(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)对按第29．1505条(c)制定V(TOSS下标)(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V(NE下标)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V(NE下标)而不需要特殊的驾驶技巧；
(2)在速度为1．1V(NE下标)(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。
第29．151条 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。
第29．161条 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。
第29．171条 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。
第29．173条 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)在第29．175条(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)在第29．175条(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％。
第29．175条 纵向静稳定性的演示
(a)爬升在速度从0．85V(Y下标)或比V(Y下标)小27．78千米／小时(15节)(取小值)到1．2V(Y下标)或比V(Y下标)大27．78千米／小时(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V(Y下标)配平。
(b)巡航在速度从0．7V(H下标)或0．7V(NE下标)(取小值)至1．1V(H下标)或1．1V(NE下标)(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)0．9VV(H下标)或0．9V(NE下标)(取小值)平飞时的功率；
(4)起落架收起；
(5)在0．9V(H下标)或0．9V(NE下标)(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V(NE下标)或1．1V(NE下标)(无动力)的范围内自转时，如果V(NE下标)(无动力)是根据第29．1505条(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)在民航总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31．48千米／小时(17节)前飞速度之间，其纵向周期变距杆的操纵必须具有象第29．173条 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。
第29．177条 航向静稳定性
在第29．175条(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。
第29．181条 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V(Y下标)到V(NE下标)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
第29．231条 总则
旋翼航空器必须具有良好的地面和水面操纵特性，包括在使用中预期的任一工作状态下不得有不可操纵的倾向。
第29．235条 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。
第29．239条 喷溅特性
如果申请水上使用的合格审定，在滑行、起飞或着水期间，不得有遮蔽驾驶员视线及危及旋翼、螺旋桨或旋翼航空器其它部件的喷溅。
第29．241条 “地面共振”
在地面旋翼转动时，旋翼航空器不得发生危险的振荡趋势。其它飞行要求
第29．251条 振动
在每一种合适的速度和功率状态下，旋翼航空器的每一部件必须没有过度的振动。
C章 强度要求
总则
第29．301条 载荷
(a)强度的要求用限制载荷(使用中预期的最大载荷)和极限载荷(限制载荷乘以规定的安全系数)来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。
(b)除非另有说明，所规定的空气载荷、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。
第29．303条 安全系数
除非另有规定，安全系数必须取1．5。此系数适用于外部载荷和惯性载荷，除非应用它得到的内部应力是过分保守的。
第29．305条 强度和变形
(a)结构必须能承受限制载荷而无有害的或永久的变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得影响安全运行。
(b)结构必须能承受极限载荷而不破坏，此要求必须用下述任一方法表明：
(1)在静力试验中，施加在结构上的极限载荷至少保持三秒钟。
