運輸類飛機適航標準

目　　錄

A分部　總則 15

第25.1條　適用範圍 15

第25.2條　[備用] 15

第25.3條　ETOPS型號設計批准的專用條款 15

B分部　飛行 15

總則 15

第25.21條　證明符合性的若干規定 15

第25.23條　載重分佈限制 16

第25.25條　重量限制 16

第25.27條　重心限制 16

第25.29條　空重和相應的重心 17

第25.31條　可卸配重 17

第25.33條　螺旋槳轉速和槳距限制 17

性能 17

第25.101條　總則 17

第25.103條　失速速度 19

第25.105條　起飛 20

第25.107條　起飛速度 20

第25.109條　加速—停止距離 22

第25.111條　起飛航跡 24

第25.113條　起飛距離和起飛滑跑距離 24

第25.115條　起飛飛行航跡 25

第25.117條　爬升：總則 25

第25.119條　着陸爬升：全發工作 26

第25.121條　爬升：單發停車 26

第25.123條　航路飛行航跡 27

第25.125條　着陸 28

操縱性和機動性 29

第25.143條　總則 29

第25.145條　縱向操縱 30

第25.147條　航向和橫向操縱 31

第25.149條　最小操縱速度 32

配平 34

第25.161條　配平 34

穩定性 35

第25.171條　總則 35

第25.173條　縱向靜穩定性 35

第25.175條　縱向靜穩定性的演示 35

第25.177條　橫向和航向靜穩定性 37

第25.181條　動穩定性 37

失速 37

第25.201條　失速演示 37

第25.203條　失速特性 38

第25.205條　[刪除] 38

第25.207條　失速警告 38

地面和水面操縱特性 39

第25.231條　縱向穩定性和操縱性 39

第25.233條　航向穩定性和操縱性 40

第25.235條　滑行條件 40

第25.237條　風速 40

第25.239條　水面噴濺特性、操縱性和穩定性 40

其它飛行要求 41

第25.251條　振動和抖振 41

第25.253條　高速特性 41

第25.255條　失配平特性 42

C分部　結構 43

總則 43

第25.301條　載荷 43

第25.303條　安全係數 43

第25.305條　強度和變形 43

第25.307條　結構符合性的證明 44

飛行載荷 44

第25.321條　總則 44

飛行機動和突風情況 44

第25.331條　對稱機動情況 44

第25.333條　飛行機動包線 45

第25.335條　設計空速 46

第25.337條　限制機動載荷係數 47

第25.341條　突風和紊流載荷 48

第25.343條　設計燃油和滑油載重 49

第25.345條　增升裝置 49

第25.349條　滾轉情況 50

第25.351條　偏航機動情況 50

補充情況 51

第25.361條　發動機扭矩 51

第25.363條　發動機和輔助動力裝置支架的側向載荷 51

第25.365條　增壓艙載荷 51

第25.367條　發動機失效引起的非對稱載荷 52

第25.371條　陀螺載荷 53

第25.373條　速度控制裝置 53

操縱面和操縱系統載荷 53

第25.391條　操縱面載荷：總則 53

第25.393條　平行於鉸鏈線的載荷 53

第25.395條　操縱系統 53

第25.397條　操縱系統載荷 54

第25.399條　雙操縱系統 54

第25.405條　次操縱系統 54

第25.407條　配平調整片的影響 55

第25.409條　調整片 55

第25.415條　地面突風情況 55

第25.427條　非對稱載荷 56

第25.445條　輔助氣動力面 56

第25.457條　襟翼 57

第25.459條　特殊裝置 57

地面載荷 57

第25.471條　總則 57

第25.473條　着陸載荷情況和假定 57

第25.477條　起落架佈置 58

第25.479條　水平着陸情況 58

第25.481條　尾沉着陸情況 58

第25.483條　單起落架着陸情況 59

第25.485條　側向載荷情況 59

第25.487條　回跳着陸情況 59

第25.489條　地面操縱情況 59

第25.491條　滑行、起飛和着陸滑跑 59

第25.493條　滑行剎車情況 60

第25.495條　轉彎 60

第25.497條　尾輪側偏 61

第25.499條　前輪側偏與操縱 61

第25.503條　迴轉 61

第25.507條　倒行剎車 61

第25.509條　牽引載荷 62

第25.511條　地面載荷：多輪起落架裝置上的非對稱載荷 63

第25.519條　頂升和繫留裝置 64

水載荷 64

第25.521條　總則 64

第25.523條　設計重量和重心位置 64

第25.525條　載荷的假定 64

第25.527條　船體和主浮筒載荷係數 65

第25.529條　船體和主浮筒着水情況 65

第25.531條　船體和主浮筒起飛情況 66

第25.533條　船體和主浮筒底部壓力 66

第25.535條　輔助浮筒載荷 67

第25.537條　水翼載荷 68

應急着陸情況 68

第25.561條　總則 68

第25.562條　應急着陸動力要求 69

第25.563條　水上迫降的結構要求 70

疲勞評定 70

第25.571條　結構的損傷容限和疲勞評定 70

閃電防護 72

第25.581條　閃電防護 72

D分部　設計與構造 72

總則 72

第25.601條　總則 72

第25.603條　材料 72

第25.605條　製造方法 73

第25.607條　緊固件 73

第25.609條　結構保護 73

第25.611條　可達性措施 73

第25.613條　材料的強度性能和材料的設計值 73

第25.615條　［刪除］ 74

第25.619條　特殊係數 74

第25.621條　鑄件係數 74

第25.623條　支承係數 75

第25.625條　接頭係數 75

第25.629條　氣動彈性穩定性要求 75

第25.631條　鳥撞損傷 77

操縱面 77

第25.651條　強度符合性的證明 77

第25.655條　安裝 77

第25.657條　鉸鏈 77

操縱系統 77

第25.671條　總則 77

第25.672條　增穩系統及自動和帶動力的操縱系統 78

第25.673條　[刪除] 78

第25.675條　止動器 78

第25.677條　配平系統 79

第25.679條　操縱系統突風鎖 79

第25.681條　限制載荷靜力試驗 79

第25.683條　操作試驗 79

第25.685條　操縱系統的細節設計 79

第25.689條　鋼索系統 80

第25.693條　關節接頭 80

第25.697條　升力和阻力裝置及其操縱器件 80

第25.699條　升力和阻力裝置指示器 80

第25.701條　襟翼與縫翼的交連 81

第25.703條　起飛警告系統 81

起落架 81

第25.721條　總則 81

第25.723條　減震試驗 82

第25.725條　[刪除] 82

第25.727條　[刪除] 82

第25.729條　收放機構 82

第25.731條　機輪 83

第25.733條　輪胎 83

第25.735條　剎車 84

第25.737條　滑橇 85

浮筒和船體 85

第25.751條　主浮筒浮力 85

第25.753條　主浮筒設計 86

第25.755條　船體 86

載人和裝貨設施 86

第25.771條　駕駛艙 86

第25.772條　駕駛艙艙門 86

第25.773條　駕駛艙視界 86

第25.775條　風擋和窗户 87

第25.777條　駕駛艙操縱器件 87

第25.779條　駕駛艙操縱器件的動作和效果 88

第25.781條　駕駛艙操縱手柄形狀 89

第25.783條　機身艙門 89

第25.785條　座椅、卧鋪、安全帶和肩帶 91

第25.787條　儲存艙 93

第25.789條　客艙和機組艙以及廚房中物件的固定 93

第25.791條　旅客通告標示和標牌 93

第25.793條　地板表面 93

第25.795條　保安事項 94

應急設施 94

第25.801條　水上迫降 94

第25.803條　應急撒離 94

第25.805條　[刪除] 95

第25.807條　應急出口 95

第25.809條　應急出口佈置 97

第25.810條　應急撤離輔助設施與撤離路線 98

第25.811條　應急出口的標記 99

第25.812條　應急照明 100

第25.813條　應急出口通路 103

第25.815條　過道寬度 104

第25.817條　最大並排座椅數 105

第25.819條　下層服務艙（包括廚房） 105

第25.820條　廁所門 105

通風和加温 105

第25.831條　通風 105

第25.832條　座艙臭氧濃度 107

第25.833條　燃燒加温系統 107

增壓 107

第25.841條　增壓座艙 107

第25.843條　增壓座艙的試驗 108

防火 108

第25.851條　滅火器 108

第25.853條　座艙內部設施 109

第25.854條　廁所防火 110

第25.855條　貨艙和行李艙 110

第25.856條　隔熱/隔音材料 111

第25.857條　貨艙等級 111

第25.858條　貨艙或行李艙煙霧或火警探測系統 112

第25.859條　燃燒加温器的防火 112

第25.863條　可燃液體的防火 113

第25.865條　飛行操縱系統、發動機架和其它飛行結構的防火 113

第25.867條　其它部件的防火 114

第25.869條　系統防火 114

其它 114

第25.871條　定飛機水平的設施 114

第25.875條　螺旋槳附近區域的加強 114

第25.899條　電搭接和防靜電保護 114

E分部　動力裝置 115

總則 115

第25.901條　安裝 115

第25.903條　發動機 115

第25.904條　起飛推力自動控制系統（ATTCS） 116

第25.905條　螺旋槳 116

第25.907條　螺旋槳振動 116

第25.925條　螺旋槳間距 116

第25.929條　螺旋槳除冰 117

第25.933條　反推力系統 117

第25.934條　渦輪噴氣發動機反推力裝置系統試驗 118

第25.937條　渦輪螺旋槳阻力限制系統 118

第25.939條　渦輪發動機工作特性 118

第25.941條　進氣系統、發動機和排氣系統的匹配性 118

第25.943條　負加速度 118

第25.945條　推力或功率增大系統 118

燃油系統 119

第25.951條　總則 119

第25.952條　燃油系統分析和試驗 119

第25.953條　燃油系統的獨立性 119

第25.954條　燃油系統的閃電防護 120

第25.955條　燃油流量 120

第25.957條　連通油箱之間的燃油流動 120

第25.959條　不可用燃油量 120

第25.961條　燃油系統在熱氣候條件下的工作 120

第25.963條　燃油箱：總則 121

第25.965條　燃油箱試驗 121

第25.967條　燃油箱安裝 122

第25.969條　燃油箱的膨脹空間 123

第25.971條　燃油箱沉澱槽 123

第25.973條　油箱加油口接頭 123

第25.975條　燃油箱的通氣和汽化器蒸氣的排放 123

第25.977條　燃油箱出油口 124

第25.979條　壓力加油系統 124

第25.981條　燃油箱點燃防護 124

燃油系統部件 125

第25.991條　燃油泵 125

第25.993條　燃油系統導管和接頭 126

第25.994條　燃油系統部件的防護 126

第25.995條　燃油閥 126

第25.997條　燃油濾網或燃油濾 126

第25.999條　燃油系統放液嘴 126

第25.1001條　應急放油系統 127

滑油系統 127

第25.1011條　總則 127

第25.1013條　滑油箱 128

第25.1015條　滑油箱試驗 128

第25.1017條　滑油導管和接頭 129

第25.1019條　滑油濾網或滑油濾 129

第25.1021條　滑油系統放油嘴 129

第25.1023條　滑油散熱器 129

第25.1025條　滑油閥 129

第25.1027條　螺旋槳順槳系統 130

冷卻 130

第25.1041條　總則 130

第25.1043條　冷卻試驗 130

第25.1045條　冷卻試驗程序 131

進氣系統 131

第25.1091條　進氣 131

第25.1093條　進氣系統的防冰 132

第25.1101條　汽化器空氣預熱器的設計 132

第25.1103條　進氣系統管道和空氣導管系統 132

第25.1105條　進氣系統的空氣濾 133

第25.1107條　中間冷卻器和後冷卻器 133

排氣系統 133

第25.1121條　總則 133

第25.1123條　排氣管 134

第25.1125條　排氣熱交換器 134

第25.1127條　排氣驅動的渦輪增壓器 134

動力裝置的操縱器件和附件 134

第25.1141條　動力裝置的操縱器件：總則 134

第25.1142條　輔助動力裝置的操縱器件 135

第25.1143條　發動機的操縱器件 135

第25.1145條　點火開關 135

第25.1147條　混合比操縱器件 135

第25.1149條　螺旋槳轉速和槳距的操縱器件 136

第25.1153條　螺旋槳順槳操縱器件 136

第25.1155條　反推力和低於飛行狀態的槳距調定 136

第25.1157條　汽化器空氣温度控制裝置 136

第25.1159條　增壓器操縱器件 136

第25.1161條　應急放油系統的操縱器件 136

第25.1163條　動力裝置附件 136

第25.1165條　發動機點火系統 137

第25.1167條　附件傳動箱 137

動力裝置的防火 137

第25.1181條　指定火區的範圍 137

第25.1182條　防火牆後面的短艙區域和包含可燃液體導管的發動機吊艙連接結構 138

第25.1183條　輸送可燃液體的組件 138

第25.1185條　可燃液體 138

第25.1187條　火區的排液和通風 139

第25.1189條　切斷措施 139

第25.1191條　防火牆 139

第25.1192條　發動機附件部分的隔板 140

第25.1193條　發動機罩和短艙蒙皮 140

第25.1195條　滅火系統 140

第25.1197條　滅火劑 140

第25.1199條　滅火瓶 141

第25.1201條　滅火系統材料 141

第25.1203條　火警探測系統 141

第25.1207條　符合性 142

F分部　設備 142

總則 142

第25.1301條　功能和安裝 142

第25.1303條　飛行和導航儀表 142

第25.1305條　動力裝置儀表 143

第25.1307條　其它設備 144

第25.1309條　設備、系統及安裝 144

第25.1310條　電源容量和分配 145

第25.1316條　系統閃電防護 145

第25.1317條　高強輻射場(HIRF)防護 146

儀表：安裝 146

第25.1321條　佈局和可見度 146

第25.1322條　警告燈、戒備燈和提示燈 147

第25.1323條　空速指示系統 147

第25.1325條　靜壓系統 148

第25.1326條　空速管加温指示系統 149

第25.1327條　磁航向指示器 149

第25.1329條　飛行導引系統 149

第25.1331條　使用能源的儀表 150

第25.1333條　儀表系統 150

第25.1335條　[刪除] 150

第25.1337條　動力裝置儀表 151

電氣系統和設備 151

第25.1351條　總則 151

第25.1353條　電氣設備及安裝 152

第25.1355條　配電系統 153

第25.1357條　電路保護裝置 153

第25.1359條　[刪除] 153

第25.1360條　預防傷害 153

第25.1362條　應急狀態供電 154

第25.1363條　電氣系統試驗 154

第25.1365條　電氣設備、馬達和變壓器 154

燈 154

第25.1381條　儀表燈 154

第25.1383條　着陸燈 154

第25.1385條　航行燈系統的安裝 155

第25.1387條　航行燈系統二面角 155

第25.1389條　航行燈燈光分佈和光強 155

第25.1391條　前、後航行燈水平平面內的最小光強 156

第25.1393條　前、後航行燈任一垂直平面內的最小光強 156

第25.1395條　前、後航行燈的最大摻入光強 156

第25.1397條　航行燈顏色規格 157

第25.1399條　停泊燈 157

第25.1401條　防撞燈系統 157

第25.1403條　機翼探冰燈 158

安全設備 158

第25.1411條　總則 158

第25.1413條　[刪除] 159

第25.1415條　水上迫降設備 159

第25.1416條　[刪除] 159

第25.1419條　防冰 159

第25.1421條　擴音器 160

第25.1423條　機內廣播系統 160

其它設備 160

第25.1431條　電子設備 160

第25.1433條　真空系統 161

第25.1435條　液壓系統 161

第25.1438條　增壓系統和氣動系統 162

第25.1439條　防護性呼吸設備 162

第25.1441條　氧氣設備和供氧 163

第25.1443條　最小補氧流量 163

第25.1445條　氧氣分配系統設置的規定 164

第25.1447條　分氧裝置設置的規定 164

第25.1449條　判斷供氧的措施 165

第25.1450條　化學氧氣發生器 165

第25.1451條　[刪除] 165

第25.1453條　防止氧氣設備破裂的規定 165

第25.1455條　易凍液體的排放 165

第25.1457條　駕駛艙錄音機 165

第25.1459條　飛行記錄器 167

第25.1461條　含高能轉子的設備 168

G分部　使用限制和資料 168

第25.1501條　總則 168

使用限制 168

第25.1503條　空速限制：總則 168

第25.1505條　最大使用限制速度 168

第25.1507條　機動速度 169

第25.1511條　襟翼展態速度 169

第25.1513條　最小操縱速度 169

第25.1515條　有關起落架的速度 169

第25.1516條　其它速度限制 169

第25.1517條　顛簸氣流速度，VRA 169

第25.1519條　重量、重心和載重分佈 169

第25.1521條　動力裝置限制 169

第25.1522條　輔助動力裝置限制 170

第25.1523條　最小飛行機組 170

第25.1525條　運行類型 170

第25.1527條　周圍大氣温度和使用高度 170

第25.1529條　持續適航文件 170

第25.1531條　機動飛行載荷係數 170

第25.1533條　附加使用限制 171

第25.1535條　ETOPS批准 171

標記和標牌 171

第25.1541條　總則 171

第25.1543條　儀表標記：總則 171

第25.1545條　空速限制信息 171

第25.1547條　磁航向指示器 172

第25.1549條　動力裝置和輔助動力裝置儀表 172

第25.1551條　滑油油量指示器 172

第25.1553條　燃油油量表 172

第25.1555條　操縱器件標記 172

第25.1557條　其它標記和標牌 172

第25.1561條　安全設備 173

第25.1563條　空速標牌 173

飛機飛行手冊 173

第25.1581條　總則 173

第25.1583條　使用限制 174

第25.1585條　使用程序 174

第25.1587條　性能資料 175

H分部　電氣線路互聯繫統(EWIS) 175

第25.1701條　定義 175

第25.1703條　功能和安裝：EWIS 176

第25.1705條　系統和功能：EWIS 176

第25.1707條　系統分離：EWIS 177

第25.1709條　系統安全：EWIS 178

第25.1711條　部件識別：EWIS 178

第25.1713條　防火：EWIS 179

第25.1715條　電氣接地和防靜電保護：EWIS 179

第25.1717條　電路保護裝置：EWIS 179

第25.1719條　可達性規定：EWIS 179

第25.1721條　EWIS的保護 179

第25.1723條　可燃液體防火：EWIS 179

第25.1725條　動力裝置：EWIS 179

第25.1727條　可燃液體切斷措施：EWIS 180

第25.1729條　持續適航文件：EWIS 180

第25.1731條　動力裝置和APU火警探測系統：EWIS 180

第25.1733條　火警探測系統，總則：EWIS 180

I分部 附則 165

第25.2001條　施行日期 180

附錄A 181

附錄B 186

附錄C 188

第I部分　大氣結冰條件 188

第II部分　用於表明對B分部的符合性的機身冰積聚條件 190

附錄D 192

附錄E 193

第I部分　裝有助推動力的飛機重量增量 193

第II部分　裝有助推動力的運輸類飛機性能 193

附錄F 195

第I部分　表明符合25.853條或25.855條的試驗準則和程序 195

第II部分　座椅墊的可燃性 197

第III部分　確定貨艙襯墊抗火焰燒穿性的試驗方法 205

第IV部分　測定熱輻射下客艙材料熱釋放速率的試驗方法 210

第V部分　測定艙內材料發煙特性的試驗方法 217

第VI部分　測定隔熱/隔音材料的可燃性和火焰傳播特性的試驗方法 218

第VII部分　測定隔熱/隔音材料的抗燒穿性的試驗方法 226

附錄G　連續突風設計準則 236

附錄H　持續適航文件 239

H25.1　總則 239

H25.2　格式 239

H25.3　內容 240

H25.4　適航限制部分 240

H25.5　電氣線路互聯繫統(EWIS)的持續適航文件 241

附錄I　起飛推力自動控制系統(ATTCS)的安裝 241

I25.1　總則 241

I25.2　定義 241

I25.3　性能和系統可靠性要求 242

I25.4　推力調定 242

I25.5　動力裝置操縱器件 242

I25.6　動力裝置儀表 243

附錄J　應急撤離演示 243

附錄K　延程運行（ETOPS） 245

K25.1　設計要求 245

K25.2　雙發飛機 247

K25.3　多於兩發的飛機 251

附錄L　HIRF環境和HIRF設備測試水平 253

附錄M　燃油箱系統降低可燃性的措施 255

M25.1　燃油箱可燃性暴露的要求 255

M25.2　表明符合性 256

M25.3　可靠性指示和維修可達 256

M25.4　適航限制和程序 256

M25.5　可靠性報告 256

附錄N　燃油箱可燃性暴露和可靠性分析 257

N25.1　概述 257

N25.2　定義 257

N25.3　燃油箱可燃性暴露分析 258

N25.4　變量和數據表 259

運輸類飛機適航標準

A分部　總則

第25.1條　適用範圍

(a) 本規定是用於頒發和更改運輸類飛機型號合格證的適航標準。

(b) 根據中國民用航空規章的規定申請或更改運輸類飛機型號合格證的申請人，必須表明符合本規定中適用的要求。

第25.2條　[備用]

第25.3條　ETOPS型號設計批准的專用條款

(a) 適用性：本條適用於對以下飛機進行ETOPS型號設計批准的申請人

(1) 於2016年4月17日已具有型號合格證的；或

(2) 於2016年4月17日之前已遞交初始型號合格證申請的。

(b) 雙發飛機

(1) 對於不超過180分鐘ETOPS型號設計批准的飛機，申請人必須符合第25.1535條，除了無需符合本規章附錄K，K25.1.4下列條款以外：

(i) K25.1.4(a)，燃油系統壓力和流量要求；

(ii) K25.1.4(a)(3)，低燃油量警告，和

(iii) K25.1.4(c)，發動機滑油箱設計。

(2) 對於超過180分鐘ETOPS型號設計批准飛機的申請人必須符合第25.1535條。

(c) 多於兩台發動機的飛機。對於2015年2月17日或以後生產的飛機，其ETOPS型號設計批准的申請人必須符合第25.1535條，除非該飛機的配置為三人機組，則申請人無需符合本部附錄K的K25.1.4(a)(3)條關於低燃油量告警的要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

B分部　飛行

總則

第25.21條　證明符合性的若干規定

(a) 本分部的每項要求，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，則應對重量與重心的每種預期的組合進行系統的檢查。

(b) ［備用］

(c) 飛機的操縱性、穩定性、配平和失速特性，必須在直到預期最大使用高度的每一高度予以證實。

(d) 飛行試驗中的關鍵參數，諸如重量、裝載(重心和慣量)、空速、功率和風等，在飛行試驗期間必須保持在相應關鍵值的可接受允差內。

(e) 如果依靠增穩系統或其它自動系統或動力作動系統才能滿足飛行特性要求時，則必須表明符合25.671條和25.672條。

(f) 在滿足25.105(d) 條、25.125條、25.233條和25.237條的要求時，必須在離地面10米高度處測量風速，或按測量風速的高度和10米高度之差進行修正。

(g) 本分部關於結冰條件的要求僅適用於進行結冰條件下飛行的合格審定申請人。

(1) 除25.121(a)，25.123(c)，25.143(b)(1)以及(b)(2)，25.149，25.201(c)(2)，25.207(c)以及(d)，25.239和25.251(b)到(e)條款之外，在結冰條件下必須滿足本分部的各項要求。必須按附錄C定義的冰積聚條件表明符合性，並假設飛機及其防冰系統按照申請人制定的並在飛機飛行手冊中給出的飛機使用限制和操作程序正常操作。

(2) 在結冰或冰積聚條件下飛行時，第25.23條中規定的載荷分佈限制、第25.25條規定的重量限制（受本分部性能要求限制的除外）、第25.27條規定的重心限制與非結冰條件下的限制相比不得改變。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.23條　載重分佈限制

(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載重分佈限制(例如展向分佈)內，而該限制又可能無意中被超過，則必須制定這些限制和相應的重量與重心組合。

(b) 載重分佈限制不得超過：

(1) 選定的限制；

(2) 證明結構符合要求所使用的限制；

(3) 表明符合本分部每項適用的飛行要求的限制。

第25.25條　重量限制

(a) 最大重量　必須制定對應于飛機運行狀態(例如在機坪、地面或水面滑行、起飛、航路和着陸時)、環境條件(例如高度和温度)及載重狀態(例如無油重量、重心位置和重量分佈)的最大重量，使之不超過：

(1) 申請人針對該特定條件選定的最重的重量；

(2) 表明符合每項適用的結構載荷要求和飛行要求的最重的重量。裝有助推火箭發動機的飛機除外，這類飛機的最大重量不得超過按本部附錄E規定的最重的重量。

(3) 表明符合中國民用航空局有關噪聲審定的最重的重量。

(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)，使之不低於：

(1) 申請人針對該特定條件選定的最輕的重量；

(2) 設計最小重量(表明符合本部每項結構載荷情況的最輕重量)；

(3) 表明符合每項適用的飛行要求的最輕的重量。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂〕

第25.27條　重心限制

必須按每種實際可區分的運行狀態制定重心前限和重心後限。這些限制不得超過：

(a) 申請人選定的極限；

(b) 證明結構符合要求所使用的極限；

(c) 表明符合每項適用的飛行要求的極限。

第25.29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：

(1) 固定配重；

(2) 按25.959條確定的不可用燃油；

(3) 全部工作流體，包括：

(i) 滑油；

(ii) 液壓油；

(iii) 機上系統正常工作所需的其它流體，但飲用水、廁所預注水和發動機用的噴液除外。

(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25.31條　可卸配重

在表明符合本分部的飛行要求時，可採用可卸配重。

第25.33條　螺旋槳轉速和槳距限制

(a) 必須對螺旋槳轉速和槳距值加以限制，以確保：

(1) 在正常工作狀態下安全運行；

(2) 符合25.101條到第25.125條中的性能要求。

(b) 調速器必須有螺旋槳轉速限制裝置。它必須限制所調發動機的最大可能轉速，使之不超過最大允許轉速。

(c) 必須調整槳葉低距限位器裝置，使發動機在下列條件下不超過其最大允許轉速的103％或經批准的最大超轉的99％，兩者中取大者：

(1) 螺旋槳槳葉在低距限制位置，調速器不工作；

(2) 標準大氣，飛機靜止，無風；

(3) 對活塞式發動機飛機，發動機在起飛進氣壓力限制下工作；對渦槳發動機飛機，發動機在最大起飛扭矩限制下工作。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

性能

第25.101條　總則

(a) 除非另有規定，飛機必須按周圍大氣條件和靜止空氣滿足本分部適用的性能要求。

(b) 受發動機功率（推力）影響的性能必須基於下述相對濕度。

(1) 對於渦輪發動機飛機：

(i) 在等於和低於標準温度時，相對濕度為80%；

(ii) 在等於和高於標準温度加28℃(50℉)時，相對濕度為34%。在這兩種温度之間，相對濕度按線性變化。

(2) 對於活塞發動機飛機，標準大氣下相對濕度為80%。發動機功率的蒸氣壓力修正按下表：

高度H(米) 蒸氣壓力e(毫米汞柱) 比濕度W(公斤水蒸氣/公斤乾燥空氣) 相對密度σ(ρ/零高標準大氣密度)

0 10.2 0.00849 0.99508

250 9.21 0.00786 0.97179

500 8.28 0.00727 0.94886

750 7.43 0.00672 0.92637

1,000 6.66 0.00621 0.90424

1,250 5.96 0.00572 0.88248

1,500 5.32 0.00527 0.86113

1,750 4.75 0.00485 0.84015

2,000 4.24 0.00445 0.81955

2,250 3.77 0.00408 0.79933

2,500 3.34 0.00374 0.77949

2,750 2.97 0.00342 0.76000

3,000 2.63 0.00312 0.74086

4,500 1.22 0.00176 0.63353

6,000 0.531 0.000934 0.53829

7,500 0.217 0.000467 0.45453

高度H(英尺) 蒸氣壓力e(英寸汞柱) 比濕度W　(磅水蒸氣/磅乾燥空氣) 1 相對密度σ(ρ/零高標準大氣密度)

0 0.403 0.00849 0.99508

1,000 0.354 0.00773 0.96672

2,000 0.311 0.00703 0.93895

3,000 0.272 0.00638 0.91178

4,000 0.238 0.00578 0.88514

5,000 0.207 0.00523 0.85910

6,000 0.1805 0.00472 0.83361

7,000 0.1566 0.00425 0.80870

8,000 0.1356 0.00382 0.78434

9,000 0.1172 0.00343 0.76053

10,000 0.1010 0.00307 0.73722

15,000 0.0463 0.00171 0.62868

20,000 0.01978 0.000896 0.53263

25,000 0.00778 0.000436 0.44806

(c) 性能必須對應於在特定周圍大氣條件、特定飛行狀態和本條(b)規定的相對濕度下的可用推進力。該可用推進力必須與不超過批准的功率(推力)扣除下列損失後的發動機功率(推力)相對應：

(1) 安裝損失；

(2) 特定周圍大氣條件和特定飛行狀態下由附件及輔助裝置所吸收的功率或當量推力。

(d) 除非另有規定，申請人必須選擇飛機的起飛、航路、進場和着陸形態。

(e) 飛機形態可隨重量、高度和温度變化，使之適合本條(f)要求的操作程序。

(f) 除非另有規定，在確定加速-停止距離、起飛飛行航跡、起飛距離和着陸距離時，改變飛機的形態、速度、功率(推力)，必須按照申請人為使用操作所制定的程序進行。

(g) 必須制定與第25.119條和第25.121(d)條中規定的條件相應的執行中斷着陸和中斷進場的程序。

(h) 按本條(f)和(g)所制定的程序必須：

(1) 在飛機服役中能夠由具有中等技巧的機組一貫正確的執行；

(2) 採用安全可靠的方法或裝置；

(3) 計及在服役中執行這些程序時可合理預期的時間滯後。

(i) 第25.109條和第25.125條所規定的加速-停止距離和着陸距離必須在飛機全部的機輪剎車裝置處於它們所允許磨損範圍的完全磨損極限狀態下確定。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.103條　失速速度

(a) 基準失速速度VSR是申請人確定的校正空速。VSR不得小於1-g失速速度。VSR可表述為：

式中： ＝在本條(c)所述的機動過程中當載荷係數－修正升力係數 第一次最大時獲得的校正空速。此外，當該機動受在選定迎角突然將機頭下推的裝置（例如，推杆器）限制時， 不得小於該裝置作動那一瞬間存在的速度。

nZW ＝ 在 處垂直於飛行航跡的載荷係數

W　飛機總重量；

S　機翼氣動參考面積；

q　動壓。

(b)　由如下方法確定：

(1) 發動機慢車，或者如果產生的推力導致失速速度明顯下降，在此失速速度時不超過零推力；

(2) 螺旋槳槳距操縱裝置（如適用）在起飛位置；

(3) 該飛機在其它方面（例如襟翼、起落架和冰積聚）處於使用VSR的試驗或性能標準所具有的狀態；

(4) 使用將VSR作為確定對要求的性能標準符合性因素時的重量；

(5) 導致基準失速速度值最大的重心位置；和

(6) 按在申請人選定的速度作直線飛行來配平飛機，此速度應不小於1.13VSR且不大於1.3VSR。

(c) 從穩定的配平狀態開始，使用縱向操縱減速飛機，使速度降低不超過每秒1節。

(d) 除本條(a)要求之外，當安裝有在選定迎角下突然將機頭下推的裝置（例如，推杆器）時，基準失速速度VSR超過該裝置作動時的速度應不小於2節或者2％（取大者）。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.105條　起飛

(a) 第25.107條規定的起飛速度，25.109條規定的加速停止距離，25.111條規定的起飛航跡，25.113條規定的起飛距離和起飛滑跑距離以及25.115條規定的淨起飛飛行航跡，必須在由申請人選定的運行限制範圍內的每一起飛重量、高度和周圍温度條件下選定的起飛構型按以下列條件確定：

(1) 在非結冰條件下，和

(2) 在結冰條件下，如果25.121(b)條規定的起飛形態下，帶有附錄C中定義的起飛冰積聚：

(i) 最大起飛重量下的失速速度超過非結冰條件下3節校正空速或3％VSR的較大者；或

(ii) 25.121(b)規定的爬升梯度的降低超過25.115(b)所規定的適用實際與淨起飛飛行航跡梯度減量的一半；

(b) 為確定本條所需數據而用的起飛，不得要求特殊的駕駛技巧或機敏。

(c) 起飛數據必須基於下列條件：

(1) 對於陸上飛機和水陸兩用飛機；

(i) 平整、乾和濕的並有硬質道面的跑道；和

(ii) 申請人如有選擇時，帶溝槽，或多孔摩擦的濕硬質道面的跑道；

(2) 對於水上飛機和水陸兩用飛機，平靜的水面；

(3) 對於滑橇式飛機，平整、乾燥的雪地。

(d) 在所制定的該飛機使用限制範圍內，起飛數據必須計及下列項目的使用修正因素：

(1) 沿起飛航跡不大於名義風逆風分量的50%，和沿起飛航跡不小於名義風順風分量的150%；

(2) 跑道有效坡度。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.107條　起飛速度

(a) V1必須根據VEF制定如下：

(1) VEF是假定臨界發動機失效時的校正空速。VEF必須由申請人選定，但不得小於按第25.149(e)條確定的VMCG；

(2) V1是申請人選定的起飛決斷速度，以校正空速表示。但V1不得小於VEF加上在下述時間間隔內臨界發動機不工作該飛機的速度增量，此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作出反應的瞬間，後一瞬間以駕駛員在加速—停止試驗中採取最初的減速措施(例如，施加剎車，減少推力，打開減速裝置)為準。

(b) V2MIN，以校正空速表示，不得小於：

(1) 1.13VSR，用於：

(i) 雙發和三發渦輪螺旋槳和活塞發動機飛機；

(ii) 無措施使一台發動機不工作帶動力失速速度顯著降低的渦輪噴氣飛機；

(2) 1.08 VSR，用於:

(i) 三發以上的渦輪螺旋槳和活塞式發動機飛機；

(ii) 有措施使一台發動機不工作帶動力失速速度顯著降低的渦輪噴氣飛機；

(3) 1.10VMCA，VMCA按第25.149條確定。

(c) V2，以校正空速表示，必須由申請人選定，以提供至少為第25.121(b)條所要求的爬升梯度。但V2不得小於：

(1) V2MIN

(2) VR加上在達到高於起飛表面10.7米(35英尺)高度時所獲得的速度增量(按照第25.111(c)(2)條)；和

(3) 提供25.143(h)規定的機動能力的速度。

(d) VMU，為校正空速，在等於和高於該速度時，飛機可以安全離地並繼續起飛。VMU速度必須在申請審定的整個推重比範圍內由申請人選定。這些速度可根據自由大氣數據制定，條件是這些數據為地面起飛試驗所證實。

(e) VR，以校正空速表示，必須按照本條(e)(1)至(4)的條件選定：

(1) VR不得小於下列任一速度：

(i) V1；

(ii) 105%VMCA；

(iii) 使飛機在高於起飛表面10.7米（35英尺）以前速度能達到V2的某一速度(按第25.111(c)(2)條確定)；

(iv) 某一速度，如果飛機在該速度以實際可行的最大抬頭率抬頭，得到的VLOF將不小於全發工作VMU的110%，且不小於按單發停車推重比確定的VMU的105%；

(2) 對於任何一組給定的條件(例如重量、形態和温度)，必須用根據本款確定的同一個VR值來表明符合單發停車和全發工作兩種起飛規定；

(3) 必須表明，當採用比按本條(e)(1)和(2)制定的VR低5節的抬頭速度時，單發停車起飛距離不超過與採用所制定的VR對應的單發停車起飛距離。起飛距離必須按第25.113(a)(1)條確定；

(4) 服役中可合理預期的對於所制定飛機起飛操作程序的偏差(如飛機抬頭過度及失配平狀況)，不得造成不安全的飛行特性，或使按第25.113(a)條制定的預定起飛距離顯著增加。

(f) VLOF，為飛機開始騰空時的校正空速。

(g) VFTO，以校正空速表示，必須由申請人選定用來提供至少25.121(c)要求的爬升梯度，但不得小於：

(1) 1.18VSR；和

(2) 提供25.143(h)規定的機動能力的速度。

(h) 在確定結冰條件下的起飛速度V1，VR和V2時，可採用非結冰條件下的VMCG，VMC和VMU。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.109條　加速—停止距離

(a) 幹跑道上的加速—停止距離是下述兩種距離中的大者：

(1) 完成下述過程所需距離之和：

(i) 全發工作情況下，飛機從滑跑始點加速到VEF；

(ii) 假定臨界發動機在VEF失效和駕駛員在V1採取中止起飛的第一個減速措施，允許飛機從VEF加速到中止起飛期間所達到的最大速度；和

(iii) 從本條(a)(1)(ii)規定達到的速度到完全停止；加上

(iv) 相當於以V1滑跑2秒鐘的距離。

(2) 完成下列過程所需距離之和：

(i) 全發工作情況下，假定駕駛員在V1採取中止起飛的第一個減速措施，飛機從滑跑始點加速至中止起飛期間的最大速度；和

(ii) 全發仍工作情況下，從本條(a)(2)(i)規定達到的速度到完全停止；加上

(iii) 相當於以V1滑跑2秒鐘的距離。

(b) 濕跑道上的加速-停止距離是下述兩種距離中的大者：

(1) 按照本條(a)款在幹跑道上確定的加速—停止距離；或

(2) 在濕跑道上，採用濕跑道的VEF和V1，按照本條(a)款確定的加速—停止距離。在確定濕跑道上的加速—停止距離時，機輪剎車的停止力不得超過：

(i) 滿足第25.101(i)條款和本條(a)款要求所確定的機輪剎車的停止力；和

(ii) 按照本條(c)、(d)款基於濕跑道剎車摩擦係數確定的力，如適用，尚須考慮所批准的起飛狀態下最不利重心位置剎車機輪與非剎車機輪間的正常載荷分佈。

(c) 平整濕跑道上的濕跑道剎車摩擦係數定義為地速的函數，並且必須計算如下：

(1) 濕跑道輪胎—地面最大剎車摩擦係數定義為：

輪胎壓強(psi) 最大剎車系數（輪胎－與－地面）

50 μt/gMAX＝0.0350(V/100)3＋0.306(V/100)2－0.851(V/100)＋0.883

100 μt/gMAX＝0.0437(V/100)3＋0.320(V/100)2－0.805(V/100)＋0.804

200 μt/gMAX＝0.0331(V/100)3＋0.252(V/100)2－0.658(V/100)＋0.692

300 μt/gMAX＝0.0401(V/100)3＋0.263(V/100)2－0.611(V/100)＋0.614

其中，

輪胎壓強：飛機使用最大輪胎壓強(psi)；

μt/gMAX：輪胎—地面最大剎車系數；

V：飛機真地速(節)；和

其它未列輪胎壓強可線性內插。

(2) 濕跑道輪胎—地面最大剎車摩擦係數必須考慮濕跑道上防滑系統的效率加以調整。必須在平整濕跑道上進行飛行試驗演示防滑系統的工作，並且必須確定它的效率。除非用來自平整濕跑道上飛行試驗的定量分析確定特定防滑系統的效率，本條(c)(1)確定的濕跑道輪胎—地面最大剎車摩擦係數必須乘以與飛機所安裝防滑系統類型相關的效率值：

防滑系統類型 效率值

開關式 0.3

準調節式 0.5

全調節式 0.8

(d) 如果申請人選擇帶溝槽，或用多孔摩擦材料處理的跑道道面時，可使用較高的濕跑道剎車摩擦係數。對於帶溝槽和多孔摩擦跑道，濕跑道剎車摩擦係數定義可為下列兩者中的任何一個：

(1) 用於確定幹跑道加速—停止距離的幹跑道剎車摩擦係數的70%；或

(2) 除了特定防滑系統的效率已被確定之外，本條(c)款所定義的濕跑道剎車系數對於帶溝槽，或多孔摩擦濕跑道仍是適當的，但其中濕跑道輪胎—地面最大剎車摩擦係數定義為：

輪胎壓強(psi) 最大剎車系數（輪胎－與－地面）

50 μt/gMAX＝-0.1470(V/100)5-1.050(V/100)4+2.673(V/100)3-2.683(V/100)2+0.403(V/100)+0.859

100 μt/gMAX＝-0.1106(V/100)5-0.813(V/100)4+2.130(V/100)3-2.200(V/100)2+0.317(V/100)+0.807

200 μt/gMAX＝-0.0498(V/100)5-0.398(V/100)4+1.140(V/100)3-1.285(V/100)2+0.140(V/100)+0.701

300 μt/gMAX=-0.0314(V/100)5-0.247(V/100)4+0.703(V/100)3-0.779(V/100)2+0.00945(V/100)+0.614

其中，

輪胎壓強：飛機使用最大輪胎壓強(psi)；

μt/gMAX：輪胎—地面最大剎車系數；

V：飛機真地速(節)；和

其它未列輪胎壓強可線性內插。

(e) 除了本條(f)(1)的規定外，可使用機輪剎車以外的措施來確定加速—停止距離，條件是這些措施：

(1) 安全可靠；

(2) 在正常運行條件下使用時可望獲得一貫的效果；

(3) 對操縱飛機不需要特殊技巧。

(f) 反向推力影響：

(1) 當確定幹跑道的加速—停止距離時，不應被作為附加的減速措施；和

(2) 當確定濕跑道的加速—停止距離時，在滿足本條(e)款規定的要求條件下，使用推薦的反向推力程序，可以作為附加減速措施。

(g) 在加速—停止的全過程中必須保持起落架在放下位置。

(h) 如果加速—停止距離中含有道面特性與平整且有硬質道面的跑道有實質性差別的安全道，其起飛數據必須考慮對於加速—停止距離的使用修正因素。該修正因素必須計及安全道的特定道面特性和這些特性在所制定的使用限制範圍內隨季節氣候條件(例如温度、雨、雪和冰)的變化。

(i) 最大剎車動能加速—停止距離的飛行試驗演示必須在飛機的每一個機輪剎車剩餘不大於所允許的剎車摩損範圍的10%狀態下實施。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.111條　起飛航跡

(a) 起飛航跡從靜止點起延伸至下列兩點中較高者：飛機起飛過程中高於起飛表面450米(1,500英尺)，或完成從起飛到航路形態的轉變並達到VFTO的一點。此外：

(1) 起飛航跡必須基於第25.101(f)條規定的程序；

(2) 飛機必須在地面加速到VEF，臨界發動機必須在該點停車，並在起飛的其餘過程中保持停車；

(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的速度抬起離地。但在飛機騰空之前，不得開始收起落架。

(c) 在按本條(a)和(b)確定起飛航跡的過程中：

(1) 起飛航跡空中部分的斜率在每一點上都必須是正的；

(2) 飛機在達到高於起飛表面10.7米(35英尺)前必須達到V2，並且必須以儘可能接近但不小於V2的速度繼續起飛，直到飛機高於起飛表面120米(400英尺)為止；

(3) 從飛機高於起飛表面120米(400英尺)的一點開始，沿起飛航跡每一點的可用爬升梯度不得小於：

(i) l.2％，對於雙發飛機；

(ii) 1.5％，對於三發飛機；

(ili) 1.7%，對於四發飛機。

(4) 直到飛機高於起飛表面120米(400英尺)為止，除收起落架和螺旋槳自動順槳外，不得改變飛機的形態，而且駕駛員不得采取動作改變功率或推力。

(5) 如果25.105(a)(2)要求確定結冰條件下的起飛航跡，起飛的空中段必須基於飛機阻力：

(i) 在附錄C中規定的冰積聚條件下，從超過起飛表面10.7米(35英尺)的高度到飛機高於起飛表面120米(400英尺)的點；和

(ii) 在附錄C中規定的起飛最後階段冰積聚條件下，從飛機高於起飛表面120米(400英尺)直到起飛航跡末端。

(d) 起飛航跡必須由連續的演示起飛或分段綜合法來確定。如果起飛航跡由分段法確定，則：

(1) 分段必須明確定義，而且必須在形態、功率(推力)以及速度方面有清晰可辨的變化；

(2) 飛機的重量、形態、功率(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) 飛行航跡必須基於無地面效應的飛機性能；

(4) 起飛航跡數據必須用若干次連續的演示起飛(直到飛機脱離地面效應而且其速度達到穩定的一點)來校核，以確保分段綜合航跡相對於連續航跡是保守的。當飛機達到等於其翼展的高度時，即認為脱離地面效應。

(e) 對於裝有助推火箭發動機的飛機，起飛航跡可按附錄E的第II條確定。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.113條　起飛距離和起飛滑跑距離

(a) 幹跑道的起飛距離是下述距離中的大者：

(1) 沿着按第25.111條確定的起飛航跡，從起飛始點到飛機高於起飛表面10.7米(35英尺)一點所經過的水平距離；

(2) 全發工作，沿着由其餘與第25.111條一致的程序確定的起飛航跡，從起飛始點到飛機高於起飛表面10.7米(35英尺)的一點所經過水平距離的115%。

(b) 濕跑道的起飛距離是下述距離中的大者：

(1) 按照本條(a)款確定的幹跑道起飛距離；或

(2) 沿着按第25.111條確定的濕跑道起飛航跡從起飛始點到飛機高於起飛表面4.6米(15英尺)的一點所經過的水平距離，以完成距起飛表面10.7米(35英尺)之前達到V2一致的方法。

(c) 對於起飛距離不包含淨空道情況，起飛滑跑距離等於起飛距離。對於起飛距離含有淨空道情況：

(1) 幹跑道的起飛滑跑距離是下述距離中的大者:

(i) 沿着按第25.111條確定的起飛航跡，從起飛始點到下列兩點的中點所經過的水平距離，在一點速度達到VLOF，在另一點飛機高於起飛表面10.7米(35英尺)。

(ii) 全發工作，沿着由其餘與第25.111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水平距離的115%，在一點速度達到VLOF，在另一點飛機高於起飛表面10.7米(35英尺)。

(2) 濕跑道的起飛滑跑距離是下述距離中的大者:

(i) 沿着按第25.111條確定的濕跑道起飛航跡從起飛始點到飛機距起飛表面4.6米(15英尺)的一點所經過的水平距離，以完成高於起飛表面10.7米(35英尺)之前達到V2一致的方法；或

(ii) 全發工作，沿着由其餘與按第25.111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水平距離的115%，在一點速度達到VLOF，在另一點飛機高於起飛表面10.7米(35英尺)。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.115條　起飛飛行航跡

(a) 起飛飛行航跡，依據適當的道面情況，從按第25.113(a)或(b)條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) 淨起飛飛行航跡數據必須為真實起飛飛行航跡(按第25.111條及本條(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量的當量值。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.117條　爬升：總則

必須在為飛機制定的使用限制範圍內的每一重量、高度和周圍温度，並在每種飛機形態的最不利重心位置表明符合第25.119條和第25.121條的要求。

第25.119條　着陸爬升：全發工作

當發動機功率(推力)是將油門操縱桿從最小飛行慢車位置開始移向復飛設置位置後8秒鐘時的可用功率(推力)，着陸形態的定常爬升梯度不得小於3.2%：

(a) 在非結冰條件下，爬升速度VREF由25.125(b)(2)(i)確定；

(b) 在結冰條件下，帶有附錄C定義的着陸冰積聚，爬升速度VREF由25.125(b)(2)(ii)確定。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.121條　爬升：單發停車

(a) 起落架在放下位置的起飛　在下列條件下，以沿飛行航跡(在飛機達到VLOF和起落架完全收起兩點之間)的臨界起飛形態，和以第25.111條中所採用的形態(無地面效應)，在速度VLOF的定常爬升梯度，對於雙發飛機必須是正的，對於三發飛機不得小於0.3%，對於四發飛機不得小於0.5%：

(1) 臨界發動機停車，而其餘發動機(除非隨後沿飛行航跡在起落架完全收起之前，存在更臨界的動力裝置運轉狀態)處於按第25.111條開始收起落架時的可用功率(推力)狀態；

(2) 重量等於按第25.111條確定的開始收起落架時的重量。

(b) 起落架在收起位置的起飛　在下列條件下，以飛行航跡上起落架完全收起點的起飛形態，和以第25.111條中所採用的形態(無地面效應)：

(1) 在速度V2的定常爬升梯度，對於雙發飛機不得小於2.4%，對於三發飛機不得小2.7%，對於四發飛機不得小於3.0%：

(i) 臨界發動機停車，而其餘發動機(除非隨後沿飛行航跡在飛機達到高於起飛表面120米(400英尺)高度之前，存在更臨界的動力裝置運轉狀態)處於按第25.111條確定的起落架完全收起時的可用起飛功率(推力)狀態；

(ii) 重量等於按第25.111條確定的起落架完全收起時的重量。

(2) 本條(b)(1)要求如下：

(i) 在非結冰條件下；

(ii) 在結冰條件下，如果25.121(b)規定的起飛形態下，帶有附錄C中定義的起飛冰積聚：

(A) 最大起飛重量下的失速速度超過非結冰條件下3節校正空速或3％VSR的較大者；或

(B) 25.121(b)規定的爬升梯度的降低超過25.115(b)所規定的適用實際與淨起飛飛行航跡梯度減量的一半。

(c) 起飛最後階段　在下列條件下，以按第25.111條確定的起飛航跡末端的航路形態：

(1) 在VFTO的定常爬升梯度，對於雙發飛機不得小於1.2%，對於三發飛機不得小於1.5%，對於四發飛機不得小於1.7%：

(i) 臨界發動機停車，其餘發動機處於可用的最大連續功率(推力)狀態；

(ii) 重量等於按第25.111條確定的起飛航跡末端的重量。

(2) 本條(c)(1)要求如下：

(i) 在非結冰條件下；

(ii) 在結冰條件下，如果25.121(b)條規定的起飛形態下，帶有附錄C中定義的起飛最後階段冰積聚：

(A) 最大起飛重量下的失速速度超過非結冰條件下3節校正空速或3％VSR的較大者；或

(B) 25.121(b)規定的爬升梯度的降低超過25.115(b)所規定的適用實際與淨起飛飛行航跡梯度減量的一半。

(d) 進場　在下列條件下，以相應於正常全發工作操作程序的進場形態，此形態的VSR不超過對應着陸形態VSR的110%：

(1) 定常爬升梯度，對於雙發飛機不得小於2.1%，對於三發飛機不得小於2.4%，對於四發飛機不得小於2.7%：

(i) 臨界發動機停車，其餘發動機處於復飛設置可用功率(推力)狀態；

(ii) 最大着陸重量；

(iii) 按正常着陸程序制定的爬升速度，但不大於1.4VSR；

(iv) 起落架收起。

(2) 本條(d)(1)段要求如下：

(i) 在非結冰條件下；

(ii) 在結冰條件下，如果帶有附錄C定義的進場冰積聚，按照本條(d)(1)(iii)中計算出的結冰條件下的爬升速度不超過非結冰條件下的爬升速度3節校正空速或3％的較大者，則可以採用非結冰條件下的爬升速度。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.123條　航路飛行航跡

(a) 對於航路形態，必須在為該飛機制定的使用限制範圍內的每一重量、高度和周圍温度下確定本條(b)及(c)規定的飛行航跡。在計算中可計及由於發動機工作逐漸消耗燃油和滑油而造成的沿飛行航跡的重量變化。必須按下列條件以不小於VFTO的速度確定飛行航跡：

