（4）如果由于卡滞、地面突风、操纵惯性或摩擦等原因可能超过上述操作载荷，则应承受第27.397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27.397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：
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英寸-磅）。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.399条 双操纵系统
各双主飞行操纵系统必须设计成能承受第27.395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27.411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27.427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）由对称飞行情况最大载荷的100％作用在对称面一侧的水平尾翼上，而另一侧不加载荷。
（2）由对称飞行情况最大载荷的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。在缺乏更合理资料情况下，水平尾翼的非对称载荷分布必须假定为本条规定的分布。
[2002年7月2日第一次修订]
地面载荷
第27.471条 总则
（a）载荷和平衡 对于限制地面载荷，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27.473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27.725条中所证实的限制惯性载荷系数。
第27.475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严重位置。
第27.477条 起落架的布置
第27.235条、第27.479条至第27.485条和第27.493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27.479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27.471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）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27.481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27.483条 单轮着陆情况
对于单轮着陆情况，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27.479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27.485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27.479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组合。
（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）规定的垂直载荷相组合。
（2）所有的机轮同时触地时，采用下述规定：
（ⅰ）对于后轮，本条（b）（1）规定的侧向载荷与本条（a）规定的垂直载荷相组合；
（ⅱ）对于前轮，等于0.8倍垂直反作用力的侧向载荷与本条（a）规定的垂直载荷相组合。
第27.493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）对于第27.479条（a）（1）规定的姿态，为1.33；
（2）对于第27.479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较小值：
（1）垂直载荷乘以0.8倍的摩擦系数；
（2）根据限制刹车力矩确定的最大值。
第27.497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27.471条至27.475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）必须表明以尾轮最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）所得到的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）对于前轮，等于0.8倍垂直反作用力（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）对于尾轮，等于0.8倍垂直反作用力。
（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的触地点上（对于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（对于不装锁、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
在地面静止姿态下，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27.501条 地面受载情况：滑橇式起落架
（a）总则
装有滑橇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27.471条至第27.475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容许的。
（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27.725条规定的1.5倍；
（ⅱ）所假定的旋翼升力不大于第27.725条规定的限制落震试验中使用数值的1.5倍。
（4）必须按下述规定表明满足本条（b）至（e）的要求：
（ⅰ）对于所考虑的着陆情况，起落架处于它的最严重偏转位置；
（ⅱ）地面反作用力沿滑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组合，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的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）在滑橇间对称分配；
（ⅲ）集中在橇筒直线部分的前端。
（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）沿橇筒连接件之间33.3%的长度平均分布在橇筒连接件之间的中央区域。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.505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，n是按第27.473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（牛顿·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。