(2)模拟真实载荷作用的动力试验。
第29．307条 结构验证
(a)必须表明结构对计及其使用环境的每一临界受载情况均满足本章的强度和变形要求，只有经验表明结构分析的方法(静力或疲劳)对某种结构是可靠的情况下，对这种结构才可采用分析的方法，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。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．309条 设计限制
为表明满足本章的结构要求，必须制定下列数据和限制：
(a)设计最大重量和设计最小重量；
(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
第29．321条 总则
(a)必须假定飞行载荷系数垂直旋翼航空器的纵轴，并且与作用在旋翼航空器重心上的惯性载荷系数大小相等、方向相反。
(b)对以下情况必须表明满足本章的飞行载荷要求：
(1)从设计最小重量到设计最大重量的每一重量；
(2)在旋翼航空器飞行手册使用限制内，可调配载重的任何实际分布。
第29．337条 限制机动载荷系数
旋翼航空器必须按下述规定之一设计：
(a)从正限制机动载荷系数3．5到负限制机动载荷系数1．0的范围；
(b)任一正限制机动载荷系数不得小于2．0，负限制机动载荷系数不得大于-0．5，但
(1)需用分析和飞行试验表明超过所选取系数的概率极小；
(2)所选取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均是适当的。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．339条 合成限制机动载荷
假设由限制机动载荷系数得到的载荷，作用在每个旋翼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问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：
Vcosα
μ=-------
ΩR
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问的夹角，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。
第29．341条 突风载荷
旋翼航空器必须设计成能承受包括悬停在内的每个临界空速下由9．14米／秒(30英尺／秒)的垂直和水平突风产生的载荷。
第29．351条 偏航情况
(a)旋翼航空器必须设计成能承受由本条(b)和(c)规定的机动飞行载荷，同时满足下列要求：
(1)对重心处的不平衡气动力矩，由考虑的主要质量提供的反作用惯性力以合理的或保守的方式相平衡；
(2)主旋翼最大转速。
(b)为了产生本条(a)所要求的载荷，在由0到0．6V(NE下标)的前飞速度下，旋翼航空器作无偏航非加速飞行时：
(1)将驾驶舱内方向操纵器件突然移动到由操纵止动器或由第29．397条(a)规定的最大驾驶员作用力所限制的最大偏转；
(2)达到最终侧滑角或90°(二者中取小值)；
(3)将方向操纵器件突然返回到中立位置。
(c)为了产生本条(a)所要求的载荷，在由0．6V(NE下标)到V(NE下标)或V(H下标)(二者中取小值)的前飞速度下，飞机作无偏航非加速飞行时：
(1)将驾驶舱内方向操纵器件突然移动到由操纵止动器或由第29．397条(a)规定的最大驾驶员作用力所限制的最大偏转；
(2)在V(NE下标)或V(H下标)(二者中取小值)的速度下，达到最终侧滑角或15°(二者中取小值)；
(3)直接随速度变化确定本条(b)(2)和(c)(2)的侧滑角；
(4)方向操纵器件突然返回到中立位置。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．361条 发动机扭矩
发动机限制扭矩不得小于下列数值：
(a)涡轮发动机，为下列中之最大值：
(1)最大连续功率时的平均扭矩乘以1．25；
(2)第29．923条 所要求的扭矩；
(3)第29．927条 所要求的扭矩；
(4)因故障或结构损坏(如压气机卡滞)引起的发动机突然停车而产生的扭矩。
(b)对活塞发动机，最大连续功率时的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。
[2002年7月2日第一次修订]
操纵面和操纵系统载荷
第29．391条 总则
各辅助旋翼、固定的或可动的安定面或操纵面和用于任何飞行控制的各操纵系统，必须满足第29．395条 至第29．399条 、第29．411条 和第29．427条 的要求。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．395条 操纵系统
(a)对第29．397条 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限制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)各主操纵系统及其支承结构，必须按下列设计：
(1)操纵系统必须能承受第29．397条 中规定的驾驶员限制作用力所产生的载荷；
