交通運輸部

中華人民共和國交通運輸部令
2025年第8號


《正常類旋翼航空器適航規定》已于2025年11月21日經第28次部務會議通過，現予公布，自2026年1月1日起施行。

部長（簽名章）
2025年11月27日


正常類旋翼航空器適航規定
目 錄

A章 總則
B章 飛行
第一節 一般規定
第二節 性能
第三節 飛行特性
第四節 地面和水面操縱特性
第五節 其他飛行要求
C章 強度要求
第一節 一般規定
第二節 飛行載荷
第三節 操縱面和操縱系統載荷
第四節 地面載荷
第五節 水載荷
第六節 主要部件要求
第七節 應急著陸情況
第八節 疲勞評定
D章 設計與構造
第一節 一般規定
第二節 旋翼
第三節 操縱系統
第四節 起落架
第五節 浮筒和船體
第六節 載人和裝貨設施
第七節 防火
第八節 外掛物
第九節 其他
E章 動力裝置
第一節 一般規定
第二節 旋翼傳動系統
第三節 燃油系統
第四節 燃油系統部件
第五節 滑油系統
第六節 冷卻
第七節 進氣系統
第八節 排氣系統
第九節 動力裝置的操縱機構和附件
第十節 動力裝置的防火
F章 設備
第一節 一般規定
第二節 儀表：安裝
第三節 電氣系統和設備
第四節 燈
第五節 安全設備
G章 使用限制和資料
第一節 一般規定
第二節 使用限制
第三節 標記和標牌
第四節 旋翼航空器飛行手冊和批準的手冊資料
H章 附則
附錄A 持續適航文件
附錄B 直升機儀表飛行適航準則
附錄C A類旋翼航空器準則
附錄D HIRF環境和設備HIRF試驗水平



正常類旋翼航空器適航規定

A章 總 則
第27.1條　適用范圍
(a）本規定規定了頒發和更改最大重量等于或者小于3,180公斤（7,000磅）且其乘客座位數不大于9座的正常類旋翼航空器型號合格證的適航要求。
(b）按照《民用航空產品和零部件合格審定規定》（CCAR–21）的規定申請正常類旋翼航空器型號合格證或者申請對該合格證進行更改的申請人，必須表明符合本規定的適用要求。
(c）多發旋翼航空器可以按照A類進行型號合格審定，但必須符合本規定附錄C的要求。
第27.2條　特別追溯要求
(a）對于2003年8月1日以后制造的各旋翼航空器，申請人必須表明每個乘員座椅均裝有滿足本條(a)款(1)項、(a)款(2)項和(a)款(3)項要求的安全帶和肩帶。
(1）每個乘員座椅必須具有一套單點脫扣的組合式安全帶和肩帶。每個駕駛員的組合式安全帶和肩帶必須允許駕駛員在系上安全帶和肩帶就座時能夠完成飛行操作所有必需的功能。安全帶和肩帶不使用時必須有措施將其固定，以免妨礙旋翼航空器的操作和應急情況下的快速撤離。
(2）必須用安全帶加上能防止頭部與任何傷害性物體碰撞的肩帶，保護每個乘員免受嚴重的頭部損傷。
(3）在適用的情況下，安全帶和肩帶必須滿足旋翼航空器型號合格審定基礎規定的靜強度和動強度要求。
(4）對本條而言，旋翼航空器制造日期按照下列方式之一確定：
(ⅰ）反映旋翼航空器完工并滿足局方批準的型號設計資料的驗收檢查記錄或者等效記錄的日期；
(ⅱ）外國適航當局證明該旋翼航空器完工并頒發初始標準適航證或者等效文件的日期。
(b）對于2002年8月1日之前確定型號合格審定基礎的旋翼航空器：
(1）只要申請人表明符合2002年8月1日施行的本規章所有適航要求，其最大乘客座位可以增加至8座或者9座。
(2）只要符合下列要求之一，其最大重量可以增加至2,730公斤（6,000磅）以上：
(ⅰ）增加后的乘客座位數不超出2002年8月1日審定的最大數量；
(ⅱ）申請人表明符合至2002年8月1日有效的本規章所有適航要求。
B章 飛 行
第一節 一般規定
第27.21條　證明符合性的若干規定
本章的每項要求，在申請合格審定的載重狀態范圍內，對重量和重心的每種相應組合，均必須得到滿足。證實時必須按照下列規定：
(a）用申請合格審定的該型號旋翼航空器進行試驗，或者根據試驗結果進行與試驗同等準確的計算；
(b）如果由所檢查的各種組合不能合理地推斷其符合性，則應對重量與重心的每種預期的組合進行系統的檢查。
第27.25條　重量限制
(a）最大重量
最大重量（表明符合本規定每項適用要求的最重重量）必須這樣制定：
(1）不大于：
(ⅰ）申請人選定的最重重量；
(ⅱ）設計最大重量（表明符合本規定每項適用的結構載荷情況的最重重量）；
(ⅲ）表明符合本規定每項適用的飛行要求的最重重量；
