中國正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定CCAR-23-R3

J-20

A章   總則
第23.1條  適用範圍
(a)本部規定頒發和更改正常類、實用類、特技類和通勤類飛機型號合格證的適航標準。
(b)按照中國民用航空規章第21部的規定申請正常類、實用類、特技類和通勤類飛機型號合格證或申請對該合格證進行更改的法人，必須表明符合本部中適用的要求。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.2條  特別追溯要求
(a)不論第21部的要求如何，也不考慮型號審定基礎，凡在1986年12月12日以後生產的，乘員最多不超過9人（不包括駕駛員）的正常類、實用類和特技類飛機，或者是進入中國的同類外國飛機，必須在每個向前或向後的座椅上裝有安全帶和肩帶，以保證當受到本部第23.561(b)(2)規定的極限靜載荷系數所對應的慣性載荷時，乘員頭部不受到嚴重損傷。或在第23.562條適用於該飛機的情況下，按該條的要求對乘員提供保護。對於其他方向的座椅，該座椅和約束系統的設計，必須與安裝有安全帶和肩帶的向前或向後座椅具有同等保護乘員的水平。
(b)凡按照本條要求在飛行機組座位上安裝的肩帶，應使機組成員在就座並系好安全帶和肩帶的情況下，執行飛行操縱所必需的所有動作。
(c)本條中的制造日期是指：
(1)檢查驗收記錄日期，或反映飛機制造完畢並符合適航審定的型號設計數據的日期。
(2)對於國外制造的飛機，該日期是外國適航當局證明飛機完成並頒發原始標準適航證或該國相當證件的日期。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.3條   飛機類別
(a)正常類飛機，是指座位設置（不包括駕駛員）為9座或以下，最大審定起飛重量為5700公斤（12500磅）或以下，用於非特技飛行的飛機。非特技飛行包括：
(1)正常飛行中遇到的任何機動；
(2)失速（不包括尾沖失速）；
(3)坡度不大於60°的緩8字飛行、急上升轉彎和急轉彎。
(b)實用類飛機，是指座位設置（不包括駕駛員）為9座或以下，最大審定起飛重量為5700公斤（12500磅）或以下，用於有限特技飛行的飛機。按實用類審定合格的飛機，可作本條(a)中的任何飛行動作和有限特技飛行動作。有限特技飛行包括：
(1)尾旋（如果對特定型號的飛機已批準作尾旋）；
(2)坡度大於60°但不大於90°的緩8字飛行、急上升轉彎和急轉彎。
(c)特技類飛機，是指座位設置（不包括駕駛員）為9座或以下，最大審定起飛重量為5700公斤（12500磅）或以下，除了由於所要求的飛行試驗結果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的飛機。
(d)通勤類飛機，是指座位設置（不包括駕駛員）為19座或以下，最大審定起飛重量為8618公斤（19000磅）或以下，用於本條
(a)所述非特技飛行的螺旋槳驅動的多發動機飛機。通勤類飛機的運行，是指正常飛行所能遇到的任何機動，失速（不包括尾衝失速）和坡度不大於60°的急轉彎。
(e)除通勤類飛機外，只要滿足所申請的相應類別的要求，小型飛機的合格審定可以不限於一種類別。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

B章   飛行

總則

第23.21條   證明符合性的若幹規定
(a)本章的每項要求，在申請審定的載重狀態範圍內，對重量和重心的每種相應組合，均必須得到滿足。證實時必須按下列規定：
(1)用申請合格審定的該型號飛機進行試驗，或根據試驗結果進行與試驗同樣準確的計算；
(2)如果由所檢查的各種組合不能合理地推斷其符合性，則應對重量和重心的每種組合進行系統的檢查。
(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％

第23.23條   載重分布限制
(a)必須制定飛機可以安全運行的重量和重心範圍。如果某一重量與重心的組合僅允許落在某種橫向載重分布限制內，而該限制又可能無意中被超過，則必須制定相應的重量和重心組合的限制。
(b)載重分布限制不得超過下述任何一項限制：
(1)選定的限制；
(2)結構證明的限制；或
(3)表明符合本章每一適用飛行要求的限制。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.25條  重量限制
(a)最大重量
最大重量是指飛機在表明符合本規章每項適用要求（除了那些符合設計著陸重量的以外）時的最重的重量。所制定的最大重量必須符合下列條件：
(1)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（除了那些符合設計著陸重量的以外）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)最大重量不小於下列情況時的重量：
(i)每個座椅均坐人，假定對於正常類和通勤類飛機每個座椅上的乘員重量為77公斤（170磅），而對於實用類或特技類飛機每個座椅上的乘員重量為86公斤（190磅），除非不是駕駛員座椅並有標牌標明一個較輕的重量；並且
(A)滑油箱裝滿，和
(B)對批准晝間VFR的飛機，燃油量至少足以供給發動機在最大連續功率下工作
30分鐘；對批准夜間VFR和IFR的飛機，至少為45分鐘；或
(ii)所要求的最小機組，燃油箱及滑油箱裝滿。
(b)最小重量
必須制定最小重量（表明符合本部每項適用的要求的最輕重量），使之不大於下列重量之和：
(1)按第23.29確定的空重；
(2)所要求的最小機組的重量（每個機組成員按77公斤（170磅）計算）；
(3)以下重量：
(i)對渦輪噴氣飛機，為所檢查的特定燃油箱布置總油量的5％；
(ii)對其他飛機，在最大連續功率下工作半小時所需要的燃油量。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.29條  空重和相應的重心
(a)空重與相應的重心必須用飛機稱重的方法確定，稱重時飛機上裝有下列各項：
(1)固定配重；
(2)按第23.959確定的不可用燃油；
(3)全部工作液體，包括下列各項：
(i)滑油；
(ii)液壓油；
(iii)機上系統正常工作所需的其他液體，但飲用水、廁所預註水和發動機用的噴水除外。
(b)確定空重時的飛機狀態必須是明確定義的並易於再現。

第23.31條  可卸配重
如果符合下列要求，在表明符合本章的飛行要求時，可採用可卸配重：
(a)安放配重的地方經過適當的設計和裝備，並按第23.1557作了標記；
(b)為每種需要使用配重的載重情況適當安放可卸配重，在飛機飛行手冊、批準的資料或標記與標牌上，都對此有技術說明。

第23.33條  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採用下列規定：
(1)在起飛和以第23.65條規定的全發工作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；
(2)在規定的“不許超越速度”下收回油門下滑時，螺旋槳不會引起發動機轉速高於最大連續轉速的110％。
(c)沒有恒速控制裝置的可控槳距螺旋槳對於沒有恒速控制裝置，但在飛行中可操縱的螺旋槳，必須具有限制槳距值的裝置，以確保符合下列規定：
(1)用最低可能的槳距來滿足本條(b)(1)的要求；
(2)用最高可能的槳距來滿足本條(b)(2)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)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、飛機靜止且無風時，滿足下列之一。
(i)具有一種裝置，能將發動機最大轉速限制到最大允許起飛轉速的103％，或
(ii)具有一種裝置，對經批準可以超速的發動機，能將發動機和螺旋槳的最大轉速限制在不超過經批準的最大超轉轉速。
[2004年×月×日第三次修訂]

性能

第23.45條   總則
(a)除非另有規定，必須按以下條件滿足本章的性能要求：
(1)靜止空氣和標準大氣條件；
(2)對於通勤類飛機，最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，和渦輪發動機飛機，外界大氣條件。
(b)確定性能數據必須不少於下列條件範圍：
(1)機場高度從海平面到3,048米（10,000英尺）；和
(2)對於最大重量不大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，溫度從標準溫度至標準溫度以上30°C；或
(3)對於渦輪發動機飛機和最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，溫度從標準溫度至標準溫度以上30°C，或者，如果更低時，符合第23.1041條至第23.1047條冷卻試驗所表明的最高周圍大氣溫度。
(c)確定性能數據必須使發動機罩通風片或其他控制發動機冷卻空氣供應的裝置處於第23.1041條至第23.1047條要求的冷卻試驗所用的位置。
(d)可用推進力必須與不超過批準的功率扣除下列損失後的發動機功率相對應：
(1)安裝損失；
(2)特定外界大氣條件和特定的飛行狀態下由附件及輔助裝置所吸收的功率（當量推力）。
(e)受發動機功率或推力影響的性能必須基於相對濕度確定：
(1)在等於和低於標準溫度時，相對濕度為80％；
(2)從標準溫度時的80％，線性變化到標準溫度加28°C（50°F）時的34％。
(f)除非另有規定，在確定起飛和著陸距離時，改變飛機的構型、速度和功率必須按照申請人為使用操作所制定的程序進行。這些程序必須能夠由具有中等技巧的機組在遇到合理預期的使用中外界大氣條件時一貫正常地執行。
(g)下列相關距離必須在平坦、幹燥和硬質的道面上確定：
(1)第23.53條(b)的起飛距離；
(2)第23.55條的加速停止距離；
(3)第23.59條的起飛距離和起飛滑跑距離；和
(4)第23.75條的著陸距離。
註：其他類型道面（如草地、碎石）幹燥時對這些使用距離的影響可以被確定或推算出來，並且這些道面可以按第23.1583條(p)列入飛行手冊。
(h)對於通勤類飛機，還須滿足下列要求：
(1)除非另有規定，申請人必須選擇飛機起飛、航路、進場和著陸的構型；
(2)飛機構型可以隨重量、高度和溫度變化，其變化範圍要同本條(h)(3)要求的操作程序相一致；
(3)除非另有規定，在確定臨界發動機不工作的起飛性能、起飛飛行航跡、加速停止距離時，改變飛機的構型、速度和功率必須按照申請人制定的使用操作程序進行；
(4)必須制定與第23.67條(c)(4)和第23.77條(c)中規定的條件相應的執行中斷進場和中斷著陸的程序；
(5)按本條(h)(3)和(f)(4)所制定的程序必須：
(i)能夠由具有中等技巧的機組在遇到合理預期的使用中周圍大氣條件時一貫正常地執行；
(ii)採用安全可靠的方法或裝置；
(iii)計及執行這些程序時可合理預期的時間滯後。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]


第23.49條　失速速度
(a)VS0和VS1是在下列狀態下的失速速度或最小定常飛行速度，以節計（校準空速），在該速度下飛機是可操縱的：
(1)對活塞發動機飛機，發動機慢車、油門關閉或在不超過110%失速速度時處於零推力所需的功率；
(2)對渦輪發動機飛機，在失速速度下推力不大於零，或，如果所產生的推力對失速速度沒有顯著影響，則發動機慢車並且油門關閉；
(3)螺旋槳處於起飛位置；
(4)飛機處於VS0和VS1試驗時所處狀態；
(5)重心處於導致最大VS0和VS1值時的位置；
(6)重量為以VS0和VS1作為因素來確定是否符合所要求的性能標準時採用的重量。
(b)VS0和VS1必須由飛行試驗來確定，用第23.201條規定的程序並滿足該條飛行特性要求。
(c)除本條(d)的規定外，對於下列情況，最大重量時的VS0和VS1不得超過61節：
(1)單發飛機；和
(2)在臨界發動機不工作情況下，不能滿足第23.67(a)(1)規定的最小爬升率要求的，最大重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）的多發飛機。
(d)所有單發飛機和最大重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）的多發飛機，VS0超過61節不能滿足第23.67(a)(1)規定的最小爬升率要求，必須符合第23.562條(d)的規定。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.51條　　起飛速度
(a)對正常類、實用類、特技類飛機，擡前輪速度VR是飛行員做出操縱想使飛機升離道面或水面的速度。
(1)對多發陸上飛機，VR必須不小於1.05VMC或1.10VS1中的大者；
(2)對單發陸上飛機，VR必須不小於VS1；和
(3)對水上和水陸兩用飛機從水面起飛，VR是在所有合理預期的條件包括紊流和臨界發動機完全失效的情況下表明安全的速度。
(b)對正常類、實用類、特技類飛機，達到高於起飛表面15米（50英尺）時，飛機達到的速度必須不小於：
(1)對於多發飛機，下列中大者：
(i)在包括紊流和臨界發動機完全失效的所有合理預期情況下，表明能繼續安全飛行(或應急著陸，如適用)的速度
(ii)1.1VMC；或
(iii)1.20VS1。
(2)對於單發飛機，下列中大者：
(i)在包括紊流和發動機完全失效的所有合理預期情況下，表明是安全的速度；或
(ii)1.20VS1。
(c)對於通勤類飛機，以下規定適用：
(1)V1必須按以下規定相對於VEF確定：
(i)VEF是假定臨界發動機失效時的校正空速。VEF必須由申請人選擇，但不小於按第23.149條(b)確定的VMC的1.05倍，或由申請人選擇，不小於按第23.149條(f)確定的VMCG。
(ii)起飛決斷速度V1是指地面校正空速。在此速度下，由於發動機失效或其他原因，駕駛員必須做出繼續起飛或中斷起飛的決斷。起飛決斷速度V1必須由申請人選擇，但不小於VEF加上在下述時間間隔內臨界發動機不工作時飛機的速度增量。時間間隔指從臨界發動機失效瞬間至駕駛員意識到該發動機失效並做出反應的瞬間。後一瞬間以駕駛員按第23.55條加速—停止決斷中采取最初的減速措施為準。
(2)VR是抬前輪速度，以校正空速表示，必須由申請人選定並不得小於下列中大者：
(i)V1；
(ii)按第23.149條(b)確定的VMC的1.05倍；
(iii)1.10VS1；或
(iv)按第23.57條(c)(2)確定的速度。此速度允許在高於起飛表面10.7米（35英尺）以前，達到初始爬升速度V2。
(3)對於任何一組給定條件，例如重量、高度、構型和溫度，必須用同一個VR值來表明符合一台發動機不工作和全發工作兩種起飛要求。
(4)V2是起飛安全速度，以校正空速表示，必須由申請人選定，以提供第23.67條(c)(1)和(c)(2)所要求的爬升梯度，但不得小於1.10VMC或1.2VS1。
(5)必須表明在比按本條(c)(2)所確定的VR小5節的速度下以正常抬頭率抬頭時，一台發動機不工作時的起飛距離不超過按第23.57條和第23.59條(a)(1)所制定的VR對應的單發不工作起飛距離，起飛應按第23.57條進行，否則必須保證飛機在高於起飛表面10.7米（35英尺）處，速度比確定的V2最多小5節的情況下還能繼續安全起飛。
(6)申請人必須表明，在全發工作時，不會由於飛機擡頭過度或失配平狀況使按第23.59條(a)(2)所確定的預定起飛距離顯著增加。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.53條　　起飛性能
(a)對於正常類、實用類和特技類飛機，起飛距離按本條(b)的規定確定，並用第23.51條(a)和(b)規定的速度。
(b)對於正常類、實用類和特技類飛機，起飛並爬升到高於起飛表面15米（50英尺）所需的距離必須在下列條件下針對起飛運行限制內的每一重量、高度、溫度確定：
(1)每台發動機為起飛功率；
(2)襟翼為起飛位置；和
(3)起落架放下。
(c)對於通勤類飛機，起飛性能必須按第23.55條至第23.59條的規定在工作發動機經批准的使用限制內確定。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.55條　加速-停止距離
對通勤類飛機必須按下述規定確定加速-停止距離：
(a)加速-停止距離是下列所需距離之和：
(1)全發工作從靜止起點加速到VEF；
(2)假定臨界發動機在VEF失效，飛機從VEF加速到V1；和
(3)從達到V1點繼續至完全停止。
(b)可使用機輪剎車以外的手段來確定加速-停止距離，只要這種手段：
(1)安全可靠；
(2)在正常運行條件下可望獲得一貫的效果；
(3)對操縱飛機不需要特殊技巧。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.57條　　起飛航跡
通勤類飛機起飛航跡如下：
(a)起飛航跡從靜止點起延伸至飛機起飛過程中高於起飛表面457米（1500英尺）的那一點，在該高度或達到該高度之前必須完成從起飛到航路構型的轉變；和
(1)起飛航跡必須基於第23.45條規定的程序；
(2)飛機必須在地面加速到VEF，臨界發動機在該點必須不工作，並在起飛其余過程中保持不工作；
(3)在達到VEF後，飛機必須加速到V2。
(b)在加速到V2過程中，前輪可在不小於VR的速度時抬起離地。但在飛機騰空之前不得開始收起落架。
(c)按本條(a)和(b)確定起飛航跡過程中：
(1)起飛航跡空中部分的斜率在每一點上都必須不為負；
(2)飛機在達到高於起飛表面10.7米（35英尺）前必須達到V2，並且必須以盡可能接近但不小於V2的速度繼續起飛，直到飛機高於起飛表面122米（400英尺）為止；
(3)從飛機高於起飛表面122米（400英尺）那點開始，沿起飛航跡每一點的可用爬升梯度不得小於：
(i)1.2％，對於雙發飛機；
(ii)1.5％，對於三發飛機；
(iii)1.7％，對於四發飛機；和
(4)直到飛機高於起飛表面122米（400英尺）為止，除收起落架和螺旋槳自動順槳外，不得改變飛機構型，而且駕駛員不得採取動作改變功率或推力。
(d)飛機在達到高於起飛表面10.7米（35英尺）前的起飛航跡必須由連續的演示起飛來確定。
(e)飛機在高於起飛表面10.7米（35英尺）後的起飛航跡必須由分段綜合法來確定。並且：
(1)分段必須明確定義，而且必須在構型、功率或推力以及速度方面有清晰可辨的變化；
(2)飛機的重量、構型、功率或推力在每一分段內必須保持不變，而且必須相應於該分段內主要的最臨界的狀態；
(3)該飛行航跡必須基於無地面效應的性能。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.59條  起飛距離和起飛滑跑距離
對於通勤類飛機，必須確定起飛距離和起飛滑跑距離（在申請人選擇時）：
(a)起飛距離是下述距離中的大者：
(1)沿著按第23.57所確定的起飛航跡，從起飛始點到飛機高於起飛表面10.7米（35英尺）的一點所經過的水平距離；
(2)全發工作，沿著與第23.57條一致的程序所確定的全發起飛航跡，從起飛始點到飛機高於起飛表面10.7米（35英尺）的一點所經過的水平距離的115％。
(b)對於起飛距離中含有凈空道的情況，則起飛滑跑距離為下述距離中的大者：
(1)沿著按第23.57確定的起飛航跡，從起飛始點到下列兩點的中點所經過的水平距離，一點為起飛離地點，另一點為飛機高於起飛表面10.7米（35英尺）；或
(2)全發工作，沿著由其餘與第23.57條一致的程序確定的起飛航跡，從起飛始點到下列兩點的中點所經過的水平距離的115％，一點為起飛離地點，另一點為飛機高於起飛表面10.7米（35英尺）。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.61條  起飛飛行航跡
通勤類飛機的起飛飛行航跡必須按下述要求確定：
(a)起飛飛行航跡從按第23.59確定的起飛距離末端處高於起飛表面10.7米（35英尺）的一點計起。
(b)凈起飛飛行航跡數據必須為真實起飛飛行航跡（按第23.57及本條(a)確定）在每一點減去下列數值的爬升梯度：
(1)0.8％，對於雙發飛機；
(2)0.9％，對於三發飛機；
(3)1.0％，對於四發飛機。
(c)沿起飛飛行航跡飛機水平加速部分的加速度減少量，可使用上述規定的爬升梯度減少量的當量值。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.63條  爬升：總則
(a)必須按下列規定表明符合第23.65條、第23.66條、第23.67條、第23.69條和第23.77條的要求：
(1)無地效；和
(2)不小於演示符合第23.1041條至第23.1047條的動力裝置冷卻試驗時的速度；和
(3)除非另有規定，一發不工作，坡度不超過5度。
(b)對於正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，必須以最大起飛或著陸重量（適用時）在標準大氣條件下表明符合第23.65條(a)、第23.67條(a)（如適用）、及第23.77條(a)。
(c)對於最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的正常類、實用類和特技類活塞發動機飛機，和正常類、實用類和特技類渦輪發動機飛機，必須在規定的起飛和著陸使用限制內的各個重量下分別表明對下列要求的符合性，該重量為機場高度和外界溫度的函數：
(1)對起飛為第23.65條(b)以及第23.67條(b)(1)和(2)的適用部分，和(2)對著陸為第23.67條(b)(2)的適用部分和第23.77條(b)。
(d)對於通勤類飛機，必須以重量為機場高度和周圍溫度的函數在規定的起飛和著陸運行限制內分別表明符合性：
(1)對起飛為第23.67條(c)(1)、第23.67條(c)(2)和第23.67條(c)(3)，和
(2)對著陸為第23.67條(c)(3)、第23.67條(c)(4)和第23.77條(c)。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.65條  爬升：全發工作
(a)對於正常類、實用類和特技類飛最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，在海平面對陸上飛機必須至少具有8.3%的定常爬升梯度，對水上和水陸兩用飛機至少具有6.7%的定常爬升梯度，必須：
(1)每台發動機不超過其最大連續功率；
(2)起落架在收上位置；
(3)襟翼處於起飛位置；和
(4)對多發飛機爬升速度不小於1.1VMC和1.2VS1中之大者，對單發飛機爬升速度不小於1.2VS1。
(b)對於正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機和正常類、實用類和特技類渦輪動力飛機，起飛後必須至少具有4%的定常爬升梯度：
(1)每台發動機為起飛功率；
(2)起落架在放下位置，除非起落架可以在不超過7秒內收上，則試驗可在起落架收上位進行；
(3)襟翼處於起飛位置；和
(4)爬升速度按第23.65條(a)(4)的規定。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.66條  起飛爬升：一台發動機不工作
對於正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機和正常類、實用類和特技類渦輪發動機飛機，必須在申請人確定的運行限制內的每一重量、高度、溫度內確定定常爬升或下滑梯度：
(a)臨界發動機不工作，螺旋槳處於快速和自動設定的位置；
(b)其餘發動機為起飛功率；
(c)起落架在放下位置，除非起落架可以在不超過7秒內收上，則試驗可在起落架收上位進行；
(d)襟翼處於起飛位置；
(e)機翼水平；和
(f)爬升速度等於按第23.53條演示在15米（50英尺）時達到的速度。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.67條  爬升：一台發動機不工作
(a)對於正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，以下規定適用：
(1)除非滿足第23.562(d)的規定，在下列條件下，VS0超過113公里/小時（61節）的每架飛機必須能在1,524米（5,000英尺）壓力高度上保持至少1.5%的定常爬升梯度：
(i)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(ii)其餘發動機不超過其最大連續功率；
(iii)起落架在收上位置；
(iv)襟翼處於收上位置；和
(v)爬升速度不超過1.2VS1。
(2)對於滿足第23.562(d)的規定或VS0不超過113公里/小時（61節）的每架飛機，必須按下列條件確定在1,524米（5,000英尺）壓力高度上的定常爬升或下降梯度：
(i)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(ii)其餘發動機不超過其最大連續功率；
(iii)起落架在收上位置；
(iv)襟翼處於收上位置；和
(v)爬升速度不超過1.2VS1。
(b)對於正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，和正常類、實用類和特技類渦輪動力飛機，以下規定適用：
(1)在下列條件下，起飛表面以上122米（400英尺）時的定常爬升梯度必須為可測的正值：
(i)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(ii)其餘發動機為起飛功率；
(iii)起落架在收上位置；
(iv)襟翼處於起飛位置；和
(v)爬升速度等於按第23.53條演示在15米（50英尺）時達到的速度。
(2)在下列條件下，高於起飛或著陸表面（適用時）457米（1,500英尺）時的定常爬升梯度不少於0.75%。：
(i)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(ii)其餘發動機不超過其最大連續功率；
(iii)起落架在收上位置；
(iv)襟翼處於收上位置；和
(v)爬升速度不小於1.2VS1。
(c)對通勤類飛機，下列要求適用：
(1)起飛，起落架放下
在下列條件下，起飛表面高度上的定常爬升梯度，對於雙發飛機必須是可測出的正值，對於三發飛機不得小於0.3％，對於四發飛機不得小於0.5％；
(i)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於快速和自動設定的位置；
(ii)其餘發動機起飛功率；
(iii)起落架在放下位置，所有起落架艙門打開；
(iv)襟翼處於起飛位置；
(v)機翼水平；和
(vi)爬升速度等於V2。
(2)起飛，起落架收上在下列條件下，飛機高於起飛表面122米（400英尺）時的定常爬升梯度，對於雙發飛機不得小於2％，對於三發飛機不得小於2.3％，對於四發飛機不得小於2.6％：
(i)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於快速和自動設定的位置；
(ii)其餘發動機起飛功率；
(iii)起落架在收上位置；
(iv)襟翼處於起飛位置；和
(v)爬升速度等於V2。
(3)航路爬升
飛機在高於起飛或著陸（適用時）表面457米（1,500英尺）高度上的定常爬升梯度，對於雙發飛機不小於1.2％，對於三發飛機不小於1.5％，對於四發飛機不小於1.7％。在下列條件下：
(i)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(ii)其餘發動機不大於最大連續功率；
(iii)起落架在收上位置；
(iv)襟翼處於收上位置；和
(v)爬升速度不小於1.2VS1。
(4)中斷進場
飛機在高於著陸表面122米（400英尺）高度上的定常爬升梯度，對於雙發飛機不小於2.1％，對於三發飛機不小於2.4％，對於四發飛機不小於2.7％。其條件為：
(i)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(ii)其餘發動機起飛功率；
(iii)起落架在收上位置；
(iv)襟翼處於進場位置，該位置的VS1不超過相應的全發工作著陸位置VS1的110%；和
(v)按正常著陸程序確定的爬升速度但不超過1.5VS1。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.69條  航路爬升/下降
(a)全發工作
必須在申請人確定的運行限制內的每一重量、高度和外界大氣溫度下確定定常爬升梯度和爬升率：
(1)每台發動機不超過最大連續功率；
(2)起落架在收上位置；
(3)襟翼收上；和
(4)爬升速度不小於1.3VS1。
(b)一台發動機不工作
必須在申請人確定的運行限制內的每一重量、高度和外界溫度下確定定常爬升/下降梯度和爬升/下降率：
(1)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(2)其餘發動機不超過最大連續功率；
(3)起落架在收上位置；
(4)襟翼收上；和
(5)爬升速度不小於1.2VS1。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.71條  滑翔：單發飛機
必須確定在靜止空氣中每損失305米（1,000英尺）高度滑行的最大水平距離和獲得此距離所需的速度，此時，發動機不工作，螺旋槳在最小阻力位置，起落架和襟翼在最有利的可用位置。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.73條  參考著陸進場速度
(a)對於正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，參考著陸進場速度VREF，不得小於按23.149條(b)在襟翼處於最大起飛位置確定的VMC和1.3VS0中之大者。
(b)對於正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，和正常類、實用類和特技類渦輪動力飛機，參考著陸進場速度VREF，不得小於按23.149條(c)確定的VMC和1.3VS0中之大者。
(c)對通勤類飛機，參考著陸進場速度VREF，不得小於按23.149條(c)確定的VMC的1.05倍和1.3VS0中之大者。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.75條   著陸距離
對著陸，必須在運行限制內標準溫度下的每一重量和高度，確定飛機從高於著陸表面15米（50英尺）的一點到飛機著陸並完全停止所需的水平距離：
(a)保持不小於第23.73條(a)、(b)或(c)確定的VREF定常進場下降到15米（50英尺）的高度；且
(1)在降至15米（50英尺）的高度前，穩定下滑進場梯度必須不大於5.2％(3°)；
(2)此外，申請人可以通過試驗進行演示，在降至15米（50英尺）的高度前，大於5.2％的最大定常下滑梯度是安全的。下滑梯度必須作為一項使用限制加以規定，並且必須能夠通過適當的儀表將必要的下滑梯度指示信息提供給駕駛員。
(b)在整個機動中必須保持構型不變；
(c)著陸時必須避免大的垂直加速度，沒有彈跳、前翻、地面打轉、海豚運動或水上打轉的傾向；
(d)在最大著陸重量或對應於第23.63條(c)(2)或(d)(2)的高度和溫度的最大著陸重量下，必須表明飛機能從15米（50英尺）高度所處的狀態，安全過渡到第23.77條的中斷著陸狀態；
(e)剎車的使用不得導致輪胎或剎車的過度磨損；
(f)可以使用除機輪剎車以外符合下列條件的其他減速手段：
(1)安全可靠；
(2)使用時能在服役中獲得始終如一的效果；
(g)如果使用了依賴任一發動機工作的裝置，且在該發動機不工作著陸時著陸距離將增加，則必須按該發動機不工作的情況來確定著陸距離，除非采取了其他補償措施使著陸距離不超過全發工作時的距離；
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.77條  中斷著陸
(a)每一正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，下列條件下，在海平面必須能夠保持至少3.3%的定常爬升梯度：
(1)所有發動機均為起飛功率；
(2)起落架在放下位置；
(3)襟翼處於著陸位置；但是，如果可以在2秒鐘或更短的時間內安全收起襟翼，且沒有高度損失和突然的迎角變化，則襟翼可以收起；和
(4)爬升速度等於第23.73條(a)定義的VREF。
(b)對於每一正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，和正常類、實用類和特技類渦輪動力飛機，在下列條件下，必須能夠保持至少2.5%的定常爬升梯度：
(1)發動機功率不大於將功率桿從最小飛行慢車位置開始移動後8秒時的可用功率；
(2)起落架在放下位置；
(3)襟翼處於著陸位置；和
(4)爬升速度等於第23.73條(b)定義的VREF。
(c)對於通勤類飛機，必須能保持定常爬升梯度不小於3.2％。此時：
(1)發動機功率不大於將功率桿從最小飛行慢車位置開始移動後8秒時的可用功率；
(2)起落架在放下位置；
(3)襟翼處於著陸位置；和
(4)爬升速度等於第23.73條(c)定義的VREF。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

飛行特性

第23.141條  總則
在不超過第23.1527條規定的最大使用高度下，飛機在申請合格審定的所有實際的載荷條件和使用高度上必須滿足第23.143條至第23.253條的各項要求，而不需要特殊的駕駛技巧、機敏和過分的體力。
[2004年×月×日第三次修訂]

操縱性和機動性

第23.143條  總則
(a)在所有飛行階段，飛機必須可以安全地操縱並可以安全地進行機動：
(1)起飛；
(2)爬升；
(3)平飛；
(4)下降；
(5)復飛；和
(6)襟翼展態和收態下的著陸（有動力和無動力）。
(b)必須能從一種飛行狀態平穩地過渡到另一種飛行狀態（包括轉彎和側滑），並在任何可能的使用條件下（包括多發飛機正常使用中可能遇到的任何發動機突然發生故障）沒有超過限制載荷系數的危險。
(c)如果存在與所需的駕駛員體力有關的臨界情況，則所需的操縱力必須用定量試驗予以表明，且在本條(a)和(b)規定的情況下操縱力均不得超過下表中規定的限制：

施加在駕駛盤或方向舵腳蹬上           俯仰                      滾轉                          偏航
的力，以牛頓（公斤；磅）計

(a) 短暫作用
     駕駛桿                                 267(27；60)         134(13.5；30)                    
駕駛盤（雙手在輪緣）              333 (34；75)         222 (22.7；50)
駕駛盤（單手在輪緣）              222 (22.7；50)      111 (11.4；25)
方向舵腳蹬                                                                                              667(68；150)
(b)持續作用                                44(5；10)              22(2；5)                  89(9；20)
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.145條  縱向操縱
(a)飛機盡可能配平於1.3VS1，必須有可能使機頭下沉，以便使空速很快加速到該配平速度，飛機狀態如下：
(1)每台發動機均為最大連續功率；
(2)發動機無動力，和
(3)襟翼和起落架在下列位置：
(i)收起位置；
(ii)放下位置；
(b)除非另有要求，不需要施加超過第23.143條(c)規定的用單手施加的操縱力就能完成下述機動，並且機動中不得改變配平操縱：
(1)起落架在放下位置，襟翼在收起位置，飛機盡可能配平於1.4VS1。盡快放下襟翼，使空速從1.4VS1變化到1.4VS0；
(i)發動機無動力；和
(ii)保持在初始狀態下平飛所需的功率。
(2)起落架和襟翼在放下位置，發動機無動力，飛機盡可能配平於1.3VS0。盡快施加起飛功率並盡可能快的收起襟翼至推薦的復飛設定狀態，允許空速從1.3VS0變化到1.3VS1；當建立了正爬升率時收起落架。
(3)起落架和襟翼在放下位置，水平飛行，功率為在1.1VS0保持水平飛行必需功率，飛機盡可能配平，當盡快收襟翼並同時施加不大於最大連續功率的發動機功率時，必須有可能保持近似的水平飛行。如果提供了襟翼分檔位置，則收襟翼演示可分階段進行，功率和配平可重設定在保持1.1VS1平飛的初始構型狀態，在每一階段：
(i)從全放下位至最大分檔限定位；
(ii)過渡分檔限定位之間，如適用；和
(iii)從最小分檔限定位到全收上。
(4)發動機無動力，起落架和襟翼在收起位置，飛機盡可能配平於1.4VS1，迅速施加起飛功率同時保持相同空速。
(5)發動機無動力，起落架和襟翼在放下位置，飛機盡可能配平於VREF，獲得並保持空速在1.1VS0和1.7VS0或VFE（取小者）之間，不需要施加超過第23.143條(c)規定的雙手操縱的力。
(6)發動機最大起飛功率，起落架在收起位置，襟翼在起飛位置，飛機盡可能配平於相應起飛襟翼位置的VFE，盡可能快的收起襟翼同時保持空速不變。
(c)在空速超過VMO/MMO直到第23.251條表明的最大速度，必須演示1.5g的機動能力，提供從顛傾和不利的速度增量中改出的餘量。
(d)起落架和襟翼都在放下位置時的無動力下滑期間，駕駛員必須有可能用不超過44牛（4.5公斤，10磅）的操縱力維持不大於VREF的速度，重量為直到並包括最大重量的任何重量。
(e)通過正常的飛行和功率控制，在飛機姿態適合於有控制的著陸時，必須有可能操縱飛機實現零下降率而不至超過飛機的使用限制和結構限制。對於(e)(1)和(e)(2)所述的狀態，上述要求也應滿足：
(1)單發飛機和多發飛機，不使用縱向主操縱；
(2)多發飛機：
(i)不使用航向主操縱系統；
(ii)如果任一連桿或傳動節出現單個故障，就同時影響縱向和航向主操縱時，則不使用縱向和航向主操縱系統。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.147條  航向和橫向操縱
(a)多發飛機在保持機翼5°以內水平時，必須能安全地向左右突然改變航向。必須在下列條件下演示在1.4VS1改變航向直到15°（但不必超過方向舵腳蹬力達第23.143條的限制值時的航向偏轉量）：
(1)臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
(2)其餘發動機處於最大連續功率狀態；
(3)起落架在：
(i)收起位置；
(ii)放下位置。
(4)襟翼在收上位置；
(b)在臨界發動機突然完全失效時，視情開始改出動作前允許2秒延遲，多發飛機必須能重新獲得對飛機的完全控制而不超過45°坡度，且不會達到危險的姿態或遇到危險的特性，飛機在開始是配平的並處下列狀態：
(1)全部發動機在最大連續功率狀態；
(2)襟翼在收起位置；
(3)起落架在收起位置；
(4)速度等於已表明符合第23.69條(a)的速度；和
(5)所有螺旋槳操縱處於已表明符合第23.69條(a)的位置。
(c)在任何全發構型和經批准的使用包線內的任何速度任何高度下，所有飛機必須表明不用主橫向操縱系統就可安全操縱。還必須表明飛機的飛行特性不會削弱到低於允許繼續安全飛行所必要的水平和保持合適姿態可控著陸的能力，並且不超出飛機的運行和結構限制。如果橫向操縱系統的任何連接或傳送環節的單一失效還會導致輔助操縱系統的喪失，則上述要求的符合性必須在也假定該輔助操縱系統不工作的情況下演示。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.149條  最小操縱速度
(a)VMC是校正空速，在該速度，當臨界發動機突然停車時，能在該發動機繼續停車情況下保持對飛機的操縱，在相同的速度下維持坡度不大於5°的直線飛行。用於模擬臨界發動機失效的方法，必須體現在服役中預期的對操縱性最臨界的動力裝置失效模式。
(b)起飛VMC不得超過1.2VS1，該VS1是在最大起飛重量下確定的。確定VMC必須在最不利的重量和重心位置，飛機離地，地面效應可忽略，起飛構型如下：
(1)全部發動機在初始最大可用起飛功率；
(2)飛機配平在起飛狀態；
(3)襟翼在起飛位置；
(4)起落架收起；和
(5)所有螺旋槳操縱一直處於推薦的起飛位置。
(c)除最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機外，所有飛機還必須在下述著陸構型下滿足本條(a)的規定：
(1)初始時全部發動機在最大可用起飛功率；
(2)飛機配平在進場狀態，全發工作，以VREF速度，以演示第23.75條著陸距離用的最陡梯度進場；
(3)襟翼在著陸位置；
(4)起落架放下；和
(5)所有螺旋槳操縱處於全發工作進場時的推薦位。
(d)必須確定一個有意實施臨界發動機不工作的最小速度，並指定為安全和有意一發不工作速度VSSE。
(e)在VMC，保持操縱所需的方向舵腳蹬力不得超過667牛（68公斤；150磅）並且無需降低工作發動機的功率。在機動中，飛機不得出現任何危險的姿態並能防止大於20°航向改變。
(f)在申請人選擇時，為符合第23.51條(c)(1)的要求，可以確定VMCG。VMCG是地面最小操縱速度，是起飛滑跑時的校正空速，在該速度當臨界發動機突然不工作，能夠只用方向舵操縱（不用前輪轉彎）保持對飛機的操縱，操縱力限制到667牛（68公斤；150磅），橫向操縱的使用僅限於保持機翼水平使飛機能繼續安全起飛。在確定VMCG
時，假定飛機全發工作加速的航跡是沿著跑道中心線，從臨界發動機不工作那一點到安全改出至航向平行於該中
心線的那一點之間的航跡，其上任何一點相對中心線的橫向偏離不得超過9.144米（30英尺）。VMCG必須在下列條件下制定：
(1)飛機的每一起飛構型或申請人選擇的最臨界的起飛構型；
(2)工作發動機為最大可用起飛功率；
(3)最不利重心位置；
(4)飛機配平在起飛狀態；和
(5)在起飛重量範圍內最不利的重量。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.151條  特技機動
凡特技類和實用類飛機，都必須能安全地完成飛機申請合格審定的特技機動。必須確定所有特技機動的安全進入速度。

第23.153條  著陸操縱
必須有可能用不大於第23.143條(c)所規定的單手操縱力安全地完成進場後的著陸動作，飛機處於著陸構型。上述要求必須在下列條件下予以滿足：
(a)速度為VREF減5節；
(b)飛機處於配平或盡可能接近配平，在整個機動過程中，不移動配平操縱器件；
(c)進場梯度等於第23.75條演示著陸距離所用的最陡梯度；和
(d)僅允許在以VREF進場正常著陸時進行的功率改變，如果有的話。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.155條  機動飛行中升降舵的操縱力
(a)為達到正的限制機動載荷系數所需的升降舵操縱力不得小於下列值：
(1)對於盤式操縱，W/100（W是飛機最大重量）或89牛（9公斤；20磅），取大值，但不需大於222牛（23公斤；50磅）；
(2)對於桿式操縱，W/140（W是飛機最大重量）或67牛（7公斤；15磅）取大值，但不需大於156牛（16公斤；35磅）。
(b)本條(a)的要求，必須在襟翼和起落架都在收起位置，對於活塞發動機為75％最大連續功率，或者對於渦輪發動機為最大連續功率，以及在下列每一條件下得到滿足：
(1)在轉彎時，飛機在VO作機翼水平配平；和
(2)在轉彎時，飛機在最大機翼水平平飛速度上配平，但此速度不得超過VNE或VMO/MMO，根據相應情況而定。
(c)在桿力與機動載荷系數曲線上隨載荷系數增加不得有顯著的桿力梯度降低。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.157條  滾轉率
(a)起飛
必須能使用有利的操縱組合，將飛機在下列規定的時間內，從30°坡度的定常轉彎中滾過60°進入反向轉彎：
(1)最大重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）的飛機，從開始滾轉起5秒鐘；
(2)最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的飛機，時間為：

W+230(W+500)秒
590        1300

但不大於10秒。式中W為飛機重量，公斤（磅）。
(b)本條(a)的要求，必須在下列狀態下在左右兩個方向上滾轉飛機得到滿足：
(1)襟翼在起飛位置；
(2)起落架在收起位置；
(3)對單發飛機，發動機為最大起飛功率；對多發飛機，臨界發動機不工作，其螺旋槳在最小阻力位置，其余發動機為最大起飛功率；
(4)在直線飛行情況下，飛機在1.2VS1或1.1VMC兩者之中較大的速度上配平或盡可能接近配平。
(c)進場
必須能使用有利的操縱組合，使飛機在下列規定的時間內，從30°坡度的定常轉彎中滾過60°進入反向轉彎：
(1)最大重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）的飛機，從開始滾轉起4秒鐘；
(2)最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的飛機，時間為：

W+1270 (W+2800)
   1000        2200

秒，但不大於7秒。式中W為飛機重量，公斤（磅）。
(d)本條(c)的要求，必須在下列狀態下在左右兩個方向上滾轉飛機得到滿足：
(1)襟翼在著陸位置；
(2)起落架在放下位置；
(3)全部發動機在3°進場相應功率；
(4)飛機在VREF速度上配平。
[2004年×月×日第三次修訂]

配平

第23.161條　配平
(a)總則
每架飛機配平後必須滿足本條配平要求，不必由駕駛員或自動駕駛儀對主操縱或其相應的配平操縱進一步施加壓力或移動。另外，必須能在其他載荷、構型、速度、和功率下保證駕駛員不會過度疲勞或需要施加超過第23.143條(c)持續作用力要求的剩餘操縱力而分散精力。這適用於飛機的正常運行，以及適用時，用於確定性能特性的與一台發動機失效有關的情況。
(b)橫向和航向配平
飛機的起落架和襟翼收上，並在下列條件下平飛時必須能保持橫向和航向配平：
(1)對於正常類、實用類和特技類飛機，速度為0.9VH、VC或VMO/MMO，取小值；
(2)對於通勤類飛機，速度為從1.4VS1到VH或VMO/MMO取小值的所有速度。
(c)縱向配平
飛機在下列每一情況下，必須保持縱向配平：
(1)在下列條件下爬升：
(i)起飛功率，起落架收上，襟翼在起飛位置，按確定本部第23.65條所要求的爬升性能時所使用的速度；
(ii)最大連續功率，按確定本部第23.69條(a)要求的爬升性能時的構型和速度。
(2)起落架收上，襟翼收上，速度從VH和VNO或VMO/MMO（如果適用）中的小值到1.4VS1的所有速度下水平飛行。
(3)起落架和襟翼收上，以VNO或VMO/MMO中適用者無動力下降。
(4)進場，起落架放下：
(i)3°下滑角，襟翼收上，速度為1.4VS1；
(ii)3°下滑角，襟翼在著陸位，速度為VREF；和
(iii)進場梯度等於演示第23.75條著陸距離所用的最陡梯度，襟翼在著陸位，速度為VREF。
(d)此外，在下列條件下，每一多發飛機必須能保持縱向和航向配平，橫向操縱力在符合第23.67條(a)、(b)(2)或(c)(3)（如果適用）所用的速度下不得超過2.27公斤(5磅)：
(1)臨界發動機不工作，並且如果適用，其螺旋槳在最小阻力位置；
(2)其餘發動機處於最大連續功率；
(3)起落架在收上位置；
(4)襟翼在收上位置；和
(5)飛機坡度不大於5°。
(e)此外，在按第23.57條確定起飛航跡時，以V₂速度、起飛構型爬升至起飛表面122米（400英尺）以上的每一通勤類飛機，在下列條件下V₂速度時，縱向和橫向操縱力必須能分別減少至4.54公斤（10磅）和2.27公斤（5磅），航向操縱力不超過22.7公斤（50磅）：
(1)臨界發動機不工作，其螺旋槳在最小阻力位置；
(2)其餘發動機處於起飛功率；
(3)起落架在收上位置；
(4)襟翼在起飛位置；和
(5)飛機坡度不大於5°。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

穩定性

第23.171條　總則
飛機必須按照第23.173至第23.181的規定，是縱向、航向和橫向穩定的。此外，如果試飛表明對安全運行有必要，則在服役中正常遇到的任何條件下，必須表明有合適的穩定性和操縱感覺(靜穩定性)。

第23.173條　　縱向靜穩定性
在第23.175中規定的條件下，按指定的要求配平，升降舵操縱力和操縱系統摩擦力必須有如下特性：
(a)為獲得並維持低於所規定的配平速度的速度，必須用拉力；為獲得並維持高於所規定的配平速度的速度，必須用推力。該特性必須在能夠獲得的任何速度予以證實，但桿力不必超過178牛（18公斤；40磅），速度不必超過最大允許速度或低於定常不失速飛行的最小速度；
(b)當從本條(a)規定的速度範圍內的任何速度緩慢地松除操縱力時，空速必須回復到對適用飛機類別所規定的允差範圍內。該適用的允差為：
(1)空速必須回復到初始的配平速度的±10％的範圍內；
(2)對於通勤類飛機，在按第23.175(b)規定的巡航狀態下空速必須回復到初始配平速度的±7.5％範圍內。
(c)桿力必須隨著速度的變化而變化，任何明顯的速度改變都應產生使駕駛員能明顯感受的桿力。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.175條　縱向靜穩定性的演示
(a)爬升
飛機速度在下述狀態配平速度的85％至115％之間時，桿力曲線均必須具有穩定的斜率：
(1)襟翼在收起位置；
(2)起落架在收起位置；
(3)最大連續功率；和
(4)飛機配平於演示第23.69條(a)確定爬升性能要求所用的速度。
(b)巡航
起落架和襟翼收上，功率為平飛相應功率，飛機配平於有代表性的高高度和低高度巡航速度上，直到包括適用時VNO或VMO/MMO，但速度不必超過VH：
(1)對於正常類、實用類和特技類飛機，在配平速度附近的下列速度範圍內，桿力曲線必須具有穩定的斜率。該速度範圍為：從配平速度分別上下擴展配平速度的15％加產生的自由回復速度帶或40節加產生的自由回復速度帶，兩者取大者。但在下列條件下斜率不必穩定：
(i)速度低於1.3VS1；或
(ii)按第23.1505條(a)確定VNE的飛機，速度大於VNE；或
(iii)按第23.1505條(c)確定VMO/MMO的飛機，速度大於VFC/MFC。
(2)對於通勤類飛機，在配平速度附近的下列速度範圍內，桿力曲線必須具有穩定的斜率。該速度範圍為：從配平速度上下分別擴展50節加產生的自由回復速度帶。但在下列條件下斜率不必穩定：
(i)速度低於1.4VS1；或
(ii) 速度大於VFC/MFC；或
(iii)在某速度下需要大於22.7公斤（50磅）的桿力。
(c)著陸
桿力曲線在1.1VS1和1.8VS1之間必須有穩定的斜率，此時：
(1)襟翼在著陸位置；
(2)起落架在放下位置；和
(3)飛機配平於：
(i)VREF或最小配平速度如其更高，發動機無動力；和
(ii)VREF並保持3°下滑相應功率。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.177條　　航向和橫向靜穩定性
(a)航向靜穩定性
用方向舵鬆浮時，飛機從機翼水平側滑中改出的趨勢來表示，對相應於起飛、爬升、巡航、進場和著陸構型的任一起落架位置和襟翼位置必須為正的。直到最大連續功率的對稱動力狀態，速度從1.2VS1直到所試驗的狀態下的最大允許速度，必須表明是穩定的。試驗時的側滑角範圍必須與飛機型號相適應。對更大的角度，直到相應於蹬滿舵或方向舵腳蹬力達第23.143條的操縱力限制值的角度(取先出現之值)為止，且速度從1.2VS1到VO時，方向舵腳蹬力不得有反逆現象。
(b)橫向靜穩定性
用從側滑中抬起下沉機翼的趨勢來表示,對任一起落架位置和襟翼位置均須正值。直到75％的最大連續功率的對稱功率狀態，當速度從大於起飛構型的1.2VS1和其他構型的1.3VS1到所試驗狀態的最大允許速度之間，相應於起飛、爬升、巡航和進場構型，均必須表明。對著陸構型功率為與飛行相協調的保持3度下滑角相應的功率。在起飛構型的1.2VS1和其他構型的1.3VS1速度橫向靜穩定性不得為負。試驗時的側滑角範圍必須與飛機型號相適應，但在任何情況下不得小於10°坡度可以獲得的側滑角值，或者如果更小，用方向舵全偏或68公斤（150磅）舵力可獲得的最大坡度。
(c)本條(b)不適用於特技類飛機倒飛的審查。
(d)在速度為1.2VS1的直線定常側滑飛行中，任一起落架位置和襟翼位置，以及直到50％的最大連續功率的對稱功率狀態，副翼和方向舵的操縱行程和操縱力，必須隨著側滑角的增加而穩定地增加(但不必是線性的)，直到與飛機型號相適應的最大側滑角值。對更大角度，直到副翼和方向舵用到滿偏度或操縱力達到第23.143條中的限制值的角度為止，副翼和方向舵移動方向和桿力隨側滑角增加不得有反逆現象。快速進入和退出與飛機相適應的最大側滑角，不得產生不可控制的飛行特征。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.179條　[刪除]
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.181條　動穩定性
(a)在相應於飛機構型的失速速度和最大允許速度之間產生的任何短周期振蕩（不包括橫向－航向的組合振蕩），在主操縱處於下列狀態時，必須受到重阻尼：
(1)鬆浮狀態；
(2)固定狀態。
(b)在相應於飛機構型的失速速度和最大允許速度之間產生的任何橫向－航向組合振蕩（荷蘭滾），在主操縱處於下列狀態時，其振幅必須在7周內衰減到原來的1/10：
(1)鬆浮狀態；
(2)固定狀態。
(c)如果確定增穩系統（見第23.672條）的功能需要滿足本章飛行特性的要求，則本條(a)(2)和(b)(2)的主操縱要求不適用於需要驗證該系統可接受性的試驗。
(d)考慮第23.175條規定的狀態，當保持飛機在偏離配平速度至少±15%的速度需要的縱向操縱力突然解除，飛機不得表現出任何危險特性或與解除的操縱力大小有關的過度響應。飛行航跡的任何長周期振蕩不得出現不穩定導致駕駛員的工作負荷增加或危及飛機。
[2004年×月×日第三次修訂]

失速

第23.201條　機翼水平失速
(a)直到飛機失速時為止，必須能使用橫向操縱產生和修正滾轉，必須能使用航向操縱產生和修正偏航，兩者均不得出現反操縱現象。
(b)飛機的機翼水平失速特性必須按下述要求在飛行中進行演示：在至少高於失速速度10節開始，必須先拉升降舵操縱器件使減速率不超過每秒一節，直到失速發生，可用下列任一表明：
(1)飛機出現不可控制的下俯運動;
(2)防失速裝置（如：推桿器）激發了飛機的下俯運動；或
(3)操縱器件達到止動點。
(c)在本條(b)(1)或(b)(2)的飛機下俯運動明確無誤地表現出來之後，或操縱器被保持在止動點不少於2秒或用於確定第23.49條最小定常飛行速度所采用的時間（取大者）後，允許用正常的升降舵操縱改出失速。
(d)在進入和改出機動時，必須有可能使用正常的操縱手段就能防止大於15°的滾轉和偏航。
(e)應按下列條件演示符合本條要求：
(1)襟翼：收上、全放下和每一正常操縱的中間位置；
(2)起落架：在收起和放下位置；
(3)發動機整流罩通風片：相應於飛機構型；
(4)功率：
(i)無動力；和
(ii)75%最大連續功率。但是，如果功率-重量比在75%最大連續功率導致極高的機頭向上的姿態，則試驗可在著陸構型最大著陸重量和1.4VS0速度時平飛相應功率下進行，但該功率不能小於50%最大連續功率。
(5)配平：盡可能靠近1.5VS1速度上配平；
(6)螺旋槳：無功率狀態時處於轉速增量最大的位置。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.203條　轉彎飛行失速和加快轉彎失速
轉彎飛行失速與加快轉彎失速必須按下列方法在飛行試驗中演示：
(a)建立並保持30°坡度的協調轉彎，使用升降舵穩定地並且逐漸地縮小半徑進行減速，直到飛機失速，如第23.201條(b)所定義的。減速率必須按下列要求保持常值：
(1)對於轉彎飛行失速，不得超過每秒1節；
(2)對於加快轉彎失速，為每秒3～5節，並且穩定地增加法向過載。
(b)當飛機已經達到第23.201條(b)所定義的失速，飛機必須有可能通過正常使用飛行操縱恢復機翼水平飛行，但不增加功率也無下列特征：
(1)過多的高度損失；
(2)不恰當的上仰；
(3)不可控制的尾旋趨勢；
(4)對於轉彎失速，不允許超過轉彎同方向60°或相反方向30°的橫滾；
(5)對於加快轉彎失速，不允許超過轉彎同方向90°或相反方向60°的橫滾；
(6)超過最大允許速度或允許的限制載荷系數。
(c)必須在下列條件下表明符合本條要求：
(1)襟翼
對於轉彎和加快進入失速，在收起位置和完全放下位置和每一正常操作的中間位置；
(2)起落架
收起位置和放下位置；
(3)發動機罩通風片與飛機構型相適應；
(4)動力：
(i)無動力；和
(ii)75％最大連續功率。但是，如果功率-重量比75%最大連續功率導致極高的機頭向上的姿態，則試驗可在著陸構型最大著陸重量和1.4VS0速度下平飛相應功率下進行，但該功率不得小於50%最大連續功率。
(5)配平：盡可能靠近1.5VS1速度上配平；
(6)螺旋槳：無功率狀態時處於增速的最大位置。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.205條 [刪除]
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.207條  失速警告
(a)在直線和轉彎飛行中，襟翼和起落架在任一正常位置，必須要有一個清晰可辨的失速警告。
(b)警告可以通過飛機固有的氣動力品質來實現，也可以借助在預期要發生失速的飛行狀態下能作出清晰可辨的警告的裝置(如振桿器)來實現。但是，僅用要求駕駛艙內機組人員給予注意的目視失速警告裝置是不可接受的。
(c)在進行第23.201條(b)和第23.203條(a)(1)所要求的失速試驗期間，必須在大於失速速度的某一範圍內開始發出失速警告，並一直持續到失速發生。此範圍不小於5節。
(d)當遵照第23.1585條提供的程序進行時，在全發起飛、一發不工作繼續起飛或進場著陸期間不得發生失速警告。
(e)在進行第23.203條(a)(2)所要求的失速試驗期間，失速警告必須在失速前足夠早開始以提醒飛行員在失速警告一開始後對失速採取措施。
(f)對特技類飛機，人工失速警告如果在起飛期間自動進預備位並且在進場構型自動再進預備位，則其可以是可抑制的。
[2004年×月×日第三次修訂]