(2)除本条(b)(3)外，当使用带动力作动简操纵或动力助力操纵时，系统还必须能承受规定在第29．397条 中的驾驶员限制作用力连同每个正常赋能动力装置，包括任何动力助力器或作动简系统的单个故障的输出力所产生的载荷。
(3)如果系统设计或正常操作载荷使得系统的某一部分不能平衡第29．397条 中规定的驾驶员限制作用力，那么系统的这一部分必须设计成能承受在正常使用中所能获得的最大载荷。在任何情况下，最小设计载荷必须对服役使用中包括计及疲劳、卡滞、地面突风、操纵惯性和摩擦载荷等情况下提供可靠的系统。在缺少合理分析的情况下，由0．6倍规定的驾驶员限制作用力产生的载荷是可接受的最小设计载荷。
(4)如果由于卡滞、地面突风、操纵惯性和摩擦等原因可能超过上述操作载荷，则应承受第29．397条 中规定的驾驶员限制作用力而不屈服。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．397条 驾驶员限制作用力和扭矩
(a)除了本条(b)规定的以外，驾驶员限制作用力按下述规定：
(1)脚操纵：578牛(130磅)；
(2)杆式操纵：前、后为445牛(100磅)，侧向为298牛(67磅)。
(b)对于风门、调整片、安定面、旋翼刹车和起落架操纵机构，下述规定适用(R：半径，厘米(英寸))：
(1)手柄、轮式和杆式操纵机构：
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)旋转操纵：356R牛厘米(80R英尺磅)。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．399条 双操纵系统
各双主飞行操纵系统必须能承受不小于第29．395条 规定的驾驶员作用力的0．75倍所产生的载荷，其操纵力按下述方向作用：
(a)相反方向；
(b)同一方向。
第29．411条 地面间隙：尾桨保护装置
(a)在正常着陆时，尾桨不得接触着陆表面；
(b)当采用尾桨保护装置来满足本条(a)时，则：
(1)对保护装置必须制定适当的设计载荷；
(2)尾桨保护装置及其支撑结构必须设计成能承受该设计载荷。
第29．427条 非对称载荷
(a)水平尾翼及其支撑结构必须设计成能承受由偏航和旋翼尾流影响与规定的飞行情况相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)对称飞行情况下最大载荷的100％作用在对称面一侧的水平尾翼上，另一侧不加载荷。
(2)对称飞行情况下最大载荷的50％作用于对称面每一侧的水平尾翼上，但方向相反。
(c)对于水平尾翼支撑在垂直尾翼上的尾翼布局，垂直尾翼及其支撑结构必须按分别考虑每一种规定的飞行情况下所产生的垂直尾翼载荷和水平尾翼载荷的组合进行设计。必须按在水平尾翼和垂直尾翼上获得最大设计载荷来选择这些飞行情况。在缺乏更合理资料的情况下，水平尾翼的非对称载荷分布必须假定为本条所规定的分布。
[2002年7月2日第一次修订]
地面载荷
第29．471条 总则
(a)载荷和平衡
对限制地面载荷，采用下述规定：
(1)在本章着陆情况下得到的限制地面载荷，必须看成是作用在假定为刚体的旋翼航空器结构上的外部载荷；
(2)在规定的每一着陆情况中，外部载荷必须以合理的或偏保守的方式与平动和转动惯性载荷相平衡。
(b)临界重心必须在申请合格审定的重心范围内选择临界重心，使每一起落架元件获得最大设计载荷。
第29．473条 地面受载情况和假定
(a)对规定的着陆情况，必须采用不小于最大重量的设计最大重量。可以假定在整个着陆撞击期间旋翼升力通过重心且不得超过设计最大重量的三分之二。
(b)除非另有说明，对于所规定的每一着陆情况，旋翼航空器必须按限制载荷系数设计。此系数不小于第29．725条 中所证实的限制惯性系数。
(c)在第29．725条和第29．727条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，但不必采用第29．303条中规定的安全系数。
第29．475条 轮胎和缓冲器
除非另有说明，对于所规定的每一着陆情况，必须假定轮胎处于它的静态位置及缓冲器处于它的最临界的位置。
第29．477条 起落架的布置
第29．235条、第29．479条至第29．485条和第29．493条适用于重心后有两个机轮，而重心前有一个或多个机轮的起落架。
第29．479条 水平着陆情况
(a)姿态
在本条(b)规定的各受载情况下，假定旋翼航空器处于下述水平着陆姿态中的每个姿态：
(1)所有机轮同时触地的姿态；
(2)后轮触地，前轮稍离地面的姿态。
(b)受载情况
旋翼航空器必须按下述着陆受载情况设计：
(1)按第29．471条 施加的垂直载荷；
(2)按本条(b)(1)施加的载荷与不小于作用在机轮上的垂直载荷的25％的阻力载荷相组合；
(3)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。
第29．481条 机尾下沉着陆情况
(a)假定旋翼航空器处于它的各部分距地面间隙所允许的最大抬头姿态。
(b)在此姿态下，假定地面载荷垂直地面。
第29．483条 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)垂直载荷必须与按第29．479条(b)(1)得到的那侧载荷相同；
