中国民用航空总局令
第112号
《正常类旋翼航空器适航规定》已经2002年7月2日中国民用航空总局局务会议通过，现予公布，自2002年8月1日起施行。
局长 杨元元
二○○二年七月二日
正常类旋翼航空器适航规定
A章 总 则
第27.1条 制定依据和适用范围
本规章的制定依据为《中华人民共和国用航空器适航管理条例》第四条和第五条。本规章的适用范围应当符合下列规定：
（a）本规章规定颁发和更改最大重量等于或小于3,180公斤（7,000磅）且其乘客座位数不大于9座的正常类旋翼航空器型号合格证使用的适航标准。
（b）按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）的规定申请正常类旋翼航空器型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规章中适用的要求。
（c）多发旋翼航空器可按A类进行型号合格审定，但必须符合本规章中附件C的要求。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.2条 特别追溯要求
（a）对于2003年7月2日以后制造的各旋翼航空器，申请人必须表明每个乘员座椅均装有满足本条（a）（1）、（a）（2）和（a）（3）要求的安全带和肩带。
（1）每个乘员座椅必须具有一套单点脱扣的组合式安全带和肩带。每个驾驶员的组合式安全带和肩带必须允许驾驶员在系上安全带和肩带就座时能够完成飞行操作所有必需的功能。安全带和肩带不使用时必须有措施将其固定，以免妨碍旋翼航空器的操作和应急情况下的快速撤离。
（2）必须用安全带加上能防止头部与任何伤害性物体碰撞的肩带，保护每个乘员免受严重的头部损伤。
（3）在适用的情况下，安全带和肩带必须满足旋翼航空器型号合格审定基础规定的静强度和动强度要求。
（4）对本条而言，旋翼航空器制造日期按下列日期确定：
（ⅰ）反映旋翼航空器完工并满足中国民用航空总局（以下简称民航总局）批准的型号设计资料的验收检查记录或等效记录的日期；或
（ⅱ）外国适航当局证明该旋翼航空器完工并颁发初始标准适航证或等效文件的日期。
（b）对于2002年7月2日之前确定型号合格审定基础的旋翼航空器：
（1）只要申请人表明符合2002年7月2日施行的本规章所有适航要求，其最大乘客座位可以增加至8座或9座。
（2）只要符合下列要求，其最大重量可以增加至2,730公斤（6,000磅）以上：
（ⅰ）增加后的乘客座位数不超出2002年7月2日审定的最大数量；或
（ⅱ）申请人表明符合至2002年7月2日有效的本规章所有适航要求。
[2002年7月2日第一次修订]
B章 飞 行
总 则
第27.21条 证明符合性的若干规定
本章的每项要求，在申请合格审定的载重状态范围内，对重量和重心的每种相应组合，均必须得到满足，证实时必须按下列规定：
（a）用申请合格审定的该型号旋翼航空器进行试验，或根据试验结果进行与试验同等准确的计算；
（b）如果由所检查的各种组合不能合理地推断其符合性，则应对重量与重心的每种预期的组合进行系统的检查。
第27.25条 重量限制
（a）最大重量 最大重量（表明符合本规章每项适用的要求的最重重量）必须这样制定：
（1）不大于：
（ⅰ）申请人选定的最重重量；
（ⅱ）设计最大重量（表明符合本规章每项适用的结构载荷情况的最重重量）；
（ⅲ）表明符合本规章每项适用的飞行要求的最重重量。
（2）不小于下述各项之和：
（ⅰ）按第27.29条确定的空机重量；
（ⅱ）相应于装满商载时的可用燃油重量；
（ⅲ）全部滑油重量；
（ⅳ）对各个座位，乘员重77公斤（170磅）或申请合格审定要求的任一较轻重量。
（b）最小重量 最小重量（表明符合本规章每项适用的要求的最轻重量）必须这样制定：
（1）不大于下述各项之和：
（ⅰ）按第27.29条确定的空机重量；
（ⅱ）使用旋翼航空器所必需的最小机组的重量，假定每一成员的重量不大于77公斤（170磅），或申请人选定的或包括在载重说明书中的任一较轻重量；
（2）不小于：
（ⅰ）申请人选定的最轻重量；
（ⅱ）设计最小重量（表明符合本规章每项适用的结构载荷情况的最轻重量）；
（ⅲ）表明符合本规章每项适用的飞行要求的最轻重量。
（c）带有可抛放外挂载重时的总重 如满足下列要求，对于任何旋翼航空器的载重组合，带有可抛放外挂载重时的旋翼航空器总重可以制定成大于依据本条（a）所制定的最大重量：
（1）旋翼航空器的载重组合不包括有人外挂载重；
（2）按第27.865条或等效的运行标准，用于外挂运行的结构件已得到批准；
（3）总重中大于按本条（a）制定的最大重量的部分仅由可抛放的外挂载重的全部或部分重量组成。
（4）按重量增加超过本条（a）规定的重量而引起的载荷和应力增加的状态来表明旋翼航空器的结构部件符合本规章适用的结构要求；和
（5）使用总重大于本条（a）制定的最大合格审定重量的旋翼航空器，应受适当的使用限制，该限制要符合第27.865条（a）和（d）的要求。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.27条 重心限制
重心前限和重心后限，以及横向重心极限（如果是临界的），必须按照第27.25中规定的每一重量来制定。其限制不得超过：
（a）申请人选定的极限；
（b）证明结构符合要求所使用的极限；
（c）表明符合每项适用的飞行要求的极限。
第27.29条 空机重量和相应的重心
（a）空机重量与相应的重心必须根据无机组人员和有效载重的旋翼航空器称重来确定，但应装有：
（1）固定配重；
（2）不可用燃油；
（3）全部工作液体，包括：
（ⅰ）滑油；
（ⅱ）液压油；
（ⅲ）除了发动机因喷液要求的水以外，旋翼航空器系统正常工作所需的其它液体。
（b）在确定空机重量时旋翼航空器的状态必须是明确定义的，并易于再现，特别是关于燃油、滑油、冷却剂和所装设备的重量。
第27.31条 可卸配重
在表明符合本章的飞行要求时，可采用可卸配重。
第27.33条 主旋翼转速和桨距限制
（a）主旋翼转速限制 主旋翼转速范围必须这样制定：
（1）有动力时，提供足够的余量以适应在任何适当的机动中发生的旋翼转速的变化，并与所使用的调速器或同步器的类型相协调；
（2）无动力时，在申请合格审定要求的整个空速和重量范围内，可以完成各种适当的自转机动飞行。
（b）正常的主旋翼高桨距限制（有动力） 除直升机需要有本条（e）规定的主旋翼低转速警告外，对旋翼航空器必须表明在有动力且不超过批准的发动机最大极限时，在任何验证过的飞行状态下不会出现主旋翼转速明显低于批准的最小主旋翼转速，必须用下述方法之一来保证：
（1）安装适当的主旋翼高距限制器；
（2）旋翼航空器固有特性保证主旋翼很不可能出现不安全的低转速；
（3）以适当的措施将主旋翼的不安全转速警告驾驶员。
（c）正常主旋翼低桨距限制（无动力） 当无动力作用时，必须表明：
（1）在重量和空速的最临界组合条件下的任何自转飞行状态，主旋翼正常低桨距极限应保证有足够的旋翼转速；
（2）不需要特殊的驾驶技巧就可以防止旋翼超转。
（d）应急高桨距
如果按本条（b）（1）的要求安置有主旋翼高桨距限制器，而且不可能无意地超过限制器，则可设有可供应急使用的附加桨距。
（e）直升机主旋翼低转速警告
对于各种单发直升机和当一台发动机故障时而没有一种经批准的使工作的发动机自动地增加功率的装置的各种多发直升机，必须有满足下述要求的主旋翼低转速警告指示：
