中國民航總局－飛艇的型號合格審定
編號：AC-21-AA-2009-09R1 下發日期：2009年5月5日1. 目的
本咨詢通告規定了兩種確定飛艇型號合格審定可接受準則的方法。申請人可以使用該準則，用於表明對中國民用航空規章21部21.17條第(二)款的符合性。此外，本咨詢通告還提供了與飛艇型號合格審定相關的基本指導材料。
2. 替代關系
本咨詢通告為AC 21-09“飛艇適航標準”（1997年4月8日頒布）的第一次修訂版。
3. 參考文件
FAA AC 21.17-1A Type Certification – Airships（飛艇的型號合格審定），生效日期1992年9月25日FAA P-8110-2 Airship Design Criteria（飛艇設計準則）
4. 相關的適航規章條款
CCAR 21.7 飛行手冊
CCAR 21.17 適用規章的確定
CCAR 23 正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航標準
CCAR 33 航空發動機適航規定
CCAR 35 螺旋槳適航標準
CCAR 45 民用航空器國籍登記規定
CCAR 91.11 民用航空器飛行手冊、標記和標牌要求
CCAR 91.403 具有中國標準類適航證的有動力的民用航空器：儀表和設備要求
5. 背景
5.1 飛艇型號合格審定的規章、依據和相關的審定活動
1997年4月8日，民航總局適航司頒發了咨詢通告AC 21-09“飛艇適航標準”，納入FAA P-8110-2飛艇設計準則（Airship Design Criteria），作為飛艇型號合格審定的適航準則。根據當時有效的中國民用航空規章21部，為經過型號合格審定的飛艇頒發型號設計批准書。2004年和2005年，華北地區管理局和華東地區管理局分別頒發了飛艇型號設計批准書，其型號合格審定依據AC 21-09開展。2007年4月15日，中國民用航空規章21部進行了第三次修訂，增加了第21.17條第(二)款，規定對特殊類別航空器的合格審定，並且修訂第21.21條，規定對經型號合格審定的、包括飛艇在內的特殊類別航空器頒發型號合格證。
5.2 FAA P-8110-2飛艇設計準則（Airship Design Criteria）的編制歷史
1979年3月，美國聯邦航空局（FAA）收到了一封關於小型軟式飛艇的型號合格審定申請，從而開始了制訂飛艇型號審定設計準則的行動。然而，這個項目並沒有得到足夠的重視，因為申請人放棄了原申請，而且也沒有跡象表明未來會有新的飛艇型號合格審定申請出現。直到1983年1月再次出現飛艇型號審定申請時，FAA才在美國國家航空航天局（NASA）的協助下，再次開始制訂飛艇設計準則。NASA的經驗主要來自於美國海軍在1940年至1962年間設計和運行飛艇的經驗，而1962年海軍退役了其最後一艘飛艇。除了參考NASA的經驗外，FAA還參考了與軟式飛艇有關的聯邦航空規章FAR 23部的部分內容和英國航空規章（British Civil AirRequirements）的Q節（發布於1979年12月），以尋找可能構成飛艇設計準則的內容。最終，FAA制訂出了適用於美國傳統軟式飛艇型號審定的設計準則。此準則主要基於FAR 23部、海軍的飛艇設計規範、FAA和NASA認為適用於現代飛艇的額外準則。最初的FAA飛艇設計準則收錄於FAA P-8110-2中，標題為《飛艇設計準則》（Airship Design Criteria）。此後，FAA對《飛艇設計準則》做過一次修訂。那次修訂在聯邦註冊報中做了通告，但是沒有被合併到《飛艇設計準則》中。在將此版本的《飛艇設計準則》運用於實際型號合格審定時，FAA發現需要對此做更多的澄清或修改。因此，FAA於1992年7月24日發布了FAA P-8110-2《飛艇設計準則》的第一次修訂版。
6. 說明
根據第21.17條第(二)款，特殊類別航空器的審定基礎應包括指定的中國民用航空規章條款或者其他類似的、可以被局方接受的適航準則。本咨詢通告包含根據第21.17條第(二)款可以被局方接受的飛艇型號合格審定的設計準則。
7. 可接受的準則
申請人可以通過以下途徑之一來表明其申請符合第21.17條第(二)款中對軟式、準平衡式、傳統式飛艇型號合格審定的要求：
7.1 FAA P-8110-2飛艇設計準則（Airship Design Criteria）
7.2 其他適航準則
(1) 當“FAA P-8110-2飛艇設計準則”中的適航準則不足以或者不適用作為某個具有獨特設計方案或者設計特徵的飛艇的審定基礎時，可以使用其他準則。初次申請使用這樣的適航準則作為飛艇的審定基礎時，首先需要得到中國民用航空總局航空器適航審定司的批准。關於制定這些準則和獲得批准的指導如下：
(i) 這些準則必須能夠提供與第21.17條第(二)款的規定相同的安全水平。任何有意遞交給中國民用航空總局航空器適航審定司的適航準則都應當在完整、簡明、明確、細節等方面與“FAA P-8110-2飛艇設計準則”相當。中國民用航空總局航空器適航審定司明確指出，想要制定一套切實可行的適航準則，必須具有一支有飛艇設計經驗、有開展型號合格審定項目經驗、並且了解如何制定程序和標準的工程人員隊伍。如果中國民用航空總局航空器適航審定司認為有必要，中國民用航空總局航空器適航審定司將可能參與這樣的適航準則的制定過程，當然這將視完成適航準則制定項目的可行性和人力資源情況而定。
(ii) 申請人應當將適航準則遞交給相關的民航地區管理局適航審定處以待獲得批准。民航地區管理局適航審定處在對這些適航準則提出意見後，提交給中國民用航空總局航空器適航審定司批准。收到適航準則和意見後，中國民用航空總局航空器適航審定司將審核其在型號設計中的可行性和完整性。在被中國民用航空總局航空器適航審定司認定接受後，這些準則將作為本咨詢通告的新的附錄，並按照修訂咨詢通告的程序以獲得批准。一旦獲得批准，這些適航準則將可能被用作其他飛艇的審定基礎，獲得批准的適航準則以及在何處獲得這些準則的信息將在本咨詢通告中被列出。
(2) 在新項目中對已經批準的適航準則做出的重大改變或補充，其批準程序應遵循上述(ii)節中的程序，以保證建立一套完整的適航準則。
(3) 以前被批准的適航準則在應用於新項目時，應當以當前的飛艇設計、運行經驗和相關的適航規章（例如CCAR 23、CCAR 25）的水準來評估。
(4) 對以前批准的適航準則可以不進行更改，而採用等效安全結論的方式。在這種情況下，申請人必須要表明具有等效安全並且要得到局方的批准。該等效安全應作為審定基礎的一分並被記錄在型號合格證數據單中。
(5) 這些適航準則應當要求提供持續適航文件，以滿足第21.50條的要求。
8. 其他準則
除了按照“7. 可接受的準則”節確定的準則外，對軟式、準平衡式、傳統式飛艇進行型號合格審定時還應考慮以下相關規章：
8.1 CCAR 33
發動機應當根據CCAR 33的規定接受型號合格審定，或者作為飛艇整體的一部分被審定。當發動機作為飛艇整體的一部分進行審定時，應遵守以下要求：
(1) 當申請人編寫適航準則時，應以CCAR 33為指導文件。
(2) 申請人應當及時將發動機的審定基礎提交局方進行評審。局方對此的批準程序與7.2節中描述的飛艇適航準則批準程序相似。
(3) 當發動機作為飛艇整體的一部分進行審定時，不會單獨頒發發動機的型號合格證，對該發動機的批准僅限於在此特定飛艇上的安裝。
(4) 發動機及其附件系統不得對飛艇的安全運行造成危害。
8.2 CCAR 35
螺旋槳應當根據CCAR 35部的規定接受型號合格審定，或者作為飛艇整體的一部分進行審定。當螺旋槳作為飛艇整體的一部分進行審定時，應遵守以下要求：
(1) 當申請人編寫適航準則時，應以CCAR 35為指導文件。
(2) 申請人應當及時將螺旋槳的審定基礎提交局方進行評審。局方對此的批準程序與7.2節中描述的飛艇適航準則批準程序相似。
(3) 當螺旋槳作為飛艇整體的一部分進行審查時，不會單獨頒發螺旋槳的型號合格證，對該螺旋槳的批准僅限於在此特定飛艇上的安裝。
(4) 螺旋槳不得對飛艇的安全運行造成危害。
8.3 升力氣體
氫氣不得作為飛艇的升力氣體。
8.4 CCAR 21
第21.7條中關於飛行手冊的要求也適用於飛艇。此外，還必須遵守第91.11條中關於民用航空器運行限制和標記、標牌的規章。
8.5 CCAR 45
中國註冊的飛艇應符合CCAR 45關於國籍登記標誌的要求。
8.6 CCAR 91
中國註冊的飛艇，其儀表和設備要求應符合第91.403條的要求。並且，無論第91.403條如何規定，每一座位都必須提供經批准的安全帶。
9. 其他信息
9.1 審定基礎
8 局方將用信函的形式將確定的適航準則通知申請人，該適航準則應根據第7節中描述的原則，是符合第21.17條第(二)款要求的、能夠被局方接受的適航準則。通知申請人的適航準確應當包括標題、條款編號、版次和批准日期。
9.2 型號合格證數據單
第21.17條第(二)款應被引用在飛艇的審定基礎中。作為審定基礎，型號合格證數據單應列出第21.17條第(二)款和上述9.1節中制訂的適航準則。這些適航準則應當包括標題、條款編號、版次和批准日期。
飛艇設計準則
I 分部—總則
1.1 適用範圍
本準則規定了可接受的適航要求，適用於軟式、準平衡、常規的飛艇。按聯邦航空規章(FAR)21部21-17(b)頒發型號合格證和更改這些型號合格證。這些準則適用於以正常類進行型號合格審定的飛艇，該類飛艇除駕駛員座位外有乘客座椅9座或9座以下。為了覆蓋本文件中未提及的如AC21-17-1中所討論的飛艇設計特徵和運行性，可能要求附加條件。
1.2 定義
應用下列定義：
(a)飛艇是一種由發動機驅動的、輕於空氣的、可以操縱的航空器。
(b)軟式飛艇是一種整體結構和形狀由容於氣囊內的氣體壓力保持的飛艇。
(c)準平衡飛艇是一種在正常飛行運行時能達到零靜重力的飛艇。
(d)吊艙是聯接於或懸掛於氣囊下的結構件，用以載運機組人員、乘客、貨物、設備或推進系統。
(e)壓力高度為副氣囊完全放氣、升力氣體充滿氣囊時的高度。
(f)在標準海平面，大氣溫度為15C、壓力為29.92英尺汞柱的狀態下，純凈氣體重量為：
(1)乾燥空氣=0.07647磅/立方英尺
(2)乾燥氮氣=0.01054磅/立方英尺
(g)單位升——採用該值應以設計分析鑒別。在缺乏合理的分析時，對於氮氣，採用0.635磅/立方英尺(96%純度)。
(h)副氣囊——為一柔軟的和可壓縮的、容納在氣囊內的空氣室，其目的在於補償氣體容積的變化，保持氣囊內部壓力，並幫助配平飛艇。
(i)虛擬慣性——在流體中運動時由於該物體造成的流體運動而產生的附加慣性。
1.3 縮略語和符號
除非另外指明，下列均為當量空速（EAS）
(a) VB最大陣風強度的設計速度。
(b) VD——設計俯衝速度。
(c) VH——在海平面的最大水平飛行速度。
(d) VMO——最大使用限制速度（指示空速—IAS）
(e) VL——起落架收放速度。
II 分部—飛行總則
2.1 證明符合性的若干規定
(a)在與申請進行合格審定的各種載荷情況相應的重量和重心範圍內，飛艇必須滿足本分部規定的每一項要求。這一點，必須用申請合格審定的該型號飛艇進行試驗，或根據試驗結果進行與試驗同樣準確的計算，予以表明。
(b)在飛行試驗中，對規定值的一般的允差如下表，但在一些特定試驗中可容許更大的允差：
項目 允差
重量 +5% －10%
受重量影響的臨界項目 +5% － 1%
重心 整個範圍的±7%
2.2 載重分布限制
必須制定飛艇可以安全運行的重量和重心範圍。
2.3 重量限制
(a)最大重量
最大重量是指飛艇在符合本準則每項適用要求時的最重的重量。所制定的最大重量必須符合下列條件——(1)飛艇最大重量不超過下列值：
(i)申請人選定的最重的重量；
(ii)最大設計重量，即表明符合本部每項適用的結構載荷情況的最重的重量；
(iii)表明符合每項適用的飛行要求的最重的重量。
(2)假定每個座椅上的乘員重量為170磅。則飛艇最大重量應不小於下列情況之一時的重量：
(i)每個座椅均坐人，滑油箱裝滿，燃油至少足以供給發動機在額定最大連續功率下工作半小時；
(ii)所要求的最小機組，燃油箱及滑油箱裝滿。
(3)不低於吊艙裝載至最大設計重量後飛艇所能達到的重量。
(b)最小重量
必須制定最小重量，使之不大於下列重量之和：
(1)按2.4確定的空重；
(2)所要求的最小機組重量（每個機組成員按170磅計算）；和
(3)飛艇以最大連續功率飛行半小時所需的燃油重量。
2.4 空重和相應的重心
(a)空重及相應的重心必須按所有各項重量確定，包括—
(1)癟氣囊重量；
(2)固定壓艙物；
(3)按5.13條確定的不可用燃油；及
(4)全滿工作液，包括：(i)滑油；和(ii)液壓油。
(b)確定空重時的飛艇狀態必須是明確定義的並易於再現。
2.5 螺旋槳轉速和槳距限制
(a)總則必須對螺旋槳轉速和槳距值加以限制，以確保在正常工作狀態下安全運行。
(b)飛行中不能操縱的螺旋槳對於在飛行中槳距不能操縱的螺旋槳，在起飛和以最佳爬升速度進行初始爬升期間，發動機處於最大油門或最大允許的起飛進氣壓力狀態，螺旋槳必須限制發動機轉速，使之不超過最大允許起飛轉速；
(c)沒有恒速控制裝置的可控槳距螺旋槳每具螺旋槳能空中變距，但無恒速控制時，必須採用槳距範圍限制裝置，使得可能的最低槳距滿足本條(b)的要求。
(d)帶有恒速控制裝置的可控槳距螺旋槳此類螺旋槳必須符合下列規定：
(1)具有一種裝置，在調速器工作時將發動機最大轉速限制到最大允許起飛轉速
(2)具有一種裝置，在調速器不工作時，當槳葉處於可能的最小槳距位置、發動機為起飛進氣壓力、飛艇靜止且無風時，能將發動機最大轉速限制到最大允許起飛轉速的103%。
性能
2.6 總則
(a)除非另有規定，本分部的各項性能要求必須按靜止空氣和標準大氣條件予以滿足，或標準大氣條件不適用時，則按制造廠商提出的大氣條件。
(b)在具體環境大氣條件下，各項性能必須與可用的推力轉向相對應。
2.7 起飛
對於每型飛艇，起飛和爬升至50英尺障礙高度的需用距離必須按下列條件確定：
(a)飛艇處於最大靜重；
(b)發動機在經批准的使用限制內工作；
(c)發動機罩通風片或其他發動機冷卻供氣控制裝置均處於正常起飛位置；
(d)各台發動機和/或螺旋槳、以及所配備的推力轉向裝置，需要驗證的每一個起飛位置；
(e)飛艇爬升高度達到距起飛表面50英尺以上時，其爬升速度必須達到推薦值；和
(f)為確定本條所需數據而作的起飛，不得要求特殊的駕駛技巧或特別有利的條件。
2.8 爬升：全發工作
(a)飛艇在海平面必須至少具有300英尺/分的定常爬升率、1：12的定常爬升角，飛艇狀態如下：
(1)每台發動機不超過其最大連續功率；
(2)輔助推力裝置和升力控制裝置均處於正常爬升位置；
(3)起落架在收上位置；
(4)發動機罩通風片或其他控制供給發動機冷卻氣流的裝置處於5.39至5.41條要求的冷卻試驗所用的位置上。
(b)對於使用最大連續向前推力的各種平衡情況，必須制訂其各種飛行狀態下的最大爬升率和最大下滑率，並演示驗證在以這些最大速率作爬升或下滑時，飛艇氣囊的壓力保持在其經批準的最大最小範圍內。
2.9 爬升：單發停車
在下述條件下，多發飛艇的海平面定常爬升率必須至少為每分鐘100英尺——
(a)單發停車，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(b)其餘發動機不超過最大連續功率，且所有輔助推力和升力的操縱器件均調定於最佳位置；
(c)起落架在收上位置；
(d)發動機罩通風片或其他控制發動機冷卻或供氣的裝置，均處於發動機做冷卻試驗時所採用的位置。
2.10 著陸
必須按飛艇的最不利著陸形態，確定從高於著陸表面15米(50英尺)的一點到飛艇著陸並完全停止所需的水平距離。
2.11 發動機失效
在任何飛行情況下，飛艇發生一發或多發失效以後，必須能夠只使用指定壓艙物而快速自行恢復平衡狀態。
2.12 中斷著陸
(a)飛艇必須演示驗證其以最大著陸重量下滑進場、著陸繼而轉人中斷著陸爬升的能力，其間並不需特殊駕駛技術，飛艇也不得有過度下沉。飛艇此時的形態包括——
(1)副氣囊按下滑與著陸配平；
(2)起落架在放下位置；以及
(3)輔助推力和升力操縱器件起始處於正常著陸位置。
(b)輔助推力和升力操縱器件可以被用於表明飛艇對本條的符合性，只要不導致不可接受的飛行品質或給駕駛員造成過度負荷。
飛行特性
2.13 總則
飛艇在正常預期使用高度上必須滿足；2.14至2.21條的各項要求，而不需特殊的駕駛技巧、機敏和過分的體力。
操縱性和機動性
2.14 總則
(a)在下述過程中，飛艇必須可以安全地操縱和機動：
(1)起飛；
(2)爬升；
(3)平飛；
(4)下滑；
(5)著陸；以及
(6)在單發停車、其余發動機在其任意許可位置上變換推力轉向時的平飛。
(b)必須表明飛艇在無發動機動力（自由氣球飛行模式）情況下是垂直可操縱的，可以完成安全下降和著陸。
(c)在任何可能的使用情況下，包括任一發動機或所有發動機的突然發生故障，必須能從一種飛行狀態平穩地過渡到任何另一種飛行狀態，而不必有特殊的駕駛技巧、機敏或體力，也沒有超過限制載荷系數的危險。
(d)如果本節(c)條所要求的試驗中存在著使駕駛員的負荷強度達到邊界情況時，則駕駛力不得超過下表所列的限制值：
規定操縱器件上的作用力，磅 轉軸
俯仰 偏航
(a)短暫作用：駕駛桿 60 30
駕駛盤（作用於輪緣） 75 60
絞盤 60
方向舵腳蹬 150
(b)持續作用 駕駛桿或駕駛盤（作用於輪緣） 10 5
絞盤 10
腳蹬 20
(e)必須有可能在主操縱系統或輔助操縱系統的任何單項失效之後，在適合於作可控著陸的高度上建立起零下降率。操縱系統包括機械和電氣裝置，例如：
(1)氣動操縱面
(2)轉向推力系統
(3)壓艙配重
(4)氮氣/空氣閥門
(5)電氣或液壓作動筒
(6)有關線路或液壓管路
(7)電源
(8)操縱系統助力器
(f)當有下列情況時應考慮多重失效：
(1)可能自共同來源引發各種失效；
(2)在正常使用中，第一個故障無癥候且不會被檢測出來，包括定期檢查(其時間間隔是與所涉及的危險程度相協調的)。
(3)第一個故障無可避免地會導致其他故障。
2.15 縱向操縱
在全部發動機以最大連續功率工作、升力操縱設定恰當，且飛艇配平情況下，必須能產生：
(a)從30°上仰角穩定爬升作低頭改出；和
(b)從30°下俯角穩定下降作上仰改出。
2.16 著陸操縱
在正常進場和著陸情況下飛艇必須有足夠的俯仰操縱範圍，使駕駛員能夠達到其預期姿態。有關的操縱技術和限制值必須在飛艇飛行手冊中標出。
配平
2.17 配平
應演示驗證，當飛艇作靜配平且平衡以後，在其升降操縱器件近似於中立位置時，能夠在靜止空氣裏以所有不同速度作水平飛行。
穩定性
2.18 穩定性
在飛艇協調使用輔助推力操縱和升力操縱和按相應飛行速度配平以後，它在上升、下降和平飛中作穩定非加速飛行時，必須具有足夠的俯仰和航向穩定性，以保證駕駛員不過度疲勞並且不分散正常工作的注意力。
其他飛行要求
2.19 振動和抖振
在直至VD的任何相應的速度和動力狀態，飛艇的每一部件必須不發生過度的振動。另外，在任可正常飛行狀態，不得存在強烈程度足以干擾飛艇良好操縱、引起飛行機組過度疲勞、或引起結構損傷的抖振狀態。
2.20 氣囊壓力與變形
必須在飛艇正常飛行所用的整個速度、功率和主氣囊的壓力範圍內，表明主氣囊的變形不會妨礙其航跡控制。此外，還應滿足下述要求：
(a)必須提供措施，使駕駛員能在主氣囊的設計壓力範圍內確定並控制其壓力。
(b)必須提供操作程序，並載人飛艇飛行手冊。
(c)在使用滿足(a)條所需要的程序和操縱件時，如有不當，也不得危及主氣囊的整體性。
2.21 地面操作特性
(a)必須按規定的最少地面機組人員、所有可能的飛艇重量和浮升力情況，和所有可能的風向風力情況，制訂出滿意的地面操作程序。
(b)必須制定使用固定系留桿和可動系留桿的系留程序。
III 分部—結構
總則
3.1 載荷
(a)強度的要求用限制載荷（服役中預期的最大載荷）和極限載荷（限制載荷乘以規定的安全系數）來規定。除非另有說明，所規定的載荷均為限制載荷。
(b)除非另有說明，空氣和地面載荷必須與計及飛艇中每一質量項目的慣性力相平衡，且適用時，考慮飛艇虛擬慣性的影響。
(c)必須以從設計最小重量到設計最大重量的任一重盆和試圖獲取合格審定範圍內的最不利重心位置的組合來表明結構要求的符合性。
(d)如果載荷作用下的變位會顯著改變外部載重或內部載重的分布，則必須考慮載重分布變化的影響。
3.2 安全系數
除非另有規定，必須採用安全系數1.5。
3.3 強度和變形
(a)結構必須能夠承受限制載荷而無有害的永久變形。在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得妨害安全運行。
(b)結構必須能夠承受極限載荷至少三秒鐘而不破壞，但是當用模擬真實載荷情況的動力試驗來表明強度的符合性時，則此三秒鐘的限制不適用。
3.4 結構符合性的證明
(a)必須表明每一臨界受載情況下均符合本分部的強度和變形要求。只有在經驗表明某種結構分析方法對某種結構是可靠的情況下，對於同類的結構，才可用結構分析來表明結構的符合性。對其他情況，必須進行驗證載荷試驗。如果已模擬了設計載荷情況，包括結構飛行試驗的動力試驗是可接受的。
3.5 設計重量
飛艇的重量等於其最大設計靜浮力加上可由動態升力(以可接受的方式分布在氣囊和平尾上)或轉向推力承載的任何附加重量之和。
(a)最大設計重量表明符合每一適用結構和飛行要求的最大重量規定如下：
(1)最大設計平衡重量＝Wo(磅)
(2)最大靜態重量＝Wsh(磅)飛艇重量超過排開的空氣重量的量。
(3)最大著陸重量＝W1(磅)
(4)最大起飛重量＝Wt(磅)＝Wo＋Wsh
(5)最大吊艙重量
(b)最小設計重量
表明每一適用要求符合性的最小重量規定如下：
(1)最小設計重量＝Wm(磅)
(2)最大靜態減輕量＝Wsl(磅)飛艇重量小於排開的空氣重量的量。
3.6 設計空速
除非在特定要求中另行說明，所選的設計空速是當量空速(EAS)
(a)設計最大平飛速度VH。VH是飛艇所有發動機以最大連續功率運行和飛艇承載至平衡浮力或產生最小阻力時，在水平飛行中能達到的最大速度。
(b)對應最大突風強度的設計空速VB。VB應不小於35節或0.65VH，二者中取小者。
(c)設計俯衝速度VD。VD不得小於下述要求中之大者：
(1)VH；或
(2)所有發動機以最大連續功率運行及飛艇處於最小阻力構形下，俯衝中能達到的最大速度。
飛行載荷
3.7 總則
必須按下列各條表明符合本分部的飛行載荷要求，
(a)在飛艇可預期使用的高度範圍內的每一臨界高度；
(b)從設計最小重量到設計最大重量的每一重量；和
(c)對於每一要求的高度和重量，按在7.26到7.29條規定的使用限制內可調配載重的任何實際分布。
3.8 設計機動載荷
(a)認為飛艇，包括操縱面承受由表1所列機動情況產生的載荷。必須計入校驗機動和非校驗機動中穩態和瞬態的影響。
(b)考慮機動情況時，必須包括對方向舵和升降舵操縱單獨和組合效應二者的研究。
表1 設計機動情況
情況 速度 重量 姿態 推力方向 操縱面位置
方向舵 升降舵
1 水平飛行 VH Wt 註2 向前 中立 註2
2 水平飛行反推力 0.71VH Wl 註2 反向 中立 註2
3 低頭 VH W0 +30° 向前 中立 註2
4 擡頭 VH W0 -30° － 中立 註2
5 下降和拉起 VH Wt 註2 向前 中立 註2
6 進人轉彎 VH W0 水平 向前 全偏 中立
7 轉彎和反向轉彎 VH W0 水平 向前 註3 中立
8 進人俯衝 VH W0 水平 向前 中立 向下全偏
9 進入爬升 VH W0 水平 向前 中立 向上全偏
10 轉彎和爬升 VH W0 水平 向前 全偏 向上全偏
11 轉彎和俯衝 VH W0 水平 向前 全偏 向下全偏
12 轉彎 註1 W0 水平 向前 全偏 中立
13 轉彎改出 註1 W0 水平 向前 註3 中立
14 轉彎改出和爬升 註1 W0 水平 向前 註3 向上全偏
15 轉彎改出和俯衝 註1 W0 水平 向前 註3 向下全偏
16 浮空飛行 VH 註2 註2 向前 中立 註2
註1——速度值必須對穩態情況確定。
註2——必須產生最大載荷情況。
註3——必須施加方向舵滿操縱，在轉彎75°以後，隨之作方向舵反向滿操縱。
3.9 突風載荷
(a)假設飛艇在平飛時承受遇到下列大氣突風所產生的載荷：
(1)當以VH速度飛行時，每秒25英尺的離散突風。
(2)當以VB速度飛行時，每秒35英尺的離散突風。
(3)突風形狀和強度定義如下：
Um πX
U=-----(1-cos-----)
2 H
其中——
Um=上述規定的突風速度(英尺/秒)；
X＝進人突風區距離，0≤X≤2H(英尺)；
H=突風梯度長度，L/4≤H≤800(英尺)；和
L＝飛艇長度(英尺)
(4)必須計人穩態載荷和飛艇對設計突風的動態響應。
(b)突風作用在包括平行於飛艇軸線的任何方向上，且飛艇操縱面處於中立位置和為平衡突風所需最大有效角的兩種情況。
(c)在缺乏更合理分析的情況下，作用在飛艇外廓上的最大氣動力彎矩必須按下式計算：
0.02
M =0.029 {1+}ρμωV ⁴√]L
其中
L=飛艇長度(英尺)；
d=最大主氣囊直徑(英尺)；
ρ＝空氣密度(斯拉格/立方英尺)；
μ=(a)款的突風速度(英尺/秒)；
υ=(a)款的飛艇當量速度(英尺/秒)；
V=主氣囊總體積(立方英尺)
本方程適用於L/D在4.0和6.0之間。如L/D小於4.0，用4.0，
(d)假設尾翼承受按下列情況作用的，由(a)款規定的離散突風：
(1)飛艇作直線水平飛行。
(2)突風以900角作用到每一組尾面上。
(3)必須考慮操縱面處於中立位置和為平衡突風所需的最大有效角這二種情況。
(4)假設有效攻角為：
-1 Um
α=1.25tan -------
1.689V
(5)操縱面載荷加上由尾翼誘導的主氣囊尾部空氣動力之和必須與飛艇最大重量下，以合理的或保守的方式作用的反向慣性載荷相平衡。
3.10 發動機扭矩
(a)發動機架及其支承結構，必須按下列組合效應進行設計：
(1)相應於起飛功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩，和3.8條中設計機動情況的限制載荷的75寫同時作用；
(2)相應於最大連續功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩，和3.8條中設計機動情況的限制載荷同時作用；和
(3)對於渦輪螺旋槳裝置，除了本條(a)(1)和(2)的規定情況外，相應於起飛功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩乘以下述系數後和1g平飛載荷同時作用。該系數是用於考慮螺旋槳操縱系統故障(包括快速順槳)，在缺少詳細的分析時，必須取為1.6。
(b)對於渦輪發動機裝置，發動機架及其支承結構必須設計成能承受下列每一種載荷：
(1)由於故障或結構損壞（例如壓氣機卡住）造成發動機突然停車所產生的發動機限制扭矩載荷；
(2)發動機最大加速所產生的發動機限制扭矩載荷。
(c)本條(a)考慮的發動機限制扭矩，必須由平均扭矩乘以下列系數得出：
(1)對於渦輪螺旋槳裝置，為1.25；除非瞬時功率會產生較高的限制扭矩。
(2)對於有5個或5個以上汽缸的活塞發動機，為1.33.
