ICS:97.220.99 CCS：V59/Y55 团体技术标准 T/LNGAA 0001—2020 动力伞设计及性 能要求标准规范 Standard Specification for Design and Performance Requirements for Powered Parachute Aircraft 2020-06-28发布 2020-07-18实施 辽宁省通用航空协会 发布 全国团体标准信息平台 —1— 动力伞设计及性能要求 本标准以固定名称 T/LNGAA 0001-2020发布，后缀的数字表示最 初采用的年份，如果是修订，则表示最后修订的年份。 如果有括号，则括 号中的数字表示最近一次 年份重新修订的次数。 1. 范围 1.1本规范适用于任何单 位或个人设计动力伞 。 1.2 本规范适用于以 飞行许可或者其他类似文件的形式 来获得适航 当局批准的动力伞。 2. 术语 2.1 定义 2.1.1总重量，起飞时飞行器 的总重量（s）； 2.1.2最大起飞重量 ，n—总重量限制，由 设计者定义，通过本规范 符合证明后，并张贴在飞行器上作为不超过总重量； 2.1.3动力伞，n—由一个灵活的或者半刚性翼连接机身 的飞行器 。 3. 飞行 3.1性能要求 3.1.1符合性证明 ——最大起飞重量和重心（ CG）应满足下列各项要 求。临界重心 (CG)位置应在CG的范围内 ，不得超过 CG区间。在飞行状态 时，重心的位置的部件不能调整。 3.1.2性能——所有性能要求均适用于国际民航组织（ ICAO）定义的 海平面静止空气条件标准大气 。速度以指示速度 （IAS）和校准（ CAS）的 空速（千米每小时） 为单位。 3.1.2.1伞翼性能——在爬升、巡航、下降和着陆过程中，对于直线 飞行和任意方向转弯、控制输入的限制应小于 伞翼失速限制 ，包括： （1）如固定式配平装置； （2）如可调节配平装置 ，应调整到最佳位置 ； 全国团体标准信息平台 —2— （3）如有独立的调整装置可供选择， 那每一种装置都应 测试最大左 侧和最小右侧调整片设置以及最小左侧和最大右侧调整 片的设置。 3.1.2.2测试标准 （1）爬升——从静止到起飞并爬升至 15米障碍高度所需的距离，且 该距离不允许超过 213米。 （2）着陆——越过15米障碍物的着陆距离应在总距离 183米内。 3.1.2.3操控性和机动性 ——飞行器在起飞、爬升、 巡航、进近和着 陆 （电源关闭和打开） 期间 必须具有良好的机动性并且处于安全可控状态 。 在此期间 转向和油门 结合操控可能会使飞行器发生失控，在此： （1）在所有的飞行条件之间的平稳过渡，不得依靠操控人员的技能 和舵面不超过 59kg(130lb) 力量的情况下 进行，并不得长时间使用 9.1kg(20lb) 力来维持持续飞行 。 （3）着陆——必须表明，在 动力装置 或者螺旋桨故障的情况下， 具 有正常技术的飞行员着陆下沉率不过超 2.4米/秒并能够安全着陆。 3.1.2.4参考参数 ——参考速度 V（S1）和V（H）计算如下： 其中： V=mph W=lbs S= 3.1.3稳定性和控制 3.1.3.1纵向稳定性 ——飞行器的纵向稳定性 必须在3.1.3.2三种条 件下进行2分钟的飞行来演示在此过程中不得进行任何的控制输入 。 在每 种情况下， 飞行器不 得进入危险或者 不正常的状态， 试验必须在 乱流最小， 最大总重量下进行 。 全国团体标准信息平台 —3— 3.1.3.2三个条件： （1）最大功率爬升 ; （2）零功率下降 ; （3）巡航动力飞行 ; 3.1.3.3横向稳定性 （1）横向稳定性 需通过保持 中立位置的 控制位置验证 ，开始时给飞 行器提供一个无加速的水平飞行状态。在固定飞行 状态下保持 2分钟以 内，飞行器不得进入危险的姿态， 试验必须在乱流最小，最大总重量下进 行。 （2）航向稳定性 ，每个方向 的飞行控制装置分别 以360°全偏转三 圈，不得使飞行器进入任何危险飞行姿态，以显示航向稳定性，试验必须 在飞行中乱 流最小且最小飞行重量下进行 ，验证转弯角速率应不小于 12°（360°转弯30秒完成） 3.1.3.4 伞翼充气-伞翼气囊可以机身分离的情况下进行，或在合适 的试验装置上进行 。 （1）伞翼塌陷 —伞翼制造商应演示根据飞行器操作说明中记录的恢 复尖端和 伞翼塌陷状况的技术。 （2）在飞行过程中发生 塌陷—至少应演示一种类型的在飞行过程中 伞翼气囊的塌陷 和恢复。 