(1) 重心在最不利位置；

(2) 臨界發動機不工作；

(3) 其餘發動機處於可用的最大連續功率（推力）狀態；

(4) 發動機冷卻空氣供應的控制裝置處於在熱天條件下提供足夠冷卻的位置。

(b) 單發停車淨飛行航跡數據必須為真實爬升性能數據減去一定數值的爬升梯度，所減去的爬升梯度，對於雙發飛機為1.1％，對於三發飛機為1.4％，對於四發飛機為1.6％：

(1) 在非結冰條件下；

(2) 在結冰條件下，帶有附錄C定義的飛行途中冰積聚，如果：

(i) 航路上結冰條件下1.18VSRO超過非結冰條件下航路速度3節校正空速或3％的VSR較大者，或者；

(ii) 爬升梯度的降低超過本條(b)部分中所規定的可用淨起飛飛行航跡減量的一半。

(c) 對於三發或四發飛機，雙發停車淨飛行航跡數據必須為真實爬升性能數據減去一定數值的爬升梯度，所減去的爬升梯度，對於三發飛機為0.3% ，對於四發飛機為0.5％。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.125條　着陸

(a) 必須按下列條件確定（按標準温度，在申請人為該飛機制定的飛機使用範圍內每一重量、高度和風的條件下）從高於着陸表面15米(50英尺)到飛機着陸至完全停止（對於着水，為3節左右速度）所需的水平距離：

(1) 在非結冰條件下；

(2) 在結冰條件下，帶有附錄C定義的着陸冰積聚，如果結冰條件下的VREF超過非結冰條件下的最大着陸重量所對應的VREF5節以上，

(b) 確定本條(a)的距離時：

(1) 飛機必須處於着陸形態；

(2) 以不小於VREF的校正空速穩定進場到15米(50英尺)的高度。

(i) 在非結冰條件下，VREF不得小於：

(A) 1.23 VSRO；

(B) 按25.149(f)確定VMCL；

(C) 提供25.143(h)規定的機動能力的速度；

(ii) 在結冰條件下，VREF不得少於：

(A) 本條(b)(2)(i)所規定的速度；

(B) 在附錄C所規定的着陸冰積聚條件下，如果1.23VSR0大於非結冰條件下的VREF5節以上則取1.23VSR0；和

(C) 在附錄C所規定的着陸冰積聚條件下，能保證25.143(h)規定的機動能力的速度。

(3) 必須按照所制定的使用操作程序改變形態，功率（推力）和速度；

(4) 着陸時應避免過大的垂直加速度，無彈跳、前翻、地面打轉、海豚運動和水面打轉的趨勢；

(5) 着陸時不得要求特殊的駕駛技巧或機敏；

(c) 陸上飛機和水陸兩用飛機的着陸距離必須在水平、平整、乾燥、並有硬質道面的跑道上確定。而且：

(1) 機輪剎車系統的壓力不得超過剎車裝置製造商所規定的值；

(2) 不得以造成剎車或輪胎過度磨損的方式使用剎車；和

(3) 可以使用除機輪剎車以外符合下列條件的其他方式：

(i) 安全和可靠；

(ii) 使用時能在服役中獲得始終一致的效果；和

(iii) 操縱飛機不需要特殊的技巧。

(d) 水上飛機和水陸兩用飛機的着水距離應在平靜的水面上確定；

(e) 滑橇式飛機的雪上着陸距離必須在平整、乾燥的雪地上確定；

(f) 着陸距離數據必須按照沿着陸航跡不大於逆風分量的50％，和沿着陸航跡不小於順風分量的150％進行修正；

(g) 如果採用了必須依靠某一台發動機的運轉方能工作的裝置，並且在該發動機停車時進行着陸會顯著增加着陸距離，則必須按照該發動機停車狀態來確定着陸距離，但在採用了補償手段使此時的着陸距離仍不大於全發工作時着陸距離的情況除外。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

操縱性和機動性

第25.143條　總則

(a) 在下述過程中，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) 着陸。

(b) 必須能從一種飛行狀態平穩地過渡到任何其它飛行狀態，而不需要特殊的駕駛技巧、機敏或體力，並且在任何可能的使用條件下沒有超過飛機限制載荷係數的危險，這些使用條件包括：

(1) 臨界發動機突然失效；

(2) 對於三發或三發以上的飛機，當飛機處於航路、進場或着陸形態，臨界發動機停車並已配平時，第二台臨界發動機突然失效；和

(3) 形態改變，包括打開或收起減速裝置。

(c) 在附錄C中規定的飛行各階段的臨界結冰條件下，必須表明飛機在下列條件下有足夠的安全操縱性能和機動能力，並且臨界發動機不工作且其螺旋槳（如果適用）處於最小阻力位置：

(1) 起飛最小V2；

(2) 在進場和復飛過程中；和

(3) 進場和着陸過程中。

(d) 在本條(a)到(c)所需的試驗中，對於常規盤式操縱，下表規定所允許的最大操縱力：

施加在駕駛盤或方向舵腳蹬上的力，以牛(公斤；磅)計 俯仰 滾轉 偏航

短時作用（雙手） 333（34；75） 222（23；50）

短時作用（單手） 222（23；50） 111（11；25）

短時作用 667（68；150）

持久作用 44（5；10） 22（2；5） 89（9；20）

(e) 當演示本條(d)所規定短時操縱力限制的符合性時，必須遵循經批准的操作程序或常規的操作方法(包括在前一個定常飛行狀態儘可能地接近配平，但起飛時飛機必須按經批准的操作程序配平)。

(f) 當演示本條(d)所規定持久操縱力限制的符合性時，飛機必須配平，或儘可能接近配平。

(g) 在恆定空速或馬赫數(直至VFC/MFC)機動飛行時，杆力和杆力梯度相對於機動載荷係數必須處於滿意的限制條件之內。飛機機動飛行時，杆力必須不得有過度的駕駛員體力要求，也不得太低致使飛機可能輕易無意地進入超應力狀態。隨載荷係數變化出現的梯度變化必須不得引起保持飛機操縱的過度困難，以及局部梯度不得太低導致過度操縱的危險。

(h) 前重心情況下恆速協調轉彎時的機動性，如下表所示，不得出現失速警告或其它可能干擾正常機動的特性：

形態 速度 協調轉彎中的機動飛行坡度角 推力功率設置

起飛 V2 30º 不對稱WAT限制*

起飛 **V2+XX 40º 全發工作爬升***

航路 VFTO 40º 不對稱WAT限制*

着陸 VREF 40º 對於-3º航跡角的對稱

* 使得推力或功率設置產生在該飛行條件下第25.121條規定的最小爬升梯度的重量、高度和温度（WAT）的組合。

** 全發工作初始爬升中的批准空速。

*** 在臨界發動機失效以及機組沒有采取措施調整其餘發動機推力或功率的情況下，該推力或功率設置可能導致為在V2時下起飛條件規定的推力或功率，或者被用於全發工作初始爬升程序的較小的推力或功率設置。

(i) 演示結冰條件下第25.143條的符合性時：

(1) 必須用附錄C中規定的特定飛行階段最臨界的冰積聚演示可操縱性；

(2) 必須表明，在推杆使飛機低頭到過載為零或由升降舵或飛控系統的其他設計特點限制所能產生的最小過載係數的全過程中需要一定的推杆力。必須表明能夠用不超過23公斤（50磅）的拉力即可迅速從該機動中恢復過來；和

(3) 除非杆力的變化是逐漸的和易於控制的，並且不需要特別的技巧、機敏或體力，隨着側滑角不斷增加，駕駛員通過俯仰操縱保持速度時杆力必須是穩定增加的，不出現杆力反逆現象。

(j) 在結冰條件下飛行時，在防冰系統開啓並執行其預期功能之前，採用以下要求：

(1) 如果該防冰系統的開啓取決於駕駛員看到參考表面上規定的冰積聚（並不是剛剛開始結冰），則第25.143條的要求適用於附錄C第II部分(e)所定義的冰積聚；

(2) 如果用其他方式啓動防冰系統，則必須用附錄C第II部分(e)所規定的冰積聚在飛行中演示：

(i) 在直至1.5g過載係數的拉起機動中飛機是可操縱的；和

(ii) 在直至0.5g過載係數的推杆機動中不出現俯仰操縱力反逆。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.145條　縱向操縱

(a) 在25.103(b)(6)條中規定的配平速度和失速標誌（按第25.201(d)條所定義的）之間的任一速度下，必須有可能使機頭下沉，以便很快加速到這一所選定的配平速度，飛機狀態如下：

(1) 在第25.103(b)(6)條中規定的配平速度配平；

(2) 起落架在放下位置；

(3) 襟翼分別在：

(i) 收起位置；

(ii) 放下位置。

(4) 發動機分別處於：

(i) 無動力；

(ii) 最大連續功率（推力）狀態。

(b) 起落架在放下位置，在下述機動中不需要改變配平操縱，並且不需要施加超過222牛(23公斤；50磅)的操縱力(即用一隻手易於施加的最大短時作用力)：

(1) 發動機無動力，襟翼在收起位置，飛機在1.3VSR1配平，儘快放下襟翼，同時，在整個機動過程中維持空速比每一瞬間具有的失速速度高30%左右；

(2) 重複(b)(1)，但先放下襟翼然後儘快收起；

(3) 重複(b)(2)，但發動機處於復飛設置功率(推力)狀態；

(4) 發動機無動力，襟翼在收起位置，飛機在1.3VSR1配平，迅速施加復飛設置功率(推力)，同時維持空速不變；

(5) 重複(b)(4)，但襟翼在放下位置；

(6) 發動機無動力，襟翼在放下位置，飛機在1.3VSR1配平，獲得並維持在VSW至1.6VSR1或VFE(取小者)之間的空速。

(c) 在空速為1.08VSR1(對於螺旋槳飛機)或1.13VSR1(對於渦輪噴氣飛機)的定常直線水平飛行中，當增升裝置從任一位置開始完全收起時，必須在下列條件下無需特殊的駕駛技巧就可能防止掉高度：

(1) 同時施加復飛設置功率(推力)狀態；

(2) 起落架在放下位置；

(3) 着陸重量和高度的臨界組合。

(d) 如果增升裝置的操縱手柄位置是分擋限定的，本條(c)款的要求適用於從下列區間的任何位置驗證收起增升裝置：從最大着陸位置到第一限定位置，各限定位置之間以及從最後限定位置到完全收起位置。該要求也適用於從每一批准的着陸位置收起到復飛程序要求的增升裝置構形的操縱位置。此外，從最大着陸位置算起的第一限定操縱手柄位置，必須對應於用以制定從着陸形態開始復飛程序的增升裝置形態。操縱手柄的每一限定位置必須要用獨立的和明顯的動作才能通過，並且必須具有防止無意中移動操縱手柄通過限定位置的特性。操縱手柄的這種獨立明顯的運動必須在手柄到達分檔限定位置時才能進行。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.147條　航向和橫向操縱

(a) 航向操縱：總則　必須能在機翼保持水平情況下，使飛機向工作發動機一側偏航和向不工作的臨界發動機一側安全地作直到15°的合理的航向突然改變。這必須在下列條件下於1.3VSR1以直到15°的航向偏轉量(但不必超過方向舵腳蹬力達667牛(68公斤；150磅)時的航向偏轉量)來證實：

(1) 臨界發動機停車，其螺旋槳在最小阻力位置；

(2) 發動機具有以1.3VSR1平飛所需的功率(推力)，但不超過最大連續功率(推力)；

(3) 重心在最不利的位置；

(4) 起落架在收起位置；

(5) 襟翼在進場位置；

(6) 最大着陸重量。

(b) 四發或四發以上飛機的航向操縱　四發或四發以上的飛機必須滿足本條(a)的要求，不同之處是：

(1) 兩台臨界發動機停車，其螺旋槳(如果裝有)處於最小阻力位置；

(2) [備用]

(3) 襟翼必須在最有利的爬升位置。

(c) 橫向操縱：總則　必須在下列條件下能從速度等於1.3VSR1的定常飛行中，分別向停車發動機一側和相反方向作20°坡度的轉彎：

(1) 臨界發動機停車，其螺旋槳(如果裝有)處於最小阻力位置；

(2) 其餘發動機處於最大連續功率(推力)狀態；

(3) 重心在最不利的位置；

(4) 起落架分別在：

(i) 收起位置；

(ii) 放下位置；

(5) 襟翼在最有利的爬升位置；

(6) 最大起飛重量。

(d) 橫向操縱：滾轉能力　臨界發動機不工作時滾轉響應必須使飛機能作正常機動。在一發不工作時很有可能使用的速度下，必須有足夠的橫向操縱，以提供安全所需的滾轉率，而不需要過度的操縱力或操縱行程。

(e) 四發或四發以上飛機的橫向操縱　四發或四發以上的飛機必須能以最大連續功率(推力)以及本條(b)規定的飛機形態，從速度等於1.3VSR1的定常飛行中，分別向停車發動機一側和相反方向作20°坡度的轉彎。

(f) 全發工作的橫向操縱　全發工作時滾轉響應必須使飛機能作正常機動(例如從突風造成的顛傾中恢復和開始作規避機動)。在側滑(直到正常運行中有可能需要的側滑角為止)中必須有足夠的橫向操縱餘量，以能作有限量的機動和突風修正。在直到VFC／MFC的任一速度下，必須有足夠的橫向操縱，以提供安全所需的滾轉率峯值，而不需要過度的操縱力或操縱行程。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.149條　最小操縱速度

(a) 在制定本條要求的最小操縱速度時，用以模擬臨界發動機失效的方法，必須體現在服役中預期對操縱性最臨界的動力裝置失效模式。

(b) VMC，空中最小操縱速度　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，並維持坡度不大於5°的直線飛行。

(c) 在下列條件下，VMC不得超過1.13VSR：

(1) 發動機處於最大可用起飛功率(推力)狀態；

(2) 重心在最不利的位置；

(3) 飛機按起飛狀態配平；

(4) 海平面最大起飛重量(或驗證VMC所需的任何較小的重量)；

(5) 飛機處於騰空後沿飛行航跡最臨界的起飛形態，但起落架在收起位置；

(6) 飛機已騰空，地面效應可忽略不計；

(7) 停車發動機的螺旋槳按適用情況處於下列狀態之一：

(i) 風車狀態；

(ii) 在對於該螺旋槳操縱裝置的特定設計最可能的位置；

(iii) 如果飛機具有表明符合第25.121條的爬升要求時可接受的自動順槳裝置，則順槳。

(d) 在速度VMC，為維持操縱所需的方向舵腳蹬力不得超過667牛(68公斤；150磅)，也不得要求減少工作發動機的功率(推力)，在糾偏過程中，為防止航向改變超過20°，飛機不得出現任何危險的姿態，或要求特殊的駕駛技巧、機敏或體力。

(e) VMCG，地面最小操縱速度　是起飛滑跑期間的校正空速，在該速度，當臨界發動機突然停車時，能僅使用操縱力限制在667牛(68公斤；150磅)的方向舵操縱(不使用前輪轉向)和使用機翼保持水平的橫向操縱來保持對飛機的操縱，使得采用正常駕駛技巧就能安全地繼續起飛。在確定VMCG時，假定全發工作時飛機加速的航跡沿着跑道中心線，從臨界發動機停車點到航向完全恢復至平行於該中心線的一點的航跡上任何點偏離該中心線的橫向距離不得大於9米(30英尺)。VMCG必須按下列條件制定：

(1) 飛機處於每一種起飛形態，或者按申請人的選擇，處於最臨界的起飛形態；

(2) 工作發動機處於最大可用起飛功率(推力)狀態；

(3) 重心在最不利的位置；

(4) 飛機按起飛狀態配平；

(5) 起飛重量範圍內的最不利重量。

(f) VMCL，全發工作着陸進場期間的最小操縱速度　VMCL是校正空速，在此速度，當臨界發動機突然停車時，能在該發動機繼續停車的情況下保持對飛機的操縱，並維持坡度不大於5°的直線飛行。VMCL必須按下列條件制定：

(1) 飛機處於全發工作進場和着陸的最臨界形態，或申請人如有選擇則為所選取的每一形態；

(2) 重心在最不利的位置；

(3) 飛機按全發工作的進場狀態配平；

(4) 最不利重量，或申請人如有選擇作為重量的函數；

(5) 對於螺旋槳飛機，假定在保持3°進場航跡角所需的功率(推力)時發動機失效，失效發動機的螺旋槳處於不需駕駛員採取措施達到的位置；和

(6) 工作發動機在復飛設置功率(推力)狀態。

(g) VMCL-2，三發或三發以上的飛機，一台臨界發動機停車時進場和着陸進場期間的最小操縱速度　是校正空速，在此速度，當第二台臨界發動機突然停車時，能在這兩台發動機繼續停車的情況下保持對飛機的操縱，並維持坡度不大於5°的直線飛行。VMCL-2必須按下列條件制定：

(1) 飛機處於一台臨界發動機停車進場和着陸的最臨界形態，或申請人如有選擇則為所選取的每一形態；

(2) 重心在最不利的位置；

(3) 飛機按一台臨界發動機停車進場狀態配平；

(4) 最不利重量，或申請人如有選擇作為重量的函數；

(5) 對於螺旋槳飛機，假定在保持3°進場航跡角所需的功率(推力)時發動機失效，並且其它不工作發動機的螺旋槳順槳，更臨界的失效發動機的螺旋槳處於不需駕駛員採取措施達到的位置；

(6) 當一台臨界發動機失效時，工作發動機設定在保持3°進場航跡角所需的功率(推力)狀態；和

(7) 工作發動機的功率(推力)在第二台臨界發動機停車後立即迅速從本條(g)(6)規定的功率(推力)狀態分別改變到：

(i) 最小功率(推力)；

(ii) 復飛設置功率(推力)。

(h) 在VMCL和VMCL-2的演示中:

(1) 方向舵操縱力不得超過667牛(68公斤；150磅)；

(2) 飛機不得呈現危險的飛行特性，或要求特殊的駕駛技巧、機敏和體力；

(3) 橫向操縱必須有足夠的滾轉能力，從穩定飛行的初始狀態，飛機必須能在不大於5秒鐘的時間內改變20度的坡度，滾轉的方向應使飛機從不工作發動機向工作發動機一側轉變航向；和

(4) 對於螺旋槳飛機，在發動機失效後螺旋槳達到的任何位置，及隨後的發動機或螺旋槳任何可能的操縱運動期間，均不得呈現危險的飛行特性。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

配平

第25.161條　配平

(a) 總則　飛機配平後，在駕駛員或自動駕駛儀對主操縱裝置或其相應的配平操縱裝置不再施力，並不再將其移動時，必須滿足本條的配平要求。

(b) 橫向和航向配平　在正常預期的運行(包括以1.3VSR1到VMO／MMO之間的任何速度運行)條件下，當重心在有關的使用限制範圍內有最不利的橫向移動時，飛機必須能維持橫向和航向配平。

(c) 縱向配平　在下述過程中飛機必須能維持縱向配平：

(1) 最大連續功率(推力)爬升，速度不大於1.3VSR1，起落架在收起位置，襟翼分別在：

(i) 收起位置；

(ii) 起飛位置。

(2) 無動力下滑，速度不大於1.3VSR1；或者在相應於3度下滑角的功率設置的適當重量和形態下，速度在正常範圍內的進場；取兩者最嚴重情況，起落架放下，襟翼分別在：

(i) 收起位置；和

(ii) 放下位置，且經批准的着陸重心位置和重量的最不利組合；

(3) 平飛，起落架和襟翼在收起位置，速度從1.3VSR1至VMO/MMO，以及起落架在放下位置，速度從1.3VSR1至VLE。

(d) 縱向、航向和橫向配平　在下列狀態的爬升飛行過程中，飛機必須在1.3VSR1能維持縱向、航向和橫向配平(對於橫向配平，坡度不得超過5°)：

(1) 臨界發動機停車；

(2) 其餘發動機處於最大連續功率(推力)狀態；

(3) 起落架和襟翼在收起位置。

(e) 四發或四發以上的飛機　四發或四發以上的飛機必須在下列狀態的直線飛行中能維持配平：重心在最不利的位置；和按第25.123條(a)為確定兩發不工作狀態下的航路飛行航跡所要求的爬升速度、形態和功率。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

穩定性

第25.171條　總則

飛機必須按照第25.173條至第25.177條的規定，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，要求有合適的穩定性和操縱感覺(靜穩定性)。

第25.173條　縱向靜穩定性

在第25.175條中規定的條件下，升降舵操縱力(包括摩擦力)必須有如下的特性：

(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，但速度不必超過對應於該形態的最大限制速度：起落架放下形態時不超過起落架收放限制速度，襟翼放下形態時不超過襟翼收放限制速度，光潔形態時不超過VFC/MFC，並不必低於定常不失速飛行的最小速度。

(b) 當從本條(a)規定範圍內的任何速度緩慢地松除操縱力時，空速必須恢復到初始配平速度，對第25.175(a)、(c)、(d)條中所規定的爬升、進場和着陸狀態，速度允差為10％，對第25.175(b)條中所規定的巡航狀態，速度允差為7.5％。

(c) 杆力－速度曲線的穩定的平均斜率不得低於1牛每1.3節(l公斤每13.2節；1磅每6節)。

(d) 在本條(b)所規定的自由恢復速度帶內，如果不要求駕駛員特別注意，就能恢復到並維持所希望的配平速度和高度，則允許飛機不加操縱力而穩定在高於或低於所希望的配平速度的速度。

第25.175條　縱向靜穩定性的演示

必須按下列各項來表明縱向靜穩定性：

(a) 爬升　飛機速度在下列狀態速度的85％至115％之間時，杆力—速度曲線均必須具有穩定的斜率：

(1) 飛機配平，其條件為：

(i) 襟翼在收起位置；

(ii) 起落架在收起位置；

(iii) 最大起飛重量；

(iv) 對於活塞發動機，75%的最大連續功率；對於渦輪發動機，由申請人選為爬升期間使用限制的最大功率(推力)。

(2) 飛機配平在最佳爬升率速度，但此速度不必小於1.3VSR1。

(b) 巡航　在巡航狀態，必須按下列各項來表明縱向靜穩定性：

(1) 起落架收起作高速巡航時，在配平速度附近的下列速度範圍內，杆力—速度曲線均必須具有穩定的斜率，該速度範圍為：從自由恢復速度帶上下界分別擴展配平速度的15％或50節，取大者(但該速度範圍不必包括低於1.3VSR1和高於VFC/MFC的速度，也不必包括要求杆力超過222牛(23公斤；50磅)的速度)。上述要求必須在下列條件下予以滿足：

(i) 襟翼在收起位置；

(ii) 重心在最不利的位置(見第25.27條)；

(iii) 最大起飛重量與最大着陸重量之間最臨界的重量；

(iv) 對於活塞發動機，75%的最大連續功率；對於渦輪發動機，由申請人選為使用限制的最大巡航功率(推力)(見第25.1521條)，但此功率(推力)不必超過在VMO/MMO時所需的值；

(v) 飛機按本條(b)(1)(iv)所需的功率(推力)作平飛配平。

(2) 起落架收起作低速巡航時，在配平速度附近的下列速度範圍內杆力—速度曲線均必須具有穩定的斜率，該速度範圍為：從自由恢復速度帶上下界分別擴展配平速度的15％或50節，取大者(但該速度範圍不必包括低於1.3VSR1，和高於本條(b)(1)規定的速度範圍中最小速度的速度，也不必包括要求杆力超過222牛(23公斤；50磅)的速度)。上述要求必須在下列條件下予以滿足：

(i) 本條(b)(1)規定的襟翼位置，重心位置和重量；

(ii) 速度等於(VMO＋1.3VSR1)/2平飛所需的功率(推力)；

(iii) 飛機按本條(b)(2)(ii)所需功率(推力)作平飛配平。

(3) 起落架放下巡航時，在配平速度附近的下列速度範圍內，杆力—速度曲線均必須具有穩定的斜率，該速度範圍為：從自由恢復速度帶上下界分別擴展配平速度的15％或50節，取大者(但該速度範圍不必包括低於1.3VSR1和高於VLE的速度，也不必包括要求杆力超過222牛(23公斤；50磅)的速度)。上述要求必須在下列條件下予以滿足：

(i) 本條(b)(1)規定的襟翼位置，重心位置和重量；

(ii) 對於活塞發動機，75％的最大連續功率，對於渦輪發動機，由申請人選為使用限制的最大巡航功率(推力)，但此功率(推力)不必超過以VLE平飛所需的值；

(iii) 飛機按本條(b)(3)(ii)所需的功率(推力)作平飛配平。

(c) 進場　速度在VSW和1.7VSR1之間，在下列條件下，杆力—速度曲線均必須具有穩定的斜率；

(1) 襟翼在進場位置；

(2) 起落架在收起位置；

(3) 最大着陸重量；

(4) 飛機在1.3VSR1配平，具有足以在該速度維持平飛所需的功率(推力)。

(d) 着陸　速度在VSW和1.7VSRO之間，在下列條件下，杆力—速度曲線均必須具有穩定的斜率，並且杆力不得超過356牛(36公斤；80磅)：

(1) 襟翼在着陸位置；

(2) 起落架在放下位置；

(3) 最大着陸重量；

(4) 發動機在1.3VSRO配平：

(i) 無功率（推力）；和

(ii) 平飛功率（推力）。

(5) 飛機按無功率(推力)在1.3VSRO配平。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.177條　橫向和航向靜穩定性

(a) ［備用］

(b) ［備用］

(c) 在直線定常側滑飛行中，副翼和方向舵操縱行程和操縱力，必須基本上穩定地正比於側滑角，並且該比例係數必須在與該飛機使用狀態相應的整個側滑角範圍內，不超出安全運行所必需的限制。對更大的角度，直到相應於蹬滿舵或方向舵腳蹬力達到800牛(82公斤，180磅)的角度為止，方向舵腳蹬力不得有反逆現象，增加方向舵偏度必須使側滑角增加。對於本款的符合性，必須根據適用情況，按所有起落架位置和襟翼位置以及對稱動力狀態，以1.13VSR1至VFE、VLE或VFC/MFC的速度進行演示驗證。

(d) 在速度VMO/MMO和VFC/MFC之間的方向舵梯度必須滿足(c)款的要求，但只要發散是逐漸的且易於為駕駛員識別和控制，則(副翼偏度與相應的方向舵輸入相反的)上反效應可以是負的。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.181條　動穩定性

(a) 在相應于飛機形態的1.13VSR1和最大允許速度之間產生的任何短週期振盪(不包括橫向和航向的組合振盪)，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) 在相應于飛機形態的1.13VSR1和最大允許速度之間產生的任何橫向和航向組合振盪(“荷蘭滾”)，在操縱鬆浮情況下，必須受到正阻尼，而且必須依靠正常使用主操縱就可加以控制，無需特殊的駕駛技巧。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

失速

第25.201條　失速演示

(a) 必須在下列狀態的直線飛行和30°坡度轉彎中演示失速：

(1) 無動力；

(2) 維持1.5VSR1平飛所需的功率(推力)(VSR1為相應於襟翼在進場位置，起落架在收起位置和最大着陸重量的基準失速速度)。

(b) 本條(a)規定的兩種狀態，均必須能在下列條件下滿足第25.203條適用的要求：

(1) 使用批准的襟翼位置及起落架和減速裝置位置每一可能的組合；

(2) 申請合格審定範圍內各種有代表性的重量；

(3) 最不利於改出失速的重心位置；和

(4) 飛機直線飛行按第25.103(b)(6)條規定的速度配平。

(c) 必須用下列程序來表明符合第25.203條的要求：

(1) 從失速速度之上足以保證建立穩定減速率的某速度開始，採用縱向操縱，使飛機速度降低不超過每秒1節，直到飛機失速；

(2) 此外，對於轉彎飛行失速，採用縱向操縱，以實現直至每秒3節減速率；

(3) 飛機一旦失速，即用正常的改出方法來改出。

(d) 當固有的飛行特性向駕駛員顯示清晰可辨的飛機失速現象時，可認為該飛機已失速。可接受的失速現象如下，這些現象既可單獨出現，也可以組合出現：

(1) 不能即刻阻止的機頭下沉；

(2) 抖振，其幅度和劇烈程度能強烈而有效地阻止進一步減速；或

(3) 俯仰操縱達到後止動點，並且在改出開始前操縱器件在該位置保持一短暫的時間後不能進一步增加俯仰姿態。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.203條　失速特性

(a) 直到飛機失速時為止，必須能操縱副翼和方向舵產生和修正滾轉及偏航，不得出現反操縱現象，不得出現異常的機頭上仰，直到失速以及在整個失速過程中，縱向操縱力必須是正的。此外，必須能以正常的操縱迅速防止失速和從失速中改出。

(b) 對於機翼水平失速，在失速和完成改出之間發生的滾轉大約不得超過20°左右。

(c) 對於轉彎飛行失速，飛機失速後的運動不得過於劇烈或幅度過大，以至難以用正常的駕駛技巧迅速改出並恢復對飛機的操縱。改出期間出現的最大坡度不能超過:

(1) 對於小於並直到每秒1節的減速率的情況，在原轉彎方向大約60°，或相反方向大約30°；和

(2) 對於超過每秒1節的減速率的情況，在原轉彎方向大約90°，或相反方向大約60°。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.205條　[刪除]

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.207條　失速警告

(a) 在直線和轉彎飛行中，為防止襟翼和起落架在任一正常位置時無意中造成失速，必須給駕駛員以有效的清晰可辨的具有足夠餘量的失速警告。

(b) 警告可以通過飛機固有的氣動力品質來實現，也可以藉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(如振杆器)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。如果使用警告裝置，則該警告裝置必須在本條(c)和(d)中規定的速度，在本條(a)中規定的每一種飛機形態都提供警告。除了本條(h)(2)(ii)中所描述的失速警告外，本條(e)中規定的結冰條件下的失速警告必須以非結冰條件下的失速警告同樣的方式給出。

(c) 當速度以不超過每秒1節減速時，在每個正常形態，失速警告必須能在VSW速度開始。此速度應超出按照25.201(d)確定的失速速度不小於5節或5%校正空速（取大者）。失速警告一旦開始，必須持續到攻角減小至接近失速警告開始時的攻角。

(d) 除了滿足本條(c)的要求，在發動機慢車狀態且飛機處於25.103(b)(5)規定的重心位置下的直線飛行，當速度以不超過每秒1節減速時，每個正常形態下的VSW必須超出VSR不少於3節或3%校正空速（兩者取大者）。

(e) 在結冰條件下，直線飛行和轉彎飛行中的失速警告裕度應足夠保證飛行員防止失速（按25.201(d)中定義的），當失速警告出現後飛行員在不少於3秒開始改出機動。當驗證本條的符合性時，飛行員應採取和非結冰條件下相同方式的改出機動。驗證飛行時的飛機減速率應不超過每秒1節，且：

(1) 對於起飛階段使用的每一形態，按附錄C中定義的更臨界的起飛冰積聚和起飛最後階段冰積聚條件；

(2) 飛機航路形態按附錄C中定義的航路冰積聚條件；

(3) 飛機等待形態按附錄C中定義的等待冰積聚條件；

(4) 飛機進場形態按附錄C中定義的進場冰積聚條件；

(5) 飛機着陸形態按附錄C中定義的着陸冰積聚條件。

(f) 在結冰和非結冰條件下，必須有足夠的失速警告裕度，以使在至少以1.5g的航跡法向過載及至少每秒2節的減速率減速轉彎中出現失速警告1秒後，駕駛員開始改出機動可以避免失速。當在結冰條件下演示本要求的符合性時，駕駛員應採取和非結冰條件下相同方式的改出機動。應按以下條件用飛行試驗表明符合性：

(1) 襟翼和起落架在任一正常位置；

(2) 飛機配平於1.3VSR的直線飛行；和

(3) 保持飛機以1.3VSR平飛的功率或推力。

(g) 對於系統失效後飛行中很可能使用的增升裝置的每一個非正常形態，必須提供失速警告（包括飛機飛行手冊程序中的所有形態）。

(h) 在結冰條件下飛行時，防冰系統開啓並執行其預期功能之前，用附錄C第II部分(e)所定義的冰積聚，實施下列要求：

(1) 如果該防冰系統的開啓取決於駕駛員看到參考表面上規定的冰積聚（並不是剛剛開始結冰），按本條要求實施，但本條(c)和(d)除外；

(2) 對於啓動防冰系統的其他方法，當飛機以不超過每秒1節的減速率進行減速時，在直線和轉彎飛行的失速警告裕度必須足以允許駕駛員防止飛機進入失速且不會出現任何不利的飛行狀況，駕駛員應採取和非結冰條件下相同方式的改出機動。

(i) 如果提供失速警告的方式和非結冰條件下相同，駕駛員不得在警告出現後1秒內開始改出機動。

(ii) 如果提供失速警告的方式和非結冰條件下不同，駕駛員不得在警告出現後3秒內開始改出機動。此外，必須用25.201條的演示表明25.203條的符合性，但第25.201(c)(2)條中的減速率不需要進行演示。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

地面和水面操縱特性

第25.231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，或者在着陸或起飛期間發生回跳時，不得有不可控制的前翻傾向。此外還要求：

(1) 機輪剎車工作必須柔和，不得引起任何過度的前翻傾向；

(2) 如採用尾輪式起落架，在混凝土跑道上起飛滑跑時，必須可能在75%VSR1的速度，維持直至推力線水平的任何姿態。

(b) 對於水上飛機和水陸兩用飛機，必須制定對起飛、滑行和着水的安全最不利的水面條件。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.233條　航向穩定性和操縱性

(a) 飛機在地面運行可預期的任何速度，在風速直到20節或0.2VSRO(取大者，但不必高於25節)的90°側風中，不得有不可控制的地面打轉傾向。這可在制定第25.237條要求的90°側風分量時予以表明。

(b) 陸上飛機在以正常着陸速度作無動力着陸中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。這可在結合其它試驗一起進行的無動力着陸中予以表明。

(c) 飛機在滑行時必須有足夠的航向操縱性。這可在結合其它試驗一起進行的起飛前滑行的過程中予以表明。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.235條　滑行條件

當飛機在正常運行中可合理預期的最粗糙地面上滑行時，減震機構不得損傷飛機的結構。

第25.237條　風速

(a) 對於陸上飛機和水陸兩用飛機，滿足如下要求：

(1) 應制定在幹跑道上對起飛和着陸演示是安全的90º側風分量，該分量必須至少為20節或0.2VSRO（取大者，但不必超過25節）。

(2) 在結冰條件下，沒有冰積聚情況下確定的起飛側風分量是有效的；

(3) 必須為下列條件確定着陸時的側風分量：

(i) 非結冰條件；和

(ii) 附錄C中規定的着陸冰積聚的結冰條件。

(b) 對於水上飛機和水陸兩用飛機，有下述要求：

(1) 必須制定在正常運行中可合理預期的一切水面條件下起飛和着水均安全的最大的90°側風分量，該分量必須至少是20節或0.2VSRO(取大者，但不必超過25節)。

(2) 必須制定在正常運行中可合理預期的一切水面條件下往任何方向滑行均為安全的風速，該風速必須至少是20節或0.2VSRO(取大者，但不必超過25節)。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.239條　水面噴濺特性、操縱性和穩定性

(a) 對於水上飛機和水陸兩用飛機，在起飛、滑行和着水期間以及本條(b)所列條件下，必須符合下列要求：

(1) 不得有妨礙駕駛員視線、引起損壞或造成進水量過大的噴賤特性；

(2) 不得有危險的不可控制的海豚運動、彈跳或搖擺傾向；

(3) 輔助浮筒或翼梢浮筒、機翼翼尖、螺旋槳槳葉或其它未按承受水載荷設計的部分不得浸入水中。

(b) 必須在下述條件下表明符合本條(a)的要求：

(1) 從平靜的水面到按第25.231條制定的最不利的水面條件；

(2) 水面運行時可合理預期的風速和側風速度、水流和相應的浪湧條件；

(3) 水面運行時可合理預期的速度；

(4) 在水面上任何時刻臨界發動機突然停車；

(5) 在申請審定的載重狀態範圍內，相應於每種運行條件的每一重量和重心位置。

(c) 在本條(b)的水面條件和相應的風的條件下，水上飛機或水陸兩用飛機必須能在發動機停車情況下漂流5分鐘，必要時可藉助海錨。

其它飛行要求

第25.251條　振動和抖振

(a) 飛機必須通過飛行演示在任何很可能的運行情況下，都不會發生任何妨礙繼續安全飛行的振動和抖振。

(b) 必須通過飛行演示飛機的每一部件，在不超過VDF/MDF的任何相應速度和動力條件下，不會發生過度的振動。必須使用驗證過的最大速度來按第25.1505條的要求制定飛機的使用限制。

(c) 除本條(d)的規定外，在正常飛行中，包括巡航期間的形態變化，不得存在強烈程度足以干擾操縱飛機、引起空勤人員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。

(d) 在速度直到VMO/MMO的直線飛行巡航形態，不得有可覺察的抖振，但失速警告抖振是允許的。

(e) 對於MD大於0.6或最大使用高度超過7,600米(25,000英尺)的飛機，必須按飛機申請審定的空速或馬赫數、重量和高度範圍，確定其巡航形態下發生可察覺抖振的正機動載荷係數。該載荷係數、速度、高度和重量的包線必須為正常運行提供足夠的速度和載荷係數範圍。可能發生的無意中對抖振邊界的超越，不得導致不安全的狀態。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.253條　高速特性

(a) 增速特性和速度恢復特性　必須滿足下列對增速特性和速度恢復特性的要求：

(1) 很可能引起無意中增速(包括俯仰和滾轉的顛傾)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來説，較低的杆力梯度、旅客的走動、由爬升改為平飛以及由M數限制高度下降到空速限制高度。

(2)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：

(i) 不需要特別大的駕駛杆力或特殊的技巧；

(ii) 不超過VD/MD，VDF/MDF及各種結構限制；

(iii) 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。

(3) 飛機在不超過VMO/MMO的任一速度配平，在直到VDF/MDF的任一速度下，對繞任一軸的操縱輸入不得有反逆響應。飛機的俯仰、橫滾或偏航的傾向必須輕微，並可用正常駕駛技巧即刻控制。當飛機在VMO/MMO配平後，在大於VFC/MFC的速度下，升降舵操縱力相對速度的關係曲線斜率不一定要穩定，但是在直到VDF/MDF的所有速度下，必須為推力，而且在達到VDF/MDF時，升降舵的操縱力不得有突然或過度的減小。

(b) 具有穩定性的最大速度VFC/MFC　VFC/MFC是襟翼和起落架收起時，必須滿足第25.143(g)條、第25.147(e)條、第25.175(b)(1)條、第25.177條和第25.181條要求的最大速度。除非第25.253條(c)中另有規定，該速度不得小於VMO/MMO和VDF/MDF的平均值，但在M數成為限制因素的高度，MFC不必超過發出有效速度警告的M數。

(c) 結冰條件下具有穩定性的最大速度　在附錄C所規定的冰積聚條件下具有穩定性的最大速度，應當滿足25.143(g)，25.147(e)、25.175(b)(1)、25.177和25.181條的要求，取下列值中較小值：

(1) 校正空速300節；

(2) VFC；或

(3) 經演示由於動壓的增加使機體不會產生冰積聚的速度。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.255條　失配平特性

(a) 從飛機在不超過VMO/MMO的巡航速度配平的初始狀態開始，在機頭上仰和下沉兩個方向上的失配平程度為下列兩者中之大者時，飛機必須有滿意的機動穩定性和操縱性：

(1) 縱向配平系統以其對應於特定飛行狀態的正常速率，在沒有氣動載荷的情況下移動3秒鐘(對於沒有動力作動配平系統的飛機為相應的失配平程度)，除非是受到配平系統止動器的限制(包括第25.655(b)條對於可調水平安定面要求的止動器)。

(2) 在高速巡航狀態維持平飛時，自動駕駛儀所能承受的最大誤配量。

(b) 在本條(a)規定的失配平狀態，當法向加速度從＋lg變為本條(c)規定的正值和負值時，要求：

(1) 杆力對g的曲線在直到和包括VFC/MFC的任何速度必須有正的斜率；

(2) 在VFC/MFC和VDF/MDF之間的各種速度，縱向主操縱力的方向不得反逆。

(c) 除本條(d)和(e)規定者外，必須在下述兩種法向加速度範圍之一的飛行中演示對本條(a)規定的符合性：

(1) －1g到＋2.5g；

(2) 0g至2.0g，並用可接受的方法外推到－1g和＋2.5g。

(d) 如果用本條(c)(2)規定的程序來演示符合性，而在關於縱向主操縱力反逆的試飛中存在臨界情況，則必須從發現存在該臨界情況時的法向加速度到本條(c)(1)規定的相應限制範圍進行試飛。

(e) 在本條(a)要求的試飛中，不必超過第25.333(b)條和第25.337條規定的限制機動載荷係數以及與很可能無意中超越按第25.251(e)條確定的抖振邊界相關的機動載荷係數。此外，法向加速度小於1g的試飛演示的進入速度，必須在不超過VDF/MDF就能完成改出的限度以內。

(f) 在本條(a)規定的失配平狀態，必須從VDF/MDF的超速情況，施加不大於556牛(57公斤；125磅)的縱向操縱力，就能產生至少1.5g的法向加速度改出，此時可僅用縱向主操縱或輔以縱向配平系統，如果採用縱向配平輔助產生所要求的載荷係數，必須在VDF/MDF表明能沿使飛機抬頭的方向驅動縱向配平機構，而主操縱面承受的載荷對應於下列使飛機抬頭操縱力中的最小者：

(1) 按第25.301條和第25.397條所規定的服役中預期最大操縱力；

(2) 產生1.5g所需的操縱力；

(3) 對應於抖振或其它現象的操縱力，這些現象的劇烈程度足以強有力地制止進一步施加縱向主操縱力。

C分部　結構

總則

第25.301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係數)來規定。除非另有説明，所規定的載荷均為限制載荷。

(b) 除非另有説明，所規定的空氣、地面和水載荷必須與計及飛機每一質量項目的慣性力相平衡。這些載荷的分佈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可靠，否則用以確定載荷大小和分佈的方法必須用飛行載荷測量來證實。

(c) 如果載荷作用下的變形會顯著改變外部載荷或內部載荷的分佈，則必須考慮載荷分佈變化的影響。

第25.303條　安全係數

除非另有規定，當以限制載荷作為結構的外載荷時，必須採用安全係數l.5；當用極限載荷來規定受載情況時，不必採用安全係數。

第25.305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，但是當用模擬真實載荷情況的動力試驗來表明強度的符合性時，則此三秒鐘的限制不適用。進行到極限載荷的靜力試驗必須包括加載引起的極限變位和極限變形。當採用分析方法來表明符合極限載荷強度要求時，必須表明符合下列三種情況之一：

(1) 變形的影響是不顯著的；

(2) 在分析中已充分考慮所涉及的變形；

(3) 所用的方法和假設足以計及這些變形影響。

(c) 如果結構的柔度特性使在飛機運行情況中很可能出現的任一加載速率會產生比相應於靜載荷的應力大得多的瞬態應力，則必須考慮這種加載速率的影響。

(d) [備用]

(e) 飛機必須設計成能承受在直到VD/MD的任何可能的運行條件下(包括失速和可能發生的無意中超出抖振包線邊界)會發生的任何振動和抖振。這一點必須通過分析、飛行試驗、或中國民用航空局適航部門認為必要的其它試驗進行驗證。

(f) 除經證明為極不可能的情況外，飛機必須設計成能承受因飛行操縱系統的任何故障、失效或不利情況而引起的結構強迫振動。這些強迫振動必須視為限制載荷，並必須在直到VC/MC的各種空速下進行研究。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂〕

第25.307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本分部的強度和變形要求。只有在經驗表明某種結構分析方法對某種結構是可靠的情況下，對於同類的結構，才可用結構分析來表明結構的符合性。當限制載荷試驗可能不足以表明符合性時，適航當局可以要求作極限載荷試驗。

(b) [備用]

(c) [備用]

(d) 當用靜力或動力試驗來表明符合第25.305(b)條對飛行結構的要求時，對於試驗結果必須採用合適的材料修正係數。如果被試驗的結構或其一部分具有下列特徵：多個元件對結構總強度均有貢獻，而當一個元件損壞以後，載荷通過其它路徑傳遞導致重新分佈，則不必採用材料修正係數。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

飛行載荷

第25.321條　總則

(a) 飛行載荷係數是氣動力分量(垂直作用於假設的飛機縱軸)與飛機重力之比。正載荷係數是氣動力相對飛機向上作用時的載荷係數。

(b) 必須按下列各條表明符合本分部的飛行載荷要求，此時要考慮每一速度下的壓縮性影響：

(1) 在申請人選定的高度範圍內的每一臨界高度；

(2) 從相應於每個特定飛行載荷情況的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，按在飛機飛行手冊規定的使用限制內可調配載重的任何實際分佈。

(c) 必須研究設計包線上和設計包線內足夠多的點，以保證獲得飛機結構中每個部分的最大載荷。

(d) 作用在飛機上的重要的力必須以合理或保守的方式處於平衡。線慣性力必須與推力和全部氣動載荷相平衡，而角(俯仰)慣性力必須與推力和全部氣動力矩(包括作用在諸如尾翼和短艙等部件上的載荷引起的力矩)相平衡，必須考慮從零到最大連續推力範圍內的臨界推力值。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

飛行機動和突風情況

第25.331條　對稱機動情況

(a) 方法　對本條(b)和(c)規定的機動飛行情況進行分析，採用下列規定：

(1) 當規定操縱器件突然移動時，所採用的操縱面偏轉速率不得小於駕駛員通過操縱系統能施加的偏轉速率；

(2) 在確定飛機在轉彎和拉起時的升降舵偏角和絃向載荷分佈(根據本條(b)和(c)的機動情況)時，必須計及相應的俯仰角速度的影響。必須考慮第25.255條規定的配平和失配平飛行情況。

(b) 機動平衡情況　必須研究第25.333(b)條中的機動包線上A到I的機動情況，假定飛機在俯仰角加速度為零的情況下處於平衡。

(c) 俯仰機動情況　必須研究本條(c)(1)和(2)規定的情況。可以調整俯仰操縱面的運動以考慮第25.397(b)條規定的最大駕駛員作用力的限制值、操縱系統止動器和操縱系統輸出的限制值引起的任何間接影響(例如：有動力操縱系統可以達到的失速力矩或最大速率)。

(1) VA時的升降舵最大偏轉　假定飛機正在進行定常平飛(A1點，第25.333(b)條)，此時，突然移動俯仰操縱器件來獲得極大的抬頭俯仰加速度。在確定尾翼載荷時，必須考慮飛機的響應。在重心處的法向加速度超過正限制機動載荷係數(第25.333(b)條的A2點）或引起的尾翼法向載荷達到最大值(兩者中取先到者)以後的飛機載荷不必加以考慮。

(2) 規定的操縱器件移動　必須根據合理的俯仰操縱運動相對時間的剖面圖確定校驗機動，在此機動中不應超出第25.337條規定用於設計的限制載荷係數。飛機的響應必須產生不小於下述值的俯仰角加速度，但不可能達到或超過該值的情況除外：

(i) 假定正俯仰角加速度(抬頭)與等於1.0的飛機載荷係數(A1點到D1點，第25.333(b) 條)同時達到。此正俯仰角加速度必須至少等於

式中：

n為所考慮速度下的正載荷係數；

V為飛機的當量速度(節)。

(ii) 假定負俯仰角加速度(低頭)與正機動載荷係數(A2點到D2點，第25.333(b)條)同時達到。此負俯仰角加速度必須至少等於

式中：

n為所考慮速度下的正載荷係數；

V為飛機的當量速度(節)。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.333條　飛行機動包線

(a) 總則　位於本條(b)中典型的機動包線(V－n圖)邊界上和邊界內的空速和載荷係數的任一組合，均必須滿足強度要求。在確定第25.1501條中規定的飛機結構使用限制時也必須採用此包線。

(b) 機動包線

(c) [刪除]

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.335條　設計空速

選定的設計空速均為當量空速(EAS)。估算的VSO和VS1值必須是保守的。

(a) 設計巡航速度VC　對於VC，採用下列規定：

(1) VC的最小值必須充分大於VB，以應付嚴重大氣紊流很可能引起的意外的速度增加；

(2) 除第25.335(d)(2)條以外，VC不得小於VB+1.32UREF(UREF按第25.341(a)(5)(i)條的規定)，但VC也不必超過飛機在相應的高度以發動機最大連續功率(推力)平飛時的最大速度；

(3) 在VD受M數限制的高度上，VC可限制在一選定的M數。

(b) 設計俯衝速度VD　必須選定VD以使VC/MC不大於0.8VD/MD，或使VC/MC和VD/MD之間的最小速度餘量是下列值中的大者：

(1) 從以VC/MC定常飛行的初始情況開始，飛機顛傾，沿着比初始航跡低7.5°的飛行航跡飛行20秒鐘，然後以載荷係數1.5(0.5g的加速度增量)拉起。只要所使用的氣動數據是可靠的或保守的，則上述機動中出現的速度增量可採用計算值。開始拉起之前假定具有第25.175(b)(1)(iv)條規定的功率(推力)，開始拉起時可以假定功率(推力)減小並使用駕駛員操縱的阻力裝置；

(2) 最小速度餘量必須足以應付大氣條件的變動(例如水平突風和穿過急流與冷峯)，以及應付儀表誤差和飛機機體的製造偏差。這些因素可以基於概率來考慮。但是在MC受到壓縮性效應限制的高度上，該餘量不得小於0.07M，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。在任何情況下，該餘量不得小於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　

式中：

(i) n為VC時的正限制機動載荷係數；

(ii) VS1為襟翼收起形態的失速速度。

(2) VA和VS1必須按所考慮的設計重量和高度進行計算；

(3) VA不必大於VC，或不必大於同正CNmax曲線與正機動載荷係數線交點相對應的速度，兩者中取小值。

(d) 對應最大突風強度的設計速度VB

(1) VB不得小於

式中：

VS1為以CNAmax為基礎在所考慮的特定重量下，襟翼收起形態的1g失速速度

VC為設計巡航速度(米/秒，節，當量空速)

Uref為從第25.341(a)(5)(i)條得到的參考突風速度(米/秒，英尺/秒，當量空速)

W為在所考慮的特定重量下的平均機翼載重(公斤/米2，磅/英尺2)

ρ為空氣密度(公斤·秒2/米4，斯拉格/英尺3)

c為機翼的平均幾何弦長(米，英尺)

g為重力加速度(米/秒2，英尺/秒2)

a為飛機法向力系數曲線的斜率，CNA/弧度

(2) 在VC受馬赫數限制的高度上

(i) VB的選擇可以在低和高的速度抖振邊界之間給出最佳餘度；

(ii) VB不必大於VC。

(e) 設計襟翼速度VF　對於VF，採用下列規定：

(1) 對應每一襟翼位置(按第25.697(a)條制定)的設計襟翼速度，必須充分大於對各相應飛行階段(包括中斷着陸)所推薦的飛行速度，以計及空速控制的預期變化和由一種襟翼位置到另一種襟翼位置的轉換；