（1）在所有飞行状态，包括有动力和无动力飞行，当主旋翼的转速接近于可能危及飞行安全值时，必须向驾驶员提供警告指示；
（2）可以通过直升机固有的空气动力特性或用一种装置提供警告；
（3）在所有情况下，警告指示必须清晰明了，并与所有其它警告指示有明显的区别。仅用要求驾驶舱内机组注意的目视装置是不可接爱的；
（4）如果采用警告装置，在修正低转速状态后，此装置必须能自动停止工作并且复原。如果此装置具有音响警告，则还必须有一种设备供驾驶员在修正低转速状态之前用手动清除音响警告。
性 能
第27.45条 总则
（a）除非另有规定，在静止空气和标准大气下，必须满足本章性能要求。
（b）性能必须与特定周围大气条件，特定飞行状态和本条（d）或（e）规定的相对湿度下的发动机可用功率相对应。
（c）可用功率必须相应于发动机功率（不能超过批准功率）减去：
（1）安装损失；
（2）在特定周围大气条件及特定飞行状态下，由附件和服务设施所消耗的功率。
（d）对于活塞发动机的旋翼航空器，因发动机功率的影响，飞行性能必须建立在标准大气相对湿度为80%的基础上。
（e）对于涡轮发动机的旋翼航空器，因发动机的功率影响，飞行性能必须建立在下述相对湿度的基础上。
（1）在等于和低于标准温度时，相对湿度为80%；
（2）在等于和高于标准温度加28℃（50°F）时，相对湿度为34%。在标准和标准加28℃这两个温度之间相对湿度必须线性变化。
（f）对于涡轮发动机的旋翼航空器，必须提供一种方法以使驾驶员在起飞前确定每台发动机能够输出为达到本章所规定的旋翼航空器飞行性能所必需的功率。
第27.51条 起飞
（a）以起飞功率和转速并以重心前限起飞：
（1）不得要求特殊的驾驶技术或特别有利的条件；
（2）起飞方式必须保证在飞行航迹的任一点上，如果一台发动机故障，能安全着陆。
（b）本条（a）必须在下述范围内满足：
（1）高度 从标准海平面状态至旋翼航空器能达到的最大高度或2,100米（7,000英尺），取低者；
（2）重量 从最大重量（海平面）至申请人按本条（b）（1）包括每一高度上所选定的每一较小重量。
第27.65条 爬升：全发工作
（a）除直升机以外的旋翼航空器：
（1）在VY时的稳定爬升率，必须按下列条件确定：
（ⅰ）每台发动机以最大连续功率；
（ⅱ）起落架收起；
（ⅲ）申请合格审定的各种重量、高度和温度。
（2）按照本条（a）（1）所确定的爬升率爬升时，其爬升梯度必须是下述二者之一：
（ⅰ）如果申请合格审定范围内的每一重量、高度和温度，要确定起飞和爬越15米（50英尺）的障碍物所需的水平距离，则爬升梯度至少为1：10；或
（ⅱ）在标准海平面条件下，爬升梯度至少是1：6。
（b）直升机必须满足下列要求：
（1）VY必须按下列条件确定：
（i）在标准海平面状态；
（ⅱ）最大总重；
（ⅲ）每台发动机以最大连续功率。
（2）稳定爬升率必须在下列条件下确定：
（i）申请人选定的爬升速度等于或低于VNE；
（ⅱ）从海平面直到申请合格审定的最大高度范围内；
（ⅲ）与本条（b）（2）（ii）所规定的和申请合格审定高度范围相应的各种重量和温度；
（ⅳ）每台发动机以最大连续功率。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.67条 爬升：一台发动机不工作（OEI）
对于多发直升机，以速度Vy（或以最小下降率时的速度）的稳定爬升（或下降）率必须按下列条件确定：
（a）最大重量；
（b）临界发动机不工作且其余发动机为：
（1）最大连续功率，对于申请使用30分钟一台发动机不工作（OEI）功率合格审定的直升机还要求30分钟一台发动机不工作（OEI）功率；或
（2）对于申请使用连续一台发动机不工作（OEI）功率合格审定的直升机，连续一台发动机不工作（OEI）功率。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.71条 下滑性能
对于单发直升机和不满足中国民用航空规章第29部A类发动机隔离要求的多发直升机，其最小下降率的空速和最佳下滑角的空速必须由下列条件下的自转来确定：
（a）最大重量；
（b）申请人选定的旋翼转速。
第27.73条 最小使用速度时的性能
（a）对直升机：
（1）在申请合格审定的重量，高度和温度范围内，悬停升限必须按下列条件确定：
（ⅰ）起飞功率；
（ⅱ）起落架放下；
（ⅲ）直升机在地面效应范围内，在与正常起飞程序相一致的高度上。
（2）按照本条（a）（1）确定的悬停升限，必须至少是：
（ⅰ）对活塞式发动机直升机，在标准大气和最大重量时为1,200米（4,000英尺）；
（ⅱ）对涡轮发动机直升机，在标准温度加22℃（40°F）和最大重量时为760米（2,500英尺）压力高度。
（b）对除直升机以外的旋翼航空器，最小使用速度时的稳定爬升率必须在申请合格审定的重量、高度和温度全范围内，按下列情况确定：
（1）起飞功率；
（2）起落架放下。
第27.75条 着陆
（a）旋翼航空器必须具有如下着陆性能：没有过大的垂直加速度，没有弹跳的倾向、前翻、地面打转、前后振动（海豚运动）及水面打转，不需特殊驾驶技巧或特别有利的条件，并且：
（1）进场或下滑速度由申请人选定，并适合该旋翼航空器型号；
（2）进场和着陆按下列情况进行：
（ⅰ）对单发旋翼航空器，无动力；
（ⅱ）对多发旋翼航空器，单发停车，其余各发动机在批准的使用限制内工作；
（3）从稳定自转进入进场和着陆。
（b）多发旋翼航空器，在正常运行中，全部动力失效后，必须能安全着陆。
第27.79条 极限高度—速度包线
（a）如果存在高度与前飞速度（包括悬停）组合，在本条（b）适用功率丧失的情况下不能安全着陆，则必须就下述全部范围制定极限高度—速度包线（包括全部有关资料）：
（1）高度 从标准海平面状态到旋翼航空器所能达到的最大高度或2,100米（7,000英尺），取低者；
（2）重量 从最大重量（海平面）至本条（a）（1）规定的每一高度由申请人选定的较轻重量。对于直升机，在海平面高度以上的重量不能小于最大重量或无地效悬停允许的最重重量，取轻者。
（b）适用功率丧失情况：
（1）对单发直升机，完全自转；
（2）对多发直升机，单发停车（由于发动机隔离特性保证其余的发动机继续工作），其余的发动机以申请合格审定的最大功率工作。
（3）对于其它旋翼航空器，适合于该型号的情况。
飞行特性
第27.141条 总则
旋翼航空器必须满足下列要求：
（a）除了在适用的条款中另有特殊的要求外，在下述情况下满足本章飞行特性要求：
（1）在使用中预期的高度和温度；
（2）在申请合格审定的重量和重心范围内的任一临界载重状态；
（3）有动力飞行，在申请合格审定的任一速度、功率和旋翼转速状态；
（4）无动力飞行，在申请合格审定的任一速度的旋翼转速状态，此状态在操纵机构符合批准的安装说明和容限下是能达到的。
（b）对这类型号的任何可能的使用情况下，包括下列使用情况，不要求特殊的驾驶技巧、机敏和力气，并且没有超过限制载荷系数的危险，便能保持任何需要的飞行状态，以及从任一飞行状态平稳地过渡到任何其它飞行状态。
（1）满足中国民用航空规章第29部运输A类发动机隔离要求的多发旋翼航空器，一台发动机突然失效；
（2）其它旋翼航空器，全部发动机突然失效；
（3）本规章第27.695条规定的整个操纵系统突然失效。
