发布文号: 民航局发［1988］字第140号
A分部 总则
§29．1 适用范围
(a)本规章规定颁发和更改运输类旋翼航空器型号合格证用的适航标准。
(b)运输类旋翼航空器必须按照本规章A类或B类的要求进行合格审定。多发旋翼航空器可以同时按A类和B类进行型号合格审定。但必须对每一类规定相应的和不同的使用限制。
(c)最大重量大于9080公斤(20000磅)和客座量等于或大于10座的旋翼航空器，必须按照A类旋翼航空器进行型号合格审定。
(d)最大重量大于9080公斤(20000磅)和客座量等于或小于9座的旋翼航空器，可按B类旋翼航空器进行型号合格审定。但必须符合本规章中C、D、E和F分部的A类要求。
(e)最大重量等于或小于9080公斤(20000磅)，但客座量等于或大于10座的旋翼航空器，可按B类旋翼航空器进行型号合格审定。但必须符合本规章中§29．67(a)(2)、§29．79、§29．1517和C、D、E和F分部的A类要求。
(f)最大重量等于或小于9080公斤(20000磅)和客座量等于或小于9座的旋翼航空器，可按B类旋翼航空器进行型号合格审定。
(g)按照中国民用航空规章第21部的规定申请本条(a)至(f)所述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。
B分部 飞行
总则
§29．21 证明符合性的若干规定
本分部的每项要求，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。
§29．25 重量限制
(a)最大重量 最大重量(表明符合本规章每项适用要求的最重重量)或由申请人选定每一高度和对每一实用上可分的工作状态(例如：起飞、航路飞行及着陆)的最重重量必须这样制定，使之不超过：
(1)申请人选定的最重的重量；
(2)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)；
(3)表明符合本规章每项适用的飞行要求的最重重量。
(b)最小重量 最小重量(表明符合本规章每项适用要求的最轻重量)必须这样制定，使之不低于：
(1)申请人选定的最轻重量；
(2)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)；
(3)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
如果外挂载重使用的结构部件是按中国民用航空规章有关的要求批准的，并满足下述要求，则带有可抛放外挂载重的旋翼航空器的总重可以大于按本条(a)所制定的最大重量：
(1)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；
(2)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；
(3)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，其限制要符合中国民用航空规章有关的部分所规定的旋翼航空器外挂载重使用要求。
§29．27 重心限制
重心前限、重心后限及横向重心极限(如果是临界的)，必须按§29．25中规定的每一重量来制定。其极限不得超过：
(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。
§29．29 空机重量和相应的重心
(a)空机重量和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。
§29．31 可卸配重
在表明符合本分部的飞行要求时，可采用可卸配重。
§29．33 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所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)除需要有本条(e)规定的主旋翼低转速警告的直升机外，对旋翼航空器必须表明在有动力并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。必须用下述任一种方法来保证：
(1)安装适当的主旋翼高桨距限制器；
(2)旋翼航空器的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)正常的主旋翼低桨距限制(无动力)当无动力时，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，可设有供应急使用的附加桨距。
(e)直升机主旋翼低转速警告对各种单发直升机和当一台发动机故障时，如果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)在所有的飞行状态，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人员给予注意的目视警告装置是不可接受的。
(4)如果采用警告装置，在修正低转速状态后，此装置必须能自动地停止工作并复原。如果此装置具有音响警告，则还必须设有一种装置，以供驾驶员在修正低转速状态前，用手动消除音响警告。
性能
§29．45 总则
(a)本分部中规定的性能，必须按下列条件确定：
(1)使用一般的驾驶技巧；
(2)无需特殊有利的条件。
(b)必须在下列条件下表明符合本规章的性能要求：
(1)海平面标准大气的静止空气；
(2)批准的大气变化范围。
(c)可用功率必须相当于发动机功率(不能超过批准功率)减去：
(1)安装损失；
(2)申请合格审定和批准的附件和服务设施所消耗功率值。
(d)对活塞发动机旋翼航空器，因发动机的功率而影响飞行的性能，必须建立在标准大气相对湿度为80％的基础上。
(e)对涡轮发动机旋翼航空器，因发动机的功率而影响的飞行性能，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，相对湿度是80％；
(2)在等于和高于标准温度加28℃(50°F)时，相对湿度是34％。
在这两种温度之间，相对湿度必须是线性变化。
(f)对涡轮发动机旋翼航空器，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分部规定的旋翼航空器飞行性能所必需的功率。
§29．51 起飞数据：总则
(a)按§29．53(b)、§29．59、§29．63、§29．67(a)(1)和(2)的要求，起飞数据必须按下列条件确定：
(1)申请人选定的各个重量、高度和温度；
(2)工作的发动机在批准使用极限范围内。
(b)起飞数据必须：
(1)在平坦、干燥、坚硬的场地上确定；
(2)按假定水平的起飞场地修正。
(c)按本条要求确定的数据起飞，不得要求有特殊的驾驶技巧、机敏和特别有利的条件。
§29．53 起飞：A类
(a)总则
起飞性能必须这样确定和编排，以便在起飞开始后的任何时刻，如果单发停车，旋翼航空器能够：
(1)返回并安全地停在起飞场地；或
(2)继续起飞和离场爬升并达到能够符合§29．67(a)(2)要求的一种形态及空速。
(b)临界决断点
临界决断点必须是申请人按§29．59条制定的飞行轨迹所选定的高度与速度的组合。此临界决断点必须避开按§29．79制定的极限高度一速度包线的回避区。
§29．59 起飞航迹：A类
(a)必须制定起飞离场爬升航迹和放弃起飞航迹，以便在各种机动飞行阶段之间，用安全、平滑过渡飞行来完成起飞离场爬升和放弃起飞。
如果满足下列条件，可以用任何方式进行起飞：
(1)规定了起飞场地；
(2)提供足够的安全保护，以便保证适当的重心和操纵位置。
(b)制定放弃起飞航迹必须从起飞开始到临界决断点，用不大于每台发动机的起飞功率。在临界决断点，假定关键发动机不工作，旋翼航空器能够安全着陆。
(c)制定起飞离场爬升航迹必须从起飞开始到临界决断点，用不大于每台发动机的起飞功率。在临界决断点，假定关键发动机不工作，直到起飞结束，旋翼航空器必须能加速到起飞安全速度和达到或超过离地10．7米(35英尺)高度。离场爬升必须：
(1)不小于满足§29．67(a)(1)爬升率要求所使用的起飞安全速度；
(2)达到满足§29．67(a)(2)爬升要求所使用的空速和形态。
§29．63 起飞：B类
起飞并爬升到超过15米(50英尺)障碍物高度所需的水平距离必须按最不利的重心位置来制定。
如果满足下列条件，可以用任何方式进行起飞：
(a)规定了起飞场地；
(b)提供足够的安全保护，以便保证适当的重心和操纵位置；
(c)假如单发停车，可从飞行轨迹的任何位置安全着陆。
§29．65 爬升：全发工作
(a)对每一种B类旋翼航空器，稳定爬升率必须在下列条件下确定：
(1)每台发动机用最大连续功率；
(2)起落架收起；
(3)申请合格审定的各种重量、高度和温度；
(4)对海平面标准大气条件和最大重量下为VY ，对其它状态为由申请人选择的等于或小于VNE的速度。
(b)对于除直升机外的B类旋翼航空器。按本条(a)确定的爬升率必须提供在海平面标准大气状态下至少是1：6的平稳爬升梯度。
(c)对A类直升机。如果在申请合格审定范围内任一高度上的VNE，小于具有最大重量和最大连续功率在海平面标准大气状态下的VY 时，稳定爬升率必须在下列条件下确定：
(1)申请人选定的爬升速度要等于和小于VNE；
(2)在从VNE等于VY 高度以下600米(2000英尺)处直到申请合格审定的最大高度范围内；
(3)与本条(c)(2)所规定的申请合格审定的高度范围相对应重量和温度；
(4)每台发动机用最大连续功率；
(5)起落架收起。
§29．67 爬升：单发停车
(a)对A类旋翼航空器，规定采用下列条件：
(1)对编排每一重量、高度和温度的起飞和着陆数据时在下列条件的、无地效情况的稳定爬升率至少是0．5米／秒(100英尺／分)：
(i)关键发动机不工作，而其余发动机处于经批准的使用限制范围内；
(ii)最不利的重心；
(iii)起落架放下；
(iv)申请人选择的起飞安全速度；
(v)整流罩鱼鳞片或控制发动机冷却气源的其它装置在申请合格审定的温度、高度下，处于提供足够冷却的位置。
(2)对编排每一重量、高度和温度的起飞、着陆数据时在起飞、着陆场地上空300米(1000英尺)处，在下列条件的无地效稳定爬升率至少是0．75米／秒(150英尺／分)：
(i)关键发动机不工作，其余发动机以最大连续功率或30分钟功率(对申请使用30分钟功率合格审定的直升机)工作；
(ii)最不利的重心；
(iii)起落架收起；
(iv)申请人选择的速度；
(v)整流罩鱼鳞片或控制发动机冷却气源的其它装置在申请合格审定的温度、高度下处于提供足够冷却的位置。
(3)对于申请合格审定的重量变化范围内的任何重量，旋翼航空器在任何预期的工作高度上的稳定爬升率(米／秒)必须按下列条件确定：
(i)关键发动机不工作，其余发动机以最大连续功率或30分钟功率(对申请使用30分钟功率合格审定的直升机)工作；
(ii)最不利的重心；
(iii)起落架收起；
(iv)申请人选择的速度；
(v)整流罩鱼鳞片或控制发动机冷却气源的其它装置在申请合格审定的温度、高度下处于提供足够冷却的位置。
(b)对满足§29．79 A类要求的多发B类直升机，必须在最佳爬升率(或最小下降率)的速度、单发停车、其余发动机以最大连续功率或30分钟功率(对申请使用30分钟功率合格审定的直升机)工作来确定稳定爬升率(或下降率)。
§29．71 直升机的下滑角：B类
对B类直升机，除了满足§29．67(b)和A类动力装置安装要求的多发直升机外，稳定的下滑角必须由下列条件的自转来确定：
(a)申请人选定的最小下降率的前飞速度；
(b)对应最佳下滑角的前飞速度；
(c)最大重量；
(d)申请人选定的一个或多个旋翼转速。
§29．73 最小使用速度时的性能
(a)对A类旋翼航空器，悬停性能必须在编排起飞数据的重量、高度和温度全范围按下列条件确定：
(1)每台发动机都不大于起飞功率；
(2)起落架放下；
(3)与制定起飞离场爬升或放弃起飞航迹过程相一致的高度。
(b)对B类直升机：
(1)悬停性能必须在申请合格审定的重量、高度和温度范围内按下列条件确定：