(2) 如採用襟翼自動定位裝置或載荷限制裝置，則可取此裝置程序規定的或裝置許可的速度和相應襟翼位置；

(3) VF不得小於：

(i) 1.6VS1，襟翼在以最大起飛重量起飛時的位置；

(ii) 1.8VS1，襟翼在以最大着陸重量進場時的位置；

(iii) 1.8VSO，襟翼在最大着陸重量着陸時的位置。

(f) 設計阻力裝置速度VDD　對每一阻力裝置所選定的設計速度，必須充分大於使用該裝置時所推薦的速度，以計及速度控制的預期變化，對於供高速下降時使用的阻力裝置，VDD不得小於VD。當阻力裝置採用自動定位措施或載荷限制措施時，設計中必須取此自動措施程序規定的或自動措施許可的速度和相應的阻力裝置位置。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.337條　限制機動載荷係數

(a) 除受到最大(靜)升力係數的限制外，假定飛機經受對稱機動並達到本條所規定的限制機動載荷係數。必須考慮相應于飛機拉起和定常轉彎機動的合適的俯仰速度。

(b) 對於直到VD的任一速度，正限制機動載荷係數“n”不得小於

,

但是“n”不得小於2.5，不必大於3.8，此處W為設計最大起飛重量。

(c) 對於負限制機動載荷係數，採用下列規定：

(1) 在直到VC的各種速度下，不得小於－1.0；

(2) 必須隨速度從VC時的對應值線性變化到VD時的零值。

(d) 如果飛機具有的設計特徵使其在飛行中不可能超過本條規定的機動載荷係數，則可採用小於本條規定的值。

第25.341條　突風和紊流載荷

(a) 離散突風設計準則　假定飛機在平飛中遇到對稱的垂直和橫向突風，限制突風載荷的確定必須根據下列規定：

(1) 必須通過動態分析確定結構各部分的載荷。分析必須考慮非定常氣動特性和包括剛體運動在內的所有重要的結構自由度。

(2) 突風形狀必須是：

對於0≤s≤2H　　

式中：

s為進入突風區的距離(米，英尺) ；

Uds為用本條(a)(4)規定的當量空速表示的設計突風速度；

H為突風梯度，即突風達到其峯值速度時與飛機飛行航跡的平行距離(米，英尺)。

(3) 必須在9.1米(30英尺)到106.7米(350英尺)範圍內對突風梯度進行足夠的研究，找出每個載荷數值的臨界響應。

(4) 設計突風速度必須是：

式中：

Uref為用本條(a)(5)確定的當量空速表示的參考突風速度

Fg為本條(a)(6)確定的飛行剖面緩和係數

(5) 採用下列參考突風速度：

(i) 在飛機設計速度VC時：必須考慮海平面上參考突風速度為17.07米/秒(56.0英尺/秒)EAS的正負突風。參考突風速度可以從海平面17.07米/秒(56.0英尺/秒)EAS線性下降到4575米(15,000英尺)13.41米/秒(44.0英尺/秒)EAS。參考突風速度還可以進一步線性下降，從4575米(15,000英尺)13.41米/秒(44.0英尺/秒)EAS下降到15200米(50,000英尺)7.92米/秒(26.0英尺/秒)EAS。

(ii) 在飛機設計速度VD時：參考突風速度必須是從第25.341(a)(5)(i)條得到的值的0.5倍。

(6) 飛行剖面緩和係數Fg必須從海平面值起線性增加到第25.1527條確定的最大使用高度時的1.0。在海平面時，飛行剖面緩和係數由下列公式確定：

Fg=0.5（Fgz+Fgm）

式中：

Fgm=R2Tan（πR1/4）的平方根

R1為最大着陸重量/最大起飛重量

R2為最大零燃油重量/最大起飛重量

Zmo為第25.1527條確定的最大使用高度

(7) 當分析中包括了增穩系統時，在從限制突風情況得到限制載荷時必須考慮任何顯著的系統非線性影響。

(b) 連續突風設計準則　必須考慮飛機對垂直和橫向連續紊流的動態響應。除非證明有更合理的準則，否則必須用本部附錄G的連續突風設計準則來確定動態響應。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.343條　設計燃油和滑油載重

(a) 可調配載重的各種組合，必須包括從零燃油和滑油到選定的最大燃油和滑油載重範圍內的每一燃油和滑油載重。可選定在第25.1001(e)和(f)條(取適用者)所限定的運行條件下不超過45分鐘餘油的某種結構儲油情況。

(b) 如果選定了某種結構儲油情況，則該情況必須用來作為表明符合本分部規定的飛行載荷要求的最小燃油重量情況，此外還要求：

(1) 結構必須按在機翼內零燃油和滑油的情況進行設計，此情況的限制載荷相應於下列規定：

(i) 機動載荷係數為+2.25；

(ii) 第25.341(a)條的突風情況，但假定為第25.341(a)(4)條規定的設計速度的85%。

(2) 結構的疲勞評定必須計及由本條(b)(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，也必須在零燃油情況下得到滿足。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.345條　增升裝置

(a) 如果在起飛、進場或着陸期間要使用襟翼，則假定在對應於這些飛行階段的設計襟翼速度(按第25.335(e)條制定)下，且襟翼處於相應的位置，飛機經受對稱機動和對稱突風，必須由下列情況得到限制載荷：

(1) 機動到正限制載荷係數2.0；

(2) 垂直作用於水平飛行航跡的正、負突風速度為7.60米/秒(25英尺/秒)EAS。必須用合理的分析確定結構各部分的突風載荷。分析必須考慮非定常氣動特性和飛機的剛體運動。突風形狀必須按照第25.341(a)(2)條的規定，其中：

Uds=7.60米/秒(25英尺/秒)EAS

H=12.5c；且

c為機翼的平均幾何弦長(米，英尺)

(b) 飛機必須按本條(a)規定的條件設計，但是在分別計及下列條件的影響時，飛機載荷係數不必大於1.0：

(1) 在設計襟翼速度VF時，對應於發動機最大連續功率的螺旋槳滑流，以及對應於發動機起飛功率，飛機速度不小於1.4倍的失速速度(此時襟翼處於特定位置，飛機為相應的最大重量)下的螺旋槳滑流；

(2) 迎面突風，其風速為7.60米/秒(25英尺/秒)(EAS)。

(c) 如果在航路飛行情況中要使用襟翼或類似的增升裝置，此時襟翼處在適當的位置，飛機速度直到按這些情況選定的襟翼設計速度，則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) 機動到第25.337(b)條規定的正限制載荷係數；

(2) 第25.341(a)條的離散垂直突風準則。

(d) 飛機必須按最大起飛重量、襟翼和類似的增升裝置處於着陸構型、機動載荷係數為1.5進行設計。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.349條　滾轉情況

飛機必須按本條(a)和(b)規定的情況引起的滾轉載荷進行設計。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式予以平衡，認為此慣性力由主要質量提供。

(a) 機動　必須把下列各種情況、速度和副翼偏轉(可能受駕駛員作用力限制的偏轉除外)，同數值為零及等於設計中所用正機動載荷係數的三分之二的飛機載荷係數組合起來考慮。在確定所要求的副翼偏轉時，必須按第25.301(b)條考慮機翼的扭轉柔度。

(1) 必須研究相應於各種定常滾轉速度的情況。此外，對於機身外面有發動機或其它集中重量的飛機，還必須研究相應於最大角加速度的情況。對於角加速度情況，在對機動的時間歷程缺少合理的研究時，可以假定滾轉速度為零；

(2) 速度VA時，假定副翼突然偏轉到止動器；

(3) 速度VC時，副翼的偏轉必須為產生不小於按本條(a)(2)得到的滾轉率所要求的偏轉；

(4) 速度VD時，副翼的偏轉必須為產生不小於按本條(a)(2)得到的滾轉率的三分之一所要求的偏轉。

(b) 非對稱突風　假定平飛的飛機遇到非對稱垂直突風，必須用由第25.341(a)條直接得到的機翼最大空氣載荷或由第25.341(a)條計算出的垂直載荷係數間接得到的機翼最大空氣載荷確定限制載荷。必須假定100%的機翼空氣載荷作用於飛機的一側，80%作用於另一側。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.351條　偏航機動情況

飛機必須按本條(a)到(d)規定的偏航機動情況引起的載荷進行設計，速度範圍從VMC到VD。對重心的不平衡氣動力矩必須以合理或保守的方式予以平衡，並考慮飛機慣性力。在計算尾翼載荷時，可以假定偏航速度為零。

(a) 當飛機以零偏航角非加速飛行時，假定方向舵操縱器件突然移動使方向舵偏轉到受下列條件限制的偏轉量；

(1) 操縱面止動器；或

(2) 駕駛員作用力的限制值，從VMC到VA為1330牛(136公斤，300磅)，從VC/MC到VD/MD為890牛(90.7公斤，200磅)，在VA與VC/MC之間按線性變化。

(b) 當方向舵操縱器件偏轉，以始終保持在本條(a)中規定的限制值內可用的最大方向舵偏轉時，假定飛機偏航到過漂側滑角。

(c) 當飛機偏航到靜平衡側滑角時，假定方向舵操縱器件保持，以獲得在本條(a)中規定的限制值內最大可用方向舵偏轉。

(d) 當飛機偏航到本條(c)的靜平衡側滑角時，假定方向舵操縱器件突然回到中立位置。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂, 2001年5月14日第三次修訂〕

補充情況

第25.361條　發動機扭矩

(a) 發動機架及其支承結構，必須按下列組合效應進行設計：

(1) 相應於起飛功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩，和第25.333(b)條中飛行情況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25.333(b)條中飛行情況A的限制載荷同時作用；

(3) 對於渦輪螺旋槳裝置，除了本條(a)(1)和(2)的規定情況外，相應於起飛功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩乘以下述係數後和1g平飛載荷同時作用。該係數是用於考慮螺旋槳操縱系統故障(包括快速順槳)，在缺少詳細的分析時，必須取為1.6。

(b) 對於渦輪發動機裝置，發動機架及其支承結構必須設計成能承受下列每一種載荷：

(1) 由於故障或結構損壞(例如壓氣機卡住)造成發動機突然停車所產生的發動機限制扭矩載荷；

(2) 發動機最大加速所產生的發動機限制扭矩載荷。

(c) 本條(a)考慮的發動機限制扭矩，必須由相應於規定的功率和轉速的平均扭矩乘以下列係數得出：

(1) 對於渦輪螺旋槳裝置，為1.25；

(2) 對於有5個或5個以上汽缸的活塞發動機，為1.33；

(3) 對於有4、3、2個汽缸的發動機，分別為2、3、4。

第25.363條　發動機和輔助動力裝置支架的側向載荷

(a) 發動機和輔助動力裝置支架及其支承結構必須按橫向限制載荷係數(作為作用在發動機和輔助動力裝置支架上的側向載荷)進行設計，此係數至少等於由偏航情況得到的最大載荷係數，但不小於下列數值：

(1) 1.33；

(2) 第25.333(b)條所述的飛行情況A的限制載荷係數的三分之一。

(b) 可假定本條(a)規定的側向載荷與其它飛行情況無關。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.365條　增壓艙載荷

下列規定適用於有一個或一個以上增壓艙的飛機：

(a) 飛機結構必須有足夠的強度來承受飛行載荷和由零到釋壓活門最大調定值的壓差載荷的組合作用；

(b) 必須計及在飛行中的外部壓力分佈以及應力集中和疲勞影響；

(c) 如允許機艙帶壓差着陸，則着陸載荷必須和由零到着陸期間所允許的最大壓差載荷相組合；

(d) 飛機結構必須設計成能承受下述壓差載荷，對於申請批准在直到13700米(45,000英尺)的高度運行的飛機，該載荷為釋壓活門最大調定值的1.33倍；對於申請批准在13700米(45,000英尺)以上運行的飛機，該載荷為釋壓活門最大調定值的1.67倍，並略去其它載荷。

(e) 增壓艙內部和外部的任何結構、組件或零件，如因其破壞而可能妨礙繼續安全飛行和着陸時，則必須設計成能夠承受在任何使用高度由於以下每一情況使任何艙室出現孔洞而引起的壓力突降：

(1) 發動機碎裂後發動機的一部分穿通了增壓艙；

(2) 在任何增壓艙有尺寸不超過HO的任何孔洞，但對無法合理預期會侷限於小艙室的孔洞，可以將小艙室與其相鄰增壓艙合併起來作為一個艙室考慮。尺寸HO須按下式計算：

HO=PAs

式中：

HO為最大孔洞面積，米2(英尺2)，不超過1.86米2(20英尺2)；

AS為增壓殼體垂直於縱軸的最大橫截面積，米2(英尺2)；

(3) 未經表明是極不可能出現的由於飛機或設備損壞而造成的最大孔洞。

(f) 在符合本條(e)款，確定損壞或穿通的概率和可能的孔洞尺寸時，如果還考慮到關閉裝置可能有的使用不當以及誤開艙門的情況，則可以考慮設計的破損—安全特徵。而且，合成的壓差載荷還必須以合理和保守的方式與1g平飛載荷以及由於應急泄壓情況引起的任何載荷相組合。這類載荷可以按極限載荷考慮，但是，因這些情況引起的任何變形均不得妨礙繼續安全飛行和着陸。也可考慮由於各艙之間的通風所提供的減壓。

(g) 載人增壓艙內的隔框、地板和隔板必須設計成能承受本條(e)所規定的情況。此外，還必須採取合理的設計預防措施，以儘量減小由於零件的脱落而傷害座位上乘員的概率。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂〕

第25.367條　發動機失效引起的非對稱載荷

(a) 飛機必須按由臨界發動機失效引起的非對稱載荷進行設計。渦輪螺旋槳飛機必須按下列情況和螺旋槳阻力限制系統單個故障的組合進行設計，同時要考慮駕駛員在飛行操縱器件上預期的糾正動作：

(1) 在VMC與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VMC與VC之間的各種速度下，由於發動機壓氣機與渦輪脱開或由於渦輪葉片丟失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少和阻力增加的時間歷程，必須由試驗或其它適用此特定發動機—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。在估計時要考慮特定的發動機—螺旋槳—飛機組合的特性。

(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二秒鐘。糾偏量的大小可以根據第25.397(b)條中規定的操縱力確定，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25.371條　陀螺載荷

任何發動機或輔助動力裝置的支承結構必須按第25.331條、第25.341(a)條、第25.349條、第25.351條、第25.473條、第25.479條、第25.481條中規定情況產生的包括陀螺載荷在內的載荷進行設計，且發動機或輔助動力裝置處於與該情況相應的最大轉速。為了符合本條的要求，必須滿足第25.331(c)(1)條的俯仰機動的要求直到達到正的限制機動載荷係數(第25.333(b)條的A2點)。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.373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)，採用下列規定：

(a) 飛機必須根據每個調定位置和與此相應的最大速度，按第25.333條和第25.337條規定的對稱機動、第25.351條規定的偏航機動和第25.341(a)條規定的垂直和橫向突風情況進行設計。

(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)規定的機動和突風情況進行設計。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

操縱面和操縱系統載荷

第25.391條　操縱面載荷：總則

操縱面必須按第25.331條、第25.341(a)條、第25.349條和第25.351條中的各種飛行情況及第25.415條中的地面突風情況產生的限制載荷進行設計，並考慮下列要求：

(a) 第25.393條中的平行於鉸鏈線的載荷；

(b) 第25.397條中的駕駛員作用力的影響；

(c) 第25.407條中的配平調整片的影響；

(d) 第25.427條中的非對稱載荷；

(e) 第25.445條中的輔助氣動力面。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.393條　平行於鉸鏈線的載荷

(a) 操縱面及支承鉸鏈架必須按平行於鉸鏈線作用的慣性載荷進行設計。

(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，對於垂直安裝的操縱面；

(2) K＝12，對於水平安裝的操縱面；

(3) W為操縱面重量，公斤(磅)；

g為重力加速度，米/秒2。

第25.395條　操縱系統

(a) 縱向、橫向、航向和阻力操縱系統及其支承結構，必須按相應於第25.391條中規定情況計算的操縱面鉸鏈力矩的125％的載荷進行設計。

(b) 系統限制載荷，除地面突風所引起的載荷外，不必超過一名(或兩名)駕駛員和自動的或帶動力的裝置操作操縱系統時所能產生的載荷。

(c) 系統限制載荷不得小於施加第25.397(c)條規定的最小作用力所產生的載荷。

第25.397條　操縱系統載荷

(a) 總則　假定本條(c)中規定的駕駛員最大和最小作用力作用在相應的操縱器件握點或腳蹬上(以模擬飛行情況的方式)，並且在操縱系統與操縱面操縱支臂的連接處受到反作用。

(b) 駕駛員作用力的影響　在操縱面飛行受載情況中，作用在操縱面上的空氣載荷和相應的偏轉量，不必超過在飛行中施加本條(c)規定範圍內的任何駕駛員作用力可能導致的值。如果按可靠的數據獲得操縱面鉸鏈力矩，則對於副翼和升降舵可取規定的最大值的三分之二，在應用此準則時，必須考慮伺服機構、調整片和自動駕駛系統的影響。

(c) 駕駛員限制作用力和扭矩　駕駛員限制作用力和扭矩如下：

操縱器件 最大作用力或扭矩 最小作用力或扭矩

副翼　駕駛杆　 駕駛盤[1] 445牛(45.4公斤；100磅)356D[2]牛米(36.3D公斤·米；80D磅·英寸) 178牛(18.1公斤；40磅)178D牛米(18.1D公斤·米；40D磅·英寸)

升降舵　駕駛杆　駕駛盤(對稱)　駕駛盤(非對稱) [3] 1,110牛(113公斤；250磅)1,330牛(136公斤；300磅) 445牛(45.4公斤；100磅)445牛(45.4公斤；100磅)445牛(45.4公斤；130磅)

方向舵 1,330牛(136公斤；300磅) 578牛(59. 0公斤；130磅)

[1] 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。

[2] D為駕駛盤直徑，米(英寸)。

[3] 非對稱力必須作用在駕駛盤周緣的一個正常握點上。

第25.399條　雙操縱系統

(a) 雙操縱系統必須按兩個駕駛員反向操縱情況進行設計，此時所採用的每個駕駛員作用力不小於下述載荷：

(1) 按第25.395條所得載荷的75%；

(2) 按第25.397(c)條中規定的最小作用力。

(b) 雙操縱系統必須按兩個駕駛員同向施加的作用力進行設計，此時所採用的每個駕駛員作用力不小於按第25.395條所得載荷的75%。

第25.405條　次操縱系統

次操縱器件，例如機輪剎車、擾流板和調整片的操縱器件，必須按一個駕駛員很可能施於這些操縱器件的最大作用力進行設計。可以採用下列數值：

駕駛員操縱作用力限制值（次操縱器件）

操縱器件 駕駛員限制作用力

各類　曲柄、盤　或手柄[1] (公制:　 英制： )但不小於222牛(22.7公斤；50磅),不大於667牛(68公斤；150磅)(R為半徑，米(英寸))(適用於操縱平面20°以內的任何角度)

扭轉推拉 15牛米(1.53公斤·米；133磅·英寸)由申請人選定

[1] 限於襟翼、調整片、安定面、擾流板和起落架使用的操縱器件。

第25.407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。在這些情況下，認為配平調整片朝幫助駕駛員的方向偏轉，其偏轉量如下：

(a) 對於升降舵配平調整片，除受止動器限制外，是在第25.333(b)條中相應的飛行包線正值部分內任一點配平飛機所要求的偏轉量；

(b) 對於副翼和方向舵配平調整片，是在臨界的非對稱動力和受載情況下配平飛機所要求的偏轉量，並要考慮適量的裝配允差。

第25.409條　調整片

(a) 配平調整片　配平調整片必須設計成能承受下述載荷：當調整片效應靠駕駛員作用力(可直到第25.397(b)條中的規定值)抵住時，由調整片的調定位置、主操縱面的位置和飛機速度各種很可能的組合產生的載荷(這種組合不應超過把飛機作為一個整體時所規定的飛行載荷情況)。

(b) 平衡調整片　平衡調整片必須按與主操縱面受載情況相一致的各種偏轉情況進行設計。

(c) 伺服調整片　伺服調整片必須按與主操縱面受載情況相一致的各種偏轉情況進行設計，而這種偏轉是在駕駛員的機動能力之內能獲得的，並考慮可能的與配平調整片方向相反的操縱情況。

第25.415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) 在最靠近操縱面的止動器和駕駛艙內操縱器件之間的操縱系統，必須按相應於本條(a)(2)的限制鉸鏈力矩H的載荷進行設計。這些載荷不必超過下列數值：

(i) 每個駕駛員單獨操縱時，與第25.397(c)條中的駕駛員最大作用力相對應的載荷；

(ii) 駕駛員同向施加作用力時，與每個駕駛員最大作用力的75%相對應的載荷。

(2) 最靠近操縱面的操縱系統止動器、操縱系統的鎖以及在這些止動器和鎖與操縱面操縱支臂之間的操縱系統零件(如果裝有)，必須按下列公式中得到的限制鉸鏈力矩H(公斤米，英尺磅)進行設計，

H=0.0017KV2cS　　(H=0.0034KV2cS)，

式中：

V=65(風速，節)；

K為本條(b)中得到的地面突風情況的限制鉸鏈力矩係數；

c為鉸鏈線後操縱面的平均弦長(米，英尺)；

S為鉸鏈線後操縱面的面積(米2，英尺2)。

(b) 地面突風情況的限制鉸鏈力矩係數K必須取自下表：

操縱面 K 操縱器件位置

0.75*±0.50 駕駛杆鎖定或繫住在中立位置副翼全偏

*±0.75

0.75

*K為正值表示力矩使操縱面下偏，而K為負值表示力矩使操縱面上偏。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.427條　非對稱載荷

(a) 對於按橫向突風、偏航機動和滾轉機動情況設計飛機時必須考慮到滑流及由於機翼、垂直安定面和其它氣動表面氣動干擾效應所產生的飛機尾翼上的非對稱載荷。

(b) 必須假定平尾受到由下列情況確定的非對稱載荷情況：

(1) 第25.331條的對稱機動情況和第25.341(a)條的垂直突風情況最大載荷的100%分別作用於對稱面一側的平尾上；和

(2) 此載荷的80%作用於另一側。

(c) 對平尾有大於±10°的上反角或平尾支承在垂尾上的尾翼佈局，各翼面及其支承結構必須按第25.341(a)條中規定的作用於與航跡成直角的任何方位的突風速度進行設計。

(d) 必須考慮到第25.305(e)條中因抖振情況所造成的尾翼上的非對稱載荷。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.445條　輔助氣動力面

(a) 對包括俯仰、滾轉、偏航機動和第25.341(a)條中規定的作用於與航跡成直角的任何方位的突風的受載情況下，在對輔助氣動力面，如外側垂直安定面、翼尖小翼和其支承氣動表面之間的氣動影響顯著時，應將其考慮在內。

(b)當平尾將外側垂直安定面分成上、下兩部分時，為了考慮非對稱載荷，由第25.391條確定的臨界垂尾載荷(單位面積載荷)還必須按下列規定施加：

(1) 平尾以上(或以下)的垂尾受到100%的載荷；

(2) 平尾以下(或以上)的垂尾受到80%的載荷。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.457條　襟翼

襟翼及其操縱機構與支承結構必須按第25.345條中規定情況得出的臨界載荷進行設計，並計及從某一襟翼位置和空速轉換到另一襟翼位置和空速時所產生的載荷。

第25.459條　特殊裝置

對於採用氣動操縱面的特殊裝置(例如翼縫、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25.471條　總則

(a) 載荷和平衡　對於限制地面載荷，採用下列規定：

(1) 按本分部得到的限制地面載荷，認為是施加於飛機結構的外力；

(2) 在每一規定的地面載荷情況中，外載荷必須以合理的或保守的方式與線慣性載荷和角慣性載荷相平衡。

(b) 臨界重心　必須在申請合格審定的重心範圍內選擇臨界重心。使每一起落架元件獲得最大設計載荷。必須考慮前後、垂直和橫向的飛機重心。如果下列兩項成立，且偏離飛機中心線的重心橫向位移使主起落架的載荷不超過對稱受載情況下臨界設計載荷的103％，則可以選用這種重心橫向位移，而不必考慮其對主起落架元件載荷或對飛機結構的影響：

(1) 重心橫向位移是由於旅客或貨物在機身內隨機佈置，或由於燃油的隨機非對稱裝載或非對稱使用造成的；

(2) 按第25.1583(c)(2)條所制定的對隨機可調配載重的適當裝載説明，保證重心的橫向位移不超過上述限制範圍。

(c) 起落架尺寸數據　附錄A圖1示出起落架基本尺寸數據。

第25.473條　着陸載荷情況和假定

(a) 對於第25.479條至第25.485條中規定的着陸情況，假定飛機按下列情況接地：

(1) 以第25.479條和第25.481條中定義的姿態；

(2) 設計着陸重量(以最大下沉速度着陸情況中的最大重量)時的限制下沉速度為3.05米/秒(10英尺/秒)；和

(3) 設計起飛重量(以減小的下沉速度着陸情況中的最大重量)時的限制下沉速度為1.83米/秒(6英尺/秒)；

(4) 如果能表明飛機具有不能達到上述規定的下沉速度的設計特徵，可以修改此下沉速度。

(b) 除系統或程序顯著影響升力外，可假定飛機升力不超過飛機重力。

(c) 飛機和起落架載荷的分析方法至少應考慮下列要素：

(1) 起落架動態特性；

(2) 起旋和回彈；

(3) 剛體響應；

(4) 機體結構動態響應(若顯著)。

(d) 起落架動態特性必須按第25.723(a)條中確定的試驗來驗證。

(e) 可以通過考慮滑行速度和輪胎壓力的效應來確定輪胎與地面之間的摩擦係數，此摩擦係數不必大於0.8。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.477條　起落架佈置

當採用正常的操縱技術時，第25.479條至第25.485條適用於具有常規佈置的前、主起落架或主、尾起落架的飛機。

第25.479條　水平着陸情況

(a) 假定飛機以水平姿態接地，與地面平行的向前速度分量在VL1到1.25VL2的範圍內並處於第25.473條中規定的情況下：

(1) VL1等於相應着陸重量和標準海平面條件下的VSO(TAS)；和

(2) VL2等於相應着陸重量和高度，以及比標準温度高22.8℃(41℉)的熱天温度下的VSO(TAS)。

(3) 申請獲准在超過10節的風速下順風着陸，則必須研究增大接地速度的影響。

(b) 對於尾輪式飛機的水平着陸姿態，必須檢查本條規定的情況。此時飛機水平基準線是水平的，按本部附錄A圖2。

(c) 對於本部附錄A圖2所示的前輪式飛機的水平着陸姿態，必須檢查本條規定的情況並假定飛機處於下列姿態：

(1) 主輪接地，前輪稍離地面；和

(2) 前輪和主輪同時接地(如果在規定的下沉和向前速度下能夠合理地獲得這種姿態)。

(d) 除本條(a)款中規定的受載情況外，對(a)款中計算的最大地面垂直反作用力，採用下列規定：

(1) 必須將起落架和直接受影響的連接結構設計成最大地面垂直反作用力與一個向後的且不小於該最大地面垂直反作用力25%的阻力相結合。

(2) 必須考慮在側偏着陸中可能出現的最嚴重的載荷組合。缺乏對此情況的更合理的分析時，應作下列研究：

(i) 應考慮一個等於第25.473條中最大地面反作用力75%的垂直載荷與分別為該垂直載荷的40%和25%的向後和側向載荷相結合。

(ii) 假定減震器和輪胎變形相當於第25.473(a)(2)條的最大地面反作用力產生的變形的75%。不必考慮該載荷與輪胎泄氣的組合情況。

(3) 認為垂直分力和阻力分力的合力作用在輪軸中心線上。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.481條　尾沉着陸情況

(a) 假定飛機以尾沉姿態接地，與地面平行的向前速度分量在VL1至VL2的範圍內，並在第25.473條中規定的情況下，其中：

(1) VL1等於相應着陸重量和標準海平面條件下的VSO（TAS）；和

(2) VL2等於相應着陸重量和高度，以及比標準温度高22.8℃(41℉)的熱天温度下的VSO(TAS)。

(3) 認為垂直分力和阻力分力的合力是作用在主輪軸的中心線上。

(b) 對於尾輪式飛機的尾沉着陸情況，假定按附錄A圖3，主、尾機輪同時接地，且作用於尾輪上的地面反作用力方向如下：

(1) 垂直向上；

(2) 與地平線成45°角通過輪軸指向後上方。

(c) 對於前輪式飛機的尾沉着陸情況，假定飛機姿態按附錄A圖3相應於失速迎角，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，兩者中取小者。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.483條　單起落架着陸情況

對於單起落架着陸情況，假定按本部附錄A圖4飛機處於水平姿態，以一個主起落架接地，在這種姿態下采用下列規定：

(a) 地面反作用力必須與按第25.479(d)(1)條規定得到的該側載荷相同；

(b) 每一不平衡的外側載荷必須由飛機的慣性力以合理的或保守的方式予以平衡。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.485條　側向載荷情況

除第25.479(d)(2)條外，還應考慮下列情況：

(a) 對於側向載荷情況，假定按附錄A圖5，飛機處於水平姿態，僅以主輪接地。

(b) 向內作用且等於垂直反作用力80%的側向載荷(在一側)和向外作用且等於垂直反作用力60%的側向載荷(在另一側)必須與在水平着陸情況下得到的最大地面垂直反作用力的一半相組合。假定這些載荷作用在輪胎接地點上併為飛機的慣性力所平衡。可以假定阻力載荷為零。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.487條　回跳着陸情況

(a) 起落架及其支承結構，必須按飛機從着陸表面回跳過程中出現的載荷進行檢查。

(b) 在起落架完全伸出但不與地面接觸情況下，20.0的載荷係數必須作用在起落架非彈起部份上，此載荷係數的作用方向必須與非彈起部分相對於起落架彈起部分伸出到極限位置時的運動方向相一致。

第25.489條　地面操縱情況

除非另有規定，起落架和飛機結構必須按第25.491條至第25.509條中的情況進行檢查。此時，飛機為設計機坪重量(地面操作情況的最大重量)，不考慮機翼升力，可以假定起落架減震支柱和輪胎處於靜態位置。

第25.491條　滑行、起飛和着陸滑跑

在相應的地面速度和批准的重量範圍內，假定飛機結構和起落架承受不小於飛機在正常運行時可以合理預期的最粗糙地面上得到的載荷。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.493條　滑行剎車情況

(a) 假定按附錄A圖6，尾輪式飛機處於水平姿態，載荷作用在主輪上。飛機限制垂直載荷係數，在設計着陸重量時為1.2，在設計機坪重量時為1.0。阻力載荷(等於垂直反作用力乘以數值為0.8的摩擦係數)必須與地面垂直反作用力相組合，並作用在輪胎接地點上。

(b) 對於前輪式飛機，限制垂直載荷係數，在設計着陸重量時為1.2，在設計機坪重量時為1.0。阻力載荷(等於垂直反作用力乘以數值為0.8的摩擦係數)必須與地面垂直反作用力相組合，並作用在每個帶剎車機輪的接地點上，按附錄A圖6，必須考慮下列兩種姿態：

(1) 所有機輪都接地的水平姿態，載荷分配給主起落架和前起落架，並假定俯仰加速度為零；

(2) 僅以主輪接地的水平姿態，俯仰力矩由角慣性力平衡。

(c) 如果證實在每一很可能的受載情況下，有效阻力載荷均不能達到垂直反作用力的80%，則可取低於本條規定的阻力載荷。

(d) 裝有前起落架的飛機必須承受由於突然施加的最大剎車力使飛機動態俯仰運動而產生的載荷。假定飛機在設計起飛重量下，前起落架和主起落架接地並且穩態垂直載荷係數為1.0。穩態前起落架反作用力必須與本條(b)和(c)所規定的由於突然施加最大剎車力而產生的最大前起落架垂直反作用力增量相組合。

(e) 在缺乏更合理的分析的情況下，本條(d)所規定的前起落架垂直反作用力必須依照下式計算：

式中：

Vn為前起落架垂直反作用力；

WT為設計起飛重量；

A為飛機重心與前起落架之間的水平距離；

B為主輪中心連線與飛機重心間的水平距離；

E為在1.0g靜態情況飛機重心距地面的垂直高度；

μ為摩擦係數，取0.8；

f為動態響應係數；除能證實更低的係數外，採用2.0。在缺乏其它資料的情況下，可由下式確定動態響應係數f；

f=1+exp((-πξ)/（1-ξ2)1/2)

式中：

ξ為針對主起落架有效接地點的剛體俯仰模態的有效臨界阻尼比。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.495條　轉彎

按附錄A圖7，假定飛機處於靜態位置，用操縱前起落架或採用足夠的發動機動力差的方法進行定常轉彎，以使作用在重心處的限制載荷係數在垂直方向為1.0，在橫向為0.5。每一個機輪的側向地面反作用力必須是垂直反作用力的50％。

第25.497條　尾輪側偏

(a) 假定等於尾輪靜載荷的地面垂直反作用力與等值的側向分力相組合。

(b) 如果尾輪可偏轉，則假定尾輪相對飛機縱軸轉動90度，其合成載荷通過輪軸。

(c) 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，且側向載荷作用於輪胎接地點上。

第25.499條　前輪側偏與操縱

(a) 假定飛機重心處的垂直載荷係數為1.0，前輪接地點處的側向分力等於該處地面垂直反作用力的80%。

(b) 假定在使用一側主起落架剎車而產生的載荷情況下飛機處於靜態平衡，前起落架及其連接結構和重心以前的機身結構，必須按下列載荷設計：

(1) 飛機重心處的垂直載荷係數為1.0；

(2) 飛機重心處向前作用的載荷為一側主起落架上垂直載荷的80%；

(3) 作用於前起落架接地點處的側向載荷和垂直載荷是為保持靜態平衡所需的載荷；

(4) 飛機重心處的側向載荷係數為零。

(c) 如果本條(b)款規定的載荷導致前起落架的側向載荷超過前起落架垂直載荷的80%，則可以把設計前起落架的側向載荷限制為垂直載荷的80%，而未被平衡的側偏力矩假定由飛機的慣性力所平衡。

(d) 除前起落架及其連接結構和前機身結構以外的其它結構，受載情況即為本條(b)款規定的情況，但作如下補充：

(1) 如果在每一很可能的受載情況下，有效阻力載荷均不能達到垂直反作用力的80%，則可取用較低的阻力載荷；和

(2) 重心處向前作用的載荷，不必超過按第條25.493(b)規定的作用於一個主起落架上的最大阻力載荷。

(e) 在設計前起落架及其連接結構和前機身結構時，必須考慮正常滿操縱扭矩和等於前起落架最大靜態反作用力1.33倍的垂直力的組合作用，此時，取飛機設計機坪重量，前起落架處於任一轉向操縱位置。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.503條　迴轉

(a) 假定飛機繞一側主起落架回轉，且該側的剎車剎住。限制垂直載荷係數必須為1.0，摩擦係數為0.8。

(b) 假定按附錄A圖8飛機處於靜態平衡，而載荷作用在輪胎接地點上。

第25.507條　倒行剎車

(a) 飛機必須處於三點靜止地面姿態，與地面平行的向前水平反作用力必須施加在每個帶剎車機輪的接地點上，此限制載荷必須等於每一機輪垂直截荷的55％，或等於由1.2倍名義最大靜剎車扭矩產生的載荷。兩者中取小值。

(b) 對於前輪式飛機，俯仰力矩必須由角慣性力平衡。

(c) 對於尾輪式飛機，地面反作用力的合力必須通過飛機重心。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.509條　牽引載荷

(a) 本條(d)規定的牽引載荷必須分別考慮。這些載荷必須施加於牽引接頭上，且平行於地面。此外，採用下列規定：

(1) 作用於重心處的垂直載荷係數必須等於1.0；

(2) 減震支柱和輪胎必須處於其靜態位置；

(3) WT為設計機坪重量，牽引載荷FTOW取下列數值：

(i) 0.3WTg(牛頓)，對WT小於13,600公斤的飛機；

(ii) [(6WT＋204,100)/70]×g(牛頓)，對WT在13,600公斤到45,400公斤的飛機；

(iii) 0.15WTg(牛頓)，對WT超過45,400公斤的飛機；

公制：

(i) 0.3WT(公斤)，對WT小於13,600公斤的飛機；

(ii) (6WT＋204,100)/70(公斤)，對WT在13,600公斤到45,400公斤的飛機；

(iii) 0.15WT(公斤)，對WT超過45,400公斤的飛機；

英制：

(i) 0.3WT(磅)，對WT小於30,000磅的飛機；

(ii) (6WT＋450,000)/7(磅)，對WT在30,000磅到100,000磅的飛機；

(iii) 0.15WT(磅)，對WT超過100,000磅的飛機；

(b) 對於牽引點不在起落架上但靠近飛機對稱平面的情況，採用為輔助起落架規定的阻力和側向牽引載荷分量。對於牽引點位於主起落架外側的情況，採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時，必須採用可能達到的最大旋轉角。

(c) 本條(d)規定的牽引載荷必須受到如下的反作用：

(1) 在主起落架上的牽引載荷的側向分量，必須受到側向力反作用，該側向力作用於承受此載荷的機輪的靜地面線上：

(2) 在輔助起落架上的牽引載荷以及在主起落架上的牽引載荷的阻力方向分量，必須受到下述載荷的反作用：

(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：

牽引點 位置 載荷

數值 序號 方向

主起落架 每個主起落架0.75FTOW 1 向前，平行於阻力軸

2 向前，與阻力軸成30°

3 向後，平行於阻力軸

4 向後，與阻力軸成30°

輔助起落架 轉向前 1.0FTOW 5 向前

6 向後

轉向後 7 向前

8 向後

從前面轉45° 0.5FTOW 9 向前，在機輪平面內

10 向後，在機輪平面內

從後面轉45° 11 向前，在機輪平面內

12 向後，在機輪平面內

第25.511條　地面載荷：多輪起落架裝置上的非對稱載荷

(a) 總則　假定多輪起落架裝置承受本分部本條(b)至(f)規定的限制地面載荷。此外，採用下列規定：

(1) 串列支柱式起落架結構是一種多輪裝置；

(2) 依據本條(b)至(f)確定起落架裝置的總載荷時，可以忽略因輪組上載荷非對稱分配所引起的載荷合力作用點的橫向位移。

(b) 限制載荷在輪組上的分佈、充氣輪胎　對於每一着陸、滑行和地面操作情況，必須計及下列因素的影響來確定起落架輪組上限制載荷的分配：

(1) 機輪數目及其實際排列。對於車架式起落架裝置，在確定前、後各對機輪的最大設計載荷時，必須考慮着陸撞擊過程中車架的任何蹺板運動的影響；

(2) 由於製造允差、輪胎膨脹和輪胎磨損的組合引起的各輪胎直徑的任何差異。可以假定輪胎直徑的最大差異等於計及製造允差、輪胎膨脹和輪胎磨損以後得到的各種直徑變化最不利組合的2/3；

(3) 任何不等的輪胎充氣壓力，假定最大變化量為輪胎名義充氣壓力的±5％；

(4) 拱度為零的跑道，以及可近似表示為與水平面成1.5％斜率的上拱型跑道。對前起落架裝置，路拱的影響必須按位於路拱每一側斜坡上的狀態來考慮；

(5) 飛機姿態；

(6) 任何結構變位。

(c) 泄氣輪胎　必須根據本條(d)至(f)規定的載荷情況考慮泄氣輪胎對結構的影響，並計及機輪的實際排列情況。此外，採用下列規定：

(1) 對於多輪起落架裝置，必須考慮其中任何一個輪胎泄氣，對於有四個或更多機輪的起落架裝置，必須考慮其中任何兩個臨界輪胎的泄氣；

(2) 地面反作用力必須施加在輪胎充氣的那些機輪上。但是，對於有一個以上減震支柱的多輪起落架裝置，可以考慮由於輪胎泄氣引起的減震支柱伸出長度的差異，把地面反作用力合理地分配給泄氣和充氣輪胎。

(d) 着陸情況　對於有一個和兩個輪胎泄氣的情況，施加於每個起落架裝置上的載荷，假定分別為每一規定着陸情況中作用在每一起落架的限制載荷的60％和50％。但是，對於第25.485條側向載荷情況，必須施加垂直載荷的100%。

(e) 滑行和其它地面操作情況　對於有一個和兩個輪胎泄氣的情況，採用下列規定：

(1) 重心處施加的側向載荷係數或阻力載荷係數或同時作用的此兩者，必須是最臨界的數值，其值可分別達到規定的滑行和其它地面操作情況中最嚴重情況的限制載荷係數(限制側向載荷係數或限制阻力載荷係數或同時作用的此兩者)的50％(一輪泄氣)和40％(兩輪泄氣)；

(2) 對於第25.493(a)和(b)(2)條的滑行剎車情況，每個充氣輪胎上的阻力載荷，不得小於無泄氣輪胎載荷對稱分配時每個輪胎上的阻力載荷；

(3) 重心處的垂直載荷係數必須分別為無泄氣輪胎時載荷係數的60％(一輪泄氣)和50％(兩輪泄氣)，但不得小於1.0；

(4) 不必考慮迴轉情況。

(f) 牽引情況　對於有一個和兩個泄氣輪胎的情況，牽引載荷FTOW必須分別為規定載荷的60％和50％。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.519條　頂升和繫留裝置

(a) 總則　飛機必須設計成在最臨界的重量和重心組合情況下，能夠承受本條(b)和(當適用時)本條(c)的地面靜載荷情況所引起的限制載荷。必須規定每個千斤頂墊的最大允許限制載荷。

(b) 頂升　飛機上必須有頂升用的設施，當飛機支承於千斤頂上時，這些設施必須能承受下列限制載荷：

(1) 當由起落架頂升飛機的最大停機坪重量時，飛機結構必須設計成能承受單獨作用於每個頂升點的垂直靜反作用力1.33倍的垂直載荷，以及該垂直載荷與0.33倍垂直靜反作用力的沿任何方向作用的水平載荷的組合；

(2) 當由飛機其它結構頂升飛機的最大批准頂升重量時：

(i) 飛機結構必須設計成能承受單獨作用於每個頂升點的垂直靜反作用力1.33倍的垂直載荷，以及該垂直載荷與0.33倍垂直靜反作用力的沿任何方向作用的水平載荷的組合；

(ii) 千斤頂墊與局部結構必須設計成能承受單獨作用於每個頂升點的垂直靜反作用力2.0倍的垂直載荷，以及該垂直載荷與0.33倍垂直靜反作用力的沿任何方向作用的水平載荷的組合；

(c) 繫留　提供繫留點時，主繫留點及局部結構必須能承受任何方向的120公里/小時(65節)水平風引起的限制載荷。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

水載荷

第25.521條　總則

(a) 水上飛機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着水過程中所產生的水載荷進行設計。

(b) 除非對水載荷作出更合理的分析，否則採用第25.523條至第25.537條的規定。

(c) 本條和第25.523條至第25.537條的要求也適用於水陸兩用機。

第25.523條　設計重量和重心位置

(a) 設計重量　必須在直到設計着水重量的各種運行重量下滿足水載荷要求。但對於第25.531條中所述的起飛情況，必須採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的臨界重心，以獲得水上飛機結構每一部分的最大設計載荷。

第25.525條　載荷的假定

(a) 除非另有規定，否則假定水上飛機作為一個整體承受與第25.527條規定的載荷係數相應的載荷。

(b) 在施加按第25.527條中規定的載荷係數得到的載荷時，可以用不小於第25.533(b)條中規定的壓力把該載荷分佈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25.531條的起飛情況外，在着水時，假定水上飛機的氣動升力為水上飛機重力的2/3。

第25.527條　船體和主浮筒載荷係數

(a) 水面反作用載荷係數nw必須以下列方法計算：

(1) 對於斷階着水情況：

(2)對於船首和船尾着水情況：

式中：

nw為水面反作用載荷係數(即水面反作用力除以水上飛機重力)；

C1＝0.00922(公制：C1＝0.00922；英制：C1＝0.012)，為水上飛機操縱經驗係數(但此係數不得小於為獲得斷階載荷係數最小值2.33所需要的數值)；

VSO為襟翼打開在相應的着水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；

β為在確定載荷係數的縱向站位處的斜升角，度，按附錄B圖1；

W為水上飛機設計着水重量，公斤(磅)；

K1為船體站位的經驗加權係數，按附錄B圖2；

rx為平行於船體基準軸，從水上飛機重心到進行載荷係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。

(b)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係數K1減少到附錄B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。

第25.529條　船體和主浮筒着水情況

(a) 對稱斷階、船首和船尾着水　對於對稱斷階、船首和船尾着水，水面反作用限制載荷係數按第25.527條計算確定。此外，採用下列規定：

(1) 對於對稱斷階着水，水載荷的合力必須在龍骨上，通過重心且與龍骨線垂直；

(2) 對於對稱船首着水，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) 對於對稱船尾着水，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) 非對稱着水：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、船首和船尾着水情況。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着水情況合力乘以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) 非對稱着水：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25.527條獲得的斷階着水載荷乘以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。

第25.531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，其對應的載荷係數按下式計算：

式中：

n為慣性載荷係數；

CTO=0.00307(公制：CTO=0.00307；英制：CTO=0.004)，為水上飛機操作經驗係數；

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)。

第25.533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、長衍及其與支承結構連接的設計，必須採用下列的壓力分佈：

(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錄B圖3成線性變化。龍骨處的壓力按下式計算：

式中：

Pk為龍骨上的壓力，帕(公斤/釐米2；磅/英寸2)；

C2＝14.7(公制：C2=0.00015；英制：C2＝0.00213)；

K2為船體站位加權係數，按附錄B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，按附錄B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錄B圖3成線性變化。壓力分佈與本條(b)(1)無舭彎船底的規定相同，但舭處的壓力按下式計算：

式中：

Pch為舭處的壓力，帕(公斤/釐米2；磅/英寸2)；

C3＝11.0(公制：C3=0.000113；英制：C3=0.0016)；

K2為船體站位加權係數，按附錄B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關鍵性應力的那些區域。

(c) 壓力分佈　對於框架、龍骨和舭結構的設計，採用下列壓力分佈：

(1) 對稱壓力按下式計算：

式中：

P為壓力，帕(公斤/釐米2；磅/英寸2)；

C4＝700.0C1(公制：C4＝0.00549C1；英制：C4＝0.078C1)。C1按第25. 527條計算；

K2為船體站位加權係數，按附錄B圖2；

VS0為襟翼打開在相應的着水位置，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) 非對稱壓力分佈由本條(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，按附錄B圖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。

第25.535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佈於整個浮筒底部，所採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：

式中：

L為限制載荷，牛頓(公斤；磅)；

C5=0.0399(公制：C5=0.00898；英制：C5=0.0053)；

VSO為襟翼打開在相應的着水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；

W為水上飛機設計着水重量，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(b)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(c)規定載荷的75％的向上分量和等於本條(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＝ρgV

向後載荷＝

側向載荷＝

式中：

ρ為水的質量密度，公斤/米3(公斤·秒2/米4；斯勒格/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0.8VSO時浮筒不能浸沒，則可用較小的數值；

VSO為襟翼打開在相應的着水位置，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25.533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。

第25.537條　水翼載荷

用於設計的水翼載荷必須根據適用的試驗數據得出。

應急着陸情況

第25.561條　總則

(a) 儘管飛機在陸上或水上應急着陸情況中可能損壞，但飛機必須按本條規定進行設計，以在此情況下保護乘員。

(b) 結構的設計必須能在輕度撞損着陸過程中並在下列條件下，給每一乘員以避免嚴重受傷的一切合理機會：

(1) 正確使用座椅、安全帶和所有其它為安全設計的設備；

(2) 機輪收起(如果適用)；

(3) 乘員分別經受到下列每一項相對於周圍結構的極限慣性載荷係數：

(i) 向上，3.0g；

(ii) 向前，9.0g；

(iii) 側向，對於機身為3.0g；對於座椅及其連接件為4.0g；

(iv) 向下，6.0g；

(v) 向後，1.5g。

(c) 設備、客艙中的貨物和其它大件物品應符合下列要求：

(1) 除了本條(c)(2)中的要求之外，必須妥善安置這些物體，如果松脱也不太可能：

(i) 直接傷及乘員；

(ii) 穿透油箱、管路或損壞相鄰系統而引發火災或傷害性的爆炸;

(iii) 使應急着陸後使用的任何撤離設施失效。

(2) 如果這種安置方式(例如，機身安裝的發動機或輔助動力裝置)不可行的話，則這種設計應能在本條(b)(3)所確立的載荷條件下固定住每一物件。若這些物件因為經常拆卸而承受嚴重磨損和撕拉(例如：快速更換內部物件)那麼這些局部連接設計應可承受1.33倍的規定載荷。

(d) 在直到本條(b)(3)所規定的各種載荷作用下，座椅和物件(及其支撐結構)不得變形以至妨礙乘員相繼迅速撤離。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.562條　應急着陸動力要求

(a) 座椅和約束系統必須設計成在應急着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得有的座椅、安全帶和肩帶；

(2) 乘員受到本條規定條件所產生的載荷。

(b) 凡批准在起飛和着陸時用於機組成員和乘客的每種座椅型號設計，必須按照下述每一應急着陸條件，成功地完成動力試驗，或根據類似型號座椅的動力試驗結果經合理分析給予證明。進行動力試驗，必須用適航當局認可的擬人試驗模型(ATD)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) 向下垂直速率變化(ΔV)不得小於10.7米/秒(35英尺/秒)；飛機縱軸相對於水平面向下傾斜30度且機翼呈水平狀態，在地板處產生的最大負加速度必須在撞擊後0.08秒內出現，並且至少達到14.0g。

(2) 向前縱向速率變化(ΔV)不得小於13.4米/秒(44英尺/秒)，飛機縱軸水平且向右或向左偏擺10度。取最有可能使上部軀幹約束系統(在安裝的情況下)脱離乘員肩部的方向，同時機翼呈水平狀態。在地板處產生的最大負加速度必須在撞擊後0.09秒內出現，並且必須至少達到16.0g。若使用地板導軌或地板接頭將座椅連接到試驗裝置上，則導軌或接頭相對於相鄰的導軌或接頭必須在垂直方向至少偏移10度(即不平行)並且滾轉10度。

(c) 在按本條(b)進行動力試驗時，下述性能測量值不得超出：

(1) 在機組成員使用上部軀幹繫帶的情況下，單系帶上的拉伸載荷不得超過7,784牛(793公斤，1,750磅)。如果使用雙繫帶約束上部軀幹，則繫帶總拉伸載荷不得超過8,896牛(906公斤，2,000磅)。

(2) 在擬人模型骨盆和腰部脊柱之間測得的最大壓縮載荷不得超過6,672牛(680公斤，1,500磅)。

(3) 上部軀幹約束繫帶(在安裝的情況下)在撞擊時必須保持在乘員肩上。

(4) 在撞擊時安全帶必須保持在乘員骨盆處。

(5) 在本條(b)規定的條件下，必須保護每一乘員使頭部免受嚴重傷害。在頭部可能觸及座椅或其它構件的情況下，必須提供保護措施以使頭部傷害判據(HIC)不超過1,000。頭部傷害判據(HIC)由下式確定：

