资源简介
专用条件
编号：SC-92-002
日期：2025年2月10日
局长授权颁发：
TD550D 型共轴式无人直升机系统专用条件
本专用条件根据中国民用航空规章《民用无人驾驶航空器运行安全管理规则》 (CCAR-92)颁发。
1. 生效日期
自颁发之日起生效。
2. 背景
深圳联合飞机科技有限公司于2023年12月28日向民航中南地区管理局递交了TD550D型共轴式无人直升机系统（ 以下简称TD550D）的型号合格证申请书，民航中南地区管理局于2023年12月29日受理了该项目，受理编号NATC0205A。TD550D主要搭载光电吊舱等任务载荷设备，是用于电力巡线、林草巡检、边防巡检等场景下的无人驾驶航空器系统，目前民航局尚未针对该类航空器系统颁发专门的适航规章。按照《民用无人驾驶航空器运行安全管理规则》第92.327条要求，应制定专用条件，确定适用其具体设计和预期用途且具有可接受安全水平的适航要求。
TD550D型共轴式无人直升机系统主要包括无人直升机、地面控制站、任务系统等分系统，其中无人直升机由旋翼系统、传动系统、动力装置、机体、起落架、飞控系统、导航系统、通信系统、电源系统、照明系统、电气线束和装置、外部标识与标牌等子系统组成；
I
TD550D型共轴式无人直升机系统专用条件
地面控制站由便携地面站、数据链地面终端、遥控器组成。
TD550D型共轴式无人直升机系统的基本参数如下：
-最大起飞重量：600kg （ISA，零海拔）；
-外形尺寸：4.2m（机身长） ×1.54m（机身宽） ×1.983m（高度）；
-旋翼直径：6.4m；
-使用升限：6500m；
-不可超越速度：180km/h。
TD550D型共轴式无人直升机系统由一台配有一级废气涡轮增压装置的航空活塞发动机提供所需动力，驱动上下两层旋翼工作，实现无人直升机垂直起降和飞行操纵。
TD550D型共轴式无人直升机系统的飞控系统采用双通道、主备式工作模式。无人直升机可按照预定的飞行计划全程自动飞行，机上没有驾驶员，无人直升机的姿态、速度和飞行轨迹等可完全由飞控系统闭环控制。
远程机组可在便携地面站通过数据链路对无人直升机的运行状态进行实时监视，并根据需要按照飞行操作程序对无人直升机进行飞行控制。
TD550D型共轴式无人直升机系统主要搭载光电吊舱等任务载荷设备，用于电力巡线、林草巡检、边防巡检等场景下的任务。预期在人口稀疏地区，即山区、戈壁滩、海岛等区域飞行，航线规划时避开人口密集区域。主要运行场景如下：
1）不载人、不进融合空域、不在人口稠密区飞行；
2）雷电、大雨、已知结冰、中雪及以上降雪天气禁止飞行；
3）可昼夜、可超视距飞行。
综合上述,TD550D型共轴式无人直升机系统的具体设计特征和预期用途及运行场景， TD550D共轴式无人直升机系统型号合格审查组按照《民用无人驾驶航空器运行安全管理规则》（交通运输部令 2024 年第 1 号，即 CCAR-92）第92.327 条的规定，以基于风险和
审定目标的原则，结合工业实践，编制了该型号的专用条件。
3. 适用范围
本专用条件适用于 TD550D 型共轴式无人直升机系统的型号合格审定。
4. 专用条件
专用条件内容详见附录。
附录
目录
A 章总则 1
TD. 1 适用范围和定义 1
TD.3 无人直升机 1
TD.5 可接受的符合性方法 1
B 章飞行及性能 3
B 1 总则 3
TD.21 证明符合性的若干规定 3
TD.23 经批准的运行包线 3
TD.25 重量限制 3
TD.27 重心限制 4
TD.29 空机重量和相应的重心 4
TD.33 旋翼转速和桨距限制 5
B2 性能 5
TD.45 总则 5
TD.49 最小使用速度时的性能 6
TD.5 1 起飞 6
TD.65 爬升 6
TD.75 着陆 6
B3 飞行特性 6
TD. 141 总则 7
TD. 143 操纵性和机动性 7
TD. 17 1 稳定性 8
B4 地面操作特性 8
TD.241 地面共振 8
C 章结构 9
C 1 总则 9
TD.301 载荷 9
TD.303 安全系数 9
TD.305 强度和变形 9
TD.307 结构验证 9
TD.309 设计限制 10
C2 飞行载荷 10
TD.321 总则 10
TD.337 限制机动载荷系数 10
TD.339 合成限制机动载荷 11
TD.341 突风载荷 11
TD.35 1 偏航情况 11
TD.361 发动机扭矩 12
C3 操纵面和操纵系统载荷 12
TD.391 总则 12
TD.395 操纵系统 12
TD.427 非对称载荷 12
C4 地面载荷 13
TD.47 1 总则 13
TD.473 地面受载情况和假定 13
TD.501 地面受载情况：滑橇式起落架 13
C5 主要部件要求 15
TD.547 旋翼结构 15
TD.549 机身，起落架及旋翼支撑结构 16
C6 疲劳评定 16
TD.57 1 结构的疲劳评定 16
D 章设计和构造 17
D 1 总则 17
TD.601 设计 17
TD.603 材料 17
TD.605 制造方法 17
TD.607 紧固件 17
TD.609 结构保护 17
TD.610 静电防护 18
II
TD.611 检查措施 18
TD.613 材料的强度性能和设计值 18
TD.619 特殊系数 19
TD.623 支承系数 19
TD.625 接头系数 19
TD.629 颤振 20
D2 旋翼 20
TD.659 质量平衡 20
TD.661 旋翼桨叶间隙 20
D3 操纵系统 20
TD.67 1 总则 20
TD.673 飞行操纵系统 20
TD.681 限制载荷静力试验 20
TD.683 操作试验 21
TD.685 操纵系统的细节设计 21
D4 旋翼传动系统 21
TD.703 设计 21
TD.707 旋翼传动系统和操纵机构的试验 22
TD.709 附加试验 23
TD.7 11 轴系的临界转速 23
D5 起落架 23
TD.723 减震试验 23
TD.725 限制落震试验 23
TD.727 储备能量吸收落震试验 24
D6 其他 25
TD.87 1 水平测量标记 25
E 章动力装置 26
E 1 总则 26
TD.901 动力装置 26
TD.903 发动机 26
E2 燃油系统 26
III
TD.95 1 总则 26
TD.959 不可用燃油量 27
TD.963 燃油箱设计与安装 27
TD.965 燃油箱试验 27
TD.973 燃油箱加油口接头 27
TD.975 燃油系统通气 27
E3 燃油系统部件 28
TD.977 燃油滤 28
TD.993 燃油系统导管和接头 28
E4 滑油系统 28
TD. 1011 总则 28
TD. 1013 滑油箱 28
