Ž›—pðŒ –¼ @ “ú†: SC-25-016 Šú: 2018-07-06 ‹Ç‹~Žö–‡”ЗF: „Ji4àVê—H»al A350941¡ Š÷•ûŒü‘ljÇ•Î‹BÚ‰× –{Ž›—pðŒª˜’†‘–¯—pq‹ó‹KÍs–¯—pq–ېº•i˜a—ë•”Œ‡ Ši\’è‹K’èt(CCAR-21)”Ñ —FB 1.¶‹WŒûŠú Ž©”ЗF‚¦Œû‹N¶‹WB 2.”wŒi •ž–ð”WŽn˜aÅ‹ß“I’²¸•\–¾,•s“‹‘«”ۍ݃c1‰Æ’†,œ^PƒX“s‰Â”\ŽÀ Ž{ˆê±ö•lˆ½‘΁¡s•s—˜“I•ûŒü‘Ç—A“ü‘[Ž{,—ᏗŒû‹r“¥”½Œü‘€ìBŽ–ŒÌ ˜aŽ–ŒŽ‘—¿©Ž¦,ˆê±¡Š÷–Ù̗¹•ûŒü‘ljÇ•Î‹B‘€ì,‘’vŠ÷‘ÌŒ‹ŽÛ ³Žó—¹’´’ÒŒÀ§Ú‰×rŽŠ—LŠ‘–ƒ~ˆµŒÀÚ‰×“Iì—p—́B Ý2011”N3ŒŽ,FAA‰º –À”CŒ”,´q‹ó‹KÍ§’è—ŒæmˆÏˆõ‰ï (ARAC)l —¶,‘«”ÛŽù—vÝ14 CFR25•” C•ª“s’†‘‰ÁˆêŠéV“I¡s Š÷Œ÷î”Ä,T’Ò‹K’èˆêŠé¡s•ïŽc—ˆ•ÛIIE¡Š÷Ý•ûŒü‘ljœb•Î‹B‹y‘Š‹ƒ “I’Ï1ŠŠŠp‘‰ÁHf“I•MŽÛ³Žó”\—Í;ˆ½ŽÒl—¶‘«”Û”\ƒ~š¬‹¤‘¼X‡’Ò“I—Ñ y—ˆ‰ª–À‘¬Šé liEl‘è,—ᏗŒû”Ηp–^a‹rŒl“Á«”\ˆÈ‘jŠV¡sŠLŽÀŽ{‹r“¨”½ Œü‘€ìBARACd Œš—¹¡s‘€“S”å’œHì˜×(FCHWG)ˆÈ ‹x•Šj”C–z, 1ƒm4 2 / 4   同时 EASA也进行了参与。 FCHWG 在他们最新的报告《方向舵脚蹬灵 敏度/方向舵偏转问题建议报告》 （2013.11.7 ）中总结到，现有的 25部 没有条款对防止无意识方向舵操纵提出要求。但是， FCHWG 认为由于 防止不利输入的方法是不可预见的，应通过一种新的设计载荷工况对不恰当的方向舵操作提出标准要求。 CAAC认为有必要签发一份专用条件以保证飞机有足够的设计容 差以承受一次方向舵脚蹬往复。一些适航当局已对新设计提出了相似要求，即通过§ 25.601要求申请人在取新型号合格证时表明他们的飞机 设计在承受多次方向舵脚蹬往复操纵 后仍能保持持续安全飞行并着陆 的能力。 3. 适用范围 A350型飞机。 4. 专用条件 总则： (1)飞机必须按本专用条件要求的方 向舵操纵往复偏转载荷情况进行设 计。这些载荷情况视为极限载荷，无须采用额外的安全系数。即使如此，任何由于这些极限载荷造成的永久性 损伤不能阻碍飞机的持续安全飞行 和着陆。 (2)设计载荷必须按 CS25.321 中的要求确定。速度范围由零度侧滑角时 可能到达方向舵最大偏度的最高空速或 V MC之中取大者，至 V C/MC并假设 驾驶员作用力为890N（ 200lbf）。考虑工况时， 起落架和减速板（或扰 流板作为减速板）处于收起状态。若 航路情况使用了副翼（或襟副翼及 3 / 4   其他任何作为副翼的气动力装置）和 缝翼，还需考虑副翼和缝翼放下的 构型。 (3)系统影响。在评估本机动时需考虑系统的影响。例如，电传飞机在分 析中须假设飞机处于正常控制律状态 。任何用于表明这些条款验证的系 统功能须遵循如下原则： (a)系统依据飞机飞行手册程序飞行中正常运行， 系统失效时的有限 制的签派也是允许的，前提是要满足主最低设备清单（ MMEL）规定， 并且 MMEL 的要求与考虑方向舵往复 输入作为签派构型下的严酷事 件相一致。 (b)必须为功能损失提供合适的机组程序。若该系统功能损失不能被机组监测到，则其损失概率（ 失效率乘以最大暴露周期）须小于 1/1000。 (4)失效情况。由于完整的方向舵脚蹬往复输入的概率是极低的，失效情 况无须叠加本专用条件规定的方向舵操纵往复偏转载荷。 在表明满足上述载荷要求时，可采用以下方法： (1)专用条件(a)到 (e)款为在方向舵满偏输入情况下， 后续一次方向舵反 复偏转再回到中立位置。在整个俯仰操纵机动中，速度应保持合理连续。 (2) 在飞机以零偏航角作非加速飞行 时，假定驾驶舱的方向舵操纵器件 突然移动到受制于操纵系统、操纵止动器和驾驶员 890N (200 lbf)的作 用力的方向舵偏度。在这段话中，“ 突然”是指在在人和系统局限下尽 可能地快。在缺少合理分析时，初始脚蹬位移须在不超过 0.2s 的时间内 4 / 4   达到，全方向舵操纵偏转位移在 0.4s的时间内达到，或者申请人可以假 设方向舵脚蹬的变化是瞬时的。 (3) 方向舵位移需考虑由于侧滑角增 大引起的额外位移，并须考虑相关 的弹性影响。 (4)到达最大过漂偏航角时马上采取方向舵脚蹬满偏反向操作。 由于达到 的方向舵偏度可能被控制律、系统构 架或空气载荷所限制，故该偏度可 能与初始的由脚蹬反转决定的偏度不 同。对于飞机的临界阻尼响应，最 大过漂偏航角可假设发生在侧滑角足够稳定的情况下。 (5)在反向偏转之后，一旦飞机偏航到反向过偏航角，驾驶舱方向舵操纵突然回到中立位置。 ti方向舵脚 方向舵t < 0.2 方向舵脚蹬   反向开始点   1方向舵反向