（c）如果申请的是夜间或仪表飞行的旋翼航空器的合格证，那么它要具有夜间或仪表飞行所要求的任何附加的特性。直升机仪表飞行的要求见本规章附件B。
第27.143条 操纵性和机动性
（a）在下列过程中，旋翼航空器必须能够安全地操纵和机动：
（1）稳定飞行；
（2）适用该型号的机动飞行，包括：
（ⅰ）起飞；
（ⅱ）爬升；
（ⅲ）平飞；
（ⅳ）转弯飞行；
（ⅴ）下滑飞行；
（ⅵ）着陆（有动力和无动力）；
（ⅶ）从中断自转进场到恢复有动力飞行。
（b）周期变距操纵余量在下述情况下必须能够在VNE?时提供满意的滚转和俯仰操纵：
（1）临界重量；
（2）临界重心；
（3）临界旋翼转速；
（4）无动力（除了表明符合本条（e）的直升机以外）和有动力。
（c）必须规定不小于8米／秒（17节）的风速，在此风速下，旋翼航空器在下列情况下，能够在地面或接近地面进行与其型号相适应的任何机动飞行（例如侧风起飞、侧飞和后飞），而不丧失其操纵：
（1）临界重量；
（2）临界重心；
（3）临界旋翼转速；
（4）从标准海平面到旋翼航空器所能达到的最大高度或2,100米（7,000英尺）中较小的高度。
（d）在（1）满足运输A类发动机隔离要求的多发旋翼航空器中的一台发动机失效，或（2）其它旋翼航空器在全部发动机失效以后，当发动机故障发生在最大连续功率和临界重量时，旋翼航空器在申请合格审定的速度与高度全部范围内必须是可以操纵的。在发动机失效后的任何情况下，修正动作的滞后时间不得小于：
（ⅰ）对巡航状态为一秒或驾驶员正常的反应时间（取大值）；
（ⅱ）对任何其它状态为驾驶员正常的反应时间。
（e）对于按第27.1505条（c）制定的VNE（无动力）的直升机，必须演示它们在临界重量、临界重心和临界旋翼转速下满足下列要求：
（1）在有动力VNE时，最后一台工作的发动机不工作后，直升机必须能安全地减到无动力时的VNE，并且不需要特殊的驾驶技巧；
（2）在速度为1.1VNE（无动力）时，周期变距操纵余量必须允许在无动力的情况下能提供满意的滚转和俯仰操纵。
第27.151条 飞行操纵
（a）纵向、横向、航向和总距操纵不能出现过大的启动力、摩擦力和预载。
（b）操纵系统的各种力和活动间隙不能妨碍旋翼航空器对操纵系统输入的平稳和直接的响应。
第27.161条 配平操纵
配平操纵：
（a）必须在任何合适的速度平飞时，任一恒定的纵向、横向和总距操纵力配平至零。
（b）不得引起操纵力梯度有任何不希望的不连续。
第27.171条 稳定性：总则
在预期的长时间的正常运行中，在任何正常的机动飞行期间，旋翼航空器的飞行不应使驾驶员有过份的疲劳和紧张。在演示时必须至少做三次起落。
第27.173条 纵向静稳定性
（a）纵向操纵必须这样设计，即为获得小于配平速度，操纵杆必须向后运动，为获得大于配平速度，操纵杆必须向前运动。
（b）在第27.175条（a）到（c）中规定的机动飞行期间，在油门和总距保持不变的情况下，在申请合格审定的整个高度范围内，操纵杆的位置与速度的关系曲线的斜率必须是正的。
（c）在第27.175条（d）中所规定的机动飞行期间，纵向操纵杆的位置和速度的关系曲线在规定的速度范围内可以有负的斜率，只要这种负斜率对应的操纵负向运动不超过总操纵行程的10%。 第27.175条 纵向静稳定性演示
（a）爬升 在以速度为0.85VY至1.2VY进行的爬升情况中纵向静稳定性必须用下列条件表明：
（1）临界重量；
（2）临界重心：
（3）最大连续功率；
（4）起落架收起；
（5）在VY配平旋翼航空器。
（b）巡航 在速度从0.7VH、或0.7VNE（取小值）至1.1VH或1.1VNE（取小值）的巡航状态中，纵向静稳定性必须用下列条件表明：
（1）临界重量；
（2）临界重心；
（3）以0.9VH或0.9 VNE（取小值）平飞时的功率；
（4）起落架收起；
（5）在0.9VH或0.9VNE（取小值）配平旋翼航空器。
（c）自转 从0.5倍最小下降率时的空速至VNE或1.1VNE（无动力）（如果VNE（无动力）是按第27.1505条（c）制定的）空速范围内自转时，必须用下述条件表明纵向静稳定性：
（1）临界重量；
（2）临界重心；
（3）无动力；
（4）起落架：
（ⅰ）收起；
（ⅱ）放下。
（5）在民航总局认为在规定的整个速度范围内，为演示稳定性所必需的各种相应的速度下配平旋翼航空器。
（d）悬停 对于直升机，在最大许可的后飞速度与31.48千米/小时（17节）前飞速度之间，纵向周期变距操纵必须以第27.173条中规定的运动方向和直感来操纵；
（1）临界重量；
（2）临界重心；
（3）有地效时，保持近似不变高度的需用功率；
（4）起落架放下；
（5）按悬停状态配平直升机。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.177条 航向静稳定性
在第27.175条（a）和（b）规定的配平状态下，在油门和总距操纵保持不变时，航向静稳定性必须是正的。这必须通过平稳地增加航向操纵偏转使侧滑角离配平位置±10°的范围内来表明。当侧滑接近极限时，必须给飞行员足够的警告。
地面和水面操纵特性
第27.231条 总则
旋翼航空器必须具有良好的地面和水面操纵特性，包括在使用中预期的任一状态下不得有不可操纵的倾向。
第27.235条 滑行条件
旋翼航空器必须设计得能够承受当旋翼航空器在正常使用中可以合理地预期到的最粗糙地面上滑行时的载荷。
第27.239条 喷溅特性
如果申请水上使用的合格审定，在滑行、起飞或着水期间不得有遮蔽驾驶员视线及危及旋翼、螺旋桨或旋翼航空器其它部件的喷溅。
第27.241条 “地面共振”
在地面旋翼转动时，旋翼航空器不得发生危险的振荡趋势。
其它飞行要求
第27.251条 振动
在每一种合适的速度和功率状态下，旋翼航空器的每一个部件必须没有过度的振动。
C章 强度要求
总 则
第27.301条 载荷
（a）强度的要求用限制载荷（使用中预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以规定的安全系数）来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。
（b）除非另有说明，所规定的空气、地面和水载荷必须与计及旋翼航空器每一质量项目的惯性力相平衡，这些载荷的分布必须接近或偏保守地反映真实情况。
（c）如果载荷作用下的变位会显着改变外部载重或内部载重的分布，则必须考虑载重分布变化的影响。
第27.303条 安全系数
除非另有规定，安全系数必须取1.5。此系数适用于外部载荷和惯性载荷，除非应用它得到的内部应力是过分保守的。
第27.305条 强度和变形
（a）结构必须能承受限制载荷而无有害的或永久的变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得影响安全运行。
（b）结构必须能承受极限载荷而不破坏，此要求必须用下述任一方法表明：
（1）在静力试验中，施加在结构上的极限载荷至少保持三秒钟；
（2）模拟真实载荷作用的动力试验。
第27.307条 结构验证
（a）必须表明结构对计及其使用环境的每一临界受载情况均满足本章的强度和变形要求。只有经验表明结构分析的方法（静力或疲劳）对某种结构是可靠的情况下，对这种结构才可采用分析方法，否则必须进行验证载荷试验。
