T∕AOPA 0002-2023 轻型运动飞机技术要求.pdf
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1、ICS:49.020CCS:V04团 体标准T/AOPA 00022023轻型运动飞机技术要求Technical requirements for light sport aircraft2023-01-16 发布2023-01-16 实施中国航空器拥有者及驾驶员协会发布T/AOPA 0002-2023I目次前言.II引言.III1 范围.12 规范性引用文件.13 术语、定义和符号.13.1 术语和定义.13.2 符号.24 一般要求.25 详细要求.35.1 飞行.35.2 结构.75.3 设计和构造.175.4 动力装置.205.5 设备.225.6 使用限制和资料.24附录 A(资料性
2、)简化设计原则及可行性方法.30T/AOPA 0002-2023II前言本文件按照GB/T 1.1-2020标准化工作导则第1部分:标准化文件的结构和起草规则的规定起草。本文件由中国航空器拥有者及驾驶员协会(Aircraft Owners and Pilots Association of China,以下简称中国AOPA)提出、制定、发布、解释并组织实施。本文件起草单位:中国特种飞行器研究所、中国航空器拥有者及驾驶员协会。本文件主要起草人:刘翀、张峰、唐勇、陶威、吴晓东、李继雄、刘宗强、曾奎、穆媛、熊伟、王雪明、庞成龙、陆鹏、杨宵云、田钧、王根辉、田瑞、康培芳、万蓉。T/AOPA 0002-
3、2023III引言针对我国轻型运动飞机的发展现状和发展情况,参考ASTM-F2245-16c轻型运动飞机设计与性能规范等ASTM系列标准和CCAR-23-R3/R4正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定等相关标准,基于国内工业发展水平分析基础上,广泛调研,结合国外成熟标准,制定适用于中国国情的轻型运动飞机技术要求,用以指导工业方开展设计,并指导轻型运动飞机的技术审查。本文件规定了轻型运动飞机的一般要求和飞行、结构、设计和构造、动力装置、设备、使用限制和资料等安全性设计要求。本文件是中国AOPA组织、实施和保障轻型运动飞机技术规定的基本依据,是所有自愿认同本文件的机构、个人共同遵守的技术规定
4、,也可作为认可本标准的研究机构开展相关领域研究的依据。T/AOPA 0002-20231轻型运动飞机技术要求1范围本文件规定了轻型运动飞机的一般要求和飞行、结构、设计和构造、动力装置、设备、使用限制和资料等安全性设计要求。本文件适用于轻型运动飞机。2规范性引用文件下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中,注日期的引用文件,仅该日期对应的版本适用于本文件;不注日期的引用文件,其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。CCAR-23-R3正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定ASTM F2316轻型运动飞机机体应急降落伞的标准规范ASTM F2339轻型运动飞机活
5、塞火花点火发动机设计和制造规范ASTM F2506轻型运动飞机螺旋桨设计与试验规范ASTM F2538轻型运动飞机活塞压燃发动机的设计和制造规范ASTM F2840轻型运动飞机电动推进装置的设计和制造规范3术语、定义和符号3.1术语和定义下列术语和定义适用于本文件。3.1.1电力推进装置electric propulsion unit(EPU)任何电动马达和用于向电动飞行器提供推力的所有的相关设备。3.1.2能源存储设备energy storage equipment(ESD)作为电力推进装置的一部分(EPU),用来存储能量。典型的能量存储设备包括但不限于电池、燃料电池、或电容器等。3.1.3