TD. 1015 滑油箱试验 28
TD. 1017 滑油导管和接头 29
E5 冷却系统 29
TD. 1041 总则 29
TD. 1043 冷却试验 29
E6 进气系统 29
TD. 1091 进气 29
E7 排气系统 29
TD. 1121 总则 30
TD. 1123 排气管 30
E8 动力装置的操纵机构和附件 30
TD. 1165 发动机点火系统 30
E9 动力装置防火 30
TD. 1183 防火 30
F 章系统和设备 31
F 1 总则 31
TD. 1301 功能和安装 31
TD. 1303 飞行设备 31
TD. 1305 动力装置监测设备 31
IV
TD. 1307 其它设备 31
TD. 1309 设备、系统和安装 32
TD. 1323 空速指示系统 32
TD. 1325 静压系统 32
F2 飞行控制与管理系统和设备 32
TD. 1337 总则 32
TD. 1338 系统功能 33
TD. 1340 飞控计算机 33
TD. 1341 伺服系统 34
TD. 1342 飞行记录 34
TD. 1345 导航设备 35
F3 电气系统和设备 35
TD. 135 1 电气系统和设备 35
TD.1353 蓄电池的设计和安装 36
TD. 1357 电路保护装置 37
TD. 1361 电气负载卸载 37
TD. 1363 电缆 37
TD. 1365 开关 37
F4 灯 37
TD. 1384 外置光源 37
F5 应急情况 37
TD. 1412 应急降落能力 38
TD. 1414 应急迫降 38
F6 其他设备 38
TD. 1431 电子设备 38
TD. 1481 有效载荷 38
G 章使用限制和资料 39
TD. 1501 总则 39
TD. 1503 空速限制：总则 39
TD. 1505 不可超越速度 39
TD. 1509 旋翼转速 39
V
TD. 15 19 重量和重心 39
TD. 1521 动力装置限制 39
TD. 1523 远程机组 39
TD. 1525 运行场景 40
TD. 1527 最大使用高度 40
TD. 1529 持续适航文件 40
G 1 标记和标牌 40
TD. 1541 总则 41
TD. 1557 其它标记和标牌 41
TD. 1565 旋翼桨叶 41
G2 飞行手册和批准的手册资料 41
TD. 1581 总则 42
TD. 1583 使用限制 42
TD. 1585 使用程序 42
TD. 1587 性能资料 43
TD. 1589 装载资料 43
H 章数据链路 44
TD. 1601 总则 44
TD. 1603 数据链路性能 44
TD. 1605 数据链路状态 44
TD.1607 数据链路异常处置程序 44
TD. 1609 数据链路丧失 44
TD. 1611 数据链路延迟 45
TD.1613 电磁抗干扰和电磁兼容性 45
TD. 1615 数据链路切换 45
TD. 1617 数据链路安保 45
I 章地面控制站 46
TD. 1701 地面控制站总则 46
TD.1703 地面控制站工作环境 46
TD.1705 飞行计划选择与执行 47
TD. 1707 地面控制飞行 47
VI
TD. 1709 便携地面站显示 47
TD.1711 便携地面站告警信息 47
TD.1713 便携地面站数据记录和存储 48
TD. 17 15 其他功能 48
附录 A 持续适航文件 49
A. 1 总则 49
A.2 格式 49
A.3 内容 49
A.4 适航限制条款 50
VII
A 章总则
TD.1 适用范围和定义
（a）本专用条件适用于 TD550D 型共轴式无人直升机系统，其所包含的无人直升机具有 TD.3 的特征。
（b）以下定义适用于本专用条件：
（ 1）无人直升机系统是指包括无人直升机以及与其有关的地面控制站和数据链路等组成的系统；
（2）远程机组是指便携地面站操作人员和遥控器操作人员；
（3）应急降落是指在故障发生时，通过使用应急程序且不需要远程机组特殊操控技能和体力的情况下，无人直升机能够实现受控安全着陆；
（4）应急迫降是指通过远程机组或自主控制，前往应急迫降区域强制着陆。在着陆过程中，允许无人直升机产生损坏。
（c）TD550D 型共轴式无人直升机系统的运行场景，包括昼夜视距内飞行和超视距飞行，不包括特技表演，并且不在已知结冰、雷电天气条件下飞行。
（d）本专用条件 B、C、D、E、F 章的要求，除特别说明外，仅适用于无人直升机。
TD.3 无人直升机
本专用条件中的无人直升机具有以下设计特征：
（a）活塞发动机；
（b）共轴双旋翼；
（c）最大起飞重量 600 公斤；
（d）不载人。
TD.5 可接受的符合性方法
（a） 申请人应采用局方可接受的符合性方法表明对本专用条件的符合性。局方可接受的符合性方法包括公认标准和局方接受的其他标准。
1
（b） 申请人应按局方规定的格式和方式提交符合性方法。
2
B 章飞行及性能
B 1 总则
TD.21 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）用申请合格审定的无人直升机进行试验，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。
TD.23 经批准的运行包线
申请人必须明确经过批准的运行包线范围，需要对在此范围内的正常和紧急情况下的安全飞行以及应急降落能力进行展示。
在明确的包线内， 申请人必须考虑到环境条件，如风速、气压高度、温度、雨雪、能见度以及电磁环境和地面环境等情况。
TD.25 重量限制
（a）最大重量。最大重量（表明符合本标准每项适用要求的最重重量）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，即表明符合本标准每项适用的结构载荷情况的最重重量；
（iii）表明符合本标准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 TD.29 确定的空机重量；
3
（ii）满燃油状态下可用燃油的总重量；
（iii）满滑油状态下滑油的总重量；
（iv）可卸配重的重量。
（b）最小重量。最小重量（表明符合本标准每项适用的要求的最轻重量）必须这样制定：
（ 1）不大于按 TD.29 确定的空机重量加上在最大连续功率下工作半小时所需要的燃油量；
（2）不小于设计最小重量，即表明符合本标准每项适用的结构载荷情况和飞行要求的最轻重量。
TD.27 重心限制
重心前限和重心后限， 以及横向重心极限，必须按照 TD.25 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。