式中：

t1——積分初始時間(秒)；

t2——積分終止時間(秒)；

a(t)——頭部撞擊總加速度對時間的關係曲線(a用g的倍數表示)。

(6) 在可能與座椅或其它構件碰撞導致腿部受傷的情況下，必須提供防護措施使每一股骨上的軸向壓縮載荷不超過10,008牛(1,019公斤，2,250磅)。

(7) 儘管結構可能屈服，但座椅必須始終連接在所有連接點上。

(8) 在本條(b)(1)和(b)(2)規定的試驗中，座椅不得屈服變形到阻礙飛機乘員迅速撤離的程度。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.563條　水上迫降的結構要求

水上迫降要求的結構強度，必須按第25.801(e)條的規定來考慮。

疲勞評定

第25.571條　結構的損傷容限和疲勞評定

(a) 總則　對強度、細節設計和製造的評定必須表明，飛機在整個使用壽命期間將避免由於疲勞、腐蝕、製造缺陷或意外損傷引起的災難性破壞。對可能引起災難性破壞的每一結構部分(諸如機翼、尾翼、操縱面及其系統，機身、發動機架、起落架、以及上述各部分有關的主要連接)，除本條(c)規定的情況以外，必須按本條(b)和(e)的規定進行這一評定。對於渦輪噴氣飛機，可能引起災難性破壞的結構部分，還必須按本條(d)評定。此外，採用下列規定：

(1) 本條要求的每一評定，必須包括下列各點：

(i) 服役中預期的典型載荷譜、温度和濕度；

(ii) 判明其破壞會導致飛機災難性破壞的主要結構元件和細節設計點；

(iii) 對本條(a)(1)(ii)判明的主要結構元件和細節設計點，進行有試驗依據的分析。

(2) 在進行本條要求的評定時，可以採用結構設計類似的飛機的服役歷史，並適當考慮它們在運行條件和方法上的差別；

(3) 根據本條要求的評定，必須制訂為預防災難性破壞所必須的檢查工作或其它程序，並必須將其載入第25.1529條要求的“持續適航文件”中的“適航限制章節”中。對於下列結構類型，必須在裂紋擴展分析和/或試驗的基礎上建立其檢查門檻值，並假定結構含有一個製造或使用損傷可能造成的最大尺寸的初始缺陷：

(i) 單傳力路徑結構；和

(ii) 多傳力路徑“破損-安全”結構以及“破損-安全”止裂結構，如果不能證明在剩餘結構失效前傳力路徑失效、部分失效或止裂在正常維修、檢查或飛機的使用中能被檢查出來並得到修理的話。

(b) 損傷容限評定　評定必須包括確定因疲勞、腐蝕或意外損傷引起的預期的損傷部位和型式，評定還必須結合有試驗依據和服役經驗(如果有服役經驗)支持的重複載荷和靜力分析來進行。如果設計的結構有可能產生廣佈疲勞損傷，則必須對此作出特殊考慮。必須用充分的全尺寸疲勞試驗依據來證明在飛機的設計使用目標壽命期內不會產生廣佈疲勞損傷。型號合格證可以在全尺寸疲勞試驗完成前頒發，前提是適航當局已批准了為完成所要求的試驗而制定的計劃，並且在本部第25.1529條要求的持續適航文件適航限制部分中規定，在該試驗完成之前，任何飛機的使用循環數不得超過在疲勞試驗件上累積的循環數的一半。在使用壽命期內的任何時候，剩餘強度評定所用的損傷範圍，必須與初始的可覺察性以及隨後在重複載荷下的擴展情況相一致。剩餘強度評定必須表明，其餘結構能夠承受相應於下列情況的載荷(作為極限靜載荷考慮)：

(1) 限制對稱機動情況，在直到VC的所有速度下按第25.337條的規定，以及按第25.345條的規定；

(2) 限制突風情況，在直到VC的速度下按第25.341條的規定，以及按第25.345條的規定；

(3) 限制滾轉情況，按第25.349條的規定；限制非對稱情況按第25.367條的規定，以及在直到VC的速度下，按第25.427(a)到(c)條的規定；

(4) 限制偏航機動情況，按第25.351(a)條對最大到VC諸規定速度下的規定；

(5) 對增壓艙，採用下列情況：

(i) 正常使用壓差和預期的外部氣動壓力相組合，並與本條(b)(1)到(4)規定的飛機載荷情況同時作用(如果後者有重要影響)；

(ii) 正常使用壓差的最大值(包括1g平飛時預期的外部氣動壓力)的1.15倍，不考慮其它載荷。

(6) 對於起落架和直接受其影響的機體結構，按第25.473、25.491和25.493條規定的限制地面載荷情況。

如果在結構破壞或部分破壞以後，結構剛度和幾何形狀，或此兩者有重大變化，則必須進一步研究它們對損傷容限的影響。

(c) 疲勞(安全壽命)評定　如果申請人確認，本條(b)對損傷容限的要求不適用於某特定結構，則不需要滿足該要求。這些結構必須用有試驗依據的分析表明，它們能夠承受在其服役壽命期內預期的變幅重複載荷作用而沒有可覺察的裂紋。必須採用合適的安全壽命分散係數。

(d) 聲疲勞強度　必須用有試驗依據的分析，或者用具有類似結構設計和聲激勵環境的飛機的服役歷史表明下列兩者之一：

(1) 承受聲激勵的飛行結構的任何部分不可能產生聲疲勞裂紋；

(2) 假定本條(b)規定的載荷作用在所有受疲勞裂紋影響的部位，聲疲勞裂紋不可能引起災難性破壞。

(e) 損傷容限(離散源)評定　在下列任一原因很可能造成結構損傷的情況下，飛機必須能夠成功地完成該次飛行。

(1) 受到1.80公斤(4磅)重的鳥的撞擊，飛機與鳥沿着飛機飛行航跡的相對速度取海平面VC或2,450米(8,000英尺)0.85VC，兩者中的較嚴重者；

(2) 風扇葉片的非包容性撞擊；

(3) 發動機的非包容性破壞；

(4) 高能旋轉機械的非包容性破壞。

損傷後的結構必須能夠承受飛行中可合理預期出現的靜載荷(作為極限載荷考慮)。不需要考慮對這些靜載荷的動態影響。必須考慮駕駛員在出現事故後採取的糾正動作，諸如限制機動，避開紊流以及降低速度。如果在結構破壞或部份破壞以後引起結構剛度或幾何形狀，或此兩者有重大變化，則須進一步研究它們對損傷容限的影響。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

閃電防護

第25.581條　閃電防護

(a) 飛機必須具有防止閃電引起的災難性後果的保護措施。

(b) 對於金屬組件，下列措施之一可表明符合本條(a)的要求：

(1) 該組件合適地搭接到飛機機體上；

(2) 該組件設計成不致因閃擊而危及飛機。

(c) 對於非金屬組件，下列措施之一可表明符合本條(a)的要求：

(1) 該組件的設計使閃擊的後果減至最小；

(2) 具有可接受的分流措施，將產生的電流分流而不致危及飛機。

D分部　設計與構造

總則

第25.601條　總則

飛機不得有經驗表明是危險的或不可靠的設計特徵或細節。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25.603條　材料

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：

(a) 建立在經驗或試驗的基礎上；

(b) 符合經批准的標準(如工業或軍用標準，或技術標準規定)，保證這些材料具有設計資料中採用的強度和其它性能；

(c) 考慮服役中預期的環境條件，如温度和濕度的影響。

第25.605條　製造方法

(a) 採用的製造方法必須能生產出一個始終完好的結構。如果某種製造工藝（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25.607條　緊固件

(a) 下列任一情況下，每個可卸的螺栓、螺釘、螺母、銷釘或其它可卸緊固件，必須具有兩套獨立的鎖定裝置：

(1) 它的丟失可能妨礙在飛機的設計限制內用正常的駕駛技巧和體力繼續飛行和着陸；

(2) 它的丟失可能使俯仰、航向或滾轉操縱能力或響應下降至低於本部B分部的要求。

(b) 本條(a)規定的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。

第25.609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) 在必須保護的部位有通風和排水措施。

第25.611條　可達性措施

(a) 必須具有措施，使能進行為持續適航所必需的檢查(包括檢查主要結構元件和操縱系統)、更換正常需要更換的零件、調整和潤滑。每一項目的檢查方法對於該項目的檢查間隔時間必須是切實可行的。如果表明無損檢查是有效的並在第25.1529條要求的維護手冊中規定有檢查程序，則在無法進行直接目視檢查的部位可以藉助無損檢查手段來檢查結構元件。

(b) EWIS必須滿足25.1719條的可達性要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.613條　材料的強度性能和材料的設計值

(a) 材料的強度性能必須以足夠的材料試驗為依據(材料應符合經批准的標準)，在試驗統計的基礎上制定設計值。

(b) 材料的設計值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)和(f)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其符合性：

(1) 如果所加的載荷最終通過組件內的單個元件傳遞，因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它承載元件的靜不定結構，概率為90％，置信度95％。

(c) 在飛機運行包線內受環境影響顯著的至關重要的部件或結構，必須考慮環境條件，如温度和濕度，對所用材料的設計值的影響。

(d) [備用]

(e) 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”的材料可以採用較高的設計值。

(f) 如果經中國民用航空局適航部門批准，可以使用其它的材料設計值。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.615條　［刪除］

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.619條　特殊係數

對於每一結構零件，如果屬於下列任一情況，則第25.303條規定的安全係數必須乘以第25.621條至第25.625條規定的最高的相應特殊安全係數：

(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) 由於製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25.621條　鑄件係數

(a) 總則　在鑄件質量控制所需的規定以外，還必須採用本條(b)至(d)規定的係數、試驗和檢驗。檢驗必須符合經批准的規範，除作為液壓或其它流體系統零件而要進行充壓試驗的鑄件和不承受結構載荷的鑄件外，本條(c)和(d)適用於任何結構鑄件。

(b) 支承應力和支承面　本條(c)和(d)規定的鑄件的支承應力和支承面，其鑄件係數按下列規定：

(1) 不論鑄件採用何種檢驗方法，對於支承應力取用的鑄件係數不必超過1.25；

(2) 當零件的支承係數大於鑄件係數時，對該零件的支承面不必採用鑄件係數。

(c) 關鍵鑄件　對於其損壞將妨礙飛機繼續安全飛行和着陸或嚴重傷害乘員的每一鑄件，採用下列規定：

(1) 每一關鍵鑄件必須滿足下列要求：

(i) 具有不小於1.25的鑄件係數；

(ii) 100％接受目視、射線和磁粉(或滲透)檢驗，或經批准的等效的無損檢驗方法的檢驗。

(2) 對於鑄件係數小於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) 在對應於鑄件係數為1.25的極限載荷作用下滿足第25.305條的強度要求；

(ii) 在1.15倍限制載荷的作用下滿足第25.305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、卧鋪、安全帶、燃油箱、滑油箱的支座和連接件以及座艙壓力閥。

(d) 非關鍵鑄件　除本條(c)規定的鑄件外，對於其它鑄件採用下列規定：

(1) 除本條(d)(2)和(3)規定的情況外，鑄件係數和相應的檢驗必須符合下表：

鑄件係數 檢　　驗

等於或大於2.0小於2.0大於1.51.25至1.50 100%目視。100%目視、磁粉(或滲透)、或等效的無損檢驗方法。 100%目視、磁粉(或滲透)和射線，或經批准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的鑄件係數；

(ii) 必須按本條(d)(1)中鑄件係數為“1.25至1.50”的規定進行檢驗，並按本條(c)(2)進行試驗。

第25.623條　支承係數

(a) 除本條(b)規定的情況外，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係數以計及正常的相對運動的影響。

(b) 對於規定有更大的特殊係數的零件，不必採用支承係數。

第25.625條　接頭係數

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，接頭係數至少取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) 下列情況不必採用接頭係數：

(1) 按照批准的工藝方法制成並有全面試驗數據為依據的接合(如金屬鈑金連續接合、焊接和木質件中的嵌接)；

(2) 任何採用更大特殊係數的支承面。

(c) 對於整體接頭，一直到截面性質成為其構件典型截面為止的部分必須作為接頭處理；

(d) 對於每個座椅、卧鋪、安全帶和肩帶，採用第25.785(f)(3)條規定的接頭係數。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.629條　氣動彈性穩定性要求

(a) 總則　本條所要求的氣動彈性穩定性評定包括顫振、發散、操縱反效以及任何因結構變形引起的穩定性、操縱性的過度喪失。氣動彈性的評定必須包括與產生顯著動態力的任何螺旋槳或旋轉裝置有關的旋轉模態。必須通過分析、風洞試驗、地面振動試驗、飛行試驗或中國民用航空局適航部門認為必要的其它方法來表明對本條的符合性。

(b) 氣動彈性穩定性包線　飛機必須設計成在下述氣動彈性穩定性包線內的所有形態和設計情況下，都不發生氣動彈性的不穩定性：

(1) 對於無失效、故障或不利條件的正常情況，在將VD/MD對高度的包線上所有點的當量空速按等馬赫數和等高度兩種方式各放大15％後所包圍的所有高度和速度的組合。此外，在直至VD/MD，的所有速度下，都必須有適當的穩定性餘量，而且在接近VD/MD時，飛機的穩定性不得有大幅度的迅速減小。當所有設計高度上的MD都小於1.0時，放大後的包線可以限制在馬赫數1.0；

(2) 對下面第25.629(d)條所述的情況，在所有經批准的高度，任何空速直至下述兩項中確定的大者：

(i) 由第25.335(b)條確定的VD/MD包線；

(ii) 由以下條件確定的高度—空速包線：在從海平面至1.15VC線與等巡航馬赫數MC線延長線交點的高度範圍內，按等高度，將當量空速在VC以上放大15％，然後，在最低的VC/MC交點的高度，當量空速線性變化到MC＋0.05，之後，在更高的高度直至最大飛行高度，按等高度，由MC的0.05馬赫數增量所限定的邊界。

(c) 配重　如果採用集中配重，則這些配重及其支持結構的有效性和強度必須得到證實。

(d) 失效、故障與不利條件　在表明對本條的符合性時必須考慮的失效、故障與不利條件為：

(1) 未被表明為極不可能的任何臨界燃油裝載情況，這類情況可能是由於燃油配置不當而引起的。

(2) 任何顫振阻尼器系統的任何單一失效。

(3) 對於沒有批准在結冰條件下運行的飛機，由於偶然遭遇結冰條件所預期的最大可能的冰積聚。

(4) 任何發動機、獨立安裝的螺旋槳軸、大型輔助動力裝置或大型外掛氣動力物體(如外掛油箱)的支持結構的任何單個元件的失效。

(5) 對於其發動機帶有螺旋槳或具有能產生顯著動態力的大型旋轉裝置的飛機，將引起降低旋轉軸剛度的發動機結構的任何單一失效。

(6) 由順槳螺旋槳或能產生顯著動態力的其它旋轉裝置最不利組合引起的氣動力或陀螺力的喪失。此外，單個順槳螺旋槳或旋轉裝置的影響必須同本條(d)(4)和(d)(5)的失效情況相耦合。

(7) 任何單個螺旋槳或能產生顯著動態力的旋轉裝置，以可能的最大超速旋轉；

(8) 第25.571條要求或選擇進行審查的任何損傷或失效情況。在表明符合本條要求時，如存在下列條件，不必考慮本條(d)(4)和(d)(5)所規定的單一結構失效：

(i) 結構元件不會因第25.571(e)條所述情況造成的離散源損傷而失效；

(ii) 根據第25.571(b)條進行的損傷容限審查表明，用於剩餘強度評定所假設的最大損傷程度不涉及結構元件的完全失效。

(9) 按第25.631、25.671、25.672和25.1309條考慮的任何損傷、失效或故障。

(10) 任何未表明為極不可能的其它失效、故障或不利條件的組合。

(e) 顫振飛行試驗　對於新的型號設計和某型號設計的改型(除非已表明這種改型對氣動彈性穩定性無重大影響)都必須進行直至VDF/MDF的各種速度下的全尺寸顫振飛行試驗。這些試驗必須證實飛機在直至VDF/MDF的所有速度下，都有合適的阻尼餘量，以及在接近VDF/MDF時，阻尼無大幅度的迅速減小。在表明符合本條(d)的飛行試驗中，如果模擬了某種失效、故障或不利條件，而且通過飛行試驗數據與其它試驗數據或分析之間的關係對比表明，飛機在本條(b)(2)規定的高度—空速包線內的所有速度下均不會有任何氣動彈性不穩定性，則所驗證的最大速度不必超過VFC/MFC。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.631條　鳥撞損傷

尾翼結構的設計必須保證飛機在與3.6公斤(8磅)重的鳥相撞之後，仍能繼續安全飛行和着陸，相撞時飛機的速度(沿飛機飛行航跡相對於鳥)等於按第25.335(a)條選定的海平面VC。通過採用靜不定結構和把操縱系統元件置於受保護的部位，或採用保護裝置(如隔板或吸能材料)來滿足本條要求是可以接受的。在用分析、試驗或兩者的結合來表明符合本條要求的情況下，使用結構設計類似的飛機的資料是可以接受的。

操縱面

第25.651條　強度符合性的證明

(a) 對各操縱面要求進行限制載荷試驗。這些試驗必須包括與操縱系統連接的支臂或接頭。

(b) 對操縱面鉸鏈必須進行分析或單獨的載荷試驗，來表明滿足第25.619至25.625條及第25.657條中規定的特殊係數要求。

第25.655條　安裝

(a) 可動尾面的安裝必須使得當某一尾面處在極限位置而其餘各尾面作全角度範圍的運動時，任何尾面之間沒有干擾。

(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到表明飛機能滿足第25.161條配平要求的最大值。

第25.657條　鉸鏈

(a) 對於操縱面鉸鏈，包括滾珠、滾柱和自潤滑軸承鉸鏈，不得超過批准的軸承的載荷額定值。對於非標準的軸承鉸鏈構型，軸承的載荷額定值必須根據經驗或試驗制定，在缺乏合理研究的情況下，用作軸承的最軟材料的極限支承強度必須使用不小於6.67的安全係數。

(b) 對平行於鉸鏈軸線的載荷，鉸鏈必須有足夠的強度和剛度。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

操縱系統

第25.671條　總則

(a) 每個操縱器件和操縱系統對應其功能必須操作簡便、平穩和確切。

(b) 飛行操縱系統的每一元件必須在設計上採取措施，或在元件上製出明顯可辨的永久性標記，使由於裝配不當而導致系統功能不正常的概率減至最小。

(c) 必須用分析、試驗或兩者兼用來表明，在正常飛行包線內發生飛行操縱系統和操縱面(包括配平、升力、阻力和感覺系統)的下列任何一種故障或卡阻後，不要特殊的駕駛技巧或體力，飛機仍能繼續安全飛行和着陸。可能出現的功能不正常必須對操縱系統的工作只產生微小的影響，而且必須是駕駛員能易於採取對策的：

(1) 除卡阻以外的任何單個故障(例如機械元件的脱開或損壞、或作動筒、操縱閥套和閥門一類液壓組件的結構損壞)；

(2) 除卡阻以外未表明是極不可能的故障的任意組合(例如雙重電氣系統或液壓系統的故障，或任何單個損壞與任一可能的液壓或電氣故障的組合)；

(3) 在起飛、爬升、巡航、正常轉彎、下降和着陸過程中正常使用的操縱位置上的任何卡阻，除非這種卡阻被表明是極不可能的或是能夠緩解的。若飛行操縱器件滑移到不利位置和隨後發生卡阻不是極不可能的，則須考慮這種滑移和卡阻。

(d) 飛機必須設計成在所有發動機都失效的情況下仍可操縱。如果表明分析方法是可靠的，則可以通過分析來表明滿足本要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.672條　增穩系統及自動和帶動力的操縱系統

如果增穩系統或其它自動或帶動力的操縱系統的功能對於表明滿足本部的飛行特性要求是必要的，則這些系統必須符合第25.671條和下列規定：

(a) 在增穩系統或任何其它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) 增穩系統或任何其它自動或帶動力的操縱系統的設計，必須使駕駛員對第25.671(c)條中規定的各種故障可以採取初步對策而無需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它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，仍能滿足本部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着陸所必需的水平以下。

第25.673條　[刪除]

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.675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、鬆動或鬆緊調節不會導致對飛機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25.677條　配平系統

(a) 配平操縱器件的設計必須能防止無意的或粗暴的操作，其操作方向必須在飛機的運動平面內並和飛機的運動的直感一致。

(b) 在配平操縱器件的近旁，必須設置指示裝置以指示與飛機運動有關的配平操縱器件的運動方向。此外，必須有清晰易見的設施以指示配平裝置在其可調範圍內所處的位置。該指示裝置必須清晰標記一個範圍，必須經過驗證在該範圍內對於經批准的所有起飛重心位置起飛都是安全的。

(c) 配平操縱系統的設計必須能防止在飛行中滑移。配平調整片操縱必須是不可逆的，除非調整片已作適當的平衡並表明不會發生顫振。

(d) 如果採用不可逆的調整片操縱系統，則從調整片到不可逆裝置與飛機結構連接處之間的部分必須採用剛性連接。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.679條　操縱系統突風鎖

(a) 必須設置防止飛機在地面或水面時因受突風衝擊而損壞操縱面（包括調整片）和操縱系統的裝置。如果該裝置齧合時會妨礙駕駛員對操縱面的正常操縱，則該裝置必須滿足下列要求之一：

(1) 當駕駛員以正常方式操縱主飛行操縱器件時能自動脱開；

(2) 能限制飛機的運行，使駕駛員在開始起飛時就獲得不致誤解的警告。

(b) 突風鎖裝置必須具有防止它在飛行中可能偶然齧合的措施。

第25.681條　限制載荷靜力試驗

(a) 必須按下列規定進行試驗，來表明滿足本部限制載荷的要求：

(1) 試驗載荷的方向應在操縱系統中產生最嚴重的受載狀態；

(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係數的要求。

第25.683條　操作試驗

必須用操作試驗表明，對操縱系統中受駕駛員作用力的部分施加規定的該系統限制載荷的80%，以及對操縱系統中受動力載荷的部分施加正常運行中預期的最大載荷時，系統不出現下列情況：

(a) 卡阻；

(b) 過度摩擦；

(c) 過度變形。

第25.685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、鬆散物或水氣凝凍引起的卡阻、摩擦和干擾。

(b) 駕駛艙內必須有措施在外來物可能卡住操縱系統的部位防止其進入。

(c) 必須有措施防止鋼索或管子拍擊其它零件。

(d) 第25.689條和第25.693條適用於鋼索系統和關節接頭。

第25.689條　鋼索系統

(a) 鋼索、鋼索接頭、鬆緊螺套、編結接頭和滑輪必須經批准。此外還應滿足下列要求：

(1) 副翼、升降舵或方向舵系統不得采用直徑小於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温度變化下在整個行程範圍內使鋼索張力沒有危險的變化。

(b) 每種滑輪的型式和尺寸必須與所配用的鋼索相適應。滑輪和鏈輪必須裝有緊靠的保護裝置，以防止鋼索或鏈條滑脱或纏結。每個滑輪必須位於鋼索通過的平面內，使鋼索不致摩擦滑輪的凸緣。

(c) 安裝導引件而引起的鋼索方向變化不得超過3°。

(d) 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鬆緊螺套必須能確實防止在整個行程範圍內發生卡滯。

(f) 必須能對導引件、滑輪、鋼索接頭和鬆緊螺套進行目視檢查。

第25.693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的特殊安全係數。對於鋼索操縱系統的關節接頭，該係數允許降至2.0。對滾珠和滾柱軸承，不得超過經批准的載荷額定值。

第25.697條　升力和阻力裝置及其操縱器件

(a) 每個升力裝置操縱器件的設計，必須使駕駛員能將該升力裝置置於第25.101(d)條中規定的起飛、航路、進場或着陸的任一位置。除由自動定位裝置或載荷限制裝置所產生的運動外，升力和阻力裝置必須保持在這些選定的位置上而無需駕駛員進一步注意。

(b) 每個升力和阻力裝置操縱器件的設計和佈置必須使無意的操作不大可能發生。僅供地面使用的升力和阻力裝置，如果在飛行中工作可能會造成危險，則必須有措施防止飛行中對其操縱器件進行誤操作。

(c) 在空速、發動機功率(推力)和飛機姿態的定常或變化的條件下，各操縱面響應操縱器件動作的運動速率，以及自動定位裝置或載荷限制裝置的特性，必須使飛機具有滿意的飛行特性和性能。

(d) 升力裝置操縱機構必須設計成，在低於VF＋9.0節的任一速度下以發動機最大連續功率(推力)作定常飛行時，能將操縱面從全展位置收起。

第25.699條　升力和阻力裝置指示器

(a) 對於每一升力和阻力裝置，如果駕駛艙內設有獨立的操縱器件用於調整其位置，則必須設置向駕駛員指示其位置的裝置。此外，對於升力或阻力裝置系統中出現的不對稱工作或其它功能不正常，考慮其對飛行特性和性能的影響，如果必須有指示，才能使駕駛員防止或對付不安全的飛行或地面情況，則必須設置該指示裝置。

(b) 必須設置向駕駛員指示升力裝置在起飛、航路、進場和着陸位置的裝置。

(c) 如果升力和阻力裝置具有可能超出着陸位置的任一放下位置，則在操縱器件上必須清楚地製出標記，以便識別超出的範圍。

第25.701條　襟翼與縫翼的交連

(a) 飛機對稱面兩邊的襟翼或縫翼的運動，必須通過機械交連或經批准的等效手段保持同步，除非當一邊襟翼或縫翼收上而另一邊襟翼或縫翼放下時，飛機具有安全的飛行特性。

(b) 如果採用襟翼或縫翼交連或等效手段，則其設計必須計及適用的不對稱載荷，包括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。

(c) 對於襟翼或縫翼不受滑流作用的飛機，有關結構必須按一邊襟翼或縫翼承受規定對稱情況下出現的最嚴重載荷，而另一邊襟翼或縫翼承受不大於該載荷的80％進行設計。

(d) 交連機構必須按對稱面一邊受交連的襟翼或縫翼卡住不動而另一邊襟翼或縫翼可自由運動，並施加活動面作動系統全部動力所產生的載荷進行設計。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.703條　起飛警告系統

飛機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形態，則警告系統必須自動向駕駛員發出音響警告，這些形態包括：

(1) 襟翼或前緣升力裝置不在經批准的起飛位置範圍以內；

(2) 機翼擾流板(符合第25.671條要求的橫向操縱擾流板除外)，減速板或縱向配平裝置處於不允許安全起飛的位置。

(b) 本條(a)中要求的警告必須持續到下列任一時刻為止：

(1) 飛機的形態改變為允許安全起飛；

(2) 駕駛員採取行動停止起飛滑跑；

(3) 飛機抬頭起飛；

(4) 駕駛員人為地切斷警告。

(c) 在申請合格審定的整個起飛重量、高度和温度範圍內，用於接通警告系統的裝置必須能正常工作。

起落架

第25.721條　總則

(a) 主起落架系統必須設計成，如果在起飛和着陸過程中起落架因超載而損壞(假定超載向上向後作用)，其損壞狀態很不可能導致下列後果：

(1) 客座量(不包括駕駛員座椅)等於或小於9座的飛機，機身內任何燃油系統溢出足夠量的燃油構成起火危險；

(2) 客座量(不包括駕駛員座椅)等於或大於10座的飛機，燃油系統任何部分溢出足夠量的燃油構成起火危險。

(b) 客座量(不包括駕駛員座椅)等於或大於10座的飛機必須設計成，當有任何一個或幾個起落架未放下時，飛機在受操縱情況下在有鋪面的跑道上着陸，其結構部件的損壞很不可能導致溢出足夠量的燃油構成起火危險。

(c) 可用分析或試驗，或兼用兩者來表明符合本條規定。

第25.723條　減震試驗

(a) 用於確定着陸載荷的起落架動態特性分析模型必須由能量吸收試驗驗證。必須採用一系列的試驗以確保對於第25.473條規定的設計條件，該分析模型是有效的。

(1) 在限制設計條件下的能量吸收試驗的條件設置必須至少包含設計着陸重量或者設計起飛重量中產生較大着陸衝擊能量的任何一個。

(2) 起落架系統的試驗姿態和試驗中合適的阻力載荷必須模擬與合理的或者保守的限制載荷一致的飛機着陸條件。

(b) 起落架在演示其儲備能量吸收能力的試驗中不得損壞，此試驗模擬在設計着陸重量時下沉速度為3.66米/秒(12英尺/秒)並假定在着陸撞擊時飛機的升力不大於飛機重量。

(c) 對於之前批准的設計重量的改變和設計小改，可以基於以前在具有相似吸能特性的相同的基本起落架系統上進行的試驗通過分析進行驗證，以替代本條中規定的試驗。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.725條　[刪除]

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.727條　[刪除]

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.729條　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) 起落架收放機構、輪艙門和支承結構必須按下列載荷設計：

(i) 起落架在收上位置時的飛行情況下出現的載荷；

(ii) 在直到1.6VS1(襟翼在設計着陸重量下的進場位置)的任何空速下，起落架收放過程中出現的摩擦載荷、慣性載荷、剎車扭矩載荷、空氣載荷和陀螺載荷的組合；陀螺載荷為機輪旋轉所致，機輪邊緣的線速度為1.3VS(襟翼在設計起飛重量下的起飛位置)；

(iii) 襟翼放下情況的任何載荷係數，直到第25.345(a)條中的相應規定。

(2) 起落架、收放機構和飛機結構(包括輪艙門)必須設計成能承受直到0.67VC的任何速度下起落架在放下位置時出現的飛行載荷，除非在此速度下另有措施使飛機在空中減速。

(3) 除了考慮本條(a)(1)和(2)規定的空速和載荷係數的情況外，起落架艙門、其操縱機構和支承結構還必須根據對飛機規定的偏航機動來設計。

(b) 起落架鎖　必須有可靠的措施能在空中和地面將起落架保持在放下位置。

(c) 應急操作　必須有應急措施可在下列情況下放下起落架：

(1) 正常收放系統中任何合理可能的失效；或

(2) 任何單個液壓源、電源或等效能源的失效。

(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) 位置指示器和警告裝置　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)或其它手段來通知駕駛員，起落架已鎖定在放下(或收上)位置，該指示和警告手段的設計必須滿足下列要求：

(1) 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誤示“放下和鎖住”，或在起落架未完全收上時誤示“收上和鎖住”。開關可安置在受實際的起落架鎖閂或其等效裝置驅動的部位；

(2) 當準備着陸時如果起落架未在下位鎖鎖住，必須向飛行機組發出持續的或定期重複的音響警告。

(3) 發出警告的時間必須足以來得及將起落架在下位鎖鎖住或進行復飛。

(4) 本條(e)(2)所要求的警告不得有容易被飛行機組操作的手動關斷裝置，以免其可能因本能、無意或習慣性反應動作而關斷。

(5) 用於發生音響警告的系統設計必須避免虛假警告或不當警告。

(6) 用於抑制起落架音響警告的系統，其阻止警告系統工作的失效概率必須是不可能的。

(f) 輪艙內設備的保護　位於輪艙內且對於飛機安全運行必不可少的設備必須加以保護，使之不會因下列情況而損傷：

(l) 輪胎爆破(除非表明輪胎不會因過熱而爆破)；

(2) 輪胎胎面鬆弛(除非表明由此不會引起損傷)。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.731條　機輪

(a) 主輪和前輪必須經批准。

(b) 每一機輪的最大靜載荷額定值，不得小於如下情況對應的地面靜反作用力。

(1) 設計最大重量；

(2) 臨界重心位置。

(c) 每一機輪的最大限制載荷額定值，必須不小於按本部中適用的地面載荷要求確定的最大徑向限制載荷。

(d) 過壓爆裂保護。每一機輪必須提供防止機輪和輪胎組件因過度壓力引起機輪失效和輪胎爆裂的措施。

(e) 剎車機輪。每一剎車機輪必須滿足第25.735條的適用要求。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.733條　輪胎

(a) 當起落架輪軸上裝有單個機輪和輪胎的組件時，機輪必須配以合適的輪胎，其速度額定值應經適航當局批准，且在臨界條件下不會被超過，其載荷額定值應經適航當局批准，且不會被下列載荷超過：

(1) 主輪輪胎上的載荷，對應于飛機重量(直到最大重量)和重心位置的最臨界組合；

(2) 前輪輪胎上的載荷，對應於本條(b)的地面反作用力，但本條(b)(2)和(b)(3)規定的除外。

(b) 適用於前輪輪胎的地面反作用力如下：

(1) 輪胎上的地面靜反作用力，對應于飛機重量(直到最大機坪重量)和重心位置的最臨界組合，重心處有1.0g的向下作用力，此載荷不得超過輪胎的載荷額定值；

(2) 輪胎上的地面反作用力，對應于飛機重量(直到最大着陸重量)和重心位置的最臨界組合，重心處有1.0g的向下作用力和0.31g的向前作用力。這種情況下的反作用力必須按靜力學原則分配到前輪和主輪上，此時阻力方向反作用力等於每個剎車機輪的垂直載荷的31％(如其剎車能夠產生該地面反作用力)。此前輪輪胎載荷不得超過該輪胎載荷額定值的1.5倍；

(3) 輪胎上的地面反作用力，對應于飛機重量(直到最大機坪重量)和重心位置的最臨界組合，重心處有1.0g的向下作用力和0.20g的向前作用力。這種情況下的反作用力必須按靜力學原則分配到前輪和主輪上，此時阻力方向反作用力等於每個帶剎車機輪的垂直載荷的20％(如其剎車能夠產生該地面反作用力)。此前輪輪胎載荷不得超過該輪胎載荷額定值的1.5倍。

(c) 當起落架輪軸上裝有一個以上的機輪和輪胎的組件時(如雙輪或串列雙輪)，機輪必須配以合適的輪胎，其速度額定值應經適航當局批准，且在臨界條件下不會被超過，其載荷額定值應經適航當局批准，且不會被下列載荷超過：

(1) 對應于飛機重量(直到最大重量)和重心位置最臨界組合的每一主輪輪胎上的載荷乘以係數1.07；

(2) 本條(a)(2)、(b)(1)、(b)(2)和(b)(3)規定的每一前輪輪胎上的載荷。

(d) 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不應有的接觸。

(e) 對於最大審定起飛重量超過34,050公斤(75,000磅)的飛機，裝在有剎車的機輪上的輪胎必須用乾燥氮氣或表明為惰性的其它氣體充氣，使輪胎內混合氣體的氧體積含量不超過5%，除非能表明輪胎襯墊材料在受熱後不會產生揮發性氣體或採取了防止輪胎温度達到不安全程度的措施。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.735條　剎車

(a) 批准　每一包含機輪和剎車的組件都必須經批准。

(b) 剎車系統能力　剎車系統及其相關係統必須設計和構造成：

(1) 如果任何電氣、氣動、液壓或機械連接元件或傳動元件損壞，或者任何單個液壓源或其它剎車能源失效，能使飛機停下且滑行距離不超過第25.125條規定的滑行距離的兩倍。

(2) 無論在飛行中或在地面上，剎車或其附近元件失效後從剎車液壓系統泄漏的液體都不足以引起或助長有危害的火情。

(c) 剎車控制　剎車控制必須設計和構造成：

(1) 操作時，不需要額外的控制力。

(2) 如果安裝了自動剎車系統，必須有措施：

(i) 預位和解除預位該系統，

(ii) 允許駕駛員使用手動剎車超控該系統。

(d) 停留剎車　飛機必須具有停留剎車裝置，當一台發動機為最大推力，同時其它任何或全部發動機為直到最大慢車推力的最不利組合時，打開停留剎車裝置後，無須進一步關注就可以防止飛機在乾燥的帶鋪面的水平跑道上滾動。該裝置必須放在適當的位置或充分保證避免誤操作。當停留剎車沒有完全釋放時，駕駛艙中必須有提示。

(e) 防滑系統　如果安裝了防滑系統：

(1) 無須外部調整就可以在預期的任何跑道情況下進行滿意地操作。

(2) 在所有情況下必須優先於自動剎車系統（如果安裝）。

(f) 動能容量

(1) 設計着陸停止　設計着陸停止是在最大着陸重量下可操作的着陸停止。必須確定每一個機輪、剎車和輪胎組件的設計着陸停止剎車動能吸收要求。必須通過測功器測試驗證，在整個定義的剎車磨損範圍之內機輪、剎車和輪胎組件能夠吸收不少於該水平的動能。必須達到飛機制造商剎車要求的能量吸收率。平均減速率必須不小於10fps2。

(2) 最大動能加速停止　最大動能加速停止是在最臨界的飛機起飛重量和速度組合狀態下的中止起飛狀態。必須確定每一個機輪、剎車和輪胎組件的加速停止剎車動能吸收要求。必須通過測功器測試驗證，在整個定義的剎車磨損範圍之內機輪、剎車和輪胎組件能夠吸收不少於該水平的動能。必須達到飛機制造商剎車要求的能量吸收率。平均減速率必須不小於6fps2。

(3) 最嚴酷的着陸停止　最嚴酷的着陸停止是在最臨界的飛機着陸重量和速度組合狀態下的停止。必須確定每一個機輪、剎車和輪胎組件最嚴酷的停止剎車動能吸收要求。必須通過測功器測試驗證，在剎車熱庫達到完全磨損極限情況下，機輪、剎車和輪胎組件能夠吸收不少於該水平的動能。對於極不可能的失效情況或當最大動能加速停止能量更嚴酷時，不必考慮最嚴酷的着陸停止。

(g) 高動能測功器停止後的剎車狀態　按照本條(f)要求的高動能剎車試驗停留剎車迅速和完全地作用了至少3分鐘後，必須證明，從停留剎車作用起至少5分鐘不能發生狀況（或者在停止期間不能發生），包括輪胎或機輪和剎車組件的火情，可能妨礙安全和完全撤離飛機。

(h) 儲備能量系統　如果使用儲備能量系統滿足本條(b)(1)的要求，必須向飛行機組提供可用儲備能量指示。對於以下情況，可用的儲備能量必須充足：

(1) 當防滑系統沒有工作時至少可完成六個完整的剎車；和

(2) 在飛機經審定的所有跑道表面條件下，當防滑系統運行時飛機完全停止。

(i) 剎車磨損指示器　對於每一個剎車組件，必須有措施保證在熱庫磨損達到許可的極限時有指示。該措施必須可靠並容易看到。

(j) 過熱爆裂保護　對於每個帶剎車的機輪，必須提供措施防止由於剎車温度升高導致的機輪失效和輪胎爆裂。並且，所有機輪必須滿足第25.731條(d)的要求。

(k) 兼容性　機輪和剎車組件與飛機及其系統兼容性必須經過驗證。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂， 2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.737條　滑橇

滑橇必須經批准，每一滑橇的最大限制載荷額定值必須不小於按本部適用的地面載荷要求所確定的最大限制載荷。

浮筒和船體

第25.751條　主浮筒浮力

每個主浮筒必須滿足下列要求：

(a) 具有比在淡水中承託該水上飛機或水陸兩用飛機最大重量所需浮力大80％的浮力；

(b) 至少具有五個容積大致相等的水密艙。

第25.753條　主浮筒設計

主浮筒必須經批准，而且必須符合第25.521條的要求。

第25.755條　船體

(a) 船體必須具有足夠數量的水密艙，使得在任何兩個相鄰隔艙大量進水後，船體和輔助浮筒(以及機輪輪胎，如果使用)的浮力能提供足夠大的正穩定餘度，使在洶湧的淡水中傾覆的概率減至最小。

(b) 為了隔艙間互通，可以用帶水密門的艙間隔板。

載人和裝貨設施

第25.771條　駕駛艙

(a) 駕駛艙及其設備必須能使(按第25.1523條規定的)最小飛行機組在執行職責時不致過份專注或疲勞。

(b) 第25.779(a)條所列的主操縱器件(不包括鋼索和操縱拉桿)的設置必須根據螺旋槳的位置，使(按第25.1523條規定的)最小飛行機組成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。

(c) 如果備有供第二駕駛員使用的設施，則必須能從任一駕駛座上以同等的安全性操縱飛機。

(d) 駕駛艙的構造必須做到在雨或雪中飛行時，不會出現可能使機組人員分心或損害結構的滲漏。

(e) 駕駛舵設備的振動和噪聲特性不得影響飛機的安全運行。

第25.772條　駕駛艙艙門

在駕駛艙與客艙之間裝有可鎖艙門的飛機：

(a) 對於最大客座量超過20座，應急出口的佈局必須設計成使機組成員或旅客都不必通過上述艙門就能到達為他們設置的應急出口；

(b) 必須有措施使飛行機組成員在該艙門卡住的情況下能直接從駕駛艙進入客艙。

(c) 必須有緊急措施使飛行乘務員能夠在飛行機組失去能力的情況下進入駕駛艙。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.773條　駕駛艙視界

(a) 無降水情況　對於無降水情況，採用下列規定：

(1) 駕駛艙的佈局必須給駕駛員以足夠寬闊、清晰和不失真的視界，使其能在飛機使用限制內安全地完成任何機動動作，包括滑行、起飛、進場和着陸。

(2) 駕駛艙不得有影響(按第25.1523條規定的)最小飛行機組完成正常職責的眩光和反射，必須在無降水情況下通過晝和夜間飛行試驗表明滿足上述要求。

(b) 降水情況　對於降水情況，採用下列規定：

(1) 飛機必須具有措施使風擋在降水過程中保持有一個清晰的部分，足以使兩名駕駛員在飛機各種正常姿態下沿飛行航跡均有充分寬闊的視界。此措施必須設計成在下列情況中均有效，而無需機組成員不斷關注：

(i) 大雨，速度直至1.5VSR1，升力和阻力裝置都收上；

(ii) 第25.1419條規定的結冰條件下，如果要求按結冰條件下的飛行進行審定。

(2) 正駕駛員必須有：

(i) 當座艙不增壓時，在本條(b)(1)規定條件下能打開的窗户，提供該項所規定的視界，又能給予駕駛員足夠的保護，防止風雨影響其觀察能力；

(ii) 在本條(b)(1)規定條件下考慮遭到嚴重冰雹可能造成的損傷，保持清晰視界的其它手段。

(c) 風擋和窗户內側的起霧　飛機必須具有在其預定運行的所有內外環境條件(包括降水)下，防止風擋和窗户玻璃內側在提供本條(a)規定視界的範圍上起霧的措施。

(d) 在每一駕駛員位置處必須裝有固定標記或其它導標，使駕駛員能把座椅定位於可獲得外部視界和儀表掃視最佳組合的位置。如使用有照明的標記或導標，它們必須滿足第25.1381條規定的要求。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.775條　風擋和窗户

(a) 內層玻璃必須用非碎裂性材料製成。

(b) 位於正常執行職責的駕駛員正前方的風擋玻璃及其支承結構，必須能經受住1.8公斤(4磅)的飛鳥撞擊而不被擊穿，此時飛機的速度(沿飛機航跡相對於飛鳥)等於按第25.335(a)條選定的海平面VC值。

(c) 除非能用分析或試驗表明發生風擋破碎臨界情況的概率很低，否則飛機必須有措施將鳥撞引起的風擋玻璃飛散碎片傷害駕駛員的危險減至最小，必須表明駕駛艙內的下列每塊透明玻璃都能滿足上述要求：

(1) 位於飛機正面的；

(2) 對飛機縱軸傾斜15度或更大的；

(3) 其某一部分的位置會導致碎片傷害駕駛員的。

(d) 增壓飛機的風擋和窗户必須根據高空飛行的特殊因素來設計，包括持續和循環增壓載荷的影響、所用材料的固有特性、温度和温差的影響。在裝置本身或有關係統中發生任何單個破損後，風擋和窗户玻璃必須能經受住座艙最大壓差載荷與臨界氣動壓力和温度影響的聯合作用。可以假定在出現(按第25.1523條規定的)飛行機組易於發現的單個破損後，座艙壓差從最大值按相應的使用限制下降，使飛機能以不大於4,500米(15,000英尺)的座艙壓力高度繼續安全飛行。

(e) 駕駛員正面風擋玻璃必須佈置成，如果喪失了其中任何一塊玻璃的視界，餘下的一塊或幾塊玻璃可供一個駕駛員在其駕駛位置上繼續安全飛行和着陸。

第25.777條　駕駛艙操縱器件

(a) 駕駛艙每個操縱器件的位置必須保證操作方便並防止混淆和誤動。

(b) 駕駛艙操縱器件的運動方向必須符合第25.779條的規定。凡可行處，其它操縱器件操作動作的直感必須與此種操作對飛機或對被操作部分的效果直感一致。用旋轉運動調節大小的操縱器件，必須從斷開位置順時針轉起，經過逐漸增大的行程達到全開位置。

(c) 操縱器件相對於駕駛員座椅的位置和佈局，必須使任何身高158釐米(5英尺2英寸)至190釐米(6英尺3英寸)的(按第25.1523條規定的)最小飛行機組成員就座並繫緊安全帶和肩帶(如果裝有)時，每個操縱器件可無阻擋地作全行程運動，而不受駕駛艙結構或最小飛行機組成員衣着的干擾。

(d) 各台發動機使用同樣的動力裝置操縱器件時，操縱器件的位置安排必須能防止混淆各自控制的發動機。

(e) 襟翼和其它輔助升力裝置的操縱器件必須設在操縱枱的上部，油門杆之後，對準或右偏於操縱枱中心線並在起落架操縱器件之後至少254毫米(10英寸)。

(f) 起落架操縱器件必須設在油門杆之前，並且必須使每個駕駛員在就座並繫緊安全帶和肩帶(如果裝有)後可以操作。

(g) 操縱手柄必須設計成第25.781條規定的形狀。此外，這些手柄必須是同色的，而且顏色與其它用途的操縱手柄和周圍駕駛艙的顏色有鮮明的對比。

(h) 如要求有飛行工程師作為(按第25.1523條規定的)最小飛行機組成員，則飛機上必須設有飛行工程師工作位置，其部位和安排能使飛行機組成員有效地各行其職而互不干擾。

第25.779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

副翼升降舵方向舵 右偏(順時針)使右翼下沉向後使機頭抬起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）配平調整片（或等效裝置） 向前使襟翼收起；向後使襟翼放下轉動使飛機繞平行於操縱器件軸線的軸線作相似轉動

(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

功率或推力杆螺旋槳混合比汽化器空氣加熱 增壓器 油門杆向前使正推力增大，向後使反推力增大向前使轉速增加向前或向上使富油向前或向上使冷卻對於低壓頭增壓器，向前或向上使壓力增大對於渦輪增壓器，向前、向上或順時針轉動使壓力增大

(2) 輔助操縱器件

操縱器件 動作和效果

起落架 向下使起落架放下

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.781條　駕駛艙操縱手柄形狀

駕駛艙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)：

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.783條　機身艙門

(a) 總則　本條適用於位於機身外部不需要使用工具來開關的艙門，包括所有的門、帶蓋艙口、可打開的窗户、檢修口蓋、蓋板等。本條也適用於穿過壓力隔板的每一門或帶蓋艙口，隔板包括專門設計成在25部規定的失效條件下具有次級隔板功能的任何隔板。在增壓和非增壓飛行的狀態下，這些門都必須符合本條的要求，並且必須按如下要求設計：

(1) 每一門必須有措施防止由於機械失效或者任何單個結構元件失效導致的飛行中打開。

(2) 如果未鎖閂則可能有危險的每個門必須設計成，在增壓和非增壓飛行中從完全關閉的、鎖閂的和鎖定的狀態解閂是極不可能的。這必須由安全性分析來表明。

(3) 每一門的操縱系統的每一元件必須設計成或者（如不可行）採用突出和永久的標記，將可能導致故障的不正確裝配和調整的概率降至最小。

(4) 所有起動任何門的解鎖和解閂的動力源必須在飛行前自動與鎖閂和鎖定系統斷開，並且在飛行中不能給門恢復動力。

(5) 每個可卸的螺栓、螺釘、螺母、銷釘或者其他可卸緊固件還必須滿足第25.607條的鎖定要求。

(6) 按第25.807條(h)規定的特定門還必須滿足用於應急出口的第25.809條到第25.812條的適用要求。

(b) 由人打開　必須有措施防止每一門在飛行中被人無意中打開。而且，必須設計預防措施，將人在飛行中有意打開門的概率降至最小。如果這些預防措施包括使用輔助裝置，則這些裝置及其控制系統必須被設計成：

(1) 單個失效不會妨礙多個出口被打開；和

(2) 着陸後妨礙出口打開的失效是不可能的。

(c) 增壓預防措施　必須有措施防止任何承壓的門在未完全關閉、鎖閂和鎖定的情況下將飛機增壓到不安全的水平。

(1) 必須設計成在發生任何單個失效之後，或者在發生未表明是極不可能的失效組合之後仍然具有功能。

(2) 滿足本條(h)規定條件的門不需要有專門的增壓預防措施，如果從該門的每個可能位置它都將保持一定程度的打開避免增壓，或者在增壓時都安全地關閉和鎖閂。也必須表明在任何單個失效和故障的情況，除非：

(i) 鎖閂機構中的失效或故障，在關閉後它不需要鎖閂；和

(ii) 由於機械失效或閉塞碎片引起的卡阻，如果可以表明增壓加載在被卡阻的門或機構上不會導致不安全的狀況，則該門不需要關閉和鎖閂。

(d) 鎖閂和鎖定　鎖閂和鎖定機構必須按如下設計：

(1) 必須有措施鎖閂每一門。

(2) 鎖閂及其操縱機構必須設計成，在所有的飛機飛行和地面載荷狀態下，在門鎖閂的狀態下，沒有試圖解開鎖閂的力或力矩。而且，鎖閂系統必須包括一種措施，保證鎖閂處於鎖閂的位置。該措施必須獨立於鎖定系統。

(3) 每一承壓的並且打開時首先作非內向運動的門必須：

(i) 對每一鎖閂有單獨的鎖；

(ii) 具有儘可能靠近鎖閂的鎖；和

(iii) 設計成，在增壓飛行中鎖定系統的單一失效不會妨礙所必需的鎖閂將艙門鎖緊。

(4) 每一打開時首先作內向運動並且未鎖閂可能導致危險的門必須具有鎖定措施，能夠防止鎖閂脱離。鎖定措施必須確保充分鎖閂，能夠防止即使發生鎖閂機構的單一失效門也不會打開。

(5) 如果鎖閂和鎖閂機構沒有位於鎖閂位置，則鎖不得位於鎖定位置。

(6) 鎖位於鎖定位置時不得開啓鎖閂。鎖必須設計成能夠承受下列情況產生的限制載荷：

(i) 手動操作鎖閂時的最大操作力；

(ii) 有動力的鎖閂作動器（如安裝）；和

(iii) 鎖閂和相應結構件的相對運動。

(7) 未鎖閂不會導致危險的每一門都無需具有滿足本條(d)(3)到(d)(6)要求的鎖定機構。

(e) 警告、戒備和提示指示　必須給門提供下列指示：

(1) 必須有明確的措施，在每個艙門操作人員的位置處給出指示，所有要求的關閉、鎖閂和鎖定門的操作都已經完成。

(2) 對於如果未鎖閂則可能有危害的任何門，必須有明確的、從每一操作人員位置都清晰可見的措施，指示該門是否沒有完全關閉、鎖閂或鎖定。

(3) 在駕駛艙內必須有目視措施，如果門沒有完全關閉、鎖閂和鎖定則給駕駛員發出信號。對於以下情況，該措施必須被設計成，任何失效或者失效組合導致錯誤的關閉、鎖閂和鎖定指示是不可能的：