（b）为满足本章的强度要求所做的试验必须包括：
（1）旋翼、旋翼传动系统和旋翼操纵系统的动力及耐久试验；
（2）包括操纵面在内的操纵系统的限制载荷试验；
（3）操纵系统的操作试验；
（4）飞行应力测量试验；
（5）起落架落震试验；
（6）用于新的或非常规设计特点所要求的任何附加试验。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.309条 设计限制
为表明满足本章的结构要求，必须制定下列数据和限制：
（a）设计最大重量；
（b）有动力和无动力时主旋翼转速范围；
（c）在本条（b）规定的范围内，对应主旋翼每一转速下的最大前飞速度；
（d）最大后飞和侧飞速度；
（e）与本条（b）、（c）和（d）所规定的限制相对应的重心极限；
（f）每一动力装置和每一相连接的旋转部件之间的转速比；
（g）正的和负的限制机动载荷系数。
飞行载荷
第27.321条 总则
（a）必须假定飞行载荷系数垂直旋翼航空器的纵轴，并且与作用在旋翼航空器重心上的惯性载荷系数大小相等、方向相反。
（b）对以下情况必须表明满足本章的飞行载荷要求：
（1）从设计最小重量到设计最大重量的每一重量；
（2）在旋翼航空器飞行手册使用限制内，可调配载重的任何实际分布。
第27.337条 限制机动载荷系数
旋翼航空器必须按下述规定之一设计：
（a）从正限制机动载荷系数3.5到负限制机动载荷系数-1.0的范围；
（b）任一正限制机动载荷系数不得小于2.0，负限制机动载荷系数不得大于-0.5，但：
（1）需用分析和飞行试验表明超过所选取系数的概率极小；
（2）所选用系数对在设计最大重量和设计最小重量之间的每一重量情况是适当的。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.339条 合成限制机动载荷
假设由限制机动载荷系数得到的载荷，作用在每个旋翼毂中心和每个辅助升力面上，并且载荷方向和在各旋翼和各辅助升力面间的分配应能代表包括具有最大设计前进比的有动力和无动力飞行在内的每一临界机动情况。此前进比是旋翼航空器飞行速度在桨盘平面的分量与旋翼桨叶的桨尖速度之比，用下式表示：
式中：
V：沿飞行航迹的空速（米／秒）；
α：桨距不变轴在对称平面内的投影和飞行航迹垂线间的夹角（弧度，轴指向后为正）；
Ω：旋翼的角速度（弧度／秒）；
R：旋翼半径（米）。
第27.341条 突风载荷
旋翼航空器必须设计成能承受包括悬停在内的每个临界空速下由9.14米／秒（30英尺／秒）的垂直突风产生的载荷。
第27.351条 偏航情况
（a）旋翼航空器必须设计成能承受由本条（b）和（c）规定的机动飞行载荷，且满足下列条件：
（1）对重心处的不平衡气动力矩，由考虑的主要质量提供的反作用惯性力以合理的或保守的方式相平衡；
（2）主旋翼最大转速。
（b）为了产生本条（a）所要求的载荷，在由零到0.6VNE的前飞速度下，旋翼航空器作无偏航非加速飞行时：
（1）将驾驶舱方向操纵器件突然移动到由操纵面止动器或由第27.397条（a）所规定的驾驶员最大作用力所限制的最大偏转；
（2）达到最终侧滑角或90°，二者中取小值；
（3）将方向操纵器件突然回到中立位置。
（c）为了产生本条（a）所要求的载荷，在由0.6VNE到VNE或VH（二者中取小者）的前飞速度下，旋翼航空器作无偏航非加速飞行时：
（1）将驾驶舱方向操纵器件突然移动到由操纵面止动器或由第27.397条（a）所规定的驾驶员最大作用力所限制的最大偏转；
（2）在VNE或VH中较小的速度下，达到最终侧滑角或15°，二者中取小值；
（3）将本条（b）（2）和（c）（2）的侧滑角直接随速度变化；
（4）将方向操纵器件突然回到中立位置。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.361条 发动机扭矩
（a）对涡轮发动机，限制扭矩不得小于下列中的最大值：
（1）最大连续功率的平均扭矩乘以1.25；
（2）第27.923条所要求的扭矩；
（3）第27.927条所要求的扭矩；
（4）因故障或结构损坏（如压气机卡滞）引起的发动机突然停车产生的扭矩。
（b）对活塞式发动机，其限制扭矩不得小于最大连续功率的平均扭矩乘以下列系数；
（1）对于有5个或5个以上汽缸的活塞发动机，为1.33；
（2）对于有4个、3个、2个汽缸的活塞发动机，分别为2、3和4。
[2002年7月2日第一次修订]
操纵面和操纵系统载荷
第27.391条 总则
各辅助旋翼、固定的或可动的安定面或操纵面和用于任何飞行控制的各操纵系统，必须满足第27.395条、第27.397条、第27.399条、第27.411条和第27.427条的要求。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.395条 操纵系统
（a）从驾驶员操纵部位至操纵止动器的各操纵系统零件必须设计成能承受不小于下述规定的驾驶员作用力：
（1）在第27.397条中规定的驾驶员限制作用力；
（2）如果操纵系统使驾驶员不致于对该系统施加驾驶员限制作用力，则驾驶员作用力就是该系统允许驾驶员所施加的最大力，但此力不小于第27.397条中规定的0.6倍。
（b）各主操纵系统及其支撑结构，必须按下列设计；
（1）操纵系统必须承受在第27.397条规定的驾驶员限制作用力产生的载荷；
（2）除本条（b）（3）外，当使用带动力作动筒操纵或动力助力操纵时，系统还必须承受每个正常赋能动力装置，包括任何单个动力助力器或作动筒系统故障的输出力所产生的载荷。
（3）如果系统设计或正常操作载荷使得系统的某一部分不能平衡第27.397条规定的驾驶员限制作用力，那么系统的这一部分必须设计成能承受在正常使用中所能获得的最大载荷。在任何情况下，最小设计载荷必须对服役使用中包括计及疲劳、卡滞、地面突风、操纵惯性和摩擦载荷等情况下提供可靠的系统，在缺少合理分析情况下，由规定的0.6倍驾驶员限制作用力产生的载荷是可接受的最小设计载荷。
（4）如果由于卡滞、地面突风、操纵惯性或摩擦等原因可能超过上述操作载荷，则应承受第27.397条中规定的驾驶员限制作用力而不屈服。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.397条 驾驶员限制作用力和扭矩
（a）除了本条（b）规定的以外，驾驶员限制作用力按下述规定：
（1）脚操纵：578牛（130磅）；
（2）杆式操纵：前、后为445牛（100磅），侧向为298牛（67磅）。
（b）对于风门、调整片、安定面、旋翼刹车和起落架操纵机构，下述规定适用（R：半径，厘米（英寸））：
（1）手柄、轮式和杆式操纵机构：
但不小于222牛（50磅），手操纵不大于445牛（100磅），脚操纵不大于578牛（130磅），力作用于操纵运动平面20°范围内的任何角度上。
（2）旋转操纵：356R牛-厘米（80R英寸-磅）。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.399条 双操纵系统
各双主飞行操纵系统必须设计成能承受第27.395条规定的驾驶员作用力的0.75倍所产生的载荷，其操纵力按下述方向作用：
（a）相反方向；
（b）同一方向。
第27.411条 地面间隙：尾桨保护装置
（a）在正常着陆时，尾桨不得接触着陆表面。
