资源简介
专用条件
编号：SC-92-001
日期：2025年2月10日
局长授权颁发：
翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统专用条件
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
中航（成都）无人机系统股份有限公司于2023年3月1 日向民航西南地区管理局递交了翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统的型号合格证申请书， 民航西南地区管理局于2023年3月2 日受理了该项目，受理编号NATC0158A。 翼龙-2气象型是可用于大气探测与人工增雨（ 雪）作业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CCAR-92《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。
翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统由无人驾驶航空器、地面控制站和数据链路组成，是在翼龙-2无人驾驶航空器系统基础上，集成了翼面防除冰系统和气象型任务载荷，使无人机具备防除冰能力并能够执行大气探测和增雨（ 雪）作业。该型号的无人驾驶航空器部分采用单发、V尾、大展弦比中单翼正常式气
I
动布局，机身尾部装有一台涡桨发动机，采用可收放前三点式机身起落架，机身/机翼整体油箱。航空器的基本参数如下：
- 最大起飞重量：4200 kg；
- 最大飞行速度：350 km/h；
- 焰条播撒时间：250 min；
- 外形尺寸：10.8 m（机长） ×20.7m（ 翼展） ×4.0m（高度）
翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统由机体结构系统、起落架系统、动力系统、飞管系统、机载数据链系统、任务系统、机械电气系统、线束及接口系统等组成，配套地面指挥控制系统，用于完成对无人驾驶航空器的遥控、遥测、跟踪定位等功能，实现对无人驾驶航空器的飞行监控、机载侦察信息的实时获取、处理与上报。
翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统采用多余度、高可靠飞管系统，机载数据链系统采用视距链路机载终端和卫星链路机载终端，机电控制与管理系统实现对机电系统的工作管理和状态监控，并对全机电气系统进行控制。
翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统具有航程远、 留空时间长、挂载能力大、环境适应性强等特点，可在强对流、结冰条件下的高原、 山地上空复杂气象环境下，完成多参数、立体化气象参数采集，也可采取 “边探测、边播撒”方式实施精准、高效的气象探测和人工影响天气作业。
翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统在隔离空域运行，主要用于人工影响天气以及气象探测作业，预期的运行场景是非人口密集区，航线规划时避开人口稠密区域。
翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统型号合格审查组根据型号设计特征和预期用途及运行场景， 以基于风险的审定原则，结合工业实践，编制了该型号的专用条件。
II
3. 适用范围
本专用条件适用于翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统的型号合格审定。
4. 专用条件
专用条件内容详见附录。
III
附录
翼龙-2气象型无人驾驶航空器系统
目录
A章总则 1
第 WL.1 条适用范围 1
B章无人机总体要求 3
总则 3
第 WL .21 条符合性证明 3
第 WL .23 条载重分布限制 3
第 WL .25 条重量限制 3
第 WL .29 条空重和相应的重心 4
第 WL .31 条可卸配重 4
第 WL .33 条螺旋桨转速和桨距限制 5
第 WL .45 条总则 5
第 WL .49 条失速速度 6
第 WL .50 条最低示范速度 7
第 WL .51 条起飞速度 8
第 WL .53 条起飞性能 8
第 WL .63 条爬升： 总则 9
第 WL .65 条爬升： 发动机工作 9
第 WL .69 条航路爬升/下降 9
第 WL .71 条滑翔 10
第 WL .73 条参考着陆进场速度 10
第 WL .75 条着陆距离 10
第 WL .77 条中断着陆 11
飞行特性 11
第 WL .141 条总则 11
控制和机动性 11
第 WL .143 条总则 11
配平 12
第 WL .161 条配平 12
稳定性 12
第 WL .171 条总则 12
失速 12
第 WL .181 条失速及失速响应 12
尾旋 12
第 WL .221 条尾旋 12
地面控制特性 13
第 WL .231 条纵向稳定性和控制 13
第 WL .233 条航向稳定性和控制 13
第 WL .235 条在无铺面的道面上的使用 13
第 WL .237 条湿跑道操作 13
第 WL .239 条运输和存储 14
其他飞行要求 14
第 WL .251 条振动和抖振 14
第 WL .253 条高速特性 14
C章无人机结构 16
总则 16
第 WL .301 条载荷 16
第 WL .303 条安全系数 16
第 WL .305 条强度和变形 16
第 WL .307 条结构符合性的证明 16
飞行载荷 17
第 WL .321 条总则 17
第 WL .331 条对称飞行情况 17
第 WL .333 条飞行包线 18
第 WL .334 条飞行包线保护 19
第 WL .335 条设计空速 20
第 WL .337 条限制机动载荷系数 21
第 WL .341 条突风载荷系数 22
第 WL .343 条设计燃油载重 24
第 WL .345 条增升装置 24
第 WL .347 条非对称飞行情况 25
第 WL .349 条滚转情况 25
第 WL .351 条偏航情况 25
第 WL .361 条发动机扭矩 26
第 WL .363 条发动机架的侧向载荷 26
第 WL .371 条陀螺和气动载荷 26
操纵面和控制系统载荷 27
第 WL .391 条操纵面载荷 27
第 WL .393 条平行于铰链线的载荷 27
第 WL .395 条控制系统载荷 27
第 WL .397 条限制操纵力和扭矩 28
第 WL .405 条辅助控制系统 28
第 WL .415 条地面突风情况 28
水平安定和平衡翼面 29
第 WL .421 条平衡载荷 29
第 WL .425 条突风载荷 30
第 WL .427 条非对称载荷 31
尾翼 31
第 WL .441 条机动载荷 32
第 WL .443 条突风载荷 32
第 WL .455 条副翼 34
地面载荷 34
第 WL .471 条总则 34
第 WL .473 条地面载荷情况和假定 34
疲劳评定 35
第 WL .572 条金属机翼、尾翼和相连结构 35
