第2页 / 共12页 4.专用条件 1) 定义 针对本专用条件，使用下列定义： (a) 高迎角保护功能：高迎角保护能直接和自动操纵飞机飞行控 制，以限制飞机的最大迎角，使飞机迎角低于气动失速迎角。 (b) 迎角平台功能：当飞机迎角超过某一特定值时，迎角平台能 自动增加工作发动机的推力到起飞/复飞推力。 (c) 迎角限制：飞机能够在高迎角保护功能作用下保持稳定且操 纵杆保持在纵向后止动点所对应的最大迎角。 (d) 自动油门速度保护功能：当飞机速度超出正常包线速度范围 时，自动油门速度保护功能按需自动调整工作发动机的推力使飞机速度 回到正常包线范围内。 (e) V min：最小稳定飞行速度。当高迎角保护工作时，飞机以不超 过 1kn/s的减速率减速，直至驾驶员操纵操纵杆达到并保持在其纵向后 限时，所对应的稳定校正空速。 (f) V min1g：Vmin在 1g 条件下的修正值。当迎角不大于由V min确定的 迎角时，飞机能够产生一个垂直于飞行轨迹且与重力大小相等的升力对 应的最小校正空速。 2) 高迎角保护的性能和可靠性 (a) 在结冰和非结冰条件下，在驾驶员实施机动时不可能发生飞 机失速， 同时操纵品质必须是可接受的， 具体要求见本专用条件第 5 节。 (b) 必须能够防止飞机在风切变和突风影响下飞行时失速，具体 第3页 / 共12页 要求见本专用条件第 6 节。 (c) 必须确认高迎角保护具有适应残余冰导致的任何失速迎角 减小的能力。 (d) 和高迎角保护功能相关的系统的可靠性和故障影响必须是 可接受的，符合 CCAR25.1309 的规定，且其失效概率必须是“不可能的 （improbable） ” 。 (e) 当高升力系统出现故障时，必须在每个未被证明是“不可能 的”的非正常高升力构型下提供高迎角保护功能。 3) 最小稳定飞行速度和基准失速速度（代替 CCAR25.103要求） (a) V min. 对于所考虑的飞机构型，且在高迎角保护功能作用下， 最小稳定飞行速度是指当飞机以不超过 1kn/s的减速率减速，直到在高 迎角保护功能作用下操纵到达纵向止动位时，最终得到的稳定校正空 速。 (b) V min1g是Vmin修正到 1g 条件下的值。 V min1g是当迎角不大于由 V min 确定的迎角时，飞机能够产生一个垂直于飞行轨迹且与重力大小相等的 升力对应的最小校正空速。 如果将V min1g用于确定在结冰或无冰条件下符 合性能标准或其他要求的演示，则必须确定 V min1g。 V min1g的定义如下： min1min g zwVV n 其中 n ZW为Vmin时垂直于飞行航迹的载荷系数。V min1g必须在结冰和无 冰条件下确定。 (c)最小稳定飞行速度，V min，必须在下列条件确定： (1) 高迎角保护功能正常； 第4页 / 共12页 (2) 慢车推力； (3) 自动油门速度保护和迎角平台功能被抑制； (4) 所有运行批准的襟翼设置和起落架位置的组合情况； (5) 使用将 V SR作为确定对要求的性能标准符合性因素时的重 量； (6) 允许的最不利的重心位置； (7) 通过自动配平系统使飞机在某个可达的速度直线飞行时 配平，但不得小于 1.13V min1g（或者最小可配平速度，取更大者） ，也不 得大于 1.3V min1g； (8) 在性能标准中使用 V min1g时相应情况的冰积聚。 (d) 基准失速速度 V SR是由申请人选择的一个校正速度。V SR不得 小于 1g 失速速度（V s1g） 。V SR可表述为： CLMAX SR zwVV n 其中 V CLMAX，为本专用条件(e)(8)段描述的机动过程中当载荷系数- 修正升力系数zwn W qS    第一次最大时获得的校正速度。 n ZW为在 V CLMAX处垂直 于飞行航迹的载荷系数。W 为飞机总重，S 为机翼气动参考面积，q 为动 压。 (e) V CLMAX必须在下列条件确定： (1) 发动机慢车，或者如果产生的推力导致失速速度明显下 降，不大于失速速度对应的零推力； (2) 该飞机在其它方面（例如襟翼、起落架和冰积聚）处于使 第5页 / 共12页 用 VSR的试验或性能标准所具有的状态； (3) 使用将 V SR作为确定对要求的性能标准符合性因素时的重 量； (4) 导致基准失速速度值最大的重心位置； (5) 通过自动配平系统使飞机在某个可达的速度直线飞行时 配平，但该速度不小于 1.13V SR且不大于 1.3V SR； (6) 自动油门速度保护和迎角平台功能被抑制； (7) 高迎角保护调整或断开（由申请人选择） ，以能够产生 1g 失速的迎角； (8) 从稳定的配平状态开始，使用纵向操纵减速飞机，使速度 降低不超过1kn/s。 (f) 基准失速速度 V SR，是由申请人定义的校正空速。如果选择 VSR等于 V min1g, 则对于 CCAR25.103 条款意图的等效安全应该被认为已经 得到满足。如果提供的补偿因素能保证安全特性，申请人可以选择 V SR 小于 V min1g但不小于V S1g。 4) 失速警告 以下要求替代 CCAR25.207： 4A) 正常工作：如果第 2)条“高迎角保护的性能和可靠性”的要 求得到了满足，则在高迎角保护功能正常工作时，认为已经满足对 CCAR25.207失速警告条款意图的等效安全， 无需提供附加的独特警告装 置。 4B) 故障情况：在高迎角保护出现未表明是极不可能的故障时， 第6页 / 共12页 如果不再满足第2)条“高迎角保护的性能和可靠性”中(a)、(b)和(c) 部分规定时，则必须提供失速警告，且必须能防止飞机失速或遭遇不可 接受的特性。 (a) 在襟翼和起落架处于任一正常位置下提供的失速警告必 须对于驾驶员来说是清晰可辨并具备足够余量的，且满足本条(d)-(f) 的要求。 (b) 对于系统失效后飞行中很可能使用的增升装置的每一个 非正常形态，必须提供失速警告（包括飞机飞行手册程序中的所有形 态） 。 (c) 警告可以通过飞机固有的气动力品质来实现，也可以借助 在预期要发生失速的飞行状态下能作出清晰可辨的警告的装置(如振杆 器)来实现。但是，仅用要求驾驶舱内机组人员给予注意的目视失速警 告装置是不可接受的。 如果使用警告装置， 则该警告装置必须在本条(a) 中规定的每一种飞机形态下和在本条(e)和(f)中描述的条件下提供警 告。 (d) 对于本条(e)和(f)，失速警告裕度必须能够防止飞机失 速。当固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认 为该飞机已失速。可接受的失速现象如下，这些现象既可单独出现，也 可以组合出现： (1) 不能即刻阻止的机头下沉； (2) 抖振，其幅度和剧烈程度能强烈而有效地阻止进一步减 速；或 第7页 / 共12页 (3) 俯仰操纵达到后止动点，并且在改出开始前操纵器件在 该位置保持一短暂的时间后不能进一步增加俯仰姿态。 在本条（e）和（f）的直线和转弯飞行减速中，飞机不能出现诸如 异常的机头上仰或不可控的俯仰、滚转、偏航等不可接受的特性；同时 应能始终通过常规横向和航向操纵产生和修正滚转和偏航。 (e) 无冰条件下失速警告应防止下列条件下出现的无意失速： (1) 以不大于1kn/s的减速率，无动力直线飞行接近比警告 速度低5%或5kn（取大者）的速度； (2) 无动力3kn/s的30度转弯出现失速警告后，不小于1 秒 后开始改出。 (f) 结冰条件下，在不超过1kn/s的直线飞行和转弯飞行中的 失速警告裕度应足够保证飞行员防止失速，当失速警告出现后飞行员在 不少于 3秒开始改出机动。飞行员应采取和非结冰条件下相同方式的改 出机动。 5) 高迎角操纵特性 5A) 高迎角操纵演示 以下要求替代条款CCAR25.201： (a) 在俯仰（抬头）方向上的纵向操纵限制范围内的机动飞行 必须在直线飞行和30 度坡度转弯飞行中表明，且满足下列条件： (1) 高迎角保护功能正常； (2) 初始动力条件： (i) 无动力状态； (ii) 维持1.5V SR1平飞所需的功率， 其中V SR1为无冰条件下 第8页 / 共12页 飞机襟翼处于进场位置、 起落架收起、 最大着陆重量时的基准失速速度。 (3) 自动油门速度保护和迎角平台功能抑制； (4) 襟翼、起落架和减速装置处于各种可能的位置组合； (5) 在申请审定要求范围内的有代表性的重量； (6) 在最不利的重心位置； (7) 飞机配平在正常双发直线飞行各构型下对应的最小使 用速度。 (b) 在表明对被本专用条件 5B)节的符合性时，必须在结冰和 无冰条件下采用下列程序: (1) 起始速度应充分大于最小稳定飞行速度，以确保能够建 立一个稳定的减速率。采用纵向操纵，使该减速率不超过 1kn/s，直到 达到操纵止动位； (2) 纵向操纵必须保持在止动位，直到飞机达到稳定飞行， 同时当纵向操纵在后止动位时飞机必须表明具有满意的横向操纵特性， 并能通过常规改出技巧使飞机改出； (3) 增加减速率的机动： (i) 无冰条件下，对于机翼水平和转弯飞行机动演示，还 必须满足进入迎角限制直到可获得最大速率的加速速率； (ii) 结冰条件，防冰系统正常工作情况下，对于机翼水 平和转弯飞行机动演示，也必须满足进入迎角限制直到3kn/s的加速速 率； (iii) 对于进近和着陆构型，如