（b）当采用尾桨保护装置来满足本条（a）时，则：
（1）对保护装置必须制定适当的设计载荷；
（2）尾桨保护装置及其支撑结构必须设计成能承受该设计载荷。
第27.427条 非对称载荷
（a）水平尾翼及其支撑结构必须设计成能承受由偏航和旋翼尾流影响与规定的飞行情况组合所产生的非对称载荷。
（b）为了满足本条（a）的设计准则，在缺乏更合理资料的情况下，必须同时满足：
（1）由对称飞行情况最大载荷的100％作用在对称面一侧的水平尾翼上，而另一侧不加载荷。
（2）由对称飞行情况最大载荷的50％作用于对称面每一侧的水平尾翼上，但方向相反。
（c）对于水平尾翼支撑在垂直尾翼上的尾翼布局，垂直尾翼及其支撑结构必须按分别考虑每一种规定的飞行情况下所产生的垂直尾翼和水平尾翼载荷的组合进行设计。必须按在水平尾翼和垂直尾翼上获得最大设计载荷来选择。在缺乏更合理资料情况下，水平尾翼的非对称载荷分布必须假定为本条规定的分布。
[2002年7月2日第一次修订]
地面载荷
第27.471条 总则
（a）载荷和平衡 对于限制地面载荷，采用下述规定：
（1）在本章着陆情况下得到的限制地面载荷，必须看成是作用在假定为刚体的旋翼航空器结构上的外部载荷；
（2）在规定的每一着陆情况中，外部载荷必须以合理的或偏保守的方式与平动和转动惯性载荷相平衡。
（b）临界重心 必须在申请合格审定的重心范围内选择临界重心，使每一起落架元件获得最大设计载荷。
第27.473条 地面受载情况和假定
（a）对规定的着陆情况，必须采用不小于最大重量的设计最大重量。可以假定在整个着陆撞击期间旋翼升力通过重心，且不得超过设计最大重量的三分之二。
（b）除非另有说明，对于所规定的每一着陆情况，旋翼航空器必须按限制载荷系数设计。此系数不小于第27.725条中所证实的限制惯性载荷系数。
第27.475条 轮胎和缓冲器
除非另有说明，对于所规定的每一着陆情况，必须假定轮胎处于它的静态位置及缓冲器处于它的最严重位置。
第27.477条 起落架的布置
第27.235条、第27.479条至第27.485条和第27.493条适用于重心后有两个机轮而重心前有一个或多个机轮的起落架。
第27.479条 水平着陆情况
（a）姿态 在本条（b）规定的各受载情况下，假定旋翼航空器处于下述水平着陆姿态中的每个姿态：
（1）所有机轮同时触地的姿态；
（2）后轮触地，前轮稍离地面的姿态。
（b）受载情况 旋翼航空器必须按下述着陆受载情况设计：
（1）按第27.471条施加的垂直载荷；
（2）按本条（b）（1）施加的载荷与不小于作用在机轮上的垂直载荷的25%的阻力载荷相组合；
（3）如果有两个前机轮，则按本条（b）（1）和（b）（2）施加在机轮上的载荷按40∶60的比例分配。
（c）俯仰力矩 假定俯仰力矩用下述方式平衡：
（1）在本条（a）（1）姿态下，用前起落架平衡；
（2）在本条（a）（2）姿态下，用转动惯性力平衡。
第27.481条 机尾下沉着陆情况
（a）假定旋翼航空器处于它的各部分距地面间隙所允许的最大抬头姿态。
（b）在此姿态下，假定地面载荷垂直地面。
第27.483条 单轮着陆情况
对于单轮着陆情况，假定旋翼航空器处于水平姿态，并有一个后轮触地。在此姿态下：
（a）垂直载荷必须与按第27.479条（b）（1）得到的那侧载荷相同；
（b）不平衡的外部载荷必须由旋翼航空器的惯性力平衡。
第27.485条 侧移着陆情况
（a）假定旋翼航空器处于水平着陆姿态，且：
（1）侧向载荷与第27.479条（b）（1）水平着陆情况中得到的最大地面反作用力的一半相组合。
（2）本条（a）（1）得到的载荷按下述规定之一作用：
（ⅰ）在地面接触点上；
（ⅱ）对于自由定向起落架，在轮轴中心。
（b）旋翼航空器必须设计成在触地时能承受下列载荷：
（1）仅后轮触地时，等于0.8倍垂直反作用力的侧向载荷在一侧向内作用，而等于0.6倍垂直反作用力的侧向载荷在另一侧向外作用，且均与本条（a）规定的垂直载荷相组合。
（2）所有的机轮同时触地时，采用下述规定：
（ⅰ）对于后轮，本条（b）（1）规定的侧向载荷与本条（a）规定的垂直载荷相组合；
（ⅱ）对于前轮，等于0.8倍垂直反作用力的侧向载荷与本条（a）规定的垂直载荷相组合。
第27.493条 滑行刹车情况
在滑行刹车情况下，缓冲器处于静态位置。
（a）限制垂直载荷至少必须乘以下列载荷系数：
（1）对于第27.479条（a）（1）规定的姿态，为1.33；
（2）对于第27.479条（a）（2）规定的姿态，为1.0。
（b）结构必须设计成能承受作用在带刹车装置的各机轮触地点上的阻力载荷， 此载荷至少为下列数值中较小值：
（1）垂直载荷乘以0.8倍的摩擦系数；
（2）根据限制刹车力矩确定的最大值。
第27.497条 地面受载情况：尾轮式起落架
（a）总则
在重心前有两个机轮和重心后有一个机轮的起落架的旋翼航空器，必须按本条规定的受载情况设计。
（b）仅前轮触地的水平着陆姿态，在此姿态下采用下述规定：
（1）必须按第27.471条至27.475条施加垂直载荷；
（2）各轮轴上的垂直载荷必须同该轴上的阻力载荷相组合，且阻力载荷不小于此轴上的垂直载荷的25%；
（3）假定不平衡的俯仰力矩由转动惯性力平衡。
（c）所有机轮同时触地的水平着陆姿态
在此姿态，旋翼航空器必须按本条（b）规定的着陆受载情况设计。
（d）仅尾轮触地的最大抬头姿态
本情况的姿态，必须是包括自转着陆在内的正常使用中预期的最大抬头姿态，在此姿态下，采用下述规定之一：
（1）必须确定并施加本条（b）（1）和（b）（2）所规定的适当的地面载荷，采用合理的方法计算尾轮的地面反作用力与旋翼航空器重心之间的力臂；
（2）必须表明以尾轮最先触地的着陆概率是极小的。
（e）仅一个前轮触地的水平着陆姿态
在此姿态下，旋翼航空器必须按本条（b）（1）和（b）（3）规定的地面载荷设计。
（f）水平着陆姿态的侧向载荷
在本条（b）和（c）规定的姿态下，采用下述规定：
（1）每个机轮上的侧向载荷必须同本条（b）和（c）所得到的那个机轮的最大垂直地面反作用力的一半相组合，在此情况下，侧向载荷必须：
（ⅰ）对于前轮，等于0.8倍垂直反作用力（在一侧向内作用）和等于0.6倍的垂直反作用力（在另一侧向外作用）；
（ⅱ）对于尾轮，等于0.8倍垂直反作用力。
（2）本条（f）（1）规定的载荷必须作用于下列规定部位：
（ⅰ）处于拖曳位置的机轮的触地点上（对于定向起落架或装有使机轮保持在拖曳位置上的锁、控制装置或减摆器的自由定向起落架）；
（ⅱ）轮轴中心上（对于不装锁、控制装置或减摆器的自由定向起落架）。
（g）水平着陆姿态的滑行刹车情况
在本条（b）和（c）规定的姿态下，缓冲器处于静态位置，旋翼航空器必须按下列滑行刹车载荷设计：
（1）限制垂直载荷所必须依据的限制垂直载荷系数不小于下列值：
（ⅰ）对本条（b）规定的姿态为1.0；
（ⅱ）对本条（c）规定的姿态为1.33。
（2）对装有刹车装置的各机轮，作用在触地点上的阻力载荷必须不小于下列数值中较小值：
（ⅰ）0.8倍的垂直载荷；
（ⅱ）根据限制刹车力矩确定的最大值。
（h）在地面静止姿态下的尾轮扭转载荷
在地面静止姿态下，缓冲器和轮胎处于静态位置，旋翼航空器必须按下述尾轮扭转载荷设计：
（1）等于尾轮静载荷的垂直地面反作用力必须与相等的侧向载荷相组合；
（2）本条（h）（1）规定的载荷必须按下述规定之一作用于尾轮上：