尾旋

第23.221條  尾旋
(a)正常類飛機
單發正常類飛機必須在使用了改出操縱後，在不超過一圈附加尾旋中從單圈尾旋或3秒尾旋（取時間長者）中改出，或演示符合本條可選擇的抗尾旋要求。
(1)下列要求適用於單圈尾旋或3秒尾旋：
(i)在襟翼收態和展態兩種情況時均不得超過相應的空速限制以及正的限制機動載荷系數；
(ii)在尾旋或改出過程中，操縱力或特性不得對迅速改出產生不利的影響；
(iii)在進入尾旋或尾旋發生階段使用任何飛行或發動機動力操縱器件時，不得有不可改出的尾旋發生；
(iv)對於襟翼展態情況的尾旋，在改出過程中襟翼可以收上，但不得在旋轉結束之前收上。
(2)在申請人選擇時，可以用下列方法來演示飛機是抗尾旋的：
(i)在第23.201條中的失速機動期間，必須將俯仰操縱器件拉回並保持在止動點，然後朝正確的方向操縱副翼和方向舵，飛機必須能夠在15°坡度內保持機翼水平飛行，並能實現從一個方向30°坡度到另一個方向30°坡度的橫滾；
(ii)使用俯仰操縱器件，以大約1.85公里/小時/秒(1節/秒)的變化率降低飛機速度直至達到俯仰操縱止動點，然後在俯仰操縱器件被拉回並保持在止動點的情況下，使用全方向舵操縱在7秒內或以360°航向改變的方式（取先出現者）加速進入尾旋。若360°航向改變先出現，則其時間不得少於4秒。這種機動動作必須首先在副翼中立時進行，然後，再以最不利方式將副翼偏轉到與飛機轉向相反的方向進行。在此機動期間，發動機功率或推力及飛機構型必須按第23.201條(e)的要求調定而不得改變。在7秒或360°航向改變結束時，飛機必須對所施加的初始飛機操縱有迅速、正常的反應，以獲得無側滑、非失速飛行而沒有操縱反效且不超過第23.143條(c)規定的瞬時操縱力；
(iii)必須在飛機帶側滑飛行時進行第23.201條和第23.203條的符合性演示。側滑角為相應於側滑指示器上一個球的寬度的位移。若方向舵全偏轉時不能獲得一個球寬度的位移，則除外。此時應使用方向舵全偏轉來進行演示。
(b)實用類
實用類飛機必須滿足本條(a)的要求。若申請進行尾旋飛行則必須滿足本條(c)和第23.807條(b)(6)的要求；
(c)特技類
特技類飛機必須滿足本條(a)和第23.807條(b)(6)的要求。另外，若申請進行尾旋飛行則必須在每一構型滿足下述要求：
(1)在作出正常的尾旋改出操縱後，飛機必須用不超過一圈半的附加旋轉，從尾旋的任意一點上改出。在作出正常改出操縱以前，尾旋試驗必須要進行六圈或申請審定的任何更多圈數。但是，當出現螺旋特性時，尾旋可以在3圈後中止；
(2)對於襟翼展態構型，不得超過使用空速限制和機動限制載荷系數，改出期間不得收上襟翼；
(3)在進人尾旋或尾旋期間，使用任何飛行或發動機功率操縱器件必須不得出現不可改出的尾旋。
(4)尾旋期間不得有使得飛行員迷失方向或失能而可能妨礙成功改出的特性(如過快的旋轉或極度的振動)。
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

地面和水上操縱特性

第23.231條  縱向穩定性和操縱性
(a)陸上飛機在任何可合理預期的運行條件下，包括著陸或起飛期間發生回跳，不得有不可控制的前翻傾向。機輪剎車工作必須柔和，不得引起任何過度的前翻傾向。
(b)水上飛機和水陸兩用飛機，在水面上的任何正常使用速度上，不得有危險的或不可控制的海豚運動特性。

第23.233條  航向穩定性和操縱性
(a)必須確定風速的90°側向分量，且不得小於0.2VS0，並演示在此分量下滑行、起飛和著陸是安全的。
(b)陸上飛機在按正常著陸速度作無動力著陸時，必須有滿意的操縱性，而不要求特殊的駕駛技巧或機敏，無需利用剎車或發動機動力來維持直線航跡，直到速度減至接地速度的50％。
(c)飛機在滑行時必須有足夠的航向操縱性。
(d)水上飛機必須在本條(a)規定的最大風速下演示其水上航向穩定性和操縱是令人滿意的。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.235條  在無鋪面的道面上的使用
在正常運行中可合理預期的最粗糙地面上滑行及在最粗糙的無鋪面跑道起飛和著陸時，飛機必須演示具有滿意的特性，並且減震機構不得損傷飛機的結構。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.237條  水上運行
水上飛機和水陸兩用飛機必須規定經演示能安全運行的浪高和必要的水上操作程序。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.239條  噴濺特性
水上飛機或水陸兩用飛機，在滑行、起飛和著水的任何時候，噴濺不得危險地模糊駕駛員的視線或損壞螺旋槳或飛機的其他部件。

其他飛行要求

第23.251條  振動和抖振
在直到VD/MD的任何相應的速度和功率狀態，不得存在嚴重的振動和抖振導致結構損傷，飛機的每一部件必須不發生過度的振動。另外，在任何正常飛行狀態，不得存在強烈程度足以干擾飛機良好操縱、引起飛行機組過度疲勞或引起結構損傷的抖振狀態。在上述限度以內的失速警告抖振是允許的。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.253條  高速特性
如果最大使用速度VMO/MMO按第23.1505(c)的要求來制定，則必須滿足下述的增速特性和速度恢復特性：
(a)很可能引起無意中增速（包括俯仰和滾轉顛傾）的運動狀態和特性，必須用配平在直至VMO/MMO的任一很可能使用的巡航速度的飛機來模擬。這些運行狀態和特性包括突風顛傾、無意的操縱動作、相對於操縱系統摩擦較低的桿力梯度、旅客的走動、由爬升改平及由M數限制高度下降到空速限制高度。
(b)計及有效的固有或人為速度警告發出後駕駛員作出反應的時間，必須表明在下述條件下能夠恢復到正常的姿態，並且速度降低到VMO/MMO：
(1)不超過按第23.251條規定的最大速度VD/MD及各種結構限制；
(2)不出現會削弱駕駛員判讀儀表或操縱飛機恢復正常的能力的抖振。
(c)在直到按第23.251規定的最大速度的任一速度，不得有繞任一軸的操縱反逆現象。升降舵操縱力的反逆現象，或飛機俯仰、滾轉或偏航的傾向必須輕微，並可用正常的駕駛技巧即刻控制。
[2004年×月×日第三次修訂]

J-20

C章  結構

總則

第23.301條  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，所規定的空中、地面和水面載荷必須與計及飛機每一質量項目的慣性力相平衡。這些載荷的分布必須保守地近似於或接近地反映真實情況。除非表明確定受載情況的方法是可靠的或在所考慮的飛機布局上是保守的，否則用以確定鴨式和串列式機翼布局載荷大小及分布的方法必須通過試飛測量來證實。
(c)如果載荷作用下的變位會顯著地改變外部載重或內部載重的分布，則必須考慮載重的這種重新分布。
(d)如果簡化結構設計準則得到的設計載荷不小於第23.331至第23.521條中規定的載荷，則可以使用這些簡化結構設計準則。對於附件A23.1中規定的飛機構型，本規章附件A的設計準則經批準與第23.321至第23.459條的規定等效，如果採用本規章的附件A，則必須用該附件的全部來代替本規章的相應條款。
[1990年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.302條  鴨式或串列式機翼布局
鴨式或串列式機翼布局的前部結構必須：
(a)滿足本規章C、D章適用於機翼的所有要求；
(b)滿足適用於這些翼面所執行功能的所有要求。
[1993年12月23日第二次修訂]

第23.303條  安全系數
除非另有規定，安全系數必須取1.5。

第23.305條  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，但是如果結構能夠承受要求的極限載荷至少三秒鐘，則在限制載荷與極限載荷之間產生局部失效或結構失穩是可接受的。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，此三秒鐘的限制不適用。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.307條  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第23.305條強度和變形的要求。只有在經驗表明某種分析方法對某種結構是可靠的情況下，對於同類結構，才可用結構分析來表明結構的符合性。否則，必須進行載荷試驗來表明其符合性。如果模擬該用於設計的載荷情況，則動力試驗包括結構飛行試驗是可以接受的。
(b)結構的某些部分必須按照本規章D章的規定進行試驗。
[2004年×月×日第三次修訂]

飛行載荷

第23.321條  總則
(a)飛行載荷系數是氣動力分量（垂直作用於假設的飛機縱軸）與飛機重力之比。正載荷系數是當氣動力相對於飛機向上作用時的載荷系數。
(b)必須按下列各條表明符合本章的飛行載荷要求：
(1)在飛機可以預期的運行範圍內的每一臨界高度；
(2)從設計最小重量到設計最大重量的每一重量；
(3)對於每一要求的高度和重量，按在第23.1583至第23.1589條規定的使用限制內可調配載重的任何實際分布。
(c)當壓縮性影響顯著時，則必須予以考慮。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.331條  對稱飛行情況
(a)在確定與第23.333至第23.341條規定的任何對稱飛行情況相對應的機翼載荷和線慣性載荷時，必須用合理的或保守的方法計及相應的平尾的平衡載荷。
(b)由於機動和突風引起的平尾載荷的增量，必須以合理的或保守的方法用飛機的角慣性力來平衡。
(c)確定飛機載荷時必須考慮氣動面的交互影響。
[1993年12月23日第二次修訂]

第23.333條  飛行包線
(a)總則
對於飛行包線（與本條(d)款所示的相類似）的邊界上和邊界內的空速和載荷系數的任一組合，均必須表明符合本章的強度要求。該飛行包線表示分別由(b)和(c)機動和突風準則所規定的飛行載荷情況的範圍。
(b)機動包線
除受到最大（靜）升力系數的限制外，假定飛機經受對稱機動而產生下列限制載荷系數：
(1)在直到VD的各速度時，為第23.337條規定的正機動載荷系數；
(2)在直到VC的各速度時，為第23.337條規定的負機動載荷系數；
(3)對正常類和通勤類，負載荷系數從VC時的規定值隨速度線性變化到VD時的0.0；對特技類和實用類，負載荷系數從VC時的規定值隨速度線性變化到VD時的-1.0。
(c)突風包線
(1)假定飛機在平飛時遇到對稱的垂直突風，由此引起的限制載荷系數必須對應於按下述突風速度確定的情況：
(i)高度在海平面與6,100米（20,000英尺）之間時，在速度為VC時的正（向上）、負（向下）突風速度必須取為15.25米/秒（50英尺/秒）。突風速度可線性地從6,100米（20,000）英尺處的15.25米/秒（50英尺/秒）減少到
15,200米（50,000英尺）處的7.60米/秒（25英尺/秒）；
(ii)高度在海平面與6,100米（20,000英尺）之間時，在速度為VD時的正、負突風速度必須取為7.60米/秒（25英尺/秒）。突風速度可線性地從6,100米（20,000英尺）處的7.60米/秒（25英尺/秒）減少到15,200米（50,000英尺）處的3.80米/秒（12.5英尺/秒）。
(iii)此外，對於通勤類飛機，高度在海平面和6,100米（20,000英尺）之間，在速度VB時的正（向上）和負（向下）的強突風速度必須考慮為20.1米/秒（66英尺/秒）。突風速度可線性地自6,100米（20,000英尺）時的20.1米/秒（66英尺/秒）減少到15,200米（50,000英尺）時的11.6米/秒（38英尺/秒）。
(2)必須作下列假設：
(i)突風形狀為：
      Ude                  2πs
U=----(1-cos------)
      2              25-
                         C   

其中：
s為進入突風區的距離，米（英尺）；
-
C為機翼的平均幾何弦長，米（英尺）；
Ude為按本條(1)得到的突風速度。
(ii)在VC和VD之間突風載荷系數隨速度按線性變化。
(d)飛行包線   
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.335條  設計空速
除本條(a)(4)的規定外，所取的設計空速均為當量空速（EAS）。
(a)設計巡航速度VC
對於VC，採用下列規定：
(1)此處W/S=設計最大起飛重量時的翼載時，VC（節）不得小於：
(i) 4.77√Wg／S（14.9√W/S；33√W/S）（對正常類、實用類和通勤類飛機）；和
(ii) 5.20√Wg/S（16.3√W/S；36√W/S）（對特技類飛機）；
(2)在Wg/S（W/S）值大於958牛/米2（97.7公斤/米２；20磅/英尺2）時，上述兩個
系數可以隨Wg/S（W/S）線性下降到Wg/S（W/S）等於4,790牛/米²（488公斤/米²；100磅/英尺²）時的4.13（12.9；28.6）；
(3)在海平面，VC不必大於0.9VH；
(4)在已制定了MD的高度上，可選定一個受壓縮性限制的巡航速度MC。
(b)設計俯衝速度VD
對於VD，採用下列規定：
(1)VD/MD不得小於1.25倍的VC/MC；
(2)對於要求的最小設計巡航速度VCmin，VD（節）不得小於下列數值：
(i)1.40VCmin（對正常類和通勤類飛機）；
(ii)1.50VCmin（對實用類飛機）；
(iii)1.55VCmin（對特技類飛機）；
(3)在Wg/S（W/S）值大於958牛/米²（97.7公斤/米²；20磅/英尺²）時，本條(b)(2)中的系數可以隨Wg/S（W/S）線性下降到Wg/S（W/S）等於4,790牛/米²（488公斤/米²；100磅/英尺²）時的1.35；
(4)如果選擇的VD/MD，使VC/MC與VD/MD的最小速度差值大於下列值的較大者，則不必表明符合本條(b)(1)和(2)：
(i)從VC/MC定常飛行的初始情況開始，飛機顛傾，沿著一條比初始飛行航跡低7.5°的飛行航跡飛行20秒，然後以1.5的載荷系數（0.5g的加速度增量）拉起飛機時得到的速度增量。在開始拉起之前，對活塞發動機必須假定至少為75％最大連續功率，對渦輪發動機至少為最大巡航功率（推力），如果取較小的功率（推力），則在開始拉起之前對兩種發動機也必須至少為VC/MC時的所需功率（推力），拉起開始時可以減少功率並使用駕駛員操縱的阻力裝置，並且符合下列要求之一：
(ii) 0.05M，對於正常類、實用類和特技類飛機（在已制定了MD的高度上）；或
(iii) 0.07M，對於通勤類飛機（在已制定了MD的高度上），除非用合理的分析考慮了所有自動系統的影響得到了更低的餘度。如果採用了合理的分析，最小速度餘度必須足以應付大氣條件的變動（如橫向突風）和穿過急流或冷鋒、儀表誤差、飛機機體的制造偏差，並且不得小於0.05M。
(c)設計機動速度VA
對於VA，採用下列規定：
(1) VA不得小於Vs√n，其中：
(i)  Vs是在設計重量和襟翼收態的計算失速速度，通常根據飛機最大法向力系數CNA來計算；
(ii) n是用於設計的限制機動載荷系數。
(2) VA值不必超過用於設計的VC值。
(d)對應最大突風強度的設計速度VB
對於VB，採用下列規定：
(1)  VB不得小於由最大正升力系數CNmax曲線與強突風速度線在突風
V－n圖上的交點所確定的速度，或不得小於VS1√ng，兩者中取小值，式中：
(i) ng為飛機在所考慮的特定重量下，由於對應於速度VC的突風（按第23.341條）引起的正突風載荷系數；
(ii) VS1為在所考慮的特定重量下，襟翼收起時的失速速度。
(2) VB不必大於VC。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.337條  限制機動載荷系數
(a)正限制機動載荷系數n不得小於下列數值：
(1)對於正常類和通勤類飛機，

2.1+      10886               (2.1+    24000          )
       W(公斤)+4536                 W(磅)+10000

式中：
W為設計最大起飛重量，但
n不必大於3.8；
(2)對於實用類飛機，4.4；
(3)對於特技類飛機，6.0。
(b)負限制機動載荷系數不得小於下列數值：
(1)對於正常類、實用類和通勤類為0.4倍正載荷系數；
(2)對於特技類為0.5倍正載荷系數。
(c)如果飛機具有的設計特征使其在飛行中不可能超過本條規定的機動載荷系數，則可採用小於本條規定的值。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.341條  突風載荷系數
(a)飛機必須設計成能承受由第23.333條(c)規定的突風在每個升力面上產生的載荷。
(b)必須用合理分析的方法計算鴨式布局或串列式機翼布局的突風載荷。如果表明計算的凈載荷相對於第23.333
條(c)中的突風準則是保守的，則可以按照本條(c)計算。
(c)在缺少更合理的分析時，突風載荷系數必須按下列公式計算：

n=1+  KgUdeVa     
         1.63(Wg/S)
式中：
kg= 0.88μg    ，為突風緩和系數；   μg=2(Wg/S)   ，為飛機質量比；
      5.3+μg                                                                              -
                                                             pCag

Ude為根據第23.333條(c)得到的突風速度，米/秒；
ρ為大氣密度，公斤/米³；
Wg/S為具體載荷情況下的適用的飛機重量產生的翼載，牛頓/米²；
-
C－為平均幾何弦長，米；
g為重力加速度，米/秒²；
V為飛機當量速度，米/秒；

a    如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a即為飛機法向力系數CNA曲線的斜率（1/弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情況處理時，則可採用機翼升力系數CL曲線的斜率（1／弧度）。

公制：n=1+  KgUdeVa     
                    16(Wg/S)

式中：Ude為根據第23.333條(c)得到的突風速度，米/秒；

kg= 0.88μg    ，為突風緩和系數；   μg=2(Wg/S)   ，為飛機質量比；
      5.3+μg                                                                              -
                                                             pCag

Ude為根據第23.333條(c)得到的突風速度，米/秒；
ρ為大氣密度，公斤/米³；
Wg/S為具體載荷情況下的適用的飛機重量產生的翼載，牛頓/米²；
-
C－為平均幾何弦長，米；
g為重力加速度，米/秒²；
V為飛機當量速度，米/秒；

a    如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a即為飛機法向力系數CNA曲線的斜率（1/弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情況處理時，則可採用機翼升力系數CL曲線的斜率（1／弧度）。

英制：n=1+KgUdeVa
               498 (W/S)  

式中：
kg= 0.88μg    ，為突風緩和系數；   μg=2(Wg/S)   ，為飛機質量比；
      5.3+μg                                                                              -
                                                             pCag

Ude為根據第23.333條(c)得到的突風速度，米/秒；
ρ為大氣密度，公斤/米³；
Wg/S為具體載荷情況下的適用的飛機重量產生的翼載，牛頓/米²；
-
C－為平均幾何弦長，米；
g為重力加速度，米/秒²；
V為飛機當量速度，米/秒；

a    如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a即為飛機法向力系數CNA曲線的斜率（1/弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情況處理時，則可採用機翼升力系數CL曲線的斜率（1／弧度）。
[1993年12月23年第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.343條  設計燃油載重
(a)可調配載重的各種組合必須包括從零燃油到選定的最大燃油載重範圍內的每一燃油載重。
(b)如果燃油裝在機翼內，且機翼油箱零燃油時的飛機最大許用重量小於最大重量，則必須選用它作為“最大零機翼燃油重量”。
(c)對於通勤類飛機，可選定不超過在最大連續功率下運行45分鐘所需要的燃油作為結構儲油情況。如果選定了某種結構儲油情況，則該情況必須作為最小燃油重量情況用來表明符合本規章規定的飛行載荷要求，此外還要求：
(1)結構必須設計成能承受機翼內零燃油的情況，此情況的限制載荷相應於下列規定：
(i)第23.337條規定的機動載荷系數的90%,和
(ii)第23.333條(c)規定的突風速度的85%。
(2)結構的疲勞評定必須計及由本條(c)(1)的設計情況所獲得的任何使用應力的增量；
(3)顫振、變形和振動要求也必須在機翼零燃油情況下得到滿足。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.345條  增升裝置
(a)如果裝有用於起飛、進場或著陸的襟翼或類似的增升裝置，則在速度VF襟翼完全伸展形態下，假定飛機經受對稱機動和對稱突風，其範圍由下列條件確定：
(1)機動到正限制載荷系數2.0，和；
(2)垂直作用於水平飛行軌跡的正、負突風速度為7.60米/秒（25英尺/秒）。
(b)必須假定VF不小於1.4VS或1.8VSF兩者的大者，其中：
(1)VS是在設計重量下襟翼收態時的計算失速速度；
(2)VSF是在設計重量下襟翼完全伸展時的計算失速速度。
(3)如果使用了襟翼載荷自動限制裝置，則飛機可以按裝置所允許的空速和襟翼位置的臨界組合情況來設計。
(c)當把飛機作為一個整體來確定其外載荷時，可以假定推力、滑流和俯仰加速度為零。
(d)襟翼、其操縱機構及其支撐結構必須設計成能承受本條
(a)規定的情況。此外，在速度VF、襟翼完全伸展時，必須分別考慮下述情況：
(1)速度為7.60米/秒（25英尺/秒）（EAS）的迎面突風與75%的最大連續功率所對應的螺旋槳滑流同時作用；和
(2)最大起飛功率所對應的螺旋槳滑流影響。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.347條  非對稱飛行情況
(a)假定飛機經受到第23.349條和第23.351條的非對稱飛行情況。對重心的不平衡氣動力矩，必須由慣性力以合理的或保守的方法予以平衡，認為此慣性力由主要質量提供。
(b)按快滾機動（急橫滾）進行審定的特技類飛機，必須按照作用在機翼和水平尾翼上的附加的非對稱載荷進行設計。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.349條   滾轉情況
機翼和機翼的支撐結構必須按下列載荷情況來設計：
(a)與飛機類別相應的非對稱機翼載荷。除非下列值導致不符合實際的載荷，滾轉加速度可以由條23.333條(d)規定的對稱飛行情況按下述方法加以修正而得到：
(1)對於特技類，在A和F情況，假定100％的半翼展機翼氣動載荷作用在對稱面的一側，60％作用在另一側；
(2)對於正常類、實用類和通勤類飛機，在A情況，假定100％的半翼展機翼氣動載荷作用在飛機的一側，75％作用在另一側。
(b)由第23.455條規定的副翼偏轉和速度所產生的載荷，至少同用於設計的正機動載荷系數的2/3相組合。除非下列值導致不符合實際的載荷，副翼偏轉對機翼扭矩的影響，可以在第23.333條(d)確定的臨界情況下，用翼展上副翼所占部分內的基本翼型力矩系數附加下列增量的方法來計算：
△Cm＝-0.01δ
其中：
△Cm是力矩系數增量，和；
δ是在臨界情況下副翼向下偏轉的度數。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.351條  偏航情況
飛機必須按照第23.441至第23.445條規定的載荷在垂直翼面上產生的偏航載荷來設計。
[1993年12月23日第二次修訂]

第23.361條  發動機扭矩
(a)每個發動機架及其支承結構必須按下列組合效應進行設計：
(1)相應於起飛功率和螺旋槳轉速的發動機限制扭矩和第23.333條(d)中飛行情況A的限制載荷的75％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第23.333條(d)中飛行情況A的限制載荷同時作用；和(3)對於渦輪螺旋槳裝置，除本條
(a)(1)和(a)(2)規定的情況外，相應於起飛功率和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），在缺少詳細分析時，必須取為1.6。
(b)對渦輪發動機裝置，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（例如壓氣機卡阻）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)對渦輪螺旋槳裝置，為1.25；
(2)對有5個或5個以上汽缸的發動機，為1.33；
(3)對有4、3、2個汽缸的發動機，分別為2、3、4。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.363條  發動機架的側向載荷
(a)發動機架及其支承結構必須按作用於該發動機架上的側向載荷來設計，此側向載荷限制系數不小於下列數值：
(1)1.33；或
(2)飛行情況A限制載荷系數的1/3。
(b)可假定本條(a)規定的側向載荷與其他飛行情況無關。

第23.365條  增壓艙載荷
對於增壓艙采用下列規定：
(a)飛機結構必須有足夠的強度來承受飛行載荷和壓差由零到釋壓活門最大調定值的載荷的組合作用；
(b)必須計及在飛行中的外部壓力分布以及應力集中；
(c)如果允許機艙帶壓差著陸，則著陸載荷必須和由零到著陸期間所允許的最大壓差載荷相組合；
(d)飛機結構必須有足夠的強度來承受下述壓差載荷，該載荷為相應於釋壓活門最大調定值的壓差載荷的1.33倍，並略去其他載荷；
(e)如果增壓艙被隔框或地板分成兩個或更多的隔艙，主結構必須按任一個有外部門或窗的隔艙內壓力突然下降的效應來設計。此情況必須研究隔艙最大開口損壞的效果。可以考慮各隔艙之間通風的效應。

第23.367條   發動機失效引起的非對稱載荷
(a)渦輪螺旋槳飛機必須按臨界發動機失效所引起的非對稱載荷進行設計，其中包括下述情況與螺旋槳阻力限制系統單個故障的組合，並考慮駕駛員在飛行操縱器件上預期的糾正動作：
(1)在VMCA和VD之間的各種速度下，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；
(2)在VMCA和VD之間的各種速度下，由於發動機壓氣機和渦輪脫開或由於渦輪葉片失落所產生的載荷作為極限載荷；
(3)上述發動機失效引起的推力減小和阻力增加的時間歷程，必須由試驗或其他適用此特定發動機—螺旋槳組合的資料予以證實；
(4)對於駕駛員預期的糾正動作的時間和糾偏量的大小，必須保守地加以估計，此時要考慮特定發動機—螺旋槳組合的特性。
(b)可以假定駕駛員的糾正動作在達到最大偏航速度時開始，但不早於發動機失效後兩秒鐘。糾偏量的大小可以根據第23.397中規定的限制操縱力確定，但如果分析或試驗表明較小的力能夠控制由上述發動機失效情況所產生的偏航和滾轉，也可以取較小的力。

第23.369條   機翼後撐桿
(a)如果採用機翼後撐桿，它必須設計成能承受下列設計速度下的逆流情況：
V=1.26√Wg/S+8.7，節
式中：
Wg/S為設計最大起飛重量下的翼載，牛頓/米²。
（V=3.94√W/S+8.7，節；W/S為設計最大起飛重量下的翼載，公斤/米²）
（V=8.7√W/S+8.7，節；W/S為設計最大起飛重量下的翼載，磅/英尺²。）
(b)必須採用該特定機翼剖面的氣動數據，或採用CL等於－0.8，弦向壓力為三角形分布，後緣為峰值，前緣為零。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.371條  陀螺和氣動載荷
(a)每個發動機架及其支承結構，必須按發動機和螺旋槳（如適用）在最大連續轉速和在下列任一情況下所產生的陀螺載荷、慣性載荷和氣動載荷來設計：
(1)第23.351和第23.423條中規定的情況，或；
(2)下列情況所有可能的組合：
(i)偏航角速度2.5弧度/秒；
(ii)俯仰角速度1弧度/秒；
(iii)法向載荷系數2.5；和
(iv)最大連續推力。
(b)對於批準進行特技機動的飛機，每個發動機架及其支承結構必須滿足本條(a)的要求，並且必須設計成能承受最大偏航和俯仰角速度組合作用下所預期的載荷系數。
(c)按通勤類進行審定的飛機，每個發動機架及其支承結構必須滿足本條(a)以及本規章第23.341規定的突風情況的要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.373條  速度控制裝置
如果裝有供航路飛行中使用的速度控制裝置（例如擾流板和阻力板），則採用下列規定：
(a)飛機必須按第23.333條，第23.337條和第23.341條中規定的對稱機動和突風，以及第23.441條和第23.443條中規定的偏航機動和橫向突風進行設計。此時速度控制裝置在該裝置所標明的展態速度以下的各種速度都處於展態；
(b)如果速度控制裝置具有自動操縱或載荷限制機構，則飛機必須根據該機構所允許的各種速度和相應的速度控制裝置的位置，按本條(a)規定的機動飛行和突風情況進行設計。操縱面和操縱系統載荷第23.391條操縱面載荷第23.397至第23.459條中規定的操縱面載荷，是假定在第23.331至第23.351條規定的情況下產生的。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.393條  平行於鉸鏈線的載荷
(a)操縱面及支承鉸鏈架必須設計成能承受平行於鉸鏈線作用的慣性載荷。
(b)在缺少更合理的資料時，可以假定此慣性載荷等於KWg（公制，和英制：KW）
，式中：
(1) K=24，對於垂直的操縱面；
(2) K=12，對於水平的操縱面；
(3) W為可動操縱面的重量；
g為重力加速度。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.395條   操縱系統載荷
(a)飛行操縱系統及其支持結構，必須按第23.391至第23.459條規定的情況，用至少為計算的操縱面鉸鏈力矩的125％的載荷進行設計。此外，採用下列規定：
(1)系統的限制載荷，不必超過由駕駛員和自動裝置操縱所能產生的載荷的較大者。但是，自動駕駛儀的力不必加到駕駛員的力上去。系統必須按駕駛員或自動駕駛儀兩者中的較大作用力來設計。此外，如果駕駛員和自動駕駛儀作用力方向相反，則它們之間的系統部件可以按兩者中小者的最大作用力進行設計。用於設計的駕駛員作用力不必超過第23.397條(b)中所規定的最大力；
(2)系統必須設計成在任何服役使用情況下都結實耐用，要考慮到卡住、地面突風、順風滑行、操縱慣性和摩擦力。可以用第23.397條(b)中規定的最小力產生的載荷進行設計來表明符合此款的要求。
(b)設計升降舵、副翼和方向舵操縱系統時，計算的鉸鏈力矩必須採用125％的系數。然而，如果鉸鏈力矩根據精確的飛行試驗數據，則可以用低至1.0的系數，系數的減少量，應根據試驗數據的精確性和可靠性而定。
(c)假定用於設計的駕駛員作用力施加在相應的駕駛桿握把或腳蹬板上（應如同在飛行中一樣）並在操縱系統與操縱面操縱支臂的連接處受到反作用。

第23.397條   限制駕駛力和扭矩
(a)在操縱面飛行受載情況中，操縱面上的氣動載荷和相應的偏度，不必超過施加本條(b)規定範圍內的任何駕駛員作用力所可能達到的載荷和偏度。在應用此準則時，必須考慮操縱系統助力和伺服機構的影響和調整片的影響。
如果僅用自動駕駛儀的力能夠比人駕駛產生更高的操縱面載荷，則必須用它設計。
(b)駕駛員限制作用力和扭矩如下：

操縱器件                           對於設計重量等於或小於2,268公斤                   最小作用力或扭矩(2)
                                  （5,000磅）的飛機，最大作用力或扭矩(1)
副翼：
駕駛桿                                        298牛（30.4公斤；67磅）                    178牛（18.1公斤；40磅）         
駕駛盤(3)                   222D牛米(4)（22.7D公斤·米；50磅·英寸）    178D牛米(4)（18.1D公斤·米；40D磅·英寸）
升降舵：
駕駛桿                                        743牛（75.8公斤；167磅）                    445牛（45.4公斤；100磅）
駕駛盤（對稱）                          890牛（90.7公斤；200磅）                    445牛（45.4公斤；100磅）
駕駛盤（非對稱）(5)                                                                                 445牛（45.4公斤；100磅）
方向舵：                                    890牛（90.7公斤；200磅）                    668牛（68.1公斤；150磅）

(1)對於設計重量（W）大於2,268公斤（5,000磅）的飛機，規定的最大作用力或扭矩，必須隨重量線性地增加到設計重量5,670公斤（12,500磅）時為規定值的1.18倍。對通勤類飛機，規定的最大作用力或扭矩必須隨重量線性地增加到設計重量8,618公斤（19,000磅）時為規定值的1.35倍。
(2)如果操縱系統的任何個別裝置或操縱面的設計使得規定的最小作用力或力矩不能適用，則可以採用從第23.415條得到的相應的鉸鏈力矩數值，但不得小於所規定的最小力或扭矩的0.6倍。
(3)駕駛盤副翼操縱系統部分還必須按單個切向力進行設計，此切向力的限制值等於表中確定的力偶力的1.25倍。
(4) D為駕駛盤直徑，米（英寸）。
(5)非對稱力必須作用在駕駛盤周緣的一個正常握點上。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.399條   雙操縱系統
(a)雙操縱系統必須設計成能承受兩個駕駛員反向施加的作用力，此時所采用的每個駕駛員作用力不小於下列載荷中的較大者：
(1)按第23.395條所得載荷的0.75倍；
(2)按第23.397條(b)規定的最小作用力。
(b)雙操縱系統必須設計成能承受兩個駕駛員同向施加的作用力，此時所採用的每個駕駛員作用力不小於按第23.395條所得載荷的75%。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.405條  次操縱系統
次操縱器件，如機輪剎車、擾流板和調整片的操縱器件，均必須按照駕駛員很可能施於該操縱器件的最大作用力進行設計。

第23.407條  配平調整片的影響
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。在這些情況中，認為配平調整片朝幫助駕駛員的方向偏轉，其偏度必須與所考慮情況的速度中預期的最大程度的失配平相對應。

第23.409條  調整片
在任何可用的受載情況下，操縱面調整片必須按飛行包線內很可能得到的空速和調整片偏度的最嚴重的組合來設計。



第23.415條  地面突風情況
(a)操縱系統必須按下列地面突風和順風滑行產生的操縱面載荷進行設計：
(1)如果按本條(a)(2)不要求檢查操縱系統地面突風載荷情況，但是申請人選定按這些載荷來設計操縱系統的某一部分，則只需把這些載荷從操縱面操縱支臂傳到最近的止動器或突風鎖及其支撐結構上；
(2)如果設計采用的駕駛員作用力小於第23.397條(b)中規定的最小值，則必須按下式檢查地面突風和順風滑行引起的操縱面載荷對整個操縱系統的影響：
H＝KcSsq 其中：
H為限制鉸鏈力矩，牛·米（公斤·米；磅·英尺）；
c為鉸鏈線後操縱面的平均弦長，米（英尺）；
Ss為鉸鏈線後操縱面面積，米²（英尺²）；
q為動壓，帕（公斤/米²；磅/英尺²），其相應的設計速度不小於0.64345.4/+S√Wg米/秒（2.01√W/S+4.45米/秒；14.6√W/S+.614英尺／秒），其中W/S為設計最大重量下的翼載，但設計速度不必大於26.8米/秒（88英尺/秒）（W為飛機最大重量，公斤（磅）；g為重力加速度，米/秒²；S為機翼面積，米²（英尺²））；
K為本條(b)給出的地面突風情況限制鉸鏈力矩系數（對於副翼和升降舵，K為正值時表示力矩使操縱面下偏，K為負值時表示力矩使操縱面上偏）。
(b)地面突風限制鉸鏈力矩系數K必須取自下表：

操縱面               K                       操縱器件位置
(a)副翼            0.75       (a)架駛桿鎖定或系住在中立位置
(b)副翼           ±0.50     (b)副翼全偏：一個副翼為正力矩，另一個副翼為負力矩
(c)升降舵        ±0.75     (c)升降舵向上全偏（－）
(d)升降舵                      (d)升降舵向下全偏（＋）
(e)方向舵        ±0.75     (e)方向舵在中立位置
(f)方向舵                       (f)方向舵全偏

(c)在相關手冊規定的從空重到最大重量的所有繫留重量下，規定的繫留點及其周圍結構、操縱系統、操縱面及相關的突風鎖都必須能承受飛機系留時由任何方向的直到120公里/小時（65節）水平風引起的限制載荷。
[2004年×月×日第三次修訂]

水平安定和平衡翼面

第23.421條  平衡載荷
(a)水平翼面平衡載荷是在任何規定的沒有俯仰加速度的飛行情況下，維持平衡所必須的載荷。
(b)水平平衡翼面必須按限制機動包線上的任一點和第23.345條規定的襟翼情況所產生的平衡載荷來設計。
[1993年12月23日第二次修訂]

第23.423條  機動載荷
每一水平翼面及其支撐結構和具有俯仰控制作用的鴨式或串列式機翼布局的主翼，必須按下列情況所決定的機動載荷來設計：
(a)在速度為VA時，將俯仰操縱器件突然向後移動到最大和突然向前移動到最大，直至操縱止動點或駕駛員限制作用力，取兩者中之最臨界情況；
(b)在速度大於VA時，將俯仰操縱器件突然向後移動隨後向前移動，產生下表中法向加速度和角加速度的組合：

情況            法向加速度（n）     角加速度（弧度/秒²）
抬頭                   1.0                   +(39/V)nm(nm-1.5)
低頭                   nm                   -(39/V)nm(nm-1.5)   

其中：
(1)nm為用於飛機設計的正限制機動載荷系數；
(2)V為初始速度，節。本條情況包括了在“校準機動”（在這種機動飛行中，將俯仰操縱器件突然向一個方向
移動，然後又突然反向移動）中可能出現的相應載荷，但“校準機動”的偏度和時間要避免超過限制機動載荷系數。對擡頭和低頭兩種情況，水平翼面的總載荷是在速度V和規定的法向載荷系數n時的平衡載荷，加上由於規定的角加速度所引起的機動載荷增量。
[1993年12月23日第二次修訂]

第23.425條   突風載荷
(a)每一水平翼面（非主翼）必須按下列情況產生的載荷來設計：
(1)襟翼收起，第23.333條(c)所規定的突風速度；
(2)在速度VF，對應於第23.345條(a)(2)規定的情況，名義強度為7.60米/秒（25英尺/秒）的正負突風。
(b)[備用]
(c)按本條(a)規定的情況確定水平翼面的總載荷時，必須首先確定在相應的設計速度VF、VC和VD下，穩定無加速飛行的初始平衡載荷。在初始平衡載荷上必須加上由突風引起的載荷增量以得到總載荷。
(d)在缺少更合理的分析時，由突風產生的載荷增量必須按下式計算，除非表明使用該公式是保守的，否則該式僅適用於後水平尾翼布局的飛機。
                 
ΔLht=KgUdeVahtSht (1-dε)
            1.63                da
其中：
ΔLht為平尾的載荷增量，牛頓；
Kg為第23.341條定義的突風緩和系數；
Ude為得到的突風速度，米/秒
V為飛機當量速度，米/秒；
aht為後平尾升力曲線的斜率，1/弧度；
Sht為後平尾的面積，米²；

(1-dε)  為下洗系數。
    da

公制：
ΔLht=KgUdeVahtSht (1-dε)
                 16.0          da
其中：
ΔLht為平尾的載荷增量，牛頓；
Kg為第23.341條定義的突風緩和系數；
Ude為得到的突風速度，米/秒
V為飛機當量速度，米/秒；
aht為後平尾升力曲線的斜率，1/弧度；
Sht為後平尾的面積，米²；

(1-dε)  為下洗系數。
    da

英制：
ΔLht=KgUdeVahtSht (1-dε)
                 498            da
其中：
ΔLht為平尾的載荷增量，牛頓；
Kg為第23.341條定義的突風緩和系數；
Ude為得到的突風速度，米/秒
V為飛機當量速度，米/秒；
aht為後平尾升力曲線的斜率，1/弧度；
Sht為後平尾的面積，米²；
[1993年12月23日第二次修訂]

第23.427條  非對稱載荷
(a)水平翼面（非主翼）及其支撐結構必須按偏航和滑流影響引起的非對稱載荷與第23.421至第23.425條規定的飛行情況載荷的組合來設計。
(b)在缺少更合理的資料時，對發動機、機翼、水平翼面（非主翼）和機身外形按常規的相對位置布局的飛機，採用下列規定：
(1)可以假定對稱飛行情況最大載荷的100％作用於對稱面一側的水平翼面上；
(2)必須將下列百分比的載荷施加於另一側：
百分比＝100-10(n-1)，其中n是規定的正機動載荷系數，但此百分比不得大於80％。
(c)對於非常規布局的飛機（如水平翼面（非主翼）有較大上反角或水平翼面支撐在垂尾上的飛機），各翼面及支撐結構必須按單獨考慮的每一種規定的飛行情況中同時產生的垂尾和平尾載荷的組合來設計。
[1993年12月23日第二次修訂]

垂直翼面

第23.441條   機動載荷
(a)在直至VA的各速度，垂直翼面必須設計得能承受下列各種情況，在計算載荷時可以假定偏航角速度為零：
(1)飛機在無偏航非加速飛行時，假定方向舵操縱器件突然移動到操縱止動器或由駕駛員限制作用力所限制的最大偏度；
(2)假定飛機以本條(a)(1)規定的方向舵偏度偏航到過漂側滑角。可以假定過漂角等於本條(a)(3)的靜側滑角的1.5倍來代替分析；
(3)15°的偏航角，方向舵保持在中立位置（受駕駛員作用力限制者除外）。
(b)對於通勤類飛機，必須按照下列附加的機動情況進行設計，速度範圍從VA到VD/MD。在計算尾翼載荷時：
(1)飛機必須偏航到可得到的最大穩態靜側滑角，方向舵處於以下任何一項引起的最大偏轉位置：
(i)操縱面止動器；
(ii)最大可用的助力器作用；
(iii)下圖所示的駕駛員操縱方向舵的最大的力：
(2)方向舵必須從最大偏轉位置突然回到中立位置。
(c)對於某特定速度，(a)(3)所選定的偏航角如果在下列情況中不會被超過，則本條(a)(3)規定的偏航角可以減小：
(1)穩定側滑情況；
(2)從大坡度飛行產生的非協調滾轉；
(3)臨界發動機突然失效，而糾正動作又有延遲。
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.443條  突風載荷
(a)垂直翼面必須設計成當速度為VC的非加速飛行時，能夠承受第23.333條(c)中VC時所規定的橫向突風。
(b)此外，對於通勤類飛機，假定飛機以VB、VC、VD及VF作非加速飛行時，遇到垂直於對稱平面的突風。必須研究第23.341條和第23.345條中所確定情況相應的突風和飛機速度。突風形狀必須按第23.333條(c)(2)(i)的規定。
(c)在缺少更合理的分析時，必須按下式計算突風載荷：

Lvt = KgtUdeVavtSvt
              163
其中：
Lvt為垂直翼面載荷，牛頓；
Kgt = 0.88μgt  為突風緩和系數；
         5.3+μgt

μgt=    2Wg    K
        -
      pctgavtSvt    lvt

為側向質量比；
Ude為規定的突風速度，米/秒；
ρ為空氣密度，公斤/米³；
W為在特定載荷情況下適用的飛機重量，公斤；
Svt為垂直翼面面積；米²；
-
ct為垂直翼面平均幾何弦長，米；

---

avt為垂直翼面升力曲線斜率，1/弧度；
K為偏航方向回轉半徑，米；
lvt為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離，米；
g為重力加速度，米/秒²；
V為飛機當量空速，米/秒。

公制：
Lvt = KgtUdeVavtSvt
              16.0
其中：
Lvt為垂直翼面載荷，牛頓；
Kgt = 0.88μgt  為突風緩和系數；
         5.3+μgt

μgt=    2Wg    K
        -
      pctgavtSvt    lvt

為側向質量比；
Ude為規定的突風速度，米/秒；
ρ為空氣密度，公斤/米³；
W為在特定載荷情況下適用的飛機重量，公斤；
Svt為垂直翼面面積；米²；
-
ct為垂直翼面平均幾何弦長，米；

---

avt為垂直翼面升力曲線斜率，1/弧度；
K為偏航方向回轉半徑，米；
lvt為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離，米；
g為重力加速度，米/秒²；
V為飛機當量空速，米/秒。

英制：
Lvt = KgtUdeVavtSvt
              498
其中：
Lvt為垂直翼面載荷，牛頓；
Kgt = 0.88μgt  為突風緩和系數；
         5.3+μgt

μgt=    2Wg    K
        -
      pctgavtSvt    lvt

為側向質量比；
Ude為規定的突風速度，米/秒；
ρ為空氣密度，公斤/米³；
W為在特定載荷情況下適用的飛機重量，公斤；
Svt為垂直翼面面積；米²；
-
ct為垂直翼面平均幾何弦長，米；

---

avt為垂直翼面升力曲線斜率，1/弧度；
K為偏航方向回轉半徑，米；
lvt為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離，米；
g為重力加速度，米/秒²；
V為飛機當量空速，米/秒。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.445條   外置垂直翼面或翼尖小翼
(a)如果在水平翼面或機翼上安裝了外置垂直翼面或翼尖小翼，則水平翼面或機翼必須根據其最大載荷與這種垂直翼面或小翼所引起的載荷以及因此而導致的作用在水平翼面或機翼上的力和力矩的組合來設計。
(b)當水平翼面（或機翼）將外置垂直翼面或翼尖小翼分成上下兩部分時，則垂直翼面的臨界載荷（按第23.441條和第23.443條確定的單位面積載荷）必須按下列規定施加：
(1)水平翼面（或機翼）以上和以下的垂直翼面面積分別受100％和80％的載荷；
(2)水平翼面（或機翼）以上和以下的垂直翼面面積分別受80％和100％的載荷。
(c)第23.441條和第23.443條的偏航情況應用於本條(b)所述的垂直翼面時，必須計及外置垂直翼面或翼尖小翼的端板效應。
(d)在使用合理的方法進行載荷計算時，對於結構載荷情況必須同時施加第23.441條中作用在垂直翼面上的機動載荷和1g的水平翼面或機翼載荷，包括垂直翼面在水平翼面或機翼上產生的誘導載荷和作用在水平翼面或機翼上的力或力矩。
[1993年12月23日第二次修訂]

副翼和特殊裝置

第23.455條  副翼
(a)副翼必須按它們經受的下列載荷來設計：
(1)在對稱飛行情況時副翼處於中立位置；
(2)在非對稱飛行情況時，副翼處於下列偏度（受駕駛員作用力限制者除外）：
(i)在VA時，副翼操縱器件突然移動至最大偏度。可以適當考慮操縱系統的變形；
(ii)在VC時，此處VC大於VA，副翼的偏度足以產生不小於本條(a)(2)(i)得到的滾轉率；
(iii)在VD時，副翼的偏度足以產生不小於本條(a)(2)(i)得到的滾轉率的1/3。
(b)[備用]
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.459條  特殊裝置
對於採用氣動操縱面的特殊裝置（例如縫翼和擾流板），其受載情況必須由試驗數據確定。

地面載荷

第23.471條  總則
本章規定的限制地面載荷是作用在飛機結構上的外載荷和慣性力。在每個規定的地面載荷情況下，必須用合理的或保守的方法使外部反作用力與線慣性力和角慣性力相平衡。

第23.473條  地面載荷情況和假定
(a)除了第23.479、第23.481和第23.483條可以按本條(b)和(c)允許的設計著陸重量（以最大下沉速度著陸時的最大重量）來表明其符合性外，必須按設計最大重量來表明其符合本章的地面載荷要求。
(b)設計著陸重量可以低至下列數值：
(1)如果最小油量等於設計最大重量與設計著陸重量之差加上足以保證在最大連續功率下至少工作半小時所消耗的油量，則可取為95％的最大重量；或
(2)設計最大重量減去25％總燃油重量。
(c)如果下列兩項成立，則多發飛機的設計著陸重量可以小於本條(b)的規定：
(1)飛機符合第23.67條(b)(1)或(c)的一台發動機不工作情況下的爬升要求，和；
(2)飛機表明符合第23.1001條中應急放油系統的要求。
(d)對本章規定的地面載荷情況，飛機重心處所選定的限制垂直慣性載荷系數，不得小於用0.510(Wg/S)1/4米/秒（0.902(W/S)1/4米/秒；4.4(W/S)1/4英尺/秒）的下沉速度（V）著陸時所能得到的值，但此下沉速度不必大於
3.05米/秒（10英尺/秒），也不得小於2.13米/秒（7英尺/秒）。
(e)可以假定在整個著陸過程中，機翼升力不超過飛機重量的2/3，並作用在重心處。地面反作用力載荷系數可以等於慣性載荷系數減去上述假定的機翼升力與飛機重量的比值。
(f)如果用能量吸收試驗來確定對應於所要求的限制下沉速度的限制載荷系數，則這些試驗必須根據第23.723條(a)的要求進行。
(g)在設計最大重量時，用於設計的限制慣性載荷系數不得小於2.67，限制地面反作用力載荷系數也不可小於2.0
，除非在使用中預期會遇到的粗糙地面上，以速度直到起飛速度的滑行中，上述兩系數不會被超過。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.477條  起落架布置
第23.479至第23.483條或附件C中的情況，適用於常規布局的主、前起落架或主、尾起落架飛機。

第23.479條   水平著陸情況
(a)對於水平著陸，假定飛機處於下列姿態；
(1)對於尾輪式飛機，處於正常水平飛行姿態；
(2)對於前輪式飛機，其姿態為下列兩種：
(i)前輪和主輪同時接觸地面；
(ii)主輪接地和前輪稍離地面。本條(a)(2)(i)項的姿態可以用於要求按本條
(a)(2)(ii)進行的分析中。
(b)在研究著陸情況時，必須把阻力分量與相應的瞬時垂直地面反作用力恰當地組合起來，阻力分量為模擬把輪胎和機輪加速到著陸速度（起旋）所需要的力。起旋阻力載荷（回彈）迅速減小引起的向前作用的水平載荷必須在向前的載荷達到峰值時與垂直的地面反作用力相組合，假定機翼升力，且輪胎滑動摩擦系數為0.8。然而，阻力載荷不得小於最大垂直地面反作用力的25％（忽略機翼升力）。
(c)在確定著陸情況的機輪起旋和回彈載荷時，如果缺乏具體的試驗或更為合理的分析，則必須使用附件D中闡述的方法。如果使用了附件D，則設計時采用的阻力分量不得小於附件C中給出的值。
(d)對帶有翼尖油箱或由機翼支持的大型外掛質量（如渦輪螺旋槳或噴氣發動機）的飛機，其翼尖油箱和支撐油箱或大型外掛質量的結構，必須根據本條(a)(1)或(a)(2)(ii)水平著陸情況的動態響應的影響來設計。在計算動態響應的影響時，可以假定飛機升力等於飛機重量。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.481條   尾沉著陸情況
(a)對尾沉著陸，假定飛機處於下列姿態：
(1)對於尾輪式飛機，主輪和尾輪同時接地；
(2)對於前輪式飛機，失速姿態或相應於除主輪外飛機所有部分均不觸地時所允許的最大迎角，兩者中取迎角較小者。
(b)對尾輪式或前輪式飛機，假定在最大垂直載荷出現以前，機輪的圓周速度已達到了飛機的水平速度，地面反作用力為垂直的。

第23.483條   單輪著陸情況
對於單輪著陸情況，假定飛機處於水平姿態，以一側主起落架接地。在這種姿態下，該側地面反作用力必須與第23.479條所得到的一側主起落架載荷相同。

第23.485條   側向載荷情況
(a)對側向載荷情況，假定飛機處於水平姿態，僅以主輪接地，減震支柱和輪胎處於靜態位置。
(b)限制垂直慣性載荷系數必須為1.33，垂直地面反作用力在主起落架間平均分配。
(c)限制側向慣性載荷系數必須為0.83，側向地面反作用力在兩主起落架之間分配如下：
(1)0.5（w）作用在一側主起落架上，方向向內；
(2)0.33（w）作用在另一側主起落架上，方向向外。
(d)假定本條(c)規定的側向載荷作用在接地點上，並且可假定阻力為零。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.493條   滑行剎車情況
對滑行剎車情況，減震支柱和輪胎在靜態位置，並采用下列規定：
(a)限制垂直載荷系數必須為1.33；
(b)姿態和接地狀態，必須符合第23.479條所述的水平著陸情況；
(c)阻力方向的反作用力等於機輪垂直反作用力乘上數值為0.8的摩擦系數，它必須作用於每個帶剎車機輪的接地點上，但是阻力方向的反作用力不必超過按限制剎車扭矩所決定的最大值。

第23.497條  尾輪補充情況
在確定尾輪及受其影響的支撐結構的地面載荷時，採用下列規定：
(a)對於障礙載荷，在機尾下沉著陸情況下得到的限制地面反作用力，假設是向上和向後45°通過輪軸作用。可以假定減震支柱和輪胎在靜態位置；
(b)對於側向載荷，假定等於尾輪靜載荷的限制垂直地面反作用力與等值的側向分力相組合。此外採用下列規定：
(1)如果尾輪可偏轉，則假定尾輪相對飛機縱軸轉動90°，其合成地面載荷通過輪軸；
(2)如果裝有鎖、轉向操縱裝置或減擺器，仍假定尾輪處於拖曳位置，並且側向載荷作用於輪胎接地點上；
(3)假定減震支柱和輪胎在靜態位置。
(c)如果採用尾輪、緩沖器或吸能裝置來表明對第23.925條(b)的符合性，則要滿足下列要求：
(1)必須針對尾輪、緩衝器或吸能裝置確定適當的設計載荷；和
(2)尾輪、緩沖器或吸能裝置的支持結構必須設計成能承受本條(c)(1)的載荷。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.499條  前輪補充情況
在確定前輪及受其影響的支撐結構的地面載荷時，假定減震支柱及輪胎處於靜態位置，下列要求必須得到滿足：
(a)對於向後載荷，輪軸上的限制力分量必須為下述載荷：
(1)垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍；
(2)阻力分量為垂直載荷的0.8倍；
(b)對於向前載荷，輪軸上的限制力分量必須為下述載荷：
(1)垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍；
(2)向前的分量為垂直載荷的0.4倍。
(c)對於側向載荷，接地點上的限制力分量必須為下述載荷：
(1)垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍；
(2)側向分量為垂直載荷的0.7倍。
(d)對於帶有由液壓或其他動力操縱的可轉向操縱式前輪的飛機，在設計起飛重量、前輪處於任一轉向操縱位置時，必須假定其承受滿操縱扭矩的1.33倍與等於作用在前起落架上的最大靜反作用力1.33倍的垂直反作用力的組合載荷。如果裝有扭矩限制裝置，則可將操縱扭矩降至該裝置允許的最大值。
(e)如果可轉向操縱式前輪與方向舵腳蹬有直接的機械連接，則該機構必須設計成能承受第23.397條(b)規定的駕駛員最大操縱力引起的轉向操縱扭矩。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.505條  滑橇式飛機的補充情況
在確定滑橇式飛機地面載荷時，假定飛機停在地面上，一個主滑橇凍住在靜止狀態，而其他滑橇可自由滑動，在尾部組件附近必須施加一個相應於設計最大重量0.036倍的限制側向力，安全系數為1.0。