(ⅳ）用來演示本規定第27.87條或者第27.143條(c)款(1)項的最重重量，或者其組合，如果無法滿足這些條款所規定的重量和使用條件（高度和溫度）；
(2）不小于下述各項之和：
(ⅰ）按照本規定第27.29條確定的空機重量；
(ⅱ）相應于裝滿商載時的可用燃油重量；
(ⅲ）全部滑油重量；
(ⅳ）對各個座位，乘員重77公斤（170磅）或者申請合格審定要求的任一較輕重量。
(b）最小重量
最小重量（表明符合本規定每項適用要求的最輕重量）必須這樣制定：
(1）不大于下述各項之和：
(ⅰ）按照本規定第27.29條確定的空機重量；
(ⅱ）使用旋翼航空器所必需的最小機組的重量，假定每一成員的重量不大于77公斤（170磅），或者申請人選定的或者包括在載重說明書中的任一較輕重量。
(2）不小于：
(ⅰ）申請人選定的最輕重量；
(ⅱ）設計最小重量（表明符合本規定每項適用的結構載荷情況的最輕重量）；
(ⅲ）表明符合本規定每項適用的飛行要求的最輕重量。
(c）帶有可拋放外掛載重的總重
如滿足下列要求，對于任何旋翼航空器的載重組合，帶有可拋放外掛載重的旋翼航空器總重可以制定成大于依據本條(a)款所制定的最大重量：
(1）旋翼航空器的載重組合不包括有人外掛載重；
(2）按照本規定第27.865條或者等效的運行標準，用于外掛運行的結構件已得到批準；
(3）總重中大于按照本條(a)款制定的最大重量的部分僅由可拋放外掛載重的全部或者部分重量組成；
(4）按重量增加超過本條(a)款規定的重量而引起的載荷和應力增加的狀態來表明旋翼航空器的結構部件符合本規定適用的結構要求；
(5）使用總重大于本條(a)款制定的最大合格審定重量的旋翼航空器，應受適當的使用限制，該限制要符合本規定第27.865條(a)款和(d)款的要求。
第27.27條　重心限制
重心前限、重心后限及橫向重心極限（如果是臨界的），必須按照本規定第27.25條中規定的每一重量來制定。其極限不得超過：
(a）申請人選定的極限；
(b）證明結構符合要求所使用的極限；
(c）表明符合每項適用的飛行要求的極限。
第27.29條　空機重量和相應的重心
(a）空機重量與相應的重心必須根據無機組人員和有效載重的旋翼航空器稱重來確定，但應裝有：
(1）固定配重。
(2）不可用燃油。
(3）全部工作液體，包括：
(ⅰ）滑油；
(ⅱ）液壓油；
(ⅲ）除了發動機因噴液要求的水以外，旋翼航空器系統正常工作所需的其他液體。
(b）在確定空機重量時，旋翼航空器的狀態必須是明確定義的并易于再現，特別是關于燃油、滑油、冷卻劑和所裝設備的重量。
第27.31條　可卸配重
在表明符合本章的飛行要求時，可采用可卸配重。
第27.33條　主旋翼轉速和槳距限制
(a）主旋翼轉速限制
主旋翼轉速范圍必須這樣制定：
(1）有動力時，提供足夠的余量以適應在任何適當的機動中所發生的旋翼轉速的變化，并與所使用的調速器或者同步器的類型相協調；
(2）無動力時，在申請合格審定要求的整個空速和重量范圍內，可以完成各種適當的自轉機動飛行。
(b）正常的主旋翼高槳距限制（有動力）
除直升機需要有本條(e)款規定的主旋翼低轉速警告外，對于旋翼航空器，必須表明在有動力且不超過批準的發動機最大極限時，在任何驗證過的飛行狀態下，不會出現主旋翼轉速明顯低于批準的最小主旋翼轉速。必須用下述任一種方法來保證：
(1）安裝適當的主旋翼高槳距限制器；
(2）旋翼航空器的固有特性保證主旋翼很不可能出現不安全的低轉速；
(3）以適當的措施將主旋翼的不安全轉速警告駕駛員。
(c）正常的主旋翼低槳距限制（無動力）
當無動力作用時，必須表明：
(1）在重量和空速的最臨界組合條件下的任何自轉飛行狀態，主旋翼正常低槳距極限應保證有足夠的旋翼轉速；
(2）不需要特殊的駕駛技巧就可以防止旋翼超轉。
(d）應急高槳距
如果按照本條(b)款(1)項的要求安置有主旋翼高槳距限制器，而且不可能無意地超過限制器，則可設有可供應急使用的附加槳距。
(e）直升機主旋翼低轉速警告
對于各種單發直升機和當一臺發動機故障時，如果沒有一種經批準的使工作的發動機自動地增加功率的裝置的各種多發直升機，必須有滿足下述要求的主旋翼低轉速警告指示：
(1）在所有飛行狀態，包括有動力和無動力飛行，當主旋翼的轉速接近于可能危及飛行安全值時，必須向駕駛員提供警告指示；
(2）可以通過直升機固有的空氣動力特性或者用一種裝置提供警告；
(3）在所有情況下，警告指示必須清晰明了，并與所有其他警告指示有明顯的區別，僅用要求駕駛艙內機組人員給予注意的目視警告裝置是不可接受的；