第 WL .573 条结构的损伤容限和疲劳评定 36
第 WL .575 条检查及其他方法 38
D章无人机设计与构造 39
第 WL .601 条总则 39
第 WL .603 条材料和工艺质量 39
第 WL .605 条制造方法 39
第 WL .607 条紧固件 39
第 WL .609 条结构保护 39
第 WL .611 条可达性措施 40
第 WL .613 条材料的强度性能和设计值 40
第 WL .619 条特殊系数 41
第 WL .623 条支承系数 41
第 WL .625 条接头系数 41
第 WL .627 条疲劳强度 41
第 WL .629 条颤振 42
机翼 43
第 WL .641 条强度符合性的证明 43
操纵面 43
第 WL .651 条强度符合性的证明 43
第 WL .655 条安装 44
第 WL .657 条铰链 44
第 WL .659 条质量平衡 44
无人机起飞着陆系统 44
第 WL .721 条总则 44
第 WL .723 条减震试验 44
第 WL .725 条限制落震试验 45
第 WL .726 条地面载荷动态试验 46
第 WL .727 条储备能量吸收落震试验 46
第 WL .729 条起落架收放机构 46
第 WL .731 条机轮 47
第 WL .733 条轮胎 48
第 WL .735 条刹车 48
第 WL .745 条前轮操纵 49
第 WL .747 条起落架布置 49
第 WL .749 条水平着陆情况 49
第 WL .751 条尾沉着陆情况 50
第 WL .753 条单轮着陆情况 50
第 WL .755 条侧向载荷情况 50
第 WL .757 条滑行刹车情况 51
第 WL .761 条前轮补充情况 51
第 WL .763 条托架载荷 52
第 WL .765 条牵引载荷 52
防火 53
第WL .855条用于翼面防除冰的供电吊舱及电池系统 53
第WL . 863条可燃液体的防火 53
第WL .865条飞行控制系统、发动机架和其他飞行结构的防火 54
闪电评定 54
第WL .867条电气搭铁和闪电与静电防护 54
其他 54
第WL .871条定无人机水平的设施 54
E章无人机动力系统 56
总则 56
第 WL .901 条安装 56
第 WL .903 条发动机 56
第 WL .905 条螺旋桨 58
第 WL .907 条螺旋桨振动 58
第 WL .925 条螺旋桨的间距 59
第 WL .929 条发动机安装的防冰 59
第 WL .937 条涡轮螺旋桨阻力限制系统 59
第 WL .939 条动力装置的工作特性 60
第 WL .943 条负加速度 60
燃油系统 60
第 WL .951 条总则 60
第 WL .954 条燃油系统的闪电防护 60
第 WL .955 条燃油流量 61
第 WL .957 条连通油箱之间的燃油流动 62
第 WL .959 条不可用燃油量 62
第 WL .961 条燃油系统在热气候条件下的工作 62
第 WL .963 条燃油箱： 总则 62
第 WL .965 条燃油箱试验 63
第 WL .967 条整体油箱的设计 63
第 WL .969 条燃油箱的膨胀空间 64
第 WL .973 条油箱加油口接头 64
第 WL .975 条燃油箱的通气 64
第 WL .977 条燃油箱出油口 65
第 WL .979 条压力加油系统 65
燃油系统部件 65
第 WL .991 条燃油泵 65
第 WL .993 条燃油系统导管和接头 66
第 WL .994 条燃油系统部件 66
第 WL .995 条燃油阀和燃油控制器 66
第 WL .997 条燃油滤或燃油滤 67
第 WL .999 条燃油系统放液嘴 67
滑油系统 68
第 WL .1011 条总则 68
第 WL .1013 条滑油箱 68
第 WL .1015 条滑油箱试验 69
第 WL .1017 条滑油导管和接头 69
第 WL .1019 条滑油滤网或滑油滤 70
第 WL .1021 条滑油系统放油嘴 70
第 WL .1023 条滑油散热器 70
第 WL .1027 条螺旋桨顺桨系统 70
冷却 71
第 WL .1041 条总则 71
第 WL .1043 条冷却试验 71
第 WL .1045 条涡轮发动机无人机的冷却试验程序 72
进气系统 72
第 WL .1091 条进气 72
第 WL .1093 条进气系统的防冰 73
第 WL .1103 条进气系统管道 73
排气系统 73
第 WL .1121 条总则 73
第 WL .1123 条排气系统 74
动力装置的防火 74
第 WL .1181 条指定火区的范围 74
第 WL .1182 条防火墙后面的短舱区域 75
第 WL .1183 条导管、接头和部件 75
第 WL .1189 条切断措施 75
第 WL .1191 条防火墙 76
第 WL .1193 条发动机罩及短舱 76
F章无人机设备 78
总则 78
第 WL .1301 条功能和安装 78
第 WL .1309 条设备、系统及安装 78
飞行操纵与伺服子系统 78
第 WL .1311 条总则 79
第 WL .1313 条主次飞行操纵器件 79
第 WL .1321 条限制载荷静力试验 79
第 WL .1323 条操作试验 79
第 WL .1325 条操纵系统的细节设计 80
第 WL .1333 条襟翼控制器件 80
第 WL .1335 条襟翼的交连 80
第 WL .1337 条起飞警告系统 80
动力操纵与伺服子系统 81
第 WL .1339 条无人机动力装置的控制器件 81
第 WL .1345 条动力装置附件 81
第 WL .1347 条发动机点火系统 82
飞行与动力传感器 82
第 WL .1349 条空速测量装置 82
第 WL .1351 条静压测量装置 82
第 WL .1355 条使用能源的测量装置 83
第 WL .1357 条动力测量装置安装 83
飞行控制与管理 84
第 WL .1359 条飞行控制系统 84
第 WL .1361 条自动起飞系统-自动着陆系统—总则 85
第 WL .1363 条自动起飞系统-自动着陆系统—手动中止功能 86
第 WL .1365 条紧急恢复能力 87
第 WL .1367 条自动滑跑系统 87
无人机电气系统 88
第 WL .1369 条总则 88
第 WL .1371 条蓄电池或应急电源的设计和安装 90
第 WL .1373 条电路保护装置 91
第 WL .1375 条电气系统防火 91
第 WL .1377 条总开关装置 91
第 WL .1379 条电缆和设备 91
第 WL .1381 条开关 92
第 WL .1383 条外部灯光 92
其他设备 92
第 WL .1385 条应答机和ADS-B 93
第 WL .1419 条防冰 93
第 WL .1431 条电子设备 94
第 WL .1435 条液压系统 94
第 WL .1438 条增压系统和气动系统 95
第 WL .1459 条无人机机载飞行记录器 95
第 WL .1461 条含高能转子的设备 96