水载荷
第27.521条 浮筒着水情况
如果申请使用浮筒的合格审定，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第27.473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，它们仅适用于浮筒。
主要部件要求
第27.547条 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第27.337条至第27.341条规定的下列载荷：
（1）临界飞行载荷；
（2）在正常自转情况下出现的限制载荷，对于这个情况，选定的旋翼转速必须包括高度的影响。
（d）主旋翼结构必须设计成能承受模拟下述情况的载荷：
（1）对于旋翼桨叶，桨毂和挥午铰，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，但不得小于下列中较大值：
（ⅰ）以两个方向可能传给旋翼结构的最大扭矩；
（ⅱ）在第27.361条中规定的发动机限制扭矩。
（2）限制扭矩必须以合理的方式分配给旋翼桨叶。
第27.549条 机身、起落架及旋翼支撑结构
（a）每个机身，起落架和旋翼支撑结构必须按本条规定设计。旋翼的合力可以用作用在旋翼毂连接点上的集中力表示。
（b）每个结构必须设计成能承受下列载荷：
（1）在第27.337条至第27.341条中规定的临界载荷；
（2）在第27.235条，第27.471条至第27.485条，第27.493条，第27.497条，第27.501条，第27.505条，和第27.521条中规定的适用的地面载荷和水载荷；
（3）在第27.547条（d）（2）和（e）中规定的载荷。
（c）必须考虑辅助旋翼推力和加速飞行情况下产生的平衡气动载荷和惯性载荷。
（d）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。
应急着陆情况
第27.561条 总则
（a）尽管旋翼航空器在地面或水上应急着陆情况中可能损坏，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、安全带和其它的安全设施；
（2）机轮收起（如果适用）；
（3）当经受下列相对于周围结构的极限惯性载荷系数时，应约束住每个乘员和舱内可能伤害乘员的每一质量项目：
（ⅰ）向上4g；
（ⅱ）向前16g；
（ⅲ）侧向8g；
（ⅳ）向下20g，在座椅装置预期位移后；
（ⅴ）向后1.5g。
（c）支承结构必须设计成在直至本款规定的任一极限惯性载荷下，能约束住那些在机组舱和旅客舱上部和/或后部的、在应急着陆时松脱后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）位于旅客舱地板下的内部燃油箱区域的机身结构，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27.562条 应急着陆的动态情况
（a）尽管旋翼航空器在应急坠撞着陆中可能损坏，但必须设计成在下列条件下能合理地保护每一乘员：
（1）乘员正确地使用了设计提供的座椅，安全带和肩带；和
（2）乘员经受本条规定情况所产生的载荷。
（b）在起飞和着陆中，经批准用于机组人员和旅客的每一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。试验必须用由民航总局认可的77公斤（170磅）拟人试验模型（ATD）或者其等效物以正常向上坐姿作为乘员来进行。
（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，旋翼航空器的纵轴相对于撞击速度矢量向上偏倾60?，旋翼航空器的横轴垂直于包含撞击矢量与纵轴的垂直平面，其向下速度的变化不小于9.14米/秒（30英尺/秒）。地板负加速度的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，旋翼航空器的纵轴相对于撞击速度矢量或右偏或左偏10?（取在肩带上产生最大载荷的），旋翼航空器横轴处于包含撞击速度的矢量的水平面内，其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）。地板负加速度的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或侧壁连接设施将座椅连接到本条情况的机体结构上，则导轨或设施必须彼此之间在垂直方向至少错开10?（即不能平行安置），且与所选方向至少在横侧偏10?，以计及可能的地板翘曲。
（c）必须表明对下列要求的符合性：
（1）座椅装置系统可以经受设计上预期的分离，但该系统其余部分必须保持完整。
（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）拟人模型的肩带在撞击中必须保持在假人肩部或在紧靠假人肩部的区域。
（4）安全带在撞击中必须保持在假人的骨盆处。
（5）模拟假人的头部或不触及驾驶舱或旅客舱的任一部分，或如果接触，头部撞击所产生的由下述方程确定的头部损伤判据（HIC）不超过1000。
式中：
-头部重心的合成加速度，以g（重力加速度）的倍数表达；
-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）若选用与本条所要求的乘员保护方法水平相当或更高的替换方法，必须在合理的基础上加以证明。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.563条 水上迫降的结构要求
如果申请水上迫降的合格审定，则水上迫降所需的结构强度必须满足本条和第27.801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）的向前速度及可能出现的俯仰、滚转和偏航姿态首先接触合理可能的水面情况的最临界的波浪。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（每秒5英尺）。在整个着水撞击过程中，旋翼升力作用可视为通过重心。该升力不得超过设计最大重量的三分之二，如能证明在正常单发停车着水时不会有超过所选的前飞速度，则可用小于15.4米/秒（30节）的前飞速度作为设计中的最大前飞速度。
（b）辅助浮筒或应急浮筒情况
（1）固定式浮筒或在开始触水前展开的浮筒 除本条（a）中的着水载荷以外，每个辅助或应急浮筒及其支承结构和与机体或机身的连接结构，必须设计成能承受浮筒完全浸没产生的载荷，除非能证明浮筒完全浸没是不大可能的。若完全浸没是不大可能的，则必须采用可能的最大浮筒浮力载荷。可能的最大浮筒浮力载荷必须包括如下考虑：由部分浸没的浮筒产生的恢复力矩平衡由侧风、非对称旋翼航空器载荷、水波作用、旋翼航空器惯性以及第27.801条（d）所考虑的可能的结构损坏和渗漏所产生的倾覆力矩。如果有重大影响，可用按第27.801条（d）所确定的最大滚转和俯仰角来确定每个浮筒的浸没程度。若浮筒在飞行中即已展开，则在验证浮筒及其与旋翼航空器的连接件时，应采用对展开的浮筒的飞行限制所导出的适当气动载荷。为此目的，限制载荷的设计空速为展开的浮筒的空速使用限制乘以1.11。
