JIS W 0701:1992 航空機操縦系統−設計，装備及び試験通則

W 0701-1992

(1)

ページ

適用範囲

1.1

適用範囲

1.2

分類

1.2.1

操縦系統 (FCS) の分類

1.2.2

操縦系統の運用状態の分類

1.2.3

操縦系統の重要度の分類

関連規格

2.1

この規格の関連規格を次に示す。これらの規格を使用するときは最新版による。

仕様書

Military Specification

MIL-T-781

Terminal, Wire Rope, Swaging

MIL-F-3541

Fitting, Lubrication

MIL-U-3963

Universal Joint, Antifriction Bearings

MIL-B-5087

Bonding, Electrical and Lightning Protection, for Aerospace Systems

（JIS W 2009 航空宇宙システムの電気的ボンディング及び落雷防護）

MIL-W-5088

Wiring, Aircraft, Selection and Installation of

（JIS W 2010 航空宇宙航行体の配線）

MIL-E-5400

Electronic Equipment, Aerospace, General Specification for

MIL-H-5440

Hydraulic Systems, Aircraft Types I and II, Design, Installation, and Data Requirements

for

W 0701-1992

（JIS W 2914 航空機油圧系統の設計及び装備基準）

MIL-C-5503

Cylinder, Aeronautical, Hydraulic Actuating, General Requirements for

MIL-P-5518

Pneumatic Systems, Aircraft, Design, Installation, and Data Requirements for

MIL-T-5522

Test Procedure for Aircraft Hydraulic and Pneumatic Systems, General

（JIS W 2909 航空機油圧系統及び非常空気圧系統の試験通則）

MIL-S-5676

Splicing, Cable Terminal, Process for, Aircraft

MIL-T-5677

Thimble, Wire Cable, Aircraft

MIL-B-5687

Bearing, Sleeve, Washers, Thrust, Sintered, Metal Powder, Oil-Impregnated

MIL-C-6021

Casting, Classification and Inspection of

MIL-B-6038

Bearing, Ball, Bellcrank, Antifriction, Airframe

MIL-B-6039

Bearing, Double Row, Ball, Sealed, Rod End, Antifriction, Self-Aligning

MIL-E-6051

Electromagnetic Compatibility Requirements, Systems

（JIS W 7005 航空宇宙システムの電磁適合性通則）

MIL-T-6117

Terminal, Cable Assemblies, Swaged Type

MIL-J-6193

Joint, Universal, Plain, Light and Heavy Duty

MIL-G-6641

Gearbox, Aircraft Accessory Drive, General Specification for

MIL-P-7034

Pulley, Groove, Antifriction-Bearing, Grease-Lubricated, Aircraft

MIL-I-7064

Indicator, Position, Elevator Trim Tab

MIL-E-7080

Electric Equipment ; Aircraft, Selection and Installation of

（JIS W 2011 航空機用電気機器の装備方法）

MIL-F-7190

Forging, Steel, for Aircraft and Special Ordnance Applications

MIL-D-7602

Drive, Turbine, Air, Aircraft Accessory, General Specification for

MIL-B-7949

Bearing, Ball, Airframe, Antifriction

MIL-C-7958

Control, Push-Pull, Flexible and Rigid

MIL-M-7969

Motor, AC, 400 Cycle, 115/200 Volt System, Aircraft, General Specification for

MIL-M-7997

Motor, Aircraft Hydraulic, Constant Displacement, General Specification for

MIL-I-8500

Interchangeability and Replaceability of Component Parts for Aircraft and Missiles

MIL-P-8564

Pneumatic System Components, Aeronautical, General Specifications for

（JIS W 3102 航空機用空気圧系統構成部品通則）

MIL-M-8609

Motor, DC, 28 Volt System, Aircraft, General Specification for

MIL-S-8698

Structural Design Requirements, Helicopters

（JIS W 0605 ヘリコプタの構造設計に対する要求）

MIL-H-8775

Hydraulic System Components, Aircraft and Missiles, General Specifications for

（JIS W 2913 航空機用油圧系統構成部品通則）

MIL-F-8785

Flying Qualities of Piloted Airplanes

（JIS W 0402 飛行機の飛行性）

MIL-A-8860

Airplane Strength and Rigidity, General Specification for

MIL-A-8861

Airplane Strength and Rigidity, Flight Loads

（JIS W 0607 飛行機の強度及び剛性，飛行荷重）

MIL-A-8865

Airplane Strength and Rigidity ; Miscellaneous Loads

W 0701-1992

（JIS W 0610 飛行機の強度及び剛性，雑荷重）

MIL-A-8866

Airplane Strength and Rigidity-Reliability Requirements, Repeated Loads and Fatigue

MIL-A-8867

Airplane Strength and Rigidity, Ground Tests

（JIS W 0612 飛行機の強度及び剛性，地上試験）

MIL-A-8870

Airplane Strength and Rigidity Flutter ; Divergence and Other Aeroelastic Instabilities

MIL-T-8878

Turnbuckle, Positive Safetying

MIL-S-8879

Screw Threads, Controlled Radius Root with Increased Minor Diameter : General

Specification for

MIL-H-8890

Hydraulic Components, Type III, −65

° to ＋45F, General Specification for

MIL-H-8891

Hydraulic Systems, Manned Flight Vehicles, Type III, Design, Installation, and Data

Requirements for

MIL-A-8892

Airplane Strength and Rigidity, Vibration

（JIS W 0614 飛行機の強度及び剛性，振動）

MIL-A-8893

Airplane Strength and Rigidity, Sonic Fatigue

（JIS W 0615 飛行機の強度及び剛性，音響疲労）

MIL-B-8976

Bearing, Plain, Self-Aligning, All-Metal

MIL-S-9419

Switch, Toggle, Momentary, Four-Position On, Center Off

MIL-C-18375

Cable, Steel (Corrosion-Resisting, Nonmagnetic) Flexible, Preformed

(for Aeronautical Use)

MIL-A-21180

Aluminum-Alloy Casting, High Strength

MIL-A-22771

Aluminum Alloy Forgings, Heat Treated

MIL-K-25049

Knob, Control, Equipment, Aircraft

MIL-G-25561

Grip Assembly, Controller, Aircraft, Type MC-2

MIL-V-27162

Valve, Servocontrol, Electrohydraulic, General Specification for

MIL-C-27500

Cable, Electrical, Shielded and Unshielded, Aircraft and Missile

MIL-E-38453

Environmental Control, Environmental Protection, and Engine Bleed Air Systems,

Aircraft, and Aircraft Launched Missiles, General Specification for

（JIS W 2017 航空機環境制御，環境保護及びエンジン抽気系統通則）

MIL-M-38510

Microcircuit, General Specification for

MIL-B-81820

Bearing, Plain, Self-Lubricating, Self-Aligning, Low Speed

MIL-F-83142

Forging, Titanium Alloys, for Aircraft and Aerospace Applications

MIL-F-83300

Flying Qualities of Piloted V/STOL Aircraft

MIL-W-83420

Wire Rope, Flexible, for Aircraft Control

MIL-A-83444

Airplane Damage Tolerance Requirements

規格

Military Standard

MIL-STD-130

Identification Marking of U. S. Military Property

MIL-STD-143

Standards and Specifications, Order of Precedence for the Selection of

MIL-STD-250

Aircrew Station Controls and Displays for Rotary Wing Aircraft

MIL-STD-421

Chain Roller ; Power Transmission and Conveyor, Flat Link Plates, Single Pitch,

W 0701-1992

Single and Multiple Strand, Connective Links and Attachment Links

MIL-STD-454

Standard General Requirements for Electronic Equipment

MIL-STD-461

Electromagnetic Interference Characteristics Requirements for Equipment

MIL-STD-480

Configuration Control-Engineering Changes, Deviations and Waivers

MIL-STD-704

Electric Power, Aircraft, Characteristics and Utilization of

（JIS W 7001 航空宇宙航空機電気系統の特性）

MIL-STD-810 (6051)

Environmental Test Methods

（JIS W 0801 航空宇宙機器の環境試験方法）

MIL-STD-838

Lubrication of Military Equipment

MIL-STD-1472

Human Engineering Design Criteria for Military Systems, Equipment and Facilities

MIL-STD-1530

Aircraft Structural Integrity Program, Airplane Requirements

MIL-STD-1553

Aircraft Internal Time Division Multiplex Data Bus

MS 15002

Fittings, Lubrication (Hydraulic) Surface Check, Straight Threads, Steel, Type II

MS 15981

Fasteners, Externally Threaded, Self-Locking, Design and Usage Limitations for

MS 24665

Pin, Cotter

MS 33540

Safety Wiring and Cotter Pinning, General Practices for

MS 33572

Instrument, Pilot, Flight, Basic, Standard Agreement for Helicopters

MS 33588

Nuts, Self-Locking, Aircraft Design and Usage Limitations of

MS 33602

Bolt, Self Retaining, Aircraft Reliability and Maintainability Design and Usage,

Requirements for

MS 33736

Turnbuckle Assemblies, Clip Locking of

出版物

Military Handbook

MIL-HDBK-5

Metallic Materials and Elements for Aerospace Vehicle Structures

MIL-HDBK-17

Plastics for Flight Vehicles

Air Force Systems Command Design Handbook

AFSC DH 1-2

General Design Factors

AFSC DH 1-4

Electromagnetic Compatibility

AFSC DH 1-5

Environmental Engineering

AFSC DH 1-6

System Safety

AFSC DH 2-1

Airframe

AFSC DH 2-2

Crew Stations and Passenger Accommodations

2.2

その他の関連文書を次に示す。

National Aircraft Standard

NAS 516

Fitting, Lubrication-1/8 Inch Drive, Flush Type

SAE Aerospace Recommended Practice

ARP 988

Electrohydraulic Mechanical Feedback Servoactuators

ARP 1281

Servoactuators : Aircraft Flight Controls, Power Operated, Hydraulic, General

Specification for

ICAO Practice

W 0701-1992

ICAO Annex 10

International Civil Aviation Organization Publication Aeronautical

Telecommunications Vol. II, Communication Procedures, International Standards, Recommended

Practices and Procedures for Air Navigation Services

FAA Advisory Circular

FAA Advisory

Criteria for Approving Category I and Category II

Circular 120-29

Landing Minima for FAR 121 Operators

Technical Report

AFFDL-TR-74-116

Background Information and User Guide for MIL-F-9490 D

要求事項

3.1

系統要求事項操縦系統は，次の要求事項に適合していなければならない。

3.1.1

手動操縦系統 (MFCS) 性能要求事項手動操縦系統は， MIL-F-8785 (JIS W 0402) 又は

MIL-F-83300

の一般飛行性要求事項と個別仕様書の特別性能要求事項とに適合していなければならない。

3.1.2

自動操縦系統 (AFCS) 性能要求事項次の自動操縦系統 (AFCS) の機能を用いる場合は，以下に

規定する性能を備えなければならない。特に指示がない限り，これらの要求事項は，静穏大気中で適用し，

検出器誤差を含むものとする。

特に指示がない限り，構造保護モードでない AFCS 制御モード応答に対しては，少なくとも 0.3 の減衰

比（6.6 参照）を与えなければならない。指定された減衰要求事項は，許容残留振動より規模の大きいじょ

う乱 (perturbations) に対する応答特性だけに適用する。

3.1.2.1

姿勢保持（縦揺れ及び横揺れ）姿勢は，静穏大気中において，基準に対して縦揺れ姿勢で±0.5

度（翼水平状態で）

，また，横揺れ姿勢で±1.0 度の静的精度で維持しなければならない。姿勢偏差の rms

値は，

3.1.3.7

で規定する強さの乱気流中で，

縦揺れ姿勢で 5 度又は横揺れ姿勢で 10 度を超えてはならない。

フライトコントローラ（ターンノブ）使用時に，ターンノブがデテント位置に置かれたときは，航空機は

翼水平姿勢に復帰しなければならない。精度要求事項は，MIL-F-8785 (JIS W 0402) のクラス IV の航空機

については 5 度の姿勢のじょう乱に対して姿勢保持モードにエンゲージ後 3 秒以内に，また，MIL-F-8785

(JIS W 0402)

のクラス I，II 及び III の航空機については 5 秒以内に達成し，維持しなければならない。

3.1.2.2

方位保持静穏大気中で，機首方位は，基準に対して±0.5 度の静的精度内で維持しなければな

らない。偏差の rms 値は，3.1.3.7 で規定する強さの乱気流中で，機首方位で 5 度を超えてはならない。フ

ライトコントローラ使用時に，コントローラがデテント位置に戻されたときには，方位保持が自動的にエ

ンゲージしなければならない。

3.1.2.3

方位選択航空機は，操縦士が選択したか又は前もって選択しておいたどのような方位にも最小

の角度で自動的に旋回し，更に，方位保持モードについて規定した許容誤差内にその方位を維持しなけれ

ばならない。受注者は，満足な旋回角速度を与え，しかも失速直前の状態を生じさせないバンク角限界を

定めなければならない。方位セレクタは，360 度制御できるものでなければならない。

航空機は，選択した方位に対しフラップ上げ状態で 1.5 度，又はフラップ下げ状態で 2.5 度を超えてオー

バシュートをしてはならない。MIL-F-8785 (JIS W 0402) のクラス I，II 及び III の航空機に対しては，横

揺れ角速度 (roll rate) は 10

°/s を，横揺れ角加速度は 5°/s

を超えてはならず，また，クラス IV の航空機に

対しては，これらの値の 2 倍を超えてはならない。

3.1.2.4

横加速度及び横滑り限界直接横力制御を行う飛行状態に対する場合を除き，どのような横と方

向との組合せの自動操縦系統機能をエンゲージしたときにも，次の性能を与えなければならない。横加速

W 0701-1992

度とは，航空機の重心における見掛けの（測定し，検知した）機体軸加速度をいう。

3.1.2.4.1

定常バンク旋回における釣合い自動操縦系統をエンゲージした状態で，正常の運動中に到達

する運動バンク角限界までの定常バンク角で，横滑り角は 2 度以下，横加速度は 0.03G 以下でなければな

らない。回転翼航空機に対しては，横加速度だけを適用する。

3.1.2.4.2

横揺れ中の横加速度限界重心における横加速度は，30

°/s までの横揺れ角速度 (roll rate) 能力

をもつ航空機に対しては±0.1G を，30∼90

°/s の横揺れ角速度能力をもつ航空機に対しては±0.2G を，ま

た，90

°/s を超える横揺れ角速度能力をもつ航空機に対しては±0.5G を超えてはならない。

これらの制限は，航空機がほぼ一定高度で飛行中，自動操縦系統モードにより得られる最大までの横揺

れ角速度 (bank rate) で片側から反対側まで円滑に横揺れする間で満足させなければならない。

3.1.2.4.3

直線水平飛行における釣合い航空機の直線水平飛行中の精度は，±1 度の横滑り角又は重心

における±0.02G の横加速度のどちらか小さい方の範囲内に維持しなければならない。回転翼航空機に対

しては，横加速度制限だけを適用する。

3.1.2.5

高度保持 610m/min (2 000ft/min) 未満の上昇率又は降下率において，高度保持機能をエンゲージ

したときには，その時点での指示気圧高度が選択され，航空機はこの高度を基準として制御されなければ

ならない。その結果生じる垂直加速度は，MIL-F-8785 (JIS W 0402) のクラス I，II 及び III の航空機に対

しては増加分が 0.2G を，クラス IV の航空機に対しては増加分が 0.5G を超えてはならない。

610m/min (2 000ft/min)

以上の上昇率又は降下率においてエンゲージしたときには，自動操縦系統

(AFCS)

は，どのような危険な運動も生じてはならない。航空機のスラスト−抗力の能力内で，しかも定

常バンク角で，高度保持モードは

表 1 に規定する制御精度を与えなければならない。

表 1 最小容認制御精度

バンク角（度）

高度 m (ft)

∼1 1∼30 30∼60

16 760

∼24 380

(55 000

∼80 000)

16 760m (55 000ft)

で

±0.1%から

24 380m (80 000ft)

で

±0.2%まで

線形に変化

9 140

∼16 760

(30 000

∼55 000)

±0.1%

∼9 140

∼30 000)

±9.14m

(

±30ft)

±18.3m

(

±60ft)

又は

±0.3%

のどちらか大きい方

±27.4m

(

±90ft)

又は

±0.4%

のどちらか大きい方

これらの精度要求事項は，マッハ数 1.0 までの対気速度に適用する。マッハ数 1.0 を超えれば，これらの

値の 2 倍を，マッハ数 2.0 を超えれば，これらの値の 3 倍を適用する。610m/min (2 000ft/min) 以下でこの

モードにエンゲージするか，このモードにじょう乱があったとき，その後 30 秒以内に規定の精度を達成し

なければならない。

これらの限界内のどのような周期的残留振動も 20 秒以上の周期をもっていなければな

らない。

3.1.2.6

マッハ数保持マッハ数保持にエンゲージした時点のマッハ数が，設定基準値とならなければな

らない。マッハ数保持にエンゲージし安定した後は，自動操縦系統は指示マッハ数を維持し，誤差は基準

値に対して±0.01 のマッハ数又は指示マッハ数の±2%のどちらか大きい方を超えてはならない。これらの

限界内のどのような周期的振動も，20 秒以上の周期をもたなければならない。受注者は，要求事項を満足

させるまでの任務段階に適したモード応答又は最大時間を設定しなければならない。

W 0701-1992

3.1.2.7

対気速度保持対気速度保持にエンゲージした時点の対気速度が設定基準値とならなければな

らない。

指示対気速度は，基準対気速度の±5kt 又は±2%のどちらか大きい方の範囲内に維持しなければならな

い。この限界内のどのような周期的振動も，20 秒以上の周期をもたなければならない。受注者は，要求事

項を満足させるまでの任務段階に適したモード応答又は最大時間を設定しなければならない。

3.1.2.8

自動航行

3.1.2.8.1

VOR/TACAN

放射ビーム捕そく（捉）について必要条件が満足された場合，自動操縦系統は，

航空機を放射ビームの中心の方向へ向けさせなければならない。この放射ビームを円滑に捕そくし，続い

て追跡 (tracking) できるように，最大横揺れ角速度と姿勢の指令を制限しなければならない。次の VOR

対する性能要求事項は，ARINC547 又は 579 のどちらかの VOR 受信機を使用する系統に対して，クロスト

ラックエラー [m (ft)] とラジアルエラー（

µA で表す。1 度＝15µA）で規定する。ARINC547 受信機に対し

ては，ラジアルエラーだけを適用する。一次モード（VOR と DME が一緒に設置された状態）で動作する

ARINC579

受信機に適用するクロストラックエラーとラジアルエラーは，転換モード（DME が不作動か使

用できない状態）に適用する。

3.1.2.8.1.1

VOR

捕そく及び追跡 45

°までのインタセプト角をもって地上局から 80km (50mile) 以上の距

離で捕そくした場合，オーバシュートは，要求される地上目標線から無風状態で 1 768m (5 800ft) (20

µA) を

超えてはならない。

80km (50mile)

以上で捕そくした後，航空機は，VOR 放射ビームの中心から 1 768m (5 800ft) (20

µA) の

平均誤差内にとどまらなければならない。この際，この許容誤差は，VOR 局からの距離に比例して減少す

るものとする。

平均追跡誤差は，地上局から 80km (50mile) と 16km (10mile) の間で 5 分間にわたり測定するか又は同じ

距離範囲の間の名目飛行時間にわたり平均するか，どちらか時間の短い方で定めなければならない。

3.1.2.8.1.2

TACAN

捕そく及び追跡 30

°までのインタセプト角をもって地上局から 193km (120mile) 以

上の距離で捕そくした場合，オーバシュートは，要求される地上目標線から無風状態で 1 920m (6 300ft) を

超えてはならない。

減衰比要求値 0.3 は，地上局から 193km (120mile) と 32km (20mile) の間の連続追跡に対して示さなけれ

ばならない。

3.1.2.8.1.3

オーバステーション VOR/TACAN モードには，VOR の無感空域 (ZOC) のインバウンド端

において，航空機の機首方位又は地上目標線の±1°以内に航空機を維持するための自動的手段を含めなけ

ればならない。

無感空域 (ZOC) を通過中には，横揺れ自動操縦系統は，あらかじめ設定した目標方位の調整又はそれ

と同等のことを行って，航空機が無感空域 (ZOC) から出るときに適切なアウトバウンド放射電波を捕そ

くするよう飛行させなければならない。VOR/TACAN 捕そく運動限界は，オーバステーション中は解除し

てもよい。

3.1.2.9

低高度自動計器進入装置自動操縦系統の進入モードは，横の誘導に対してはローカライザ信号

に，垂直の誘導に対してはグライドスロープ信号に応答しなければならない。装置は，ICAO カテゴリ II

の最低気象条件において 30m (100ft) の最小進入限界高度まで航空機を自動的に操縦するように設計しな

ければならない。

装置は，滑走路を視認できるときは操縦士が着陸を完遂できるように，又は 6.6 に定義する“極めてま

れ”とはいえない単一故障や複合故障の発生の後も操縦士が着陸復行を安全に実施することができるよう

W 0701-1992

に，適時に警報を行う手段を備えていなければならない。

装置は，3.1.3.7.3 に規定するような風とそれに関連する乱気流と風のシアの発生の可能性を考慮し，25kt

までの向い風，10kt までの追い風及び 15kt までの横風の可能な組合せに対して，3.1.2.9.1

∼3.1.2.9.3 の追

跡に関する要求事項に適合しなければならない。

3.1.2.9.1

ローカライザモード自動操縦系統は，ローカライザビームを捕そくするように航空機を運動

させなければならない。機首方位又は横揺れ角速度及び姿勢の指令は，ローカライザビームの円滑な捕そ

くとそれに続く追跡ができるように制限しなければならない。オーバシュートについては，無風状態で，

滑走路端から 13km (8mile) で 45

°のインタセプト角で，滑走路端から 29km (18mile) で 60°のインタセプト

角で，その間は直線的に増加する最初のインタセプト角で捕そくするとき，ローカライザビームの中心か

ら 0.5

° (37.5µA) のラジアルエラーを超えてはならない。

ローカライザビームを追跡中，系統は，指示された捕そく範囲内で減衰比が系統の非線形性の影響を含

め 0.1 以上であることを示さなければならない。系統は，次の条件を満足しているときは，追跡している

ものとみなさなければならない。すなわち，ローカライザビームの誤差が 1

° (75µA) 以下，ローカライザ

ビーム角の変化率が 0.025

°/s (2µA/s) 以下及び横揺れ角が 5°以下のとき。

ビーム追跡中に，系統は，ローカライザ送信機から 12 190m (40 000ft) の距離で減衰比が 0.2 以上である

ことを示さなければならない。自動操縦系統は，航空機が(1)ローカライザ送信機から 12 190m (40 000ft) の

水平距離と(2)地上 30.5m (100ft) に達する点との間にあるとき，航空機をローカライザビームの中心から

0.33

° (25µA) 以内の 2

位置に維持しなければならない。これらの基準は，カテゴリ II のローカライザ地上

設備に基づかなければならず，また，滑走路は，ICAO 附属書 (Annex) 10 によって 3 050m (10 000ft) が規

定されている。

3.1.2.9.2

グライドスロープモード縦揺れ自動操縦系統は，グライドスロープビームを捕そくするよう

に航空機を運動させなければならない。グライドスロープに対する航空機の上下位置も，モード選択時の

航空機の垂直速度も，モードエンゲージの必要条件として取り入れてはならない。必要条件が満足された

場合に，オーバシュートは無風状態でグライドスロープ送信機の設置基準高度の上方 244m (800ft) より高

い高度で水平飛行中にビームの下方からビームを捕そくするとき，グライドスロープのビーム中心からの

ラジアルエラーが 0.16

° (35µA) を超えてはならない。

系統は，前記の条件に対する最初のオーバシュートの後，減衰比が 0.085 以上であることを示さなけれ

ばならない。

ICAO

附属書 10 に定めるカテゴリ II 計器着陸系統地上設備

［3 050m (10 000ft) 滑走路を含む。

］

では，縦揺れ自動操縦系統は，グライドスロープ送信機設置基準高度の上方 213m (700ft) と 30.5m (100ft)