TD.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除去有效载重（除非它是型号设计的一部分）后的无人直升机称重重量来确定，但应装有：
（ 1）固定配重；
（2）不可用燃油（按 TD.959 确定）；
（3）全部无人直升机工作液体，包括：
（i）滑油；
（ii）正常工作所需的其它液体。
（b）在确定空机重量时，无人直升机的状态必须是明确定义的，并且易于再现，特别是有关燃油、滑油、冷却剂和所装设备的重量。
4
TD.33 旋翼转速和桨距限制
（a）旋翼转速限制。旋翼转速范围必须这样制定：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，并与所使用的调速功能或同步功能的类型相协调。
（b）正常的旋翼高桨距限制（有动力）。无人直升机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旋翼转速明显低于批准的最小旋翼转速，必须用适当的措施将旋翼的不安全转速警告远程机组。
（c）旋翼低转速警告。必须有满足下述要求的旋翼低转速警告指示：
（ 1）在所有飞行状态，当旋翼的转速接近于可能危及飞行安全值时，必须向远程机组提供警告指示；
（2）可以通过便携地面站提供警告；
（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。仅用要求远程机组注意的目视装置是不可接受的；
（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远程机组在修正低转速状态之前手动清除音响警告。
B2 性能
TD.45 总则
（a）除非另有规定，在静止空气和标准大气（海平面）条件下，必须满足本章性能要求。
（b）性能必须与特定环境大气条件，特定飞行状态和本条（d）规定的相对湿度下的发动机可用功率相对应。
（c）可用功率必须相对应于发动机功率（不能超过批准功率）减去在特定环境大气条件及特定飞行状态下， 由附件等所消耗的功率。
（d）对于活塞发动机的无人直升机，因发动机的功率而影响的飞行性能，必须建立
5
在标准大气相对湿度为80%的基础上。
TD.49 最小使用速度时的性能
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：
（a）起飞功率；
（b）与正常起飞程序相一致的高度上。
TD.51 起飞
（a）以起飞功率和转速并以最临界重心起飞，不得要求特殊的远程机组驾驶技术或特别有利的条件。
（b）本条（a）必须在申请合格审定的高度和重量范围，以及起飞时远离远程机组的最大距离内满足。
TD.65 爬升
稳定爬升率必须在最大连续功率或下列条件下确定：
（a） 申请人选定的爬升速度；
（b）从海平面直到申请合格审定的高度范围内；
（c） 申请合格审定的高度范围相应的重量和温度。
TD.75 着陆
（a）无人直升机必须具有如下着陆性能：没有过大的垂直加速度，没有侧翻、前翻、地面打转、前后振动（海豚运动），不需特殊操控技巧或特别有利的条件，进场或下滑速度由申请人选定。
（b）本条（a）必须在申请合格审定的高度和重量范围，以及着陆时远离远程机组的最大距离内满足。
B3 飞行特性
TD.141 总则
无人直升机必须满足下列要求：
（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。
（b）任何可能的使用情况下，不要求特殊的操控技巧和能力，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过渡到任何其它飞行状态。
TD.143 操纵性和机动性
（a）在下列过程中，无人直升机必须能够安全地操纵和机动：
（ 1）稳定飞行；
（2）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）。
（b）飞行控制系统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）有动力。
（c）必须规定不小于31千米/小时（ 17 节）的风速，在此风速下，无人直升机在下
列情况下，能够接近地面进行相应的任何机动飞行，而不丧失其操纵：
（4）在合格审定的范围内，从标准海平面到最大起飞和着陆高度或海拔2, 100米（7,000 英尺），取小值。
TD.171 稳定性
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，无人直升机的飞行不应使远程机组有过分的疲劳和紧张。在演示时必须至少做三次起落。
（a）在所有运行模式下，包括飞行控制系统增稳模式和人工直接操纵模式（如适用），考虑传感器、计算误差以及延迟的影响，在合格审定申请的任何重量和重心组合中，在使用中任何正常情况下必须纵向、航向和横向稳定；
（b）在不同的飞行条件和飞行控制系统飞行模式之间的转换期间，各个方向的瞬态响应必须平滑、收敛，且具有与预定轨迹超调后减小偏离的阻尼特性；
（c）除了通过建模或计算所获得的数据外，稳定性分析必须由有关飞行试验的结果予以支持。
B4 地面操作特性
TD.241 地面共振
在地面旋翼转动时，无人直升机不得发生危险的振荡趋势。
C 章结构
C 1 总则
TD.301 载荷
（a）强度要求通过限制载荷（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，所规定的空中、地面载荷必须与无人直升机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形会显著改变外部载荷或内部载荷的分布，则必须考虑载荷的重新分布。
TD.303 安全系数
失效后可能引起危险或灾难性破坏的每一结构，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。其它结构的安全系数不能小于 1.25。
TD.305 强度和变形
（a）结构必须能承受限制载荷而无有害的变形。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 3 秒钟；或者
（2）模拟真实载荷作用的动力试验；或者
（3）可靠的分析。
TD.307 结构验证
（a）必须表明结构对设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）操纵系统的操作试验。
TD.309 设计限制
为表明满足本标准的结构要求，必须制定下列数据和限制：
（a）设计最大重量；
（b）有动力时旋翼转速范围；