（ⅰ）如果尾轮是可偏转的（假定尾轮相对旋翼航空器纵轴旋转90°）则载荷通过轮轴；
（ⅱ）如果有锁、控制装置或减摆器，则载荷作用在触地点上（假定尾轮处于拖曳位置）。
（i）滑行情况
旋翼航空器及其起落架必须按在正常使用中合理的预期的最粗糙地面上滑行产生的载荷设计。
第27.501条 地面受载情况：滑橇式起落架
（a）总则
装有滑橇起落架的旋翼航空器必须按本条规定的受载情况设计。在表明满足本条要求时，采用下述规定：
（1）必须按第27.471条至第27.475条确定设计最大重量、重心和载荷系数。
（2）在限制载荷作用下，弹性构件的结构屈服是容许的。
（3）弹性构件的设计极限载荷不必超过下述规定的起落架落震试验所得到的载荷：
（ⅰ）落震高度为第27.725条规定的1.5倍；
（ⅱ）所假定的旋翼升力不大于第27.725条规定的限制落震试验中使用数值的1.5倍。
（4）必须按下述规定表明满足本条（b）至（e）的要求：
（ⅰ）对于所考虑的着陆情况，起落架处于它的最严重偏转位置；
（ⅱ）地面反作用力沿滑橇筒底部合理地分布。
（b）水平着陆姿态的垂直反作用力
对在水平姿态下，以两个滑橇底部触地的旋翼航空器，必须按本条（a）的规定施加垂直反作用力。
（c）水平着陆姿态的阻力载荷
对在水平姿态下，以两个滑橇底部触地的旋翼航空器，采用下述规定：
（1）垂直反作用力必须与水平阻力相组合，水平阻力等于垂直反作用力的50%；
（2）组合的地面载荷必须等于本条（b）规定的垂直载荷。
（d）水平着陆姿态的侧向载荷
对在水平姿态下，以两个滑橇底部触地的旋翼航空器，采用下述规定：
（1）垂直地面反作用力必须：
（ⅰ）等于在本条（b）所规定的情况中得到的垂直载荷；
（ⅱ）在滑橇间平均分配。
（2）垂直地面反作用力必须与等于该力的25％的水平侧向载荷相组合。
（3）总的侧向载荷必须平均施加在两个滑橇上并沿滑橇长度均匀分布。
（4）假定不平衡力矩由转动惯性力平衡。
（5）对滑橇式起落架必须研究下述情况：
（ⅰ）侧向载荷向内作用；
（ⅱ）侧向载荷向外作用。
（e）在水平姿态下单橇着陆载荷 对在水平姿态下仅用单橇底部触地的旋翼航空器，采用下述规定：
（1）触地一侧的垂直载荷必须与本条（b）规定的情况中得到的该侧载荷相同；
（2）假定不平衡力矩由转动惯性力平衡。
（f）特殊情况
除本条（b）和（c）规定的情况外，旋翼航空器必须按下述地面反作用力设计。
（1）与旋翼航空器纵轴向上、向后成45?角作用的地面反作用载荷必须满足下述要求：
（ⅰ）等于1.33倍的最大重量；
（ⅱ）在滑橇间对称分配；
（ⅲ）集中在橇筒直线部分的前端。
（2）水平着陆姿态的旋翼航空器，垂直地面反作用载荷等于本条（b）确定的垂直载荷的一半，该载荷必须满足下述要求：
（ⅰ）仅适用于橇筒和它与旋翼航空器的连接件；
（ⅱ）沿橇筒连接件之间33.3%的长度平均分布在橇筒连接件之间的中央区域。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.505条 雪橇着陆情况
如果申请使用雪橇合格审定，则装雪橇的旋翼航空器必须设计成能承受下述载荷（其中P是旋翼航空器在设计最大重量时作用在每个雪橇上的最大静载荷，n是按第27.473条（b）确定的限制载荷系数）：
（a）向上载荷情况
在此情况下，采用下述规定：
（1）垂直载荷Pn和水平载荷Pn／4同时施加在支承座上；
（2）1.33P的垂直载荷施加在支承座上。
（b）侧向载荷情况
在此情况下，0.35Pn的侧向载荷在水平面内施加在支承座上，并垂直于旋翼航空器中心线。
（c）扭转载荷情况
在此情况下，0.405P（牛顿？米）（1.33P磅？英尺）的扭转载荷施加在雪橇上，它是对通过支承座中心线的垂直轴取矩的。
水载荷
第27.521条 浮筒着水情况
如果申请使用浮筒的合格审定，则带浮筒的旋翼航空器必须设计成能承受下述情况的载荷（其中限制载荷系数按第27.473条（b）确定或假定等于轮式起落架的值）：
（a）向上载荷情况
在此情况下，采用下述规定：
（1）旋翼航空器处于静止的水平姿态，合成的水面反作用力垂直通过重心；
（2）本条（a）（1）规定的垂直载荷与垂直分力的0.25倍的向后分力同时作用。
（b）侧向载荷情况在此情况下，采用下述规定：
（1）垂直载荷是本条（a）（1）规定的总垂直载荷的0.75倍，它均等地分配于每个浮筒上；
（2）对每个浮筒，按本条（b）（1）确定的载荷与本条（b）（1）规定的总垂直载荷的0.25倍的总侧向载荷相组合，它们仅适用于浮筒。
主要部件要求
第27.547条 主旋翼结构
（a）每个主旋翼组件（包括旋翼毂和桨叶）必须按本条规定设计。
（b）〔备用〕
（c）主旋翼结构必须设计成能承受第27.337条至第27.341条规定的下列载荷：
（1）临界飞行载荷；
（2）在正常自转情况下出现的限制载荷，对于这个情况，选定的旋翼转速必须包括高度的影响。
（d）主旋翼结构必须设计成能承受模拟下述情况的载荷：
（1）对于旋翼桨叶，桨毂和挥午铰，在地面运行期间桨叶对它的止动块的撞击力；
（2）在正常运行中预期的任何其它临界情况。
（e）主旋翼结构必须设计成能承受包括零在内的任何转速下的限制扭矩，此外：
（1）限制扭矩不必大于由扭矩限制装置（如果安装）所确定的扭矩，但不得小于下列中较大值：
（ⅰ）以两个方向可能传给旋翼结构的最大扭矩；
（ⅱ）在第27.361条中规定的发动机限制扭矩。
（2）限制扭矩必须以合理的方式分配给旋翼桨叶。
第27.549条 机身、起落架及旋翼支撑结构
（a）每个机身，起落架和旋翼支撑结构必须按本条规定设计。旋翼的合力可以用作用在旋翼毂连接点上的集中力表示。
（b）每个结构必须设计成能承受下列载荷：
（1）在第27.337条至第27.341条中规定的临界载荷；
（2）在第27.235条，第27.471条至第27.485条，第27.493条，第27.497条，第27.501条，第27.505条，和第27.521条中规定的适用的地面载荷和水载荷；
（3）在第27.547条（d）（2）和（e）中规定的载荷。
（c）必须考虑辅助旋翼推力和加速飞行情况下产生的平衡气动载荷和惯性载荷。
（d）每个发动机架和邻接的机身结构必须设计成能承受在加速飞行和着陆情况下产生的载荷，包括发动机扭矩。
应急着陆情况
第27.561条 总则
（a）尽管旋翼航空器在地面或水上应急着陆情况中可能损坏，但必须按本条规定设计，以在这些情况下保护乘员。
（b）在下述情况下，结构必须设计成在坠撞着陆时，给每个乘员避免严重受伤的一切合理的机会：
（1）正确使用座椅、安全带和其它的安全设施；
（2）机轮收起（如果适用）；
（3）当经受下列相对于周围结构的极限惯性载荷系数时，应约束住每个乘员和舱内可能伤害乘员的每一质量项目：
（ⅰ）向上4g；
（ⅱ）向前16g；
（ⅲ）侧向8g；
（ⅳ）向下20g，在座椅装置预期位移后；
（ⅴ）向后1.5g。
（c）支承结构必须设计成在直至本款规定的任一极限惯性载荷下，能约束住那些在机组舱和旅客舱上部和/或后部的、在应急着陆时松脱后可能伤害乘员的任何质量项目。所计及的质量项目包括，但不限于：旋翼、传动装置和发动机。这些质量项目必须按下列极限惯性载荷系数进行约束：
（1）向上1.5g；
（2）向前12g；
（3）侧向6g；
（4）向下12g；
（5）向后1.5g。