(i)每台发动机为起飞功率；
(ii)起落架放下；
(iii)直升机在地效范围内在与正常起飞程序相一致的高度上。
(2)按本条(b)(1)确定的悬停升限：
(i)对活塞发动机直升机，在标准大气、最大重量下，必须至少是1200米(4000英尺)；
(ii)对单发涡轮发动机直升机，在标准大气温度加22℃(40°F)、最大重量下，必须至少是760米(2500英尺)；
(iii)对多发涡轮发动机直升机，必须按编排每一高度、温度和重量的起飞数据给出悬停升限。
(c)对除直升机外的旋翼航空器，最小使用速度的稳定爬升率，必须在申请合格审定的重量、高度和温度全范围内，按下列条件确定：
(1)起飞功率；
(2)起落架放下。
§29．75 着陆
(a)总则 对每类旋翼航空器：
(1)经过修正的着陆数据必须是：
(i)在平坦、干燥、坚硬的场地上确定；
(ii)假定是水平着陆场地。
(2)进场和着陆不得要求特殊的驾驶技巧和特别有利的条件；
(3)着陆必须没有过大的垂直加速度、弹跳、前翻、地面打转、前后振动(海豚运动)和水面打转的倾向；
(4)按本条(b)和(c)及§29．77要求的着陆数据必须按下列条件确定：
(i)申请人选定的每一重量、高度和温度；
(ii)每台工作的发动机处于经批准的使用限制范围内。
(b)A类 对A类旋翼航空器：
(1)着陆性能必须这样确定和编制，假如一台发动机在进场航迹的任何位置上失效，旋翼航空器能安全着陆并停止。或从进场航迹的某一位置离场爬升并达到能够符合§29．67(a)(2)爬升要求的一种旋翼航空器形态及空速；
(2)进场和着陆航迹必须在单发停车的情况下制定，并使每个阶段之间的过渡是平滑、安全的；
(3)进场和着陆速度必须由申请人选定，并必须适合该旋翼航空器的型号；
(4)制定进场和着陆的航迹必须避开按下列条件制定的极限高度－速度包线的回避区：
(i)根据§29．79；或
(ii)单发停车的着陆状态。
(5)在正常巡航时，全部动力失效后，必须能在修整过的场地上进行安全着陆；
(6)按本条(b)(2)至(b)(4)制定的进场和着陆航迹来确定从着陆场地上空15米(50英尺)高度开始着陆到完全停止(或水面着陆到大约1．5米／秒的速度)所需的水平距离。
(c)B类 对B类旋翼航空器：
(1)从着陆场地上空15米(50英尺)开始着陆到完全停止(或水面着陆到大约3节的速度)所需的水平距离必须按下列条件确定：
(i)申请人选定与该型号旋翼航空器相应的下滑速度；
(ii)无动力情况下从稳定自转状态进入进场和着陆。
(2)满足A类动力装置安装要求的多发B类旋翼航空器必须满足下列要求：
(i)本条(c)(1)；或
(ii)本条(b)(2)至(b)(6)。
§29．77 中断着陆：A类
对A类旋翼航空器，中断着陆航迹必须按下列条件制定：
(a)单发停车。从机动飞行的每一个阶段能平滑、安全地过渡到下一个阶段；
(b)能从申请人选定的进场航迹上的高度和速度的某一组合开始，以符合§29．67(a)(1)和(a)(2)的爬升要求的速度进行安全地离场爬升；
(c)在本条(b)描述的机动飞行中，旋翼航空器不得下降到离着陆场地上空10米(35英尺)以下高度。
§29．79 极限高度－速度包线
(a)如果存在高度和前飞速度(包括悬停)的组合。此时在本条(b)中适用的动力丧失的条件下，不能安全着陆，则必须就下述条件制定极限高度－速度包线：
(1)A类 批准起飞和着陆的重量、压力高度和大气温度的组合；
(2)B类
(i)高度 从标准海平面到批准起飞和着陆的最大高度；
(ii)重量 重量是从最大重量(海平面)到经批准每一个高度的起飞和着陆的最重重量。对直升机，这个重量不得超过每个高度上无地效悬停所允许的最重重量。
(b)适用的动力丧失状态：
(1)对A类旋翼航空器，关键发动机突然失效，其余发动机处于申请合格审定的最大功率状态；
(2)对B类旋翼航空器全部动力失效；
(3)对按A类动力装置安装要求申请合格审定的多发B类旋翼航空器，按本条(b)(1)或(b)(2)的规定。
飞行特性
§29．141 总则
旋翼航空器必须满足下列条件：
(a)除了在适用条款中另有特殊要求以外，在下列情况下满足本分部飞行特性要求：
(1)在经批准的工作高度和温度条件下；
(2)在申请合格审定的重量与重心范围内的任一临界载重状态；
(3)有动力飞行时，在申请合格审定的任一速度、功率和旋翼转速状态；
(4)无动力飞行时，在申请合格审定的任一速度和旋翼转速状态。此状态在操纵装置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，包括下列使用情况，不要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力，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)满足运输类A类旋翼航空器发动机隔离要求的多发旋翼航空器单发突然失效；
(2)其它旋翼航空器全部发动机突然失效；
(3)本规章§29．695规定的整个操纵系统突然失效。
(c)如果申请夜间或仪表飞行的合格审定，则要具有夜间或仪表飞行所要求的一些附加特性。对直升机仪表飞行的要求见本规章附录B。
§29．143 操纵性与机动性
(a)在下列过程中，旋翼航空器必须能够安全地操纵与机动：
(1)稳定飞行；
(2)适应该型号的任何机动飞行，包括：
(i)起飞；
(ii)爬升；
(iii)平飞；
(iv)转弯；
(v)下滑；
(vi)着陆(有动力作用和无动力作用)。
(b)周期变距操纵余量在下述情况必须能够在VNE时提供满意的滚转与俯仰操纵：
(1)临界重量；
(2)临界重心；
(3)临界旋翼转速；
(4)无动力(除表明符合本条(e)的直升机外)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，旋翼航空器在下述情况下，能在地面或近地面处，进行与其型号相适应的任何机动飞行(如侧风起飞、侧飞与后飞)，而不丧失操纵：
(1)临界重量；
(2)临界重心；
(3)临界旋翼转速。
(d)在满足运输类A类旋翼航空器发动机隔离要求的多发旋翼航空器，单发失效后，或其它旋翼航空器全部发动机失效后，当发动机失效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和高度全范围，必须是可操纵的。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如下规定：
(1)对巡航状态为1秒或驾驶员正常的反应时间(取大者)；
(2)对任何其它状态为驾驶员正常反应时间；
(e)对按§29．1505(c)制定VNE(无动力)的直升机，必须按下列要求在临界重量、临界重心和临界旋翼转速下演示：
(1)有动力VNE时，当最后一台工作的发动机不工作后，直升机必须能安全地减速到无动力的VNE，而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在无动力的情况下能提供满意的滚转与俯仰操纵。
§29．151 飞行操纵
(a)纵向、横向、航向和总距操纵不得出现过大的启动力、摩擦力和预载。
(b)操纵系统的各种力和活动间隙不得妨碍旋翼航空器对操纵系统输入的平稳和直接的影响。
§29．161 配平操纵
配平操纵：
(a)在以任何合适速度平飞时，任一稳定的纵向、横向和总距操纵力必须配平至零；
(b)不得引起操纵力梯度有任何不希望的不连续。
§29．171 稳定性：总则
在预期的长时间正常运行中，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分的疲劳和紧张。在演示时必须至少做三次起落。
§29．173 纵向静稳定性
(a)纵向操纵必须这样设计：为获得小于配平时的速度，操纵杆必须向后运动。而为了获得大于配平时的速度，操纵杆必须向前运动。
(b)在§29．175(a)到(c)中规定的机动飞行期间，并且油门和总距保持不变的情况下，在申请合格审定要求的整个高度范围内，操纵杆位置与速度的关系曲线斜率必须是正的。
(c)在§29．175(d)中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杆负向运动不超过总操纵行程的10％。
§29．175 纵向静稳定性的演示
(a)爬升 在速度从0．85VY 或比VY 小15节(取小值)到1．2VY 或比VY 大15节(取大值)爬升的情况下，纵向静稳定性必须在下列条件下表明：
(1)临界重量；
(2)临界重心；
(3)最大连续功率；
(4)起落架收起；
(5)旋翼航空器在VY 配平。
(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，纵向静稳定性必须在下列条件下表明：
(1)临界重量；
(2)临界重心；
(3)0．9VH 或0．9VNE(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 旋翼航空器在0．5倍最小下降率时的空速或0．5倍A类旋翼航空器最有利下滑速度至VNE或1．1VNE(无动力)的范围内自转时，如果VNE(无动力)是根据§29．1505(c)制定的话，则纵向静稳定性必须在下列条件下表明：
(1)临界重量；
(2)临界重心；
(3)无动力作用；
(4)起落架：
(i)收起；
(ii)放下。
(5)在适航当局认为在规定的整个速度范围内演示稳定性必需的各种相应速度配平旋翼航空器。
(d)悬停 在下列条件下，对直升机在最大允许后飞速度和17节前飞速度之间，其纵向周期变距杆的操纵必须具有象§29．173中规定的直感、运动方向和位置：
(1)临界重量；
(2)临界重心；
(3)有地效时，保持近似不变高度所需功率；
(4)起落架放下；
(5)在悬停状态配平直升机。
§29．177 航向静稳定性
在§29．175(a)、(b)、(c)中规定的配平状态，其油门、总距保持不变的情况下，航向静稳定性必须是正的。在侧滑角离配平位置±10°的范围内，侧滑角随航向操纵的偏转必须是平稳的增加。当侧滑接近极限时，必须给驾驶员以足够的警告。
§29．181 动稳定性：A类旋翼航空器
在主飞行操纵器件处于松浮和某一固定位置下，在从VY 到VNE之间任何速度下出现的任何短周期振荡必须是受到正阻尼。
地面和水面操纵特性
§29．231 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工作状态下不得有不可操纵的倾向。
§29．235 滑行条件
旋翼航空器必须设计得能承受当旋翼航空器在正常使用中可以合理预期到的最粗糙地面上滑行时的载荷。
§29．239 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。
§29．241 '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
§29．251 振动
在每一种合适的速度和功率状态下，旋翼航空器的每一部件必须没有过度的振动。
C分部 强度要求
总则
§29．301 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，所规定的空气载荷、地面载荷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)如果在载荷作用下的变位会显著地改变外部或内部载荷的分布，则必须考虑这种重新分布。
§29．303 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。
§29．305 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。
§29．307 结构验证
(a)必须表明结构对每一临界受载情况均满足本分部的强度和变形要求，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的方法，否则必须进行验证载荷试验。
(b)为满足本分部的强度要求所作的试验必须包括：