(4）如果采用警告裝置，在修正低轉速狀態后，此裝置必須能自動停止工作并且復原。如果此裝置具有音響警告，則還必須有一種裝置，以供駕駛員在修正低轉速狀態前，用手動清除音響警告。
第二節 性 能
第27.45條　通用要求
(a）除非另有規定，在靜止空氣和標準大氣下，必須滿足本章性能要求。
(b）性能必須與特定外界大氣條件、特定飛行狀態和本條(d)款或者(e)款規定的相對濕度下的發動機可用功率相對應。
(c）可用功率必須相應于發動機功率（不能超過批準功率）減去：
(1）安裝損失；
(2）在特定外界大氣條件及特定飛行狀態下，由附件和服務設施所消耗的功率。
(d）對于活塞發動機的旋翼航空器，因發動機功率的影響，飛行性能必須建立在標準大氣相對濕度為80%的基礎上。
(e）對于渦輪發動機的旋翼航空器，因發動機功率的影響，飛行性能必須建立在下述相對濕度的基礎上：
(1）在等于和低于標準溫度時，相對濕度為80%；
(2）在等于和高于標準溫度加28℃（50℉）時，相對濕度為34%。在標準和標準加28℃這兩個溫度之間，相對濕度必須為線性變化。
(f）對于渦輪發動機的旋翼航空器，必須提供一種方法，以使駕駛員在起飛前確定每臺發動機能夠輸出為達到本章規定的旋翼航空器飛行性能所必需的功率。
第27.49條　最小使用速度時的性能
(a）對于直升機：
(1）在申請合格審定所要求的重量、高度和溫度范圍內，懸停升限必須按照下列條件確定：
(ⅰ）起飛功率；
(ⅱ）起落架放下；
(ⅲ）直升機在地面效應范圍內，與正常起飛程序相一致的高度上。
(2）按照本條(a)款(1)項確定的懸停升限，必須至少：
(ⅰ）對于活塞發動機直升機，在標準大氣和最大重量時為1,200米（4,000英尺）；
(ⅱ）對于渦輪發動機直升機，在標準溫度加22℃（40℉）和最大重量時為760米壓力高度（2,500英尺）。
(3）無地效懸停性能必須使用起飛功率，在申請合格審定所要求的重量、高度和溫度范圍內確定。
(b）對于除直升機外的旋翼航空器，在最小使用速度下的穩定爬升率必須在申請合格審定所要求的重量、高度和溫度范圍內，按照下列條件確定：
(1）起飛功率；
(2）起落架放下。
第27.51條　起飛
以起飛功率和轉速、最臨界重心、重量從海平面最大重量到本條所涵蓋的每一高度上申請起飛合格審定的重量進行起飛：
(a）從標準海平面條件到申請起飛和著陸合格審定最大高度的整個高度范圍內，不得要求特殊的駕駛技巧或者特別有利的條件。
(b）起飛方式，必須確保如果一臺發動機失效，在飛行航跡的任一點都能安全著陸。這必須演示到申請起飛和著陸合格審定的最大高度或者2,100米（7,000英尺）密度高度中的較小值。
第27.65條　爬升：全發工作
(a）對于除直升機外的旋翼航空器：
(1）在VY時的穩定爬升率，必須按照下列條件確定：
(ⅰ）每臺發動機用最大連續功率；
(ⅱ）起落架收起；
(ⅲ）申請合格審定的各種重量、高度和溫度。
(2）按照本條(a)款(1)項所確定的爬升率爬升時，其爬升梯度必須是下述二者之一：
(ⅰ）如果申請合格審定范圍內的每一重量、高度和溫度，要確定起飛和爬越15米（50英尺）的障礙物所需的水平距離，則爬升梯度至少為1﹕10；
(ⅱ）在標準海平面條件下，爬升梯度至少為1﹕6。
(b）直升機必須滿足下列要求：
(1）VY必須按照下列條件確定：
(ⅰ）在標準海平面條件；
(ⅱ）最大總重；
(ⅲ）每臺發動機用最大連續功率。
(2）穩定爬升率必須在下列條件下確定：
(ⅰ）申請人選定的爬升速度等于或者低于VNE；
(ⅱ）從海平面直到申請合格審定的最大高度范圍內；
(ⅲ）與本條(b)款(2)項(ⅱ)目所規定的和申請合格審定高度范圍相應的各種重量和溫度；
(ⅳ）每臺發動機用最大連續功率。
第27.67條　爬升：一臺發動機不工作（OEI）
對于多發直升機，以速度VY（或者以最小下降率時的速度）的穩定爬升（或者下降）率必須按照下列條件確定：
(a）最大重量；
(b）臨界發動機不工作且其余發動機為下列之一：
(1）最大連續功率，對于申請使用30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率合格審定的直升機，還要求30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率；
(2）對于申請使用連續一臺發動機不工作（OEI）功率合格審定的直升機，連續一臺發動機不工作（OEI）功率。
第27.71條　自轉性能