6、轻型运动飞机light sport aircrafta)最大起飞重量:1)陆上飞机不超过 700 kg。2)水上飞机不超过 750 kg。b)包括飞行员在内的最大座位数不超过 2 座。c)配单台活塞式发动机或电动发动机。d)在海平面标准大气条件下,最大连续功率状态下最大平飞速度不超过 222 km/h 校正空速;在最大起飞重量和临界重心位置,最大失速速度不超过 90.7 km/h 校正空速。e)如果具有座舱,座舱为非增压座舱。f)固定式起落架。g)限制在昼间目视飞行规则运行。T/AOPA 0002-20232h)定距或者桨距可地面调节的螺旋桨。3.2符号下列符号适用于本文件。AR展弦比b机翼展
7、长CG重心CL飞机升力系数Cm力矩系数(相对于c/4点而言,抬机头为正)Cm0零升力力矩系数Cn法向系数c弦长g重力加速度n载荷系数nj机轮载荷系数n1飞机正限制机动载荷系数n2飞机负限制机动载荷系数n3VC时飞机正限制突风载荷系数n4VC时飞机负限制突风载荷系数空气密度q动压S机翼面积V翼空速VA设计机动速度VC设计巡航速度VCmin最小设计巡航速度VD设计俯冲速度VDF演示俯冲速度VDmin最小设计俯冲速度VF设计襟翼速度VFE最大襟翼展态速度VFmin最小设计襟翼速度VH以最大连续功率平飞的最大速度VNE不可超越速度VO使用机动速度Vs飞机失速速度或尚可操纵的最小稳态飞行速度VS1特定构
8、型下的失速速度或最小稳态飞行速度VSO着陆形态下的失速速度或最小稳态飞行速度VX最佳爬升角的速度VY最佳爬升率的速度W最大起飞重量或最大设计重量WE最大空重Wu最小有效载荷WZWF机翼零燃油最大重量4一般要求轻型运动飞机应符合下列一般要求:a)轻型运动飞机应具有飞行性能安全性,主要包括失速速度、起飞性能、爬升性能、着陆性能、T/AOPA 0002-20233中断着陆性能等。b)轻型运动飞机机体结构及典型运动机构应具有结构安全性,主要包括机翼、尾翼、操纵系统、起落架等。c)轻型运动飞机系统、设备应具有系统安全性,主要包括动力装置、电气系统、仪表等。5详细要求5.1飞行5.1.1总则5.1.1.1
9、符合性验证符合性验证需符合下列要求:a)在最临界的重量和重心构型下,均应满足以下每项要求(除非另有说明,否则应考虑从失速速度到 VDF或给定构型所允许最大速度的整个速度范围。):1)VDF可以小于等于 VD。2)VNE应小于等于 0.9VDF并且大于等于 1.1VC。此外,VNE应大于等于 VH。b)在飞行试验过程中以下偏差是可接受的。1)重量:+5%,10%。2)受重量影响的临界项目:+5%,1%。3)重心:整个范围的7%。5.1.1.2载重分布限制载重分布限制需符合下列要求:a)最小有效载荷 Wu,应大于等于以下总和:飞机每个座位上乘客的体重为 86 kg,加上消耗物的重量,例如以速度 V
10、H飞行 1 h 所需的燃油。消耗率应根据具体使用过程的试验结果获得。b)应确定最小飞行重量。c)应确定空机重心、重心前限、重心后限。d)在安装和标识都正确的前提下,固定式或可卸配重可以单独或同时使用。e)在安装和标识都正确的前提下,可以使用多个能源存储设备(ESD)。5.1.1.3螺旋桨速度和桨距限制螺旋桨的构型不得使发动机超过生产制造商确定的正常条件下的安全运行限制。在起飞、初始爬升或以0.9VH飞行期间,发动机处于最大油门位置,螺旋桨应限制发动机转速,使之不超过最大发动机转速。在规定的“不可超越速度VNE”下收回油门下滑时,螺旋桨不会引起发动机转速高于最大连续转速的110。5.1.2性能5