第23.507條  千斤頂載荷
(a)飛機必須按以設計最大重量支承在千斤頂上所產生的載荷來設計。對於起落架千斤頂支承點，飛機為三點姿態；對於主飛機結構千斤頂支承點，飛機為水平姿態。假定支承點的載荷系數如下：
(1)垂直載荷系數為靜反作用力的1.35倍；
(2)前、後和側向載荷系數為靜反作用力的0.4倍。
(b)在千斤頂支承點上的水平載荷必須受慣性力的反作用，以使千斤頂支承點上的合成載荷方向不改變。
(c)必須考慮水平載荷與垂直載荷的所有組合。

第23.509條   牽引載荷
本條牽引載荷必須應用於牽引接頭和與其直接連接的結構的設計。
(a)必須分別考慮本條(d)規定的牽引載荷。這些載荷必須作用於牽引接頭上，並且它們的作用方向必須和地面平行。此外，采用下列規定：
(1)必須考慮作用於重心上等於1.0的垂直載荷系數；
(2)減震支柱和輪胎必須處於靜態位置。
(b)對於牽引點不在起落架上但靠近飛機對稱平面的情況，采用為輔助起落架規定的阻力和側向牽引載荷分量。對於牽引點位於起落架外側的情況，采用為主起落架規定的阻力和側向牽引載荷分量。在不能達到規定的旋轉角的情況下，必須采用可能達到的最大旋轉角度。
(c)本條(d)規定的牽引載荷必須受到下列載荷的反作用：
(1)作用在主起落架上的牽引載荷的側向分量，必須受到一個側向力的反作用，此側向力作用於承受此載荷的機輪的靜地面線上；
(2)作用在輔助起落架上的牽引載荷，以及作用在主起落架上的牽引載荷的阻力分量，必須受到下列載荷的反作用：
(i)在承受牽引載荷的機輪軸線上，必須施加一個反作用力，其最大值等於垂直反作用力。為達到平衡，必須施加足夠的飛機慣性力；
(ii)所有載荷必須由飛機慣性力相平衡。
(d)規定的牽引載荷如下，表中w是設計最大重量：

牽引點              位置               大小      載荷序號               方向
主起落架                              0.225w         1           向前，平行於阻力軸線
                                                                2           向前，與阻力軸線成30°
                                                                3           向後，平行於阻力軸線
                                                                4           向後，與阻力軸線成30°
輔助起落架      轉向前          0.3w             5           向前
                                                               6            向後
                       轉向後          0.3w             7           向前
                                                               8            向後
輔助起落架     從前面轉45°  0.15w          9            在機輪平面內向前
                                                             10           在機輪平面內向後
                      從後面轉45°  0.15w        11           在機輪平面內向前
                                                             12            在機輪平面內向後

第23.511條   地面載荷：多輪起落架裝置上的非對稱載荷
(a)回轉載荷
假定飛機在下述狀態圍繞一側主起落架回轉：
(1)在回轉組件上的剎車是剎死的；
(2)相應於限制垂直載荷系數1.0和摩擦系數0.8的載荷，施加於這個主起落架及其支承結構上。
(b)非均勻輪胎載荷
第23.471至第23.483條確定的載荷必須以60％和40％的分配關系，依次施加於每個雙輪起落架的雙輪和輪胎上。
(c)泄氣輪胎載荷
對泄氣的輪胎情況如下：
(1)必須將第23.471至第23.483條確定的載荷的60％，依次施加於起落架的每一個機輪上；
(2)第23.485條和第23.493條確定的限制阻力和側向載荷的60％和限制垂直載荷的100％或本條(c)(1)所得到的較小的垂直載荷，必須依次施加於雙輪起落架的每一個機輪上。

水載荷

第23.521條  水載荷情況
(a)水上飛機和水陸兩用飛機的結構必須根據在很可能遇到的最惡劣海上條件下正常運行時很可能出現的任何姿態，
以相應的向前和下沉速度起飛和著水過程中所產生的水載荷進行設計。
(b)除非申請人對水載荷作出更合理的分析，否則采用第23.523條至第23.537條的規定。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.523條   設計重量和重心位置
(a)設計重量
必須在直到設計著水重量的各種運行重量下滿足水載荷要求。但對於第23.531條中所述的起飛情況，必須采用水面設計起飛重量（水面滑行和起飛滑跑的最大重量）。
(b)重心位置
必須考慮在申請合格審定的重心限制範圍內臨界重心，以獲得水上飛機結構每一部分的最大設計載荷。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.525條  載荷的假定
(a)除非另有規定，否則假定水上飛機作為整體承受與第23.527條規定的載荷系數相應的載荷。
(b)在施加按第23.527條中規定的載荷系數得到的載荷時,可以用不小於第23.533條(c)中規定的壓力把該載荷分布於整個船體或主浮筒的底部(以避免在水載荷作用部位出現過大的局部剪切載荷和彎矩)。
(c)對於雙浮筒水上飛機，每個浮筒必須作為一架假想的水上飛機的一個等效船體，其重量等於該雙浮筒水上飛機重量的一半。
(d)除第23.531條的起飛情況外，在著水時，假定水上飛機的氣動升力為水上飛機重力的2/3。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.527條   船體和主浮筒載荷系數
(a)水面反作用載荷系數nw必須以下列方法計算：
(1)對於斷階著水情況：

              C₁VSO²   
nw=           2/3        1/3  
      (tan     β)W

(2)對船首和船尾著水情況：

              C₁VSO²                K¹      
nw=           2/3        1/3  ✕                 2/3
      (tan     β)W           (1+rx²)

(b)採用下列值：
(1)nw為水面反作用載荷系數（即水面反作用力除以水上飛機重力）
(2)C₁=0.00922（公制：C₁=0.00922；英制：C₁=0.012），為水上飛機操縱經驗系數（但此系數不得小於為獲得斷階載荷系數最小值2.33所需要的數值）
(3)VSO為襟翼打開在相應的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；
(4)β為在確定載荷系數的縱向站位處的斜升角，度。載荷系數按附件I圖1來確定；
(5)W為水上飛機設計著水重量，公斤（磅）；
(6)K₁為船體站位的經驗加權系數，按附件I圖2
(7)rx為平行於船體基準軸，從水上飛機重心到進行載荷系數計算的船體縱向站位的距離與水上飛機的俯仰回轉半徑之比。船體基準軸為一條在對稱平面內與主斷階處龍骨相切的直線。
(c)對於雙浮筒水上飛機，由於浮筒與水上飛機連接的柔性影響，可以將船首和船尾處的系數K₁減少到附件I圖2所示值的80％，這種減少僅適用於傳力構架和水上飛機機體結構的設計。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.529條  船體和主浮筒著水情況
(a)對稱斷階、船首和船尾著水
對於對稱斷階、船首和船尾著水，水面反作用限制載荷系數按第23.527計算確定。此外，采用下列規定：
(1)對於對稱斷階著水，水載荷的合力必須在龍骨上，通過重心且與龍骨線垂直；
(2)對於對稱船首著水，水載荷的合力必須作用在從船首到斷階的縱向距離1/5處的龍骨上，且與龍骨線垂直；
(3)對於對稱船尾著水，水載荷的合力必須作用在從斷階到尾柱的縱向距離85％處的龍骨上，且與龍骨線垂直。
(b)非對稱著水：船體式水上飛機和單浮筒水上飛機
必須檢查非對稱的斷階、船首和船尾著水情況。此外，採用下列規定：
(1)每一情況的載荷均由向上分量和側向分量組成，其值分別等於相應的對稱著水情況合力乘以0.75和0.25tanβ；
(2)載荷向上分量的作用點和方向與對稱情況相同，側向分量的作用點在向上分量的同一縱向站位處，作用於龍骨線和舭線之間的中點，但方向朝內並垂直於對稱平面。
(c)非對稱著水：雙浮筒水上飛機
非對稱載荷由作用於每一浮筒斷階處的向上載荷和僅作用於一個浮筒上的側向載荷組成，其值分別等於按第23.527
條獲得的斷階著水載荷乘以0.75和0.25tanβ。側向載荷作用在浮筒龍骨線和舭線之間的中點，位於與向上載荷相同
的縱向站位處，但方向朝內並垂直於對稱平面。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.531條  船體和主浮筒起飛情況
對於機翼及其與船體或主浮筒的連接，採用下列規定：
(a)假定機翼的氣動升力為零；
(b)必須施加向下的慣性載荷，其對應的載荷系數按下式計算：

n=   CTOVS1²     
              2/3       1/3
      (tan  β)W

式中：
n為慣性載荷系數；
CTO＝0.00307（公制：CTO＝0.0030；英制：CTO＝0.004），為水上飛機操作經驗系數；
VS1為襟翼打開在相應的起飛位置，在水面設計起飛重量下的水上飛機失速速度，節
β為主斷階處的斜升角，度；
W為水上設計起飛重量，公斤（磅）。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.533條   船體和主浮筒底部壓力
(a)總則
必須按本條規定設計船體和主浮筒結構，包括構架、隔框、長桁和底板。
(b)局部壓力
對於底板、長桁及其與支承結構連接的設計，必須採用下列的壓力分布；
(1)對於無舭彎的船底，舭處的壓力為龍骨處壓力的75％，龍骨與舭之間的壓力按附件I圖3成線性變化。龍骨處的壓力按下式計算：

PK=C² ✕ K₂VS1²
              tanβK

式中：
PK為龍骨上的壓力，帕（公斤/厘米²；磅/英寸²）
C₂＝14.7（公制：C₂=0.00015；英制：C₂=0.00213）
K₂為船體站位加權系數，按附件I圖2
VS1為襟翼打開在相應的起飛位置，水面設計起飛重量下的水上飛機失速速度，節；
βK為在龍骨處的斜升角，度。按附件I圖1。
(2)對於帶舭彎的船底，舭彎起點處的壓力與無舭彎船底的壓力相同。舭和舭彎起點
之間的壓力按附件I圖3成線性變化。壓力分布與本條(b)(1)
無舭彎船底的規定相同，但舭處的壓力按下式計算：

Pch=C³ ✕ K₂VS1²
                tanβ

式中：
Pch為舭處的壓力，帕（公斤/厘米²；磅/英寸²）；
C₃＝11.0（公制：C₃＝0.000113；英制：C₃＝0.0016）；
K₂為船體站位加權系數，按附件I圖2
VS1為襟翼打開在相應的起飛位置，水面設計起飛重量下的水上飛機失速速度，節；
β為相應站位處的斜升角，度。
在壓力作用區域內必須模擬船體或浮筒受高度集中的撞擊時所產生的壓力，但不必
擴大到對框架或整個結構會引起臨界應力的那些區域。
(c)壓力分布
對於框架、龍骨和舭結構的設計，采用下列壓力分布：
(1)對稱壓力按下式計算：

P=C₄ ✕  K₂VS1²
             tanβ

式中：
P為壓力，帕（公斤/厘米²；磅/英寸²）
C₄＝700.0C1（公制：C₄＝0.00549C1；英制：C₄＝0.078C1）。C₁按第23.527條計算；
K₂為船體站位加權系數，按附件I圖2；
VSO為襟翼打開在相應的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；
β為相應站位處的斜升角，度。
(2)非對稱壓力分布由本條(c)(1)規定的作用在船體或主浮筒中心線一側的壓力和作用在船體或主浮筒中心線另一側的該壓力的一半組成，按附件I圖3。
(3)這些壓力是均勻的，且必須同時作用於整個船體或主浮筒底部，所得到的載荷必須傳給船體本身的側壁結構，但不必作為剪切和彎曲載荷向前後傳遞。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.535條   輔助浮筒載荷
(a)總則
輔助浮筒和其連接以及支承結構，必須按本條規定的情況進行設計。
在本條(b)至(e)
規定的情況中，為避免局部載荷過大，可將規定的水載荷分布於整個浮筒底部，所采
用的底部壓力不小於本條(g)規定的數值。
(b)斷階載荷
水載荷的合力必須作用在浮筒的對稱平面內，作用點位於從筒首到斷階的距離的
3/4處，方向必須與龍骨垂直，限制載荷的合力按下式計算，但L
值不必超過浮筒完全浸沒時排水量的三倍：
                          2/3
L=       C₅VSO²W        
          2/3                2/3
     tan   β s (1+ry²)

其中：
L為限制載荷，牛頓（公斤；磅）；
C₅=0.0399（公制：C₅＝0.00898；英制：C₅＝0.0053）；
Vs0為襟翼打開在相應的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；
W為水上飛機設計著水重量，公斤（磅）；
βS為從筒首到斷階的距離的3/4站位處的斜升角，但不必小於15度；
ry為重心和浮筒對稱面之間的橫向距離與滾轉時的回轉半徑之比。
(c)筒首載荷
限制載荷的合力必須作用在浮筒的對稱平面內，作用點位於筒首到斷階的距離的1/4處；方向必須與通過該點的龍骨線的切線垂直，載荷合力的大小為本條
(b)規定的值。
(d)非對稱斷階載荷
水載荷的合力由等於本條(a)規定載荷的75％的向上分量和等於本條(b)規定載荷乘以0.25tanβ的側向分量組成。側向載荷必須作用於龍骨和舭之間的中點並垂直於浮筒的對稱平面。
(e)非對稱筒首載荷
水載荷的合力由等於本條(b)規定載荷的75％的分量和等於本條(c)規定載荷乘以0.25tanβ的側向分量組成。側向載荷必須作用於龍骨和舭之間的中點並垂直於浮筒的對稱平面。
(f)浮筒浸沒情況
載荷的合力必須作用在浮筒橫截面的形心上，且位於從筒首到斷階的距離的1/3處，限制載荷分量如下：
垂直載荷＝pgV
                         2/3
向後載荷＝CXpV   (KVSO)²
                     2
                                       2/3
側向載荷＝CypV   (KVSO)²
                     2
式中：
ρ為水的質量密度，公斤/米³（牛頓·秒²/米⁴；斯拉格/英尺³）；
V為浮筒體積，米³（英尺³）
Cx=0.0124（公制：Cx＝0.0124；英制：Cx=0.133），阻力系數；
Cy=0.0098（公制：Cy=0.0098；英制：Cy=0.106），側向力系數；
K＝0.8，如果表明，在正常操作情況下，速度為0.8VS0時浮筒不能浸沒，則可用較小的數值；
VS0為襟翼打開在相應的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；
g為重力加速度，米/秒²（英尺/秒²）；
(g)浮筒底部壓力
浮筒底部壓力必須根據第23.533條制定，但公式中的K2值取為1.0。
用以確定浮筒底部壓力的斜升角按本條(b)規定。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.537條  水翼載荷
水翼設計載荷必須根據適用的試驗數據得出。
[2004年×月×日第三次修訂]

應急著陸情況

第23.561條  總則
(a)雖然飛機在應急著陸情況中可能損壞，但飛機必須按本條規定進行設計，以在此情況中保護乘員。
(b)結構的設計必須能在下列條件下給每一乘員以避免嚴重傷害的一切合理的機會：
(1)正確使用在設計中規定的座椅、安全帶和肩帶。
(2)乘員經受與下列極限載荷系數相對應的靜慣性載荷：
(i)向上，3.0，對正常類、實用類和通勤類飛機；4.5，對特技類飛機；
(ii)向前，9.0；
(iii)側向，1.5；和
(iv)向下，6，當要求按第23.807條(d)(4)的應急出口規定進行審定時；和
(3)艙內可能傷害乘員的質量項目經受與下列極限載荷系數相對應的靜慣性載荷：
(i)向上，3.0；
(ii)向前，18.0；
(iii)側向，4.5。
(c)具有可收放起落架的飛機，必須設計成在下列情況著陸時為每個乘員提供防護：
(1)機輪收上；
(2)中等下沉速度；
(3)在缺乏詳細的分析時，假定經受到下述載荷：
(i)向下的極限慣性載荷系數為3；
(ii)地面摩擦系數為0.5。
(d)如果不能確定應急著陸時飛機翻倒是不大可能的，則結構必須按如下所述設計成能在飛機完全翻倒時保護乘員：
(1)可以用分析辦法表明在下列情況下飛機翻倒的可能性：
(i)重量和重心位置的最不利組合；
(ii)縱向載荷系數為9.0；
(iii)垂直載荷系數為1.0；
(iv)對前三點起落架的飛機，前輪支柱失效且機頭觸地。
(2)為確定翻倒後作用於飛機上的載荷，必須采用向上極限慣性載荷系數為3.0，地面摩擦系數為0.5。
(e)除了第23.787條(c)的規定外，支承結構必須設計成在不超過本條(b)(3)規定值的各種
載荷下，能約束住那些在輕度撞損著陸時脫落後可能傷害乘員的每個質量項目。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.562條   應急著陸動態要求
(a)每個用於正常類、實用類或特技類飛機上的座椅和約束系統，必須設計成在應急著
陸時並在下列條件下能保護乘員：
(1)正確使用在設計中規定的座椅、安全帶和肩帶；
(2)乘員受到本條規定條件所產生的載荷。
(b)除了要符合本條(d)的座椅/約束系統以外，正常類、實用類或特技類飛機上供機組和乘客使用的每一個座椅和約束系統，必須按照下述每一條件成功地完成動力試驗或者用有動力試驗支持的合理分析來證明。進行動力試驗必須用局方認可的擬人試驗模型（ATD）或局方批准的等效物模擬乘員，其名義重量為77公斤（170磅），坐在正常的向上位置。
(1)對於第一次試驗，速率的變化不得小於9.4米/秒（31英尺/秒）。座椅和約束系統的取向必須是相對飛機的名義位置。飛機的水平面相對撞擊方向上仰60度無偏轉。安裝在飛機內第一排的座椅和約束系統，最大負加速度必須在撞出後0.05秒內出現，並且最小必須達到19.0g。對於所有其他座椅和約束系統，最大負加速度必須在撞擊後0.06秒內出現，並最小達到15.0g。
(2)對於第二次試驗，速率的變化不得小於12.8米/秒（42英尺/秒）。座椅和約束系統的取向必須是相對飛機的名義位置。飛機垂直對稱面相對撞擊方向偏轉10度無俯仰，處於對肩帶產生最大載荷的方向上。對於安裝在飛機內第一排的座椅和約束系統，最大負加速度必須在撞擊後0.05秒內出現，並最小達到26.0g。對於所有其他座椅和約束系統，最大負加速度必須在撞擊後0.06秒內出現，並最小達到21.0g。
(3)考慮到地板變形，在進行本條(b)(2)中所規定的試驗之前，必須預加載使得用於將座椅和約束系統連接到機體結構的連接裝置或地板導軌相對垂直偏移至少10度（即俯仰不平行）。並且必須預加載使導軌或連接裝置之一滾轉10度。
(c)按照本條(b)進行動力試驗，必須表明符合下列要求：
(1)盡管座椅和約束系統部件可能受到設計上的預期的變形、延伸、位移或撞損，但座椅和約束系統必須約束住擬人試驗模型（ATD）。
(2)盡管座椅結構可能變形，但座椅和約束系統與試驗固定裝置間的連接必須保持完好。
(3)撞擊過程中，每一肩帶必須保持在AT D的肩上。
(4)撞擊過程中，安全帶必須保留在AT D的骨盆上。
(5)動力試驗結果必須表明乘員不受到嚴重的頭部損傷。
(i)如果乘員可能觸及鄰近的座椅、結構或其他艙內物件，則必須給乘員提供保護，以使頭部傷害判據（HIC）不超過1000。
(ii)HIC 值用下列公式確定：

                             t₂           2.5
HIC={(t₂-t₁)[  1   ∫t₁a(t)dt]     }Max
                  (t₂-t₁)
式中：
t₁積分初始時間（秒）；
t₂積分終止時間（秒）；
(t₂－t₁)主要頭部撞擊持續時間（秒）；
a(t)頭部重心處合成負加速度（以g的倍數表示）。
(iii)必須在進行按本條(b)(1)和(b)(2)規定的動力試驗時測定頭部所受的撞擊以表明符合HIC限制值；或用試驗或分析方法單獨表明符合頭部傷害判據。
(6)作用於單肩帶系帶上的載荷不得超過7,790牛（793.8公斤；1,750磅）。若用雙系帶來約束上部軀幹，則系帶總載荷不得超過8,900牛（907.2公斤；2,000磅）。
(7)在ATD骨盆和腰脊柱之間測得的壓縮載荷不得超過6,680牛（680公斤；1,500磅）。
(d)對於在最大重量下VS0大於61節的所有單發飛機，以及不符合第23.67條(a)(1)的最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）、在最大重量下VS0大於61節的多發飛機，必須符合下列要求：
(1)第23.561條(b)(1)的極限載荷系數必須乘以增大的失速速度與61節的比值的平方。增大後的極限載荷系數不必大於VS0為79節時所能達到的值。特技類飛機向上的極限載荷系數不必超過5.0。
(2)本條(b)(1)要求的座椅/約束系統試驗必須按照下列準則進行：
(i)速度的變化量不得低於31英尺/秒。
(ii)（A）19g和15g的最大負加速度必須乘以增大的失速速度與61節的比值的平方：
gp=19.0(VSO/61)²或gp=15.0(VSO/61)²

(B)最大負加速度不必超過VS0為79節時所能達到的值。
(iii)最大負加速度必須在tr時間內出現，tr必須按照下式計算：

tr=    31     = 0.96
    32.2(gp)     gp

其中：
gρ為根據本條(d)(2)(ii)計算得到的最大負加速度
tr為達到最大負加速度所需要的時間（秒）
(e)如果在合理的基礎上得到驗證，某種替代方法亦可應用，但應達到等效於或高於本條所要求的保護乘員安全水平。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

疲勞評定

第23.571條  金屬增壓艙結構
對於正常類、實用類和特技類飛機，增壓艙的金屬結構的強度、細節設計和制造必須按下列任何一條進行評定：
(a)疲勞強度檢查
用試驗或有試驗支持的分析方法表明，結構能夠承受在服役中預期的變幅重複載荷，或
(b)破損安全強度檢查
用分析、試驗或兩者兼用的方法表明，當一個主要結構元件出現疲勞破壞或明顯的局部破壞後，結構不可能發生災難性破壞，並且其餘結構能夠承受其值為VC時限制載荷系數75％的極限靜載荷系數，同時要考慮正常工作壓力、預期的氣動外壓和飛行載荷的綜合影響。除非靜載荷下破壞的動態效應另有考慮，這些載荷必須乘以1.15的系數。
(c)第23.573條(b)的損傷容限評定。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.572條  金屬機翼、尾翼和相連結構
(a)對於正常類、實用類和特技類飛機，除非從疲勞的觀點衡量已表明該結構、使用應力水平、材料和預期的使用與已有廣泛而滿意的服役經驗的設計相類似，否則對那些破壞後可能引起災難性後果的機體結構件的強度、細節設計及制造，必須按下列任何一條進行評定：
(1)疲勞強度檢查
用試驗或有試驗支持的分析方法來表明，結構能承受在服役中預期的變幅重復載荷；或
(2)破損安全強度檢查
用分析、試驗或兩者兼用的方法表明，當一個主要結構元件出現疲勞破壞或明顯局部破壞後，結構不可能發生災難性破壞，並且其餘結構能夠承受其值為VC時臨界限制載荷系數75％的極限靜載荷系數。除非在靜載荷下破壞的動態效應另有考慮，這些載荷必須乘以1.15的系數。
(3)第23.573條(b)的損傷容限評定。
(b)本條要求的每一評定必須：
(1)包括典型的載荷譜（如滑行、地—空—地循環、機動、突風等）；
(2)計及任何由於氣動面的交互作用而導致的顯著影響；
(3)考慮由於螺旋槳滑流載荷和旋渦碰撞抖振導致的顯著影響。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.573條  結構的損傷容限和疲勞評定
(a)複合材料機體結構
複合材料機體結構必須按本條要求進行評定，而不用第23.571和第23.572條。除非表明不可行，否則申請人必須用本條(a)(1)至(a)(4)規定的損傷容限準則對每個機翼（包括鴨式、串列式機翼和翼尖小翼）、尾翼及其貫穿結構和連接結構、可動操縱面及與其連接結構、機身和增壓艙中失效後可能引起災難性後果的複合材料機體結構進行評定。
如果申請人確定損傷容限準則對某個結構不可行，則該結構必須按照本條(a)(1)和(a)(6)進行評定。如果使用了膠接連接，則必須按照本條(a)(5)進行評定。在本條要求的評定中，必須考慮材料偏差和環境條件對復合材料的強度和耐久性特性的影響。
(1)必須用試驗或有試驗支持的分析表明，在所使用的檢查程序規定的檢查門檻值對
應的損傷範圍內，帶損傷結構能夠承受極限載荷。
(2)必須用試驗或有試驗支持的分析確定，在服役中預期的重複載荷作用下，由疲勞、腐蝕、制造缺陷、或衝擊損傷引起的損傷擴展率或不擴展。
(3)必須用剩餘強度試驗或有剩餘強度試驗支持的分析表明，帶有可檢損傷的結構能夠承受臨界限制飛行載荷（作為極限載荷），該可檢損傷範圍與損傷容限評定結果相一致。對於增壓艙，必須承受下列載荷：
(i)正常使用壓力與預期的外部氣動壓力相組合，並與臨界限制飛行載荷同時作用；
(ii)1g飛行時預期的外部氣動壓力與等於1.1倍正常使用壓差的座艙壓差相組合，不考慮其他載荷。
(4)在初始可檢性與剩余強度驗證所選的值之間的損傷擴展量（除以一個系數就得到檢查周期）必須能夠允許制定一個適於操作和維護人員使用的檢查大綱。
(5)對於任何膠接連接件，如果其失效可能會造成災難性後果，則必須用下列方法之一驗證其限制載荷能力：
(i)必須用分析、試驗或兩者兼用的方法確定每個膠接連接件能承受本條
(a)(3)的載荷的最大脫膠範圍。對於大於該值的情況必須從設計上加以預防；或
(ii)對每個將承受臨界限制設計載荷的關鍵膠接連接件的批生產件都必須進行驗證檢測；或
(iii)必須確定可重復的、可靠的無損檢測方法，以確保每個連接件的強度。
(6)對於表明無法采用損傷容限方法的結構部件，必須用部件疲勞試驗或有試驗支持的分析表明其能夠承受服役中預期的變幅重復載荷。必須完成足夠多的部件、零組件、元件或試片試驗以確定疲勞分散系數和環境影響。在驗證中必須考慮直至可檢性門檻值和極限載荷剩余強度的損傷範圍。
(b)金屬機體結構
如果申請人選擇用第23.571條(c)或第23.572條(a)(3)，則損傷容限評定必須包括確定由疲勞、腐蝕或意外損傷引起的損傷的可能位置和模式，必須用有試驗依據支持的分析和服役經驗（如果有服役經驗）來確定。如果設計的結構有可能產生疲勞引起的多部位損傷，則必須考慮這類損傷。評定必須包括有試驗依據支持的重復載荷和靜力分析。
在飛機的使用壽命期內任一時刻的剩余強度所對應的損傷範圍必須與初始可檢性及隨後在重復載荷下的擴展量相一致。剩餘強度評定必須表明，剩余結構能夠承受臨界限制飛行載荷（作為極限載荷），並且此時的可檢損傷範圍與損傷容限評定結果一致。對於增壓艙，必須承受下列載荷：
(1)正常使用壓差和預期的外部氣動壓力相結合，並與本規章規定的飛行載荷情況同時作用；和
(2)1g飛行時預期的外部氣動壓力與等於1.1倍正常使用壓差的座艙壓差相組合，不考慮其他載荷。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.574條   通勤類飛機金屬件的損傷容限和疲勞評定
對於通勤類飛機：
(a)金屬件的損傷容限
對強度、細節設計和制造的評定必須表明，飛機在整個使用壽命期間將避免由於疲勞、腐蝕、缺陷或損傷引起的災難性破壞。除本條(b)規定的情況以外，對可能引起災難性破壞的每一結構部分都必須按第23.573條進行這一評定。
(b)疲勞（安全壽命）評定
如果申請人確認，本條(a)的損傷容限要求對某特定結構是不可行的，則不需要滿足該要求。必須用有試驗依據支持的分析表明該結構能夠承受其使用壽命期內預期的重復的變幅載荷而不產生可檢裂紋。必須採用合適的安全壽命分散系數。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.575條  檢查及其他方法
必須根據第23.571、第23.572、第23.573或第23.574條要求的評定來確定檢查方法，確定部位、周期或其他方法以避免災難性破壞，並且必須將之納入第23.1529條要求的持續適航文件的適航性限制條款。
[2004年×月×日第三次修訂]

J-20

D章  設計與構造

第23.601條  總則
對飛機運行的安全有重要影響的每個有疑問的設計細節和零件的適用性必須通過試驗確定。

第23.603條  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)由經驗或試驗來確定；
(2)符合經批准的標準，保證這些材料具有設計資料中采用的強度和其他性能；
(3)考慮服役中預期的環境條件，如溫度和濕度的影響。
(b)工藝質量必須是高標準的。

第23.605條  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（如膠接、點焊或熱處理）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)飛機的每種新制造方法必須通過試驗大綱予以證實。

第23.607條  緊固件
(a)如果可卸的緊固件的丟失可能妨礙繼續安全飛行和著陸，則其必須有兩套鎖定裝置。
(b)緊固件及其鎖定裝置不得受到與具體安裝相關的環境條件的不利影響。
(c)使用過程中經受轉動的任何螺栓都不得采用自鎖螺母，除非在自鎖裝置外還採用非摩擦鎖定裝置。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.609條  結構保護
每個結構零件必須滿足下列要求：
(a)有適當的保護，以防止使用中由於任何原因而引起性能降低或強度喪失，這些原因中包括：
(1)氣候；
(2)腐蝕；
(3)磨損。
(b)有足夠的通風和排水措施。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.611條  可達性措施
對需要維護、檢查或其他保養的每個部件，必須在設計中採取適當的措施，以便完成這些工作。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.613條  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因材料偏差而引起結構破壞的概率降至最小。除本條(e)的規定外，必須通過選擇確保材料強度具有下述概率的設計值來表明符合本款的要求：
(1)如果所加的載荷最終通過組件內的單個元件傳遞，而該元件的破壞會導致部件失去結構完整性，則概率為99％，置信度95％。
(2)對於單個元件破壞將使施加的載荷安全地分配到其他承載元件的靜不定結構，概率為90%，置信度95％。
(c)至關重要的部件或結構在正常運行條件下熱影響顯著的部位，必須考慮溫度對設計許用應力的影響。
(d)結構的設計，必須使災難性疲勞破壞的概率減至最小，特別是在應力集中處。
(e)對於一般只能用保證最小值的情況，如果在使用前對每一單項取樣進行試驗，確認該特定項目的實際強度性能等於或大於設計使用值，則通過這樣“精選”的材料採用的設計值可以大於本條要求的保證最小值。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.619條  特殊系數
對於每一結構零件，如果屬於下列任一情況，則第23.303條規定的安全系數必須乘以第23.621至第23.625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；
(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。

第23.621條   鑄件系數
(a)總則
在鑄件質量控制所需的規定以外，還必須采用本條(b)至(d)規定的系數、試驗和檢驗。檢驗必須符合經批準的規範，除作為液壓或其他流體系統的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；
(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機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之一：
(i)具有不小於1.25的鑄件系數；100％接受目視、射線和磁粉、滲透或其他經批准的等效無損檢驗方法之一的檢驗，或
(ii)具有不小於2.0的鑄件系數，100％接受目視和經批準的無損檢驗方法的檢驗。如果已制定質量控制程序並經批准,且可接受的統計分析表明可以減少無損檢驗量,則無損檢驗量可以從100%下調,並且採用抽樣原則。
(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下列兩點：
(i)在對應於鑄件系數為1.25的極限載荷作用下滿足第23.305條的強度要求；
(ii)在1.15倍限制載荷作用下滿足第23.305條的變形要求。
(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、燃油箱和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)或(e)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；
(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。
(e)非結構鑄件非結構鑄件不要求進行評定、試驗或詳細檢驗。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.623條  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)操縱面鉸鏈和操縱系統關節接頭，如果分別符合第23.657條和條23.693條規定的系數，則滿足本條(a)的要求。

第23.625條  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)連接件或連接手段；
(3)被連接構件上的支承部位。
(b)以全面試驗數據為依據進行的接頭設計，不必採用接頭系數（如金屬鈑金的連續接合、焊接和木質件中嵌接）；
(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)對於座椅、臥鋪、安全帶、肩帶，它們與結構的連接件必須通過分析、試驗或兩者兼用，來表明其能承受第23.561條中所規定的慣性力再乘上1.33的接頭系數。

第23.627條  疲勞強度
結構必須盡可能地設計成避免在正常服役中很可能出現變幅應力超過疲勞極限的應力集中點。

第23.629條  顫振
(a)必須用本條(b)和(c)或(b)和(d)規定的方法，來表明在V－n包線以內的任何運行情況和直到所選擇方法所確定的速度以內的所有速度下，飛機不發生顫振、操縱反效和發散。同時需符合下列規定：
(1)對影響顫振的參數如速度、阻尼、質量平衡和操縱系統剛度的量，必須制定足夠的允差；
(2)主要結構部件的自然頻率，必須通過振動試驗或其他批準的方法來確定。
(b)必須用飛行顫振試驗表明飛機沒有顫振、操縱反效和發散，並表明：
(1)在直至VD的速度範圍內採取了合適的和足夠的步驟來激發顫振；
(2)試驗中結構的振動響應表明不發生顫振；
(3)在速度VD時阻尼有合適的餘量；
(4)接近VD時阻尼沒有大而迅速的衰減。
(c)用於預計不發生顫振、操縱反效和發散的任何合理的分析必須覆蓋直到1.2VD的所有速度。
(d)如果符合下列條件，則可以用滿足航空結構和設備工程報告No.45（修正版）“簡化防顫振準則”（美國聯邦航空局出版）（4～12頁）中的剛度和質量平衡的準則，來表明飛機不發生顫振、操縱反效或發散：
(1)飛機的VD/MD小於482公里/小時（260節）（EAS）；並且馬赫數小於0.5；
(2)以機翼扭轉剛度和副翼質量平衡準則表示的機翼和副翼的防顫振準則，只限於在沿機翼展向沒有大的集中質量（如發動機、浮筒或機翼外側的油箱）的飛機上使用；
(3)飛機布局必須符合下列條件：
(i)沒有T型尾翼或其他非常規尾翼構型；
(ii)沒有影響準則適用性的異常質量分布或其他非常規的設計特點；
(iii)有固定式垂直安定面和固定式水平安定面。
(e)對渦輪螺槳動力飛機的動態評定必須包括：
(1)回旋模態自由度，該自由度要考慮螺旋槳旋轉平面的穩定性和重要的彈性力、慣性力和空氣動力；
(2)與特定形態相關的螺旋槳、發動機、發動機架和飛機結構剛度和阻尼的變化情況。
(f)必須在下列情況表明直到VD/MD不發生顫振、操縱反效和發散：
(1)對於符合本條(d)(1)到(d)(3)準則的飛機，要考慮任何調整片操縱系統中任何單個元件的損壞、失效或斷開的情況；
(2)對於本條(f)(1)規定以外的飛機，要考慮在主飛行操縱系統、某一調整片操縱系統或某一顫振阻尼器中任何單個元件的損壞、失效或斷開的情況。
(g)對於符合條23.571和第23.572條破損-安全準則的飛機，必須用分析表明，主要結構件發生疲勞破壞或明顯的局部失效後，飛機在直到VD/MD的速度範圍內不發生顫振。
(h)對於符合第23.573條損傷容限準則的飛機，必須用分析表明，當產生經剩餘強度驗證的損傷時，飛機在直到VD/MD的速度範圍內不發生顫振。
(i)當型號設計更改可能影響顫振特性時，必須表明符合本條(a)的要求，除非可以僅以經批准的數據為基礎用分析表明，在直到所選擇方法所確定的速度以內的所有速度下，飛機不發生顫振、操縱反效和發散。分析中，必須用合理的或保守的方法考慮張線的裝配載荷。

第23.655條   安裝
(a)可動操縱面的安裝必須使得當某一操縱面處在極限位置而其余各操縱面作全角度範圍的運動時，任何操縱面、其張線或相鄰的固定結構之間沒有干擾。
(b)如果採用可調水平安定面，則必須有止動器將其行程限制在能安全飛行和著陸的範圍內。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.657條  鉸鏈
(a)操縱面鉸鏈，除滾珠和滾柱軸承鉸鏈外，對於用作軸承的最軟材料其極限支承強度的安全系數必須不小於6.67。
(b)對於滾珠或滾柱軸承鉸鏈，不得超過批準的軸承的載荷額定值。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.659條  質量平衡
操縱面的集中質量、配重的支承結構和連接件，必須按下列條件設計：
(a)24g，垂直於操縱面平面；
(b)12g，向前和向後；
(c)12g，平行於鉸鏈軸線。

操縱系統

第23.671條   總則
(a)每個操縱器件的操作必須簡便、平穩和確切，以完成其功能要求。
(b)操縱器件的安排和標誌必須便於操作，防止產生混淆和隨之發生誤動的可能性。

第23.672條   增穩系統及自動和帶動力的操縱系統
如果增穩系統或其他自動或帶動力的操縱系統的功能對於表明滿足本規章的飛行特性要求是必要的，則這些系統必須符合第23.671條和下列規定：
(a)在增穩系統或任何其他自動或帶動力的操縱系統中，對於如駕駛員未察覺會導致不安全結果的任何故障，必須設置警告系統，該系統應在預期的飛行條件下無需駕駛員注意即可向駕駛員發出清晰可辨的警告。警告系統不得直接驅動操縱系統；
(b)增穩系統或任何其他自動或帶動力的操縱系統的設計，必須使駕駛員對故障可以採取初步對策而無須特殊的駕駛技巧或體力，採取的對策可以是切斷該系統或出故障的一部分系統，也可以是以正常方式移動飛行操縱器件來超越故障；
(c)必須表明，在增穩系統或任何其他自動或帶動力的操縱系統發生任何單個故障後，符合下列規定：
(1)當故障或功能不正常發生在批准的使用限制內且對於該故障類型是臨界的任何速度或高度上時，飛機仍能安全操縱；
(2)在飛機飛行手冊中規定的實際使用的飛行包線（例如速度、高度、法向加速度和飛機形態）內，仍能滿足本規章所規定的操縱性和機動性要求；
(3)飛機的配平、穩定性以及失速特性不會降低到繼續安全飛行和著陸所必需的水平以下。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.673條　　主飛行操縱器件
駕駛員用來對俯仰、橫滾和航向進行直接操縱的裝置為主飛行操縱器件。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.675條　　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、松動或松緊調節不會導致對飛機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。

第23.677條　　配平系統
(a)必須採取適當的預防措施，防止無意的、非正常的或粗暴的調整片操作。在配平操縱器件的近旁，必須設置指示裝置能向駕駛員指示與飛機運動有關的配平操縱器件的運動方向。此外，還必須有設施能向駕駛員指示配平裝置在其可調範圍內所處的位置，對於橫向和航向配平情況，還要指示其中立位置。這些指示裝置必須能被駕駛員觀察到，其位置和設計必須防止混淆。俯仰配平指示器必須清晰地標出，在每個經批準的起飛襟翼位置和所有重心位置下，經驗證的安全起飛位置或範圍。
(b)配平裝置必須設計成當主飛行操縱系統任一連接或傳動元件損壞時，用下列方法可以提供安全飛行和著陸的足夠操縱：
(1)對單發飛機使用縱向配平裝置；
(2)對多發飛機使用縱向和航向配平裝置。
(c)調整片操縱必須是不可逆的，但調整片已作適當的平衡和沒有不安全的顫振特性者除外。不可逆調整片，從調整片到不可逆裝置在飛機結構連接處之間的系統部分，必須具有足夠的剛性和可靠性。
(d)必須演示在用動力驅動的配平系統出現了使用中可以合理預期的任何可能失控之後以及考慮到駕駛員察覺失控後的適當延時的情況下，飛機是可以安全操縱的，並且駕駛員能夠完成安全著陸所需的一切機動和操作動作。此項演示必須在臨界飛機重量和重心位置下進行。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.679條  操縱系統鎖
如果有一種在地面或水上鎖住操縱系統的裝置，則：
(a)必須有措施達到下述要求：
(1)在鎖住狀態下給駕駛員一個不會誤解的警告；或
(2)當駕駛員以正常方式操縱主飛行操縱器件時能自動脫開；
(b)該裝置的安裝能限制飛機的使用，該裝置鎖住時，則駕駛員在開始起飛時會獲得不致誤解的警告。
(c)該裝置必須具有防止它在飛行中可能被無意鎖住的措施。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.681條  限制載荷靜力試驗
(a)必須按下列規定進行試驗，來表明滿足本規定限制載荷的要求：
(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；
(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，必須用分析或單獨的載荷試驗表明滿足特殊系數的要求。

第23.683條  操作試驗
(a)必須用操作試驗表明，當系統承受本條(b)規定的載荷時，從駕駛艙進行操縱，系統不出現下列情況：
(1)卡阻；
(2)過度摩擦；
(3)過度變形。
(b)試驗載荷按下列規定：
(1)對於整個系統，在舵面上有相當於限制氣動載荷的載荷；或在第23.397條(b)中的駕駛員限制作用力，兩者中取小者；
(2)對於輔助操縱系統載荷，應不小於按照第23.405條所確定的駕駛員最大作用力。

第23.685條   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、松散物或水氣凝凍引起的卡阻、摩擦和幹擾。
(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入。
(c)必須有措施防止鋼索或管子拍擊其他零件。
(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誌，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。

第23.687條  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。

第23.689條  鋼索系統
(a)使用的每種鋼索、鋼索接頭、松緊螺套、編結接頭和滑輪，必須滿足經批准的技術要求。此外還應滿足下列要求：
(1)主操縱系統不得採用直徑小於3.2毫米（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；
(3)必須能對每個導引件、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。每個滑輪必須裝有緊靠的保護裝置，以防止鋼索松馳時的錯位或纏結。每個滑輪必須位於鋼索通過的平面內，使鋼索不致磨擦滑輪的凸緣。
(c)安裝導引件而引起的鋼索方向變化不得超過3°。
(d)在操縱系統中需受載或活動的U形夾銷釘，不得僅使用開口銷保險。
(e)連接到有角運動的零件上的松緊螺套，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一部分，當調整片處於在最不利位置而飛機尚能安全操縱的飛機上，調整片鋼索直徑可以小於3.2毫米（1/8英寸）。

第23.691條  人為失速阻擋系統
如果用人為失速阻擋器(如:推桿器)的功能來表明對第23.201條(c)的符合性，則該系統必須符合下列要求：
(a)根據使用情況調整該系統，必須確定產生向下俯仰操縱時的正負空速。
(b)考慮本條(a)確定的正負空速允差，必須選擇產生向下俯仰操縱時的空速，且充分大於發生不良的失速特性時的空速以保證安全。
(c)除了符合第23.207條的失速警告要求外，發生的故障可能會妨礙系統按要求做出俯仰動作時，該系統應在所有預期的飛行條件下無需駕駛員註意即可向駕駛員發出清晰可辨的警告。
(d)每個系統的設計必須能使駕駛員迅速而正確地將人為失速阻擋器脫開，以避免在按照第23.1329條(b)的要求快速脫開（應急）操縱器件時飛機發生不希望的向下俯仰。
(e)必須制定對整個系統的飛行前檢查要求，並在飛機飛行手冊（AFM）中規定這一檢查程序。對飛機安全性至關重要的飛行前檢查必須納入AFM的限制章節中。
(f)對於帶有自動駕駛儀的飛機：
(1)可以按照第23.1329條(b)安裝快速脫開(應急)操縱系統以滿足本條(d)的要求；和
(2)可用該系統的俯仰伺服器產生失速向下俯仰動作。
(g)在符合第23.1309條時，必須對該系統進行評定，確定任何通告或未通告的失效對飛機繼續安全飛行和著陸可能產生的影響，或者確定機組對這些失效引起的不利情況的處置能力。評定時必須考慮不帶該系統對飛機飛行特性的危害，以及在大於選擇的失速速度的空速下發生失效而引起不希望的向下俯仰動作的危害。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.693條  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，不得超過經批準的載荷額定值。
[2004年×月×日第三次修訂]


第23.697條   襟翼操縱器件
(a)襟翼操縱器件必須設計成：當襟翼處在符合本規定性能要求的任何位置時，除非操縱器件作了調整或者被襟翼載荷限制裝置自動地移動，襟翼不會從該位置移開。
(b)在空速、發動機功率和姿態的定常或變化的條件下，襟翼隨駕駛員操縱或自動裝置的動作的運動速率，必須具有滿意的飛行特性和性能。
(c)如果為了符合第23.145條(b)(3)需要襟翼收到未完全收上的位置，則必須正確地選擇相應的襟翼操縱手柄位置，使得在選擇超出這些位置以外的其他位置時，手柄的運動方向必須有明確的變化。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.699條  襟翼位置指示器
必須具有指示器來指示下列襟翼位置：
(a)僅有收起和全放位置的襟翼裝置，應指示此兩位置，下列情況除外：
(1)有一種能提供“感覺”和位置辨別的直接操作機構（例如使用一種機械連接）；
(2)在晝間和夜間的任何飛行條件下，在不嚴重損害其他駕駛工作的情況下，即能很快確定襟翼位置。
(b)下列情況應有中間位置指示：
(1)除襟翼收起或全放外，需用來表明符合本規定性能要求的其他任何襟翼位置；
(2)襟翼裝置不滿足本條(a)(1)的要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.701條  襟翼的交連
(a)主襟翼及作為同一系統的有關可動表面，必須：
(1)用可動襟翼表面之間的獨立於襟翼驅動系統的機械連接（或經批準的等效方法）來保持同步。
(2)在設計中採取措施，使因襟翼系統失效而可能導致飛機產生不安全飛行特性的概率極小，或
(b)必須表明在各個可動表面（機械交連表面被認為是單個表面）極限位置的任何組合情況下，飛機均具有安全的飛行特性。
(c)如果在多發飛機上采用襟翼交連，則其設計必須計及由於對稱面一邊的發動機不工作而其餘發動機為起飛功率（推力）時飛行所產生的不對稱載荷。對於單發飛機和襟翼不受滑流影響的多發飛機，可以假定100％的臨界氣動載荷作用在一邊，另一邊則是70％。
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.703條  起飛警告系統
對於通勤類飛機，除非表明影響飛機起飛性能的升力或縱向配平裝置超出經批准的起飛位置時不會產生不安全的起飛構型，否則必須安裝起飛警告系統並滿足下列要求：
(a)在起飛滑跑的開始階段，如果飛機處於任何一種不允許安全起飛的構型，則警告系統必須自動向駕駛員發出音響警告。警告必須持續到下列任一時刻為止：
(1)飛機的構型改變為允許安全起飛；或
(2)駕駛員採取措施停止起飛滑跑。
(b)在申請合格審定的整個起飛重量、高度和溫度範圍內，在所有經批準的起飛功率設定值和程序下，用於接通警告系統的裝置必須能正常工作。
[2004年×月×日第三次修訂]

起落架

第23.721條  總則
對於客座量（不包括駕駛員座椅）等於或大於10座的通勤類飛機，採用下列對起落架的一般要求：
(a)主起落架系統必須設計成：如果在起飛和著陸過程中起落架因超載而損壞（假定超載向上向後作用），其損壞模式不大可能導致從燃油系統任何部分溢出足夠量的燃油而構成起火危險。
(b)每架飛機必須設計成：當有任何一個或一個以上的起落架支柱未放下時，飛機在可操縱情況下在有鋪面的跑道上著陸，其結構元件的損壞不大可能導致溢出足夠量的燃油而構成起火危險。
(c)可用分析或試驗，或兩者兼用來表明符合本條規定。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.723條   減震試驗
(a)必須表明，根據第23.473條的規定分別按起飛和著陸重量所選定的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)起落架在演示其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，並假定機翼升力等於飛機重量。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.725條  限制落震試驗
(a)如果用自由落震試驗來表明滿足第23.723條(a)的要求，則必須用完整的飛機或用位置正確的機輪、輪胎及緩衝器組成的裝置進行試驗，自由落震的高度不小於用下列公式確定的值：
                         1/2                                            1/2
h=0.0414(W/S)   米，h=3.6(W/S)   英寸

但是，自由落震高度不得小於0.234米（9.2英寸），也不需大於0.475米（18.7英寸）。
(b)如果在自由落震試驗中，考慮了機翼升力影響，則起落架必須用下述有效重量進行落震：

We=W[h+(1-L)d]
             (h+d)
式中：
We為落震試驗中使用的有效重量，公斤（磅）；
h為規定的自由落震高度，毫米（英寸）；
d為輪胎（充以批準的壓力）在受撞擊時的壓縮量加上輪軸相對於落震重量位移的垂直分量，毫米（英寸）；
W＝WM，用於主起落架，公斤（磅），等於飛機水平姿態下作用在此起落架上的靜重量（如為前輪式飛機，前輪離地）；
W＝WT，用於尾輪，公斤（磅），等於飛機尾沉姿態下作用在尾輪上的靜重量；
W＝WN，用於前輪，公斤（磅），等於作用在前輪上的靜反作用力的垂直分量，假定飛機的質量集中在重心上，並產生1.0的向下載荷系數和0.33的向前載荷系數；
L為假定的機翼升力與飛機重力之比，不大於0.667。
(c)必須用合理或保守的方法來確定限制慣性載荷系數。在落震試驗中，起落架裝置的姿態和施加的阻力載荷應模擬著陸情況。
(d)計算本條(b)中的We所用的d值不得超過落震試驗中實際達到的值。
(e)限制慣性載荷系數必須根據本條(b)的自由落震試驗按下列公式確定：

n=nj We + L
        W
式中：
nj為落震試驗中達到的載荷系數（即落震試驗中所記錄到的用g表示的加速度dv/dt）加1.0；
We、W和L的定義與落震試驗所用的相同。
(f)按本條(e)確定的n值不得超過第23.473條的著陸情況所用的限制慣性載荷系數。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.726條  地面載荷動態試驗
(a)如果用落震試驗在動態條件下表明滿足第23.479至第23.483條的地面載荷要求，則必須進行一次符合第23.725
條的落震試驗。但是落震高度必須符合下列規定之一：
(1)第23.725條(a)中規定的落震高度的2.25倍；
(2)足以產生限制載荷系數的1.5倍的高度。
(b)強度符合性證明必須使用第23.479至第23.483條規定的各設計情況的臨界著陸情況。

第23.727條   儲備能量吸收落震試驗
(a)如果用自由落震試驗來表明滿足第23.723條(b)規定的儲備能量吸收要求，則落震高度不得小於第23.725條規定值的1.44倍。
(b)如果考慮了機翼升力作用，則裝置必須以下列有效重量進行落震：

We=W(   h   )
             h+d

符號意義與第23.725條相同。

第23.729條  起落架收放機構
(a)總則
對於裝有可收放起落架的飛機，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；襟翼收上狀態，在直到1.6VS1的任何空速下收起過程中產生的摩擦、慣性和剎車扭矩及氣動載荷的組合；以及襟翼放下情況的任何載荷系數，直到第23.345條中的相應規定。
(2)起落架和收放機構，包括機輪艙門，必須能承受至少到1.6VS1的任何速度下，起落架在放下位置襟翼在收上位置時出現的飛行載荷，包括第23.351條中規定的所有偏航情況下引起的載荷。
(b)起落架鎖
必須有可靠的措施（除用液壓壓力者外）將起落架保持在放下位置。
(c)應急操作
可收放起落架的陸上飛機，若不能手動放下起落架，則必須具有措施在下列情況下放下起落架：
(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收放系統不能工作。
(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，各個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”。
(f)起落架警告
對陸上飛機，必須提供下列音響或等效的起落架警告裝置：
(1)該裝置在一個或幾個油門收回超過正常著陸進場位置而起落架未完全放下和鎖住時，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)在使用正常著陸程序時，該裝置在襟翼放下到超過最大進場的襟翼位置，而起落架未完全放下和鎖住時，將連續發聲。該裝置不得設置人工停響措施。襟翼位置傳感器可以裝在任何合適的位置。此裝置系統可以使用本條(f)(1)
所規定的裝置系統的任何一部分（包括音響警告裝置）。
(g)起落架艙內的設備
如果起落架艙內除起落架外還有其他設備，則該設備的設計和安裝必須將輪胎爆破或石塊、水和雪等進入起落架艙內造成設備損壞的程度降至最低。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.731條   機輪
(a)每一機輪的最大靜載荷額定值，不得小於下列情況對應的地面靜反作用力：
(1)設計最大重量；和
(2)臨界重心位置。
(b)每一機輪的最大限制載荷額定值，必須不小於按本規定中適用的地面載荷要求確定的最大徑向限制載荷。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.733條  輪胎
(a)每個起落架機輪輪胎經批準的輪胎額定載荷（靜態和動態）不得被下列載荷超過：
(1)在設計最大重量和臨界重心位置時，作用在每個主輪輪胎上的地面靜反作用載荷（用經批准的這些輪胎的靜額定載荷作比較）；
(2)在下述情況下作用在前輪輪胎上的反作用力載荷（用經批準的輪胎的動額定載荷作比較），假定飛機的質量集中的在最臨界的重心位置，並作用一個1.0W向下和0.31W向前的力（W是設計最大重量），按靜力學原理分配作用在前輪和主輪上的反作用力，僅在有剎車的機輪上施加地面阻力反作用力。
(b)如果使用特殊構造的輪胎，則機輪必須清楚和明顯地標明其特點。標記必須包括制造廠名、尺寸、簾線層數與該輪胎的識別標記。
(c)可收放起落架系統上所裝的每個輪胎，當處於服役中的該型輪胎預期的最大尺寸狀態時，與周圍結構和系統之間必須具有足夠的間距，以防止輪胎與結構或系統的任何部分發生接觸。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.735條  剎車
(a)必須提供剎車。每個主輪剎車裝置的著陸剎車動能容量額定值不小於按下列方法之一確定的動能吸收要求：
(1)必須根據對設計著陸重量下著陸時預期會出現的事件序列所作的保守而合理的分析確定剎車動能吸收要求；
(2)每個主輪剎車裝置的動能吸收要求，可按下列公式計算，以代替推理分析：

KE=0.0135WV² 公斤•米　　KE=0.0443WV² 磅•英尺
                 N                                       N