(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。
§29．309 设计限制
为表明满足本分部的结构要求，必须制定下列数据和限制：
(a)设计最大重量和设计最小重量；
(b)有动力和无动力时主旋翼的转速范围；
(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)、(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)正的或负的限制机动载荷系数。
飞行载荷
§29．321 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分部的飞行载荷要求：
(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。
§29．337 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)正限制机动载荷系数为3．5，负限制机动载荷系数为1．0；
(b)任一较小的正限制机动载荷系数不得小于2．0，较小的负限制机动载荷系数不得小于0．5；但对所选取的系数必须：
(1)用理论分析和飞行试验表明超过它们的概率极小；
(2)对在设计最大重量和设计最小重量之间的每一重量情况，它们均是适当的。
§29．339 合成限制机动载荷
假设由限制机动载荷系数得到的载荷，作用在每个旋翼桨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旋翼前进比的有动力和无动力飞行在内的每个临界机动情况，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：
Vcosa
μ＝－－－－－－
ΩR
式中：V为沿飞行航迹的空速，米／秒；
a为桨距不变轴在对称平面上的投影和飞行航迹垂线间的夹角，弧度，轴指向后为正；
Ω为旋翼的角速度，弧度／秒；
R为旋翼半径，米。
§29．341 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)的垂直和水平突风产生的载荷。
§29．351 偏航情况
(a)旋翼航空器必须按本条(b)规定的机动飞行引起的载荷设计，同时满足下列要求：
(1)对重心的不平衡气动力矩，必须由考虑的主要质量提供的反作用惯性力以合理的或偏保守的方式相平衡；
(2)主旋翼最大转速；
(3)前飞速度最大到VNE或VH ，两者中取小值。
(b)在无偏航非加速飞行时，假定：
(1)座舱内方向操纵突然移动到由操纵止动器或由最大操纵力所限制的最大偏转；
(2)随后，旋翼航空器偏航到最终侧滑角；
(3)然后，方向操纵突然返回到中立位置。
§29．361 发动机扭矩
发动机限制扭矩不得低于下列规定的数值：
(a)对涡轮发动机，最大连续功率时的平均扭矩乘以系数1．25；
(b)对活塞发动机，其平均扭矩乘以下列系数：
(1)对有5个或5个以上汽缸的发动机，为1．33；
(2)对有4个、3个或2个汽缸的发动机，分别为2、3和4。
操纵面和操纵系统载荷
§29．391 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一飞行控制的各操纵系统，必须满足§29．395至§29．403、§29．411和§29．413的要求。
§29．395 操纵系统
(a)对§29．397所规定载荷的反作用力，必须由下列部分提供：
(1)仅由操纵止动器；
(2)仅由操纵锁扣；
(3)仅由不可逆机构(当机构锁紧以及系统的受影响部件在它的运动极限内操纵面处于临界位置)；
(4)仅由操纵系统同旋翼桨距操纵摇臂的连接件(当系统的受影响部件在它的运动极限内操纵处于临界位置)；
(5)仅由操纵系统同操纵面的操纵支臂的连接件(当系统的受影响部件在它的运动极限内操纵处于临界位置)。
(b)各主要操纵系统，包括它们的支撑结构，必须设计成能承受下述载荷，该载荷为§29．397规定的限制驾驶员作用力所产生的载荷，或在正常操纵中，包括任何单一的助力器损坏时，所得到的最大载荷，这两载荷中取大值。对因系统的设计或正常操纵载荷使系统中不能对§29．397所规定的驾驶员施加力起反作用的部份，则必须设计成能承受在正常操纵中能获得的最大载荷。在任何情况下，最小设计载荷必须能确保提供一个实用的，包括考虑疲劳、卡滞、地面突风、操纵惯性及摩擦载荷在内的可靠系统。如果缺少合理的分析，允许的最小设计载荷为所规定的驾驶员施加力的0．6倍。
§29．397 限制驾驶员作用力和扭矩
(a)除了本条(b)规定的以外，限制驾驶员作用力按下述规定：
(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)对风门、调整片、安定面，旋翼刹车和起落架机构，下述规定适用(R－半径，厘米(英寸))：
(1)手柄轮和杆式操纵机构：
2．54＋R 1＋R
(－－－－－－)×222牛((－－－)×50磅)
7．62 3
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)旋钮操纵：140R牛(80R磅)。
§29．399 双操纵系统
各双主飞行操纵系统必须能承受不小于§29．395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。
§29．401 辅助旋翼组件
(a)辅助旋翼组件 每一辅助旋翼组件必须按§29．923规定进行试验。
(b)桨叶可拆的辅助旋翼组件 带可拆桨叶的每一辅助旋翼组件必须设计成能承受由最大设计转速所产生的离心载荷。
§29．403 辅助旋翼固定结构
每个辅助旋翼的固定结构必须设计成能承受限制载荷，该限制载荷等于在任何飞行和着陆情况下，在结构中产生的最大载荷。
§29．411 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。
§29．413 安定面和操纵面
(a)各安定面和操纵面必须按下述规定设计：
(1)限制载荷不小于下列数值中的较大值：
(i)720牛／平方米(15磅／平方英尺)；
(ii)在最大设计速度时，CN ＝0．55产生的载荷。
(2)安定面和操纵面能承受由机动飞行和机动飞行与突风组合所产生的临界载荷。
(b)必须以接近模拟真实压力分布的载荷分布状态来满足本条(a)的要求。
地面载荷
§29．471 总则
(a)载荷和平衡
对限制地面载荷，采用下述规定：
(1)在本分部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。
§29．473 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§29．725中所证实的限制惯性系数。
(c)在§29．725和§29．727规定的试验中所确定的载荷下，吸收额外或附加能量的触发或作动装置不允许破坏，但不必采用§29．303中规定的安全系数。
§29．475 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临界的位置。
§29．477 起落架的布置
§29．235、§29．479至§29．485和§29．493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。
§29．479 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§29．471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)阻力载荷峰值出现的瞬间所达到的垂直载荷同模拟使机轮滚转组件加速到所规定的地面速度所需力的阻力分量相组合，同时：
(i)决定起转载荷的地面速度至少为最小自转下降率时的最佳前飞速度的75％；
(ii)(b)中的受载荷情况仅适用于起落架和它的连接结构。
(4)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。
§29．481 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。
§29．483 单轮着陆情况
对单轮着陆情况，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§29．479(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。
§29．485 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§29．479(b)(1)水平着陆情况中得到的最大地面反作用力的一半相结合；
(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)规定的垂直载荷相结合。
(2)所有机轮同时触地采用下述规定：
(i)对后轮，本条(b)(1)规定的侧向载荷与本条(a)规定的垂直载荷相结合。
(ii)对前轮，等于0．8倍垂直反作用力的侧向载荷与本条(a)规定的垂直载荷相结合。
§29．493 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§29．479(a)(1)规定的姿态，为1．33；
(2)对§29．479(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的较小值：
(1)垂直载荷乘以0．8的摩擦系数；
(2)根据限制刹车力矩确定的最大值。
§29．497 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§29．471至§29．475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)必须表明以尾轮首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)对前轮，等于0．8倍的垂直反作用力(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)对尾轮，等于0．8倍的垂直反作用力。
(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触地点上(对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的较小值：
(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
在地面静止状态下，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。
§29．501 地面受载情况：滑橇式起落架
(a)总则
装有滑橇式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§29．471至§29．475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允许的。
(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§29．725规定的1．5倍；
(ii)所假定的旋翼升力不大于§29．725规定的限制落震试验使用值的1．5倍。
(4)必须按下述规定表明满足本条(b)至(e)的要求：
(i)对所考虑的着陆情况，起落架处于它的最临界的偏转位置。
(ii)地面反作用力沿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结合。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25％的水平侧向载荷相组合。
(3)必须仅沿一个橇筒的长度施加总的侧向载荷。
(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；
