（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§２９．７９Ａ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：