式中：
KE為每個機輪的動能（公斤·米）（磅·英尺）；
W為設計著陸重量（公斤）（磅）；
V為飛機速度（節）。
V必須不小於VS0，VS0為海平面設計著陸重量和著陸形態下飛機無動力失速速度；
N為裝有剎車的主輪個數。
(b)在臨界發動機處於起飛功率時，剎車必須能防止機輪在鋪築的跑道上滾動，但無需防止機輪剎死時飛機在地面的移動。
(c)在確定第23.75條要求的著陸距離時，機輪剎車系統壓力不得超過剎車制造商規定的壓力。
(d)如果裝有防滑裝置，則該裝置及有關系統必須設計成任何可能的單個失效故障不可能使飛機剎車能力或方向操縱降低到有害程度。
(e)此外，對於通勤類飛機，每個主輪剎車裝置的中斷起飛動能容量額定值不得小於用下列方法確定的動能吸收要求：
(1)必須根據對最大起飛重量下中斷起飛時預期會出現的事件序列進行保守的、合理的分析。
(2)如果不用合理的分析，每個主輪剎車裝置的動能吸收要求可按下列公式計算：

KE=0.0135WV² 公斤•米　　KE=0.0443WV² 磅•英尺
                 N                                       N
式中：
KE為每個機輪的動能（公斤·米）（磅·英尺）；
W為設計起飛重量（公斤）（磅）；
V為與按第23.51條(c)(1)選取的V1的最大值相應的地面速度（節）；
N為裝有剎車的主輪個數。
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.737條  滑橇
每一滑橇的最大限制載荷額定值必須不小於按本規定適用的地面載荷要求所確定的最大限制載荷。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.745條  前輪/尾輪操縱
(a)如果裝有前輪/尾輪操縱裝置，必須證明在起飛和著陸期間發生側風或一台發動機失效時，駕駛員不需要特殊的駕駛技巧就能使用該裝置；否則，必須限制該裝置只能在低速機動時使用。
(b)駕駛員操縱器件的移動不得妨礙起落架的收放。
[2004年×月×日第三次修訂]

浮筒和船體

第23.751條  主浮筒浮力
(a)每個主浮筒必須滿足下列要求：
(1)具有比在淡水中承托該水上飛機或水陸兩用飛機最大重量所需該浮筒浮力大80％的浮力；
(2)有足夠的水密隔艙來合理保證在任一主浮筒的任何兩個隔艙註滿水時，水上飛機和水陸兩用飛機仍能浮在水面上而不傾覆。
(b)每個主浮筒必須具有不少於4個體積大致相等的水密隔艙。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.753條  主浮筒設計
水上飛機主浮筒必須滿足第23.521條的要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.755條  船體
(a)最大重量等於或大於680公斤（1,500磅）的船體式水上飛機或水陸兩用飛機，其船體必須有水密隔艙，其設計和安排應使船體輔助浮筒和氣囊（假如使用氣囊）能在下列情況時保持飛機漂浮在淡水中而不傾覆：
(1)對於最大重量等於或大於2,268公斤（5,000磅）的飛機，任何兩個相鄰的水密隔艙注滿水時；
(2)對於最大重量為680公斤（1,500磅）直到（但不包括）2,268公斤（5,000磅）的飛機，任何單個水密隔艙注滿水時。
(b)為了隔艙間互通，可以用帶水密門的艙間隔板。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.757條  輔助浮筒
輔助浮筒的安排，必須保證當其全部浸沒在淡水中所提供的恢復力矩，至少為水上飛機或水陸兩用飛機傾斜時產生的傾覆力矩的1.5倍。

載人和裝貨設施

第23.771條  駕駛艙
對於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註或疲勞；
(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)第23.779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°夾角的錐面之間的區域內。

第23.773條   駕駛艙視界
(a)每個駕駛艙必須符合下列要求：
(1)為了確保安全地滑行、起飛、進場、著陸和完成飛機使用限制範圍內的任何機動動作，駕駛員的視界應足夠寬闊、清晰和不失真；
(2)駕駛艙不得有影響駕駛員視線的眩光和反射。在合格審定要求的所有使用情況下都要符合該要求。
(3)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的削弱；
(b)每個駕駛艙必須有措施清除在風擋和側窗內側上的霧或霜，或有措施防止霧或霜的形成，以提供足夠大的、符合本條(a)(1)規定的視界。必須表明在所有預期的外部和內部使用環境條件下都能符合該要求，除非表明駕駛員能夠容易地將風擋和側窗清除乾凈而不影響正常的飛行。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.775條  風擋和窗戶
(a)風擋和窗戶的內層玻璃板，必須采用非碎裂性材料，如非碎裂性安全玻璃。
(b)增壓飛機的風擋、窗戶和艙蓋，必須根據在高空運行的特殊因素來設計，包括：
(1)持續和循環增壓載荷的影響；
(2)所用材料的固有特性；
(3)溫度和溫度梯度的影響。
(c)對於增壓飛機，如果申請在直到7,600米（25,000英尺）（含）的高度上運行的合格審定，必須用一個帶有代表性結構安裝的艙蓋進行專門試驗，試驗要考慮持續和循環的增壓載荷與飛行載荷的組合影響，或者必須表明符合本條(d)破損安全要求。
(d)如果申請在7,600米（25,000英尺）以上運行的合格審定，則風擋、窗玻璃和艙蓋要具有足夠的強度，當風擋、窗玻璃或艙蓋的任一承載元件損壞後，必須能經受住座艙最大壓差載荷與臨界氣動壓力和溫度影響的聯合作用。
(e)當駕駛員坐在正常飛行位置時，駕駛員背部以前的風擋和邊窗必須具有不小於70％的透光率。
(f)除非在使用限制中禁止在已知或預報的結冰條件下運行，否則必須有措施防止風擋結冰或清除風擋上的冰，使駕駛員有足夠的視界完成滑行、起飛、進場、著陸和完成飛機使用限制範圍內的任何機動動作。
(g)在任何可能的單一失效情況下，玻璃加溫系統不得將風擋或窗戶的溫度增加到出現下列情況：
(1)對座艙完整性有不利影響的結構失效；或
(2)有可能導致起火。
(h)此外，對於通勤類飛機，必須符合下列要求：
(1)駕駛員正常工作時，駕駛員前面的風擋玻璃及這些玻璃的支承結構必須承受2磅鳥的撞擊而不會被擊穿，此時飛機（沿飛機航跡相對鳥）的速度為最大進場襟翼速度。
(2)風擋玻璃的布置必須保證當任一玻璃喪失視界後坐在駕駛員位置上的駕駛員仍能用其余的玻璃進行安全飛行和著陸。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.777條   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），必須保證操作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幹擾。
(c)動力裝置操縱器件布置必須符合下列規定：
(1)對多發飛機，位於操縱臺上或駕駛艙中心線或其附近的頂部；
(2)對單座和串座單發飛機，位於左側操縱臺或儀表板上；
(3)對其他形式的單發飛機位於駕駛艙中心線或其附近的操縱台、儀表板上，或頂部；
(4)對具有並排駕駛員座椅和兩套動力裝置的操縱器件的飛機，位於左邊和右邊的操縱台上。
(d)操縱器件位置從左到右的順序必須是功率（推力）桿，螺旋槳（轉速操縱）和混合比操縱器件（對渦輪動力飛機為調節手柄和燃油切斷裝置）。功率（推力）桿必須比螺旋槳（轉速操縱器）或混合比操縱器件至少高或長25.4毫米（1英寸），使其更突出顯著。汽化器空氣加溫或旁路空氣操縱器件必須設在油門桿左邊，或當位於操縱台以外的位置時，必須離開混合比操縱器件至少203毫米（8英寸）遠。當汽化器空氣加溫或旁路空氣操縱器件位於操縱台時，則必須在油門桿的後面或下面。增壓器操縱器件必須設在螺旋槳操縱器件的下面或後面。具有縱列座位或單座的飛機可利用座艙左邊的操縱位置，然而從左到右的位置順序必須是功率（推力）桿，螺旋槳（轉速操縱器）和混合比操縱器件。
(e)各台發動機使用同樣的動力裝置操縱器件時，操縱器件的位置排列必須能防止混淆各自控制的發動機。
(1)常規多發飛機動力裝置操縱器件必須排列為左邊的操縱器件控制左邊的發動機，右邊的操縱器件控制右邊的發動機；
(2)具有兩台前後排列的雙發飛機，左邊動力裝置操縱器件必須控制前邊的發動機。右邊的動力裝置操縱器件必須控制後面的發動機。
(f)襟翼和輔助升力裝置操縱器件的位置應按下列規定：
(1)在操縱台的中心，或在操縱台或發動機油門桿操縱器件中心線的右側；並且，
(2)離起落架操縱器件足夠遠以避免混淆。
(g)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。
(h)燃油供給選擇器的操縱器件必須符合第23.995條並且安排和布置成：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。
(1)對於機械燃油選擇器：
(i)所選擇的燃油閥門位置必須用指針表示其讀數並且（對於選擇的位置）提供可靠的辨認和感覺（扳手等）措施。
(ii)位置指示器指針必須位於從旋轉中心測量的手柄的最大尺寸的部位上。
(2)對於電氣或電子燃油選擇器：
(i)數字操縱器件或電氣開關必須做適當標記。
(ii)必須提供措施向飛行人員顯示所選擇的油箱或功能。選擇器的開關位置不能用來作為指示的方法。“切斷”或“關閉”的位置必須用紅色表示。
(3)如果燃油閥門選擇器的手柄或電氣或數字選擇也是一個燃油切斷選擇器，則斷開位置的標記必須是紅色的。如果提供單獨的應急切斷方法，也必須用紅色表示。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.779條  駕駛艙操縱器件的動作和效果
駕駛艙操縱器件必須設計成使它們按下列運動和作用來進行操縱：
(a)空氣動力操縱器件
(1)主操縱

操縱器件     動作和效果
副翼         右偏（順時針）使右翼下沉
升降舵       向後使機頭抬起
方向舵       右腳前蹬使機頭右偏

(2)次操縱
操縱器件                                                    動作和效果
襟翼（或輔助升力裝置）   向前或向上使襟翼向上或輔助裝置收起向後或向下使襟翼放下或輔助（升力）裝置展開
配平調整片                       開關移動或機械轉動開啟操縱器件使飛機繞平行於操縱器件軸線的軸線作相似轉動。配
（或等效裝置）                平操縱器件的轉動軸線可依據駕駛員習慣予以調節。對單發飛機，如果僅與一部分轉動
                                       元件可接觸的話，駕駛員手移動的方向必須與飛機對方向舵配平操縱的效果直感相同

(b)動力裝置操縱器件和輔助操縱器件
(1)動力裝置操縱器件
操縱器件                                                                 動作和效果
功率（推力）桿                                   向前使正推力增大，向後使反推力增大
螺旋槳                                                 向前使轉速增加
混合比                                                 向前或向上使富油
燃油                                                    向前為開
汽化器空氣加溫或旁路空氣操縱器件     向前或向上使冷卻
增壓器                                                 對低壓頭增壓器向前或向上使壓力增大
渦輪增壓器                                          向前、向上或順時針轉動使壓力增大
旋轉操縱器件                                       順時針從關閉到全開

(2)輔助操縱器件
操縱器件              動作和效果
燃油箱選擇器       右邊對右箱，左邊對左箱
起落架                 向下使起落架放下
減速板                 向後使減速板張開
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.781條   駕駛艙操縱手柄形狀
(a)襟翼和起落架操縱手柄必須符合下圖中的一般形狀（但無需按其精確大小和特定比例）：
(b)動力裝置操縱手柄必須符合下圖中的一般形狀（但無需按其精確大小和特定比例：
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.783條  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或其他有潛在危險之處，以免使用此門時對人產生危害。
(c)每扇旅客或機組使用的外部艙門必須滿足下列要求：
(1)艙門必須有措施鎖定並保險，以防止在飛行中被人或貨物無意打開或因機械故障打開；
(2)當內部鎖定裝置位於鎖定位置時，艙門必須能從內部和外部打開；
(3)開門裝置必須簡單明顯，其設置及內部和外部的標記必須使得即使在黑暗中也易於辨明位置和操作；
(4)艙門必須滿足第23.811條對標記的要求；
(5)艙門必須能合理地避免在應急著陸時因機身變形而卡住；
(6)可以使用從飛機外部操作的輔助鎖定裝置，但這種裝置必須能用正常的內部打開方法開啟。
(d)另外，對通勤類飛機，每個旅客和機組使用的外部艙門必須符合下列要求：
(1)即使在飛機內側有人擁擠在門上，每扇艙門必須能從內外兩側開啟；
(2)如果使用向內打開的艙門，必須有措施防止旅客擁在門上影響開門；
(3)可以使用輔助鎖定裝置。
(e)通勤類飛機上的每個外部艙門，正常類、實用類和特技類飛機上位於發動機或螺旋槳前面的外部艙門，增壓飛機上增壓艙的每個艙門，必須滿足下列要求：
(1)每個外部艙門（包括貨艙和服務性艙門）必須有措施鎖定和保險，以防止在飛行中被人或貨物無意打開，或是由於在關閉過程中或關閉後機構損壞或單個結構元件損壞而打開；
(2)必須有對鎖定機構作直接目視檢查的裝置，來確定那些打開時首先作非向內運動的外部艙門是否完全關閉並鎖定，在機組乘員使用手電筒或等效光源的工作照明條件下，必須能看清該裝置；
(3)如果外部艙門沒完全關閉並鎖定，必須有目視警告裝置來告知飛行機組成員。對於打開時首先作非向內運動的艙門，該裝置必須設計成使導致誤示關閉和鎖定的任何故障或綜合故障是不可能的。
(f)此外，對於通勤類飛機還須符合下列要求：
(1)每個旅客登機門必須能作為與地板齊平的應急出口。該應急出口必須為不小於24英寸寬48英寸高的矩形出口，圓角半徑不大於出口寬度的1/3。
(2)如果旅客登機門上裝有整體式梯子，則該梯子必須設計成能承受第23.561(b)(2)的極限靜載荷系數下的慣性載荷，並且在一個或多個起落架支柱折斷後不會降低旅客通過登機門應急撤離的有效性。
(g)如果廁所裝有門，則廁所的門必須設計成能防止乘員被困閉在廁所內。如果裝有門鎖機構，必須能夠從廁所外部開啟。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.785條  座椅、臥鋪、擔架、安全帶和肩帶
對每一位乘員都必須提供符合下列要求的座椅或臥鋪：
(a)考慮承受經批準的飛行包線內確定的特殊飛行和地面載荷情況下的最大載荷系數時，每一座椅和約束系統及其支撐結構必須按乘員體重至少97公斤（215磅）進行設計。此外，在確定所有接頭和下列連接的強度時，必須將這些載荷乘以1.33的系數：
(1)每個座椅與機體結構的連接；
(2)每根安全帶和肩帶與座椅或機體結構的連接。
(b)正常類、實用類或特技類飛機上每個向前或向後的座椅和約束系統，必須由座椅、帶金屬對金屬鎖扣的安全帶和肩帶組成，以提供第23.562條所要求的保護乘員措施。對於其他方向的座椅，必須能提供與裝有安全帶和肩帶的向前或向後座椅同等保護乘員的安全水平，並且提供滿足第23.562條要求的保護措施。
(c)對通勤類飛機，考慮承受第23.561條(b)(2)規定的極限靜載荷系數所對應的慣性載荷時，每個座椅及其支撐結構必須按乘員體重至少77公斤（170磅）進行設計，並且對前排座椅必須裝有帶金屬對金屬鎖扣的安全帶和肩帶，對非前排座椅必須裝有帶金屬對金屬鎖扣的安全帶或安全帶和肩帶，以便承受這些載荷系數所對應的慣性載荷時能保護每個乘員，使之頭部不致嚴重損傷。
(d)每一約束系統必須有一個便於乘員撤離的單點脫扣裝置。
(e)用於機組成員的約束系統，必須使機組成員在就坐並系緊安全帶和肩帶後能執行所有必要的飛行操作功能。
(f)每個駕駛員座椅必須設計成能承受第23.395條規定的在主飛行操縱器件上施加駕駛力所引起的反作用力。
(g)必須有措施在每個安全帶和肩帶不使用時將其固定，以防止妨礙對飛機的操作和在緊急情況下的迅速撤離。
(h)除非另有規定，用於實用類和特技類飛機上的每個座椅必須設計成能容納帶有降落傘的乘員。
(i)每個座椅的周圍艙內區域，包括結構、內壁、儀表板、駕駛盤、腳蹬和座椅，在乘員頭部和軀體（已用約束系統系緊）撞擊距離之內必須沒有可能致傷的物體、銳邊、突出物和硬表面。如果采用能量吸收的設計或設施來滿足這一要求，則當承受第23.561條(b)(2)規定的極限靜載荷系數所對應的慣性力時，必須保護乘員不受嚴重傷害，或者必須按本條(b)、(c)要求，滿足第23.562條規定的乘員保護措施。
(j)每個座椅軌道必須裝有止動器以防止座椅滑出軌道。
(k)每一座椅和約束系統可采用諸如某些部件撞損或分離的設計特點來減小在演示符合第23.562條要求時乘員的載荷，否則，系統必須保持完整。
(l)就本條而言，前排座椅是指安裝在飛行機組成員位置上的，或與之並排的座椅。
(m)每個沿飛行軸線平行方向安裝的臥鋪或擔架設施，必須設計成前部具有帶包墊的端板、帆布隔擋或等效措施，在受到第23.561條(b)(2)規定的極限靜載荷系數所對應的慣性力時，可承受體重97公斤（215磅）的乘員。此外：
(1)每個臥鋪或擔架必須有乘員約束系統，並不得有在應急情況下可能對乘員引起嚴重傷害的棱角和突出物；
(2)對臥鋪和擔架，乘員約束系統的連接必須能承受第23.561條(b)(2)規定的極限靜載荷系數所對應的慣性力。
(n)批准作為型號設計一部分的座椅和臥鋪及其安裝是否符合本條靜強度要求，可用下列方法來表明：
(1)如結構與常規飛機的形式相同，且已有可靠的分析方法，則可用結構分析方法；
(2)結構分析和限制載荷靜力試驗的組合；或
(3)極限載荷靜力試驗。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.787條  行李艙和貨艙
(a)每個行李艙和貨艙必須符合下列要求：
(1)根據其標明的最大載重及本規章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。
(2)必須有措施防止貨艙內裝載物因移動而造成危險，對於任何操縱裝置、電線、管路、設備或附件，如其破壞或損傷將影響安全使用，則必須有防護措施。
(3)對位於乘員後面並有結構與乘員分開的貨艙和行李艙，必須有措施，在極限向前慣性載荷系數為9.0，並且假定艙內載有允許的最大重量行李或貨物條件下，保護乘員免受貨艙或行李艙裝載物的傷害。
(b)對貨物和行李與旅客在同一艙內的設計，必須有措施在貨物受到第23.561(b)(3)規定的極限靜載荷系數所對應的慣性力的作用時，並且假設艙內載有允許的最大重量貨物或行李的情況下，保護旅客免受傷害。
(c)對於僅用於裝貨的飛機，在任何裝載情況下，飛行機組應急出口必須符合第23.807條的要求。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.791條  旅客通告標示
如果飛行機組成員不能看到其他乘員的座位或飛行機組艙與旅客艙是分開的，則必須至少有一個發亮的標示（用文字或圖形）通知所有旅客系緊安全帶。通知系緊安全帶的標示必須符合下列要求：
(a)發亮時，在所有可能的艙內照明條件下，旅客艙內坐著的每個人都能看清。
(b)其安裝使坐在飛行機組成員位置的飛行機組成員能夠打開和關閉。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.803條  應急撤離
(a)對於通勤類飛機，必須以合格審定的最大乘員人數進行撤離演示。演示必須在模擬黑夜條件下進行，僅使用飛機最臨界一側的應急出口。參加者必須代表普通的航線旅客，不得有預先的實踐或為演示的排練。撤離必須在90秒內完成。
(b)此外，如果申請按照第23.807條(d)(4)應急出口規定進行合格審定，則在本條(a)要求的應急撤離過程中只可用第23.812條要求的應急照明系統為客艙內部提供照明。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.805條   飛行機組應急出口
對於旅客應急出口與飛行機組區的靠近程度不能為飛行機組撤離提供方便和易於接近的措施的飛機，必須符合下列要求：
(a)在飛機兩側必須各有一個出口，或在飛行機組區有一個頂部應急出口；
(b)每個應急出口的位置必須能使機組迅速撤離，其尺寸和形狀至少為483×510毫米(19×20英寸)的無障礙矩形出口；和
(c)對於每個離地距離不小於1.83米（6英尺）的應急出口，必須提供輔助設施。該輔助設施可以是繩索或任何其他經過演示表明適合於此用途的設施。如果輔助設施是繩索或一種經過批準的等效裝置，則必須滿足下列要求：
(1)輔助設施應連接在應急出口頂部(或頂部上方)的機身結構上，對於駕駛員應急出口窗上的設施，如果設施在收藏後或其接頭會減小飛行中駕駛員視界，則也可連接在其他經批准的位置上；
(2)輔助設施(連同其接頭)應能承受1,765牛(181公斤；400磅)的靜載荷。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.807條  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擠擁地撤離，飛機必須至少有下列應急出口：
(1)所有兩座或兩座以上的飛機，設有多個座艙蓋的飛機除外，至少有一個應急出口設在第23.783條規定的機艙主艙門的對面一側。
(2)[備用]
(3)如果駕駛艙與客艙用門隔開，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。
(4)旅客門不得位於任何螺旋槳旋轉平面或其他有潛在危險之處，以免危害使用此出口的人。
(b)型式和使用
應急出口必須是可從飛機內外開啟的窗戶、壁板、座艙蓋或外部艙門，並可提供暢通無阻的開口，其大小足夠通過483×660毫米(19×26英寸)的橢圓。用於保證飛機安全的輔助鎖定裝置必須設計成從內部用一般的方法來打開。
向外開啟的應急出口的內側手柄必須有足夠的保護措施防止意外開啟。此外，每一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機身變形而被卡住；
(5)對於特技類飛機，應使每個乘員能在VSO與VD之間的任何速度下棄機離開；和
(6)對於按尾旋審定的實用類飛機，應允許每個乘員在飛機審定的機動動作可能達到的最大速度下棄機離開。
(c)試驗
必須通過試驗表明每個應急出口能達到其合適的功能。
(d)艙門和出口
此外，對於通勤類飛機，用下列要求：
(1)除旅客出入艙門外，在
(i)總客座量等於或小於15座時，客艙每側要求有一個本條(b)規定的應急出口；
(ii)總客座量為16至19座時，要求有三個本條(b)規定的應急出口，其中一個與出入艙門同側，兩個在另一側。
(2)必須有措施鎖定並保險每個應急出口以防止飛行中因人為疏忽或機械損壞而打開。此外，必須有供直接目視檢查鎖定機構的措施，以確定初始開啟運動向外的每個應急出口是否完全鎖好。
(3)要求的每個應急出口（齊地板高度的出口除外），必須位於機翼上方，或者，如果離地不小於1.83米（6英尺）
，則必須有幫助乘員下到地面的可接受措施。應急出口必須布置得盡可能均勻，並考慮旅客座椅布局。
(4)除非申請人已符合本條(d)(1)的要求，否則必須有一個應急出口設在旅客登機門對面一側。該要求適用於下列情況：
(i)對於客座量為9座或9座以下的飛機，應急出口至少為483×660毫米（19×26英寸）的矩形出口，圓角半徑不大於出口寬度的1/3，位於機翼上方，機內跨上距離不大於737毫米（29英寸），機外跨下距離不大於910毫米（36英寸）；
(ii)對於客座量為10到19座的飛機，應急出口至少為510×910毫米（20×36英寸）的矩形出口，圓角半徑不大於出口寬度的1/3，機內跨上距離不大於510毫米（20英寸）。如果該出口位於機翼上方，機外跨下距離不超過686毫米（27英寸）；
(iii)飛機符合第23.561(b)(2)(iv)、第23.803(b)、第23.811(c)、第23.812、第23.813(b)和第23.815條的附加要求。
(e)對於多發飛機，必須按下列要求提供水上迫降應急出口，除非本條(a)或(d)要求的應急出口符合下列要求：
(1)在適用情況下，飛機每側水線以上有一個符合本條(b)或(d)尺寸要求的應急出口；
(2)如果側面的應急出口不能在水線以上，則必須有易接近的矩形頂部出口，尺寸不小於510毫米（20英寸）寬910毫米（36英寸）高，圓角半徑不大於出口寬度的1/3。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.811條  應急出口的標記
(a)每個客艙內的應急出口和艙門，必須在外部作標記，並且采用下列規定使之從飛機外面易於識別：
(1)有明顯的目視識別圖形；
(2)在應急出口上或鄰近處，有永久的圖案或標牌示出打開應急出口的方法。如果適用，也包括其他任何特殊的指示。
(b)此外，對通勤類飛機，應急出口和艙門必須在內部作標記，25.4毫米（1英寸）高的白色“出口”二字襯於51毫米（2英寸）高的紅底上，這些標誌還必須是自身發亮或獨立的內部電照明，並且其最小亮度至少是160
微朗伯。如果客艙內照明基本相同的話，上述配色可以相反。
(c)此外，如果要求符合第23.807(d)(4)有關應急出口的要求，則必須滿足下列要求：
(1)每個旅客應急出口的接近通路和開啟措施，必須有醒目的標記；
(2)必須能從距離等於座艙寬度處認清每個旅客應急出口及其位置；
(3)必須有措施協助乘員在濃煙中找到出口；
(4)操作手柄的位置和從機內開啟出口的說明，必須有一個從相距760毫米（30英寸）處可辯讀的標記；
(5)每個旅客登機門的操作手柄必須符合下列要求：
(i)自身發亮，其初始亮度至少為0.51坎每平方米（160微朗伯）；
(ii)位於醒目處，並且即使有乘員擁擠在出口近旁也能被應急照明燈照亮。
(6)旅客出入艙門的鎖定機構如果是靠轉動手柄來開啟的，則必須作標記如下：
(i)繪有紅色圓弧箭頭，箭身寬度不小於19毫米（3/4英寸），箭頭兩倍於箭身寬度，圓弧半徑約等於3/4手柄長度，圓弧範圍至少為70°；
(ii)當手柄轉過全行程並開啟鎖定機構時，手柄的中心線落在箭頭尖點25毫米（1英寸）的範圍內；
(iii)在靠近箭頭處，用紅色書寫“開”字（字高為25毫米（1英寸））。
(7)除符合本條(a)的要求外，每個應急出口的外部標記還必須符合下列規定：
(i)包括一條圈出該出口的51毫米（2英寸）寬的色帶；
(ii)具有與周圍機身表面形成鮮明對比的、容易區別的顏色。其對比度必須為：如果深色的反射率等於或小於15％，則淺色的反射率必須至少為45％；“反射率”是物體反射的光通量與它接收的光通量之比。如果深色的反射率大於15％，則深色的反射率和淺色的反射率必須至少相差30％。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.812條   應急照明
按照第23.807(d)(4)對應急出口進行合格審定時，必須符合下列要求：
(a)必須設置獨立於主座艙照明系統的應急照明系統。但是，如果應急照明系統的電源與主照明系統的電源是獨立分開的，則應急照明和主照明兩個系統中提供座艙一般照明的光源可以共用。
(b)駕駛艙內必須有機組警告燈，當飛機電源接通而應急照明控制未處在準備狀態時，該燈發亮。
(c)必須能在飛行機組所處位置操縱應急照明燈，並且必須有自動啟動功能。駕駛艙控制裝置必須有“接通”、“斷開”和“準備”位置，當駕駛艙選擇“準備”位置時，應急照明燈將由自動啟動功能進行控制。
(d)必須有保險措施以防止處於“準備”或“接通”位置的控制裝置被誤動。
(e)駕駛艙控制裝置必須有措施使應急照明系統在任何需要的時刻都能操縱到準備或啟動狀態。
(f)處於準備位置時，在下列情況下，應急照明系統必須啟動並保持照明：
(1)飛機失去正常電源；或
(2)飛機受到撞擊，負加速度大於2g，並且速度的變化量大於3.5英尺/秒，作用於飛機縱軸方向；或
(3)必須能自動啟動應急照明來幫助乘員撤離的其他應急情況
(g)在自動啟動後，飛行機組必須能將應急照明系統關掉或重置。
(h)應急照明系統必須能提供內部照明，包括：
(1)（包括第23.811(b)要求的）發亮的應急出口標記和位置標示；
(2)座艙一般照明光源，平均照度不小於0.538勒（0.05英尺-燭光），沿著主旅客通道的中心線、座椅扶手高度進行測量時，在任何一點的照度不小於0.108勒(0.01英尺-燭光)；和
(3)地板附近應急撤離通道標記，當高於座艙通道地板1.2米（4英尺）以上的所有照明光源完成被遮蔽時，為飛機上的乘員提供應急撤離指示。
(i)每個應急照明裝置的能源在啟動應急照明系統後的臨界環境條件下，必須能按照度要求提供至少10分鐘的照明。
(j)如果用蓄電池作為應急照明系統的能源，它們可由飛機主電源系統充電，其條件是充電電路的設計能防止蓄電池無意中向充電電路放電的故障。如果應急照明系統沒有充電電路，則要求必須有電池狀態監控器。
(k)應急照明系統的部件，包括電池、線路、繼電器、燈和開關，在經受第23.561(b)(2)規定的極限載荷系數引起的慣性力後，必須能正常工作。
(1)應急照明系統必須設計成，在墜撞著陸情況下，發生任何機身的單個的橫向豎直分離後，能滿足下列要求：
(1)本條要求的所有電照明應急燈中，至少有75%仍能工作；
(2)除由於機身分離而直接損壞者外，第23.811(b)和(c)要求的每個電照明出口標示仍能繼續工作。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.813條   應急出口通道
(a)對於通勤類飛機，通向窗口型的應急出口通道不能被座椅或座椅靠背擋住。
(b)此外，如果按第23.807條(d)(4)的要求對應急出口進行合格審定，則必須提供下列應急出口通路：
(1)從過道到旅客出登機門的通道不得有障礙物，寬度至少為510毫米（20英寸）。
(2)旅客的登機門附近必須提供足夠的空間，便於協助旅客撤離，且不得使通道的無障礙寬度低於510毫米（20英寸）。
(3)如果從客艙中任一座椅到達任何規定的應急出口要經過客艙之間的通道，則該通道必須是無障礙的。但可以使用不影響自由通行的簾布。
(4)如果客艙之間的隔板上裝有門，則此門必須具有將其閂住在打開位置的措施。鎖閂裝置必須能承受當門受到第23.561(b)(2)規定的極限靜載荷系數引起的慣性載荷。
(5)如果從任一旅客座椅到達任何規定的應急出口必須經過將客艙與其他區域分開的門口區，則此門必須具有將其閂住在打開位置的措施。當門受到第23.561(b)(2)規定的極限靜載荷系數引起的慣性載荷時，鎖閂裝置必須能承受門所引起的載荷。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.815條   過道寬度
(a)除本條(b)規定的情況外，對於通勤類飛機，座椅之間的旅客主過道寬度在任何一點處必須等於或超過下表中的值：
                                                                旅客主過道最小寬度
客座量              離地板小於635毫米（25英寸）             離地板等於或大於635毫米（25英寸）
10到19座                    229毫米（9英寸）                                      381毫米（15英寸）

(b)如果按第23.807條(d)(4)的要求對應急出口進行合格審定，則座椅之間的旅客主過道寬度在任何一點處必須等於或超過下表中的值：
                                                                    旅客主過道最小寬度
客座量                       離地板小於635毫米（25英寸）         離地板等於或大於635毫米（25英寸）
10座和10座以下              305毫米（12英寸）註1                            381毫米（15英寸）
11到19座                        305毫米（12英寸）                                 508毫米（20英寸）

註1：如果通過了民航總局認為必要的試驗，則可批准使用較窄的寬度，但不得低於229毫米（9英寸）。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.831條  通風
(a)每個客艙和駕駛艙必須適當通風，一氧化碳在空氣中的濃度不得超過1/20000。
(b)對於增壓飛機，駕駛艙和客艙內的通風空氣，在通風、加溫、增壓或其他系統和設備正常工作和合理可能的失效或故障時，必須沒有有害或危險濃度的燃氣和蒸氣。如果在駕駛艙區域有合理可能積聚危險數量的煙，則必須能在完全增壓的情況下迅速排煙，而減壓不超出安全限度。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂]

增壓

第23.841條   增壓座艙
(a)如果申請在7,600米（25,000英尺）以上運行的合格審定，則飛機必須在增壓系統發生任何可能的失效或故障的情況下能保持座艙壓力高度不大於4,500米（15,000英尺）
(b)增壓座艙必須至少有下列控制座艙壓力的活門、控制器和指示器：
(1)兩個釋壓活門，當壓力源提供最大流量時能將正壓差自動限制在預定值（當內壓大於外壓時，壓差為正值）。釋壓活門的組合排氣量必須足以保證任一活門的失效不會引起壓差顯著升高；
(2)兩個負壓差釋壓活門（或其等效裝置），能自動防止會損壞結構的負壓差出現。然而，如果設計能合理地預防其故障，則一個活門即可；
(3)使壓差能迅速平衡的裝置；
(4)一個自動調節器或人工調節器，能控制進氣或排氣，或控制兩者，以維持要求的內壓和空氣流量；
(5)向駕駛員指示壓差、座艙壓力高度和座艙壓力高度變化率的儀表；
(6)駕駛員工作位置處有警告指示器，當超過壓差的安全值或預先調定值時，以及超過座艙壓力高度3,000米（10,000英尺）時發出指示；
(7)如果結構不是按壓差（直到釋壓活門最大調定值）和著陸載荷的組合來設計的，則駕駛員處應設置警告標牌；
(8)假如在出現發動機帶動的座艙壓氣機繼續轉動或從任何壓氣機的引氣繼續供氣將造成危險故障時，那麽就需要一種措施停止壓氣機的轉動或從座艙將氣排走。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.843條   增壓試驗
(a)強度試驗
整個增壓艙，包括門、窗、座艙蓋和活門，必須作為一個壓力容器按第23.365條(d)規定的壓差進行試驗。
(b)功能試驗
必須進行下列功能試驗：
(1)正、負壓差釋壓活門和應急釋壓活門的功能和排氣量試驗，以模擬調節器活門關閉的影響；
(2)增壓系統試驗，以表明直到申請合格審定的最大高度的每種可能的壓力、溫度和濕度條件下功能正常；
(3)飛行試驗，以表明在定常和逐級爬升及下降時壓力源、壓力和流量調節器、指示器和警告信號的性能、爬升和下降的速率應相當於飛機使用限制內能夠達到的最大值，高度直至申請合格審定的最大高度為止；
(4)每一艙門和應急出口的試驗，以表明它們在經受本條(b)(3)規定的飛行試驗後工作正常。

防火

第23.851條   滅火瓶
(a)駕駛艙內，必須至少有一個駕駛員坐在座位上就可方便取用的手提式滅火瓶。
(b)在下列情況下，客艙內必須至少有一個可方便取用的手提式滅火瓶：
(1)可容納6位旅客以上的飛機；
(2)通勤類飛機。
(c)手提式滅火瓶必須符合下列要求：
(1)每種滅火劑的類型和劑量必須與其使用部位很可能發生的火災類型相適應。
(2)用於載人艙的每個滅火瓶的設計必須將其毒性氣體濃度的危害降至最小。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.853條　　客艙和機組艙內部設施
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)[備用]
(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包容式煙灰盒；
(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)此外，對於通勤類飛機，采用下列要求：
(1)收集毛巾、紙張或垃圾的每個廢物箱必須是完全封閉的，其材料至少是耐火的，而且必須能包容正常使用條件下其內部很可能出現的火焰。廢物箱在使用中預期可能有的各種磨損、錯位和通風情況下包容上述火焰的能力必須由試驗演示。每扇廢物箱的門上或門旁必須設置寫有“勿扔煙頭”清晰字樣的標牌。
(2)廁所門的兩側均必須醒目地設置“禁止吸煙”或“廁所內禁止吸煙”的標牌，在每扇廁所門的外側或其附近必須醒目地設置可卸的包容式煙灰盒；但是如果能從幾扇廁所門的外側看到同一煙灰盒，則可共用一個煙灰盒。標牌必須用至少高13毫米（1/2英寸）的紅字襯在至少高25.4毫米（1英寸）的白底上（標牌上可以有“禁止吸煙”的圖形）。
(3)每個有機組或旅客的艙內所使用的材料（包括用於材料的塗層或飾面），必須根據所適用的情況滿足下列試驗標準：
(i)天花板、內壁板、隔板、廚房結構、大櫥櫃壁板、結構地板鋪面，以及用於制造儲存間（座椅下的儲存箱和儲存雜誌、地圖一類小件的箱子除外）的材料，在按本規定附件F的適用部分或其他等效方法進行垂直放置試驗時，必須是自熄的。平均燒焦長度不得超過152毫米（6英寸），移去火源後的平均焰燃時間不得超過15秒，試樣滴落物在跌落後繼續焰燃的時間平均不得超過3秒。
(ii)地板覆蓋物、紡織品（包括帷幕和罩布）、座椅墊、襯墊、有塗層的織物（裝飾性和非裝飾性的）、皮革制品、托盤和廚房設備、電氣套管、隔熱和隔音物及絕緣表層、空氣導管、接頭和邊緣遮蓋物、貨艙襯裏、隔絕毯、貨物覆罩、透明材料及模塑和熱成形的零件、空氣導管接頭和鑲邊條（裝飾用和防磨用），上述項目中凡用本
條(d)(3)(iv)規定以外的材料制成者，在按本部附件F的適用部分或其他經批準的等效方法進行垂直放置試驗時，必須是自熄的。平均燒焦長度不得超過203毫米（8英寸），移去火源後的平均焰燃時間不得超過15秒。試樣滴落物在跌落後繼續焰燃的時間，平均不超過5秒。
(iii)電影膠片必須是符合安全攝影膠卷標準，或必須是經局方批準的安全膠片。如果膠片的移動要通過導管，則該導管必須滿足本條(d)(3)(ii)的要求。
(iv)有機玻璃的窗戶和標誌、整個或部分用彈性有機材料制成的零件，在一個殼體內裝設一個以上儀表的邊光照明的儀表組件、座椅安全帶、肩帶以及貨物和行李系留設備，包括集裝箱、普通箱、集裝板等，凡用於客艙或機組艙內者，在按本規定附件F的適用部分或其他經批準的等效方法進行水平放置試驗時，其平均燃燒率不得超過63.5毫米/秒（5/2英寸/秒）。
(v)除電線和電纜絕緣層及局方認為對火勢蔓延影響不大的小件（如旋鈕、手柄、滾輪、緊固件、夾子、墊片、耐磨條帶、滑輪和小的電氣零件）以外，本條(d)(3)(i)、(ii)、(iii)或(iv)未作規定項目的材料，在按本規定附件F的適用部分或其他經批準的等效方法進行水平放置試驗時，其燃燒率不得超過102毫米/分（4英寸/分）。
(e)裝有燃油、滑油或其他易燃液體的導管、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。
(f)在防火墻的座艙一側上的飛機材料必須是自熄的，或離防火墻足夠遠，或有其他的防護措施，以使在防火墻受到不小於1093°C（2000°F）的火焰作用15分鐘時，這些材料不會著火。對於自熄材料（除去局方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他小零件以外），必須按本規定附件F或局方批准的等效方法進行垂直自熄試驗。材料的平均燒焦長度不得超過152.4毫米（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。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.855條　　貨艙和行李艙防火
(a)每個貨艙和行李艙內能引燃艙內物品的熱源必須屏蔽和隔絕，防止引燃貨物和行李。
(b)構成貨艙和行李艙的材料必須符合第23.853條(d)(3)相應的規定。
(c)此外，對通勤類飛機，每個貨艙和行李艙必須符合下列要求：
(1)貨艙和行李艙所在位置使坐在座位上工作的駕駛員能容易地發現著火，否則必須裝有煙霧或火警探測系統，向駕駛員工作位置發出警告，並且有足夠的通路使駕駛員能攜帶手提式滅火瓶有效地到達艙內任何部位；或
(2)裝有煙霧或火警探測系統，向駕駛員工作位置發出警告，並且構成天花板、側襯板和地板的材料符合本規章附件F中的45度試驗。在施加火焰或移開火焰後，火焰不得燒穿材料。移開火源後的平均焰燃時間不得超過15秒，平均陰燃時間不得超過10秒。整個艙的防火要求必須不低於其每塊板的要求；或
(3)能將任何火情封閉在該艙內。(iii)或(iv)未作規定項目的材料，在按本規定附件F的適用部分或其他經批準的等效方法進行水平放置試驗時，其燃燒率不得超過102毫米/分（4英寸/分）。
(e)裝有燃油、滑油或其他易燃液體的導管、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。
(f)在防火墻的座艙一側上的飛機材料必須是自熄的，或離防火墻足夠遠，或有其他的防護措施，以使在防火墻受到不小於1093°C（2000°F）的火焰作用15分鐘時，這些材料不會著火。對於自熄材料（除去局方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他小零件以外），必須按本規定附件F或局方批準的等效方法進行垂直自熄試驗。材料的平均燒焦長度不得超過152.4毫米（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。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.855條　　貨艙和行李艙防火
(a)每個貨艙和行李艙內能引燃艙內物品的熱源必須屏蔽和隔絕，防止引燃貨物和行李。
(b)構成貨艙和行李艙的材料必須符合第23.853條(d)(3)相應的規定。
(c)此外，對通勤類飛機，每個貨艙和行李艙必須符合下列要求：
(1)貨艙和行李艙所在位置使坐在座位上工作的駕駛員能容易地發現著火，否則必須裝有煙霧或火警探測系統，向駕駛員工作位置發出警告，並且有足夠的通路使駕駛員能攜帶手提式滅火瓶有效地到達艙內任何部位；或
(2)裝有煙霧或火警探測系統，向駕駛員工作位置發出警告，並且構成天花板、側襯板和地板的材料符合本規章附件F中的45度試驗。在施加火焰或移開火焰後，火焰不得燒穿材料。移開火源後的平均焰燃時間不得超過15秒，平均陰燃時間不得超過10秒。整個艙的防火要求必須不低於其每塊板的要求；或
(3)能將任何火情封閉在該艙內。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.859條　　燃燒加溫器的防火
(a)燃燒加溫器火區
下列燃燒加溫器的火區，必須根據第23.1182至第23.1191和第23.1203條中適用的規定進行防火：
(1)加溫器周圍的如下區域：該區域內有任何可燃液體系統（不包括加溫器燃油系統）的部件，而這些部件可能會出現下列任一後果：
(i)由於加溫器故障而受到損傷；
(ii)一旦滲漏將使可燃液體或蒸氣到達加溫器。
(2)加溫器周圍的如下區域：加溫器燃油系統的接頭一旦滲漏會使燃油或蒸氣進入的區域；
(3)燃燒室周圍的通風通路的部分。
(b)通風管道
通過任何火區的每根通風管道必須是防火的。此外還必須滿足下列要求：
(1)除非備有防火閥或等效裝置進行隔離，否則處於每個加溫器下遊的通風管道，必須有足夠長的一段是防火的，以保證能包容加溫器內的任何起火；
(2)通風管道通過具有可燃液體系統的區域的每一部分，必須與該系統隔離，或構造成在該系統任何部件發生故障時，可燃液體或蒸氣不會進入通風氣流。
(c)燃燒空氣管道
每根燃燒空氣管道必須有足夠長的一段是防火的，以防止回火或反向火焰蔓延而引起損壞。此外還必須滿足下列要求：
(1)燃燒空氣管道與通風氣流不得使用共同的開口，除非在任何工作條件下，包括倒流或者加溫器或其有關部件發生故障時，回火或反向燃燒的火焰不會進入通風氣流；
(2)燃燒空氣管道不得限制有害的回火迅速釋放，以免損壞加溫器。
(d)加溫器操縱裝置總則
必須有措施，防止在任何加溫器操縱部件、操縱系統導管或者安全控制裝置上及其內部產生冰或水的危險積聚。
(e)加溫器安全控制裝置
(1)每個燃燒加溫器必須有下列安全控制裝置：
(i)每個加溫器必須備有與正常連續控制空氣溫度、空氣流量和燃油流量的部件無關的獨立裝置。當發生下列任一情況時，能在遠離加溫器處自動切斷該加溫器的點火和供油：
(A)熱交換器的溫度超過安全限制；
(B)通風空氣的溫度超過安全限制；
(C)燃燒空氣流量變得不適於安全工作；
(D)通風空氣流量變得不適於安全工作。
(ii)必須有措施，能在任何加溫器（其供熱對安全運行是至關重要的）被本條(e)(1)(i)規定的自動裝置切斷後向機組發出警告。
(2)為滿足本條要求所設的任何單個加溫器的安全控制裝置必須符合下列規定：
(i)與其他加溫器（其供熱對安全運行是至關重要的）所用的部件無關；
(ii)能保持加溫器斷開，直到由機組重新起動為止。
(f)空氣進口
每個供燃燒和通風用的空氣進口的設置，必須使得在下列任何工作條件下不會有可燃液體或蒸氣進入加溫器系統：
(1)正常工作期間；
(2)任何其他部件發生故障後。
(g)加溫器排氣
加溫器排氣系統必須符合第23.1121和第23.1123條的規定。此外，在加溫器排氣系統設計中，必須采取措施使燃燒產物安全排出以防發生下列情況：
(1)排氣中的燃油滲漏到周圍艙內；
(2)廢氣衝撞周圍的設備或結構；
(3)因排氣而點燃可燃液體（如果是在裝有可燃液體管路的艙內排氣）；
(4)排氣限制了回火的迅速釋放，以至引起加溫器損壞。
(h)加溫器燃油系統
每個加溫器的燃油系統，必須滿足對動力裝置燃油系統的要求中涉及加溫器安全工作的各項要求。通風氣流中每個加溫器的燃油系統部件，必須用外罩保護，使其漏油不能進入通風氣流。
(i)排放裝置
必須有排放裝置，安全排放可能積聚在燃燒室或熱交換器中的燃油。該裝置必須符合下列規定：
(1)排放裝置在高溫下工作的任何部分，必須具有與加溫器排氣部分相同的保護；
(2)每個排放裝置必須防止在任何運行條件下出現危險的結冰。

第23.863條　　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機部件的耐火、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。

第23.865條　　飛行操縱系統、發動機架和其他飛行結構的防火
位於指定火區或可能受到指定火區著火影響的鄰近區域的飛行操縱系統、發動機架和其他飛行結構，必須用防火材料制造或屏蔽，使之能經受住著火影響。如果發動機振動隔離器的非防火部分受到著火影響性能下降，則振動隔離器必須包含適當的功能確保能保持住發動機不脫落。
[2004年×月×日第三次修訂]

閃電評定

第23.867條　　電氣搭鐵和閃電與靜電防護
(a)必須防止飛機因受閃電而引起災難性後果。
(b)對金屬組件可用下列措施之一表明符合本條(a)的要求：
(1)該組件正確地搭接到飛機機體上；
(2)該組件設計成不致因閃電而危及飛機。
(c)對非金屬組件可用下列措施之一表明符合本條(a)的要求：
(1)該組件的設計使閃電的後果減至最小；
(2)裝有可接受的分流措施將產生的電流分流，以使其不危及飛機。
[2004年×月×日第三次修訂]

其他

第23.871條　　定飛機水平的設施
必須有確定飛機在地面處於水平位置的設施。

J-20

E章　　動力裝置

總則

第23.901條　　安裝
(a)就本章而言，飛機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)每一動力裝置安裝的構造和布置必須滿足下列要求：
(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的短艙，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)每一渦輪發動機安裝的構造和布置必須滿足下列要求：
(1)引起的機匣振動不得超過發動機型號合格審定時所確定的振動特性；
(2)確保安裝的發動機經受進氣道吸入雨、冰雹、冰和鳥的能力不得低於第23.903條(a)(2)對發動機本身所要求的能力。
(e)安裝必須滿足下列要求：
(1)發動機型號合格證和螺旋槳型號合格證中規定的安裝說明；
(2)本章適用的規定；
(f)每一輔助動力裝置安裝必須滿足本規章中適用的要求。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.903條  發動機
(a)發動機型號合格證
(1)每型發動機必須具有型號合格證，並且必須滿足中國民用航空規章《渦輪發動機飛機燃油排泄和排氣排出物規定》（CCAR-34）中的適用要求。
(2)每型渦輪發動機及其安裝必須符合下列要求之一：
(i)符合2002年4月19日生效的中國民用航空規章《航空發動機適航規定》（CCAR-33）中第33.76條、第33.77條及第33.78條的規定；
(ii)符合1988年2月9日生效的中國民用航空規章第33部中33.77條的規定；如果發動機使用歷史中的外物吸入沒有導致不安全狀態；
(iii)表明具有在類似安裝位置上吸入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)必須采取設計預防措施，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，對飛機的危害減至最小。
(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)發動機隔離
各動力裝置的布置和相互隔離，必須至少在一種運行狀態下，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)妨礙其余發動機繼續安全運轉；
(2)需要任何機組成員立刻采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）
(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機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，並將它們列入飛機飛行手冊、經批準的手冊資料或適用的使用標牌中。對於下列情況，必須提供措施：
(i)空中再起動多發飛機的任何發動機；
(ii)在空中，發動機失效後，若持續的發動機轉動將導致對飛機的危害，停轉發動機。
(2)此外，對於通勤類飛機，採用下列規定：
(i)在防火墻的發動機一側，可能暴露於火中的停轉系統的每個部件必須至少是耐火的；
(ii)如果為此目的使用螺旋槳液壓順槳系統，順槳管路在順槳期間可預期出現的各種使用條件下必須至少是耐火的。
(e)起動和停轉（渦輪發動機）
渦輪發動機的安裝必須滿足下列要求：
(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機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，並將它們列入飛機飛行手冊、批準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的工作燃燒的措施，並且如果持續轉動將對飛機造成危害，則必須具有發動機停轉措施。位於火區的發動機停轉系統的每一部件必須是耐火的。如果停轉發動機使用螺旋槳液壓順槳系統，則液壓順槳管路或軟管必須是耐火的。
(3)必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，並將它們列入飛機飛行手冊、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)再起動包線
必須制定飛機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。
(g)再起動能力
對於渦輪發動機飛機，如果在飛行中所有發動機停車後，發動機的最小風車轉速不足以提供發動機點火所需的電功率，則必須有一個不依賴於發動機驅動的發電系統的電源，以便能在飛行中對發動機點火進行再起動。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.904條  自動功率儲備系統
如果安裝自動功率儲備系統（APR），在起飛過程中，當任何發動機失效時，該系統自動增加工作發動機的功率或推力。則自動功率儲備系統（APR）必須滿足本規章附件H的要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.905條   螺旋槳
(a)每型螺旋槳必須具有型號合格證。
(b)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。
(c)每具可順槳的螺旋槳必須有在飛行中回槳的措施。
(d)螺旋槳槳距操縱系統的每一部件，必須符合中國民用航空規章《螺旋槳適航標準》（CCAR-35）中35.42條的要求。
(e)任何工作條件下，推進式螺旋槳前冰可能積聚並脫落進入螺旋槳旋轉平面的所有飛機區域,必須進行適當的防護以防止冰形成，或表明進入螺旋槳旋轉平面的冰不會構成危害情況。
(f)每一推進式螺旋槳必須進行標記，使得在正常晝間地面狀態下，旋轉平面是明顯可見的。
(g)如果發動機排氣被排入推進式螺旋槳旋轉平面，必須通過試驗或由試驗支持的分析，表明螺旋槳能夠持續安全工作。
(h)所有發動機整流罩、接近口蓋以及其他可拆卸件的設計必須確保它們不會與飛機分離從而與推進式螺旋槳接觸。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.907條  螺旋槳振動
(a)必須表明在正常工作條件下，除常規的定距木制螺旋槳外，每一螺旋槳振動應力不得超過螺旋槳制造人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他可接受的試驗方法或使用經驗。
(b)除常規的定距木質螺旋槳外，其他類型螺旋槳在需要時必須出示安全振動特性證明。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.909條   渦輪增壓系統
(a)每台渦輪增壓器必須通過發動機型號合格證予以批准，或表明在正常的發動機安裝及在發動機環境中工作時，渦輪增壓器系統滿足下列要求：
(1)按中國民用航空規章《航空發動機適航規定》（CCAR-33）中第33.49條的適用要求，經受150小時的持久試驗而沒有故障；
(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，異常轉速及溫度，均不得損壞渦輪增壓器的壓氣機或渦輪。
(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。
(d)如果提供中間冷卻器安裝，則必須符合下列要求：
(1)中間冷卻器的安裝結構的必須設計成能夠承受施加於系統的載荷；
(2)必須表明，在安裝的振動環境下，中間冷卻器的失效不會造成中間冷卻器的一部分被吸入發動機；
(3)流經中間冷卻器的氣體不能直接排放到飛機部件（例如，風擋），除非表明在各種工作狀態下，氣體的排放不會對飛機造成危害；
(e)必須對受渦輪增壓器系統安裝影響的發動機功率、冷卻特性、使用限制和程序進行評估。根據本規章第23.1581條的要求，渦輪增壓器使用程序和限制必須包括在飛機飛行手冊中。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.925條  螺旋槳的間距
除非已證實可採用更小間距，飛機在最大重量、最不利重心位置以及螺旋槳在最不利槳距位置的情況下，螺旋槳間距不得小於下列規定：
(a)地面間距
起落架處於靜壓縮狀態，當飛機處於水平起飛姿態或滑行姿態（取最臨界者）時，每一螺旋槳與地面之間的間距均不得小於180毫米（7英寸）（對前輪式飛機），或230毫米（9英寸）（對尾輪式飛機）。此外，對於裝有使用液壓或機械裝置吸收著陸衝擊的常規起落架支柱的飛機，當處於臨界輪胎完全泄氣和相應的起落架支柱壓縮到底的水平起飛姿態時，螺旋槳與地面之間必須具有正的間距。對於採用板簧支柱的飛機應表明在與1.5g相應的撓度下，具有正的間距。
(b)後安裝螺旋槳
除(a)所規定的間距外，後安裝螺旋槳飛機必須設計成，當飛機處於正常起飛和著陸的可達到的最大俯仰姿態時，螺旋槳不會與跑道表面接觸。
(c)水面間距
每一螺旋槳與水面之間的間距不得小於460毫米（18英寸），除非能表明採用更小的間距仍符合第23.239條的規定。
(d)結構間距
必須滿足下列要求：
(1)槳尖與飛機結構之間的徑向間距不得小於25毫米（1英寸），加上考慮有害的振動所必需的任何附加徑向間距；
(2)螺旋槳槳葉或槳葉柄整流軸套與飛機各靜止部分之間的縱向間距不得小於13毫米（12英寸）；
(3)螺旋槳其他轉動部分或槳轂罩與飛機的各靜止部分之間必須有正的間距。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.929條　　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他部件，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推力損失。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.933條　　反推力系統
(a)對於渦輪噴氣和渦輪風扇反推力系統
(1)預定僅在地面使用的反推力系統必須設計成，飛行中的任何反推，發動機產生的推力不大於飛行慢車推力，此外，必須通過分析或試驗或兩者的組合表明：
(i)每一可操縱的反推必須能夠被恢復至前推位置，或
(ii)反推處於任何可能的位置時，飛機能夠持續安全飛行和著陸。
(2)預定在飛行中使用的每一系統必須設計成，在任何運行（包括地面運行）條件下，當反推力系統正常工作或發生任何失效（或可能的失效組合）時，均不會造成不安全情況。如果結構元件的失效概率極小，則這種失效不必考慮。
(3)每一系統必須有措施防止在反推力系統故障時發動機產生的推力大於慢車狀態推力。除非表明，對於在運行中預期的最臨界反推力情況下，只要表明僅用氣動力措施就能保證飛機的航向操縱，則發動機可以產生更大的推力。
(b)對於螺旋槳反推力系統
(1)每一系統必須設計成，在任何運行條件下，系統的單一失效或失效的可能組合或故障不會引起不希望的反推力。如果結構元件的失效概率極小，則這種失效可不必考慮。
(2)對於槳葉能從飛行低距位置移動到明顯小於正常飛行低距位置的螺旋槳系統，必須通過失效分析、試驗或兩者組合來表明滿足本條(b)(1)的要求。為表明螺旋槳及其相關安裝部件型號合格審定符合性所作的分析，可以包括在上述分析之內或作為其依據。由發動機和螺旋槳制造人所完成的恰當的分析和試驗具有可信度。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.934條　　渦輪噴氣和渦輪風扇發動機反推系統試驗
渦輪噴氣或渦輪風扇發動機反推系統必須滿足中國民用航空規章《航空發動機適航規定》（CCAR-33）第33.97條的要求，或通過試驗驗證發動機工作和振動水平不受影響。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.937條　　渦輪螺旋槳阻力限制系統
(a)渦輪螺旋槳飛機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會使螺旋槳阻力超過按本章結構要求設計飛機所采用的值。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。
(b)本條所指的阻力限制系統包括手動或自動裝置，當發動機功率損失後該裝置作動時，能夠將螺旋槳槳葉向順槳位置移動，使得風車阻力減小至安全水平。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.939條　　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，以確認在飛機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)必須在飛行中檢查渦輪增壓式活塞發動機的工作特性，以確認在飛機和發動機使用限制範圍內的正常和應急使用期間，沒有任何因偶然性的油門過大、喘振、液鎖或汽塞等導致的有害特性出現。
(c)對於渦輪發動機，進氣系統不得因正常工作期間的氣流畸變導致對發動機有害的振動。
[1993年12月23日第二次修訂]