對于單發直升機和不滿足《運輸類旋翼航空器適航規定》（CCAR–29）A類發動機隔離要求的多發直升機，其最小下降率的空速和最佳下滑角的空速必須由下列條件的自轉來確定：
(a）最大重量；
(b）申請人選定的旋翼轉速。
第27.75條　著陸
(a）旋翼航空器必須具有如下著陸性能：沒有過大的垂直加速度，沒有彈跳、前翻、地面打轉、前后振動及水面打轉的傾向，不需特殊駕駛技巧或者特別有利的條件，并且：
(1）由申請人選定，并與該旋翼航空器型號相適應的進近或者自轉速度。
(2）進近和著陸按照下列情況進行：
(ⅰ）對于單發旋翼航空器，無動力，從穩定自轉狀態進入；
(ⅱ）對于多發旋翼航空器，一臺發動機不工作（OEI），剩余發動機在批準的使用限制內，從已建立的一臺發動機不工作（OEI）進近狀態進入。
(b）多發旋翼航空器，在正常運行中，全部動力失效后，必須能安全著陸。
第27.87條　高度-速度包線
(a）如果存在高度與前飛速度（包括懸停）的任何組合，在本條(b)款適用功率喪失的情況下不能安全著陸，則必須就下述全部范圍制定極限高度-速度包線（包括全部有關資料）：
(1）高度
從標準海平面狀態到旋翼航空器所能達到的最大高度或者2,100米（7,000英尺）密度高度，取小者。
(2）重量
從海平面最大重量到申請人選定的本條(a)款(1)項涵蓋的每一高度的重量。對于直升機，在海平面高度以上的重量不能小于最大重量或者無地效懸停允許的最重重量，取輕者。
(b）適用功率喪失條件：
(1）對單發直升機，完全自轉。
(2）對于多發直升機，一臺發動機不工作（OEI）（發動機隔離特性保證剩余的發動機繼續工作），剩余發動機在批準的限制范圍，并且在批準的外界溫度和壓力高度最臨界組合狀態下，所能提供的最小安裝規格功率。批準的外界溫度和壓力高度最臨界組合對應2,100米（7,000英尺）密度高度或者該直升機所能達到的最大高度中的較小者。
(3）對于其他旋翼航空器，適合于該型號的情況。
第三節 飛行特性
第27.141條　通用要求
旋翼航空器必須滿足下列要求：
(a）除在適用條款中另有特殊要求外，在下列情況下滿足本章飛行特性要求：
(1）在經批準的工作高度和溫度條件下；
(2）在申請合格審定的重量和重心范圍內的任一臨界載重狀態；
(3）有動力飛行時，在申請合格審定的任一速度、功率和旋翼轉速狀態；
(4）無動力飛行時，在申請合格審定的任一速度和旋翼轉速狀態，此狀態在操縱系統符合批準的安裝說明和容限下是能達到的。
(b）對這類型號的任何可能的使用情況下，包括下列使用情況，不要求特殊的駕駛技巧、機敏和體力，并且沒有超過限制載荷系數的危險，便能保持任何需要的飛行狀態，以及從任一飛行狀態平穩地過渡到任何其他飛行狀態：
(1）滿足《運輸類旋翼航空器適航規定》（CCAR–29）A類發動機隔離要求的多發旋翼航空器，一臺發動機突然失效；
(2）其他旋翼航空器，全部發動機突然失效；
(3）本規定第27.695條規定的整個操縱系統突然失效。
(c）如果申請夜間或者儀表飛行合格審定，則要具有夜間或者儀表飛行所要求的任何附加特性。對直升機儀表飛行的要求見本規定附錄B。
第27.143條　操縱性和機動性
(a）在下列過程中，旋翼航空器必須能夠安全地操縱和機動：
(1）穩定飛行；
(2）適用該型號的任何機動飛行，包括：
(ⅰ）起飛；
(ⅱ）爬升；
(ⅲ）平飛；
(ⅳ）轉彎飛行；
(ⅴ）自轉；
(ⅵ）著陸（有動力和無動力）；
(ⅶ）從中斷自轉進場到恢復有動力飛行。
(b）周期變距操縱余量在下列情況下必須能夠在VNE時提供滿意的滾轉和俯仰操縱：
(1）臨界重量；
(2）臨界重心；
(3）臨界旋翼轉速；
(4）無動力（除演示表明符合本條(f)款的直升機外）和有動力。
(c）必須確定所有方位情況下從0到至少8.74米／秒（17節）的風速，在此風速下，旋翼航空器在下列情況下，能夠在地面或者近地面處進行與其型號相適應的任何機動飛行（如側風起飛、側飛與向后飛），而不喪失操縱：
(1）高度，從標準海平面條件，到旋翼航空器所能達到的最大起飛和著陸高度或者2,100米（7,000英尺）密度高度，取小值，以
(ⅰ）臨界重量；
(ⅱ）臨界重心；
(ⅲ）臨界旋翼轉速；
(2）對起飛和著陸高度大于2,100米（7,000英尺）密度高度，以
(ⅰ）申請人選定的重量；
(ⅱ）臨界重心；
(ⅲ）臨界旋翼轉速。
(d）必須確定所有方位情況下從0到至少8.74米／秒（17節）的風速，在此風速下，旋翼航空器在下列情況下，能夠無地效飛行而不喪失操縱：