の高度の間で，航空機のグライドスロープアンテナの 2

位置をビーム中心の 0.16

° (35µA) 以内か又はビー

ム中心の 3.7m (12ft) 以内のいずれか大きい方に維持しなければならない。

3.1.2.9.3

着陸復行モード自動着陸復行モードは，手動だけでエンゲージしなければならない。自動操

縦系統は，着陸復行モードにエンゲージ中に，

“極めてまれ”ではないどのような単一故障又は複合故障が

発生しても航空機の降下率が増加するような運動をしないように設計しなければならない。

着陸復行モードが他の自動制御系統と同時作動するよう設計されているならば，一つのスイッチの操作

又は操縦士の一動作ですべての系統を着陸復行のための適切なモードにエンゲージさせなければならない。

同時に動作する自動制御系統の一つ又はどのような組合せも，自動操縦系統着陸復行モードにエンゲー

ジするときに不作動となるならば，自動操縦系統は，スラスト，フラップ及び降着装置の手動操作を含む

通常の着陸復行手順に基づく性能要求事項に従わなければならない。

W 0701-1992

3.1.2.9.3.1

縦揺れ自動操縦系統による着陸復行縦揺れ自動操縦系統は，正の上昇速度が十分得られる

ように航空機の縦姿勢を円滑に変化させなければならない。このようにして航空機は，3.1.2.9 で規定する

風の状態と，発注者が指定する高々度状態と高温日状態とに対して，10

回に 1 回を超える回数で，FAA

Advisory Circular 120-29

で定められている無障害物平面 (obstacle clearance plane) と交差しないようにする。

自動着陸復行の直前又は途中に 1 エンジンが不作動となった場合，系統は，モードエンゲージの 30 秒以

内に航空機を設計進入速度の状態から失速に近づけてはならない。操作手順上，1 エンジン不作動と同時

にモードをディスエンゲージする必要があるときには，

操縦士にディスエンゲージ手順を実施させるため，

適時な警報を与える手段を備えていなければならない。この状態でのディスエンゲージは，手動操作によ

って行わなければならない。

3.1.2.9.3.2

横・方位自動操縦系統による着陸復行性能基準横・方位自動操縦系統は，3.1.2.9 で規定す

る風の状態で，無障害物平面の横の境界内に航空機の 4

位置を維持しなければならない。この能力は，自

動着陸復行の直前又は途中における臨界エンジンの故障の場合にも維持されなければならない。

通常の手順が，1 エンジン不作動後は，着陸復行モードのエンゲージを解除することになっていれば，

上記の風の状態の下で，普通の技量の操縦士が飛行機の機首方位を回復できなければならない。このよう

にして無障害物平面との交差が回復中に 10

回に 1 回を超えて起こらないようにする。

3.1.2.9.3.3

最低着陸復行高度自動着陸復行にエンゲージする最低高度は，降着装置，翼端又は操縦だ

面に対する構造破損を招く可能性が“極めてまれ”であるように設定しなければならない。

最低高度は，

3.1.2.9

で規定する風の状態の下での正規の性能やモードエンゲージ前 12 秒以内の任意の時

点での 1 エンジン不作動の可能性も考慮して設定しなければならない。

3.1.2.10

全天候着陸システム次の全天候着陸システムに対する要求事項は，進入の後期の段階，すなわ

ち 6.6 で定義する進入限界高度又は警戒高度未満の進入の段階に関係するものである。全天候着陸システ

ムは，次の着陸精度の規定に適合しなければならない。

(a)

主脚の接地点の進行方向のばらつきは，投射されているグライドスロープと滑走路との交点を超え

る平均接地点に関して，2

の確率で 457m (1 500ft) を超えてはならない。457m (1 500ft) のばらつき

は，

公称接地点の周りに対称的に位置する必要はない。

着陸時の航空機の降下率は，

“極めてまれに”

（6.6 参照）発生する場合を除いて，降着装置の構造限界を超えてはならない。

(b)

着地時の主脚位置における航空機中心線の横方向のばらつきは，2

の確率で，滑走路の中心線のど

ちらか一方の側に 8.2m (27ft) を超えてはならない。滑走誘導装置（通常，ICAO カテゴリ IIIb 又は

IIIc

視程状態で使用される。

）は，航空機を滑走路の中心線に平行又は近寄せて走らせなければなら

ない。

(c)

全天候着陸システムは，3.1.2.10.1 で規定する航空機の形態の予想される変化と，3.1.2.10.2 で規定す

る地上設備の性能の予想される変化とともに，25kt までの向い風，10kt までの追い風及び 15kt まで

の横風の，3.1.3.7.3 に規定するとおりのこれらの風及びそれらに関連する乱気流に遭遇する確率に

従った合理的な組合せを考慮して，これらの要求事項を満足しなければならない。

3.1.2.10.1

全天候着陸性能基準−航空機及び機上機器の形態の変化全天候着陸性能要求事項は，通常の

使用中に起こると予想される次の航空機と機上機器の変化が性能に及ぼす影響を含めて満足させなければ

ならない。

(a)

着陸重量と重心の変化。

(b)

着陸フラップ設定位置の変化。

(c)

航空機の進入速度の変化。

W 0701-1992

(d)

グライドスロープとローカライザの機上受信機の向心誤差。

(e)

自動操縦系統の全天候着陸システムの検出器，計算機及びサーボアクチュエータの公差。

(f)

自動操縦系統の全天候着陸システムと同時に作動する自動制御装置，例えば安定増大装置，荷重軽

減装置の性能公差。

3.1.2.10.2

全天候着陸性能基準−地上設置器材の変化全天候着陸システムの性能要求事項に適合してい

ることの証明は，地上設置器材の種類及び品質の予想される変化の影響を含むものでなければならない。

ICAO

附属書 10 で定義されるカテゴリ II 又は III の運用に対する要求事項を満足させるために，計器着陸

装置 (ILS) のビームの構造，関連する公差及びアライメント誤差，監視，接地帯照明，対地間隔並びに管

理されている走行帯又は重要な走行帯を考慮しなければならない。

3.1.2.11

飛行荷重疲労軽減航空機に有利な場合には，疲労軽減制御装置を使用してもよい。疲労軽減装

置は，この規格の要求事項ほか，MIL-A-8866 の該当要求事項に適合しなければならない。

3.1.2.12

乗心地の平滑化運用状態 I における乗心地を滑らかにする自動操縦系統その他の操縦系統に関

しては，

表 2 に規定する乱気流水準の中を飛行中に，どのような乗員席ででも，次の短時間と該当する長

時間について，垂直又は横軸乗心地不快指数の水準を超えてはならない。

表 2 乗心地不快指数限界

乗心地不快指数 D

飛行状態持続時間

（暴露時間）

rms

乱気流強さ以上に

遭遇する確率

0.10 3

時間を超える 0.20

0.13 1.5

∼3 時間 0.20

長時間要求事項

0.20 0.5

∼1.5 時間 0.20

短時間要求事項 0.28

0.5

時間未満 0.01

この要求事項は，垂直軸と横軸のそれぞれに別々に適用する。横軸の要求事項に対しては，横突風だけ

を適用し，垂直加速度に対しては，垂直突風だけを適用する。姿勢保持その他の関連ある自動操縦系統モ

ードを用いる場合は，それらの影響を含めなければならない。通常この要求事項は，乗心地を滑らかにす

る自動操縦系統が発注者によって指定された場合にだけ適用する。

しかし，乗心地を滑らかにすることが規定されず，更に，他の自動操縦系統モードが乗心地を低下させ

る場合には，得られる乗心地は，規定する水準未満に低下してはならない。

3.1.2.12.1

乗心地不快指数乗心地不快指数は，次のとおりに定義する。

)

(

)

(

)

(

ここに，

：

乗心地不快指数（垂直又は横）

W (f)

：

加速度重み関数（垂直又は横）1/G

(f)

：

乗員席における伝達率 G･s/m (G･s/ft)

(f)

：

3.1.2.12

で規定する強さ及び MIL-F-8785 (JIS W 0402)

で規定する形のフォンカルマン突風パワスペクトル密
度。

：

周波数，Hz

：

遮断周波数 (Truncation frequency) （この周波数を超えれ
ば，乱気流中での空力弾性的応答は，もはや重要でなく
なる。

）

加速度重み関数は，

垂直と横の加速度に対して

図 1 のとおり定める。乱気流の強さに対する遭遇確率は，

3.1.3.7

に規定する。

W 0701-1992

図 1 加速度重み関数

3.1.2.13

能動的なフラッタ抑制 (Active flutter suppression) 航空機に有利な場合には，能動的なフラッ

タ抑制制御装置を使用してもよい。フラッタ抑制制御装置は，この規格の要求事項のほか，MIL-A-8870

の該当要求事項に適合しなければならない。

3.1.2.14

突風及び運動荷重の軽減航空機に有利な場合には，能動的な突風及び運動荷重軽減制御装置を

使用してもよい。能動的な荷重軽減制御装置は，この規格の要求事項のほか，MIL-A-8861 (JIS W 0607) の

該当要求事項に適合しなければならない。

3.1.2.15

自動地形追従性能要求事項は，発注者の規定に従わなければならない。

3.1.2.16

コントロールスティック（又はホイール）ステアリング操縦士が MIL-F-8785 (JIS W 0402) 又

は MIL-F-83300 の該当する操だ力と運動限界内で飛行機を運動飛行させるのに十分な能力を保持できな

ければならない。手動操縦への切換えを伴う自動操縦系統の自動ディスエンゲージは，この要求事項を満

足させるという条件で許可する。

3.1.3

一般操縦系統の設計操縦系統は，できるだけ簡単で，直接的で，しかもフールプルーフなもので，

全系統の要求事項と矛盾しないものでなければならない。

3.1.3.1

冗長性受注者は，この規格の要求事項を満足するのに必要な冗長性を得る方法と冗長性の水準

を決定しなければならない。

3.1.3.2

耐故障性及び安全性許容飛行包囲線内では，操縦系統又は関連サブシステムにおいて，“極め

てまれ”でない単一故障又は故障の組合せが，操縦士又は安全装置が有効な是正措置を取る前に，次の結

果のどれも生じてはならない。この規格において，

“極めてまれ”とは，3.1.7 に規定する操縦系統の関連

材料の破損による最大航空機喪失率に数値的に等しいものと定義する。

(a)

航空機の許容飛行包囲線内でのフラッタ，ダイバージェンスその他の空力弾性不安定，又はすべて

W 0701-1992

の危険なフラッタモードに対しての MIL-A-8870 のフェールセーフ安定性限界より小さい構造減衰

率。

(b)

航空機の制御できない運動又は機体の制限荷重を超える運動。

(c)

航空機を安全に着陸させる能力の喪失。

(d)

操縦系統運用状態 III よりも悪化を招くような，操縦装置のすべての非対称的な，非同期的な若しく

は異常作動又は不作動。

(e)

許容飛行包囲線を超えること又は実用飛行包囲線内に復帰できないこと。

3.1.3.2.1

自動地形追従耐故障性地形追従装置は，指令発生機構，検出器（レーダと電波高度計を含む。）

又は地形追従自動操縦装置の“極めてまれ”とはいえないどのような潜在的危険故障をも検出し，操縦士

に警報を与えなければならない。

自動地形追従機能の喪失や危険な飛行状態を生じるどのような故障でも，

それが起こったときは低高度高速状態から安全に脱出（自動上昇飛行）できなければならない。

この装置は，動作中に操縦士による引き継ぎ又は指令の投入があっても不利な過渡現象を伴わずに，円

滑で確実な遷移を与えなければならない。自動操縦系統の機能精度（機首方位と横揺れ姿勢保持）は，3.1.2

に規定する程度に維持しなければならない。

3.1.3.3

系統の作動及びインタフェース “非致命的”制御装置その他のどのような航空機のサブシステ

ムも，

“必す”な操縦チャネル又は“特定飛行状態で必す”となる操縦チャネルとインタフェースをもつ箇

所は必ず，他系統に波及する故障やコモンモード故障 (common mode failure) の確率を“極めてまれ”にす

るために，分離及び隔離を行えるようにしなければならない。

3.1.3.3.1

予熱 (Warmup) 操縦系統に電力を加えた後，この規格を満足するのに必要な予熱時間は，

MIL-F-8785 (JIS W 0402)

クラス IV の航空機に対しては 90 秒以下，その他のクラスの航空機に対しては 3

分以下でなければならない。

3.1.3.3.2

ディスエンゲージすべての負荷条件の下で，“特定飛行状態で必す”でしかも“非致命的”電

気制御装置を飛行中に確実にディスエンゲージするための対策を講じなければならない。ディスエンゲー

ジに際しては操縦士が容易には制御できない不釣合状態があってはならない。操縦士に自動ディスエンゲ

ージしたことを知らせるようになっていなければならない。ディスエンゲージ回路は，回路自体の故障が

自動又は手動ディスエンゲージを妨げないように設計しなければならない。

3.1.3.3.3

モード両立性モード両立性の論理には，操縦系統の操作の弾力性とモード選択の容易さを備

えていなければならない。モード選択論理は，次の事項を満足しなければならない。

(a)

乗員が正しいモードを選択しやすくしなければならない。

(b)

即時に望ましくない状況や危険となるおそれのある両立できないモードにエンゲージすることを防

止しなければならない。

(c)

より優先度の高いモードを選択するに当たり，先にエンゲージしたモードのうち断路を要するモー

ドを切り離さなければならない。

(d)

あるモードがエンゲージされている間に，適切なモードの準備を行わなければならない。

(e)

より優先度が高いモードが故障した場合に，より基本的な操縦系統モードをエンゲージしなければ

ならない。

3.1.3.3.4

故障時過渡現象操縦系統又は構成部品の突然の故障の後の航空機の運動は，操縦士の是正措

置によって，危険な状態を避けることができるようなものでなければならない。故障してから操縦士の是

正措置開始までの時間遅れは，MIL-F-8785 (JIS W 0402) で設定されたとおりでなければならない。

冗長性をもつ操縦系統の中で，故障の結果が操縦系統運用状態 I 又は II となる故障による過渡現象は，

W 0701-1992

重心における垂直又は横の加速度の変化分が±0.5G 又は横揺れ角速度が±10

°/s を超えてはならない。操

縦系統 (FCS) 運用状態 III の結果となる FCS 内の故障による過渡現象は，最も過酷な飛行条件で，制限荷

重倍数の 75%か，初期値からの変化分が 1.5G のいずれか小さい方を超えてはならない。

3.1.3.4

系統の配置系統は，信頼性，非ぜい弱性，耐故障性その他のこの規格の一般要求事項を満足す

るために必要なとおりに配置しなければならない。

3.1.3.5

トリム操作装置 3 軸のそれぞれには，トリム操作装置がなければならない。“極めてまれ”では

ない機力トリム操作装置の故障から運用状態 III より悪い状態が生じる場合には，

故障した操作装置をオー

バライドする能力を操縦士に与えるようにしなければならない。シリーズトリム装置に対しては，一つの

トリム操作装置がどのような位置で不作動となっても，運用状態 III より悪い状態が生じてはならない。た

だし，

“極めてまれ”な故障に対しては，この限りではない。

自動操縦系統をエンゲージした場合，自動的に必要な縦揺れトリムを開始しなければならない。緊急発

進態勢につく航空機には，すべてのトリムを自動的に離陸位置に戻す能力を備えていなければならない。

どのような自動操作トリムも，失速に近い所で潜在的に危険で不利なトリムを避ける確実な手段を備えて

いなければならない。

電気式トリム装置をもつ多乗員機では，2 人の乗員が同時に指令を出しても同時に反対方向のどのよう

な作動も生じないように，回路内のインタロックで防がなければならない。

3.1.3.6

安定性フィードバックシステムを用いる操縦系統に対しては，3.1.3.6.1 に規定する安定性をも

たせなければならない。又は，発注者が承認した場合には，3.1.3.6.2 の感度分析によって受注者が定めた

安定性をもたせなければならない。これらの安定性要求事項に適合することを解析で実証する場合には，

主要な系統の非線形性の影響を含めなければならない。

3.1.3.6.1

安定性余裕すべての空力的閉ループ操縦系統に対して，要求するゲインと位相の余裕の呼び

値を

表 3 で規定する。これらのゲイン又は位相の変動によって，3.1.3.8 で残留振動に対して許容される値

より大きい振幅をもつ振動的不安定が存在せず，

しかも，

航空機のどのような非振動ダイバージェンスも，

MIL-F-8785 (JIS W 0402)

又は MIL-F-83300 の該当限界内にとどまらなければならない。

自動操縦系統のループは，3.1.3.8 で残留振動に対して許容される値より大きいどのような振幅に対して

も，これらのゲイン又は位相の変動に関して安定でなければならない。多重ループ系統では，公称値のゲ

インや位相で保持されているフィードバック経路の中で，すべてのゲインと位相の値について組合せを変

動させなければならない。ただし，調査中の経路に対しては，この限りではない。ここで経路 (path) とは，

検出器を力やモーメントの発生装置に接続する要素を含むものとする。

空力的及び非空力的の閉ループのいずれに対しても，対気速度がゼロの状態で 6dB 以上のゲイン余裕が

なければならない。系統の摩耗試験の終了時に，対気速度がゼロの状態で，すべてのループに対して 4.5dB

以上のゲイン余裕がなければならない。

表 3 で規定する余裕は，運用包囲線内全域にわたり，最も不利な

重心位置，質量分布及び外部搭載物の形態の飛行状態の下で維持しなければならない。更に，地上運用状

態でもこの余裕を維持しなければならない。

W 0701-1992

表 3 ゲイン及び位相余裕要求事項（dB，度）

対気速度

モード周波数 Hz

0min

未満

0min

∼V

0max

制限対気速度

)

において

1.15V

において

<0.06 GM

＝±4.5

＝±30

＝±3.0

＝±20

0.06

≦f

一次空力弾性

モード

＝±6.0

＝±45

＝±4.5

＝±30

一次空力弾性モード

＝6dB

（V

0min

未満で

は位相要求事

項はない。

）

＝±8.0

＝＋60

＝±6.0

＝±45

＝0

（公称位相及

びゲインで安

定）

ここに，

：

制限対気速度 [MIL-A-8860]

0min

：

最小運用対気速度 [MIL-F-8785 (JIS W 0402)]

0max

：

最大運用対気速度 [MIL-F-8785 (JIS W 0402)]

モード：

航空機と操縦系統の連立運動方程式の空力弾性特性根に
よって表す航空機の特性的空力弾性応答。

：

ゲイン余裕：公称位相値において残留振動として許容さ
れる値を超える不安定性を生じるループゲインの最小変
化。

：

位相余裕：公称ループゲインで不安定を生じる位相の最
小変化。

：

モード周波数，Hz（操縦系統をエンゲージした時）

公称位相及びゲイン：要求事項の立証時に使用できる操縦系統及び航空機の位

相とゲインの特性について受注者の最良の推定値又は測
定値。

3.1.3.6.2

感度分析フィードバックゲイン及び位相の許容値は，完全には定義されていない非線形で高

次の運動，予想される製造公差，老化，摩耗，整備，及び“非致命的”材料の破損などの要因によって，

公称試験値又は予測値と実用値の間にあるゲインと位相の誤差の予想範囲に基づいて，システムレベルで

設定しなければならない。

ゲイン及び位相余裕は，航空機群として使用するに際し満足な運用を保証するようなこれらの許容値に

基づいて定めなければならない。これらのゲインと位相の許容値は，構成部品やサブシステムの仕様書に

よって予想されるか又は許容される系統特性の変動に基づいて設定しなければならない。

受注者は，発注者の承認を得て，それぞれの種類の変動に対し，選択した遭遇確率に基づいて，考慮す

べき変動範囲を設定しなければならない。

受注者は，

装備されている操縦系統の機能の重要性に基づいて，

遭遇確率を選択しなければならない。この感度分析によって設定された安定性要求事項は，3.1.3.6.1 の大

きさと位相の要求事項の 50%以上でなければならない。

3.1.3.7

乱気流中の運用運用状態 I で，次の該当する不規則な乱気流と孤立突風の環境の中で飛行して

いる間，操縦系統は，安全な水準の運用を与え，任務完遂能力を維持しなければならない。

“必す”及び“特

定飛行状態で必す”な操縦装置については，規定された飛行安全乱気流水準において，少なくとも運用状

態 III を与えなければならない。

“非致命的”操縦装置は，3.1.3.7.1 で規定する強さまでの乱気流において，

少なくとも運用状態 II を与えなければならない。

規定の乱気流水準を超える強さの乱気流中で操作する

“非

致命的”操縦装置は，飛行安全性又は任務有効性を，その操縦装置が作動しない状態で達する水準より低

下させてはならない。

必要な場合は，強い乱気流中の飛行のときに操縦装置を不作動にする手動又は自動の手段を用いてもよ

い。この要求事項を満足するために用いる動的特性解析その他の方法には，剛体運動，重要な弾性自由度

及び操縦系統の影響を含めなければならない。重要な非線形性の影響は，安全側の非線形表現又は等価な

W 0701-1992

線形表現によって示さなければならない。

3.1.3.7.1

不規則乱気流通常の飛行に対し，また，地形追従に対して用いるべき乱気流強さの rms 値は，

表 4 に規定する遭遇累積確率をもたなければならない。

表 4 乱気流強さの遭遇確率

航空機のクラス

操縦系統
機能重要性

MIL-F-8785

(JIS W 0402)

クラス III

MIL-F-8785

(JIS W 0402)

クラス I，II 及び IV

“必す” 10

−

“特定飛行状態で必す”

−

“非致命的” 10

−

ここに，

)

(

間

任務当たりの総飛行時

長時間

状態部分で費やした最

ても“必す”な飛行

どのような任務におい

＝

÷÷ø

ççè

表 5 は，高度に対する垂直突風の振幅の rms 値を，選択した遭遇確率について規定する。横と縦の突風

の強さを設定するために，MIL-F-8785 (JIS W 0402) に規定する垂直，横及び縦の強さの rms 値とスケー

ルとの間の関係を用いなければならない。表に示す乱気流の強さの水準は，乱気流突入対気速度 V

で適用

する。最大水平飛行対気速度 V

では，これらの強さの水準は，規定の水準の 38%に減少させる。規定の

強さの水準に関連して用いる連続的な不規則乱気流の数学式は，MIL-F-8785 (JIS W 0402) に規定すると

おりで，引用する対気速度は，MIL-A-8860 に規定するとおりとする。

表 5 選定した累積遭遇確率に対する突風強さの rms 値，真対気速度 m/s

遭遇確率

飛行区分

高度

地面からの高度

×10

−

地形追従

305

まで横方向

1.22 1.55 2.44 3.11 3.69 4.27 7.04

305

まで垂直方向

1.07 1.34 2.13 2.71 3.20 3.69 5.33

152

0.98 1.28 2.01 2.62 3.60 4.75 5.70

533

0.67 1.10 2.10 2.93 3.96 5.36 6.55

143

0.46 1.01 2.26 3.23 4.88 7.01 8.66

286

0 0.49 2.04 3.08 4.60 7.19 9.20

572

0 1.40 2.44 3.54 6.74 9.36

620

0 0.82 2.01 2.96 6.10 9.45

668

0 0.12 1.52 2.47 4.88 7.68

716

0 1.28 2.5 4.60 7.04

764

0 0.82 2.41 3.69 5.33

812

0 1.49 2.41 3.26

860

0 0.98 1.89 2.56

通常の飛行，上昇，

巡航及び降下

24 384

を超えて

0 0.64 1.55 2.19

W 0701-1992

表 5-1 選定した累積遭遇確率に対する突風強さの rms 値，真対気速度 ft/s

遭遇確率

飛行区分

高度

ft-

地面からの高度

×10

−

1 000

まで横方向

4.0

5.1 8.0 10.2 12.1 14.0 23.1

地形追従

1 000

まで垂直方向

3.5

4.4 7.0 8.9 10.5 12.1 17.5

500 3.2

4.2

6.6

8.6

11.8

15.6

18.7

750

2.2

3.6 6.9 9.6 13.0 17.6 21.5

750

1.5

3.3 7.4 10.6 16.0 23.0 28.4

500

1.6 6.7 10.1 15.1 23.6 30.2

15 000

4.6

8.0

11.6

22.1

30.7

000

0 2.7 6.6 9.7

20.0

31.0

000

0 0.4 5.0 8.1

16.0

25.2

45 000

4.2

8.2

15.1

23.1

55 000

2.7

7.9

12.1

17.5

000

0 0 0 4.9 7.9

10.7

000

0 0 0 3.2 6.2 8.4

通常の飛行，上昇，
巡航及び降下

80 000

を超えて

0 0 0 2.1 5.1 7.2

3.1.3.7.2

孤立突風用いるべき孤立突風の振幅は，MIL-F-8785 (JIS W 0402) による不規則乱気流振幅と

孤立突風振幅の間の関係と 3.1.3.7.1 で規定する振幅の rms 値を用いて設定しなければならない。

MIL-F-8785 (JIS W 0402)