第23.943條  負加速度
飛機在第23.333條規定的飛行包線內作負加速度飛行時，發動機、經批准在飛行中使用的輔助動力裝置或與動力裝置或輔助動力裝置有關的任何部件或系統不得出現危險的故障。必須按使用中預期的最大加速度值和最長加速持續時間表明滿足上述要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

燃油系統

第23.951條  總則
(a)燃油系統的構造和安裝，在每種可能出現的運行情況下（包括申請審定的任何機動飛行，在機動飛行期間，允許發動機或輔助動力裝置工作），必須保證以發動機和輔助動力裝置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)具有防止空氣進入系統的設施。
(c)渦輪發動機的燃油系統在使用下述狀態的燃油時，必須能在其整個流量和壓力範圍內持續地工作：燃油先在27°C（80°F）時用水飽和，並且每10升含有所添加的2毫升遊離水（每1美加侖含0.75毫升），然後冷卻到運行中很可能遇到的最臨界結冰條件。
(d)對於以渦輪發動機為動力的飛機，每一燃油系統必須滿足中國民用航空規章《渦輪發動機飛機燃油排泄和排氣排出物規定》（CCAR-34）中的適用的燃油排泄要求。
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.953條  燃油系統的獨立性
(a)多發飛機的燃油系統的布置必須至少在一種系統構型下，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)如果在多發飛機上使用單個油箱（或多個燃油箱相互連接作為單個油箱），則必須提供下列措施：
(1)每一發動機獨立的油箱出口，每一油箱安裝一個關斷活門。如果活門至發動機艙之間的管路容納的可能逸入發動機艙燃油量不超過0.946L（1誇脫）(或如果表明安全，可以為更大量)，則該關斷活門也可以作為防火墻關斷活門；
(2)至少布置兩個通氣口以將其同時堵塞的可能性降至最低；
(3)加油口蓋的設計必須將不正確安裝或飛行中丟失的可能性降至最低；
(4)燃油系統中，從燃油箱的每個出口到任何發動機之間的部件獨立於系統中為其他發動機供油的部件。
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.954條  燃油系統的閃電防護
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。

第23.955條  燃油流量
(a)總則
必須在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第23.959(a)條確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；
(2)如果裝有燃油流量計，在流量試驗時必須使其阻塞，燃油必須流經該流量計或其旁路；
(3)如果裝有不帶旁路的流量計，則不能出現將燃油流量限制到低於該燃油驗證所要求水平的任何可能失效模式；
(4)燃油流量必須包括使蒸氣回流所必須的流量、引射泵驅動流量、以及為其他任何目的使用燃油所需的流量。
(b)重力供油系統
重力供油系統（主供油和備用供油）的燃油流量，必須為發動機起飛燃油消耗量的150％。
(c)泵壓供油系統
每台活塞發動機的每個泵壓供油系統（主供油和備用供油）的燃油流量，必須是發動機在批准的最大起飛功率狀態下要求燃油流量的125%。
(1)每個主燃油泵和應急泵都必須能夠提供上述流量，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；
(3)當主燃油泵和應急燃油泵同時工作時，燃油壓力不能超過發動機燃油進口壓力限制，除非表明不會產生不利影響。
(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)所要求的燃油流量，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)如果設有標牌提供使用說明，在從輔助油箱中轉輸燃油至一更大的主油箱時，可以採用較低的燃油流量。但該燃油流量必須足以保持發動機最大連續功率，同時在較低的發動機功率時，不會使主燃油箱溢出。
(e)多燃油箱
對於由一個以上油箱供油的活塞發動機，如果向發動機供油的任一油箱內的燃油耗盡而使發動機功率損失明顯時，在平飛狀態下轉為由其他任何滿油箱供油後，發動機達到75%的最大連續功率的時間不得大於下列數值：
(1)對於自然吸氣式單發飛機，為10秒；
(2)對於渦輪增壓單發飛機，20秒，如果在10秒鐘內恢復至75%最大連續自然吸氣功率；
(3)對於多發飛機，為20秒。
(f)渦輪發動機燃油系統
在各種預定運行條件下和機動飛行中，每一渦輪發動機燃油系統必須至少提供發動機所需燃油流量的100％。可以在一個合適的模擬裝置上模擬這些情況。流量必須符合下列規定：
(1)在飛機使用中預期的最不利供油情況（與高度、姿態和其他情況相關）下表明上述流量；
(2)對於多發飛機，盡管本條(d)允許更低的燃油流量，燃油必須自動地不間斷地流向任何有關的發動機，直到預定供該發動機使用的所有燃油用完為止。此外：
(i)就本條而言，“預定供該發動機使用的燃油”指的是預期供指定發動機使用的任何油箱中的所有燃油；
(ii)燃油系統的設計必須清楚的說明任何油箱計劃供油的發動機；
(iii)為表明對本條款的符合性，要求在完成發動機工作的起動階段後，駕駛員不得採取措施。
(3)對於單發飛機，在完成發動機工作的起動階段後，要求駕駛員不得采取措施，除非提供一手段，在采取必要的措施至少5分鐘前，準確地警告駕駛員。駕駛員採取的措施不能引起發動機工作的任何變化，並且在飛機被批準的任何運行階段，駕駛員採取的措施不能使其注意力偏離主要的飛行任務。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.957條  連通油箱之間的燃油流動
(a)油箱出口相互連通的重力供油系統，在第23.959條規定的條件下，除非必須使用滿油箱，油箱之間應有足夠的燃油流動而不可能造成從任何油箱通氣口溢出燃油。
(b)如果在飛行中，燃油能夠從一個油箱泵送至其他油箱，則燃油箱的通氣口和燃油轉輸系統必須設計成不致因輸油過量而對飛機部件造成結構損壞。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.959條  不可用燃油量
(a)每個燃油箱的不可用燃油量必須不小於下述油量：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。不必考慮燃油系統部件的失效。
(b)應該確定泵的失效對可用燃油的影響。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.961條   燃油系統在熱氣候條件下的工作
在請求批準的所有臨界工作和環境條件下運行飛機時，使用溫度為最臨界溫度（與油氣形成有關）的燃油，燃油系統不能產生汽塞現象。對於渦輪發動機燃油，初始溫度必須為43°C（110oF），0°C(32oF)，-15°C(+5oF)或請求批准的最高外界溫度，取最臨界的溫度。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.963條 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)對於特定的應用，必須表明軟油箱襯墊是可接受的。
(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)每個油量指示器必須按照第23.1337(b)條的規定進行調節，
以考慮按第23.959條確定的不可用燃油。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.965條  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機結構的非金屬油箱，為24.2千帕（0.25公斤/厘米²；3.5磅/英寸²）
，或當油箱處於滿油狀態，飛機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，為油箱滿油的飛機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)對於箱壁支持於飛機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13.7千帕（0.14公斤/厘米²；2磅/英寸²），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，其失效或變形可能引起燃油泄漏，必須能夠承受下列試驗而不會導致漏油、失效或油箱壁的過度變形：
(1)必須用完整的油箱組件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油箱容量的水或其他合適試驗液，以不小於0.8毫米（1/32英寸）振幅（除非證實可采用其他振幅）振動25小時；
(3)振動試驗頻率必須按如下規定：
(i)如果在發動機正常工作轉速範圍或螺旋槳轉速範圍內，由轉速引起的振動頻率中沒有臨界頻率，則振動試驗頻率為：
(A)對於螺旋槳驅動的飛機，螺旋槳最大連續轉速（轉/分）乘以0.9得到的數值，以每分鐘循環數計；
(B)對於非螺旋槳驅動的飛機，振動試驗頻率為2000循環/分鐘。
(ii)如果在發動機正常工作轉速範圍或螺旋槳轉速範圍內，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)如果在發動機正常工作轉速範圍或螺旋槳轉速範圍內，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至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，必須用一個與飛機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43°C（110°F）的燃油進行晃動試驗。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.967條  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。如果油箱是飛機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13毫米（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機的載人艙中。如果油箱裝在單發飛機的載人艙中，必須採用防油氣和防燃油的保護罩將它隔開，並設置通往飛機外部的排漏孔和通氣口。在第23.365條和23.843條規定的條件下，保護罩必須能夠承受載人艙增壓載荷而不至產生永久變形或失效。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)當受到第23.561條(b)(2)中所規定的極限靜載荷系數對應的慣性力時；
(2)飛機在下述每種情況下，以正常著陸速度在有鋪面跑道上著陸時可能出現的情況：
(i)正常著陸姿態和起落架未放下；
(ii)最臨界的起落架折損，而其他起落架放下。當表明符合本條(e)(2)要求時，必須考慮有一臺發動機安裝節撕離，除非所有發動機都安裝在機翼的上方或安裝在尾翼或機身上。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.969條  燃油箱的膨脹空間
除非燃油箱通氣口的排放物不臟汙飛機（在這種情況下不要求膨脹空間），否則每個燃油箱都必須具有不小於2％油箱容積的膨脹空間。必須使飛機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。

第23.971條  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為油箱容積的0.25％或0.24升（1/16美加侖）（兩者中取大值）。但下列情況例外：
(b)飛機處於正常地面姿態時，應能使危險量的水從油箱的任何部位排入沉澱槽。
(c)活塞發動機燃油系統必須具有一個易於接近進行排放的積液槽或腔，其容量應是燃油箱容量每75.6升（20美加侖）為29.6克（1盎司）。在正常的飛行姿態，油箱出口的位置應使水從油箱的所有部位（不包括沉澱槽）排入積液槽或腔。
(d)按本條(a)、(b)、(c)要求而設置的每一沉澱槽、積液槽和積液腔的放液嘴，必須符合第23.999條(b)(1)和(2)規定。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.973條  油箱加油口接頭
(a)每個油箱加油口接頭均必須按第23.1557條(c)的規定作標記。
(b)必須能防止溢出的燃油流入燃油箱艙，或流入油箱外飛機的任何部分。
(c)每個主加油口的加油口蓋必須有耐燃油密封裝置。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，條件是小孔符合第23.975條(a)的要求。
(d)除壓力加油點外，每個加油點均必須有使飛機與地面加油設備電氣搭鐵的設施。
(e)如果飛機發動機將汽油作為唯一的可允許燃油，燃油加油口的內徑不能大於6厘米（2.36英寸）。
(f)對於渦輪噴氣發動機飛機，燃油加油口的內徑不能小於7.5厘米（2.95英寸）。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.975條　　燃油箱的通氣和汽化器蒸氣的排放
(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他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)飛機處於地面姿態或水平飛行姿態時，通氣管中任何一處不得積水，除非提供排放嘴。安裝的任何排放嘴應該是便於排放。
(6)通氣管所終止的部位，不得使通氣管出口排出的燃油引起著火，或使油氣可能進入載人艙；
(7)通氣口的位置必須能防止當飛機以任何方向停放在1％斜度的停機坪上時有燃油流失，但因熱膨脹而溢出的燃油除外。
(b)每個具有蒸氣消除接頭的汽化器和每個使用蒸氣返回裝置的燃油噴射發動機，必須有排放管將蒸氣引回到某一燃油箱內。如果裝有多個油箱，以及由於某種理由必須按一定順序使用各油箱時，則必須將蒸氣排放回輸管引至首先使用的油箱，除非這些油箱的相對容量表明將蒸氣引回到其他油箱更為可取。
(c)對特技類飛機，必須防止在特技機動飛行（包括短時間倒飛）時燃油過多的流失。在申請審定的任何特技機動飛行後恢復正常飛行時，必須不可能發生燃油從通氣口虹吸的現象。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.977條　　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)對於活塞發動機飛機，該濾網為8-16目/英寸；
(2)對於渦輪發動機飛機，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)每個濾網必須便於檢查和清洗。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.979條　　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。
(1)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；
(2)對於通勤類飛機，在每個加油位置，用來使得在油箱達到經批準的最大載油量而停止加油的關斷裝置失效時，必須提供指示。
(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。
[2004年×月×日第三次修訂]

燃油系統部件

第23.991條  燃油泵
(a)主油泵
對主油泵，採用下列要求：
(1)對於由多台燃油泵向發動機供油的活塞發動機安裝，每台發動機必須至少有一台燃油泵由發動機直接驅動。該泵必須滿足第23.955條的要求。該泵為主燃油泵；
(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，必須獨立於任何其他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
如果主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）調定或者任何其他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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.993條  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機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)必須表明軟管適合於其特定用途。
(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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.994條  燃油系統部件
必須對發動機短艙內或機身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。

第23.995條  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臺發動機供油的手段。
(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；
(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的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)必須在構造上或采取其他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。

第23.997條   燃油濾網或燃油濾
燃油箱出油口與燃油計量裝置入口，或與發動機傳動的正排量泵入口（兩種入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，除非導管或接頭在所有載荷情況下均具有足夠的強度餘量；
(d)具有足夠的濾通能力（根據發動機的使用限制），以便在燃油髒貪污程度（與污粒大小和密度有關）超過發動機型號合格審定所規定的值時，保證發動機燃油系統的功能不受損害。
(e)此外，對於通勤類飛機，除非在燃油系統中有防止冰晶在油濾上聚集的手段，否則必須具有在出現冰晶堵塞油濾時自動保持燃油流量的手段。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.999條   燃油系統放液嘴
(a)燃油系統必須至少有一個放液嘴，當飛機處於正常地面姿態時，可以安全地放出整很用得更冷冷個系統內的油液。
(b)本條(a)以及第23.971條要求的放液嘴必須滿足下列要求：
(1)使排放液避開飛機各個部分；
(2)具有滿足下列要求的放液活門：
(i)有手動或自動的機構，能確定地鎖定在關閉位置；
(ii)易於接近；
(iii)易於打開和關閉；
(iv)允許取出燃油進行檢查；
(v)能夠觀察到其正確的關閉；
(vi)閥門位置或其防護措施，能在起落架收起著陸時防止燃油噴濺。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1001條  應急放油系統
(a)如果設計著陸重量小於第23.473條(b)要求的允許值，則飛機必須安裝應急放油系統，它能放出足夠的燃油量以使飛機最大重量降到設計著陸重量。應急放油的平均放油率必須至少每分鐘放出1％最大重量的燃油，但所要求的放油時間不必小於10分鐘。
(b)必須在飛機最大重量、襟翼和起落架收起形態以及下列飛行條件下演示應急放油：
(1)以1.4VS1速度無動力下滑；
(2)以第23.69條(b)確定一台發動機不工作航路爬升數據的速度爬升，臨界發動機不工作，其餘發動機為最大連續功率（推力）；
(3)以1.4VS1速度平飛，如果本條(b)(1)和(2)規定條件下的試驗結果表明平飛可能是臨界情況。
(c)在本條(b)所述飛行試驗中，必須表明下列要求：
(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機的各個部分；
(3)燃油和油氣不會進入飛機的任何部位；
(4)應急放油對飛行操縱性沒有不利影響。
(d)對於活塞發動機飛機，應急放油系統的設計必須不可能將起飛著陸所用油箱內的燃油應急放到小於以75％最大連續功率飛行45分鐘的需用油量。但是，如果裝有與應急放油主控制器相獨立的輔助控制器，則可將應急放油系統設計成利用應急放油輔助控制器放出餘下的燃油。
(e)對於渦輪發動機飛機，應急放油系統的設計必須不可能將起飛著陸所用油箱內的燃油應急放到小於從海平面爬升到3,000米（10,000英尺）然後再以最大航程速度巡航45分鐘的需用油量。
(f)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。
(g)除非表明改變機翼或其周圍氣流的任何手段（包括襟翼、縫翼和前緣襟翼）的使用，對應急放油無不利影響，否則必須在應急放油控制器近旁設置標牌，警告飛行機組成員：在使用改變氣流手段的同時，不得應急放油。
(h)應急放油系統的設計，必須使系統中任何有合理可能的單個故障，不會由於不對稱放油或不能放油而造成危險。
[2004年×月×日第三次修訂]

滑油系統

第23.1011條  總則
(a)如果滑油系統及部件已經依據發動機適航要求獲得批準，並且那些要求等同於或比本章中相應的要求更嚴格，則滑油系統及部件不需要再次獲得批准。如果本章中要求更嚴格，則必須進行驗證以表明符合要求。
(b)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。
(c)可用滑油量不得小於飛機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率的乘積，加上用於保證循環和冷卻的適當餘量。
(d)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。
(e)如果有滑油轉輸系統，並且轉輸油泵能將輸油管路中的一些滑油輸入主發動機滑油箱，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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1013條　　滑油箱
(a)安裝
每個滑油箱的安裝必須滿足下列要求：
(1)第23.967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1.9升（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)必須使飛機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)加油口接頭
每個滑油箱加油口均必須按第23.1557條(c)作標記。用於渦輪發動機的能明顯積存滑油的滑油箱凹形加油口接頭，必須有放油嘴。
(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通氣，使得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；
(3)對特技類飛機，必須有措施在特技機動（包括短時間倒飛）時，防止滑油的危險流失。
(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入滑油箱本身或進入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)軟滑油箱襯墊
軟滑油箱襯墊必須是可接受的類型。
(g)用於渦輪發動機的每個滑油箱所使用的加油口蓋必須有耐滑油密封件。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1015條　　滑油箱試驗
除按下列規定外，每個滑油箱必須按第23.965條進行試驗：
(a)油箱結構的試驗壓力必須用34.5千帕（0.35公斤/厘米²；5磅/英寸²）來代替第23.965(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第23.965(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120°C（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34.5千帕（0.35公斤/厘米²；5磅/英寸²）加上該油箱的最大工作壓力。

第23.1017條　　滑油導管和接頭
(a)滑油導管
滑油導管必須滿足第23.993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入發動機進氣系統；
(4)特技類飛機作特技機動飛行（包括短時間倒飛）時，不得從通氣管流失過多的滑油；
(5)保護通氣管輸出口不被冰或外來物堵塞。

第23.1019條　　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），以便在滑油髒污程度（與污粒大小和密度有關）超過發動機型號合格審定時所規定的值時，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）必須具有指示器，在髒污程度影響本條(a)(2)規定的濾通能力之前作出指示；
(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第23.1305
條(c)(9)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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1021條　　滑油系統放油嘴
必須具有能使滑油系統安全排放的一個（或幾個）放油嘴。每個放油或門必須滿足下列要求：
(a)是可達的；
(b)具有放油活門或其他手動或自動關斷裝置，能將其確實地鎖定在關閉位置；
(c)放油嘴的位置或防護措施應防止其意外工作。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1023條　　滑油散熱器
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。

第23.1027條　　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，並且滑油系統任一部分的損壞可能使滑油流盡，則滑油箱必須有保留一定量滑油的措施，。
(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他外來物影響螺旋槳順槳系統安全工作。
[2004年×月×日第三次修訂]

冷卻

第23.1041條　　總則
在最不利的地面，水面和直到申請批准的最大高度和最高外界大氣溫度條件下工作，以及在發動機和輔助動力裝置正常停車後，動力裝置的冷卻措施必須能使動力裝置部件、發動機所有液體以及輔助動力裝置部件和所用的液體溫度，均保持在對這些部件和液體所制定的溫度限制以內。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1043條　　冷卻試驗
(a)總則
必須在試驗的基礎上表明符合第23.1041的要求，試驗需滿足下列要求：
(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，除非使用更合理的修正方法；
(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準用於該發動機的最低燃油品級的燃油；
(4)對於渦輪增壓式發動機，在要求渦輪增壓器工作的爬升剖面，每個渦輪增壓器必須工作；
(5)對於活塞發動機，混合比必須是推薦用於爬升的最貧值。
(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37.8°C（100°F）。在海平面以上，假設溫度遞減率為：高度每增加1，000米，溫度下降6.5°C（1，000英尺，溫度下降3.6°F），一直降到－56.5°C（－69.7°F）為止，在此高度以上認為溫度是恒定的－56.5°C（－69.7°F）。然而對於冬季使用的裝置，申請人可以選用低於37.8°C（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：此溫度加上申請批准的相應高度的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。
(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：此溫度加上申請批准的相應高度的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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1045條　　渦輪發動機飛機的冷卻試驗程序
(a)對於運行的所有階段，都必須表明符合第23.1041條。必須以飛機飛行手冊中推薦的程序飛行，飛機的構型和速度對應於適用的性能要求，這些性能要求對於冷卻是臨界的。
(b)在擬試驗的每一飛行階段前的進入狀態下，溫度必須達到穩定，除非動力裝置部件和發動機所用的液體溫度在進入狀態下通常不能達到穩定（對此情況，在擬試驗的飛行階段前，必須通過整個進入狀態下的運轉，使得在進入時溫度達到其自然水平）。在起飛的冷卻試驗之前，發動機必須在地面慢車狀態下運轉一段時間，使動力裝置部件和發動機所用液體的溫度達到穩定。
(c)每一飛行階段的冷卻試驗必須連續進行，直到下列任一種狀態為止：
(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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1047條　　活塞發動機飛機的冷卻試驗程序
必須表明爬升階段（或對於一發不工作的爬升率為負值的多發飛機，為下降段）符合第23.1041條的要求。必須以飛行手冊中規定的程序飛行，飛機的構型和速度對應於適用的性能要求，這些性能要求對於冷卻是臨界的。
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

液體冷卻

第23.1061條　　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或其他隔離措施以防擦傷；
(3)使用的隔墊或其他隔離措施必須是不吸液的或經處理防止吸收可燃液體；
(4)在注液或工作時，除膨脹箱外，冷卻系統的任何部分不能集存空氣或蒸氣。
(b)冷卻液箱
冷卻液箱的容量必須至少為3.78升（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)飛機在正常地面姿態時，必須不可能由於疏忽而使所加冷卻液占用膨脹空間。
(c)加液口接頭
每個冷卻液箱加液口接頭均必須按第23.1557(c)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機任何部分；
(2)每個凹形冷卻液加液口接頭，必須有放液嘴，其排放液能避開飛機各個部分。
(d)導管和接頭
每個冷卻液系統的導管和接頭必須符合第23.993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和出口接頭的直徑。
(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)在飛機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)排放液能避開飛機各個部分；
(3)具有能確實地將它鎖定在關閉位置的設施。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1063條　　冷卻液箱試驗
每個冷卻液箱必須按第23.965條進行試驗，但下列要求除外：
(a)第23.965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24.2千帕（0.246公斤/厘米²；3.5磅/英寸²）的壓力（兩者中取大值），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第23.965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

第23.1091條　　進氣
(a)每台發動機、輔助動力裝置及其附件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、輔助動力裝置及其附件所需要的空氣。
(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用耐火隔板隔開，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；
(4)每一自動備用進氣門必須具有機組可接近的超控手段；
(5)當每一自動備用進氣門未關閉時，必須具有向機組指示的措施。
(c)對於渦輪發動機飛機，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、通氣口或其他部件漏出或溢出的危險量燃油進入發動機進氣系統；
(2)飛機必須設計成能防止跑道、滑行道或機場其他工作表面上危險量的水或雪水進入發動機或輔助動力裝置進氣道。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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1093條　　進氣系統的防冰
(a)活塞發動機
活塞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-1°C（30°F）無可見水汽的空氣中符合下列規定：
(1)裝有普通文氏管式汽化器海平面發動機飛機的預熱器，能在發動機以75％最大連續功率運轉情況下提供50°C（90°F）的溫升；
(2)裝有普通文氏管式汽化器高空發動機飛機的預熱器，能在發動機以75％最大連續功率運轉情況下提供66.7°C（120°F）的溫升；
(3)裝有有助於防冰的燃油計量裝置的高空發動機飛機的預熱器，能在發動機以60％最大連續功率運轉情況下提供下述之一種溫升：
(i)55.6°C（100°F）；
(ii)22.2°C（40°F），條件是裝有一個符合第23.1095條至第23.1099條要求的液體防冰系統。
(4)裝有有助於防冰的燃油計量裝置的海平面發動機飛機的受保護的備用氣源，發動機在75%最大連續功率狀態下，該氣源的預熱不低於15.5°C（60°F）；
(5)對於安裝有海平面或高空發動機的飛機，如果其發動機使用具有計量部件的燃油噴射系統，且沖擊冰有可能在計量部件上積聚，則飛機應具有能夠在發動機以75%最大連續功率運轉情況下提供41.7°C（75°F）溫升的預熱器。
(6)對於安裝有海平面或高空發動機的飛機，發動機使用的燃油引射系統不具有伸入氣流中的可能導致冰積聚的燃油計量部件，同時將燃油引入進氣系統，且該進氣系統位於燃油蒸發可能形成冰的部件或障礙物的下遊。這類飛機應具有受保護的備用氣源，在發動機以75%最大連續功率運轉狀態下，預熱不得低於15.5°C（60°F）。
(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機限制內的整個發動機飛行功率範圍（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)CCAR25部附錄C規定的結冰條件；
(ii)為飛機做該類營運確定的使用限制範圍內的降雪和揚雪兩種情況。
(2)每台渦輪發動機必須在溫度-9－-1°C（15－30°F）、液態水含量不小於0.3克/米³、水呈水滴狀態（其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，發動機可以按局方可接受的方式間歇地加大轉速到中等功率（推力）。
(c)帶增壓器的活塞發動機
每台裝有增壓器（對進入汽化器之前的空氣進行增壓）的活塞發動機飛機，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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1095條　　汽化器除冰液的流量
(a)如果使用汽化器除冰液系統，它必須能同時向每臺發動機供給不小於發動機最大連續功率平方根值1.13倍（以公斤/小時計）（2.5倍，以磅/小時計）的除冰液流量。
(b)除冰液必須按下列要求引入進氣系統：
(1)靠近汽化器，並位於它的上遊；
(2)除冰液均勻地分布在進氣系統空氣管路的整個橫截面上。

第23.1097條　　汽化器除冰液系統的容量
(a)汽化器除冰系統的容量應符合下列規定：
(1)不得小於下述中的大值：
(i)以第23.1095條規定的流量，按飛機最大續航時間3％的時間供應的所需容量；
(ii)在該流量下供應20分鐘。
(2)不需超過運行兩小時所需的容量。
(b)如得到的預熱溫度高於10°C（50°F），但低於37.8°C（100°F），則系統的容量可以與超過10°C（50°F）的可用溫升成比例地降低。

第23.1099條　汽化器除冰液系統詳細設計
除第23.1095條和第23.1097條的規定外，每個汽化器除冰液系統還必須滿足相應的燃油系統的設計要求。

第23.1101條　進氣空氣預熱器的設計
每一排氣加熱的進氣空氣預熱器的設計和構造必須滿足下列要求：
(a)當發動機工作時，如果沒有使用進氣空氣預熱器，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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1103條   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害的部位放液。
(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。
(c)柔性進氣系統管道必須能夠經受使用和維護中預期的溫度極限、燃油、滑油、水以及溶劑的影響，而不會產生危害性的退化或分離。
(d)對於活塞式發動機安裝，進氣系統管道必須滿足下列要求：
(1)必須具有足夠的強度，能夠防止正常回火導致的進氣系統失效；
(2)進氣系統管道如果位於需要滅火系統的區域內，則必須是耐火的。
(e)輔助動力裝置的的進氣系統管道必須滿足下列要求：
(1)在輔助動力裝置艙內，必須是防火的；
(2)在輔助動力艙上遊足夠長的一段距離上，必須是防火的，以防止熱燃氣回流燒穿管道並進入飛機的其他任何隔艙（熱燃氣進入這些地方會造成危害）；
(3)除要求防火或耐火材料的那些區域外，進氣系統管道的材料必須適合於使用中預期的環境條件；
(4)進氣系統的材料必須不會吸收或積存在喘振或回流狀態下可能被點燃的危險量的可燃液體。
(f)向座艙增壓系統供應空氣的進氣系統管道必須用不會產生危害量的有毒氣體的材料制造，或者進行隔離以防止動力裝置著火時危害量的有毒氣體進入座艙。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1105條  進氣系統的濾網
如果進氣系統採用濾網，則應符合以下規定：
(a)每個濾網都必須位於汽化器或燃油噴射系統的上遊；
(b)濾網不得位於進氣系統中空氣進入發動機的唯一通道上，除非滿足下列要求：
(1)可得到的預熱至少為37.8°C（100°F）；
(2)濾網能用熱空氣除冰。
(c)濾網不得單用酒精除冰；
(d)必須使燃油不可能沖擊到任何濾網上。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1107條  進氣系統過濾介質
如果使用過濾介質來保護發動機，防止進氣中的外物影響，則必須滿足下列要求：
(a)過濾介質必須能夠經受使用和維護中預期的溫度極限、雨、燃油、滑油以及溶劑的影響。
(b)過濾介質必須具有防止從過濾介質分離出來的材料幹擾正確的燃油計量的設計特點。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1109條  渦輪增壓器引氣系統
對於用於客艙增壓的渦輪增壓器引氣系統，下列規定適用：
(a)在渦輪增壓器或其潤滑系統的任何可能的失效發生後，客艙空氣系統不得受到有害污染。
(b)在發動機排氣、液壓、燃油或滑油系統任何可能的失效或故障發生後，渦輪增壓器氣源不得被由此而產生的有毒或有害氣體或蒸汽所污染。
[1993年12月23日第二次修訂]

第23.1111條  渦輪發動機的引氣系統
對於渦輪發動機的引氣系統，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機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機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污染。

排氣系統

第23.1121條　　總則
對於動力裝置和輔助動力裝置，必須滿足下列要求：
(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。
(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位於發動機艙和輔助動力裝置艙之外的飛機易燃部分相隔開。
(d)廢氣排放時不得使任何可燃液體通氣口或放油嘴有著火危險。
(e)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。
(f)所有排氣系統部件均必須通風，以防某些部位溫度過高。
(g)如果存在較大的積油處，為了防止發動機或輔助動力裝置起動失敗後的燃油積聚，渦輪發動機和輔助動力裝置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機。
(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。
(i)就符合第23.603條而言，排氣系統的任何部件的失效將被認為對安全有不利影響。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1123條　　排氣系統
(a)排氣系統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)每個排氣系統的支承，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采用柔性連接。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1125條  排氣熱交換器
對於活塞發動機飛機，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、慣性和其他載荷。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具有冷卻措施。
(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入通風空氣中。

動力裝置的操縱器件和附件

第23.1141條  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第23.777條的規定並按第23.1555條(a)的要求作標記。
(b)必須表明柔性操縱器件適合於特定的用途。
(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)對於渦輪發動機飛機，任何動力裝置操縱系統中單個的失效或故障，或可能的組合都不得造成任何安全所需的動力裝置功能的失效。
(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的手段：
(i)閥門在全開或全關的位置；
(ii)閥門在全開和全關位置之間移動。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1142條  輔助動力裝置控制
駕駛艙內必須有起動、停止、監控和應急關斷每一輔助動力裝置的措施。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1143條  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)功率、推力和增壓器操縱器件的布置必須滿足以下要求：
(1)能單獨操縱每台發動機和每個增壓器；
(2)能同時操縱所有發動機和所有增壓器。
(c)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。
(d)每台發動機的功率、推力或增壓器的操縱器件，必須獨立於其他每台發動機或增壓器的操縱器件。
(e)如果液體（燃油除外）噴射系統及其控制機構不作為發動機的一部分來提供和批准，則申請人必須表明噴射液體的液量是受到適當控制的。
(f)如果功率或推力操縱器件（不包括混合控制）具有切斷燃油的特性，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。
(g)對於活塞式單發飛機，功率或推力控制器件的設計必須使得如果控制器件在發動機燃油計量裝置處脫離，飛機能夠持續安全飛行和著陸。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1145條  點火開關
(a)必須用點火開關來控制和關斷每台發動機上的每個點火電路。
(b)必須有快速切斷多發飛機的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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1147條  混合比操縱器件
如果有混合比操縱器件，每台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。
(a)(1)該操縱器件必須按下列要求進行組合或布置：
(i)能單獨操縱每臺發動機；
(ii)能同時操縱所有的發動機。
(2)對於操縱器件移動到貧油或斷開位置，必須要有一個單獨的、明顯的操作。部分(b)對於活塞式單發飛機，每一手動發動機混合比控制器的設計必須使得如果控制器在發動機燃油計量裝置處脫離，飛機能夠持續安全飛行和著陸。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1149條   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)在多發飛機上，該操縱器件必須易於使所有螺旋槳同步。

第23.1153條  螺旋槳順槳操縱器件
如果安裝有螺旋槳順槳操縱器件，則必須能夠單獨順槳每一螺旋槳，操縱器件必須有防止被誤動的措施。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1155條   渦輪發動機的反推力和低於飛行狀態的槳距調定
對渦輪發動機的安裝，用於反推力和低於飛行狀態的槳距調定的每一操縱器件，均必須有防止被誤動的措施。該措施在飛行慢車位置必須有確實的鎖或止動器，而且必須要求機組採取另外的明顯動作，才能將操縱器件從飛行狀態
（對於渦輪噴氣發動機飛機為正推力狀態）的位置移開。

第23.1157條  汽化器空氣溫度控制裝置
每台發動機必須有單獨的汽化器空氣溫度控制裝置。

第23.1163條    動力裝置附件
(a)每一發動機安裝附件必須符合下列規定：
(1)被批准安裝在相應的發動機上，並利用該發動機上的設施安裝；或
(2)在所有附件傳動裝置上裝有扭力限制裝置以防止扭力超過傳動裝置規定的限制值；
(3)除滿足本條(a)(1)或(a)(2)的條件外，是密封的以防止污染發動機滑油系統和附件系統。
(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)任何由發動機遠距驅動的附件，如果在發生故障後繼續轉動會造成危害，則必須有措施防止其繼續轉動，而不影響發動機繼續工作。
(e)沒有作為驅動齒輪箱動力裝置的一部分批准而被齒輪箱驅動的附件必須滿足下列條件：
(1)具有扭力限制措施以防止超過有關傳動裝置的扭力限制值；
(2)使用齒輪箱上的設施安裝；
(3)是密封的以防止污染齒輪箱滑油系統和附件系統。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂]

第23.1165條  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)除用於輔助、控制或檢查點火系統工作的電路外，每一點火系統必須獨立於任何其他電路。
(f)此外，對於通勤類飛機，必須將每一渦輪螺旋槳點火系統作為一個重要的電負載。
[1990年7月18日第一次修訂]

動力裝置的防火

第23.1181條  指定火區的範圍
指定的火區指下列各部分：
(a)對於活塞式發動機
(1)動力部分；
(2)附件部分；
(3)動力部分和附件部分沒有隔離的整個動力裝置艙。
(b)對於渦輪發動機：
(1)壓氣機和附件部分；
(2)包含有輸送可燃液體或氣體管道或部件的燃燒室、渦輪和尾噴管部分；
(3)壓氣機、附件部分、燃燒室、渦輪和尾噴管地區部分之間沒有隔離的整個動力裝置艙；
(c)輔助動力裝置艙；
(d)第23.859條所述的燃油燃燒加熱器和其他燃燒設備。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1182條  防火墻後面的短艙區域
位於發動機艙防火墻後面的部件、導管和接頭（按第23.1351條(e)要求的除外）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1093°C（2000°F）的火焰作用15分鐘時，不會受到足以使飛機發生危險的損壞。

第23.1183條  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液體、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）必須適合於特定用途。活塞發動機上容量小於23.7升（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。
(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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1189條  切斷措施
(a)對於多發飛機，採用下列規定：
(1)每台發動機安裝必須有措施，用來切斷燃油、滑油、防冰液以及其他可燃液體，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、接頭和組件除外。
(2)任何一台發動機燃油切斷閥的關閉，不可使該切斷閥打開時可供使用的其餘發動機被中斷供油。
(3)任何切斷裝置動作不得影響其他設備（諸如螺旋槳順槳裝置）以後的應急使用。
(4)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。
(5)在發動機關斷後，不得有多於0.946L（1誇脫）的可燃液體排入發動機艙。對於那些發動機關斷後，可燃液體不可能限制於0.946L（1誇脫）的安裝情況，必須驗證增加的可燃液體量可以被安全地包容或排出機外。
(6)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。
(b)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。
(c)對於動力操縱的閥門，當它達到選定位置時必須有能給飛行機組指示的裝置。並且此閥門必須設計成在閥門部位很可能存在的振動條件下，閥門不能從其選定的位置移開。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1191條   防火墻
(a)每台發動機、輔助動力裝置、燃油燃燒加溫器和其他在飛行中需要使用的燃燒設備，必須用防火墻、防火罩或其他等效設施與飛機的其他部分隔離。
(b)防火墻或防火罩的構造必須能防止危害量的液體、氣體或火焰通過防火墻或防火罩所構成的艙進入飛機的其他部分。
(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)[刪除並保留]
(e)防火墻或防火罩必須是防火和防腐蝕的。
(f)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1093±27.5°C（2000±50°F）；
(2)對於板材，必須在大約64.5厘米²（10英寸²）面積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32.25厘米²（5英寸²）的面積上保持要求的試驗溫度。
(g)防火墻材料和接頭必須至少在15分鐘內不被火焰穿透。
(h)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0.381毫米（0.015英寸）；
(2)軟鋼板（包覆鋁層或採用其他防腐措施），厚度0.457毫米（0.018英寸）；
(3)鍍錫鉛鋼板，厚度0.457毫米（0.018英寸）；
(4)蒙乃爾合金，厚度0.457毫米（0.018英寸）；
(5)鋼或銅基合金的防火墻接頭;
(6)鈦板，厚度0.406毫米(0.016英寸) 。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1192條  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第23.1191防火墻要求的隔板與發動機附件部分隔離。

第23.1193條    發動機罩及短艙
(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)在飛機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。可以通過試驗、分析或兩者共同表明排放工作，以確保在使用過程中預期的正常氣動壓力分布情況下，每個排放設施能夠完成其設計功能，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)開口後方位於開口後至少61厘米（24英寸）距離範圍內的每個零件是耐火的。
(e)由於靠近排氣系統出口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。
(f)對於裝有多台增壓式發動機的飛機，每個短艙的構造和設計應使在起落架收起狀態下發動機艙內出現的著火不能燒穿整流罩或短艙，不能進入發動機艙以外的短艙區域。
(g)此外，對於通勤類飛機，其設計必須使發動機艙內出現的著火不能通過開口或燒穿而進入其他任何會增加危險的區域。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1195條  滅火系統
(a)對於通勤類飛機，必須安裝滅火系統並且表明符合下列規定：
(1)必須有為每個發動機艙服務的滅火系統，但是對於包含輸送可燃液體或氣體管路或組件的渦輪發動機裝置的燃燒室、渦輪及尾噴管部分，如果表明其著火是可控制的，則這些部分除外；
(2)滅火系統、滅火劑劑量、噴射速率和噴射分布必須足以滅火。可以使用單獨的“一次噴射”式滅火系統；
(3)短艙的滅火系統必須能夠同時對被防護短艙的每個火區進行防護。
(b)如果在按本規定合格審定的飛機上安裝輔助動力裝置，則必須有為輔助動力裝置艙服務的滿足本條(a)(2)要求的滅火系統。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1197條   滅火劑
對於通勤類飛機，採用下列規定：
(a)滅火劑必須滿足下列要求：
(1)能夠熄滅在滅火系統保護的區域內任何液體或其他可燃材料燃燒時的火焰；
(2)對於貯放滅火劑的艙內可能出現的整個溫度範圍，均具有熱穩定性。
(b)如果使用有毒滅火劑，必須采取措施防止有害密集度的滅火液或其蒸氣（飛機正常運行中滲漏的，或者在地面或飛行中滅火瓶噴射釋放的）進入任何載人艙（即使滅火系統中可能存在缺陷）。對於此項要求必須用試驗來表明，但機身艙內的固定式二氧化碳滅火系統除外。對於該系統則有下列要求：
(1)應能按規定的滅火程序，向機身任一隔艙噴射2.3公斤（5磅）或少於2.3公斤（5磅）的二氧化碳；或，
(2)對於在駕駛艙執勤的每個飛行機組成員，應備有防護性呼吸設備。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.1199條  滅火瓶
對於通勤類飛機，下列規定適用：
(a)每個滅火瓶必須備有釋壓裝置，以防止內壓過高而引起爆破。
(b)從釋壓接頭引出的每根排放管的排放端頭，其設置必須使放出的滅火劑不會損傷飛機。該排放管還必須設置和防護得不致被冰或其他外來物堵塞。
(c)對於每個滅火瓶必須設有指示措施，指示該滅火瓶已經噴射或其充填壓力低於正常工作所需的最小規定值。
(d)在預期使用條件下必須保持每個滅火瓶的溫度，以防止出現下列情況：
(1)容器中壓力下降到低於提供足夠噴射率所需的值；
(2)容器中壓力上升到足以引起過早噴射。
(e)如果採用爆炸帽來噴射滅火劑，則滅火瓶的安裝不會因溫度條件而使爆炸帽發生危險性的惡化。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.1201條  滅火系統材料
對於通勤類飛機，下列規定適用：
(a)任何滅火系統的材料不得與任何滅火劑起化學反應以致產生危害。
(b)發動機艙內的每個滅火系統部件必須是防火的。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.1203條   火警探測系統
(a)必須有確保快速探測下列位置著火的裝置：
(1)下列飛機的發動機艙：
(i)多發渦輪發動機飛機；
(ii)安裝渦輪增壓器的多發活塞發動機飛機；
(iii)飛機發動機位於從駕駛艙處不易觀察到的位置；和
(iv)所有通勤類飛機。
(2)裝有輔助動力裝置的飛機的輔助動力裝置艙。
(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、慣性和其他載荷；
(c)火警探測器不得受可能出現的任何油、水、其他液體或煙氣的影響；
(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)指定火區內每個火警探測系統的導線和其他部件必須至少是耐火的。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

J-20

F章  設備

總則

第23.1301條  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。

第23.1303條  飛行和導航儀表
最低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；
(c)一個航向指示器（無陀螺穩定的磁羅盤）；
(d)對於渦輪發動機飛機和最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，一個大氣靜溫表，或一個能將其指示換算為大氣靜溫的大氣溫度表；
(e)一個速度警告裝置，用於下列情況：
(1)渦輪發動機飛機；
(2)按第23.335條(b)(4)和第23.1505條(c)確定VMO/MMO和VD/MD的其他飛機，條件是VMO/MMO大於0.8VD/MD。當速度超過VMO＋6節或MMO＋0.01時，速度警告裝置必須向駕駛員發出有效的音響警告（要與其他用途的音響警告有明顯區別）。該警告裝置的制造允差的上限不得超過規定的警告速度。該警告裝置的下限必須設置成使騷擾性警告減至最少。
(f)當安裝有姿態指示器時，該儀表必須設計成，除了進行必要的視差修正外，飛行機組無法調整姿態基準標記與水平刻線間的相對位置。
(g)此外，對於通勤類飛機：
(1)如果空速限制隨高度變化，則空速表必須具有表明VMO隨高度變化的最大允許空速指示；
(2)高度表必須是靈敏型的；
(3)對於客座數不小於10（不含駕駛員座位）並獲儀表飛行規則（IFR）運行批準的通勤類飛機，必須具備第3套姿態儀表，該儀表
(i)由獨立於發電系統的電源供電；
(ii)在發電系統全部失效後，能持續可靠地工作至少30分鐘；
(iii)工作獨立於任何其他姿態指示系統；
(iv)在發電系統全部失效後，無需選擇便可工作；
(v)位於儀表板上局方認可的位置處，使得任一駕駛員從其工作位置上清晰可見並便於使用；
(vi)在所有使用階段都得到適宜的照明。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1305條  動力裝置儀表
所需的動力裝置儀表規定如下：
(a)對於所有飛機(1)每個燃油箱一個燃油油量表，其安裝符合第23.1337條(b)的要求；
(2)每台發動機一個滑油壓力表；
(3)每台發動機一個滑油溫度表；
(4)每個滑油箱一個滑油油量測量裝置，其安裝符合第23.1337條(d)的要求；
(5)對要求符合第23.1203條的每架飛機，一個火警指示器。
(b)對於活塞發動機飛機除本條(a)要求的儀表外，還需如下動力裝置儀表：
(1)每台具有預熱器和進氣溫度限制的每臺發動機，在預熱時可能超出該限制，一個進氣系統空氣溫度指示器；
(2)每台發動機一個轉速表；
(3)一個汽缸頭溫度表，用於：
(i)具有整流罩風門片的每台氣冷式發動機，
(ii)備用。
(iii)每架通勤類飛機。
(4)對於每台泵壓式供油發動機：
(i)一個裝置，向駕駛員持續指示燃油的壓力或流量；或
(ii)一個裝置，持續地監測燃油系統，並對有可能導致發動機失效的燃油流量變化趨勢，向駕駛員告警。
(5)每台高空發動機和每台具有可控螺旋槳的發動機，一個進氣壓力表；
(6)對於每一渦輪增壓器裝置：
(i)如果規定有汽化器（或歧管）的進氣溫度限制，或者排氣或渦輪增壓器的渦輪進口溫度限制，必須備有能指示此種限制的溫度指示器，如果已表明在所有預定的使用中都不會超過這些限制，則除外；
(ii)如果其滑油系統獨立於發動機的滑油系統，還必須備有滑油壓力和溫度指示器。
(7)每台液冷發動機，一個冷卻液溫度指示器。
(c)對於渦輪發動機飛機
除本條(a)要求的儀表外，還需如下動力裝置儀表：
(1)每台發動機一個燃氣溫度表；
(2)每台發動機一個燃油流量表；
(3)每台發動機一個燃油低壓警告裝置；
(4)任何在正常使用中不應被用盡的燃油箱，一個低油位警告裝置；
(5)每台發動機一個轉速表（指示有規定限制轉速的轉子轉速）；
(6)每台發動機一個滑油低壓警告裝置；
(7)每台發動機，一個指示動力裝置防冰系統工作的指示裝置；
(8)對於每台發動機，一個指示裝置用於第23.997條所要求的燃油濾網或燃油濾，在濾網或油濾的髒污程度影響第23.997條
(d)規定的濾通能力之前即指示出現髒污；
(9)對於每台發動機，第23.1019條所要求的滑油濾網或滑油濾如果沒有旁路，應有一個警告裝置，在滑油濾網或滑油濾的髒污程度影響第23.1019條(a)(2)規定的濾通能力之前向駕駛員警告出現髒污；
(10)防止燃油系統部件被冰堵塞的任何加溫器，應有一個指示加溫器功能的指示裝置。
(d)對於渦輪噴氣/渦輪風扇發動機飛機
除本條(a)和(c)要求的儀表外，還需如下動力裝置儀表：
(1)每台發動機一個指示發動機推力或指示與推力相關的參數的指示器，還包括為此目的所需要的一個大氣靜溫表；
(2)每台裝有反推力裝置的發動機，一個位置指示裝置，當反推力裝置處在反推力位置時向飛行機組發出指示。
(e)對於渦輪螺旋槳飛機
除本條(a)和(c)要求的儀表外，還需如下動力裝置儀表：
(1)每台發動機一個扭矩表；
(2)每具螺旋槳，一個位置指示裝置，在螺旋槳槳葉角小於飛行低距位置時，向飛行機組發出指示，除非能夠表明發生這種情況是非常不可能的。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1307條   其他設備
飛機在按第23.1559條申請合格審定並獲得批准的最大使用高度、運行類型和氣象條件下運行所需的設備，必須包括在其型號設計之內。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1309條  設備、系統及安裝
(a)每項設備、每一系統及每一安裝：
(1)在執行其預定功能時，對下列任一設備的響應、運行或精度不得產生不利影響：
(i)安全運行所需的基本設備；或
(ii)其他設備，有措施使駕駛員知道其影響的除外。
(2)在單發飛機上，必須設計成在發生可能的故障或失效時將對飛機的危害減至最小；
(3)在多發飛機上，必須設計成在發生可能的故障或失效時能防止對飛機的危害。
(4)在通勤類飛機上，必須設計成在它們發生故障或失效時能保護飛機免受危害。
(b)每項設備、每一系統及每一安裝的設計必須單獨評審並按它與飛機其他系統和安裝的關系進行評審，以確定飛機的持續安全飛行和著陸是否依賴於其功能，以及對於不受目視飛行規則（VFR）條件限制的飛機，一個系統的失效是否會嚴重降低飛機或機組應對不利運行情況的能力。根據這種評審被確定為飛機持續安全飛行和著陸需依賴其正常功能，或者其失效將嚴重降低飛機或機組應對不利運行情況能力的每項設備、系統和安裝，必須設計成滿足下列附加要求：
(1)在任何可預見的運行情況下完成其預定功能；
(2)當系統和有關部件在單獨考慮以及與其他系統一起考慮時：
(i)任何可能妨礙飛機連續安全飛行和著陸的失效情況，其發生必須是極不可能的；且
(ii)任何可能嚴重降低飛機或機組應對不利運行情況能力的其他失效，其發生必須是不可能的。
(3)必須提供警告信息提醒機組註意系統的不安全工作情況並能使機組採取相應的糾正動作。系統、操縱器件以及有關的監視和警告裝置的設計必須將可能產生附加危險的機組失誤減至最小；
(4)必須通過分析，必要時通過適當的地面、飛行或模擬器試驗來表明符合本條(b)(2)的要求。分析必須考慮下列情況：
(i)可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和損壞；
(ii)多重失效概率和失效未被檢測出的概率；
(iii)在各個飛行階段和各種運行條件下，對飛機和乘員造成的後果；和
(iv)對機組的警告信號、所需的糾正措施以及機組對故障的判定能力。
(c)凡其功能為中國民用航空規章所要求的並且需要能源的每項設備、每一系統及每一安裝均為該能源的“重要負載”。能源及其系統必須能夠在可能的工作組合與可能的持續時間內對下列能源負載提供能源：
(1)在系統正常工作時，與能源分配系統相連的負載；
(2)出現下列失效後的重要負載：
(i)雙發飛機的任何一台發動機失效；或
(ii)三發或三發以上飛機的任何兩台發動機失效；或
(iii)任何能源轉換裝置或能源儲存裝置失效。
(3)如果適用的話，依據中國民用航空規章有關運行規則，在任一能源系統、分配系統或其他使用系統出現任一故障或失效後要求有替代能源的重要負載。
(d)在確定本條(b)(2)的符合性時，可以假定能源負載是按照與批准的運行類別的安全相一致的監控程序減少的。對於三發或三發以上飛機有兩發失效的情況，控制飛行不要求的負載不必考慮。
(e)在表明本條關於電源系統及設備的設計與安裝的符合性時，必須考慮最嚴重的環境和大氣條件，包括射頻能量及閃電影響（直接和非直接兩種）。對於中國民用航空規章所要求的或為滿足中國民用航空規章的要求而使用的發電、配電和用電設備，可以通過環境試驗、設計分析或參照在其他飛機上已有的類似的服役經驗來表明其在預期的環境條件下提供連續、安全服務的能力。
(f)在本條中，“系統”是指在飛機設計中包括的所有氣動系統、流體系統、電氣系統、機械系統和動力裝置系統，但下列系統除外：
(1)作為合格審定過的發動機一部分的動力裝置系統；
(2)按本規章C、D章的要求規定的飛行結構（如機翼、尾翼、操縱面及其系統、機身、發動機架、起落架和有關的主連接結構）。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