(1）申請人選定的重量；
(2）臨界重心；
(3）申請人選定的旋翼轉速；
(4）高度，從標準海平面條件到旋翼航空器所能達到的最大起飛和著陸高度。
(e）在(1)滿足運輸A類發動機隔離要求的多發旋翼航空器中的一臺發動機失效后，或者(2)其他旋翼航空器全部發動機失效后，當發動機失效發生在最大連續功率和臨界重量時，旋翼航空器在申請合格審定的速度和高度全部范圍內，必須是可以操縱的。在發動機失效后的任何情況下，修正動作的滯后時間不得小于如下規定：
(ⅰ）對巡航狀態為1秒或者駕駛員正常的反應時間（取大值）；
(ⅱ）對任何其他狀態為駕駛員正常反應時間。
(f）對于按照本規定第27.1505條(c)款制定的VNE（無動力）的直升機，必須在下列條件下，以臨界重量、臨界重心和臨界旋翼轉速演示：
(1）在有動力VNE時，最后一臺工作的發動機不工作后，直升機必須能安全地減速到無動力VNE，且不需要特殊的駕駛技巧；
(2）在速度為1.1VNE（無動力）時，周期變距操縱余量必須允許在無動力的情況下能提供滿意的滾轉和俯仰操縱。
第27.151條　飛行操縱
(a）縱向、橫向、航向和總距操縱不得出現過大的啟動力、摩擦力和預載。
(b）操縱系統的各種力和活動間隙不得妨礙旋翼航空器對操縱系統輸入的平穩和直接的響應。
第27.161條　配平操縱
配平操縱：
(a）在以任何合適速度平飛時，任一穩定的縱向、橫向和總距操縱力必須配平至零。
(b）不得引起操縱力梯度有任何不希望的不連續。
第27.171條　穩定性：通用要求
在預期的長時間正常運行中，在任何正常的機動飛行期間，旋翼航空器的飛行不應使駕駛員有過分的疲勞和緊張。在演示時必須至少做三次起落。
第27.173條　縱向靜穩定性
(a）縱向操縱必須這樣設計：為獲得小于配平速度的空速，操縱桿必須向后運動。而為了獲得大于配平速度的空速，操縱桿必須向前運動。
(b）在申請合格審定的整個高度范圍內，在本規定第27.175條(a)款至(d)款中規定的機動飛行期間，油門和總距保持不變的狀態下，操縱桿位置與空速的關系曲線斜率必須是正的。然而，在局方確認可接受的有限的飛行條件或者運行模式下，如果旋翼航空器擁有的飛行特性，允許駕駛員，在不需要特殊的駕駛技巧或者警覺條件下，便能將空速保持在設定配平空速的±9.26千米/小時（5節）范圍內，操縱桿的位置與速度的關系曲線的斜率可以是中立的或者負的。
第27.175條　縱向靜穩定性演示
(a）爬升
縱向靜穩定性必須在下列條件，速度從VY–18.52千米/小時（10節）到VY+18.52千米/小時（10節），爬升狀態下表明：
(1）臨界重量；
(2）臨界重心；
(3）最大連續功率；
(4）起落架收起；
(5）旋翼航空器在VY配平。
(b）巡航
縱向靜穩定性必須在下列條件，速度以0.8VNE–18.52千米/小時（10節）至0.8VNE+18.52千米/小時（10節），或者VH小于0.8VNE時，從VH–18.52千米/小時（10節）至VH+18.52千米/小時（10節），巡航狀態下表明：
(1）臨界重量；
(2）臨界重心；
(3）以0.8VNE或者VH平飛所需的功率，取小值；
(4）起落架收起；
(5）旋翼航空器配平在0.8VNE或者VH，取小值。
(c）VNE
縱向靜穩定性必須在下列條件，速度從VNE–37.04千米/小時（20節）至VNE，表明：
(1）臨界重量；
(2）臨界重心；
(3）VNE–18.52千米/小時（10節）平飛功率或者最大連續功率，取小值；
(4）起落架收起；
(5）旋翼航空器配平在VNE–18.52千米/小時（10節）。
(d）自轉
縱向靜穩定性必須在以下自轉狀態下表明：
(1）速度從最小下降率速度–18.52千米/小時（10節）到最小下降率速度+18.52千米/小時（10節）
(ⅰ）臨界重量；
(ⅱ）臨界重心；
(ⅲ）起落架放下；
(ⅳ）旋翼航空器配平在最小下降率速度。
(2）速度從最佳下滑角速度–18.52千米/小時（10節）到最佳下滑角速度+18.52千米/小時（10節）
(ⅰ）臨界重量；
(ⅱ）臨界重心；
(ⅲ）起落架收起；
(ⅳ）旋翼航空器配平在最佳下滑角速度。
第27.177條　航向靜穩定性
(a）航向操縱須按照如下方式工作：在本規定第27.175條(a)款、(b)款和(c)款中規定的配平狀態，油門桿和總距保持不變的情況下，隨航向操縱輸入引起的旋翼航空器運動感覺和運動方向應與腳蹬運動方向一致。在側滑角到以下值中較小值時，側滑角必須隨著航向操縱量的穩定增加而增加：