(i) 每一承壓和打開時首先作非內向運動的門；或

(ii) 每一未鎖閂可能有危險的門。

(4) 在起飛滑跑最初階段之前或者在起飛滑跑最初階段中，如果任何門沒有完全關閉、鎖閂和鎖定並且其打開可能妨礙安全起飛或返航着陸，則必須給駕駛員聲學警告。

(f) 目視檢查規定　每一未鎖閂可能有危險的門必須有清晰的直接目視檢查措施，確定門是否完全關閉、鎖閂和鎖定。該措施必須是永久的，並且在運行照明條件下或者通過手電筒或同等光源的手段的照明條件下是清晰可辨的。

(g) 特定維修門、可拆卸應急出口和檢修口蓋　用於維修目的或應急撤離的通常不打開的一些門和一些檢修口蓋無須符合本條如下所述的特定段落：

(1) 不承受客艙增壓的和在飛行中如果打開不會有危險的檢修口蓋無須符合本條(a)到(f)，但是必須有措施防止飛行中的無意打開。

(2) 用於維修目的或應急撤離的通常不拆卸的向內打開的可拆卸應急出口和駕駛艙可開啓窗口無須符合本條(c)和(f)。

(3) 滿足本條(h)條件並且有標牌限制僅用於維修進入的維修門無須符合本條(c)和(f)。

(h) 無危險的門　對於本條，假設能夠表明滿足下列所有條件的門被認為在飛行中處於未鎖閂狀態是沒有危險的：

(1) 當承受超過1/2 psi壓力時，如果不受鎖閂的限制增壓艙中的門仍保持完全關閉的位置。在作此決定中不考慮由人無意或有意的打開。

(2) 在飛行的增壓或非增壓階段中如果打開，該門仍在飛機中或仍保持與飛機相連。該決定必須考慮包括在飛行的增壓或非增壓階段中由人無意或有意打開的。

(3) 飛行中鎖閂的脱離不得使客艙失壓到不安全的水平。該安全性評估必須包括對乘客的生理影響。

(4) 飛行中打開的門不會產生妨礙安全飛行和着陸的氣動干擾。

(5) 在門打開的狀態下飛機能滿足結構設計要求。該評估必須包括第25.629條的氣彈穩定性要求和本部C分部的強度要求。

(6) 門未閂上或打開，與其他系統或結構相互作用，不得妨礙安全飛行和着陸。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.785條　座椅、卧鋪、安全帶和肩帶

(a) 對每一位2週歲以上的乘員都必須提供一個座椅(或卧鋪，對必須卧牀者)。

(b) 指定供人在起飛和着陸時佔用的每一位置處的座椅、卧鋪、安全帶、肩帶以及附近的飛機部分，必須設計成使正確使用這些設施的人在應急着陸中不會因第25.561條和第25.562條中規定的慣性力而受到嚴重傷害。

(c) 座椅和卧鋪必須經批准。

(d) 與通過飛機中心線的垂直平面成夾角大於18°的座椅上的乘員必須用安全帶和承託臂、肩、頭和背脊的緩衝靠墊來保護頭部免受傷害，或用安全帶和肩帶防止頭部觸及任何致傷物體。任何其它座椅上的乘員必須用安全帶以及根據座椅形式、位置和麪向的角度採用以下一種或幾種措施來保護頭部免受傷害：

(1) 防止頭部觸及任何致傷物體的肩帶；

(2) 去除頭部能撞到的半徑範圍內的任何致傷物體；

(3) 承託臂、肩、頭和背脊的緩衝靠墊。

(e) 卧鋪必須設計成前部具有帶包墊的端板、帆布隔擋或等效設施，它們可承受按第25.561條規定的乘員向前慣性力。卧鋪不得有在應急情況下可能使睡卧者嚴重受傷的稜角和突部。

(f) 每個座椅、卧鋪及其支承結構，每根安全帶或肩帶及其錨固接頭，必須按體重77公斤(170磅)的使用者設計，按每種有關的飛行和地面載荷情況(包括第25.561條規定的應急着陸情況)考慮最大載荷係數、慣性力以及乘員、座椅、安全帶和肩帶之間的反作用力，此外，還必須符合下列規定：

(1) 進行座椅、卧鋪及其支承結構的結構分析和試驗時，可以假定向前、側向、向下、向上和向後的臨界載荷(按規定的飛行、地面和應急着陸情況確定)分別作用，或者當各特定方向所要求的強度得到證實時，也可採用選定的載荷組合。卧鋪安全帶不必承受向前的載荷係數；

(2) 每個駕駛員座椅的設計必須考慮第25.395條規定的駕駛員作用力引起的反作用力；

(3) 在確定每個座椅與機體結構，或每根安全帶或肩帶與座椅或機體結構的連接強度時，第25.561條規定的慣性力必須乘以係數1.33(而不是第25.625條規定的接頭係數)。

(g) 駕駛艙工作位置的每個座椅必須設有帶單點脱扣裝置的安全帶和肩帶組合式約束系統，使駕駛艙內乘員就座並繫緊安全帶—肩帶後能執行該乘員在駕駛艙內所有必要的職責。必須有措施在每個組合約束系統不使用時將其固定，以免妨礙對飛機的操作和在應急情況下的迅速撤離。

(h) 按中國民用航空局有關營運規定要求的客艙內設置的、在起飛和着陸時指定供空中服務員使用的座椅必須滿足下列要求：

(1) 必須靠近所要求的與地板齊平的應急出口。但如果設置在其它位置能提高旅客應急撤離效率時，則也是可以接受的。每個A型或B型應急出口旁邊必須有一個空中服務員座椅。而且在所要求的與地板齊平的應急出口之間，必須根據可行情況均勻設置其它空中服務員座椅；

(2) 在不影響接近所要求的與地板齊平應急出口的條件下，空中服務員座椅應儘量設置在能直接觀察到其所負責客艙區域的位置；

(3) 佈置在當其不使用時不會妨礙通道或出口使用的位置；

(4) 必須佈置在能使其乘員被從服務區，儲藏間或服務設備掉出的物體撞傷的概率最小的位置；

(5) 面向前或向後，並裝有用於承託臂、肩、頭和背脊的緩衝靠墊；

(6) 裝有單點脱扣裝置的安全帶和肩帶組合式約束系統。必須有措施在每個組合式約束系統不工作時將其固定，以免妨礙應急情況下的迅速撤離。

(i) 每根安全帶必須裝有金屬對金屬的鎖緊裝置。

(j) 如果椅背上沒有牢固的扶手處，則沿每條過道必須有把手或扶杆，使乘員在中等顛簸氣流情況下使用過道時能夠穩住。

(k) 在正常飛行中可能傷害機內坐着或走動的人員的每個凸出物都必須包墊。

(l) 必須表明由中國民用航空局有關營運規定要求的每個向前觀察員座椅適用於進行必要的航路檢查。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.787條　儲存艙

(a) 儲存貨物、行李、隨身攜帶物品和設備(如救生筏)的每個隔間和任何其它儲存艙，必須根據其標明的最大載重，以及規定的飛行載荷情況、地面載荷情況和第25.561(b)條的應急着陸情況所對應的最大載荷係數下的臨界載荷分佈來設計，但位於機內全體乘員之下或之前的隔間不需考慮應急着陸情況所規定的力。如果飛機的客座量(不包括駕駛員座椅)等於或大於10座，則客艙中的每個儲存艙必須是完全封閉的，但為了旅客方便，座椅下和頭頂上的儲存空間除外。

(b) 必須有措施防止隔間中的裝載物在本條(a)規定的載荷下移動而造成危險。如果用於客艙和機組艙中儲存艙的上述措施是帶鎖閂的門，其設計必須考慮到服役中預期的磨損和性能下降。

(c) 如果貨艙中裝有照明燈，每盞燈的安裝必須避免燈泡和貨物接觸。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.789條　客艙和機組艙以及廚房中物件的固定

(a) 必須有措施防止客艙或機組艙或廚房中的每一物體(指飛機型號設計的一個部分)，在規定的飛行載荷情況，地面載荷情況和第25.561(b)條的應急着陸情況所對應的最大載荷係數下，因移動而造成危險。

(b) 機內通話器的緊束裝置必須設計成：在承受第25.561(b)(3)條規定的載荷係數時，能將機內通話器保持在收藏位置。

第25.791條　旅客通告標示和標牌

(a) 如果禁止吸煙，則必須至少有一塊能被坐着的每個人看清的標牌説明。如果許可吸煙而且機組艙與客艙互相隔開時，則必須至少有一個通知禁止吸煙的標示。該標示必須是飛行機組成員可操縱的，而且當其發亮時在所有可能的艙內照明條件下，必須能被艙內坐着的每個人看清。

(b) 通知繫緊安全帶的標示以及為符合中國民用航空局有關營運規定而設置的標示都必須是飛行機組成員可操縱的，當其發亮時在所有可能的艙內照明條件下，必須能被艙內坐着的每個人看清。

(c) 在每個放置可燃廢物箱的門的上面或旁邊必須設置標牌，説明禁止向廢物箱內丟扔煙頭等。

(d) 廁所門的上面或兩側必須設置“禁止吸煙”或“廁所內禁止吸煙”的醒目標牌。

(e) 可以用明確表達標示或標牌意圖的圖形來代替文字。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.793條　地板表面

服役中很可能弄濕的所有部位的地板表面必須具有防滑性能。

第25.795條　保安事項

(a)駕駛艙的保護　如果運行規則需要有駕駛艙門，艙門的安裝必須設計成：

(1) 抵禦未經許可人員的暴力入侵，門上關鍵部位能夠承受300焦耳（221.3英尺磅）的衝擊，同時在旋鈕和把手處能夠承受1113牛頓（250磅）的定常拉伸載荷；和

(2) 抵禦輕型武器的火力和爆炸裝置的穿透，達到中國民用航空局適航部門的要求。

(b)【備用】

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

應急設施

第25.801條　水上迫降

(a) 如果申請具有水上迫降能力的合格審定，則飛機必須滿足本條和第25.807(i)條、第25.1411條和第25.1415(a)條的要求。

(b) 必須採取同飛機總特性相容的各種切實可行的設計措施，來儘量減少在水上應急降落時因飛機的運動和狀態使乘員立即受傷或不能撤離的概率。

(c) 必須通過模型試驗，或與已知其水上迫降特性的構形相似的飛機進行比較，來檢查飛機在水上降落時可能的運動和狀態。各種進氣口、襟翼、突出部分以及任何其它很可能影響飛機流體力學特性的因素，都必須予以考慮。

(d) 必須表明，在合理可能的水上條件下，飛機的漂浮時間和配平能使所有乘員離開飛機並乘上第25.1415條所要求的救生筏。如果用浮力和配平計算來表明符合此規定，則必須適當考慮可能的結構損傷和滲漏。如果飛機具有可應急放油的燃油箱，而且有理由預期該油箱能經受水上迫降而不滲漏，則能應急放出的燃油體積可作為產生浮力的體積。

(e) 除非對飛機在水上降落時可能的運動和狀態(如本條(c)和(d)所述)的研究中，考慮了外部艙門和窗户毀壞的影響，否則外部艙門和窗户必須設計成能承受可能的最大局部壓力。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.803條　應急撒離

(a) 每個有機組成員和旅客的區域，必須具有在起落架放下和收上的撞損着陸、並考慮飛機可能着火時能迅速撤離的應急措施。

(b) ［備用］

(c) 對客座量大於44座的飛機，必須表明其最大乘座量的乘員能在90秒鐘內在模擬的應急情況下從飛機撤離至地面，該乘座量包括申請合格審定的中國民用航空局有關營運規定所要求的機組成員人數在內。對於這一點的符合性，必須通過按本部附錄J規定的試驗準則所進行的實際演示來表明，除非中國民用航空局適航部門認為分析與試驗的結合足以提供與實際演示所能獲得的數據等同的數據資料。

(d) ［備用］

(e) ［備用］

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.805條　[刪除]

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.807條　應急出口

(a) 型式　就本部而言，應急出口的型式規定如下：

(1) I型　此型應急出口是與地板齊平的出口，具有寬不少於610毫米(24英寸)、高不少於1,220毫米(48英寸)、圓角半徑不大於203毫米(8英寸)的矩形開口。

(2) II型　此型應急出口是寬不少於510毫米(20英寸)、高不少於1120毫米(44英寸)、圓角半徑不大於178毫米(7英寸)的矩形開口。II型出口必須是地板齊平的出口，但位於機翼上方者除外。在此情況下，出口在機內的跨上距離不得大於250毫米(10英寸)，在機外的跨下距離不得大於430毫米(17英寸)。

(3) III型　此型應急出口是寬不少於510毫米(20英寸)、高不少於910毫米(36英寸)、圓角半徑不大於178毫米(7英寸)的矩形開口，其機內跨上距離不大於510毫米(20英寸)。如果出口位於機翼上方，其機外跨下距離不得大於690毫米(27英寸)。

(4) IV型　此型應急出口是寬不少於480毫米(19英寸)、高不少於660毫米(26英寸)、圓角半徑不大於160毫米(6.3英寸)、位於機翼上方的矩形開口，其機內跨上距離不大於740毫米(29英寸)，機外跨下距離不大於910毫米(36英寸)。

(5) 機腹型　此型應急出口是由客艙經過承壓殼體和機身下部蒙皮的出口。此型出口的尺寸和實際構形必須在飛機處於正常地面姿態，且起落架放下時具有至少與I型出口同樣的撤離率；

(6) 尾錐型　此型應急出口是由客艙經過承壓殼體和承壓殼體之後可打開的機身錐體的後部出口，打開尾錐的措施必須簡單明瞭，而且只需一個操作動作。

(7) A型　此型應急出口是寬不少於1,066毫米(42英寸)、高不少於1,829毫米(72英寸)、圓角半徑不得大於178毫米(7英寸)的與地板齊平的矩形開口。

(8) B型　此型應急出口是寬不少於813毫米(32英寸)、高不少於1,829毫米(72英寸)、圓角半徑不得大於152毫米(6英寸)的與地板齊平的矩形開口。

(9) C型　此型應急出口是寬不少於762毫米(30英寸)高不少於1,220毫米(48英寸)、圓角半徑不得大於250毫米(10英寸)的與地板齊平的矩形開口。

(b) 跨下距離　本條所述的跨下距離，是指該開口的底部到機身向外延伸的可用踏腳處之間的實際距離，該踏腳處的尺寸應大到足以不需用目光和感覺探索即起作用。

(c) 超尺寸應急出口　大於本條規定尺寸的開口，無論是否是矩形均可採用，只要本條規定的矩形開口能內接在此開口內，而且被內接矩形開口的底部滿足規定的跨下和跨上高度要求。

(d) 不對稱性　成對應急出口不需完全位置相對和尺寸一致。然而在本條(g)中所許可的乘客座位數應基於兩個應急出口中較小的。

(e) 均勻性　出口應考慮乘客座椅的分佈，儘可能均勻佈置。

(f) 位置

(1) 每一個所要求的乘客應急出口必須易於接近，並且其佈置能為乘客提供最有效的撤離措施。

(2) 如果每側僅提供一個與地板齊平的應急出口，而飛機又沒有尾錐型或機腹型應急出口，那麼與地板齊平的應急出口必須位於客艙的後部，除非其它位置能提供乘客更有效的撤離措施。

(3) 如果每側提供的與地板齊平應急出口多於一個，並且飛機不是客貨混合構型，那麼客艙每側的每端至少要有一個與地板齊平的應急出口。

(4) 對於要求在機身每側要有多於一個以上乘客應急出口的飛機，在機身每一艙段每側的相鄰出口的距離不得超出18米(60英尺)，測量應在兩個最近的出口邊緣平行飛機縱向軸線進行。

(g) 要求的類型和數量　許可的最大乘客座椅數取決於機身上每側的應急出口類型和數量。除非在本條(g)(1)至(g)(9)中作進一步限制，機身每側的特定類型出口最大許可乘客座椅數規定如下：

A型 110

B型 75

C型 55

I型 45

II型 40

III型 35

IV型 9

(1) 對於客座量為1至9座的，至少在機身每側要有一個IV型或更大的機翼上方應急出口。如果在機翼上方不能提供出口，那麼至少要在機身每側有一個滿足最小III型門尺寸的出口。

(2) 對於客座量多於9座的，每一出口必須是III型或大於III型。

(3) 對於客座量是10至19座的，在機身每側至少要有一個III型或更大的出口。

(4) 對於客座量是20至40座的，在機身每側至少要有兩個出口，其中一個必須是II型或更大的出口。

(5) 對於客座量是41至110座的，在機身每側至少要有兩個出口，其中一個必須是I型或更大的出口。

(6) 對於客座量多於110座的，在機身每側的應急出口必須包括至少兩個I型或更大的出口。

(7) 所有III型出口許可的最大組合客座量是70，由少於三排座椅分開的機身每側的兩個III型出口，所能許可的最大組合客座量為65。

(8) 如果設有A型、B型或C型出口，那麼在機身每側至少要有兩個C型或更大出口。

(9) 如果設有旅客用機腹型出口或尾錐型出口，而且飛機處於因一根或幾根起落架折斷而造成的最不利出口開啓條件下這些出口能提供至少與III型出口相同的撤離率時，則可以允許按下列規定增加客座量：

(i) 一個機腹型出口，增加12個客座；

(ii) 一個尾錐型出口(在承壓殼體上具有寬不少於510毫米(20英寸)、高不少於1,524毫米(60英寸)、圓角半徑不大於178毫米(7英寸)的與地板齊平的出口，並具有符合第25.810(a) 條的經批准輔助設施)，增加25個客座；

(iii) 一個尾錐型出口(在承壓殼體的開口尺寸，跨上及跨下距離至少與III型應急出口相等，並且開口頂部距客艙地板的高度不少於1,420毫米(56英寸))，增加15個客座。

(h) 額外出口　下列出口還必須滿足第25.809條至25.812條適用的應急出口要求，並且必須易於接近：

(1) 客艙中超出應急出口最少數量要求的每一緊急出口。

(2) 從客艙可進入的、大於或等於II型出口但是小於1,170毫米（46英寸）寬的任何其他與地板齊平的門或出口。

(3) 任何其他的機腹型或尾錐型乘客出口。

(i) 水上迫降旅客應急出口　無論是否申請水上迫降合格審定，必須根據下列規定設置水上迫降應急出口，除非滿足本條(g)要求的應急出口已滿足這些要求：

(1) 客座量(不包括駕駛員座椅)等於或小於9座的飛機，飛機每側水線以上要有一個至少符合IV型尺寸的出口；

(2) 客座量(不包括駕駛員座椅)等於或大於10座的飛機，對每35名旅客(或不足35名的尾數)在飛機側面水線以上要有一個至少符合III型尺寸的出口，但客艙內此類出口不得少於兩個，飛機每側各一個。可以通過採用更大出口或其它措施提高客座量與出口之比，只要能表明在水上迫降期間飛機的撤離能力有相應提高；

(3) 如果側面出口不能設在水線以上，則必須用同等數量、尺寸不小於III型尺寸的出口，易於接近的頂部帶蓋艙口來代替側面出口，但對於客座量(不包括駕駛員座椅)等於或小於35座的飛機，只需要一個頂部帶蓋艙口來代替所要求的兩個III型側面出口。

(j) 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，以及客座量大於20座的所有飛機，飛行機組應急出口應設置在飛行機組區。此類出口的尺寸和位置應足以使機組能迅速撤離。在飛機兩側必須各有一個出口，或代之以一個頂部帶蓋艙口。每個出口必須包含一個至少為483×510毫米(19×20英寸)的無障礙矩形出口，除非能通過一名典型的機組成員圓滿地演示了出口的實用性。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.809條　應急出口佈置

(a) 每個應急出口，包括飛行機組應急出口在內，必須是機身外壁上能提供通向外部的無障礙開口的活動艙門或帶蓋艙口。而且，每個應急出口必須具有在出口關閉時能夠觀察外部狀況的設施。該觀察設施可以在出口上或者在出口附近，並且在出口和觀察設施之間無障礙。還必須提供設施，能夠觀察撤離人員接地的可能區域。在起落架放下和起落架折斷的所有條件下，在所有照明條件下，撤離人員接地的可能區域必須是可見的。

(b) 每個應急出口必須能從內外兩側開啓，但如果從飛行機組區域能方便而迅速地接近其它經批准的出口，則該區域的滑動窗户應急出口不必能從外側開啓。在下列條件下，當機身無變形時必須能打開每個應急出口：

(1) 飛機處於正常地面姿態，和在一根或幾根起落架支柱折斷時的每一種姿態；

(2) 從開門裝置啓動到出口完全打開，不超過10秒鐘；

(3) 即使在飛機內側有人擁擠在門上。

(c) 開啓應急出口的措施必須簡單明瞭，且不得要求特別費力；並且必須被安排和標記成能夠易於定位和操作，即使在黑暗中。飛行機組應急出口可以採用按順序多次操作(如操作雙手柄或多個鎖閂，或解開幾個保險鈎)的內部開啓措施，前提是：有理由認定這些措施對於受過使用訓練的機組成員是簡單明瞭的。

(d) 如果在應急情況下操作一個以上出口的主系統是單個的助力或單個動力操作系統，則每個出口必須能在主系統失效的情況下滿足本條(b)的要求。主系統失效後對出口進行人力操作是可以接受的。

(e) 每個應急出口必須用試驗，或分析結合試驗，來表明滿足本條(b)和(c)的要求。

(f) 當以合適的操作程序使用時，每一門必須位於使用它們的人不會被螺旋槳打傷的位置。

(g) 必須有措施使應急出口在輕度撞損着陸中因機身變形而被卡住的概率減至最小。

(h) 對於任何大型渦輪噴氣客機，中國民用航空局有關營運規定所要求的每個機腹型出口和尾錐型出口必須符合下列規定：

(1) 其設計和構造應使在飛行中不能將其打開；

(2) 在靠近出口開啓措施的醒目位置，設置從相距760毫米(30英寸)處可辯讀的標牌，説明該出口的設計和構造使其在飛行中是不能打開的。

(i) 每個應急出口必須具有設施，一旦在緊急情況中打開該出口則能夠保持該出口處於打開位置。打開出口時，該裝置不得需要獨立的動作來鎖定，並且必須需要明確的動作來解鎖。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.810條　應急撤離輔助設施與撤離路線

(a) 當陸上飛機起落架放下停在地面時，對於每個非機翼上方的A型、B型和C型應急出口和離地高度超過1.83米（6英尺）的任何其他非機翼上方的應急出口，必須有經批准的設施協助乘員下地。

(1) 每個旅客應急出口的輔助設施必須是自行支承式滑梯或等效設施，當為A型或B型出口時，該設施必須能同時承載兩股平行的撤離人員。此外，輔助設施的設計必須滿足下列要求：

(i) 必須能自動展開，而且必須在從飛機內部啓動開門裝置至出口完全打開期間開始展開。但是如果旅客登機門或服務門兼作旅客應急出口，則必須有手段在非應急情況下，從內側或外側正常打開時防止輔助設施展開；

(ii) 除C型應急出口的輔助設施之外，必須能在展開後6秒鐘內自動豎立。C型應急出口的輔助設施必須要在應急出口的開啓設施被啓動後10秒鐘內自動豎立；

(iii) 在完全展開後，輔助設施的長度必須能使其下端自行支承在地面，並且在一根或幾根起落架支柱折斷後，能供乘員安全撤離到地面；

(iv) 必須能夠在風向最不利、風速25節時展開，並能在完全展開後僅由一個人扶持，就能供乘員安全撤離到地面；

(v) 對於每種輔助設施的系統安裝(裝在實體模型或飛機上)，必須連續進行五次展開和充氣試驗(每個出口)而無失敗。每五次上述連續試驗中，至少有三次必須使用裝置的同一個典型抽樣來舉行。各抽樣在經受第25.561(b)條規定的慣性力後，必須能用該系統的基本手段展開和充氣，如在所要求的試驗中該系統的任何部分發生損壞或工作不正常，必須確實排除損壞或故障的原因，此後必須再進行完整的連續五次的展開和充氣試驗而無失敗。

(2) 飛行機組應急出口的輔助設施，可以是繩索或任何其它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准的等效裝置，則必須滿足下列要求：

(i) 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，則也可連接在其它經批准的位置上；

(ii) 輔助設施(連同其接頭)應能承受1,765牛(180公斤；400磅)的靜載荷。

(b) 每個位於機翼上方並具有跨下距離的A型、B型出口必須有從座艙下到機翼的輔助設施，除非能表明無輔助設施的此型出口的旅客撤離率至少與同型非機翼上方的出口相同。要求有輔助設施時，它必須能在出口打開的同時自動展開和自動豎立。對於C型出口，它必須要在出口的開啓裝置啓動之後10秒鐘內自動支承。對於其它類型出口，必須要在展開之後6秒鐘內自行支承。

(c) 必須制定從每個機翼上方應急出口撤離的撤離路線，並且(除了可作為滑梯使用的襟翼表面外)均應覆以防滑層。除了提供疏導撤離人流裝置的情況外，撤離路線必須滿足以下要求：

(1) A型、B型的乘客應急出口處的撤離路線，或兩個III型乘客應急出口處的任何共用撤離路線，必須至少1,066毫米(42英寸)寬。任何其它的乘客應急出口必須至少610毫米(24英寸)寬；

(2) 撤離路線表面的反射率必須至少為80%，而且必須用表面對標記的對比度至少為5:1的標記進行界定。

(d) 位於機翼上方的C型出口和所有那些當飛機放下起落架停在地面上，本條(c)要求的撤離路線在飛機結構上的終點離地面高度大於1.83米(6英尺)時，必須要為撤離者到達地面提供輔助設施，並且：

(1) 如果撤離路線經過襟翼，則必須在襟翼處於起飛或着陸位置(取離地高度較大者)時測量終點的高度；

(2) 輔助設施必須能在一根或幾根起落架支柱折斷後，風向最不利、風速25節的條件下仍然可以使用並自行支承；

(3) 供每條從A型、B型應急出口引出的撤離路線使用的輔助設施，必須能同時承載兩股平行的撤離人員。對任何其它類型的出口，其輔助設施能同時承載的撤離人員股數必須與所要求的撤離線路數目相同；

(4) 供每條從C型應急出口引出的撤離路線使用的輔助設施，必須能在出口的開啓機構被啓動後10秒鐘內自動豎立，對於任何其它類型的出口，其輔助設施必須在豎立系統啓動之後的10秒鐘內自動豎立。

(e) 如果作為旅客應急出口的旅客登機門上裝有整體式梯子，則該梯子必須設計成在下列情況下不會降低旅客應急撤離的有效性：

(1) 艙門、整體式梯子和操縱機構受到第25.561條(b)(3)規定的相對於周圍結構分別作用的慣性力。

(2) 飛機處於正常的地面姿態和一根或幾根起落架支柱折斷的每一姿態。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.811條　應急出口的標記

(a) 每個旅客應急出口的接近通路和開啓措施，必須有醒目的標記。

(b) 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。

(c) 必須有措施協助乘員在濃煙中找到出口。

(d) 必須用沿客艙每條主過道走近的乘員能看見的標示，來指明旅客應急出口的位置。下列部位必須有標示：

(1) 在每個旅客應急出口近傍的每條主過道上方必須有旅客應急出口位置的標示。如果淨空高度不足，則必須把標示設在高過頭部的其它可行位置。如果能從某個標示處方便地見到多個出口，則該標示可用於指示多個出口；

(2) 緊靠每個旅客應急出口必須有旅客應急出口標示。如果能從某個標示處方便地見到兩個出口，則該標示可用於指示兩個出口；

(3) 在擋住沿客艙前後視線的每個隔框或隔板上，必須有標示來指示被隔框或隔板擋住的應急出口。如果不能做到，則指示可以設置在其它適當的位置上。

(e) 操作手柄的位置和從機內開啓出口的説明，必須以下述方式顯示：

(1) 在每個旅客應急出口上或其附近，必須有一個從相距760毫米(30英寸)處可辯讀的標記。

(2) 對每個A型、B型、C型、I型的旅客應急出口操作手柄必須符合下列規定：

(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傍也能被應急照明燈照亮。

(3) 〔備用〕

(4) 對每個A型、B型、C型、I型或II型旅客應急出口，如果其鎖定機構是靠轉動手柄來開啓的，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啓鎖定機構時，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，用紅色水平地書寫“開”字(漢字字高至少為40毫米；英文字高為25毫米(1英寸))。

(f) 每個要求能從外側打開的應急出口及其開啓措施，必須在飛機外表面作標記，此外，採用下列規定：

(1) 機身側面旅客應急出口的外部標記，必須包括一條圈出該出口的50毫米(2英寸)寬的色帶；

(2) 包括色帶在內的外部標記，必須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%；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%。“反射率”是物體反射的光通量與它接收的光通量之比；

(3) 非機身側面的出口(如機腹或尾錐出口)的外部開啓措施(包括操作説明在內，如果適用)必須醒目地用紅色作標記，如果背景顏色使紅色不醒目，則必須用鮮明的鉻黃色作標記。當開啓措施僅設置在機身一側時，必須在另一側上有同樣效果的醒目標記。

(g) 本條(d)要求的每個標示，在文字上可用“出口”字樣來代替“應急出口”這一術語。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂〕

第25.812條　應急照明

(a) 必須設置獨立於主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公用。應急照明系統必須包括下列項目：

(1) 有照明的應急出口標記和位置標示，座艙一般照明光源和機內應急出口區域的照明和地板附近應急撤離通道標記；

(2) 機外應急照明。

(b) 應急出口標示必須按下列規定設置：

(1) 對於客座量（不包括駕駛員座椅）等於或大於10座的飛機，應滿足下列要求：

(i) 第25.811(d)(1)條要求的旅客應急出口位置標示和第25.811(d)(2)條要求的旅客應急出口標示，必須用至少高38毫米(1 1/2英寸)的紅字襯在有照明的白底上，白底面積至少為135平方釐米(21平方英寸)(不包括字的面積)。被照亮的底與字的對比度必須不小於10∶1。字高與筆劃寬度之比為7∶1至6∶1。這些標示必須採用內部電照明，白底的亮度至少為85.7坎每平方米(25英尺-朗伯)，其明暗部的對比度不大於3∶1；

(ii) 第25.811(d)(3)條要求的旅客應急出口標示必須用至少高38毫米(1 1/2英寸)的紅字襯在白底上，白底面積至少為135平方釐米(21平方英寸)(不包括字的面積)。這些標示必須採用內部電照明或非電的自身發亮，其初始亮度必須至少為1.27坎每平方米(400微朗伯)。如果設置非電的自身發亮式標示，則可以採用紅底白字。

(2) 對於客座量(不包括駕駛員座椅)等於或小於9座的飛機，第25.811(d)(1)、(2)和(3)條要求的標示，必須用至少高25毫米(1英寸)的紅字襯在至少高50毫米(2英寸)的白底上，這些標示可以採用內部電照明或非電的自身發亮，其初始亮度至少為0.51坎每平方米(160微朗伯)。如果設置非電的自身發亮標示，則可以採用紅底白字。

(c) 必須提供客艙的一般照明，使得沿客艙主過道中心線和連接主過道的橫向過道中心線，在座椅扶手高度上按間隔1,000毫米(40英寸)進行測量時，平均照度不少於0.538勒(0.05英尺-燭光)，但每一測量點處的照度不小於0.108勒(0.01英尺-燭光)。沿機身從最前的旅客應急出口或座艙乘員座椅(兩者中取最前者)至最後的旅客應急出口或座艙乘員座椅(兩者中取最後者)的過道，應視為客艙主過道。

(d) 各主過道和出口之間通向與地板齊平的旅客應急出口的通道，其地板必須有照明，沿旅客撤離路線的中心線、且平行於地板相距150毫米(6英寸)以內測得的照度不得小於0.215勒(0.02英尺-燭光)。

(e) 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全被遮蔽時，地板附近應急撤離通道標記必須能引導乘客應急撤離。在黑夜裏，地板附近應急撤離通道標記必須保證每一乘客：

(1) 在離開座椅後，能目視辨認出沿座艙通道地板通向最近出口或座椅前後兩個出口的應急撤離通道；和

(2) 僅參照不高於座艙地板1.2米(4英尺)的標記和目視特徵能很快辨認出應急撤離通道的每一出口。

(f) 除了按本條(h)設置的僅供給一個輔助設施使用、並獨立於飛機主應急照明系統的分系統(該分系統在輔助設施豎立時能自動接通)之外，應急照明系統必須按照下列要求設計：

(1) 必須能從飛行機組的工作位置和從客艙中空中服務員正常座位易於接近的地點，對燈光進行手控；

(2) 必須有飛行機組警告燈，當飛機電源接通而應急照明控制裝置未處於準備狀態時，該燈發亮；

(3) 駕駛艙內的控制裝置必須有“接通”、“斷開”和“準備”三種位置。當該裝置置於“準備”位置，或者駕駛艙或空中服務員處的一個控制裝置置於“接通”位置時，一旦飛機正常電源中斷(撞損着陸時機身橫向垂直分離引起的中斷除外)，燈發亮或保持發亮。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。

(g) 外部應急照明必須設置如下：

(1) 每個機翼上方應急出口的照度必須滿足下列要求：

(i) 在撤離者可能向座艙外跨出第一步的0.2平方米(2平方英尺)區域內，照度不得小於0.323勒(0.03英尺-燭光)(垂直於入射光方向測量)；

(ii) 沿第25.810(c)條要求的防滑撤離路線，在其離出口最遠的30%的一段，對於機翼上方的A型應急出口，最小寬度為1067毫米(42英寸)；對於所有其它機翼上方的應急出口，最小寬度為610毫米(2英尺)，照度不得小於0.538勒(0.05英尺-燭光)(垂直於入射光方向測量)；

(iii) 在起落架放下狀態，在撤離者利用規定的撤離路線通常可能首先接觸的地面上，照度不得小於0.323勒(0.03英尺-燭光)(垂直於入射光方向測量)。

(2) 第25.810(a)條不要求裝下地輔助設施的每個非機翼上方應急出口，在起落架放下狀態下撤離者可能首先接觸的艙外地面上，照度不得小於0.323勒(0.03英尺-燭光)(垂直於入射光方向測量)。

(h) 按第25.810(a)(1)和(d)條要求的協助乘員下地設施必須有照明，使得從飛機上能看見豎好的輔助設施。

(1) 如果輔助設施用外部應急燈光照明，當飛機處於一根或幾根起落架支柱折斷所對應的每一種姿態時，在撤離者利用規定的撤離路線通常可能首先着地的地方，輔助設施豎立後接地端的照度不得小於0.323勒(0.03英尺-燭光)(垂直於入射光方向測量)；

(2) 如果輔助設施用獨立的應急照明分系統照明(該系統不供別的輔助設施使用、獨立於主應急照明系統，並能在輔助設施豎立時自動接通)，該照明設施必須滿足下列要求：

(i) 不得因收藏受到不利影響；

(ii) 當飛機處於一根或幾根起落架支柱折斷所對應的每一種姿態時，在撤離者通常可能首先着地的地方，輔助設施豎立後接地端的照度不得小於0.323勒(0.03英尺-燭光)(垂直於入射光方向測量)。

(i) 每個應急照明裝置的能源在應急着陸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，它們可以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。

(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25.561（b）條所規定的慣性力作用後，必須能正常工作。

(l) 應急照明系統必須設計成，在撞損着陸情況下，發生任何單個的機身橫向垂直分離後，能滿足下列要求：

(1) 除由於分離而直接損壞者外，本條要求的全部電照明應急燈中不能工作者不超過25%。

(2) 除由於分離而直接損壞者外，第25.811(d)(2)條要求的每個電照明出口標示仍繼續工作。

(3) 除由於分離而直接損壞者外，機身每側至少有一個所要求的外部應急燈仍繼續工作。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.813條　應急出口通路

每個所要求的應急出口必須是旅客可到達的，而且其位置能保證有效撤離。應急出口必須考慮到旅客的分佈情況，儘可能的均勻，但座艙兩側出口的大小和位置不必對稱。當規定每側只需一個與地板齊平的出口而飛機又沒有尾錐型或機腹型應急出口時，該與地板齊平的出口必須設置在客艙後段，除非其它位置使其成為更有效的旅客撤離口。當規定每側需要一個以上與地板齊平的出口時，每側必須至少有一個與地板齊平的出口設置在靠近座艙的每一端頭，但這一規定不適用於客貨混裝佈局。此外，應急出口通路還必須滿足下列要求：

(a) 必須有通道從最近的主過道通往每個A型、B型、C型、I型或II型應急出口和連通各個旅客區域。通往A型和B型出口的每條通道不得有障礙物，寬度至少為914毫米(36英寸)。旅客區之間的通道以及通往I型、II型或C型應急出口的通道不得有障礙物，寬度至少為510毫米(20英寸)。

除客艙內有兩條或多條主過道的情況外，每個A型或B型應急出口的位置必須能使旅客從前後兩個方向沿主過道通向該出口。當有兩條或多條主過道時，兩條主過道之間必須設置若干寬度至少510毫米(20英寸)的無障礙橫向過道，其設置要滿足以下要求：

(1) 必須有一條橫向過道通向最近的主過道與A型、B型應急出口之間的每一條通道；

(2) 必須有一條橫向過道通向最近主過道與I型、II型或III型應急出口之間的每一條通道的鄰接區；但當連續三排座椅之內有兩個III型應急出口設置於兩排座椅之間時，可以只用一條橫向過道，但此橫向過道必須通向從最近主過道到每個應急出口的兩條通道之間的鄰接區。

(b) 必須按下列規定提供足夠的空間，便於機組人員協助旅客撤離：

(1) 每個地板上的輔助空間必須是矩形，必須有足夠空間使機組成員在直立時能夠有效地協助撤離者。該輔助空間不得使通道的無障礙寬度減小到低於出口所要求的無障礙寬度。

(2) 對於每個A型、B型出口，無論是否有第25.810(a)條要求的輔助設施，都必須在出口的每一側設置輔助空間。

(3) 對於安裝在客座數超過80人的飛機中的每個C型、I型或II型出口，無論是否有第25.810條(a)要求的輔助設施，都必須在通道的一側提供輔助空間。

(4) 對於每個C型、I型或II型出口，如果有第25.810條(a)要求的輔助設施，必須在通道的一側提供輔助空間。

(5) 對於根據第25.807條(g)(9)(ii)可以增加25個客座的尾錐型出口，如果有第25.810條(a)要求的輔助設施，必須提供一個輔助空間。

(6) 在每個輔助空間處必須有一個或多個手柄，其位置應能使得機組成員能夠穩定自己：

(i) 當手動啓用輔助設施(如適用)時，和

(ii) 撤離過程中幫助旅客時。

(c) 對於每個III型或IV型應急出口，必須提供符合下列要求的通路：

(1) 從最近過道到每個出口的通路。此外，對於客座量等於或大於60座的飛機，其每個III型出口還必須符合以下規定：

(i) 除(c)(1)(ii)的要求外，對於與過道應急出口一側相鄰的每排座椅不超過2個座椅的艙內佈局，必須提供寬度至少為254毫米(10英寸)的無障礙通道作為通路；而對該區域相鄰的每排座椅為3個座椅的佈局，則上述寬度至少為510毫米(20英寸)。通道寬度必須在相鄰座椅調節到最不利位置時測定。所要求的通道寬度中心線相對應應急出口中心線的水平偏離不得大於127毫米(5英寸)；

(ii) 可用兩條通道(僅用於椅排之間)代替一條254毫米(10英寸)或510毫米(20英寸)的通道，但其每條的寬度必須至少為152毫米(6英寸)，並要直接通向每一應急出口前的無障礙空間(相鄰出口不得共用一條通道)。通道寬度必須在相鄰座椅調節到最不利位置時測定。出口前的的無障礙空間範圍，垂直方向必須從地板直至天花板(或至側壁行李箱底部)，前後必須從前通道前緣至後通道後緣，從出口向內的距離則不得小於機上最窄旅客座椅的寬度。應急出口的開口必須完全處在無障礙空間的前後邊界範圍之內。

(2) 除了通路之外，還有以下補充要求：

(i) 對於客座量等於或大於20座的飛機，在距出口不小於機上最窄旅客座椅寬度的一段距離內，座椅、卧鋪或其它突出物(包括處於最不利位置的椅背)均不得阻擋該出口的投影開口或妨礙出口的開啓；

(ii) 對於客座量等於或小於19座的飛機，如果有補償措施能保持出口的有效性，則在上述區域可以有小的障礙。

(3) 對於每個III型應急出口，無論其飛機的客座量大小，都必須有符合下列要求的標牌：

(i) 能讓所有坐在出口通道附近並面朝通道的人辯讀；

(ii) 準確地説明或圖示出口開啓方法，包括手柄操作；

(iii) 如果出口為可卸艙蓋時，説明艙蓋重量，並指出艙蓋卸下後的妥當安放位置。

(d) 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。

(e) 在起飛和着陸時允許坐人的任一旅客座椅與任一旅客緊急出口之間不可設置艙門，致使艙門橫穿任何撤離路徑(包括過道、橫向過道和通道)。

(f) 如果需要經過將起飛和着陸時坐人的任一機組成員座椅(駕駛艙座椅除外)與任一緊急出口分開的門，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相對周圍結構受到第25.561條(b)所述的極限慣性力時所造成的載荷。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.815條　過道寬度

座椅之間的旅客過道寬度在任何一處不得小於下表中的值：

客座量 旅客過道最小寬度

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)

等於或小於10座 300毫米*(12英寸) 380毫米(15英寸)

11到19座　 300毫米 (12英寸) 510毫米(20英寸)

等於或大於20座 380毫米 (15英寸) 510毫米(20英寸)

*經過適航當局認為必須的試驗證實，可以批准更窄的但不小於230毫米(9英寸)的寬度。

第25.817條　最大並排座椅數

在只有一條旅客過道的飛機上，過道每側任何一排的並排座椅數不得大於3。

第25.819條　下層服務艙（包括廚房）

對於在主艙下面設置服務艙(該艙在滑行和飛行期間可以有人、但在起飛與着陸期間不得有人)的飛機，採用下列規定：

(a) 每個下層服務艙必須至少有兩條應急撒離路線，供該艙中的乘員在正常和應急照明條件下迅速撤至主艙：在該艙兩端各一條，或兩條相隔較遠。這些路線的安排，必須考慮失去活動能力者在別人幫助下撤離，使用撤離路線不得依賴任何有動力的裝置，路線的設計，必須儘量減少由於下列原因而發生堵塞的可能性：起火、機械故障或結構破損、或者有人擋住撤離路線或站在其頂部出口處。一旦飛機的主電源系統或艙室的主照明系統失效，每個下層服務艙的應急照明必須自動接通。

(b) 在駕駛艙與每個下層服務艙之間，必須有雙向通話設施，並且在失去正常的電源系統後仍可工作。

(c) 必須有在正常與應急情況下都能聽見的應急音響警報系統，使得駕駛艙內的機組成員，和在每個與地板齊平的應急出口處的機組成員，均能對下層服務艙中的乘員發出應急警報。

(d) 每個下層服務艙必須有乘員易於覺察的設施，指示何時應繫好座椅安全帶。

(e) 如果機上裝有廣播系統，則每個下層服務艙內部必須設置揚聲器。

(f) 對每個被允許待在下層服務艙的乘員，必須有一個朝前或朝後的座椅，該座椅應滿足第25.785(d)條的要求，並且必須在乘員就坐時能承受最大飛行載荷。

(g) 在下層服務艙與主艙之間運送人員或設備，或兩者兼運的動力升降系統，必須滿足下列要求：

(1) 每個升降梯的外部操縱開關(除應急停止按鈕之外)的設計，必須在升降梯門打開、或在本條(g)(3)要求的口蓋打開時，或在兩者均打開時，能夠防止升降梯啓動；

(2) 一按即可使升降梯停止的應急停止按鈕必須裝在升降梯內部和升降梯的每個入口處；

(3) 必須有可用於撤離升降梯內人員的口蓋，當升降梯處於任何位置時，不用工具即能從升降梯內部和外部打開該口蓋。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.820條　廁所門

所有廁所的門必須設計成能防止任何人被困在廁所內，如果裝有門鎖機構，應能不用特殊工具可從外部開啓。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

通風和加温

第25.831條　通風

(a) 在正常操作情況和任何系統發生可能的失效而對通風產生有害影響條件下，通風系統都必須要能提供足夠量的未被污染的空氣，使得機組成員能夠完成其職責而不致過度不適或疲勞，並且向旅客提供合理的舒適性。通常情況下通風系統至少應能向每一乘員提供每分鐘250克(0.55磅)的新鮮空氣。

(b) 機組和旅客艙的空氣不得含有達到有害或危險濃度的氣體或蒸氣。為此，採用下列規定：

(1) 一氧化碳在空氣中濃度超過1/20,000即認為是危險的。可使用任何可接受的檢測一氧化碳的方法進行測試；

(2) 必須表明飛行期間通常有旅客或者機組乘坐的艙的二氧化碳濃度不得超過0.5%體積含量(海平面當量)。

(c) 必須有措施保證，在通風、加温、增壓或其它系統和設備出現有合理可能的故障或功能失常後，仍能滿足本條(b)的規定。

(d) 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。

(e) 除了本條(f) 規定的以外，必須有措施使下列隔艙和區域內的乘員能獨立控制所供通風空氣的温度和流量，而與供給其它隔艙和區域的空氣温度和流量無關：

(1) 駕駛艙；

(2) 駕駛艙以外的機組成員艙和區域。除非在所有運行條件下，該艙或區域都是靠同其它隔艙或區域互換空氣來通風的。

(f) 如果滿足下列各條，則不要求有措施使飛行機組能獨立控制駕駛艙通風空氣的温度和流量：

(1) 駕駛艙和客艙的總容積不超過23立方米(800立方英尺)；

(2) 通風空氣進氣口及駕駛艙和客艙之間的空氣流動通道的佈置，能使兩艙之間的温差在3℃(5℉)以內，並且使兩艙乘員均有足夠的通風；

(3) 温度和通風控制器件的位置便於飛行機組接近。

(g) 任何不可能的失效情況發生後，在給定温度下的持續時間不得超出下面曲線所定出的值。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.832條　座艙臭氧濃度

(a) 必須表明飛行時飛機座艙中的臭氧濃度符合下列要求：

(1) 在320飛行高度層(高度相當於9,750米)以上的任何時刻，不超過0.25/1,000,000體積含量(海平面當量)；

(2) 在270飛行高度層(高度相當於8,230米)以上任何3小時期間，不超過0.1/1,000,000體積含量(海平面當量時間加權平均值)。

(b) 在本條中“海平面當量”是指25℃和760毫米汞柱壓力的狀態。

(c) 必須根據飛機的使用程序和性能限制進行分析或試驗，當證實符合下列情況之一時，則表明滿足本條要求：

(1) 飛機不能在座艙臭氧濃度超過本條(a)規定限度的高度上運行；

(2) 含有臭氧控制設備的飛機通風系統，能使座艙臭氧濃度保持在不高於本條(a)規定的限度。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂〕

第25.833條　燃燒加温系統

燃燒加温器必須經過批准。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

增壓

第25.841條　增壓座艙

(a) 載人的增壓座艙和隔艙必須裝有設備，以保證在正常運行條件下，在飛機最大使用高度上保持座艙壓力高度不超過2,438米(8,000英尺)。

(1) 如果申請在7,620米(25,000英尺)以上運行的合格審定，則飛機必須設計為在增壓系統任何可能的失效情況發生後乘員不會經受到座艙壓力高度超出4,572米(15,000英尺)。

(2) 飛機必須設計成在發生任何未經表明是極不可能的失效情況而導致釋壓後不會使乘員經受超出下列座艙壓力高度：

(i) 7,620米(25,000英尺)，超過2分鐘；或

(ii) 12,192米(40,000英尺)，任何時段。

(3) 在評估座艙釋壓情況時應考慮機身結構、發動機和系統的失效。

(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) 駕駛員和飛行工程師工作位置處的儀表，用來指示壓差、座艙壓力高度和壓力高度變化率；

(6) 駕駛員和飛行工程師工作位置處的警告指示器，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限制時能發出指示。座艙壓差指示器上相應的警告標記，要滿足對壓差限制的報警要求；音響或目視信號(座艙高度指示裝置除外)要滿足對座艙壓力高度限制的要求，當座艙壓力高度超過3,048米(10,000英尺)時向飛行機組發出警告；

(7) 如果結構不是按壓差(直到釋壓活門的最大調定值)和着陸載荷的組合來設計的，駕駛員或飛行工程師工作位置處應設置警告標牌；

(8) 本條(b)(5)和(b)(6)及第25.1447(c)條所要求的壓力傳感器，其分佈及傳感系統的設計必須保證，一旦任何客艙或機組艙(包括上、下廚房)泄壓，上述規定的警告和自動顯示裝置應能立刻動作，使得減壓引起的危險不致過大。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.843條　增壓座艙的試驗

(a) 強度試驗　整個增壓艙，包括門、窗和活門，必須作為一個壓力容器按第25.365（d）條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、温度和濕度條件下功能正常；

(3) 飛行試驗，以表明在定常和梯度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。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

防火

第25.851條　滅火器

(a) 手提式滅火器

(1) 客艙內必須至少有下列數目、均勻分佈、可方便取用的手提式滅火器：

客座量 滅火器數

7至30 1

31至60 2

61至200 3

201至300 4

301至400 5

401至500 6

501至600 7

601至700 8

(2) 駕駛艙內，必須至少有一個可方便取用的手提式滅火器。

(3) 每個A級或B級貨艙或行李艙和每個機組人員在飛行中可以到達的E級貨艙或行李艙內，必須至少有一個易於接近取用的手提式滅火器。

(4) 位於客艙上面或下面的每個廚房內，必須至少放置或有一個易於接近取用的手提式滅火器。

(5) 每個手提式滅火器必須經批准。

(6) 在艙內要求設置的滅火器中，對客座量至少為31座和不超過60座的飛機，必須至少有一個是內裝Halon 1211滅火劑(溴基氯二氟(代)甲烷CBrC1F2)或等效物的，對客座量等於或大於61座的飛機，必須至少有二個是內裝上述滅火劑的。

本條所要求的任何其它滅火器所用的滅火劑類型，必須與其使用部位很可能發生的火災類型相適應。

(7) 本條要求的滅火器內的滅火劑劑量，必須與其使用部位很可能發生的火災類型相適應。

(8) 預定用於載人艙的每個滅火器的設計，必須儘量減小其毒性氣體濃度的危害。

(b) 固定式滅火器

如果安裝固定式滅火器，必須滿足下列要求：

(1) 每個固定式滅火系統的安裝必須做到：

(i) 使很可能進入載人艙的滅火劑不致危害乘員；

(ii) 滅火劑的噴射不會引起結構損傷。

(2) 每個所要求的固定式滅火系統的容量，必須與使用該系統的隔離艙內很可能發生的任何火情相適應，並要考慮艙內容積及通風率。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.853條　座艙內部設施

下述規定適用於每個機組艙或旅客艙：

(a) 艙內材料(包括用於材料的塗層或飾面)必須滿足本部附錄F第I部分規定的適用試驗準則或其它經批准的等效試驗方法，無論飛機的客座量為多少。

(b) 〔備用〕

(c) 除滿足本條(a)款的要求外，無論飛機的客座量為多少，所有椅墊(飛行機組成員的椅墊除外)還必須滿足本部附錄F第II部分的要求或其它等效要求。

(d) 除在本條(e)款中有規定的外，客座量為20人或多於20人的飛機的下列內飾部件除滿足本條(a)中規定的燃阻要求外，還必須滿足本部附錄F第IV和第V部分的試驗要求或其它經批准的等效試驗要求：