G章使用限制和资料 98
第 WL .1501 条总则 98
第 WL .1505 条空速限制 98
第 WL .1507 条使用机动速度 98
第 WL .1511 条襟翼展态速度 98
第 WL .1519 条重量和重心 99
第 WL .1521 条动力装置限制 99
第 WL .1523 条最小无人机操作人员 99
第 WL .1525 条运行类型 100
第 WL .1527 条最大使用高度 100
第 WL .1529 条持续适航文件 100
标记和标牌 102
第 WL .1541 条总则 103
第 WL .1543 条仪表标记 103
第 WL .1557 条其他标记和标牌 103
第 WL .1559 条使用限制标牌 103
第 WL .1561 条安全设备 104
无人机飞行手册和批准的手册资料 104
第 WL .1581 条总则 104
第 WL .1583 条使用限制 105
第 WL .1585 条使用程序 107
第 WL .1587 条性能资料 108
第 WL .1589 条载重资料 109
第 WL .1591 条数据链信息 109
H章无人机数据链路 110
第 WL .1701 条总则 110
第 WL .1703 条指挥和控制数据链路架构 110
第 WL .1705 条电磁干扰和兼容性 110
第 WL .1707 条指挥和控制数据链路性能和监控 110
第 WL .1709 条指挥和控制数据链路延迟 111
第 WL .1711 条指挥和控制数据链路丢失策略 111
第 WL .1713 条指挥和控制数据链路天线遮蔽 111
第 WL .1715 条指挥和控制数据链路切换 112
第 WL .1717 条指挥和控制数据链路防劫持 112
I章无人机地面站 113
总则 113
第 WL .1901 条总则 113
第 WL .1903 条无人机地面指挥控制系统基础设施 113
第 WL .1905 条无人机操作人员工作场所 113
第 WL .1907 条最小无人机操作人员 114
第 WL .1911 条通信系统 114
第 WL .1913 条语音记录器 114
第 WL .1915 条无人机指挥和控制及无人机系统状态数据记录 115
第 WL .1917 条无人机地面指挥控制系统电气系统 115
第 WL .1919 条无人机地面指挥控制系统电源 116
第 WL .1921 条自动任务规划 116
无人机地面站数据显示 116
第 WL .1923 条布局和可见度 116
第 WL .1925 条非全时数据显示 116
第 WL .1927 条飞行和导航数据 116
第 WL .1929 条动力装置数据 117
第 WL .1931 条运行规章要求的设备数据显示 118
第 WL .1933 条数据链路信息显示、告警和指示器 118
第 WL .1935 条燃油油量和滑油油量数据 118
第 WL .1937 条自动起飞或着陆系统数据 119
控制 119
第 WL .1939 条总则 119
第 WL .1941 条安全关键控制 119
第 WL .1943 条常规控制和指示器 120
第 WL .1945 条控制器件的动作和表现 120
第 WL .1947 条无人机地面站飞行控制 120
第 WL .1949 条燃油控制 120
第 WL .1953 条发动机控制 121
第 WL .1955 条点火开关 121
第 WL .1959 条螺旋桨转速和桨距的控制 121
第 WL .1961 条螺旋桨顺桨控制 121
第 WL .1965 条切断控制 121
第 WL .1967 条自动起飞系统或自动着陆系统的“ 中止” 控制 121
指示与告警 122
第 WL .1969 条告警、戒备和提示信息颜色代码 122
第 WL .1971 条无人机自动诊断和监控 122
第 WL .1973 条工作模式降级的告警 122
第 WL .1975 条低速告警 122
第 WL .1977 条无人机控制模式指示 123
第 WL .1979 条襟翼位置指示 123
第 WL .1981 条起落架位置指示和告警 123
第 WL .1983 条燃油泵告警 123
第 WL .1987 条蓄电池放电告警 123
第 WL .1989 条动力装置动力作动阀门指示 123
第 WL .1991 条切断阀门指示 124
第 WL .1993 条无人机电气系统告警和指示 124
第 WL .1995 条液压系统指示 124
第 WL .1999 条空速管加温指示器 124
第 WL .2001 条无人机地面站配电指示器 124
第 WL .2005 条飞行航迹偏离告警 124
第 WL .2007 条无人机安全状态指示 125
信息、标记和标牌 125
第 WL .2009 条总则 125
第 WL .2011 条空速数据 125
第 WL .2013 条磁航向或航迹数据 126
第 WL .2015 条动力装置数据 126
第 WL .2019 条燃油油量数据 126
第 WL .2021 条控制器件标记 126
第 WL .2023 条使用限制指示 127
其他 127
第 WL .2025 条无人机在两台无人机地面站中切换 127
第 WL .2027 条多无人机的指挥和控制 128
第 WL .2029 条无人机在同一无人机地面指挥控制系统中切换 128
第 WL .2031 条多无人机监控 128
A 章总则
第 WL.1 条适用范围
(a) 本专用条件适用于翼龙-2 气象型无人驾驶航空器系统。
(b) 以下定义适用于本专用条件：
(1) 无人驾驶航空器系统是指由无人驾驶航空器以及与其有关的地面站和数据链路等组成的系统，本专用条件中将“无人驾驶航空器系统 ”简称为“无人机系统 ”，将“无人驾驶航空器 ”简称为“无人机 ”；
(2) 无人机机组是指由控制无人机的机长和参与无人机运行并负有监控职责的副操控员组成的机组。
(c) 本专用条件中对“ 飞行阶段 ”定义及划分如下：
(1) 地面：
(i)飞行前准备：包括上电，完成系统自检测、导航系统对准和发动机启动等工作；
(ii)起飞前滑行：从停机位滑出至跑道端头起飞位的过程；
(iii)着陆后滑行：从着陆结束（收起襟翼）滑入至停机位的过程。
(2) 起飞：从起飞位开始滑跑至达到起飞安全高度（ 15 米） 的过程；
(3) 爬升：从起飞安全高度（ 15 米） 开始至达到巡航高度的过程；
(4) 巡航：从开始巡航至开始下降的过程（不超过最大巡航高度）；
(5) 下降：从巡航末端高度下降至进场高度（ 400 米） 的过程；
(6) 进近：从进场高度下滑至着陆安全高度（ 15 米） 的过程，包括放襟翼、并建立着陆下滑姿态；
(7) 着陆：从着陆安全高度（ 15 米） 至着陆结束（着陆滑行收起襟翼）的过程；
(8) 全部阶段：包括以上（ 1）-（7）所有阶段；
(9) 复飞： 特殊飞行阶段，指从发出复飞指令至无人机加速爬升到 400 米的过程，包括无人机拉起、改起飞拉力、收襟翼等。
1
2
B 章无人机总体要求
总则
第 WL.21 条符合性证明
(a) 本章的每项要求，在申请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：