(iv)仅适用于橇筒前端和它与旋翼航空器的连接件。
(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)集中在橇筒连接件之间的中点。
§29．505 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§29．473(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－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。
§29．511 地面载荷：多轮起落架装置的非对称载荷
(a)对双轮起落架装置，其总的地面反作用力的60％必须施加在一个机轮上，而40％施加在另一个机轮上。
(b)考虑到一个轮胎泄气，除垂直地面反作用力不得小于轮组停机载荷外，所规定的起落架载荷的60％必须作用在任一个机轮上。
(c)在确定起落架装置的总载荷时，可以忽略因轮组上的载荷非对称分配所引起的载荷中心的横向偏移。
水载荷
§29．519 船体型旋翼航空器：水基、水陆两用和有限水陆两用
(a)总则 船体型旋翼航空器结构必须设计成能承受本条(b)、(c)和(d)规定的水载荷，这些载荷所用的波高是批准作为设计情况的最严重的波高。本条(b)和(c)所规定的着水情况的载荷必须以合理的和偏保守的方式沿船体和辅助浮筒(如果使用)分布，假定在整个着水撞击期间，旋翼升力等于旋翼航空器重量的三分之二。对有限水陆两用旋翼航空器，本条所规定的载荷可以用1．15的安全系数。
(b)垂直着水情况 旋翼航空器必须以前飞速度为零，能产生临界设计载荷的可能的俯仰和滚转姿态开始触水，此时垂直降落速度不得小于2米／秒(6．5英尺／秒)。
(c)具有向前速度的着水情况 旋翼航空器必须以从零到30节的前飞速度，并以可能的俯仰、滚转和偏航姿态触水，此时垂直降落速度不小于2米／秒(6．5英尺／秒)。在设计中可以采用小于30节的最大前飞速度，但是要能够证明正常单发停车着陆时的前飞速度不超过此值。
(d)辅助浮筒浸水情况 除了着水情况的载荷外，辅助浮筒和它的船体上的支承结构及连接结构必须按浮筒完全浸水得到的载荷设计，除非能够表明浮筒完全浸水是不可能的。在浮筒不可能完全浸水的情况下，必须采用浮筒可能的最大浮力载荷，此载荷系考虑浮筒浸水产生的恢复力矩，以克服由侧风、旋翼航空器不对称受载、波浪作用以及旋翼航空器惯性引起的倾倒力矩。
§29．521 浮筒着水情况
如果申请使用浮筒(包括使用水陆两用浮筒)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§29．473(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，它仅适用于浮筒。
主要部件要求
§29．547 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由§29．337至§29．341和§29．351中规定的下列载荷：
(1)临界飞行载荷；
(2)在正常自转情况下出现的限制载荷。
(d)主旋翼结构必须设计成能承受模拟下列情况的载荷：
(1)对于旋翼桨叶、桨毂和挥舞铰，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，但不得小于下列中的较大值：
(i)由于旋翼驱动或突然使用旋翼刹车在两个方向上很可能传给旋翼结构的最大扭矩；
(ii)在§29．361中规定的发动机限制扭矩。
(2)限制扭矩必须均等而合理地分配给旋翼桨叶。
§29．549 机身和旋翼支撑结构
(a)每个机身和旋翼支撑结构必须设计成能承受下列载荷：
(1)在§29．337至§29．341和§29．351中规定的临界载荷；
(2)在§29．235、§29．471至§29．485、§29．493、§29．497、§29．505和§29．521中规定的适用的地面载荷和水载荷；
(3)在§29．547(d)(1)和(e)(1)(i)中规定的载荷。
(b)必须考虑辅助旋翼的推力，每一旋翼驱动系统的反扭矩，以及在加速飞行情况下产生的平衡气动载荷和惯性载荷。
(c)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。
(d)(备用)
1
(e) 如果需要批准使用2－－分钟功率，则每一发
2
动机架和邻接结构必须设计成能承受限制扭矩(等于
1
1．25倍2－－分钟功率的平均扭矩)及与1g相对应的
2
飞行载荷的组合。
§29．551 辅助升力面
每个辅助升力面必须设计成能承受下列载荷：
(a)§29．337至§29．341和§29．351中规定的临界飞行载荷；
(b)§29．235、§29．471至§29．485、§29．493、§29．505和§29．521中规定的适用的地面载荷和水载荷；
(c)在正常使用中预期的任何其它临界情况的载荷。
应急着陆情况
§29．561 总则
(a)尽管旋翼航空器在地面或水上应急着陆中可能损坏，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，结构必须设计成在轻度坠撞着陆时，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、安全带和其它安全设备；
(2)机轮收起(如适用)；
(3)乘员经受下列相对周围结构的极限惯性载荷系数所对应的惯性力：
(i)向上1．5；
(ii)向前4．0；
(iii)侧向2．0；
(iv)向下4．0，或任何较小的值，只要旋翼航空器吸收在设计最大重量下以1．52米／秒(5英尺／秒)的极限下沉速度撞击所引起的着陆载荷不超过此值。
(c)支撑结构必须设计成在直至本条(b)(3)规定的任一载荷作用下，能约束住那些在轻度坠撞着陆中脱落后可能伤害乘员的任何物体。
(d)在旅客地板下面的内部燃油箱区域的任何机身结构必须设计成能承受本条规定的坠撞载荷。并且，如果这些载荷作用在这个区域很可能造成破坏时，应防止油箱破坏。
§29．563 水上迫降的结构要求
水上迫降的结构强度要求，必须按§29．801(e)的规定来考虑。
疲劳评定
§29．571 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、操纵系统、机身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，并必须按本条(b)、(c)、(d)、(e)的规定之一进行评定，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)在§29．309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，并必须建立在本条(a)(3)确定的载荷或应力的基础上。
(b)疲劳容限评定
在不按照附录A的A29．4制定更换时间、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
必须表明在按照附录A的A29．4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)必须表明按照附录A的A29．4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)必须表明按本条(d)(2)确定的时间间隔相对于附录A的A29．4提供的检查间隔和有关的检查程序足够长，以便提供足够大的检测概率，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，必须表明按照附录A的A29．4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。
D分部 设计与构造
总则
§29．601 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。
§29．603 材料
其损坏可能对安全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)考虑使用中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。
§29．605 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。
§29．607 紧固件
(a)其脱落可能危及旋翼航空器安全使用的每个可卸的螺栓、螺钉、螺母、销钉或其它紧固件必须装有两套独立的锁定装置。紧固件及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。
§29．609 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性能降低或强度丧失，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。
§29．610 闪电防护
(a)旋翼航空器必须具有防止由闪电引起灾难性后果的保护措施。
(b)对于金属组件，可用下列措施之一表明符合本条(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)对于非金属组件可用下列措施之一表明符合本条(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。
§29．611 检查措施
对于每个具有下列要求之一的部件必须有能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。
§29．613 材料的强度性能和设计值
(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，在试验统计的基础上制定设计值。
(b)设计值的选择必须使任何结构因材料偏差而强度不足的概率极小。
(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)设计值必须是经适航当局认可的材料技术标准或手册中的数值，或者是经适航当局批准的其他数值。
§29．619 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§29．621至§29．625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)由于下述原因强度发生显著变化：
(i)制造工艺不稳定；
(ii)检验方法不稳定。
(b)对于应用§29．621至§29．625系数的每个零件，§29．303中规定的安全系数必须乘以下列任一特殊系数：
(1)§29．621至§29．625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。
§29．621 铸件系数
(a)总则 除制定铸件质量控制所必需的规定外，还必须采用本条(b)和(c)规定的系数、试验和检验，检验必须符合经批准的规范。除作为液压或其它流体系统零件而需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)中规定的铸件的支承应力和支承面，其铸件系数按下列规定：
(1)不论对铸件采用何种检验方法，对于支承应力，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个铸件，采用下列规定：
(1)每个关键铸件必须满足下列要求：
(i)采用一个不小于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，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的每项关键铸件，必须用三个铸件试件进行静力试验，并表明下列两点：
(i)在对应于铸件系数为1．25的极限载荷作用下满足§29．305的强度要求；