(3)對於有4、3、2個汽缸的發動機，分別為2、3、4，
(d)當由於飛艇偏航和俯仰時，或發動機轉向時引起通過螺旋槳的氣流不對稱，必須考慮附加力。
3.11 發動機架的側向載荷
(a)發動機架及其支承結構必須按橫向限制載荷系數（作為作用在發動機架上的側向載荷）進行設計，但不小於下列數值：
(1)1.33；或
(2)3.8所述的設計機動情況的限制載荷系數的三分之一
(b)可假定本條(a)規定的側向載荷與其它飛行情況無關。
3.12 發動機失效引起的載荷
對渦輪螺旋槳動力裝置飛艇，發動機架及其支承結構必須按任一發動機失效與螺旋槳阻力限制系統的單個故障相組合產生的載荷來設計。採用下列情況：
(a)由於燃油流動中斷而引起功率喪失所產生的載荷作為限制載荷；
(b)由於發動機壓氣機與渦輪脫開或由於渦輪葉片丟失所產生的載荷作為極限載荷；
3.13 陀螺載荷
對渦輪動力裝置飛艇，發動機架和其支承結構必須按機動載荷與發動機在最大連續轉速下，推力轉向引起的最大角變化率的組合所產生的陀螺載荷來設計。
操縱面和操縱系統載荷
3.14 操縱面載荷
(a)操縱面必須按3.8和3.9條規定的各種情況產生的操縱面載荷進行設計。
(b)對飛行載荷情況，作用在可動面上的空氣載荷和相應的偏轉量不必超過在飛行中施加3.16條(b)規定的範圍內的任何駕駛員作用力可能導致的值。但是，這些駕駛員力不得小於符合2.14條(c)規定的實際最大駕駛員力。在應用此準則時，必須考慮操縱系統助力器，伺服機構和調整片的影響。如果自動駕駛儀力單獨能產生比駕駛員人力高的操縱面載荷。則必須用自動駕駛儀力來設計。
3.15 操縱系統載荷
(a)每一飛行操縱系統和其支承結構，必須按相應於3.8條和3.9條中規定情況計算的可動操縱面鉸鏈力矩的125%的載荷進行設計。但這些載荷不必超過駕駛員或自動駕駛儀所能產生的載荷中之大者。
(b)操縱系統必須按駕駛員或自動駕駛儀的最大作用力進行設計（取其42 中大者）。此外，如果駕駛員和自動駕駛儀操縱反向，則在他們之間的操縱系統可以按施加較小載荷的上述二者之一的最大作用力進行設計。用於設計的駕駛員力不必超過3.16條(b)規定的最大駕駛員作用力。
(c)在任何情況下，設計必須為服役使用提供堅實可靠的系統。按3.16條(b)規定的最小作用力作用下產生的載荷來設計可以表明對本條的符合性。
3.16 駕駛員作用力
(a)假定用於設計的駕駛員作用力，如同在飛行中那樣，作用在相應的操縱器件握點或腳蹬上（以模擬飛行情況的方式），並且在操縱系統與操縱面操縱支臂的連接處受到反作用。
(b)表2給出了駕駛員作用力和扭矩
表2 駕駛員作用力
操縱器件 最大作用力或扭矩 最小作用力或扭矩
升降舵：
(i)駕駛盤(1) 167磅 100磅
(ii)裝在桿上的輪(對稱) 200磅 100磅
(非對稱)(2) － 100磅
(iii)桿 167磅 100磅
方向舵：
(i)方向舵腳蹬 200磅 130磅
(ii)裝在桿上的輪(3) 50D英寸磅(4) 40D磅•英寸(4)
(iii)桿 67磅 40磅
註：
(1)當駕駛盤安裝在駕駛員側邊，則前後駕駛員力作用在輪緣最高點。
(2)非對稱力必須作用在駕駛盤的一個正常握點上。
(3)當方向舵操作器件是安裝在駕駛員前方的桿上的輪時，所施加載荷必須與輪緣相切。
(4)D=駕駛盤直徑(英寸)。
3.17 雙操縱系統
(a)雙操縱系統必須按兩個駕駛員反向操縱情況進行設計，此時所採用的每個駕駛員作用力不小於下述載荷：
(1)按3.14條所得載荷的75％；或
(2)按3.16條(b)中規定的最小作用力。
(b)雙操縱系統必須按兩個駕駛員同向施加的作用力進行設計，此時所採用的每個駕駛員作用力不小於按3.14條所得載荷的75%。
3.18 次操縱系統
次操縱器件，例如閥和阻尼操縱器件，必須按一個駕駛員很可能施於這些操縱器件的最大作用力進行設計。
3.19 配平調整片
(a)配平調整片對操縱面設計情況的影響，只有在操縱面載荷受到駕駛員最大作用力的限制時才必須計入。在這些情況下，認為配平調整片朝幫助駕駛員的方向偏轉。
(b)操縱面調整片必須按很可能發生的空速和調整片偏轉的嚴重組合情況進行設計。
3.20 操縱面補充情況
對帶有與水平和垂直軸有明顯夾角或有內表面支承的操縱面的飛艇，其操縱面和支承結構必須按對單獨系統規定的操縱面載荷的組合進行設計。
3.21 順風載荷
(a)操縱面鉸鏈和操縱系統必須按下述的順風載荷下的操縱面載荷進行設計：
(1)在缺乏更合理分析時，可動操縱面上的載荷分布必須從鉸鏈處的零到後緣處的最大值呈線性分布進行計算。
(2)從操縱面支臂到載荷反作用位置（止動塊、突風鎖、駕駛員操縱器件）的操縱系統，必須按相應於本條(3)款的鉸鏈力矩H進行設計。
(3)由下列公式計算的操縱面鉸鏈力矩，不必超過相應於3.16條(b)的最大駕駛員作用力的載荷。
H=KCSq
式中：H為限制鉸鏈力矩。磅•英尺；
C為鉸鏈線後操縱面的平均弦長，英尺；
S為鉸鏈線後操縱面的面積，英尺²；
q＝基於不小於15英尺/秒的設計速度下的動壓(磅/平方英尺)；和
K＝鉸鏈力矩系數，1.40。
(b)對鎖定和非鎖定操縱器件，必須在正負位置上當操縱面抵住止動塊和在中立位置下決定每一操縱面上產生的載荷。
地面載荷
3.22 總則
按本分部得到的限制地面載荷，認為是施加於飛艇結構的外力；在每一規定的地面載荷情況中，外載荷必須以合理的或保守的方式與線慣性載荷和角慣性載荷相平衡。
3.23 地面載荷假設
(a)必須按表3所示的重量和緩沖器伸長，表明對本分部地面載荷要求的符合性。
(b)本分部所規定的著陸載荷情況下飛艇重心處所選的限制垂直慣性載荷系數，不得小於用預期在使用中出現的最大下沉速度（但不得小於3英尺/秒）著陸時，可能獲得的載荷系數。
可以對在吊艙和氣囊間著陸能量的分配給以適當的考慮。整個著陸撞擊的動態升力不予計入。限制垂直慣性載荷系數n代表外部施加的垂直力與飛艇重量之比。
(c)能量吸收試驗(確定相應於所要求的限制下沈速度下的限制載荷系數n)必須按4.24(a)條進行。
3.24 著陸情況
起落架和飛艇結構承受表3中所列的起飛和著陸情況產生的載荷。在決定起落架和受影響的支承結構上的地面載荷時，採用下列規定：
(a)在研究著陸情況時，模擬為加速輪胎和機輪達到著陸速度所需要的力的阻力分量必須與相應瞬時垂直地面反作用力適當組合，此時假設輪胎滑動摩擦系數為0.8。觸地速度必須適於飛艇以最大預期向前著陸速度下著陸，但不得小於15節。在確定機輪起旋載荷時，可以使用聯邦航空條例第23部附錄D提出的方法。
(b)如果使用旋轉軸（沒有鎖、轉向裝置或減擺阻尼器），除上述要求外，假定起落架相對飛艇縱軸轉90°，並受通過軸的合成地面載荷。
(c)輔助起落架（例如安裝在尾鰭上的機輪）必須設計成能承受預期使用中產生的載荷。
表3 起飛和粉陸情況
情況 姿態 重量 緩衝器伸長 起落架載荷(3)
垂直 側向(2) 縱向(2)
起飛 水平 Wt 靜態 1.5Wsh 0 0.275Wsh
水平著陸 水平 Wl 最大 nWl 0 ±0.25nWl
水平著陸 水平 Wl 最大 nWl 0 (1)
側滑著陸 水平 Wl 靜態 Wl 0.55Wl 0
註：
(1)該載荷是基於起旋或回彈情況。
(2)側向和縱向載荷作用於水平面內。
(3)對雙輪的起落架，在機輪間用60/40載荷分配。
(4)n是按3.23條(b)選擇的飛艇重心處限制垂直慣性載荷系數。
3.25 繫留和地面操縱情況
本節規定的限制載荷是作用在飛艇結構和索上的外載荷，是由表4所列的繫留和地面操縱情況而產生的。對這些情況，認為飛艇處於著陸構形。
表4 繫留和地面操縱特性
情況(6) 重量 風速(節) 風向角(度)
對稱繫留 Wt 70 0
非對稱繫留 Wt 70 (2)
桿式地面操縱——重 Wt (1) (2)
桿式地面操縱——平衡(3) W0 (1) (2)
桿式地面操縱——超控(4) Wt 0 0
操縱索牽引(3)，(5) Wt (1) (2)
操縱索牽引(3)，(5) W0 (1) (2)
註：
(1)地面操縱中預期會出現的最大風速由設計者選擇，並列人飛艇使用限制中，但不得小於10節。
(2)必須按假設施加在帶最大設計充氣壓力的氣囊上的橫向風力和縱向風力確定風向角。這些風力根據對任一邊瞬時方向變化算出。在缺乏更合理分析時，必須使用10度風向角。
(3)必須基於臨界有效相對風向角決定地面載荷的包線。
(4)必須根據由相差3節的速度產生的桿和飛艇之間壓縮力決定載荷。
(5)對頭部牽引索，對下列繫留情況確定風向角，側面相對於過飛艇軸的垂直平面成0-120度牽引角和在通過飛艇軸的水平面以下30度角。對尾部或四分之一線之後，必須利用桿式牽引確定的風向角確定地面載荷的包線，在缺乏更合理的分析時，採用和對頭部牽引相同的參考平面側向60-120度牽引角。所選的牽引角必須列於飛艇牽引程序中。
(6)對所有適用的繫留情況，必須考慮由於風速突然改變引起的飛艇彈性回彈所產生的壓縮載荷。
應急著陸情況
3.26 總則
(a)盡管飛艇，包括其推進系統，在應急著陸情況中可能損壞，但飛艇必須按本條規定進行設計，。以在此情況下保護乘員。
(b)結構的設計必須能在輕度撞損著陸過程中並在下列條件下，給每一乘員以避免嚴重受傷的一切合理的機會：
(1)正確使用設計提供的座椅、安全帶；和
(2)乘員經受下表所示的極限慣性力 ：
極限慣性力
向上 0
向下 3.0g
向前 2.5g
向後 1.0g
側向 1.0h
(c)支承結構必須設計成不超過本條((b)(2)規定值的各種載荷作用下，能約束住那些在輕度撞損著陸中脫落後可能傷害乘員的每個部件。
IV 分部—設計與構造
4.1 總則
每個有疑問的設計細節和對安全有重要影響的零件的適用性必須通過試驗確定。
4.2 材料和工藝質量
(a)其損壞可能對安全性有不利影響的零件所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：
(1)建立在經驗或試驗的基礎上；
(2)符合經批准的標準，保證這些材料具有設計資料中採用的強度和其它性能；和
(3)考慮服役中預期的環境條件的影響。
4.3 制造方法
(a)採用的制造方法必須能生產出一個始終完好的結構。如果某種制造工藝需要嚴格控制才能達到此目的，則該工藝必須按照批准的工藝規範執行。
(b)飛艇的每種新制造方法必須通過試驗程序予以證實。
4.4 緊固件
結構中只可以使用經批准的螺栓、銷、螺釘和錘釘。除非表明安裝沒有振動，否則所有這些螺栓、銷和螺釘必須使用經批准的鎖定裝置或方法。使用過程中經受轉動的任何螺栓都不得採用自鎖螺母。
4.5 結構保護
飛艇的每個零件必須滿足下列要求：
(a)有適當的保護，以防止使用中由於氣候、腐蝕、磨損、或其他原因而引起性能降低或強度喪失；和
(b)有通風和排水適當措施。
4.6 可達性
必須具有措施，使能對需要維護、調整、潤滑或保養的每個零件進行檢查、仔細的檢驗、修理和更換。
4.7 材料的強度性能和設計值
(a)材料的強度性能必須以足夠的材料試驗為依據(材料應符合經批准的標準)，在試驗統計的基礎上制定設計值。
(b)設計值的選擇必須使任何結構因材料偏差而強度不足的概率極小。
(c)設計值必須是列出的數值，或由下述公開出版物中列出的數值或由確定的數值（這些公開出版物可從政府印刷辦公室，華盛頓特區20402，文件主管處獲得）或經局方批准的其他數值。這些出版物是：
MIL-HDBK-5 “飛行器結構的金屬材料和元件”；
MIL-HDBK-17 “飛行器用塑料”；
ANC-18 “ 木質航空器結構的設計”；
MIL-HDBK-23 “ 飛行器複合材料結構”；和
聯邦要求191-A “紡織品試驗方法”。
4.8 設計性能
(a)MIL-HDBK-5所列的設計性能，可以按下列情況選用：
(1)如果外載荷最終由組件中的單個元件來傳遞，而該元件的破壞將導致有關部件喪失結構完整性，則必須使用MIL-HDBK-5中所列保證最小設計機械性能（“A”，值；）。
(2)單個元件的部分破壞後能使外載荷安全地分配到其它承載元件的靜不定結構，可使用MIL-HDBK-5所列的90%概率為基礎（“B”，值）的值設計。這些結構的例子是壁板——加強件組合和多鉚釘或多螺栓連接。
(b)如果在使用前對每一單項取一個試樣進行試驗確認該特定項目的實際強度性能等於或超過設計中的所用值來進行材料的“精選”，則可在通常只允許取保證最小值處採用大於本條(a)所要求的保證最小值的設計值。
(c)如果獲得充分的試驗數據，能以概率分析表明，百分之九十或以上元件將等於或超過所選的許用設計值，則可以省略諸如板、板——桁條組合和鉚接接頭等結構項目的材料修正因子。
4.9 特殊系數
對於每一結構零件，如果屬於下列任一情況，則3.2條規定的安全系數必須乘以4.10至4.12條規定的最高的相應特殊安全系數：
(a)其強度不易確定；
(b)在正常更換前，其強度在服役中很可能降低；或
(c)由於制造工藝或檢驗方法中的不定因素，其強度容易有顯著變化。
4.10 鑄件系數
(a)總則在鑄件質量控制所需的規定以外，還必須採用本條(b)至(d)規定的系數、試驗和檢驗。檢驗必須符合經批准的規範，除作為液壓或其他流體系統零件而要進行充壓試驗的鑄件和不承受結構載荷的鑄件外，本條(c)和(d)適用於任何結構鑄件。
(b)支承應力和支承面本條(c)和(d)規定的鑄件的支承應力和支承面，其鑄件系數按下列規定；
(1)不論鑄件採用何種檢驗方法，對於支承應力取用的鑄件系數不必超過1.25；和
(2)當零件的支承系數大於鑄件系數時，對該零件的支承面不必採用鑄件系數。
(c)關鍵鑄件對於其損壞將妨礙飛艇繼續安全飛行和著陸或嚴重傷害乘員的每一鑄件，採用下列規定：
(1)每一關鍵鑄件必須滿足下列要求：
(i)具有不小於1.25的鑄件系數；
(ii)100%接受目視、射線和磁粉（或滲透）檢驗，或經批准的等效的無損檢驗方法的檢驗。
(2)對於鑄件系數小於1.50的每項關鍵鑄件，必須用三個鑄件樣品進行靜力試驗並表明。
在對應於鑄件系數為1.25的極限載荷作用下滿足互3.3的強度要求。在1.15倍限制載荷的作用下滿足茶3.3的變形要求。
(3)典型的關鍵鑄件有：結構連接接頭，飛行操縱系統零件，操縱面鉸鏈和配重連接件，座椅、臥鋪、安全帶、燃油箱、滑油箱的支座和連接件以及座艙壓力閥。
(d)非關鍵鑄件除本條(c)規定的鑄件外，對於其他鑄件採用下列規定：
(1)除本條(d)(2)和(3)規定的情況外，鑄件系數和相應的檢驗必須符合下表
鑄件系數 檢驗
等於或大於2.0 100%
目視小於2.0大於1.5 100%目視和磁粉(或滲透)、或等效的無損檢驗方法。
1.25至1.50 100%目視、磁粉(或滲透)和射線，或經批準的等效的無損檢驗方法。
(2)如果已制定質量控制程序並經批准，本條(d)(1)規定的非目視檢驗的鑄件百分比可以減少書
(3)對於按照技術條件採購的鑄件（該技術條件確保鑄件材料的機械性能，並規定按抽樣原則從鑄件上切取試件進行試驗來證實這些性能），規定如下：
(i)可以採用1.0的鑄件系數；和
(ii)必須按本條((d)(1)中鑄件系數為“1.25至1.50”的規定進行檢驗，並按本條(c)(2)進行試驗。
4.11 支承系數
(a)每個有間隙（自由配合）並承受敲擊或振動的零件，必須有足夠大的支承系數以計及正常的相對運動的影響。
(b)對於符合；4.23規定的系數的操縱系統接頭，滿足本條(a)的要求。
4.12 接頭系數
對於接頭（用於連接兩個構件的零件或端頭），採用以下規定：
(a)未經限制載荷和極限載荷試驗（試驗時在接頭和周圍結構內模擬實際應力狀態）證實其強度的接頭，接頭系數至少取1.15。這一系數必須用於下列各部分：
(1)接頭本體；
(2)連接手段；和
(3)被連接構件上的支承部位。
(b)基於全面試驗數據設計的接頭（例如金屬飯金連續接合，焊接和木質件中的嵌接）不必採用接頭系數。
(c)對於整體接頭，一直到截面性質成為其構件典型截面為止的部分必須作為接頭處理。
(d)對於每個座椅、臥鋪、和安全帶，其與結構和連接必須用分析、試驗、或兩者來證明能承受用接頭系數1.33乘以互3.26規定的慣性力。
操縱系統
4.13 總則
(a)每個操縱器件必須操作簡便、平穩和確切，足以實現其功能。
(b)操縱器件的布置和識別必須考慮操作方便，並防止出現混淆和隨之出現誤動的可能性。
4.14 主飛行操縱器件
(a)主飛行操縱器件是駕駛員對俯仰和偏航進行直接操縱的器件。
(b)不論操縱系統類型如何，操縱系統必須設計成一旦操縱系統中任一連接或傳遞元件失效時，使操縱完全喪失的可能性盡量小。必須為駕駛員提供措施，以便在任何失效情況下，能快速消除操縱系統的功能或將其斷開，並在有備用系統時，轉人備用系統操縱。
(c)對安裝在氣囊的膨脹或收縮會對操縱鋼索張力或機械自由度產生不利影響之處的任一機械操縱系統（主操縱系統或備用操縱系統），必須有自動調節或保持操縱鋼索張力或機械自由度的措施。
(d)如果在駕駛員主操縱器件和操縱面之間沒有直接的機械交連，必須具有操縱這些表面的雙餘度措施和駕駛員易於快速地從操縱這些舵面的主系統轉人備用系統的方法，以使不會遇到不安全飛行特性，而且操縱完全喪失是極不可能的。
(i)對於臨界使用情況，必須表明光導纖維數據總線與電傳數據總線一樣可靠。尤其須考慮的情況是光纜的周期彎曲和振動以及光鏈的任何接頭的污染。
(ii)在要求的試驗期間及其之後，系統必須繼續能發揮其預期的功能。
4.15 止動器
(a)操縱系統必須設置能確實限制由該系統操縱的每一可動氣動面運動範圍的止動器。
(b)每個止動器的位置，必須使磨損、鬆動或鬆緊調節不會導致對飛艇的操縱特性產生不利影響的操縱面行程範圍的變化。
(c)每個止動器必須能承受與操縱系統設計情況相應的任何載荷。
4.16 配平系統
(a)配平系統包括小氣球，氣動操縱面上的配平調整片，或直接影響飛艇長周期飛行姿態的任何其他系統。必須採取適當的預防措施以防止疏忽的、不適當的或粗暴的配平操縱。
(b)當用副氣囊配平時，駕駛員必須能決定何時副氣囊完全放氣和何時完全充氣。
(c)當採用配平調整片時，在接近配平操縱器件處必須有措施向駕駛員指明相關於飛艇運動的配平操縱器件運動的方向。此外，必須有措施向駕駛員指明配平裝置相對於調節行程的位置。這種措施必須對駕駛員可見，且其布置和設計必須防止混淆。
(d)配平調整片操縱必須是不可逆的，除非調整片已作適當的平衡並表明不會發生顫振。不可逆的調整片系統必須有足夠的剛度，從調整片到不可逆裝置與飛艇結構連接處之間的部分必須有足夠的可靠性。
4.17 操縱系統鎖
如果在地面或水上有裝I鎖住操縱系統，必須有措施
(a)當鎖定時，給駕駛員明白無誤的譽告。和
(b)在飛行中防止鎖住。
4.18 限制載荷靜力試驗
(a)必須按下列規定進行試驗，來表明滿足本部限制載荷的要求：
(1)試驗載荷的方向應在操縱系統中產生最嚴重的受載狀態；和
(2)試驗中應包括每個接頭、滑輪和用以將系統連接到主要結構上的支座。
(b)作角運動的操縱系統的關節接頭，必頂用分析或單獨的載荷試驗表明滿足特殊系數的要求。
4.19 操作試驗
(a)必須用操作試驗表明，當按本條
(b)規定的載荷從駕駛艙操作操縱系統器件時，系統不出現下列情況：
(1)卡阻；
(2)過度摩擦；和
(3)過度變形。
(b)規定試驗載荷如下：
(1)對整個操縱系統，在舵面上有相應於限制氣動載荷的載荷，或駕駛員限制作用力，兩者中取小者；和
(2)對次操縱系統，載荷不得小於按蒼3.18確定的最大駕駛員作用力作用時相應的載荷。
(c)對非機械飛行操縱系統，必須用操作試驗表明，飛艇在任一軸舵偏極端位置之後，完全可操縱，從而在極端偏舵出現時間，駕駛員察覺極端偏舵的時間和轉人到備用系統的時間之間，不出現不安全情況。其次，必須表明，在極偏度輸人以後，在察覺時間後，駕駛員能成功地、安全地轉入手動系統而不需要駕駛員特殊的技巧、警惕或體力。還有，在系統任一單個故障後，飛艇必須是完全可操縱的。
4.20 操縱系統的細節設計
(a)操縱系統的每個細節必須設計和安裝成能防止因貨物、旅客、鬆散物或水氣凝凍引起的卡阻、摩擦和干擾。
(b)駕駛艙內必須有措施在外來物可能卡住操縱系統的部位防止其進人。
(c)必須有措施防止鋼索或管子摩擦其它零件。
(d)飛行操縱系統的每個元件必須具有一定的設計特征，或具有明顯的永久性標記，使由於不正確裝配而引起操縱系統出故障的可能性減到最小。
4.21 彈簧裝置
除非彈簧的損壞不會引起顫振或不安全的飛行特性，否則操縱系統內所使用的任何彈簧裝置必須通過模擬服役條件的試驗來確定其可靠性。
4.22 鋼索系統
(a)鋼索、鋼索接頭、鬆緊螺套、編結接頭和滑輪必須符合經批准的規範。此外，還應滿足下列要求：
(1)在主操縱系統中不得採用直徑小於1/8英寸的鋼索；
(2)鋼索系統的設計，必須在各種運行情況和溫度變化下在整個行程範圍內使鋼索張力沒有危險的變化。和
(3)必須能對導引件、滑輪、鋼索接頭和鬆緊螺套進行目視檢查。
(b)每種滑輪的型式和尺寸必須與所配用的鋼索相適應。滑輪必須裝有緊靠的保護裝置，以防止鋼索滑脫或纏結即使鬆弛時也要防止。每個滑輪必須位於鋼索通過的平面內，使鋼索不致摩擦滑輪的凸緣。
(c)安裝導引件而引起的鋼索方向變化不得超過3°。