(1) 用申请合格审定的该型无人机系统进行试验，或根据试验结果进行与试验同样准确的计算；
(2) 如果由所检查的各种组合不能合理地推断其符合性，则应对重量和重心的每种组合进行系统的检查。
(b) 在飞行试验中，对规定值的一般的允差如下表，但在一些特定试验中可容许更大的允差：
项目
允差
重量
+ 5%
- 10%
受重量影响的临界项目
- 1%
重心
整个范围的±7%
第 WL.23 条载重分布限制
(a) 必须制定无人机可以安全运行的重量和重心范围。如果某一重量与重心的组合仅允许落在某种载重分布限制内，而该限制又可能无意中被超过，则必须制定相应的重量和重心组合的限制。
(b) 载重分布限制不得超过下述任何一项限制：
(1) 选定的限制；
(2) 结构证明的限制；或
(3) 表明符合本章每一适用飞行要求的限制。
第 WL.25 条重量限制
(a) 最大重量最大重量是指无人机在表明符合本专用条件每项适用要求时（ 除了那些符合设计着陆重量的以外） 的最重的重量。所制定的最大重量必须符
3
合下列条件：
(1) 最大重量不超过下列值：
(i)申请人选定的最重的重量；
(ii)最大设计重量， 即表明符合本专用条件每项适用的结构载荷情况的最重的重量；
(2) 最大重量不小于下列情况时的重量：
(i)滑油箱装满，且燃油量至少足以供给发动机在最大连续功率下工作30分钟。
(ii)保留。
(b) 最小重量必须制定最小重量（表明符合本专用条件每项适用的要求的最轻重量），使之不大于下列重量之和：
(1) 按第 WL.29 条确定的空重；
(2) 在最大连续功率下工作半小时所需要的燃油量。
第 WL.29 条空重和相应的重心
(a) 空重与相应的重心必须用无人机称重的方法确定，称重时无人机上装有下列各项：
(1) 固定配重；
(2) 按第 WL.959 条确定的不可用燃油；
(3) 全部工作液体，包括下列各项：
(i)滑油；
(ii)液压油；
(iii)机上系统正常工作所需的其他流体。
(b) 确定空重时的无人机状态必须是明确定义的并易于再现。
第 WL.31 条可卸配重
如果符合下列要求，在表明符合本章的飞行要求时，可采用可卸配重：
(a) 安放配重的地方经过适当的设计和装备，并按第 WL.1557 条作了标记。
4
(b) 为每种需要使用配重的载重情况适当安放可卸配重，在无人机飞行手册、批准的资料或标记与标牌上，都对此有技术说明。
第 WL.33 条螺旋桨转速和桨距限制
(a) 总则必须对螺旋桨转速和桨距值加以限制， 以确保在正常工作状态下安全运行。
(b) 保留。
(c) 保留。
(d) 带有恒速控制装置的可控桨距螺旋桨此类螺旋桨必须符合下列规定：
(1) 具有一种装置，在调速器工作时将发动机最大转速限制到最大允许起飞转速；
(2) 在调速器不工作时， 当桨叶处于可能的最小桨距位置、发动机为起飞进气压力、无人机静止且无风时，满足下列之一：
(i)具有一种装置，能将发动机最大转速限制到最大允许起飞转速的103%，或
(ii)具有一种装置，对经批准可以超速的发动机，能将发动机和螺旋桨的最大转速限制在不超过经批准的最大超转转速。
性能
第 WL.45 条总则
(a) 除非另有规定，必须按以下条件满足本章的性能要求：
(1) 静止空气和标准大气条件；
(2) 外界大气条件。
(b) 确定性能数据必须不少于下列条件范围：
(1) 机场高度从海平面到 3,000 米；
(2) 保留；
(3) 温度从标准温度至标准温度以上 30℃ , 如果更低时，符合第 WL.1041
5
条至第 WL.1045 条冷却试验所表明的最高周围大气温度。
(c) 确定性能数据必须使发动机罩通风片或其他控制发动机冷却空气供应的装置处于第 WL.1041 条至第 WL.1045 条要求的冷却试验所用的位置。
(d) 可用推进力必须与不超过批准的功率或推力扣除下列损失后的发动机功率或推力相对应：
(1) 安装损失；
(2) 特定外界大气条件和特定的飞行状态下由附件所吸收的功率（ 当量推力）。
(e) 受发动机功率或推力影响的性能必须基于相对湿度确定：
(1) 在等于和低于标准温度时，相对湿度为 80%；
(2) 从标准温度时的 80%，线性变化到标准温度加 28℃时的 34%。
(f) 除非另有规定，在确定起飞和着陆距离时，改变无人机的构型、速度和功率或推力必须按照申请人为使用操作所制定的程序进行。这些程序必须能够由具有中等技巧的无人机操作人员在遇到合理预期的使用中外界大气条件时一贯正常地执行。
(g) 下列相关距离必须零逆风情况下，在平坦、干燥、硬质的道面上确定：
(1) 第 WL.53（b）条的起飞距离；
(3) 保留；
(4) 第 WL.75 条的着陆距离。
注：其他类型道面（如草地、碎石） 干燥时对这些使用距离的影响可以被确定或推算出来，并且这些道面可以按 WL.1583 条（p）列入飞行手册。
(h) 保留。
第 WL.49 条失速速度
(a) VS0 和 VS 1 是在下列状态下的失速速度或最小稳态飞行速度， 以节计（校准空速），在该速度下无人机是可控制的：
(1) 保留；
6
(2) 在失速速度下推力不大于零，或，如果所产生的推力对失速速度没有显著影响，则发动机慢车并且油门关闭；
(3) 螺旋桨处于起飞位置；
(4) 无人机处于 VS0 和 VS 1 试验时所处状态；
(5) 重心处于导致最大 VS0 和 VS 1 值时的位置；
(6) 重量为以 VS0 和 VS 1 作为因素来确定是否符合所要求的性能标准时采用的重量。
(b) VS0 和 VS 1 由风洞实验数据来确定。
(c) 除本条（d） 的规定以外，最大重量时的 VS0 和 VS 1 不得超过 61 节。
(d) 当 VS0 超过 61 节时，下列规定适用：
(1) 在下列条件下，起飞表面以上 122 米（400 英尺）时的定常爬升梯度必须为可测的正值：
(i)保留；
(ii)发动机为起飞功率；
(iii)起落架在收上位置；
(iv)襟翼处于收上位置；和
(v)爬升速度等于按第 WL 53条演示在15米（50英尺） 时达到的速度。
(2) 在下列条件下，高于起飞或着陆表面（适用时）457 米（ 1,500 英尺）时的定常爬升梯度不少于 0.75%：
(ii)发动机不超过其最大连续功率；
(v)爬升速度不小于1 .2VS 1。
第 WL.50 条最低示范速度
如果失速速度不能通过飞行试验进行表明，则将可以考虑“最低示范速度 ”。
7
(a) 最低示范速度 Vmin DEMO 是申请人通过飞行测试证明的最低速度， 同时可能调整或禁止飞行控制保护功能，使用第 WL.181 条中规定程序并满足该条飞行特性的要求。
(b) 最低示范速度 Vmin DEMO 必须小于 WL.334 条中定义的飞行控制系统认定下的飞行包线保护允许的最小稳态飞行速度（起飞和着陆除外） 的 r 倍。 r 不得高于 0.95，并应与局方商定。
第 WL.51 条起飞速度
(a) 抬前轮速度 VR 是飞行控制系统发出指令使无人机升离道面的速度。
(2) VR 必须不小于 VS 1。
(3) 保留。
(b) 达到高于起飞表面 15 米时，无人机达到的速度必须不小于：
(2) 下列中大者：
(i)在包括紊流和发动机完全失效的所有合理预期情况下，表明是安全的速度；