(1）從配平速度在小于最小下降率速度27.78千米/小時（15節）時的25度側滑角，線性變化到配平速度在VNE時的10度側滑角；
(2）按照本規定第27.351條建立的穩定下滑角；
(3）申請人選定的，對應于至少0.1g側向力的側滑角；
(4）最大航向操縱輸入所獲得的側滑角。
(b）當航空器接近側滑極限時，伴隨著側滑必須有足夠的提示警示駕駛員。
(c）按本條(a)款規定的方式機動過程中，側滑角與航向操縱位置之間的關系曲線，在配平周圍小的角度范圍內可以是負斜率，前提是在不需要特殊的駕駛技巧或者警覺條件下，就可以保持所需要的航向。
第四節 地面和水面操縱特性
第27.231條　通用要求
旋翼航空器必須具有良好的地面和水面操縱特性，包括在使用中預期的任一工作狀態下不得有不可操縱的傾向。
第27.235條　滑行條件
旋翼航空器必須設計得能承受當旋翼航空器在正常使用中可以合理預期到的最粗糙地面上滑行時的載荷。
第27.239條　噴濺特性
如果申請水上使用的合格審定，在滑行、起飛或者著水期間，不得有遮蔽駕駛員視線及危及旋翼、螺旋槳或者旋翼航空器其他部件的噴濺。
第27.241條　“地面共振”
在地面旋翼轉動時，旋翼航空器不得發生危險的振蕩趨勢。
第五節 其他飛行要求
第27.251條　振動
在每一種合適的速度和功率狀態下，旋翼航空器的每一個部件必須沒有過度的振動。
C章 強度要求
第一節 一般規定
第27.301條　載荷
(a）強度的要求用限制載荷（使用中預期的最大載荷）和極限載荷（限制載荷乘以規定的安全系數）來規定。除非另有說明，所規定的載荷均為限制載荷。
(b）除非另有說明，所規定的空氣載荷、地面載荷和水載荷必須與計及旋翼航空器每一質量項目的慣性力相平衡，這些載荷的分布必須接近或者偏保守地反映真實情況。
(c）如果在載荷作用下的變位會顯著改變外部載荷或者內部載荷的分布，則必須考慮這種重新分布。
第27.303條　安全系數
除非另有規定，安全系數必須取1.5。此系數適用于外部載荷和慣性載荷，除非應用它得到的內部應力是過分保守的。
第27.305條　強度和變形
(a）結構必須能承受限制載荷而無有害的或者永久的變形。在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得影響安全運行。
(b）結構必須能承受極限載荷而不破壞，此要求必須用下述任一方法表明：
(1）在靜力試驗中，施加在結構上的極限載荷至少保持3秒鐘；
(2）模擬真實載荷作用的動力試驗。
第27.307條　結構驗證
(a）必須表明結構對計及其使用環境的每一臨界受載情況均滿足本章的強度和變形要求。只有經驗表明結構分析的方法（靜力或者疲勞）對某種結構是可靠的情況下，對這種結構才可采用分析的方法，否則必須進行驗證載荷試驗。
(b）為滿足本章的強度要求所做的試驗必須包括：
(1）旋翼、旋翼傳動系統和旋翼操縱系統的動力及耐久試驗；
(2）包括操縱面在內的操縱系統的限制載荷試驗；
(3）操縱系統的操作試驗；
(4）飛行應力測量試驗；
(5）起落架落震試驗；
(6）用于新的或者非常規設計特點所要求的任何附加試驗。
第27.309條　設計限制
為表明滿足本章的結構要求，必須制定下列數據和限制：
(a）設計最大重量；
(b）有動力和無動力時主旋翼的轉速范圍；
(c）在本條(b)款規定的范圍內，對應主旋翼每一轉速下的最大前飛速度；
(d）最大后飛和側飛速度；
(e）與本條(b)款、(c)款和(d)款所規定的限制相對應的重心極限；
(f）每一動力裝置和每一相連接的旋轉部件之間的轉速比；
(g）正的和負的限制機動載荷系數。
第二節 飛行載荷
第27.321條　通用要求
(a）必須假定飛行載荷系數垂直旋翼航空器的縱軸，并且與作用在旋翼航空器重心上的慣性載荷系數大小相等、方向相反。
(b）對以下情況必須表明滿足本章的飛行載荷要求：
(1）從設計最小重量到設計最大重量的每一重量；
(2）在旋翼航空器飛行手冊使用限制內，可調配載重的任何實際分布。
第27.337條　限制機動載荷系數
旋翼航空器必須按下述規定之一設計：
(a）從正限制機動載荷系數3.5到負限制機動載荷系數–1.0的范圍；
(b）任一正限制機動載荷系數不得小于2.0，負限制機動載荷系數不得大于–0.5，但：
(1）需用分析和飛行試驗表明超過所選取系數的概率為極小可能的；