（c）在本条（b）规定的范围内，对应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限制；
（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。
C2 飞行载荷
TD.321 总则
（a）必须假定飞行载荷系数垂直无人直升机的纵轴，并且与作用在无人直升机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）在无人直升机飞行手册使用限制内，可调配载重的任何实际分布。
TD.337 限制机动载荷系数
无人直升机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：
（a）需用分析或飞行试验表明超过所选取系数的可能性很小；
（b）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。
TD.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每个临界机动情况，此前进比是无人直升机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 为沿飞行航迹的空速，米/秒；
α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。
TD.341 突风载荷
无人直升机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。
TD.351 偏航情况
（a）无人直升机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）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，无人直升机作无偏航非加速飞行时：
（ 1）将旋翼舵机突然移动到飞行控制系统限定的最大伸长量；
（2）达到终侧滑角或 90° , 二者中取小值；
（3）将旋翼舵机按照（b）(1)的要求回到中立位置。
（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，无人直升机作无偏航非加速飞行时：
（2）在 VNE 或 VH 中较小的速度下，达到终侧滑角或 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）将旋翼舵机按照（c）(1)的要求回到中立位置。
TD.361 发动机扭矩
发动机限制扭矩不得小于最大连续功率下的平均扭矩乘以系数2.0。
C3 操纵面和操纵系统载荷
TD.391 总则
各固定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TD.395 和 TD.427 的要求。
TD.395 操纵系统
（a）动力系统的操纵系统零件必须设计成能承受由油门舵机产生的最大力和扭矩。
（b）飞行操纵系统及其支撑结构，可以承受平衡旋翼系统铰链力矩产生的最大力和扭矩。
TD.427 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。
C4 地面载荷
TD.471 总则
（a）载荷和平衡。对于限制地面载荷，采用下述规定：
（ 1）在本标准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无人直升机结构上的外部载荷；
（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。
TD.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，无人直升机必须按限制载荷系数设计。此系数不小于 TD.725 中所证实的限制惯性载荷系数。
TD.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无人直升机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 TD.471 与 TD.473 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 TD.725 条规定的 1.5 倍；
（ii）所假定的旋翼升力不大于 TD.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
在水平姿态下，以两个滑橇底部触地的无人直升机，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无人直升机，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
在水平姿态下，以两个滑橇底部触地的无人直升机，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
在水平姿态下，仅用单橇底部触地的无人直升机，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，无人直升机必须按下述地面反作用力设计。
（ 1）与无人直升机纵轴向上、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无人直升机的连接件。
（2）水平着陆姿态的无人直升机，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无人直升机的连接件；
（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。
C5 主要部件要求
TD.547 旋翼结构
（a）每个旋翼组件（包括旋翼桨毂和桨叶）必须按本条规定设计。
（b）旋翼结构必须设计成能承受 TD.337 至 TD.341规定的临界飞行载荷。
（c）旋翼结构必须设计成能承受在正常运行中预期的任何临界情况下的载荷。
（d）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 TD.361 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。
TD.549 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。旋翼的合力可以通过作用在旋翼桨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 TD.337 至 TD.341 条中规定的临界载荷；