(ii) 1.20VS 1。
第 WL.53 条起飞性能
(a) 起飞距离按本条（b） 的规定确定，并用第 WL.51 条（ a） 和（ b）规定的速度。
(b) 起飞并爬升到高于起飞表面 15 米所需的距离必须在下列条件下针对起飞运行限制内的每一重量、高度、温度确定：
(1) 发动机为起飞功率；
(2) 襟翼为起飞位置；
(3) 起落架放下。
8
(d) 保留。
第 WL.63 条爬升： 总则
(a) 必须按下列规定表明符合第 WL.63 条、第 WL.65 条和第 WL.73 条的要求：
(1) 无地效；
(2) 不小于演示符合第 WL.1041 条至第 WL.1045 条的动力装置冷却试验时的速度。
(c) 必须在规定的起飞和着陆使用限制内的各个重量下分别表明对下列要求的符合性，该重量为机场高度和外界温度的函数：
(1) 对起飞为第 WL.65 条（b） 的适用部分，和
(2) 对着陆为第 WL.77 条（b） 的适用部分。
第 WL.65 条爬升： 发动机工作
(a) 保留。
(b) 起飞后必须至少具有 4% 的定常爬升梯度：
(1) 每台发动机为起飞功率；
(2) 起落架在放下位置， 除非起落架可以在不超过 7 秒内收上，则试验可在起落架收上位进行；
(3) 机翼襟翼处于起飞位置；
(4) 爬升速度不低于 1.2VS 1。
第 WL.69 条航路爬升/下降
(a) 发动机工作必须在申请人确定的运行限制内的每一重量、高度和外界大气温度下确定定常爬升梯度和爬升率：
(1) 发动机不超过最大连续功率；
(2) 起落架在收上位置；
(3) 襟翼收上；
9
(4) 爬升速度不小于 1.3VS 1。
第 WL.71 条滑翔
必须确定在静止空气中每损失 305 米高度滑行的最大水平距离和获得此距离所需的速度，此时，发动机不工作，螺旋桨在最小阻力位置，襟翼在最有利的可用位置。
第 WL.73 条参考着陆进场速度
参考着陆进场速度 VREF，不得小于 1.3VS0。
第 WL.75 条着陆距离
对着陆，必须在运行限制内标准温度下的每一重量和高度， 确定无人机从高于着陆表面 15 米的一点到无人机着陆并完全停止所需的水平距离：
(a) 保持不小于第 WL.73 条确定的 VREF 定常进场下降到 15 米的高度；且
(1) 在降至 15 米的高度前，稳定下滑进场梯度必须不大于 5 .2%（3°);
(2) 此外， 申请人可以通过试验进行演示， 在降至 15 米的高度前， 大于
5.2% 的最大定常下滑梯度是安全的。下滑梯度必须作为一项使用限制加以规定，并且必须能够通过适当的仪表将必要的下滑梯度指示信息提供给无人机操作人员。
(b) 在整个机动中必须保持构型不变；
(c) 着陆时必须避免大的垂直加速度，没有弹跳、前翻、地面打转的倾向。
(d) 在最大着陆重量或对应于第 WL.63 条（ c）（2） 的高度和温度的最大着陆重
量下，必须表明无人机能从 15 米高度所处的状态，安全过渡到第 WL.77 条的中断着陆状态。
(e) 刹车的使用不得导致轮胎或刹车的过度磨损。
(f) 可以使用除机轮刹车以外符合下列条件的其它减速手段：
(1) 安全可靠；
10
(2) 使用时能在服役中获得始终如一的效果。
(g)如果使用了依赖任一发动机工作的装置，且在该发动机不工作着陆时着陆距
离将增加，则必须按该发动机不工作的情况来确定着陆距离， 除非采取了其它补偿措施使着陆距离不超过全发工作时的距离。
第 WL.77 条中断着陆
在下列条件下，必须能够保持至少 2.5% 的定常爬升梯度：
(a) 发动机功率不大于将功率杆从最小飞行慢车位置开始移动后 8 秒时的可用功率；
(b) 起落架在放下位置；
(c) 襟翼处于着陆位置；
(d)爬升速度等于第 WL.73 条定义的 VREF。
飞行特性
第 WL.141 条总则
在不超过第 WL.1527 条规定的最大使用高度下，无人机在申请合格审定的所有实际的载荷条件和使用高度上必须满足第 WL.143 条至第 WL.253 条的各项要求，且无需无人机组具有特殊技能或警觉性。
控制和机动性
第 WL.143 条总则
(a) 在所有飞行阶段，无人机必须可以安全地控制并可以安全地进行机动：
(1) 起飞；
(2) 爬升；
(3) 平飞；
(4) 下降；
(5) 复飞；
11
(6) 襟翼展态和收态下的着陆（有动力和无动力）；
(7) 地面滑行。
(b) 必须能从一种飞行状态平稳地过渡到另一种飞行状态（包括转弯和侧滑），
并在任何可能的使用条件下没有超过限制载荷系数的危险。
配平
第 WL.161 条配平
飞行控制系统（ FCS）对无人机的配平必须保证对无人机的最大程度控制，并保证动力学特性和安全裕度不会受到影响。
稳定性
第 WL.171 条总则
无人机必须是纵向、航向和横向稳定的。此外，如果试飞表明对安全运行有必要，则在服役中正常遇到的任何条件下，必须表明有合适的稳定性。
失速
第 WL.181 条失速及失速响应
(a) 在飞行手册中明确失速速度计算方式。计算方式中应考虑失速迎角和失速速度等多种参数。
(b) 在任何模式时都不允许失速发生。
(c) 对于失速进行了临界状态监控，达到临界状态前进行告警。
(d) 如果达到失速状态，进行自动纠正措施。
尾旋
第 WL.221 条尾旋
除非是在由局方所认可和确定的条件下出现尾旋的情况（ 即用作一个符合
12
第 WL.1365 条要求的飞行终止系统），否则无人机必须为防止出现所有模式的尾旋情况而进行特别设计，上述情况可能是由为飞行控制系统所保持的飞行包线保护所引起的，也可能是由其它被申请人所证实的方法所引起的。
地面控制特性
第 WL.231 条纵向稳定性和控制
在任何可合理预期的运行条件下，包括着陆或起飞期间发生回跳，不得有不可控制的前翻倾向。机轮刹车工作必须柔和，不得引起任何过度的前翻倾向。
第 WL.233 条航向稳定性和控制
(a) 必须确定风速的 90 ° 侧向分量，且不得小于 0.2VS0，并演示在此分量下滑行、起飞和着陆是安全的。
(b) 无人机在以正常着陆速度无动力着陆时，必须具有令人满意的可操纵性，其
间没有使用刹车或发动机动力来保持直线路径，直到速度已经减小到低于着陆接地速度的 50%。
(c) 除非无人机没有被设计采用滑行的方式，否则无人机在滑行时必须具有适当的航向控制能力。
第 WL.235 条在无铺面的道面上的使用
(a) 必须证明无人机具有令人满意的特性。当无人机在正常使用时非常有可能遇
到的最粗糙地面或无道面跑道上起飞、着陆或滑行（ 除非无人机没有被设计采用滑行的方式） 时，其吸震机构必须不能对无人机造成破坏。
(b) 如果无人机飞行手册将无人机的操作仅仅限制在有道面的滑行道或跑道上进行，那么：
(1) 对于在无道面跑道上滑行、起飞和着陆的要求不适用；
(2) 无人机系统飞行手册应给出所有用于应对在无道面跑道上进行紧急着陆的操作性说明。
第 WL.237 条湿跑道操作
13
如果期望在湿跑道上工作，无人机就要设计为能够承受跑道水雾。
第 WL.239 条运输和存储
(a) 当无人机系统或系统的一部分被设计成可以在正常的操作或系统使用期间，
通过任何方式进行运输形式时，应该证明与运输方法有关的环境因素不会对这些标准的任何要求造成不利的影响。