(2）所選取系數對在設計最大重量和設計最小重量之間的每一重量情況均是適當的。
第27.339條　合成限制機動載荷
假設由限制機動載荷系數得到的載荷，作用在每個旋翼槳轂中心和每個輔助升力面上，并且載荷方向和在各旋翼和各輔助升力面間的分配應能代表包括具有最大設計前進比的有動力和無動力飛行在內的每一臨界機動情況。此前進比是旋翼航空器飛行速度在槳盤平面的分量與旋翼槳葉的槳尖速度之比，用下式表示：

式中：
V：沿飛行航跡的空速（米／秒）；
α：槳距不變軸在對稱平面內的投影和飛行航跡垂線間的夾角（弧度，軸指向后為正）；
Ω：旋翼的角速度（弧度／秒）；
R：旋翼半徑（米）。
第27.341條　突風載荷
旋翼航空器必須設計成能承受包括懸停在內的每個臨界空速下由9.14米／秒（30英尺／秒）的垂直突風產生的載荷。
第27.351條　偏航情況
(a）旋翼航空器必須設計成能承受由本條(b)款和(c)款規定的機動飛行載荷，同時滿足下列條件：
(1）對重心處的不平衡氣動力矩，由考慮的主要質量提供的反作用慣性力以合理的或者保守的方式相平衡；
(2）主旋翼最大轉速。
(b）為了產生本條(a)款所要求的載荷，在由0到0.6VNE的前飛速度下，旋翼航空器作無偏航非加速飛行時：
(1）將駕駛艙內方向操縱器件突然移動到由操縱止動器或者由本規定第27.397條(a)款規定的駕駛員最大作用力所限制的最大偏轉；
(2）達到最終側滑角或者90°，二者中取小值；
(3）將方向操縱器件突然返回到中立位置。
(c）為了產生本條(a)款所要求的載荷，在由0.6VNE到VNE或者VH（二者中取小值）的前飛速度下，旋翼航空器作無偏航非加速飛行時：
(1）將駕駛艙內方向操縱器件突然移動到由操縱止動器或者由本規定第27.397條(a)款規定的駕駛員最大作用力所限制的最大偏轉；
(2）在VNE或者VH中較小的速度下，達到最終側滑角或者15°，二者中取小值；
(3）將本條(b)款(2)項和(c)款(2)項的側滑角直接隨速度變化；
(4）將方向操縱器件突然返回到中立位置。
第27.361條　發動機扭矩
發動機限制扭矩不得小于下列數值：
(a）對于渦輪發動機，其限制扭矩不得小于下列中的最大值：
(1）最大連續功率時的平均扭矩乘以1.25；
(2）本規定第27.923條所要求的扭矩；
(3）本規定第27.927條所要求的扭矩；
(4）因故障或者結構損壞（如壓氣機卡滯）引起的發動機突然停車而產生的扭矩。
(b）對于活塞發動機，其限制扭矩不得小于最大連續功率時的平均扭矩乘以下列系數：
(1）對于有5個或者5個以上汽缸的發動機，為1.33；
(2）對于有4個、3個、2個汽缸的發動機，分別為2、3和4。
第三節 操縱面和操縱系統載荷
第27.391條　通用要求
各輔助旋翼、固定的或者可動的安定面或者操縱面和用于任何飛行控制的各操縱系統，必須滿足本規定第27.395條、第27.397條、第27.399條、第27.411條和第27.427條的要求。
第27.395條　操縱系統
(a）從駕駛員操縱部位至操縱止動器的各操縱系統零件必須設計成能承受不小于下述規定的駕駛員作用力：
(1）在本規定第27.397條中規定的駕駛員限制作用力；
(2）如果操縱系統使駕駛員不致于對該系統施加駕駛員限制作用力，則駕駛員作用力就是該系統允許駕駛員所施加的最大力，但此力不小于本規定第27.397條中規定的0.6倍。
(b）各主操縱系統及其支承結構，必須按照下列設計：
(1）操縱系統必須承受本規定第27.397條中規定的駕駛員限制作用力所產生的載荷。
(2）除本條(b)款(3)項外，當使用帶動力作動筒操縱或者動力助力操縱時，系統還必須承受每個正常賦能動力裝置，包括任何單個動力助力器或者作動筒系統故障的輸出力所產生的載荷。
(3）如果系統設計或者正常操作載荷使得系統的某一部分不能平衡本規定第27.397條中規定的駕駛員限制作用力，那么系統的這一部分必須設計成能承受在正常使用中所能獲得的最大載荷。在任何情況下，最小設計載荷必須對服役使用中包括計及疲勞、卡滯、地面突風、操縱慣性和摩擦載荷等情況下提供可靠的系統，在缺少合理分析的情況下，由0.6倍規定的駕駛員限制作用力產生的載荷是可接受的最小設計載荷。
(4）如果由于卡滯、地面突風、操縱慣性或者摩擦等原因可能超過上述操作載荷，則應承受本規定第27.397條中規定的駕駛員限制作用力而不屈服。
第27.397條　駕駛員限制作用力和扭矩
(a）除本條(b)款規定外，駕駛員限制作用力按照下述規定：
