第2页 / 共7页 置监控，以提供关于系统降级模式的工作状态的提示。 根据 《民用航空产品和零部件合格审定规定》 （CCAR-21-R4） 第21.16 条的要求制定专用条件，明确补充安全要求以提供与 C919 型飞机适用 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 (a)总则。以下准则将用于确定系统及其失效状态对飞机结构的影 响。 (b)系统正常运行。以下准则适用于系统正常运行： (1)限制载荷必须在系统的所有正常运行构型下、 从CCAR-25-R4 C 分部规定的所有限制条件（或其替代内容）中获得，需要考虑直至限制 载荷范围内系统的任何特殊表现、相关的功能及系统对飞机结构性能的 任何影响。特别强调的是，当从限制条件中获得限制载荷时，任何显著 的非线性（操纵面偏转速率、限位值或任何其他系统非线性）都必须通 过实际或保守的方法加以考虑。 (2)飞机必须满足CCAR-25-R4的强度要求（包括静强度、剩余强 度） ，采用规定的系数从上述限制载荷获得极限载荷。必须研究在超出 限制条件的情况下非线性的影响，以确保与限制条件范围内的情况相 比，系统在超出限制条件的情况下没有异常表现。如果飞机的设计特征 不允许超出上述限制条件，则不必考虑超出限制条件的情况。 (3)飞机必须满足CCAR25.629的气动弹性稳定性要求。 第3页 / 共7页 (c)系统处于失效状态。对于任何未表明是极不可能的系统失效状 态，以下要求适用： (1)失效发生时。必须建立从1g平飞状态开始，包括飞行员纠正 措施在内的实际情况，来确定在失效发生时出现的载荷。 (i)对于静强度验证，这些载荷乘以适当的安全系数（与失效 发生的概率相关） ，得到用于设计的极限载荷。安全系数在图1中定义。 图 1 失效发生时的安全系数 (ii)对于剩余强度验证，飞机必须能够承受(c)(1)(i)中所定 义极限载荷的三分之二。对于增压客舱，这些载荷必须与正常使用的压 差组合。 (iii)必须表明在直至CCAR25.629(b)(2)所规定的速度范围 内， 不发生气动弹性不稳定。 对于会导致飞机速度超过V C/MC的失效状态， 必须表明在增大的速度下不发生气动弹性不稳定，从而能具有 CCAR25.629(b)(2)所要求的裕度。 (iv)导致结构强迫振动（振荡）的系统失效，不得引起能导致 主结构有害变形的载荷。 (2)失效状态下的继续飞行。系统处于失效状态、构型经适当调 第4页 / 共7页 整并且有飞行限制的飞机，适用以下要求： (i)在直至V C/MC的速度范围内或规定的继续飞行速度限制下， 必须确定以下情况的载荷： (A)CCAR25.331和25.345所规定的限制对称机动情况； (B)CCAR25.341和25.345所规定的限制突风和紊流情况； (C)CCAR25.349所规定的限制滚转情况、CCAR25.367和 25.427(b)(c)所规定的限制非对称情况； (D)CCAR25.351所规定的限制偏航机动情况； (E)CCAR25.473和25.491所规定的限制地面载荷情况。 (ii)对于静强度验证，结构的每一零件必须能够承受(c)(2)(i) 中所规定的载荷并乘以安全系数，安全系数取决于该失效状态出现的概 率。安全系数如图2所示。 图2 继续飞行的安全系数 Qj=(Tj)(Pj) 式中： Tj=处于失效状态j的平均时间（以飞行小时计） ； Pj=失效模式j的发生概率（每飞行小时） ； 第5页 / 共7页 注意：如果Pj大于10-3每飞行小时，则必须对CCAR-25-R4 C分 部规定的所有限制载荷状态施加1.5的安全系数。 (iii)对于剩余强度验证，飞机必须能够承受(c)(2)(ii)中所 规定极限载荷的三分之二。对于增压客舱，这些载荷必须与正常使用压 差组合。 (iv)若失效状态所引起的载荷对疲劳或损伤容限有显著影响， 则必须考虑这种影响； (v)必须表明能在直至图3所示的速度范围内不发生气动弹性 不稳定。颤振包线速度V'和V''可以根据剩余飞行阶段的速度限制，并 依据CCAR25.629(b)规定的裕度来确定。 图3 颤振包线速度 V'=CCAR25.629(b)(2)所规定的包线速度； V''=CCAR25.629(b)(1)所规定的包线速度； Qj=(Tj)(Pj) 式中： Tj=处于失效状态j的平均时间(以飞行小时计) Pj=失效模式j的发生概率(每飞行小时) 注意：如果Pj大于10-3每飞行小时，则颤振包线速度不得小于V''。 第6页 / 共7页 (vi)任何可能的系统失效状态与CCAR25.571(b)所要求或选择 的任何损伤同时出现时，必须表明在直至上述图3所示的V'速度范围内 不发生气动弹性不稳定。 (3)对于某些系统失效情况，无论所计算出的系统可靠性如何， CCAR-25-R4其他条款可能要求考虑这些失效情况。如果分析表明这些失 效情况的概率小于10-9，结构验证可能需要采用本专用条件规定之外的 其他准则来表明继续安全飞行和着陆。 (d)失效指示。以下要求适用于系统失效的探测和指示： (1)对于可使结构能力退化到CCAR-25-R4要求的安全水平以下或 可明显降低剩余系统可靠性的失效状态，必须进行失效状态检查，除非 这种失效是极不可能的。只要可行，应使飞行机组在飞行之前了解这些 失效。对于控制系统的特定元件，例如机械和液压组件，可以进行特定 的定期检查，对于电子部件可以进行日检，来代替本条要求的探测和指 示系统。这些审定维护要求或日检仅限于那些不易被常规探测和指示系 统发现的元件，并且服役历史表明这些检查可以提供足够的安全水平。 (2)对于飞行中存在的无法表明是极不可能的任何失效，如果该 失效显著影响飞机结构能力，但可以通过适当的飞行限制将其对适航性 的不利影响降至最低， 则必须为飞行机组提供该失效情况的指示。 例如， 安全系数小于1.25或颤振速度边界低于V"的失效状态，必须在飞行中为 飞行员机组提供指示。 (e)带已知失效情况飞机的签派。若飞机要在已知系统失效的情 况下被签派，而这些系统失效会影响结构性能或影响维持结构性能的剩 第7页 / 共7页 余系统的可靠性，则必须满足本专用条件的要求，其中(b)作为放行条 件要求和(c)作为后续失效要求。在建立 Pj 时应考虑预期的运行限制， 在建立 Qj 时要考虑预期的飞行限制和运行限制。这些限制必须确保飞 机处于这种组合失效状态且随后遭遇限制载荷状态的概率是极不可能 的。如果后续的系统失效概率大于10-3每飞行小时，则不允许降低安全 裕度。