（d）位于旅客舱地板下的内部燃油箱区域的机身结构，必须设计成能承受下列极限惯性系数的载荷，并在这些载荷施加于油箱区域时保护燃油箱不致破裂。
（1）向上1.5g；
（2）向前4g；
（3）侧向2g；
（4）向下4g。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.562条 应急着陆的动态情况
（a）尽管旋翼航空器在应急坠撞着陆中可能损坏，但必须设计成在下列条件下能合理地保护每一乘员：
（1）乘员正确地使用了设计提供的座椅，安全带和肩带；和
（2）乘员经受本条规定情况所产生的载荷。
（b）在起飞和着陆中，经批准用于机组人员和旅客的每一座椅型号设计或其它座椅装置必须按下列准则成功地完成动态试验或由相似型号座椅的动态试验为基础的合理分析予以证明。试验必须用由民航总局认可的77公斤（170磅）拟人试验模型（ATD）或者其等效物以正常向上坐姿作为乘员来进行。
（1）当座椅或其他座椅装置相对于旋翼航空器的坐标系统以名义位置布置，旋翼航空器的纵轴相对于撞击速度矢量向上偏倾60?，旋翼航空器的横轴垂直于包含撞击矢量与纵轴的垂直平面，其向下速度的变化不小于9.14米/秒（30英尺/秒）。地板负加速度的峰值必须在撞击后不大于0.031秒内出现，且必须达到其最小值30g。
（2）当座椅或其他座椅装置相对于旋翼航空器的坐标系统以名义位置布置，旋翼航空器的纵轴相对于撞击速度矢量或右偏或左偏10?（取在肩带上产生最大载荷的），旋翼航空器横轴处于包含撞击速度的矢量的水平面内，其垂直轴垂直于包含撞击速度矢量的水平平面，其向前速度变化不小于12.8米/秒（42英尺/秒）。地板负加速度的峰值必须在撞击后不大于0.071秒内出现，且必须达到其最小值18.4g。
（3）若采用地板导轨或地板或侧壁连接设施将座椅连接到本条情况的机体结构上，则导轨或设施必须彼此之间在垂直方向至少错开10?（即不能平行安置），且与所选方向至少在横侧偏10?，以计及可能的地板翘曲。
（c）必须表明对下列要求的符合性：
（1）座椅装置系统可以经受设计上预期的分离，但该系统其余部分必须保持完整。
（2）尽管结构可能已超过其限制载荷，但在座椅装置和机体结构之间的连接必须保持完整。
（3）拟人模型的肩带在撞击中必须保持在假人肩部或在紧靠假人肩部的区域。
（4）安全带在撞击中必须保持在假人的骨盆处。
（5）模拟假人的头部或不触及驾驶舱或旅客舱的任一部分，或如果接触，头部撞击所产生的由下述方程确定的头部损伤判据（HIC）不超过1000。
式中：
—头部重心的合成加速度，以g（重力加速度）的倍数表达；
—严重头部撞击的时间历程，以秒计。不超过0.05秒。
（6）单个肩带上的载荷必须不超过7779牛（1750磅）。如果使用双肩带系紧上部躯体，则肩带上的总载荷必须不超过8890牛（2000磅）。
（7）在拟人试验模型的骨盆和腰锥柱之间测得的最大压力载荷必须不超过6668牛（1500磅）。
（d）若选用与本条所要求的乘员保护方法水平相当或更高的替换方法，必须在合理的基础上加以证明。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.563条 水上迫降的结构要求
如果申请水上迫降的合格审定，则水上迫降所需的结构强度必须满足本条和第27.801条（e）的要求。
（a）前飞速度着水情况
旋翼航空器必须以从零到15.4米/秒（30节）的向前速度及可能出现的俯仰、滚转和偏航姿态首先接触合理可能的水面情况的最临界的波浪。旋翼航空器相对于平均水面的限制垂直下沉速度不得小于1.5米/秒（每秒5英尺）。在整个着水撞击过程中，旋翼升力作用可视为通过重心。该升力不得超过设计最大重量的三分之二，如能证明在正常单发停车着水时不会有超过所选的前飞速度，则可用小于15.4米/秒（30节）的前飞速度作为设计中的最大前飞速度。
（b）辅助浮筒或应急浮筒情况
（1）固定式浮筒或在开始触水前展开的浮筒 除本条（a）中的着水载荷以外，每个辅助或应急浮筒及其支承结构和与机体或机身的连接结构，必须设计成能承受浮筒完全浸没产生的载荷，除非能证明浮筒完全浸没是不大可能的。若完全浸没是不大可能的，则必须采用可能的最大浮筒浮力载荷。可能的最大浮筒浮力载荷必须包括如下考虑：由部分浸没的浮筒产生的恢复力矩平衡由侧风、非对称旋翼航空器载荷、水波作用、旋翼航空器惯性以及第27.801条（d）所考虑的可能的结构损坏和渗漏所产生的倾覆力矩。如果有重大影响，可用按第27.801条（d）所确定的最大滚转和俯仰角来确定每个浮筒的浸没程度。若浮筒在飞行中即已展开，则在验证浮筒及其与旋翼航空器的连接件时，应采用对展开的浮筒的飞行限制所导出的适当气动载荷。为此目的，限制载荷的设计空速为展开的浮筒的空速使用限制乘以1.11。
（2）开始触水后展开的浮筒 浮筒必须按本条（b）（1）所述的完全浸没或部分浸没进行设计。除此以外，浮筒还必须设计成能承受由旋翼航空器与水面之间10.3米/秒（20节）的相对限制速度产生的垂直和阻力载荷之组合。垂直载荷不得小于由本条（b）（1）所确定的可能的最大浮筒浮力载荷。
[2002年7月2日第一次修订]
疲劳评定
第27.571条 飞行结构的疲劳评定
（a）总则 飞行结构的每一部分（飞行结构包括旋翼、发动机与旋翼毂之间的旋翼传动系统、操纵机构、机身、起落架以及与上述各部分有关的主要连接件）凡其破坏可能引起灾难性事故者必须予以认定，并必须按本节（b）、（c）、（d）或（e）的规定进行评定。下述规定适用于各种疲劳评定：
（1）评定的方法必须是经批准的。
（2）必须确定可能破坏的部位。
（3）在确定下述内容时必须包括飞行测量：
（ⅰ）第27.309条规定的整个限制范围内的全部临界状态的载荷或应力，但机动载荷系数不必超过使用中预期的最大值；
（ⅱ）高度对这些载荷或应力的影响。
（4）载荷谱必须和使用中预期的同样严重，包括但不限于外挂货物操作（适用时）以及地空地循环。载荷谱必须建立在本条（a）（3）确定的载荷或应力基础上。
（b）疲劳容限评定 在不按照本规章附件A的第A27.4条制定的更换时间，检查间隔或其它程序的情况下，必须表明结构的疲劳容限能保证发生灾难性疲劳破坏的概率极小。
（c）更换时间评定 必须表明在按照附件A的第A27.4条提供的更换时间内发生灾难性疲劳破坏的概率极小。
（d）破损安全评定 下列各项适用于破损安全评定：
（1）必须表明按照本规章附件A的第A27.4条提供的检查程序，所有的局部破坏都是易于可检的。
（2） 按本条（d）（1）的要求，必须确定从任一局部破坏成为易于可检的时间到这种局部破坏扩展至剩余结构强度降低到仍能承受限制载荷或最大可达载荷（两者中取较小值）的时间间隔。
（3）必须表明按本节（d）（2）确定的时间间隔相对于附件A的第A27.4条提供的检查间隔和有关的检查程序足够长，以便提供足够大的监测概率，以保证灾难性破坏的概率极小。
（e）更换时间和破损安全评定的组合
构件可按本条（c）和（d）的组合情况作评定。对于这类构件，必须表明按照附件A的A27.4条提供的经批准的更换时间、检查间隔和有关程序相组合，其灾难性破坏的概率极小。
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D章 设计与构造
总 则
第27.601条 设计
（a）旋翼航空器不得有经验表明是危险的或不可靠的设计特征或细节。
