生疲劳破坏或明显的局部失效后，飞机在直到VD/MD 的速度范围内不发生颤振。
(h)对于符合第23.573条损伤容限准则的飞机，必须用分析表明，当产生经剩余强度验 证的损伤时，飞机在直到 VD/MD 的速度范围内不发生颤振。
(i)当型号设计更改可能影响颤振特性时，必须表明符合本条(a)的要求，除非可以仅以经 批准的数据为基础用分析表明，在直到所选择方法所确定的速度以内的所有速度下，飞机不发生颤振、操纵反效和发散。
[2004 年×月×日第三次修订]
主题分类：民航规章
发文日期：2016-03-17
名 称：运输类飞机适航标准
CCAR部号：CCAR-25-R4
(a) 总则 本条所要求的气动弹性稳定性评定包括颤振、发散、操纵反效以及任何因结构变形引起的稳定性、操纵性的过度丧失。气动弹性的评定必须包括与产生显著动态力的任何螺旋桨或旋转装置有关的旋转模态。必须通过分析、风洞试验、地面振动试验、飞行试验或中国民用航空总局适航部门认为必要的其它方法来表明对本条的符合性。
(b) 气动弹性稳定性包线 飞机必须设计成在下述气动弹性稳定性包线内的所有形态和设计情况下，都不发生气动弹性的不稳定性：
(1) 对于无失效、故障或不利条件的正常情况，在将VD/MD对高度的包线上所有点的当量空速按等马赫数和等高度两种方式各放大15％后所包围的所有高度和速度的组合。此外，在直至VD/MD，的所有速度下，都必须有适当的稳定性余量，而且在接近VD/MD时，飞机的稳定性不得有大幅度的迅速减小。当所有设计高度上的MD都小于1.0时，放大后的包线可以限制在马赫数1.0；
(2) 对下面第25.629(d)条所述的情况，在所有经批准的高度，任何空速直至下述两项中确定的大者：
(i) 由第25.335(b)条确定的VD/MD包线；
(ii) 由以下条件确定的高度—空速包线：在从海平面至1.15VC线与等巡航马赫数MC线延长线交点的高度范围内，按等高度，将当量空速在VC以上放大15％，然后，在最低的VC/MC交点的高度，当量空速线性变化到MC＋0.05，之后，在更高的高度直至最大飞行高度，按等高度，由MC的0.05马赫数增量所限定的边界。
(c) 配重 如果采用集中配重，则这些配重及其支持结构的有效性和强度必须得到证实。
(d) 失效、故障与不利条件 在表明对本条的符合性时必须考虑的失效、故障与不利条件为：
(1) 未被表明为极不可能的任何临界燃油装载情况，这类情况可能是由于燃油配置不当而引起的。
(2) 任何颤振阻尼器系统的任何单一失效。
(3) 对于没有批准在结冰条件下运行的飞机，由于偶然遭遇结冰条件所预期的最大可能的冰积聚。
(4) 任何发动机、独立安装的螺旋桨轴、大型辅助动力装置或大型外挂气动力物体(如外挂油箱)的支持结构的任何单个元件的失效。
(5) 对于其发动机带有螺旋桨或具有能产生显著动态力的大型旋转装置的飞机，将引起降低旋转轴刚度的发动机结构的任何单一失效。
(6) 由顺桨螺旋桨或能产生显著动态力的其它旋转装置最不利组合引起的气动力或陀螺力的丧失。此外，单个顺桨螺旋桨或旋转装置的影响必须同本条(d)(4)和(d)(5)的失效情况相耦合。
(7) 任何单个螺旋桨或能产生显著动态力的旋转装置，以可能的最大超速旋转；
(8) 第25.571条要求或选择进行审查的任何损伤或失效情况。在表明符合本条要求时，如存在下列条件，不必考虑本条(d)(4)和(d)(5)所规定的单一结构失效：
(i) 结构元件不会因第25.571(e)条所述情况造成的离散源损伤而失效；
(ii) 根据第25.571(b)条进行的损伤容限审查表明，用于剩余强度评定所假设的最大损伤程度不涉及结构元件的完全失效。
(9) 按第25.631、25.671、25.672和25.1309条考虑的任何损伤、失效或故障。
(10) 任何未表明为极不可能的其它失效、故障或不利条件的组合。
(e) 颤振飞行试验 对于新的型号设计和某型号设计的改型(除非已表明这种改型对气动弹性稳定性无重大影响)都必须进行直至VDF/MDF的各种速度下的全尺寸颤振飞行试验。这些试验必须证实飞机在直至VDF/MDF的所有速度下，都有合适的阻尼余量，以及在接近VDF/MDF时，阻尼无大幅度的迅速减小。在表明符合本条(d)的飞行试验中，如果模拟了某种失效、故障或不利条件，而且通过飞行试验数据与其它试验数据或分析之间的关系对比表明，飞机在本条(b)(2)规定的高度—空速包线内的所有速度下均不会有任何气动弹性不稳定性，则所验证的最大速度不必超过VFC/MFC。
〔中国民用航空总局1995年12月18日第二次修订〕
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