による (1-cosine) の孤立突風は，最大の励振を与えるように合わせた波長を適

用しなければならない。

3.1.3.7.3

離着陸に対する風のモデル 3.1.2.9 と 3.1.2.10 で要求される低高度自動計器進入及び全天候着

陸システムの設計には，次の風のモデルの形を使用しなければならない。このモデルは，普通程度の空港

における低高度進入及び着陸飛行状態に適用し，平均滑走路面より 150m (500ft) を超える高さに適用して

はならない。

3.1.3.7.3.1

平均風全平均風と平均横風成分との発生確率を，平均地表面上 6.1m (20ft) の基準高度で測

定した風速 (kt) の関数として，

図 2 に示す。

3.1.3.7.3.2

風のシア風のシアは，その影響を個別に計算できない限り，それぞれの模擬進入及び着陸

に含めなければならない。シアの大きさは，次の式で定める。

＝0.46Ulog

＋0.64U

＝0.46Ulog

＋0.4U)

ここに，

：

高さ Zm (ft) における平均風速（真速）

，m/s (ft/s)

：

高さ 6.1m (20ft) における平均風速（真速）

，m/s (ft/s)

：

地上高さ，m (ft)

3.1.3.7.3.3

風のモデル−乱気流前後方向の風の成分（平均風の方向で）並びに垂直及び横方向の風の

成分は，それぞれ次の式で示すスペクトル密度

(

Ω) をもつガウス過程によって示さなければならない。

Ω

rad

)

(

)

(

＋

＝

ここに，

：

ある軸方向の乱気流レベルの rms 値，m/s (ft/s)

：

ある軸方向のスケール長さ，m (ft)

Ω：空間周波数，rad/m (rad/ft)

また，

と L の値を

表 6 に示す。

W 0701-1992

表 6 軸方向ごとの乱気流レベルの rms 値及びスケール長さ

垂直方向

横方向

前後方向

0.1U 0.2U 0.2U

≦9.1m (30ft) に対して 4.6m (15ft)

9.1m (30ft)

≦Z≦305m (1 000ft) に対して 0.5Z

183m ( 600ft)

305m (1 000ft)

183m (600ft)

図 2 報告された着陸時の平均風及び横風の累積確率

備考この図は，報告高度 6.1m (20ft) のデータによる。

3.1.3.8

残留振動通常の操作で定常飛行中に，操縦系統が引き起こす航空機の残留振動は，すべての乗

員と乗客の席で垂直方向で 0.04G 又は横方向で 0.02G の加速度の p-p 値を超えてはならない。縦揺れ姿勢

角の残留振動は，MIL-F-8785 (JIS W 0402) の縦の運動特性要求事項を満足しなければならない。操縦士

席における横揺れと偏揺れの姿勢の残留振動は，姿勢の精密な制御を必要とする飛行状態に対して，0.6

度の p-p 値を超えてはならない。

3.1.3.9

系統試験及び監視対策 “必す”な及び“特定飛行状態で必す”な操縦系統は，この規格の次の

要求事項を満足させるために必要な試験と監視の手段を採り入れなければならない。

任務信頼性

3.1.6

飛行安全性

3.1.7

∼3.1.7.1

欠陥の特定

3.1.10.2

∼3.1.10.2.2

耐故障性及び安全性

3.1.3.2

∼3.1.3.2.1

残存性

3.1.8

∼3.1.8.1

W 0701-1992

非ぜい弱性

3.1.9

∼3.1.9.7

操縦系統の故障で検出されるものと検出されないものの影響は，このような故障の確率も考慮して，系

統の信頼性や安全性の要求事項に適合しなければならない。この要求事項には，顕在的及び潜在的なすべ

ての故障並びに機械，電気及び油圧の構成部品を含む系統のすべての構成部品の故障を含めなければなら

ない。

3.1.3.9.1

BIT (Built In Test equipment)

BIT を含む総合整備支援試験装置と飛行中の監視装置（使用さ

れる場合）には，90%以上の信頼係数 (confidience factor) をもって，ライン交換可能ユニット (LRU) 水準

まで欠陥を特定する内蔵された手段を備えていなければならない。BIT の機能には，それを飛行中にエン

ゲージすることができないことを保証するような複数の手段を備えていなければならない。この試験装置

は，その系統のどのような部品に対しても作動限界を超える信号又はその耐久力若しくは疲労寿命を低下

させる信号を与える能力をもっていてはならない。地上試験信号は，アクチュエータを行程端停止限界ま

で駆動するのに十分な大きさであってはならない。

3.1.3.9.1.1

飛行前又はエンゲージ前 BIT 飛行前又はエンゲージ前 BIT は，自動式でも操縦士始動式で

もよく，更に，離陸前か又はある操縦装置のエンゲージ前に，それ以後の系統の安全性と作動性を保証す

るため，通常実施するどのような試験順序も含める。

冗長性をもつ手動操縦系統の電子チャネルは，通常離陸前に，安全性に対して危険な潜在的故障なしに

正常に動作していることを実証することが望ましい。これは，すべてのバックアップ又は通常はエンゲー

ジされていないチャネル並びに欠陥監視要素及び故障を特定する要素を含む。

飛行前試験は，それを満足に完了させるために，特別の地上試験装置に依存してはならない。与えられ

たモードにある航空機の正常な活動を乱すおそれがあればどのような試験順序も，そのモードをエンゲー

ジしているときに，実施を禁止しなければならない。

3.1.3.9.1.2

整備用 BIT 必要な場合には，操縦系統に対する飛行後整備支援装置として，BIT を備えなけ

ればなない。BIT の設計には，飛行前試験又は監視機能の一部分として含まれている試験項目との重複を

避けなければならない。

3.1.3.9.2

飛行中の監視 “必す”のモードが“特定飛行状態で必す”なモードで運用中には，少なくと

も機器の性能や危険な飛行状態に対して連続的な監視を行わなければならない。監視警報の誤作動は，こ

れに対する自動的な応答又は通常の操縦士の応答を含め，系統の信頼性要求事項を超えた特別な危険を起

こしてはならない。

3.1.4

手動操縦系統の設計次の一般要求事項を適用する。機械式又は電気式の手動操縦系統の条項は，

次の機構を使用する場合にだけ適用する。

(a)

増大装置増大装置を使用する場合には，それを，すべての操縦モードと機体の動特性の考慮事項と

を両立させなければならない。ゲインスケジュール装置における単一故障（

“極めてまれ”なものとし

ては分類しない。

）は，増大装置の性能を運用状態 II より低下させてはならない。

操縦士が操作するゲイン変更装置は，非常時のバックアップ装置としてだけに用いなければならな

い。この機能に対しては，発注者から個別の承認を得なければならない。ゲインが制限値を超えるこ

とを防止するために，ゲインスケジュール装置に，確実な機械式又は電気式ストッパを設けなければ

ならない。

(b)

歯数比変更機構 (Ratio changing mechanisms) 歯数比変更機構を用いる場合に，適正でない位置と

なったとき飛行安全性に危険を及ぼすおそれがあるときは，監視装置や非常位置決め装置を設けなけ

ればならない。

W 0701-1992

(c)

操縦装置のセンタリング，ブレークアウト力及び遊び MIL-F-8785 (JIS W 0402) 又は MIL-F-83300

の該当設計要求事項を満足させなければならない。選択した感度とブレークアウト力がオーバコント

ロールの傾向をもたらしてはならない。

(d)

リバージョン操縦系統にバックアップモードを設けている場合は，リバージョン後少なくとも操縦

系統運用状態 III とならなければならない。ディスエンゲージしてあるときには，正常のモードとバッ

クアップモードの装置との相互作用によって，運用を状態 I より低下させてはならない。

“必す”な又は“特定飛行状態で必す”な完全機力系統に操縦系統のための単一の動力系統を使用

するときは，非常用機械式リバージョン装置又は非常動力源を設けなければならない。単発機では，

非常動力源は，エンジンの作動とは独立していなければならない。手動によるリバージョン装置の制

御又は非常動力を用いる作動に続いて，飛行中に正規の動力源に再エンゲージできなければならない。

非常手段へ又は非常手段からの手動切換え又は自動切換えの結果，操縦系統運用状態 III より劣る能力

になってはならない。

(e)

制御器の動力学終極構造荷重倍数と設計運動飛行と乗員席で感じる乱気流で誘起される加速度との

限界内で行う正規の操作の動きに伴って生じる 1 軸以上への意図しない危険な入力（混信）を動力学

によって解決して防止しなければならない。

(f)

乗員席操縦装置へのフィードバック安全性と操縦性の増大を達成するために必要な操縦装置の動き

や力は，乗員席操縦装置で明白に分かるものであってはならない。制御器の下流の要素に作用する振

動的な力や動きが乗員席操縦装置で明白に分かるものであってはならない。ここで，乗員席操縦装置

への力や動きのフィードバックは，力の大きさが該当する操縦装置の最小ブレークアウト力の半分よ

り小さいときは，明白に分かるものでないとみなさなければならない。

3.1.4.1

機械式手動操縦系統の設計機械構成部品の設計では，系統の信頼性，強度及び単純さが主要な

考慮事項となる。操縦士席の操縦装置と操縦だ面の間の信号伝達は，信頼性，故障耐性，非ぜい弱性その

他この規格の要求事項を満足するのに必要な程度に冗長性をもたせなければならない。

3.1.4.1.1

リバージョン−補力系統機械式リバージョンモードでは，少なくとも操縦系統運用状態 III

とならなければならない。正規の補力操縦力では，操縦系統運用状態 I とならなければならない。機械式

リバージョン装置による作動に続き，補力を再エンゲージできなければならない。

3.1.4.2

電気式手動操縦系統の設計電気式操縦系統（6.6 参照）は，落雷に対する非ぜい弱性並びに熱，

電磁干渉その他の 3.1.9.3 の誘発環境を特別に考慮して設計しなければならない。

3.1.4.2.1

機械式リンク装置の使用別個の人工感覚装置を用いるとき，又は操縦だ面アクチュエータに

信号変換機構を連結するのに機械式リンク装置を用いるときは，操縦系統運用状態 I より悪くなるような

摩擦や遊びがあってはならない。

縦及び方向操縦系統は，前後方向にマスバランスし，横の操縦系統は，機体の内側から外側へのバラン

スをもち，構造様式や縦の力の要求事項と矛盾してはならない。残留するどのような垂直方向の不平衡も，

操縦感覚の要求事項と矛盾してはならない。

3.1.5

自動操縦系統の設計自動操縦系統は，発注者が規定する範囲まで装備しなければならない。

3.1.5.1

系統要求事項以下に規定するモードを使用するときは，次の設計要求事項を適用する。

3.1.5.1.1

コントロールスティック（又はホイール）ステアリングこのモードが要求されたときには，

MIL-F-8785

(JIS W 0402)

か，又は該当するときは MIL-F-83300 を操縦能力に対する根拠として用いなけ

ればならない。

W 0701-1992

3.1.5.1.2

フライトディレクタサブシステム共通なモード選択を使用するときには，他のどのような自

動操縦系統モードにも代わって，フライトディレクタの操作で，コントロールスティックステアリングを

選択できなければならない。一つの冗長系統の 1 チャネル以外のすべてのチャネルが故障した場合，単一

チャネルのフライトディレクタが運用できなければならない。

3.1.5.2

自動操縦系統のインタフェース

3.1.5.2.1

外部誘導装置との連結外部誘導装置から指令信号入力がない状態で内部操縦系統のスイッチ

を入れても，3.1.5.2.3 によるエンゲージ過渡現象より大きい過渡現象を起こしてはならない。使用できる

外部誘導信号中の雑音の内容が操縦系統のどの構成部品をも飽和又はバイアスさせてはならず，正しい誘

導信号対する航空機の応答を阻害してはならず，また，好ましくない操縦装置の動きや姿勢の変動を生じ

させてはならない。

自動操縦系統に伝達する操だ情報は，誘導ループの精度と動的性能との要求事項と両立しなければなら

ない。連結装置 (tie-in proisions) が過度の負荷や飽和を生じて，その他のサブシステムの性能を低下させ

てはならない。

3.1.5.2.2

サーボエンゲージインタロックサーボのエンゲージを防止し，また，エンゲージよりもディ

スエンゲージの方がより安全となる条件が存在する場合にディスエンゲージのままとするために，インタ

ロックを設けなければならない。インタロックの手動オーバライドは，このようなオーバライド能力が飛

行安全を向上させるような場合には，設けなければならない。

3.1.5.2.3

エンゲージ・ディスエンゲージ時の過渡現象自動操縦系統モードの正常なエンゲージ又はデ

ィスエンゲージの結果，MIL-F-8785 (JIS W 0402) と MIL-F-83300 で手動操縦系統のエンゲージ・ディス

エンゲージ時の過渡現象について設定した限界を超える過渡現象を生じてはならない。正常なエンゲージ

時の過渡現象の要求事項は，航空機の運動限界又は使用されている検出機器の限界までのどのような運動

でも，その完了後 2 秒で満足させなければならない。

3.1.5.3

自動操縦系統非常装置

3.1.5.3.1

手動オーバライド能力通常の操縦士席操縦装置を用いて，自動操縦系統の自動操縦作動を手

動で制圧したり反対方向に動かしたりすることができなければならない。必要な操縦士操作力は，

MIL-STD-1472

で規定する操縦士能力を超えてはならない。

V/STOL

機やヘリコプタについてこの制圧力は，MIL-F-83300 のレベル I 運用に関して規定された操縦

室制限操縦力を超えてはならない。自動操縦系統を手動でオーバライドすることが，操縦士と AFCS との

間での力の取り合いによって不安定を生じてはならない。

3.1.5.3.2

非常ディスエンゲージ自動操縦系統に対しては，正規のモード選択に加えて，ディスエンゲ

ージの確実な非常手段を備えなければならない。非常ディスエンゲージ手段は，また，サーボエンゲージ

とソレノイドとの電力入力側を接地しなければならない。接地点とソレノイドの間に，中間のスイッチ機

構があってはならない。

3.1.6

任務達成信頼度操縦系統における材料に起因する故障による 1 飛行当たりの任務失敗確率は，次

に規定する該当限度を超えてはならない。別の状況では任務失敗を生じないような動力源その他のサブシ

ステムの故障についても，関係する場合にはこれらを考慮しなければならない。この要求事項を適用する

それぞれの任務は，発注者の承認を受けて受注者が設定しなければならない。

(a)

総合航空機任務達成信頼度を発注者が規定する場合は，

(fcs)

≦ (1−R

) A

(fcs)

(b)

総合航空機任務達成信頼度が規定されていない場合は，

W 0701-1992

(fcs)

≦1×10

-3

ここに，

(fcs)

：

操縦系統の材料に起因する故障による容認できる最大
任務不信頼度

：

規定された総合航空機任務達成信頼度

(fcs)

：

操縦系統に対する任務達成信頼度割当て係数（受注者
が選定する。

）

3.1.7

定量的飛行安全性操縦系統の材料に起因する故障による 1 飛行当たりの航空機喪失確率は，“極

めてまれ”と規定されているが，次のものを超えてはならない。

(fcs)

≦ (1−R

) A

(fcs)

ここに， Q

(fcs)

：

操縦系統の材料に起因する故障による容認できる最大
航空機喪失率

(fcs)

：

操縦系統に対する飛行安全性割当て係数（受注者が選定
する。

）

：

発注者が規定した総合航空機飛行安全性要求値

別の状況では航空機の喪失を生じない動力源その他のサブシステムの故障についても，関係する場合に

はこれらを考慮しなければならない。この要求事項を適用する代表的任務は，操縦系統仕様書（4.4.2 参照）

で設定しなければならない。Rs の項で示す総合航空機飛行安全性を発注者が規定しない場合には，

表 7 の

数値で示す要求事項を適用する。

表 7 操縦系統の定量的飛行安全性要求事項

操縦系統の故障による

最大航空機喪失率

MIL-F-8785 (JIS W 0402)

クラス III 航空機

(fcs)

≦5×10

−

すべての回転翼航空機

(fcs)

≦25×10

−

総合航空機飛

行安全性要求
値を発注者が
規定しない場

合

MIL-F-8785 (JIS W 0402)

クラス I，II 及び IV 航空機

(fcs)

≦100×10

−

3.1.7.1

定量的飛行安全性−全天候着陸システム (AWLS) 全天候着陸システムの使用によって生じる

平均危険率は，全天候着陸システムに対する受注者の信頼度計画算定値で許容した危険率より小さくなけ

ればならない。3.1.7 の要求値を満足させるために，受注者は，AWLS とその他の FCS との間で FCS 安全

性計画算定値を配分しなければならない。ある環境限界や運用制限の下で，この着陸システムを使用する

ことによって生じる個別の危険率は，許容した危険率の 30 倍を超えてはならない。

警戒高度は，その高度ですべての系統を作動させた状態で，着陸中に起こる危険の確率が“極めてまれ”

（6.6 で定義するとおり）であるように，高度を設定しなければならない。

3.1.7.1.1

平均危険率の評価全天候着陸システムを使用することによって生じる平均危険率は，次の事

項を考慮して設定しなければならない。

(a)

それぞれの故障や故障の組合せが系統の性能に及ぼす影響とそれらが起こる確率。

(b)

全天候着陸自動操縦系統と同時に作動する系統におけるそれぞれの該当故障や故障の組合せが航空機

の性能に及ぼす影響とそれらが起こる確率。

(c)

3.1.2.10

に規定する要求性能水準を超える運用によって生じる危険率とともに，これら要求性能水準内

で系統が性能を発揮しない確率。

3.1.7.1.2

個別危険率の評価全天候着陸システムの使用を制限する各環境限界や運用制限に対して，個

別の危険率を設定しなければならない。この評価は，平均危険率の評価を含み，運用制限と関係する環境

限界の発生確率 1.0 に対して調整しなければならない。

W 0701-1992

3.1.8

残存性操縦系統運用状態 IV 又は V については，発注者が要求するとおりに対策を講じなければ

ならない。

3.1.8.1

全エンジン不作動時の操縦操縦系統の動力をエンジンの発生動力に依存している航空機では，

次の場合に，エンジン（単数又は複数）から得ることができる操縦動力を補足するのに必要な補助手段か

又は動力源を備えなければならない。

(a)

エンジンが証明されていない場合。

(b)

飛行中の機体の空力特性が立証されていない場合，又は

(c)

風車状態出力が航空機の運用包囲線内のすべての点で運用状態 IV の操縦能力を維持するには十分で

ない場合。

操縦系統の設計（動力源を含む。

）は，どれか又はすべてのエンジンスラストの意図しない喪失の結果，

非常動力源（単数又は複数）への必要などのような転換も含め，操縦系統運用状態 IV より劣る状態とな

るようなものであってはならない。この転換の結果，より悪い操縦系統運用状態となってはならない場合

は，飛行中に正規の動力に再転換するための手段を備えなければならない。

3.1.9

非ぜい弱性自然環境の変動，不利な自然事象，誘発された諸環境，他の系統の機上故障，整備の

過失，乗員の過失又は敵の攻撃による飛行中の操縦系統性能の低下は，次の限界を超えてはならない。

3.1.9.1

自然環境に対する非ぜい弱性操縦系統は，性能が操縦系統運用状態 I より永久的に低下するか

又は FCS 運用状態 II より一時的に低下することなく，特定の航空機又は系統に対して設定した自然環境極

限の全範囲に耐えるように設計しなければならない。状態 I より低下するのは，通常は遭遇しない不利な

環境極限においてだけであり，過渡的性格のものだけでなければならない。また，航空機が不利な環境を

通過した後，直ちに機能が回復しなければならない。系統の構成部品並びに構造及びその他の構成部品と

のすきまは，食込み若しくは引っ掛かり，不安定性又はその系統のあらゆる部分の仕様書から外れた作動

［温度の影響，着氷，荷重，たわみ（構造上のたわみを含む。

）及び製造公差の累積の起こり得る組合せに

よって生じる。

］を防止するのに適切なものでなければならない。

3.1.9.2

落雷及び大気中の静電気に対する非ぜい弱性操縦系統は，MIL-F-5087 (JIS W 2009) と AFSC

設計ハンドブック DH 1-5 に規定する電界や落雷を受けた場合に，運用状態 II の能力以上を維持しなけれ

ばならない。ただし，直接の落雷の場合は，運用状態 III への一時的で回復可能な，より広範な性能喪失は

許容する。

3.1.9.3

誘発環境に対する非ぜい弱性操縦系統は，FCS 運用状態 II の能力を維持するために永久的な能

力の低下又は喪失を来すことなしに，最悪の場合の誘起される温度及び温度衝撃，加速度，振動，騒音及

び衝撃，誘起される圧力，爆発性及び腐食性雰囲気，電磁干渉 (EMI) 並びに電磁パルスを含む放射能（特

定の航空機に対する任務において放射される。

）の全範囲に対して耐えなければならない。構造限界と乗員

残存限界内におけるこれらの誘発される環境は，この環境にさらされる間に，FCS 運用状態 IV の能力よ

り一時的に低下させる結果を生じてはならない。操縦系統は，MIL-A-8892 (JIS W 0614) 及び MIL-A-8893

(JIS W 0615)

の要求事項，並びに MIL-E-6051 (JIS W 7005) 及び MIL-STD-461 の該当要求事項を満足し

なければならない。

3.1.9.4

他の系統及び機器の機上故障に対する非ぜい弱性操縦系統は，自ら発生する故障（操縦系統内

に）と航空機システム内の他の関連系統の故障によって誘発される FCS の故障に対して，航空機システム

内で割り当てられている FCS の故障状態又は信頼度計画算定値を満足しなければならない。更に，FCS の

設計は，次の各項の規定に適合しなければならない。

(a)

“必す”及び“特定飛行状態で必す”な操縦系統は，次の故障が継続した後，操縦系統の能力を運用

W 0701-1992

状態 III（最小安全運用）以上に保持しなければならない。

(1)

双発機の臨界エンジンの故障。

(2)

台以上の推進エンジンをもつ航空機で，2 台の臨界エンジンの故障。

(3)

それ自体では，状態 III より低下させないどれかの単一機器品目の故障又は構造部材の破損。これに

は，航空機のすべてのサブシステムの機上電気又は電子機器の考えられる単一故障はどのような故

障も含める。

(b)

MIL-F-8785 (JIS W 0402)

クラス III の航空機においては，関連構造と動力源を含んだ操縦系統はエ

ンジン又は他の回転機の破損の結果，FCS の運用を状態 IV 以上に維持する能力を失う確率が“極め

てまれ”

（6.6 参照）であるように設計しなければならない。

(c)

MIL-F-8785 (JIS W 0402)

クラス I，II 及び IV の航空機においては，関連構造と動力源を含んだ操

縦系統は，エンジン又は他の回転機の破損の結果，FCS の運用を状態 V より低下させる確率が“極め

てまれ”

（6.6 参照）であるように設計しなければならない。

3.1.9.5

整備の過失に対する非ぜい弱性操縦系統は，どのような構成部品も，機器や航空機を 1 か所以

上明らかに改修しない限り，誤って装着したり接続することが物理的に不可能であるように設計しなけれ

ばならない。機体上で操縦系統を調整するための手段は，最小にしなければならない。ただし，最初の組

立，主要オーバホール又は主要整備作業中のリギングの間は，この限りではない。

すべてのライン交換可能機器 (LRU’s) は，内部調整を作業台の上だけで許すように設計しなければなら

ない。系統は，LRU の交換後は最小の再リギングだけが必要であるようなものでなければならない。更に，

すべての操縦リンク機構その他の操縦装置の機構は，整備工具その他の物体が不注意に入っても引っ掛か

りを生じないように設計しなければならない。

3.1.9.6

操縦士及び乗員の怠慢及び過失に対する非ぜい弱性操縦系統は，いずれの乗員でも系統機器を，

FCS

の運用を低下させるおそれがある状態に制御したり調整したりする可能性を最小にするように設計し

なければならない。

(a)

操縦装置の不適正な操作位置及び操作順序に対する保護。実施できる場合は，操縦かん又は操縦輪及

び方向だペダル以外の操縦室操縦装置には，不用意に操作位置が変わることによって航空機の安全運

航を危険にする可能性のある操作位置の変動を防止するため，確実な作動規制装置を設置しなければ

ならない。スイッチの危険な作動や作動順序を防止するための確実なインタロックを設けなければな

らない。

(b)

操縦だ面ロックが飛行中にエンゲージしないようにする保護。

(c)

故障に対する操縦士の対応操作。操縦系統は，起こりそうな故障状態が示す徴候に対する通常の操縦

士の対応操作が本能的に正しいように，設計しなければならない。

(d)

警報要求事項

(1)

系統が安全でない作動状態にあることを乗員に警告するために，警戒情報を出すようにしなければ

ならない。系統，操縦装置並びに関連する監視及び警報手段は，それによって危険が追加されるよ

うな乗員の過失を排除するように設計しなければならない。

(2)

