中国民用航空总局关于第三次修订《运输类飞机适航标准》的决定（2001年） （3）

（3） 根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其它步骤，并必须将其载入§25．1529要求的“持续适航文件”中的“适航限制”一节。对于下列结构类型，必须在裂纹扩展分析和／或试验的基础上建立其检查门槛值，并假定结构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷：

（ｉ）单传力路径结构；和（ｉｉ）多传力路径“破损－安全”结构以及“破损－安全”止裂结构，如果不能证明在剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常维修、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理的话。

（ｂ）损伤容限评定 评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，评定还必须结合有试验依据和服役经验（如果有服役经验）支持的重复载荷和静力分析来进行。如果设计的结构有可能产生广布疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。

必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤。型号合格证可以在全尺寸疲劳试验完成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的计划，并且在本部§25．1529要求的持续适航文件适航限制部分中规定，在该试验完成之前任何飞机的使用循环数不得超过在疲劳试验件上累积的循环数的一半。在使用寿命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷（作为极限静载荷考虑）：