(b) 应该证明在正常操作期间用于运输的任何特殊设备（如特殊的容器，支架等）
具有适当的环境保护等级， 以适应所采用的运输方法。
(c) 当无人机系统或系统的一部分为了运输而进行了重新配置时，应该证明在系
统生命周期中的任何阶段，预定数量的重新配置不会对本标准的任何要求造成不利影响。
(d) 当无人机系统或系统的一部分被设计作为正常使用模式的一部分在储存库中
放置时，应该证明与存储准备、存储，或从存储状态恢复使用有关的环境性因素，不会对这些标准的任何要素或要求造成不利的影响。
(e) 在本节中，与运输或存储有关的环境性因素应包括了所有的电击、震动、水
和潮湿、微粒物质、电磁、热， 以及其它可预见情况，或在运输或存储期间可能遇到的、会对这些标准要求造成不利影响的任何因素。
其他飞行要求
第 WL.251 条振动和抖振
在直到设计俯冲速度 VD/MD 的任何相应的速度和功率状态，不得存在严重的振动和抖振导致结构损伤，无人机的每一部件必须不发生过度的振动。另外，在任何正常飞行状态，不得存在强烈程度足以干扰无人机良好控制或引起结构损伤的抖振状态。
第 WL.253 条高速特性
如果最大工作速度 VM 0/MM0 是依据第 WL.1505 条建立的，则以下速度的增加或恢复特性必须满足：
14
(a) 在无人机系统已经配平的状态下，必须进行任何大于 VM 0/MM 0 速度的类似
于引起无意速度增加（包括俯仰和滚转的扰动） 的运行环境和特性的仿真。这些条件和特性包括突风扰动、从爬升和下降改平飞从马赫到空速限制高度。
(b) 如发生第 WL.1927 条中规定的有效固有的或人工的速度告警，允许无人机
系统机组人员或飞行控制系统的反应时间，需表明无人机系统能恢复至正常姿态且速度降至 VM 0/MM0，没有：
(1) 超过 VD/MD ,第 WL.251 条规定的最大速度，或结构限制；或
(2) 减弱无人机系统恢复能力的抖振。
(c) 在直到按第 WL.251 条规定的最大速度的任一速度，不得有绕任一轴的操纵反逆现象。
15
C 章无人机结构
第 WL.301 条载荷
(a) 强度的要求用限制载荷（服役中预期的最大载荷） 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，所规定的空中和地面必须与计及无人机每一质量项目的
惯性力相平衡。这些载荷的分布必须保守地近似于或接近地反映真实情况。
(c) 如果载荷作用下的变位会显著地改变外部载重或内部载重的分布，则必须考虑载重的这种重新分布。
(d) 如果 简化 结构 设计 准则 得到 的设 计载 荷不 小于 第 WL.331 条至 第
WL.473 条中规定的载荷，则可以使用这些简化结构设计准则。
第 WL.303 条安全系数
除非另有规定， 当以限制载荷作为结构的外载荷时，必须采用安全系数1.3。当用极限载荷来规定受载情况时，不必使用安全系数。
第 WL.305 条强度和变形
(a) 结构必须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作用下，变形不得妨害安全运行。
(b) 结构必须能够承受极限载荷至少三秒钟而不破坏，但是如果结构能够承
受要求的极限载荷至少三秒钟，则在限制载荷与极限载荷之间产生局部失效或结构失稳是可接受的。当用模拟真实载荷情况的动力试验来表明强度的符合性时，此三秒钟的限制保留。
第 WL.307 条结构符合性的证明
16
(a) 必须表明每一临界受载情况下均符合第 WL.305 条强度和变形的要求。
只有在经验表明某种分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。否则，必须进行载荷试验来表明其符合性。如果模拟该用于设计的载荷情况，则动力试验包括结构飞行试验是可以接受的。
(b) 结构的某些部分必须按照本专用条件 D 章的规定进行试验。
飞行载荷
第 WL.321 条总则
(a) 飞行载荷系数是气动力分量（垂直作用于假设的无人机纵轴） 与无人机
重力之比。正载荷系数是当气动力相对于无人机向上作用时的载荷系数。
(b) 必须按下列各条表明符合本章的飞行载荷要求：
(1) 在无人机可以预期的运行范围内的每一临界高度；
(2) 从设计最小重量到设计最大重量的每一重量；
(3) 对于每一要求的高度和重量，按在第 WL.1583 条至第 WL.1589 条
规定的使用限制内可调配载重的任何实际分布。
(c) 当压缩性影响显著时，则必须予以考虑。
第 WL.331 条对称飞行情况
(a) 在确定与第 WL.333 条至第 WL.341 条规定的任何对称飞行情况相对应
的机翼载荷和线惯性载荷时，必须用合理的或保守的方法计及相应的 V尾的平衡载荷。
(b) 由于机动和突风引起的 V 尾载荷的增量，必须以合理的或保守的方法用无人机的角惯性力来平衡。
(c) 确定无人机载荷时必须考虑气动面的交互影响。
(d) 必须使用合理或保守的方法考虑对称飞行情况下螺旋桨滑流等引起的非对称载荷。
17
第 WL.333 条飞行包线
(a) 总则对于飞行包线的边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，
均必须表明符合本章的强度要求。该飞行包线表示分别由（ b）和（ c）机动和突风准则所规定的飞行载荷情况的范围。
(b) 机动包线除受到最大（静）升力系数的限制外，假定无人机经受对称机动而产生下列限制载荷系数：
(1) 在直到 VD 的各速度时，为第 WL.337 条规定的正机动载荷系数；
(2) 在直到 VC 的各速度时，为第 WL.337 条规定的负机动载荷系数；
(3) 对无人机，负载荷系数从 VC 时的规定值随速度线性变化到 VD 时的0.0。
(c) 突风包线
(1) 假定无人机在平飞时遇到对称的垂直突风， 由此引起的限制载荷系数必须对应于按下述突风速度确定的情况：
(i)高度在海平面与 6, 100 米之间时，在速度为 VC 时的正（ 向上）、
负（ 向下）突风速度必须取为 15.25 米/秒；
(ii)高度在海平面与 6, 100 米之间时，在速度为 VD 时的正、负突风速度必须取为 7.60 米/秒。
(2) 必须作下列假设：
(i)突风形状为：
其中：
s 为进入突风区的距离，米；
为机翼的平均几何弦长，米；
Ude 为按本条（ 1）得到的突风速度。
(ii)在 VC 和 VD 之间突风载荷系数随速度按线性变化。
(d) 飞行包线
18
第 WL.334 条飞行包线保护
(a) 飞行控制系统应按如下方式实施飞行包线保护：
(1) 每个包络保护点的特征必须平滑，适合于飞行阶段和机动类型；
(2) 受保护的飞行参数的限制值必须与下列内容相适应：
(i)无人机结构限制；
(ii)要求无人机安全可控的机动；
(iii)对有危险或更严重的故障条件有利。
(3) 飞行控制系统允许的最低速度必须与第 WL.50 条（ b）中规定的裕度相一致；
(4) 无人机必须在适当的参数限制范围内响应有意的动态机动；
(5) 阻尼和超调等动态特性也必须适用于相关的机动和限制参数；
(6) 由于飞行包线保护限制和任何其它飞行控制内部限制的组合， 飞行控制系统的特性不得导致命令输出的剩余振荡；