冗長性をもつか又は監視装置付きの操縦系統においては，操縦士が故障に気付かなければ，危険な

状態となるおそれがあるので，どのような故障に対しても，すべての予想される飛行状態の下で，

明確に識別できる警報を操縦士に与えるようにしなければならない。

W 0701-1992

3.1.9.7

敵の攻撃に対する非ぜい弱性戦用に設計されたすべての航空機における“必す”な及び“特定

飛行状態で必す”な操縦系統は，関連する構造や動力源を含めて運用状態 III より低下することなく，発注

者が指定する危険対象との少なくとも 1 回の直接遭遇に耐えなければならない。

3.1.10

整備に対する用意操縦系統の設計と装備とは，通常役務を行っている整備員が，すべての予想さ

れる環境条件の下で，安全で容易に必要な整備を実施できるものでなければならない。次の各事項を含む

すべての必要な整備機能の実施を容易にするために手段を備えなければならない。

作動点検，系統機能不良の検出，ライン交換可能機器 (LRU) 水準までの欠陥の特定，LRU の取外し及

び交換，検査，オーバホール，整備補給並びに試験。

3.1.10.1

作動点検に対する用意操縦系統は，実用上の最大範囲まで系統の作動と無故障を立証するため，

主エンジンを運転しないで，地上で操作するための手段を設けた設計をしなければならない。更に操縦系

統は，発注者が指定する標準の地上動力源車又は内蔵式の動力源によって供給される動力発生サブシステ

ムで作動するように設計しなければならない。

3.1.10.2

機能不良の検出及び欠陥の特定に対する用意 “必す”な機能及び“特定飛行状態で必す”な機

能を発揮するために必要なすべての操縦電気・電子系統には，高い確率で欠陥を LRU 水準まで特定するの

に必要な故障検出及び重要な性能状態の監視の手段を備えなければならない。

これらの手段には，操縦室の計装や BIT を含めてもよい。また，操縦系統の機械部分と流体動力部分に

対しては，特定の航空機システムの整備支援や運用構想を満足させるために必要な可搬式試験装置を使用

するための用意を行ってよい。

3.1.10.2.1

操縦室計器装置の使用容認できる点検手順があり，また，操縦室の計器装置が単独で若しく

は BIT 又は可搬式試験装置（電気・電子に関係しない構成部品に対して）と連携して容易に理解できる状

態表示を与えるときは，機能不良の検出や欠陥の特定にこの操縦室の計器装置を用いてもよい。

3.1.10.2.2

可搬式試験装置による点検に対する用意 BIT を使用することが過度の不利益を生じる場合や

可搬式試験装置を使用することが整備支援構想と両立できる場合は，一般に入手でき，しかも普通に使用

されている可搬式試験装置を使用できるように用意しなければならない。独特な，特殊な又は新しい試験

装置を必要とする構成部品は，避けなければならない。

3.1.10.3

接近性及びサービス性構成部品は，検査，組立調整（リギング），取外し，修理，交換及び潤

滑が容易にできるように接近性をもたせて設計し，装着し，配置しなければならない。操縦系統の正しい

リギングが容易にできるように，

リギングピン又は同等品が使用できる適切な用意をしなければならない。

3.1.10.4

整備員の安全対策系統や構成部品は，試験を含むすべての整備作業の過程で，人員の傷害を防

止するように設計しなければならない。確実な保護を行うことができない場合は，危険を示すため，航空

機内と機器に用心を勧告する警報や情報をはり付け，また，適用整備要領に適切な警告を含めなければな

らない。

作動を防止するために設けた安全ピン，ジャッキ，ロックその他の装置は，容易に接近でき，しかも地

上から極めて見やすいか又は見やすい色テープ（ストリーマ）を備えていなければならない。すべてのこ

のような色テープ（ストリーマ）は，例えば航空機の中のくぼみに吹き入れられるというように，視野か

ら吹き消されることのない形式でなければならない。

3.1.11

構造完全性

3.1.11.1

強度操縦系統全体は，MIL-A-8860，MIL-A-8861 (JIS W 0607)，MIL-A-8865 (JIS W 0610)，

MIL-A-8698

(JIS W 0605)

及び MIL-STD-1530 の該当する荷重，強度及び変形の要求事項を満足するよう

に設計しなければならない。

W 0701-1992

系統の構成部品は，MIL-A-8860，MIL-C-6021，MIL-F-7190，MIL-A-21180，MIL-A-22771，MIL-F-83142，

MIL-HDBK-5

及び MIL-HDBK-17 の強度要求事項に従って設計しなければならない。

3.1.11.1.1

損傷許容飛行の安全に“必す”な操縦系統（“必す”な機能と“特定飛行状態で必す”な機能

を制御するため）の構造要素は，MIL-A-83444 の損傷許容要求事項を満足しなければならない。

3.1.11.1.2

複式荷重経路をもつ構造要素の負荷能力複式の荷重経路をもつ構造要素において，単一故障

後残っている荷重経路（残りの荷重経路）は，次の要求事項を満足しなければならない。

(a)

目視検査又は操縦特性の明らかな変化によっても故障が明白でない場合は，残りの荷重経路は，1 オ

ーバホール期間に基づく疲れスペクトル荷重に耐えることができなければならない。オーバホール期

間に対応する時間間隔は，受注者が設定しなければならない。

残りの荷重経路は，また，終極荷重として MIL-A-8865 (JIS W 0610) に規定する制限荷重の 1.5 倍

に等しい荷重，又は機力作動系統若しくは空力的力その他の力から生じる荷重がより大きいときには，

そのような代替発生源からの荷重の 1.5 倍に等しい荷重に耐えなければならない。

(b)

単一故障がすぐ分かる場合は，残りの荷重経路は，終極荷重として MIL-A-8865 (JIS W 0610) に規定

する制限荷重の 1.15 倍に等しい荷重，又は機力作動系統若しくは空力的力その他の力から生じる荷重

がより大きいときには，そのような代替発生源からの荷重の 1.15 倍に等しい荷重に耐えることができ

なければならない。

3.1.11.2

剛性操縦系統の剛性は，満足な作動を行い，更に，航空機が MIL-F-8735 (JIS W 0402)，

MIL-A-8870

，MIL-F-83300 及び MIL-A-8865 (JIS W 0610) の該当部分に規定されている安定性，操縦性及

びフラッタの要求事項を満足することができるように十分なものでなければならない。通常の構造変形が

操縦系統の好ましくない入力又は出力を生じてはならない。

3.1.11.3

耐久性操縦系統は，MIL-A-8866 の耐久性要求事項を満足するように設計し，しかも，航空機

の規定された設計運用寿命と設計運用中にすべての指令（例えば手動操縦系統，自動操縦系統，サーボフ

ィードバック）及び荷重入力から予想される地上及び飛行中の荷重サイクルの合計数を考慮して，機体の

主要構造の耐久性要求事項に等しくなるように設計しなければならない。また，振動に関する MIL-A-8892

(JIS W 0614)

と音響疲労に関する MIL-A-8893 (JIS W 0615) の要求事項も，操縦系統に適用する。

3.1.12

摩耗寿命操縦系統の機械要素は，航空機全体に対して規定された摩耗寿命に等しい摩耗寿命をも

つように設計しなければならない。油圧シール，軸受，操縦ケーブル，検出器及び油圧アクチュエータバ

レルなどの摩耗を受ける部品は，耐用寿命を超えた後，交換してもよく，又は摩耗面を更新してもよい。

しかしながら，すべての交換は，全航空機システムに対して設定された操縦系統摩耗−交換配分値内にな

ければならない。電子的その他の機械的でないライン交換可能機器 (LRU) は，経済的に修理可能な状態

を持続し，しかも規定された機体寿命を通して信頼性要求事項を満足しなければならない。

3.2

部分系統及び構成部品の設計要求事項

3.2.1

操縦士操縦装置及び表示装置 FCS の操縦装置，表示装置又はアナンシエータが多重の操縦チャネ

ルと接合する場合は，コモンモード故障 (common mode failure) 確率を少なくとも“極めてまれ”にするた

めに，機械式や電気式の分離と隔離の手段を講じなければならない。FCS の操縦装置や表示装置は，

MIL-STD-1472

に従って設計しなければならない。

3.2.1.1

CTOL

航空機の操縦士操縦装置通常離着陸 (CTOL) 航空機の操縦士操縦装置は，AFSC 設計ハ

ンドブック DH2-2，DN 2A1（乗員操縦装置）

，DN 2A5（操縦装置）及び次の箇条に従って設計し，配置し

なければならない。規定された配置とこれらの操縦装置の最大可動範囲を厳守することを要求する。

W 0701-1992

3.2.1.1.1

操縦かんに対する追加要求事項操縦かんを用い，しかも取外しできることは，それを装着す

る際，正しい位置に確実に保持しなければならない。操縦かんは正規の方法でだけ装着でき，更に，操縦

かんの回転を防止するために適切な手段を講じなければならない。

3.2.1.1.2

方向だペダルに対する追加要求事項方向だペダルは，各ペダルが両方向に確実に動くことを

保証するため相互連結しなければならない。

3.2.1.1.3

代替又は特殊な操縦装置 AFSC 設計ハンドブック DH 2-2，DN 2A5 に規定する従来形の中央

配置の操縦かん，W 形操縦輪，方向だペダル，トリム操作装置及び指示器，翼取付け角操作装置，翼後退

角操作装置，着陸フラップ操作装置及び指示器スピードブレーキ操作装置並びに自動操縦装置操作パネル

以外の操縦士操縦装置を用いるときは，それらを航空機に装備するに先立って，その妥当性や適合性を実

証することを必要とする。

3.2.1.1.4

操縦室の可変形状操作装置翼取付け角操作装置と翼後退角操作装置は，AFSC 設計ハンドブ

ック DH 2-2，DN 2A5（操縦装置）に従って設計し，配置しなければならない。その他の操作装置は，前

方，上方又は時計方向への操作が制御される可変形状の変化量の増加を生じるようなものでなければなら

ない。ただし，このような動きが，操作の動きとその結果制御される可変形状の変化との間にある明白な

直接的な関係と矛盾することが避け得ない場合は，この限りではない。

3.2.1.1.5

トリムスイッチ 5 位置，中心位置オフ，トグル形の電気式トリム系統スイッチは，MIL-S-9419

の規定に従わなければならない。MIL-G-25561 による操縦かんのグリップには，MIL-S-9419 の規定に適

合するトリムスイッチを前もって装着していなければならない。3 位置トリムスイッチは，MIL-S-9419

のスイッチに類似か同等の承認されたスイッチでなければならない。

3.2.1.1.6

段速度トリムアクチュエータ 2 段速度トリムアクチュエータ系統は，高速トリムモードに

おける暴走や不注意な操作を防止するように設計しなければならない。

3.2.1.1.7

操縦系統の操作パネル FCS の操作パネルは，操縦士が統合された手段で手動操縦系統と自動

操縦系統の機能を選択できるものでなければならない。

3.2.1.1.8

正規のディスエンゲージ手段 3.1.9.6 の要求事項と両立する自動操縦系統のすべてのモードを

ディスエンゲージする手段を講じなければならない。

3.2.1.1.9

飛行前試験操作装置必要な場合には，飛行前試験の進行を開始し制御するため，操縦室に追

加の操作装置を設けなければならない。

3.2.1.2

回転翼航空機の操縦士操縦装置操縦士操縦装置は，AFSC 設計ハンドブック DH2-2，DN 2A1，

SN 1(2)

，MS 33572 及び MIL-STD-250 の該当部分並びに次の箇条に従って設計し，配置しなければならな

い。規定された配置とこれらの操縦装置の最大可動範囲を厳守することを要求する。

操縦かんが取外しできるときは，

それを装着する際，

正しい位置に確実に掛金をかけなければならない。

操縦かんは正規の方法でだけ装着でき，更に，操縦かんの回転を防止するために適切な手段を講じなけれ

ばならない。方向ペダルは，各ペダルが両方向に確実に動くことを保証するため相互に連結しなければな

らない。

3.2.1.2.1

ピストンエンジン駆動ヘリコプタのコレクティブピッチ操縦装置とスロットルの連結コレク

ティブピッチ操縦装置は，コレクティブピッチが増加又は減少するとき，正しいスロットル設定が得られ

るように，スロットル操作装置と連結し，同期させなければならない。また，コレクティブピッチレバー

の動きとは独立に，このレバーの握りを回してスロットル操作ができる手段を講じなければならない。

3.2.1.2.2

タービンエンジン駆動ヘリコプタのコレクティブピッチ操縦装置とエンジン出力制御装置の連

結各エンジンにつき一つのエンジン出力レベル制御レバーを設けなければならない。出力レベル制御レ

W 0701-1992

バーは，エンジン出力の三つの運転範囲を規定するオフ，アイドル及び飛行 (fly) の三つの別々の位置を

もたなければならない。緊急出力レベルを与えるために，第 4 の選択できる別個の位置を設けてもよい。

ロータに伝達されているおおよその出力（与えられた出力レベル制御位置に対して）を設定し，また，

運動飛行中にロータ回転速度の過渡的な低下や過大上昇を最小にするため，出力レベルの変化を信号で知

らせるように，コレクティブピッチ操縦装置をエンジン出力制御装置と連結してもよい。このコレクティ

ブピッチ操縦装置に，ロータ回転速度選択操作装置を設けなければならない。コレクティブピッチ操縦装

置に，又はエンジン出力レベル制御パネルに，個々のエンジン出力トリム又は出力タービン回転速度トリ

ムの操作装置を配置してもよい。

3.2.1.2.3

代替又は特殊操縦装置 MIL-STD-250 に規定する従来形の中央位置のサイクリックピッチス

ティック，左側配置のコレクティブピッチスティック，方向ペダル，操縦系統補力操縦装置，自動操縦系

統操縦装置及びトリム操作装置以外の操縦士操縦装置を使用するときは，それらの精度や適合性につき，

発注者を満足させるための実証を必要とする。

3.2.1.3

STOL

航空機の操縦士操縦装置短距離離着陸 (STOL) 航空機の操縦士操縦装置は，CTOL 航空

機についての 3.2.1.1 及びその下位箇条，並びに V/STOL 航空機についての MIL-F-83300 に規定する該当

要求事項に従って設計し，配置しなければならない。

3.2.1.4

操縦士表示装置

3.2.1.4.1

操縦系統アナンシエーション操縦系統操作パネル又は関連のパネルには，次の事項を表示す

る手段を設けなければならない。

(a)

エンゲージされている AFCS。

(b)

エンゲージされているモード。

(c)

必要ならば，自動モード切換えが行われていること。

(d)

選択できるモードパラメータに対してあらかじめ選択した値。

3.2.1.4.2

操縦系統警報及び状況アナンシエーション操縦系統の警報と状況アナンシエーション装置を

操縦室に設けなければならない。アナンシエーションは，次の関連緊急度を明白に指示するように設計し

なければならない。

(a)

級：即時操作が必要（警報は可聴のものでよい。

）

(b)

級：注意（操作を要求してもよい。

）

(c)

級：通知（即時操作は不要。

）

級のアナンシエーションを表示する手段をもつパネルは，首席操縦士 (command piot) の普通に目の届

く範囲に配置しなければならない。飛行の特定のモード又は状態にだけ適用する 1 級の警報又は状況表示

は，禁止するか，又は飛行の他のすべてのモードや状態に対しては緊急度が低いことを明白に表示するよ

うに設計しなければならない。

3.2.1.4.2.1

飛行前試験 (BIT) 状況アナンシエーション BIT を使用するときは，この表示は，下記の機

能をもたなければならない。

(a)

飛行前試験の進行を表示する。

(b)

乗員に必要な手動による入力を行うように指示する。

(c)

故障状態が検出されたとき，系統が準備完了していないことを表示する。

3.2.1.4.2.2

故障状況冗長性をもつか又は監視装置をもつ操縦系統が作動可能の状況にあるかどうかを

乗員が評価できるように，故障警報を表示しなければならない。自動操縦系統モードの自動ディスエンゲ

ージは，適切な警報表示装置で示さなければならない。乗員が手動でディスエンゲージしても，警報をア

W 0701-1992

ナンシエーションしてはならない。

3.2.1.4.2.3

操縦オーソリティアナンシエーション自動トリムや安定増大などの機能によって，利用可

能な手動操縦時のオーソリティを運動操縦に必要な水準より減少させることができるときは，

“必す”な及

び“特定飛行状態で必す”な操縦系統に対して利用できる操縦オーソリティを示すために，操縦士表示装

置を設けなければならない。残りの手動操縦が重要となるときは，警報装置を設けなければならない。

3.2.1.4.3

揚力及び抗力装置位置指示器別々の制御装置をもつ揚力又は抗力装置のそれぞれの位置を操

縦士（単数又は複数）に示すために，操縦室に指示器を設けなければならない。それらは，また，正しい

離陸，巡航，進入及び着陸の位置を示さなければならない。揚力及び抗力装置を着陸位置を越えて作動す

ることができる場合は，指示器に展伸範囲が識別できるマークを付けなければならない。更に，必要な場

合は，操縦士（単数又は複数）に飛行や地上の危険な状態を防止したり，その状態に対処したりすること

ができるように，揚力又は抗力装置系統の非対称作動その他の機能不良を指示する手段を講じなければな

らない。

3.2.1.4.4

トリム指示器次の事項を行うため，適切な指示器を設けなければならない。

(a)

各トリム装置の位置と行程範囲を示す。

(b)

飛行機の運動に関連した操作装置の動きの方向を示す。

(c)

調整の範囲に関係するトリム装置の位置を示す［トリムスイッチを動作させたときに，操縦士が保持

している操縦装置の位置で，感覚力基準 (feel force reference) をゼロに変更することによって，操縦士

の操だ力を瞬間的に軽減するためにヘリコプタに使用している磁気ブレーキのようなトリム装置には，

別個のトリム指示器を要求してはならない。

］

。

(d)

3.1.3.3.4

の状態 III の要求事項を超える結果を生じるおそれがあるトリムの故障について，操縦士に警

報する。

離陸時に重心位置に従って縦のトリム設定を必要とする航空機は，適切に校正されたトリム位置指示器

を備えなければならない。該当する場合は，トリム指示器は，MIL-I-7064 の規定に従わなければならない。

急速離陸能力を必要とする航空機又はすべての離陸状態に対して単一のトリム設定を使用するある種の

単座航空機には，離陸トリム灯を設けなければならない。

3.2.1.4.5

操縦だ面位置指示器操縦室操縦装置が長時間若しくは定常状態の操縦だ面位置の確実な指示

を与えない場合，又は操縦だ面の位置の影響を他の方法では容易に検出できない場合は，すべての操縦だ

面に対して，その位置が潜在的にレベル 3 より低い飛行性であることを示す指示器を，操縦室に設けなけ

ればならない。

3.2.2

検出器検出器は，希望する航空機と操縦系統とのパラメータを適切に検出できる場所で，しかも

故障や望ましくない出力信号を生じるおそれがある状態にさらすことを最小にする場所に装備しなければ

ならない。

3.2.3

信号伝達

3.2.3.1

一般要求事項

3.2.3.1.1

操縦装置構成要素の経路この規格の他の箇条に含まれる制限事項と要求事項の範囲内で，ケ

ーブル，プッシュプルロッド，トルクチューブ及び電気配線を含む信号伝達サブシステムのすべての部分

は，接続している箇所間の実用上の最短距離を最も直接的な方法で，航空機内を通さなければならない。

これらには，踏み台やつかみ（取っ手）として使用されないような保護の手段を講じなければならない。

3.2.3.1.2

系統の分離，保護及びすきま冗長なケーブル，プッシュロッド又は電気配線を取り付けると

きは，それらは，3.1.9 の非ぜい弱性の要求事項を満足するのに必要なだけ，分離しなければならない。操

W 0701-1992

縦系統の重要な構成部品を保護するため，重構造部材，既存の防弾鋼板その他の器材による遮へいを利用

しなければならない。

温度の影響，空力荷重，構造のたわみ，振動，製造公差の累積又は摩耗のどのような起こり得る組合せ

も，操縦系統のどのような部分の食込み (binding) や引っ掛かり (jamming) を生じ得ないことを保証する

のに必要なだけ，操縦系統構成部品と構造又は他の構成部品との間にすきまを設けなければならない。局

部的に込み合った場所だけには，すべての不利な影響を考慮した後，次の最小すきまを用いてもよい。

(a)

静止している構成要素の間は，3.2mm (

in)

。ただし，構成要素が LRU の中にあって，より小さいす

きまを維持できるか又は接触が有害となる可能性がない場合はこの限りではない。

(b)

相互に関連して動く構成要素及び同じ構造要素又は機器要素（単数又は複数）に接続されるか若しく

はそれに導かれて動く構成要素の間は，3.2mm (

in)

。ただし，構成要素が LRU の中にあって，より

小さいすきまを維持できるか又は接触が有害となる可能性がない場合はこの限りではない。

(c)

相互に関連して動く構成要素及び異なる構造要素又は機器要素に接続されるか若しくはそれに導かれ

て動く構成要素の間は，6.4mm (

in)

。

(d)

構成要素とその構成要素が取り付けられていない航空機構造や機器との間は，12.7mm (

in)

。

3.2.3.1.3

からまり防止操縦系統のすべての構成要素は，異物による引っ掛かりを防止するように設計

し，適切に保護しなければならない。

3.2.3.1.4

リギングの用意リギング位置の数は，実用上最小にしなければならない。それらは，容易に

接近でき，しかも，リギング作業に必要な空間を利用できる場所に配置しなければならない。装着したリ

ギングピンは地上からよく見えるか，又は 3.1.10.4 で規定する色テープ（ストリーマ）をもっていなけれ

ばならない。操縦だ面アクチュエータ出力部には，リグピンを差し込んではならない。

3.2.3.2

機械式信号伝達

3.2.3.2.1

耐荷重能力操縦士が与える荷重を受ける機械式信号伝達系統の要素は，MIL-A-8865 (JIS W

0610) 3.7

（操縦系統の荷重）に規定する操縦士入力限界による荷重を制限荷重として採り，これに耐えな

ければならない。ただし，機力作動系統や空力荷重によるようなより大きい荷重が課される可能性がある

場合は，この限りではない。このように，より大きい荷重が課される場合は，それらは，MIL-A-8865 (JIS

W 0610)

に規定するのと同じ強度余裕及び同じ環境で満足させなければならない。

3.2.3.2.2

固着した油圧バルブを開き又はオーバライドするための強度油圧サーボアクチュエータのメ

ータリングバルブに入力指令を伝達するすべての機械要素は，通常のバルブ作動に対する荷重を超えて，

計画した使用状態中に発生するおそれがある固着の原因となる異物を取り除くのに必要な，より大きい荷

重に耐える強度をもたなければならない。

3.2.3.2.3

機力操縦装置のオーバライド対策動かなくなっただ面が，その最も不利な位置で発生する操

縦モーメントをオーバライドするのに，

残りの作動するだ面から十分な空力的操縦力が得られないときは，

操縦士がメータリングバルブの固着を除去するか又はオーバライドすることができる手段を講じなければ

ならない。

3.2.3.2.4

操縦ケーブルの装着操縦ケーブルの装着は，整備・点検や組立調整が容易にできるように設

計し，必要な調整箇所を実用上最少に保たなければならない。

3.2.3.2.4.1

操縦ケーブル操縦装置の作動に用いるケーブルは，それぞれの用途に対して次の種類のう

ち最も適切なものでなければならない。炭素鋼ケーブルや次に記載していないその他の種類のケーブルを

使用するときは，発注者の承認を必要とする。

(a)

MIL-W-83420

によるたわみ性のナイロン被覆ステンレス鋼製ワイヤロープ。

W 0701-1992

(b)

MIL-W-83420

によるたわみ性のステンレス鋼製成形ワイヤロープ。

(c)