(ii)在1．15倍限制载荷作用下，满足§29．305的变形要求。
(d)非关键铸件 除本条(c)规定的铸件外，对于其它铸件采用下列规定：
(1)除本条(d)(2)和(3)规定的情况外，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 ｜100％目视和磁粉(磁性材料)或渗｜
｜ ｜透(非磁性材料)或经批准的等效的 ｜
｜ 但大于1．5 ｜检验方法 ｜
｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜100％目视和磁粉(磁性材料)或渗｜
｜1．25至1．50｜透(非磁性材料)和射线或经批准的 ｜
｜ ｜等效检验方法的检验 ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
(2)如果已制定质量控制程序并经批准，本条(d)(1)规定的非目视检验铸件的百分比可以减小；
(3)对于按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性能)规定如下：
(i)可以采用1．0的铸件系数；
(ii)必须按本条(d)(1)中铸件系数为“1．25”至“1．50”的规定进行检验，并按本条(c)(2)进行试验。
§29．623 支承系数
(a)除本条(b)规定的情况外，每个有间隙(自由配合)并承受撞击或振动的零件，必须有足够大的支撑系数以计及正常的相对运动的影响。
(b)对于规定有更大的特殊系数的零件，不必采用支承系数。
§29．625 接头系数
对于每个接头(用于连接两个构件的零件或端头)，采用下述规定：
(a)未经限制载荷和极限载荷试验(试验时在接头和周围结构内模拟实际应力状态)证实其强度的接头，接头系数至少取1．15。这一系数必须用于下列各部分：
(1)接头本体；
(2)连接件；
(3)被连接构件的支承部位。
(b)下列情况不必采用接头系数：
(1)按照经批准的工艺方法制成并有全面试验数据为依据的接合(如金属板连续接合、焊接和木质件中的嵌接)；
(2)任何采用更大特殊系数的支承面。
(c)对于每个整体接头，一直到截面特性成为其构件典型截面为止的部分，必须作为接头处理。
§29．629 颤振
旋翼航空器的每个部件在各种可用速度和功率状态下，不得发生颤振。
旋翼
§29．653 旋翼桨叶的卸压排水
(a)每片旋翼桨叶必须符合下列规定：
(1)有卸掉内部压力的装置；
(2)设置排水孔；
(3)设计成能防止水在它里面聚集。
(b)本条(a)(1)和(2)不适用于能承受在使用中可能出现的最大压力差的密封旋翼桨叶。
§29．659 质量平衡
(a)针对下列情况的需要，旋翼和桨叶必须进行质量平衡：
(1)防止过大振动；
(2)防止在直到最大前飞速度的任何速度下发生颤振。
(b)必须验证质量平衡装置的结构完整性。
§29．661 旋翼桨叶间隙
旋翼桨叶与结构其它部分之间，必须有足够的间隙，以防止在任何工作状态下桨叶碰撞结构的任何部分。
§29．663 防止“地面共振”的措施
(a)防止“地面共振”措施的可靠性必须由分析和试验或可靠的使用经验予以表明，或由单一措施失灵也不会引起“地面共振”来表明。
(b)防止“地面共振”措施的阻尼作用在使用中可能的变化范围，必须在进行§29．241要求的试验时予以验证。
操纵系统
§29．671 总则
(a)每个操纵机构和操纵系统必须操作简便、平稳和确切，并符合其功能。
(b)每个飞行操纵系统的每个元件必须在设计上采取措施或带有醒目的永久性标记，使能导致操纵系统功能不正常的任何装配错误的概率减至最小。
(c)必须提供手段以便在飞行前使所有主飞行操纵系统能在全行程内运动，或必须提供措施使驾驶员在飞行前能认定整个操纵在全行程内是有效的。
§29．672 增稳系统、自动和带动力的操纵系统
如果增稳系统或其它自动的或带动力的操纵系统的功能对于表明满足本规章飞行特性要求是必要的，则这些系统必须符合§29．671和下列规定：
(a)在增稳系统或任何其它自动的或带动力的操纵系统中，对于如驾驶员未察觉会导致不安全结果的任何故障，必须设置警告系统，该系统应在预期的飞行条件下无需驾驶员注意即可向驾驶员发出清晰可辨的警告。警告系统不得直接驱动操纵系统。
(b)增稳系统或其它任何自动的或带动力的操纵系统的设计，必须允许驾驶员能对其故障采取初步对策，而无需驾驶员的特殊技巧或体力，采取的对策可以是用正常方式移动飞行操纵系统来超越故障，也可以是断开故障系统。
(c)必须表明，在增稳系统或任何其它自动或带动力的操纵系统发生任何单个故障后，符合下列规定：
(1)当故障或功能不正常发生在批准的使用限制内的任何速度或高度上时，旋翼航空器仍能安全操纵；
(2)在旋翼航空器飞行手册中规定的实际使用的飞行包线(例如速度、高度、法向加速度和旋翼航空器的形态)内，仍能满足本规章所规定的操纵性和机动性要求；
(3)配平和稳定特性不会降低到允许继续安全飞行和着陆所必须的水平以下。
§29．673 主飞行操纵系统
主飞行操纵系统是驾驶员用来直接操纵旋翼航空器的俯仰、横滚、偏航和垂直运动的系统。
§29．675 止动器
(a)每个操纵系统都必须有确实限制驾驶员操纵机构运动范围的止动器。
(b)每个止动器在系统中的布置使操纵行程的范围不受到下列因素的明显影响：
(1)磨 损；
(2)松 动；
(3)松紧调节。
(c)每个止动器必须能承受相应于操纵系统设计情况下的载荷。
(d)每片主旋翼桨叶应符合下列规定：
(1)必须有符合桨叶设计要求的止动器，以限制桨叶绕其铰链的行程；
(2)必须采取措施避免桨叶在旋翼起动和停转过程之外的任何运转期间撞击下止动器。
§29．679 操纵系统锁
若旋翼航空器装有用于在地面或水面上锁闭操纵系统的装置，则必须有措施以满足下列要求：
(a)当驾驶员以正常方式操作操纵机构时，锁能自动地脱开，或限制旋翼航空器的运行使在起飞前给驾驶员以无误的警告；
(b)防止该锁在飞行中锁闭。
§29．681 限制载荷静力试验
(a)必须按下列规定进行试验，来表明满足本规章的限制载荷的要求：
(1)试验载荷的方向应在操纵系统中产生最严重的受载状态；
(2)试验中应包括每个接头、滑轮及将系统连接到主要结构上的支座。
(b)对作角运动的操纵系统接头必须用分析或单独载荷试验表明满足特殊系数的要求。
§29．683 操作试验
必须通过操作试验表明，当在驾驶舱用相当于该系统所规定的载荷加载于操纵系统来操纵机构时，此系统不会出现下列情况：
(a)卡 阻；
(b)过度摩擦；
(c)过度变形。
§29．685 操纵系统的细节设计
(a)操纵系统的每个细节必须设计成能防止因货物、旅客、松散物或水气凝冻引起的卡阻、摩擦和干扰。
(b)驾驶舱内必须有措施防止外来物进入可能卡住操纵系统的部位。
(c)必须有措施防止钢索、管子拍击其它零件。
(d)钢索系统必须按下列要求设计：
(1)钢索、钢索接头、松紧螺套、编结接头和滑轮必须是可接受的型式；
(2)钢索系统的设计，必须在各种使用情况和温度变化下，在整个行程范围内防止钢索张力产生危险的变化；
(3)在任一主操纵系统中，不得使用直径小于3．2毫米(1／8英寸)的钢索；
(4)滑轮的型式和尺寸必须与所配用的钢索相适应，必须采用经适航当局认可的标准手册中所规定的滑轮－钢索组合和强度数值；
(5)滑轮必须有能防止钢索滑脱或缠结的保护装置；
(6)滑轮必须足够接近钢索通过的平面内，使钢索不致摩擦滑轮的凸缘；
(7)安装导引件而引起的钢索方向变化不得超过3°；
(8)在操纵系统中需受载或活动的U形夹销钉，不得仅使用开口销保险；
(9)连接到有角运动零件上的松紧螺套的安装必须能确实防止在整个行程范围内发生卡滞；
(10)必须有措施能对每个导引件、滑轮、钢索接头和松紧螺套进行目视检查。
(e)对于作角运动的操纵系统接头，用做支承的最软材料的极限支承强度必须有下列特殊系数：
(1)对于除了具有滚珠和滚柱轴承的接头外的其它推－拉系统接头取3．33；
(2)对于钢索系统接头取2．0。
(f)操纵系统接头的硬度不得超过制造厂的滚珠和滚柱轴承的静态非布氏硬度值。
§29．687 弹簧装置
(a)其损坏会引起颤振或其它不安全特性的每个操纵系统弹簧装置必须是可靠的。
(b)必须用模拟使用条件的试验来表明符合本条(a)所提出的要求。
§29．691 自转操纵机构
每个主旋翼桨距操纵机构，在发动机失效后，必须能迅速进入自转状态。
§29．695 动力助力和带动力操作的操纵系统
(a)如果采用动力助力或带动力操作的操纵系统，在万一发生下列失效时，备用系统必须立即起作用，以保证继续安全飞行和着陆：
(1)系统的动力部分的任何单一失效；
(2)全部发动机失效。
(b)每个备用系统可以是双套动力部分，或是一个人工操纵的机械系统，该动力部分包括动力源(如液压泵)以及阀门、管路和作动筒等。
(c)必须考虑机械部件(如活塞杆和连杆)的损坏及动力缸的卡阻，除非它们极不可能发生。
起落架
§29．723 减震试验
起落架的着陆惯性载荷系数及储备能量吸收能力，必须分别用§29．725和§29．727规定的试验来验证。这些试验必须用完整的旋翼航空器或用由机轮、轮胎和缓冲器按它们原有关系构成的组合件来进行。
§29．725 限制落震试验
限制落震试验必须按下列规定进行：
(a)落震高度必须至少为203毫米(8英寸)；
(b)如果考虑升力的话，则§29．473(a)中所规定的旋翼升力，必须通过适当的能量吸收装置或采用有效质量引入落震试验；
(c)每个起落架必须模拟从其吸收能量的观点来看是最严重的着陆情况的姿态进行试验；
(d)当采用有效质量来表明满足本条(b)的规定时，可采用下面的公式取代更合理的计算：
h＋(1－L)d
We ＝W－－－－－－－－
h＋d
We
N＝nj －－＋L
W
式中：
We 为落震试验中使用的有效重量(公斤)(磅)；
W＝Wm ，用于主起落架(公斤)(磅)，等于旋翼航空器处于最危险姿态时，作用在该起落架上的静反作用力。当把主机轮反作用力与旋翼航空器重心之间的力臂考虑进去时，可采用合理的方法计算主起落架的静反作用力；
W＝Wn ，用于前起落架(公斤)(磅)，它等于假定旋翼航空器的质量集中在重心上，并产生1．0载荷系数的向下力和0．25载荷系数的向前力时作用在前轮上的静反作用力的垂直分量；
W＝Wt ，用于尾轮(公斤)(磅)，等于下列情况中的较大值：
(1)当旋翼航空器支撑在所有机轮上时，尾轮所受的静重量；
(2)当旋翼航空器以最大抬头姿态抬头着陆，假定其质量集中在重心上并产生1．0载荷系数的向下力时，尾轮所受的地面反作用力的垂直分量；
h为规定的自由落震高度(毫米)(英寸)；
L为假定的旋翼升力与旋翼航空器重力之比；
d为轮胎(充以规定的压力)受撞击时的压缩量加上轮轴相对于落震质量位移的垂直分量(毫米)(英寸)；
n为限制惯性载荷和系数；
nj 为落震试验中所用的质量受撞击时达到的载荷系数(即落震试验中所记录到的用g表示的加速度dv／dt加1．0)。
§29．727 储备能量吸收落震试验
储备能量吸收落震试验必须按下列规定进行：
(a)落震高度必须是§29．725(a)条所规定值的1．5倍；
(b)旋翼升力，其考虑方式类似于§29．725(b)条的规定，不得超过该条允许的升力的1．5倍；
(c)起落架必须经受此项试验而不会破坏。
§29．729 收放机构
对于装有可收放起落架的旋翼航空器，应符合下列规定：
(a)载荷 起落架收放机构、起落架舱门和支承结构，必须按下列载荷设计：
(1)起落架在收上位置时，在任一机动情况下出现的载荷；
(2)直到起落架收放最大设计空速的任何空速下，起落架收放过程中出现的摩擦载荷、惯性载荷和空气载荷的组合；
(3)直到起落架处于伸展时最大设计空速的任何空速下，起落架在放下位置时出现的飞行载荷，包括偏航飞行载荷。
(b)起落架锁 必须具有可靠措施将起落架保持在放下位置。
(c)应急操作 除了用手操作以外，还必须有应急措施，以保证在万一发生下列情况之一时能放下起落架：
(1)正常收放系统中任何合理可能的失效；
(2)任何单个液压源、电源或等效能源的失效。
(d)操作试验 必须通过操作试验来表明收放机构的功能正常。
(e)位置指示器 当起落架锁在极限位置时，必须有位置指示器通知驾驶员。