(b) 当使用同时包线保护限制，则不得导致不良耦合或不利优先权。
(c) 申请人必须明确界定飞行控制系统维持的飞行包线保护控制系统内的边界和优先次序。
19
第 WL.335 条设计空速
除本条（a）（4） 的规定外，所取的设计空速均为当量空速。
(d)设计巡航速度 VC 对于 VC，采用下列规定：
(1) 此处 W/ S= 设计最大起飞重量时的翼载时，VC（节）不得小于：
4 . 77 Wg/s（ 14 .9 W/s; 33 W/s）
(2) 在 Wg/ S（ W/ S） 值大于 958 牛/米 2（ 97.7 公斤/米 2）时，上述两
个系数可以随 Wg/ S（ W/ S） 线性下降到 Wg/ S（ W/ S）等于 4,790牛/米 2（ 488 公斤/米 2）时的 4.13（ 12.9；28.6）；
(3) 在海平面，VC 不必大于 0.9VH；
(4) 在已制定了 MD 的高度上，可选定一个受压缩性限制的巡航速度 MC。
(e) 设计俯冲速度 VD 对于 VD，采用下列规定：
(1) VD/MD 不得小于 1.25 倍的 VC/MC；
(2) 对于要求的最小设计巡航速度 VCmin，VD（节）不得小于下列数值：
(i) 1.40VCmin；
(ii)保留；
(iii)保留。
(3) 在 Wg/ S（ W/ S）值大于 958 牛/米 2（ 97.7 公斤/米 2）时，本条（b）
（2） 中的系数可以随 Wg/ S（ W/ S）线性下降到 Wg/ S（ W/ S）等于
4,790 牛/米 2（ 488 公斤/米 2）时的 1.35；
(4) 如果选择的 VD/MD，使 VC/MC 与 VD/MD 的最小速度差值大于下列
值的较大者，则不必表明符合本条（b）（ 1）和（2）：
(i) 从 VC/MC 定常飞行的初始情况开始，无人机颠倾，沿着一条比初
始飞行航迹低 7.5 ° 的飞行航迹飞行 20 秒，然后以 1.5 的载荷系数（0 .5g 的加速度增量）拉起无人机时得到的速度增量。在开始拉起之前，对活塞发动机必须假定至少为 75% 最大连续功率，如果取较小的功率（推力），则在开始拉起之前也必须至少为 VC/MC 时的所
20
需功率（推力），拉起开始时可以减少功率并使用飞行控制系统控制的阻力装置，并且符合下列要求：
(ii) 0.05M，对于无人机（在已制定了 MD 的高度上）。
(f) 设计机动速度 VA 对于 VA，采用下列规定：
(1) VA 不得小 VS n
(i)其中：VS 是在设计重量和襟翼收态的计算失速速度，通常根据无人机最大法向力系数 CNA 来计算；
(ii)n 是用于设计的限制机动载荷系数。
(2) VA 值不必超过用于设计的 VC 值。
(g)对应最大突风强度的设计速度 VB 对于 VB，采用下列规定：
(1) VB 不得小于由最大正升力系数 CNmax 曲线与强突风速度线在突风 V
- n 图上的交点所确定的速度，或不得小于vs1，两者中取小值，
式中：
(i) ng 为无人机在所考虑的特定重量下， 由于对应于速度 VC 的突风（按第 WL.341 条） 引起的正突风载荷系数；
(ii) VS 1 为在所考虑的特定重量下，襟翼收起时的失速速度。
(2) VB 不必大于 VC。
第 WL.337 条限制机动载荷系数
(a) 正限制机动载荷系数 n 不得小于下列数值：
式中：W 为设计最大起飞重量，但 n 不必大于 3.8；
(b) 负限制机动载荷系数不得小于下列数值：
(1) 0.4 倍正载荷系数；
(2) 保留。
(c) 如果无人机具有的设计特征使其在飞行中不可能超过本条规定的机动载
21
荷系数，则可采用小于本条规定的值。
第 WL.341 条突风载荷系数
(a) 无人机必须设计成能承受由第 WL.333 条规定的突风在每个升力面上产生的载荷。
(b) 突风载荷系数必须按照下列公式计算：
式中： kg 为突风缓和系数；
为飞机质量比；
Ude：根据 WL.333 条得到的突风速度，米/秒；
ρ , 为大气密度，公斤/米 3
Wg/ S，为具体载荷情况下的适用的飞机重量产生的翼载，牛顿/米 3
为平均几何弦长，米；
g 为重力加速度，米/秒 2；
V 为飞机当量速度，米/秒；
a 如果突风载荷以合理的方式同时作用在机翼和水平尾面上时， a 即为飞机法向力系数 CNA 曲线的斜率（ 1/弧度）；如突风载荷仅作用在机翼上，而平尾的突风载荷作为单独情况处理时，则可采用机翼升力系数 CL 曲线的斜率（ 1/弧度）。
公制：
式中：Ude:根据 WL.333 条（c）得到的突风速度，米/秒；
22
kg 为突风缓和系数；
ρ 为大气密度，牛顿·秒 2/米 4；
W/S 为具体载荷情况下适用的飞机重量产生的翼载，公斤/米 2；
英制： n
Ude：根据 WL.333 条（c）得到的突风速度，英尺/秒
ρ 为大气密度，斯拉格/英尺 3；
W/S 为具体载荷情况下适用的飞机重量产生的翼载，磅/英尺 2；
为平均几何弦长，英尺；
g 为重力加速度，英尺/秒 2；
V 为飞机当量速度，节；
23
a 如果突风载荷以合理的方式同时作用在机翼和水平尾面上时，a 即为飞机法向力系数 CNA 曲线的斜率（ 1/弧度）；如突风载荷仅作用在机翼上，而平尾的突风载荷作为单独情况处理时，则可采用机翼升力系数 CL 曲线的斜率（ 1/弧度）。
第 WL.343 条设计燃油载重
(a) 可调配载重的各种组合必须包括从零燃油到选定的最大燃油载重范围内的每一燃油载重；
(b) 如果燃油装在机翼内，且机翼油箱零燃油时的无人机最大许用重量小于最大重量，则必须选用它作为“ 最大零机翼燃油重量 ”。
第 WL.345 条增升装置
(a) 如果装有用于起飞、进场或着陆的襟翼或类似的增升装置，则在速度 VF
襟翼完全伸展形态下，假定无人机经受对称机动和对称突风，其范围由下列条件确定：
(1) 机动到正限制载荷系数 2.0；
(2) 垂直作用于水平飞行轨迹的正、负突风速度为 7 .60 米/秒。
(b) 必须假定 VF 不小于 1.4VS 或 1.8VSF 两者的大者，其中：
(1) VS 是在设计重量下襟翼收态时的计算失速速度；
(2) VSF 是在设计重量下襟翼完全伸展时的计算失速速度；
(3) 如果使用了襟翼载荷自动限制装置，则无人机可以按装置所允许的空速和襟翼位置的临界组合情况来设计。
(c) 当把无人机作为一个整体来确定其外载荷时，可以假定推力、滑流和俯仰加速度为零。
(d) 襟翼、其控制机构及其支撑结构必须设计成能承受本条（a）规定的情况。
此外，在速度 VF、襟翼完全伸展时，必须分别考虑下述情况：
(1) 速度为 7.60 米/秒（ 当量空速） 的迎面突风与 75% 的最大连续功率所对应的螺旋桨滑流同时作用；
24
(2) 最大起飞功率所对应的螺旋桨滑流影响。
第 WL.347 条非对称飞行情况
假定无人机经受到第 WL.349 条和第 WL.351 条的非对称飞行情况。对重心的不平衡气动力矩，必须由惯性力以合理的或保守的方法予以平衡，认为此惯性力由主要质量提供。
第 WL.349 条滚转情况
机翼和机翼的支撑结构必须按下列载荷情况来设计：
(a) 与无人机类别相应的非对称机翼载荷。除非下列值导致不符合实际的载
荷，滚转加速度可以由第 WL.333 条（d）规定的对称飞行情况按下述方法加以修正而得到：