MIL-W-18375

によるたわみ性の非磁性ステンレス鋼製成形ケーブル。

3.2.3.2.4.2

ケーブルの太さケーブルは，滑車，フェアリードなどに接触する所での摩耗や劣化を補償

するため，十分な安全係数をもって系統の荷重要求事項を満足させる太さとしなければならない。また，

ケーブルの太さは，系統の性能に影響を及ぼすケーブルの許容伸び量，滑車の摩擦値その他の変数に関し

て適切でなければならない。

大きい荷重を伝達する場合には，

ケーブルは，

制限荷重がケーブルの定格破断強度の 67%を超えないで，

しかもそれらの滑車に対して許容された最大ケーブル制限荷重を超えないように，太さを定めなければな

らない。

3.2.3.2.4.3

ケーブルの取付けすべてのケーブルの部分が手で接続できるように，接続部の数を実用上

最少にしなければならない。ケーブルの分離部は，同じ系統のケーブルか又は異なる系統のケーブルが，

どのような方法でも誤った接続が物理的に不可能であるように配置し，設計しなければならない。ケーブ

ルの分離部やターンバックルは，隣接の構造若しくは機器と又は相互に邪魔したり干渉したりしないよう

に，また，ケーブル，電線又は配管を妨害しないように，配置しなければならない。

使用できる所ではどこでも，MIL-T-781 による耐食鋼 MS スエージ形ケーブル継手（この継手は

MIL-T-6117

によるケーブル組立品を作るためにスエージされる。）を使用しなければならない。

MIL-T-5677

によるシンブルエンド (thimble end) （MIL-S-5676 に従って接続したり巻き付けたりしてケー

ブルに取り付ける。

）は，曲げ疲れ破損を防止するのに継手を追加する必要がある所に使用してもよい。

操縦ケーブル系統に使用するターンバックルは，MIL-T-8878 の規定に従わなければならない。ターンバ

ックルや継手は，疲れ破損を生じる可能性のある曲げを受けないように設計しなければならない。ターン

バックルの端末は，各端において 3 山を超えてねじを露出させてはならない。すべてのターンバックル組

立には，MS 33736 に従って正しく安全線を掛けなければならない。

3.2.3.2.4.4

ケーブルの経路操縦ケーブルは，平行に配置し，その全長にわたって検査のため接近でき

なければならない。航空機の翼のような空力弾性構造に配置されたケーブルは，構造のたわみから誘起さ

れるどのような操縦系統の作動も最小にするように経路を取らなければならない。隣接ケーブル間の空間

は，振動を含むすべての作動条件中において，ケーブル，ターンバックル及び継手がこすれるのを防止し

なければならない。緩んだ戻り側ケーブルは，温度，構造のたわみその他の作動条件の不利な極限におい

て，操作しているケーブルに設計制限荷重が負荷されたとき，相互に又はどのような他の機器若しくは構

造にもからまってはならない。ケーブルは，ドラムやセクタにおけるように，ケーブル端子をもつ接合部

その他の取付け点において危険な曲げを受けてはならない。

3.2.3.2.4.5

ケーブル用溝車その機能に対し及び航空機の寿命要求事項を満足させるために，適切な容

量と直径をもつケーブル用のドラム，セクタ及び滑車を備えなければならない。それらは，ケーブルの素

線が過大な応力を受けないようなケーブル巻付け角を得るため，十分に大きくなければならない。ケーブ

ルドラム上の溝の直径と数及び操縦ケーブルセクタの半径と角度は，必要なケーブルの行程に対して適切

なものでなければならない。

オーバトラベル許容量は，

いずれの方向にも全行程の 5%以上で，

少なくとも 10 度でなければならない。

ケーブルの巻付け量がケーブルの行程とともに変わる場合は，中立位置での溝車への最初の巻付け量は，

いずれの方向にも全ケーブル行程の少なくとも 115%でなければならない。オーバトラベルが必要な最小

値を超えるときは，ケーブル巻付け量を対応する量だけ増加させなければならない。機械加工されたかダ

イキャストされたドラムとセクタの上のすべてのケーブル溝は，その上に用いるケーブルの太さに正しく

W 0701-1992

合った寸法の谷の丸みをもっていなければならない。

やむを得ず平滑車を使用するときは，事前に，個別の承認を受けなければならない。操縦系統に用いる

転がり軸受入り滑車は，MIL-P-7034 による MS 標準品で，設計制限荷重は，該当する標準品について規

定された許容制限荷重を超えてはならない。

3.2.3.2.4.6

ケーブル及び滑車のアライメント軸を固定して取り付ける滑車は，AFSC 設計ハンドブック

DH 2-1

，DN 3B1，

サブノート 1.1.3(1)（ケーブルの張り）で規定のとおり，ケーブルに対して 2 度以内に

滑車面を合わせなければならない。操縦ケーブルが滑車の面に関して角度をもつ運動を行う場合は，この

運動から生じる最大偏心量は，2 度を超えてはならず，更に，ケーブルは，全ケーブル行程で滑車（又は

コードラント）のフランジに接触してはならない。

3.2.3.2.4.7

滑車−ブラケットスペーサ滑車，軸受及び滑車ブラケットの間にスペーサを用いるときは，

緩んだ状態で使用してはならない。

3.2.3.2.4.8

溝車のガード溝車の溝からケーブルが飛び出さないように必要に応じて，すべての溝車（滑

車，セクタ，ドラムなど）に，ガードを装着しなければなない。ガードは，ケーブルが溝車と接する点の

近傍に装着しなければならない。ケーブルの巻付け角が 90 度を超える場合は，1 個以上の中間のガードを

装着しなければならない。すべてのガードは，航空機構造の相対的たわみによって溝車が動かなくならな

いように支持しなければならない。

ケーブルが緩んだ状態で，ケーブル端部をその取付け部に確実に保持するように必要に応じて，追加の

ガードをセクタに装着しなければならない。ガードのこすられる端部の設計及びガードの材料の選定は，

ケーブルの摩耗を最小にし，更に，ケーブルが緩んだときでも引っ掛かって動かなくなることを防止する

ようなものでなければならない。

3.2.3.2.4.9

溝車の間隔どのように配索しても，ケーブルのどの部分も，決して 2 個以上の溝車を通り

越えてはならない。

3.2.3.2.4.10

ケーブル張力ケーブル取付け荷重は，機体のたわみと設計運用温度範囲全域にわたりケー

ブルと機体構造の間の膨張・収縮の差とを含むすべての作動条件の下で，閉ループケーブル装備のコント

ロール側と戻り側に確実なケーブル張力を保証しなければならない。

コントロール側が制限荷重までのどのような荷重に負荷されても戻り側がもつれることなく，しかも，

系統の性能に危険な損失がなければ，コントロール側が正規運用荷重を超えて負荷されたとき，ケーブル

の戻り側の緩みは許可してよい。合理的な取付け荷重でも，確実なケーブル張力を両方の側に維持できな

いときにだけ，ケーブル張力調整器を備えなければならない。

3.2.3.2.4.11

ケーブル張力調整器ケーブル張力調整器は，これを使用するときには常に，所要な張力を

維持しなければならない。外部の張力計その他の機器を使用しないで，正しいケーブル張力を示すため，

内蔵の校正器を設けなければならない。

3.2.3.2.4.12

フェアリード及びラビングストリップフェアリードによって，飛行中の構造たわみによる

状態を含むあらゆる状態においても，ケーブルの折れ角で 3 度を超える角度変化を生じさせてはならない。

フェアリードは，穴の大きさがスエージ端末付きケーブルを通すのに十分でない場合は，容易に取り外せ

るように分割式としなければならない。

3.2.3.2.4.13

与圧シール与圧シールは，ケーブル装備の摩擦要求事項の範囲内で，区画室シーリング要

求事項を満足しなければならない。与圧シールは，操縦系統が引っ掛からないように設計しなければなな

い。

3.2.3.2.5

プッシュプルロッドの装着プッシュプルロッドの装着は，引っ掛かりや結合相手のリンク機

W 0701-1992

構からの分離を防止するように設計し，また，整備点検や組立調整ができなければならない。

3.2.3.2.5.1

プッシュプルロッド組立プッシュプルロッド組立は，調整端の不注意による分離が起こり

得ないように，また，調整端の緩みによってどのように長さが変わっても危険な状態を生じる可能性がな

いように，設計し，装着しなければならない。どのような単一ロッド組立においても，一端だけで調整が

できなければならない。各ロッドの固定端は，装着されたロッド組立の回転を防止するように，結合相手

のリンク機構要素に取り付けなければならない。調整端も，また，回転が防止されるようにクレビス形と

するか又はクレビス形のものと接続しなければならない。

取り付けたリンクの相対運動を許すため一部分を切り取ったロッドのような非対称ロッドを使用すると

きは，ロッド端の端末と結合相手のリンク機構要素は，ロッドの正しくない装着を確実に防止するもので

なければならない。

プッシュプルロッドは，最小肉厚 0.89mm (0.035in) をもち，破損，座屈その他のどのような形式の永久

変形も起こすことなく，引張と圧縮の両方で制限荷重の 1.5 倍の荷重に耐えることができなければならな

い。

すべての継手は，緩みや疲れ破損を防止するように作らなければならない。非与圧空間に装着されるロ

ッド組立内のすべての中空部には，中空部が気密でない限り，浸入した水を排出するのに適切なドレン穴

を設けなければならない。

すべてのプッシュプルロッドの端末には，3.2.7.2.1.1 で規定する転がり軸受又は 3.2.7.2.1.2 で規定する自

動給油球面軸受を備えなければならない。すべての端末ピンは，3.2.8.3.2.2 で規定するとおりに保持しなけ

ればならない。接続するリンク機構において端末の間隔を維持するため，座金その他のスペーサを使用す

るときは，緩んだ状態で使用してはならない。

3.2.3.2.5.2

レバー及びベルクランク AFSC 設計ハンドブック DH 1-6（システム安全性），3J（操縦系統），

設計ノート 3J2（機械式操縦装置，プーリブラケット・ベルクランク）及び設計ノート 3JX（安全性設計

点検表）にある該当要求事項を満足しなければならない。軸受は，レバーやベルクランクの過大なたわみ

荷重を防止するのに必要なときは，適切な自動調心能力をもつものでなければならず，更に，その装着は，

親部品が再使用できるように交換が容易な設計としなければならない。リベットなどの永久結合締結部品

で確実に結合された二つの部分をもち，

二重の荷重経路をもつように設計されたレバーやベルクランクは，

接着剤で接着しなければならない。

3.2.3.2.5.3

プッシュプルロッドの支持引っ掛かりで“極めてまれ”ではない所に，長いプッシュプル

ロッドを使用する場合は，ロッドが破損したとき絡まるのを防止するため，間隔を置いてガイドを装着し

なければならない。

3.2.3.2.5.4

プッシュプルロッドのすきまプッシュプルロッド相互間並びにプッシュプルロッドと航空

機の機器及び構造の間のすきまは，3.2.3.1.2 に規定するとおりでなければならない。ただし，それらのロ

ッドを切り離さないで隣接のライン交換可能機器 (LRU) を取り外すのに十分なすきまでなければならな

い。

3.2.3.2.6

操縦装置用チェーン操縦装置用チェーンを使用する場合，それは，標準の航空機用品質で，

MIL-STD-421

の規定に適合しなければならない。結合リンクは，標準の非硬化コッタピンで保持しなけれ

ばならない。スプリングクリップを使用してはならない。

3.2.3.2.7

プッシュプル式たわみ操縦装置プッシュプル式たわみ操縦装置は，重要でない箇所には操縦

信号を伝達するのに使用してもよいが，

“必す”な及び“特定飛行状態で必す”な所に使用するときは事前

に，発注者から個別の承認を得なければならない。それを使用する場合は，MIL-C-7958 の規定に適合し

W 0701-1992

なければならない。

装着に当たっては，摩擦力を容認できる値以内に保ち，引っ掛かり (jamming) の可能性を最小にするた

め，過大な数の曲がりを避け，また，経路は，人がそれを踏み台や取っ手として使用することによって生

じる破損を防止するものでなければならない。コンジットは，狭い間隔で支持しなければならないが，操

縦装置が軸方向に拘束されるほど，あまり強く支持してはならない。

3.2.3.3

電気信号の伝達すべての“必す”な及び“特定飛行状態で必す”な信号経路には，次の要求事

項を適用する。動力源に関しては別として，このような系統は，どのような他の電気系統に関連する故障

モードからも独立していなければならない。冗長な電気信号経路間の相互接続を排除又は最少にし，しか

も，電気的に隔離しなければならない。

冗長な制御用経路においては配線と構成部品は，物理的に分離し，耐故障性と非ぜい弱性の要求事項を

満足させるため，必要に応じて電気的遮へい物を装着しなければならない。すべての相互接続配線は，前

もって製作された被覆ケーブル組立でなければならない。外側の被覆は，独特の色その他の方法で識別可

能としなければならない。配線装備は，MIL-W-5088 (JIS W 2010) の規定に従わなければならない。

3.2.3.3.1

電気式操縦装置の相互接続個々のチャネルにおいて電気式操縦装置 (EFC) （6.6 参照）の配

線は，冗長性を脅かす可能性を最小にするように，経路をとり，隔離し，更に保護しなければならない。

“極めてまれ”ではない予測し得る危険によるチャネルの喪失は，最大 1 チャネルに制限しなければなら

ない。どのような与えられた位置におけるどのような与えられた危険に対しても，達成し得る分離，隔離

及び保護が適切か否かを，個々の航空機の設計に対して評価しなければならない。解析により，

“極めてま

れ”ではないどのような単一の危険な事象でも EFC の 2 以上のチャネルを喪失させるおそれがあることが

示される場合は，EFC 配線に対して追加の保護を設けなければならない。可能な場合は，この保護を与え

るために，主要構造構成部品を用いなければならない。

飛行中に後流や滑走路の流体，小石などの侵入を受ける脚室その他の区域を通って EFC 配線を配置する

ことを発注者が承認した場合は配線は囲いで保護し，不必要な端末や接続部なしで真っすぐに通り抜けな

ければならない。これらの区域にある機器に端末や接続部が必要な場合は，それらをこのような侵入物に

対して保護しなければならない。この保護は，他の系統や機器について高水準の整備が必要と考えられる

区域にも，実施しなければならない。

3.2.3.3.1.1

ケーブル組立の設計及び製作電気式操縦装置の配線の外側被覆は，電線やコネクタ端末に

応力を生じてはならず，また，

コネクタのグロメットシールを開くような応力を電線に加えてはならない。

ケーブル組立の設計時には，ケーブルの中の回路の要求事項に特別に注意を払い，電磁干渉 (EMI) と電磁

パルス (EMP) の適切な制御方法，例えば，遮へい，ねじりなどを設計に採り入れなければならない。シ

ールド電線を用いる場合は，一点接地が必要な所で，コネクタを通してシールドを行う手段を講じなけれ

ばならない。ケーブル内には各々の信号レベルの回路に対して，各 1 本の信号帰路電線を備えなければな

らない。

すべてのケーブル組立は，温度と湿度を制御し確実な強制換気を行っている所で製作し，特にグロメッ

トシールへの入口で，潜在的な破損誘発物が含まれていないことを保証するため，レイアップ後及び被覆

前に清浄し（すべての電線切りくずなどを取り除く。

）

，検査しなければならない。すべてのケーブル組立

は，特別に訓練され，検定された者が製作し，試験し，検査しなければならない。EFC 配線では，端子盤

を使用してはならない。スプライスは，認定された永久形スプライスでなければならない。

3.2.3.3.1.2

電線の端末すべての電気式操縦装置のケーブルには，クリンプ形電線端末部品（くわ形枝

端子，ラグ又はコネクタ）を用いなければならない。はんだ付け及びポッティング接続を用いてはならな

W 0701-1992

い。電線は，電線に端子を装着した状態で，検査のためクリンプバレルの両端を目視できなければならな

い。絶縁体とバレルの間の目視できる電線の長さは，1.6mm (

in)

を超えてはならない。

3.2.3.3.1.3

検査及び交換電気式操縦装置の配線は，損傷について検査ができ，しかも，必要に応じて

交換できるように装着しなければならない。装着に当たっては，危険な環境区域や極めて接近した系統や

機器に高水準の整備が必要な区域のような重要な区域では，目視検査の手段を講じなければならない。

3.2.3.3.2

多重伝送多重信号伝送回路は，多重バスに対する伝送媒体として，ツイストシールドペアケ

ーブルを使用するディジタル式時分割多重化形のものでなければならない。多重データバス線路とそのイ

ンタフェース電子，多重端子ユニットは，MIL-STD-1553 を満足しなければならない。

3.2.4

信号計算

3.2.4.1

一般要求事項

3.2.4.1.1

過渡電力の影響操縦系統の計算機は，適用する電源系統について規定した限界内の電源の変

動によって，操縦系統の運用状態 I より劣る運用を生じる不利な影響を受けてはならない。電源が中断し

た場合，正規の品質の電源が回復したとき，操縦用計算機の動作や性能を制限する不利な影響を生じては

ならない。

3.2.4.1.2

互換性 3.2.7.1.2 の要求事項を満足させなければならず，更に，公差は，どのような計算機の

構成部品，モジュール又は LRU を同じ部品番号をもつどのような他の部品と交換する際にも，全体の公差

を維持するために，最小限のパラメータの再設定か又は最小限の他の構成部品の再調整しか必要としない

ようなものでなければならない。

3.2.4.1.3

計算機の信号

3.2.4.1.3.1

信号の伝送計算機の構成部品とモジュールの間の信号の伝送は，直接の機械式，油圧式，

空気圧式又は電気式の接続を必要に応じて使用して行わなければならない。光伝送技術その他一般的でな

い伝送経路を使用するには，発注者の個別承認を必要とする。

3.2.4.1.3.2

信号経路の保護冗長計算経路を設けている場合は，3.1.9 の非ぜい弱性要求事項を満足する

のに必要なとき，それらを隔離するか又は分離しなければならない。

3.2.4.2

機械式信号計算

3.2.4.2.1

構成要素の荷重操縦士の入力を受ける機械式計算機の信号伝達構成要素は，3.2.3.2.1 で規定

する荷重に耐える能力をもたなければならない。

3.2.4.2.2

歯車機構機械式計算機の構成部品に用いるすべての歯車機構は，MIL-G-6641 の要求事項を

満足しなければならない。

3.2.4.2.3

油圧構成要素油圧で計算を行う構成要素は，MIL-C-5503，MIL-H-8775 (JIS W 2913)，

MIL-G-8890

又は ARP 1281 のうち該当するものに従って設計しなければならない。MIL-V-27162 は，油

圧で計算を行う構成部品に用い制御弁の設計に対する一般的手引として用いなければならない。

3.2.4.2.4

空気圧構成要素すべての空気圧で計算を行う構成要素は，MIL-P-8564 (JIS W 3102) と AFSC

設計ハンドブック DH 1-6，3G 章（与圧及び空気圧系統）のうち該当するものに従って設計しなければな

らない。

3.2.4.3

電気式信号計算

3.2.4.3.1

アナログ計算計算機の中の冗長電気信号経路は，この規格で規定する耐故障性と非ぜい弱性

の要求事項が要求するとおりに隔離しなければならない。航空機の飛行経路に危険な偏差を生じさせるお

それがある故障に対しては，他にフェールセーフの手段がなければ，計算機は，その指令出力又はサーボ

を急速に無力にする手段をもたなければならない。

W 0701-1992

3.2.4.3.2

ディジタル計算発注者が航空機を領収するとき，最悪の場合の条件として，操縦計算に使用

する全時間数は，操縦用に割り当てた使用可能計算時間の 75%を超えてはならない。主記憶容量及び補助

記憶容量は，航空機の領収時点で各種類の少なくとも 25%が増量用として使用できるような規模のもので

なければならない。計算及びサンプルレイトは，ディジタル計算処理がシステムの応答に容認できない位

相のずれ，丸め誤差，非線形特性及び周波数の重ね合せ又は誤称 (aliasing) を誘発しないことを保証する

水準に設定しなければならない。

3.2.4.3.2.1

記憶装置の保護記憶内容が不注意に変更されないように，記憶装置を保護する手段を備え

なければならない。

記憶装置の保護は，

規定の限度内の電源過渡特性又は 3.2.5.4.1 で規定する電磁干渉が，

プログラム記憶の喪失・記憶装置の奪い合い，誤指令又は継続演算能力の喪失を生じさせないようなもの

でなければならない。過渡特性は，カテゴリ C 利用機器に対して MIL-STD-704 (JIS W 7001) で規定する

とおりでなければならない。

系統の故障で飛行安全性に危険を及ぼす可能性がある場合は，正常，異常及び非常状態の電気系統の動

作レベルを適用しなければならない。飛行安全性に対して危険でない場合は，正常動作レベルを適用しな

ければならない。冗長電源のすべて又は一つだけが動作している場合に，これらの過渡特性要求事項を適

用しなければならない。

3.2.4.3.2.2

プログラムのスケーリングパラメータのスケーリング，語長 (word size) ，入力制限及びあ

ふれ防止によって，系統の使用範囲内における運動要求と突風その他の見せかけのじょう乱とのすべての

可能性のある組合せに対して，正しい処理や連続安全運用を保証しなければならない。

“必す”な又は“特

定飛行状態で必す”な機能にあふれを生じさせるどのような条件も，ハードウェアのあふれの検出並びに

あふれが生じた後データの再入手及び継続安全運用を与えるソフトウエア又はファームウエアによって排

除しなければならない。ディジタル化処理による量子化誤差により，システムの応答が容認できない水準

の非線形特性又は不安定性になるのを防止するために，スケーリングによって満足な解決を得なければな

らない。

3.2.4.3.2.3

ソフトウエア支援プログラムできる計算機に対しては，新プログラムの作成と実証の助け

とするため，ソフトウエア支援パッケージを備えなければならない。この支援パッケージは，それの設計

対象である機上計算システム又は発注者が規定する大規模ディジタル計算機のいずれかで，実行可能であ

るように設計しなければならない。この支援パッケージは，発注者の指定に従って（例えば，受注者デー

タ要求事項表に従って）

，必要なソフトウエアと該当する周辺装置を含めなければならない。

3.2.5

操縦装置用動力

3.2.5.1

動力容量系統と構成部品の故障の組合せ確率と乱気流の累積遭遇確率とを考慮するとき，少な

くとも FCS 運用状態 III の航空機性能を維持する能力を失う確率が“極めてまれ”な値以下となるように，

すべての飛行状態ですべての対応するエンジン回転速度設定値において，十分な電気，油圧及び空気圧の

動力容量を備えていなければならない。機力化された“必す”な及び“特定飛行状態で必す”な手動操縦

系統を作動させるのには，油圧動力を用いなければならない。

3.2.5.2

優先度 “必す”な及び“特定飛行状態で必す”な操縦装置には，同時に作動を要求している重

要でない操縦装置その他の作動中の機能よりも優先度を与えなければならない。しかし，一つ以上の“必

す”な又は“特定飛行状態で必す”な作動系統がその性能要求を満足するのを妨げるおそれがあるような

他の機能の同時作動要求の可能性がないときは，油圧プライオリティ弁のような特別の優先手段を必要と

しない。

優先操縦装置は，それを装備した場合，状態が指示するときの要求に応じて機能を果たすように，正規

W 0701-1992

の航空機の運用の下で休止している間の劣化，食付き又は故障に対して高い抵抗力をもたなければならな

い。このような操縦装置の故障によって，飛行安全性が危険にさらされる可能性があるときは，その運用

可能性を速やかに判定するための地上点検方法を準備し，手順を規定しなければならない。

3.2.5.3

油圧動力サブシステム通常操縦装置に使用するすべての油圧動力発生及び分配サブシステム

は，MIL-H-5440 (JIS W 2194) と MIL-H-8891 の該当する箇条に従って設計しなければならない。操縦系

統は，このような油圧動力を供給されたとき，この規格に従って作動しなければならない。AFSC 設計ハ

ンドブック DH 1-6（システム安全性）

，3F 章（油圧系統）の該当要求事項もまた満足させなければならな

い。

3.2.5.4

電力サブシステム操縦系統に使用するすべての発電及び配電サブシステムは，MIL-STD-704

(JIS W 7001)

に従って電力を供給しなければならない。操縦系統は，MIL-STD-704 (JIS W 7001) に従って

電力を供給するとき，この規格に従って作動しなければならない。次の AFSC 設計ハンドブックの該当要

求事項を満足させなければならない。

(a)

DH 1-4

電磁適合性

(b)

DH 1-6

システム安全性

(c)

DH 2-1

機体

(d)

DH 2-2

乗員席及び乗客設備

“必す”な又は“特定飛行状態で必す”な操縦装置に電力を供給する電気系統は，

“極めてまれ”とは考

えられないどのような機能不良が起こった後でも，操縦系統の要求事項を満足する適切な品質の中断しな

い隔離された冗長電力を保証しなければならない。このような電気系統は，基本となる電源を除き，どの

ような他の電気系統と関連する故障モードとは独立していなければならない。

“必す”な及び“特定飛行状

態で必す”な操縦系統には，電源の中断が FCS 運用状態 III より劣る運用を生じる可能性がある場合，自

動的に代替電源を供給しなければならない。

エンジン駆動発電機から供給されるすべての電力が喪失した場合に，少なくとも FCS 運用状態 III の性

能を継続的に維持するのに十分なすべての“必す”な又は“特定飛行状態で必す”な操縦信号伝達経路に

対しては，保護された代替電源を設けなければならない。

交流と直流両方の電源入力を用いる操縦系統は，

どちらかの種類の電力を喪失したとき両方の電源入力を遮断するため，通常，インタロックを組み込まな

ければならない。しかし，どちらかの電源の喪失が両方の喪失に等しいとみなし得るとき，又は FCS 運用

状態 III 以上の状態がどちらかの電源で維持されるときは，インタロックを必要としない。

3.2.5.4.1

電磁干渉限界操縦系統は，MIL-E-6051 (JIS W 7005) と MIL-STD-461 の環境の限界内で運用

しなければならない。通常の運用中に系統や構成部品によって生じる電磁干渉は，MIL-E-6051 (JIS W

7005)