(1) 除透光片和窗户之外的內部天花板和壁板；

(2) 除增加客艙安全性所需的透明板之外的隔板；

(3) 廚房結構，包括儲藏車、標準容器和中空壁板在未充滿時的暴露表面；

(4) 除座椅下存放小物件(如雜誌和地圖)的儲藏箱之外的大櫥櫃和座艙儲藏箱。

(e) 如果各艙，如駕駛艙、廚房、廁所、機組人員休息處、大櫥櫃和儲藏箱等這些艙室與主客艙由在應急着陸情況下通常關閉着的門或等效措施隔離開，則其內部設施不必滿足本條(d)款的要求。

(f) 廁所內禁止吸煙。如果在任何機組艙或旅客艙內允許吸煙時，則必須為所有坐着的乘員在指定的吸煙區提供足夠數量的可卸自容式煙灰盒。

(g) 無論飛機的任何其它區域是否允許吸煙，每扇廁所門的進入一側上或其近旁必須在醒目位置處設置可卸自容式煙灰盒，但一隻煙灰盒也可供幾個廁所門使用，只要從上述每個廁所靠座艙的一側能容易地看到該煙灰盒。

(h) 用於收集可燃廢棄物的廢物箱必須為全封閉式，至少由耐火材料製成，並能包容在正常使用情況下其中很可能發生的起火。在使用中預期的所有可能的磨損、錯位和通風情況下廢物箱的這種火焰包容能力，必須通過試驗證實。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.854條　廁所防火

客座量等於或大於20座的飛機，必須滿足下列廁所防火要求：

(a) 每個廁所必須安裝煙霧探測系統或等效裝置，在駕駛艙內設置警告燈，或者在旅客艙設置空中服務員容易察覺的警告燈或音響警告；

(b) 必須在每個廁所內為每個收集毛巾、紙張或廢棄物的廢物箱配備固定式滅火器。滅火器必須設計成在某個廢物箱內起火時，能自動向該廢物箱噴射滅火劑。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.855條　貨艙和行李艙

每個貨艙和行李艙必須滿足以下要求：

(a) 必須滿足第25.857條等級要求中的一種。

(b) 第25.857條定義的B級至E級貨艙或行李艙必須有同飛機結構分開的襯墊(但襯墊可與結構連接)。

(c) C級貨艙的天花板和側壁的襯墊必須滿足本部附錄F第III部分規定的試驗或其它經批准的等效試驗方法的要求。

(d) 構成貨艙或行李艙的所有其它材料必須滿足本部附錄F第I部分或其它經批准的等效試驗方法規定的適用試驗準則。

(e) 任何艙內不得含有其損壞或故障將影響安全運行的任何操縱機構、管路、設備或附件，除非這些項目具有滿足下列要求的保護措施：

(1) 艙內貨物的移動不會損傷這些項目；和

(2) 這些項目的破裂或故障不會引起着火危險。

(f) 必須有防止貨物或行李干擾艙內防火設施功能的措施。

(g) 艙內熱源必須屏蔽和隔絕，防止引燃貨物。

(h) 必須進行飛行試驗以表明符合第25.857條中涉及下列方面的規定：

(1) 艙的可達性；

(2) 阻止危險量的煙或滅火劑進入機組艙或客艙；和

(3) C級艙內滅火劑的消散。

(i) 進行上述試驗時必須表明，在滅火過程中或滅火後，任何貨艙內的煙霧探測器或火警探測器不會由於任何另一貨艙內的着火而產生誤動作，除非滅火系統同時向每個貨艙噴射滅火劑。

(j) 貨艙或行李艙的電氣線路互聯繫統部件必須符合25.1721條的要求。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.856條　隔熱/隔音材料

(a) 機身的隔熱/隔音材料必須滿足本部附錄F第VI部分規定的火焰蔓延試驗要求，或其它經批准的等效試驗要求。本條不適用於本部附錄F第I部分定義的“小件”。

(b) 客座量等於或大於20座的飛機，安裝在飛機機身下半部分的隔熱/隔音材料（包括將該材料固定在機身處的手段）必須滿足本部附錄F第VII部分規定的抗火焰燒穿試驗要求，或其它經批准的等效試驗要求。本條不適用於局方認為對抗火焰燒穿性沒有貢獻的隔熱/隔音的安裝。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.857條　貨艙等級

(a) A級　A級貨艙或行李艙是指具備下列條件的艙：

(1) 機組成員在其工作位置上能容易地發現着火；

(2) 在飛行中容易接近艙內每個部位。

(b) B級　B級貨艙或行李艙是指具備下列條件的艙：

(1) 有足夠的通路使機組成員在飛行中能攜帶手提滅火瓶有效地到達艙內任何部位；

(2) 當利用通道時，沒有危險量的煙、火焰或滅火劑進入任何有機組或旅客的艙；

(3) 有經批准的、獨立的煙霧探測或火警探測器系統，可在駕駛員或飛行工程師工作位置處給出警告。

(c) C級　C級貨艙或行李艙是指不符合A級和B級要求的艙，但是這類艙應具備下列條件：

(1) 有經批准的、獨立的煙霧探測或火警探測器系統，可在駕駛員或飛行工程師工作位置處給出警告；

(2) 有從駕駛艙處可操縱的、經批准的固定式滅火或抑制系統；

(3) 有措施阻止危險量的煙、火焰或滅火劑進入任何有機組或旅客的艙；

(4) 有控制艙內通風和抽風的措施，使所有滅火劑能抑制艙內任何可能的着火。

(d) 〔備用〕

(e) E級　E級貨艙指僅用於裝貨的飛機上的貨艙：

(1) 〔備用〕

(2) 有經批准的、獨立的煙霧探測或火警探測器系統，可在駕駛員或飛行工程師工作位置處給出警告；

(3) 有措施切斷進入貨艙的或貨艙內的通風氣流，這些措施的操縱器件是機組艙內的飛行機組可以接近的；

(4) 有措施阻止危險量的煙、火焰或有毒氣體進入駕駛艙；

(5) 在任何裝貨情況下，所要求的機組應急出口是可以接近的。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.858條　貨艙或行李艙煙霧或火警探測系統

如果申請帶有貨艙或行李艙煙霧探測或火警探測裝置的合格審定，則對於每個裝有此種裝置的貨艙或行李艙，必須滿足下列要求：

(a) 該探測系統必須在起火後一分鐘內，向飛行機組給出目視指示；

(b) 該系統能探測到火警時的温度，必須遠低於使飛機結構完整性顯著降低的温度；

(c) 必須有措施使機組在飛行中能檢查每個火警探測器線路的功能；

(d) 必須表明，探測系統在所有經批准的運行形態和條件下均為有效。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.859條　燃燒加温器的防火

(a) 燃燒加温器火區　下列燃燒加温器的火區，必須根據第25.1181至25.1191條和第25.1195至25.1203條中適用的規定進行防火：

(1) 加温器周圍的如下區域：該區域內有任何可燃液體系統(不包括加温器燃油系統)的部件，而這些部件可能會出現下列任一後果：

(i) 由於加温器故障而受到損傷；

(ii) 一旦滲漏將使可燃液體或蒸氣到達加温器。

(2) 加温器周圍的如下區域：加温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。但是，座艙通風通路不要求有滅火措施。

(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，處於每個加温器下游的通風管道，必須有足夠長的一段是防火的，以保證能包容加温器內的任何起火；

(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，包括倒流或者加温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，以免損壞加温器。

(d) 加温器操縱裝置　總則　必須有措施，防止在任何加温器操縱部件、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) 加温器安全控制裝置　對於每個燃燒加温器，必須備有下列安全控制裝置：

(1) 每個加温器必須備有與正常連續控制空氣温度、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，能在遠離加温器處自動切斷該加温器的點火和供油：

(i) 熱交換器的温度超過安全限制；

(ii) 通風空氣的温度超過安全限制；

(iii) 燃燒空氣流量變得不適於安全工作；

(iv) 通風空氣流量變得不適於安全工作。

(2) 為滿足本條(e)(1)要求所設的任何單個加温器的安全控制裝置必須符合下列規定：

(i) 與其它加温器(其供熱對安全運行是至關重要的)所用的部件無關；

(ii) 能保持加温器斷開，直到由機組重新起動為止。

(3) 必須有措施，能在任何加温器(其供熱對安全運行是至關重要的)被本條(e)(1)規定的自動裝置切斷後向機組發出警告。

(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温器系統：

(1) 正常工作期間；

(2) 任何其它部件發生故障後。

(g) 加温器排氣　加温器排氣系統必須符合第25.1121條和第25.1123條的規定。此外，在加温器排氣系統設計中，必須採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) 排氣限制了有害回火的迅速釋放，以致可能損壞加温器。

(h) 加温器燃油系統　每個加温器的燃油系統，必須滿足對動力裝置燃油系統的要求中涉及加温器安全工作的各項要求。通風氣流中每個加温器的燃油系統部件，必須用外罩保護，使其漏油不會進入通風氣流。

(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) 排放裝置在高温下工作的任何部分，必須具有與加温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25.863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，必須有措施儘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) 如果要求飛行機組採取行動來預防或處置液體着火(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25.865條　飛行操縱系統、發動機架和其它飛行結構的防火

位於指定火區或可能受到火區着火影響的鄰近區域內必不可少的飛行操縱系統、發動機架和其它飛行結構，必須用防火材料製造或加以屏蔽，使之能經受住着火影響。

第25.867條　其它部件的防火

(a) 發動機短艙後面距短艙中心線一個短艙直徑範圍內的機體表面至少必須是耐火的。

(b) 本條(a)不適用於位於發動機短艙後，而不易受到來自指定火區或任何短艙中發動機艙的熱、火焰或火花的影響的尾面。

第25.869條　系統防火

(a) 電氣系統部件

(1) 電氣系統的部件必須滿足第25.831(c)條和第25.863條中有關的防火和防煙要求；

(2) 位於指定火區並在應急程序中使用的設備必須至少是耐火的；

(3) EWIS部件必須符合25.1713條的要求。

(b) 在泵出口一側的可能含有可燃蒸氣或液體的每一真空系統導管和接頭，如果位於指定火區內，則必須滿足第25.1183條的要求。在指定火區內的其它真空系統部件必須至少是耐火的。

(c) 氧氣設備和管路必須滿足下述要求：

(1) 不得位於任何指定火區內；

(2) 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；

(3) 其安裝必須使得所漏出的氧氣不致點燃正常工作時存在的和因任何系統失效或故障而聚積的油脂、油液或蒸氣。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

其它

第25.871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。

第25.875條　螺旋槳附近區域的加強

(a) 飛機上靠近螺旋槳葉尖的每一部位，其強度和剛度必須足以承受螺旋槳誘導振動和螺旋槳拋冰的影響。

(b) 螺旋槳葉尖附近不得設置窗户，除非該窗户能承受可能發生的最嚴重的冰塊衝擊。

第25.899條　電搭接和防靜電保護

(a) 電搭接和防靜電保護的設計，必須使得造成如下危害的靜電積聚最小：

(1) 人員電擊受傷

(2) 點燃可燃蒸氣，或

(3) 干擾安裝的電子電氣設備

(b) 通過如下方法，以證明符合本條(a)段的要求：

(1) 將部件對機身可靠搭接，或

(2) 採取其他可接受的方法消除靜電，使其不再危及飛機、人員或其他安裝的電子電氣系統的正常運行。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

E分部　動力裝置

總則

第25.901條　安裝

(a) 就本部而言，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) 與主推進裝置操縱有關的部件；

(3) 在正常檢查或翻修的間隔期內與主推進裝置安全有關的部件。

(b) 對於動力裝置，必須滿足下列要求：

(1) 其安裝必須符合下列規定：

(i) 中國民用航空規章第33.5條中規定的安裝説明書；

(ii) 本分部中適用的規定。

(2) 安裝的各部件其構造、佈置和安裝必須保證在正常檢查或翻修的間隔期內能繼續保持安全運轉；

(3) 其安裝必須是可達的，以進行必要的檢查和維護；

(4) 安裝的主要部件必須與飛機其它部分電氣搭接。

(c) 對於動力裝置和輔助動力裝置的安裝，必須確認任何單個失效或故障或可能的失效組合都不會危及飛機的安全運行，但如果結構元件的破損概率極小，則這種破損不必考慮。

(d) 輔助動力裝置的安裝必須符合本部中適用的規定。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.903條　發動機

(a) 發動機型號合格證

(1) 每型發動機必須有型號合格證，並且必須滿足中國民用航空局有關渦輪發動機飛機燃油排泄和排氣污染規定的適用要求。

(2) 每型渦輪發動機應滿足下列要求之一：

(i) 必須符合經第一次修訂或以後修訂的中國民用航空規章第33.76條、第33.77條和第33.78條的規定；或

(ii) 必須符合1988年2月9日生效的中國民用航空規章第33.77條的規定，除了發動機有外來物吸入曾導致了不安全狀態的履歷之外；或

(iii) 必須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) 發動機的隔離　各動力裝置的佈置和相互隔離，必須至少能在一種運行形態下，使任一發動機或任一能影響此發動機的系統失效或故障時，不致發生下列情況：

(1) 妨礙其餘發動機繼續安全運轉；

(2) 需要任何機組成員立即採取動作以保證繼續安全運行。

(c) 發動機轉動的控制　必須有在飛行中單獨停止任一台發動機轉動的措施，但對於渦輪發動機的安裝，只有在其繼續轉動會危及飛機的安全時才需要有停止任一發動機轉動的措施。在防火牆的發動機一側，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。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。

(d) 渦輪發動機的安裝　對於渦輪發動機的安裝有下列規定：

(1) 必須採取設計預防措施，能在一旦發動機轉子損壞或發動機內起火燒穿發動機機匣時，對飛機的危害減至最小；

(2) 與發動機各控制裝置、系統、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。

(e) 再起動能力

(1) 必須有飛行中再起動任何一台發動機的手段。

(2) 必須制定飛行中再起動發動機的高度和空速包線，並且每台發動機必須具有在此包線內再起動的能力。

(3) 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。

(f) 輔助動力裝置　每台輔助動力裝置必須經批准，或滿足其預定使用的類型要求。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂〕

第25.904條　起飛推力自動控制系統（ATTCS）

請求批准安裝發動機功率控制系統(該系統在起飛過程中當任一發動機失效時自動地重新調定工作發動機的功率或推力)的申請人必須滿足附錄I的要求。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂〕

第25.905條　螺旋槳

(a) 每型螺旋槳必須有型號合格證。

(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) 槳距操縱系統的每個部件必須滿足中國民用航空規章第35.42條的要求。

(d) 必須採取設計預防措施，使得螺旋槳葉損壞或由於槳轂損壞而鬆脱時，對飛機的危害減至最小。必須考慮的危害包括由於損壞或鬆脱槳葉的撞擊和由於這類損壞或鬆脱產生的不平衡，對結構和重要系統的損傷。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.907條　螺旋槳振動

(a) 必須按實際測量或同已作過實測的類似安裝進行比較，來確定任何正常的使用條件下螺旋槳槳葉振動應力的大小。

(b) 所確定的振動應力不得超過業已表明對連續工作是安全的應力值。

第25.925條　螺旋槳間距

除非已證實可採用更小的間距，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時(取最臨界的姿態)，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，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有正的間距；

(b) 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)，如果能表明採用更小的間距仍符合第25.239(a)條的規定則除外。

(c) 結構間距

(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)，加上計及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(1/2英寸)。

(3) 螺旋槳其它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。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.929條　螺旋槳除冰

(a) 預定在可能結冰條件下使用的飛機，必須有措施防止或除去螺旋槳上或附件（其結冰會惡化發動機性能）上達到危險程度的結冰。

(b) 如果螺旋槳採用可燃液體除冰，則應符合第25.1181至25.1185條以及第25.1189條的規定。

第25.933條　反推力系統

(a) 渦輪噴氣發動機反推力系統

(1) 僅預定在地面使用的發動機反推力系統必須設計成，在飛行中處於任何反推力位置時，發動機不會產生大於飛行慢車狀態的推力。此外，必須通過分析或試驗，或兩者兼用來表明滿足下列要求：

(i) 反推力裝置能收回到推力位置；

(ii) 反推力裝置處於任何可能的位置時，飛機能繼續安全飛行和着陸。

(2) 預定在飛行中使用的渦輪噴氣發動機反推力系統必須設計成，在任何預期的飛機運行(包括地面運行)條件下，當反推力系統正常工作或發生任一失效(或有合理可能的失效組合)時，均不會造成不安全情況。如果結構元件的破損率極小，則這種破損不必考慮。

(3) 渦輪噴氣發動機反推力系統，必須有措施防止在反推力系統有故障時發動機產生大於慢車狀態的推力。但是，在運行中預期的最臨界反推力情況下，只要表明僅採取氣動力措施能保證飛機的航向操縱，則發動機可以產生更大的正推力。

(b) 螺旋槳反推力系統

(1) 僅預定在地面使用的螺旋槳反推力系統必須設計成，在任何預期的運行條件下，系統的單個失效(或有合理可能的失效組合)或故障不會引起不希望的反推力，如果結構元件的破損率極小，則這種破損不必考慮。

(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，可通過失效分析、試驗或兩者兼用來表明滿足本條要求。為表明螺旋槳及其有關安裝部件滿足中國民用航空規章第35.21條有關要求所作的分析，可以包括在上述分析之內或作為其依據。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.934條　渦輪噴氣發動機反推力裝置系統試驗

裝在渦輪噴氣發動機上的反推力裝置必須滿足中國民用航空規章第33.97條的有關要求。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.937條　渦輪螺旋槳阻力限制系統

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使螺旋槳阻力超過按第25.367條設計飛機所採用的值。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。

第25.939條　渦輪發動機工作特性

(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) 〔備用〕

(c) 在正常運行期間，渦輪發動機進氣系統不得由於氣流畸變的影響而引起有害於發動機的振動。

第25.941條　進氣系統、發動機和排氣系統的匹配性

對於裝用幾何形狀可變的進氣系統或排氣系統或兩者兼用的飛機應符合下列規定：

(a) 必須表明，由進氣部分、發動機(包括推力增大系統，如果裝有)和排氣部分組成的系統，在申請批准的所有運行條件(包括髮動機所有的轉速和功率或推力調定值以及各種進氣和排氣形態)下，工作正常；

(b) 上述各部分的工作(計及可能的故障)對飛機氣動操縱的動態影響，不得要求駕駛員為避免超過飛機的使用限制或結構限制而付出特殊的技巧、機敏或體力；

(c) 表明符合本條(b)的規定時，在第25.143(e)和(f) 條規定的條件下，要求駕駛員付出的體力不得超過第25.143(d)條規定的限制。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.943條　負加速度

當飛機在第25.333條規定的飛行包線內作負加速度時，發動機、經批准在飛行中使用的輔助動力裝置，或者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。必須按預計的負加速度最長持續時間表明滿足上述要求。

第25.945條　推力或功率增大系統

(a) 總則　噴液系統在所有預定的運行條件下必須以發動機正常工作所需的規定流量和壓力提供液流。如果液體會凍結，則液體的凍結不得損傷飛機或對飛機性能有不利影響。

(b) 液箱　推力或功率增大系統的液箱必須滿足下列要求：

(1) 液箱必須能承受運行中可能遇到的振動、慣性、液體和結構載荷而無損壞；

(2) 裝機後的液箱必須能承受1.5倍最大工作壓力的內壓而無損壞或滲漏；

(3) 如果裝有通氣裝置，則在所有正常飛行條件下通氣必須有效。

(4) ［備用］

(5) 每一液箱必須具有不少於液箱容量2％的膨脹空間。在飛機的正常地面姿態下，不可能由於疏忽裝滿膨脹空間。

(c) 在下列情況下，推力或功率增大系統的排放口必須按第25.1455條設計和定位：

(1) 推力或功率增大系統的液體是易凍的；

(2) 液體在飛行或地面運行過程中是可能排放的。

(d) 供每台發動機使用的推力或功率增大系統液箱的可用容量，必須足以使飛機能按批准的噴液增大功率(推力)使用程序運行。耗液量的計算必須根據與預期的發動機輸出功率(推力)相適應的最大批准流量，並且必須計及温度對發動機性能的影響以及任何其它可能改變所需液量的因素。

(e) 本條不適用於燃油噴注系統。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

燃油系統

第25.951條　總則

(a) 燃油系統的構造和佈置，在每種很可能出現的運行情況下，包括申請審定的飛行中允許發動機或輔助動力裝置工作的任何機動飛行，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) 燃油系統的佈置，必須使進入系統的空氣不會造成下列情況：

(1) 活塞發動機出現20秒鐘以上的功率中斷；

(2) 渦輪發動機出現熄火。

(c) 用於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工作：燃油先在27℃(80℉)時用水飽和，並且每10升燃油含有所添加的2毫升遊離水(每1美加侖含0.75毫升)，然後冷卻到在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局有關渦輪發動機飛機燃油排泄污染的要求。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.952條　燃油系統分析和試驗

(a) 必須用分析和適航當局認為必要的試驗表明燃油系統在各種可能的運行條件下功能正常。如果需要進行試驗，則試驗時必須使用飛機燃油系統或能復現燃油系統被試部分工作特性的試驗件。

(b) 對於以燃油作為工作液的任何熱交換器，其很可能發生的失效不得造成危險情況。

第25.953條　燃油系統的獨立性

燃油系統必須滿足第25.903(b)條的要求，為此可採用下列任何一種方法：

(a) 系統向每台發動機的供油，能夠不涉及該系統向其它發動機供油的任何部分；

(b) 任何其它可接受的方法。

第25.954條　燃油系統的閃電防護

燃油系統的設計和佈局，必須防止由於下列原因而點燃系統內的燃油蒸氣：

(a) 雷擊附着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25.955條　燃油流量

(a) 在每種預定的運行條件和機動飛行中，燃油系統必須至少提供100％所需的燃油流量，必須按如下規定來表明符合性：

(1) 向發動機供油時，燃油壓力必須在發動機型號合格證規定的限制範圍以內；

(2) 油箱內的燃油量不得超過第25.959條制定的該油箱不可用油量與驗證本條符合性所需的油量之和；

(3) 按每種運行條件和姿態驗證本條符合性時所需的每一主燃油泵，必須投入使用。此外，還必須驗證相應的應急泵代替投入使用的主燃油泵的工作情況；

(4) 如果裝有燃油流量計，必須使其停止工作，燃油必須流經該流量計或其旁路。

(b) 如果一台發動機可以由一個以上的油箱供油，則應滿足下列要求：

(1) 對於活塞發動機，向發動機供油的任一油箱內可用燃油耗盡而使該發動機功能明顯不正常時，在轉由其它還有可用燃油的油箱供油後20秒鐘內，燃油系統必須向該發動機供應足夠壓力的燃油；

(2) 對於渦輪發動機，燃油系統除了應具備合適的手動轉換供油能力外，還必須設計成，在正常運行過程中，當向發動機供油的任一油箱內可用燃油耗盡，但通常只向該發動機供油的其它油箱內還有可用燃油時，能防止該發動機供油中斷，而無需飛行機組予以關注。

第25.957條　連通油箱之間的燃油流動

如果飛行中可將燃油從一個油箱泵送到另一個油箱，則油箱通氣系統和燃油轉輸系統的設計，必須使油箱結構不致因輸油過量而損壞。

第25.959條　不可用燃油量

每個燃油箱及其燃油系統附件的不可用燃油量必須制定為不小於下述油量：對於需由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。

第25.961條　燃油系統在熱氣候條件下的工作

(a) 飛機在熱氣候條件下運行時，燃油系統必須工作良好。為驗證滿足此要求，必須表明在預定的所有運行條件下，燃油系統從油箱出口起到每台發動機止的部分，都經增壓而能防止形成油氣。否則，必須用爬升來驗證，即從申請人選定機場高度爬升到按第25.1527條制定為使用限制的最大高度。如果選用爬升試驗，則按下列條件進行爬升試驗時，不得有氣塞或其它不正常規象：

(1) 對於活塞發動機飛機，發動機必須以最大連續功率工作，但在臨界高度以下300米(1,000英尺)至臨界高度範圍內必須使用起飛功率。使用起飛功率的持續時間不得小於起飛時間限制值；

(2) 對於渦輪發動機飛機，發動機必須以起飛功率(推力)工作，持續時間按驗證起飛飛行航跡時所選定的值，其餘爬升時間，以最大連續功率(推力)工作；

(3) 飛機的重量必須是油箱滿油、帶有最小機組以及配重(保持重心在允許範圍內所需)時的重量；

(4) 爬升空速符合下列規定：

(i) 對於活塞發動機飛機，不得超過從起飛到最大使用高度所規定的最大爬升空速，飛機形態規定如下：

(A) 起落架在收上位置；

(B) 襟翼處於最有利位置；

(C) 整流罩風門（或控制發動機冷卻源的其它設施）處於在熱天條件下提供足夠冷卻的位置；

(D) 發動機在最大連續功率限制內工作；

(E) 最大起飛重量；

(ii) 對於渦輪發動機飛機，不得超過從起飛到最大使用高度所規定的最大爬升空速。

(5) 燃油温度必須至少為43℃(110℉)；

(b) 本條(a)規定的試驗可以在飛行中進行，也可模擬各種飛行條件在地面進行。如果進行飛行試驗時的氣候冷到足以影響試驗正確實施，則受冷空氣影響的燃油箱表面、燃油管路以及燃油系統的其它零部件，必須絕熱，以儘可能模擬熱氣候條件下的飛行。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.963條　燃油箱：總則

(a) 每個燃油箱必須承受運行中可能遇到的振動、慣性、油液及結構的載荷而不損壞。

(b) 軟油箱必須經過批准，或必須表明適合於其特定用途。

(c) 整體油箱必須易於進行內部檢查和修理。

(d) 機身內的燃油箱在受到第25.561條所述應急着陸情況的慣性力作用時，必須不易破裂並能保存燃油。此外，這些油箱的安裝位置必須有防護，使油箱不大可能擦地。

(e) 油箱口蓋必須滿足下述準則，以防止燃油的流失量達到危險程度：

(1) 位於經驗或分析表明很可能遭受撞擊的區域內的所有口蓋，必須通過分析或試驗表明，其遭受輪胎碎塊、低能量發動機碎片或其它可能的碎片打穿或造成變形的程度已降至最低。

(2) 所有口蓋必須耐火。

(f) 對於增壓燃油箱，必須有具備破損-安全特性措施，防止油箱內外壓差過高。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.965條　燃油箱試驗

(a) 必須用試驗表明，裝機後的油箱能承受本條(a)(1)或(2)所規定的壓力(取大者)，而不損壞或漏油。此外，必須用分析或試驗表明，受到本條(a)(3)或(4)所規定的壓力(取大者)作用的油箱表面，能承受下述壓力：

(1) 24.2千帕(0.25公斤/釐米2；3.5磅/英寸2)的內部壓力；

(2) 在油箱內產生的最大沖壓空氣壓力的125%；

(3) 油箱滿油的飛機在最大限制加速度及相應變形時所產生的油液壓力；

(4) 飛機滾轉和燃油載荷最不利組合時所產生的油液壓力。

(b) 每個具有大的無支承(或無加強)平面的金屬油箱，如果其損壞或變形可能引起漏油，則必須能承受下列試驗或等效試驗，而無漏油或油箱壁過度變形：

(1) 必須用完整的油箱連同其支承件作振動試驗，試驗時的固定方式應模擬實際安裝情況；

(2) 除了本條(b)(4)的規定外，油箱必須裝有2/3油箱容量的水或其它合適試驗液，以不小於0.8毫米(1/32英寸)的振幅(除非證實可採用其它振幅值)振動25小時；

(3) 振動試驗頻率必須按如下規定：

(i) 如果在發動機正常運轉轉速範圍內，由轉速引起的振動頻率中沒有臨界頻率，則振動試驗頻率必須為每分鐘2,000周；

(ii) 如果在發動機正常運轉轉速範圍內，由轉速引起的振動頻率中只有一個臨界頻率，則必須以此頻率作為試驗頻率；

(iii) 如果在發動機正常運轉轉速範圍內，由轉速引起的振動頻率中有多個臨界頻率，則必須以其中最嚴重的作為試驗頻率。

(4) 在本條(b)(3)(ii)和(iii)的情況下，必須調整試驗時間，使達到的振動循環數與按本條(b)(3)(i)規定頻率在25小時內所完成的振動循環數相同；

(5) 試驗時，必須以每分鐘16～20個整循環的速率繞最臨界的軸搖晃油箱，搖晃角度為水平面上下各15°(共30°)，歷時25小時。如果分別繞不同軸的運動都是臨界的，則油箱必須繞每根臨界軸搖晃12.5小時。

(c) 除非表明安裝條件極小可能的相似的同類油箱已有滿意的使用經驗，否則非金屬油箱必須經受本條(b)(5)規定的試驗，所用燃油温度為43℃(110℉)。試驗時，必須將有代表性的油箱試件安裝在模擬裝機情況的支承結構上。

(d) 對於增壓燃油箱，必須用分析或試驗來表明，油箱能承受地面或飛行中很可能出現的最大壓力。

第25.967條　燃油箱安裝

(a) 每個燃油箱的支承必須使油箱載荷(由油箱內燃油重量引起)不集中作用在無支承的油箱表面，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。

(b) 貼近油箱表面的空間必須通大氣，以防止由於輕微泄漏而造成油氣聚積。如果油箱裝在密封的油箱艙內，可以僅用排漏孔通大氣，但排漏孔的尺寸必須足以防止飛行高度變化而引起的過壓。

(c) 每個油箱的位置必須滿足第25.1185(a)條的要求。

(d) 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。

(e) 燃油箱與載人艙的隔離，必須採用防油氣及防燃油的隔罩。

第25.969條　燃油箱的膨脹空間

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佔用膨脹空間。對於壓力加油系統，表明滿足本條要求時，可以利用符合第25.979(b)條的裝置。

第25.971條　燃油箱沉澱槽

(a) 每個燃油箱均必須有沉澱槽，其有效容積在正常地面姿態時不小於油箱容積的0.10%或0.24升(1/16美加侖)(兩者中取大值)，除非所制定的使用限制保證在服役中積水不會超過沉澱槽的容積。

(b) 在飛機處於地面姿態時，每個燃油箱必須使任何危險量的水從該油箱任何部分均能排入其沉澱槽。

(c) 每個燃油箱沉澱槽均必須具有符合下列要求的可接近的放液嘴：

(1) 在地面上可以完全放出沉澱槽內的液體；

(2) 排放液能避開飛機各個部分；

(3) 具有手動或自動的機構，能確實地鎖定在關閉位置。

第25.973條　油箱加油口接頭

每個燃油箱加油口接頭必須能防止燃油流入油箱外飛機的任何部分。此外：

(a) ［備用］

(b) 每個能明顯積存燃油的凹型加油口接頭，必須有放液嘴，其排放液應能避開飛機各個部分；

(c) 每個加油口蓋必須有耐燃油密封件；

(d) 每一加油點均必須有使飛機與地面加油設備電氣搭鐵的設施。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.975條　燃油箱的通氣和汽化器蒸氣的排放

(a) 燃油箱的通氣　每個燃油箱必須從膨脹空間的頂部通氣，以便在任何正常飛行情況下都能有效地通氣。此外，應滿足下列要求：

(1) 每個通氣口的位置必須能避免被污物或結冰堵塞；

(2) 每個通氣口的位置必須能防止正常運行時產生燃油虹吸；

(3) 在下列情況下，通氣量和通氣壓力必須使燃油箱內外壓差保持在可接受的範圍內：

(i) 正常飛行；

(ii) 最大升、降速率；

(iii) 壓力加油和抽油(如果適用)。

(4) 對於出口互相連通的油箱，其膨脹空間必須相互連通；

(5) 飛機處於地面姿態或水平飛行姿態時，任何通氣管路中都不得有會積水的部位，如果具有放液設施則除外；

(6) 通氣或放液設施的終端不得位於下列各處：

(i) 從通氣管出口排出的燃油會引起着火危險之處；

(ii) 油氣可能進入載人艙之處。

(b) 汽化器蒸氣的排放　每個具有蒸氣消除器接頭的汽化器，必須有排放管將蒸氣引回到某一燃油箱內。此外，應滿足下列要求：

(1) 每一排放系統必須具有防止被結冰堵塞的措施；

(2) 如果裝有多個燃油箱，並且各燃油箱的使用必須按一定順序，則必須將每根蒸氣排放回輸管引回到供起飛着陸用的燃油箱。

第25.977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) 〔備用〕

(c) 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。

(d) 每個濾網的直徑，必須至少等於燃油箱出油口直徑。

(e) 每個指形濾網必須便於檢查和清洗。

第25.979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准的最大載油量。該設施必須滿足下列要求：

(1) 在油箱每次加油前，能夠檢查切斷功能是否正常；

(2) 在每個加油點處，當油箱達到經批准的最大裝油量而切斷裝置未能切斷油流時，應有指示。

(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) 飛機壓力加油系統(不包括燃油箱和燃油箱通氣口)必須能承受的極限載荷，為加油時很可能出現的最大壓力(包括波動壓力)所引起載荷的2倍。必須按各油箱閥有意或無意關閉的任何組合來確定最大波動壓力；

(e) 飛機抽油系統(不包括燃油箱和燃油箱通氣口)必須能承受的極限載荷，為飛機加油接頭處最大允許抽油壓力(正或負)所引起載荷的2倍。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.981條　燃油箱點燃防護

(a) 在可能由於燃油或其蒸氣的點燃導致災難性失效發生的燃油箱或燃油箱系統內的任一點不得有點火源存在。必須通過以下表明：

(1) 確定燃油箱或燃油箱系統的最高温度低於預期燃油箱內燃油的最低自燃温度，並留有安全裕度。

(2) 證實其內的燃油可能被點燃的每個油箱內，任何一處的温度不會超過本條(a)(1)確定的温度。如果某些部件的工作、失效或故障可能提高油箱內部的温度，則必須在每一部件所有可能的工作、失效和故障條件下驗證本條。

(3) 證實點火源不會由每個單點失效、每個單點失效與每個沒有表明為概率極小的潛在失效條件的組合或者所有沒有表明為極不可能的失效組合引起。必須考慮製造偏差、老化、磨損、腐蝕以及可能的損傷的影響。

(b) 除本條(b)(2)和(c)規定的以外，一架飛機上每一燃油箱的機隊平均可燃性暴露時間均不得超過本部附錄N中定義的可燃性暴露評估時間（FEET）的3％，或所評估機型機翼燃油箱的可燃性暴露時間，取較大者。如果機翼不是傳統的非加熱鋁製機翼，則必須在假定的、與傳統的非加熱鋁製機翼油箱等效的基礎上進行分析。

(1) 機隊平均可燃性暴露時間應按照本部附錄N來確定。必須按照中國民用航空局適航部門認可的方法和程序進行評估。

(2) 除主燃油箱以外，飛機上的任何燃油箱，只要有部分位於機身輪廓線以內，就必須滿足本部附錄M規定的可燃性暴露標準。

(3) 本段用到的術語：

(i) 等效的傳統非加熱鋁製機翼燃油箱，是一個位於亞音速飛機非加熱半硬殼式鋁製機翼內的整體油箱，該機翼在氣動性能、結構能力、油箱容量以及油箱構型上與所設計的機翼相當。

(ii) 機隊平均可燃性暴露在本部附錄N中定義，是指在一個機型機隊運行的各個航段距離範圍內，每個燃油箱的空餘空間處於可燃狀態的時間比例。

(iii) 主燃油箱指直接向一台或多台發動機供油，並且在每次飛行過程中持續保持所需燃油儲備的燃油箱。

(c) 本條(b)不適用於採用減輕燃油蒸氣點燃影響措施的燃油箱，該措施使得燃油蒸氣點燃所造成的損傷不會妨礙飛機繼續安全飛行和着陸。

(d) 必須建立必要的關鍵設計構型控制限制（CDCCL）、檢查或其它程序，以防止：依照本條(a)的燃油箱系統內形成點火源；油箱可燃性暴露時間超過本條(b)的允許值；以及按照本條(a)或(c)採用的任何措施的性能和可靠性的降低。這些CDCCL、檢查和程序必須納入第25.1529條所要求的持續適航文件的適航限制部分。飛機上可預見的維修行為、修理或改裝會危及關鍵設計構型控制限制的區域內，必須設置識別這些關鍵設計特徵的可視化措施（如用導線的顏色編碼識別隔離限制）。這些可視化措施也必須被認定為CDCCL。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

燃油系統部件

第25.991條　燃油泵

(a) 主油泵　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即為主燃油泵(本條(b)要求的除外)。每個正排量式主燃油泵必須具有旁路設施，批准作為發動機組成部分的注射泵(不在汽化器內完成注油時，此泵為注油提供適當的流量和壓力)除外。

(b) 應急泵　必須具有應急泵(或通過其它主油泵)，在任一主油泵(批准作為發動機組成部分的燃油注射泵除外)失效後，能立即向相應發動機供油。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.993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) 軟管必須經過批准，或必須表明適合於其特定用途。

(e) 暴露在高温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温度過高的部位。

(f) 機身內每根燃油導管的設計和安裝，必須允許有合理程度的變形和拉伸而不漏油。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.994條　燃油系統部件的防護

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着陸時，發生燃油噴濺足以造成起火的損壞。

第25.995條　燃油閥

除了滿足第25.1189條對切斷措施的要求外，每個燃油閥還必須符合下列規定：

(a) 〔備用〕

(b) 閥門的支承應使閥門工作或加速度飛行所造成的載荷不會傳給與閥門相連的導管。

第25.997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，則不需設置放液嘴；

(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)，以便在燃油髒污程度(與污粒大小和密度有關)超過有關適航標準對發動機所規定的值時，保證發動機燃油系統的功能不受損害。

第25.999條　燃油系統放液嘴

(a) 必須利用燃油濾網和油箱沉澱槽放液嘴完成燃油系統的放液。

(b) 本條(a)要求的每個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) 有手動或自動的機構，能確實地鎖定在關閉位置；

(3) 具有滿足下列要求的放液閥；

(i) 易於接近並易於打開和關閉；

(ii) 閥門位置或其防護措施，能在起落架收起着陸時防止燃油噴濺。

第25.1001條　應急放油系統

(a) 飛機必須設置應急放油系統，除非證明該飛機在下述條件下能滿足第25.119條和第25.121(d)條的爬升要求：飛機重量為最大起飛重量減去15分鐘飛行(包括在出航機場起飛、復飛和着陸)所需燃油的實際重量或計算重量，而飛機形態、速度和功率(推力)滿足本部有關的起飛、進場和着陸爬升性能要求。

(b) 如果要求設置應急放油系統，則該系統必須能從本條(a)給定的重量開始，在15分鐘內放出足夠量的燃油，使飛機能滿足第25.119條和第25.121(d)條的爬升要求，假定應急放油在本條(c)所述飛行試驗的最不利條件(重量條件除外)下進行。

(c) 必須從最大起飛重量開始，在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1.3VSR1速度無動力下滑；

(2) 臨界發動機停車，其餘發動機為最大連續功率(推力)，以單發停車最佳爬升率的速度爬升；

(3) 以1.3VSR1速度平飛，如果本條(c)(1)和(2)規定條件下的試驗結果表明該情況可能是臨界的。

(d) 在本條(c)所述飛行試驗中，必須表明下列各點：

(1) 應急放油系統及其使用無着火危險；

(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。

(e) 對於活塞發動機飛機，必須具有措施，防止將起飛着陸所用的油箱中的燃油放油至低於以75%最大連續功率飛行45分鐘所需油量。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。

(f) 對於渦輪發動機飛機，必須具有措施，防止將起飛着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。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。

(g) 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。

(h) 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。

(i) 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。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

滑油系統

第25.1011條　總則

(a) 每台發動機必須有獨立的滑油系統，在不超過安全連續運轉温度值的情況下，能向發動機供給適量的滑油。

(b) 可用滑油量不得小於飛機在臨界運行條件下的續航時間與同樣條件下批准的發動機最大允許滑油消耗量的乘積，加上保證系統循環的適當餘量。對於活塞發動機飛機，可用下列燃油/滑油容積比來代替按飛機航程計算滑油需用量的理論分析：

(1) 對於沒有備用滑油或滑油轉輸系統的飛機，燃油/滑油容積比為30∶1；

(2) 對於具有備用滑油或滑油轉輸系統的飛機，燃油/滑油容積比為40∶1。

(c) 如果經過發動機實際滑油消耗數據的證實，可以採用大於本條(b)(1)和(2)規定的燃油/滑油容積比。

第25.1013條　滑油箱

(a) 安裝　滑油箱的安裝必須滿足第25.967條的要求。

(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) 不與發動機直接相連的每個備用滑油箱，可以具有不小於2%滑油箱容積的膨脹空間；

(3) 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佔用膨脹空間。

(c) 加油接頭　每個能明顯積存滑油的凹型滑油箱加油接頭，必須有放油嘴，其排放液應能避開飛機各個部分。此外，每個滑油箱加油口蓋必須有耐滑油密封件。

(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通氣，以便在任何正常飛行條件下都能有效地通氣；

(2) 滑油箱通氣口的佈置，必須使可能凍結和堵塞管路的冷凝水蒸氣不會聚積在任何一處。

(e) 出油口　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，滑油箱出油口不得用在任一工作温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。用於渦輪發動機的滑油箱出油口處，必須裝有切斷閥，如果滑油系統的外露部分(包括滑油箱支架)是防火的則除外。

(f) 軟滑油箱　軟滑油箱必須經過批准，或必須表明適合其特定用途。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1015條　滑油箱試驗

滑油箱必須按下列要求設計和安裝：

(a) 能承受運行中可能遇到的各種振動、慣性和液體載荷而不損壞；

(b) 除試驗壓力和試驗液按下列規定外，應滿足第25.965條的要求：

(1) 試驗壓力

(i) 對於渦輪發動機的增壓油箱，用不小於34.5千帕(0.35公斤/釐米2；5磅/英寸2)的壓力加上油箱的最大工作壓力來代替第25.965(a)條中規定的試驗壓力；

(ii) 對於所有其它的油箱，用不小於34.5千帕(0.35公斤/釐米2；5磅/平方英寸2)的壓力來代替第25.965(a)條中規定的試驗壓力。

(2) 試驗液必須用温度為120℃(250℉)的滑油來代替第25.965(c)條中規定的液體。

第25.1017條　滑油導管和接頭

(a) 滑油導管必須滿足第25.993條的要求，而在指定火區內的滑油導管和接頭還必須滿足第25.1183條的要求。

(b) 通氣管必須按下列要求佈置：

(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着火危險；

(3) 通氣管不會使排放物進入發動機進氣系統。

第25.1019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或滑油濾，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)超過發動機適航標準對發動機所規定的值時，保證發動機滑油系統功能不受損害；

(3) 滑油濾網或滑油濾(除非將其安裝在滑油箱出口處)必須具有指示器，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25.1305(c)(7)條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。

第25.1021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。每個放油嘴必須滿足下列要求：

(a) 是可達的；

(b) 有手動或自動的機構，能將其確實地鎖定在關閉位置。

第25.1023條　滑油散熱器

(a) 滑油散熱器必須能承受在運行中可能遇到的振動、慣性以及滑油壓力載荷而不損壞。

(b) 滑油散熱器空氣管的設置，必須使得在着火時，從發動機短艙正常開口冒出的火焰不會直接衝到散熱器上。

第25.1025條　滑油閥

(a) 滑油閥在切斷滑油時必須滿足第25.1189條的要求。

(b) 滑油切斷裝置的關閉不得妨礙螺旋槳順槳。

(c) 每個滑油閥在“打開”和“關閉”位置處，均必須有確實的止動或合適的指示標誌。滑油閥的支承，必須使其工作時或在加速度飛行情況下所產生的載荷不會傳給與閥門相連的導管。

第25.1027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，則滑油箱必須有保留一定量滑油的措施，以防由於滑油系統任一部分(油箱本身除外)的損壞而使滑油流盡。

(b) 保留的滑油量必須足以完成順槳工作，並且僅供順槳泵使用。

(c) 必須表明順槳系統使用保留的滑油完成順槳的能力。可以在地面上利用供發動機工作時潤滑用的輔助滑油源來進行試驗。

(d) 必須採取措施防止油泥或其它外來物影響螺旋槳順槳系統安全工作。

冷卻

第25.1041條　總則

在地面、水面和空中運行條件下以及在發動機或輔助動力裝置或兩者正常停車後，動力裝置和輔助動力裝置的冷卻設施，必須能使動力裝置部件、發動機所用的液體以及輔助動力裝置部件和所用的液體温度，均保持在對這些部件和液體所制定的温度限制以內。

第25.1043條　冷卻試驗

(a) 總則　必須在地面、水面和空中的臨界運行條件下進行試驗，以表明滿足第25.1041條的要求，對於這些試驗，採用下列規定：

(1) 如果在偏離最高外界大氣温度的條件下進行試驗，則必須按本條(c)和(d)修正所記錄的動力裝置温度；

(2) 根據本條(a)(1)所確定的修正温度，不超過制定的限制；

(3) 對於活塞發動機，冷卻試驗所用的燃油必須是經批准用於該發動機的最低燃油品級，而燃油混合比必須是進行冷卻試驗的飛行階段通常使用的調定值。試驗程序必須按第25.1045條的規定。

(b) 最高外界大氣温度　相應於海平面條件的最高外界大氣温度必須至少規定為37.8℃(100°F)，在海平面以上，假設温度遞減率為：高度每增加1,000米，温度下降6.5℃(1,000英尺，温度下降3.6°F)，一直降到-56.5℃(-69.7°F)為止，在此高度以上認為温度是恆定的-56.5℃(-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℃(100°F)的相應於海平面條件的最高外界大氣温度。

(c) 修正係數(氣缸筒不適用)　對於規定了温度限制的發動機所用的液體和動力裝置部件(氣缸筒除外)温度必須進行修正，修正方法為：此温度加上最高外界大氣温度與外界空氣温度(冷卻試驗中所記錄的部件或液體最高温度首次出現時的外界空氣温度)的差值，如果採用更合理的修正方法則除外。

(d) 氣缸筒温度的修正係數　氣缸筒温度必須進行修正，修正方法為：此温度加上最高外界大氣温度與外界空氣温度(冷卻試驗中記錄的氣缸筒最高温度首次出現時的外界空氣温度)差值的70%，如果採用更合理的修正方法則除外。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1045條　冷卻試驗程序

(a) 必須按相應於有關性能要求的起飛、爬升、航路和着陸飛行階段來表明符合第25.1041條的規定。進行冷卻試驗時，飛機的形態和運行條件均必須取每一飛行階段中對於冷卻是臨界的情況。對於冷卻試驗，當温度變化率小於每分鐘1.1℃(2°F)時，則認為温度己達到“穩定”。

(b) 在擬試驗的每一飛行階段前的進入狀態下，温度必須達到穩定，除非動力裝置部件和發動機所用的液體温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，使得在進入時温度達到其自然水平)。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的液體温度達到穩定。

(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) 部件和發動機所用的液體温度達到穩定；

(2) 飛行階段結束；

(3) 達到使用限制值。

(d) 對於活塞發動機飛機的冷卻試驗，可以假設，當飛機達到高於起飛表面460米(1,500英尺)的高度，或達到起飛段的某一點，在該點完成由起飛形態轉入航路形態而且速度達到表明符合第25.121(c)條規定的速度值(兩種高度中取高者)，起飛段即結束，飛機必須處於下列狀態：

(1) 起落架在收上位置；

(2) 襟翼處於最有利位置；。

(3) 整流罩風門片(或控制發動機冷卻源的其它設施)處於熱天條件下能提供足夠冷卻的位置；

(4) 臨界發動機停車，其螺旋槳停轉；

(5) 其餘發動機處於該高度的可用最大連續功率狀態。

(e) 對於船體式水上飛機和水陸兩用飛機，必須以比斷階速度高5節的速度順風滑行10分鐘來表明冷卻情況。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

進氣系統

第25.1091條　進氣

(a) 發動機和輔助動力裝置的進氣系統，應滿足下列要求：

(1) 在申請合格審定的每種運行條件下，必須能夠供給該發動機和輔助動力裝置所需的空氣量；

(2) 當進氣系統閥處於任一位置時，必須能夠供給正常燃油調節和混合比分配所需的空氣量。

(b) 每台活塞發動機必須有一個能防止雨水、冰塊或任何其它外來物進入的備用進氣源。

(c) 除非具備下列條件下之一，進氣口不得開設在發動機整流罩內：

(1) 用防火隔板將整流罩內設置進氣口的部分與發動機附件部分隔開；

(2) 對於活塞發動機，具有防止回火火焰的措施。

(d) 渦輪發動機飛機和裝有輔助動力裝置的飛機，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、通氣口或其它部件漏出或溢出的危險量燃油進入發動機或輔助動力裝置進氣系統；

(2) 飛機必須設計成能防止跑道、滑行道或機場其它工作場地上危險量的水或雪水直接進入發動機或輔助動力裝置的進氣道，並且進氣道的位置或防護必須使其在起飛、着陸和滑行過程中吸入外來物的程度減至最小。

(e) 如果發動機進氣系統中的零件和部件有可能被進入進氣口的外來物所損壞，則必須通過試驗或分析(如果適用)來表明該進氣系統的設計能夠經受發動機適航標準第33.76條、第33.77條和第33.78(a)(1)條外來物吸入試驗，而零件或部件的損壞不會造成危害。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.1093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。除非用其它方法來滿足上述要求，否則必須表明，在温度為-1.1℃(30°F)的無可見水汽的空氣中，每架裝有高空發動機的飛機，均符合下列規定：

(1) 採用普通文氏管式汽化器時，裝有預熱器，能在發動機以60%最大連續功率運轉情況下提供67℃(120°F)的温升；

(2) 採用可減少結冰概率的汽化器時，裝有預熱器，能在發動機以60%最大連續功率運轉情況下提供56℃(100°F)的温升。

(b) 渦輪發動機

(1) 每台渦輪發動機必須能在下列條件下在其整個飛行功率(推力)範圍(包括慢車)工作，而發動機、進氣系統部件或飛機機體部件上沒有不利於發動機運轉或引起功率或推力嚴重損失的冰積聚：

(i) 附錄C規定的結冰條件；

(ii) 為飛機作該類營運所制定的使用限制內的降雪和揚雪情況。

(2) 每台渦輪發動機必須在温度－9～－1℃(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，發動機可以按適航當局可接受的方式間歇地加大轉速到中等功率(推力)。

(c) 增壓式活塞發動機　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，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温升，只要所利用的温升是在有關的高度和運轉條件下因增壓而自動獲得的。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1101條　汽化器空氣預熱器的設計

汽化器空氣預熱器的設計和構造必須滿足下列要求：

(a) 當發動機用不預熱的空氣運轉時，保證預熱器的通風；

(b) 能夠檢查預熱器所包圍的排氣歧管部分；

(c) 能夠檢查預熱器本身的臨界部位。

第25.1103條　進氣系統管道和空氣導管系統

(a) 處於發動機第一級增壓器和輔助動力裝置壓氣機上游的進氣系統管道，必須有放液嘴，以防在地面姿態時燃油和水汽積聚到危險程度。放液嘴不得在可能引起着火危險的部位放液。