（2）在 TD.471，TD.473 和 TD.501 中规定的适用的地面载荷；
（3）在 TD.547（c）和（d） 中规定的载荷。
（c）必须考虑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。
C6 疲劳评定
TD.571 结构的疲劳评定
无人直升机结构的每一部分（包括旋翼、发动机与旋翼桨毂之间的旋翼传动系统、操纵系统、机身、起落架以及与上述各部分相关的主要连接件），凡其破坏可能引起灾难性事故的必须予以识别，保证在给定的使用寿命期限内，无人直升机结构在疲劳载荷作用下发生疲劳破坏的概率极小。疲劳评定必须使用：
（a）分析和试验的方法，必须确定可能破坏的部位，载荷谱必须和使用中预期的同样严重（包括地-空-地循环），疲劳评定的载荷和应力须通过可靠的：
（ 1）分析计算，或；
（2）试验，或；
（3）试飞，或；
（4）经验数据。
（b）或飞行试验的方法，飞行谱必须和使用中预期的同样严重，包括地-空-地循环。
D 章设计和构造
D 1 总则
TD.601 设计
（a）无人直升机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。
TD.603 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。
TD.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，则该工艺必须按照经批准的工艺规范执行。
（b）无人直升机的每种新的制造方法必须通过试验大纲予以证实。
TD.607 紧固件
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。
TD.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。
TD.610 静电防护
防止静电的电搭接和保护措施必须符合下列要求：
（a）使静电荷的积聚减至最小；
（b）使采用了正常预防措施的飞行人员、机务和维修人员遭到电击的危险减至最小；
（c）在正常和故障情况下，在具有接地的电气系统的无人直升机上，都要设有电回流通道；
（d）使静电对主要电气、电子设备工作的影响减至可接受的水平。
TD.611 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；
（d）装配及拆卸。
TD.613 材料的强度性能和设计值
（a）材料的强度性能必须以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造成强度不足的概率极小。
（c）当主要部件或结构，在正常运行条件下达到的温度对强度有重大影响时，则必须考虑这种影响。
（d）建立在使用经验或试验基础上，可以选用其他材料设计值。
TD.619 特殊系数
对于每个结构零件，如果属于下列任一情况，TD.303 条所述的安全系数必须乘以 TD.623 和 TD.625 中最高的适用的特殊系数，其强度：
（a）不确定；
（b）在正常更换之前，其强度在服役中很可能降低；
（c） 由于制造工艺或检验方法的不确定，导致其强度容易有显著变化。对于复合材料结构，考虑材料可变性和温度及吸湿的影响，应使用特殊的试验系数。
TD.623 支承系数
（a）除本条（b）规定外，每个有间隙（ 自由配合）并承受撞击或振动的零件，必须有足够大的支承系数以计及正常的相对运动的影响。
（b）对于规定有更大特殊系数的零件，不必采用支承系数。
TD.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）采用下列规定：
（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）
证实其强度的每一接头，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）被连接构件上的支承部位。
（b）有全面的试验数据为基础的连接设计不必采用接头系数（如：用金属板做的连续接合，焊接和木质件中的嵌接）。
（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来处理。
TD.629 颤振
无人直升机的每个气动力面在各种可用速度和功率状态下，不得发生颤振。
D2 旋翼
TD.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。
TD.661 旋翼桨叶间隙
旋翼桨叶与结构其他部分之间，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。
D3 操纵系统
TD.671 总则
（a）每个操纵机构和操纵系统必须操作简便、平稳、确切并符合其功能。
（b）每个飞行操纵系统的每一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装配错误的概率减至最小。
TD.673 飞行操纵系统
飞行操纵系统是用来直接操纵无人直升机的俯仰、横滚、偏航和垂直运动的系统。
TD.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标准限制载荷的要求：
（ 1）试验载荷的方向应在操纵系统中产生最严重受载状态；
（2）应包括每个接头、滑轮及将系统连接到主结构上的支座。
（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。
TD.683 操作试验
必须通过操作试验表明，当用相当于该系统所规定的载荷加于操纵系统来操作操纵机构时，此系统不会出现下列情况：
（a）卡阻；
（b）过度摩擦；
（c）过度变形。
TD.685 操纵系统的细节设计
（a）各操纵系统的每个细节必须设计和安装成能防止因货物、有效载荷、松散物或水汽凝冻引起的卡阻、摩擦和干扰。
（b）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或管子拍击其它零件。
（d）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。
（e）操纵系统接头的硬度不得超过制造商规定的滚珠和滚柱轴承静态非布氏硬度额定值。
D4 旋翼传动系统
TD.703 设计
（a）当发动机失效时，旋翼传动系统必须具有把该发动机与旋翼自动脱开的装置。
（b）旋翼传动系统是指将功率从发动机传到旋翼毂所必需的各部件，包括减速器、
作动器、皮带传动组件，以及任何连接到或安装在旋翼传动系统上的附加的附件安装座、附件传动装置、冷却风扇。
.
