第2页 / 共4页 的适航规章等效的安全水平。 3.适用范围 C919 型飞机。 4.专用条件 1) 下列内容用以替代 CCAR25.571(a)(3)： 根据CCAR25.571要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须 的检查工作或其它程序，并必须将其载入 CCAR25.1529要求的“持续适 航文件”中的“适航限制章节”中。用于支持结构维护大纲的工程数据 的有效性限制（LOV）可以用总累计飞行循环数或飞行小时数，或两者 同时来表示。 根据本专用条件2） 条制定的 LOV 必须包括在CCAR25.1529 规定的“持续适航文件”的“适航限制章节”中。对于下列结构类型， 必须在裂纹扩展分析和/或试验的基础上建立其检查门槛值，并假定结 构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷： (i)单传力路径结构；和 (ii)多传力路径“破损-安全”结构以及“破损-安全”止裂结构， 如果不能证明在剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常 维修、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理的话。 2) 下列内容替代CCAR25.571(b)： 损伤容限评定 评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的 预期的损伤部位和型式，评定还必须结合有试验依据支持的重复载荷和 静力分析以及服役经验(如有)来进行。如果设计的结构有可能产生广布 疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。必须建立与一段时间对应的有效 第3页 / 共4页 性限制（LOV） ，LOV 可以用总累计飞行循环或飞行小时数或两者同时来 表示，并证明在此期间飞机结构不会发生广布疲劳损伤。这种证明必须 通过全尺寸疲劳试验证据来实现。型号合格证可以在全尺寸疲劳试验完 成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的计 划。在 CCAR 25.1529 要求的持续适航文件适航限制部分中必须规定， 在相关型号的全尺寸疲劳试验完成之前，任何飞机的使用循环数不得超 过在疲劳试验件上累积的循环数的一半，以及局方批准的运营限制。在 使用寿命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始 的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必 须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷(作为极限静载荷考 虑)： (1) 限制对称机动情况，在直到 V C的所有速度下按 CCAR25.337 的规定，以及按CCAR25.345的规定； (2) 限制突风情况，在直到 V C的速度下按 CCAR25.341 的规定， 以及按 CCAR25.345 的规定； (3) 限制滚转情况，按 CCAR25.349 的规定；限制非对称情况按 CCAR25.367 的规定，以及在直到 V C的速度下，按 CCAR25.427(a)到(c) 的规定； (4) 限制偏航机动情况，按CCAR25.351(a)对最大到 V C诸规定速 度下的规定； (5) 对增压舱，采用下列情况： (i) 正常使用压差和预期的外部气动压力相组合，并与本条 第4页 / 共4页 (1)到(4)规定的飞机载荷情况同时作用(如果后者有重要影响)； (ii) 正常使用压差的最大值(包括 1g 平飞时预期的外部气动 压力)的1.15 倍，不考虑其它载荷。 (6) 对于起落架和直接受其影响的机体结构，按 CCAR25.473、 25.491 和25.493 规定的限制地面载荷情况。 如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两 者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。 3) 下列款项(1)替代附录 H 第H25.4(a)(1)， 款项(2)是对 H25.4(a) 的补充要求： (1) 按 CCAR25.571 条及本专用条件批准的每一个强制性的改装 时间、更换时间、结构检查时间间隔以及相关结构检查程序； (2) 用于支持结构维护大纲的工程数据有效性限制（LOV） ，该限 制可以用总累计飞行循环数或飞行小时数或两者同时来表示，并根据本 专用条件进行批准。除非 CAAC 在全尺寸疲劳试验结束后批准了LOV， 否 则任何飞机的使用循环数不能超过全尺寸疲劳试验件累计试验循环数 的一半，以及局方批准的运营限制。