(d)承受載荷或運動且僅用開口銷保險的U形銷釘，不得用於操縱系統中。
(e)連接到有角運動的零件上的鬆緊螺套必須能確實防止在整個行程範圍內發生卡滯。
(f)調整片操縱鋼索不是主操縱系統的零件，且在調整片處於最不利位置時仍可安全操縱的飛艇上，該鋼索直徑可以小於1/8英寸。
4.23 關節接頭
有角運動的操縱系統的關節接頭（在推拉系統中），除了具有滾珠和滾柱軸承的關節接頭外，用作支承的最軟材料的極限支承強度必須具有不低於3.33的特殊安全系數。對於鋼索操縱系統的關節接頭，該系數允許降至2.0。對滾珠和滾柱軸承，不得超過經批准的載荷額定值。
起落架
4.24 減震試驗
(a)必須表明，根據3.23條(b)的規定用於設計的限制載荷系數不會被超過。這一點必須用能量吸收試驗來表明：但是如在原先已批准的起飛和著陸重量的基礎上加大重量，則可以使用分析的方法，該分析必須以能量吸收特性相同的起落架系統所作過的試驗為依據。
(b)起落架在演示具儲備能量吸收能力的試驗中不得損壞，但可以屈服。此試驗模擬的下沉速度為1.2倍的限制下沉速度。
4.25 收放機構
(a)總則：對於裝有可收放起落架的飛艇，採用下列規定：
(1)每個起落架收放機構和支承結構必須按下列載荷設計：
起落架收起時的最大飛行載荷系數；在由申請人選定的直到VL的任一速度下收起過程中產生的氣動載荷、慣性、摩擦的組合。
(2)起落架和收放機構包括機輪艙門，必須能承受飛行載荷，包括由在結構分部中規定的所有的偏航情況造成的載荷，此時起落架在速度為直到VL的任一速度下放出。
(b)起落架鎖必須有可靠的措施（除用液壓壓力的外）將起落架保持在放下位置。
(c)應急操作對裝有不能手動放下的可收放式起落架的飛艇，除非能證明在起落架收起時能夠安全著陸，否則必須有措施在下列兩種情況之一發生時能放下起落架：
(1)正常起落架收放系統中任何合理可能的失效；
(2)動力源的任何合理可能的失效導致正常起落架系統不能工作。
(d)操作試驗必須通過操作試驗來表明收放機構功能正常。
(e)位置指示器如果採用可收放起落架，必須有起落架位置指示器（以及驅動指示器工作所需的開關）或其他手段來通知駕駛員，起落架已鎖定在放下（或收上）位置。如果使用開關，則開關的安置及其與起落架機械系統的結合方式必須能防止在起落架未完全放下時指示器誤示“放下和鎖住”，或在起落架未完全收上時，指示器誤示“收上和鎖住”。開關可安置在受實際的起落架鎖門或其等效裝置驅動的部位。
(f)起落架警告必須提供下述二者之一的音響或等效起落架警告裝工：
(1)起落架未完全放下和鎖住時，該裝置在一個或幾個油門收回後，將連續發聲。不得用油門止動器作為音響裝置。如果本條規定的警告裝置設有人工停響措施，則此警告系統必須設計成：當一個或幾個油門收回後警告已被暫停時，隨後再減小任一油門到（或超過）正常著陸進場位置，將會啟動警告裝置。
(2)當起落架未完全放下並鎖住且飛艇高於地面的高度低於100英尺時，該裝置將連續發聲。若警告系統的高度傳感器失效，警告系統必須設計成在起落架完全放下並鎖住之前一直工作。
4.26 機輪
(a)每一機輪必須經批准。
(b)每一機輪的最大靜載荷額定值，不得小於最大起飛重量下相應地面靜反作用力。
(c)每一機輪的最大限制載荷額定值必須等於或超過根據規定於3.22條61 中的載荷情況決定的最大徑向限制載荷。
4.27 輪胎
(a)每一輪胎必須經批准。
(b)當裝在飛艇機輪上並充氣至規定壓力時，輪胎必須能承受允許的飛艇的操作。
(c)若使用特殊構造的輪胎，在機輪上必須清楚明顯地標明其特點。標明內容應包括制造商、尺寸、簾線層數及該輪胎的識別標記。
(d)可收放起落架系統上新裝的每一個輪胎，當處於服役中該型輪胎預期的最大尺寸狀態時，與周圍的結構和系統之間必須具有足夠的空距，以防止輪胎與結構或系統的任何部分發生接觸。
載人與裝貨設施
4.28 駕駛艙
對駕駛艙採用下列規定：
(a)駕駛艙及其設備，必須能使每個駕駛員在執行職責時不致過分專注或疲勞；
(b)如果飛行機組與旅客用隔板分開，則必須提供一通口，或能開啟的窗或門，以便飛行機組與旅客之間的聯絡；
(c)4.32條所列的空氣動力操縱器件（不包括鋼索和操縱拉桿）的設置，必須根據螺旋槳的位置，使駕駛員和操縱器件的任何部分都不在任一內側螺旋槳通過其槳轂中心與螺旋槳旋轉平面前和後成5°夾角的錐面的區域內。
4.29 駕駛艙視界
(a)駕駛艙不得有影響駕駛員視線的眩光和反射，並且其設計應符合下列要求：
(1)為了安全運行，駕駛員的視界應足夠寬闊、清晰和不失真；
(2)要保護每個駕駛員免受風雨影響，以便在中雨的條件和在正常飛行和著陸時，駕駛員對飛行航跡的視界不致過分削弱；
(3)除非有防霧措施，否則每個駕駛員應能容易地清除本條(a)(1)涉及的窗戶內部的起霧。
(b)如果申請夜航合格審定，則必須用夜間飛行試驗來表明符合本條(a)的要求。
4.30 風擋和窗戶
(a)玻璃風擋和窗戶，必須採用非碎裂性安全玻璃。
(b)當駕駛員坐在正常飛行位置時，駕駛員背部以前的風擋和窗戶必須具有不小於70%的透光率。
4.31 駕駛艙操縱器件
(a)駕駛艙每個操縱器件的位置和標記（功能明顯者除外）必須保證操縱方便並防止混淆和誤動。
(b)操縱器件必須布置和安排成使駕駛員在坐姿時能對每個操縱器件進行全行程和無阻擋地操作，而不受其衣服或駕駛艙結構的干擾。
(c)各台發動機使用同樣的動力裝置操縱器件時，操縱器件位置的安排必須能防止混淆各自控制的發動機，並必須按以下次序從左向右安排：
(i)油門或功率操縱桿
(ii)螺旋槳槳距操縱器件
(iii)操縱/切斷燃油混合器
(d)起落架操縱器件必須設在油門桿中心線或操縱台中心線的左側。
(e)燃油供給選擇器的操縱器件必須安排和布置成：當駕駛員座椅在任何可能的位置時，駕駛員不需要移動座椅或主飛行操縱器件，便能看見和接觸到。
4.32 駕駛艙操縱器件的動作和效果：
駕駛艙操縱器件必須按下列運動規律設計：
操縱器件 運動和效果
空氣動力：
升降舵...... 向後使頭抬起
方向舵...... 右腳前蹬使頭右偏，或對機輪操縱，右(順時針)轉為右舵
動力裝置：
油門 向前為打開
在實際可行之處，其他操縱器件的動作產生的運動方向必須相應於操縱飛艇或被操縱部件的運動的方向。
4.33 艙門
(a)每個裝載旅客的封閉艙，必須至少有一扇足夠大小和易於接近的外部艙門。
(b)旅客門不得位於任何螺旋槳旋轉平面，以免使用此門時對人產生危害。
4.34 座椅、臥鋪和安全帶
(a)每個座椅、臥鋪及其支承結構，必須按體重至少為170磅的使用者設計，要考慮以下設計情況：相應於規定的飛行和地面載荷情況的最大載荷系數，包括應急著陸情況。
(b)每個座椅、臥鋪和安全帶必須經批准。
(c)每個駕駛員座椅的設計，必須按在主飛行操縱器件上施加駕駛力引起的反作用力。
(d)每個平行於飛艇縱軸安裝的臥鋪，必須設計成前部具有帶包端的端板、帆布隔擋或其他等效措施，它們可承受按3.26條規定的乘員向前慣性力。此外採用下列規定：
(1)臥鋪必須有經批準的安全帶，並且不得有在應急情況下可能使睡臥者嚴重受傷的棱角和突部；
(2)臥鋪安全帶的固定件，必須設計成除了能承受向前的載荷以外，還能承受由有關的飛行和地面載荷情況及應急著陸情況引起的臨界載荷。
(e)作為型號設計批准的一部分，本節中座椅、臥鋪及安全帶及其安裝是否符合本條的強度和變形要求的驗證可用下列方法之一來表明：
(1)如結構與常規飛機的形式相同，且對它們已有可靠的分析方法，則可用結構分析方法；
(2)結構分析和靜力載荷試驗到限制載荷的組合；
(3)靜力載荷試驗到極限載荷。
(f)當經受3.26條規定的慣性力時，每個乘員必須由每個座椅上的安全帶保護免受嚴重傷害。
(g)必須有措施保證每個安全帶在不使用時不妨礙飛艇的操作和在應急情況下的迅速撤離。
(h)在每個座椅周圍的可能碰撞乘員（已用安全帶系緊）頭部和軀體的座艙空間範圍內（包括結構、內壁、儀表板、駕駛盤、腳蹬和座椅），必須沒有可能致傷的物體、尖邊突出物和硬表面。如果採用能量吸收的設計或設施來滿足這個要求，則當承受3.26條中規定的極限慣性力時，它們必須保護乘員不受嚴重傷害。
(i)每個座椅滑軌必須裝有止動器以防止座椅滑出軌道。
4.35 貨艙
每個貨艙：
(a)必須根據其標明的最大載重及本部規定的飛行和地面載荷情況所對應的最大載荷系數下的臨界載荷分布來設計。
(b)必須有措施防止貨艙內裝載物因移動而造成危險，對任何操縱裝置、電線、管路、設備或附件，如真破壞或損傷將影響安全使用，則必須有防護措施。
(c)必須至少是由阻燃材料制造的。
(d)設計成與乘員同艙或鄰近乘員艙時，必須有措施在3.26條規定的極限慣性力下，保護乘員不受傷害。
(e)如果貨艙中裝有照明燈，每盞燈的安裝必須避免燈泡和貨物接觸。
(f)在飛行中機組不能進人時，必須有措施將火包容，使能繼續安全飛行和著陸。
4.36 應急出口
(a)數量和位置應急出口的安排必須在任何可能的撞損姿態下保證乘員不擁擠地撤離。飛艇必須至少有下列應急出口：
(1)除了所有發動機都安裝於吊艙的中心線附近的和有五個（或更少）座位的飛艇以外，所有飛艇至少有一個應急出口，位於芬4.33規定的客艙內主門的對側：
(2)若駕駛艙和客艙用門隔開，且在輕微撞損時很可能堵塞駕駛員撤離，則駕駛艙必須有一個應急出口。此時，對於旅客艙，本條(a)(1)要求的出口數量，必須根據該艙的座位數量單獨確定。
(b)型式和使用應急出口必須是可開啟的窗戶、壁板或外部門，有敞通無阻的開口，其大小足以通過480×660毫米（19×26英寸）的橢圓。此外，每個應急出口必須符合下列規定：
(1)在應急情況時是易於接近的，不需要特別敏捷的動作就能使用；
(2)具有簡單明了的打開方法；
(3)布置和標示成，即使在黑暗中也易於找到和使用；
(4)有合理的措施防止由於吊艙變形而被卡住。
(c)必須通過試驗表明每個應急出口能達到其合適的功能。
4.37 [備用]
4.38 通風
每個客艙和駕駛艙必須適當通風。
(a)一氧化碳在空氣中的濃度不得超過1/20,000，
(b)燃油蒸氣的濃度不得達到危險值。
防火/閃電評定
4.39 座艙內部設施
對於機組或旅客使用的每個座艙：
(a)材料必須至少是阻燃的。
(b)有至少一只經批准的、適當地標記的手提滅火器。
(c)如果禁止吸煙，必須有相應的說明標牌；如果允許吸煙，則應符合下列規定：
(1)必須有足夠數量的、可卸的自包容式煙灰盒；和
(2)如果機組艙和客艙是隔開的，則必須至少有一個發亮標示（使用字母或符號均可），以便在禁止吸煙時能通知全體旅客。用於通知禁止吸煙的標示必須滿足下列要求：
(i)當標示亮時，在旅客艙的每個旅客座位處，按全部可能的照明條件下都能清楚地看到該標示；
(ii)其構造應使機組能將發光標示接通和斷開。
(d)裝有燃油、滑油或其它易燃液體的導管、油箱或設備不得安裝在這些艙內，除非有足夠的屏蔽、隔離或防護，防止在它們破損或損壞時會引起危險。
(e)在防火墻的座艙一側上的飛艇材料必須是自滅的，或離防火墻足夠遠，或有其它的防護措施，以使在防火墻受到不小於2,000°F的火焰作用15分鐘時，這些材料不會著火。對於自按滅材料（除去適航當局認為對火焰擴展不會有重要影響的電線和電纜絕緣以及其它小零件以外），必須按FAR23部附錄F或適航當局批准的等效方法進行垂直自滅試驗。材料的平均燒焦長度不得超過6英寸，並且在移去火源後平均焰燃時間不得超過15秒。材料試樣滴落物在跌落後繼續焰燃的時間，平均不得超過3秒。
4.40 可燃液體的防火
(a)凡可燃液體或蒸氣可能因液體系統滲漏而逸出的區域，必須有措施盡量減少液體和蒸氣點燃的概率以及萬一點燃後的危險後果。
(b)必須用分析或試驗方法表明符合本條(a)的要求，同時必須考慮下列因素：
(1)液體滲漏的可能漏源和途徑，以及探測滲漏的方法；
(2)液體的可燃特性，包括任何可燃材料或吸液材料的影響；
(3)可能的引燃火源，包括電氣故障、設備過熱和防護裝置失效；
(4)可用於抑制燃燒或滅火的手段：例如截止液體流動、關斷設備、防火的包容物或使用滅火劑；
(5)對於飛行安全是關鍵性的各種飛艇部件的耐火、耐熱能力。
(c)如果要求飛行機組采取行動來預防或處置液體著火（例如關斷設備或起動滅火瓶），則必須備有迅速動作的向機組報警的裝置。
(d)凡可燃液體或蒸氣有可能因液體系統滲漏而逸出的區域，必須確定其部位和範圍。
4.41 飛行操縱器件和其它飛艇結構的防火
位於發動機艙裏的飛行操縱系統，發動機架和其他飛艇結構，必須用防火材料制造或屏蔽，使之能經受住著火影響。
4.42 電氣搭鐵及閃電防護
(a)必須防止飛艇因受閃電而引起災難性後果。所有的由於靜電荷的積累與排放而可能引起電閃、點燃可燃燕氣，或影響重要設備的項目，必須適當地用搭鐵接地。
(b)萬一閃電擊中或是在地面上或是在飛行中的飛艇，必須有措施盡量減小對飛艇結構的損傷和避免傷害乘員。
氣囊
4.43 氣囊設計
(a)氣囊除了在系留和牽引狀態下允許頭部桁條的端頭起皺外，必須設計成能充壓並積蓄足夠的超壓（氣囊壓力超過周圍壓力的量），以使在所有飛行和地面情況下承受限制設計載荷時能保持張力狀態。在確定應力是否達到氣囊織物的限制強度要求時，必須將所有局部氣動壓力（包括推力滑流的衝擊）和俯仰角的影響計人在內。
(b)氣囊織物的極限強度必須不小於限制載荷下的強度的4倍，此限制載荷是由最大設計內壓力與根據本部規定的全部要求導出的最大載荷的組合確定。
(c)由織物或非金屬材料制成的吊掛系統部件的極限強度必須不小於規定的限制載荷下強度的4倍。
(d)必須根據附錄A以試驗證明，氣囊織物（在經緯兩個方向上）能承受限制設計載荷而沒有進一步的撕裂。
(e)副氣囊必須設計和安裝成，其排氣量的中心在縱向與氣囊浮力的中心重合，副氣囊系統必須設計成，該系統繞飛艇浮力中心的靜配平能力在前後副氣囊之間是等量平分的。在0到100%的副氣囊充滿度的範圍內前後副氣囊的有效配平能力必須大致相等，必須有足夠的措施在副氣囊部分變癟時防止空氣截流。
(f)當繫留時，萬一飛艇脫離繫留桿，必須有措施使氣囊迅速癟下。如飛艇無人照管，應有自動放氣裝置。此系統必須予以保護防止誤操作，並必須正確地識別使機組成員可用。
(g)必須有措施在地面應急放掉氣囊中的氣。通常的氮氣閥門可用來滿足這一要求。在撤離期間，飛艇不得離地達到妨礙乘員離開飛艇的程度，氣囊放氣的速度也不得達到會使氣囊罩住乘員的程度。
(h)內部和/或外部的支持部件例如吊艙的吊掛系統必須設計成，在所有的飛行情況下均勻地將合成載荷傳遞並分配到氣囊上。這些系統的織物零部件及其與氣囊的連接必須設計成和構造成，結合部不承受剝離載荷。必須有措施防止吊掛系統部件與充氣系統部件之間的磨擦。吊掛系統的繩索必須是在必要時可調的，以保證正確的載荷分布。
(i)氣囊頭部必須設計成防止由於高速飛行或限制系留載荷而起皺。
4.44 壓力系統
必須有一項措施以控制氣囊內壓，向副氣囊供氣，並必須至少包括下列部件：
(a)一只或幾只氮氣閥。至少要有一只閥，閥可以裝在氣囊上或其近旁，但不高於中緯線10°。它們必須設計成適用於手動操作與自動操作這兩者，在所有可達到的空速時在規定的壓力調定下工作，並能確實地開閉。閥不可泄漏氦氣至吊艙內部、發動機進氣系統或副氣囊。閥必須有足夠的容量能在最大設計爬升率下允許飛艇在壓力高度以上上升，而不致使氮氣壓力超過1.25倍最大使用壓力。
(b)空氣閥至少要有一只空氣閥使每一副氣囊放空氣：可以裝在氣囊裏，或用合適的管子與其相連結。閥必須能手動操縱和自動操縱，在所有可達到的空速下，在適當的壓力調定下可以操縱，並能確實地開閉，閥必須有足夠的容量能在最大設計爬升率下允許飛艇在壓力高度以下上升，而不致使氮氣壓力超過1.15倍最大使用壓力。
(c)副氣囊空氣感應系統收集器、進氣管、吹風器或它們的組合必須有足夠的容量使飛艇能以最大設計速率下降，而不致使氣囊壓力減低至規定的設計值以下。對依賴發動機向副氣囊增壓的多發動機飛艇，必須提供措施在單發失效時使所有的副氣囊增壓。
(d)供氣源必須有可靠的向副氣囊供氣的措施，並必須有足夠的容量在以低發動機功率前飛時能維持氣囊中的壓力，並在適當時在拉力換向減少了發動機供氣的有效性時也是如此，這些措施也應能維持氣囊的形狀，以使在所有的發動機失效後取決於氣囊形狀的系統能運行，爭取足夠的時間，以允許著陸。
(e)在氮氣過度地逸失的情況下，必須有措施將空氣吹入氮氣空間以充實副氣囊。該系統的操縱器件必須易於接近，能迅速地被乘員使用。足以防止前飛速度0.25VH下氣囊起皺的氮氣壓力必須在下降率為5英尺/秒下能維持不變。
4.45 地面牽引
必須提供地面牽引的措施。牽引索必須用絕緣材料制造，在地面牽引索的全部織物貼片和連接件均應設計成：其拉斷強度至少超過所連結的纜索或牽引索組件的拉斷強度15%。
4.46 顫振
必須用分析或飛行試驗表明，在所有的直到飛艇的速度加上3.9條的迎面突風所獲得的最大空速，系留風速，或VD（取大者）下，氣囊和所有的固定的與可動的操縱面不顫振。
4.47 [備用]
其它
4.48 升力氣體
升力氣體必須是不可燃的。
4.49 配重系統
(a)總則包括所有的操縱器件及有關部件的配重系統，必須設計和安裝成在所有的正常使用情況下保證駕駛員能確實地、有控制地拋棄配重。
(b)容量當與其他裝置使用時，飛艇必須有足夠的配重容量，以能在正常的飛行營運期間的任何時間使它恢復到平衡狀態。在所有的設計載荷情況下都必須有足夠的裝置安全儲藏配重。
(c)配重材料配重必須是水，或其他可拋棄的東西如砂或散粒。必須易於拋撤，不會傷害地面上的資產或人員。若用水，必須有防止結冰措施。
(d)排放率必須有措施以不低於每分鐘100加侖的速率排放液體配重。配重箱出口必須能調節此速率。從箱或出口中的泄漏在正常飛行姿態下是不允許的。液體排放閥門必須設計成使乘員能在任何排放操作期間關閉此閥。
(e)配重排出口的位置配重的排出口或通氣口均不應靠近發動機、空氣收集器或導致衝擊飛艇之處。
(f)操縱器件和儀表必須具備由駕駛員有控制地釋放配重所必需的操縱器件和儀表。該類操縱器件和儀表的位置和布局應使駕駛員在操作時姿勢正確，不需過分集中註意力或疲勞。如使用電動應急排放閥，必須加裝機械備份系統。
4.50 定水平的設施
必須有確定飛艇在地面處於水平位置的設施。
V 分部—動力裝置
總則
5.1 安裝
(a)就本部而言，飛艇動力裝置的安裝包括下列部件：
(1)推進所必需的部件；
(2)影響主推進裝置安全的部件。
(b)飛艇動力裝置的構造、布置和安裝必須達到下列要求：
(1)直到申請批准的最大高度，均保證安全工作；
(2)是可達的，以進行必要的檢查與維護；
(c)駕駛員必須能夠容易地拆下或打開整流罩和短艙，以便在飛行前檢查時發動機艙有足夠的可達性和敞開性。
(d)安裝必須滿足下列要求；
(1)FAR33.5規定的安裝說明書；
(2)本分部中適用的規定。
5.2 發動機
(a)發動機型號合格證
(1)每型發動機必須被批準，並且滿足下列要求之一：
(i)有型號合格證；或
(ii)作為飛艇的一部分進行合格審定。FAR33可以用來作為合格審定基礎的指導。
(2)每型渦輪發動機應滿足下列要求之一：
(i)必須符合FAR33.77（1974年10月31日生效或後來的修正）；
(ii)必須表明具有在類似安裝位置上吸人的外來物未曾造成任何不安全情況的使用履歷。
(b)渦輪發動機的安裝對於渦輪發動機的安裝有下列規定：
(1)必須採取設計預防措施，能在一旦發動機轉子損壞或發動機內起火燒穿發動機機匣時，對飛艇的危害減至最小。
(2)與發動機各控制裝置、系統和儀表有關的各動力裝置系統的設計必須能合理保證，在服役中不會超過對渦輪轉子結構完整性有不利影響的發動機使用限制。
(c)各動力裝置的布置和相互隔離，必須使任一發動機或任一能影響此發動機的系統（如果只安裝一個油箱，則此油箱例外）失效或故障（包括發動機艙內被火燒壞）時，不致發生下列情況：
(1)妨礙其餘發動機繼續安全運轉；或
(2)需要任何機組成員立刻採取動作以保持其余發動機繼續安全運轉。
(d)起動和停轉（活塞發動機）安裝的設計必須在允許發動機起動的任何情況下，使由於起動而引起發動機或飛艇著火或機械損壞的危險減至最小。必須制定發動機的起動技術及有關的限制，並將它們列人飛艇飛行手冊、經批准的手冊資料或適用的使用標牌中。必須提供在飛行中每台發動機停車和再起動的方法。
(e)渦輪發動機的起動和停車渦輪發動機的安裝必須符合以下要求：
(1)安裝的設計必須在允許發動機起動的任何情況下，使由於起動而引起發動機或飛艇著火或機械損壞的危險減至最小。必須制定發動機的起動技術及有關的限制，並將它們列人飛艇飛行手冊、批准的手冊資料或適用的使用標牌中。
(2)必須具有停止任何發動機燃燒和轉動的措施。為符合本要求而設置在任何發動機艙內、在防火墻的發動機一側的全部部件必須至少是耐火的。
(3)須有可能在飛行中再起動發動機。必須確定起動技術及有關的限制，並將它們列人飛艇飛行手冊、批準的手冊資料或適用的使用標牌中。
(4)必須在飛行中作如下演示：在一次假起動之後再起動發動機時，所有燃油或油氣的排出都不得引起火災。
(f)再起動能力必須制定飛艇的發動機空中再起動的高度和速度包線。安裝的每台發動機必須具有在此包線內再起動的能力。