11、.1.2.1概述所有性能要求均适用于国际民航组织标准大气条件中规定的静止空气和海平面条件。速度以指示空速(IAS)和校正空速(CAS)的形式给出。5.1.2.2失速速度机翼水平失速速度VSO、Vs应通过以减速率不大于0.5 m/s2、油门关闭、最大起飞重量和最不利重心T/AOPA 0002-20234状态下的飞行试验来确定。5.1.2.3起飞在飞机最大起飞重量,全油门情况下,以下各项须使用正常起飞程序测量:a)飞机在最低等级跑道上起飞,离地之前的滑跑距离。b)以至少 1.3VS1的爬升速度越过 15 m 障碍所用的距离。注:用于正常起飞的程序,包括襟翼位置,应在飞行员操作手册中明确规定。5.1
12、.2.4爬升以最大起飞重量,襟翼位于飞行员操作手册中规定的用于爬升的位置,油门全开:a)速度为 VY时的爬升率应超过 1.6 m/s。b)速度为 VX时的爬升梯度应超过 1/12。5.1.2.5着陆应在油门关闭、襟翼放下的着陆过程中,确定以下各项:a)飞机以速度 1.3VSO、从高于着陆表面 15 m 处到飞机着陆并完全停止所需的着陆距离。b)合理刹车(如果装有)时的地面滑跑距离。5.1.2.6中断着陆飞机从速度1.3VSO中断着陆决定复飞,在施加最大油门后的5 s内,应能获得超过1/30的爬升梯度。如果可以在较短的时间内安全收起襟翼,且没有高度损失和突然的姿态变化,则襟翼可以收起。5.1.3
13、操纵性和机动性5.1.3.1概述操纵性和机动性应按下列条件确定:a)在正常使用主操纵器件,进行起飞、爬升、平飞(巡航)、俯冲(至速度 VDF或者至被考核构型所允许的最大速度)、进近、着陆(带动力或不带动力,襟翼收起或放下)时,飞机都应具有安全的操纵性和机动性。b)所有飞行状态间都应能平稳过渡,不得超过表 1 所示的飞行员操纵力。表 1飞行员操纵力序号施加在操纵机构上的力俯仰N滚转N偏航N1短暂作用(小于两分钟)-2驾驶杆200100-3驾驶盘(作用于轮缘)200100-4方向舵脚蹬-4005持续作用2323110c)在襟翼正常的操纵速度范围(VSO至 VFE)内收放襟翼时,能够保持操纵控制。d
14、)在速度降为 VSO前,可进行横向操纵、航向操纵和纵向操纵。5.1.3.2纵向操纵纵向操纵按下列条件确定:a)当飞机尽可能配平至 1.3VS1稳定飞行后,飞机应能在 1.1VS1和 1.3VS1之间的任何速度都有可能使机头下俯,以便使空速很快增加到至少 1.3VS1。在所有可能的构型下,飞机都应具备这种特性,包括发动机在最大油门或慢车状态进行低头控制。T/AOPA 0002-20235b)飞机的纵向操纵力应随着机动载荷系数的增加而增加。c)干净构型下飞机重心位于重心后限时,为获得机动载荷系数的正限值(n1)所需施加的操纵力不得低于 70 N。飞行中测量操纵力的增量时,应从 n=1 的初始配平状
15、态算起,该状态空速为收起襟翼构型下的校正失速速度的 2 倍。d)如果飞行试验不能演示机动载荷系数n1,那么最小操纵力应与演示的最大载荷系数n1D成比例,并满足公式(1):1min1170()1Dnfn(1)式中:fmin最小操纵力,(N)。n1D最大载荷系数。n1机动载荷系数的正限值。5.1.3.3航向和横向操纵航向和横向操纵按下列条件确定:a)在下列状态中,飞机能够从 30横滚角的定常转弯中滚过 60进入反向转弯:1)从开始滚转起,在 5 s 内完成,此时配平速度尽可能接近 1.3VS1、襟翼在起飞位置、发动机为最大起飞功率。2)从开始滚转起,在 4 s 内完成,此时配平速度尽可能接近 1.