(b)不平衡的外部载荷必须由旋翼航空器的惯性力平衡。
第29．485条 侧移着陆情况
(a)假定旋翼航空器处于水平着陆姿态，且：
(1)侧向载荷与第29．479条(b)(1)水平着陆情况中得到的最大地面反作用力的一半相结合；
(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。
第29．493条 滑行刹车情况
在滑行刹车情况下，缓冲器处于静态位置。
(a)限制垂直载荷至少必须乘以下列载荷系数：
(1)对第29．479条(a)(1)规定的姿态，为1．33；
(2)对第29．479条(a)(2)规定的姿态，为1．0。
(b)结构必须设计成能承受作用在带刹车装置的各机轮触地点上的阻力载荷，此载荷至少为下列数值中的较小值：
(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。
第29．497条 地面受载情况：尾轮式起落架
(a)总则
在重心前有两个机轮和重心后有一个机轮的起落架的旋翼航空器，必须按本条规定的受载情况设计。
(b)仅前轮触地的水平着陆姿态，在此姿态下采用下述规定：
(1)必须按第29．471条 至第29．475条 施加垂直载荷；
(2)各轮轴上的垂直载荷必须同该轴上的阻力载荷相组合，且阻力载荷不小于此轴上的垂直载荷的25％；
(3)假定不平衡的俯仰力矩由转动惯性力平衡。
(c)所有机轮同时触地的水平着陆姿态在此姿态，旋翼航空器必须按本条(b)规定的着陆受载情况设计。
(d)仅尾轮触地的最大抬头姿态
本情况的姿态必须是包括自转着陆在内的正常使用中预期的最大抬头姿态，在此姿态下采用下述规定之一：
(1)必须确定并施加本条(b)(1)和(b)(2)所规定的适当的地面载荷，采用合理的方法计算尾轮的地面反作用力与旋翼航空器重心之间的力臂；
(2)必须表明以尾轮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。
第29．501条 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)必须按第29．471条至第29．475条确定设计最大重量、重心和载荷系数。
(2)在限制载荷作用下，弹性构件的结构屈服是允许的。
(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)落震高度为第29．725条规定的1．5倍；
(ii)所假定的旋翼升力不大于第29．725条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)地面反作用力沿橇简底部合理地分布。
(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)总的侧向载荷必须平均施加在两个滑橇上并沿滑橇长度均匀分布。
(4)假定不平衡力矩由转动惯性力平衡。
(5)对滑橇式起落架必须研究下述情况：
(i)侧向载荷向内作用；
(ii)侧向载荷向外作用。
(e)在水平姿态下单橇着陆载荷
对在水平姿态下，仅用单橇底部触地的旋翼航空器，采用下述规定：
(1)触地一侧的垂直载荷必须与本条(b)规定的情况中得到的该侧载荷相同；
(2)假定不平衡力矩由转动惯性力平衡。
(f)特殊情况
除本条(b)和(c)规定的情况外，旋翼航空器必须按下述地面反作用力设计：
(1)与旋翼航空器纵轴向上、向后成45°角作用的地面反作用载荷必须满足下述要求：
(i)等于1．33倍的最大重量；
(ii)在滑橇问对称分配；
(iii)集中在橇简直线部分的前端；
(iv)仅适用于橇简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)仅适用于橇简和它与旋翼航空器的连接件；
(ii)沿撬简连接件之间33．3％长度平均分布在撬简连接件之间的中央区域。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．505条 雪橇着陆情况
如果申请使用雪橇合格审定，则装雪橇的旋翼航空器必须设计成能承受下述载荷(其中P是旋翼航空器在设计最大重量时作用在每个雪橇上的最大静载荷，(是按第29．473条(b)确定的限制载荷系数)：
(a)向上载荷情况
在此情况下，采用下述规定：
(1)垂直载荷Pn和水平载荷Pn／4同时施加在支承座上。
(2)1．33P的垂直载荷施加在支承座上。
(b)侧向载荷情况
在此情况下，0．35Pn的侧向载荷在水平面内施加在支承座上，并垂直于旋翼航空器中心线。
(c)扭转载荷情况
在此情况下，0．405P(牛米)(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。
第29．511条 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
第29．519条 船体型旋翼航空器：水基、水陆两用型
(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)规定的申请批准的最严重波高和波型的水载荷。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在船体和辅助浮简(如果使用)之间分配并沿船体和辅助浮简分布，假定在整个着水撞击期间，旋翼升力不大于旋翼航空器重量的三分之二。