5.3 螺旋槳
(a)總則
(1)每型螺旋槳應經過批准，並符合以下條件之一：
(i)有型號合格證；或
(ii)作為飛艇的一個部分予以合格審定。FAR35部一般可作為審定基礎的指導性文件。
(2)發動機的功率和螺旋槳軸的轉速不得超過螺旋槳合格審定通過的限制。
(3)每具可順槳的螺旋槳必須有在飛行中回槳的措施。
(b)螺旋槳振動必須表明在每種正常運行條件下，每具有金屬槳葉或高應力金屬部件的螺旋槳和、或防護罩螺旋槳的振動應力不超過螺旋槳制造廠已表明的連續安全使用的應力值。這必須用下列方法之一來表明：
(1)通過螺旋槳的直接試驗測定應力；
(2)與已完成該測量的類似裝置作比較；
(3)能證明該裝置安全的任何其它可接受的試驗方法或使用經驗。
(4)當需要時還必須驗證任何型號螺旋槳的安全振動特性。
(c)螺旋槳和（或）防護罩的間距要求
(1)地面間距
(i)螺旋槳除非較小的間隙業經驗證，否則在飛艇為最大重2和最不利的重心位置情況下，螺旋槳尖距地面的間隙不得小於9英寸，這是指飛艇處於水平、正常起飛、正常著陸、或滑行姿態中各位置的最臨界情況。此外，當起飛姿態下其臨界輪胎完全泄氣和相應的減震支柱壓縮到底時，螺旋槳尖仍應有一定的地面間距。
(ii)防護罩當起飛姿態下其臨界輪胎完全泄氣和相應的減震支柱壓縮到底時，防護罩和地面間應有一定的間距。
(iii)螺旋槳至防護罩的間隙在本設計標準中規定的所有飛行和地面情況下，各螺旋槳和其防護罩之間必須有一定的間距。
(2)結構間距必須滿足下列要求：
(i)螺旋槳槳葉或槳葉柄整流軸套與飛艇各靜止部分之間的縱向間距不得小於1/2英寸；
(ii)螺旋槳其它轉動部分或槳轂罩與飛艇的各靜止部分之間必須有正的間距。
(iii)螺旋槳和主氣囊之間有足夠的間隙，以使由螺旋槳甩出的碎片或冰塊所造成的損傷最小。如果沒有螺旋槳防護罩或相當的防護措施，則間距至少應為2英尺。
(3)在設計中應考慮到，在輕度墜地著陸情況下由於螺旋槳和防護罩干擾所產生的危險。
5.4 發動機安裝的防冰
螺旋槳（木質螺旋槳除外）和整個發動機安裝的其它部件，在申請審定的結冰條件下工作時，必須能防止螺旋槳（木質螺旋槳除外）和整個發動機安裝的其它部件，在申請審定的結冰條件下工作時，必須能防止冰的積累，以保證得到滿意的功能而無明顯的功率損失。在飛艇主氣囊上對來自螺旋槳甩出的冰塊沒有防護的地方，則必須採用防冰裝置，而不是除冰裝置。
5.5 渦輪增壓器
(a)每台渦輪增壓器必須在發動機型號合格證內經過批準，或必須表明渦輪增壓器系統滿足下列要求：
(1)按發動機適航標準中耐久性試驗的適用要求，通過150小時的耐久試驗而沒有故障；
(2)對發動機沒有不利的影響。
(b)在服役中預期出現的操縱系統的故障、振動、不正常轉速和溫度，均不得損壞渦輪增壓器的壓氣機和渦輪。
(c)渦輪增壓器的殼體，必須能包容正常轉速控制裝置不工作時可能出現的最高轉速情況下壓氣機或渦輪損壞的碎片。
5.6 渦輪螺旋槳阻力限制系統
渦輪螺旋槳飛艇的螺旋槳阻力限制系統必須設計成，在正常或應急使用期間，任何系統的單個失效或故障均不使螺旋槳阻力超過按本部結構要求設計飛艇所采用的值。如果阻力限制系統結構元件的破損概率極小，則這種破損不必考慮。
5.7 動力裝置的工作特性
(a)必須在飛行中檢查渦輪發動機的工作特性，以確認在飛艇和發動機使用限制範圍內的正常和應急使用期間，不會出現達到危險程度的不利特性（如失速、喘振或熄火）。
(b)對於損壞可能導致災難的渦輪發動機部件，在正常使用中其振動特性不得受到不利影響。
燃油系統
5.8 總則
(a)燃油系統的構造和布置，在每種很可能出現的運行情況下，包括申請審定的任何機動飛行，必須保證以發動機正常工作所需的流量和壓力向其供油。
(b)燃油系統的布置必須滿足下列要求之一：
(1)燃油泵不能同時從一個以上的油箱內吸油；
(2)具有防止空氣進人系統的設施。
5.9 燃油系統的獨立性
(a)多發飛艇的燃油系統的布置必須使任一部件（燃油箱除外）的故障不會導致一台以上的發動機喪失功率（推力），也不需要駕駛員立即動作來防止一台以上的發動機喪失功率（推力）。
(b)如果多發飛艇使用單個油箱（或相互連通，功能如同單個油箱的一組油箱），則必須具有下列設施：
(1)供每台發動機使用的獨立的油箱出口，油箱上每個出口均有切斷閥門。如果閥門和發動機艙之間的油管中容納的並可排人發動機艙的油量不超過1/4美加侖（如表明是安全的，也可超過此油量），該切斷閥門也可用作所需的放火墻上防火切斷閥門；
(2)至少兩個通氣口。應設置在被同時堵塞的概率最小的位置；
(3)加油口蓋。應設計成使錯誤安裝或在飛行中丟失的概率減至最小；
(4)燃油系統。在該系統中從每個油箱出口到任一發動機的部件，與向其他發動機供油系統的每個部件相互獨立。
5.10 烘油系統閃電防護
燃油系統的設計和布局，必須防止由於下列原因而點燃系統內的燃油蒸氣
(a)雷擊附著概率高的區域直接被閃擊；
(b)掃掠雷擊可能性高的區域被掃掠雷擊；
(c)燃油通氣口處的電暈放電和流光。
5.11 燃油流量
(a)總則必須在對供油和不可用油量為最臨界的狀態下，表明燃油系統能以本條規定的流量，和足以保證發動機正常工作的壓力向發動機供油。這些情況可以在一個合適的模擬裝置上予以模擬。此外還必須符合下列規定：
(1)油箱內的燃油量不得超過5.13條制定的該油箱不可用燃油量與為驗證本條符合性所需的油量之和；和
(2)如果裝有燃油流量計，在流量試驗時必須使其停止工作，燃油必須流經該流量計旁路。
(b)重力供油系統重力供油系統（主供油和備用供油）的最小燃油流量必須為根據本部要求在起飛狀態下經批准的發動機最大功率下燃油流量的150%。
(c)泵供油系統每台活塞式發動機的每套泵供油系統(主供油和備用供油)的最小燃油流量必須為根據本部要求在起飛狀態下經批准的發動機最大功率下燃油流量的125%，
(1)對於每個主燃油泵和應急泵，都必須具備上述流量，而且在起飛期間，當泵運轉時必須提供該流量；
(2)對於每個手搖泵，必須在每分鐘不超過60個循環（120個單行程）的條件下達到該流量。
(d)輔助燃油系統和燃油轉輸系統本條((b)，(c)，(f)適用於每一輔助系統和轉輸系統，但是流量按下述規定：
(1)所要求的燃油定量，必須按發動機最大連續功率和發動機最大轉速來確定，而不是按起飛功率和起飛耗油量來確定；
(2)對於向大主油箱輸油的小輔助油箱，可以採用較低的燃油流量，只要設有一個合適的標牌，注明在主油箱用到某一預定燃油量之前輔助油箱不得向主油箱輸油。
(e)多燃油箱如活塞發動機可以由一個以上的燃油箱供油時，由於燃油耗盡而致發動機停車後，必須能在平飛狀態下接通任一滿油油箱而再次起動該發動機，此時發動機由任一其它油箱供油。
(f)渦輪發動機燃油系統
(1)在各種預定運行條件下和機動飛行中，每一渦輪發動機A油系統必須至少提供發動機所需燃油量的100yo。可以在一個合適的模擬裝置上模擬這些情況。此流量必須以飛艇在運行中預期的最不利的供油情況（對應於各高度、姿態、和其它情況）驗證。
(2)如渦輪發動機可以由一個以上的燃油箱供油時，由於燃油耗盡而致發動機停車後，必須能在平飛狀態下接通任一滿油箱而再次起動、該發動機，此時發動機從任何其它一個油箱供油。
5.12 連通油箱之間的燃油流動
油箱出口相互連通的重力供油系統，在5.13條規定的條件下（但必須使用滿油箱），油箱之間應有足夠的燃油流動而必須不可能造成從任何通氣口滋出燃油。
5.13 不可用燃油量
每個燃油箱的不可用燃油量必須制定為不小於下述油量：對於需該油箱供油的所有預定運行和機動飛行，在最不利供油條件下，發動機工作開始出現不正常時該油箱內的油量。
5.14 燃油系統在熱氣候條件下的工作
在臨界工作情況下，且氣溫為HOF時使用燃油，此時每套燃油系統必須不發生氣塞。
5.15 燃油箱：總則
(a)油箱必須能承受運行中可能遇到的振動、慣性、油液及結構的載荷而不損壞。
(b)軟油箱必須是可接受的類型。
(c)整體油箱必須易於進行內部檢查和修理。
(d)油箱總的可用油量，必須足以供發動機以最大連續功率使用至少半小時。
(e)必須調好每個燃油流量表以對應參5.13所確定的不可用燃油量。
5.16 燃油箱試驗
(a)每個燃油箱必須能承受下述壓力而不會損壞或漏油：
(1)對於每個普通金屬油箱和油箱壁不支持於飛艇結構的非金屬油箱，為3.5磅/平方英吋，或當油箱處於滿油狀態，飛艇以最大極限加速度飛行時產生的壓力，兩者中取大值；
(2)對於每個整體油箱，為油箱滿油的飛艇在最大限制加速度時所產生的壓力，並同時施加臨界限制結構載荷；
(3)對於箱壁支持於飛艇結構，和用可接受的基本油箱體材料以可接受方式構成的每種非金屬油箱，在真實的或模擬的支承條件下，對特定設計的首件油箱，為2磅/平方英寸，支承結構必須按飛行或著陸強度情況下產生的臨界載荷與相應的加速度引起的燃油壓力載荷組合來進行設計。
(b)每個具有大的無支承（或無加強）平面的油箱，必須能夠承受下列試驗而不漏油或損壞：
(1)必須用完整的油箱連同其支承件作振動試驗，試驗時的固定方式應模擬實際安裝情況；
(2)除了本條(b)(4)規定外，油箱組合件必須在裝有2/3油箱容量的水或其它合適試驗液，以不小於1/32英寸振幅（除非證實可採用其它振幅）振動25小時；
(3)振動試驗頻率必須按如下規定：
(i)如果在發動機正常運轉轉速範圍內，由轉速引起的振動頻率中沒有臨界頻率，則振動試驗頻率必須為發動機最大連續轉速(轉/分)乘以0.9得到的數值，以每分鐘周期數計；
(ii)如果在發動機正常運轉轉速範圍內，由轉速引起的振動頻率中只有一個臨界頻率，則必須以此頻率作為試驗頻率；
(iii)如果在發動機正常運轉轉速範圍內，由轉速引起的振動頻率中有多個臨界頻率，則必須以其中最嚴重的作為試驗頻率。
(4)在本條(b)(3)(ii)和(iii)的情況下，必須調整試驗時間，使達到的振動循環數與按本條(b)(3)(i)規定頻率在25小時內所完成的振動循環數相同；
(5)試驗時，必須以每分鐘16～20個整循環的速率繞與機身軸線平行的軸搖晃油箱，搖晃角度為水平面上下各15°（共30°），歷時25小時。
(c)如果整體油箱所採用的構造和密封方法未被先前試驗數據或使用經驗證明是合適的，則該油箱必須能經受本條(b)(1)至((4)規定的振動試驗。
(d)每個具有非金屬軟油箱的油箱艙，必須裝有室溫的燃油，經受本條(b)(5)規定的晃動試驗。另外，必須用一個與飛艇上所用的基本結構相同的軟油箱樣件，安裝在一個合適的試驗油箱艙內，用溫度為110°F的燃油進行晃動試驗。
5.17 燃油箱安裝
(a)每個燃油箱的支承必須使油箱載荷不集中。此外，還必須符合下列規定：
(1)如有必要，必須在油箱與其支承件之間設置隔墊，以防擦傷油箱；
(2)隔墊必須不吸收液體，或經處理後不吸收液體；
(3)如果使用軟油箱，則軟油箱的支承必須使其不必承受油液載荷；
(4)每個油箱艙內表面必須光滑，而且不具有會磨損軟油箱的凸起物，除非滿足下列要求之一：
(i)在凸起物處，具有保護軟油箱的措施；
(ii)軟油箱本身構造具有這種保護作用；
(5)在任何運行條件下，每個囊式油箱的氣相空間均必須保持正壓，但已表明零壓或負壓不會引起囊式油箱塌陷的特殊情況除外；
(6)加油口蓋不適當的扣緊或丟失，不可引起囊式油箱的塌陷或燃油的虹吸（少量的溢漏除外）。
(b)每個油箱艙必須有通氣口和排漏孔，以防止可燃液體或油氣聚集。如果油箱是飛艇結構的一個整體部分，則鄰近該油箱的每個艙也必須有通氣口和排漏孔。
(c)油箱不得裝在防火墻靠發動機的一側。油箱與防火墻之間必須至少有1/2英寸的間距。直接位於發動機艙主要空氣出口後面的發動機短艙蒙皮，不得作為整體油箱的箱壁。
(d)油箱不可安裝在多發飛艇的載人艙中。如果油箱裝在單發飛艇的載人艙中，必須采用防油氣和防燃油的罩將它隔開，並設置通往吊艙外部的排漏孔和通氣口。如果使用囊式油箱，則必須有一個在結構完整性方面至少與金屬油箱等效的保護罩。
(e)油箱的設計、布局及安裝在下列情況下必須能保存燃油：
(1)3.26條規定的應急著陸情況的慣性力；和
(2)當飛艇在起落架收起狀態或一側起落架折損情況下可能發生的各種情況。
5.18 燃油箱膨脹空間
除非油箱的通氣口不會噴濺到飛艇上，否則每個燃油箱必須具有不可少於2%油箱容積的膨脹空間。必須使飛艇處於正常地面姿態時，不可能由於疏忽而使所加燃油占用膨脹空間。
5.19 燃油箱沉澱槽
(a)每個燃油箱均必須有可排放的沉澱槽，其有效容積在正常地面和飛行姿態時不小於油容積的0.1%或1/16美加侖(兩者中取大值)，但下列情況例外：
(1)燃油系統有一個排放時易於接近的積液槽或腔，其容量應是燃油箱容量每20美加侖為1盎司；和
(2)每一油箱出口的位置，在正常地面姿態下，應使水從油箱的所有部位排入積液槽或腔。
(b)按本條(a)要求而設置的每一沉澱槽、積液槽和積液腔的放液嘴，必須符合5.29條(b)的放液嘴規定。
5.20 燃油箱加油口接頭
(a)每個油箱加油口接頭均必須按7.21條(c)的規定作標記。
(b)必須能防止滋出的燃油流入油箱艙，或流入油箱外飛艇的任何部分。
(c)每個主加油口的加油口蓋必須有耐A油密封裝置。但是，油箱加油口蓋可以有小孔，用於通氣或作為量油計穿過口蓋的通路，只要水份不能進人油箱即可。
(d)除壓力加油點外，每個加油點均必須有使飛艇與地面加油設備電氣搭鐵的設施。
5.21 燃油箱通氣和汽化器蒸氣排放
(a)每個燃油箱必須從膨脹空間頂部通氣。此外應滿足下列要求：
(1)每個通氣口的位置和構造必須使冰或其它外來物堵塞的概率減至最小；
(2)每個通氣口的構造必須能防止正常運行時產生燃油虹吸；
(3)通氣量必須能夠迅速地消除油箱內外的過大壓差；
(4)出口互通的油箱，其膨脹空間必須互通；
(5)飛艇處於地面姿態或水平飛行姿態時，通氣管中不得有會積水而不能排放的部位；和
(6)通氣管所終止的部位，不得使通氣管出口排出的燃油會引起著火，或使油氣可能進入載人艙；
(b)每個具有蒸氣消除接頭的汽化器和有蒸氣返回裝置的註油式發動機必須有單獨的通氣管路將蒸氣引回到0油箱的上部。如用一個以上的油箱時，並以任何理由需要這些油箱按一定順序工作時，除非依油箱的相對容積而言返回其它油箱更好一些，一般其蒸氣通氣返回管路必須導回第一個使用的燃油箱。
5.22 燃油箱出油口
(a)燃油箱出油口或增壓泵都必須裝有符合下列規定的燃油濾網(1)對於活塞發動機飛艇，該濾網為8-16目/英寸；和
(2)對於渦輪發動機飛艇，該濾網能阻止可能造成限流或損壞燃油系統任何部件的雜物通過。
(b)每個燃油箱出油口濾網的流通面積，必須至少是出油口管路截面積的5倍。
(c)每個濾網的直徑，必須至少等於燃油箱出油口直徑。
(d)每個指形濾網必須便於檢查和清洗。
5.23 壓力加油系統
對於壓力加油系統，採用下列規定：
(a)每一壓力加油系統燃油歧管接頭必須有措施，能夠在燃油進口閥一 旦失效時防止危險量的燃油從系統中溢出；
(b)必須裝有自動切斷設施，用以防止每個油箱內的燃油量超過該油箱經批準的最大載油量。該設施必須在油箱每次加油前，能夠檢查切斷功能是否正常；
(c)必須具有在本條(b)規定的自動切斷設施失效後，能防止損壞燃油系統的措施；
(d)燃油系統中直到油箱為止的承受加油壓力的各部分，其檢驗壓力和極限壓力必須分別為加油時很可能出現的波動壓力的1.33倍及2.0倍。
燃油系統部件
5.24 燃油泵
(a)主油泵為發動機正常運行或為滿足本分部所規定(本節(b)中規定的除外)然油系統要求所需的每個燃油泵均屬主油泵。對於每台主油泵必須有允許每個正排量燃油泵旁路通油的措施。但作為發動機的一部分獲批准的。燃油注射泵（當在汽化器內未能完成注射時，供應正常注油油流和油壓的一種泵）則除外。
(1)用燃油泵向發動機供油的活塞發動機裝置必須至少具備一台主油泵，泵必須由發動機直接驅動或電驅動。如為電動泵，則應滿足下列要求：
(i)每台發動機所用的主油泵的包括電源在內的電氣系統必須和任何其他發動機上的每台主油泵的電氣系統相互獨立。
(ii)每台發動機所用的應急泵的包括電源在內的電氣系統必須和該台發動機主油泵的電氣系統相互獨立。
(iii)除發動機起動運行以外的情況，在正常運行情況，該獨立的燃油泵電氣系統必須不和發動機或機體任何共用電氣負載連通。
(iv)任何其他電氣系統，其中包括發動機和機體兩個系統中的任一故障，均必須不對任何燃油泵電氣系統的任何部分產生不利影響。
(v)位於座艙內的主燃油泵開關必須和其他所有開關隔開，並有保險措施以防止無意觸動。
(2)對於渦輪發動機安裝，發動機正常運轉所需的或滿足本分部燃油系統要求所需的燃油泵是主燃油泵(本條((b)要求的除外)。此外，還必須滿足下列要求：
(i)每台渦輪發動機必須至少有一台主燃油泵；
(ii)每台發動機主燃油泵的動力源，必須獨立於任何其它發動機主燃油泵的動力源；
(iii)對於每台主燃油泵（經批准作為發動機一個組成部分的燃油注射泵除外），必須有允許正排量式燃油泵旁路通油的措施。
(b)應急燃油泵必須有應急燃油泵，當任一主燃油泵（經批准作為發動機一個組成部分的燃油注射泵除外）失效後，應能立即向相應發動機供油。每台應急燃油泵的動力源必須獨立於相應的各主燃油泵動力源。
(c)警告措施如果正常燃油泵和應急燃油泵兩者均連續工作，則必須具有能向相應的飛行機組成員指示任一油泵故障的設施。
(d)不管發動機功率（或推力）調定或者任何其它燃油泵的功能狀態如何，任何一台燃油泵的工作都不得影響發動機運轉而造成危險。
5.25 燃油系統導管和接頭
(a)每根燃油導管的安裝和支承，必須能防止過度的振動，並能承受燃油壓力及加速度飛行所引起的載荷。
(b)連接在可能有相對運動的飛艇部件之間的每根燃油導管，必須用柔性連接。
(c)燃油管路中可能承受壓力和軸向載荷的每一柔性連接，必須使用軟管組件。
(d)軟管必須經過批准，或必須表明適合於其特定用途。
(e)暴露在高溫下可能受到不利影響的軟管，不得用於在運行中或發動機停車後溫度過高的部位。
5.26 燃油系統部件
必須對發動機短艙內或吊艙內的燃油系統部件進行保護，以防止在有鋪面的跑道上機輪收起著陸時，發生燃油噴濺足以造成起火的損壞。
5.27 燃油閥和燃油控制器
(a)必須具有能使相應飛行機組人員在飛行中快速分別切斷每台發動機供油的手段。
(b)燃油切斷閥不得安裝在任何防火墻靠發動機的一側。此外，必須具有下列措施：
(1)防止燃油切斷閥因疏忽被誤動的措施；和
(2)允許有關的飛行機組成員在某一燃油切斷閥關閉後再迅速打開該閥門的措施。
(c)燃油閥和燃油系統控制器的支承必須使得閥門工作，或加速飛行情況下所造成的載荷不會傳給與閥門相連的導管。
(d)燃油閥和燃油系統控制器的安裝必須使重力和振動不影響其選定的位置。
(e)每個燃油閥手柄以及手柄與閥門機構的連接必須具有將不正確安裝的可能性減至最小的設計特點。
(f)必須在構造上或採取其它相應措施防止不正確裝配或錯誤連接燃油單向閥。
(g)燃油箱選擇閥必須滿足下列要求：
(1)需用獨立的明顯不同動作才能將選擇器置於斷開位置；
(2)燃油箱選擇器的安裝位置應使從某一油箱轉換到另一油箱時，不可能通過“斷開”位置。
5.28 燃油濾網或燃油濾
燃油箱出油口與燃油計量裝置人口，或與發動機傳動的正排量泵入口（兩種人口中取距油箱出口較近者）之間，必須設置滿足下列要求的燃油濾網或燃油濾：
(a)便於放液和清洗，且必須有易於拆卸的網件或濾芯；
(b)具有沉澱槽和放液嘴，如果濾網或油濾易於拆卸進行放液，則不必設置放液嘴。
(c)安裝成不由相連導管或濾網（或油濾）本身的入口（或出口）接頭來承受其重量；和
(d)具有足夠的濾通能力（根據發動機的使用限制），以便在燃油髒污程度（與污粒大小和密度有關）超過FAR33部或等效標準對發動機所規定的值時，保證發動機燃油系統的功能不受損害。
5.29 燃油系統放液嘴
(a)燃油系統必須至少有一個放液嘴，當飛艇處於正常地面姿態時，可以安全地放出整個系統內的油液。
(b)本條(a)以及5.19條要求的放液嘴必須滿足下列要求：
(1)使排放液避開飛艇各個部分；
(2)有手動或自動的機構，能確定地鎖定在關閉位置；
(3)有便於接近的放油閥門，並能易於開、關；其安裝位置或本身具有保護裝置，從而在起落架收起的著陸情況下防止a油噴濺。
5.30 應急放油系統
如安裝應急放油系統，則必須能以每分鐘100美加侖的速率排放燃油。整個系統的設計應使供安全著陸所需的燃油量不致被排放掉。
(a)必須在下降、爬升和平飛各狀態下演示燃油的應急排放。在該項飛行試驗中應滿足以下條件：
(1)應急放油系統及其使用無著火危險；
(2)放出的燃油應避開飛艇的各個部分；
(3)燃油和油氣不會進人飛艇的任何部位；和
(4)應急放油對飛行操縱性沒有不利影響。
(b)應急放油閥的設計，必須允許飛行人員在應急放油過程中的任何時刻都能關閉放油閥。
(c)如已表明燃油的應急排放會受到發動機工作、發動機推力換向、或輔助動力裝置工作的影響而惡化時，則在應急排放操縱把手的附近應有標牌以警告飛行機組成員在以上情況排放時註意。
(d)應急放油系統的設計，必須在該系統中發生任何合理可能的單一故障時，將不致由於不能排放燃油而出現險情。
滑油系統
5.31 總則
(a)