(b) 進氣系統管道應滿足下列要求：

(1) 必須具有足夠的強度，能防止進氣系統由於正常回火情況而損壞；

(2) 進氣管道如果位於需要裝置滅火系統的任何火區內，必須是耐火的，但輔助動力裝置的進氣管道在輔助動力裝置火區內必須是防火的。

(c) 連接在可能有相對運動的部件之間的每根進氣管道，必須採用柔性連接。

(d) 對於渦輪發動機和輔助動力裝置的引氣導管系統，如果在空氣導管的引氣口與飛機的用氣裝置之間的任一部位上出現導管破損，不得造成危害。

(e) 輔助動力裝置的進氣系統管道，在輔助動力裝置艙上游足夠長的一段距離上，必須是防火的，以防止熱燃氣迴流燒穿輔助動力裝置管道並進入飛機的任何其它隔艙或區域(熱燃氣進入這些地方會造成危害)。用於製造進氣系統管道其它部分和輔助動力裝置進氣增壓室的材料，必須能經受住很可能出現的最熱狀態。

(f) 輔助動力裝置的進氣系統管道，必須用不會吸收或積存危險量可燃液體(在喘振或迴流情況下可能被點燃)的材料來製造。

第25.1105條　進氣系統的空氣濾

如果進氣系統採用空氣濾，則應符合下列規定：

(a) 每個空氣濾必須位於汽化器上游；

(b) 空氣濾如果不能用熱空氣除冰，則不得安裝在作為發動機空氣口的通道的進氣系統上任何部位；

(c) 空氣濾不得單用酒精除冰；

(d) 必須使燃油不可能衝擊到任何空氣濾上。

第25.1107條　中間冷卻器和後冷卻器

中間冷卻器和後冷卻器，必須能承受運行中會遇到的任何振動、慣性和空氣壓力載荷。

排氣系統

第25.1121條　總則

對於動力裝置和輔助動力裝置安裝，採用下列規定：

(a) 排氣系統必須確保安全地排出廢氣，沒有着火危險，在任何載人艙內也沒有一氧化碳污染。為了進行測試，可使用任何可接受的一氧化碳檢測方法，來表明不存在一氧化碳；

(b) 表面温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)的任何零件引起着火；

(c) 凡可能受到熱廢氣衝擊或受到排氣系統零件高温影響的每個部件，均必須是防火的。必須用防火的屏蔽件將所有排氣系統部件與鄰近的飛機部分(位於發動機和輔助動力裝置艙之外的)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着火危險；

(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，以防某些部位温度過高；

(g) 各排氣管罩必須通風或絕熱，以免在正常運行中温度高到足以點燃排氣管罩外的任何可燃液體或蒸氣。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1123條　排氣管

對於動力裝置和輔助動力裝置安裝，採用下列規定：

(a) 排氣管必須是耐熱和耐腐蝕的，並且必須有措施防止由於工作温度引起的膨脹而損壞；

(b) 排氣管的支承，必須能承受運行中會遇到的任何振動和慣性載荷；

(c) 連接在可能有相對運動的部件之間的排氣管，必須採用柔性連接。

第25.1125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，必須能承受運行中會遇到的各種振動、慣性和其它載荷。此外，還應滿足下列要求：

(1) 排氣熱交換器必須適合於高温下連續工作，並能耐排氣腐蝕；

(2) 必須具有檢查排氣熱交換器臨界部位的措施；

(3) 排氣熱交換器接觸廢氣的部位必須具有冷卻措施；

(4) 排氣熱交換器或套管，不得有任何會增加點燃可燃液體或蒸氣(輸送可燃液體的部件失效或故障時可能出現這種液體和蒸氣)概率的死區或積存油液的部位。

(b) 如果使用排氣熱交換器來加熱通風空氣，則應符合下列規定之一：

(1) 在主排氣熱交換器和通風空氣系統之間必須有一個次級熱交換器；

(2) 必須採用其它方法防止通風空氣受到有害污染。

第25.1127條　排氣驅動的渦輪增壓器

(a) 排氣驅動的渦輪增壓器必須經過批准，或必須表明適合於其特定用途，其安裝和支承必須確保在正常檢查和翻修的間隔期內安全工作，此外，在排氣導管和渦輪之間必須計及膨脹並採用柔性連接。

(b) 必須有措施來潤滑渦輪和冷卻具有臨界温度的渦輪部位。

(c) 如果渦輪增壓器正常操縱系統發生故障，則渦輪轉速不得超過其最大允許值，為滿足此要求而設置的部件(廢氣門的操縱部件除外)，必須獨立於渦輪增壓器的正常操縱系統。

動力裝置的操縱器件和附件

第25.1141條　動力裝置的操縱器件：總則

動力裝置操縱器件的位置、排列和設計，必須符合第25.777至25.781條的規定，並按第25.1555條的要求作標記。此外，還必須滿足下列要求：

(a) 操縱器件的位置必須保證不會由於人員進出駕駛艙或在駕駛艙內正常活動而使其誤動；

(b) 柔性操縱器件必須經過批准，或必須表明適合於特定用途；

(c) 操縱器件必須具有足夠的強度和剛度，能承受工作載荷而不失效和沒有過度的變形；

(d) 操縱器件必須能保持在任何給定的位置而不需飛行機組成員經常注意，並且不會由於操縱載荷或振動而滑移；

(e) 位於指定火區內要求在着火情況下能夠工作的每個動力裝置操縱器件，必須至少是耐火的。

(f) 位於駕駛艙內的動力裝置閥門操縱器件必須具有下列措施：

(1) 飛行機組可以選擇閥門的每個預定位置或者功能；和

(2) 向飛行機組指示下列情況：

(i) 閥門的所選位置或功能；和

(ii) 閥門沒有處於預定選擇的位置或功能。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1142條　輔助動力裝置的操縱器件

駕駛艙內必須有起動、停車和應急關斷每台機載輔助動力裝置的設施。

第25.1143條　發動機的操縱器件

(a) 每台發動機必須有單獨的功率(推力)操縱器件。

(b) 功率(推力)操縱器件的排列必須滿足下列要求：

(1) 能單獨操縱每台發動機；

(2) 能同時操縱所有的發動機。

(c) 每個功率(推力)操縱器件必須能對其操縱的發動機進行確實和及時反應的操縱。

(d) 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流量是受到適當控制的。

(e) 如果功率(推力)操縱器件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) 要用另外的明顯動作才能將操縱器件移到斷油位置。

第25.1145條　點火開關

(a) 必須用點火開關來控制每台發動機上的每個點火電路。

(b) 必須有快速切斷所有點火電路的措施，其方法可將點火開關構成組列或者使用一個總點火控制器。

(c) 每組點火開關和每個總點火控制器都必須有防止被誤動的措施，但不要求連續點火的渦輪發動機的點火開關除外。

第25.1147條　混合比操縱器件

(a) 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。這些操縱器件必須成組排列並滿足下列要求：

(1) 能單獨操縱每台發動機；

(2) 能同時操縱所有的發動機。

(b) 混合比操縱器件對應於正常工作調定值的每一中間位置，必須能靠手感和視覺分辨。

(c) 混合比操縱器件必須是左右駕駛員都可接近的。但是，如果有單獨的帶操縱枱的飛行工程師工作位置，則混合比操縱器件只需是飛行工程師可接近的。

第25.1149條　螺旋槳轉速和槳距的操縱器件

(a) 每一螺旋槳必須有單獨的螺旋槳轉速和槳距的操縱器件。

(b) 操縱器件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) 能同時操縱所有的螺旋槳。

(c) 操縱器件必須能使所有螺旋槳同步。

(d) 螺旋槳轉速和槳距的操縱器件必須設在駕駛員油門操縱器件的右面，至少比其低25毫米(1英寸)。

第25.1153條　螺旋槳順槳操縱器件

(a) 每一螺旋槳必須有單獨的順槳操縱器件，該器件必須有防止被誤動的措施。

(b) 如果是用移動螺旋槳槳距或轉速操縱手柄來實現順槳，則必須有措施能防止在正常運行時將該手柄誤動到順槳位置。

第25.1155條　反推力和低於飛行狀態的槳距調定

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25.1157條　汽化器空氣温度控制裝置

每台發動機必須有單獨的汽化器空氣温度控制裝置。

第25.1159條　增壓器操縱器件

每個增壓器操縱器件必須是左右駕駛員都可達的。或者，如果有單獨的帶操縱枱的飛行工程師工作位置，則增壓器操縱器件必須是飛行工程師可達的。

第25.1161條　應急放油系統的操縱器件

每個應急放油系統的操縱器件必須有防止其被誤動的保護罩，應急放油操縱器件不得靠近滅火瓶的控制器件或用於滅火的其它控制器件。

第25.1163條　動力裝置附件

(a) 裝在發動機上的每一附件均應符合下列規定：

(1) 必須經過批准允許其安裝在有關的發動機上；

(2) 必須利用發動機上的設施進行安裝；

(3) 必須是密封的，以防止污染髮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至最小。

(c) 由發動機驅動的座艙增壓器，或任何由發動機驅動而裝於遠處的附件，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運轉。

第25.1165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) 位於防火牆靠發動機一側的磁電機接地線(用於單獨的點火電路)的安裝、位置或防護，必須使由於機械損傷、電氣故障或其它原因引起兩根或兩根以上接地線同時失效的概率減至最小。

(e) 任何發動機的接地線不得通過另一發動機的火區，除非該接地線通過此火區的每一部分都是防火的。

(f) 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它電路。

(g) 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。

(h) 渦輪發動機飛機的每個發動機點火系統必須作為重要電氣負載。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1167條　附件傳動箱

對於裝有未作為發動機一部分審定的附件傳動箱的飛機，採用下列規定：

(a) 發動機連同傳動箱及與其相連的傳動件和軸，必須按發動機適航標準中有關的規定進行耐久性試驗；

(b) 附件傳動箱必須滿足發動機適航標準中有關附件連接和發動機部件試驗的要求；

(c) 對正常運轉條件下預期產生的傳動箱、傳動件和軸系的各種可能的形位偏差和扭轉載荷必須加以評估。

動力裝置的防火

第25.1181條　指定火區的範圍

(a) 指定火區指下列各部分：

(1) 發動機動力部分；

(2) 發動機附件部分；

(3) 發動機動力部分和附件部分之間沒有隔開的整個動力裝置艙(不計活塞發動機本體)；

(4) 輔助動力裝置艙；

(5) 第25.859條所述的燃油燃燒加温器和其它燃燒設備及其安裝部分；

(6) 渦輪發動機的壓氣機和附件部分；

(7) 包含輸送可燃液體或氣體管路或組件的渦輪發動機安裝的燃燒室、渦輪和尾噴管部分。

(b) 每一指定火區必須滿足第25.863、25.865、25.867、25.869條，以及第25.1185至25.1203條的要求。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1182條　防火牆後面的短艙區域和包含可燃液體導管的發動機吊艙連接結構

(a) 每個直接位於防火牆後面的短艙區域和包含可燃液體導管的發動機吊艙連接結構的每一部分，必須滿足第25.1103(b)條、第25.1165(d)和(e)條、第25.1183條、第25.1185(c)條、第25.1187條、第25.1189條以及第25.1195至25.1203條中的每項要求，包括指定火區的有關要求。但是，發動機吊艙的連接結構不必具有火警探測或滅火措施。

(b) 對於本條(a)所述的每個區域，如果在該區域內裝有可收放起落架，則只需要在起落架收上時表明滿足本條(a)的要求。

第25.1183條　輸送可燃液體的組件

(a) 除本條(b)規定者外，在易受發動機着火影響的區域內輸送可燃液體的每一導管、接頭和其它組件，以及在指定火區內輸送或容納可燃液體的每一組件，均必須是耐火的，但是指定火區內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。活塞發動機上容量小於23.7升(25夸脱)的整體滑油池不必是防火的，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、接頭和組件；

(2) 破損後不會引起或增加着火危險的通風管和排放管及其接頭。

(c) 在指定火區內，如果暴露在火中或者被火損壞時會出現下列可能，則包括輸送管在內的所有組件都必須是防火的：

(1) 導致火焰蔓延到飛機的其它區域；或

(2) 引起對重要設施或設備的無意工作，或者失去工作的能力。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1185條　可燃液體

(a) 除第25.1183(a)條所規定的整體滑油池外，作為裝有可燃液體或氣體的系統一部分的油箱或容器，不得安置在指定火區內，除非所裝的液體、系統的設計、油箱所採用的材料、切斷裝置以及所有的連接件、導管和控制裝置所提供的安全度，與油箱或容器安置在該火區外的安全度相同。

(b)每個油箱或容器與每一防火牆或用於隔開指定火區的防火罩之間，必須有不小於13毫米(1/2英寸)的間隙。

(c) 位於可能滲漏的可燃液體系統組件近旁的吸收性材料，必須加以包覆或處理，以防吸收危險量的液體。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1187條　火區的排液和通風

(a) 指定火區的每個部位必須能完全排放積存的油液，使容有可燃液體的任何組件失效或故障而引起的危險減至最小。排放措施應滿足下列要求：

(1) 當需要排放時，在預期液體會存在的各種情況下，必須是有效的；

(2) 必須佈置成使放出的液體不會增加着火危險。

(b) 每一指定的火區必須通風，以防可燃蒸氣聚積。

(c) 通風口不得設置在其它火區的可燃液體、蒸氣或火焰會進入的部位。

(d) 每一通風措施必須佈置成使排出的蒸氣不會增加着火危險。

(e) 除短艙的發動機動力部分和燃燒加温器的通風管道外，必須有措施使機組能切斷通向任何火區的強迫風源，如果滅火劑劑量和噴射率是以通過該火區的最大空氣流量為依據的則除外。

第25.1189條　切斷措施

(a) 每台發動機安裝和第25.1181(a)(4)與(5)條規定的各個火區必須有措施，用來切斷燃油、滑油、除冰液以及其它可燃液體，或者防止危險量的上述液體流入或流過任何指定火區，或在其中流動。但下列情況不要求有切斷措施：

(1) 與發動機組成一體的導管、接頭和組件；

(2) 渦輪發動機安裝的滑油系統(如果其處於指定火區內的所有組件，包括滑油箱，都是防火的，或位於不易受發動機着火影響的區域)。

(b) 任何一台發動機的燃油切斷閥的關閉，不得中斷對其餘發動機的供油。

(c) 任何切斷動作不得影響其它設備(諸如螺旋槳順槳裝置)以後的應急使用。

(d) 可燃液體的切斷裝置和控制裝置必須是防火的，或者必須安置和防護得使火區內的任何着火不會影響其工作。

(e) 切斷裝置關閉後，不得有危險量的可燃液體排入任何指定火區。

(f) 必須有措施防止切斷裝置被誤動，並能使機組在飛行中重新打開已關閉的切斷裝置。

(g) 油箱和發動機之間的每個切斷閥的安裝位置必須使動力裝置或發動機安裝的結構破損不會影響該閥工作。

(h) 每個切斷閥必須具有釋放聚積過大壓力的措施，如果系統中另有釋壓措施則除外。

第25.1191條　防火牆

(a) 每台發動機、輔助動力裝置、燃油燃燒加温器、其它在飛行中需要使用的燃燒設備以及渦輪發動機的燃燒室、渦輪和尾噴管部分，均必須用防火牆、防火罩或其它等效設施與飛機的其它部分隔離。

(b) 防火牆和防火罩應滿足下列要求：

(1) 必須是防火的；

(2) 其構造必須能防止危險量的空氣、液體或火焰從該隔艙進入飛機的其它部分；

(3) 其構造必須使每一開孔都用緊配合的防火套圈、襯套或防火牆接頭進行封嚴；

(4) 必須防腐蝕。

第25.1192條　發動機附件部分的隔板

對於活塞發動機，發動機動力部分和排氣系統的所有部分必須用滿足第25.1191條防火牆要求的隔板與發動機附件部分隔離。

第25.1193條　發動機罩和短艙蒙皮

(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) 整流罩必須滿足第25.1187條的排液和通風要求。

(c) 在發動機動力部分和發動機附件部分之間有隔板的飛機上，一旦動力裝置的發動機動力部分着火時，經受火焰的附件部分整流罩的各部分，應符合下列規定：

(1) 必須是防火的；

(2) 必須滿足第25.1191條的要求。

(d) 由於靠近排氣系統零件或受排氣衝擊而經受高温的整流罩的各部分必須是防火的。

(e) 每架飛機必須符合下列規定：

(1) 其設計和構造應使在任何火區內出現的着火不能通過開口或燒穿外蒙皮而進入其它任何火區或會增加危險的區域；

(2) 在起落架收起時(如果適用)，應滿足本條(e)(1)的要求；

(3) 在發動機動力部分或附件部分着火時經受火焰的區域應使用防火蒙皮。

第25.1195條　滅火系統

(a) 必須有為每個指定火區服務的滅火系統，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安裝的燃燒室、渦輪及尾噴管部分，如果表明其着火是可控制的，則這些部分除外。

(b) 滅火系統、滅火劑劑量、噴射速率和噴射分佈必須足以滅火。必須通過真實的或模擬的飛行試驗來表明，在飛行中臨界的氣流條件下，本條(a)規定的每一指定火區內滅火劑的噴射，可提供能熄滅該火區內的着火併能使復燃的概率減至最小的滅火劑密集度。輔助動力裝置、燃油燃燒加温器以及其它燃燒設備可以使用單獨的“一次噴射”式滅火系統。對於每個其它的指定火區，必須提供兩次噴射，每次噴射要有足夠的滅火劑密集度。

(c) 短艙的滅火系統必須能夠同時對被防護短艙的每一火區進行防護。

第25.1197條　滅火劑

(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它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温度範圍，均具有熱穩定性。

(b) 如果使用任何有毒的滅火劑，必須採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或每個飛行機組成員，應有防護性呼吸設備。

第25.1199條　滅火瓶

(a) 每個滅火瓶必須備有釋壓裝置，防止內壓過高而引起容器爆破。

(b) 從釋壓接頭引出的每根排放管的排放瑞頭，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它外來物堵塞。

(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) 在預定運行條件下，必須保持每個滅火瓶的温度，以防出現下列情況：

(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，則每個滅火瓶必須安裝得使温度條件不致產生爆炸帽工作性能危險的惡化。

第25.1201條　滅火系統材料

(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。

第25.1203條　火警探測系統

(a) 在每個指定火區和在渦輪發動機安裝的燃燒室、渦輪和尾噴管部分內，均必須有經批准的、快速動作的火警或過熱探測器。其數量和位置要保證能迅速探測這些區域內的火警。

(b) 火警探測系統的構造和安裝必須符合下列規定：

(1) 能承受運行中可能遇到的振動、慣性和其它載荷；

(2) 裝有警告裝置，一旦指定火區的傳感器或有關導線在某一處斷開時，能向機組報警，如果該系統在斷開後仍能作為滿足要求的探測系統繼續工作則除外；

(3)裝有警告裝置，一旦指定火區內的傳感器或有關導線短路時，能向機組報警，如果該系統在短路後仍能作為滿足要求的探測系統繼續工作則除外。

(c) 火警或過熱探測器不得受到可能出現的任何油、水、其它液體或氣體的影響。

(d) 必須有手段使機組在飛行中能檢查每個火警或過熱探測器電路的功能。

(e) 火區內每個火警或過熱探測系統的部件必須是耐火的。

(f) 任何火區的火警或過熱探測系統的部件不得穿過另一火區，但具備下列條件之一者除外：

(1) 能夠防止由於所穿過的火區着火而發生假火警的可能性；

(2) 所涉及的火區是由同一探測器和滅火系統同時進行防護的。

(g) 火警探測系統的構造，必須使得當其處於安裝形態時，不會超過根據探測器有關技術標準中規定的響應時間標準對探測器所批准的報警動作時間。

(h) 火區內每個火警或過熱探測系統的電氣線路互聯繫統(EWIS)必須符合25.1731條的要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1207條　符合性

除非另有規定，必須用全尺寸的着火試驗或下列方法中的一種或幾種表明滿足第25.1181至25.1203條的要求：

(a) 類似動力裝置構型的試驗；

(b) 部件試驗；

(c) 具有類似動力裝置構型的飛機服役經驗；

(d) 分析。

F分部　設備

總則

第25.1301條　功能和安裝

(a) 所安裝的每項設備必須符合下列要求：

(1) 其種類和設計與預定功能相適應；

(2) 用標牌標明其名稱、功能或使用限制，或這些要素的適用的組合；

(3) 按對該設備規定的限制進行安裝；

(4) 在安裝後功能正常。

(b) 電氣線路互聯繫統(EWIS)必須符合本部H分部的要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1303條　飛行和導航儀表

(a) 下列飛行和導航儀表的安裝必須使每一駕駛員從其工作位置都能看到該儀表：

(1) 大氣靜温表，或可將其指示換算為大氣靜温的大氣温度表；

(2) 帶秒針的或數字式的顯示時、分、秒的時鐘；

(3) 航向指示器(無陀螺穩定的磁羅盤)。

(b) 每一駕駛員工作位置處必須安裝下列飛行和導航儀表：

(1) 空速表。如果空速限制隨高度變化，則該表必須指示隨高度變化的最大允許空速VMO；

(2) 高度表(靈敏型)；

(3) 升降速度表(垂直速度)；

(4) 帶有側滑指示器(轉彎傾斜儀)的陀螺轉彎儀，但按有關營運條例裝有在360度俯仰和滾轉姿態中均可工作的第三套姿態儀表系統的大型飛機，只需有側滑指示器；

(5) 傾斜俯仰指示器(陀螺穩定的)；

(6) 航向指示器(陀螺穩定的磁羅盤或非磁羅盤)。

(c) 飛機應根據下列規定的情況安裝相應的飛行和導航儀表：

(1) 渦輪發動機飛機和VMO/MMO大於0.8VDF/MDF或0.8VD/MD的飛機，需有速度警告裝置。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(要與其它用途的音響警告有明顯區別)。該警告裝置的製造允差的上限不得超過規定的警告速度；

(2) 有壓縮性限制而本條(b)(1)要求的空速指示系統未向駕駛員指示MMO的飛機，在每一駕駛員工作位置處需有馬赫數表。

第25.1305條　動力裝置儀表

所需的動力裝置儀表規定如下：

(a) 各種飛機

(1) 每台發動機一個燃油壓力警告裝置，或所有發動機一個總警告裝置，並有分離各單獨警告的措施；

(2) 每個燃油箱一個燃油油量表；

(3) 每個滑油箱一個滑油油量指示器；

(4) 每台發動機的每個獨立的滑油壓力系統一個滑油壓力錶；

(5) 每台發動機一個滑油壓力警告裝置，或所有發動機一個總警告裝置，並有分離各單獨警告的措施；

(6) 每台發動機一個滑油温度表；

(7) 提供可視和音響警告的火警設備；

(8) 每個加力液箱一個液量指示器(和飛機運行中液體的使用方式相適應)。

(b) 活塞發動機飛機　除本條(a)要求的動力裝置儀表外，還需裝有下列動力裝置儀表：

(1) 每台發動機一個汽化器空氣温度表；

(2) 每台氣冷發動機一個氣缸頭温度表；

(3) 每台發動機一個進氣壓力錶；

(4) 每台發動機一個燃油壓力錶(指示供油壓力)；

(5) 無自動高度混合控制器的每台發動機，一個燃油流量表或一個油氣混合比指示器；

(6) 每台發動機一個轉速錶；

(7) 屬於下列任一情況的每台發動機，一個在飛行中向飛行機組指示功率輸出變化的裝置：

(i) 裝有由功率輸出測量系統啓動的螺旋槳自動順槳系統；

(ii) 發動機活塞總排氣量等於或大於33,000毫升(2,000英寸3)。

(8) 每具可反槳的螺旋槳一個指示裝置，在螺旋槳反槳時向駕駛員發出指示。

(c) 渦輪發動機飛機　除本條(a)要求的動力裝置儀表外，還需裝有下列動力裝置儀表：

(1) 每台發動機一個燃氣温度表；

(2) 每台發動機一個燃油流量表；

(3) 每台發動機一個轉速錶(指示有規定限制轉速的轉子轉速)；

(4) 如果發動機起動機既未按連續使用設計，又未設計成在其失效後能防止危險，但是可能被連續使用，則每台起動機應有一種向飛行機組指示其運轉狀態的裝置；

(5) 每台發動機一個動力裝置防冰系統功能指示器；

(6) 第25.997條要求的燃油濾網或燃油濾，應有一個指示器，在濾網或油濾的髒污程度影響第25.997(d)條規定的濾通能力之前即指示出現髒污；

(7) 第25.1019條要求的滑油濾網或滑油濾，如果沒有旁路，則應有一個警告裝置，在濾網或油濾的髒污程度影響第25.1019(a)(2)條規定的濾通能力之前向駕駛員警告出現髒污；

(8) 防止燃油系統部件被冰堵塞的任何加温器，應有一個指示其功能是否正常的指示器。

(d) 渦輪噴氣發動機飛機　除本條(a)和(c)要求的動力裝置儀表外，還需裝有下列動力裝置儀表：

(1) 一個向駕駛員指示推力或與推力直接有關的參數的指示器。其指示必須以對推力或該參數的直接測量為依據。該指示器必須能指示發動機故障、損壞或性能降低所造成的推力變化；

(2) 當反推力裝置處於下列狀態時，位置指示裝置向飛行機組發出指示：

(i) 未處於所選位置，和

(ii) 對於每台裝有反推力裝置的發動機，處於反推力位置。

(3) 一個指示轉子系統不平衡狀態的指示器。

(e) 渦輪螺旋槳飛機　除本條(a)和(c)要求的動力裝置儀表外，還需裝有下列動力裝置儀表：

(1) 每台發動機一個扭矩表；

(2) 每具螺旋槳一個位置指示器，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；

(3) ［刪除］

(f) 裝有增大功率(推力)的液體系統(燃油除外)的飛機，必須裝有一個經批准的向飛行機組指示該系統功能是否正常的裝置。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1307條　其它設備

所需的其它設備規定如下：

(a) ［備用］

(b) 兩個或兩個以上獨立的電源；

(c) 本部規定的電氣保護裝置；

(d) 兩套雙向無線電通信系統，每套系統的控制裝置可從每個駕駛員的工作位置進行操作，其設計和安裝需保證一套系統失效時不影響另一套系統工作。允許使用公共的天線系統，只要表明使用後仍具有足夠的可靠性；

(e) 兩套無線電導航系統，每套系統的控制裝置可從每個駕駛員的工作位置進行操作，其設計和安裝需保證一套系統失效時不影響另一套系統工作。允許使用公共的天線系統，只要表明使用後仍具有足夠的可靠性；

(f) ［刪除］

(g) ［刪除］

(h) ［刪除］

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1309條　設備、系統及安裝

(a) 凡航空器適航標準對其功能有要求的設備、系統及安裝，其設計必須保證在各種可預期的運行條件下能完成預定功能。

(b) 飛機系統與有關部件的設計，在單獨考慮以及與其它系統一同考慮的情況下，必須符合下列規定：

(1) 發生任何妨礙飛機繼續安全飛行與着陸的失效狀態的概率為極不可能；

(2) 發生任何降低飛機能力或機組處理不利運行條件能力的其它失效狀態的概率為不可能。

(c) 必須提供警告信息，向機組指出系統的不安全工作情況並能使機組採取適當的糾正動作。系統、控制器件和有關的監控與警告裝置的設計必須儘量減少可能增加危險的機組失誤。

(d) 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）的規定。這種分析必須考慮下列情況：

(1) 可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和損壞；

(2) 多重失效和失效未被檢測出的概率；

(3) 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；

(4) 對機組的警告信號，所需的糾正動作，以及對故障的檢測能力。

(e) 在表明電氣系統和設備的設計與安裝符合本條(a)和(b)的規定時，必須考慮臨界的環境條件。中國民用航空規章規定具備的或要求使用的發電、配電和用電設備，在可預期的環境條件下能否連續安全使用，可由環境試驗、設計分析或參考其它飛機已有的類似使用經驗來表明，但適航當局認可的技術標準中含有環境試驗程序的設備除外。

(f) 必須按照25.1709條的要求對電氣線路互聯繫統(EWIS)進行評估。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1310條　電源容量和分配

(a) 對於型號合格審定或運行規章所要求的，並需要用電的每個裝置均為電源的“重要負載”。在可能的運行條件和可能的持續時間內，電源和系統必須能夠提供電源給下列負載：

(1) 系統正常工作時連接到系統的負載；

(2) 在任何一個主驅動器、電源轉換器或儲能裝置失效後的重要負載；

(3) 在下列失效後的重要負載：

(i) 雙發飛機的任何一台發動機，以及

(ii) 三發或以上發動機飛機的任何兩台發動機；

(4) 在任何一個電源系統、配電系統或其他用電系統失效或失常後，需要一個備份電源的重要負載。

(b) 判斷是否符合本條(a)(2)和(3)時，可以假定電源負載按與經批准的運行類別的安全性相符合的監控程序降低。對於三發或三發以上飛機，雙發不工作條件時不是可控飛行所必須的負載可以不考慮。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1316條　系統閃電防護

(a) 對於其功能失效會影響或妨礙飛機繼續安全飛行和着陸的每種電氣、電子系統的設計和安裝，必須保證在飛機遭遇閃電環境時，執行這些功能的系統的工作與工作能力不受不利影響。

(b) 對於其功能失效會影響或造成降低飛機能力或飛行機組處理不利運行條件能力的各種電氣和電子系統的設計與安裝，必須保證在飛機遭遇閃電環境之後能及時恢復這些功能。

(c) 必須按照遭遇嚴重閃電環境來表明對於本條(a)和(b)的閃電防護準則的符合性。申請人必須通過下列辦法來設計並驗證飛機電氣/電子系統對閃電影響的防護能力：

(1) 確定飛機的閃擊區；

(2) 建立閃擊區的外部閃電環境；

(3) 建立內部環境；

(4) 判定必須滿足本條要求的所有電子電氣系統及其在飛機上或飛機內的位置；

(5) 確定系統對內部和外部閃電環境的敏感度；

(6) 設計防護措施；

(7) 驗證防護措施的充分性。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1317條　高強輻射場(HIRF)防護

(a) 除本條（d）規定的以外，對於其功能失效會影響或妨礙飛機繼續安全飛行和着陸的每個電氣和電子系統必須設計和安裝，以符合以下要求：

(1) 當飛機暴露於附錄L中描述的HIRF環境I時和暴露後，其功能不會受到不利影響；

(2) 飛機暴露於附錄L中描述的HIRF環境I後，系統及時地自動恢復其功能的正常運行，除非系統的這種功能恢復與該系統其他運行或功能要求相沖突；和

(3) 當飛機暴露於附錄L中描述的HIRF環境II時和暴露後，系統不會受到不利影響。

(b) 對於其功能失效後會嚴重降低飛機性能或飛行機組對不利運行條件的反應能力的電子和電氣系統必須設計和安裝，當提供這些功能的設備暴露於附錄L中描述的HIRF設備測試水平1或2時，系統不會受到不利影響。

(c) 對於其功能失效後會降低飛機性能或飛行機組對不利運行條件的反應能力的電子和電氣系統必須設計和安裝，當提供這些功能的設備暴露於附錄L中描述的HIRF設備測試水平3時，系統不會受到不利影響。

(d)在2012年12月1日前，如果其功能故障後會妨礙繼續安全飛行和着陸的電子或電氣系統的設計和安裝，在符合以下要求時可以不用滿足(a)款的規定：

(1) 系統先前已經符合2016年4月17日前頒發的CCAR 21.16規定的專用條件；

(2) 自從表明符合專用條件後系統的HIRF抗干擾特性沒有改變；和

(3) 提供以前表明符合專用條件的數據。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

儀表：安裝

第25.1321條　佈局和可見度

(a) 必須使任一駕駛員在其工作位置沿飛行航跡向前觀察時，儘可能少偏移正常姿勢和視線，即可看清供他使用的每個飛行、導航和動力裝置儀表。

(b) 第25.1303條所要求的飛行儀表必須在儀表板上構成組列，並儘可能集中在駕駛員向前視線所在的垂直平面附近。此外，必須符合下列規定：

(1) 最有效地指示姿態的儀表必須裝在儀表板上部中心位置；

(2) 最有效地指示空速的儀表必須直接裝在本條(b)(1)所述儀表的左邊；

(3) 最有效地指示高度的儀表必須直接裝在本條(b)(1)所述儀表的右邊；

(4) 最有效地指示航向的儀表必須直接裝在本條(b)(1)所述儀表的下邊。

(c) 所要求的動力裝置儀表，必須在儀表板上緊湊地構成組列。此外，必須符合下列規定：

(1) 各發動機使用同樣的動力裝置儀表時，其位置的安排必須避免混淆每個儀表所對應的發動機；

(2) 對飛機安全運行極端重要的動力裝置儀表，必須能被有關機組成員看清。

(d) 儀表板的振動不得破壞或降低任何儀表的精度。

(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。

第25.1322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，則除適航當局另行批准外，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，可能要求立即採取糾正動作的指示燈)；

(b) 琥珀色，用於戒備燈(指示將可能需要採取糾正動作的指示燈)；

(c) 綠色，用於安全工作燈；

(d) 任何其它顏色，包括白色，用於本條(a)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。

第25.1323條　空速指示系統

下列要求適用於每個空速指示系統：

(a) 每個空速指示儀表必須經過批准，並必須加以校準，在施加相應的總壓和靜壓時以儘可能小的儀表校準誤差指示真空速(海平面標準大氣下)；

(b) 空速指示系統必須加以校準，以確定飛行時和地面起飛加速滑跑過程中的系統誤差(即指示空速和校準空速的關係)。進行地面滑跑校準時，必須按照下列條件：

(1) 對於批准的高度和重量範圍，速度從0.8V1最小值至V2的最大值；

(2) 襟翼位置和發動機功率(推力)的調定按第25.111條制定起飛航跡時所確定的值，但假設臨界發動機在V1最小值時失效。

(c) 在下列狀態的整個速度範圍內，空速的安裝誤差(不包括空速指示儀表校準誤差)不得超過3%或5節，兩者中取大值：

(1) 從VMO至1.23VSR1，襟翼在收上位置；

(2) 從1.23VSRO至VFE，襟翼在着陸位置。

(d) 從1.23VSR到失速警告開始的速度，指示空速隨校準空速必須明顯地變化並且趨勢相同，並且在低於失速警告速度的速度下指示空速不得以不正確的趨勢發生變化。

(e) 從VMO到VMO+2/3(VDF-VMO)，指示空速隨校準空速必須明顯地變化並且趨勢相同，並且在直到VDF的較高速度下指示空速不得以不正確的趨勢發生變化。

(f) 在開始抬前輪和飛機獲得穩定爬升狀態之間的起飛階段，不得出現導致飛行員過度困難的空速指示。

(g) 空速指示系統的滯後效應不應引起明顯的起飛指示空速偏差，或者起飛或加速停止距離的顯著誤差。

(h) 每個空速指示系統的安排必須儘可能防止由於濕氣、塵埃或其它雜物侵入而失靈或產生嚴重誤差。

(i) 每個空速指示系統必須配備有一個可加温的空速管或等效手段，防止由於結冰而失靈。

(j) 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。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1325條　靜壓系統

(a) 每個帶大氣靜壓膜盒的儀表必須通過合適的管路系統與外界大氣連通。

(b) 靜壓孔的設計和位置必須使靜壓系統的性能受氣流變化或者受濕氣或其它外來物的影響最小，而且當飛機遇到本部附錄C所規定的連續或間斷最大結冰狀態時，靜壓系統內的空氣壓力和真實的外界大氣靜壓之間的相互關係不變。

(c) 靜壓系統的設計和安裝必須符合下列規定：

(1) 備有可靠的排放水分的措施；要避免導管擦傷和在導管彎曲處過分變形或嚴重限流；所用的材料應是耐久的，適合於預定用途並能防腐蝕；

(2) 除通大氣的孔外靜壓系統都要氣密。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　對靜壓系統抽氣到壓差約為3,400帕(25毫米汞柱；l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，指示高度的減小值必須不大於30米(100英尺)；

(ii) 增壓飛機　對靜壓系統抽氣到壓差等於飛機型號合格審定時批准的最大座艙壓差，停止抽氣一分鐘後，指示高度的減小值必須不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。

(d) 每個氣壓高度表必須經過批准，並且必須加以校準，使之在施加相應的靜壓時，能以儘可能小的校準誤差來指示標準大氣下的氣壓高度。

(e) 每個靜壓系統的設計和安裝必須使在海平面標準大氣下所指示的氣壓高度的誤差(不包括儀表校準誤差)，在1.23VSRO (襟翼展態)至1.7VSR1(襟翼收態)速度範圍內對應的飛機形態下，每100節不超過±10米(30英尺)，速度小於100節時，氣壓高度誤差允許為±10米(30英尺)。

(f) 如果高度表系統裝有高度表指示修正裝置，該裝置必須設計和安裝成當其失靈時能夠旁路，除非另有一個備用高度表，每個修正裝置必須有措施向飛行機組指示有合理可能的失靈(包括能源失效)。該指示措施在駕駛艙可能出現的任何照明條件下必須有效。

(g) 除本條(h)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。

(h) 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(g)(1)的規定不適用。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1326條　空速管加温指示系統

如果裝有飛行儀表的空速管加温系統，則必須設置指示系統，當空速管加温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) 在飛行機組成員清晰可見的視野內有一琥珀色燈；

(b) 其設計應能在出現任一下列情況時提請飛行機組注意：

(1) 空速管加温系統開關在“斷開”位置；

(2) 空速管加温系統開關在“接通”位置，而任一空速管加温元件不工作。

第25.1327條　磁航向指示器

(a) 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。

(b) 經補償的安裝偏差，平飛時，在任何航向上均不得大於10度。

第25.1329條　飛行導引系統

(a) 必須給每個駕駛員提供具有快速切斷自動駕駛儀和自動推力功能的操縱器件。自動駕駛儀快速切斷操縱器件必須裝在兩個操縱盤（或其等效裝置）上。自動推力快速切斷操縱器件必須裝在推力操縱桿上。當駕駛員在操作操縱盤（或其等效裝置）和推力操縱桿時，必須易於接近快速斷開操縱器件。

(b) 對駕駛員人工斷開自動駕駛儀或自動推力功能的系統，其失效影響必須按照第25.1309條的要求進行評估。

(c) 飛行導引系統、模式、或傳感器的銜接或轉換導致的飛機航跡瞬變，都不得大於本條(n)(1)中規定的微小瞬變。

(d) 在正常條件下，飛行導引系統的任何自動控制功能的切斷導致的飛機航跡瞬變，都不得大於微小瞬變。

(e) 在罕見的正常和不正常條件下，飛行導引系統的任何自動控制功能的切斷導致的瞬變都不得大於本條(n)(2)中規定的重大瞬變。

(f) 如有必要，為了防止不適當使用或混淆，每一個指令基準控制器件的功能和運動方向，如航向選擇或垂直速度，必須清楚地標示在每一控制器件上或其附近。

(g) 在適於使用飛行導引系統的任何飛行條件下，飛行導引系統不會對飛機產生危險的載荷，也不會產生危險的飛行航跡偏離。這一要求適用於無故障運行和故障情況，前提是假設駕駛員在一段合理的時間內開始採取糾正措施。

(h) 當使用飛行導引系統時，必須提供措施以避免超出正常飛行包線速度範圍可接受的裕度。如果飛機飛行速度偏移超出這個範圍，必須提供措施防止飛行導引系統導引或控制導致不安全的速度。

(i) 飛行導引系統的功能、操縱器件、指示和警告必須被設計成使飛行機組對於飛行導引系統的工作和特性產生的錯誤和混淆最小。必須提供措施指示當前的工作模式，包括任何預位模式、轉換和復原。選擇器電門的位置不能作為一種可接受的指示方式。操縱器件和指示必須合理和統一地進行分類組合和排列。在任何預期的照明條件下，指示都必須能夠被每個駕駛員看見。

(j) 自動駕駛儀斷開後，必須及時的給每一駕駛員提供與駕駛艙其它警告截然不同的警告（視覺和聽覺的）。

(k) 自動推力功能斷開後，必須給每一駕駛員提供戒備指示。

(l) 當飛行機組對飛行操縱器件施加超控力時，自動駕駛儀不得產生潛在的危險。

(m) 在自動推力工作期間，飛行機組必須不用過大的力氣就能移動推力杆。在飛行機組對推力杆施加超控力時，自動推力不得產生潛在的危險。

(n) 對於本條，瞬變指對控制或飛行航跡的一種干擾，這種干擾對飛行機組輸入的響應或環境條件不一致。

(1) 微小瞬變不會嚴重減小安全裕度，且飛行機組的行為能力還很好。微小瞬變會導致輕微增加飛行機組的工作負擔或對旅客和客艙機組帶來某些身體的不適。

(2) 重大瞬變會引起安全裕度嚴重減小、飛行機組工作負擔增加、飛行機組不適，或旅客和客艙機組身體傷害，可能還包括非致命的受傷。為了保持或恢復到正常飛行包線內，嚴重瞬變不要求：

(i) 特殊的駕駛技巧，機敏或體力；

(ii) 超過第25.143(d)條要求的駕駛員力量；

(iii) 會對有保護或無保護的乘員產生進一步危害的飛機的加速度或姿態。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1331條　使用能源的儀表

(a) 對於第25.1303(b)條要求的使用能源的每個儀表，採用下列規定：

(1) 每個儀表都必須具有與儀表構成一體的目視指示裝置，在供能不足以維持儀表正常性能時發出指示。能源必須在進入儀表處或其附近測量。對電氣儀表，當電壓在批准的範圍內時，即認為電源滿足要求；

(2) 每個儀表在一個能源一旦失效時，必須由另一能源供能，此轉換可以自動或手動完成；

(3) 如果提供導航數據的儀表是從該儀表外部的來源接受信息的，並且喪失這些信息就會使所提供的數據不可靠，則該儀表必須具有目視指示裝置，當信息喪失時向機組發出警告，不應再信賴所提供的數據。

(b) 本條所用“儀表”一詞，包括裝在一個設備內的裝置，以及由多個實體上分開但彼此相連的設備或部件所組成的裝置(以遠讀陀螺航向指示器為例，它由磁感應傳感器、陀螺裝置、放大器和指示器相連而成)。

第25.1333條　儀表系統

第25.1303(b)條要求的，各駕駛員工作位置處的儀表，其工作系統應符合下列規定：

(a) 必須有措施，能使正駕駛員工作位置處的儀表與獨立的工作系統相連接(獨立於其他飛行機組工作位置處的工作系統或其它設備)；

(b) 設備、系統和安裝必須設計成，當發生任何單個故障或故障組合後(如未表明其概率極不可能)，無需增加機組成員的動作，仍能保留一組可供駕駛員使用的、由儀表提供的、對飛行安全必不可少的信息顯示(包括姿態、航向、空速和高度)；

(c) 附加的儀表、系統和設備不得連接到所要求的儀表工作的系統上，除非有措施保證，附加的儀表、系統或設備發生任一失靈後(如未表明其概率極不可能)，所要求的儀表仍能繼續正常工作。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1335條　[刪除]

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1337條　動力裝置儀表

(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25.993條和第25.1183條的要求。

(2) 每根裝有充壓可燃液體的管路必須符合下列規定：

(i) 在壓力源處有限流孔或其它安全裝置，以防管路破損時溢出過多的液體；

(ii) 管路的安裝和佈置要使液體的溢出不會造成危險。

(3) 使用可燃液體的每個動力裝置和輔助動力裝置儀表，其安裝和佈置必須使液體的溢出不會造成危險。

(b) 燃油油量表　必須裝有指示裝置向飛行機組成員指示飛行中每個油箱內可用燃油油量，單位為升(美加侖)，或者當量單位。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25.959條確定的不可用燃油量時，其讀數為“零”；

(2) 出口和空間都互通的若干油箱可以視為一個油箱而不必分別設置指示器；

(3) 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。

(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使供油旁路的裝置。

(d) 滑油油量指示器　必須有油尺或等效裝置以指示每個油箱內的滑油量。如果裝有滑油轉輸系統或備用滑油供油系統，則必須具有在飛行中向飛行機組指示每個油箱滑油量的裝置。

(e) 渦輪螺旋槳槳葉位置指示器　所要求的渦輪螺旋槳槳葉位置指示器在槳葉角低於飛行低距止動點8度之前必須開始指示。指示信號源必須直接感受槳葉位置。

(f) 燃油壓力指示器　在活塞發動機的每一供油系統中，必須具有測量任一燃油泵(燃油注油泵除外)下游燃油壓力的裝置。此外，還必須符合下列規定：

(1) 如果為了保持正常供油壓力而有必要，則應有連通管把汽化器空氣入口的靜壓傳遞到相應的燃油泵安全閥接嘴上；

(2) 如按本條(f)(1)要求裝連通管，則儀表平衡管必須單獨接通汽化器入口處的壓力，以免使讀數錯誤。

電氣系統和設備

第25.1351條　總則

(a) 電氣系統容量　對於所需的發電容量、電源數目和種類規定如下：

(1) 必須由電氣負載分析確定；

(2) 必須滿足第25.1309條的要求。

(b) 發電系統　發電系統包括電源、主電源匯流條、傳輸電纜以及有關的控制、調節和保護裝置。發電系統的設計必須符合下列規定：

(1) 電源在單獨工作或並聯運行時功能正常；

(2) 任一電源的失效或故障均不得造成危險或損害其餘的電源向重要負載供電的能力；

(3) 在任何可能的運行條件下，所有重要負載設備端的系統電壓和頻率(如果適用)均能保持在該設備的設計限制範圍之內；

(4) 因切換、清除故障或其它原因而引起的系統瞬變不會使重要負載不工作，且不會造成冒煙或着火的危險；

(5) 備有在飛行中相應機組成員容易接近的措施，以將各電源與該系統單獨斷開或一起斷開；

(6) 備有措施向相應機組成員指示發電系統安全運行所必需的系統參量，如每台發電機的輸出電壓和電流。

(c) 外部電源　如果備有設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它設備相連接，則必須有措施確保反極性或逆相序的外部電源不能向該飛機的電氣系統供電。

(d) 無正常電源時的運行　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，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安全飛行至少五分鐘。電氣系統中滿足下列條件的部分才可以保持接通：

(1) 包括導線束或接線盒起火在內的單個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。

(3) ［刪除］

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1353條　電氣設備及安裝

(a) 電氣設備和控制裝置的安裝，必須使任何一個部件或部件系統的工作不會對同時工作的、對安全運行起主要作用的其他系統和部件產生不利影響。飛機上任何可能產生的電氣干擾不得對飛機或其系統產生危險的影響。

(b) 蓄電池必須按下列要求設計和安裝：

(1) 在任何可能的充電或放電狀態下，單體蓄電池的温度和壓力必須保持在安全範圍之內。當蓄電池(在預先安全放電之後)在下列情況重新充電時，單體蓄電池的温度不得有不可控制的升高：

(i) 以調定的最大電壓或功率；

(ii) 最長持續飛行期間；

(iii) 服役中很可能出現的最不利的冷卻條件

(2) 必須通過試驗表明符合本條(b)(1)的要求，但是，如果類似的蓄電池和安裝方法的使用經驗業已表明，使單位蓄電池保持安全的温度和壓力不存在問題，則除外；

(3) 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毒氣體，在飛機內的積聚量不得達到危險程度；

(4) 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；

(5) 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；

(6) 鎘鎳蓄電池必須具有下列系統之一：

(i) 自動控制蓄電池充電速率的系統，以防止蓄電池過熱；

(ii) 蓄電池温度敏感和超温警告系統，該系統具有一旦出現超温情況即可將蓄電池與其充電電源斷開的措施；

(iii) 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。

(c) 在具有接地電氣系統的飛機上，其電氣接地必須能夠在正常和故障情況下，提供足夠的電氣迴路。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1355條　配電系統

(a) 配電系統包括配電匯流條、與其相關聯的饋電線及每一控制和保護裝置。

(b) [備用]

(c) 如果中國民用航空規章要求由兩個獨立的電源向某些特定的設備或系統供電，則這些設備或系統的一個電源一旦失效後，另一電源(包括其單獨的饋電線)必須能自動或手動接通，以維持設備或系統的工作。

第25.1357條　電路保護裝置

(a) 必須採用自動保護裝置，在線路發生故障或在系統或所連接的設備發生嚴重失靈時，最大限度地減小對電氣系統的損壞和對飛機的危害。

(b) 發電系統中的保護和控制裝置的設計，必須能足夠迅速地斷電，並將故障電源和輸電設備與其相關聯的匯流條斷開，防止出現危險的過壓或其它故障。

(c) 每一可復位型電路保護裝置的設計，必須在發生過載或電路故障時，不論其操作位置如何，均能斷開電路。

(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複位或更換。在使用熔斷器的地方，必須有備用熔斷器供飛行中使用，其數量至少應為保護整個電路所需的每種額定熔斷器數量的50％。

(e) 每一重要負載電路必須具有單獨的電路保護。但不要求重要負載系統中的每一電路(如系統中的每個航行燈電路)都有單獨的保護。

(f) 對於正常工作中有必要進行斷電或電源復位的飛機系統，該系統必須設計為：其斷路器不得作為斷電或電源復位的主要手段，除非將斷路器特別設計作為開關使用。

(g) 如果對於接至某設備的電纜已有電路保護，則可採用自動復位斷路器(如熱斷路器)作為該電氣設備自身裝有的保護器。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1359條　[刪除]

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1360條　預防傷害

(a) 觸電　電氣系統的設計，必須儘量減少下列人員觸電的危險：機組人員，旅客，勤務人員和使用正常預防措施的維修人員。

(b) 灼傷　機組人員在正常工作期間可能接觸的任何部分的温度，絕不能導致機組人員非故意的危險動作，或者傷害機組人員。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1362條　應急狀態供電

應急着陸或水上迫降後，必須為應急程序所需的各項服務提供適當的電源。這些服務電路的設計、保護和安裝必須使在這些應急狀態下實施服務的失效風險最小。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1363條　電氣系統試驗

(a) 進行電氣系統的試驗室試驗時：

(1) 該試驗必須使用與飛機上所用相同的發電設備在實體模型上進行；

(2) 設備必須模擬配電線路和所接負載的電氣特性，其模擬程度要能取得可靠的試驗結果；

(3) 試驗室發電機傳動裝置，必須模擬飛機上實際的原動機對發電機加載（包括由故障引起的加載）的反應。

(b) 對於在試驗室內或通過飛機地面試驗不能適當模擬的每種飛行狀態，必須進行飛行試驗。

第25.1365條　電氣設備、馬達和變壓器

(a) 艙內服務設備的設計和安裝必須其在電源或控制系統失效後，滿足25.1309條(b)、(c)和(d)的要求。艙內服務設備是指灶面、烤箱、咖啡機、熱水器、冰箱和廁所沖水系統等為機上旅客服務的設備。

(b) 廚房和烹飪設備的安裝必須使其過熱和着火的危險最小。

(c) 艙內服務設備，尤其是廚房區域的設備，必須安裝或保護妥當，以防止其正常使用過程中所產生的或溢出的流體或蒸氣損壞或污染其他設備或系統，該損壞或污染可能產生危險狀況。