(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到最临界波面，此时相对于平均水面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15．43米／秒(30节)的前飞速度，并以可能的俯仰、滚转和偏航姿态触到最临界波面，此时相对于平均水面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15．43米／秒(30节)的最大前飞速度，但是要能够证明正常单发停车着水时的前飞速度不超过此值。
(d)辅助浮简浸水情况除着水情况的载荷外，辅助浮简及其在船体上的支撑结构及连接结构还必须按浮简完全浸水而确定的载荷进行设计，除非能够表明浮简完全浸水是不可能的。在浮简不可能完全浸水的情况下，必须采用浮简可能的最大浮力载荷，此载荷系考虑浮简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覆力矩。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．521条 浮筒着水情况
如果申请使用浮简(包括使用水陆两用浮简)的合格审定，则带浮简的旋翼航空器必须设计成能承受下述情况的载荷(其中限制载荷系数按第29．473条(b)确定或假定等于轮式起落架的值)：
(a)向上载荷情况
在此情况下，采用下述规定：
(1)旋翼航空器处于静止的水平姿态，合成的水面反作用力垂直通过重心；
(2)本条(a)(1)规定的垂直载荷与垂直分力的0．25倍的向后分力同时作用。
(b)侧向载荷情况
在此情况下，采用下述规定：
(1)垂直载荷是本条(a)(1)规定的总垂直载荷的0．75倍，它均等地分配于每个浮简上；
(2)对每个浮简，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，它仅适用于浮简。
主要部件要求
第29．547条 主旋翼和尾旋翼结构
(a)旋翼是旋转部件的组合件，包括旋翼桨毂、桨叶、桨叶阻尼器、桨距操纵机构和随组合件旋转的其它零件。
(b)必须按本条规定设计旋翼组合件，使其在所有临界飞行载荷和操作情况下安全地工作。必须进行设计评定，包括详细的失效分析，以便确定所有妨碍持续安全飞行或安全着陆的失效。必须确定使失效发生的可能性降至最小的方法。
(c)主旋翼结构必须设计成能承受第29．337条至第29．341条和第29．351条中规定的下列载荷：
(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他临界情况。
(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)所限定的扭矩，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)对主旋翼，在第29．361条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。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．549条 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)在第29．337条至第29．341条和第29．351条中规定的临界载荷；
(2)在第29．235条、第29．471条至第29．485条、第29．493条、第29．497条、第29．505条和第29．521条中规定的适用的地面载荷和水载荷；
(3)在第29．547条(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]
(e)如果需要批准使用212分钟功率，则每一发动机架和邻接结构必须设计成能承受限制扭矩(等于1．25倍212分钟功率的平均扭矩)及与1g相对应的飞行载荷的组合。
第29．551条 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)第29．337条至第29．341条和第29．351条中规定的临界飞行载荷；
(b)第29．235条、第29．471条至第29．485条、第29．493条、第29．505条和第29．521条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
第29．561条 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，以便在这些情况下保护乘员。
(b)在下述情况下，结构必须设计成在坠撞着陆时，给每个乘员避免严重受伤的一切合理的机会：
(1)正确使用座椅、安全带和其它安全设施；
(2)机轮收起(如果适用)；
(3)当经受下列相对周围结构的极限惯性载荷系数时，应约束住每个乘员和座舱内可能伤害乘员的每个质量项目：
(i)向上4g；
(ii)向前16g；
(iii)侧向8g；
(iv)向下20g，在预期的座椅装置位移之后；
(v)向后1．5g。