每台發動機必須有獨立的滑油系統，在不超過安全連續運轉溫度值的情況下，能向發動機供給適量的滑油。
(b)可用滑油量不得小於飛艇在臨界運行條件下的續航時間與同樣條件下批準的發動機最大允許滑油消耗量的乘積，加上保證系統循環的適當餘量。
(c)對於沒有滑油轉輸系統的滑油系統，只能考慮油箱的可用油量。不得考慮發動機滑油管路、滑油散熱器內的滑油量和順槳儲油。
(d)如果有滑油轉輸系統，則可將轉輸油泵能從這些管路中輸出的油量計入滑油油量內。
5.32 滑油箱
(a)安裝每個滑油箱的安裝必須滿足下列要求：
(1)5.17條(a)和(b)的要求；
(2)能承受運行中可能遇到的各種振動、慣性和液體載荷。
(b)膨脹空間必須按下列要求保證滑油箱的膨脹空間：
(1)用於活塞發動機的每個滑油箱，必須具有不小於10%油箱容積或0.5美加侖的膨脹空間（取大值）。用於渦輪發動機的每個滑油箱，必須具有不小於10%油箱容積的膨脹空間；
(2)必須使飛艇處於正常地面姿態時，不可能由於疏忽而使所加滑油占用膨脹空間。
(c)加油接頭每一能積存相當容量滑油的滑油箱凹型加油接頭必須有放油嘴，並且在放油時不會污染飛艇的各個部分。此外：
(1)每個油箱加油口蓋必須有滑油密封裝置：和
(2)每個油箱加油口必須按7.21條(c)規定作標記。
(d)通氣滑油箱必須按下列要求通氣：
(1)滑油箱必須從膨脹空間的頂部向發動機機匣通氣；在各種正常飛行情況下通氣接頭均不能被滑油淹沒；
(2)滑油箱通氣口的布置，必須使可能凍結和堵塞管路的冷凝水蒸氣不會聚積在任何一處；
(e)出油口滑油箱出油口不得用在任一工作溫度下會使滑油流量減到低於安全值的濾網或護罩加以包覆。滑油箱出口直徑不得小於發動機滑油泵進口的直徑。用於渦輪發動機的滑油箱
必須具有防止任何外來物進人滑油箱本身或進人滑油箱出油口的措施，以免妨礙滑油在系統中流動。用於渦輪發動機的滑油箱的出油口處，必須裝有切斷閥，如果滑油系統的外露部分（包括滑油箱支架）是防火的則除外。
(f)軟滑油箱軟滑油箱必須是可接受的類型。
5.33 滑油箱試驗
除按下列規定外，每個滑油箱必須按5.16條進行試驗：
(a)油箱結構的試驗壓力必須用5磅/平方英寸來代替5.16(a)中規定的壓力；
(b)對於具有非金屬軟油箱的油箱艙，試驗液必須用滑油來代替5.16(d)中規定的燃油，軟油箱試樣進行晃動試驗時，必須用溫度為250°F的滑油；
(c)用於渦輪發動機的增壓油箱，試驗壓力不得小於5磅/平方英寸加上該油箱的最大工作力。
5.34 滑油導管和接頭
(a)滑油導管滑油導管必須滿足5.25條的要求，並必須能以足夠的流量和壓力供應滑油，以保證在任何正常運行條件下發動機的正常運轉。
(b)通氣管通氣管必須按下列要求布置：
(1)可能凍結和堵塞管路的冷凝水蒸氣不會聚積在任何一處；
(2)在出現滑油泡沫或由此引起排出的滑油噴濺到駕駛艙風擋上時，通氣管的排放物不會構成著火危險；
(3)通氣管不會使排放物進人發動機進氣系統。
(4)保護通氣輸出口不被冰或外來物堵塞。
5.35 滑油濾網或滑油濾
(a)每台渦輪發動機安裝，必須包括能過濾發動機全部滑油並滿足下列要求的滑油濾網或滑油濾：
(1)具有旁路的滑油濾網和滑油濾，其構造和安裝必須使得在該濾網或油濾完全堵塞的情況下，滑油仍能以正常的速率流經系統的其餘部分；
(2)滑油濾網或滑油濾必須具有足夠的濾通能力（根據發動機的使用限制）和網眼尺寸，以便在滑油髒污程度（與污粒大小和密度有關）超過FAR33部或等效標準對發動機所規定的值時，保證發動機滑油系統功能不受損害；
(3)滑油濾網或滑油濾（除非將其安裝在滑油箱出口處）必須安裝指示器，在其達到按本條(a)(2)制定的濾通能力之前指示出濾網的髒污程度。
(4)滑油濾網或滑油濾旁路的構造和安裝，必須通過其適當設置使聚積的污物逸出最少，以確保聚積的污物不致進入旁通油路：
(5)不具備旁路的滑油濾網或滑油濾（裝在滑油箱出口處除外），必須具有將滑油濾網或滑油濾與6.3條(c)(7)中要求的警告系統相連的措施。
(b)使用活塞發動機的動力裝置安裝中，滑油濾網或滑油濾的構造和安裝，必須使得在該濾網或油濾濾芯完全堵塞的情況下，滑油仍能以正常的速率流經系統的其餘部分。
5.36 滑油系統放油嘴
滑油系統至少有一個可達的放油嘴，它能夠：
(a)安全地排放整個滑油系統的滑油；和
(b)有手動或自動的機構，能將其確實地鎖定在關閉位置。
5.37 滑油散熱器
安裝有滑油散熱器時，每個滑油散熱器及其支承結構，必須能承受在運行中可能遇到的振動、慣性力和滑油壓力載荷。
5.38 螺旋槳順槳系統
(a)如果螺旋槳順槳系統使用發動機的滑油進行工作，則滑油箱必須有保留一定量滑油的措施，以防由於滑油系統任一部分(油箱本身除外)的損壞而使滑油流盡。
(b)保留的滑油量必須足以完成順槳工作，並且僅供順槳泵使用。
(c)必須表明順槳系統使用保留的滑油完成順槳的能力。
(d)必須採取措施防止油泥或其它外來物影響螺旋槳順槳系統安全工作。
冷卻
5.39 總則
在地面和直到申請批准的最大高度空中運行時，動力裝置的冷卻措施必須能使動力裝置部件、發動機所有液體溫度均保持在所制定的溫度限制以內。
5.40 冷卻試驗
(a)總則必須在地面直到申請批準的最大高度空中運行（包括空中巡航、懸停、爬升和下降）的所有臨界運行條件下表明符合5.39條的要求。對於渦輪增壓式發動機，當通過爬升剖面中需要使用渦輪增壓器的部分時，每個渦輪增壓器必須工作，其工作方式必須符合預定功能。對於上述試驗，採用下列規定：
(1)如果在偏離本條(b)規定的最高外界大氣溫度下進行試驗，則必須按本條(c)和(d)修正所記錄的動力裝置溫度。如有適用的更合理的修正方法則除外；
(2)根據本條(a)(1)所確定的修正溫度，不得超過制定的限制；
(3)冷卻試驗所用的燃油必須是經批准用於該發動機的最低燃油品級，而混合比必須是正常運行中使用的值；
(b)最高外界大氣溫度相應於海平面條件的最高外界大氣溫度必須至少規定為1007.在海平面以上，假設溫度遞減率為：高度每增加1000英尺，溫度下降3.6°F。然而對於冬季使用的裝置，申請人可以選用低於100°F的相應於海平面條件的最高外界大氣溫度。
(c)修正系數（氣缸筒不適用）對於規定了溫度限制的發動機所用液體和動力裝置部件（氣缸筒除外）的溫度必須進行修正，修正方法為：此溫度加上最高外界大氣溫度與外界空氣溫度（冷卻試驗中所記錄的部件或液體最高溫度首次出現時的外界空氣溫度）的差值，如果採用更合理的修正方法則除外。
(d)氣缸筒溫度的修正系數氣缸筒溫度必須進行修正，修正方法為：此溫度加上最高外界大氣溫度與外界空氣溫度（冷卻試驗中記錄的氣缸筒最高溫度首次出現時的外界空氣溫度）差值的0.7倍。
5.41 冷卻試驗程序
(a)總則必須按飛艇的下述條件對每一個飛行階段作冷卻試驗：
(1)取對冷卻最臨界的構形（包括活塞式發動機驅動的飛艇由申請人所選定的發動機整流罩通風片位置，以及對於有推力轉向裝置的發動機，由申請人制定的推力轉向程序）；和
(2)取對冷卻最臨界的情況。
(b)溫度穩定就冷卻試驗而言，當溫度變化每分鐘少於27時，即認為溫度已達到穩定。對於各飛艇和各個飛行階段均適用以下穩定規則—
(1)飛艇進人被研究飛行階段時，溫度必須已經穩定；或
(2)如果進人條件一般不能使溫度穩定，則必須在進人被研究的飛行階段之前通過整個進人狀態下的運行，以使在進人時各項溫度達到其自然水平。
(c)試驗持續時間對每一個飛行階段試驗都必須進行到達到下述任一狀態為止——
(1)部件和發動機所用液體的溫度達到穩定；
(2)飛行階段結束；
(3)達到使用限制值。
(d)渦輪發動機驅動的飛艇對這種飛艇採用下述補充要求：在起飛冷卻試驗之前，應使發動機處於地面慢車情況相當的時間，使動力裝置的部件和發動機工作液的溫度達到穩定。
(e)活塞式發動機驅動的飛艇對這種飛艇有以下補充要求：
(1)對於單發飛艇，爬升期的發動機冷卻試驗必須按下述規定進行：
(i)必須以不低於75%最大連續功率的發動機狀態作平飛，使其溫度達到穩定。
(ii)飛艇必須在實際可能的最低高度以起飛功率開始爬升，至起飛功率的規定持續時間後，功率轉為最大連續功率。
(iii)爬升速度不得超過相應於最大連續功率的最佳爬升率速度，除非在達到冷卻試驗所選擇的速度時，飛艇的航跡傾角等於或大於按2.8確定的最小要求的爬升角，而且飛艇有氣缸頭溫度指示器。
(iv)在記錄到最高溫度之後，飛艇還必須以最大連續功率至少飛行5分鐘。
(2)多發飛艇的爬升期發動機冷卻試驗必須按下述規定進行：
(i)單發停車；
(ii)必須在工作發動機以不低於75%最大連續功率平飛時，使其溫度達到穩定。
(iii)飛艇必須在實際可能的最低高度以起飛功率開始爬升，至起飛功率的規定持續時間後，功率轉為最大連續功率。
(iv)爬升速度不得超過相應於最大連續功率的最佳爬升率速度，除非在達到冷卻試驗所選擇的速度時，飛艇的航跡傾角等於或大於按'2.9確定的最小要求的爬升角，而且飛艇有氣缸頭溫度指示器。
(v)在記錄到最高溫度之後，飛艇還必須以最大連續功率飛行至少5分鐘。
液體冷卻
5.42 安裝
(a)總則每台液冷式發動機必須有一個獨立的冷卻系統(包括冷卻液箱)，並按以下要求安裝：
(1)冷卻液箱的支承，應使液箱載荷分布在液箱的大部分表面上；
(2)在冷卻液箱及其支座之間應裝有隔墊以防擦傷；
(3)在充液或工作時，除膨脹箱外，冷卻系統的任何部分不能集存空氣和蒸氣。隔墊必須是不吸液的或經處理防止吸收可燃液體。
(b)冷卻液箱冷卻液箱的容量必須至少為1美加侖，加上冷卻系統容量的10%。此外，還應滿足下列要求：
(1)每個冷卻液箱必須能承受在運行中可能遇到的振動、慣性力及液體載荷；
(2)每個冷卻液箱必須至少有整個冷卻系統容量10%的膨脹空間；
(3)飛艇在正常地面姿態時，必須不可能由於疏忽而使所加冷卻液佔用膨脹空間。
(c)加液口接頭每個冷卻液箱加液口接頭均必須按7.21（c）條的規定作標記。此外，還應滿足下列要求：
(1)必須防止溢出的冷卻液流入冷卻液箱艙，或流入冷卻液箱外的飛艇任何部分；
(2)每個凹形冷卻液加液口接頭，必須有放液嘴，其排放液能避開飛艇各個部分。
(d)導管和接頭每個冷卻液系統的導管和接頭必須符合5.25的規定。但是發動機冷卻液進口和出口導管的內徑不得小於相應的發動機進口接頭的直徑。
(e)散熱器冷卻液散熱器必須能承受它通常遇到的振動、慣性力及冷卻液壓力載荷。此外，還應滿足下列要求：
(1)每個散熱器的支承必須允許由於工作溫度而引起的膨脹並能防止將有害的振動傳給散熱器；
(2)如果使用可燃冷卻液，冷卻液散熱器進氣道的位置必須使起火時從發動機短艙來的火焰不能觸及散熱器。
(f)放液嘴必須有一個滿足下列要求的可接近的放液嘴：
(1)在飛艇處於正常地面姿態時，可以放出整個冷卻系統（包括冷卻液箱、散熱器和發動機）內的液體；
(2)排放液能避開飛艇各個部分；
(3)具有能確實地將它鎖定在關閉位置的設施。
5.43 冷卻液箱試驗
每個冷卻液箱必須按5.16條進行試驗，但下列要求除外：
(a)5.16條(a)(1)要求的試驗必須用類似的試驗來代替，試驗的壓力為滿液箱在最大極限加速度時產生的壓力或3.5磅/平方英寸的壓力(兩者中取大102 值)，再加上系統的最大工作壓力。
(b)對於具有非金屬軟液箱的液箱，試驗液必須用冷卻液來代替5.16條(d)規定的燃油，軟液箱試樣的晃動試驗必須在工作溫度下用冷卻液進行。
進氣系統
5.44 進氣
(a)每台發動機的進氣系統必須在申請審定的各種運行條件下，供給發動機所需要的空氣。
(b)每台活塞發動機的安裝必須至少有兩個分開的進氣口，並必須符合下列要求：
(1)主進氣口可以位於發動機罩內，條件是發動機罩的該部分與發動機附件區有耐火隔板隔開，或者有防止出現回火火焰的手段；
(2)備用進氣口必須位於被屏蔽的位置，並且如果出現回火火焰會引起危險，則不得放在發動機罩內；
(3)通過備用進氣系統供給發動機空氣，除由於空氣溫度上升引起的功率損失之外，不得引起過多的功率損失。
(c)對於渦輪發動機飛艇，應滿足下列要求：
(1)必須有措施防止由可燃液體系統的放液嘴、通氣口或其它部件漏出或溢出的危險量燃油進人發動機進氣系統；
(2)進氣道的位置或防護必須使其在起飛、著陸和滑行過程中吸入外來物的程度減至最小。
5.45 進氣系統的防冰
(a)活塞式發動機的進氣系統必須有防冰和除冰措施，除非由其他方法來滿足上述要求，否則，必須表明，在溫度30°F無可見水汽的空氣中符合下列規定：
(1)採用普通文氏管式汽化器的海平面發動機的飛艇裝有預熱器，能在發動機以75%最大連續功率運轉情況下提供90°F的溫升；
(2)採用普文氏管式汽化器的高空發動機的飛艇裝有預熱器，能在發動機以75%最大連續功率運轉情況下提供120°F的溫升；
(3)採用防冰的汽化器的高空發動機的飛機裝有預熱器，能在發動機以60%最大連續功率運轉情況下提供100°F溫升：
(4)採用防冰的汽化器的海平面發動機的單發飛艇裝有遮蔽的備用氣源，該氣源的預熱不低於發動機冷卻空氣流經氣缸後所提供的預熱；
(5)採用防冰的汽化器的海平面發動機的多發飛艇裝有預熱器，能在發動機以75%最大連續功率運轉情況下提供90°F的溫升。
(b)渦輪發動機
(1)渦輪發動機及其進氣系統，必須能夠在所制定的飛艇限制內的整個發動機飛行功率（推力）範圍（包括慢車）和下列條件下工作，而發動機或進氣系統部件上沒有不利於發動機運轉或引起功率（推力）嚴重損失的冰聚積：
(i)FAR25部附錄C規定的結冰條件；
(ii)降雪和揚雪兩種情況。
(2)每台渦輪發動機必須在溫度15～30°F、液態水含量不小於0.3克/米³、水呈水滴狀態（平均有效直徑不小於20微米）的大氣條件下，進行地面慢車運轉30分鐘，此時可供發動機防冰用的引氣處於其臨界狀態，而無不利影響，隨後發動機以起飛功率（推力）作短暫運轉。在上述30分鐘慢車運轉期間，發動機可以按適航當局可接受的方式間歇地加大轉速到中等功率（推力）。
(c)每台裝有增壓器（對進人汽化器之前的空氣進行增壓）的活塞發動機，在判斷符合本條(a)的規定時，在任何高度上均可利用由此增壓所產生的空氣溫升，只要所利用的溫升是在有關的高度和運轉條件下因增壓而自動獲得的。
5.46 汽化器空氣預熱器的設計
汽化器裝有空氣預熱器時，它的設計和構造必須能夠：
(a)當發動機用不預熱的空氣運轉時，保證預熱器的通風；
(b)能夠檢查預熱器所包圍的排氣歧管部分；
(c)能夠檢查預熱器本身的關鍵部位。
5.47 進氣系統管道
(a)進氣系統管道必須有放液嘴，以防止在正常的地面和飛行姿態時燃油或水氣的聚積。放液嘴不得在可能引起著火危險的部位放液。
(b)連接在可能有相對運動的部件之間的每根進氣管道必須采用柔性連接。
5.48 進氣系統的空氣過濾
如果進氣系統採用空氣過濾，則應符合以下規定：
(a)每個空氣過濾都必須位於汽化器上遊；
(b)如進氣系統是空氣進入發動機的唯一通道，則空氣過濾不得位於此系統的任何位置上，除非滿足下列要求：
(1)可得到的預熱至少為100°F；
(2)空氣過濾能用熱空氣除冰；
(c)空氣過濾不得單用酒精除冰；
(d)必須使燃油不可能衝擊到任何空氣過濾上。
5.49 渦輪發動機的引氣系統
對於渦輪發動機引氣系統，採用下列規定：
(a)如果管道在發動機引氣口與使用引氣的飛艇設備之間任何部位上發生破裂或損壞，不得引起危險的結果；
(b)必須確定最大的引氣量對飛艇和發動機性能的影響；
(c)發動機滑油系統的故障，不得引起座艙空氣系統的危險汙染。排氣系統
5.50 總則
(a)排氣系統必須確保安全地排出廢氣，沒有著火危險，在任何載人艙內也沒有一氧化碳污染。為了進行測試，可使用任何可接受的一氧化碳檢查方法。來表明不存在一氧化碳。
(b)表面溫度足以點燃可燃液體或蒸氣的每個排氣系統零件，其安置或屏蔽必須使得任何輸送可燃液體或蒸氣系統的泄漏，不會由於液體或蒸氣接觸到排氣系統（包括排氣系統的屏蔽件）的任何零件引起著火。
(c)必須用防火的屏蔽件將所有排氣系統部件與鄰近的飛艇易燃部分（位於發動機艙之外的）相隔開。
(d)不得在任何易燃液體、可能引起火情的通風口或排液口附近排放廢氣。
(e)所有排氣系統部件均必須通風，以防某些部位溫度過高。
(f)廢氣不得排到所引起的閃光會在夜間嚴重影響駕駛員視覺的地方。
(g)如果存在較大的積油處，為了防止發動機起動失敗後有燃油積聚，渦輪發動機排氣系統必須具備放油嘴，在任何正常的地面和飛行姿態下，排放油液都應避開飛艇。
(h)每個排氣熱交換器必須有防止熱交換器內部發生任何故障後排氣口被堵塞的設施。
5.51 排氣管
(a)排氣歧管必須是防火和耐腐蝕的，並且必須有措施防止由於工作溫度引起的膨脹而造成損壞。
(b)每個排氣歧管的支承，必須能承受使用中可能遇到的各種振動和慣性載荷。
(c)連接在可能有相對運動的部件之間的排氣管零件必須採用柔性連接。
5.52 排氣熱交換器
對於活塞發動機飛艇，採用下列規定：
(a)排氣熱交換器的構造和安裝，必須能承受運行中可能遇到的各種振動、慣性和其它載荷。此外，還應滿足下列要求：
(1)排氣熱交換器必須適合於高溫下連續工作，並能耐排氣腐蝕；
(2)必須具有檢查排氣熱交換器關鍵部位的措施；
(3)排氣熱交換器接觸廢氣的部位必須通風。
(b)用於給通風空氣加溫的排氣熱交換器的構造必須使廢氣不能進人通風空氣中。
動力裝置操縱器件和附件
5.53 動力裝置的操縱器件：總則
(a)動力裝置操縱器件的位置和排列必須符合4.31條的規定並按7.20條(a)的要求作標記。
(b)柔性操縱器件必須是可接受的類型。
(c)每個操縱器件必須能保持在任何必要的位置，而無下列現象：
(1)要求飛行機組成員經常注意；
(2)由於操縱載荷或振動而滑移。
(d)每個操縱器件必須能承受工作載荷而不失效或沒有過度的變形。
(e)對於渦輪發動機飛艇，任何動力裝置操縱系統中單個的失效或故障，或可能的兩者組合都不得造成動力裝置為安全所必不可少的任何功能的喪失。
(f)位於發動機艙內而在著火時還要求工作的每個動力裝置的操縱部分，必須至少是耐火的。
(g)位於駕駛艙內的動力裝置的閥門操縱器件必須滿足以下要求：
(1)對於手動閥門，在打開和關閉位置有確實的止動器，對於燃油閥門在上述位置要有適當的指示措施；
(2)對於動力作動閥門，應有向飛行機組指示下列情況之一的手段：
(i)閥門在全開或全關位置；
(ii)閥門在全開和全關位置之間移動。
5.54 發動機操縱器件
(a)每台發動機必須有單獨的功率（或推力）操縱器件，而且每個需要操縱的增壓器也必須具有獨立的操縱器件。
(b)每個功率、推力或增壓器的操縱器件，都必須能對其操縱的發動機或增壓器進行確實和及時反應的操縱。
(c)功率操縱器件的布局必須能夠對全部發動機分別獨立操縱，也能進行同時操縱。
(d)如果功率或推力操縱器件具有斷油的特性，則該操縱器件必須有措施防止其誤動到斷油位置，該措施必須滿足下列要求：
(1)在慢車位置有確實的鎖或止動器；
(2)要用一個另外的明顯動作才能將操縱器件移到斷油位置。
5.55 點火開關
(a)必須用點火開關來控制每台發動機上的每個點火電路。
(b)多發飛艇必須有快速切斷所有點火電路的措施，其方法可將點火開關構成組列或者使用一個總點火控制器。
(c)每組點火開關和每個總點火控制器都必須有防止被誤動的措施，但不要求連續點火的渦輪發動機的點火開關除外。
5.56 混合比操縱器件
如果有混合比操縱器件。每臺發動機必須有一單獨的混合比操縱器件。混合比操縱器件必須有保護裝置或者其形狀和布置可以通過感覺防止與其他操縱器件混淆。這類操縱器件的分組和布局必須能對每臺發動機進行獨立操縱或同時操縱全部發動機。
5.57 螺旋槳轉速和槳距的操縱器件
(a)如果有螺旋槳轉速或槳距的操縱器件，則必須成組排列並滿足下列要求
(1)能單獨操縱每一螺旋槳；
(2)能同時操縱所有螺旋槳。
(b)在多發飛艇上，該操縱器件必須易於使所有螺旋槳同步。
5.58 螺旋槳順槳操縱器件
如有螺旋槳順槳操縱器件，每一螺旋槳必須有一套獨立操縱器件。每套操縱器件必須有防誤操縱措施。
5.59 汽化器空氣溫度控制器
每台發動機必須有單獨的汽化器空氣溫度控制裝置。
5.60 動力裝置附件
(a)發動機驅動的每一附件均必須符合下列規定：
(1)經過批準可安裝於相應的發動機上；
(2)利用發動機上的設施進行安裝；以及
(3)具有密封，能防止發動機滑油系統和附件系統的污染。
(b)易產生電弧或火花的電氣設備，其安裝必須使接觸可能呈自由狀態的可燃液體或蒸氣的概率減到最小。
(c)每台額定功率為6千瓦或6千瓦以上發電機的設計和安裝必須將其發生故障時引起著火的概率減到最小。
(d)發電機的冷卻系統，必須能夠將發電機的各零（組）件溫度保持在其已經制定的地面使用和空中使用限制值以內。
5.61 發動機點火系統
(a)每個蓄電池點火系統必須可從發電機得到備用電能，當任一蓄電池電能耗盡時，此發電機可自動作為備用電源供電，使發動機能繼續運轉。
(b)蓄電池和發電機的容量，必須足以同時滿足發動機點火系統用電量和使用同一電源的電氣系統部件的最大用電量。
(c)發動機點火系統的設計必須計及下列情況：
(1)一台發電機不工作；
(2)一個蓄電池電能耗盡，而發電機以其正常轉速運轉；