儀表：安裝

第23.1311條  電子顯示儀表系統
(a)電子顯示指示器，包括因其特性而無法實現動力裝置儀表系統間的隔離或獨立性的那些電子顯示指示器，必須：
(1)滿足第23.1321條所要求的布局和可見度；
(2)考慮到電子顯示指示器使用壽命末期所預期的顯示亮度，在駕駛艙內可遇到的各種照明條件（包括直射陽光）下易於識別。在第23.1529條所要求的持續適航文件中，必須包括對該顯示系統使用壽命的具體限制；
(3)在任何正常工作模式下，不得妨礙對姿態、高度、速度或任何駕駛員在各種規定的限制範圍內為調節功率所需的動力裝置參數的主顯示；
(4)在發動機起動的工作模式下，不得妨礙任何駕駛員為正確設定或監視動力裝置限制所需要的發動機參數的主顯示；
(5)有一個獨立的磁航向指示器，以及一套獨立備份的機械式高度表、空速表和姿態儀表或不依賴於飛機主電源系統的單獨的電子高度指示器、空速指示器和姿態指示器。這些備份儀表的安裝位置可以不在第23.1321條(d)規定的主顯示位置上，但必須滿足第23.1321條(a)規定的駕駛員可見度要求。
(6)有與被其所代替的儀表相等效且對駕駛員來說是易於感受的顯示；
(7)對本規章要求顯示的每一參數，有對第23.1541條至第23.1553條要求的儀表標記的目視顯示，或有在出現不正常工作值或接近規定的限制值時告誡駕駛員的目視顯示。
(b)電子顯示指示器（包括其系統和安裝，並考慮到飛機其他系統）必須設計成在出現任一單獨失效或可能的失效組合後，仍有一個可向機組提供持續安全飛行和著陸所必需信息的顯示，而不需要任一駕駛員為持續安全飛行立即采取動作。
(c)本條所用的“儀表”，包括了實際上處於一個組件內的裝置，和連接在一起的實際上由兩個或兩個以上獨立組件或部件構成的裝置（如由連在一起的一個磁傳感元件、一個陀螺組件、一個放大器和一個指示器構成的遠距指示型陀螺航向指示儀）。本條所用“主”顯示指設置在儀表板上使駕駛員在需要觀察某個參數時，會首先查看的那個顯示。
[1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1321條  布局和可見度
(a)在起飛、初始爬升、最終進近和著陸期間由任一要求的駕駛員使用的每一飛行、導航和動力裝置儀表必須設置成使任一坐在其操縱位置的駕駛員只用最小的頭部和眼睛的動作便可監視飛機的飛行航跡和儀表。這些飛行狀態下使用的動力裝置儀表是指在動力裝置限制內用於調節發動機功率所需的儀表。
(b)對於多發飛機上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)對於每架飛機，第23.1303條所要求的飛行儀表和中國民用航空規章運行規則所要求的（如果適用）儀表，必須在儀表板上構成組列，並盡可能集中在每一規定的駕駛員向前視線所在的垂直平面附近。此外：
(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（不是第23.1303條(c)要求的磁航向指示器），必須直接裝在儀表板上部中心位置處儀表的下邊。
(5)為滿足本條(d)(1)到(d)(4)的要求，可以使用電子顯示指示器，只要此類顯示符合第23.1311條的要求。
(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。
[1993年12月23第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1322條  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，則除局方另行批準外，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)任何其他顏色，包括白色，用於本條(a)至(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。
(e)在駕駛艙所有可能的照明條件下都有效。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1323條  空速指示系統
(a)每個空速指示儀表必須加以校準，在施加相應的總壓和靜壓時以盡可能小的儀表校準誤差指示真空速（海平面標準大氣下）。
(b)每個空速系統必須在飛行中校準，以確定系統的誤差。在下列速度範圍內，系統誤差（包括位置誤差，但不包括空速指示儀表的校準誤差）不得超過校準空速的3％或5節，兩者中取大值：
(1)從1.3VS1至VMO／MMO或VNE（取其適合者），襟翼在收上位置；
(2)從1.3VS1至VFE，襟翼在放下位置。
(c)每個空速指示系統的設計和安裝必須有可靠的措施來排放空速管靜壓管路的濕氣；
(d)如果申請按儀表飛行規則或在結冰條件下飛行的合格審定，則每一空速系統必須有一個加溫空速管或防止由於結冰造成故障的等效措施。
(e)此外，對於通勤類飛機，空速指示系統必須加以校準，以確定加速起飛地面滑跑過程中的系統誤差。地面滑跑校準必須按照經批準的高度和重量範圍，在V₁最小值的0.8倍和V₁最大值的1.2倍之間進行。進行地面滑跑校準時，假定一台發動機在V₁最小值時失效。
(f)對於通勤類飛機，如果要求有兩套空速表，則其各自的空速管之間必須相隔足夠的距離，以免鳥撞時兩個空速管都損壞。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1325條   靜壓系統
(a)除了本條(b)(3)的說明外，每個帶靜壓膜盒的儀表與外界大氣的連通方式，必須使飛機速度、窗戶開閉、氣流變化、濕氣或其他外來物對這些儀表準確度的影響最小。
(b)如果一個靜壓系統是為儀表、系統或裝置的功能所必需的，則應符合本條(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：
(i)非增壓飛機
將靜壓系統抽氣到壓差約為3,400帕（25毫米汞柱；1英寸汞柱），或高度表讀數高於試驗時飛機的海拔高度300米（1,000英尺），停止抽氣一分鐘後，指示高度的減小值不得大於30米（100英尺）；
(ii)增壓飛機
將靜壓系統抽氣到壓差等於飛機型號合格審定時批準的最大座艙壓差。停止抽氣一分鐘後，指示高度的減小值不得大於最大座艙壓差當量高度的2％或30米（100英尺），兩者中取大值。
(3)如果按照民用航空規章運行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機遇到結冰情況時，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15米（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)對於非增壓飛機，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)每個靜壓系統必須在飛行中校準，以確定系統誤差。在海平面標準大氣下所指示的氣壓高度的系統誤差（不包括儀表校準誤差），在1.3VS0（襟翼展態）至1.8VS1（襟翼收態）速度範圍內對應的飛機構型下，每100節不超過±10米（±30英尺）。速度小於100節時，該誤差允許為±10米（±30英尺）。
(f)[備用]
(g)對於按本規章第23.1559條(b)禁止在儀表氣象或結冰條件下飛行的飛機，本條(b)(3)不適用。

第23.1326條   空速管加溫指示系統
如果為滿足第23.1323條(d)的要求安裝了飛行儀表的空速管加溫系統，則必須設置指示系統，當空速管加溫系統不工作時向飛行機組發出指示。指示系統必須滿足下列要求：
(a)在飛行機組清晰可見的視野內有一琥珀色燈；
(b)其設計應能在出現下列任一情況時提請飛行機組注意：
(1)空速管加溫系統開關在“斷開”位置；
(2)空速管加溫系統開關在“接通”位置，而任一空速管加溫元件不工作。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1327條   磁航向指示器
(a)除本條(b)規定外，采用下列規定：
(1)每個磁航向指示器必須安裝成使其精度不受飛機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)如果飛機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按第23.1547條(e)設置標牌。

第23.1329條  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，以防其幹擾駕駛員操縱飛機。
(2)由一個駕駛員就足以超控，而使他能夠操縱飛機。
(b)如果採用本條(a)(1)的要求，快速斷開（應急）操縱器件必須裝在駕駛盤上遠離油門桿的一側或駕駛桿上（如果飛機可分別從兩個駕駛員座位處操縱，就應裝在兩個駕駛盤上或兩個駕駛桿上），無需將手離開正常控制位置就能夠操縱它。
(c)除非有自動同步裝置，否則每個自動駕駛儀系統必須有設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；
(d)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第23.779條規定的駕駛艙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；
(e)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），均不會對飛機引起危險的載荷或使飛機航跡產生危險的偏離；
(f)每個系統必須設計成使單一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號或向其他設備提供信號，則要求有確實的聯鎖和接通順序，以免系統不正常動作；
(g)必須防止由於故障而使交聯部件相互產生有害的作用；
(h)如果自動駕駛儀系統能與機載導航設備相連，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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1331條    使用能源的儀表
對於每個使用能源的儀表，採用下列規定：
(a)每個儀表都必須具有一個一體的目視能源指示器或分立的能源指示器，在能源不足以維持儀表正常性能時發出指示。如果採用分立的指示器，其位置必須使正在使用儀表的駕駛員能夠以最小的頭部和眼部運動監視到它。能源必須在進入儀表處或其附近測量。對於電氣和真空/壓力儀表，當電壓或真空/壓力分別處在批準的範圍內時，即認為其能源滿足要求。
(b)安裝和能源供給系統必須按下列規定設計：
(1)一個儀表的失效不會影響對其余儀表的正常供能；
(2)一個能源的供能失效時，不會影響來自任何其他能源的正常供能。
(c)必須至少有兩個獨立的能源（在多發飛機上不由同一發動機驅動），並有手動或自動措施來選擇每一能源。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1335條    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。

第23.1337條    動力裝置儀表安裝
(a)儀表和儀表管路
(1)動力裝置和輔助動力裝置儀表的每根管路必須滿足第23.993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他安全裝置，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害。
(3)使用可燃液體的每個動力裝置和輔助動力裝置儀表，其安裝和布置必須使液體的逸出不會造成危害。
(b)燃油油量表
必須有指示裝置向飛行機組成員指示飛行中每個油箱的可用燃油油量。必須使用以適當單位作刻度的並清晰標明了這些刻度單位的指示器。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第23.959條(a)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)當飛機處於地面時，必須有措施（如油尺）指示每個油箱的可用燃油量；
(5)出口和空間都互通的若幹油箱可以視為一個油箱而不必分別設置指示器；
(6)對於僅用於將燃油轉輸到其他油箱的輔助油箱，如果其相對尺寸、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警告。
(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措施指示每個油箱內的滑油量：
(1)在地面上（如油尺）；
(2)如果裝有滑油轉輸系統或備用滑油供油系統，在飛行中，向飛行機組成員指示該滑油量。
(e)[刪除]
[2004年×月×日第三次修訂]

電氣系統和設備

第23.1351條    總則
(a)電氣系統容量
每個電氣系統必須滿足其預定的用途。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，必須能夠以適當的電壓向安全運行所必不可少的每個負載電路供給其所需的電功率；
(2)必須按下列方法來表明符合本條(a)(1)：
(i)對於正常類、實用類和特技類飛機，採用電氣負載分析或電氣測量。進行時考慮作用於該電氣系統的各種電氣負載可能的組合和可能的持續時間；
(ii)對於通勤類飛機，採用電氣負載分析。在電氣負載分析時要考慮作用於該電氣系統的各種電氣負載可能的組合和可能的持續時間。
(b)功能
每個電氣系統要符合下列要求：
(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機其他部分的作用均沒有危害；
(ii)使該系統免受燃油、滑油、水和其他有害物質的侵害及機械損傷；
(iii)其設計使機組、乘客和地面人員受到電擊的危險減至最低。
(2)電源在並聯工作或單獨工作時功能正常。
(3)任一電源的失效或故障，均不得損害任何其余的電源向安全運行必不可少的負載電路供電的能力。
(4)此外，對於通勤類飛機，還要符合下列要求：
(i)每一系統必須設計成在合理可能的故障或包括載有大電流電纜故障在內的斷路時，能夠向重要負載電路供電；
(ii)在飛行中飛行機組成員將各電源與該系統單獨斷開或一起斷開的措施必須容易接近；
(iii)系統必須設計成在任何可能的運行條件下，所有重要負載設備端的電壓和頻率（如果適用）均能保持在該設備的設計限制範圍之內；
(iv)如果特定的設備或系統要求有兩個獨立的電源，則其供電必須有保證措施。例如：雙套電氣設備、投擲式轉換開關或分開敷設的多路或環路措施）；
(v)為了符合本條(b)(4)的要求，配電系統包括配電匯流條、與其相連的饋電線及每個控制和防護裝置。
(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，則必須至少有一台直流發電機/交流發電機。此外，應符合下列規定：
(1)每台直流發電機/交流發電機必須能夠輸出它的連續額定功率，或由其調節系統所限定的功率；
(2)直流發電機/交流發電機的電壓控制裝置必須能可靠地將直流發電機/交流發電機的輸出電壓調整在額定範圍內；
(3)必須有自動措施，以防止因反向電流而損壞直流發電機/交流發電機並對飛機電氣系統產生不利影響。同時，還應有措施來斷開每一直流發電機/交流發電機與蓄電池和其他直流發電機/交流發電機的連接；
(4)任何一台直流發電機/交流發電機失效時，必須有措施立即向飛行機組發出警告；
(5)每台直流發電機/交流發電機必須有一個過壓保護裝置，其設計和安裝當直流發電機/交流發電機出現過壓情況時能防止對電氣系統或由該系統供電的設備造成損壞。
(d)儀表
必須有措施向相應的飛行機組成員指示電源系統安全運行所必不可少的參量。
(1)對於具有直流系統的正常類、實用類和特技類飛機，可以使用能轉接到每臺直流發電機饋電線的電流表。如果僅有一臺直流發電機，該電流表可接在蓄電池饋電線中。
(2)對於通勤類飛機，電源系統的重要參量包括每臺直流發電機的輸出電壓和電流。
(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被加熱到1,093°C（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，安裝在該防火墻後面並對連續安全運行必不可少的設備能令人滿意地工作，且不會導致新的失火危害（產生進一步失火的危險）。
(f)外部電源
如果備有措施將外部電源接到飛機上，且該外部電源能與除用於發動機起動之外的其他設備相連接，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機的電氣系統供電。
(g)必須通過分析、試驗或兩者兼用來表明，當正常電源（除蓄電池和任何其他備份電源之外的電源）不工作、燃油（從熄火和重新起動能力考慮）為臨界狀態（牌號），且飛機最初處於最大審定高度的情況下，飛機能按目視飛行規則（VFR）安全飛行至少5分鐘。電氣系統中滿足下列條件的部分可以保持接通：
(1)包括導線束或接線盒起火在內的單一故障不會導致喪失斷開部分和接通部分；
(2)接通部分在電氣上和機械上與斷開部分隔離。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1353條   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和使用經驗業已表明，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機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，以防止蓄電池過熱；
(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。
(h)一旦完全喪失主電源系統時，蓄電池必須有能力向持續安全飛行和著陸所必需的那些負載供電至少30分鐘。該
30分鐘時間段包括了駕駛員為判明電源喪失並採取適當卸載措施所需的時間。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1357條    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)僅在起動過程中使用的起動電動機的主電路；
(2)不裝保護裝置，不會出現危害的電路。
(b)對於飛行安全所必不可少的電路的保護裝置，不得用於保護其他電路。
(c)每個可復位型電路保護裝置（即“自動斷路”裝置，其跳閘機構不能由操縱器件來超控）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)對於確定為在飛行中可更換的熔斷器：
(1)每種規格的熔斷器，應有50％的備件，但至少備一個。
(2)這些備用熔斷器應易於任何必需的駕駛員取用。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1359條    電氣系統防火
(a)電氣系統的每一部件必須滿足第23.863條和第23.1182條中適用的防火要求；
(b)指定火區之內供應急程序使用的電纜、接線端以及設備必須是耐火的；
(c)電線和電纜的絕緣層，在按本規章附件F的適用部分或其他經批準的等效方法進行60°試驗時，必須是自熄的。其平均燒焦長度不得超過76毫米（3英寸），移開火源後的平均焰燃時間不得超過30秒。試樣的滴落物在跌落後繼續燃燒的時間平均不得超過3秒。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1361條    總開關裝置
(a)除本條(b)的情況外，必須有一個總開關裝置，以便易於斷開每一電源與配電系統的連接。斷開點必須靠近受該開關裝置控制的電源。如果總開關裝置由分立的開關組成，必須有措施，通過一只手的單一動作便可操作該開關裝置；
(b)負載電路可以連接成在總開關裝置斷開後仍然有電，如果將這些電路隔離或在實物上加以遮蔽，以防其點燃由於任何可燃液體系統滲漏或破裂時可能溢出的可燃液體或蒸氣，並且
(1)這些電路是發動機持續運行所需的，或
(2)這些電路是用靠近電源處的、額定值等於或小於5安培的電路保護裝置保護的。
(3)此外，不得用兩個或兩個以上按本條(b)所安裝的電路向一個大於5安培的負載供電。
(c)總開關或其控制裝置必須安裝成使機組成員容易辨認和接近。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1365條   電纜和設備
(a)每根電氣連接電纜必須具有足夠的載流能力。
(b)與電纜安裝有關的且一旦發生電路過載或故障時可能過熱的任何設備，必須是阻燃的。這些設備和電纜不得放出達到危險量的毒性煙。
(c)機身內的主電纜（包括發電機電纜）必須設計成在有合理程度的變形和拉伸時不會失效，並且必須：
(1)與可燃液體的管路相分離；或
(2)在電纜原有絕緣層外加套電氣絕緣的柔性導管，或相當者。
(d)必須有對電纜、接線端和連接器的標識措施。
(e)電纜的安裝必須使出現機械損傷和/或因液體蒸氣或熱源導致損傷的風險減至最低。
(f)對於無法由電路保護裝置或其他過載保護措施保護的電纜，在故障情況下，其不得導致失火危害。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1367條   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)在結構上使載流零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。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

燈

第23.1381條  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風擋或其他表面反射的光線能加以遮蔽，以免直射駕駛員的眼睛；
(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。

第23.1383條  滑行和著陸燈
每只滑行和著陸燈的設計和安裝必須滿足以下要求：
(a)駕駛員不會看到有害的眩光；
(b)駕駛員不會受到暈影的嚴重影響；
(c)為夜間運行提供足夠的光照；
(d)在任何構型下都不會導致失火危害。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1385條   航行燈系統的安裝
(a)總則
航行燈系統中的每一部分必須滿足本條中的有關要求，並且整個系統必須滿足第23.1387條至第23.1397條的要求。
(b)左和右航行燈
左和右航行燈必須由安裝在飛機上的紅燈和綠燈組成，其橫向間距要盡可能大，並當飛機處於正常飛行姿態時，燈的光色為左紅右綠。
(c)後航行燈
後航行燈必須是白燈，要盡可能向後地安裝在尾部或每個機翼翼尖上。
(d)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或形狀，也不得有任何明顯的燈光透射損失。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1387條   航行燈系統二面角
(a)除本條(e)的規定外，安裝的每個航行燈必須在本條規定的二面角內顯示無間斷的燈光。
(b)左二面角（L）由兩個相交的垂直平面組成，當沿著飛機縱軸向前看時，一個平面與飛機縱軸平行，而另一個向左偏離第一個平面110°。
(c)右二面角（R）由兩個相交的垂直平面組成，當沿著飛機縱軸向前看時，一個平面與飛機縱軸平行，而另一個向右偏離第一個平面110°。
(d)後二面角（A）由兩個相交的垂直平面組成，當沿著飛機縱軸向後看時，這兩個平面分別向左、向右偏離通過飛機縱軸的垂直平面各70°。
(e)如果根據第23.1385條(c)盡可能向後安裝的後航行燈，在本條(d)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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1389條    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機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)航行燈
航行燈的燈光分布和光強必須以左、右和後二面角範圍內任一垂直平面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（包含飛機縱軸並垂直於飛機對稱平面的平面）內各範圍的光強必須等於或大於第23.1391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）內各範圍的光強必須等於或大於第23.1393條規定的相應值，其中，I為第23.1391條中規定的該水平平面內相應角度的最小光強。
(3)相鄰光源間的摻入光強
相鄰光源間的任何摻入光強均不得超過第23.1395條中規定的相應值，但是當主光束的光強遠大於第23.1391條和第23.1393條中規定的最小值時，如果與主光束光強相比，摻入光強對主光源清晰度無不利影響，則可允許有更大的摻入光強。當左和右航行燈光強峰值大於100坎時，如果A區內的摻入光強不大於航行燈光強峰值的10％，B區內的摻入光強不大於航行燈光強峰值的2.5％，則前航行燈之間的摻入光強最大值可以超過第23.1395條中規定的相應值。
(c)後航行燈安裝
如果符合下列情況，則一個單獨後航行燈可以安裝在橫向偏移飛機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航跡；
(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。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1391條   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偏離縱軸的角度     光強（坎）
左或右（紅光或綠光）          0°～10°                                          40
                                            10°～20°                                        30
                                            20°～110°                                        5
後（後部白光）                    110°～180°                                    20

[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1393條  航行燈任一垂直平面內的最小光強
每個航行燈的光強必須等於或大於下表規定的相應值：

自水平平面向上或向下的角度       光强
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      

[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1395條   航行燈的最大摻入光強
除第23.1389條(b)(3)規定者外，航行燈摻入光強均不得超過下表規定的相應值：  

摻入光                               最大光強：A區（坎）　　　　B區（坎）
左二面角內的綠光　　　　　　　　　　　10                     1                     
右二面角內的紅光                                     10                     1                     
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區包括在相鄰的二面角內通過光源並與共同邊界面相交成大於10°但小於20°角的所有方向；
(b)B區包括在相鄰的二面角內通過光源並與共同邊界面相交成大於20°角的所有方向。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1397條   航行燈顏色規格
每一航行燈的顏色必須具有國際照明委員會規定的下列相應色度座標值：
(a)航空紅色
“y”不大於0.335；
“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；
“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。”為普朗克幅射器相對於所論“x”值的“y”座標值。

第23.1399條   停泊燈
(a)水上飛機或水陸兩用飛機所需要的每個停泊燈的安裝必須符合下列規定：
(1)在大氣潔凈的夜間至少能夠在2海里的距離內顯示白光；
(2)當該飛機在水上停泊或漂泊時，應盡可能顯示最大無間斷的燈光。
(b)可以使用外部吊燈。

第23.1401條  防撞燈系統
(a)總則
飛機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機組的視覺，也不損害航行燈的明顯性；
(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，以照亮飛機周圍重要的區域（從飛機的外部形態和飛行特性考慮）。其作用範圍必須至少達到飛機水平平面上、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、旋轉速度以及其他特性，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機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叠部分的燈光區。在重叠區內，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，且必須滿足第23.1397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”光強表示的所有垂直平面內的最小光強，必須滿足本條(f)的要求。必須採用下列關係式：  
       t₂
Ie=∫t₁I(t)dt   
    0.2+(t₂-t₁)

式中：
Ie為有效光強（坎）；
I(t)為作為時間的函數的瞬時光強；
t₂-t₁為閃光持續時間（秒）。
通常，選擇t₂和t₁，使有效光強等於t₂和t₁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
每個防撞燈的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）
0°～5°                                            400                                             
5°～10°                                          240                                            
10°～20°                                          80     
20°～30°                                          40                                          
30°～75°                                          20  

[2004年×月×日第三次修訂]

安全設備

第23.1411條   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；
(2)防止安全設備由於受到第23.561條(b)(3)中所規定的極限靜載荷系數對應的慣性載荷而導致損壞。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.1413條  [刪除]
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1415條   水上迫降設備
(a)民用航空規章運行規則要求的應急漂浮和信號設備必須安放得使機組和乘客可以很快取到。
(b)救生筏和救生衣必須經過批准。
(c)每只自動的或由駕駛員投放的救生筏，必須用一繩索繫留在飛機近旁。此繩必須弱得足以使它系著的空筏拉沉之前斷開。
(d)民用航空規章運行規則要求的信號設備必須可接近，功能令人滿意，並必須在其使用中沒有任何危險。

第23.1416條   氣壓式除冰套系統
如果申請帶有防冰設施的合格審定，並且裝有氣壓式除冰套系統，則必須滿足下列要求：
(a)該系統必須符合第23.1419條的規定；
(b)該系統及其部件的設計，必須保證能在任何正常的系統工作溫度或壓力下完成其預定的功能；
(c)必須有向飛行機組指示氣壓式除冰套系統接到足夠壓力並功能正常的設施。

第23.1419條  防冰
如果申請帶有防冰設施的合格審定，必須表明滿足本條和本規章中其他適用條款的要求：
(a)必須根據飛機的運行需要進行分析，以確認防冰系統足以滿足飛機不同部件的防冰要求。另外，防冰系統必須通過試驗來演示在CCAR25附件C確定的連續和間斷的最大結冰狀態下飛機能夠安全運行。本條所用的“能夠安全運行”，是指飛機的性能、操縱性、機動性和穩定性不會低於本規章B章的要求。
(b)除本條(c)的規定外，在本條(a)的分析和實際評估後，為表明防冰系統及其部件的有效性，必須對飛機或其部件在經測定的自然大氣結冰條件下進行飛行試驗，而且在必要時，還應採用下列的一種或幾種試驗，以確定防冰系統的能力是足夠的：  
(1)對部件或部件的模型進行試驗室乾燥空氣試驗或模擬結冰試驗，或兩者的組合；
(2)對整個防冰系統或單獨對系統部件在幹燥空氣中進行飛行試驗；
(3)對飛機或飛機部件在測定的模擬結冰條件下進行飛行試驗。
(c)如果以前審定合格的飛機已完成了防冰審定且其設計中所包括的部件在熱力學和空氣動力學上與新飛機設計中所採用的等效，可以依據以前按第23.1419條(a)和(b)做過的試驗來完成這些等效部件的防冰審定，只要申請人考慮到了這些部件的所有安裝差異。
(d)必須給定或提供一種措施來確定飛機關鍵部位上的冰聚積情況。為在夜間使用該措施，必須提供足夠的照明。同時，當防冰設備的使用需要飛行機組監視飛機外表面時，還必須提供足夠夜間監視所需的外部照明。
所採用的任何照明方式均不得產生妨礙機組成員執行其任務的眩光或反光。飛機飛行手冊或其他經批准的手冊資料中，必須說明確定冰聚積的方法，並給出在結冰條件下飛機安全運行所需的信息。
[2004年×月×日第三次修訂]

其他設備

第23.1431條   電子設備
(a)在表明無線電和電子設備及其安裝符合第23.1309條(b)(1)和(2)的要求時，必須考慮臨界環境條件。
(b)無線電和電子設備、控制裝置和導線，必須安裝成在任一部件或多部件系統工作時，對民用航空規章所要求的任何其他無線電或電子的部件或多部件系統的同時工作不會有不利影響。
(c)對於要求一個以上飛行機組成員的飛機，或飛機運行需要一個以上飛行機組成員時，必須進行駕駛艙評估，以確定在飛機運行時的駕駛艙真實噪聲條件下，所有飛行機組成員是否能夠在其工作位置上毫無困難地進行交談。
如果飛機設計包括了使用頭戴式通訊耳機的措施，該評估還必須考慮使用耳機時的情況。如果評估表明，存在有交談困難的情況，則必須設置內話通訊系統。
(d)如果安裝的通訊設備帶有發射機“開-關”轉換，該轉換措施必須設計成，在被釋放時將從“發射”位回到“關斷”位，並確保發射機回復到關斷（不發射）狀態。
(e)如果有使用頭戴式通訊耳機的措施，必須演示，在飛機運行時的駕駛艙真實噪聲條件下，飛行機組成員在使用任一耳機時均能聽見所有的音響警告。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1435條  液壓系統
(a)設計
液壓系統必須按下列要求進行設計：
(1)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)對於提供兩個或更多主要功能的每個液壓系統，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（沖壓）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足夠長時間的封閉，很可能產生液壓油體積變化而引起的超壓；
(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的驗證，當驗證試驗時，系統的任何零件不得損壞、出故障或產生永久變形。系統的驗證壓力載荷必須至少為該系統最大工作壓力的1.5倍。  
(c)蓄壓器
如果滿足下列要求，蓄壓器或蓄液箱可以安裝在防火墻的發動機一側：
(1)它們是發動機或螺旋槳系統整體的一部分，或
(2)蓄液箱是非增壓的，並且所有這種非增壓蓄液箱的總容積不大於0.946升（1美制誇脫）。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1437條  多發飛機的附件
對於多發飛機，對安全運行所必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上，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運行。

第23.1438條  增壓系統和氣動系統
(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工作壓力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。

第23.1441條   氧氣設備和供氧
(a)如果申請裝有補氧設備的合格審定，或飛機經批准的使用高度按民用航空運行規則要求補氧，則該設備必須滿足本條和第23.1443條至第23.1449條的要求。如果表明手提式設備滿足適用的要求並在飛機型號設計中加以明確，而且其存放設施滿足第23.561條的要求，可以用手提式氧氣設備來滿足這些要求。
(b)氧氣系統的本身、其使用方法以及它對其他部件的影響必須均無危害。
(c)必須具有使機組在飛行中能迅速確定每個供氧源可用氧量的裝置。
(d)必須向每一位規定的飛行機組成員提供：
(1)肺式氧氣設備，如果飛機按7,600米（25,000英尺）以上的運行高度進行審定；
(2)壓力肺式氧氣設備，如果飛機按12,000米（40,000英尺）以上的運行高度進行審定。
(e)必須有易於機組在飛行中操作的措施來接通或關斷高壓氧源的供氧。該關斷要求不適用於化學氧氣發生器。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1443條  最小補氧流量
(a)如果裝有連續供氧設備，申請人必須滿足本條(a)(1)和(a)(2)或者滿足本條(a)(3)的要求：
(1)對於每一乘客，在不同座艙壓力高度上所需的最小補氧流量，不得小於在使用所提供的氧氣設備（包括面罩）時保持下述吸氣平均氣管氧分壓所需的氧流量：
(i)座艙壓力高度超過3,000米（10,000英尺）直到並包括5,600米（18,500英尺），每分鐘呼吸15升（BTPS），且保持固定呼吸時間間隔的最大潮氣量（最大一次呼吸量）為700毫升時，平均氣管氧分壓為13,332帕（100毫米汞柱）；
(ii)座艙壓力高度超過5,600米（18,900英尺）直到並包括12,000米（40,000英尺），每分鐘呼吸30升（BTPS），且保持固定呼吸時間間隔的最大潮氣量為1,100毫升時，平均氣管氧分壓為11,172帕（83.8毫米汞柱）。   
(2)對於每位飛行機組成員，最小補氧流量不得小於保持下述吸氣平均氣管氧分壓所需的氧流量：在每分鐘呼吸15升（BTPS）且保持固定呼吸時間間隔的最大潮氣量為700毫升時，平均氣管氧分壓為19,865帕（149毫米汞柱）。
(3)在低於和等於飛機的最大使用高度時，供給每個使用者的最小補氧流量不得小於下圖示出的流量。   
(b)如果裝有飛行機組成員使用的肺式供氧設備，則每分鐘呼吸20升（BTPS）時，每一飛行機組成員所需的最小補氧流量，在座艙壓力高度低於和等於10,500米（35,000英尺）時，不得小於保持吸氣平均氣管氧分壓為16,265帕（122毫米汞柱）所需的氧流量；座艙壓力高度在10,500米（35,000英尺）至12,000米（40,000英尺）時，不得小於保持含氧為95％所需的氧流量。此外，必須有可供機組選用純氧的手段。
(c)如果裝有急救供氧設備，則供每人使用的最小氧流量每分鐘不得小於4升（STPD）。然而，可使用某種手段在任何座艙高度下將每分鐘氧流量減到不少於2升（STPD）。急救用氧量是以急救用氧者每人每分鐘3升的平均氧流量為依據來確定的。
(d)本條所用下列術語的定義為：
(1)BTPS：指人體溫度和壓力，飽和水氣（即，37°C，人體所處環境壓力減去47毫米汞柱，該壓力差也就等於氣管壓力減去呼吸氣體變成37°C飽和水蒸汽狀態時的水蒸汽壓力）。
(2)STPD：指標準溫度和壓力下的幹燥氣體（即，0°C、760毫米汞柱的無水蒸汽的空氣）。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1445條  氧氣分配系統
(a)除從氧氣出口到分氧裝置的柔性管路或經表明適合於該安裝的其他地方外，在飛行期間通常會加壓的任何氧氣管路不得採用非金屬管材。
(b)非金屬氧氣管路不得敷設在因任何可能的失效而遭遇溫升、電弧放電和可燃液體泄  漏的地方。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1447條   分氧裝置設置的規定
如果裝有分氧裝置，則采用下列規定：
(a)對於每個需補氧的乘員必須有各自的分氧裝置，每個分氧裝置必須滿足下列要求：
(1)保證有效利用送至分氧裝置的氧氣；
(2)能夠迅速戴在使用者面部上；
(3)具有合適的手段使裝置保持在面部；
(4)如果裝有無線電設備，飛行機組的分氧裝置必須設計成在指定的工作位置處能夠使用該設備，也能夠與任何其他必需的機組成員通訊。
(b)如果申請運行高度不超過5,500米（18,000英尺）（平均海平面高度）的合格審定，則每個分氧裝置必須滿足下列要求之一：
(1)蓋住使用者的鼻和嘴；
(2)如果用鼻管，則必須備有一個能罩住鼻和嘴的分氧裝置。此外，每一鼻管或其接頭管必須持久地固定有下列標記：
(i)使用時禁止吸煙的可視警告；
(ii)正確戴用方法的圖示；
(iii)鼻道阻塞或感冒鼻塞時禁止使用的可視警告。
(c)如果申請運行高度超過5,500米（18,000英尺）（平均海平面高度）的合格審定，每個分氧裝置必須蓋住使用者的鼻和嘴；
(d)對於設計在飛行高度大於7,600米（25,000英尺）（平均海平面高度）運行的增壓飛機，分氧裝置必須滿足下列要求：
(1)供乘客使用的分氧裝置必須連接在供氧接頭上，並且每個乘員無論就座何處都能夠立即取用；
(2)供機組成員使用的分氧裝置必須在座艙壓力高度超過4,500米（15,000英尺）之前自動地送達每個機組成員處。或者，必須具有連接至供氧接頭上的速戴型分氧裝置，且當機組成員坐在其工作位置上時可以立即取用。
(e)如果申請運行高度超過9,000米（30,000英尺）的合格審定，供乘客使用的分氧裝置在座艙壓力高度超過4,500米（15,000英尺）之前必須自動地送達每個乘員；
(f)如果裝有自動分氧裝置（軟管和面具或其他裝置）系統，當自動系統失效時，必須具有手動措施使機組能迅速地使用分氧裝置。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1449條   判斷供氧的措施
必須設置使機組能夠判定是否正在向分氧裝置供氧的措施。

第23.1450條   化學氧氣發生器
(a)本條所述的化學氧氣發生器定義為通過化學反應生成氧氣的裝置。
(b)化學氧氣發生器必須按下列要求進行設計和安裝：
(1)發生器在工作時所產生的表面溫度，不得對飛機或機上乘員造成危害；
(2)必須備有釋放可能有危險的內部壓力的措施。
(c)除了滿足本條(b)的要求外，能靠更換發生器元件連續工作的攜帶式化學氧氣發生器，還必須附有標牌來說明下列事項：
(1)氧氣流量（升/分）；
(2)可更換的發生器元件的持續供氧時間（分鐘）；
(3)警告可更換的發生器元件可能發熱，如果元件的構造使其表面溫度不會超過38°C（100°F），則除外。

第23.1451條   氧氣設備防火
氧氣設備和管路必須滿足下列要求：
(a)不得位於任何指定火區內；
(b)必須加以防護，免受任何指定火區可能產生或逸出的熱量的影響；
(c)其安裝必須使得所逸出的氧氣不致接觸和點燃正常工作時存在的或因任何其他系統失效或故障而聚積的油脂、油液或蒸氣。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1453條    防止氧氣設備破裂的規定
(a)氧氣系統的每個部件必須具有足夠的強度，以承受最大的壓力和溫度及其與任何外部載荷的組合作用。該外部載荷是指此時會施加在該部件上的結構限制載荷。
(b)加壓氧氣瓶和該氧氣瓶與切斷閥之間的管路必須滿足下列要求：
(1)對不安全的溫度應有防護措施；
(2)其位置應使墜撞著陸時破裂的概率和危害減至最小。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1457條   駕駛艙錄音機
(a)民用航空運行規則所要求的每臺駕駛艙錄音機必須經過批準，並且其安裝必須能夠記錄下列信息：
(1)通過無線電在飛機上發出或收到的通話；
(2)駕駛艙內飛行機組成員的對話；
(3)駕駛艙內飛行機組成員使用飛機內話系統時的通話；
(4)進入耳機或揚聲器中的導航或進場設備的通話或音頻識別信號；
(5)飛行機組成員使用旅客廣播系統時的通話（如果裝有旅客廣播系統，並根據本條(c)(4)(ii)的要求有第四通道可用。）
(b)必須在駕駛艙內安裝一只區域話筒來滿足本條(a)(2)的記錄要求。話筒要安裝在最佳位置，能夠記錄正、副駕駛員工作位置上進行的對話，以及記錄駕駛艙內其他機組成員面向正、副駕駛員工作位置時的對話。話筒的定位必須使得在飛行中駕駛艙噪聲條件下所記錄和重放的錄音通信的可懂度盡可能高，如有必要，應對錄音機的前置放大器和濾波器進行調整或補償。評價可懂度時可以把記錄反復重放，用聽覺或目視來判斷。
(c)每台駕駛艙錄音機的安裝必須將本條(a)規定的通話或音頻信號根據不同聲源分別錄在下列通道上：
(1)第一通道，來自正駕駛員工作位置上的每個吊桿式、氧氣面罩式或手持式話筒、耳機或揚聲器；
(2)第二通道，來自副駕駛員工作位置上的每個吊桿式、氧氣面罩式或手持式話筒、耳機或揚聲器；
(3)第三通道，來自安裝在駕駛艙內的區域話筒；
(4)第四通道：
(i)來自第三和第四名機組成員工作位置上的每個吊桿式、氧氣面罩式或手持式的話 筒、耳機或揚聲器；
(ii)來自駕駛艙內與旅客廣播系統一起使用的每個話筒，如果此信號未被別的通道所拾起（條件是不要求配置本條(c)(4)(i)中規定的工作位置或該工作位置的信號由另一通道所拾取）。
(5)不論機內通話話筒按鍵開關處於何種位置，必須將本條(c)(1)、(2)和(4)所述的話筒接收到的所有聲音盡可能不間斷地記錄下來。該設計必須保證只有在使用機內通話機、旅客廣播系統或無線電發送機時，才會對飛行機組產生側音。
(d)每台駕駛艙錄音機的安裝必須符合下列規定：
(1)其供電應來自對駕駛艙錄音機的工作最為可靠的匯流條，而不危及對重要負載或應急負載的供電；
(2)應備有自動裝置，在撞損衝擊後10分鐘內，能使錄音機停止工作並停止各抹音裝置的功能；
(3)應備有音響或目視裝置，能在飛行前檢查錄音機工作是否正常。
(e)記錄容器的位置和安裝，必須能將撞損衝擊使該容器破裂，以及隨之起火而毀壞記錄的概率減至最小。為滿足這一要求，該容器必須盡可能安裝在後部，但不得裝在衝擊時尾吊發動機可能撞壞容器的部位（不必裝在增壓艙之後）。
(f)如果駕駛艙錄音機裝有抹音裝置，其安裝設計必須使誤動的概率以及在撞損衝擊時抹音裝置工作的概率減至最小。
(g)每個記錄容器必須符合下列規定：
(1)外觀為鮮橙色或鮮黃色；
(2)在其外表面固定有反射條，以利於發現它在水下的位置；
(3)當民用航空規章運行規則有要求時，在容器上裝有或連接有水下定位裝置，其固定方式要保證在撞損衝擊時不大可能分離。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.1459條   飛行記錄器
(a)民用航空運行規則所要求的每一飛行記錄器的安裝必須滿足下列要求：
(1)飛機記錄器應獲得空速、高度和航向數據。數據的來源符合第23.1323條、第23.1325條和第23.1327條中相應的精度要求；
(2)垂直加速度傳感器應剛性固定，其縱向位置在批准的飛機重心範圍之內，就在這一範圍前後或不超過飛機平均氣動力弦的25％處；
(3)其供電應來自對飛行記錄器的工作最為可靠的匯流條，而不危及對重要負載或應急負載的供電；
(4)應備有音響或目視裝置，能在飛行前檢查記錄器存儲介質的數據記錄是否正常；
(5)除了由發動機驅動的發電機系統單獨供電的記錄器外，應備有自動裝置，在撞損衝擊後10分鐘內，能使具有數據抹除裝置的記錄器停止工作並停止抹除裝置的功能。
(b)每個非彈出式記錄器容器的位置和安裝必須能將撞損衝擊使該容器破裂，以及隨之起火而毀壞記錄器的概率減至最小。為滿足這一要求，該容器必須盡可能安裝在後部，但不得裝在衝擊時尾吊發動機可能撞壞容器的部位（不必裝在增壓艙之後）。
(c)必須確定飛行記錄器的空速、高度和航向讀數同正駕駛員儀表上相應讀數（考慮修正系數）之間的相應關系。此關系必須覆蓋飛機飛行的空速範圍，飛機的高度限制範圍和360°航向範圍相互關係可在地面上用合適的方法確定。
(d)每個記錄器必須符合下列規定：
(1)外觀為鮮橙色或鮮黃色；
(2)在其外表面固定有反射條，以利於發現它在水下的位置；
(3)當民用航空規章的運行規則有要求時，在容器上裝有或連接有水下定位裝置，其固定方式要保證在撞損衝出時不大可能分離。
(e)應對飛機的任何新穎或獨特的設計或使用特性進行評價，以決定是否有專用參數必須記錄在飛行記錄器上，以增加或代替現有要求。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.1461條   含高能轉子的設備
(a)含高能轉子的設備（如輔助動力裝置(APU)和恒速傳動裝置）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破壞所引起的損傷；
(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)必須通過試驗表明，含高能轉子的設備能包容住高能轉子在最高速度下發生的任何破壞（當正常的速度控制裝置不工作時能達到的最高速度）。
(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。
[2004年×月×日第三次修訂]   

J-20

G章   使用限制和資料

第23.1501條  總則
(a)必須制定第23.1505條至第23.1527條所規定的每項使用限制以及為安全使用所必需的其他限制和資料。
(b)必須按第23.1541條至第23.1589條的規定，使這些使用限制以及為安全運行所必需的其他資料可供機組人員使用。

第23.1505條   空速限制
(a)不許超越速度VNE必須按下述要求制定：
(1)不小於第23.335條所允許的VD最小值的0.9倍；
(2)不大於下列小者：
(i)按第23.335條確定的VD的0.9倍；
(ii)按第23.251條表明的最大速度的0.9倍。
(b)最大結構巡航速度VNO必須按下述要求制定：
(1)不小於第23.335條所允許的VC；
(2)不大於下列小者：
(i)第23.335條確定的VC；
(ii)本條(a)所確定的VNE的0.89倍。
(c)本條(a)和(b)不適用於渦輪發動機飛機，或按第23.335(b)(4)確定設計俯衝速度VD/MD的飛機。對於這些飛機，必須確定最大使用限制速度(VMO/MMO－空速或M數，在特定高度取其臨界者)，作為在任何飛行狀態(爬升、巡航或下降)下，都不得故意超過的速度。但在試飛或駕駛員訓練飛行中，經批准可以使用更大的速度。VMO/MMO必須制定成不高於設計巡航速度VC/MC，並充分低於VD/MD和第23.251條表明的最大速度，使得飛行中極不可能無意中超過VD/MD和按第23.251條表明的最大速度。VMO/MMO和VD/MD之間的速度餘量，或VMO/MMO與第23.251表明的最大速度之間的速度餘量，不得小於按第23.335(b)確定的VC/MC和VD/MD之間的速度餘量，或按第23.253條進行試飛時認為是必需的餘量。

第23.1507條  使用機動速度
必須制定最大使用機動速度VO作為使用限制。VO是選定的速度不大於按第23.335(c)的規定VSn確定。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1511條  襟翼展態速度
(a)襟翼展態速度VFE的制定必須符合以下規定：
(1)不小於第23.345條(b)允許的VF的最小值；和
(2)不大於第23.345條(a)、(c)和(d)確定的VF。
(b)如果襟翼結構已按相應設計情況作過驗證，可以確定襟翼偏度、空速和發動機動力的其他組合情況。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1513條  最小操縱速度
必須將按第23.149條確定的最小操縱速度VMC制定為使用限制。

第23.1519條  重量和重心
必須將按第23.23確定的重量和重心限制制定為使用限制。

第23.1521條   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型號合格證中的相應限制。
(b)起飛運轉
動力裝置起飛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。
(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(對活塞發動機)；
(3)最高允許燃氣溫度(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)和(c)的限制範圍內運轉所要求的標號或牌號。
(e)外界大氣溫度除最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機外，所有飛機必須制定外界大氣溫度限制(如裝有防寒裝置，包括對該裝置的限制)，該限制應為表明飛機符合第23.1041條至第23.1047條有關冷卻規定時的最高外界大氣溫度。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1522條   輔助動力裝置限制
如果安裝了輔助動力裝置，則必須在飛機的運行限制中規定為輔助動力裝置確定的限制。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1523條   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。此外，對於通勤類飛機每個機組成員工作量的確定還必須考慮下列因素：
(1)飛行航跡控制；
(2)防撞；
(3)導航；
(4)通信；
(5)對飛機必不可少的各系統的操作和監控；
(6)指揮決策；
(7)在所有正常和應急操作期間，相應機組成員在飛行工作位置上對必需的操縱器件的可達性和操作簡易性。
(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；
(c)按第23.1525條所核準的運行類型。
[1990年7月18日第一次修訂]

第23.1524條  最大客座量布置
必須制定最大客座量的布置。

第23.1525條   運行類型
飛機批准的運行類型(如：VFR、IFR、晝間或夜間)和限用或禁止的氣象條件(如：結冰)必須相應於其所裝設備來制定。
[2004年×月×日第三次修訂
]
第23.1527條  最大使用高度
(a)必須制定受飛行、結構、動力裝置、功能或設備的特性限制所允許運行的最大高度。
(b)對於增壓飛機，必須制定不超過7,600米(25,000英尺)的最大使用高度限制，除非表明符合第23.775條(e)的要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1529條    持續適航文件
申請人必須根據本部附錄G編制局方可接受的持續適航文件。如果有計劃保證在交付第一架飛機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

第23.1541條   總則
(a)飛機必須裝有下列標記和標牌：
(1)第23.1545條至第23.1567條規定的標記和標牌；
(2)如果具有不尋常的設計、使用或操縱特性，為安全運行所需的附加的信息、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。
(c)對於要取得多於一種類別合格證的飛機必須符合下列要求：
(1)申請人必須選擇一種類別作為制定標記和標牌的基礎；
(2)該飛機要取得合格證的全部類別的標牌和標記資料，必須列入飛機飛行手冊。

第23.1543條    儀表標記：總則
每一儀表標記必須符合下列要求：
(a)當標記位於儀表的表面玻璃上時，有使表面玻璃與刻度盤盤面保持正面定位的措施；
(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)所有相關的儀表必須以相協調的單位校準。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1545條    空速指示器
(a)每個空速指示器必須按本條(b)的規定，在相應的指示空速處作標記。
(b)必須制作下列標記：
(1)對於不許超越速度VNE，用徑向紅線作標記；
(2)對於警告速度範圍，用黃色弧線作標記，從本條(b)(1)所規定的紅線開始，到本條(b)(3)規定的綠色弧線的上限為止；
(3)對於正常工作範圍，用綠色弧線作標記，其下限為最大重量、起落架與襟翼收上情況下的VS1，上限為第23.1505條(b)所規定的最大結構巡航速度VNO；
(4)對於襟翼工作範圍，用白色弧線作標記，其下限為最大重量情況下的VS0，上限為第23.1511條所規定的襟翼展態速度VFE；
(5)對最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機多發飛機，已經用以演示符合第23.69條(b)要求的海平面最大重量時的爬升率速度，用徑向蘭線標記。
(6)對最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）活塞發動機多發飛機，按第23.149條(b)確定最小操縱速度VMCA的最大值(一台發動機不工作)，用徑向紅線作標記。
(c)如果VNE或VNO隨高度而變化，必須有向駕駛員指明整個使用高度範圍內相應限制的措施。
(d)本條(b)(1)至(b)(3)和(c)不適用於按第23.1505條(c)確定最大使用速度VMO/MMO的飛機。對於這些飛機，必須用兩種措施之一：用最大許用空速指示，表明VMO/MMO隨高度或壓縮性限制(取適合者)的變化；或者用徑向紅線標誌最低的VMO/MMO，此值必須至飛機最大使用高度為止的任一高度來確定。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1547條   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條要求的標牌。
(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。

第23.1549條   動力裝置和輔助動力裝置儀表
每個所需的動力裝置和輔助動力裝置儀表，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)起飛和預警範圍用黃色弧線或黃色直線標示；
(d)每個動力裝置、輔助動力裝置或螺旋槳由於過度振動應力所限制的範圍必須用紅色弧線或紅色線標示。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1551條    滑油油量指示器
滑油油量指示器必須標出足夠密的刻度，以便迅使而準確地指示滑油油量。

第23.1553條    燃油油量表
每一油量表按第23.1337條(b)(1)規定在校準的零讀數處標示紅色徑向線。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1555條      操縱器件標記
(a)除飛行主操縱器件和簡單按鈕式起動電門外，必須清晰地標明駕駛艙內每一操縱器件的功能和操作方法。
(b)每個副翼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，必須在標牌上注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；
(4)對多發飛機，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置。
(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，則必須對第23.729條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，並且必須按其使用方法標示。除應急操縱器件或附帶應急功能的操縱器件以外，任何操縱器件不應用此顏色標示。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1557條   其他標記和標牌
(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77公斤(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)對以活塞發動機為動力的飛機：
(A)“航空汽油”字樣；
(B)最低燃油標號。
(ii)對以渦輪發動機為動力的飛機：
(A)“噴氣燃油”字樣；
(B)許用燃油牌號或參見飛行手冊中許用燃油牌號。
(iii)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”字樣及許用滑油牌號，或參見飛行手冊中許用滑油牌號。
(3)冷卻液口蓋上或其近旁必須標有“冷卻液”字樣。
(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。每個應急出口控制器附近，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)[刪除]
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1559條    使用限制標牌
(a)必須有駕駛員能看清楚的具有下列內容的一個標牌：
(1)該飛機必須按飛行手冊操作；和
(2)所有標牌適用的飛機審定類別。
(b)對於按一種以上類別審定合格的飛機必須在駕駛員能看清楚的標牌上聲明其他限制見飛行手冊。
(c)必須有駕駛員能看清楚的一個標牌，規定按第23.1525條飛機運行或禁止飛機運行的運行類型。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1561條    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。

第23.1563條   空速標牌
必須有駕駛員能清楚看到的空速標牌，其位置應盡可能接近空速指示器。此標牌必須標有下列內容：
(a)使用機動速度VO；
(b)最大起落架收放速度VLO。
(c)對渦輪發動機飛機和最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機多發飛機，按第23.149條(b)確定的最小可操縱速度VMC(一台發動機不工作)的最大值。
[2004年×月×日第三次修訂]

第23.1567條   飛行機動標牌
(a)對於正常類飛機，必須在駕駛員前面能看清楚之處，設置一塊標牌註明：“不準許做特技機動，包括尾旋在內”
(b)對於實用類飛機，必須有下述標牌：
(1)駕駛員能看清楚的一塊標牌，註明：“特技機動限制如下”(列舉經批准的機動飛行和每種機動飛行的推薦進入速度)；
(2)對於不滿足特技類飛機尾旋要求的飛機有駕駛員能看清楚的附加標牌，註明“禁止尾旋”。
(c)對於特技類飛機，必須有駕駛員能看清楚的一塊標牌，列舉經批准的特技機動和每種機動飛行的推薦進入速度。如果各種倒飛機動未獲批准，標牌對此必須註明。
(d)對批準尾旋的特技類和實用類飛機，必須有一個駕駛員清晰可見的標牌：
(1)列出改出尾旋機動的操縱動作；和
(2)說明必須在螺旋特性出現時，或者不超過六圈尾旋或不超過飛機已經合格審定的任何更多的圈數開始改出動作。
[2004年×月×日第三次修訂]