16、3VS0、襟翼在放下位置、发动机慢车。b)无论襟翼收起或放下,快速进入或改出最大交叉控制侧滑状态时,都不应导致不可控的飞行特性。c)横向和航向操纵力都不应随舵面偏度的增加而反效。5.1.3.4纵向静稳定性纵向静稳定性按下列条件确定:a)无论飞机是最大或最小重量,重心位于前限还是后限,飞机都能演示其能在爬升、巡航、着陆进场等构型下的配平和稳定飞行。b)在最临界功率设置和重心组合下,速度从 1.1VS1至相应的构型最大允许速度,纵向稳定性都应是正的。c)应演示飞机具有能够从以下状态恢复到原配平状态的趋势:1)从配平状态推杆增速后,纵向操纵力缓慢解除。2)从配平状态拉杆减速后,纵向操纵力缓慢减除。d
17、)飞机应用以下几种设定功率及构型的配平飞行演示来表明本节的符合性:1)爬升(襟翼在预期的合理位置,最大连续功率)。2)巡航(襟翼收起,75%最大连续功率)。3)进场着陆(襟翼完全放下,发动机慢车)。e)当恢复到配平稳定飞行的过程中时,飞机应:1)不能减速至低于失速速度 VSl。2)不能超过 VNE或者相对应构型的最大允许速度。3)任何长周期振荡的幅值逐渐减小。5.1.3.5横航向静稳定性T/AOPA 0002-20236横航向静稳定性按下列条件确定:a)在方向舵和副翼固持下,对于滚转和偏航轴,飞机须能够保持配平状态。b)在临界功率和重心组合情况下,速度从 1.2VS1直到所试验的状态下的最大允
18、许速度范围之内,飞机具有正的横航向静稳定特性。c)航向静稳定性用方向舵松浮时,由飞机从侧滑中改出的趋势来表示。d)横向静稳定性用副翼松浮时,由飞机从侧滑中恢复到机翼水平姿态的趋势来表示。e)飞机在以下襟翼和功率设定进行配平稳定飞行时,应表明对该节的符合性:1)爬升(襟翼在给定的合理位置,最大连续功率)。2)巡航(襟翼收起,75%最大连续功率)。3)进场着陆(襟翼完全放下,发动机慢车)。5.1.3.6动稳定性在合理的速度范围内(1.1VS1到飞行员操作手册里规定的最大允许速度)的任何振荡,其振幅应是衰减的。5.1.3.7机翼水平失速在所有重量和重心组合条件下,当飞机从失速进入和改出时,应能用正常
19、操纵手段防止出现大于20的滚转或偏航。5.1.3.8转弯飞行失速转弯飞行失速按下列条件确定:a)当飞机初始配平于 1.5VS后,应按以下方式在两个滚转方向上进行转弯飞行失速的演示:先保持 30横滚角协调转弯,施加足够的俯仰操纵来获得需要的减速率直到飞机失速。在失速之后,应能恢复机翼水平飞行,且不允许超过转弯同方向或反方向 60的横滚角增量。恢复过程不得有过多的高度损失和尾旋的趋势。减速率应保持常值,且在转弯飞行失速时不得超过0.5 m/s2,在加速转弯失速时应在(1.52.5)m/s2之间。这两种情况下的减速率均是通过升降舵进行控制。b)转弯飞行失速应按下列方法演示:1)襟翼收起,75%最大连
20、续功率和发动机慢车。2)襟翼放下,75%最大连续功率和发动机慢车(速度不超过 VFE)。3)襟翼放下的状况包含完全放下位置和每一正常操作的中间位置。4)对非特技飞机,如果 75%最大连续功率导致俯仰角大于 30,可以根据以下情况减小功率设定,但不少于 50%最大连续功率。襟翼收起时,可减小功率,以保证俯仰角不大于30。任意襟翼放下状态,可按照各自构型下最大着陆重量和1.4VS1速度平飞功率开展试验。注:如果为防止超过30俯仰角而减小功率设置,则应在飞行员手册和飞行训练补充手册中注明:飞机的俯仰角不能超过30。5.1.3.9尾旋尾旋应按下列条件确定:a)如果飞机上标明“禁止故意尾旋”,飞机应在使