（2）开始触水后展开的浮筒 浮筒必须按本条（b）（1）所述的完全浸没或部分浸没进行设计。除此以外，浮筒还必须设计成能承受由旋翼航空器与水面之间10.3米/秒（20节）的相对限制速度产生的垂直和阻力载荷之组合。垂直载荷不得小于由本条（b）（1）所确定的可能的最大浮筒浮力载荷。
[2002年7月2日第一次修订]
疲劳评定
第27.571条 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、操纵机构、机身、起落架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，并必须按本节（b）、（c）、（d）或（e）的规定进行评定。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）第27.309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，包括但不限于外挂货物操作（适用时）以及地空地循环。载荷谱必须建立在本条（a）（3）确定的载荷或应力基础上。
（b）疲劳容限评定 在不按照本规章附件A的第A27.4条制定的更换时间，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 必须表明在按照附件A的第A27.4条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）必须表明按照本规章附件A的第A27.4条提供的检查程序，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）必须表明按本节（d）（2）确定的时间间隔相对于附件A的第A27.4条提供的检查间隔和有关的检查程序足够长，以便提供足够大的监测概率，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，必须表明按照附件A的A27.4条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。
[2002年7月2日第一次修订]
D章 设计与构造
总则
第27.601条 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。
第27.602条 关键零部件
（a） 关键零部件 关键零部件是指其失效可能造成旋翼航空器灾难性后果的零部件。对于关键零部件，必须控制已确定的关键特性，以保证所要求的完整性水平。
（b）如果型号设计包含关键零部件，则应该建立关键零部件清单。应制定程序以定义关键设计特性，确定影响关键设计特性的工艺和符合CCAR－21有关质量保证要求的必要的设计、工艺更改控制方法。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.603条 材料
其损坏可能对安全性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）考虑使用中预期出现的环境条件，如温度和湿度的影响。
第27.605条 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，则该工艺必须按照经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。
第27.607条 紧固件
（a）其脱落可能危及旋翼航空器安全运行的每个可拆卸的螺栓，螺钉，螺母、销钉或其他紧固件必须装有两套独立的锁定装置。紧固件用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。
第27.609条 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强度降低或丧失，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。
第27.610条 闪电和静电防护
（a）旋翼航空器必须具有防止闪电引起的灾难性后果的保护措施。
（b）对于金属组件，下列措施之一可表明符合本条（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，下列措施之一可表明符合本条（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。
（d）防止闪电和静电的电搭接和保护措施必须符合下列要求：
（1）使静电荷的积聚减至最小；
（2）使采用了正常预防措施的机组成员、旅客、服务和维修人员遭到电击的危险减至最小；
（3）在正常和故障情况下，在具有接地的电气系统的旋翼航空器上，都要设有电回流通道；
（4）使闪电和静电对主要电气和电子设备工作的影响减至可接受的水平。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.611条 检查措施
对每个具有下列要求之一的部件，必须有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。
第27.613条 材料强度特性和设计值
（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，以便在统计的基础上制定设计值。
（b）设计值的选择必须使结构因材料的变化而引起破坏的概率极小。除了本条（d）和（e）款所规定的以外，必须通过选取保证具有下述概率的材料强度设计值来表明本款的符合性：
（1）对所施加载荷最终分布于某部件中的单个元件的情况，若该元件的破坏将导致部件结构完整性的丧失，则应保证99%的概率及95%的置信度。
（2）对超静定结构，若单个元件的破坏将导致所施加载荷安全地分配到其它承载元件上，则应保证90％的概率及95％的置信度。
（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）设计值必须是经民航总局认可的材料技术标准或手册中的数值，或者是经过民航总局批准的其它数值。
（e）如果在使用前对每个单独项目取样进行试验从而对材料加以选择，并确定该特定项目的真实强度特性达到或超过设计中使用的数值，则可采用其它设计值。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.619条 特殊系数
（a）对于每个结构零件，如果属于下列任一情况，则采用第27.621条至第27.625条中规定的特殊系数。
（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）由于下述原因之一，其强度容易发生显著变化：
（ⅰ）制造工艺不稳定；
（ⅱ）检验方法不稳定。
（b）对于应用第27.621条至第27.625条系数的每个零件，第27.303条中规定的安全系数必须乘以下列任一特殊系数：
（1）第27.621条至第27.625条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。
第27.621条 铸件系数
（a）总则 除铸件质量控制所必须的规定之外，还必须采用本条（b）和（c）中规定的系数、试验和检验。检验必须符合经批准的规范。除作为液压或其他流体系统零件而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。