(3)如果只裝有一個蓄電池，該蓄電池電能耗盡，而發電機在慢車轉速下運轉。
(d)如果電氣系統任一部分發生故障引起發動機點火所需的蓄電池連續放電，則必須有警告有關飛行機組成員的措施。
(e)每台渦輪發動機的點火系統都必須與其他渦輪發動機的點火系統互相獨立，而且能防護艇體電荷和/或艇體故障的影響。
5.62 推力轉向操縱器件
採用推力轉向時，必須滿足如下要求：
(a)每個推力轉向操縱必須獨立於所有其他操縱，而且必須有可靠而即時的反應。
(b)推力轉向操縱器件必須便於駕駛員的操作，且必須使駕駛員能快速可靠地選擇每一個相應的推力位置。
(c)當每一台推進器都有獨立的推力轉向操縱器件時：
(1)其布局必須既能對每台推進器進行獨立操縱，又能同時操縱全部推進器；和
(2)飛艇必須通過演示驗證，當一側的推力轉向裝置在其正常飛行位置，而另一側處於完全轉向位置，發動機以最大起飛功率工作時，飛艇仍具安全飛行特性。
(d)在推力轉向系統失效情況下，必須有輔助裝置使該系統回復至正常工作位置。
5.63 輔助動力裝置操縱器件
在駕駛員座位處必須有裝置能起動、停止和應急切斷每一臺安裝好的輔助動力裝置。
動力裝置的防火
5.64 發動機防火墻周圍的短艙區
位於發動機艙防火墻周圍的部件、導管與接頭的制造材料和離防火墻的距離，必須使它們在防火墻靠發動機一側的部分受到溫度不低於2000°F的火焰作用15分鐘時，不會受到足以使飛艇發生危險的損壞。
5.65 導管、接頭和部件
(a)除了本條(b)規定的外，在易受發動機著火影響的任何區域內輸送可燃體、氣體或空氣的每一組件、導管和接頭均必須至少是耐火的，但屬於發動機一部分並且固定在發動機上的可燃液體箱和支架必須是防火的或用防火罩防護，如果任何非防火零件被火燒壞後不會引起可燃液體滲漏或濺出，則除外。上述組件必須加防護罩或安置得能防止點燃漏出的可燃液體。軟管組件（軟管和管接頭）必須是經批准的。活塞發動機上容量小於25誇脫的整體滑油收油池不必是防火的，也不必用防火罩防護。112 (b)本條((a)不適用於下列情況：
(1)已批准作為型號審定合格的發動機一部分的導管和接頭；
(2)破損後不會引起或增加著火危險的通風管和排放管及其接頭。
5.66 通風
包容動力裝置安裝的任何部分的隔艙，都必須有通風裝置以防止易燃蒸氣的積聚。
5.67 切斷措施
(a)每台發動機安裝必須有措施，用來切斷燃油、滑油、防冰液以及其它可燃液體，或者防止危險量的上述液體流入或流過任一發動機艙，或者在其內流動，但與發動機組成一體的導管除外。
(b)任何一台發動機其燃油切斷閥的關閉，不可使其他發動機被中斷供油。
(c)任何切斷裝置動作不得影響其它設備（諸如螺旋槳順槳裝置）以後的應急使用。
(d)切斷裝置必須裝在發動機艙的外部，除非裝在發動機艙內能保證等效安全。
(e)在切斷裝置關閉後，不得有危險量的可燃液體排人發動機艙。
(f)必須有措施防止切斷裝置被誤動，並能使機組在飛行中重新打開已關閉的切斷裝置。
(g)在下列情況下，渦輪發動機安裝不需要發動機滑油系統切斷裝置：
(1)滑油箱和發動機組成一體或安裝在發動機上；
(2)位於發動機外部的所有滑油系統部件是防火的，或位於不易受發 動機著火影響的區域。
5.68 防火墻
(a)每台發動機、輔助動力裝置、燃油燃燒加溫器和其它在飛行中需要使用的燃燒設備，必須用防火墻、防火罩或其它等效設施與飛艇的其它部分隔離。
(b)防火墻或防火罩的構造必須能防止危險數量的液體、氣體或火焰從發動機艙進人飛艇的其它部分。
(c)防火墻或防火罩的每個開孔，都必須用緊配合的接頭、防火套圈、襯套或防火墻接頭封嚴。
(d)防火墻或防火罩必須是防火和防腐蝕的。
(e)必須按下列條件表明防火材料或部件符合標準：
(1)材料或部件承受的火焰溫度必須是2,000±50°F；
(2)對於板材，必須在大約10平方英寸上經受由合適的燃燒器發出的火焰；
(3)火焰的大小必須足以在大約5平方英寸的面積上保持要求的試驗溫度。
(f)防火墻材料和接頭必須至少在巧分鐘內不被火焰穿透。
(g)下列材料不經本條要求的試驗就可以作為防火墻或防火罩的材料：
(1)不銹鋼板，厚度0.015英寸；
(2)軟鋼板（包覆鋁層或采用其它防腐措施）。厚度0.018英寸；
(3)鍍錫鉛鋼板，厚度0.018英寸；
(4)蒙乃爾合金，厚度0.018英寸；
(5)鋼或銅基合金的防火墻接頭。
5.69 發動機附件艙隔板
對於氣冷式星形發動機，發動機動力部分和排氣系統的所有部分，必須用滿足5.68條防火墻要求的隔板與發動機附件部分隔離。
5.70 發動機罩
(a)整流罩的構造和支承，必須使其能承受在運行中可能遇到的任何振動、慣性和空氣載荷。
(b)在飛艇處於正常的地面和飛行姿態時，必須有迅速、全部地排出整流罩各部分液體的設施。不得在會引起著火危險處排放。
(c)整流罩必須至少是耐火的。
(d)在發動機艙內的開口後面和開口附近的發動機罩在與開口相距至少24英寸範圍內的所有表面，必須至少是耐火的。
(e)由於靠近排氣系統零件或受排氣衝擊而經受高溫的整流罩的各部分必須是耐火的。
5.71 [備用]
5.72 火警探測系統
對於多發渦輪發動機飛艇和裝有渦輪增壓器的多發活塞式發動機飛艇，採用如下規定：
(a)必須有確保快速探測發動機艙著火的裝置；
(b)每個火警探測器的構造和安裝必須能承受運行中可能遇到的振動、慣性和其它載荷；
(c)火警探測器不得受可能出現的任何液體或煙氣的影響；
(d)必須有手段使機組在飛行中能檢查每個火警探測器電路的功能；
(e)發動機艙內每個火警探測系統的導線和其它部件必須至少是阻燃的。
5.73 轉向推力
對於使用轉向推力系統的飛艇，發動機排氣時飛艇衝擊不得導致飛艇材料或其零（組）件的溫升超出安全限度。
VI 分部—設備
總則
6.1 功能和安裝
所安裝的每項設備必須符合下列要求：
(a)其種類和設計與預定功能相適應；
(b)有標牌標明其名稱、功能或使用限制，或這些要素的適用的組合；
(c)按對該設備規定的限制進行安裝；
(d)在安裝後功能正常。
6.2 飛行和導航儀表
所需的飛行和導航儀表規定如下：
(a)一個空速表；
(b)一個高度表（靈敏的）；
(c)一個磁航向指示器；
(d)一個大氣靜溫表；
(e)指示主氣囊和副氣囊壓力的裝置。
(f)測量在提供升力的氣體和外部空氣之間溫度差的裝置。
(g)具有指示飛艇俯仰姿態的裝置。
(h)爬升率指示器。
6.3 動力裝置儀表
需要有下列動力裝置儀表
(a)對所有飛艇
(1)每個燃油箱需有一個燃油油量表；
(2)每個滑油箱有一個滑油油量指示器（油尺或可視油量表）
(3)每台發動機中每套獨立的壓力滑油系統需有一個滑油壓力指示器。
(4)每台發動機和與其它滑油系統分開的每個渦輪增壓器滑油系統要有一個滑油溫度指示器。
(5)對要求符合5.72條的氣艇提供火警指示器。
(b)對以活塞式發動機為動力的飛艇。除了根據本章(a)節需要那些動力裝置儀表外，尚要求以下動力裝置儀表：
(1)每台發動機有1只轉速表。
(2)每台發動機有1只氣缸頭溫度指示器。
(3)每台泵供式發動機有1只燃油壓力指示器(指示供油的燃油壓力)
(4)每台高空發動機有1只進氣壓力指示器。
(5)如果或對汽化器進氣溫度或排氣溫度規定了限制，則對確定了限制的每種溫度必須提供溫度指示器，除非證明在所有預定的使用狀態不會超出此種限制。
(c)對於以渦輪發動機為動力的飛艇，除了要按本章(a)節的規定要求安 裝那些動力裝置儀表外，還要求以下幾種動力裝置儀表：
(1)每台發動機1只燃氣溫度指示器。
(2)每台發動機1只燃油流量表。
(3)每台發動機1只轉速表(用以指示確定的限制速度下發動機轉速)。
(4)如果發動機起動既未按連續使用設計，又未設計成在其失效後能防止危險，但是可能被連續使用，則每台發動機應有一種向飛行機組指示其運轉狀態的裝置。
(5)要有能指示動力裝置防冰系統功能的指示器。
(6)按5.28條的要求提供燃油濾網或油濾的指示器，以便在達到5.28條(d)所規定的污染量之前指示濾網或油濾的污染情況。
(7)如果沒有旁通措施，要根據5.35條要求為滑油濾網或油濾提供告警裝置，以便在達到由5.35條(a)(2)確定的污染量之前警告駕駛員濾網或油濾出現的污染情況。
(8)為每台發動機提供1套滑油壓力低壓警告裝置。
(9)1個能指示用於防止燃油系統部件因結冰堵塞的任一加熱器功能正常的指示器。
(d)對於採用渦輪螺旋槳為動力的飛艇。這類飛艇除了要有本條(a)和(c)款規定之動力裝置儀表外，還需要安裝以下動力裝置儀表：
(1)每台發動機1只力矩指示器。
(2)當螺旋槳槳葉角低於飛行低槳距位置時，要有向空勤人員指示每個螺旋槳的位置指示裝置。
(3)在螺旋槳處於反槳距狀態時，要有向駕駛員指示每個螺旋槳反槳距狀態的裝置。
6.4 其它設備儀表
如果安裝了輔助系統，則需要有補充以下的儀表設備：
(a)電源發電系統
(1)對每套直流發電系統要有電壓/負載表。
(2)對每套交流發電系統要有電壓/頻率表。
(b)輔助動力裝置(APU)
(1)對渦輪發動機提供燃氣發生器速度指示器。
(2)1套溫度指示器，以便為渦輪發動機提供過熱保護。
(3)1個指示APU工作的指示器。
(4)在APU開關處於“開”或“運轉”位置時，應有1個指示APU停車的指示器。
(5)要有I個活塞式發動機的轉速表。
(6)對氣冷式活塞發動機要有1個氣缸頭溫度指示器。
(c)推力轉向系統—每臺發動機或螺旋槳應有1套推力轉向角位置指示器。
(d)液壓系統
(1)每套系統應有液壓油量表（油尺或可視油最表）
(2)每套系統應有液壓壓力表。
(e)電傳/飛行操縱系統
(1)1個能為飛行人員指示相對於指令位置的操縱面位置的裝置。
(2)1個能為駕駛員指示電傳/飛行操縱系統功能不正常的裝置。
6.5 其它設備
要求配備以下各項設備。
(a)每個乘員1把座椅或臥鋪。
(b)1套總開關裝置。
(c)本準則規定的電保護裝置。
6.6 設備、系統及安裝
(a)每項設備在執行其預定功能時，對下列方面不得有不利影響：
(1)對安全運行所必不可少的任何設備的響應、運行或精度；
(2)任何其它設備的響應、運行或精度，若有措施使駕駛員知道其影響，則除外。
(b)在多發飛艇上的設備、系統及安裝，必須設計成在發生預期的故障或失效時能防止對飛艇的危害。
(c)在單發飛艇上的設備、系統及安裝必須設計成在發生預期的故障或失效時，對飛艇產生的危害減小到最低程度。
儀表：安裝
6.7 布局和可見度
(a)必須使任一駕駛員在其工作位置沿飛行航跡向前觀察時，盡可能少偏移正常姿勢和視線，即可看清供他使用的每個飛行、導航和動力裝置儀表。
(b)對於多發飛艇的相同動力裝置儀表，其位置的安排必須避免混淆每個儀表所對應的發動機。
(c)儀表板的振動不得破壞或降低任何儀表的精度。
(d)預期在儀表飛行規則下運行的每種飛艇，根據6.2條和有關營運條例（當適用時）所要求的飛行儀表必須在儀表板上構成組列。並盡可能集中在駕駛員向前視線所在的垂直平面附近。此外，必須符合下列規定：
(1)最有效地指示姿態的儀表必須裝在儀表板上部中心位置；
(2)最有效地指示空速的儀表必須直接裝在儀表板上部中心位置處儀表的左邊；
(3)最有效地指示高度的儀表必須直接裝在儀表板上部中心位置處儀表的右邊；
(4)最有效地指示航向的儀表（不是磁航向指示器），必須緊靠並直接裝在儀表板上部中心位置處儀表的下邊。
(e)如果裝有指出儀表失靈的目視指示器，則該指示器必須在駕駛艙所有可能的照明條件下都有效。
6.8 警告燈、戒備燈和提示燈
如果在駕駛艙內裝有警告燈、戒備燈和提示燈，則除適航當局另行批準外，燈的顏色必須按照下列規定：
(a)紅色，用於警告燈（指示危險情況，可能要求立即采取糾正動作的指示燈）；
(b)琥珀色，用於戒備燈（指示將可能需要采取糾正動作的指示燈）；
(c)綠色，用於安全工作燈；
(d)任何其它顏色，包括白色，用於本條(a)和(c)未作規定的燈，該顏色要足以同本條(a)至(c)規定的顏色相區別，以避免可能的混淆。
6.9 空速指示系統
(a)每個空速指示儀表必須進行校準，在施加相應的總壓和靜壓時以最小可能的儀表校準誤差指示真空速（海平面標準大氣下）。
(b)每套空速系統必須在飛行中校準以便確定系統誤差，該系統誤差（包括位置誤差，但不包括空速指示儀表校準誤差）在自20節至從VMO速度範圍內不得超過5節。
(c)每套系統的布置必須盡可能防止由於濕氣、髒物或其它雜物進人而引起的功能故障或嚴重誤差。
6.10 靜壓系統
(a)除了本條(b)(3)說明外，每個裝有靜壓膜盒接頭的儀表的引氣，必須使飛機速度、窗戶開閉、氣流變化、濕氣或其它雜質對這些儀表準確度的影響最小。
(b)如果一個靜壓系統為儀表、系統或裝置的功能所必需的，則必須符合本條(b)(1)至(b)(3)的規定。
(1)靜壓系統的設計和安裝必須符合下列規定：
(i)備有可靠的排放水分的措施；
(ii)要避免導管擦傷和在導管彎曲處過分變形或嚴重限流；
(iii)所用的材料應是耐久的，適合於預定用途並能防腐蝕。
(2)必須以下列方法進行驗證試驗以演示靜壓系統的完整性：對靜壓系統抽氣直至壓差近似1英寸汞柱或高度表上讀數高於試驗時飛艇海拔高度1000英尺，停止抽氣1分鐘後，指示高度的減小值在高度表上不得超過100英尺。
(3)如果按照91部的營運規則的要求為任何儀表、裝置或系統配置靜壓系統時，每個靜壓孔的設計和位置必須使在飛艇遇到結冰情況時，靜壓系統內的空氣壓力和真實環境大氣靜壓之間的相互關系不變。可以使用一個防冰裝置或一個備用靜壓源來表明符合該要求。如果備用靜壓系統的高度表讀數與主靜壓系統的高度表讀數相差50英尺以上時，必須為備用靜壓系統提供一個修正卡片。
(c)除本條(d)規定的情況外，如果靜壓系統包括有主靜壓源和備用靜壓源，則靜壓源選擇裝置的設計必須滿足下列要求：
(1)選用任一靜壓源時，另一個靜壓源斷開；
(2)兩個靜壓源不能同時斷開。
(d)如果能夠用演示表明，在選用任一靜壓源時，靜壓系統的校準不會因另一靜壓源的通斷而變化，則本條(c)(1)的規定不適用。
(e)每個系統的設計和安裝必須使在海平面標準大氣條件下指示壓力高度誤差（不包括儀表校準誤差）不會導致在20節和VMO速度範圍內超過±30英尺的誤差。
6.11 磁航向指示器
(a)除本條(b)規定外，採用下列規定：
(1)每個磁航向指示器必須安裝成使其精度不受飛艇振動或磁場的嚴重影響；
(2)經補償的安裝偏差，平飛時任何航向上不得大於10°。
(b)如果飛艇上安裝了一個穩定磁航向指示器，其平飛時任何航向的偏差均不大於10°，或者安裝了一個陀螺航向指示器，則非穩定磁航向指示器的偏差在用電系統（例如電加溫風擋）工作時可以大於10°。偏差超過10°的非穩定磁航向指示器必須有符合7.16（e）條的標誌。
6.12 自動駕駛儀系統
如果裝有自動駕駛儀系統，它必須滿足下列要求：
(a)每個系統必須設計成使自動駕駛儀能夠符合下列要求之一：
(1)駕駛員能迅速確實地斷開，以防其干擾駕駛員操縱飛艇；
(2)由一個駕駛員就足以克服自動駕駛儀的作用，而使他能夠操縱飛艇；
(b)除非有自動同步裝置，否則每個自動駕駛儀系統必須有措施向駕駛員及時指示作動裝置與受其驅動的操縱系統是否協調；
(c)系統的每個手動操縱器件必須是駕駛員易於接近的。每個操縱器件的操作必須與對應的主操縱裝置的運動平面和方向相同，運動的方向必須清楚地標在每個操縱器件上或其近旁；
(d)自動駕駛儀系統的設計和調整必須做到，在駕駛員可以調整的範圍內，在適於使用自動駕駛儀的任何飛行條件下，不論正常工作或失靈（假如在合理的時間內開始進行糾正），均不會對飛艇引起危險的載荷或使飛艇航跡產生危險的偏離；
(e)每個系統必須設計成使單一的故障不在一個以上的控制軸產生過分偏轉的信號。如果自動駕駛儀綜合來自輔助控制器的信一號或向其它設備提供信號，則要求有確實的聯鎖和聯接順序，以免系統不正常動作；
(f)必須防止由於故障而使交聯部件相互產生有害的作用；
(g)如果自動駕駛儀系統能與機載導航設備交連，則必須有向飛行機組指示當時工作狀態的手段。選擇器轉換開關的位置不可作為一種指示手段。
6.13 電子飛行儀表系統（EFIS）
可安裝用於姿態和導航指示的電子顯示裝置代替機械的或電氣機械的儀表，如果——
(a)該顯示裝置——
(1)在包括直接日光在內的駕駛艙內遇到的所有光照情況下是容易看清的；
(2)不禁止姿態的基本顯示；
(3)對駕駛員產生與由電子顯示裝置所代替的儀表具有同樣的感官效果；
(4)具有7.13至7.19各條所要求的儀表標記視覺顯示，或當本準則要求的任何參數出現不正常的運行值或趨於不安全數值時，有向駕駛員發出警報的視覺顯示。
(b)該顯示裝置，包括其中各系統和安裝在內，必須設計成使其在任何預期的運行情況下出現任何單一失效或可能的綜合失效時，使駕駛員繼續得到持續安全飛行和著陸所必需的信息顯示，不需要立即采取行動仍可繼續安全運行，或者必須表明該類失效是極不可能的。
6.14 使用能源的儀表
對於使用能源的各儀表，必須有視覺顯示措施以指示能源不足以維持儀表正常性能的情況。必須在能源進人儀表點或其附近裝有測定裝置。對於電氣儀表，電壓在批準的範圍內，即可認為能源是足夠的。
6.15 飛行指引系統
如果裝有飛行指引系統，則必須有向飛行機組指示其當時工作狀態的手段。選擇器轉換開關的位置不可作為一種指示手段。
6.16 動力裝置儀表
(a)儀表和儀表管路
(1)動力裝置儀表的每根管路必須滿足5.25條的要求。
(2)每根裝有充壓可燃液體的管路必須符合下列規定：
(i)在壓力源處有限流孔或其它安全裝置，以防管路破損時逸出過多的液體；
(ii)管路的安裝和布置要使液體的逸出不會造成危險。
(3)使用可燃液體的每個動力裝置儀表，其安裝和布置必須使液體的逸出不會造成危險。
(b)燃油油量表必須裝有指示裝置向飛行機組成員指示飛行中每個油箱的油量。可以使用美加侖或磅作刻度的指示器，並清楚地標明使用的是何種刻度。此外，還必須符合下列規定：
(1)每個燃油油量表必須經過校準，使得在平飛過程中當油箱內剩餘燃油量等於按5.13條確定的不可用燃油時。其讀數為“零”；
(2)每個用作燃油油量表的外露式目視油量計必須加以防護，以免損壞；
(3)每個外露式目視油量計處有會存集水和結冰的凹陷時，必須有可以在地面排水的裝置；
(4)出口和空間都互通的若干油箱可以視為一個油箱而不必分別設置指示器；
(5)如果僅用於將燃油轉輸到其它油箱的小輔助油箱，其相對尺寸、轉輸燃油速率和使用說明足以滿足下列要求，則對於該輔助油箱不需要燃油油量表：
(i)能防止溢出；
(ii)如果沒有按計劃進行輸油，能迅速給飛行機組成員以替告；
(c)燃油流量指示系統如果裝有該系統，則每個測量部件必須具有在該部件發生故障而嚴重限制燃油流動時提供燃油旁路的裝置。
(d)滑油油量指示器在下列情況下必須有設施指示每個油箱內的滑油量：
(1)在地面上（如油尺）；
(2)在飛行中，如果裝有滑油轉輸系統或備用滑油供油系統，向飛行機組成員指示油箱滑油量。
電氣系統和設備
6.17 總則
(a)電氣系統容量每個電氣系統必須符合其預定的用途。此外，採用下列規定：
(1)電源及其傳輸電纜以及有關的控制和保護裝置，必須能夠向安全運行所必不可少的每個負載回路以適當的電壓供給所需的電功率；
(2)必須用電氣負載分析或電氣測量來表明符合本條(1)的要求。在電氣負載分析或電氣測量時要考慮用在該電氣系統的各種電氣負載可能的組合和持續時間。
(b)功能每個電氣系統符合下列要求：
(1)安裝後的每個電氣系統必須滿足下列要求：
(i)對系統本身及其工作方式和對飛艇其它部分的影響均沒有危險；
(ii)採取保護以免受燃油、滑油、水和其它有害物質的侵害及機械損傷；
(iii)系統設計成使機組、旅客和地面人員受到電擊的危險減小到最低程度；
(2)除了交流發電機可能依靠蓄電池初始激勵或穩定以外，電源在單獨供電或並聯運行時均必須功能正常；
(3)除了依靠蓄電池初始激勵或穩定的交流發電機可以因蓄電池的失效而停止工作外，任何電源在其故障或失效時，不得損害任何其餘的電源向安全運行所必不可少的負載回路供電的能力；
(4)除了依靠蓄電他初始激勵或穩定的交流發電機的控制不需要斷開交流發電機和其蓄電池之間的連接外，每個電源控制裝置必須能夠使每個電源獨立地工作。
(c)發電系統如果電氣系統要向安全運行所必不可少的負載電路供電，則必須至少有一台發電機。此外，應符合下列規定：
(1)每台發電機必須能夠輸出它的連續額定功率；
(2)發電機的電壓控制裝置必須能可靠地將發電機的輸出電壓調整在額定範圍內；
(3)每台發電機必須有一個反流割斷器，其設計當反向電流足以損壞發電機時，能斷開該發電機與蓄電池和其它發電機的連接；
(4)任何一台發電機失效時，必須有措施立即向飛行機組發出警告；
(5)每台發電機必須有一個過壓保護裝置，其設計和安裝當發電機出現過壓情況時能防止對電氣系統或由該電氣系統供電的設備造成損壞。
(d)儀表必須有手段向相應的飛行機組成員指示安全運行所必不可少的電源系統的參量。對於直流系統，可以使用能轉換到每台發電機饋線的電流表。如果僅有一台發電機，該電流表可以接在電池饋線中。