と MIL-STD-461 のそれぞれの限界内になければならない。操縦系統の運用に有害なおそれのある伝

導電磁干渉源に加えて，操縦系統を含めてすべての機上系統及び機器のこれらの限界を超えるおそれのあ

る故障モードを明確にしなければならない。更に，これらの故障モードによって発生する電磁干渉の大き

さを推定し，電気式操縦系統の安全性を評価するため提供しなければならない。

3.2.5.4.2

過負荷の保護航空機の受注者は，系統又は構成部品への主電力配線の過負荷保護の手段を講

じなければならない。系統又は構成部品の仕様書の装備要求事項には，始動電流値対時間，該当するとき

はサージ電流値，正常動作電流値及び推奨する保護方法を規定しなければならない。系統又は構成部品の

中に，必要に応じて追加の保護を設けなければならない。このような回路保護は，この保護装置を開いた

とき航空機の危険な運動を生じる信号回路その他の回路に設けてはならない。

3.2.5.4.3

位相分離及び極性反転の保護飛行安全性に影響する系統では，キーイング，物理的拘束その

W 0701-1992

他の確実な方法によって，実用的な範囲で位相の反転と極性の反転を防止しなければならない。

3.2.5.5

空気圧動力サブシステム重要でない操縦機能に対して，また，油圧ポンプや発電機の駆動に対

してラムエア，エンジン抽気，蓄積ガス，機械的に圧縮された空気又は発生ガスを使用する空気圧動力を

用いてもよい。FCS 機能に使用する高庄空気圧系統は，MIL-P-5518，AFSG 設計ハンドブック DH 1-6（シ

ステム安全性）

，3G 章（与圧及び空気圧系統）の該当する要求事項及びこの規格の 3.2.5.1 の下での該当す

る要求事項に適合しなければならない。FCS 機能に用いるエンジン抽気系統は，MIL-E-38453 (JIS W 2017)

の規定に適合しなければならない。

3.2.6

作動 (actuation)

3.2.6.1

負荷能力

3.2.6.1.1

操縦士の荷重を受ける要素の負荷能力操縦士（単数又は複数）が発生する荷重を受ける作動

系統の構成要素は，制限荷重として採用した MIL-A8865 (JIS W 0610) 3.7

操縦系統の荷重で規定する操縦

士入力限界に基づく荷重に耐えることができなければならない。ただし，機力作動系統による荷重か又は

空気力から生じる荷重のようなより大きい負荷の可能性がある場合は，この限りではない。操縦信号ブー

ストアクチュエータ出力は，スプリングカートリッジ（複数）によって制限された荷重であってもよい。

3.2.6.1.2

出力アクチュエータによって駆動される構成要素の負荷能力アクチュエータのすべての部品

を含め，機力作動系統が発生する荷重を受ける構成要素は，底つきによる荷重又は圧力リリーフ弁その他

の荷重制限装置で制御される最大吹き戻し (blowback) 荷重のいずれか大きい方の荷重を含め，制限荷重

とした作動系統の最大出力に耐える能力をもっていなければならない。耐終極荷重能力は，耐制限荷重能

力の 1.5 倍でなければならない。複式荷重経路設計では，各経路が 3.1.11.1.2 で規定する荷重に，破損しな

いで耐える能力をもっていなければならない。

3.2.6.2

機械力伝達駆動操縦ケーブルによる駆動に対しては，3.2.3.2.4 とその細目箇条で規定する要求

事項を適用する。プッシュプルロッドによる駆動に対しては，3.2.3.2.5 とその細目箇条に規定する要求事

項を適用する。

3.2.6.2.1

力伝達パワスクリュー回転入力と線形出力の運動をもつパワスクリューは，翼フラップやト

リム可能な安定板などの比較的低使用率の操縦だ面を作動させるのに使用してもよいが，高使用率の所に

使用する場合は，事前に発注者から個別承認を得なければならない。ナットの行程を制限するため，スク

リューの両端に引っ掛かりを生じない機械式ストッパを設けなければならない。更に，それらは，起こり

そうな衝撃荷重を含むすべての起こり得る荷重に，破損することなく耐えるように設計しなければならな

い。砂，ダスト（細粒砂）その他の汚染要因物の侵入を最少にし，その潤滑剤を保持し，更に，水の浸入

や滞留を防止するために，ナットに対策を施さなければならない。しかし，スクリューがこのような汚染

から保護されるか又は汚染による摩耗や引っ掛かり（固着）に固有の抵抗力をもつように装着されている

ときは，確実なシーリングを必要としない。

3.2.6.2.1.1

ねじ式パワスクリュー標準基準山形だけを使用し，ねじの谷底は，応力割れを防止するの

に必要な場合，丸みを付けなければならない。潤滑方法は，効率，摩耗及び加熱を容認できる値に制御す

るのに適切なものでなければならない。使用中に潤滑を必要とする場合は，3.2.7.2.5 による潤滑用管継手

を設けなければならない。不可逆性を維持するため，設計上，固有の摩擦に依存しているときは，この特

性は，定常荷重並びにユニットの全運用寿命にわたり操縦だ面のバフェッティング又はバズ，温度及び環

境振動によって遭遇することがある逆荷重又は変動荷重の両方の全荷重範囲を含み，予想されるあらゆる

運用状態，の下で適切でなければならない。

3.2.6.2.1.2

ボールねじ個々のボール荷重を許容非圧壊限界 (allowable nonbrinelling limits) 内に保つた

W 0701-1992

め，適切な数のボールとボールサーキットを備えていなければならない。

“必す”な及び“特定飛行状態で

必す”

な箇所に用いるユニットにおいては，

少なくとも 2 個の分離した独立のボールサーキットと 3.1.11.1.2

による負荷能力をもつ第二の荷重経路を備えていなければならない。

3.2.6.3

機械式トルク伝達駆動 “必す”な及び“特定飛行状態で必す”な所にこのような手段を用いる

前に，発注者から個別の承認を得なければならない。バックラッシの累積で，系統が航空機の運用寿命を

通して，その所要の機能を果たすのを妨げられてはならない。

3.2.6.3.1

トルクチューブ系統整備員用の支持具などに誤用のおそれのあるトルクチューブは，このよ

うな誤用から保護するか又はその装備に対する破損を防止するため適切な剛性をもたせなければならない。

連結されたチューブにおいて各トルクチューブは，そのトルクチューブのいずれの端においても，支持具，

構成部品その他の関連する系統の構成要素を乱すことなく，航空機内で取外しと再装着ができなければな

らない。

破損したトルクチューブが当たって配線，配管その他の機器を損傷するのを防止するために，トルクチ

ューブを守って収納できる防護装置を適切な場所に装着しなければならない。トルクチューブ系統の定格

作動速度は，危険速度の 75%以下としなければならない。

3.2.6.3.1.1

トルクチューブトルクチューブは，最小 0.89mm (0.035in) の肉厚をもち，しかも，継ぎ目

なしでなければならない。ただし，鋼管で電気抵抗法でシーム溶接したものは，使用してもよい。

3.2.6.3.1.2

ユニバーサルジョイントユニバーサルジョイントは，AFSC 設計ハンドブック DH 1-2（一

般設計要素）

，4C 章（ユニバーサルジョイント）に規定する MIL-J-6193 又は MIL-U-3963 に従い，しか

も，その中で規定するか又は製造業者が個別の構成部品について推奨するものより大きい角度で使用して

はならない。

3.2.6.3.1.3

滑り継手すべての予想される作動状態の下で又は製造と装着の公差の不利な積上げによっ

て，外れないことを保証するため，適切な噛み合わせ量を与えなければならない。

3.2.6.3.2

歯車駆動装置に用いるすべての歯車箱は，MIL-G-6641 で規定する要求事項を満足しなけれ

ばならない。

3.2.6.3.3

たわみ軸たわみ軸は，最小曲げ半径，定格回転速度及び定格トルクを超えず，また，極限温

度その他の運用上の変動及び環境によって食付きを生じないときには，使用してもよい。たわみ軸は，で

きるだけ曲げ箇所を少なくして装着し，

しかも，

近接した間隔で支持構造に確実に留めなければならない。

3.2.6.3.4

ヘリカルスプラインインボリュートヘリカルスプラインは，ASA 標準歯形 No.1∼5 だけを使

用しなければならない。ボールスプラインは，ボールねじに対して 3.2.6.2.1.2 に規定する要求事項を満足

しなければならない。

3.2.6.3.5

回転機械式アクチュエータ回転機械式アクチュエータは，両端でトルクチューブに取り付け

る通し軸に接続してトルク分配系統の一部として使用されるが，前方（系統のどこかで引っ掛かりが起こ

ったことによる）又は逆駆動方向（行き過ぎ荷重による）の両方で，全系統のトルクに反応することがで

きなければならない。ただし，このような荷重を防止するトルクの制限装置や，ノーバックブレーキ

(no-back brake)

その他の装置を備えている場合は，この限りではない。

3.2.6.3.6

トルク制限装置隣接する構造に対して滑るか又はロックするように設計されたトルク制限装

置を使用する場合は，過荷重や引っ掛かり (jamming) がある場合に，操縦だ面制限荷重を超える駆動荷重

がこの制限装置を通って伝達されるのを防止するため，伝達系統中に適正に配置しなければならない。こ

の制限装置（複数の場合も含めて）の作動頻度と伝達系統のばね常数は，突然の作動によってどのような

部材に生じる応力もその降伏強度を超えないように，適切なものでなければならない。

W 0701-1992

3.2.6.3.7

ノーバックブレーキノーバックブレーキは，作動機構の出力側に加えられた逆駆動（又は

フィードバック）力が，入力軸を回転させ得るトルクに転換されないようにしなければならない。熱放散

形のノーバックブレーキにおいては，温度限界を超えないように，ブレーキが発生した熱を分散するため

の手段を講じなければならない。

3.2.6.4

油圧駆動油圧駆動の構成部品は，MIL-H-8775 (JIS W 2913) 又は MIL-H-8890 と個別の構成部

品仕様書のうちの該当するものに従って設計しなければならない。流体のつまり又は過大な摩擦荷重若し

くは減衰を防止するため，油圧バイパス装置が必要なときは，系統圧力が作動のための最小容認値より低

下するか又はこの値に戻ったとき，バイパスとリセットが自動的に行われなければならない。油圧故障に

続いて手動制御を行うように設計された作動系統では，点検のため油圧系統のバイパスができるように，

また，非常手動系統で操縦士の訓練ができるように，手段を講じなければならない。

3.2.6.4.1

油圧サーボアクチュエータ油圧サーボアクチュエータは，ARP 1281 に従って設計しなければ

ならない。電気油圧式サーボ弁は，MIL-V-27162 に従って設計しなければならない。アクチュエータ位置

の機械式フィードバックをもつ電気入力式油圧サーボ弁を用いるときは，ARP 988 の該当要求事項を満足

させなければならない。

3.2.6.4.2

モータポンプ・サーボアクチュエータ (MPS) パッケージこれは，油圧ポンプ駆動用電動機，

作動油リザーバ，サーボアクチュエータ及び必要な附属品を単一の自己内蔵形 LRU に組み込んで一体化し

た統合サーボアクチュエータパッケージをいう。この統合されたパッケージ内の個々の構成部品は，対応

する構成部品仕様書の該当要求事項に従って設計しなければならない。

“必す”な又は“特定飛行状態で必

す”なものとしての適用には，発注者からの個別承認を必要とする。

3.2.6.4.3

作動筒同じ LRU の中の制御弁とフィードバック装置とのない作動筒は，MIL-C-5503 に従っ

て設計しなければならない。ただし，寿命サイクルの要求事項は個別の使用条件を反映するように修正し

なければならない（3.1.12 参照）

。

3.2.6.4.4

多重連結油圧サーボアクチュエータの力の同期化 “必す”な及び“特定飛行状態で必す”な

操縦アクチュエータの装備で，多数の連結したサーボアクチュエータを用いるときは，これらのアクチュ

エータは，規定の性能を保証し，更に，アクチュエータの間の構造に 3.1.11.3 で規定する耐久性を保証す

るのに必要な場合は，不当に構造重量を増すことなく同期させなければならない。

3.2.6.4.5

油圧モータ油圧モータは，翼フラップのような比較的使用率が低く，“非致命的”操縦だ面を

駆動するのに使用してもよいが，高使用率であるが重要でない所又はどのような“必す”な若しくは“特

定飛行状態で必ず”な所ででも使用するときは，事前に発注者から個別の承認を得なければならない。油

圧モータは，MIL-M-7997 に従って設計しなければならない。

3.2.6.5

電気機械式駆動トリムや自動操縦系統などの比較的使用率の低い，重要でない操縦機能を駆動

するのに，電力を使用してもよいが，

“必す”な及び“特定飛行状態で必す”な所に使用するときは，事前

に，発注者から個別の承認を得なければならない。電気機械式駆動の構成部品は，MIL-E-7080 と個別の

構成部品仕様書のうち該当するものに従って設計しなければならない。性能要求事項は，用途に対して適

切なものでなければならない。

3.2.6.6

空気圧駆動空気圧動力は，翼フラップのような比較的使用率が低く，重要でない操縦だ面を駆

動するのに使用してもよいが，

“必す”な及び“特定飛行状態で必す”な所に使用するときは，事前に，発

注者から個別の承認を得なければならない。

3.2.6.6.1

高圧空気圧駆動高圧空気圧駆動の構成部品は，MIL-P-8564 (JIS W 3102) に従って設計しなけ

ればならない。

W 0701-1992

3.2.6.6.2

空気圧駆動タービン空気圧駆動タービンは，操縦系統のために使用するときは，MIL-D-7602

に従って設計しなければならない。

3.2.6.7

駆動装置，支持構造及び操縦だ面の間のインタフェース

3.2.6.7.1

操縦だ面ストッパ各操縦だ面に，その運動範囲を確実に制限するため，だ（舵）面ストッパ

を設けなければならない。摩耗，緩み又はテークアップ調整が，だ面の行程範囲を変化させるため，飛行

機の操縦特性に不利な影響を及ぼさないように，ストッパを設置しなければならない。各ストッパは，操

縦系統の設計条件に対応するどのような荷重にも耐えることができなければならない。

機力操縦アクチュエータを操縦だ面に直接取り付ける場合は，ストッパは，アクチュエータの中に設け

なければならない。このようなアクチュエータは，最大衝撃荷重に対してだけでなく，また，飛行中に予

測される荷重サイクルと地上点検中や地上走行中の底つきとによる累積疲れ損傷に対しても設計しなけれ

ばならない。

制御弁指令入力ストッパを設ける場合は，アクチュエータは，最大衝撃停止荷重に対して設計しなけれ

ばならず，底つきによる疲れ損傷に対して設計してはならない。ただし，入力ストッパとフィードバック

装置の作用とによって通常発生する底つき荷重に対してはこの限りではない。

3.2.6.7.1.1

調整可能なストッパすべての調整可能なストッパは，調整した位置に，確実に固定するか

又は安全線をかけなければならない。低ナット（普通ナット又は戻り止めナット）は，ここでは緩み止め

として適切とはみなされない。

3.2.6.7.2

操縦だ面の地上突風保護すべての操縦だ面は，MIL-A-8865 (JIS W 0610) に規定する地上風

荷重からの損傷を防止する手段を講じなければならない。しかし，装着している操縦アクチュエータの減

衰特性が突風から保護する役を果たしていれば，別の手段を講じる必要はない。

3.2.6.7.2.1

操縦だ面の固定操縦だ面固定装置を使用する場合は，この固定装置は，飛行機の内部にな

ければならない。ヘリコプタのロータに対しては，外部固定装置を使用してもよい。この固定装置は，だ

面に直接にかけるか又は操縦装置をできるだけ各だ面の近くで固定し，更に，固定解除位置の方にばねで

負荷しなければならない。操縦だ面固定装置は，操縦装置を固定したまま，離陸を試みることを防止する

ように設計しなければならない。

3.2.6.7.2.2

操縦だ面固定装置の飛行中のエンゲージ防止操縦だ面地上突風固定装置とその操作装置は，

飛行中にエンゲージしないように設計しなければならない。

3.2.6.7.3

操縦だ面のフラッタ及びバズの防止動的に釣り合っていないだ（舵）面を制御するすべての

操縦だ面駆動系統は，実質的に不可逆であるか又はすべての作動モードに対してフラッタ，バズその他の

相対的な動的不安定を防止するために十分な減衰を備え，しかも，MIL-A-8870 の要求事項を満足しなけ

ればならない。

有効な剛性，減衰又は固有振動数を人工的に増加するために設計された能動的な機力補償方法又は機構

はどのようなものでも，発注者の事前承認なしに使用してはならない。

3.2.7

構成部品の設計

3.2.7.1

共通要求事項

3.2.7.1.1

標準化実施できる場合は，ある航空機の型式（複数）に使用することを承認された受注者設

計機器は，装着と要求事項が類似のときは，その後の型式の航空機にも使用しなければならない。公差は，

どのような LRU でも同じ部品番号をもつあらゆる他の部品と交換しても，

全体の公差と性能を維持するた

めに，パラメータの再設定や他の構成部品の再調整を必要としないようなものでなければならない。

3.2.7.1.2

互換性同じ組立品，部分組立品及び交換可能部品は，製造業者であるか供給者であるかにか

W 0701-1992

かわらず，MIL-I-8500 の要求事項を満足しなければならない。機能的に互換性のない品目は，物理的に互

換性があってはならない。ただし，発注者が個別に承認した場合は，この限りではない。

3.2.7.1.3

仕様書及び規格の選定この規格で規定されていないが必要な物品と役務に関する仕様書や規

格は，MIL-STD-143 に従って選定しなければならない。

3.2.7.1.4

製品の識別表示操縦系統の機器，構成部品，組立品及び部品には，MIL-STD-130 に従って識

別を表示しなければならない。

3.2.7.1.5

検査封印すべての重要な場所には，組立検査済みであること及び認可を得ていない分解がさ

れていないことを示すために，耐食性金属封印を施さなければならない。

3.2.7.1.6

水分のたまり部すべての構成部品は，水，凝縮した湿気その他の液体が流れ出したり集まっ

たりする可能性があるポケット，穴，へこみ及びそれに類似したものを生じるようなハウジングの設計を

避けなければならない。このような設計が避け得ないときは，排水手段を設けなければならない。

3.2.7.2

機械構成部品この規格のほかの箇条で規定する設計要求事項によって規定されない機械構成

部品は，MIL-STD-143 に規定する優先順位の公共規格，AFSC 設計ハンドブック DH 2-1，DN 3B1（機械

式操縦装置）及び DH 1-2（一般設計要素）

，並びに次の細目箇条で述べる適用要求事項に従って設計しな

ければならない。

3.2.7.2.1

軸受操縦系統の軸受は，AFSC 設計ハンドブック DH 2-1，6 章（機体の軸受）と次の細目箇

条に従って選定しなければならない。

3.2.7.2.1.1

転がり軸受次の箇条（複数）で指示するもの以外は，操縦系統のすべてについて MIL-B-6038，

MIL-B-6039

及び MIL-B-7949 による承認された形式の玉軸受を使用しなければならない。軸受の装着は，

ころや玉が破損しても操縦装置が完全にばらばらにならないように配置しなければならない。軸受の軸方

向に操縦力が直接加わることを避け得ない場合は，フェールセイフ性をもたせなければならない。

3.2.7.2.1.2

球面軸受空間その他の設計上の制約から転がり軸受を使用できない場合は，MIL-B-81820

による球面タイプの自動潤滑平軸受又は潤滑に対し適切で接近できる手段を備えた MIL-B-8976 による球

面軸受又は特別なタイプの全金属軸受を使用してもよい。

3.2.7.2.1.3

焼結含油軸受焼結含油形又は油含浸形軸受は，低速で運動したり揺動したりする操縦系統

の部分に使用してはならない。認定された電動機やアクチュエータのように高速回転運動にこれを使用す

ることは許される。軸受は，MIL-B-5687 の規定に適合しなければならない。

3.2.7.2.2

操縦装置及び握り乗員操縦装置は，AFSC 設計ハンドブック DH 2-2 の要求事項に従って成形

し，配置しなければならない。操縦装置の握りは，AFSC 設計ハンドブック DH 2-2 と MIL-K-25049 の要

求事項に従って設計し，間隔を取らなければならない。

3.2.7.2.3

ダンパ各ダンパは，個別仕様書で完全に規定しなければならない。操縦かんダンパは，故障

や機能不良の場合，操縦士がそれを力で制圧できるように設計しなければならない。操縦だ面のダンパに

対する減衰要求事項は，予想されるフラッタ周波数に基づかなければならないが，耐久性要求事項は，だ

面操縦アクチュエータについて設定したものと同じ判定基準に基づかなければならない。

油圧ダンパの詳細設計は，MIL-C-5503 の該当要求事項に適合しなければならない。すべての継手，接

続部及び軸受は，容認できない遊びを生じる可能性がある程度の摩耗を防止するように設計しなければな

らない。

3.2.7.2.4

構造結合金具操縦系統に使用するすべての構造結合金具は，AFSC 設計ハンドブック DH 1-2，

設計ノート DN 4B1（設計要求事項）に規定する設計要求事項と該当する場合は，設計ノート DN 4B2（鍛

造品及び鋳造品）に規定する設計考慮事項に適合しなければならない。

W 0701-1992

3.2.7.2.5

潤滑 MIL-STD-838 に従って潤滑を行うため，適用できる場合は，MIL-F-3541，MS 15002-1

及び-2 又は NAS 516 による潤滑継手を装着しなければならない。NAS 516 の継手は，応力を受けていない

部分だけに限定する。

3.2.7.3

電気及び電子構成部品この規格のほかの箇条で規定する設計要求事項によって規定されない

電気・電子構成部品は，MIL-E-5400，MIL-E-7080 (JIS W 2011)，MIL-STD-454，MIL-STD-461，MIL-W-5088

(JIS W 2010)