飛機飛行手冊和批準的手冊資料

第23.1581條   總則
(a)應提供的資料
必須為每架飛機提供飛機飛行手冊。該手冊必須包含以下內容：
(1)第23.1583條至第23.1589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他資料。
(3)符合相關運行規章的必需的其他資料。
(b)經批准的資料
(1)除了本條(b)(2)規定的以外，飛機飛行手冊中包含第23.1583條至23.1589條規定資料的每一部分內容必須經批准，並且必須單獨編排，加以標識，將其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)的要求不適用於最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機：
(i)飛機飛行手冊包含第23.1583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，並加以標識，並明顯區別於飛機飛行手冊的其他各部分；
(ii)第23.1585條至第23.1589條中規定的資料，必須按照本部的適用要求加以確定，並用局方可接受的方式全面給出。
(3)包含有本條規定資料的飛機飛行手冊的每一頁，其式樣必須不易被擦去、損壞或錯放，能插入申請人提供的手冊或者放進活頁夾，或任何其他固定的裝訂夾內。
(c)飛行手冊中所用的單位必須與相應的儀表和標牌上的標示所用的單位一樣。
(d)除非另有規定，所有飛機飛行手冊使用速度必須以指示空速表示(e)必須配備駕駛員易於接近的合適的固定容器，用於存放飛機飛行手冊。
(f)改版和修正
每個飛行手冊必須有措施記錄改版和正。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1583條  使用限制
飛行手冊必須包括按23部確定的使用限制，包括以下內容：
(a)空速限制
必須提供下列資料：
(1)按第23.1545條要求在儀表上標示空速限制所需資料，以及上述每種限制和在空速指示器上所用的彩色符號的意義；
(2)速度VA、Vo、VLE和VLO及其意義；
(3)此外，對於渦輪發動機通勤類飛機還必須提供下列資料：
(i)最大使用限制速度VMO/MMO，並需說明，“除經批准在試飛或駕駛員訓練飛行中可使用更大的的速度外，在任何飛行狀態(爬升、巡航或下降)下，均不得故意超越該速度限制”；
(ii)如果空速限制取決於壓縮性效應，則需提供對該效應的說明和資料(關於該效應的征兆、飛機可能出現的反應以及薦用的改出程序)；
(iii)空速限制必須用VMO/MMO表明，而不用VNO和VNE。
(b)動力裝置限制必須提供下列資料：
(1)第23.1521條要求的限制；
(2)對限制的解釋(當需要時)；
(3)按第23.1549條至第23.1553條的要求對儀表作標記所必需的資料。
(c)重量
飛機飛行手冊必須包括下列內容：
(1)最大重量；
(2)最大著陸重量。如果申請人選擇的設計著陸重量低於最大重量；
(3)對正常類、實用類和特技類渦輪發動機飛機和的正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）活塞發動機飛機，性能限制如下：
(i)申請人選定範圍內的每一機場高度、環境溫度下滿足第23.63條(c)(1)爬升要求的最大起飛重量。
(ii)申請人選定範圍內的每一機場高度、環境溫度下滿足第23.63條(c)(2)爬升要求的最大著陸重量。
(4)此外，對於通勤類飛機，對應申請人選定範圍內的每一機場高度、外界溫度的最大起飛重量，在此重量下：
(i)飛機符合第23.63條(d)(1)爬升要求；和
(ii)按第23.55條確定的加速—停止距離等於可用跑道長度加上任何停機道的長度(若利用)：並滿足以下兩者之一：
(iii)第23.59條(a)確定的起飛距離等於可用跑道長度；或
(iv)申請人選擇時，第23.59條(a)確定的起飛距離等於可用跑道長度加上所有凈空道的長度，並且第23.59條(b)確定的起飛滑跑距離等於可用跑道長度。
(5)對於通勤類飛機，對應申請人所選定範圍內的每一機場高度下的最大著陸重量，在此重量下：
(i)在申請人選定的外界溫度範圍內飛機滿足第23.63條(d)(2)爬升要求；和
(ii)第23.75條確定的標準溫度下的著陸距離等於可用跑道長度。
(6)按第23.343條規定制定最大零機翼燃油重量(當有關時)。
(d)重心    已制定的重心限制。
(e)機動
下列本條規定的經核準的機動、相應的空速限制和未經核準的機動：
(1)正常類飛機
對於正常類飛機，未經核準的特技機動包括尾旋。
(2)實用類飛機
對於實用類飛機，必須提供在型號飛行試驗中表明的經核準的機動清單以及推薦的進入速度和其他相關的限制，其他未經核準的機動。
(3)特技類飛機
對於特技類飛機，必須提供在型號飛行試驗中表明的經核準的機動清單以及推薦的進入速度和其他相關的限制。
(4)批准尾旋的特技類和實用類飛機，表明符合第23.221條(c)所制定的尾旋改出程序。
(5)通勤類飛機
對通勤類飛機，機動限於包括正常飛行、失速(不包括尾沖失速)和坡度不超過60度的急轉彎的任何機動飛行。
(f)機動載荷系數
必須提供正限制載荷系數，單位為g，並且，對特技類飛機還要提供負限制載荷系數。
(g)最小飛行機組
按第23.1523條確定的最小飛行機組的數量和職能。
(h)運行類型
必須提供飛機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)，以及飛機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。
(i)最大使用高度
按第23.1527條確定的最大高度。
(j)最大客座布置
必須提供最大客座量布置。
(k)許用的橫向燃油裝載
最大許用的橫向燃油裝載差，如果其小於最大可能裝載差。
(l)行李艙和貨艙裝載
對每一行李艙和貨艙或區域以下資料適用：
(1)最大許用載重；和
(2)最大裝載密度。
(m)系統
飛機系統和設備使用的任何限制。
(n)外界大氣溫度
運行時最高和最低外界大氣溫度(適用時)。
(o)吸煙
飛機上有關吸煙的任何限制。
(p)道面類型
可能使用的道面類型的說明(見第23.45條(g)和第23.1587條(a)(4)、(c)(2)和(d)(4))
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1585條   使用程序
(a)對於每架飛機，必須提供正常、不正常(如適用)和應急程序及其他與安全運行有關的資料，還必須提供達到預定性能的資料，包括：
(1)重要或不尋常的空中或地面操縱特性的解釋；
(2)起飛和著陸的最大演示側風風速，和在側風中運行的有關程序和資料；
(3)在顛簸氣流中飛行的推薦速度，該速度必須防止由於突風導致飛機結構損傷和失去控制(如：失速)的事件發生。
(4)飛行中再啟動任一臺渦輪發動機的程序，包括高度的影響；和
(5)按第23.73條和第23.75條進行正常進場和著陸，以及過渡到中斷著陸情況的程序、速度和構型。
(6)對於水上飛機和水陸兩棲飛機，水上操縱程序和經演示的浪高。
(b)對所有單發飛機，除本條(a)外，還必須按第23.71條提供在發動機失效後滑翔，以及隨後的強迫著陸的程序、速度和構型。
(c)對所有多發飛機，除本條(a)外，還必須提供下述資料：
(1)一台發動機不工作進場和著陸的程序、速度和構型；
(2)一台發動機不工作中斷著陸的程序、速度和構型，能安全進行中斷著陸的條件，或不要試圖進行中斷著陸的警告；
(3)按第23.149條確定的VSSE；和
(4)空中發動機再起動程序，包括高度的影響。
(d)對正常類、實用類和特技類飛機，除本條(a)以及(b)或(c)兩者之一外，還必須提供下述資料：
(1)按第23.51條(a)和(b)及第23.53條(a)和(b)進行正常起飛，隨後按第23.65條和第23.69條(a)進行爬升的程序、速度和構型。
(2)由於發動機失效或其他原因放棄起飛的程序。
(e)對所有正常類、實用類和特技類多發飛機，除本條(a)、(c)和(d)外，還必須包括下列資料：
(1)發動機失效後繼續起飛的程序和速度，繼續安全起飛的條件，或不要試圖繼續起飛的警告。
(2)按23.67條起飛或按23.69條(b)巡航，發動機失效後繼續爬升的程序、速度和構型。
(f)對所有通勤類飛機，除本條(a)和(c)外，還必須提供下述資料：
(1)正常起飛的程序、速度和構型。
(2)按第23.55條進行加速-停止的程序和速度。
(3)按第23.59條(a)(1)確定的發動機失效後繼續起飛和沿著按第23.57條和第23.61條(a)確定的飛行航跡飛行的程序和速度。
(g)對多發飛機，必須提供識別每個使用條件的資料，在這些使用條件下，第23.953條規定的燃油系統獨立性是安全性所必需的，同時提供配置燃油系統表明在符合該條時所用的構型的指示。
(h)對於表明符合第23.1353條(g)(2)或(g)(3)的每架飛機，必須提供將電瓶從其充電電源斷開的操作程序。
(i)必須提供所有燃油箱總可用燃油量和任一油泵失效對可用燃油量的影響。
(j)必須提供飛機系統和設備在正常使用情況和故障情況下的安全使用程序。
[1990年7月18日第一次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1587條　　性能資料
除非另有規定，必須提供第23.45條(b)要求的高度和溫度範圍內的性能資料。
(a)對於所有飛機，必須提供下列資料：
(1)在最大重量時按第23.49條襟翼和起落架收上狀態確定的失速速度VS0和VS1，和直到60度坡度角對失速速度的影響；
(2)按第23.69條(a)確定的全發工作定常爬升率和爬升梯度；
(3)按第23.75條確定的每一機場高度和標準溫度的著陸距離和其有效的道面類型；
(4)按第23.45條(g)確定的著陸距離在乾燥非平坦堅硬跑道上的影響；
(5)跑道坡度、50％逆風分量和150順風分量對著陸距離的影響；
(b)對正常類、實用類和特技類最大重量不超過2722公斤（6000磅）的活塞發動機飛機，除本條(a)外，還必須提供按第23.77條(a)確定的定常爬升/下降角。
(c)對正常類、實用類和特技類飛機，除本條(a)和(b)外,如果適用，還必須提供下列資料：
(1)按第23.53條確定的起飛距離和其有效的道面類型；
(2)按第23.45條(g)確定的著陸距離在幹燥非平坦堅硬跑道上的影響；
(3)跑道坡度、50％逆風分量和150%順風分量對著陸距離的影響；
(4)對渦輪發動機多發飛機和正常類、實用類和特技類最大重量超過2722公斤（6000磅）的活塞發動機多發飛機，按第23.66條確定的一臺發動機不工作的起飛爬升/下降梯度；
(5)對多發飛機，按第23.69條(b)確定的一台發動機不工作的航路爬升/下降率和梯度；和
(6)對單發飛機，按第23.71條確定的滑翔性能。
(d)對通勤類飛機，除本條(a)外，還必須提供下列資料：
(1)按第23.55條確定的加速-停止距離；
(2)按第23.59條(a)確定的起飛距離；
(3)申請人選擇時，按第23.59條(b)確定的起飛滑跑距離；
(4)按第23.45條(g)確定的，乾燥、非平坦堅硬道面對加速-停止距離、起飛距離、起飛滑跑距離(如已確定)的影響；
(5)跑道坡度、50％逆風分量和150%順風分量對加速-停止距離、起飛距離、起飛滑跑距離(如已確定)的影響；和
(6)按第23.61條(b)確定的凈起飛飛行航跡；
(7)按第23.69條(b)確定的一台發動機不工作的航路爬升/下降梯度；
(8)50％逆風分量和150%順風分量對凈起飛飛行航跡、一台發動機不工作的航路爬升/下降梯度的影響；
(9)超重著陸性能資料(在最大著陸重量和最大起飛重量之間的範圍內用外推法確定和算得)按如下要求：
(i)飛機符合第23.63條(d)(2)爬升要求的每一機場高度和周圍大氣溫度時的最大重量；和
(ii)按第23.75條確定的每一機場高度和標準溫度的著陸距離。
(10)按第23.1323條(b)和(c)確定的指示空速(IAS)和校準空速(CAS)的關系。
(11)按第23.1325條(e)要求的高度表系統校準資料。
[1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年×月×日第三次修訂]

第23.1589條    載重資料
必須提供下列載重資料：
(a)飛機在按第23.25條稱重時，所裝每項設備的重量和位置；
(b)對於按第23.25條確定的最大和最小重量之間每一可能的裝載情況的合適的裝載說明，以便使重心保持在第
23.23條確定的限制內。
[2004年×月×日第三次修訂]

J-20

附件A      簡化設計載荷準則

第A23.1條    總則
(a)本附件的設計載荷準則是經批准並與第23.321至第23.459條等效的方法，適用於最大重量為6000磅或以下，並具有下列構型的飛機：
(1)除渦輪動力裝置以外的單發；
(2)主機翼比後置的、裝在機身上的尾翼更靠近飛機重心；
(3)主機翼的1/4弦後掠角不大於+/-15度；
(4)主機翼裝有後緣操縱面（副翼或襟翼，或兩者都有）；
(5)主機翼展弦比不大於7；
(6)平尾展弦比不大於4；
(7)平尾體積系數不小於0.34；
(8)垂尾展弦比不大於2；
(9)垂尾平台面積不大於機翼平台面積的10%；
(10)平尾和垂尾必須采用對稱翼型。
(b)對於具有下列任一構型的飛機可以不必採用附件A的準則：
(1)升力面為鴨式、串列式機翼、近耦或無尾翼的布局；
(2)雙翼或多翼布局；
(3)T形尾翼、V形尾翼或十字形尾翼；
(4)大後掠機翼平台（1/4弦處後掠角大於15度）、三角形平面形式或縫式升力面；或
(5)翼尖小翼或其他翼尖裝置，或外側垂直安定面。
[2004年×月×日第三次修訂]

第A23.3條  專用符號
n₁為飛機正限制載荷系數。
n₂為飛機負載荷系數。
n₃為VC時飛機正限制突風載荷系數。
n₄為VC時飛機負限制突風載荷系數。
n襟翼為VF時襟翼全放下飛機正限制載荷系數。

* VFmin——最小設計襟翼速度＝1.59√n₁wg/s (4.98√n₁wg/s；11.0√n₁wg/s)，節。
* VAmin——最小設計機動速度＝2.17√n₁wg/s (6.79√n₁wg/s；15.0√n₁wg/s)，節。
* VCmin——最小設計巡航速度＝2.46√n₁wg/s (7.69√n₁wg/s；17.0√n₁wg/s)，節。
* VDmin——最小設計俯衝速度＝3.47√n₁wg/s (10.86√n₁wg/s；24.0√n₁wg/s)，節。

第A23.5條   多於一種類別的合格審定
本附件的準則可以用於正常類、實用類和特技類或這些類別任意組合的合格審定。如果希望取得多於一種類別的合格證，必須選擇設計類別的重量使得n₁w對所有類別的飛機是一個常數，或使某個期望的類別的飛機的“n₁w”值大於其他類別的“n₁w”。對於機翼和操縱面（包括襟翼和調整片）只需進行對“n1w”最大值的檢查，或在“n₁w”為常數時，對相應於設計重量為最大的類別進行檢查。如果選擇了特技類，則必須完成按照附件A23.9(c)(2)和A23.11(c)(2)規定的非對稱飛行載荷的檢查。機翼、機翼貫穿結構和水平尾翼結構必須按上述情況做檢查。當飛機裝有配重項目時，對於支承這些項目的局部結構只需按所加的最大載荷系數進行設計。然而，如果希望獲得特技類合格證，則發動機架必須按正常類和實用類合格審定所要求的更高的側向載荷系數來設計。在按著陸載荷進行設計時，起落架和飛機作為一整體只需對相應於最大設計重量的類別進行檢查。這些簡化原則僅適用於具有經驗的常規單發飛機，對於有非常規設計特徵的飛機，局方可以要求進行補充檢查。


第A23.7條  飛行載荷
(a)可以認為每組飛行載荷與高度無關，除死重項目的局部支承結構外，僅必須檢查最大設計重量情況。
(b)必須采用本附件中的表1、圖A3和國A4，由所申請的類別確定相應於最大設計重量的n₁、n₂、n₃和n₄的數值。
(c)必須採用本附件中的圖A1和圖A2，由所申請的類別確定相應於最小飛行重量的n₃和n₄值。如果這些載荷系數大於設計重量的載荷系數，則死重項目的支承結構必須按較高的載荷系數驗證。
(d)每個規定的機翼和尾翼載荷與重心範圍無關。但是申請人必須選定一個重心範圍，而且必須在所選定的重心範圍內按最不利的死重載荷情況檢查基本機身結構。
(e)下列載荷和受載荷情況是結構強度必須保證的最低限度：
(1)飛機平衡
可以認為機翼氣動力載荷垂直作用於相對氣流，對於正向飛機情況，其值為飛機法向載荷（按本附件A23.9(b)和(c)確定）的1.05倍；對於負向飛行情況，其值等於飛機法向載荷，必須考慮該機翼載荷的弦向和法向每個分量。
(2)最小設計空速
最小設計空速可由申請人選擇，但不得低於根據本附件A3得出的最小速度。另外，VCmin不必大於在海平面實際獲得的0.9VH值，而此VH值為對應於申請合格審定的最小設計重量的類別。在計算這些最小設計空速時，n₁不得低於3.8。
(3)飛行載荷
本附件表1所規定的限制飛行載荷系數，表示氣動力分量（垂直於假設的飛機縱軸）與飛機重力之比。當氣動力相對於飛機向上作用時，飛行載荷系數為正。

第A23.9條  飛行情況
(a)總則
必須採用本條(b)和(c)的每個設計情況，以保證在飛機V- n包線（與本附件圖A4相似）的邊界上或其內的每種速度和載荷系數情況下具有足夠的強度。此包線還必須用於制定按第23.1505條至第23.1513條和第23.1519條所規定的飛機結構使用限制。
(b)對稱飛行情況
飛機必須按下述對稱飛行情況進行設計：
(1)飛機必須至少按本附件圖A4飛行包線所示的4種基本飛行情況“A”、“D”、“E”和“G”進行設計。此外，採用下列規定：
(i)與圖A4的“D”和“E”情況相應的設計限制飛行載荷系數，必須至少和本附件的表1和圖A4所規定的載荷系數一樣大，這些情況的設計速度必須至少等於由本附件圖A3所得出的VD值；
(ii)對於圖A4的“A”和“G”的情況，載荷系數必須和本附件表1所規定的相符，設計速度必須用這些載荷系數和申請人所確定的最大靜升力系數CNA來計算。然而，在缺乏更精確計算時，後者可以基於CNA＝±1.35，並且“A”情況的設計速度可以低於VAmin；
(iii)圖A4的“C”或“F”情況，只有在本附件中當n₃wg/s大於n₁wg/s（n₃w/s大於n₁w/s）或n₄wg/s大於n₂wg/s（n4w/s大於n₂w/s）時才需要個別地進行檢查。
(2)如果裝有在進場、著陸和起飛階段較低空速時使用的襟翼或其他增升裝置，飛機必須按本附件表1所規定的相應於襟翼展態的限制系數的兩種飛行情況來設計，此時襟翼在不低於本附件圖A3的襟翼設計速度VFmin時完全放下。
(c)非對稱飛行情況
每個受影響的結構必須按下列非對稱載荷來設計：
(1)後部翼身連接必須按本附件A23.11(c)(1)和(2)所確定的臨界垂直尾翼載荷設計；
(2)機翼和機翼貫穿結構必須按下述載荷進行設計：在對稱面一邊按“A”情況加載100％，在另一邊加載70％（對合格審定為正常類和實用類），或在另一邊加載60％（對合格審定為特技類）；
(3)機翼和機翼貫穿結構必須按對稱面的兩邊為75％正機動機翼載荷及由副翼偏轉引起的最大機翼扭矩的組合來設計。用翼展的副翼部分經過修正的基本翼型力矩系數來考慮副翼偏轉對VC或VA的機翼扭矩的影響時，必須按下列方法計算：
(i)Cm＝Cm＋0.01бu（副翼上偏一側）機翼基本翼型；
(ii)Cm＝Cm－0.01бd（副翼下偏一側）機翼基本翼型；
其中：бu是向上的副翼偏度，бd是向下的副翼偏度；
(4)△的臨界值（其值是бu＋бd的總和），必須按下述方法計算：
(i)用下列公式計算△a和△b：

△a=VA ✕ △P          △b=0.5VA ✕ △P
      VC                                                    VD

其中：△P為VA時的最大總偏角（兩副翼偏角的和），VA、VC和VD在本附件A23.7(e)中有說明：
(ii)用下式計算K：

K=(Cm-0.016b)VD²
     (Cm-0.016a)VC²  

其中：бa是相應於(i)中△a的副翼向下偏度，бb是相應於(i)中△b的副翼向下偏度；
(iii)如果K小於1.0，△a是△的臨界值，並必須用來確定бu和бd。在此情況，VC是臨界速度，必須用它來計算翼展的副翼部分的機翼扭轉載荷；
(iv)如果K等於或大於1.0，△b是△的臨界值，並必須用來確定бu和бd。在此情況，VD是臨界速度，必須用它來計算翼展的副翼部分的機翼扭轉載荷。
(d)補充情況：機翼後撐桿、發動機扭矩、發動機架上的側向載荷必須檢查下列每個補充情況：
(1)在設計機翼後撐桿時，可以檢查第23.369條所規定的情況來代替本附件圖A4的“G”情況。如果用這種方法並且希望得到多於一種類別的合格證，則在第23.369條的公式中採用的wg/s（w/s）值必須是相應於最大總重類別的數值；
(2)發動機架及其支撐結構，必須按相應於非起飛狀態的發動機最大功率和螺旋槳轉速的最大限制扭矩，以及由最大正機動飛行載荷系數n₁所引起的限制載荷同時作用的情況來設計。對於具有5個或多於5個汽缸的發動機，必須掙用1.33的系數乘以平均扭矩得到上述限制扭矩。對於具有4、3和2個汽缸的發動機，其系數必須分別2、3和4；
(3)發動機架及其支撐結構必須按側向限制載荷系數引起的載荷來設計，對於正常類和實用類，系數不小於1.47；對特技類不小於2.0。

第A23.11條  操縱面載荷
(a)總則
每個操縱面載荷必須按本條(b)的準則確定，並必須在本條(c)的簡化載荷的範圍內。
(b)駕駛員限制作用力對本條(c)至(e)所規定的每個操縱面載荷情況，在操縱面上的空氣載荷和相應的偏度不必超過在飛行中使用第23.397條(b)表中規定的駕駛員最大限制作用力所產生的值。如果操縱面載荷收到該駕駛員最大限制作用力的限制，則必須考慮調整片偏轉到最大行程（在有助於駕駛員作用力的方向上），或者在所考慮情況的預期速度下，調整片偏轉到“失配平”所需的最大角度。但是，調整片載荷不必超過本附件表2所規定的值。
(c)操縱面載荷情況
必須按下列規定檢查每個操縱面的載荷情況：
(1)在本附件圖5和圖6中規定了平尾、垂尾、副翼、襟翼和配平調整片簡化的操縱面限制載荷分布。
(i)無論弦向載荷如何分布，沿操縱面展向的載荷分布必須假定與整個弦長成正比，但突角補償操縱面除外。
(ii)水平安定面和升降舵、垂直安定面和方向舵沿弦向的載荷分布必須與本附件圖7的分布相同。
(iii)為確保足夠的抗扭強度並考慮機動和突風，必須考慮相應於操縱面（水平安定面和升降舵，或垂直安定面和方向舵）前緣與平均弦長的一半之間每個壓心位置的最嚴重的載荷。
(iv)為確保在較高的前緣載荷作用下仍有足夠的強度，水平安定面和垂直安定面必須考慮最嚴重的載荷，10%弦長處以前的載荷增大50%，後面的載荷適當減小，保持總載荷不變。
(v)升降舵和方向舵的最嚴重載荷必須按拋物線分布來考慮，在升降舵和方向舵前緣處分別為其操縱面（水平安定面和升降舵、或垂直安定面和方向舵）平均載荷分布的三倍，後緣處為零，並按下式計算：

             _  (c-x)²
P(x)=3(w)-------
                  cf²
其中：
P(x)為沿弦向x處的局部壓力
c為尾翼弦長
cf分別為升降舵和方向舵的弦長
w為操縱面平均載荷分布，按圖A5的規定
（vi）副翼、襟翼和配平調整片的弦向載荷分布按本附件表2的規定。
(2)如果對特技類飛機進行合格審定，則必須對平尾的非對稱載荷情況進行研究，
w的100%作用在飛機中心線的一側，50%作用在飛機中心線的另一側。
(d)外側垂直安定面
外側垂直安定面必須符合第23.445條的要求。
(e)特殊裝置
特殊裝置必須符合第23.459條的要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

第A23.13條  操縱系統載荷
(a)主飛行操縱器件和系統
主飛行操縱器件和系統必須按下列規定來設計：
(1)飛行操縱系統及其支撐結構，必須按本附件A23.11規定情況計算的操縱面鉸鏈力矩的125％的載荷來設計。此外采用下列規定：
(i)系統限制載荷不必超過由駕駛員和自動駕駛裝置推動操縱器件所能產生的載荷；
(ii)設計必須為實際使用（包括卡住、地面突風、順風滑行、操縱慣性和摩擦）提供一個堅實的系統；
(2)升降舵、副翼和方向舵操縱器件可能受的駕駛員最大和最小限制作用力在第23.397條(b)的表中示出。這些駕駛員載荷必須假定按飛行情況作用在相應的操縱器件握點或腳蹬板上，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)雙操縱系統
如果裝有雙操縱系統，該系統必須按兩個駕駛員反向操縱的情況來設計，所採用的單個駕駛員作用力等於按本條(a)所得載荷的75％，但是，單個駕駛員作用力不得低於第23.397條(b)表中所示的駕駛員最小限制作用力。
(c)地面突風情況
地面突風情況必須滿足第23.415條的要求。
(d)輔助操縱器件及其系統
輔助操縱器件及其系統必須滿足第23.405條的要求。

表1    限制飛行載荷系數

                               限制飛行載荷系數
飛行載荷系數            正常類          實用類         特技類
襟翼收起   n₁              3.8              4.4               6.0                           
                 n₂             -0.5n₁         -0.5n₁           -0.5n₁
                 n₃              〔1〕           〔1〕           〔1〕
                 n₄              〔2〕          〔2〕           〔2〕
襟翼放下   n襟翼             0.5n₁           0.5n₁           0.5n₁
                 n襟翼          0〔3〕         0〔3〕           0〔3〕

〔1〕從圖1得出n₃。
〔2〕從圖2得出n₄。
〔3〕可以假定垂直的機翼載荷為零，只有機翼的襟翼部分需要按此情況進行檢查。

附件E [刪除]
[2004年×月×日第三次修訂]

附件F    試驗方法

表明符合第23.853、第23.855和第23.1359條的自熄材料可接受的試驗方法
(a)預處理
試樣必須置於21±2.8°C（70±5°F）和50％±5％相對濕度的環境下，直到水分達到平衡或放置24小時。每次只可以從預處理環境中取出一個試樣並立即送入火焰。
(b)試樣形態
除了制造電線和電纜的絕緣層以及小零件的材料外，其他材料都必須從裝機制品上切下一塊或用模擬切塊的試樣（例如從板材上切下的試樣或制品的模擬件）進行試驗。試樣可以從制品的任何部位上切取，但制成的整體件（如夾層板件）不得分解後試驗。試件的厚度不得大於須鑒定的飛機所使用的最小厚度。但下列情況例外：
(1)厚的泡沫件，例如座椅墊，其試樣厚度必須為12.7毫米（l/2英寸）。
(2)為符合第23.853(d)(3)(v)對小部件中的材料進行試驗時，材料試樣厚度不得超過3.2毫米（l/8英寸）。
(3)為符合第23.1359(c)對電線和電纜絕緣層作試驗時，電線和電纜試樣規格必須與飛機所用的相同。對於織物，經
緯兩個方向都必須進行試驗以確定最嚴重的易燃情況。當進行本附件(d)和(e)規定的試驗時，試樣必須按下列規定夾在金屬夾具內：
(1)在進行本附件(d)的規定的垂直試驗時，應使試樣的兩條長邊和上邊夾緊；
(2)在進行本附件(e)規定的水平試驗時，應使兩條長邊和離火焰遠的一邊夾緊；
(3)試樣的暴露面積必須至少寬50.8毫米（2英寸），長305毫米（12英寸），除非飛機上的實際使用的尺寸比上述尺寸更小；
(4)試樣著焰的邊緣不得有塗飾或保護，但必須代表裝機材料或零件的真實橫截面。進行本附件(f)規定的試驗時，試樣的四邊都必須夾緊在金屬框架內，其暴露面積至少為203毫米×203毫米（8英寸×8英寸）。
(c)設備
除本附件(g)中所規定者外，試驗必須在沒有抽風現象的試驗箱內進行，所有試驗應按局方規定的試驗方法或經批准的其他等效方法進行。尺寸過大無法放入試驗箱的試樣，必須在類似的沒有抽風現象的條件下試驗。
(d)垂直試驗
最少必須試驗3個試樣，並取試驗結果的平均值。對於織物，最嚴重的易燃編織方向必須平行於最長的尺寸。每個試樣必須垂直支撐，置於本生燈或特利爾燈的火焰中。燈管名義內徑為9.5毫米（3/8英寸），火焰高度調到38.1毫米（11/2英寸）。用經核准的熱電偶高溫計在火焰中心測得的焰溫不得低於843°C（1550oF）。試樣下端必須高出燈的頂部19.1毫米（3/4英寸）。火焰必須施加在試樣下端中心線上。對於第23.853條(d)(3)(i)和第23.853條(f)
中涉及的材料，火焰必須施加60秒後移開。對於第23.853條(d)(3)（i  i）涉及的材料，火焰必須施加12秒後移開。必須記錄焰燃時間、燒焦長度和滴落物（如果有）的焰燃時間。根據本附件(h)確定的燒焦長度的測量必須精確到
2.5毫米（1/10英寸）。
(e)水平試驗
最少必須試驗3個試樣，並取試驗結果的平均值。每個試樣必須水平支撐。裝機時的外露表面在試驗時必須朝下，置於本生燈或特利爾燈火焰中，燈管名義內徑為9.5毫米（3/8英寸）。火焰高度調到約38.l毫米（11/2英寸）。用經校準的熱電偶高溫計在火焰中心測得的焰溫不得低於843°C（1550oF）。試樣的放置必須使被試驗的邊緣位於燈的中心線上並高出燈的頂端19.l毫米（3/4英寸），火焰必須施加15秒後移開。必須至少用試樣的254毫米（10英寸）長度來計算燃燒時間，而且燃鋒到達這個計時區之前先燒掉38.1毫米（11/2英寸），並且必須記錄平均燃燒率。
(f)45度試驗最少必須試驗3個試樣，並取試驗結果的平均值，試樣必須以與水平面成45度角的方式支撐。裝機時的外露表面在試驗時必須朝下，置於本生燈或特利爾燈的火焰中，燈管名義內徑為9.5毫米（3/8英寸），火焰高度調到38毫米（11/2英寸）。用經校準的熱電偶高溫計在火焰中心測得的焰溫不得低於843°C（1550oF），必須採取適當的措施以避免發生抽風現象。火焰的1/3必須在試樣中心處接觸材料，並且必須施加30秒後移開。必須記錄焰燃時間、陰燃時間和火焰是否燒穿試樣。
(g)60度試驗
導線（每種品種和規格）必須至少試驗3個試樣。電線或電纜（包括絕緣層）的試樣必須以與水平面成60度角的方式被安裝在本附件(c)規定的試驗箱內，試驗時箱門打開；或放在高約610毫米（2英尺）長、寬各約305毫米（l英尺）的櫃內，其頂部和一個垂直面（正面）是打開的，使得有足夠的空氣流入以求燃燒完全，但是不能有抽風現
象。試樣必須與櫃的正面平行，相隔約152毫米（6英寸）。試樣下端必須剛性地夾緊。上端繞過一滑輪或圓棒，並連接適當的重物，使試樣在整個易燃性試驗過程中保持張緊。試樣從下端夾子到上端滑輪或棒的距離必須是
610毫米（24英寸），而且在距下端203毫米（8英寸）處必須做上標記，表明施加火焰的中心點。本生燈或特利爾燈的火焰必須施加在試驗標記處30秒。燈必須裝在試樣標記的下方，與試樣正交，與通過試樣的垂直平面成30度角。燈口的名義內徑必須為9.5毫米（3/8英寸），火焰高度調至76.2毫米（3英寸），其內錐約為火焰高度的1/3
。用經核準的熱電偶高溫計測得的火焰最熱部分的最低溫度不得低於954°C（1750oF）。燈的放置必須使火焰的最熱部分施加到導線的試驗標記上。必須記錄焰燃時間、燒焦長度和滴落物（如果有）的焰燃時間。根據本附件(h)
確定的燒焦長度必須測量到2.5毫米（l/10英寸）。導線試樣的斷裂不認為是失敗。
(h)燒焦長度
燒焦長度是指從試樣的起始邊緣到因著焰而損壞處的最遠距離，它包括部分或完全燒掉、炭化或脆化部分，但不包括熏黑、變色、翹曲或褪色的區域，也不包括由於熱源引起的材料皺縮或熔化的區域。
[2004年×月×日第三次修訂]

附件G    持續適航文件
G23.1    總則
(a)本附件規定第23.1529條所需的持續適航文件的編制要求。
(b)飛機的持續適航文件必須包含：發動機和螺旋槳（以下統稱“產品”）的持續適航文件，民用航空規章要求的設備的持續適航文件，以及所需的有關這些設備和產品與飛機相互聯接關系的資料。如果裝機設備或產品的制造廠商未提供持續適航文件，則飛機持續適航文件必須包含上述對飛機持續適航必不可少的資料。
(c)申請人必須向局方提交一份文件，說明如何分發由申請人或裝機產品和設備的制造廠商對持續適航文件的更改資料。

G23.2    格式
(a)必須根據所提供資料的數量將持續適航文件編成一本或多本手冊。
(b)手冊的編排格式必須實用。
G23.3    內容
手冊的內容必須用中文編寫。持續適航文件必須含有下列手冊或條款（視適用而定）以及下列資料：
(a)飛機維護手冊或條款
(1)概述性資料，包括在維護和預防性維護和所需範圍內對飛機特點和數據的說明。
(2)飛機及其系統和安裝（包括發動機、螺旋槳和設備）的說明。
(3)說明飛機部件和系統如何操作及工作的基本操作和使用資料（包括適用的特殊程序和限制）。
(4)關於下列細節內容的服務資料：服務點、油箱和流體容器的容量、所用流體的類型、各系統所採用的壓力、檢查和服務口蓋的位置、潤滑點位置、所用的潤滑劑、服務所需的設備、牽引說明和限制、繫留、頂起和調水平的資料。
(b)維護說明
(1)飛機的每一部分及其發動機、輔助動力裝置、螺旋槳、附件、儀表和設備的定期維護資料，該資料提供上述各項應予清洗、檢查、調整、試驗和潤滑的薦用周期，並提供檢查的程度、適用的磨損允差和在這些周期內推薦的工作內容。但是，如果申請人表明某項附件、儀表或設備非常複雜，需要專業化的維護技術、測試設備或專家才能處理，則申請人可以指明向該件的制造廠商索取上述資料。薦用的翻修周期和與本文件適航限制條款必要的相互參照也必須列入。此外，申請人必須提交一份包含飛機持續適航所需檢查頻數和範圍的檢查大綱。
(2)說明可能發生的故障、如何判別這些故障以及這些故障採取補救措施的檢查排故資料。
(3)說明拆卸與更換產品和零件的順序和方法以及應採取的必要防範措施的資料。
(4)其他通用程序說明，包括系統地面運轉試驗、對稱檢查、稱重和確定重心、頂起和支撐以及存放限制程序。
(c)結構檢查口蓋圖和無檢查口蓋時，為獲得檢查通路所需的資料。
(d)在規定要作特種檢查（包括射線和超聲檢驗）的部位進行特種檢查的細節資料。
(e)檢查後對結構進行防護處理所需的資料。
(f)關於結構緊固件的所有資料，如標識、報廢建議和擰緊力矩。
(g)所需專用工具清單。
(h)此外，對於通勤類飛機，必須提供下列資料：
(1)各系統的電氣負載；
(2)操縱面的平衡方法；
(3)主要結構和次要結構的區別；
(4)用於該型飛機的專門修理方法。
[1990年7月18日第一次修訂]

G23.4    適航限制條款
持續適航文件必須包含題為適航限制的條款，該條款應單獨編排並與文件的其他部分明顯地區分開來。該條款必須規定型號合格審定所要求的強制性更換時間、結構檢查間隔和有關的結構檢查程序。如持續適航文件由多本文件組成，則本節要求的條款必須編在主要手冊中。必須在該條款顯著位置清晰說明：“本適航限制條款業經局方批准，規定了中國民用航空規章有關維護和營運的條款所要求的維護，如果局方已另行批准使用替代的大綱則除外。”
[1993年12月23日第二次修訂]

附件H    自動功率儲備系統的安裝

第H23.1條  總則
(a)本附件規定APR發動機功率控制系統安裝要求，起飛過程中，任何發動機失效後，該系統可以自動增加工作發動機的功率或推力。
(b)APR系統及相關系統正常工作時，必須滿足所有適用的要求（本附件規定的除外），不需要機組採取任何措施增加功率或推力。
[2004年×月×日第三次修訂]

第H23.2條   定義
(a)自動功率儲備系統
指的是僅在起飛時使用的用以達到預定功率增加以及向駕駛艙提供系統工作信息整個自動系統，包括感受發動機失效、傳輸信號、作動工作發動機的燃油控制或功率桿的所有的機械和電氣裝置(含能源)。
(b)選定的起飛功率
選定的起飛功率指的是在每一批准起飛使用的初始功率設定處所獲得的功率。
(c)臨界時間間隔
如圖H1中所示，臨界時間間隔指的是V₁減去1秒與發動機和APR失效飛行航跡與最低性能全發飛行航跡交叉點之間的時間間隔。發動機和APR失效飛行航跡與一發不工作飛行航跡在起飛表面122米（400英尺）以上交叉。發動機和APR失效飛行航跡基於飛機性能，並且在起飛表面122米（400英尺）以上至少有0.5%的正梯度。
[2004年×月×日第三次修訂]

第H23.3條   可靠性及性能要求
(a)必須表明，在臨界時間間隔內，增大或不影響任何一台發動機功率的APR失效不會對飛機造成危害，或必須表明該失效是不可能的。
(b)必須表明,在臨界時間間隔內，APR系統的任何失效模式不會導致任一台發動機功率降低，或必須表明這類失效是極不可能的。
(c)必須表明,在臨界時間間隔內，不會產生APR系統和發動機的組合失效，或必須表明這類失效是極不可能的。
(d)在起飛過程中最臨界點發生發動機失效而APR正常工作情況下，必須滿足所有的適用性能要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

第H23.4條　功率設定
在起飛滑跑開始時，選定的每臺發動機的功率設定值不得低於：
(a)在當時條件下，V₁時獲得飛機批准的最大起飛功率的90%所需的功率；
(b)使所有依賴於發動機功率或功率桿位置且與安全相關的系統和設備的正常工作所需的功率值；
(c)當功率值從選定的起飛功率水平增加到最大批准起飛功率時，表明無發動機危害響應特性的值。
[2004年×月×日第三次修訂]

第H23.5條　　動力裝置控制—總則
(a)除第23.1141條的要求以外，任何APR的單一失效或故障（或可能的組合），包括與APR相關的系統，不得引起安全所必需的任何動力裝置功能的失效。
(b)APR必須設計成：
(1)提供一措施，能在起飛前向機組證明APR處於執行其預期功能的使用狀態；
(2)在起飛過程中，當任何一台發動機失效時，能夠自動增加工作發動機的功率到最大可達到的起飛功率，並且不超過發動機使用限制；
(3)發動機失效後，防止通過功率桿的人工調節解除APR；
(4)向機組提供解除自動功能的裝置，該裝置必須設計成防止被無意解除；
(5)除第H23.5條(c)段所述外，允許如第23.1141條(c)所述，使用正常人工控制減小或增加功率直到當時情況下批准的飛機最大起飛功率；
(c)對安裝有自動防止發動機超過使用限制的限制器的飛機而言，當APR失效時，可以使用其他裝置增加功率桿所控制的最大功率水平。該裝置必須位於在功率桿上或前方，容易識別並且在所有工作狀態下，易於由任一駕駛員用通常操縱功率桿的手通過單一動作操縱，必須滿足第23.777條(a)、(b)和(c)的要求。
[2004年×月×日第三次修訂]

第H23.6條　動力裝置儀表
除第23.1305條的要求外，還必須滿足下列要求：
(a)必須提供指示APR處於待命或備用狀態的裝置；
(b)如果飛機固有的飛行特性不能提供發動機失效的警告，則必須備有一獨立於APR的警告系統，以便在起飛過程中任何發動機失效後，向駕駛員發出清晰警告；
(c)發動機在V₁或以上速度失效後，必須具有一裝置，使機組易於迅速確定APR已經正常工作。
[2004年×月×日第三次修訂]

關於修訂《正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航標準》的說明

一、修訂背景
中國民用航空規章《正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航標準》(CCAR-23)規定了小型飛機的適航標準。該規章第二次修正案自一九九三年十二月二十三日發布施行以來，距今已有近十年時間。期間，國際上各種正常類、實用類、特技類和通勤類飛機的設計和制造技術又有了新的進展，同時在安全性研究方面也有了新的進展。為適應這種變化，適航標準也應有新的發展。

本規章的編制參照了美國聯邦航空條例第23部（FAR   2 3），本次修訂前相當於FAR   2 3至23-42修正案。從一九九三年底至今，美國聯邦航空局又發布了第43至第55共13個修正案。這些修正案除對FAR   2 3文字、拼寫錯誤等修訂外，對其實質內容也有修訂，包括增加對渦輪發動機飛機的進氣道吸水、吸冰雹和吸鳥的要求，增加對通勤類飛機金屬件的損傷容限和疲勞評定要求等。這些修訂對提高小型飛機的固有安全性水平具有積極意義。

為保持我國適航標準與各國適航標準在安全性水平上總體一致，促進我國民用航空事業的發展，加強國際交往，中國民用航空總局從2002年開始進行CCAR-23第三次修訂草案的起草工作。考慮到原規章是以美國聯邦航空條例
FAR   2 3為藍本，為保持規章的繼承性和連續性，本次修訂主要參考FAR的第23-43至23-55修正案。

二、修訂技術說明
(一)本次修訂參照了FAR   2 3修正案，文字盡量與修訂前的規章保持一致。修正案中文字有改動而意義無變動的在本次修訂中不作修改。修訂後的《正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航標準》，對修正案未涉及的內容，只作少量文字調整，對其他雖不妥貼但含義正確的文字，原則上不作修改。
(二)由於本規章文字篇幅十分浩繁，為便於跟蹤記錄修訂情況，便於查閱不同時期小型飛機型號合格審定的審定基礎，對本次修訂過的條款，在其後標明“[2004年×月×日第三次修訂]”。
(三)在本次修訂中，少量修訂條款改為備用或被刪除後影響條款排列順序，為了保持原有順序及序號，用方括號將原有序號及“備用”括出，表示為無效文字。
(四)此次修訂中的公式及單位采用公制和英制兩種計量制度，英制用圓括號“（）”在公制後標出，便於實際使用中相互參照。縮略語的定義及表示方法與修訂前的規章相同。

三、修訂內容說明
（一）規章名稱修訂
本次修訂將規章名稱由《正常類、實用類、特技類和通勤類適航標準》修改為《正常類、實用類、特技類和通勤類適航規定》。
（二）規章格式修訂本次修訂將A分部、B分部、C分部、D分部、E分部、F分部、G分部修改為A章、B章、C章、D
章、E章、F章、G章；修訂前的各條序號“§......”修改為“第......條”，如“§23.1”修改為“第23.1條”，以盡可能與我國現行規章中章、條編輯格式一致；修訂前的“附件”修改為“附件”、“本部”修改為“本規章”。
（三）條款內容修訂本次修訂的內容共涉及147條、278款，其中新增38條、84款，刪除6條、30款，修訂103條、164款。本說明除重點介紹某些條款的修訂背景外，對一些編排組合比較複雜的內容，根據系統特性或功能進行綜合說明；對於一些含義簡單明了的條款，不作解釋。

第23.3條  飛機類別
本條是修訂條款。本條(b)(2)對實用類飛機轉彎特技機動增加坡度不大於90度的限制。本條(d)取消對通勤類飛機的急上升轉彎和緩八字機動的批准，因為通勤類飛機預期將不會有這樣的飛行。本條(e)修訂後不允許通勤類飛機同時再申請其他類別。從以往一些同時以正常類和通勤類進行審查的飛機的經驗來看，因類別不同而采用相應的性能限制會給飛行員和營運人造成混亂。

第23.23條  載重分布限制
本條是修訂條款。本次修訂為措辭修訂，無實質性更改。

第23.25條   重量限制
本條是修訂條款。本條(a)中刪除通勤類飛機零燃油重量的要求和助推火箭發動機的要求。助推火箭發動機為非常少有且過時的設計，沒有必要在規章中專門進行規定，如果以後有這樣的申請，局方可使用專用條件進行要求。本次修訂還對措辭進行了更改。

第23.33條   螺旋槳轉速和槳距限制
本條是修訂條款。本修訂重點在於區別渦輪發動機飛機和活塞發動機飛機。原條款沒有考慮到渦輪發動機/螺旋槳的組合，不適用於渦輪發動機飛機。通常，渦輪發動機飛機的發動機/螺旋槳有兩個調速器；一個控制螺旋槳的轉速，另一個控制渦輪發動機超速。如果螺旋槳調速器不工作，發動機調速器將進行轉速限制，通常是106%到108%
。因此，原條款中(d)(2)條103%的要求就不適當了，修訂後取消了這一限制，改為批準的最大超轉速度。此外，將
Vy改為“第23.65條規定的全發工作爬升速度”，以和其他性能部分的更改一致。

第23.45條     總則
本條是修訂條款。修訂後的條款要求對最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機和所有渦輪發動機飛機考慮重量、高度和溫度（WAT）對性能的影響。這一方面是為了與JAA的規章協調，另一方面也是基於對以往相關事故的統計分析。1991年FAA研究了按23部審定的重量大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機動力的多發飛機的事故記錄，統計顯示：
(a)被研究時間段內有超過100起事故和200人死亡是由於發動機失效引起。
(b)其中47起事故是由於發動機失效後飛行員不能保持飛行速度和/或航向控制。
(c)研究發現，發動機的可靠性是一個重要因素。（如：相似或相同氣動外形的飛機，裝不同發動機，事故記錄就有顯著差異。）在評估的事故統計數據並確定事故飛機的性能方面的能力後，FAA得出如下結論：
(a)如果依靠餘下工作著的發動機，飛機仍有足夠的性能，則發動機的可靠性將不是主要關注的因素。
(b)如果飛機有足夠的爬升性能，能夠飛出在低速時發動機失效的狀態，則因不能保持飛行速度而失去對飛機的控制將不是主要問題。
根據這些統計數據和FAA研究結論，FAA確定WAT限制對將被出租進行旅客運輸的多發飛機的安全運行是必要的。運行規章（135部）已規定了一些性能限制。對活塞發動機飛機選擇2,722公斤（6,000磅）的重量限制的原因是此重量將包括大多數被關注的飛機。確定針對所有渦輪發動機飛機的原因是溫度增加對渦輪發動機性能有不利影響。

第23.49條    失速速度
本條是修訂條款。修訂後允許失速速度大於61節的單發和多發飛機進行型號合格審定，條件是它們有額外的乘員保護措施來補償應急著陸時因失速速度較大而增加的動能。此外，對措辭也進行了修訂。

第23.51條     起飛速度
本條是修訂條款。為與JAR協調，調整了本條和其他條中的部分內容並在標題上增加“速度”一詞。刪除有關水上飛機和水陸兩用飛機測量要求的原(b)款，因為其只是說明一種可接受的符合性方法，沒有必要對水上飛機起飛的開始點進行單獨說明。刪除有關駕駛員技巧和條件的原(c)款，因為其已在第23.45條(f)中規定。修訂後本條對所有23
部飛機均採用起飛抬前輪速度（VR）來制定一個安全且標準化的程序，駕駛員可用其來獲得AFM中的起飛性能。使用擡前輪速度也和25部一致。

第23.53條    起飛性能
本條是修訂條款。本條標題是由原來的“起飛性能”改為，內容主要基於原第23.51條中總則性的起飛性能要求。原23.53條中的起飛速度要求被轉移到第23.51條中。

第23.55條   加速停止距離
本條是修訂條款。闡明了加速停止機動的三個階段並作了編輯上的修訂。

第23.57條    起飛航跡
本條是修訂條款。闡明並規定了必須在飛行中確定的起飛航跡各段。本條(c)(1)新的要求為“起飛航跡空中部分的斜率在每一點上都必須不為負”，原規定是必須為正的，修訂後允許水平加速。

第23.59條   起飛距離和起飛滑跑距離
本條是修訂條款。對原條款進行了澄清，並無實質更改。

第23.63條   爬升：總則
本條是修訂條款。本條將原23.65和23.67總則性爬升要求合並到一個條款，以便區分WAT限制的飛機和那些不受
WAT限制的飛機。

第23.65條     爬升：全發工作
本條是修訂條款。將原“爬升角”改為“爬升梯度”，並確定相應的爬升梯度要求。並對多發飛機提出最小爬升速度要求以獲得高於VMC的裕度。

第23.66條    起飛爬升：一發停車
本條是新增條款。要求確定所有WAT限制的活塞發動機飛機和渦輪動力飛機剛起飛後的一發不工作爬升能力。由於大多數的活塞發動機飛機不能自動順槳，剛起飛後的狀態可能是臨界的。在這個狀態下沒有最小爬升性能要求，僅確定爬升或下降梯度。該內容在飛行手冊中提供，使飛行員在起飛前作決定時有更多的信息。

第23.67條     爬升：一台發動機不工作
本條是修訂條款。為與JAR協調，FAA對本條內容進行了重新組織；對某些飛機要求WAT限制；對通勤類飛機在直到400英尺高度前爬升應保持機翼水平；對飛機構型要求有小的改動。

第23.69條     航路爬升/下降
本條是新增條款。要求在航線構形和所有運行的WAT條件下，確定全發爬升/下降率和梯度和一發不工作的爬升/
下降率和梯度。該資料對航線飛行計劃和簽派是必需的。對爬升速度進行了規定以獲得高於VS1的裕度。

第23.71條     滑翔：單發飛機
本條是新增條款。要求確定單發飛機滑翔距離和速度。該資料對制定飛行計劃是必要的，飛行員據以做出正確決定。

第23.73條     基准著陸進場速度
本條是新增條款。定義基准著陸進場速度，定義該速度簡化了在規章其他部分的表述。

第23.75條      著陸
本條是修訂條款。標題進行了修改，內容也進行了重新組織，這時FAR與JAR協調工作的結果。增加基准著陸速度，將剎車壓力部分移到第23.735條。

第23.77條     中斷著陸
本條是修訂條款。本條修訂增加新的WAT要求並作編輯修訂。

第23.141條    總則
本條是修訂條款。修訂措詞。

第23.143條    總則
本條是修訂條款。本次修訂在飛機階段中增加了復飛階段；增加了對駕駛盤的單手作用力要求；此外雙手作用在駕駛盤輪緣上滾轉操縱力也由60磅減少到50磅。這些主要是JAA/FAA協調的結果。

第23.145條      縱向操縱
本條是修訂條款。本次修訂了速度範圍以適應於起飛、航線和著陸構形。

第23.147條    航向和橫向操縱
本條是修訂條款。本條(a)為小改，(b)款對多發飛機增加要求，在航線爬升階段，一發失效、飛行員在2秒延遲採取措施後，飛機應保持最低標準的穩定性。本條(c)試驗橫向主操縱失效或斷開的情況，要求飛機在整個運行包線內表現出適當的上反效應，在橫向操縱斷開時能確保繼續安全飛行和著陸。

第23.149條    最小操縱速度
本條是修訂條款。本條(a)為編輯修改。(b)中刪除(b)(4)的更小重量要求，因為重量範圍已在第23.21條中包括。(c)款規定了所有WAT飛機著陸構型的VMC要求，此要求對WAT飛機給出一個高於著陸構型VMC的VREF裕度很有必要。(f)是新增加的，由申請人選擇，為通勤類飛機確定地面最小操縱速度的有關要求。

第23.153條    著陸操縱
本條是修訂條款。本條將基準著陸速度改為VREF，並對結構重新組織。

第23.155條    機動飛行中升降舵的操縱力
本條是修訂條款。本條修訂了功率和桿力曲線梯度的要求。將功率直接定為最大連續功率，而不再允許申請人選擇功率來作為使用限制。此修訂消除了不必要的功率規定並簡化了飛行員的正常操縱。

第23.157條   滾轉率
本條是修訂條款。本條(d)修訂了功率和配平要求並闡明襟翼的位置。

第23.161條     配平
本條是修訂條款。本條修訂了功率、構型和速度要求。

第23.175條     縱向靜穩定性的演示
本條是修訂條款。本條修訂了功率、構型和速度要求。

第23.177條     航向和橫向靜穩定性
本條是修訂條款。本條刪除二向操縱飛機要求，因幾十年來已無人申請審定，如有申請可發專用條件。對特技類倒飛時上反效不作要求。

第23.179條   用儀器測量駕駛桿力
本條刪除。本條陳述了如何滿足規章的要求，不是實質性規定，將其刪除後放在咨詢通告中。

第23.181條    動穩定性
本條是修訂條款。本條修訂後要求考慮評估增穩系統長周期振蕩。飛行試驗經驗表明為保證飛機縱向穩定性所採用的裝置可能導致不可接受的動力學特性，如很小的未配平的操縱力釋放會產生激烈的長周期振蕩。

第23.201條    機翼水平失速
本條是修訂條款。本條修訂刪除了對二向操縱飛機的要求和高度損失的要求。

第23.203條     轉彎飛行失速和加快失速
本條是修訂條款。屬措辭和編輯修訂。

第23.205條    失速：臨界發動機停車
本條刪除。無意進入失速狀態，同時發動機和功率又出現不對稱的情況在實際使用中很難出現，因此原條款要求演示的失速狀態很不現實。此外，已有足夠的措施避免在一台發動機不工作情況下出現失速，如一臺發動機不工作性能要求和使用速度裕度，以及要求確定VMC和在23.147(b)條增加了航向和橫向操縱試驗要求。

第23.207條  失速警告
本條是修訂條款。本條修訂取消了失速警告的速度餘量上限，對特技類飛機可提供可變的警告。

第23.221條   尾旋
本條是修訂條款。本條更改了單圈尾旋計算開始改出的點，刪除了不能進入尾旋的特性的選擇，對特技類尾旋做了小的改動。

第23.233條    航向穩定性和操縱性
本條是修訂條款。對部分措辭進行微小改動以與JAR協調。

第23.235條     在沒有鋪砌的道面上的滑行條件
本條是修訂條款。修訂了標題。

第23.235條   水上運行
本條是新增條款。增加了水上操縱要求。

第23.251條     振動和抖振
本條是修訂條款。修訂要求抖振在包線內任何運行條件不能導致結構損傷，速度為直到VD，而不是原來第23.335
條所允許的VD最小值。

第23.253條     高速特性
本條是修訂條款。刪除(b)(1)，因為對駕駛員體能和技巧的要求已包括在第23.141條中。

第23.301條      載荷
本條為修訂條款。本條(d)將“對於設計重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）常規的單發飛機”改成“對於附件
A23.1中規定的飛機構型”。

第23.305條    強度和變形
本條為修訂條款。本條（b）增加了一句話：“但是如果結構能夠承受要求的極限載荷至少三秒鐘，則在限制載荷與極限載荷之間產生局部失效或結構失穩是可接受的。”，以明確在極限載荷靜力試驗中結構失效的含義。

第23.321條      總則
本條為修訂條款。本條增加了(c)款，要求考慮壓縮性對飛行載荷的影響。

第23.331條     對稱飛行情況
本條為修訂條款。本條(a)糾正一個印刷錯誤，將第23.331條改為第23.333條。

第23.333條        飛行包線
本條為修訂條款。因為CCAR23R2中本條(d)的飛行包線與下載的文字不同。

第23.335條      設計空速
本條為修訂條款。修訂的目的是為了使含義更為明確，並與歐洲要求保持一致。本條(a)(1)在W/S的定義處增加了“設計最大起飛重量時的翼載”。
增加(b)(4)(iii)，針對通勤類飛機提出新的速度余度要求。一般情況，通勤類飛機比正常類、實用類、特技類飛機的飛行高度更高，遇到的大氣條件更為復雜，因此要求其速度餘度更大，為0.07M。

第23.337條     限制機動載荷系數
本條為修訂條款。在本條(a)(1)中明確W為設計最大起飛重量。

第23.341條     突風載荷系數
本條為修訂條款。對本條(a)進行修訂，強調要確定突風在每個升力面上產生的載荷，以考慮非常規的布局。在修訂後的(b)中，刪除“在考慮到第23.333(c)準則的同時”。在修訂後的(c)中，刪除“對於常規布局”。另外，修改
CCAR23R2中的一處錯誤，ρ的單位由“公斤·秒²/米⁴”改為“牛·秒²/米⁴”

第23.343條    設計燃油載重
本條為新增條款。制定了設計燃油載重要求，(a)和(b)適用於所有按23部進行審定的飛機，(c)適用於通勤類飛機。

第23.345條    增升裝置
本條為修訂條款。本條(a)將“其限制載荷系數的範圍”改為“其範圍”。其他文字稍作調整。修訂後的(c)為原來的(d)。修訂後的(d)是在原來的(c)的基礎上要求考慮滑流影響。刪除(e)。