(f)操纵 收放操纵机构的布置和操作必须满足§29．777和§29．779的要求。
(g)起落架警告装置 必须具有音响或等效的警告装置，当旋翼航空器处于正常着陆状态而起落架没有完全放下和锁住时，它将连续警告。警告装置必须具有人工切断功能，并且当旋翼航空器不再处在着陆状态时，警告系统必须能自动复原。
§29．731 机轮
(a)每个起落架的机轮必须经过批准；
(b)每个机轮的最大静载荷额定值，不得小于如下情况对应的地面静反作用力：
(1)最大重量；
(2)临界重心位置。
(c)每个机轮的最大限制载荷额定值，必须不小于按本规章适用的地面载荷要求确定的最大径向限制载荷。
§29．733 轮胎
每个起落架机轮的轮胎必须符合下列要求：
(a)与机轮的轮缘正确地配合。
(b)其载荷额定值不会被与下列情况对应的载荷超过：
(1)最大设计重量；
(2)主轮轮胎上的载荷，等于对应于临界重心时的地面静反作用力；
(3)前轮轮胎上的载荷(与这些轮胎规定的动载荷额定值比较)，等于在下列假定下前轮上所得到的反作用力，即假定旋翼航空器的质量集中在最临界重心上并产生一个1．0载荷系数的向下力和0．25载荷系数的向前力。这种情况下的反作用力必须按静力学原理分配到前轮和主轮上，此时阻力方向的地面反作用力仅作用在装有刹车装置的机轮上。
(c)可收放起落架上所装的每个轮胎，当处于使用中的该型轮胎预期的最大尺寸状态时，与周围的结构及系统之间必须有足够的间距，以防止轮胎与结构或系统的任何部分发生接触。
§29．735 刹车
对于装有轮式起落架的旋翼航空器，必须安装有符合下列要求的刹车装置：
(a)驾驶员可以操纵；
(b)在无动力着陆时能使用；
(c)满足如下要求：
(1)抵消旋翼在起动或停转时产生的任一正常的不平衡力矩；
(2)使旋翼航空器能停在坡度为10度的干燥平滑路面上。
§29．737 雪橇
(a)每个雪橇的最大限制载荷额定值必须不小于按本规章中适用的地面载荷要求所确定的最大限制载荷。
(b)必须有稳定装置，使雪橇在飞行中能保持在适当位置。该装置必须有足够的强度，以承受作用在雪橇上的最大气动载荷和惯性载荷。
浮筒和船体
§29．751 主浮筒浮力
(a)对于主浮筒，它能提供的浮力必须超过在淡水中支承旋翼航空器最大重量所需的浮力，其超过的百分数值应符合下列规定：
(1)50％(单浮筒)
(2)60％(多浮筒)。
(b)每个主浮筒必须具有足够的水密舱，以便当任何单个水密舱大量进水后，主浮筒还能提供足够大的正稳定裕度，使旋翼航空器倾覆的概率减至最小。
§29．753 主浮筒设计
(a)气囊式浮筒 每个气囊式浮筒必须设计成能承受下列载荷：
(1)在申请浮筒合格审定的最大高度上可能产生的最大压差。
(2)§29．521(a)规定的垂直载荷沿气囊长度方向分布在气囊四分之三的投影面积上。
(b)刚性浮筒 每个刚性浮筒必须能承受§29．521中规定的垂直、水平及侧向载荷，必须采用临界状态下合理的载荷分布。
§29．755 船体浮力
(a)水基和水陆两用旋翼航空器 如果采用船体和辅助浮筒，则必须具有足够数量的水密舱，以便在船体或辅助浮筒的任一单个隔舱大量进水后，船体、辅助浮筒以及机轮轮胎(如果采用)所产生的浮力能提供足够大的水上正稳定裕度，使旋翼航空器在经批准的浪高及水面风最严重的组合情况下，倾覆的概率减至最小。
(b)有限水陆两用的旋翼航空器 对有限水陆两用的旋翼航空器采用下列规定：
(1)如果采用船体和辅助浮筒，必须把它们分成许多隔舱，以使降落时位于很可能被水冲击区域内的任一单个隔舱大量进水后，船体、辅助浮筒及机轮轮胎(如果采用)所产生的浮力能提供足够大的水上正稳定裕度，使旋翼航空器倾覆的概率减至最小；
(2)旋翼航空器在水上降落后，必须至少漂浮1．5小时。
(3)应用本条(b)(1)和(b)(2)的要求时，须考虑经申请批准的浪高和风的情况最严重的组合。
§29．757 船体和辅助浮筒强度
如果采用船体和辅助浮筒，则它们必须能承受按§29．519规定的水载荷，此载荷以局部和均布水压的形式，合理和保守的分布在船体和辅助浮筒的底部上。
载人和装货设施
§29．771 驾驶舱
对于驾驶舱必须满足下列要求：
(a)驾驶舱及其设备必须能使每个驾驶员在执行其职责时不致过分专注或疲劳。
(b)如果备有副驾驶员使用的设施，则必须能从任一驾驶员位置上以同等的安全性操纵旋翼航空器，飞行和动力装置操纵必须设计成从任一位置上驾驶旋翼航空器都不会发生混淆或误动。
(c)驾驶舱设备的振动和噪音特性不得影响安全运行。
(d)必须防止飞行中有使机组分心或损害结构的雨雪渗漏。
§29．773 驾驶舱视界
(a)无降水情况 对于无降水情况，采用下列规定：
(1)驾驶舱的布局必须给驾驶员以足够宽阔、清晰和不失真的视界以便安全操作；
(2)驾驶舱不得有影响驾驶员视界的眩光和反射。如果申请夜航的合格审定，必须通过夜间飞行试验来表明。
(b)降水情况 对于降水情况，采用下列规定：
(1)每个驾驶员必须有足够宽阔的视界以便在下列情况中能安全运行：
(i)大雨中，前飞速度直至VH ；
(ii)申请合格审定的最严重结冻状态。
(2)正驾驶员必须有一个满足下列要求的窗户：
(i)在本条(b)(1)规定的条件下能打开；
(ii)具有本条规定的视界。
§29．775 风挡与窗户
玻璃风挡和窗户必须采用非碎裂性的安全玻璃。
§29．777 驾驶舱操纵器件
驾驶舱操纵器件必须满足下列要求：
(a)布置得便于操作并能防止混淆和误动。
(b)相对于驾驶员座椅的位置和布局，使身高从158厘米(5英尺2英寸)至183厘米(6英尺)的驾驶员就座时，每个操纵器件可无阻挡地作全行程运动，而不受驾驶舱结构或驾驶员衣着的干扰。
§29．779 驾驶舱操纵器件的动作和效果
驾驶舱操纵器件必须设计成使它们按下列运动和作用来进行操纵：
(a)飞行操纵器件(包括总桨距杆)的操作方向必须与在旋翼航空器上产生的运动方向相一致；
(b)左手操作的旋转式发动机功率控制杆必须设计成：当朝杆的端头看手时，驾驶员的手顺时针转动为增大功率。除总桨距杆以外的其他形式的发动机功率控制杆必须是向前操作为增大功率；
(c)常规的起落架操纵手柄必须是向下操作为放下起落架。
§29．783 舱门
(a)每个封闭座舱至少必须有一扇合适的、易于接近的外部舱门。
(b)旅客舱门相对于任一桨盘平面的位置，不得危及按相应说明使用舱门的人员。
(c)必须有锁住机组舱门和外部旅客舱门并防止它们在飞行中无意或由于机械损坏而打开的装置。旋翼航空器在地面时，外部舱门必须从座舱外部和内部都能打开。开门装置必须简单明显，设置和标记必须易于辨明位置和操作。
(d)必须有适当合理的措施防止任一外部舱门在轻度坠撞时因机身变形而卡住。
(e)必须有使机组成员直接目视检查锁紧机构的措施，以确定外部舱门(包括旅客舱门、机组舱门、服务舱门和货舱门)是否完全锁紧。正常使用的外部舱门关闭并完全锁紧时，必须有目视信号装置告知有关机组成员。
(f)用于进出的向外打开的外部舱门，必须有一个辅助安全锁闩装置以防止主锁机构失灵时舱门打开。如果装上该装置的舱门不符合本条(c)要求，则必须制定适当的操作程序，以防止在起飞和着陆时使用该装置。
(g)如果作为旅客应急出口的旅客登机门上装有整体式梯子，则该梯子必须设计成在下列情况下不会降低旅客应急撤离的有效性：
(1)舱门整体式梯子和操纵机构受到§29．561(b)(3)规定的相对于周围结构分别作用的惯性力。
(2)旋翼航空器处于正常着陆姿态和一根或几根起落架支柱折断(同样适用于起落架主要部件破坏)的每一姿态。
§29．785 座椅、安全带和肩带
(a)指定供人在起飞和着陆时占用的每一位置处的座椅、卧铺、安全带和肩带，以及附近的旋翼航空器部分必须没有潜在的致伤物、尖锐边、凸出物和坚硬表面，并必须设计成使正确使用这些设施的人在应急着陆中不会因§29．561规定的惯性力而受到严重伤害。
(b)必须采用以下措施保护每个乘员的头部免受伤害：
(1)对于每个机组成员座椅和机组成员前座椅旁边的每个座椅，必须有防止头部碰触任何致伤物体的安全带和肩带。
(2)对于未包括在(b)(1)中的每个座椅，必须满足下列要求之一：
(i)设置一条安全带，并在头部能撞到的范围内没有任何致伤物体；
(ii)设置一条安全带和一个能防止头部触及任何致伤物体的肩带；
(iii)设置一条安全带和一个承托臂、肩、头和脊背的缓冲靠垫。
(c)每个驾驶员座椅，必须设有带单点脱扣装置的组合式安全带——肩带，使驾驶员就座并系紧安全带——肩带后，能执行该驾驶员所有必要的职责，必须有措施在每个组合式安全带——肩带不使用时将其固定，以免妨碍对旋翼航空器的操作和在应急情况下的迅速撤离。
(d)如果椅背上没有牢固的扶手处，则沿每条过道必须装有把手或扶杆，使乘员在中等颠簸的气流情况下使用过道时能够稳住。
(e)正常飞行中可能伤害旋翼航空器内坐着或走动人员的每个凸出物都必须包垫。
(f)每个座椅及其支承结构必须按体重77公斤(170磅)的使用者设计，按相应的飞行和地面载荷情况(包括§29．561中规定的应急着陆情况)考虑最大载荷系数、惯性力以及乘员、座椅和安全带或肩带之间的反作用力。此外，还必须符合下列规定：
(1)每个驾驶员座椅的设计必须考虑§29．397规定的驾驶员作用力引起的反作用力；
(2)在确定下列连续的强度时，§29．561中规定的惯性力必须乘以系数1．33：
(i)每个座椅与机体结构的连接；
(ii)每根安全带或肩带与座椅或机体结构的连接。
(g)当安全带——肩带组合使用时，安全带和肩带的额定强度不得低于与§29．561中所规定的惯性力相对应的强度，此时乘员重量不得低于77公斤(170磅)，还须考虑束紧装置安装的空间特性，在载荷分配上，安全带和肩带至少各按60％考虑。如果在没有肩带的情况下使用安全带，则安全带必须具有单独承受§29．561所规定的惯性力的能力。
(h)使用头靠时，头靠及其支承结构必须设计成能承受§29．561规定的惯性力，此时接头系数为1．33，头部重量至少为6公斤(13磅)。
§29．787 货舱和行李舱
(a)货舱和行李舱必须根据其标明的最大载重量，以及规定的飞行和地面载荷情况(§29．561的应急着陆除外)所对应的适当的最大载荷系数下的临界载荷分布进行设计。
(b)必须有措施防止任一舱内的装载物在本条(a)规定的载荷下因移动而造成危险。
(c)必须有措施保护乘员在极限向前惯性载荷系数为4时不被任一舱内的装载物伤害。
(d)如果货舱中装有灯，每盏灯的安装必须防止灯泡和货物接触。
§29．801 水上迫降
(a)如果申请具有水上迫降能力的合格审定，则旋翼航空器必须满足本条和§29．807(d)、§29．1411以及§29．1415的要求。
(b)必须采取同旋翼航空器总特性相容的各种切实可行的设计措施，来尽量减少在水上应急降落时因旋翼航空器的运动和状态使乘员立即受伤和不能撤离的概率。
(c)必须通过模型试验或与已知其水上迫降特性的构形相似的旋翼航空器进行比较，来检查旋翼航空器在水上降落时很可能的运动和状态。各种进气口、风口、突出部分以及任何其它很可能影响旋翼航空器流体动力特性的因素，都必须予以考虑。
(d)必须表明在合理可能的水上条件下，旋翼航空器的漂浮时间和配平能使所有乘员离开旋翼航空器，并乘上§29．1415所要求的救生筏，如果用浮力和配平计算来表明符合此规定，则必须适当考虑可能的结构损伤和渗漏。如果旋翼航空器具有可应急放油的燃油箱，而且有理由预期该油箱能经受水上迫降而不渗透，则能应急放出的燃油体积可当作产生浮力的体积。
(e)除非对旋翼航空器在水上降落时可能的运动和状态(如本条(c)和(d)所述)的研究中，考虑了外部舱门和窗户毁坏的影响，否则外部舱门和窗户必须设计成能承受可能的最大局部压力。
§29．803 应急撤离
(a)每个有机组成员和旅客的区域，必须具有起落架放下和收上时坠撞着陆，并考虑旋翼航空器可能着火时能迅速撤离的应急措施。
(b)客舱门、机组舱门和服务舱门，如果它们满足本条和§29．805到§29．815的要求，则可以考虑作为应急出口。
(c)有限水陆两用的旋翼航空器必须符合本条(a)和(b)，此外满足下列规定：
(1)每个外部的门、窗和出口必须能承受预期的最大局部水压力，除非能表明它们的损坏不会对乘客和机组乘员有危险，或不会对于旋翼航空器水上稳定性有妨碍机上人员安全撤离的不利影响；