(e)耐火性電氣設備的設計和安裝必須在發動機艙起火的情況下，靠近火的防火墻表面加熱到2,000°F並保持5分鐘，或者加熱到由申請人證實是合理的較低溫度時，安裝在防火墻後面的連續安全運行所必不可少的設備能令人滿意地工作，而不產生進一步著火危險。
(f)外部電源如果備有設施將外部電源接到飛艇上，且該外部電源能與除用於發動機起動之外的其它設備相連接，則必須有措施確保反極性或逆相序的外部電源不能向該飛艇的電氣系統供電。
(g)電氣/電子設備和系統每件安裝在飛艇上的電氣/電子設備或系統均必須通過電磁干擾和電磁兼容試驗表明其功能正常，並且不會干擾飛艇上的其它設備或系統。
6.18 蓄電池的設計和安裝
(a)每個蓄電池必須按照本條的規定設計和安裝。
(b)在任何可能的充電和放電狀態下，單體蓄電池的溫度和壓力必須保持在安全範圍之內。當蓄電池（在預先完全放電之後）在下列情況下重新充電時，單體蓄電池的溫度不得有不可控制的升高：
(1)以調定的最大電壓或功率；
(2)最長持續飛行期間；
(3)服役中很可能出現的最不利的冷卻條件。
(c)必須通過試驗表明符合本條(b)的要求，但是，如果類似的蓄電池和安裝方法的使用經驗業已表明，使單體蓄電池保持安全的溫度和壓力不存在問題，則除外。
(d)正常工作時，或充電系統或蓄電池裝置發生任何可能的故障時，從任何蓄電池逸出的易爆或有害氣體，在飛機內的積聚量不得達到危險程度。
(e)蓄電池可能逸出的腐蝕性液體或氣體，均不得損壞周圍的飛艇結構或鄰近的重要設備。
(f)能夠用於起動發動機或輔助動力裝置的每個鎘鎳蓄電池裝置，必須有措施防止蓄電池或某個單體蓄電池短路時所發出的最大熱量危及結構或重要系統。
(g)能夠用於起動發動機或輔助動力裝置的鎘鎳蓄電池必須具有下列系統之一：
(1)一個自動控制蓄電池充電速率的系統，以防止蓄電他過熱；
(2)一個蓄電池溫度敏感和超溫警告系統，該系統具有一旦出現超溫情況即可將蓄電池與其充電電源斷開的措施；
(3)一個蓄電池失效敏感和警告系統，該系統具有一旦發生蓄電池失效即可將蓄電池與其充電電源斷開的措施。
6.19 電路保護裝置
(a)在所有電路中必須安裝保護裝置，例如熔斷器或斷路器。但下列情況除外：
(1)起動電動機的主電路；
(2)不裝保護裝置，不會有危險的電路。
(b)對於飛行安全所必不可少的電路的保護裝置，不得用於保護其它電路。
(c)每個可復位型電路保護裝置（即“自動斷路”裝置，其跳閘機構不能由工作控制機構來超控）必須按下列規定設計：
(1)在跳閘後需要人工操作以恢復工作；
(2)如果存在過載或電路故障，不管操作控制的位置如何，該裝置應斷開電路。
(d)如果飛行安全要求必需有使某一斷路器復位或更換某一熔斷器的能力，則這種斷路器或熔斷器的位置和標識必須使其在飛行中易被復位或更換。
(e)如果採用熔斷器，則每種規格的熔斷器應有50%的備件，但至少備一個。
6.20 總開關裝置
(a)必須有一個總開關裝置，以便易於斷開電源與主匯流條的連接，斷開點必須靠近該開關控制的電源。
(b)負載電路可以連接成在總開關斷開後仍然有電，用靠近該電源處的、額定值為5安培或小於5安培的電路保護裝置保護。但這些線路必須隔離或在實物上加以遮蔽，以防點燃由於液體系統破裂或損壞時可能滋出的可燃液體或蒸氣。
(c)總開關或其控制裝置必須安裝成使機組成員在飛行中容易辨認和接近。
6.21 電纜和設備
(a)每根電纜必須具有足夠的載流能力。
(b)一旦發生電路過載或故障，可能過熱的每根電纜和有關設備必須至少是阻燃的，且不會放出達到危險量的毒性煙。
6.22 開關
每個開關必須滿足下列要求：
(a)能夠承受其額定電流；
(b)在結構上使載流元件與殼體之間有足夠的間距或絕緣材料，以使飛行中的振動不會引起短路；
(c)便於相應的飛行機組成員接近；
(d)對工作狀態和所控制的電路加以標記。
燈
6.23 儀表燈
儀表燈必須滿足下列要求：
(a)使每個儀表和控制裝置易於判讀和識別；
(b)安裝成對燈的直射光線和由此引起的任何直接或間接的反射光線能加以遮蔽。以免直射駕駛員的眼睛；和
(c)在載流零件和殼體之間有足夠的間距或絕緣材料，使飛行中的振動不會造成短路。座艙頂燈不是儀表燈。
6.24 著陸燈
(a)所裝的每個著陸燈必須是可接受的。
(b)每個著陸燈的安裝必須做到：
(1)使駕駛員看不到有害的眩光；
(2)使駕駛員不受暈影的嚴重影響；和
(3)為夜間著陸提供足夠的光線。
6.25 航行燈系統的安裝
(a)總則航行燈系統的每一部分必須滿足本條中的有關要求，並且每個系統作為總體必須滿足6.26至6.31條的要求。
(b)頭部航行燈頭部航行燈光必須是白色，要盡可能向前安裝在氣囊的前方上，並且必須經過批准。
(c)前航行燈前航行燈必須由紅燈和綠燈組成，其橫向間距必須盡可能地大，並朝前裝在飛艇上，當飛艇處於正常飛行狀態時，燈的光色為左紅右綠。每個燈必須經過批准。
(d)後航行燈後航行燈光必須是白色，要盡可能向後安裝在尾部，並且必須經過批准。
(e)電路頭部航行燈，兩個前航行燈及後航行燈必須組成一個單獨電路。
(f)燈罩和濾色鏡每個燈罩或濾色鏡都必須至少是阻燃的，在正常使用期間不得改變顏色和形狀，也不得有任何明顯的燈光透射損失。
6.26 航行燈系統二面角
(a)除本條(f)規定者外，所裝的每個頭部、前、後航行燈在本條規定的二面角內，必須顯示無間斷的燈光。
(b)前二面角(F)由兩個相交的垂直平面組成，當沿著飛艇縱軸向前看時，這兩個平面分別向左、向右偏離通過飛艇縱軸的垂直平面各110°。
(c)左二面角(L)由兩個相交的垂直平面組成，當沿著飛艇縱軸向前看時，一個平面與飛艇縱軸平行，而另一個向左偏離第一個平面110°。
(d)右二面角(R)由兩個相交的垂直平面組成，當沿著飛艇縱軸向前看時，一個平面與飛艇縱軸平行，而另一個向右偏離第一個平面110°。
(e)後二面角(A)由兩個相交的垂直平面組成，當沿著飛艇縱軸向後看時，這兩個平面分別向左、向右偏離通過飛艇縱軸的垂直平面70°。
(f)如果根據6.25條(d)盡可能向後安裝的後航行燈，在本條(e)所定義的二面角A內不能顯示出無間斷的燈光，則在該二面角內允許有一個或幾個被遮蔽的立體角，但其總和在下述圓錐體內不得超過0.04球面度，該圓錐體以後航行燈為頂點，母線與通過後航行燈的垂直線成30°夾角。
6.27 航行燈燈光分布和光強
(a)總則本條規定的光強必須用裝有燈罩和濾色鏡的新燈來測定，光強測定必須在光源發光達到穩定值後進行。該穩定值指光源在飛艇正常工作電壓時的平均輸出光通。每一航行燈燈光分布和光強必須滿足本條(b)的要求。
(b)頭部、前和後航行燈頭部、前和後航行燈燈光分布和光強必須以二面角F、L、R和A範圍內水平平面內的最小光強、任一垂直面平內的最小光強和最大摻入光強表示，且必須滿足下列要求：
(1)水平平面內的光強水平平面（包含飛艇縱軸並垂直於飛艇對稱平面）內各燈的光強必須等於或大於6.28條規定的相應值。
(2)任一垂直平面內的光強任一垂直平面（垂直於水平平面的平面）內各燈的光強必須等於或大於6.29條規定的相應值，其中，I為6.28條中規定的該水平平面內相應角度的最小光強。
(3)相鄰光源間的摻人光強相鄰光源間的任何摻人光強均不得超過6.30條中規定的相應值，但是當主光束的光強遠大於6.28條和6.29條中規定的最小值時，如果與主光束光強相比，摻人光強對主光源清晰度無不利影響，則可允許更大的摻人光強。當前航行燈光強峰值大於100坎時，如果A區內的摻人光強不大於航行燈光強峰值的10%，B區內的摻人光強不大於航行燈光強峰值的2.5%，則前航行燈之間的摻人光強最大值可以超過6.30條中規定的相應值。
(c)頭部或後航行燈安裝如果符合下列情況，則一個單獨航行燈可以安裝在橫向偏離飛艇對稱平面的某一位置：
(1)照射的最大錐體軸線在平飛中平行於飛行軌跡；和
(2)在燈的後部和最大照射軸線左、右各70°角平面之間無任何障礙。
6.28 頭部、前和後航行燈水平平面內的最小光強
每個航行燈的光強必須等於或大於下表規定的相應值：
二面角(相應燈光) 自正前方向左或向右 光強(坎德拉)
偏離縱軸的角度
F(前白光) 0°～110° 20
L和R(前紅光和前綠光) 0°～10° 40
10°～20° 30
20°～110° 5
A(後白光) 110°～180° 20
6.29 頭部、前和後航行燈任一垂直平面內的最小光強
每一航行燈的光強必須等於或大於下表規定的相應值：
自水平平面向上或向下的角度 光強
0° 1.00I
0°～5° 0.90I
5°～10° 0.80I
10°～15° 0.70I
15°～20° 0.50I
20°～30° 0.30I
30°～40° 0.10I
40°～90° 0.05I
6.30 前、後航行燈的最大摻入光強
除6.27條(b)(3)規定者外，航行燈摻人光強均不得超過下表規定的相應值：
最大光強
摻入光A區 (坎德拉) B區(坎德拉)
左二面角內的綠光 10 1
右二面角內的紅光 10 I
後二面角內的綠光 5 1
後二面角內的紅光 5 1
左二面角內的後部白光 5 1
右二面角內的後部白光 5 1
表中：
(a)A區包括通過光源並與共同邊界面相交成大於10°但小於20°角的相鄰的二面角內所有方向；和
(b)B區包括通過光源並與共同邊界面相交成大於20°角的相鄰的二面角內所有方向。
6.31 航行燈顏色規格
每一航行燈的顏色必須具國際照明委員會規定的下列相應色度坐標值：
(a)航空紅色
“y”不大於0.335；
和“Z”不大於0.002；
(b)航空綠色
“x”不大於0.440-0.320y；
“x”不大於y-0.170；
和“y”不小於0.390-0.170x；
(c)航空白色
“x”不小於0.300且不大於0.540；
“y”不小於“x-0.040”或“y。-0.010”，取小者；
“y”不大於“x+0.020”，也不大於“0.636-0.400x”；
其中，“y。”為普朗克輻射器相對於所論“x”值的“y”坐標值。
6.32 防撞燈系統
(a)總則如果申請夜間飛行的合格審定，飛艇必須具有滿足下列要求的防撞燈系統：
(1)由一個或幾個經批準的防撞燈組成，其安裝部位應使其發射的光線不影響飛行機組的視覺，也不損壞航行燈的明顯性；
(2)滿足本條(b)至(f)的要求。
(b)作用範圍該系統必須有足夠數量的燈，以照明飛艇周圍重要區域（從飛艇的外部形態和飛行特性考慮）。其作用範圍必須至少達到飛艇水平平面上、下各75。範圍內的所有方向，但是允許向後有總和不大於0。5球面度被遮蔽的立體角。
(c)閃光特性該系統的布局，即光源數目、光束寬度、旋轉速度以及其它特性，必須給出40至100次/分的有效閃光頻率。有效閃光頻率指從遠處看到的整個飛艇防撞燈系統的閃光頻率。當系統有一個以上的光源時，對有效閃光頻率的規定也適用於有重疊部分的燈光區。在重疊區內，閃光頻率可以超過100次/分，但不得超過180次/分。
(d)顏色防撞燈必須為航空紅色或航空白色，且必須滿足6.31條的有關要求。
(e)光強裝上紅色濾色鏡（如使用時）測定並以“有效”光強表示的任一垂直平面內的最小光強，必頂滿足本條(f)的要求。必須採用下列關系式：
t2
Ie= ∫t1I(t)dt
0.2+(t2-t1)
其中，Ie為有效光強（坎德拉）；
I(t)為作為時間函數的瞬時光強；
t2-t1，為閃光時間間隔（秒）。通常，選擇t1和t2使有效光強等於t1和t2時的瞬時光強，即可得到有效光強的最大值。
(f)防撞燈的最小有效光強
防撞燈的最小有效光強必須等於或大於下表規定的相應值：
自水平平面向上或向下的角度 有效光強(坎德拉)
0°～5° 400
5°～10° 240
10°～20° 80
20°～30° 40
30°～75° 20
安全設備
6.33 總則
(a)飛行機組在應急時所需使用的安全設備，例如救生筏自動投放裝置，必須易於接近。
(b)必須備有存放所需安全設備的設施，該存放設施必須滿足下列要求：
(1)布置得使安全設備可以直接取用，而且其位置明顯易見；和
(2)防止安全設備由於受到；3.26條規定的慣性載荷而導致損壞。
6.34 安全帶
(a)按具體座椅或臥鋪的布置計及安全帶的安裝尺寸特性後，安全帶的額定強度不得小於3.26條規定承受的極限載荷系數。
(b)對平行於飛艇縱軸的臥鋪用的安全帶，不需作用3.26條規定的向前的載荷系數。
(c)每一安全帶必須安裝有金屬對金屬的鎖扣裝置。
6.35靜電放電設備
在飛艇著陸和地面維護期間，及停放於地面時，應提供靜電放電設備。
6.36 水上迫降設備
如果申請水上迫降的合格審定，飛艇必須滿足本條的要求。
(a)飛艇營運規則要求的應急漂浮和信號設備必須安放得使機組和旅客可以很快得到。
(b)每一救生筏和救生衣必須經過批准。
(c)每只被投放的救生筏，必須用一繩索繫留在飛艇近旁。此繩必須弱得足以使它繫著的空筏拉沉之前斷開。
(d)任何營運規則要求的信號設備必須可接近，功能令人滿意，並必須在使用中無任何危險。
6.37 防冰設備
如果申請帶有防冰設施的合格審定，必須表明對下列要求的符合性：
(a)必須在飛艇飛行手冊中給出使用防冰設備的推薦程序；
(b)必須根據飛艇的運行要求進行分析以確認防冰系統足以滿足飛艇不同部件的要求。另外，防冰系統必須通過試驗來演示在FAR25附錄C確定140 的連續和間斷的最大結冰狀態下飛艇能夠安全飛行。
(c)當有設計相似的已通過合格審定的飛艇時，可以參考已取得型號合格證的飛艇在型號合格審定中進行的分析和試驗來驗證本條要求的全部或部分的符合性；
(d)如果用於夜間飛行，並且為了恰當地使用防冰設備而需要飛行機組監視飛艇外部表面時，必須提供適當的艇外照明足以能在夜間進行監視。
其它設備
6.38 液壓系統
(a)設計液壓系統必須按下列要求進行設計：
(1)每一液壓系統及其元件，必須能承受液壓載荷並加上預期的結構載荷而不產生屈服；
(2)對於提供兩個或多個主要功能的液壓系統，必須有向飛行機組指示系統內壓力的裝置；
(3)必須有手段來保證系統中任何部分的壓力包括瞬時(衝擊)壓力不會超過大於設計工作壓力的安全限制，並防止所有管道中由於長時間封閉足以很可能產生液壓油體積變化而引起超壓；
(4)最小設計破壞壓力必須是工作壓力的2.5倍。
(b)試驗每個系統必須經過驗證壓力試驗，當驗證試驗時，系統的任何零件不得損壞、出故障和產生永久變形。系統的驗證載荷必須至少為該系統最大工作壓力的1.5倍。
(c)蓄壓器不得將蓄壓器或增壓油箱安裝在防火墻的有發動機的一側，如果防火墻是發動機或螺旋槳整體的一部分，則除外。
6.39 多發飛艇的附件
對於多發飛艇，對安全飛行所不可少的由發動機驅動的附件必須分布在兩台或更多台發動機之間，使之不會由於任一發動機失效而導致這些附件不工作而影響安全飛行。
6.40 增壓系統和氣動系統
下列要求適用於飛艇的增壓系統和氣動系統，專門用於蒙皮和副氣囊增壓系統除外。
(a)增壓系統元件必須分別進行壓力值為最大正常工作壓力2倍的破壞壓力試驗和1.5倍的驗證壓力試驗。
(b)氣動系統元件必須分別進行壓力值為最大正常壓力3倍的破壞壓力試驗和1.5倍的驗證壓力試驗。
(c)可以用分析或分析和試驗相結合的方法，來代替本條(a)或(b)要求的各項試驗，條件是局方認為該方法與所要求的試驗等效。
6.41 含高能轉子的設備
(a)含高能轉子的設備必須符合本條(b)、(c)或(d)的規定；
(b)設備中的高能轉子必須能承受因故障、振動、異常速度和異常溫度引起的損傷。此外，還要滿足下列要求：
(1)輔助轉子機匣必須能夠包容住高能轉子葉片所引起的損傷；和
(2)設備控制裝置、系統和儀表設備必須合理地保證，在服役中不會超過影響高能轉子完整性的使用限制。
(c)必須通過試驗證明，含高能轉子的設備能夠包容任何一個高能轉子正常的速度控制裝置不工作時能達到的最高速度下發生的任何破壞。
(d)含高能轉子的設備必須安裝在轉子破壞時既不會危及乘員，也不會對繼續安全飛行有不利影響的部位。
VII 分部—使用限制和資料
7.1 總則
(a)必須制定7.2至7.11條所規定的每項使用限制以及為安全使用所必需的其它限制和資料。
(b)必須按7.13至7.29條的規定，使這些使用限制以及為安全運行所必需的其它資料可供機組人員使用。
使用限制
7.2 空速限制
(a)必須制定最大使用限制速度VMO，對這個速度，在任何飛行狀態（爬升、巡航或下降），都不得故意超越。所制定的VMO，不得大於VH。
(b)最大起落架收放速度VL，不得超過按4.25條或飛行特性確定的速度。
7.3 重量和重心
必須將按2.2條確定的重量和重心的限制制定使用限制。其中包括最大起飛重量、最大著陸重量、最大吊艙重量、最大允許靜態餘重量和靜態餘升力。
7.4 動力裝置限制
(a)總則必須制定本條規定的動力裝置限制。該限制不得超過發動機或螺旋槳的業經批准的或型號合格證中的相應限制值。
(b)起飛運轉動力裝置運轉必須受下列限制：
(1)最大轉速（轉/分）；
(2)最大允許進氣壓力（對活塞式高空發動機）；
(3)最高允許燃氣溫度（對渦輪發動機）；
(4)與本條(b)(1)至((3)制定的限制相對應的功率（推力）在使用時間上的限制；
(5)最高允許的氣缸頭溫度（如果適用）、最高允許的冷卻液溫度和最高允許的滑油溫度；條件是：本條(b)(4)規定的使用時間限制超過2分鐘。
(c)連續運轉連續運轉必須受下列限制：
(1)最大轉速（轉/分）；
(2)最大允許進氣壓力（對活塞式高空發動機）；
(3)最高允許嫌氣溫度（對渦輪發動機）；
(4)氣缸頭、冷卻液和滑油的最高溫度。
(d)燃油標號或牌號必須規定最低燃油標號（對活塞發動機）或燃油牌號（對渦輪發動機）。該規定不得低於該發動機在本條(b)或(c)的限制範圍內運轉所要求的標號或牌號。
(e)外界大氣溫度必須制定渦輪發動機的外界大氣溫度限制（如裝有防寒裝置，包括對該裝置的限制），該限制應為表明飛艇符合有關冷卻規定時的最高外界大氣溫度。
7.5 輔助動力裝置限制
飛艇上裝有輔助動力裝置時，則該輔助動力裝裏的各項限制必須規定為飛艇的使用限制。這些使用限制至少包括以下規定：
(a)渦輪發動機的燃氣發生器的最高轉速；
(b)渦輪發動機過熱保護的最高溫度；
(c)活塞式發動機的最大轉速；
(d)氣冷活塞式發動機的最高氣缸頭溫度。
7.6 最小飛行機組
必須考慮下列因素來規定最小飛行機組，使其足以保證安全運行：
(a)每個機組成員的工作量；
(b)有關機組成員對必需的操縱器件的可達性和操縱簡易性；和
(c)按7.8條所核準的運行類型。
7.7 最大客座量布置
必須制定最大客座量的布置。
7.8 運行類型
飛艇的運行類型按其適航審定所屬類別及所裝設備來制定。
7.9 最大上升和下降速率
必須按2.8條(b)規定最大上升速率和下降速率。
7.10 發動機轉向推力
必須按飛行、結構、動力裝置和功能要求的限制，制定發動機能夠工作的最大推力轉向角，包括向上和向下轉角。
7.11 主氣囊和副氣囊壓力
必須按飛行、結構和功能的限制要求制定主氣囊和副氣囊的工作壓力限制。必須包括：
(a)主氣囊的最大和最小工作壓力；
(b)副氣囊的最大工作壓力。
7.12 持續適航文件
申請人必須根據FAR23部附錄G的適用規定編制適航當局可接受的連續適航文件。如果有計劃保證在交付第一架飛艇之前或者在頒發標準適航證之前，完成這些文件。則這些文件在型號合格審定時可以是不完備的。
標記和標牌
7.13 總則
(a)飛艇必須裝有：
(1)規定的標記和標牌；和
(2)飛艇安全飛行所必需的任何其它資料、儀表標記和標牌。
(b)本條(a)中規定的每一標記和標牌，必須符合下列要求：
(1)示於醒目處；
(2)不易擦去，走樣或模糊。
7.14 儀表標記：總則
對每一種儀表：
(a)當標記位於儀表的表面玻璃上時，有使玻璃與刻度盤盤面保持正確定位的措施。
(b)每一弧線和直線有足夠的寬度。並處於適當位置，使飛行機組人員清晰可見。
(c)採用數字式儀表時，除非已確認不需利用模擬指示器的趨向性指示的優點。否則還必須提供模擬趨向性指示，而且要在模擬指示器上標明各種限制值。
7.15 空速指示器
必須在直至飛艇最大飛行高度的任一高度所確定的VMO最低值位置，用一徑向紅線標示為VMO。
7.16 磁航向指示器
(a)在磁航向指示器上或其近旁必須裝有符合本要求的標牌。
(b)標牌必須標明在發動機工作的平飛狀態該儀表的校準結果。
(c)標牌必須說明在無線電接收機打開還是關閉的情況下進行上述校準。
(d)每一校準讀數必須用增量不大於30°的磁航向角標示。
(e)如果非穩定磁航向指示器因電氣設備工作會出現大於10°的偏差，則標牌必須標明有關電氣負載，或那些負載的組合工作時能引起大於10°的偏差。
7.17 動力裝置和輔助動力裝置儀表
每個所需的動力裝置儀表，必須根據儀表相應的型別，符合下列要求：
(a)最大安全使用限制和（如有）最小安全使用限制用紅色徑向射線或紅色直線標示；
(b)正常使用範圍用綠色弧線或綠色直線標示，但不得超過最大和最小安全使用限制；
(c)起飛和預等範圍用黃色弧線或黃色直線標示；和
(d)發動機、輔助動力裝置或螺旋槳因振動應力過大而需加以限制的轉速範圍用紅色弧線或紅色直線標示。
7.18 滑油油量指示器
滑油油量指示器必須標出足夠密的刻度，以便迅速而準確地指示滑油油量。
7.19 燃油油量表