21、用了改出操纵后,在不超过一圈附加尾旋中从单圈尾旋或 3 s 尾旋(取时间长者)中改出。b)如果飞机允许有意进入尾旋,则应能够在不超过一圈半附加尾旋中从 3 圈尾旋中改出。c)另外,a)条和 b)条均应满足:T/AOPA 0002-202371)在襟翼收态和展态两种情况时均不得超过相应的空速限制以及限制机动载荷系数。2)在盘旋或者改出的过程中操纵力不得超过规定的限制。3)使用任何飞行操纵器件时,均不能导致不可控制的尾旋。4)对于襟翼展态情况的尾旋,在改出过程中襟翼可以收上。d)对于本身设计为抗尾旋的飞机,其抗尾旋特性应通过试验和相关文件进行验证。如果能够证明抗尾旋,飞机应标示“禁止故意尾旋”,但
22、可以不符合 a)条至 c)条。5.1.3.10振动飞行试验中,通过飞行员观察,当飞行速度为VSO到VDF之间的任何速度时,不应发生严重的抖振(失速抖振是允许的)和过度的机体或控制机构的振动。5.1.4地面和水上操纵特性5.1.4.1概述地面和水上操纵特性应按下列条件确定:a)当飞机侧风不超过飞行员操作手册中规定的最大侧风分量时,飞机在滑行、起飞和着陆(水)时都能够维持飞机安全运行。b)机轮刹车的使用应避免导致无法预测的飞机响应或操控困难。c)水上飞机或水陆两栖飞机在水面上的任何正常使用速度上,不得有危险的或不可控制的海豚运动特性。5.1.4.2喷溅特性水上飞机或水陆两栖飞机在水面滑行、起飞和着
23、水的任何时候,喷溅不得导致飞行员的视线模糊或毁坏螺旋桨或飞机的其他部件。5.2结构5.2.1概述5.2.1.1载荷设计强度的要求用限制载荷(服役期间预期的最大载荷)和极限载荷(限制载荷乘以安全系数)。除非另有说明,所规定的载荷均为限制载荷。除非另有说明,所规定的空中、地面和水载荷应与计及飞机每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷分布应保守近似于或接近地反映真实情况。如果载荷作用下的变位会显著改变外部载重或内部载重的分布,则应考虑载重的这种重新分布。附录A.1到附录A.5提供了一个简化的方法(但不是唯一方法)计算各种载荷,在附录中规定的限制条件下,该方法满足5.2.2至5.2.7中所述的某些要求。
24、5.2.1.2安全系数(含特殊系数)安全系数须满足下列要求:a)除非在本条 b)中另有规定,否则极限载荷的安全系数应采用 1.5。b)特殊极限载荷安全系数如下:1)铸件安全系数 2.01.53.0。2)接头安全系数 1.21.51.8。3)由螺栓或销连接需转动的轴承安全系数 2.01.53.0。T/AOPA 0002-202384)除球形和滚柱轴承铰链外的操纵面铰链轴安全系数 4.451.56.67。5)推拉操纵系统接头安全系数 2.21.53.3。6)钢索控制铰链,安全带连接安全系数 1.331.52。5.2.1.3强度和变形结构应能够承受限制载荷而无有害的永久变形,在直到限制载荷的任何载荷
25、作用下,变形不得妨害安全运行。结构应能够承受极限载荷至少3 s而不破坏,但是当用模拟真实载荷情况的动态试验来表明强度的符合性时,则此3 s的限制不适用。5.2.1.4结构验证应表明每一临界受载情况下均符合5.2.1.3所述的强度和变形要求,只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下,对于同类的结构,才可用结构分析来表明结构的符合性。对其他情况,应进行验证载荷试验。如果已模拟了设计载荷情况,则动态试验包括结构飞行试验是可接受的。载荷测试验证通常采用极限设计载荷。结构的某些部分应按照5.3.1.9进行试验。5.2.2飞行载荷5.2.2.1概述飞行载荷须满足下列要求:a)飞行载荷系数是气
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