(2)客座量达到39座的旋翼航空器，必须在水线以上至少设置两个最小尺寸满足§29．807(a)(4)规定的出口(每侧一个)。对于客座量40至50座的旋翼航空器必须在水线以上设置两个最小尺寸满足§29．807(a)(3)中所规定的出口(每侧一个)，在所有情况下，每35名旅客必须至少有一个位于水线以上的应急出口。
§29．805 飞行机组应急出口
(a)对于飞行机组利用旅客应急出口不方便的旋翼航空器，必须在飞行机组成员所在区域的旋翼航空器两侧设置飞行机组应急出口或用一顶部舱口代之。
(b)必须用试验表明，每个飞行机组应急出口有足够的尺寸，而且其位置必须便于飞行机组人员迅速撤离。
§29．807 旅客应急出口
(a)型式：就本规章而言，旅客应急出口的型式规定如下：
(1)Ⅰ型 此型出口必须具有宽不小于610毫米(24英寸)，高不小于1220毫米(48英寸)，圆角半径不大于1／3出口宽度的矩形开口，开在旅客区机身一侧与地板齐平，并尽可能地远离坠撞时有着火危险的区域；
(2)Ⅱ型 此型出口除必须具有宽不小于510毫米(20英寸)，高不小于1120毫米(44英寸)外，与Ⅰ型相同；
(3)Ⅲ型 此型出口除下列规定外，与Ⅰ型相同：
(i)出口必须具有宽不小于510毫米(20英寸)，高不小于910毫米(36英寸)；
(ii)出口不必与机身地板齐平。
(4)Ⅳ型 此型出口必须具有宽不小于480毫米(19英寸)，高不小于660毫米(26英寸)，圆角半径不大于1／3出口宽度的矩形开口，开在机身一侧，其机内跨上距离不大于740毫米(29英寸)。
如果开口的基面有一个不小于规定宽度的平坦表面，则可以采用尺寸大于本条规定的开口，而不拘开口形状。
(b)机身侧面的旅客应急出口 应急出口必须是旅客容易接近的，并且除本条(d)规定外，必须符合下表：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 机身每侧的应急出口
客座量 ｜－－－－－－－－－－－－－－－
｜Ⅰ 型｜Ⅱ 型｜Ⅲ 型｜Ⅳ 型
－－－－－｜－－－｜－－－｜－－－｜－－－
1－10 ｜ - ｜ - ｜ - ｜ 1
－－－－－｜－－－｜－－－｜－－－｜－－－
11－19｜ - ｜ - ｜ 1或｜ 2
－－－－－｜－－－｜－－－｜－－－｜－－－
20－39｜ - ｜ 1 ｜ - ｜ 1
－－－－－｜－－－｜－－－｜－－－｜－－－
40－59｜ 1 ｜ - ｜ - ｜ 1
－－－－－｜－－－｜－－－｜－－－｜－－－
60－79｜ 1 ｜ - ｜ 1或｜ 2
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
(c)不在机身侧面的旅客应急出口 除满足本条(b)的要求外还必须符合下列规定之一：
(1)在机身的顶部、底部或尾部必须有足够的开口，以便旋翼航空器倒在一侧时能够撤离；
(2)旋翼航空器坠撞着陆时，倒在一侧的概率极小。
(d)水上迫降旅客应急出口 如果申请具有水上迫降的合格审定，必须根据下列规定设置水上迫降应急出口，除非本条(b)要求的应急出口已经符合下列规定：
(1)客座量(不包括驾驶员座位)等于或小于9座的旋翼航空器，在每侧水线上要有一个至少符合Ⅳ型尺寸的出口；
(2)客座量(不包括驾驶员座位)等于或大于10座的旋翼航空器，对于每35名旅客(或不足35名的尾数)在旋翼航空器侧面水线以上要有一个至少符合Ⅲ型尺寸的出口，但在客舱内此类出口不得少于两个，且旋翼航空器每侧各一个。然而，如果通过分析或水上迫降演示或适航当局认为必要的任何其它试验表明，由于采用了更大的出口或其它措施，使水上迫降时旋翼航空器的撤离能力得到改进，则客座数与出口数的比率可以加大。
(e)斜道出口 按本条(b)规定开在机身侧面的一个Ⅰ型出口或Ⅱ型出口，如果符合下列情况：
(1)不可能设置在机身侧面；
(2)设置在斜道上面能满足§29．813的要求时，则可以设置在带地板斜道的旋翼航空器的斜道上。
(f)试验：每个应急出口的正常功能必须通过试验表明。
§29．809 应急出口的布置
(a)每个应急出口必须由机身外壁上的可卸舱门或舱盖构成，并且必须提供通向外部无障碍开口。
(b)每个应急出口必须能从内外两侧开启。
(c)每个开启应急出口的措施必须简单明了，且不得要求特别费力。
(d)必须有措施锁定每个应急出口，并能防止在飞行中被人无意地或因机械损坏而打开。
(e)必须有措施使应急出口在轻度坠撞着陆中因机身变形而被卡住的概率减至最小。
(f)对于陆基旋翼航空器，当起落架放下，旋翼航空器停在地面时，离地高度超过183厘米(6英尺)的每个应急出口(机翼上方的出口除外)，对于每个与地板齐平的出口必须有一个经批准的滑梯或与其相当的设备，对于其它出口必须有一条经批准的绳索或与其相当的设备，如果采用绳索，则必须满足下列要求：
(1)连同其接头，应能承受1765牛(400磅)静载荷；
(2)连接在应急出口开口顶部或顶部上方的机身结构上，或其它经批准的位置上(对于绳索在收藏后会减小飞行中驾驶视界的驾驶员应急出口窗)。
§29．811 应急出口的标记
(a)每个旅客应急出口的接近通路和开启方法必须有醒目的标记。
(b)必须能从距离等于座舱宽度处认清每个旅客应急出口及其位置。
(c)必须用沿客舱每条主过道走近的乘员能看见的标示来指明旅客应急出口的位置，下列部位必须有标示：
(1)在紧靠每个地板应急出口过道附近或过道上方，但是能从一个标示处方便地见到两个出口，则该一标示可用于指示两个出口；
(2)在挡住沿客舱前后视线的每个隔框或隔板上，必须有标示来指示被隔框或隔板遮住的应急出口，如果不能做到，则标示可以设置在其它适当的位置上。
(d)每个旅客应急出口的标记和每个位置标示，必须用在50毫米(2英寸)高的红底上以25毫米(1英寸)高的白字表示，用自身发亮或电照明，其最小亮度至少0．51坎平方米(160微朗伯)，如果要增加旅客舱的应急照明，可以将标示的颜色改成白底红字。
(e)每个旅客应急出口的操纵手柄的位置和开启说明，必须用下述方式表明：
(1)对每个旅客应急出口，用在其上或附近的一个从相距760毫米(30英寸)处可辨读的标记；
(2)对每个Ⅰ型或Ⅱ型应急出口，其锁定机构靠转动手柄来开启的，则采用如下标记：
(i)一个红色圆弧箭号，其箭身宽度不小于19毫米(3／4英寸)箭头两倍于箭身宽度，圆弧半径约等于3／4手柄长度，圆弧范围至少为70°；
(ii)在靠近箭头处，用红色水平地书写“开”字(汉字字高至少为40毫米；英文字高为25毫米(1英寸))。
(f)每个旅客应急出口及其开启方法，必须在旋翼航空器外表面作标记，此外，采用下列规定：
(1)每个旅客应急出口，必须有一条圈出该出口的50毫米(2英寸)宽的色带；
(2)包括色带在内的外部标记，必须具有与周围机身表面形成鲜明对比的，容易区别的颜色，其对比度必须为：如果深色的反射率等于或小于15％，则浅色的反射率必须至少为45％；如果深色的反射率大于15％，则深色的反射率和浅色的反射率必须至少相差30％。“反射率”是物体反射的光通量与它接收的光通量之比。
(g)照此标记的出口，即使超过了要求的出口数量，也必须满足特定型式的应急出口要求。应急出口仅需打上“出口”字样。
§29．812 应急照明
对于A类运输旋翼航空器采用下列规定：
(a)必须设置其电源独立于主照明系统的照明光源，以满足下列要求：
(1)照明每一旅客应急出口标记和位置标示；
(2)提供客舱足够的一般照明，使得沿客舱主过道中心线，在座舱扶手高度上按间隔1000毫米(40英寸)进行测量时，平均照明度不小于0．538勒(0．05英尺－烛光)。
(b)对每一个应急出口，必须提供外部应急照明。当起落架放下时，撤离者可能首先接触的舱外地面的照明宽度至少与应急出口宽度相等，其照明度不得小于0．538勒(0．05英尺－烛光)(在垂直于入射光方向测量)。外部应急照明可由内部或外部光源提供，这些光源的强度是在应急出口打开时测量。
(c)本条(a)或(b)要求的每一个灯必须从驾驶舱位置和从客舱中易于接近的地点，对灯光进行手控。驾驶舱内的控制装置必须有“接通”、“断开”和“准备”三种位置。当该装置在驾驶舱或客舱置于“接通”位置或在驾驶舱置于“准备”位置时，一旦旋翼航空器上的正常电源中断，应急灯将发亮或保持发亮。
(d)任何协助乘员下地的辅助设施必须有照明，使得从旋翼航空器上能看见竖好的辅助设施。
(1)当旋翼航空器处于一根或几根起落架支柱折断所对应的每一种姿态时，在撤离者利用规定的撤离路线通常可能首先着地的地方，辅助设施竖立后接地端的照度不得小于0．323勒(0．03英尺－烛光)(垂直于入射光方向测量)。
(2)如果给辅助设施照明的应急照明分系统，独立于旋翼航空器主应急照明系统，则必须满足下列要求：
(i)在辅助设旋竖立时，必须自动接通；
(ii)必须提供(d)(1)所要求的照度；
(iii)不得因收藏受到不利影响。
(e)每个应急照明装置的能源在应急着陆后的临界环境条件下，必须能按照度要求提供至少10分钟的照明。
(f)如果用蓄电池作为应急照明系统的能源，它们可以由旋翼航空器的主电源系统充电，其条件是：充电电路的设计能防止蓄电池无意中向充电电路放电的故障。
§29．813 应急出口通路
(a)旅客舱之间的每条通路和通向Ⅰ型和Ⅱ型应急出口的每条通道必须符合下列要求：
(1)无阻碍物；
(2)宽度至少510毫米(20英寸)。
(b)对于§29．809(f)所述的旅客应急出口，在出口近旁必须有足够的空间，能提供一名机组成员协助旅客撤离而通道的无障碍宽度又不致减至低于该出口的标准值。
(c)从每条过道至每个Ⅲ型和Ⅳ型出口必须有通路，并且应符合下列规定：
(1)对于客座量(不包括驾驶员座椅)等于或大于20座的旋翼航空器，在距出口不小于旋翼航空器上最窄旅客座椅宽度的一段距离内，座椅、卧铺或其它突出物(包括处于任何姿态的椅背)均不阻挡该出口的投影开口；
(2)对于客座量(不包括驾驶员座椅)等于或小于19座的旋翼航空器，如果有补偿措施能保持出口的有效性，则在本条(c)(1)所述的区域内可以有小的障碍。
§29．815 主过道宽度
座椅之间的旅客主过道宽度必须等于或大于下表中的值：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 旅客主过道最小宽度
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
客座量 ｜离地板小于635毫米 ｜离地板等于和大于
｜ ｜
｜(25英寸) ｜635毫米(25英寸)
－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
｜ ＊ ｜
等于或小于10座｜300毫米(12英寸) ｜380毫米(15英寸)
－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
11到19座 ｜300毫米(12英寸) ｜510毫米(20英寸)
－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
等于或大于20座｜380毫米(15英寸) ｜510毫米(20英寸)
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
＊经过适航当局认为必须的试验证实，可以批准更窄的但不小于230毫米(9英寸)的宽度。
§29．831 通风
(a)每个客舱和机组舱必须通风，每个机组舱必须有足够的新鲜空气(每名机组成员每分钟不得少于283升(10立方英尺))，以使机组成员在执勤时不致过度不适和疲劳。
(b)机组舱和客舱的空气不得含有达到有害或危险浓度的气体和蒸汽。
(c)在前飞时，舱内空气中的一氧化碳浓度不得超过二万分之一。如果在其他情况下超过了这个值，则必须有相应的使用限制。
(d)必须有措施保证在通风、加温或其他系统或设备出现任何合理而可能的故障时，仍能满足本条(b)和(c)的要求。
§29．833 加温器
每个燃烧加温器必须经批准。
防火
§29．851 灭火瓶
(a)手提式灭火瓶 下列规定适用于手提式灭火瓶：
(1)手提式灭火瓶必须经批准；
(2)所用灭火剂的类型和数量必须适合于这种灭火剂使用处可能发生的火灾的类型；