4. 结构 4.1载荷—除非另有规定，所有要求均以极限载荷的形式规定。 4.1.1在极限载荷时极限荷载 需乘以下面定义的安全系数。 4.1.1.1如果变形对 载荷影响很大， 则应重新分配 载荷。 4.1.2安全系数—安全系数是 1.5，除过下列几种： 4.1.2.1铸造件是 3.0 4.1.2.2配件是1.8 全国团体标准信息平台 —4— 4.1.2.3控制铰接面是 6.67 4.1.2.4推拉控制系统是 3.3 4.1.2.5绳索控制系统是 2.0 4.1.3强度与变形 4.1.3.1结构必须能够承受极限载荷而不发生永久变形。 4.1.3.2结构必须通过分析、测试或者测试支持的分析来显示，能够 承受极限载荷而不发生故障。 4.1.3.3当通过静态试验证明时，该结构应能承受 3秒的极限载荷而 不发生故障。当用动态试验来证明强 度时，3秒极限载荷的要求不适用； 如果结构能够承受要求的极限载荷 3秒钟， 那么 在极限载荷和 限制载荷之 间的局部失效或者结构不稳定是可以接受的。 4.2结构证明 —每一个临界 载荷的要求都应该通过保守分析或者试 验来研究，或者两者结合。 4.2.1伞翼的证明—验证飞行器伞翼设计，是验证伞翼临界极限载 荷；伞翼设计者应提供 伞翼气囊的设计载荷能力， 伞翼设计者应向机身设 计人员提供 伞翼和单元气囊安全证明或者测试报告 。 4.2.2载荷系数 4.2.2.1正载荷—n=2.25（由1.5倍机动载荷乘以1.5倍阵风载荷系 数组成）。在任何条件下，机动载荷必须增加 。下式所示为大于 1.5 g’s 载荷，计算出的载荷作为机动载荷 。机动载荷系数： N=  1/ cos B ，其中 B= ，其中RT 为转弯角速度（度每秒） ， V为真实空速 （英里） 。 例如， V=26英里/小时，RT=60°/s（6秒内360°转弯） ， N=1.595。 N>1.5， 机动载荷爬升系数为 1.595， 因此， 极限载荷为 1.5*1.595=2.393gs ， 如图 1 arctan *1255VRT  全国团体标准信息平台 —5— 图1 4.2.2.2负载荷—n=0 4.2.3机身载荷 —机身必须能够承受所有由 伞翼产生的升力的推进 装置、系统及人员的着陆载荷。 4.2.4控制面载荷 —动力伞翼的控制面载荷通过转弯线 连接起来，并 在伞翼的飞行试验中由 伞翼制造商规定的载荷下进行 验证。 4.2.5地面阵风条件 —动力伞翼在正常地面条件下不充气，因此，传 统的地面阵风载荷问题不存在。 起飞和降落的阵风载荷被 定义为地面载荷 的一部分。 4.2.6控制系统和支撑结构 —控制系统应设计成控制最大的力，在双 控的情况下，相应的系统应设计成能承受大于控制 的系统力。 4.2.7地面载荷条件 —设计特征应将着陆下沉速率限制小于或者等 全国团体标准信息平台 —6— 于3米/秒，落差测试 应使用落差高度，在较高的高度以达到 3米/秒的落 差率来模拟，这 种测试被定义为 最大起飞重量下的“死亡临界点”测试。 4.2.8前轮条件 —2.25倍的最大静载荷是在垂直的任何情况 下与1.8 倍的最大静载荷施加在轴作用后， 或者 0.9倍的最大静载荷在轴的作用下 向前，或者 1.57倍的最大静载荷的作用在表面作为一个侧面的 载荷。其 中最大静载荷的前轮在最大起飞重量时的垂直载荷和与之相关的最前重 心。 4.2.9应急着陆条件 —为保护每个乘员严重受伤， 飞行器结构设计必 须拥有三个独立的极限载荷条件： 1.5g/s的向上，6g/s的向前， 3g/s的 横向。如结构静载荷 超过3秒，那么此 测试项目 是可以等效接受 。 5. 设计和制造 5.1原则—任何对安全有重要影响的新设计特征都应该进行测试其 可靠性和完整性， 5.2材料和工艺 —材料应符合预期的使用要求和耐用性，必须选择设 计值（强度） ，以使材料变化导致的结构强度不足 而不能通过测试、分析、 最好采用有 成熟的材料或者制造商认证 的材料。 5.2.1制造方式： 5.2.1.1对零件、组装件及飞行器必须使用高标准。 5.2.1.2制造方式应对所有生产产品保持 一致。 5.2.1.3必须遵守工艺规范 5.2.2结构保护 —能对结构提供抗腐蚀、抗磨损、风化的措施，并保 留适当的通风和排水。 5.2.3可接近性 —主要结构和控制系统的检查、调整、维护及修理应 被设计成可以接近性。 5.2.4控制系统