(1) 对于无人机系统，在 A 情况，假定 100% 的半翼展机翼气动载荷作用在无人机的一侧，75% 作用在另一侧；
(b) 由第 WL.455 条规定的副翼偏转和速度所产生的载荷， 至少同用于设计
的正机动载荷系数的 2/3 相组合。除非下列值导致不符合实际的载荷，副翼偏转对机翼扭矩的影响，可以在第 WL.333 条（d）确定的临界情况下，用翼展上副翼所占部分内的基本翼型力矩系数附加下列增量的方法来计算：
Cm＝-0.01δ其中：
Cm 是力矩系数增量；
δ是在临界情况下副翼向下偏转的度数。
第 WL.351 条偏航情况
无人机必须按照第 WL.441 条至第 WL.443 条规定的载荷在垂直翼面
25
（V尾翼面）上产生的偏航载荷来设计。
第 WL.361 条发动机扭矩
(a) 每个发动机架及其支承结构必须按下列组合效应进行设计：
(1) 相应于起飞功率和螺旋桨转速的发动机限制扭矩和第 WL.333 条（d）
中飞行情况 A 的限制载荷的 75% 同时作用；
(2) 相应于最大连续功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩和第 WL.333
条（d） 中飞行情况 A 的限制载荷同时作用；
(3) 对于涡轮螺旋桨装置， 除本条（a）（ 1）和（a）（2）规定的情况外，
相应于起飞功率和螺旋桨转速的发动机限制扭矩乘以下述系数后和1g 平飞载荷同时作用。该系数是用于考虑螺旋桨操纵系统故障（包括快速顺桨），在缺少详细分析时，必须取为 1.6。
(b) 本条（a）考虑的发动机限制扭矩，必须由平均扭矩乘以下列系数得出：
(1) 对于涡轮螺旋桨装置，不小于 1.25。
第 WL.363 条发动机架的侧向载荷
(a) 发动机架及其支承结构必须按作用于该发动机架上的侧向载荷来设计，此侧向载荷限制系数不小于下列数值：
(1) 1.33；
(2) 第 WL.333 条（b） 飞行情况 A 限制载荷系数的 1/3。
(b) 可假定本条（a）规定的侧向载荷与其他飞行情况无关。
第 WL.371 条陀螺和气动载荷
必须针对陀螺惯性及其所产生的气动载荷来进行发动机安装布局和支撑结构的设计，此时发动机和螺旋桨处于如下条件下的最大连续 rpm（转数/分钟）状态（若适用）：
(a) 第 WL. 351 条和第 WL.441 条中规定的条件；
26
(b) 在被飞行控制系统所允许的限制条件内的所有如下可能的组合：
(1) 偏航速度，取由飞行控制系统所维持的飞行包线范围内的预计最大偏航角速度的 150%；
(2) 俯仰速度，取由飞行控制系统所维持的飞行包线范围内的预计最大俯仰角速度的 150%；
(3) 法向载荷系数，取由飞行控制系统所维持的飞行包线范围内的预计最大载荷系数的 150%；
(4) 最大连续推力。
操纵面和控制系统载荷
第 WL.391 条操纵面载荷
第 WL.397 条至 第 WL.455 条中 规定 的操 纵面 载荷， 是假 定在 第WL.331 条至第 WL.351 条规定的情况下产生的。
第 WL.393 条平行于铰链线的载荷
(a) 操纵面及支承铰链架必须设计成能承受平行于铰链线作用的惯性载荷。
(b) 在缺少更合理的资料时，可以假定此惯性载荷等于 KWg（公制），式中：
(1) K=24，对于垂直的操纵面；
(2) K=12，对于水平的操纵面；
(3) W 为可动操纵面的重量；
g 为重力加速度。
第 WL.395 条控制系统载荷
(a) 飞行控制系统及其支持结构，必须按第 WL.391 条至第 WL.455 条规定
的情况，用至少为计算的操纵面铰链力矩的 125% 的载荷进行设计。此外，采用下列规定：
(1) 系统极限载荷不应超过飞控作动器所能承受载荷中的最大载荷；
(2) 在无人机服役使用过程中，考虑到卡滞、地面突风、顺风滑行（ 如
27
果无人机被设计成滑行）、控制惯性和摩擦， 系统必须设计成在任何情况下都坚实耐用。
(b)设计 升降 舵、 副翼 和方 向舵 控制 系统 时， 计算 的铰 链力 矩必 须采 用
125% 的系数。然而， 如果铰链力矩根据精确的飞行试验数据，则可以用低至 1.0 的系数， 系数的减少量，应根据试验数据的精确性和可靠性而定。
(c) 假定用于设计的飞控作动系统产生的作用力在控制系统与操纵面控制支臂的连接处受到反作用。
第 WL.397 条限制操纵力和扭矩
(a) 在操纵面飞行加载条件下，可移动表面上的空气载荷以及相应的挠度不
应超过飞行过程中由作动系统产生的任何力（ 在（ b）规定的范围内）所引起的载荷。
(b) 操纵系统必须能够承受由作动系统所产生的最大载荷与扭矩。
第 WL.405 条辅助控制系统
辅助控制器件，如机轮刹车控制器件，均必须按照控制系统很可能施于该控制器件的最大作用力进行设计。
第 WL.415 条地面突风情况
(a) 控制系统必须按下列地面突风和顺风滑行产生的操纵面载荷进行设计：
(1) 如果按本条（a）（2） 不要求检查控制系统地面突风载荷情况，但是
申请人选定按这些载荷来设计控制系统的某一部分，则只需把这些载荷从操纵面控制支臂传到最近的止动器或突风锁及其支撑结构上；
(2) 如果设计采用的控制系统作用力小于第 WL.397 条（ b）中规定的最
小值，则必须按下式检查地面突风和顺风滑行引起的操纵面载荷对整个控制系统的影响：
H＝KcSsq
28
H为限制铰链力矩，牛·米（公斤·米）；
c为铰链线后操纵面的平均弦长，米；
Ss为铰链线后操纵面面积，米2；
q为动压，帕（公斤/米2），其相应的设计速度不小于 0.643 Wg/S+4.45 米/秒（ 2.01 W/S+4.45米/秒），其中W/S为设计最大重量下的翼载，但设计速度不必大于 26.8 米/秒（W为无人机最大重量，公斤；g 为重力加速度，米/秒2； S 为机翼面积，米2）；
K 为本条（b）给出的地面突风情况限制铰链力矩系数（对于副翼和升降舵， K 为正值时表示力矩使操纵面下偏，K为负值时表示力矩使操纵面上偏）。
(b) 地面突风限制铰链力矩系数 K 必须取自下表：
操纵面
K
控制器件位置
（a）副翼
0.75
（a）副翼锁定在中立位置
（b）副翼
±0.50
（b）副翼全偏：一个副翼为正力矩 , 另一个副翼为负力矩
（c）升降舵
±0.75
（c）升降舵向上全偏 ( - )
（d）升降舵
（d）升降舵向下全偏 ( + )
（e）方向舵
（e）方向舵在中立位置
（f）方向舵
（f）方向舵全偏
(c) 在相关手册规定的从空重到最大重量的所有系留重量下，规定的系留点
及其周围结构、控制系统、操纵面都必须能承受无人机系留时由任何方向的直到 120 公里/小时水平风引起的限制载荷。
水平安定和平衡翼面
第 WL.421 条平衡载荷
(a) 水平翼面平衡载荷是在任何规定的没有俯仰加速度的飞行情况下，维持平衡所必须的载荷。
(b) 水平平衡翼面必须按限制机动包线上的任一点和第 WL.345 条规定的襟
29
翼情况所产生的平衡载荷来设计。
第 WL.425 条突风载荷
(a) 每一水平翼面（非主翼）必须按下列情况产生的载荷来设计：
(1) 襟翼收起，第 WL.333 条（c）所规定的突风速度；
(2) 在速度 VF，对应于第 WL.345 条（ a）
评论