，MIL-M-7969，MIL-M-8609 及び次の細目箇条に従って設計しなければならない。

3.2.7.3.1

絶縁耐力絶縁された回路の間及び回路とケースの間に，1 200V，60Hz の絶縁試験電圧を 1 分

間加えたとき，漏れ電流は，10mA を超えてはならず，また，絶縁が破壊されてはならない。絶縁された

回路とケース又はコネクタセルの間に，500V 直流電圧を 10 秒間加えたとき，抵抗は，少なくとも 50M

Ω

でなければならない。構成部品やコネクタがより低い設計電圧限界をもっているときは，構成部品の仕様

書で規定する適正なより低い電圧で試験を実施しなければならない。

3.2.7.3.2

マイクロエレクトロニクスマイクロエレクトロニクスデバイスを使用するときは，これは，

MIL-M-38510

の規定に適合しなければならない。

3.2.7.3.3

バーンインすべての電子 LRU には，組立て前か，それがより有意義であるときは組立て後で

装着前に，少なくとも 50 時間のバーンイン動作及び試験を課さなければならない。

バーンイン後の性能は，

規定の公差内になければならない。

3.2.7.3.4

スイッチトグルスイッチ以外の特別な電気式又は機械式のスイッチの設計は，発注者の承認

を受けなければならない。

3.2.7.3.5

電気及び電子機器の熱設計実現できるときは，構成部品は，それを許容動作温度限界内に維

持するため，周囲に熱を放散する簡単な伝導，放射及び自由対流の冷却を行うのに適切な熱放散効率をも

つ設計としなければならない。

規定の状態での動作が，

構成部品の性能を損なう結果を生じてはならない。

3.2.7.3.6

ポテンショメータポテンショメータは，発注者の個別承認なしに，検出器出力装置やフィー

ドバック出力装置などの動的な運動をするものに使用してはならない。

3.2.8

構成部品の製造材料，工程及び組立の選択と扱い方は，次の要求事項の代わりに，発注者の承認

を受けて受注者の確立した技法に従ってもよい。

3.2.8.1

材料使用している材料について公共規格があるときは，材料は，これらの規格の規定に適合さ

せなければならない。規格にない材料が規格の材料よりその目的に適切であることが示されれば，これを

用いてもよい。これらの材料は，その意図する目的に使用されたとき，人員の健康に悪影響を与えてはな

らない。この要求事項は，すべての起こり得る故障モードについて，更に，所要の環境において満足させ

なければならない。

3.2.8.1.1

金属操縦系統の構成部品に使用する金属は，AFSC 設計ハンドブック DH 1-2，設計ノート DN

7A1

（金属）に規定する判定基準及び要求事項に従って選定しなければならない。

3.2.8.1.2

非金属材料非金属材料は，AFSC 設計ハンドブック DH 1-2，設計ノート DN 7A2（非金属）

に規定する要求事項に適合しなければならない。

3.2.8.1.3

電線及びケーブル 7 本までの導線を含む電線ケーブルは，MIL-C-27500 に従った構成としな

ければならない。機体電線束は，発注者がその構成を承認したときは，受注者が開発した技法に従った構

成としてもよい。

3.2.8.2

工程

3.2.8.2.1

製造工程操縦系統構成部品の製作に用いる熱処理，接着，溶接，ろう付け，はんだ付け，め

っき，穴あけ，高張力鋼の研削，材料検査，鋳造，鍛造，サンドイッチ組立及び応力腐食要因については，

W 0701-1992

AFSC

設計ハンドブック DH 1-2，設計ノート DN 7B1（構造）に規定する要求事項に適合しなければなら

ない。

3.2.8.2.2

腐食防止すべての操縦系統構成部品は，運用環境における腐食に固有の耐食性をもつものを

除き，AFSC 設計ハンドブック DH 1-2，設計ノート DN 7B2（腐食）に従って仕上げなければならない。

3.2.8.2.3

電気及び電子構成部品の製造電気・電子構成部品の製造に関しては，AFSC 設計ハンドブッ

ク DH 1-6，設計ノート DN 3H1（電気・電子安全性設計考慮事項）の該当要求事項を満足しなければなら

ない。

3.2.8.3

組立

3.2.8.3.1

機械式結合個々の部品は，取外し可能の締結部品で，又はリベット打ち結合若しくはねじに

よる結合によって，又は永久結合に対する認定された方法によって，機械的に結合してもよい。

3.2.8.3.1.1

取外し可能の締結部品を用いる結合すべての取外し可能の締結部品は，AFSC 設計ハンドブ

ック DH 1-2，設計ノート 4A1（一般要求事項）

，4A3（ボルト，ナット及び座金）

，4A4（ねじ）

，4A5（ピ

ン）及び 4A6（他の締結部品）に規定する該当要求事項に従って選定し，使用しなければならない。ただ

し，次の事項は除外する。

(a)

直径が 6.35mm (

in)

未満のボルトは，1 本のボルトで締結した結合部，又は構成部品が正しく機能を

果たすのに“必す”な結合部を作るために使用してはならない。

(b)

それぞれの取外しできるボルト，ねじ，ナット，ピンその他の取外しできる締結部品で，それを喪失

すれば運用が FCS 運用状態 III より低下するときは，2 個の別々の固定装置や保持装置を備えなけれ

ばならない。どちらもそれ自体で締結部品の喪失を防止でき，また，他の固定装置や保持装置が紛失

したり，破損したり又は機能不良の状態でも，その正しい装着状態に締結部品を保持しなければなら

ない。抜止めボルトを使用する場合は，その選定と装着は，MS 33602 の限界内にあり，しかも，どの

ような指定された系統でも，一つの形式のものだけを使用しなければならない。

(c)

運用中に回転力を受けるどのようなボルトにも，戻止めナットを使用してはならない。ただし，戻止

め装置に加えて摩擦によらない固定装置を用いる場合を除く。

(d)

航空機で取外しを必要としない締結箇所に，AFSC 設計ハンドブック DH 1-2，設計ノート 4A5（カラ

ーをスエージする頭付き平行ピン及びカラー）に記載されているロックボルトを使用してもよい。

3.2.8.3.1.2

リベットによる結合すべてのリベット継手に用いるリベットは，AFSC 設計ハンドブック

DH 1-2

，設計ノート 4A2（リベット）に規定する要求事項に従って選定し，使用しなければならない。

3.2.8.3.1.3

ねじ継手すべてのねじ継手には，使用前後の継手の組立や分解のために，適切なスパナ掛

けと保持の手段を備えていなければならない。めねじと転造おねじは，MIL-S-8879 のねじ形状要求事項に

従わなければならない。管用ねじは，使用してはならない。

3.2.8.3.2

継手の保持すべての隣接部品は，内部又は外部の荷重や振動を受けたとき，緩まないように

しっかりと固定しなければならない。

3.2.8.3.2.1

ねじ継手の保持重要な荷重を伝えるすべてのねじ継手は，ねじが緩む方向の荷重が生じな

いように，組み立てた位置で確実に固定しなければならない。低止めナット (jam locknut) だけの使用は，

ロックワイヤその他の方法で拘束しない限り，確実な固定方法ではない。

3.2.8.3.2.2

取外しできる締結部品の保持隣接部品を取り付けても動きを制限されないときは，すべて

の取外しできる締結部品は，

所定位置に確実に固定しなければならない。

おねじ付きの戻止め締結部品は，

MS 15981

に規定する限界内を除いては，使用してはならない。また，戻止めナットは，MS 33588 で規定

する限界内を除いて，使用してはならない。すべての他の種類のものは，確実なロックの方法を採り入れ

W 0701-1992

るか，又は温度や強度が許す場合には MS 24665 に従ってコッタピンで戻止めを行うか若しくは安全線を

かけなければならない。コッタピンと安全線は，MS 33540 に従って装着しなければならない。

3.2.8.3.2.3

リテーナリングの使用リテーナリングは，リングが内部圧力又は外部荷重から独立した方

法で確実に取り付けられない限り，荷重を受ける部品を保持するために使用してはならない。リテーナリ

ングは，保持される部品の構造破壊作用若しくは疲れ破損又はガスケット若しくはパッキンの破損を生じ

る可能性のある遊びを許してはならない。リテーナリングは，使用する場合，標準工具を用いて装着し，

取外しできる市販で入手できる種類のものでなければならない。

3.2.8.3.3

電子構成部品の組立

3.2.8.3.3.1

電気及び電子部品の取付け電子部品は，生産と整備が容易にできるように取り付けなけれ

ばならない。可能なときには，抵抗，コンデンサなどの部品は，一様で規則正しい列形の配置で取り付け

なければならない。これらの部品は，そのリード線が他のリード線や接続部と交差しないように，ベース

上に取り付けなければならない。重い電子部品及び組立品は，振動や衝撃を受けたときの不利な影響を最

小にするように，確実に取り付けなければならない。

3.2.8.3.3.2

仕上げ面上のシールド及びボンディング電流の経路としての役目をすることが必要なすべ

ての面の実際の接触部分から，

また，

電気的シールド又はボンディングを連続させるのに必要な部分から，

非導電性酸化物その他の非導電性仕上げ皮膜を取り除かなければならない。すべての接合面は，継手，シ

ーム及び接合面での無線周波インピーダンスを最小にするように，清浄にし，更に，必要に応じて注意深

く合わせなければならない。このような継手やスポット処理部分 (spots) で組み立てた後に残る露出部分

は，最小に保たなければならない。

3.2.8.3.3.3

冗長回路の隔離冗長回路は，その回路の一部分の故障がどのような他の回路にも影響しな

いように，相互に隔離しなければならない。

3.2.8.3.3.4

電気コネクタの装着電気コネクタの個数は，冗長回路を離すために必要な限界内で，最少

にしなければならない。コネクタは，適用する温度差，振動及び衝撃を受けたとき，誤った警報表示や間

欠動作をしないように取り付けなければならない。コネクタを機器の特定の部分に誤って接続することが

できないように，コネクタの極性を明確にしなければならない。

3.2.8.3.3.5

電気組立品の清浄化すべての電気組立品は，組立後，置き忘れたり，散らばったり又は余

分となったりしたはんだ，金属くずその他の異物を完全に清掃しなければならない。ばり，鋭い角及び樹

脂のばりを取り除かなければならない。

3.2.9

構成部品の装着

3.2.9.1

基本要求事項操縦系統構成部品は，AFSC 設計ハンドブック DH 1-6，3J 章（操縦系統）［設計

ノート 3JX（安全設計点検表）を含む。

］に規定する該当要求事項に適合し，更に，この規格で規定すると

おりに装着しなければならない。

3.2.9.2

構成部品の配置系統構成部品と伝達装置構成要素が不当な危険にさらされない範囲内に限っ

て，系統構成部品は，設計ノート 3J1（経路及び分離）に従って，操縦系統の信号及び動力伝達装置構成

要素（ケーブル，ロッド，管路，電線など）が直接の経路を取るように配置しなければならない。

3.2.9.3

燃料系統区域における装着燃料系統区域内のすべての構成部品の装着に当たっては，通常の運

用中にも起こり得る異常状態や故障状態中にも，電気火花が発生しないようにしなければならない。

3.2.9.4

電気及び電子構成部品の装着 AFSC 設計ハンドブック DH 1-6，3J 章に規定する要求事項に加

えて，設計ノート DN 3H1（電気・電子安全性設計考慮事項）と DN 3H2（装備安全性対象物）の該当要求

事項を満足させなければならない。

W 0701-1992

3.2.9.5

電気及び電子機器の冷却冷却力を増強する必要があるときは，操縦系統の電気及び電子機器の

冷却装備は，

他の電気及び電子機器の冷却設備と統合しなければならない。

AFSC

設計ハンドブック DH 1-6，

DN 3H1

（温度）に規定する要求事項を満足させなければならない。

3.3

回転翼航空機の性能及び設計* 回転翼航空機は，この規格のすべての要求事項を満足しなければな

らない。ただし，他の種類の航空機に適用することを個別に示した箇条（例えば，3.2.1.1，CTOL 航空機

の操縦士操縦装置）又は回転翼航空機用として個別に星印で示した要求事項によって修正した箇条は，こ

の限りではない。特別の回転翼航空機の性能及び設計要求事項は，次のとおりとする。

3.3.1

特別の手動操縦系統性能要求事項* 回転翼航空機は，MIL-F-83300 に規定する飛行性要求事項を

満足しなければならない。

3.3.2

特別の自動操縦系統性能要求事項* 次の細別箇条で規定する姿勢及び方位保持精度は，一定のコ

レクティブピッチ制御の条件の下でだけ適用する。コレクティブピッチ制御を変化させた場合に誘起され

るじょう乱の許容量と安定時間 (settling time) は，発注者が規定したとおりでなければならない。

3.3.2.1

姿勢保持（縦揺れ，横揺れ及び偏揺れ）* 姿勢保持モード中は，静穏大気中で，姿勢は，基準

姿勢の±1 度以内に維持しなければならない。3.1.2.1 に示す動的要求事項を満足しなければならない。

3.3.2.2

方位保持及び方位選択* 自動操縦装置は，40kt を超える指示速度で前進飛行中は，指令された

方位の±1 度以内で方位を保持しなければならない。航空機は，60kt を超える速度では，選択した方位を

2.5

度を超えてオーバシュートしてはならない。

MIL-F-83300

クラス II と III の航空機では，横揺れ角速度は 5.0°/s を，横揺れ角加速度は 3.0°/s

を超

えてはならない。また，MIL-F-83300 クラス I と IV の航空機では，これらの値の 2 倍を超えてはならない。

3.3.2.3

高度保持*

3.3.2.3.1

気圧高度の安定* ヘリコプタが個々のヘリコプタに対して規定された地面効果の外にあると

きは，3.1.2.5 の要求事項を満足しなければならない。

3.3.2.3.2

地表上の高度の安定* 絶対高度制御モードの運用範囲は，該当系統仕様書に規定するとおりで

なければならない。この範囲内で，ヘリコプタは，平らな地表上の静穏大気中で，±2.1m (7ft) ±検出器

誤差の精度で，指示絶対高度に対して制御しなければならない。

3.3.2.4

ホバー保持* MIL-F-83300 クラス II のヘリコプタでは，2 分間のホバリングでの位置移動が 6.1m

(20ft)

に検出器誤差を加えた値未満であるように維持しなければならない。地面効果があるときは，高度

は 5 分間のホバリングで±1.5m (5ft) 以内で維持しなければならない。特別の任務要求事項によって指示

された場合は，受注者は，更に要求事項を設定して発注者の承認を受けなければならない。

3.3.2.5

ホバリングに対する微調整制御装置* 正規の操縦装置では，最小の精度要求事項に適合した操

縦ができないときは，ホバリング中に航空機を正確に位置させるため，微調整制御装置を設けなければな

らない。

3.3.2.6

対地速度保持* 対地速度保持が一つの系統要求事項である場合は，サイクリックピッチと横揺

れの操縦装置に対地速度信号を挿入するための手段を講じなければならない。対地速度保持モードにエン

ゲージした後，エンゲージ時の対地速度を，静穏大気中の定常飛行で±3kt 以内に保持しなければならな

い。

3.3.3

特殊設計要求事項*

3.3.3.1

手動操縦系統の設計*

W 0701-1992

3.3.3.1.1

操縦のフィードバック* 安定性と操縦性を増大するのに必要な操縦装置の動きと力とは，航空

機の操縦室操縦装置に影響してはならない。力のフィードバックは，その大きさが操縦装置の最小ブレー

クアウト力の半分未満のときは，操縦装置に影響していないとみなさなければならない。その他の操縦装

置の動きが操縦室操縦装置に影響していないときは，提案した系統を発注者が承認しなければならない。

安定増大装置を使用しているときは常に，操縦室操縦装置は全く自由に操作できなければならない。す

べての飛行条件の下で，増大装置による作動の行き過ぎに対して回復が可能であるように，操縦室操縦装

置の動きに手段を講じなければならない。操縦室操縦装置の位置は，この条件の下で移動してもよい。

3.3.3.1.2

感覚増大装置* 操縦士と副操縦士は，常時，感覚装置をオーバライドする能力をもたなければ

ならない。感覚増大装置の故障の場合に，操縦感覚は，MIL-F-83300 で要求されるブレークアウト力と，

変位に対する力のこう配に復帰しなければならない。

3.3.3.2

自動操縦系統の設計* 手動操縦系統と自動操縦系統の統合によって，操縦感覚が MIL-F-83300

に規定するものから外れてはならない。操縦力をゼロに調整するサブシステムは，飛行性を低下させる操

縦の過渡状態を生じてはならない。

3.3.3.3

スワッシュプレートパワーアクチュエータ*

3.3.3.3.1

冗長性* 航空機の飛行に“必す”なスワッシュプレートパワーアクチュエータは，冗長性を

もって装備しなければならない。冗長なアクチュエータ（複数）を用いる場合は，制御弁もまた冗長でな

ければならない。

3.3.3.3.2

引っ掛かり* 戦闘によって損傷を受けやすい航空機におけるスワッシュプレートパワーアク

チュエータは，引っ掛かり (jamming) による作動不能にならないものでなければならない。対策は，発注

者が規定しなければならない。

3.3.3.3.3

周波数応答* スワッシュプレートパワーアクチュエータの周波数応答は，直接リンク機構及

び回転操縦装置と連結して作動させたとき，MIL-F-83300 の飛行性要求事項を適切に満足するものでなけ

ればならない。

3.3.3.4

作動剛性* ロータブレードのねじり剛性も含めて，スワッシュプレートの支持装置の剛性は，

操縦荷重やロータによって励振される揺動力を最小にするのに適切なものでなければならない。

3.3.3.5

疲労寿命設計* 構成部品は，シールを除いて，少なくとも 3 600 時間の安全寿命をもつように設

計しなければならない。シールは，少なくとも 1 200 時間の寿命をもつように設計しなければならない。

疲労寿命は，構成部品の台上試験と飛行ひずみ測定によって立証しなければならない。疲労寿命は，実際

の台上試験による強度と測定した飛行荷重を用いて決定しなければならない。

3.3.3.5.1

フェールセーフ* 疲労荷重を受ける構成部品は，安全寿命の設計をするだけでなく，また，フ

ェールセーフにも設計しなければならない。フェールセーフ設計は，冗長荷重経路，破損警報システム又

は損傷許容設計若しくは無損傷設計のいずれかによって達成しなければならない。

3.3.3.5.2

表示* 操縦室の指示器にロータ又はダイナミックシステム構成部品の疲労荷重を連続的に表

示するサブシステムは，サブシステムの故障による誤った表示が疲労損傷について不利な蓄積を生じる可

能性があるときは，冗長としなければならない。

3.3.3.6

BIT (built-in test)

機力操縦系統を備えた回転翼航空機は，MIL-T-5522 (JIS W 2909) に従って

飛行中と地上運用中に，冗長操縦系統のうちの単一系統作動を点検するための手段を備えていなければな

らない。この要求事項は，非常運用時に手動操作にリバージョンする単一機力系統には適用しない。

備考 *印は，回転翼航空機の特殊要求事項を示す。

W 0701-1992

品質保証条項

4.1

一般要求事項

4.1.1

適合性実証方法この規格又は 4.4.2 で規定する操縦系統仕様書の各該当設計要求事項に操縦系統

が適合していることは，次の方法の一つ以上を用いて立証しなければならない。特別の方法が要求される

場合を除き，証明方法の選択は，受注者が行い，発注者の同意を得なければならない。

4.1.1.1

解析試験又は検査が危険であるか，又は実際にできない場合は，要求事項との適合性は，解析

によって立証してもよい。これらの解析は，線形又は非線形でよく，また，操縦系統開発計画で規定する

とおり，操縦士操縦によるシミュレーションと操縦士操縦なしのシミュレーションを含んでよい。

4.1.1.2

検査参照する構成部品仕様書，部品の物理的配置又は部品の物理的関係に関連する要求事項と

の適合性は，文書の検査又は物理的装着状態の検査によって立証しなければならない。文書には，要求仕

様書又はすきまその他の物理的関係を示す図面に対して認定された構成部品の認定状況を示す文書を含ん

でもよい。FCS 開発計画には，検査によって立証されるべき要求事項を明示しなければならない。契約書

又は注文書で特に指示がない限り受注者は，この規格で規定するすべての検査要求事項を実施する責任が

ある。契約書又は注文書で特に指示がない限り受注者は，この規格で規定する検査要求事項の実施に適切

な受注者所有の又は他のどのような施設をも使用してよい。発注者は，供給品及び役務が規定の要求事項

に適合していることを保証するのに必要とみなす場合には，仕様書に定めるどのような検査も実施する権

利を留保する。

4.1.1.3

試験実行できる最大限まで，FCS 仕様書の定量的要求事項に適合していることを，試験によっ

て実証しなければならない。試験には，FCS 開発計画に定める試験室における試験，航空機の地上及び飛

行試験を含めなければならない。

4.2

解析要求事項解析的予測によって仕様書の要求事項に適合していることを示す方法を用いる場合

は，受注者は，使用する主要な仮定や近似を明確にし，更に，使用するモデル化や解析の手順が安全側の

ものであることを立証しなければならない。立証には，通常，事前の使用及び飛行，風洞又は地上の試験

データと比較して正当性を確証することを必ず行わなければならない。

すべての場合に，受注者は，仕様書の要求事項に適合していることを実証するために使用する解析的予

測の許容差を設定しなければならない。これらの許容差は，次のような系統又は構成部品の特性における

予想される変動を反映しなければならない。

(a)

温度，大気圧その他の環境要因によって変化するパラメータ。

(b)

故障や製造公差によって変化するパラメータ。

(c)

系統の性能や安定性に重要な影響を及ぼすパラメータ。

(d)

正確には判明していないパラメータ（それらが重要であるとき。

）

。

(e)

老化や摩耗の結果として変化するパラメータ。

4.2.1

操縦士操縦によるシミュレーション FCS の開発中に，操縦士操縦によるシミュレーションを実施

しなければならない。少なくとも，次のシミュレーションを実施しなければならない。

(a)

ハードウエアの入手に先立って FCS の計算機シミュレーションを用いる操縦士操縦によるシミュレ

ーション。

(b)

初飛行前の実際の FCS ハードウエアを用いる操縦士操縦によるシミュレーション。

4.3

試験要求事項

4.3.1

一般試験要求事項

W 0701-1992

4.3.1.1

試験の立会い要求された試験を実施する前に，受注者は，認可された発注者の代表に通知しな

ければならない。発注者の立会者に監視を受けるべきどのような一連の試験も，事前に，立会者に対して

個々の試験目的や手順についての概要説明を行わなければならない。

4.3.1.2

領収試験適用する FCS 領収試験は，調達個別仕様書で定めるところによる。

4.3.1.3

計装試験パラメータを制御又は監視するのに使用する計器と試験装置の精度は，その前回最後

の使用後，一連の設計確認試験の開始前に確認しなければならない。設計確認試験を実施するのに使用す

るすべての計器と試験装置は，

(a)

その校正が国家機関の標準原器に対してなされている試験室の標準器に適合しなければならない。

(b)

測定すべきパラメータの公差の

以内に正確でなければならない。

(c)

試験パラメータを測定するのに適切なものでなければならない。

(d)

か月以下の頻度で確認しなければならない。

4.3.1.4

試験条件受注者は，MIL-F-8785 (JIS W 0402) 又は MIL-F-83300 に従って定める該当飛行状態

及び飛行包囲線内の全域にわたって，正確に系統の実際的使用を表す運用試験条件を設定しなければなら

ない。

4.3.2

試験室における試験

4.3.2.1

構成部品の試験すべての構成部品は，個別試験，規定の運用状態に適用する条件の下で認定さ

れた既認定構成部品との類似性の実証，系統設計の確認試験における試験又はこれらの方法の適切な組合

せによって，該当構成部品仕様書に対して認定しなければならない。構成部品認定要求事項は，個々の航

空機とその関連環境における使用に基づいていなければならない。

環境試験の方法と手順は，

MIL-STD-461

又は MIL-STD-810 (JIS W 0801) から選定しなければならない。

受注者は，MIL-STD-461 又は MIL-STD-810 (JIS W 0801) が，計画している航空機の使用に対して不適切

である場合は，追加の方法と手順を作成しなければならない。3.1.12 の摩耗寿命は，構成部品のレベルで

実証しなければならない。ただし，系統の摩耗寿命が構成部品の相互作用によって，より重要である場合

はこの限りではない。

4.3.2.2

機能実大模型及びシミュレータ試験新しい系列の航空機の最初の航空機のうちの 1 機が，その

型式の航空機の飛行前に FCS の広範な試験に使用できない場合は，その操縦系統を機能的，静的及び動的

に複製した可動実大模型を製作しなければならない。

“必す”な及び“特定飛行状態で必す”な操縦装置に

対しては，正確な電気的再現方法もまた備えていなければならない。すべての操縦系統部品に対して，生

産機の形態の構成部品を使用し，また，油圧系統は，MIL-H-5440 (JIS W 2914) の試験要求事項に適合す

るものでなければならない。

航空機の主要構造は，複製する必要はないが，生産機形態の取付けブラケットを使用し，実際の取付け

コンプライアンスを模擬した構造に取り付けなければならない。FCS の機械構成部品は，寸法的に複製し

なければならない。操縦だ面の慣性とコンプライアンスは，複製するか又は正確に模擬しなければならな

い。可動実大模型は，航空機の特性の計算機シミュレーション及び操縦系統への外部入力と連結しなけれ

ばならない。少なくとも次の試験を，可動実大模型又は発注者が承認するときは他の適切な試験設備で実

施しなければならない。

(a)

3.2.5

で参照した該当操縦装置用動力仕様書に規定する許容変動範囲にわたって，満足な作動を実証す

るための動力源変動試験。

(b)

3.1.11.3

の要求事項との適合性を実証するための MIL-A-8867 (JIS W 0612) による系統疲労試験（系統

装備のジオメトリーや動特性が疲労寿命に重要である場合）

。必要なデューティサイクルは，飛行と地

W 0701-1992

上での使用を代表するように，受注者が設定しなければならない。

(c)

航空機シミュレーションか可動実大模型を用いる試験によっては立証できるが，飛行中に経済的に又

は安全に実証できない 3.1.3.6 の要求事項を立証するための安定性余裕試験。

(d)

性能，安全性及び任務完遂信頼度に及ぼす単一及び多重故障の影響を確認するための試験。更に，故

障の影響に対処すべき緊急時操作手順の開発。

(e)

FCS

の性能並びに FCS 系統間及び相互インタフェースする系統との両立性を実証するための種々の試

験。

(f)