（b）每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验来确定。
第27.602条 关键零部件
（a） 关键零部件 关键零部件是指其失效可能造成旋翼航空器灾难性后果的零部件。对于关键零部件，必须控制已确定的关键特性，以保证所要求的完整性水平。
（b）如果型号设计包含关键零部件，则应该建立关键零部件清单。应制定程序以定义关键设计特性，确定影响关键设计特性的工艺和符合CCAR－21有关质量保证要求的必要的设计、工艺更改控制方法。
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第27.603条 材料
其损坏可能对安全性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：
（a）建立在经验或试验的基础上；
（b）符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中所采用的强度和其它特性；
（c）考虑使用中预期出现的环境条件，如温度和湿度的影响。
第27.605条 制造方法
（a）采用的制造方法必须能始终生产出完好的结构，如果某种制造工艺（如胶接、点焊或热处理）需要严格控制才能达到此目的，则该工艺必须按照经批准的工艺规范执行。
（b）旋翼航空器的每种新的制造方法必须通过试验大纲予以证实。
第27.607条 紧固件
（a）其脱落可能危及旋翼航空器安全运行的每个可拆卸的螺栓，螺钉，螺母、销钉或其他紧固件必须装有两套独立的锁定装置。紧固件用其锁定装置不得受到与具体安装相关的环境条件的不利影响。
（b）使用过程中经受转动的任何螺栓都不得采用自锁螺母，除非在自锁装置外还采用非摩擦锁定装置。
第27.609条 结构保护
每个结构零件必须满足下列要求：
（a）有适当的保护，以防止使用中由于任何原因而引起强度降低或丧失，这些原因中包括：
（1）气候；
（2）腐蚀；
（3）磨损。
（b）在需要防止腐蚀、易燃或有毒液体聚积的部位，要有通风和排泄措施。
第27.610条 闪电和静电防护
（a）旋翼航空器必须具有防止闪电引起的灾难性后果的保护措施。
（b）对于金属组件，下列措施之一可表明符合本条（a）的要求：
（1）该组件合适地电搭接到机体上；
（2）该组件设计成不致因闪击而危及旋翼航空器。
（c）对于非金属组件，下列措施之一可表明符合本条（a）的要求：
（1）该组件的设计使闪击的后果减至最小。
（2）具有可接受的分流措施，将产生的电流分流而不致危及旋翼航空器。
（d）防止闪电和静电的电搭接和保护措施必须符合下列要求：
（1）使静电荷的积聚减至最小；
（2）使采用了正常预防措施的机组成员、旅客、服务和维修人员遭到电击的危险减至最小；
（3）在正常和故障情况下，在具有接地的电气系统的旋翼航空器上，都要设有电回流通道；
（4）使闪电和静电对主要电气和电子设备工作的影响减至可接受的水平。
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第27.611条 检查措施
对每个具有下列要求之一的部件，必须有进行仔细检查的措施。
（a）周期性检查；
（b）按基准和功能进行调整；
（c）润滑。
第27.613条 材料强度特性和设计值
（a）材料的强度性能必须以足够的符合标准的材料试验为依据，以便在统计的基础上制定设计值。
（b）设计值的选择必须使结构因材料的变化而引起破坏的概率极小。除了本条（d）和（e）款所规定的以外，必须通过选取保证具有下述概率的材料强度设计值来表明本款的符合性：
（1）对所施加载荷最终分布于某部件中的单个元件的情况，若该元件的破坏将导致部件结构完整性的丧失，则应保证99%的概率及95%的置信度。
（2）对超静定结构，若单个元件的破坏将导致所施加载荷安全地分配到其它承载元件上，则应保证90％的概率及95％的置信度。
（c）结构的强度、细节设计和制造必须使灾难性疲劳破坏的概率减至最小，特别是在应力集中处。
（d）设计值必须是经民航总局认可的材料技术标准或手册中的数值，或者是经过民航总局批准的其它数值。
（e）如果在使用前对每个单独项目取样进行试验从而对材料加以选择，并确定该特定项目的真实强度特性达到或超过设计中使用的数值，则可采用其它设计值。
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第27.619条 特殊系数
（a）对于每个结构零件，如果属于下列任一情况，则采用第27.621条至第27.625条中规定的特殊系数。
（1）其强度不易确定；
（2）在正常更换前，其强度在使用中很可能降低；
（3）由于下述原因之一，其强度容易发生显着变化：
（ⅰ）制造工艺不稳定；
（ⅱ）检验方法不稳定。
（b）对于应用第27.621条至第27.625条系数的每个零件，第27.303条中规定的安全系数必须乘以下列任一特殊系数：
（1）第27.621条至第27.625条中规定的适用的特殊系数；
（2）任何其它系数，它大到足以保证零件由于本条（a）中所述的不稳定因素而引起强度不足的概率极小。
第27.621条 铸件系数
（a）总则 除铸件质量控制所必须的规定之外，还必须采用本条（b）和（c）中规定的系数、试验和检验。检验必须符合经批准的规范。除作为液压或其他流体系统零件而要进行充压试验的铸件和不承受结构载荷的铸件外，本条（c）和（d）适用于任何结构铸件。
（b）支承应力和支承面 本条（c）和（d）中规定的铸件支承应力和支承面，其铸件系数按下列规定：
（1）不论铸件采用何种检验方法，对于支承力应取用的铸件系数不必超过1.25。
（2）当零件的支承系数大于铸件系数时，对该零件的支承面不必采用铸件系数。
（c）关键铸件 对于其损坏将妨碍旋翼航空器继续安全飞行和着陆或导致严重伤害乘员的每一铸件，采用下列规定：
（1）每个关键铸件必须满足下列要求：
（ⅰ）具有不小于1.25的铸件系数；
（ⅱ）100%接受目视、射线和磁粉（适于磁性材料）或渗透（适于非磁性材料）检验方法或经批准的等效检验方法的检验。
（2）对于铸件系数小于1.50的每个关键铸件，必须用三个铸件试件进行静力试验并表明满足下列要求：
（ⅰ）在对应于铸件系数为1.25的极限载荷作用下，满足第27.305条的强度要求。
（ⅱ）在1.15倍限制载荷作用下，满足第27.305条的变形要求。
（d）非关键铸件 除本条（c）中规定的关键铸件外，对于其他铸件，采用下列规定：
（1）除本条（d）（2）和（3）规定外，铸件系数和相应的检验必须符合下表：
铸件系数 检 验
等于或大于2.0 100%目视
小于2.0大于1.5 100%目视和磁粉（磁性材料）、渗透（非磁性材料）或经批准的等效检验方法。
1.25至1.50 100%目视和磁粉（磁性材料）、渗透（非磁性材料）和射线或经批准的等效检验方法。
（2）如果已制定质量控制程序并经批准，本（d）（1）规定的非目视检验的铸件百分比可以减少。
（3）对于按照技术条件采购的铸件（该技术条件确保铸件材料的机械性能，并规定按抽样原则从铸件上切取试件进行试验来证实这些机械性能），规定如下：
（ⅰ）可以采用1.0的铸件系数；
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