如果任一油箱的不可用燃油超過1美加侖和該油箱容量的5%中之大者，必須在其油量表上從校準的零讀數到平飛姿態下能讀得的最小讀數用紅色弧線作標示。
7.20 操縱器件標記
(a)除飛行主操縱器件和功能顯而易見的操縱器件外，必須清晰地標明駕駛艙內每一操縱器件的功能和操縱方法。
(b)每個次操縱器件必須有適當標示。
(c)對動力裝置燃油操縱器件有下列要求：
(1)必須對燃油箱轉換開關的操縱器件作出標記。指明相應於每個油箱的位置和相應於每種實際存在的交叉供油狀態的位置；
(2)為了安全運行，如果要求按特定順序使用某些油箱，則在此組油箱的轉換開關上或其近旁必須標明該順序；
(3)對於任何限制使用的油箱，必須在標牌上註明其能安全使用全部可用燃油的條件，該標牌應安放在該油箱轉換開關附近；和
(4)對多發飛艇，每台發動機的每個閥門操縱器件必須作出標記，指明相應於所操縱發動機的位裏。
(d)可用燃油容量必須標示如下：
(1)對於沒有轉換開關操縱器件的燃油系統，必須在燃油油量表處指出該系統的可用燃油量；
(2)對於有轉換開關操縱器件的燃油系統，則在附近指出每個轉換開關操縱位置上可供使用的可用燃油量。
(e)對附件、輔助設備和應急裝置的操縱器件有下列要求：
(1)如果採用收放式起落架。則必須對4.25條(e)所要求的每個目視指示器作出標記，以便在任何時候當機輪鎖住在收起或放下的極限位置時駕駛員能夠判明。
(2)每個應急操縱器件必須為紅色，並且必須標示其使用方法。
7.21 其它標記和標牌
(a)行李艙、貨艙和配重位置每個行李艙和貨艙以及每一配重位置必須裝有標牌，說明按裝載要求需要對裝載物（包括重量）作出的任何必要的限制。
(b)座椅如果一個座椅能承受的最大容許重量低於170磅，標註該較低重量的標牌必須永久地固定在座椅結構上。
(c)燃油和滑油加油口採用以下規定：
(1)必須在燃油加油口蓋上或其近旁作如下標記：
(i)“燃油”字樣；
(ii)最低燃油標號（對活塞發動機）；
(iii)許用燃油牌號（對渦輪發動機）；
(iv)壓力加油系統最大許用加油壓力和最大許用抽油壓力。
(2)在滑油加油口蓋上或其近旁必須標有“滑油”字樣，以及滑油油量，滑、油等級和滑油技術規範。
(d)應急出口標牌每個應急出口標牌和操作手柄必須是紅色的。每個應急出口操縱器件附近，必須有一個標牌清楚地指出出口的位置和其使用方法。
(e)每個直流裝置的外接電源插頭附近。必須清楚地標示其系統電壓。
(f)不可用燃油 如果任何油箱的不可用燃油超過油箱容量的5%或1美加侖（取大者），則在該油箱燃油油量表附近必須安裝一塊標牌，註明在平飛中油量表讀數是“零”時，剩餘的燃油不能安全用於飛行。
7.22 使用限制標牌
必須有一塊能使駕駛員清楚看到的標牌，標明根據飛艇安裝設備限制或禁止的飛艇飛行的類型（如目視飛行規則（VFR），儀表飛行規則（IFR），白天或夜間飛行）和氣象條件（如結冰條件）。
7.23 安全設備
(a)對安全設備必須清晰地標明其操作方法。
(b)存放所需安全設備的設施必須有醒目的標記，以方便乘員。
7.24 空速標牌
必須在駕駛員的清晰視界內，盡量靠近空速指示器的地方安裝空速標牌，上面必須標明最大起落架收放速度從。
飛艇飛行手冊
7.25 總則
(a)應提供的資料必須為每一艘飛艇提供一本《飛艇飛行手冊》和關於地面操縱程序的《飛艇地面操縱手冊》，它們必須包括以下內容：
(1)7.26至7.29條要求的資料；
(2)由於設計、使用或操作特性而為安全運行所必需的其它資料。
(b)經批准的資料
(1)除了本條(b)(2)規定的內容外，飛艇飛行手冊中包含7.26至7.29條規定資料的每一部分內容必須經過批准，並且必須單獨編排、加以標識，且將同該手冊中未經批准部分分開。
(2)如果滿足下述條件，則本條(b)(1)的要求不適用：
(i)飛艇飛行手冊包含7.26條規定資料的每一部分，其內容必須僅限於此種資料，並且必須經批准，加以標識，並明顯區別於飛艇飛行手冊的其它各部分；
(ii)7.27至7.29條中規定的資料，必須按照本部的適用要求加以確定，並用適航當局可接受的方式全面給出。
(3)包含有本條規定資料的飛艇飛行手冊的每一項，其式樣必須不易被擦去、損壞或錯放，能插人申請人提供的手冊或者放進活頁夾，或任何其它固定的裝訂夾內。
(c)如果手冊的複雜性表明有必要，每一飛艇飛行手冊必須有一目錄表。
7.26 使用限制
(a)空速限制必須提供下列資料：
(1)最大使用限制速度VMO，並說明除非批準在試飛或駕駛員飛行訓練中可使用更高的速度外，在任何飛行狀態（爬升、巡航或下降），均不得故意超過該速度限制值；
(2)起落架收放速度。
(b)動力裝置限制必須提供下列資料：
(1)7.4條要求的限制；
(2)對限制的解釋（當需要時）；
(3)按7.17至7.19條的要求對儀表作標記所必需的資料。
(c)重量飛艇飛行手冊必須包含下列內容：
(1)最大重量（起飛）；
(2)最大著陸重量；
(3)最大允許靜態余重量和靜態余升力；
(4)最大吊艙重量；和
(5)最大行李艙重量；
(d)重心必須提供已制定的重心限制。
(e)飛行機組必須說明所要求的最小飛行機組。如果為了安全，要求飛行機組人數多於一人時，則必須提供最小飛行機組人員的數量和職能。
(f)運行類型必須提供飛艇可以或不得使用的運行類型。（如目視飛行規則VFR，儀表飛行規則IFR，晝間或夜間），以及飛艇可以或不得使用的氣象條件。必須列出影響任何使用限制的任何所裝設備並標出其使用功能。
(g)最大客座量布置，必須提供最大客座量布置。
(h)氣囊壓力必須提供主氣囊及副氣囊的最大和最小壓力。
(i)最大爬升率和最大下降率必須提供最大爬升率和最大下降率。
(j)機動必須提供飛艇的最大俯仰角。
(k)標牌對7.13至7.24條所要求的任何標牌，必須與每個標牌在飛艇上相應位置的書面說明一起進行複制。
7.27 使用程序
(a)對每艘飛艇，必須提供有關正常和應急程序的資料以及為安全運行所必需的其它有關資料，其中包括下列內容：
(1)推薦的爬升速度及其隨高度的變化；
(2)推薦的起飛和爬升飛行剖面圖，包括正常起飛和爬升中使用輔助推力操縱、升力和配平操縱以及動力控制，以及短距運行時對上述操縱與控制的不同之處。
(3)推薦的進場速度、著陸速度和飛行剖面圖，包括進場和著陸所用的輔助動力操縱、升力和配平操縱，以及動力控制，以及短距運行時操縱與控制的不同之處。
(4)推薦的著陸復飛爬升空速和從進場和著陸過渡到著陸復飛爬升的程序；
(5)從帶動力飛行過渡到自由氣球模式的推薦程序，以及以自由氣球模式下降著陸的程序；
(6)根據2.20條要求編制的保持主氣囊壓力的使用程序；
(7)使用操縱系統鎖定裝置時，有關操縱系統鎖定裝置的使用說明；
(8)根據4.40條要求編制的可易燃液的防火說明和程序；
(9)根據5.2條(d)和(e)要求編制的發動機起動和停車的推薦程序；
(10)水上迫降說明和程序(包括根據4.36條(b)，6.33條和6.36條要求編制的程序)；
(11)根據6.37條要求的編制的關於防冰裝置使用的說明和程序；和
(12)應急放油設備的使用說明和程序，包括有關使用該系統的任何操作注意事項；
(13)2.21條要求的推薦地面操縱程序，系留桿操作程序和系留程序，這些程序應反映出；3.25條所要求的飛艇設計能力；
(14)根據4.49條要求編制的壓艙物配置操作程序；
(15)根據5.30條要求編制的應急放油操作程序；
(16)根據4.43條(g)要求編制的應急撤離操作程序；
(b)對於多發飛艇，還必須包含下列資料和程序：
(1)一發工作和全發不工作情況下的正常程序和應急程序；
(2)在單發停車情況下獲得最佳性能的操作程序，包括考慮飛艇、螺旋槳和輔助推力及升力控制的不同構形的影響。
(3)按照2.7條確定的起飛程序；
(4)必須提供資料說明，為安全起見燃油系統需按5.9條規定獨立供油，同時提供將燃油系統配置成用以表明符合該條要求的狀態的說明。
(c)對於表明符合6.18條(g)的每艘飛艇，必須提供蓄電池與向其充電的電源斷開的操作程序。
(d)如果任何油箱的不可用燃油超過油箱容量的5％或1美加侖（取大者），則必須提供資料指明平飛中燃油油量表讀數為“零”時，不能在飛行中安全使用油箱中的任何數量的余油。
(e)必須提供關於每個燃油箱可用燃油總油量的資料。
7.28 性能資料
(a)必須為每一艘飛艇提供下列資料；
(1)在2.12條規定的改出期間，產生的大於100英尺的高度損失或大154 於30°的俯仰角；
(2)每個油箱的可用燃油總量能被安全使用的條件；
(3)按2.7條確定的起飛距離，在50英尺高度上的空速、飛艇形態（如果有關）、試驗時所用的道面種類，以及與發動機罩通風片位置、飛行航跡控制裝置的使用和起落架收放系統使用的有關資料；
(4)按2.10條確定的著陸距離、飛艇形態（如果有關）、試驗時所用的道面種類；
(5)按2.8條及2.12條確定的定常爬升率或梯度、空速、動力和飛艇形態；
(6)下列變化對於起飛距離(本條(a)(3))、著陸距離(本條(a)(4))和定常爬升率(本條(a)(5))的計算近似影響：
(i)從海平面至最大設計起飛高度；
(ii)在這些高度上，溫度從低於標準狀態33.3°C（60°F），到高於標準狀態40°F；
(iii)上述高度的相對濕度從20%至100%；
(iv)升力氣體純度。
(7)對活塞式發動機飛艇，表明符合5.39條至5.41條冷卻規定的最高大氣溫度。
(b)對於多發飛艇，必須提供下列資料：
(1)單發停車情況下的最佳爬升速率；
(2)用來表明符合5.41條(e)(2)(iv)的冷卻和爬升要求的速度，如果該速度大於單發停車時最佳爬升率速度；
(3)按2.9條確定的空速、發動機推力及飛艇形態下確定的穩定爬升率或爬升梯度；
(4)下列變化對按2.9條確定的爬升率性能的計算近似影響：
(i)從海平面至最大設計高度；
(ii)在這些高度上，溫度從低於標準溫度60°F到高於標準溫度40°F；
(iii)上述高度的相對濕度從20%至100%；
(iv)升力氣體純度。
7.29 載重資料
必須提供下列載重資料：
(a)屬於2.4條規定的空重的每一項設備的重量和位置；
(b)對於2.3條所確定的最大和最小重量之間能導致重心超出下列範圍的每種可能裝載情況。應有相應的裝載說明：
(1)選定的限制；
(2)證明結構符合要求的限制；
(3)表明符合每項功能要求的限制。
附錄A 撕裂強度
1 適用範圍
1.1 本方法可用於確定主氣囊外皮的撕裂強度。
2 試件
2.1 試件尺寸為4英寸×6英寸，中央必須用刀片切開一個與長邊垂直的1.25英寸的縫（圖1）。
3 儀器設備
3.1 儀器設備必須按聯邦要求191A“織物試驗法”的5100號方法規定。
4 程序
4.1 將試件對稱夾上試驗機夾鉗，使長邊與加載方向平行，短邊垂直。平行於長邊的紗線必須與每一個夾鉗的前面夾頭一條外側邊平行對齊，確保兩個夾頭夾住相同的紗線。夾鉗必須有一英寸寬，必須夾住已經有切縫的紗線。
4.2 試驗開始時兩個夾鉗之間距離必須為3英寸，試件上的縫與二夾頭的距離相等。
4.3 對試件加破壞力的速度應當使拉伸夾鉗以12.5±0.5英寸/分的速度作勻速運動。試件拉斷以後，從測力表、刻度尺或曲線上讀出破壞力，記錄數值。經、緯兩個方向均應做五個試件，並按每一種織物類型報告試驗結果。
5 結果
5.1 記下5個試件的最大峰值（磅）予以平均即得出撕裂強度。
附錄B 更改說明
1. 2.4條(b)本條規定了確定飛艇空重時的飛艇情況。該條要求規定飛艇的稱重能夠再現，也許會對飛艇制成以後的本要求的含義有混淆。其原意是要求對未充氣飛艇提供一個可以獲得重複稱重結果的可接受重量控制方法。對於該條已重新制訂，明確原意。
2. 3.9條本條規定了飛艇在平飛中遭遇規定的大氣突風時所引起的載荷。對於這條規定中的突風量值和計算突風引起的最大氣動彎矩的公式均有存疑。
FAA相信，目前的突風速度已與聯邦航空條例(FAR)21-17條(b)的要求具有同等安全水平。因此未對3.9條(a)條規定的突風進行修訂。
3.9條(c)提出了一個根據3.9條(a)的突風強度計算最大氣動彎矩的公式，該公式必須在沒有更合理的分析方法時使用。飛艇設計準則(ADC)所提出的這個公式，被確認為原打算用於剛性艇體結構，對非剛性的飛艇就不甚適用。勞雷爾(Loral)(固特異公司(Goodyear)提出了另一些可用於非剛性飛艇的計算公式，其中一個被用於提交美國海軍的提議中，也就是本文採用的這一個。對3.9條(c)已重新制訂，以提供反映上述討論的設計公式。
3. 3.25條該條求規定飛艇連接於系留桿上的最大風速為78節。對取用這個量值的風速作為最低設計要求有些存疑。這個風速被用於海軍的設計要求，許可飛艇在強烈暴風雨環境進行繫留。在制訂系留要求時不考慮十二級颶風情況。根據美國使用民用飛艇的成功經驗，取70節作為設計要求已經足夠。民用飛艇不像海軍所設計的飛艇，要預期其處於各種強烈暴風雨環境。因而對這個要求已降低到70節。
上述情況的另一方面是要考慮風速的突變，或者突然停風。FAA提議，規定要研究飛艇對於風速突變極端情況的彈性響應所引起的壓縮載荷。要許可桁條端處的主氣囊發生輕微屈曲，這一點，適用於會在桁條處引起壓縮載荷的所有系留及其操縱情況。
不對稱系留與對稱系留情況類似，但要考慮瞬時風往飛艇兩側中任一側的（飛艇來不及作出反應）飄移。這種風速情況除對稱系留和系留桿操縱超控以外，其他所有情況均可適用。根據以往經驗，最嚴重載荷一般發生在風向夾角10°與15°之間。
飛艇連接於可動栓柱時，栓柱的操縱情況與飛艇的操縱有關，其超控條件依據可動栓柱以3節速度運動時突然停止的情況。這種情況會在栓柱與飛艇之間產生壓力，其時假設風為零。對於這種情況考慮是否恰當有人提出疑問。FAA表示不同意，因為英國在其BCAR的Q節里，根據他們的飛艇使用經驗提出了類似的要求。如果在飛艇的使用限制和操縱限制中具體規定禁用可動栓柱，則栓柱的操縱條件就不適用。
表4中有些附註編寫不準確，需予以修訂。
本條已經重新編寫，以提供反應上述討論的設計情況。
4. 3.26條(b)本條規定了為確保乘員在輕微墜撞著陸中的安全性所必須考慮的極限慣性力。鑒於迄今尚無試驗或資料能夠直接找出使用經驗與極限慣性力的數值大小的關系，在飛艇設計準則（ADC）中所規定的值就是根據海軍規範而得出的。對海軍事故資料的審查並不非常詳細的，不過有一點是明顯的，即機組成員只要願意，在事故發生整個過程都可保持在其原位，不必用約束，也無嚴重受傷。根據上述討論，FAA相信在飛艇159 設計準則（ADC）中列出的數值是過大的。對3.26條(b)(2)的表格重新進行了編制，以提供一個對輕微墜撞著陸能反映比較實際觀點的設計要求。
5. 4.19條(c)本條為感知非機械飛行控制系統的失效提供了一個3秒鐘的延遲時間。這個要求是完全照搬固定翼航空器的類似要求。考慮到飛艇對於操縱輸入的響應相對較慢，這個延遲時間是不適當的。本條已經重編，刪除這項要求。
6. 4.28條(c)本條內含錯字，已經重寫，第二行以“of”代替“or”，
7. 4.43條(a)本條規定主氣囊應當充壓，使其在所有飛行條件下承受限制載荷時都能保持張緊。該條未考慮地面操縱情況。在3.25條的目前修訂版中，對一些系留和地面操縱情況作了澄清。有關的修訂說明材料建議，在系留和地面操縱情況，允許桁條端頭處的主氣囊發生屈曲。本條需要對主氣囊在這些情況下的特殊現象作一規定。本條已重新編制，規定主氣囊在系留情況的限制條件。
8. 4.43條(g)本條對主氣囊在地面的應急放氣作了規定。它要求放氣速度必須與允許乘員撤離的時間相一致，即90秒鐘。對於這個時間限制有人反對。
提這個要求的原意是增強飛艇的應急撤離的安全程度。也就是說，在撤離期間飛艇離地的程度不得妨礙乘員離艇，主氣囊也不能過早下落套住乘員。而引用的時間是運輸類航空器的。英國BCAR的Q節規定的是60秒。21.17條(b)要求飛艇具有與CFR14集C分章所列相應適航標準相等同的安全水平。相應的規章FAR23部，它並未對其應急撤離規定時間限制。
因此，對於客座量（不含機組）等於或小於九的飛艇其安全水平應比原先要求更高。
本節已重新制定，強調將飛艇保持在地面同時要防止主氣囊落到從飛艇撤離乘員身上的要求。
9. 4.44條
(a)本條規定氦氣閥必須置於主氣囊的赤道線以下。有人提出氦氣閥置於主氣囊的底部會限制其在應急情況下的排氣能力。之所以要求將主氣囊氦氣閥置於赤道線以下，是為了對檢查、維修提供良好的通路，防止水氣積聚、和將閥門避開主氣囊的壓縮區。經驗表明，位於主氣囊側面的閥門都是功能正常的。FAA相信，將氦氣閥放在稍高出赤道線的位置不會影響到上述目標。這樣可以為設計者在不降低安全性的前提下，稍為增加一些位置選擇餘地。
本章第二句重新編制，以增多氦氣閥門的可接受位置。
10. 4.44條(d)本條規定飛艇在全發失效之後保持主氣囊壓力的能力，以維持足夠時間進行著陸的要求。對於這個要求的必要性和對“足夠”一詞的解釋，有人提出問題。該要求的原意是順應系統對主系統形狀的依賴關系，FAA認為，維持主氣囊的形狀是所期望的。因此，本條末尾一句的重點應強調主氣囊形狀，而不是壓力。本條末句已重新編寫，以澄清原意。
11. 4.45節本條包含了在飛艇飛行手冊中規定地面操縱程序的要求。這個要求放在7.27條更為適當。
本條末句已重新編寫，以完善飛艇設計準則的編排。
12. 5.54條(a)本條要求每一台發動機都有單獨一套推力轉向操縱。這個要求是根據每一台發動機必須能夠獨立於所有其他發動機單獨進行操縱的思路提出來的。有人對是否需要單獨的推力轉向操縱提出疑問。FAA同意獨立的推力轉向操縱是不需要的，而且實際上可能也是不可期望的。然而，獨立的發動機推力轉向操縱仍然保留，作為一種選擇。5.54條與5.62條已經重新編寫，明確推力轉向操縱，並供設計選擇。
13. 6.4條(e)本條為電傳操縱飛行控制系統規定了一個相對位置指示器、一個比較儀器警告系統和一個失效警告系統的要求。這些要求是在為固定翼飛行器制定同類設備安裝要求之後仿寫的。因為飛艇的響應較慢，有人認為其中有些要求可能不甚適當。第一項要求是提供一套裝置，確定電傳操縱系統是否在完成其預期功能。例如，當操縱件移到完全抬頭位置時，該裝置應當指示出操縱面確實已經達到這個位置。而對於第二項要求，由於飛艇響應遲緩，FAA認為這個要求是不必要的。第三項要求中飛艇的響應時間是不恰當的。FAA相信，第一、三兩項要求是適當的，應予保留。
為解除申請人的不必要負擔，第二項要求已經刪除，第三項要求重編條款號。
14. 6.7條(d)本條要求飛艇的儀表在所有情況下均應處於基本的T配置。鑒於與飛機（要求T配置）相比，飛艇的響應時間相對較緩，對於僅限於作目視規則飛行的飛艇就一定要有基本T配置的儀表布局。
本條已重新編寫，對於限於目視飛行規則飛行的飛艇允許其有其他的配置。
15. 6.9條(b)根據FAR23部23.1323條給出的要求，飛艇設計準則6.9條(b)的要求顯得不必要的過份嚴格。與固定翼飛機相比，飛艇運行作較少依賴空速指示，因此，指示精度的要求不應超過23部飛機的有關規定。
本條已重新編制，以反映該項意見。
16. 6.10條(b)(3)本要求應當只用於在儀表飛行規則條件或結冰條件下運行的飛艇。本條第一句已經重新編制，以反映該項意見。
17. 7.14條(c)本要求規定，當採用數字儀表時必須提供模擬或趨向指示。但是當趨勢變化極緩以致用模擬量指示器監控趨勢的優勢已不復存在監控，可以用數字儀表判斷時，模擬量指示器就不一定是必要的了。本條已重新編制，對於趨勢監控已不見優勢的情況，許可用數字儀表監控緩慢的變化率。
18. 7.25條(a)本條規定了飛艇飛行手冊應當包含的供飛行機組使用的資料。該資料包括有關地面操縱的程序，這對於飛行機組可能沒有什麽價值，地面操縱規定了飛艇的周圍環境的重要部份。因此，有必要將地面操縱資料以簡潔明了的方式重新提供。建議，用一本飛艇地面操作手冊以提供這方面的資料。
7.25條(a)的第一句已重新編寫，規定提供飛艇地面操縱手冊。
19. 7.27條(a)(13)規定了地面操縱和系留的操作程序。這些程序與3.25節的設計要求之間沒什麽具體的聯系。飛艇的設計能力應當反映在其操作程序中。
為在操作程序中反映飛艇的設計能力，7.27條(a)(13)已經重新編寫。
本條也規定了在飛艇飛行手冊裏應包括正常使用程序和應急使用程序。向機組提供有關飛艇的應急撤離程序也是必要的。4.43條(g)規定了將主氣囊放氣以加速應急撤離的方法。必須制定有關程序，以滿足既能將飛艇保持於地面而又不許可主氣囊過快放氣以致絆住乘員的既定目標。
為規定應急撤離程序，7.27條(a)已經修正，增加新款7.27條(a)(16)。
註：第14至17節已按更改草案1進行協調。關於已有更改並征求意見的通告公布於1989年6月15日的聯邦註冊報。意見已收到，但更改1卻不再公布了。
其他所有各條是按更改草案2進行協調的。關於已有更改2並征求意見的通告公布於1992年2月4日的聯邦註冊報。
http://www.caac.gov.cn/website/o ... 425504586762052.pdf
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