2025轻型运动飞机技术要求

Technicalrequirementsforlightsport ASTM ASTM ASTM ASTM ASTM 电力推进装置electricpropulsion能源存储设备energystorage轻型运动飞机lightsportaircrafta）最大起飞重量：222km/h校正空速；在90.7km/h校正空速。n3——VC时飞机正限制突风载荷系数n4——VC时飞机负限制突风载荷系数 VDF：VDFVDVNE0.9VDF1.1VC。此外，VNEVH1）+5%，−10% VH1h所需的燃油。消耗率应根据具体使用过程的试验结果获得。（ESD1.3VS115m注VY1.6m/s。b）VX1/12。飞机从速度1.3VSO中断着陆决定复飞，在施加最大油门后的5s内，应能获得超过1/30的爬升梯度。在正常使用主操纵器件，进行起飞、爬升、平飞（巡航、俯冲（VDF或者至被考核构1驾驶盘（作用于轮缘 70Nn=1的初始配平状态算起，该状态空速为2倍。 n1（1： 70(n1D

n1 5s1.3VS1、襟翼在起飞位置、发动 4s1.3VS0、襟翼在放下位置、发动 1.2VS1直到所试验的状态下的最大允许速度范围之内， 1.5VS后，应按以下方式在两个滚转方向上进行转弯飞行失速的演示：先保30°横滚角协调转弯，施加足够的俯仰操纵来获得需要的减速率直到飞机失速。在失速之60°的横滚角增量。恢复过 50%最大连续功率。1.VS3°3。 3s尾旋（取时间长者）中改出。 a）c）条。 b）特殊极限载荷安全系数如下：1）2.0×1.5＝3.02）1.2×1.5＝1.8结构应能够承受极限载荷至少3s而不破坏，但是当用模拟真实载荷情况的动态试验来表明强度的符合性时，则此3s的限制不适用。 5.2.2.25.2.2.6规定的任何对称飞行情况相对应的机翼载荷和线性惯性载荷时，必 对于刚性升力面最大的负升力系数可以假定为−0.8Cm0小于±0.025，此系1（2VS

VA

（m/sW/VC不小于W/VD1.4VC （m/sn14.0。b）n2不得大于−2.0。c）襟翼放下时的载荷系数： n12.0。 WV W（m/s（N/m25.2.2.5a）中飞行情况的限制载荷4、3、2、12、3、48。b）对二冲程发动机按下列要求设计：1.33 1.5。c）如果在允许的情况下，5.2.8.7规定的前轮载荷应被考虑。a）445N作用在驾驶杆或驾驶盘上。b）180N作用在驾驶杆或驾驶盘上。c）偏航：580N作用在方向舵脚蹬上。MsKCs （N·m（m（m2（Pa a）VA时，升降舵向上最大偏度。b）VA时，升降舵向下最大偏度。c）VD1/3最大偏度。d）VD1/3注 荷（5.2.5.15.2.5.2确定的单位面积载荷）应按下列规定施加： 5.2.5.1中作用在垂直安定 1AD所对应的载荷条件（无论哪种情况导致的平衡载荷较大）时，水平5.2.5.175%的水平安定面载荷 5.2.4.2规定的最大对70%。hdnjef Wh——落震高度（m）hW

nj3.33，所有集中质量（发动机、油箱、座椅、配重等）4的限制着陆载n（nj+0.67=n）来验证。1.2。表2KKKKnW尾(前)(n-L)Wb’/3：n=nj+2/34：nj=5.2.8.223456（ESD 9.26km/h5%（取这两者中的大值）：注：IASVHVNE 5.4.5中定义的屏蔽储能设备的防火墙厚度（或等效防护程 77kg进行设计。 5.2.10应急着陆情况下最大载荷系数。ASTMF2339、ASTMF2538ASTMF2840 ASTMF2506 1.5g相应的挠度下，具有正的间距。c）460mm。d）结构安装应满足下列要求：25mm，加上考虑有害的振动所必需的任何附加径 0.38mm0.46mm厚低碳钢（防腐 5.1.2.2VS0，上限为5.2.2.3VCa）VMC（可视气象条件）下飞行。b）IMC（仪表气象条件）下飞行。爬升率（VXVY）（WZWF）a）b）。c）滑行。f）（VY）。g）巡航。k）软跑道的起飞和降落程序。l）复飞程序。e）f）发动机。g）螺旋桨。c）d） n4A.2A.3n3n4值。A.1VAVS1.79n1W/S)，1.4Vcminn1/1.27n1W/S)，0.818n1(W/SA.2n2=-n3n4注：AA.1A.2Vcn3机法向载荷（A.1.3.2A.1.3.3确定）1.05倍。对于负向飞行情况，其值等于飞机法向载速度。另外，VCmin0.9VHVH值为对应于申请合格审定的最小设计重量的类别。在计算这些最小设计空速时，n14.0。A.3Vcn4总则：A.1.3.2A.1.3.4V-n包线的边界上或其内的 A.1的“A”和“GA.2所规定的相符，设计速度应CNA＝±1.35，并且“AVAmin。 A.2A.1VFmin时完全放下。70％。 a(VAVC) b0.5(VAVD) K K1.0，△a是Δ临界值，并应用来确定δu和δd。在此情况，VC是临界速度，应用它 K1.0，△b是Δ临界值，并应用来确定δu和δd。在此情况，VD是临界速度，A.1的“G”情况。机翼CL等于-0.8，弦向压力分布为三角形分布，后缘为峰值，前缘为零。n1所引起的限制载荷同时作用的情况来设计。限制5.2.2.9获得。5.2.3.3中规定的驾驶员最大限制作用力所产生的值。A.365%W同b）同b）0.25同A.4A.5注：A.3.1A.62：气动载荷应作用于压心上。4：如果安装了襟翼，也应审查F（对称载荷条件）。A.7机翼承受扭转载荷：D75%1/3最大偏角Wn1W

Ude——5.2.3.3得到的突风速度，（m/s）ρ——空气密度，（kg/m3） n值，如公式（A.6）所示：n1.25VVS1 KgUdeVaHTSHT

LHT

KgtUdeVaVT

0.88gt

K

ga

l

Kgt—— （m/s （N （kg/m3

vt

vt CAS（m/s （1/ （m2Cvt——m （mɭvt——从飞机重心到垂直翼面压心的距离m。 （m/s2设计重量：A.6.6描述的起CVn CV n (1r2)2nw——水面反作用载荷系数（即水面反作用力除以水上飞机重力）C1——0.012，水上飞机操纵经验系数（2.33所需要 K1——A.2 0.750.25tanβ。 Vn β——主断阶处的斜升角，（°）。75%A.10成KV

SI βk——龙骨处的斜升角，（°）A.8力按图A.10A.6.7.2.1（A.15）KVPchC3 SI C3——0.0016KVPC SO tan C4C4=0.078C1β——相应站位处的斜升角，（°）。非对称压力分布由A.6.7.3.1规定的作用在船体或主浮筒中心线一侧的压力和作用在船体或A.10。A.8A.9A.10A.6.8.7规定的数值。CV2(W4.448)2C5——0.0053

L4.448 tan23(1r2)2 0.25tanβ的侧向分量组成。侧向载荷应作用于龙骨和舭之间的中