(1）腳操縱：578牛（130磅）；
(2）桿式操縱：前、后為445牛（100磅），側向為298牛（67磅）。
(b）對于風門、調整片、安定面、旋翼剎車和起落架操縱機構，下述規定適用（R：半徑，毫米（英寸））：
(1)手柄、輪式和桿式操縱機構：

但不小于222牛（50磅），手操縱不大于445牛（100磅），腳操縱不大于578牛（130磅），力作用于操縱運動平面20°范圍內的任何角度上。
(2）旋轉操縱：356R牛-毫米（80R英寸-磅）。
第27.399條　雙操縱系統
各雙主飛行操縱系統必須設計成能承受本規定第27.395條規定的駕駛員作用力的0.75倍所產生的載荷，其操縱力按下述方向作用：
(a）相反方向；
(b）同一方向。
第27.411條　地面間隙：尾槳保護裝置
(a）在正常著陸時，尾槳不得接觸著陸表面。
(b）當采用尾槳保護裝置來滿足本條(a)款時，則：
(1）對保護裝置必須制定適當的設計載荷；
(2）尾槳保護裝置及其支撐結構必須設計成能承受該設計載荷。
第27.427條　非對稱載荷
(a）水平尾翼及其支撐結構必須設計成能承受由偏航和旋翼尾流影響與規定的飛行情況相組合所產生的非對稱載荷。
(b）為了滿足本條(a)款的設計準則，在缺乏更合理資料的情況下，必須同時滿足：
(1）對稱飛行情況下最大載荷的100％作用在對稱面一側的水平尾翼上，而另一側不加載荷。
(2）對稱飛行情況下最大載荷的50％作用于對稱面每一側的水平尾翼上，但方向相反。
(c）對于水平尾翼支撐在垂直尾翼上的尾翼布局，垂直尾翼及其支撐結構必須按分別考慮每一種規定的飛行情況下所產生的垂直尾翼載荷和水平尾翼載荷的組合進行設計。必須按在水平尾翼和垂直尾翼上獲得最大設計載荷來選擇這些飛行情況。在缺乏更合理資料情況下，水平尾翼的非對稱載荷分布必須假定為本條所規定的分布。
第四節 地面載荷
第27.471條　通用要求
(a）載荷和平衡
對于限制地面載荷，采用下述規定：
(1）在本章著陸情況下得到的限制地面載荷，必須看成是作用在假定為剛體的旋翼航空器結構上的外部載荷；
(2）在規定的每一著陸情況中，外部載荷必須以合理的或者偏保守的方式與平動和轉動慣性載荷相平衡。
(b）臨界重心
必須在申請合格審定的重心范圍內選擇臨界重心，使每一起落架元件獲得最大設計載荷。
第27.473條　地面受載情況和假定
(a）對規定的著陸情況，必須采用不小于最大重量的設計最大重量。可以假定在整個著陸撞擊期間旋翼升力通過重心，且不得超過設計最大重量的三分之二。
(b）除非另有說明，對于所規定的每一著陸情況，旋翼航空器必須按照限制載荷系數設計。此系數不小于本規定第27.725條中所證實的限制慣性載荷系數。
第27.475條　輪胎和緩沖器
除非另有說明，對于所規定的每一著陸情況，必須假定輪胎處于它的靜態位置及緩沖器處于它的最臨界位置。
第27.477條　起落架的布置
本規定第27.235條、第27.479條至第27.485條和第27.493條適用于重心后有兩個機輪而重心前有一個或者多個機輪的起落架。
第27.479條　水平著陸情況
(a）姿態
在本條(b)款規定的各受載情況下，假定旋翼航空器處于下述水平著陸姿態中的每個姿態：
(1）所有機輪同時觸地的姿態；
(2）后輪觸地，前輪稍離地面的姿態。
(b）受載情況
旋翼航空器必須按照下述著陸受載情況設計：
(1）按照本規定第27.471條施加的垂直載荷；
(2）按照本條(b)款(1)項施加的載荷與不小于作用在機輪上的垂直載荷的25%的阻力載荷相組合；
(3）如果有兩個前機輪，則按照本條(b)款(1)項和(b)款(2)項施加在機輪上的載荷按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）在本條(a)款(1)項姿態下，用前起落架平衡；
(2）在本條(a)款(2)項姿態下，用轉動慣性力平衡。
第27.481條　機尾下沉著陸情況
(a）假定旋翼航空器處于它的各部分距地面間隙所允許的最大抬頭姿態。
(b）在此姿態下，假定地面載荷垂直地面。
第27.483條　單輪著陸情況
對于單輪著陸情況，假定旋翼航空器處于水平姿態，并有一個后輪觸地。在此姿態下：
(a）垂直載荷必須與按照本規定第27.479條(b)款(1)項得到的那側載荷相同；
(b）不平衡的外部載荷必須由旋翼航空器的慣性力平衡。

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