（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）
（ｅ） 如果需要批准使用５/２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５/２分钟功率的平均扭矩）及与１ｇ相对应的飞行载荷的组合。
§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。