(c)支承结构必须设计成在直至本款规定的任何极限惯性载荷系数下，能约束住位于机组舱和客舱上部和／或后部、在应急着陆时如果松脱可能伤害乘员的任何质量项目。所计及的质量项目包括，但不限于：旋翼、传动装置和发动机。这些质量项目必须按下列极限惯性载荷系数进行约束：
(1)向上1．5g；
(2)向前12g；
(3)侧向6g；
(4)向下12g；
(5)向后1．5g。
(d)位于客舱地板下面的内部燃油箱区域的任何机身结构，必须设计成能承受下列极限惯性系数的载荷，并在这些载荷施加于燃油箱区域时保护燃油箱不致破裂：
(1)向上1．5g；
(2)向前4g；
(3)侧向2g；
(4)向下4g。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．562条 应急着陆动态情况
(a)尽管旋翼航空器在坠撞着陆中可能损坏，但必须设计成在下列情况下能合理地保护每个乘员：
(1)乘员正确地使用了设计提供的座椅、安全带和肩带；
(2)乘员经受了本条规定情况所产生的载荷。
(b)在起飞和着陆期间批准用于机组和乘客的每种座椅型号设计或其它座椅装置必须按下列准则成功地完成动态试验或由相似型号座椅的动态试验为基础的合理分析予以证明。试验必须按民航总局认可的77公斤(170磅)的拟人试验模型(ATD)或者其等效物以正常向上坐姿模拟乘员来进行。
(1)当座椅或其他座椅装置相对于旋翼航空器的坐标系统以名义位置布置时，旋翼航空器的纵轴相对于撞击速度矢量向上倾斜60°，旋翼航空器的横轴垂直于包含撞击速度矢量和旋翼航空器纵轴的垂直平面，其向下速度变化不小于9．14米／秒(30英尺／秒)。地板负加速度峰值必须在撞击后不大于0．031秒内出现，且必须达到其最小值30g。
(2)当座椅或其他座椅装置相对于旋翼航空器的坐标系统以名义位置布置时，旋翼航空器的纵轴相对于撞击速度矢量右偏或左偏10°(取使肩带产生最大载荷的值)，旋翼航空器的横轴位于包含撞击速度矢量的水平面内，垂直轴垂直于包含撞击速度矢量的水平平面，其向前速度变化不小于12．8米／秒(42英尺／秒)。地板负加速度峰值必须在撞击后不大于0．071秒内出现，且必须达到其最小值18．4g。
(3)若采用地板导轨或地板、侧壁板连接设施将座椅装置连接到本条情况的机身结构上，则导轨或设施必须在垂直方向互相错开10°(即不能平行设置)，且与所选方向至少横向滚转错位10°，以便计及可能出现的地板翘曲。
(c)必须表明下列要求的符合性：
(1)座椅装置系统可以出现设计上预期的分离，但其余部份必须保持完整。
(2)尽管结构可能已超过其限制载荷，但在座椅装置和机体结构之间的连接必须保持完整。
(3)在撞击期间，拟人试验模型的肩带或肩带组必须保持在其肩部或紧靠肩部的区域。
(4)在撞击期间，安全带必须保持在拟人试验模型的骨盆处。
(5)拟人试验模型的头部不触及机组舱或客舱的任一部分。如果接触，头部撞击不能超过按如下方程确定的头部损伤判据(HIC)的1000值。
1
HIC=(t(2下标)-t(1下标))×[------------------×∫(t(2下标)上标)(t(1下标)下标)a(t)dt](2．5上标)
t(2下标)-t(1下标)
式中：
a(t)--头部重心的合成加速度，以g(重力加速度)的倍数表达；
t(2下标)-t(1下标)--严重头部撞击的时间历程，以秒计。不超过0．05秒。
(6)单个肩带上的载荷必须不超过7779牛(1750磅)。如果使用双肩带系紧上部躯体，则肩带上的总载荷必须不超过8890牛(2000磅)。
(7)在拟人试验模型的骨盆和腰锥柱之间测得的最大压力载荷必须不超过6668牛(1500磅)。
(d)如果选用与本条所要求的乘员保护方法相当水平或更高水平的替代方法，必须以合理的方式加以证明。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．563条 水上迫降的结构要求
如果申请水上迫降的合格审定，则水上迫降所要求的结构强度必须满足本条和第29．801条(e)的要求。
(a)前飞速度着水情况 旋翼航空器必须以从零到15．4米／秒(30节)的前飞速度及可能出现的俯仰、滚转和偏航姿态开始触到合理的可能出现的水面情况的最临界波浪。旋翼航空器相对于平均水面的限制垂直下沉速度不得小于1．5米／秒(5英尺／秒)。在整个着水撞击过程中，作用于重心的旋翼升力不得大于最大设计重量的三分之二。如果能证明在正常单发停车着水时不会超过所选的前飞速度，则可以采用小于15．4米／秒(30节)的前飞速度作为设计中的最大前飞速度。
(b)辅助浮简或应急浮简情况
(1)固定式浮简或在触水前展开的浮简 除本条(a)规定的水载荷以外，每一个辅助浮简和应急浮简及其支持结构和与机体框架或机身的连接结构，必须设计成能承受浮简完全浸没所产生的载荷，除非能够证明浮简完全浸没是不大可能的。若浮简完全浸没是不大可能的，则必须采用可能的最大浮简浮力载荷。可能的最大浮力载荷必须包括如下考虑：部分浸水的浮简产生的恢复力矩平衡由侧风、旋翼航空器非对称受载、水波作用、旋翼航空器惯性以及第29．801条(d)所考虑的可能的结构损坏和渗漏而产生的倾倒覆中矩。如果有重大影响，可采用第29．801条(d)所确定的最大滚转角和最大俯仰角来确定每个浮简的浸没程度。如果在飞行中展开浮简，则在验证浮简及其与旋翼航空器的连接部件时，应采用对展开浮简的飞行限制所导出的相应气动载荷。为此，限制载荷的设计空速等于展开浮简的空速使用限制的1．11倍。