(3)用于载人舱的灭火瓶，必须设计成使有毒气体的浓度减至最小。
(b)固定式灭火系统 如果需要固定式灭火系统，则必须符合下列规定：
(1)每个灭火系统的容量与使用该系统的隔舱容积及通风速率有关，必须足以扑灭在该隔舱内很可能发生的任何火情；
(2)每个系统的安装必须满足下列要求：
(i)可能进入载人舱的灭火剂数量不会危害乘员；
(ii)释放灭火剂不会导致结构损坏。
§29．853 座舱内部设施
供机组或乘客使用的每个舱必须满足下列要求：
(a)舱内使用的材料(包括用于材料的涂层或饰面)必须根据所适用的情况符合下列试验标准：
(1)内部天花板、内部壁板、隔板、厨房结构、大厨柜壁板、结构地板的铺面以及用于制造贮存间(座椅下的贮存箱和贮存杂志、地图一类小件的箱子除外)的材料，在按CCAR25部附录F的适用部分或其它经批准的等效方法进行垂直放置试验时，必须是自熄的。平均烧焦长度不得超过152毫米(6英寸)，移去火源后的平均焰燃时间不得超过15秒。试样滴落物在跌落后继续焰燃的时间平均不得超过3秒。
(2)地板复盖物、纺织品(包括帷幕和舱内装璜)、座椅座垫、衬垫、装饰性和非装饰性的有涂层织物、皮革制品、托盘和厨房设备、电气套管、隔热和隔音材料及隔绝材料的表层、空气导管、接头和边缘遮盖物、货舱衬里、隔绝毯、货物复罩、透明材料、模压和热成形的零件、空气导管接头和镶边条(装饰用和防磨用)，上述项目中，凡用本条(a)(3)规定以外的材料制成者，在按CCAR25部附录F的适用部分或其它经批准的等效方法进行垂直放置试验时，必须是自熄的。平均烧焦长度不得超过203毫米(8英寸)。移去火源后的平均焰燃时间不得超过15秒。试样滴落物跌落后继续焰燃的时间，平均不超过5秒。
(3)有机玻璃的窗户和标示、整个和部分用弹性有机材料制成的零件、在一个壳体内装设一个以上仪表的边光照明的仪表组件、座椅安全带、肩带以及货物和行李的系留设备，包括集装箱、普通箱、集装板等，凡用于客舱和机组舱内者，在按CCAR25部附录F的适用部分或其它经批准的等效方法进行水平放置试验时，其平均燃烧速率不得超过64毫米／分(2．5英寸／分)。
(4)除电线和电缆绝缘层以及适航当局认为对火势蔓延影响不大的小零件(例如：旋钮、手柄、滚轮、紧固件、夹子、垫片、耐磨条带、滑轮和小的电气零件)以外，本条(a)(1)、(a)(2)和(a)(3)未作规定的各项材料，在按CCAR25部附录F的适用部分或其它经批准的等效方法进行水平放置试验时，其平均燃烧速率不得超过102毫米／分(4英寸／分)。
(b)飞行机组成员之外的座椅座垫，除了满足(a)(2)的要求之外，还必须满足CCAR25部附录F的第Ⅱ部分的试验要求或与之等效的要求。
(c)如果禁止吸烟，必须有相应的说明标牌；如果允许吸烟，则应满足下列要求：
(1)必须有足够数量的可卸的包容式烟灰盒；
(2)如果机组舱和客舱是隔开的，则必须至少有一个禁止吸烟时能通知所有乘客的有照明的告示牌(用字或符号均可)。该告示牌必须符合下列规定：
(i)在所有可能的照明情况下，告示牌照亮时能使客舱中每个坐着的乘员看清；
(ii)该告示牌的照明应设计成能由机组接通和断开。
(d)存放毛巾、纸张或垃圾的容器必须至少是耐火的，而且必须具有包容可能发生的火焰的措施。
(e)必须为飞行机组成员配备一个手提式灭火瓶。
(f)至少必须有如下数量的便于取用的手提式灭火瓶安置在客舱内：
乘客量 灭火瓶数量
7至30 1
31至60 2
60以上 3
§29．855 货舱和行李舱
(a)货舱和行李舱的铺设或内衬的材料必须至少是耐火的。
(b)舱内不得有一旦损坏或故障会影响安全运行的任何操纵器件、导线、管路、设备或附件，除非这些项目有满足下列要求的保护措施：
(1)舱内货物的移动不会损伤这些项目；
(2)这些项目的破损或故障不会引起着火的危险。
(c)不可达机舱的设计和密封，必须足以包容舱内火焰，直到着陆和安全撤离。
(d)对于每个不密闭的货舱和行李舱，为了把舱内火情抑制住而丝毫不危及旋翼航空器及其乘员的安全，必须设计成或者必须具有一种装置，以确保机组成员在他们岗位上就能探测出火焰和烟，并防止有害数量的烟、火焰、灭火剂或其他有毒气体在任何机组舱和客舱内积聚，这必须通过飞行予以表明。
(e)对于仅用于载货的旋翼航空器，可以把座舱当货舱来考虑，除本条(a)到(d)外，还采用下列规定：
(1)必须有措施切断进入货舱或在舱内的通风气流，用于此目的的操纵机构必须是机组舱内的飞行机组成员易于接近的；
(2)在货物的各种装载情况下，供机组使用的应急出口必须是易于接近的；
(3)舱内热源必须屏蔽和绝缘，以防引燃货物。
§29．859 燃烧加温器的防火
(a)燃烧加温器火区 下列燃烧加温器火区必须根据§29．1181至§29．1191和§29．1195至§29．1203中适用的规定进行防火：
(1)任一加温器周围的区域，如果在该区域内有任何可燃液体系统的部件(包括加温器燃油系统)，而这些部件可能出现下列任一后果：
(i)由于加温器的故障而遭损伤；
(ii)一旦渗漏会使可燃液体或蒸汽到达加温器。
(2)任一通风道的如下部位：
(i)燃烧室周围；
(ii)不能包容(但对旋翼航空器其他部件无损伤)可能发生在通道内部的任何火情的部位。
(b)通风管道 通过任何火区的每根通风管道必须是防火的。此外，还必须满足下列要求：
(1)除非备有防火阀或用等效装置进行隔离，否则，处于每个加温器下游的通风管道必须有足够长的一段是防火的，以确保能包容加温器内的任何火焰；
(2)通风管道通过装有可燃液体系统的任一区域的每一部分必须与该系统隔离，或构造成在该系统的任何部件发生故障时，可燃液体或蒸汽不会进入通风气流。
(c)燃烧空气管道 每根燃烧空气管道必须有足够的一段是防火的，以防止回火或反向火焰蔓延而引起损坏。此外，还必须符合下列规定：
(1)燃烧空气管道不得与通风气流连通，除非在任何工作条件下，包括倒流或者加温器或其有关的部件发生故障时，回火或反向燃烧的火焰不会进入通风气流；
(2)燃烧空气管道不得限制任何回火迅速释放，如果限制了，则可能导致加温器损坏。
(d)加温器操纵装置 总则 必须有措施防止在任何加温器操纵部件、操纵系统导管或安全控制装置上及其内部产生水或冰的危险积聚。
(e)加温器安全控制装置 对于每个燃烧加温器，必须备有下列安全控制装置：
(1)每个加温器必须备有与正常连续控制空气温度、空气流量和燃油流量的部件无关的独立装置，当发生下列任一情况时，能在远离加温器处自动切断该加温器的点火和供油：
(i)热交换器的温度超过安全限制；
(ii)通风空气的温度超过安全限制；
(iii)燃烧空气流量变得不适于安全工作；
(iv)通风空气流量变得不适于安全工作。
(2)满足本条(e)(1)要求所设置的任何单个加温器的安全控制装置必须符合下列规定：
(i)与任何其他加温器(其供热对安全运行是至关重要的)所用的部件无关；
(ii)能保持加温器断开，直到由机组重新起动为止。
(3)必须有措施能在任何加温器(其供热对安全运行是至关重要的)被本条(e)(1)规定的自动装置切断后，向机组发出警告。
(f)空气进口 每个供燃烧和通风用的空气进口的设置，必须使得在下列任何工作条件下都不会有可燃液体或蒸汽进入加温器系统：
(1)正常工作期间；
(2)任何其他部件发生故障后。
(g)加温器排气 加温器排气系统必须满足§29．1121和§29．1123的要求。此外，还必须符合下列规定：
(1)每个排气管套必须是密封的，以确保不会有可燃液体及危险量的蒸汽通过接头进入排气系统；
(2)排气系统不得限制任何回火的迅速释放，如果限制了，则可能导致加温器损坏。
(h)加温器燃油系统 每个加温器的燃油系统，必须满足对加温器安全工作有影响的动力装置燃油系统的要求。通风气流中，每个加温器的燃油系统部件必须用外罩保护，使其漏油不会进入通风气流。
(i)排放装置 必须有排放装置，安全排放任何可能积聚在燃烧室或热交换器中的燃油。该装置必须符合下列规定：
(1)排放装置在高温下工作的每一部分，必须具有与加温器排气部分相同的保护；
(2)每个排放装置必须防止在任何运行条件下出现危险的结冰。
§29．861 结构、操纵器件和其它部件的防火
会受动力装置着火影响的每个结构部件、操纵器件、旋翼机构的各个部分以及对操纵着陆和对A类旋翼航空器操纵飞行必不可少的其他部件，必须按§29．1191的规定隔开，或者必须满足下列要求：
(a)对A类旋翼航空器必须是防火的。
(b)对B类旋翼航空器必须加以保护，以便在可以预见的动力装置着火的情况下，能执行其主要的功能至少5分钟。
§29．863 可燃液体的防火
(a)凡可燃液体或蒸汽可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须有措施尽量减少液体或蒸汽点燃的概率以及万一点燃后的危险后果。
(b)必须用分析或试验的方法表明符合本条(a)的要求同时必须考虑下列因素：
(1)液体渗漏的可能漏源和途径，以及探测渗漏的方法；
(2)液体的可燃特性，包括任何可燃材料或吸液材料的影响；
(3)可能的引燃火源，包括电气故障、设备过热和防护装置失效；
(4)可用于抑制燃烧或灭火的手段，例如截止液体流动。关断设备。采用防火包容物或使用灭火剂；
(5)对于飞行安全是关键性的各种旋翼航空器部件的耐火耐热能力。
(c)如果要求飞行机组采取行动(例如关闭设备或起动灭火瓶)来预防或处置液体着火，则必须备有迅速动作的向机组报警的装置。
(d)凡可燃液体或蒸汽有可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须确定其部位和范围。
外挂物的吊挂设备
§29．865 外挂物的吊挂设备
(a)必须通过分析或试验，或者两者结合表明旋翼航空器外挂物的吊挂设备能承受等于2．5倍经申请核准的最大外挂物的限制静载荷。该载荷作用在垂直方向和与垂直方向成30°角的任何方向上，但具有朝前分量的那些方向除外，然而，如果符合下列情况之一，此30°角可以降至更小的角度：
(1)制定一个使用限制，把外挂物的使用，限制到已表明符合本条要求的角度之内。
(2)已表明在使用中不会超过此较小的角度。
(b)带外挂物的B级和C级旋翼航空器用的外挂物吊挂设备，必须具有使驾驶员在飞行中迅速释放外挂物的装置。此快速释放装置及其操纵机构必须满足下列要求：
(1)快速释放装置的操纵器件必须安装在驾驶员的一个主操纵器件上，而且必须设计和布置成在应急情况下驾驶员可以操纵它，并没有危险地限制他操纵旋翼航空器的能力；
(2)此外，还必须提供驾驶员或其他机组成员容易接近的快速释放装置的手动机械操纵机构；
(3)快速释放装置在所有外挂物直到包括经申请核准的最大外挂物作用下，必须正常工作。
(c)外挂物吊挂设备附近必须设置标牌或标记，其上标明§29．25和本条所规定的经申请核准的最大外挂载重值。
其它
§29．871 水平测量标记
必须有在地面为旋翼航空器调水平的基准标记。
§29．873 配重设施
配重设施必须设计和制造成能防止配重在飞行中偶然移动。
E分部 动力装置
总则
§29．901 动力装置
(a)就本规章而言，旋翼航空器动力装置包括下列部件(除主旋翼和辅助旋翼结构以外)：
(1)推进所必需的部件；
(2)与主推进装置操纵有关的部件；
(3)在正常检查或翻修的间隔期内与主推进装置安全有关的部件。
(b)对于动力装置，必须满足下列要求：
(1)安装必须符合下列规定：
(i)中国民用航空规章第33部规定的安装说明书；
(ii)本分部中适用的规定。
(2)动力装置各部件的构造、布置和安装必须保证在正常检查或翻修间隔期内能继续保持其安全运转；
(3)其装置必须是可达的，以进行持续适航所必要的检查和维护；
(4)装置的主要部件必须与旋翼航空器其它部分电气搭接，以防止产生电位差；
(5)涡轮发动机的轴向和径向膨胀不得影响动力装置的安全。
(c)对于动力装置和辅助动力装置的安装，必须确认任何单个失效或故障或可能的失效组合都不会危及旋翼航空器的安全运行，但下列情况除外：
(1)如果结构元件破损的概率极小，则这种破损不必考虑；
(2)发动机转子盘的破损不必考虑。
(d)辅助动力装置的安装必须符合本分部中适用的规定。
§29．903 发动机
(a)发动机型号合格证