第23.347條     非對稱飛行情況
本條為修訂條款。將原條款改為修訂後的(a)，(b)為新增要求，適用於有快滾機動的特技類飛機。

第23.349條     滾轉情況本條為修訂條款。將(a)(2)中的70%更改為75%，並刪除後面的句子。

第23.361條      發動機扭矩
本條為修訂條款。本條(a)增加“每個”二字，(a)(2)在結束處增加“和”字。(c)的文字稍作調整。

第23.369條     機翼後撐桿
本條為修訂條款。更改標題，並明確W/S的定義。

第23.371條     陀螺和氣動載荷
本條為修訂條款。將標題更改為“陀螺和氣動載荷”。將原條款中的“渦輪動力飛機”刪除，增加“慣性載荷”等，修訂為(a)。新增(b)適用於進行特技機動的飛機。新增(c)適用於通勤類飛機。

第23.391條      操縱面載荷
本條為修訂條款。將原來的(b)刪除，並取消序號“(a)”。

第23.393條      平行於鉸鏈線的載荷
本條為新增條款。在原第23.657(c)的基礎上經過補充形成新的要求。將原第23.657(c)刪除。

第23.397條    限制駕駛力和扭矩
本條為修訂條款。將(b)最後一行的“130磅”改成“150磅”，以便與第23.143條保持一致。

第23.399條     雙操縱系統
本條為修訂條款。原條款修訂為(a)。增加(b)，明確駕駛員同向作用時的駕駛力要求。更改了(a)中的印刷錯誤。

第23.415條     地面突風情況
本條為修訂條款。對本條(a)(2)的公式和W的定義稍作修訂。增加(c)，提出繫留載荷要求，及繫留點及其周圍結構、操縱面和相關突風鎖的設計準則。

第23.441條       機動載荷
本條為修訂條款。增加(b)，針對通勤類飛機的尾翼提出新的設計要求。(a)(2)中的“1.3倍”改為“1.5倍”。FAR 2 3的第23.441條在(a)(2)和(b)(1)中對角度的描述採用了不同的術語，為區別起見，中文也用“過漂側滑角”、“靜側滑角”、“過漂角”、“最大穩態靜側滑角”加以區分，以免發生混淆。

第23.443條       突風載荷
本條為修訂條款。修訂了(c)中W的定義，公式中的“lt”改為“lvt”，“當量速度”改為“當量空速”。另外，將
R2中“(K/Lvt)²”改為“K²/Lvt”。標題更改為“副翼和特殊裝置”，去掉“襟翼”。

第23.457條    襟翼
本條為刪除條款。本條全部刪除。

第23.473條   地面載荷情況和假定
本條為修訂條款。通過與原文進行對比，對本條(b)(1)作了修訂。(c)(1)中的“第23.67條(a)或(b)(1)”改為“第
23.67條(b)(1)或(c)”。對(f)地面能量吸收試驗要求進行了修訂。

第23.479條     水平著陸情況
本條為修訂條款。本條(b)和(c)增加了回彈載荷要求。

第23.485條       側向載荷情況
本條為修訂條款。增加(d)，明確載荷作用點。

第23.497條      尾輪補充情況
本條為修訂條款。新增(c)，提出尾輪、緩衝器或吸能裝置的設計要求。

第23.499條      前輪補充情況
本條為修訂條款。增加(d)和(e)，對帶有由液壓或其他動力操縱的可轉向操縱式前輪的飛機和可轉向操縱式前輪與方向舵腳蹬有直接的機械連接的飛機提出要求。

第23.521條     水載荷情況
本條為修訂條款。將(b)中的“第23.523條和第23.527條”改為“第23.523條至第23.527條”。刪除(c)。第23.523條、第23.525條、第23.527條、第23.529條、第23.531條、第23.533條、第23.535條、第23.537條和附件I為新增加的條款和附件，提供完整的水載荷要求，各條內容如下：
第23.523條      設計重量和重心位置
第23.525條      載荷的假定
第23.527條      船體和主浮筒載荷系數
第23.529條      船體和主浮筒著水情況
第23.531條      船體和主浮筒起飛情況
第23.533條      船體和主浮筒底部壓力
第23.535條      輔助浮筒載荷
第23.537條      水翼載荷
第23.561條      總則

本條為修訂條款。對本條(b)、(b)(2)進行了修訂，增加(iv)，使其與25部要求一致。對(d)進行了修訂和調整。對(e)
中的款號作出修訂。
FAR 2 3的第23.561條的(b)(2)出現了重復現象，且第二段中出現“最大重量”，從修正案來分析，第二段可能是多餘的，修訂後刪除了第二段。

第23.562條        應急著陸動力要求
本條為修訂條款。本條（b）中增加了“除了要符合本條（d）的座椅/約束系統以外”和“局方批准的等效物”，使敘述更為明確和完整。（d）為新增要求。

第23.571條   金屬增壓艙結構
本條為修訂條款。將標題改為“金屬增壓艙結構”，因為對非金屬結構的要求在第23.573(a)中規定。第一段中明確指出本條是針對“正常類、實用類和特技類飛機”的，通勤類飛機的要求為第23.574條。對（a）的第一句話作了修訂，並刪除“只有在分析方法是保守的並用於簡單的結構時，才能接受單獨采用分析的方法”。增加(c)。

第23.572條    金屬機翼、尾翼和相連結構
本條為修訂條款。在標題上增加“金屬”二字。(a)中明確指出本條是針對“正常類、實用類和特技類飛機”的，並將各種結構件統稱為“機體結構件”。對(a)(1)的第一句話作了修訂，並刪除“只有在分析方法是保守的並用於簡單的結構時，才能接受單獨采用分析的方法”。增加(a)(3)。

第23.573條   結構的損傷容限和疲勞評定
本條為新增條款。明確指出損傷容限要求對復合材料結構是強制性的要求，而對金屬結構則不是強制性的。原文
(b)中提到23.571(a)(3)，而第23.571條中沒有(a)(3)，根據內容分析應為23.571(c)。

第23.574條    通勤類飛機金屬件的損傷容限和疲勞評定
本條為新增條款。對通勤類飛機金屬件提出了損傷容限和疲勞評定要求。

第23.575條     檢查及其他方法
本條為新增條款。要求飛機制造商必須確定檢查方法、部位和周期、和方法提出建議，並經過局方的批准。這些項目還必須納入持續適航文件的適航限制部分。

第23.607條    緊固件
本條為修訂條款。標題改為“緊固件”。將原條款改為(c)，增加了(a)和(b)。

第23.611條   可達性措施
本條為修訂條款。標題增加“措施”二字。要求必須有適當的措施便於對飛機進行維護、檢查和保養。

第23.613條    材料的強度性能和設計值
本條為修訂條款。要求以概率為基礎確定材料的設計許用值。本條新增的要求與第25.613中相應的要求基本一致。

第23.615條      設計性能
本條刪除。因為本條的內容與修訂後的第23.613條重復，所以刪除。

第23.621條      鑄件系數
本條為修訂條款。修訂了對關鍵結構鑄件的無損檢測要求，增加了對非結構鑄件的要求。本條(a)內容“檢驗必須符合各種經批準的規範”中去掉“各種”二字。(c)(1)要求符合兩種方法之中的一種，因此改為“下列要求之一”。檢驗方法為“磁粉、滲透或其他經批准的等效無損檢驗方法”之一和目視、射線檢驗，因此對(i)做相應修訂。(ii)為新增要求。修訂後的(d)要求除符合原有要求外還要符合(e)的要求。去掉(d)(1)中的括號。(e)是針對非結構鑄件提出的新要求。

第23.629條    顫振
本條為修訂條款。(a)修訂為“必須用本條(b)和(c)或(d)規定的方法”，即分別用(b)和(c)或者(b)和(d)兩種方法，而不是(b)、(c)和(d)規定的一種方法。
修訂後的(b)要求用顫振試飛來表明符合性。
修訂後的(c)明確了分析的範圍。
(d)(1)的速度改為VD/MD，馬赫數改為0.5。
(d)(3)(i)改為“沒有T型尾翼或其他非常規尾翼構型”，範圍更為廣泛。
(e)(2)改為“與特定形態相關的螺旋槳、發動機、發動機架和飛機結構剛度和阻尼的變化情況”。
新增的(g)對結構失效後的飛機的顫振特性提出了要求。
新增的(h)對帶臨界損傷的飛機的顫振特性提出了要求。
新增的(i)對有可能影響顫振特性的設計更改提出要求。

第23.655條    安裝
本條為修訂條款。(a)適用的範圍不僅限於尾面，而是包括所有操縱面。

第23.657條       鉸鏈
本條為修訂條款。刪除(c)。

第23.672條      增穩系統及自動和帶動力的操縱系統
本條為新增條款。本條提供了批準增穩系統及自動的和帶動力的操縱系統所依據的準則。

第23.673條          主飛行操縱器件
本條為修訂條款。刪除(b)的內容，去掉(a)的標記，去掉最後一款。

第23.677條       配平系統
本條為修訂條款。修訂後的(a)要求標出橫向和航向配平情況的中立位置。還要標出俯仰配平指示器的安全起飛位置和範圍，防止發生不安全的起飛情況。

第23.679條         操縱系統鎖
本條為修訂條款。修訂後的條款要求操縱系統鎖能夠自動開鎖。如果起飛時其處於鎖住位置，必須能向駕駛員發出不致誤解的警告。

第23.691條         人為失速阻擋系統
本條為新增條款。規定了人為失速阻擋系統的設計要求。

第23.697條        襟翼操縱器件
本條為修訂條款。新增的(c)對襟翼操縱器件提出了安全性要求，針對的是襟翼收到未完全收上位置的情況。

第23.701條        襟翼的交連
本條為修訂條款。修訂(a)(1)和(a)(2)，進一步闡明對襟翼系統的要求。

第23.703條         起飛警告系統
本條為新增條款。本條適用於通勤類飛機，如果將升力或縱向配平裝置放在經批准的起飛範圍之外可能會產生不安全的起飛情況，就必須符合本條的要求。

第23.723條       減震試驗
FAR 2 3修正案23-49更改了一個語法錯誤，本規定的文字沒有更改。

第23.725條         限制落震試驗
本條為修訂條款。(b)中公式的分子加方括號，分母加圓括號，使公式更為清晰。

第23.729條         起落架收放機構
本條為修訂條款。標題增加“起落架”字樣。
(a)(2)中的“側滑條件”改成“偏航情況”。
(e)強調所有起落架都已鎖定。
(f)(1)和(f)(2)稍作修改，防止出現過多的警告幹擾駕駛員的操作。
新增的(g)要求考慮可能會對起落架艙內的設備造成損傷的情況。

第23.731條     機輪
本條為修訂條款。將(a)刪除，並對其余內容的序號作相應調整。

第23.733條         輪胎
本條為修訂條款。修訂了(a)(1)和(2)，強調輪胎額定載荷必須經過批準。

第23.735條      剎車
本條為修訂條款。
(a)強調必須提供剎車。
(c)要求剎車系統壓力不得超過制造商規定的壓力。
新增的(e)適用於通勤類飛機，規定了確定中止起飛動能容量最小額定值的方法。

第23.737條       滑撬
本條為修訂條款。刪除第一句話。

第23.745條        前輪/尾輪操縱
本條為新增條款。對前輪和尾輪提出要求。

第23.751條      主浮筒浮力
本條為修訂條款。(a)(1)和(2)稍作修改，使含義更為明確。

第23.753條        主浮筒設計
本條為修訂條款。去掉“經批准”字樣。

第23.755條       船體
本條為修訂條款。(a)要求保持飛機漂浮“而不傾覆”。刪除(b)。

第23.773條        駕駛艙視界
本條為修訂條款。要求考慮所有的使用環境條件。

第23.775條        風擋和窗戶。
本條為修訂條款。
除(b)以外，都有所修改，
(f)針對結冰情況，
(g)要求考慮電加溫系統失效的後果，
(h)對通勤類飛機提出了鳥撞要求和風擋玻璃的余度要求。

第23.777條        駕駛艙操縱器件
本條為修訂條款。
(c)(2)增加“單座”，要求單座單發飛機發動機操縱器件的布局與雙座單發飛機相同。
(c)(3)改成“位於駕駛艙中心線或其附近的操縱台”。
(e)(1)中的“普通多發飛機”改為“常規多發飛機”。

第23.779條     駕駛艙操縱器件的動作和效果
本條為修訂條款。(b)(1)的表中增加“燃油”一欄，規定任何燃油的關斷控制向前為開。

第23.783條        艙門
本條為修訂條款。
(b)要求旅客門不能位於有危險的位置。
(c)(3)增加幾個字，改成“其設置及內部和外部的標記”。
(e)(1)去掉服務性艙門前的“其他”二字。
將第23.807條(d)(1)改為本條的(f)，並增加旅客登機門的尺寸和形狀要求。
新增的(g)為對廁所門的要求。

第23.785條      座椅、臥鋪、擔架、安全帶和肩帶
本條為修訂條款。要求為每個乘員提供符合要求的座椅或臥鋪。在(b)和(c)中要求安全帶和肩帶都要帶“金屬鎖扣”。

第23.787條      行李艙和貨艙
本條為修訂條款。取消(g)。(d)和(f)納入修訂後的第23.855條。

第23.791條    旅客通告標示
本條為新增條款。要求在飛行機組成員不能看到其他乘員的座位或者在飛行機組艙與旅客艙分開的情況下，必須至少有一個發亮的標示（用文字或圖形）通知所有旅客系緊安全帶。

第23.803條     應急撤離
本條為修訂條款。如果按第23.807條(d)(4)應急出口規定進行合格審定，則應急撤離過程中只可用第23.812條要求的應急照明系統為客艙內部提供照明。

第23.805條         飛行機組應急出口
本條為新增條款。規定了飛行機組應急出口要求，與第25.807(f)類似。

第23.807條          應急出口
本條為修訂條款。
(a)(4)要求旅客門不能位於有危險的位置。
(b)對內側手柄提出要求，要有措施防止意外開啟。
(b)(5)和(b)(6)要求特技類飛機和實用類飛機能使乘員棄機離開。
(b)(6)中的“自旋”改成“尾旋”。
將第23.807條(d)(1)改為第23.783條(f)。
(d)(3)要求應急出口的布置要均勻。
(d) (4)提出了應急出口的尺寸和形狀要求。
增加的(e)提出了水上迫降要求。

第23.811條      應急出口的標記
本條為修訂條款。新增的(c)規定了對應急出口標記的要求，如果應急出口要符合第23.807條(d)(4)，則必須滿足這些新增加的要求。

第23.812條     應急照明
本條為新增條款。要求按照第23.807條(d)(4)進行合格審定的應急出口必須符合規定的應急照明要求。

第23.813條          應急出口通道
本條為修訂條款。要求按照第23.807條(d)(4)進行合格審定的應急出口必須符合規定的應急出口通道的要求。

第23.815條         過道寬度
本條為修訂條款。要求按照第23.807條(d)(4)進行合格審定的應急出口必須符合規定的過道寬度要求。

第23.841條         增壓座艙
本條為修訂條款。將31,000英尺改為25,000英尺。

第23.851條         滅火瓶
本條為修訂條款。要求在駕駛艙和客艙都要有手提式滅火瓶，並且提出了手提式滅火瓶的最低標準。

第23.853條      座艙和機組艙內部設施
本條為修訂條款。本條的標題改為“座艙和機組艙內部設施”。

J-20

第23.855條         貨艙和行李艙防火
本條為新增條款。要求貨艙和行李艙的熱源必須屏蔽和隔絕，所用材料必須符合第23.853條(d)(3)的要求，並對通勤類飛機的貨艙和行李艙提出了附加要求。

第23.865條　　飛行操縱系統、發動機架和其他飛行結構的防火
本條為修訂條款。標題中增加了“發動機架”，將條款中的“發動機艙”改為“指定火區或可能受到指定火區著火影響的鄰近區域”，並對受損後的振動隔離器提出了要求。

第23.867條　　電氣搭鐵和閃電與靜電防護
本條為修訂條款。標題從“結構的閃電防護”改為“電氣搭鐵和閃電與靜電防護”。

第23.901條　　安裝
本條為修訂條款。首先對編排結構重新進行了調整。其次，在渦輪發動機安裝及構造要求方面，增加了安裝發動機後，對進氣道吸冰、吸冰雹以及吸鳥要求的符合性，而不僅僅考慮對吸水要求的符合性。
修訂了23.901(e)的要求，增加了發動機的安裝必須滿足發動機型號合格證及螺旋槳型號合格證數據單中的安裝要求，同時，在本條（f）中增加了對輔助動力裝置的要求。

第23.903條　　發動機
本條為修訂條款。
(a)(1)明確了發動機必須滿足中國民用航空規章《渦輪發動機飛機燃油排泄和排氣排出物規定》（CCAR-34）中的適用要求。
(a)(2)中國民用航空規章《航空發動機適航規定》（CCAR-33）已經修訂發布，此處進行了相應的修訂。
(a)(2)(i)修訂為必須符合CCAR-33-R1的第33.76條、第33.77條及第33.78條的規定。
(a)(2)(ii)修訂為“必須符合1988年2月9日生效的中國民用航空規章第33部中33.77的規定，如果發動機使用歷史中的外物吸入沒有導致不安全狀態”。
(f)的小標題修訂為“再起動包線”，以明確該條款。
(g)增加小標題“再起動能力”。

第23.904條　　自動功率儲備系統
該條為新增加條款。規定了如果安裝自動功率儲備系統（APR），則在起飛過程中，當任何發動機失效時，該系統自動增加工作發動機的功率或推力。本章附件H中明確規定了APR必須滿足的要求。

第23.905條　　螺旋槳
本條為修訂條款，增加了(e)、(f)、(g)、(h)等四條要求。
(e)考慮冰積聚及脫落對推進螺旋槳盤的影響；
(f)要求對螺旋槳盤進行標記使其在正常晝間狀態下明顯可見；
(g)考慮發動機排氣對螺旋槳的影響；
(h)考慮整流罩、接近門以及可移動部件的設計完整性，確保不會脫落，不至與螺旋槳接觸。

第23.907條　　螺旋槳振動
本條為修訂條款，將“每具有金屬槳葉或高應力金屬部件的螺旋槳”修改為“除常規的定距木制螺旋槳外，每一螺旋槳”，明確了本條款的適用範圍，除常規的定距木制螺旋槳以外，所有其他類型螺旋槳的振動應力均需滿足本條款要求。

第23.909條　　渦輪增壓器
本條為修訂條款，增加了對中間冷卻器的要求。
(d)(1)要求中間冷卻器的安裝必須能夠經受作用在系統上的載荷；
(d)(2)要求在正常安裝振動環境下，中間冷卻器的失效不至於導致中間冷卻器碎片被吸入發動機；
(d)(3)規定了通過中間冷卻器氣流排放要求；
(d)(4)要求在AFM手冊中規定渦輪增壓器的工作程序和使用限制。

第23.925條　　螺旋槳的間距
本條為修訂條款。增加了對後安裝螺旋槳的間距要求，帶後安裝螺旋槳的飛機必須設計成，當飛機處於正常起飛和著陸的最大俯仰姿態時，螺旋槳不會與跑道表面接觸。

第23.929條　　發動機安裝的防冰
本條為修訂條款。將“功率”更改為“推力”。

第23.933條　　反推力系統
本條為修訂條款。明確渦輪噴氣發動機、渦輪風扇發動機以及渦輪螺旋槳發動機反推力系統需要滿足的要求。其中，對渦輪風扇反推力系統的要求為新增加的。此外，以前關於渦輪螺槳反推力系統的要求，僅適用於渦輪螺槳通勤類飛機，此次修訂，將反推力系統的要求擴展至所有渦輪螺槳飛機。

第23.934條　　渦輪噴氣和渦輪風扇發動機反推力系統試驗
本條為新增加條款。明確了渦輪噴氣或渦輪風扇發動機反推力系統必須滿足中國民用航空規章《航空發動機適航規定》（CCAR33）第33.97條的要求，或通過試驗驗證發動機工作和振動水平不受影響。

第23.937條　　渦輪螺旋槳阻力限制系統
本條為修訂條款。增加了第23.937條(b)，定義渦輪螺旋槳阻力限制系統。

第23.943條　　負加速度
本條為修訂條款。將“必須按預計的負加速度最長持續時間表明滿足上述要求”修訂為“必須按使用中預期的最大加速度值和最長加速持續時間表明滿足上述要求”。

第23.951條　　總則
本條為修訂條款。修訂後增加了燃油系統的安裝和構造必須滿足發動機和輔助動力裝置的流量和壓力要求，而不僅僅是滿足發動機的流量和壓力要求。

第23.953條　　燃油系統的獨立性
本條為修訂條款。增加了如果在多發飛機上使用單個油箱或者適用多個燃油箱相互連接作為單個油箱的構型的情況下，燃油系統需要滿足的要求。

第23.955條　　燃油流量
本條為修訂條款。
(a)將“汽化器”修訂為“發動機”；
(a)(2)中，將“燃油必須流經該流量旁路”修訂為“燃油必須流經該流量計或其旁路”；
增加(a)(3)款要求，該款是針對不帶旁路燃油流量計的要求；
增加(a)(4)款，該款明確定義燃油流量需要包括哪些方面的燃油。
(c)款進行了修訂，明確規定活塞發動機泵供油系統的燃油流量是發動機在批準的最大起飛功率狀態下要求燃油流量的125%；
增加(c)(3)款要求，當主燃油泵和應急燃油泵同時工作時，燃油壓力不能超過發動機燃油進口壓力限制。
修訂(e)款要求，細化了對於不同的飛機，當任一油箱燃油耗盡後，在平飛狀態下轉由其他滿油箱供油，發動機達到75%功率及供油壓力恢復時間的要求。修訂前的要求為達到發動機全功率及供油壓力，所需要的時間。
增加(f)(3)對單發渦輪發動機飛機的燃油系統要求。

第23.957條　　連通油箱之間的燃油流動
本條為修訂條款。增加了燃油箱的出口和燃油轉輸系統的設計，必須不致因輸油過量而對飛機部件造成結構損壞的要求。

第23.959條　　不可用燃油量
本條為修訂條款。增加了確定不可用燃油量時需要考慮泵的失效。

第23.961條　　燃油系統在熱氣候條件下的工作
本條為修訂條款。對於燃油初始溫度，應該考慮100°F，0°F，+5°F或請求批准的最高外界溫度（取最臨界的溫度），修訂前的要求僅僅需要考慮110°F的臨界溫度。

第23.963條　　燃油箱：總則
本條為修訂條款。將(b)中“軟油箱”修訂為“軟油箱襯墊”。

第23.965條　　燃油箱試驗
本條為修訂條款。明確了如果在發動機正常工作轉速範圍或螺旋槳轉速範圍內，由轉速引起的振動頻率中沒有臨界頻率時，對振動試驗頻率的要求。對於螺旋槳驅動的飛機，螺旋槳最大連續轉速（轉/分）乘以0．9得到的數值，以每分鐘循環數計；對於非螺旋槳驅動的飛機，振動試驗頻率為2000循環/分鐘。

第23.967條　　燃油箱安裝
本條為修訂條款。(d)規定了對油箱保護罩的具體要求。在第23.365條和23.843條規定的條件下，保護罩必須能夠承受人員艙壓力載荷而不至產生永久變形或失效。

第23.971條　　燃油箱沉澱槽
本條為修訂條款。增加了對活塞發動機燃油系統積液槽或腔的要求。

第23.973條　　燃油加油口接頭
本條為修訂條款。增加了(e)、(f)兩款對於燃油加油口內徑的要求。

第23.975條   燃油箱的通氣和汽化器蒸氣的排放
本條為修訂條款。修訂(a)(5)，增加了可通過排放嘴排放積水，以及對排放嘴的可達性要求；

第23.977條　　燃油箱出油口
本條為修訂條款。(d)由“每個指形濾網必須便於檢查和清洗”修訂為“每個濾網必須便於檢查和清洗”。

第23.979條　　壓力加油系統
本條為修訂條款。增加了對於通勤類飛機，在每個加油點處，當油箱達到經批准的最大載油量而切斷裝置失效時，必須提供指示。

第23.991條　　燃油泵
本條為修訂條款。(d)中“正常燃油泵”修訂為“主燃油泵”。

第23.993條　　燃油系統導管和接頭
本條為修訂條款。(d)中僅作文字修訂。

第23.997條　　燃油濾網或燃油濾
本條為修訂條款。(d)中僅作文字修訂。

第23.999條　　燃油系統放液嘴
本條為修訂條款。對於放液閥，增加了要求：
(1) 允許取出燃油進行檢查；
(2) 能夠觀察到其正確的關閉。

第23.1001條　　應急放油系統
本條為修訂條款。(b)(2)中明確，演示應急放油的飛行條件應當根據第23.69條(b)確定一發不工作航路爬升數據的速度爬升，臨界發動機停車，其餘發動機為最大連續功率（推力）。

第23.1011條　　總則
本條為修訂條款。對於已經依據發動機適航要求獲得批准的滑油系統及部件，並且那些要求等同於或比E章中相應的要求更嚴格，則滑油系統及部件不需要再次獲得批准；如果E章中要求更嚴格，則必須進行驗證以表明符合要求。此處的修訂充分考慮了CCAR-33與CCAR—23 E章關於滑油系統審定要求的關係。並將此條（c）中“滑油消耗量“更正為“滑油消耗率”。

第23.1019條　　滑油濾網或滑油濾
本條為修訂條款。(a)(5)中引用的規定由“23.1305(u)”修訂為“第23．1305條(c)(9)”。

第23.1021條  滑油系統放油嘴
本條為修訂條款。對於放液嘴，增加了一項要求，即放液嘴的位置或防護應防止意外工作。
將本條（b）之外的“防油活門”更正為“放油嘴”。
將（c）“放油嘴的位置或防護應防止其意外工作”更正為“放油嘴的位置或防護措施應防止其意外工作”。

第23.1027條  螺旋槳順槳系統
本條為修訂條款。(a)中“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”修訂為“以防由於滑油系統任一部分的損壞而使滑油流盡”。

第23.1041條  總則
本條為修訂條款。在試驗總則中，增加了必須考慮水面運行的條件，同時，明確了在正常的發動機和輔助動力裝置停車後，需要驗證輔助動力裝置部件及其液體溫度在限制範圍內。

第23.1043條     冷卻試驗
本條為修訂條款。將“混合比必須是正常運行中使用的值”修訂為“對於活塞發動機，混合比必須是推薦用於爬升的最貧值”。

第23.1045條     渦輪發動機飛機的冷卻試驗程序
本條為修訂條款。主要為文字上的修訂，關於冷卻試驗的程序要求沒有實質上的變化。

第23.1047條      活塞發動機飛機的冷卻試驗程序
本條為修訂條款。簡化試驗程序，僅要求符合第23.1041條的要求。

第23.1061條    安裝
本條為修訂條款。修訂編排格式。

第23.1091條     進氣
本條為修訂條款。
(a)增加了對輔助動力裝置、附件進氣系統的要求；
(b)(4)增加對活塞發動機進氣系統自動備用空氣門人工超控及向機組指示的要求。
(c)(2)對於危險量的水或雪水進入發動機或輔助動力裝置進氣道，提出了要求。

第23.1093條     進氣系統的防冰
本條為修訂條款。
(a)(3)“防冰的汽化器”更改為“有助於防冰的燃油計量裝置”；
(a)(4)“防冰的汽化器”更改為“有助於防冰的燃油計量裝置”；
(a)(5)增加“或高空發動機”，該條款也適用於安裝高空發動機的飛機；

第23.1101條     進氣空氣預熱器的設計
本條為修訂條款。明確了每一排氣加熱的進氣空氣預熱器的設計和構造必須滿足相關要求。

第23.1103條      進氣系統管道
本條為修訂條款。增加了對活塞發動機進氣管道、輔助動力裝置進氣管道的要求，主要涉及防火要求。同時增加了柔性管道的具體要求。

第23.1105條     進氣系統的濾網
本條為修訂條款。(a)修訂為“每個濾網都必須位於汽化器或燃油噴射系統的上遊”。並將本條（a）中“引射”更正為“噴射”。

第23.1107條     進氣系統空氣濾
本條款為新增加條款。
如果使用過濾介質來保護發動機，為防止進氣空氣中外物的影響，必須滿足下列要求：
(a)過濾介質必須能夠經受使用和維護中預期的溫度極限、雨、燃油、滑油以及溶劑的影響。
(b)過濾介質必須具有防止從空氣濾分離出來的材料幹擾正確的燃油計量的設計特點。

第23.1121條     總則
本條為修訂條款。明確規定動力裝置和輔助動力裝置均需滿足對排氣系統的相關要求。

第23.1123條     排氣系統
本條為修訂條款。將“歧管”修訂為“系統”。

第23.1141條       動力裝置的操縱器件：總則
本條為修訂條款。主要為文字修訂。

第23.1142條     輔助動力裝置控制
本條為新增加條款。要求駕駛艙內必須有起動、停止以及應急關斷每一輔助動力裝置的措施。

第23.1143條       發動機操縱器件
本條為修訂條款。增加(g)，對於活塞式單發飛機，功率或推力控制器件必須設計得如果控制器件在發動機燃油計量裝置處脫離，飛機能夠持續安全飛行和著陸。

第23.1145條      點火開關
本條為修訂條款。(a)“必須用點火開關來控制每台發動機上的每個點火電路”修訂為“必須用點火開關來控制並關斷每台發動機上的每個點火電路”。

第23.1147條    混合比操縱器件
本條為修訂條款。增加(b)，對於活塞式單發飛機，每一手動發動機混合比控制器必須設計得如果控制器在發動機燃油計量裝置處脫離，飛機能夠持續安全飛行和著陸。

第23.1153條      螺旋槳順槳操縱器件
本條為修訂條款。主要文字修訂。

第23.1181條     指定火區的範圍
本條為新增條款。增加該條後，進行符合性驗證時，更加明確指定火區的範圍。

第23.1183條       導管、接頭和部件
本條為修訂條款。主要為文字修訂。

第23.1189條   切斷措施
本條為修訂條款。(a)(5)修訂為“在發動機關斷後，不得有多於1.14L（1誇脫）的可燃流體排入發動機艙。對於那些發動機關斷後，可燃液體不可能限制於1.14L（1誇脫）的安裝情況，必須驗證增加的可燃燒液體量可以被安全地包容或排出機外”。該條款修訂後，明確了危險量的可燃液體的具體數量及需要采取的相應驗證措施。

第23.1191條      防火墻
本條為修訂條款。(b)中“防火墻或防火罩的構造必須能防止危險數量的液體、氣體或火焰通過發動機艙進入飛機的其他部分”修訂為“防火墻或防火罩的構造必須能防止危險數量的液體、氣體或火焰通過防火墻或防火罩所構成的艙進入飛機的其他部分”。修訂後的要求更加明確。

第23.1193條     發動機罩及短艙
本條為修訂條款。(b)增加“為確保在使用過程中預期的正常氣動壓力分布情況下，排放設施能夠完成其設計功能，可以通過試驗、分析或兩者共同表明”。修訂後，提供了符合性方法。

第23.1195條     滅火系統
本條為修訂條款。增加對輔助動力裝置滅火系統要求。如果在通過本規章合格審定的飛機上安裝輔助動力裝置，則必須有為輔助動力裝置艙服務的滿足要求的滅火系統。編排格式進行了修訂。

第23.1199條    滅火瓶
將本條(e)“如果採用爆炸帽來噴射滅火劑，則每個滅火瓶必須安裝得使溫度條件不致產生爆炸帽工作性能危險的惡化。”改為“如果採用爆炸帽來噴射滅火劑，則滅火瓶的安裝不會因溫度條件而使爆炸帽發生危險性的惡化。”

第23.1203條     火警探測系統
本條為修訂條款。增加了對輔助動力裝置艙火警探測系統要求。將“發動機艙內每個火警探測系統的導線和其他部件必須至少是阻燃的”修訂為“指定火區內每個火警探測系統的導線和其他部件必須至少是耐火的”。

第23.1303條    飛行和導航儀表
本條的新增及修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，明確了本條款的儀表要求是“最低”要求。明確了(c)款“磁航向指示器”指的就是“無陀螺穩定的磁羅盤”。
在(d)款中增加了對最大重量大於2722公斤的活塞發動機飛機安裝大氣靜溫表的要求，因為該類飛機與渦輪發動機飛機一樣，其性能有賴於飛機的重量、飛行高度和溫度。
在(e)(2)款中增加了對超速警告下限的要求，以盡可能避免在低於VMO/MMO速度時發出干擾駕駛員注意力的騷擾性警告。
新增(f)款，以避免駕駛員對具有可調姿態基準標記的姿態儀表進行誤調節而導致飛機進入不安全的俯仰角。
新增(g)款，補充了在通勤類飛機上安裝特定飛行和導航儀表的要求。

第23.1305條   動力裝置儀表
本條的修改及刪除情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂按活塞發動機飛機、渦輪發動機飛機、渦輪噴氣/渦輪風扇飛機和渦輪螺旋槳飛機對動力裝置儀表的要求進行了分類。由於液冷發動機的使用倍受青睞，故增加了冷卻液溫度指示器的要求。出於提高安全水平的考慮，增加了渦輪發動機飛機安裝燃油低油位警告裝置的要求。
為確定功率設定，增加了可控螺旋槳活塞發動機飛機安裝進氣壓力指示器的要求。基於對等效安全結論的評估，增加了渦輪發動機飛機安裝燃油低壓警告裝置的要求。同時，鑒於航空技術的發展，允許泵壓式供油發動機不僅可使用燃油壓力指示器，也可使用流量指示器或電子式燃油監測及警告系統，以便駕駛員獲得更多有用的信息，並改善23部飛機的運行和經濟性。此外，由於新修訂的第23.1047條規定應按飛機飛行手冊所推薦的速度而非Vy進行發動機冷卻試驗，故刪除了有關“以高於Vy速度表明符合第23.1041條的每架飛機”的原有要求，並備用了(b)(3)(ii)款。

第23.1307條   其他設備
本條的修改及刪除情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂刪除了(a)款和(b)款，因為修訂後的第23.785
條包括了(a)款的要求，而修訂後的第23.1361、1351和1357條分別包括(b)(1)、(b)(2)和(b)(3)款的內容。此外，增加了對在最大使用高度、運行類型和氣象條件下運行所需的設備必須包括在型號設計中的要求，以明確對23
部飛機的型號設計中有關設備部分的審批要求。

第23.1309條       設備、系統及安裝
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂重新補上了在CCAR23部第1次修訂時已有的對通勤類飛機設備、系統及安裝的可靠性要求。該要求在CCAR23部的第2次修訂時被遺漏了。

第23.1311條         電子顯示儀表系統
本條的修改及刪除情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂刪除了多餘的要求，明確了備份儀表的要求和這些儀表的可見度要求。因與修訂後的第23.1321條重複，刪除了(a)款中原有的內容，並將原來(b)款的內容和修改後的(c)款內容納入到了修訂後的(a)中，由此刪除了原來(c)(4)款中對轉彎儀的要求，澄清了所要求的是什麽儀表以及對這些儀表的可見度要求。原來(d)款和(e)款的內容未變，但被分別放在了修訂後的(b)款和(c)款中。

第23.1321條         布局和可見度
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂刪去了原有的(d)款中根據IFR飛行或最大重量大於2722公斤（6000磅）所做的布局和可見度限制。因為無論飛機運行類型如何或其最大重量如何，儀表總是供駕駛員使用的，就應位於靠近駕駛員視線的垂直平面的區域內。

第23.1322條        警告燈、戒備燈和提示燈
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂新增了(e)款，其要求在駕駛艙內環境照明的所有條件下，這些燈的顏色應在各種亮度下保持不變，並且亮度和/或顏色的差別應足夠大，以防止混淆或模糊不清。

第23.1323條         空速指示系統
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，將原來(c)款和(e)款的內容分別排在了修訂後的(e)款和(d)款，原來(d)款的內容則被全部移到了修訂後的第23.1587條。因與(b)款的要求重複，修訂後的(e)
款中刪去了“在飛行中校準”的內容。修訂後的(c)款為新增內容，其直接明確了原來通過第23.1301和1309條所做出的間接要求，因為靜壓管路濕氣會導致空速指示錯誤，進而會造成危險的失效情況。此外，新增的(f)款要求通勤類飛機的兩個空速管不得因一次單個的鳥撞而同時失效。

第23.1325條       靜壓系統
本條的修改和備用情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，在(g)款中新增了“結冰條件”的內容，因為不按儀表氣象條件運行的飛機仍可能遭遇結冰的情況。因修訂後的第23.1587條包括了對測高系統的校準要求，原來的(f)款備用。修改(e)款，以明確應在飛行中進行系統誤差的校準，該方法是一種標準的做法。

第23.1326條          空速管加溫指示系統
本條為新增條款，詳見本說明第五條中的條款對照表。由於空速管中濕氣凍結所造成的阻塞會導致駕駛員接收不正確的飛行數據，進而可能造成災難性的後果，所以駕駛員掌握加溫空速管的工作情況，對保證飛行安全是必要的。對過去相關事故的調查也表明，如果失事的飛機安裝有該指示系統，事故是可以避免的。再者，與25部飛機相比，
23部飛機的低速和短程特點決定了其會更多地遭遇到可能導致結冰的濕氣和溫度環境，因此空速管的加溫防
冰功能是否正常對於保證空速指示的準確性具有關鍵性的作用。

第23.1329條        自動駕駛儀系統
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂更新了(b)款的內容，並將原來(b)至(g)款的內容順移到了修訂後的(c)至(h)款而保持內容不變。更新後的(b)款確定了快速斷開操縱器件在每個駕駛盤或駕駛桿上的標準位置。這樣，在自動駕駛儀失效時，駕駛員將有一致的反應來防止飛機進入危險姿態。

第23.1331條           使用能源的儀表
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂刪除了原來的(a)(1)和(2)，因為第23.1301
和23.1309條已充分覆蓋了該內容。
修訂後的(a)款補充了對儀表能源指示的位置要求，避免了過去因位置要求不明確而將分立的指示器設置在駕駛員正常視野之外的情況。同時，本款還明確了判定儀表能源是否充足的具體要求。
修訂後的(b)款為原來(b)(2)款的全部內容。
修訂後的(c)款要求所有安裝了使用能源的儀表的23部飛機都應至少有兩個獨立的能源。

第23.1337條           動力裝置儀表安裝
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。
為消除與第23.1305條標題的混淆，本條修訂後標題改為動力裝置儀表安裝。考慮到23部飛機安裝APU後同樣需要防止可燃液體的逸出，修訂後的(a)(1)和(3)項中分別插入了對安裝APU後的要求。
為兼顧使用公制單位
的情況，修訂後的(b)款允許采用任何適當的測量單位。同時為與(b)(1)款協調一致，明確了(b)款中的燃油油量應為“可用燃油油量”。為與修訂後的第23.959條協調一致，原來(b)(1)項中的第23.959條修改為第23.959條(a)款，
並保持要求不變。
修訂後的(b)(4)項為新增內容，用於確保駕駛員在飛行前有可靠的措施來判定機上的燃油量是否足夠完成預定飛行任務。
這一措施有助於減少因燃油不足而導致的事故。同時，該措施並不要求飛機上要有一個單獨的燃油指示系統。原來的(b)(4)和(b)(5)項分別順移為(b)(5)和(b)(6)項。修訂後的(b)(6)項將“小輔助油箱”改為“輔助油箱”，以保持與修訂後的第23.955(d)協調一致。

第23.1351條    總則
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。
修訂後的(b)(2)和(b)(3)項刪去了有關允許電瓶失效而喪失交流發電機的內容，並刪去了原來(b)(4)項的全部內容。因為現在已有自激式交流發電機可用。
修訂後的(c)(1)項將允許發電機的安裝采用降額設計。修訂後的(c)(3)項取消了僅限於反流割斷器的要求，因為已有更經濟和更有效的自動反流保護措施可用。
新增(g)款，因為喪失正常供電對於所有23部飛機都是關鍵性的。而(g)款的內容則源自第25.1351條。

第23.1353條          蓄電池的設計和安裝
本條的新增情況詳見本說明第五條中的條款對照表。
此次修訂新增(h)款，其內容涉及對電瓶容量和卸載程序的設計。該款適用於所有23部飛機，因為主電源喪失後的電瓶供電都應滿足相同的安全水平，只是不同運行類型的飛機對電瓶容量的要求不同而已。

第23.1357條        電路保護裝置
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。
此次修訂明確了(a)(1)項的內容，但無實質性修改。
修訂後的(e)款將對備用保險絲的要求限定在飛行中可由機組成員更換的部分，並明確了這些保險絲的可達性和可用性要求。

第23.1359條         電氣系統防火
本條為新增條款，詳見本說明第五條中的條款對照表。鑒於23部飛機的設計中採用了越來越多的電氣設備，為確保其關鍵/重要功能免受安裝影響，新增了(a)和(b)款。電氣設備的增加導致了機上導線用量的增加，為減低這些導線的絕緣材料在飛行中引發危險失火的可能性，新增了(c)款。

第23.1361條     總開關裝置
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。
修訂後的(a)款，明確了總開關的設置要求。
修訂後的(b)款考慮到了新一代發動機需要電能進行點火和/或燃油增壓等的情況，以便在總開關關斷後，不會無意造成這類發動機停車。同時，總開關的設計仍保證駕駛員有能力關斷所有可能導致失火的電源，使這些電源不會點燃在幸存墜撞著陸時可能逸出的可燃液體。
此外，(b)(3)項為新增內容，以明確對這類電路的限制。
修訂後的(c)款刪去了“在飛行中”的提法，以便與JAR23部協調。

第23.1365條       電纜和設備
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。
修訂後的(b)款將阻燃的要求僅限定於設備，因為修訂後的第23.1359(c)已要求電纜應是自熄（耐火）的。為避免誤解，修訂後的(b)款中刪去了“至少”的提法。
新增的(c)款補充了對電纜的適墜性要求，並與第25.1359條(c)款的內容相等效。為適應23部飛機電氣設備及其導線大量增加的情況，並確保飛機在生產、維護和改裝後各條線路的正確性，新增了(d)款的標識要求。為應對機上電
氣設備增加後帶來的新情況/新問題，新增了(e)款和(f)款，以確保對電纜的有效保護。

第23.1383條    滑行和著陸燈
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。由於技術的發展，飛機在滑行和著陸時可分別使用不同類型的燈光，而不像過去在滑行和著陸時都只能使用著陸燈。
修訂後的(a)款刪除了原來的內容，並與原來(b)(1)項的內容相同。
修訂後的(b)款與原來(b)(2)項的內容相同。
新增的(c)款因為考慮到滑行和停放等情況，將原來(b)(3)項的“夜間著陸”修改為“夜間運行”。
新增的(d)款明確了進行失火危害評估的需要。

第23.1385條       航行燈系統的安裝
本條的修改和刪除情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，明確了航行燈的位置。刪去了原來(d)款的內容，因為它被誤解為不能安裝多個電路。同時，還刪去了原來(b)款和(c)款中“必須經批准”的多餘提法。此外，原來(e)款的內容被上移到修訂後的(d)款。

第23.1387條       航行燈系統二面角
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂屬文字性修改，以便與第23.1385條的修訂協調。

第23.1389條      航行燈燈光分布和光強
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂屬文字性修改，以便與第23.1385條的修訂協調。

第23.1391條         航行燈水平平面內的最小光強
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂屬文字性修改，以便與第23.1385條的修訂協調。

第23.1393條         航行燈任一垂直平面內的最小光強
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂屬文字性修改，以便與第23.1385條的修訂協調。

第23.1395條         航行燈的最大摻入光強
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂屬文字性修改，以便與第23.1385條的修訂協調。

第23.1401條      防撞燈系統
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂將對防撞燈系統的安裝要求從夜航飛機擴大到了全部的23部飛機。因為23部飛機不斷地加入機隊，而采用渦輪發動機的23部飛機飛得更快且這種飛機還在不斷增加，所以晝間運行的飛機也有必要安裝防撞燈系統，以降低飛機發生空中相撞的可能性。對過去小飛機事故和事故癥候的調查分析表明，安裝防撞燈系統是降低空中相撞事故的辦法之一。

第23.1413條          安全帶和肩帶
本條被刪除。其原有的內容被並入修訂後的第23.785條(b)款和(c)款中。

第23.1419條          防冰
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，增加了一些與25部相似的防冰要求，因為局方不認為23部飛機的防冰審定要求應低於其他類型的飛機。考慮到本條要求與其他要求，如第23.1309條、第23.1416條、第23.775條和第23.1323條等的相關性，修訂後的引言中增加了對其他適用條款的要求。由於本規章的B章不是按飛機的運行類型或運行環境來劃分安全水平的，所以修訂後的(a)款對此進行了澄清，並包括了原來(b)款的全部內容。同時還將原來(a)款的全部內容經文字性修改後移到了修訂後的(d)款。修訂後的(b)款源自第25.1419條的要求，其強調了進行試驗的必要性。修訂後的(c)款明確了按設計相似性進行防冰審定的限制。修訂後的(d)款源自第25.1403的要求，其提供了一種手段，以便駕駛員確定防冰設備應在何時開始工作。

第23.1431條           電子設備
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，增加了對除無線電設備以外的其他電子設備的要求，因為各種類型的電子設備已安裝到了現代的23部飛機上。新增(a)款，其與第23.1309條(b)(1)和(2)項以及第25.1431條(a)款是協調一致的。新增(b)款，其與第25.1431條(c)款是協調一致的。新增(c)款，用於評估安裝內話系統的必要性，以避免因駕駛艙噪聲妨礙機組交談而導致事故。新增(d)款，以避免不使用發射機時其仍處於發射模式，從而阻塞所使用的信道並導致發生不安全的情況。新增(e)款，以避免因戴耳機妨礙機組獲得音響警告而無法及時采取正確的糾正措施。

第23.1435條          液壓系統
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂在(c)款中新增了允許小容積非增壓蓄液箱安裝在防火墻發動機一側的規定，並修改了以前的文字表述，使申請人易於理解。

第23.1441條          氧氣設備和供氧
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，明確了(a)款中與運行規則有關的型號設計要求和對手提式補氧設備的要求。新增(e)款，兼顧了關斷氧源以防失火以及確保應急情況下立即供氧這兩方面的安全需要。修訂(d)款，按運行高度補充了機組成員應有什麽樣的肺式供氧設備。因為在綜合考慮了各種相關因素後，連續補氧系統無法在7600米（25000英尺）高度以上自動提供駕駛員因心理壓力和身體活動所需的供氧量；而肺式供氧設備能夠在12000米（40000英尺）高度以內自動提供駕駛員所需的供氧量。同時，壓力肺式供氧設備的工作原理，決定其僅適用於在高高度上進行應急下降的短時間內使用。

第23.1443條           最小補氧流量
本條的新增和修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂增加了與25部相當的補氧流量要求。由此，
為機組成員和乘客提供了更充分的保護，並且與在7600米（25000英尺）以上運行時機組成員應有肺式供氧設備的規定相一致。
新增的(a)(1)和(a)(2)項源自第25.1443條對連續補氧系統的要求，而(a)(3)項則是原來第23.1443條的要求。
新增的(b)款源自第25.1443條對肺式補氧系統的要求。
新增的(c)款與第25.1443條對急救供氧流量的要求相同。對於23部飛機不要求安裝急救供氧設備，但通勤類飛機有可能選裝。
新增的(d)款與25部對BTPS和STPD的定義相同。

第23.1445條          氧氣分配系統
本條為新增條款，詳見本說明第五條中的條款對照表。本條為氧氣分配系統建立了標準。本要求限制了塑料軟管在增壓氧氣系統中的使用。氧氣的助燃作用，氧氣系統的安裝需要在審定時特別加以關註。

第23.1447條        分氧裝置設置的規定
本條款的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，新增了(a)(4)項的內容，以確保機組在用氧的同時能夠使用無線電通信設備。本項並不是要求所有機組成員的分氧裝置都備有通信設備。修訂後的(d)和(e)款源自第25.1447條的相應要求，其提供了與25部相同的安全水平。

第23.1451條          氧氣設備防火
本條為新增條款，詳見本說明第五條中的條款對照表。本條規定的內容是要保證對氧氣系統的保護，以防漏出的氧氣導致飛機出現失火危害，因為純氧對某些油料的沖擊會在正常環境條件下使它點燃，由此成為飛機失火的火源之一。

第23.1453條          防止氧氣設備破裂的規定
本條為新增條款，詳見本說明第五條中的條款對照表。過去有關防止氧氣設備破裂的規定是採用23部的結構載荷要求。本次修訂則明確了結構載荷需與系統在最大溫度和壓力下的載荷情況同時考慮，並明確了對這些結構載荷的要求。此外還明確了對高壓氧源及其管路的保護要求。

第23.1461條          含高能轉子的設備
本條的修改情況詳見本說明第五條中的條款對照表。此次修訂，明確了(a)款中的高能轉子設備應包括APU和恒速傳動裝置。

第23.1511條          襟翼展態速度
本條是修訂條款。本條刪除(a)款對第23.457條的引用，因為第23.457條已刪除。

第23.1521條          動力裝置限制
本條是修訂條款。本條修訂了對發動機溫度限制要求。

第23.1522條          輔助動力裝置限制
本條是新增條款。本條增加了對輔助動力裝置的最低要求。

第23.1525條          運行類型
本條是修訂條款。明確說明運行類型必須在飛行手冊中規定。

第23.1527條          最大使用高度
本條是修訂條款。本條修訂為對任何23部飛機均必須制定受飛行、結構、動力裝置、功能或設備的特性限制所允許運行的最大高度。

第23.1543條          儀表標記：總則
本條是修訂條款。本條要求所有有關的儀表必須以相協調的單位校準，這是安全運行的基本要求。

第23.1545條           空速指示器
本條是修訂條款。本條修訂區別開對WAT限制飛機和非WAT限制飛機的要求。

第23.1549條           動力裝置儀表
本條是修訂條款。本條將原來對動力裝置儀表的要求擴大到輔助動力裝置上。

第23.1553條           燃油油量表
本條是修訂條款。本條刪除原來要求的用弧線標明不可用燃油量的要求。僅要求一紅色徑向線，這能為飛行員提供更清晰的燃油量指示。

第23.1555條          操縱器件標記
本條是修訂條款。本條(e)(2)要求非應急的其他操縱器件不得為紅色，這將有助於防止應急情況下誤用操縱器件。

第23.1557條           其他標記和標牌
本條是修訂條款。本條進一步明確加油口蓋的標記要求。

第23.1559條          使用限制標牌
本條是修訂條款。對原條款進行簡化。

第23.1563條         空速標牌
本條是修訂條款。本條新增(c)款，相應於WAT限制飛機要求提供最大VMC。

第23.1567條          飛行機動標牌
本條是修訂條款。本條新增(d)相應於特技類飛機和有意進入尾旋的實用類飛機要求用一標牌列出改出操縱。

第23.1581條         總則
本條是修訂條款。本條進行編輯修訂並區別開對WAT限制飛機和非WAT限制飛機的要求。

第23.1583條          使用限制
本條是修訂條款。本條對運行限制進行修訂並增加以下內容：修訂通勤類飛機空速限制、在飛行手冊中增加WAT
限制飛機的限制、外界大氣溫度限制、禁止吸煙信息的限制、提供規定跑道類型的資料等。

第23.1585條          使用程序
本條是修訂條款。重新組織本條原來的內容並增加部分內容。

第23.1587條         性能資料
本條是修訂條款。重新組織本條原來的內容，刪除滑翔飛機性能的例外要求，刪除對近似性能計算的選擇，刪除失速高度損失資料和超載著陸性能要求。

第23.1589條          載重資料
本條是修訂條款。編輯修訂無實質內容更改。

第A23.1條         總則
本條為修訂條款。修訂後的條款明確了適用於本條要求的飛機構型。

第A23.11條         操縱面載荷
本條為修訂條款。本條修訂了(c)(1)操縱面載荷分布情況，使其更為具體和明確，提高了可操作性。對(c)(2)的文字表述稍作調整。

第A23.13條        操縱系統載荷
在本條的後面，增加圖A7“水平安定面和升降舵或垂直安定面和方向舵的弦向載荷分布”。

附件D    機輪起旋和回彈載荷
本條為修訂條款。在標題中增加“回彈”載荷情況。增加(c)款，為第23.479條(c)款起落架的動態回彈載荷提供新的要求。

附件E 刪除。
理由見第23.25條說明。

附件F    試驗方法
本條為修訂條款。副標題更改為“表明符合第23.853、第23.855和第23.1359條的自熄材料可接受的試驗方法”
，增加了第23.855和第23.1359條。對(b)“試樣形態”進行了修訂。(c)中的“本附件(e)”改為“本附件(g)”，
(d)中的“本附件(f)”改為“本附件(h)”。增加了(f)“45度試驗”和(g)“60度試驗”。

附件H    自動功率儲備系統的安裝
本附件為新增要求。明確規定了APR必須滿足的要求，詳見第23.904條修訂說明。

附件I    水上飛機載荷
本附件為新增要求。新增三張圖，圖1“水上飛機的角度、尺寸和方向的圖解定義”、圖2“船體各站位加權系數”
、圖3“橫向壓力分布圖”。

四、修訂參考資料
本次修訂參考了美國聯邦航空條例第23部（FAR 2 3）的下列22項修正案：

修正案編號                                              標題                                                     生效日期
Amdt.23-43               小飛機適航評估計劃第3號通告                                             1993/05/10   
Amdt.23-44               適航標準；失速速度大於61節的小飛機                                 1993/08/18   
Amdt.23-45               小飛機適航評審方案通告No. 4                                             1993/09/07
Amdt.23-46               適航標準；正常類、實用類和通勤類飛機應急出口要求         1994/06/16      
Amdt.23-47               依據引用的修改                                                                   1995/12/28
Amdt.23-48               適航標準；基於歐洲JAA要求提案的機身提案                        1996/03/11  
Amdt.23-49               適航標準；基於歐洲JAA要求的系統和設備規定                    1996/03/11  
Amdt.23-50               適航標準；基於歐洲JAA要求的飛行規定                              1996/03/12
Amdt.23-51               適航標準；基於歐洲JAA要求的動力裝置規定                       1996/03/12
Amdt.23-52               動力裝置儀表；燃油壓力指示                                              1996/07/25
Amdt.23-53               適航標準；雨和冰雹吸入標準                                              1998/04/30
Amdt.23-54               適航標準；吸鳥                                                                  2000/12/13
Amdt.23-55               去掉過期的特殊聯邦航空規章                                              2002/03/01

http://www.caac.gov.cn/website/o ... 109550361673077.pdf