TD 707 旋翼传动系统和操纵机构的试验
（a）按本条规定进行试验的部件，在试验结束时，必须处于可使用状态，试验中不得进行可能影响试验结果的拆卸。
（b）旋翼传动系统和操纵机构的试验必须不少于 50 小时或规定的发动机、传动系统或操纵机构首次大修的时间，二者中取小值。试验必须在无人直升机上进行，扭矩必须由安装在其上的旋翼吸收。但是，如果支承和振动条件是严格模拟无人直升机试验中的条件，可采用其它地面或飞行试验设备以适当的方法吸收其扭矩。
（c）本条（b）所规定的试验中，有 60%必须在不小于发动机最大连续扭矩及相应于最大连续扭矩的最大转速下试车。进行此试验时，为模拟前飞，旋翼操纵机构必须置于产生最大纵向周期变距的位置。
（d）本条（b）所规定的试验中，有 30%必须在不小于 75%发动机最大连续扭矩和相应于 75%最大连续扭矩的最小发动机转速条件下试车。旋翼操纵机构必须处于试验条件的正常工作位置。
（e）本条（b）所规定的试验中，有 10%必须在不小于发动机起飞扭矩和相应于起飞扭矩的最大转速下试车。旋翼操纵机构必须处于垂直爬升状态的正常工作位置。
（f）本条（c）和（d）规定的试验可以在地面或飞行中完成，试验间隔时间必须不少于 30 分钟。本条（e）规定的每次试验间隔时间必须不少于 5 分钟。
（g）本条（c）、（d）和（e）规定的试验中，在不大于 2 小时的时间间隔内，发动机必须快速停车，足以使发动机及旋翼传动装置与旋翼自动脱开。
（h）本条（c）所规定的运行状态下，必须完成旋翼纵向、横向的全周期操纵各250次。全周期是指操纵机构从中立位置到两极限位置再返回中立位置的移动（操纵机构的移动不需产生超过飞行中遇到的最大载荷或挥舞运动）。此周期操纵可在
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本条（c）规定的试验中完成。
（i）必须按下列要求至少完成 100 次离合器的啮合试验：
（ 1）使离合器的传动轴从动端加速转动；
（2）用申请人选择的转速和方法。
TD.709 附加试验
必须进行为了确定旋翼传动机构安全所必需的附加的耐久性试验、运转试验以及振动研究。
TD.711 轴系的临界转速
（a）轴系的临界转速，必须经演示确定。如果对特定的设计有可靠的分析方法，则可采用该分析方法。
（b）如果任一临界转速位于或接近飞行手册允许的转速范围，则必须通过试验表明，在此转速下所产生的应力必须在安全限制内。
（c）如果采用分析方法表明临界转速不在允许使用的转速范围内，则计算的临界转速和允许使用转速限制范围之间的余量必须是足够的，以考虑计算值与实际值之间可能的变化。
D5 起落架
TD.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 TD.725 条和TD.727 条规定的试验来验证，或通过有试验支撑的分析进行验证。这些试验必须用完整的无人直升机或用起落架元件按它们原有关系构成的组合件来进行。
TD.725 限制落震试验
限制落震试验必须按下列规定进行：
（a）落震高度可以通过对飞行控制系统可控制的最大着陆接地速度进行评估， 同时
23
结合试验进行验证，可以按申请人声明的高度进行落震试验，并获得局方认可；
（b）如果考虑旋翼升力的话，则必须把第 TD.473 条（a）中规定的旋翼升力，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：
和
We 为落震试验中使用的有效重量（公斤）。
W = （公斤）。等于直升机处于最危险姿态时，作用于起落架装置上的静反作用力。当把起落架反作用力与直升机重心之间的力臂考虑进去时，可以采用合理的方法计算反作用力。
h 为规定的自由落震高度（毫米）。
L 为假定的直升机升力与其重力之比。
d 为起落架相对落震质量位移的垂直分量（毫米）。
n 为限制惯性载荷系数。
nj为落震试验中所用的质量受到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）。
TD.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）落震高度必须是第 TD.725 条（a）规定值的 1.5 倍；
（b）旋翼升力，其考虑方式类似于第 TD.725 条（b）的规定，不得超过该条允许升力的 1.5 倍；
（c）起落架必须经得起此试验而不破坏，可以屈服。当起落架不能将直升机支撑在正常姿态，或者除起落架和外部附件之外的无人直升机结构撞击着陆地面，即视
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为起落架发生破坏。
D6 其他
TD.871 水平测量标记
必须在地面为无人直升机设置调水平的基准标记。
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E 章动力装置
E 1 总则
TD.901 动力装置
对于动力装置，必须满足下列要求：
（a）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的间隔期间内，在申请批准的温度和高度范围内，能继续保持其安全运转；
（b）动力装置必须是可达的，以便于进行必要的检查和维护；
（c）动力装置的主要部件必须与直升机其它部分电气搭接，以防止产生电位差；
（d）必须采取设计预防措施，将对直升机安全运行所必需的部件和设备不正确装配的可能性减至最小，除非能表明，在不正确装配下的运行是极不可能的。
TD.903 发动机
发动机应满足局方可接受的标准和安全水平。
E2 燃油系统
TD.951 总则