構成部品の摩耗寿命が相互に関係している場合の系統摩耗寿命（3.1.12 参照）

。

4.3.2.3

飛行安全性試験初飛行前に，航空機が飛行に安全であることを確認するため，十分な試験を実

施しなければならない。これらは，FCS 開発計画で明確に定め，しかも，次の事項を含めなければならな

いが，それに限定してはならない。

4.3.2.3.1

構成部品飛行安全性試験すべての系統構成部品は，飛行試験プログラムで予想される極限環

境の下で，満足な性能と満足な作動を実証できなければならない。構成部品の設計がすべての重要な点で

既に認定されている部品と同じである場合と，その新しい使用に対して規定されたすべての条件の下で作

動する能力が証明されている場合は，その構成部品が前の認定と他の航空機で使用したという理由で飛行

に対して安全であるという証明を与えてもよい。

4.3.2.3.2

系統飛行安全性試験初飛行前に，系統全体は 4.3.2.2 に規定する可動実大模型試験のすべてに

合格しなければならない。ただし，疲労寿命の実証は，要求の 20%だけは完了しておくことを必要とする。

4.3.3

航空機の地上試験初飛行前に，最小限次の試験を実施しなければならない。

(a)

閉ループに対して空気力に依存するフィードバック系統について，3.1.3.6 の対気速度ゼロでの 6dB の

安定性余裕の要求事項を実証するため及び非空力ループについて安定性余裕を実証するためのゲイン

余裕試験。ゼロ対気速度要求事項を立証するためには，フィードバック検出器が取り付けられている

箇所をループゲインを増加させて，特別の注意を払いながら，一次と二次の構造を励振しなければな

らない。

(b)

すべての FCS 機器品目が正しく装着されていること及び定常状態の応答性が FCS 仕様書要求事項を

満足することを実証するための機能試験，動特性試験及び静特性試験。これらの試験では，原型（プ

ロトタイプ）

の飛行機に装着されたとおりの統合 FCS 及び試験用計装を含めなければならない。

3.1.3.8

の該当する残留振動に関する要求事項に適合することを実証しなければならない。

(c)

3.2.5.4.1

の要求事項との適合性を実証するための電磁干渉 (EMI) 試験。干渉限界の測定は，

MIL-STD-461

と MIL-E-6051 (JIS W 7005) に従って行わなければならない。

(d)

構成部品や接続部の妥当性，適切なすきま及び MIL-A-8867 (JIS W 0612) による適正な作動を保証す

るための完全性試験。

4.3.4

飛行試験要求事項との適合性が他の試験や解析で合理的に実証できない場合は，FCS 開発計画に

定めるとおり，要求事項との適合性を実証するために，飛行試験を実施しなければならない。MIL-F-8785

(JIS W 0402)

で表に示す設計及び試験条件の指針は，飛行試験計画を設定するときに考慮しなければなら

ない。飛行試験データは，予測した解析上の傾向を確認するのに使用し，FCS 仕様書の性能及び設計要求

事項と比較しなければならない。

適合性を示すために，飛行試験データを延長するか外挿するのに解析データを使用する場合は，確認の

ため比較できるデータの傾向を求めなければならない。更に，操縦系統がすべての運用状態で，MIL-A-8870

のフラッタ要求事項に違反しないことを保証するため，試験を実施しなければならない。

W 0701-1992

4.4

文書それぞれ個別の型式の航空機に対する FCS データの提出と承認に関する要求事項は，契約書

の要求事項に従わなければならない。データは，発注者が指定する様式で提出しなければならない。代表

的な情報とデータの項目を以下に列記する。

4.4.1

操縦系統開発計画操縦系統開発計画は，受注者が作成して発注者の承認を得なければならない。

この計画は，以後更に改訂を必要としないと相互に合意するまで，発注者が指定する間隔で改訂し，最新

化しなければならない。この計画には，少なくとも次の事項を含めなければならない。

(a)

達成すべき開発作業の各段階の相互関係を示す詳細なマイルストンチャート。設計審査を明確に指定

し，日程を立て，更に，受注者が用いようとする段階的な設計確認過程の概要を含めなければならな

い。すべての作業項目の開始と完了の日付とすべての報告書の完了予定日を明確に示さなければなら

ない。

(b)

用いるべき一般的な追求方法と解析手順を記述した FCS の総合及び解析計画。FCS の仕様書に対する

要求事項を作成するために計画した解析について記述しなければならない。

(c)

設計が FCS 仕様書の個々の要求事項を満足していることを立証するため，受注者が選定した方法を明

確に示す立証計画。

(d)

飛行安全性，信頼性，整備性及びぜい弱性の解析計画。これらの分野で設計の確認のため受注者が選

定した解析的その他の方法の説明を含まなければならない。

(e)

機能実大模型試験計画。使用すべき試験手順と各試験で満足すべき要求事項の一覧表を含まなければ

ならない。

(f)

初飛行前に実施すべき地上試験と機能点検を定める地上試験計画と地上試験手順。

(g)

飛行試験計画と詳細な飛行試験手順。各手順は，FCS 仕様書の一つ以上の要求事項と関係付けなけれ

ばならない。

4.4.2

操縦系統仕様書受注者は，次の事項を含んだ操縦系統仕様書を作成しなければならない。

(a)

この規格の該当する全般システム，履行事項 (implementation) 及び試験要求事項。

(b)

航空機調達個別仕様書の特別要求事項。

(c)

一般仕様書で要求される受注者が決定する特別要求事項。

契約裁定から 90 日以内に初期 FCS 仕様書を作成し，要求事項が最終的なものになるに従い，漸次最新

のものにしなければならない。

4.4.3

設計及び試験データ要求事項適用できる設計データが入手できるときは，受注者は，新しい設計

データを作成する代わりに，これらの入手できるデータの適用性を立証するのに十分な情報で補足して，

これらのデータを使用しなければならない。

4.4.3.1

FCS

解析報告書受注者が準備した大要を用いて，FCS の解析を記述した報告書を作成し，発注

者の承認を受けなければならない。この報告書は，FCS の予備的な解析と統合 (synthesis) に引き続いて直

ちに，最初の作成を行い，開発期間を通して定期的に最新化しなければならない。最終的最新化したもの

には，少なくとも次の項目を含めなければならない。

(a)

FCS

の解析と統合の中に用いた設計要求事項と判定基準。

(b)

FCS

のブロック図。これらの図には，伝達関数や記述機能を含め，また，正規の制御信号経路，冗長

度，手動オーバライド，非常対策，検出器の位置や種類及び使用する制御装置を示さなければならな

い。

(c)

FCS

の概要説明。作動の各種のモードを記述し，作動の原理を論じなければならない。

(d)

特殊な又は難解な設計上の特徴や問題の討議事項。

W 0701-1992

(e)

FCS

の安定性及び性能並びに FCS 仕様書の要求事項と系統特性の関連性についての説明。線形，微小

じょう乱解析並びにアクチュエータ速度，電子増幅器の飽和及びアクチュエータの位置制限などの非

線形性を考慮する非線形シミュレーション又は解析のどちらに対しても，データを提出しなければな

らない。仕様書の要求事項を満足させるために，解析的予測を用いる場合は，受注者がこの予測で設

定した仮定，解析的近似及び許容差を文書とし，更に，正当であることを説明しなければならない。

(f)

FCS

の飛行安全性，信頼性，整備性及びぜい弱性の解析結果。信頼性の解析結果には，起こり得る故

障モードの詳細な表を含めなければならない。追求方法と使用するデータの出所を論じ，結果を FCS

仕様書の要求事項と比較し，関連付けなければならない。使用する解析方法は，受注者が文書とし，

正当であることを説明しなければならない。

(g)

操縦だ面，作動装置，感覚装置，操縦士操縦装置及び操縦パネルの編成を示す全般的な操縦系統の配

置図又は一連の配置図。冗長性を与える方法と非常装備を図解しなければならない。配置図には，FCS

のすべての電気及び電子部分の配線図並びに FCS への関連する電源，油圧源及び空気圧源の入力を含

めなければならない。

(h)

4.2.1

で要求されるとおり実施する操縦士操縦シミュレーションの説明。仕様書の要求事項を立証する

ために，操縦シミュレーションデータを用いる場合は，シミュレータと模擬する飛行形態を記述し，

データを FCS 仕様書の要求事項と比較し，関連付けなければならない。

(i)

航空機の開発過程の期間中又はそれに続くどのような時点ででも，発注者が独立して FCS を模擬でき

るのに必要な FCS の数学モデル，増大装置が装着されていない航空機その他のデータ。数学モデル，

ブロック図，安定性と性能のデータ及び配置図は，試験中に行われた修正を組み込むため，飛行試験

に続いて最新化しなければならない。

4.4.3.2

FCS

認定及び検査報告書受注者は，FCS 仕様書の要求事項と適合していることを実証するため

に用いた検査の結果を文書として提出しなければならない。FCS 仕様書との適合性を立証するため，構成

部品認定状況の書類の検査を行う場合は，受注者が作成した構成部品仕様書を，FCS 検査報告書の一部と

して提出しなければならない。

4.4.3.3

FCS

試験報告書 FCS 仕様書の要求事項を立証するために実施した試験と取得したデータを記

述し関連付けた報告書は，受注者が作成しなければならない。この報告書は，数冊に分けて作成してもよ

く，少なくとも次の事項を含めなければならない。

(a)

部品番号を含む可動実大模型とデータが得られたときの試験条件との詳細な記述，更に FCS 仕様書と

の比較。操縦だ面の空力ヒンジモーメントを含むか含まないこと，機体部品の代わりに航空機構造の

コンプライアンスを模擬したこと又は可動実大模型の製作に用いたその他の近似が，正当であること

を説明しなければならない。可動実大模型の試験から生じるすべての矛盾や是正措置を報告しなけれ

ばならない。

(b)

実施した航空機の地上試験と得られたデータについての記述と，更に FCS 仕様書の要求事項を満足さ

せるために必要な系統の調整又は改修についての検討事項。

(c)

飛行試験データと FCS 仕様書の要求事項の比較並びに試験を行った航空機の形態及び飛行条件の記

述。FCS 仕様書要求事項を満足させるために飛行試験段階中に行った FCS の改修は，証拠書類で実証

し，正当であることを説明しなければならない。

引渡し準備

5.1

包装に対する要求事項発注者による直接購入又は発注者への発送の場合には，包装は，契約書又

W 0701-1992

は承認された構成部品若しくはサブシステムの仕様書のうちどれか該当するものに従わなければならない。

構成部品は，完成状態で，試験済み，しかも，直ちに装備される状態で引き渡さなければならない。

注記

6.1

用途この規格は，操縦系統に適用する一般要求事項を示す規格であり，現在までの使用経験に基

づくものである。この規格の要求事項に対する離反は，実証資料の提出と承認により許可されることがあ

る。

6.2

離反要求手順 MIL-STD-480 の要求事項を満足しなければならない。実証データは，受注者が設計

トレードオフ中に得た試験データ，シミュレーションデータ又は解析データの形としなければならない。

6.3

再発注機器又は二次源泉調達互換性のある製作を容易に行うため，系統の構成部品の見本や図面

を契約によって発注者が支給する場合，又は既に調達した機器と互換性のある使用を行うため機器を調達

する場合，しかも，互換性に対する要求事項が一つ以上の公共規格の現要求事項と矛盾している場合は，

互換性に対する契約要求事項が優先する。

6.4

規格使用者の手引背景説明資料であり，使用者の手引でもある AFFDL-TR-74-116 は，この規格の

要求事項の正当性を説明するものである。

6.5

略語

AFCS (Automatic Flight Control System)

−自動操縦系統（装置）

BIT (Built-in-Test)

CDRL (Contractual Data Requirements List)

−契約資料要求リスト

C. G. (Center of Gravity)

−重心

CTOL (Conventional Takeoff and Landing)

−通常の離着陸

EFCS (Electrical Flight Control System)

−電気式操縦系統（装置）

EMI (Electromagnetic Interference)

−電磁干渉

EMP (Electromagnetic Pulse)

−電磁パルス

FCS (Flight Control System)

−操縦系統（装置）

G (Gravitational Constant)

−重力定数

LRU (Line Replaceable Unit)

−ライン交換可能ユニット

MFCS (Manual Flight Control System)

−手動操縦系統（装置）

MPS (Motor-Pump-Servoactuator Package)

−モータポンプ・サーボアクチュエータパッケージ

TAS (True Airspeed)

−真対気速度

VOR (Very High Frequency Omnidirectional Range)

−超短波全方向無線標識

V/STOL (Vertical/Short Takeoff and Landing)

−垂直／短距離離着陸

6.6

用語の定義

(1)

対気速度 (airspeed) この規格で用いる対気速度は，MIL-F-8785 (JIS W 0402) 又は MIL-A-8860 の

いずれかで定義されているとおりとする。MIL-F-8785 (JIS W 0402) では，飛行性に関係する対気速

度を定義し，MIL-A-8860 では，負荷やフラッタに関係する対気速度を定義している。

(2)

警戒高度 (alert height) 警戒高度とは，航空機の特性と個々の航空機搭載カテゴリ III 装置の特性と

に基づく高度［接地帯での最高標高の上方 30.5m (100ft) 以下］で，この高度より上では，航空機又は

地上器材において要求された冗長作動系統の一つに故障が発生したとき，カテゴリ III の進入を中止し，

進入復行操作を行う。

W 0701-1992

(3)

全天候着陸システム (all weather landing system) 全天候着陸システムは，個々には機上搭載機器の

全構成要素を含み，更に，より一般的には全天候着陸の達成に必要な地上設置器材を含む。全天候着

陸は，国際民間航空機構 (ICAO) が定義するカテゴリ II 及び III の視程条件の下で進入と着陸を実施

するのに必要な操作と手順からなる。

(4)

自動操縦系統（装置） (automatic flight control system) 1.2.1.2 参照。

(5)

自動着陸システム (automatic landing system) 自動着陸システムとは，接地まで又は接地とそれ以

後まで自動操縦が行える着陸システムをいう。

(6)

BIT (Built-in-test)

BIT とは，航空機からライン交換可能ユニット (LRU) を取り外さないで，欠陥

のある LRU を地上で速やかに特定できる統合機上搭載試験装置（手動又は自動）をいう。通常，機能

不良の警報は，LRU 上にある外部装置により得られる。

(7)

カテゴリ I 運用 (category I operations) カテゴリ I 運用とは，進入限界高度 (DH) が 60m (200ft) 以

上，視程が 805m (0.5mile) 以上又は滑走路視距離 (RVR) が 760m (2 500ft) ［又は滑走路接地帯灯と滑

走路中心線灯が点灯していて RVR が 549m (1 800ft)］以上の状態で進入させる計器進入方式をいう。

(8)

カテゴリ II 運用 (category II operations) カテゴリ II 運用とは，DH60m (200ft)，RVR730m (2 400ft) 未

満，DH30m (100ft)，RVR365m (1 200ft) 以上に対して進入させる計器進入方式をいう。

(9)

カテゴリ IIIa 運用 (category IIIa operations) カテゴリ IIIa 運用とは，DH の制限がなく，RVR が 210m

(700ft)

以上で，着陸の最終段階中は外部の視覚標点によって，滑走路の表面まで及び表面に沿う運用

をいう。

(10)

カテゴリ IIIb 運用 (category IIIb operations) カテゴリ IIIb 運用とは，DH の制限がなく，RVR が 45m

(150ft)

以上で，滑走路に沿う走行の一部又は全部に対して自動着陸システムに依存し，誘導路に沿う

誘導に対しては外部の視覚標点によって行う滑走路の表面までと滑走路及び誘導路の表面に沿う運用

をいう。

(11)

カテゴリ IIIc 運用 (category IIIc operations) カテゴリ IIIc 運用とは，DH の規定がなく，外部の視

覚標点に依存しないで滑走路の表面までと滑走路及び誘導路の表面に沿う運用をいう。

(12)

チャネル (channel) チャネルとは，多くの信号又は制御経路をもつ装置又は系統の中の単一の信号

経路又は制御経路を意味する用語である。チャネルは，それ自体独立で存在し，そのチャネルに対し

て独自の構成要素を含んでいる。検出−是正系統においては基準チャネルとして，一つの規範を用い

てもよい。

(13)

クラス (classes) 飛行機のクラスは，次のクラスについての MIL-F-8785 (JIS W 0402) の定義を用い

る。

クラス I

小型軽飛行機

例：軽多用途機

初級練習機

軽観測機

クラス II

中級重量，低・中級運動性をもつ飛行機

例：重多用途機，救難機

軽・中型の輸送機，貨物機，給油機，早期警戒機，電子対策機，空中司令・管制・

通信中継機，対潜機

偵察機

重攻撃機

W 0701-1992

クラス II 用練習機

クラス III

大型，大重量，低・中級運動性をもつ飛行機

例：大重量の輸送機，貨物機，給油機，しょう（哨）戒機，早期警戒機，電子対策機，

空中司令・管制・通信中継機

クラス III 用練習機

クラス IV 高運動性飛行機

例：戦闘機，迎撃機

戦術偵察機

観測機

クラス IV 用練習機

MIL-F-83300

を適用する場合は，対応する MIL-F-83300 のクラス I，II，III 又は IV を適用する。

(14)

比較監視器 (comparison monitor) 比較監視器とは，2 以上の源泉からの信号や警報出力を比較し，

これら 2 以上の出力が規定の許容差の中にあるか外にあるかを示すため，それ自体の信号を発生する

装置をいう。

(15)

コントロールホイール（スティック）ステアリング [control wheel (stick) steering] コントロールホ

イール（スティック）ステアリングとは，AFCS をエンゲージし，AFCS で飛行機を操縦しているとき，

操縦輪又は操縦かんによって AFCS に操縦士の手動操縦入力を導入する AFCS モードをいう。

(16)

減衰比 (damping ratio) 減衰比とは，等価二次粘性減衰比をいう。臨界減衰比は，1 と定める。

(17)

進入限界高度 (decision height) 進入限界高度とは，航空機の運用に関する用語で，計器着陸方式

(ILS)

又は精測進入レーダ (PAR) による計器進入中に，進入を継続すべきか又は進入復行を実施すべ

きかを決心しなければならない高度をいう。この高度は，滑走路基準高度上の高さを m (ft) で表し，

カテゴリ III LS 運用に対しては，電波高度計の読みとして追加して示す。

(18)

複式荷重経路 (dual load path) 複式荷重経路とは，二つの別個の荷重伝達経路が存在する一種の受

動的荷重経路の並列化をいう。それぞれの荷重経路は，いずれかの部材が破損しても系統の性能を発

揮できないことがないように十分な荷重を伝達することができる。

(19)

電気式操縦系統（装置） [electrical flight control system (EFCS)] 電気式操縦系統とは，航空機の中

の一つ以上の操縦軸が一つ以上の点で，完全に電気式である操縦系統をいう。電気式でないパックア

ップその他の転換手段があってもよい。電気式操縦装置は，特に適用が便利か“必す”である場合に

用いられ，通常フライバイワイヤと呼ばれている。

(20)

“必す”な操縦系統（装置） (essential FCS) 1.2.3.1 参照。

(21)

“極めてまれ” (extremely remote) “極めてまれ”とは，理論的には起こり得るけれども，個々の

航空機の寿命の間には期待されないある事象の起こる確率をいう。この規格では，特定の航空機に対

する”極めてまれ”の確率は，3.1.7 で規定する関連 FCS 材料の破損による最大航空機喪失率に数字

上等しいものと定義する。

(22)

故障 (failure) 故障とは，ある品目が，あらかじめ規定されている限界内で性能を発揮できないこと

をいう。

(23)

故障率 (failure rate) 故障率とは，ある品目に適用できる寿命の計量単位［飛行，時間，サイクル，

事象，km (mile) など］当たりのその品目の故障数をいう。

(24)

操縦系統の運用状態 (FCS operational states) 1.2.2 参照。

(25)

ファームウエア (firmware) ファームウエアとは，処理装置にステップバイステップ制御を与え

W 0701-1992

るため，計算機の読取り専用記憶装置に記憶された一組の 2 進機械語命令をいう。

(26)

操縦系統（装置） (flight control system) 1.1 参照。

(27)

フライトディレクタサブシステム (flight director subsystem) フライトディレクタサブシステム

とは，操縦士に実際の飛行パラメータと所望の飛行パラメータを表示するサブシステムをいう。フラ

イトディレクタモードで運用しているときは，操縦士の課業は，操縦活動によって，表示される実際

の値と所望の値の差を最小にすることである。

(28)

飛行包囲線 (flight envelope) この規格の中で用いる飛行包囲線は，MIL-F-8785 (JIS W 0402) と

MIL-F-83300

で定義したものである。

(29)

“特定飛行状態で必す”な操縦系統（装置） (flight phase essential FCS) 1.2.3.2 参照。

(30)

完全機力操縦系統 (fully-powered comrol system) (36)機力操縦装置 (power-operated control) を参照。

(31)

飛行中監視 (inflight monitoring) 飛行中監視とは，安全性の点検として通常，飛行中に行う系統性

能の連続的自動監視をいう。

(32)

手動操縦系統（装置） (manual flight control system) 1.2.1.1 参照。

(33)

非空力ループ (monaerodynamic loops) 非空力ループとは，ループを閉じるのに空気力に依存しな

い操縦系統内の内部フィードバックループをいう。実例として，AFCS のサーボループやアクチュエ

ータフィードバックループがある。

(34)

“非致命的”操縦系統 (moncritical FCS) 1.2.3.3 参照。

(35)

補力操縦装置 (power-boosted control) 補力操縦装置とは，操縦士の力が機械式リンク装置を通して

伝えられるが，動力源によって入力に直接比例して力が増大されるものであり，可逆的な操縦装置で

ある。

(36)

機力操縦装置 (power-operated control) 機力操縦装置とは，操縦士が機械式リンク装置その他の方

法を通して動力操縦ユニットを作動させることにより空力だ面その他の装置を操作するものであり，

不可逆的な操縦装置である。

(37)

偶発故障 (random failure) 偶発故障とは，その発生が純粋な意味で予測できない故障で，確率的又

は統計的意味においてだけ予測できる故障をいう。偶発故障は，摩耗，設計不良又は異常な応力に起

因すると考えることができない故障で，機器の耐用寿命内のどのようなときでも起こり得るものであ

る。

(38)

冗長性 (redundancy) 冗長性とは，ある決められた望ましくない状態を生じるのに，単一故障だけ

でなく 2 以上の独立故障が起こらなければならないようにする設計方法をいう。冗長性は，次の形を

とってよい。

(a)

それぞれが与えられた機能を遂行できる構成部品，サブシステム又はチャネルを二つ以上備えるこ

と。

(b)

故障の検出，表示及び自動切離し又は自動切換を行う監視装置。

(c)

上記二つの特徴の組合せ。

(39)

該当故障 (relevant failure) 該当故障とは，機器を設計荷重と環境限界の範囲内で正しく作動させて

いるとき，規定された運用寿命が終わる前に，使用中に起こるすべての偶発故障又は通常の摩耗故障

をいう。通常の摩耗故障は，新しい部品では比較的に起こらないが，長い使用期間（作動時間や暦時

間）の後は発生確率が比較的に急速に大きくなる。摩耗は，シール，軸受，電動機ブラシ，疲労標定

構造などに代表的に現れる。このような故障が使用中の定期交換や定期オーバホールの手順によって

なくならない場合は，このような故障に対する適正な許容量を実際の系統信頼度計算に含めなければ

W 0701-1992

航空規格原案作成委員会構成表

氏名

所属

（委員長）

竹中規雄

日本大学理工学部

土屋武二

横浜ゴム株式会社航空部品事業部

伊佐山建志

通商産業省機械情報産業局航空機武器課

横溝眞一郎

工業技術院標準部機械規格課

加藤晋

運輸省航空局技術部検査課

井村勇

海上保安庁警備救難部

瀬倉久男

防衛庁装備局調達補給課

山根晧三郎

科学技術航空宇宙技術研究所

横田友宏

日本定期航空操縦士会

高桑秀雄

社団法人日本航空技術協会

白浜洋海

日本航空株式会社技術部技術企画室

佐治康雄

全日本空輸株式会社整備本部技術部技術管理課

山内清

東亜国内航空株式会社整備本部技術部

藤嶋敏夫

航空規格調査会

播磨克彦

富士重工業株式会社航空機技術本部設計管理課

土井憲一

三菱重工業株式会社名古屋航空機製作所第二技術部構造設計課

足立三郎

川崎重工業株式会社航空事業本部航空機技術本部管理業務課

宇野威信

石川島播磨重工業株式会社航空エンジン事業部技術課

植田隆之

住友精密工業株式会社第一技術部

西原信昌

三菱電機株式会社鎌倉製作所管制システム部技術 3 課

神子富雄

株式会社東芝小向工場宇宙・航空機器第三部

立石弘

株式会社島津製作所航空機器事業部第 1 工場第 1 技術課

（事務局）

番匠敦彦

社団法人日本航空宇宙工業会

小林繁雄

社団法人日本航空宇宙工業会

立川富雄

社団法人日本航空宇宙工業会