（a）燃油系统的构造和布置必须保证在各种正常工作条件下，均能满足发动机正常工作所需要的燃油流量和压力，以使发生气塞的可能性最小。
（b）燃油系统的布置必须满足燃油泵不能同时从一个以上的油箱内吸油。除非所有内部连接的油箱的连接方式能保证每个油箱均衡地供油。
（c）必须使用电气连接以防止在动力装置部件之间（包括燃油及其他油箱、直升机上其他电传导的重要件）存在电位差。当使用地面加油设备时，加油设备上必须有电搭接措施。
TD.959 不可用燃油量
每个燃油箱的不可用燃油量必须确定为不小于下述油量：对需由该油箱供油的所有预定运行和机动飞行，在最不利供油条件下，发动机工作开始出现不正常时该油箱内的油量。
TD.963 燃油箱设计与安装
（a）每个燃油箱必须承受运行中可能遇到振动、惯性、油液及结构的载荷而不损坏。
（b）每个燃油箱的支承必须使油箱载荷不集中。此外，还必须符合下列规定：
（ 1）如有必要，必须在油箱与其支承件之间设置隔垫，以防擦伤油箱；
（2）隔垫必须不吸收燃油或经处理后不吸收燃油。
（c）任何油箱舱体都必须通风排水，以防止易燃液体或气体的聚集。
TD.965 燃油箱试验
每个油箱壁支承于直升机结构的非金属油箱，必须承受 14 千帕的压力试验而不损坏或渗漏。
TD.973 燃油箱加油口接头
（a）油箱加油口接头必须位于机舱外面。必须防止燃油进入直升机上除油箱外的任何部分。
（b）每个加油口盖的主加油通道必须燃油密封。但是，加油口盖上可以有小的开口用于通风或作为油量计的通路。
TD.975 燃油系统通气
（a）每个燃油箱必须从膨胀空间的顶部通气，以便在任何正常飞行情况下都能有效地通气。每个通气口的布置必须使其被脏物或冰堵塞的概率最小。
（b）通气系统的设计必须使在着陆或地面运行期间出现翻转时，燃油通过通气口溢出流到点火源的燃油减至最少。
E3 燃油系统部件
TD.977 燃油滤
燃油箱出油口至燃油喷射器之间必须装有燃油滤。
TD.993 燃油系统导管和接头
（a）每根燃油导管的安装和支承，必须能防止过度的振动，并能承受燃油压力及加速飞行所引起的载荷。
（b）连接在可能有相对运动的直升机部件之间的每根燃油导管，必须用柔性连接。
（c）燃油管路中可能承受压力和轴向载荷的每一柔性连接，必须使用软管组件。
（d）高温下可能受到不利影响的软管不得用于在运行中或发动机停车后温度过高的部位。
E4 滑油系统
TD.1011 总则
（a）滑油系统应能确保每个系统能够正常工作。
（b）发动机有独立的滑油系统，在不超过安全连续运转最高温度值的情况下能向发动机供给适量的滑油。
TD.1013 滑油箱
（a）每个滑油箱必须满足 TD.963条相应要求，并且可以承受任何预期的运行中出现的各种振动、惯性及流体载荷。
（b）滑油液面高度易于检查。
（c）系统总滑油量（包括油箱、管线及油槽）少于 5 升，可以使用阻燃材料。
TD.1015 滑油箱试验
每个金属滑油箱，能承受 35 千帕的压力且不渗漏。
TD.1017 滑油导管和接头
（a）滑油导管必须满足 TD.993 条关于燃油系统的要求。
（b）通气管路和通气管路的布置必须满足以下要求：
（ 1）可能会结冰并堵住管路的凝结水蒸汽或者油汽，不会集聚在任何一点；
（2）如果产生发泡现象，通气管路的释压不会助力火灾危害；
（3）通气不会排放入发动机进气系统；
（4）通气管路出气口不会被冰或者外来物堵塞。
E5 冷却系统
TD.1041 总则
（a）每个动力装置冷却系统必须可以维持动力装置部件的温度在合格审定要求的及正常关车之后的临界运行条件下建立的这些部件的限制范围内。所涉及的动力装置部件包括但不限于发动机、旋翼传动系统部件以及这些部件所使用的冷却液或润滑油。
（b）必须用试验表明满足本条（a）的要求。
TD.1043 冷却试验
（a）所选择的试验条件必须是预期运行和飞行条件中最不利的。
（b）预期的海平面最高温度为38℃。如果试验在低于此条件下进行，则试验结果必须进行相应的修正。
E6 进气系统
TD.1091 进气
发动机的进气系统在申请合格审定的各种运行和机动飞行条件下，必须能够供给发动机所需的空气量。
E7 排气系统
TD.1121 总则
对于排气系统，必须满足下列要求：
（a）必须有考虑歧管和管道热膨胀的措施；
（b）必须有防止局部过热的措施；
（c）排气管排出的废气必须避开发动机进气道、燃油系统部件和放油嘴；
（d）表面温度足以点燃可燃液体或蒸汽的每个排气系统零件，其安置或屏蔽必须使得任何输送可燃液体或蒸汽系统的泄漏，不会由于液体或蒸汽接触到排气系统（包括排气系统的屏蔽件）的任何零件引起着火。
TD.1123 排气管
（a）排气管必须是耐热和耐腐蚀的，并且必须有措施防止由于工作温度引起的膨胀而损坏。
（b）排气管的支承，必须能承受工作中遇到的任何振动和惯性载荷。
E8 动力装置的操纵机构和附件
TD.1165 发动机点火系统
必须有快速切断所有点火电路的措施。
E9 动力装置防火
TD.1183 防火
（a）可燃液体的放油管和通气管、输油管必须避开排气系统高温区。
（b）易受发动机着火影响的区域内输送可燃液体的每一导管、接头和其它组件，具有防火的措施。
F 章系统和设备
F 1 总则
TD.1301 功能和安装
无人直升机系统所安装的每项设备和系统必须符合下列要求：
（a）其种类和设计与预定功能相适应；
（b）用标牌标明其名称、功能或使用限制，或这些要素的适用的组合；
（c）按对该设备规定的限制进行安装；
（d）在安装后功能正常。
TD.1303 飞行设备
飞行设备应为飞行控制与管理系统和便携地面站提供数据，至少应包括空速指示设备、静压设备、导航设备。
TD.1305 动力装置监测设备
（a）使用铁磁材料的旋翼传动系统和减速器必须装有金属屑磁性探测器，其设计应能指示或显示因减速器内损坏或过度磨损而产生的铁磁颗粒。该金属屑磁性探测器必须是可拆卸的，以便检查金属屑的磁极（仅对存在传动系统时）。
（b）至少有一个转速或其等效指示来监控下列装置的转速：
（ 1）旋翼；
（2）发动机。
TD.1307 其它设备
无人直升机所需的其它设备规定如下：
（a）无人直升机运行所需的足够电源；
（b）电路保护装置；
（c）一个带锁定功能的总开关。
TD.1309 设备、系统和安装
（a）凡无人直升机适航标准对其功能有要求的设备、系统及安装，其设计及安装必须保证在各种可预期的运行条件下能完成预定功能。
（b）无人直升机系统任何设备、系统及安装，必须设计成在发生可能的故障或失效时，将对无人直升机危害减至最小。
（c）必须及时向便携地面站提供系统的不安全工作条件信息，以便使远程机组采取适当的纠正动作。如果需要远程机组立即反应和立刻或随后采取纠正动作，则必须提供适当的警告。系统和操纵器件的设计，包括指示和信号必须尽量减少可能增加危险的远程机组失误。
TD.1323 空速指示系统
如果配置了空速指示系统，则空速指示系统必须在前飞速度（空速）等于或大于 37 千米/小时（20 节）的飞行中进行校准。
TD.1325 静压系统
如果配置了静压系统，则静压孔在受到无人直升机的速度、外部载荷、气流变化和湿气或其他外来物影响下不得严重地影响系统的精度。
F2 飞行控制与管理系统和设备
TD.1337 总则
无人直升机应配备一套飞行控制与管理系统，该系统能够在规定环境中保持无人直升机的安全控制水平， 以满足成功执行任务所需的要求。飞行控制与管理系统设计必须符合以下要求：
（a）应考虑自动控制的要求，以满足 B 章的飞行性能要求；
（b）飞行控制与管理系统包括飞控计算机、伺服系统及系统控制必需的其他部件，用于对姿态、速度和飞行轨迹的控制。
32
TD.1338 系统功能
飞行控制与管理系统功能必须符合以下要求：
（a）无人直升机的控制方式符合以下类型或组合：
（ 1）自动：这种模式下，无人直升机的姿态、速度和飞行轨迹完全由飞行控制与管理系统控制。除了加载或修改所需的飞行计划之外，不需要来自无人直升机地面控制站的输入；
（2）半自动：这种模式下，远程机组可发送外部环路的指令控制无人直升机，飞行控制与管理系统按照指令操作无人直升机以实现外环指令值；
（3）人工：如果进行人工控制，应保证人工操纵无人直升机的充分、安全操作可以覆盖规范要求的人工可操纵的飞行包线，以及在无人直升机说明书所规定的工作载荷范围内，远程机组应通过试飞来证明人工控制是安全的。
（b）不同控制方式间应平滑切换，保证无人直升机状态稳定，无异常；
（c）飞行控制与管理系统对机动性能进行限制，以使无人直升机保持在飞行包线保护内；
（d）除非出现如数据链路全部中断的紧急情况外，远程机组可在无人直升机飞行期间随时进行干预，以便对无人直升机进行安全控制；
（e）飞行控制与管理系统必须在飞行的整个过程中具有重要监控参数和控制参数的数据回传便携地面站的能力；必须具备自我检测能力，并将故障或警告实时传输至便携地面站；
（f）当无人直升机具备自动起飞和自动着陆功能时，应满足以下要求：
（ 1）自动起飞或自动着陆模式启动后，远程机组可通过指挥和控制数据链或目视方式实时监视整个过程，并在出现故障时随时进行人工干预；
（2） 自动起降系统在运行过程中不会引起持续振荡或姿态变化过大等问题。
（g）具备在所有运行条件下将无人直升机控制在指定区域的能力。
TD.1340 飞控计算机
飞控计算机作为飞行控制与管理系统的关键子系统，通过飞控计算机直接对飞
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行控制与管理系统的伺服系统或其他子系统进行操纵；
（a）飞控计算机直接向飞行控制与管理系统的伺服系统发送飞行控制和发动机控制指令；
（b）飞控计算机可对无人直升机相关设备进行管理并发送控制指令。
TD.1341 伺服系统
无人直升机伺服系统是用来直接操纵无人直升机的俯仰、横滚、偏航、高度通道和动力装置的系统。
（a）无人直升机伺服系统应确保在正常使用情况下功能正常，能够按照飞行控制与管理系统指令要求完成相关无人直升机控制，应通过冗余、旁通等设计措施，降低卡阻、变形等带来的安全影响；
（b）各旋翼、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 TD.395操纵系统和 TD.427 非对称载荷的要求；
（c）控制系统中从伺服系统到操纵点的各个部分应该通过设计以实现承受系统工作时产生的最大载荷和扭矩；
（d）伺服系统必须设计成能够承受在正常使用中所能获得的最大载荷：
（ 1）可以承受系统运行时产生的最大载荷和扭矩；
（2）伺服系统必须设计成能承受在正常使用中所能获得的最大载荷。
（e）各伺服操纵系统必须设计成能够防止卡阻、摩擦和干扰。
TD.1342 飞行记录
（a）具备飞行数据记录功能；
（b）飞行数据记录功能应满足下列要求：
（ 1）数据记录器应记录无人直升机当前的飞行模式切换信息、任务调度与管理信息、飞行阶段管理信息、航线与航路点的加载与管理信息、导航信息及故障监测信息等关键信息或关键信息的适用组合；
（2）数据记录器的工作电源应来自无人直升机的主电源，并确保不会危及重要
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负载或应急负载的供电；
（3）应能在飞行前检查记录器存储介质的数据记录功能
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