(d) 除非以25.1357條(a)要求的電路保護裝置來符合25.1309條(b)，電氣馬達和變壓器（包括艙內服務設備所用的馬達和變壓器）在正常工作和失效狀態下，如果過熱會產生煙霧或火情危險，必須具有適當的熱保護裝置以防過熱。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

燈

第25.1381條　儀表燈

(a) 儀表燈必須滿足下列要求：

(1) 提供足夠的照明，使安全運行所必需的每個儀表、開關或其它裝置易於判讀，除非有其它光源提供的充足照明。

(2) 燈的安裝應做到：

(i) 遮蔽直射駕駛員眼睛的光線；

(ii) 使駕駛員看不到有害的反光。

(b) 除非在每一預期的飛行條件下，不可調節亮度的儀表燈已令人滿意，否則必須有措施控制照明強度。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1383條　着陸燈

(a) 每個着陸燈必須經過批准，其安裝必須做到：

(1) 使駕駛員看不到有害的眩光；

(2) 使駕駛員不受暈影的不利影響；

(3) 為夜間着陸提供足夠的光線。

(b) 除了裝在同一部位的幾個着陸燈可以共用一個開關控制之外，每個着陸燈必須有一個單獨的開關。

(c) 必須有手段，當着陸燈在放出位置時，向駕駛員發出指示。

第25.1385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25.1387條至第25.1397條的要求。

(b) 前航行燈　前航行燈必須由紅燈和綠燈組成，其橫向間距要儘可能大，朝前裝在飛機上，當飛機處於正常飛行姿態時，燈的光色為左紅右綠。每個燈必須經過批准。

(c) 後航行燈　後航行燈必須是白燈，要儘可能向後地裝在尾部或每一機翼翼尖上，並且必須經過批准。

(d) 燈罩和濾色鏡　每個燈罩或濾色鏡必須至少是阻燃的，在正常使用中不得改變顏色或形狀，也不得有任何明顯的燈光透射損失。

第25.1387條　航行燈系統二面角

(a) 除本條(e)規定者外，所裝的每個前、後航行燈在本條規定的二面角內，必須顯示無間斷的燈光。

(b) 左二面角 (L)由兩個相交的垂直平面組成，當沿着飛機縱軸向前看時，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度。

(c) 右二面角(R)由兩個相交的垂直平面組成，當沿着飛機縱軸向前看時，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度。

(d) 後二面角(A)由兩個相交的垂直平面組成，當沿着飛機縱軸向後看時，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度。

(e) 如果根據第25.1385(c)條儘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度夾角。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1389條　航行燈燈光分佈和光強

(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)。每一航行燈燈光分佈和光強必須滿足本條(b)的要求。

(b) 前、後航行燈　前、後航行燈燈光分佈和光強必須以左、右和後二面角範圍內水平平面內的最小光強、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25.1391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25.1393條規定的相應值，其中，I為第25.1391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25.1395條中規定的相應值，但是當主光束的光強遠大於第25.1391條和第25.1393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，當前航行燈光強峯值大於100坎時，如果A區內的摻入光強不大於航行燈光強峯值的10％，B區內的摻入光強不大於航行燈光強峯值的2.5％，則前航行燈之間的摻入光強最大值可以超過第25.1395條中規定的相應值。

第25.1391條　前、後航行燈水平平面內的最小光強

每個航行燈的光強必須等於或大於下表規定的相應值：

二面角(相應燈光) 自正前方向左或向右偏離縱軸的角度 光強(坎德拉)

左或右(前紅光或前綠光) 0°～10°10°～20°20°～110° 40305

後(後白光) 110°～180° 20

第25.1393條　前、後航行燈任一垂直平面內的最小光強

每個航燈的光強必須等於或大於下表規定的相應值：

自水平平面向上或向下的角度 光強

0°0°～5°5°～10°10°～15°15°～20°20°～30°30°～40°40°～90° 1.00 I0.90 I0.80 I0.70 I0.50 I0.30 I0.10 I0.05 I

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1395條　前、後航行燈的最大摻入光強

除第25.1389(b)(3)條規定者外，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(坎德拉) B區(坎德拉)

左二面角內的綠光 10 1

右二面角內的紅光 10 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。

第25.1397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“yo－0.010”，取小者；

“y”不大於“x＋0.020”，也不大於“0.636－0.400x”；

其中，“yo”為普朗克幅射器相對於所論“x”值的“y”座標值。

第25.1399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) 在大氣潔淨的夜間至少能夠在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，應儘可能顯示最大無間斷的燈光。

(b) 可以使用外部吊燈。

第25.1401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) 由一個或幾個經批准的防撞燈組成，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度範圍內的所有方向，但向後繞飛機縱軸等於0.15球面度的立體角內，允許有一個或幾個被遮蔽的立體角，其總和不得超過0.03球面度。

(c) 閃光特性　該系統的佈局，即光源數目、光束寬度、旋轉速度以及其它特性，必須給出40至100次/分的有效閃光頻率，有效閃光頻率指從遠處看到的整個飛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迭部分的燈光區。在重迭區內，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25.1397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：

式中：

Ie為有效光強(坎德位)；

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(坎德拉)

0°～5°5°～10°10°～20°20°～30°30°～75° 400240804020

第25.1403條　機翼探冰燈

除非使用限制規定在已知或預報有結冰條件下禁止作夜間飛行，否則必須有措施來照亮或以其它方式確定機翼臨界部位(從積冰觀點考慮)的冰聚積情況。所採用的照明方式必須不會產生妨礙機組成員執行其任務的眩光或反光。

安全設備

第25.1411條　總則

(a) 可達性　機組應急使用的安全設備必須易於接近。

(b) 存放設施　必須備有存放所需應急設備的設施，該存放設施必須滿足下列要求：

(1) 佈置得使應急設備可以直接取用，而且其位置明顯易見；

(2) 能保護安全設備免受無意中的損壞。

(c) 應急出口離機設備　第25.810(a)條要求的應急出口離機設備的存放設施，必須設置在規定使用這些設備的每個應急出口處。

(d) 救生筏

(1) 第25.1415條所述救生筏的存放設施，必須能夠存放足夠數量的救生筏，以容納對於申請水上迫降合格審定的最大乘員數目；

(2) 救生筏必須存放在出口附近，在意外水上迫降時能夠通過該出口投出救生筏；

(3) 自動地或遙控地投到機外的救生筏，必須用第25.1415條規定的固定繩連接在飛機上；

(4) 每一手提式救生筏的存放設施必須使救生筏能夠迅速解脱，帶往非原定的出口處使用。

(e) 遠距信號發射裝置　第25.1415條要求的遠距信號裝置的存放設施，必須靠近意外水上迫降時可以使用的出口處。

(f) 救生衣存放設施　第25.1415條規定的救生衣存放設施必須根據申請水上迫降合格審定的乘員總數，能為每個乘員存放一件救生衣，每件救生衣必須存放在每個就座的乘員易取的部位。

(g) 救生繩存放設施　如果按第25.801條規定申請水上迫降合格審定，則必須備有存放救生繩的設施。對這些設施規定如下：

(1) 能夠在機身兩側各系一根救生繩；

(2) 佈置得使乘員在水上迫降後，能依靠這些救生繩暫留在機翼上。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1413條　[刪除]

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1415條　水上迫降設備

(a) 根據第25.801條規定申請水上迫降合格審定的飛機所用的以及中國民用航空局有關營運規定要求的水上迫降設備，必須滿足本條要求。

(b) 救生筏和救生衣必須經過批准。此外，還應符合下列規定：

(1) 除非備有足夠容量的多餘救生筏，否則在額定容量最大的一隻救生筏一旦損失時，其餘救生筏的浮力和超額裝載容量，必須能容納機上全部乘員；

(2) 每隻救生筏必須帶有一根拖曳繩和一根固定繩。固定繩要設計成能把救生筏繫留在飛機附近，而在飛機完全沉入水中時又能脱開。

(c) 每隻救生筏上必須備有經批准的營救設備。

(d) 其中一隻救生筏上必須有一台經批准的營救型應急定位發射機供使用。

(e) 飛機未按第25.801條水上迫降的規定來作合格審定，又無經批准的救生衣時，必須為每個乘員提供經批准的漂浮裝置。此種漂浮裝置必須放在每個就座的乘員易取的部位，而且必須能很快從飛機上取下。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1416條　[刪除]

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1419條　防冰

如果申請結冰條件下的飛行驗證，飛機必須能在附錄C確定的連續和間斷的最大結冰狀態下安全運行。為確認這一點，採用下列驗證方法：

(a) 必須通過分析確認，飛機在各種運行形態下其各種部件的防冰是足夠的。

(b) 為了驗證防冰分析結果，檢驗各種結冰異常情況，演示防冰系統及其部件的有效性，必須對飛機或其部件在各種運行形態和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，還應採用下列一種或幾種方法進行驗證：

(1) 對部件或部件的模型進行實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乾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) 當防冰或除冰系統的功能不正常時，必須有琥珀色戒備燈或等效的戒備信息向機組報警。

(d) 對渦輪發動機飛機，本條的防冰規定可視為主要適用於機體。至於動力裝置的安裝，可以認為本部E分部中的某些附加規定是適用的。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1421條　擴音器

如果裝有擴音器，必須有固定措施，在擴音器受到第25.561(b)(3) 條規定的極限慣性力時能夠將其固定住。

第25.1423條　機內廣播系統

中國民用航空局有關規定要求的機內廣播系統必須滿足以下要求：

(a) 當飛機在飛行中或地面停放時，當所有發動機和輔助動力裝置關車或失效後，或者依靠發動機和輔助動力裝置連續工作的所有電源斷開或失效後，仍然能夠按下列時間要求向機內廣播系統供電：

(1) 在與機內廣播系統使用同一電源的所有其它用電設備繼續被供電，而所有其它電源均不工作的情況下，至少連續工作10分鐘時間，其中由飛行機組成員和客艙機組成員發佈通告的累計時間至少為5分鐘；和

(2) 還須加上機內廣播系統處於準備狀態所需的時間，或者由同一電源供電和安全飛行必不可少的或應急情況下必需的任何其它用電設備所需的供電時間。

(b) 能夠在話筒從存儲箱中取出3秒內開始工作。

(c) 能被所有在旅客座位上、廁所內、空中服務員座位上和工作位置處的人員聽明白。

(d) 使系統設計成不會因話筒不使用、未收存的影響而不能工作。

(e) 能獨立工作而與任何必要的機組機內通話系統無關。

(f) 能從駕駛艙兩個飛行機組成員工作位置中任一處直接取用。

(g) 對於每一個和空中服務員座位鄰近的、所要求的與地板齊平的旅客應急出口，應設置一個使坐着的空中服務員易於取用的話筒，若出口之間非常接近，當坐着的空中服務員能夠直接口頭聯繫時，一個話筒也可供一個以上的出口使用。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

其它設備

第25.1431條　電子設備

(a) 在表明無線電和電子設備及其安裝符合第25.1309(a)和(b)條的要求時，必須考慮臨界環境條件。

(b) 無線電和電子設備的供電必須按照第25.1355(c)條的要求。

(c) 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系統工作時，對中國民用航空規章所要求的任何其它無線電和電子部件或系統的同時工作不會有不利影響。

(d) 電子設備必須被設計和安裝成當由於電源供電瞬變或其他原因產生的瞬變時不會導致重要負載不工作。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1433條　真空系統

除了正常的釋壓以外，還必須有措施能在輸出空氣温度變為不安全時，自動地釋放真空泵排氣管路中的壓力。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1435條　液壓系統

(a) 元件設計。液壓系統的每個元件，必須設計成：

(1) 能承受測試壓力而不產生妨礙其預定功能的永久變形，而且能承受極限壓力而不斷裂。測試壓力和極限壓力由設計使用壓力（DOP）作如下定義：

元件 測試 (xDOP) 極限 (xDOP)

1. 管道和接頭 1.5 3.0

2. 盛裝氣體的壓力容器：高壓（例如，蓄壓器），低壓（例如，儲壓器） 3.01.5 4.03.0

3. 軟管 2.0 4.0

4. 所有其它元件 1.5 2.0

(2) 能承受設計使用壓力和作用於其上的結構限制載荷而不產生妨礙其預定功能的變形。

(3) 能無損壞地承受1.5倍的設計工作壓力與合理地可能同時產生的結構極限載荷的組合載荷。

(4) 能承擔包括瞬態的和相關外部誘導載荷的所有循環壓力的疲勞效應，同時需考慮元件失效的後果。

(5) 能夠在飛機預定的所有環境條件下工作。

(b) 系統設計。每一個液壓系統必須：

(1) 在以下情況下，具有位於機組成員工作位置的説明系統的合適參數的措施：

(i) 執行為持續安全飛行和着陸的必要功能；或者

(ii) 在液壓系統失效的情況下，機組必須為保證持續安全飛行和着陸採取必要的糾正措施；

(2) 具有確保系統壓力在每個元件的設計容量之內的措施，滿足第25.1435條(a)(1)到(a)(5)的要求。系統壓力包括瞬時壓力和由於元件內流體體積變化造成的壓力，該元件能夠在變化發生時保持密閉足夠長的時間；

(3) 具有措施確保在飛行中儘可能少的釋放有害或危險濃度的液壓液體或蒸氣進入到駕駛艙和客艙；

(4) 如果使用了可燃性的液壓流體，需要達到第25.863條、第25.1183條、第25.1185條和第25.1189條的應用要求；

(5) 設計中使用飛機制造商指定的液壓流體，該流體必須具有滿足第25.1541條要求的合適的標牌加以識別。

(c) 試驗。必須進行液壓系統和（或）子系統及元件的試驗，除非進行可靠和適當的分析能夠替代或完善試驗。所有內部和外部因素都應被考慮並評估其影響，確保可靠的系統和元件的功能和完整性。元件或系統的失效或不可接受的缺陷都必須糾正，必要時要進行充分的重新試驗。

(1) 系統、子系統或元件必須滿足代表地面和飛行使用中的性能、疲勞和耐久性的試驗。

(2) 完整系統必須進行包括在相關失效條件下模擬在內的試驗以確定其合適的性能和與其它系統的關係，並證明或驗證元件的設計。

(3) 完整液壓系統必須在飛機正常的所有相關用户系統運行的操作狀態下進行功能試驗。試驗必須在系統釋壓狀態下或在系統壓力釋放裝置不是系統一部分的情況下在1.25DOP狀態下實施。液壓系統和其它系統或結構元件之間的間隙必須充分且對系統或元件沒有不利影響。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1438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，條件是適航當局認為該方法與所要求的試驗等效。

第25.1439條　防護性呼吸設備

(a) 必須裝有固定的（固定的或內建的）防護性呼吸設備供飛行機組使用，並且至少有一個便攜的防護性呼吸設備位於駕駛艙或駕駛艙附近，供飛行機組成員使用。而且，必須裝有便攜的防護性呼吸設備，供相應的機組成員使用，用於在飛行中可接近的非駕駛艙的艙中進行救火。這包括在飛行中允許有機組成員的單獨隔艙和上下廚房。必須按照在任何運行情況下該區域內預計會有的機組成員最多人數來安裝設備。

(b) 對於本條(a)或中國民用航空規章任何營運規則所要求的防護性呼吸設備，採用下列規定：

(1) 防護性呼吸設備的設計，必須保護飛行機組在駕駛艙執勤和貨艙滅火時不受煙、二氧化碳和其它有害氣體的影響；

(2) 防護性呼吸設備必須含有下列任一種面罩：

(i) 蓋住眼、鼻和嘴的面罩；

(ii) 蓋住鼻、嘴的面罩，另加保護眼睛的附屬設備。

(3) 包括便攜設備的設備在使用過程中必須能夠與其他機組成員通信。飛行機組必須能在其指定位置上使用無線電設備；

(4) 防護性呼吸設備保護眼睛的部分，不得對視覺有明顯的不利影響，還必須允許佩戴矯正視力的眼鏡；

(5) 在2,400米（8,000英尺）壓力高度下，在BTPD狀態下每分鐘呼吸30升，該設備必須能向每名機組成員持續輸送15分鐘用氧量。該設備和系統必須被設計成，能夠防止任何向設備內部的向內泄漏和防止任何引起當地周圍大氣的氧氣含量顯著增加的向外泄漏。如果採用肺式供氧系統，則在21℃（70oF）和101,325帕（760毫米汞柱）壓力下能供300升自由氧，即認為能在規定高度和分鐘量條件下持續供氧15分鐘。如果採用連續供氧防護性呼吸系統，則在2,400米（8,000英尺）時氧氣流量為每分鐘60升（海平面為每分鐘45升），並且在21℃（70oF）和101,325帕（760毫米汞柱）壓力下能供600升自由氧，即認為能在規定高度和分鐘量條件下持續供氧15分鐘。連續供氧系統不得使得本地大氣的周圍氧氣含量超過肺式系統的氧氣含量。BTPD指體温條件（即在周圍壓力乾燥環境下為37℃）。

(6) 防護性呼吸設備必須滿足第25.1441條的要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1441條　氧氣設備和供氧

(a) 如果申請裝有補氧設備的合格審定，則該設備必須滿足本條和第25.1443條至第25.1453條的要求。

(b) 氧氣系統本身、其使用方法以及對其它部件的影響必須均無危險性。

(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) 如果飛機按在12,000米(40,000英尺)以上運行申請合格審定，則其氧氣流量和氧氣設備必須經過批准。

第25.1443條　最小補氧流量

(a) 如果裝有飛行機組成員使用的連續供氧設備，則每分鐘呼吸15升(BTPS，即體內温度37℃，周圍壓力及飽和水氣)，且(保持固定呼吸時間間隔的) 最大潮氣量為700毫升時，每一機組成員所需的最小補氧流量，不得小於保持吸氣平均氣管氧分壓為19,865帕(149毫米汞柱)所需的氧流量。

(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，每一機組成員所需的最小補氧流量，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米至12,000米(35,000至40,000英尺)之間時，不得小於保持含氧百分比為95所需的氧流量。此外，必須具有可供機組成員選用純氧的手段。

(c) 對於旅客和客艙服務員，在不同的座艙壓力高度上每人所需的最小補氧流量，不得小於在使用氧氣設備(包括面罩)時保持下述吸氣平均氣管氧分壓所需的氧流量：

(1) 座艙壓力高度超過3,000米(10,000英尺)直到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)潮氣量為700毫升時，平均氣管氧分壓為13,332帕(100毫米汞柱)；

(2) 座艙壓力高度超過5,600米(18,500英尺)直至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)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)。

(d) 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少於4升(STPD，即標準狀態：0℃，101,325帕(760毫米汞柱)，乾燥氣體)。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)，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需用氧量。

(e) 如果裝有供機組成員使用的手提式氧氣設備，則最小補氧流量與本條(a)或(b)規定的相同，取適用者。

第25.1445條　氧氣分配系統設置的規定

(a) 當向機組和旅客均供氧時，分配系統必須按下列兩種方式之一進行設計：

(1) 一個氧源供給值勤的飛行機組，另用單獨的氧源供給旅客和其他機組成員；

(2) 共用一個氧源，但是應有設施能為值勤的飛行機組單獨保留所需的最小用氧量。

(b) 手提的連續供氧式、稀釋肺式或純氧肺式供氧裝置均可用來滿足機組或旅客呼吸的要求。

第25.1447條　分氧裝置設置的規定

如果裝有分氧裝置，則採用下列規定：

(a) 每一需要補氧的乘員必須有各自的分氧裝置，分氧裝置必須設計成能蓋住口鼻，並且必須具有合適的手段將其保持在面部，飛行機組的補氧面罩必須備有使用通話器的設施；

(b) 如果申請運行高度低於和等於7,600米(25,000英尺)的合格審定，則供每一機組成員立即使用的供氧接頭和分氧設備，必須位於易取處，其他乘員所用的供氧接頭和分氧設備，必須設置在能夠滿足中國民用航空規章營運規則的要求來使用氧氣的位置上；

(c) 如果申請運行高度超過7,600米(25,000英尺)的合格審定，則必須有符合下列規定的分氧設備：

(1) 必須有接在供氧接頭上可供每個乘員就座時立即使用的分氧裝置，並且在每個廁所至少要有兩個接在供氧接頭上的分氧裝置。分氧裝置和供氧口的總數必須比座位數至少多10%，多餘的分氧裝置必須儘可能均勻地分佈在整個座艙內。如果申請運行高度超過9,000米(30,000英尺)的合格審定，則提供所需氧流量的分氧裝置必須在座艙壓力高度超過4,500米(15,000英尺)之前自動送達乘員處，並且必須為機組設置手動裝置，在自動系統失效時能使分氧裝置立即可供使用；

(2) 在駕駛艙內值勤的每一飛行機組成員，必須擁有連接至供氧接頭的速戴型分氧裝置，且必須當機組成員坐在自己工作位置上時可以立即取用，該分氧裝置的設計與安裝應滿足下列要求：

(i) 能用單手在五秒鐘內把分氧裝置從其待用位置上取下戴到臉上，正確地固定好，密封妥當並按需要供氧，而不碰掉眼鏡或延誤執行應急任務；

(ii) 在戴上分氧裝置時，能夠完成正常的通信聯絡任務；

(3) 飛行機組的分氧裝置必須是：

(i) 飛機在7,600米(25,000英尺)以上飛行時，稀釋肺式、壓力肺式(有一個稀釋肺式壓力呼吸調節器的壓力肺式面罩)或其它經批准的能表明其提供有相同保護水平的氧氣設備；

(ii) 如果不是概率極不可能的釋壓會使機組處於座艙壓力高度超過10,200米(34,000英尺)時，面罩裝有調節器的壓力肺式(有一個稀釋肺式壓力呼吸調節器的壓力肺式面罩)類型或其它經批准的能表明可為機組提供相同保護水平的氧氣設備；

(4) 手提式供氧設備必須能提供每個客艙服務員立即使用。手提式供氧設備必須有與手提式氧氣供應裝置相連的氧氣分配單元。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1449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25.1450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產生氧氣的裝置。

(b) 化學氧氣發生器必須按照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温度，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，能靠更換髮生器元件連續工作的攜帶式化學氧氣發生器，還必須附有標牌來説明下列事項：

(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，除非元件的構造使其表面温度不會超過38℃(100°F)。

第25.1451條　[刪除]

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1453條　防止氧氣設備破裂的規定

加壓氧氣瓶和氧氣瓶與切斷閥之間的管路必須滿足下列要求：

(a) 對不安全的温度應有防護措施；

(b) 其位置應使撞損着陸時破裂的概率和危險減至最小。

第25.1455條　易凍液體的排放

如果在飛行中或地面運行時可以將易凍液體排出機外，則排放嘴的設計和位置必須防止由於排液而在飛機上結成危險量的冰。

第25.1457條　駕駛艙錄音機

(a) 中國民用航空規章營運規則所要求的每台駕駛艙錄音機必須經過批准，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)；

(6) 如果安裝了數據鏈通信設備，那麼所有數據鏈通信，應使用經批准的數據信息集。數據鏈信息必須作為通信設備的輸出信號被記錄，該通信設備可將信號轉換為可用數據。

(b) 必須在駕駛艙內安裝一隻區域話筒來滿足本條(a)(2)的記錄要求。話簡要安裝在最佳位置，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儘可能高，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覆重放，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杆式、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杆式、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杆式、氧氣面罩式或手持式話筒、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取(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儘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、乘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)(i) 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；

(ii) 駕駛艙錄音機必須儘可能長時間地保持電力，又不危及飛機的應急操作。

(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；

(4) 任何記錄器以外的單一電氣故障，不能使駕駛艙錄音機和飛行記錄器停止工作;

(5) 具有符合以下要求的獨立的電源：

(i) 提供10±1分鐘的電源支持駕駛艙錄音機和安裝在駕駛艙的區域話筒；

(ii) 安裝位置儘可能靠近駕駛艙錄音機；和

(iii) 如果發生了駕駛艙錄音機的所有其它電源由於正常關閉或任何其它電氣匯流條的電源丟失引起的中斷，駕駛艙錄音機和座艙安裝的區域話筒能夠自動開啓；和

(6) 當兩者都要求時，應當與飛行記錄器分開放置在單獨的容器中；如果只用於符合駕駛艙錄音機的要求，可以安裝一個組合裝置。

(e) 記錄容器的位置和安裝，必須能將墜撞衝擊使該容器破裂，以及隨之起火而毀壞記錄的概率減至最小。

(1) 除了本條(e)(2)的規定，記錄器容器必須儘可能安裝在後部，但不必裝在增壓艙之外，不得裝在衝擊時尾吊發動機可能撞壞容器的部位。

(2) 如果安裝了兩個獨立的數字飛行記錄器和駕駛艙錄音機組合裝置，代替一個駕駛艙錄音機和一個數字飛行記錄器，已安裝的符合駕駛艙錄音機要求的組合裝置，可放置在駕駛艙附近。

(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) 當中國民用航空規章的營運規則有要求時，在容器上裝有或聯有水下定位裝置，其固定方式要保證在撞損衝擊時不大可能分離。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1459條　飛行記錄器

(a) 中國民用航空規章營運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) 飛行記錄器應獲得空速、高度和航向數據，數據的來源符合第25.1323條、第25.1325條和第25.1327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，或在這一範圍前或後不超過飛機平均氣動力弦25％處；

(3)(i) 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；

(ii) 飛行記錄器必須儘可能長時間地保持電力，又不危及飛機的應急操作。

(4) 應備有音響或目視裝置，能在飛行前檢查記錄器是否正常在儲存裝置中記錄數據。

(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各抹除裝置的功能；

(6) 應備有記錄下述信息的手段，能夠由該信息來確定同空中交通管制中心進行每一次無線電聯絡的時間；

(7) 任何記錄器以外的單一電氣故障，不能使駕駛艙錄音機和飛行記錄器停止工作；且

(8) 當兩者都要求時，應當與駕駛艙錄音機分開放置在單獨的容器中；如果只用於符合飛行記錄器的要求，可以安裝一個組合裝置。如果安裝一個組合裝置是為了駕駛艙錄音機符合25.1457(e)(2)條，那麼組合裝置必須符合本飛行記錄器的要求。

(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的概率減至最小。為滿足這一要求，該容器必須儘可能安裝在後部，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(考慮修正係數)之間的相互關係，此關係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) 當中國民用航空規章的營運規則有要求時，在容器上裝有或聯有水下定位裝置，其固定方式要保證在撞損衝擊時不大可能分離。

(e) 應對飛機的任何新穎或獨持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。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1461條　含高能轉子的設備

(a) 含高能轉子的設備必須符合本條(b)或(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、異常速度和異常温度引起的損傷。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。

G分部　使用限制和資料

第25.1501條　總則

(a) 必須制定第25.1503條至第25.1533條所規定的每項使用限制以及為安全運行所必需的其它限制和資料。

(b) 必須按第25.1541條至第25.1587條的規定，使這些使用限制和為安全運行所必需的其它資料可供機組人員使用。

使用限制

第25.1503條　空速限制：總則

當空速限制是重量、重量分佈、高度或M數的函數時，必須制定與這些因素的每種臨界組合相應的限制。

第25.1505條　最大使用限制速度

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)指在任何飛行狀態(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，並充分低於VD/MD或VDF/MDF，使得飛行中很不可能無意中超過後一速度。VMO/MMO與VD/MD或VDF/MDF，之間的速度餘量不得小於按第25.335(b)條確定的餘量，或按第25.253條進行試飛時認為是必需的餘量。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1507條　機動速度

必須制定機動速度。該速度不得超過按第25.335(c)條確定的設計機動速度VA。

第25.1511條　襟翼展態速度

必須制定對應於各襟翼位置和發動機功率(推力)的襟翼展態速度VFE。該速度不得超過按第25.335(e)條和第25.345條所選定的設計襟翼速度VF。

第25.1513條　最小操縱速度

必須將按第25.149條確定的最小操縱速度VMC制定為使用限制。

第25.1515條　有關起落架的速度

(a) 所制定的起落架收放速度VLO，不得超過按第25.729條和由飛行特性所確定的安全收、放起落架的飛行速度。如果放起落架的飛行速度和收起落架的速度不同，則必須將這兩種速度分別標為VLO（EXT）和VLO（RET）。

(b) 所制定的起落架伸態速度VLE，不得超過起落架鎖定在完全放下位置時能安全飛行的速度和按第25.729條確定的速度。

第25.1516條　其它速度限制

必須制定與速度相關的其它限制條款。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1517條　顛簸氣流速度，VRA

必須建立顛簸氣流速度VRA，作為第25.1585(a)(8)條所要求的紊流穿越空速的建議值，該值必須：

(1) 不大於確定VB時最大突風強度下的設計空速，並且

(2) 不小於第25.335(d)條確定的VB最小值，並且

(3) 充分小於VMO，以確保在遭遇紊流時很可能發生的空速改變不會導致過速警告的頻繁發生。如果選取其它值缺少合理依據，VRA必須小於VMO－35節(TAS)。

〔中國民用航空總局2001年5月14日第三次修訂〕

第25.1519條　重量、重心和載重分佈

必須將按第25.23條至第25.27條確定的飛機重量、重心和載重分佈的限制制定為使用限制。

第25.1521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，也不得超過作為符合本部任何其它要求依據的限制值。

(b) 活塞發動機裝置　對活塞發動機裝置，必須制定與下列參數有關的使用限制：

(1) 在臨界壓力高度和海平面壓力高度下並在下述功率下的馬力或扭矩、轉速、進氣壓力和持續時間：

(i) 最大連續功率(根據適用情況，相應於非增壓工作狀態或每一種增壓工作狀態)；

(ii) 起飛功率(根據適用情況，相應於非增壓工作狀態或每一種增壓工作狀態)；

(2) 燃油品級或規格；

(3) 汽缸頭温度和滑油温度；

(4) 其限制值已定為發動機型號合格證構成部分的任一其它參數，但對於因裝置的設計或其它規定限制而不會在正常工作期間超過的參數，則不必制定限制值。

(c) 渦輪發動機裝置　對渦輪發動機裝置，必須制定與下列參數有關的使用限制：

(1) 在下述功率下的發動機馬力、扭矩或推力、轉速、燃氣温度和持續時間：

(i) 最大連續功率或推力(根據適用情況，相應於加力或非加力工作狀態)；

(ii) 起飛功率或推力(根據適用情況，相應於加力或非加力工作狀態)；

(2) 燃油牌號或規格；

(3) 其限制值已定為發動機型號合格證構成部分的任一其它參數，但對於因裝置的設計或其它規定限制而不會在正常工作期間超過的參數，則不必制定限制值。

(d) 周圍温度　必須制定周圍温度限制(如裝有防寒裝置，包括對該裝置的限制)，其值為按照第25.1043(b)條制定的最高周圍大氣温度。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1522條　輔助動力裝置限制

如果飛機上裝有輔助動力裝置，必須將為輔助動力裝置制定的各項限制，包括使用類別，規定為飛機的使用限制。

第25.1523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；

(b) 有關機組成員對必需的操縱器件的可達性和操作簡易性；

(c) 按第25.1525條所核准的運行類型。

附錄D闡述了按本條要求確定最小飛行機組時採用的準則。

第25.1525條　運行類型

飛機限用的運行類型按其適航審定所屬類別及所裝設備來制定。

第25.1527條　周圍大氣温度和使用高度

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周圍大氣温度和最大高度。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1529條　持續適航文件

申請人必須根據本部附錄H編制適航當局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。

第25.1531條　機動飛行載荷係數

必須制定載荷係數限制。該限制不得超過由第25.333(b)條中的機動包線確定的正限制載荷係數。

第25.1533條　附加使用限制

(a) 必須制定下列附加使用限制：

(1) 必須制定最大起飛重量，對於這些重量應表明飛機符合本部有關條款(包括在不同高度和周圍温度下滿足第25.121(a)至(c)條的起飛爬升的規定)；

(2) 必須制定最大着陸重量，對於這些重量應表明飛機符合本部有關條款(包括在不同高度和周圍温度下滿足第25.119條和第25.121(d)條的着陸爬升和進場爬升的規定)；

(3) 必須制定最小起飛距離，對這些距離應表明飛機在平整硬質道面上符合本部的有關條款(包括在不同重量、高度、温度、風分量、跑道道面情況(幹、濕道面)和跑道坡度下滿足第25.109條和第25.113條的規定)。另外，根據用户申請，對帶溝槽或多孔摩擦道面，也可以制定濕跑道起飛距離並得到批准，只要該種道面的設計、建造及維護方法為適航當局所接受。

(b) 各種可變因素(例如高度、温度、風和跑道坡度)的極限值，均指表明飛機符合本部有關條款的極限值。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂〕

第25.1535條　ETOPS批准

除非第25.3條另有規定，每一個尋求ETOPS型號設計批准的申請人必須符合本部附錄K的條款。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

標記和標牌

第25.1541條　總則

(a) 飛機必須裝有：

(1) 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。

第25.1543條　儀表標記：總則

每一儀表標記必須符合下列要求：

(a) 當標記位於儀表的玻璃罩上時，有使玻璃罩與刻度盤盤面保持正確定位的措施；

(b) 每一儀表標記必須使相應機組人員清晰可見。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1545條　空速限制信息

第25.1583(a)條所要求的空速限制信息必須為飛行機組易於辨讀和理解。

第25.1547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) 標牌必須説明是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45°的磁航向角表示。

第25.1549條　動力裝置和輔助動力裝置儀表

每個需用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) 發動機、輔助動力裝置或螺旋槳因振動應力過大而需加以限制的轉速範圍用紅色弧線或紅色直線標示。

第25.1551條　滑油油量指示器

滑油油量指示器的標記必須迅速而準確地指示滑油油量。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1553條　燃油油量表

如果任一油箱的不可用燃油超過3.8升(1美加侖)和該油箱容量的5％中之大者，必須在其油量表上從校準的零讀數到平飛姿態下能讀得的最小讀數用紅色弧線標示。

第25.1555條　操縱器件標記

(a) 除飛行主操縱器件和功能顯而易見的操縱器件外，必須清晰地標明駕駛艙內每一操縱器件的功能和操作方法。

(b) 每一氣動力操縱器件必須按第25.677條和第25.699條的要求來標示。

(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) 每台發動機的每個閥門操縱器件必須作出標記，指明相應於所操縱的發動機的位置。

(d) 對附件、輔助設備和應急裝置的操縱器件有下列要求：

(1) 每個應急操縱器件(包括應急放油操縱器件和液流切斷操縱器件)必須為紅色；

(2) 如果採用可收放起落架，則必須對第25.729(e) 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。

第25.1557條　其它標記和標牌

(a) 行李艙、貨艙和配重位置　每個行李艙和貨艙以及每一配重位置必須裝有標牌，説明按裝載要求需要對裝載物作出的任何限制，包括重量限制。但設計用來存放重量不超過9公斤(20磅)的隨身物品的座席下空間不必設置裝載限制標牌。

(b) 動力裝置液體加註口　採用以下規定：

(1) 必須在燃油加油口蓋上或其近旁作如下標記：

(i) “燃油”字樣；

(ii) 最低燃油品級(對活塞發動機)；

(iii) 許用燃油牌號(對渦輪發動機)；

(iv) 壓力加油系統的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。

(3) 在加力液加註口口蓋上或其近旁必須有標出所要求的液體的標記。

(c) 應急出口標牌　每個應急出口標牌必須滿足第25.811條的要求。

(d) 門　通往任一所需應急出口的必經之門必須有合適的標牌，説明在起飛和着陸時該門必須閂在打開的位置。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1561條　安全設備

(a) 每個在應急情況下由機組操作的安全設備操縱器件，例如自動投放救生筏的操縱器件，必須清晰地標明其操作方法。

(b) 裝有滅火瓶、信號裝置或其它救生設備的位置，例如鎖櫃或隔間，必須相應作出標記。

(c) 存放所需應急設備的設施必須有醒目的標記，以識別其中存放的設備並便於取用。

(d) 每個救生筏必須有標記明顯的使用説明。

(e) 經批准的救生設備必須有識別標記，且必須標出其使用方法。

第25.1563條　空速標牌

必須在每個駕駛員的清晰視界內安裝標有襟翼在起飛、進場和着陸位置時最大空速的標牌。

飛機飛行手冊

第25.1581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25.1583條至第25.1587條要求的資料；

(2) 由於設計、使用或操作特性而為安全運行所必需的其它資料。

(3) 任何為了符合中國民用航空局有關噪聲規定要求而確定的限制、程序或其它數據。

(b) 經批准的資料　第25.1583條至第25.1587條所列適用於該飛機的飛行手冊每一部分內容必須提供、證實和批准，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。

(c) 〔備用〕

(d) 根據手冊的複雜程度，如有必要，飛機飛行手冊必須有目錄表。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂〕

第25.1583條　使用限制

(a) 空速限制　必須提供下列空速限制和安全運行所必需的其它空速限制：

(1) 最大使用限制速度VMO/MMO，並需説明：“除經批准在試飛或駕駛員訓練飛行中可使用更大的速度外，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”；

(2) 如果空速限制取決於壓縮性效應。則需提供對該效應的説明和資料(關於該效應的徵兆、飛機可能出現的反應以及薦用的改出程序)；

(3) 機動速度VA，並需説明：“方向舵和副翼操縱器件作全行程操縱，以及在使用接近失速的迎角作機動時，均應限制飛行速度低於此值”；

(4) 襟翼展態速度VFE以及與之相應的襟翼位置和發動機功率(推力)；

(5) 起落架收放速度，以及按第25.1515(a)條解釋這些速度的説明；

(6) 起落架伸態速度VLE(如大於VLO)，並需説明：“該速度為起落架放下後飛機能安全飛行的最大速度”。

(b) 動力裝置限制　必須提供下列資料：

(1) 第25.1521條和第25.1522條要求的限制；

(2) 對限制的解釋(當需要時)；

(3) 按第25.1549條至第25.1553條的要求對儀表作標記所必需的資料。

(c) 重量和載重分佈　在飛機飛行手冊中必須提供按第25.1519條所要求的重量和重心限制。所有下列資料必須列入飛機飛行手冊內，或列入飛機飛行手冊引用的單獨的重量、平衡控制與裝載文件內：

(1) 飛機的狀態和根據第25.29條規定計入空重的項目；

(2) 必需的裝載説明，以保證飛機裝載在其重量和重心限制以內，並且在飛行中保持裝載不超出此限制；

(3) 如果申請多個重心範圍的合格審定，則必須提供相應於每個重心範圍的重量和裝載程序的限制。

(d) 飛行機組　必須提供按第25.1523條確定的最小飛行機組的人數及其職能。

(e) 運行類型　必須提供按第25.1525條經批准的運行類型。

(f) 周圍大氣温度和高度　必須提供按第25.1527條制定的周圍大氣温度和高度。

(g) [備用]

(h) 附加使用限制　必須提供按第25.1533條制定的使用限制。

(i) 機動飛行載荷係數　必須提供以加速度(g)表示的並證明結構符合要求的正機動限制載荷係數。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1585條　使用程序

(a) 必須提供以下使用程序：

(1) 針對具體型號或型別的關於例行運行的正常程序；

(2) 在發生故障和失效條件下使用特殊系統或正常系統的備用系統情況下的非正常程序；

(3) 對於可預見的非常情況下的緊急程序，此時飛行員採取及時準確的動作充分地減少災難發生的危險。

(b) 不得包括與適航不直接相關的或者不受飛行機組控制的資料或程序，也不得包括作為基本飛行技術的程序。

(c) 必須提供判明燃油系統每種工作狀態的資料，在此狀態下為安全起見，燃油系統需按第25.953條規定獨立供油，同時提供將燃油系統配置成用以表明符合該條要求的狀態的説明。

(d) 必須提供按第25.251條確定的抖振包線。如果提供了計及不同重心位置影響的修正量，則所提出的抖振包線可反映巡航飛行中飛機正常裝載的重心。

(e) 必須提供資料指明，平飛中燃油油量表讀數為“零”時，不能在飛行中安全使用油箱中任何數量的餘油。

(f) 必須提供關於每個燃油箱可用燃油總油量的資料。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1587條　性能資料

(a) 如果採用非自由大氣温度計來滿足第25.1303(a)(1)條的要求，則飛機飛行手冊必須含有可將指示温度換算成自由大氣温度的資料。

(b) 飛機飛行手冊必須含有在該飛機使用限制範圍內按本部有關條款（包括第25.115條、第25.123條和第25.125條針對的各種重量、高度、温度、風分量和跑道坡度，如果有的話）算得的性能資料，並且必須列入以下內容：

(1) 在每一種情況下，各種功率、形態和速度等條件，以及對性能信息有實質影響的飛機和任何系統的操作程序。

(2) 按第25.103條確定的VSR。

(3) 下列性能資料(在最大着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)：

(i) 以着陸形態爬升；

(ii) 以進場形態爬升；

(iii) 着陸距離。

(4) 按照第25.101條(f)和(g)制定的與第25.1533條和本條要求的各種限制和資料有關的程序。該程序必須具有指導性文件的形式，幷包括任何有關的限制或資料。

(5) 飛機重要的或不尋常的飛行或地面操縱特性的解釋。

(6) 空速、高度和外部大氣温度顯示值的修正。

(7) 包含在着陸距離説明中的對運行着陸跑道長度因素的解釋（如適用）。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

H分部　電氣線路互聯繫統(EWIS)

第25.1701條　定義

(a) 中國民用航空規章中所用的電氣線路互聯繫統是指：任何導線、線路裝置，或其組合，包括端點裝置，安裝于飛機的任何部位用於兩個或多個端點之間傳輸電能（包括數據和信號）。這包括：

(1) 導線和電纜。

(2) 匯流條。

(3) 電氣裝置的端點，包括繼電器、斷路器、開關、接觸器、接線塊、跳開關和其他電路保護裝置的端點。

(4) 插頭，包括貫穿插頭。

(5) 插頭附件。

(6) 電氣接地和搭鐵裝置及其相應的連接。

(7) 接線片。

(8) 給導線提供附加保護的的材料，包括導線絕緣，導線套管，用於搭鐵具有電氣端點的導管。

(9) 屏蔽線和編織線。

(10) 卡箍或其他用於佈線和固定導線束的裝置。

(11) 電纜束縛裝置。

(12) 標牌或其他識別措施。

(13) 壓力封嚴。

(14)在支架、面板、設備架、連接盒、分配面板和設備架的背板內部的EWIS組件，包括但不限於電路板的背板、線路集成單元和設備外部線路。

(b) 除本條(a)(14)指明的設備外，下列設備內的EWIS部件，和該設備的外部插頭不包括在本條(a)段的定義中：

(1) 經下列環境條件和試驗程序合格鑑定的電子電氣設備，

(i) 適合於預定功能和工作環境，和

(ii) 中國民用航空局適航部門所接受的。

(2) 不作為飛機型號設計一部分的便攜式電氣設備，包括個人娛樂設備和便攜式計算機。

(3) 光纖。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1703條　功能和安裝：EWIS

(a) 飛機任何區域安裝的每個EWIS部件必須：

(1) 與其預定功能的性質和設計相適應。

(2) 按照EWIS部件特定的限制進行安裝。

(3) 完成其預定功能而不降低飛機的適航性。

(4) 設計和安裝使機械應變最小化

(b) 導線的選擇必須考慮與安裝和應用相關的導線已知特性，以使導線損壞（包括任何電弧現象）的風險減至最低。

(c) 機身主電源電纜（包括髮電機電纜）的設計和安裝必須允許合理程度的變形和拉伸而不會失效。

(d) 在已知潮濕區域的EWIS部件必須受到保護，使潮濕引起的危險影響降至最低。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1705條　系統和功能：EWIS

(a) 要求進行型號合格審定或者運行規章所要求的EWIS及相關的任何系統必須被視為該系統的一個組成部分，並且必須表明對該系統適用要求的符合性。

(b) 對於適用下列規章的系統，EWIS的部件及相關的這些系統必須被視為該系統的一個組成部分，並且必須表明對該系統適用要求的符合性。

(1) 第25.773條(b)(2) 駕駛艙視界

(2) 第25.981條 燃油箱點燃預防

(3) 第25.1165條 發動機點火系統

(4) 第25.1310條 電源容量和分配

(5) 第25.1316條 系統閃電防護

(6) 第25.1331條(a)(2) 使用電源的儀表

(7) 第25.1351條 總則

(8) 第25.1355條 配電系統

(9) 第25.1360條 預防傷害

(10) 第25.1362條 應急狀態的供電

(11) 第25.1365條 電氣設備，馬達和變壓器

(12) 第25.1431條(c)和(d) 電子設備

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1707條　系統分離：EWIS

(a) 每個EWIS的設計和安裝必須與其他EWIS和飛機系統具有足夠的物理分離，以使EWIS部件的失效不會產生危險狀況。除非另有説明，本條的目的是通過分開一定的距離，或通過與分開距離等效的隔離保護來實現物理分離。

(b) 每個EWIS的設計和安裝必須使任何在飛機上可能發生的電氣干擾，不會對飛機或其系統造成危險影響。

(c) 承載大電流的電線和電纜（及其相關的EWIS部件），其設計和安裝必須確保足夠的物理分離和電氣隔離，使得在故障情況下，對主要功能相關電路的損害最小。

(d) 與獨立飛機電源或幾個電源組合連接相關的每個EWIS的設計和安裝必須確保足夠的物理分離和電氣隔離，使得任何一個飛機電源EWIS的故障不會對任何其他獨立電源產生負面影響。此外：

(1) 飛機獨立電源之間不得共用同一接地端。

(2) 飛機系統的靜電接地不得與任何飛機獨立電源共用同一接地端。

(e) 除非有必要對燃油系統部件提供電氣連接，EWIS的設計和安裝必須與燃油管路和其他燃油系統部件具有足夠的物理分離，使得：

(1) EWIS部件的失效不會產生危險狀況。

(2) 任何燃油滲漏至EWIS部件不會產生危險狀況。

(f) 除非有必要對液壓系統部件提供電氣連接，EWIS的設計和安裝必須與液壓管路和其他液壓系統部件具有足夠的物理分離，使得：

(1) EWIS部件的失效不會產生危險狀況。

(2) 任何液壓油滲漏至EWIS部件不會產生危險狀況。

(g) 除非有必要對氧氣系統部件提供電氣連接，EWIS的設計和安裝必須與氧氣管路和其他氧氣系統部件具有足夠的物理分離，使得EWIS部件的失效不會產生危險狀況。

(h) 除非有必要對水/廢水系統部件提供電氣連接，EWIS的設計和安裝必須與水/廢水管路和其他水/廢水系統部件具有足夠的物理分離，使得：

(1) EWIS部件的失效不會產生危險狀況。

(2) 任何水/廢水滲漏至EWIS部件不會產生危險狀況。

(i) EWIS的設計和安裝必須與飛行或其他機械控制系統鋼索和相關係統部件具有足夠的物理分離，使得：

(1) 防止摩擦、卡阻或其他干擾。

(2) EWIS部件的失效不會產生危險狀況。

(3) 任何飛行或其他機械控制系統鋼索和相關係統部件的失效，不會損壞EWIS併產生危險狀況。

(j) EWIS的設計和安裝必須與加温設備、熱空氣管路具有足夠的物理分離，使得：

(1) 任何EWIS部件的失效不會產生危險狀況。

(2) 任何熱空氣滲漏或對EWIS部件產生的熱量不會產生危險狀況。

(k) 對於合格審定規章、運行規章或作為第25.1709條評估結果所要求具有冗餘設計的系統，與這些系統相關的EWIS部件的設計和安裝必須具有足夠的物理分離。

(l) 每個EWIS的設計和安裝必須使其與其他飛機部件和飛機結構具有足夠的物理分離，保護EWIS避免鋭利的邊角，將潛在的磨損、振動損壞和其他類型的機械損傷降至最低。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1709條　系統安全：EWIS

每個EWIS的設計和安裝必須使得：

(a) 災難性失效狀態

(1) 是極不可能的，和

(2) 不會因單個失效而引起。

(b) 每個危險失效狀況是極小的。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1711條　部件識別：EWIS

(a) EWIS部件必須標註或用其他一致的方法識別EWIS部件、其功能、設計限制或其他內容。

(b) 對於合格審定規章、中國民用航空規章的營運要求或作為第25.1709條評估結果所要求具有冗餘設計的系統，與這些系統相關的EWIS部件必須特別標明部件號、功能和導線束的分離要求。

(1) 標識必須沿導線、電纜、導線束，按適當的間隔，在飛機區域使機務、修理和改裝人員容易看到。

(2) 如果無法在一個EWIS部件上標識，必須提供其他標識方法。

(c) 本條(a)和(b)段要求的識別標記，在EWIS部件整個預期使用壽命過程中，必須保持清晰易讀。

(d) 用於本條要求的EWIS部件標識的方法，在EWIS部件整個預期使用壽命過程中，不會對其性能造成負面影響。

(e) 對型號設計進行EWIS改裝的標識，必須與原先型號設計的標識方案相一致。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1713條　防火：EWIS

(a) 所有EWIS部件必須符合第25.831(c)條適用的防煙防火要求。

(b) 位於指定火區和應急程序使用的EWIS部件必須是耐火的。

(c) 安裝于飛機任何區域的電氣導線和電纜的絕緣，以及對導線和電纜提供額外保護的材料，按本部附錄F第I部分的適用部分進行測試，必須是自熄的。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1715條　電氣接地和防靜電保護：EWIS

(a) 用於電氣接地和防靜電保護的EWIS部件必須符合第25.899條的要求。

(b) 對於具有接地電氣系統的飛機，由EWIS部件提供的電氣接地必須能夠提供承載正常和故障電流的電氣迴路，而不對EWIS部件、其他飛機系統部件或飛機結構產生電衝擊或損壞。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1717條　電路保護裝置：EWIS

電氣導線和電纜的設計和安裝，必須與第25.1357條要求的電路保護裝置相兼容，使得在短時或連續故障狀態下不會產生火警或煙霧的危險。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1719條　可達性規定：EWIS

任何EWIS部件必須可以接近，以對其進行持續適航所需的檢查和更換。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1721條　EWIS的保護

(a) 任何貨艙或行李艙不得含有任何其損壞或失效會影響安全運行的EWIS，除非EWIS得到保護使其：

(1) 不會由於艙內貨物或行李的移動而損壞。

(2) 損壞或失效不會產生着火危險。

(b) EWIS的設計和安裝必須使其在所有飛行階段、維護和勤務過程中，由於機內人員的移動造成EWIS損壞或損壞的風險降至最低。

(c) EWIS的設計和安裝必須使其由於旅客或客艙機組所帶物品造成EWIS損壞或損壞的風險降至最低。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1723條　可燃液體防火：EWIS

由於流體系統滲漏可能引起可燃液體或蒸氣溢出，位於這些區域的EWIS部件必須被視為潛在的點火源，並且必須滿足第25.863條的要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1725條　動力裝置：EWIS

(a) 按第25.903(b)條要求，與任何動力裝置相關的EWIS的設計和安裝，必須使得一個EWIS部件的失效不會阻止剩餘動力裝置的持續安全運行，或需要任何機組成員立即採取動作以保證繼續安全運行。

(b) 按第25.903(d)(1)條要求，必須採取設計預防措施，能在一旦發動機轉子損壞或發動機內起火燒穿發動機機匣時，由於EWIS損壞對飛機的危害減至最小。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1727條　可燃液體切斷措施：EWIS

按25.1189條的要求，與每個可燃液體切斷措施和控制相關的EWIS必須是防火的，或必須安置和防護得使火區內的任何着火不會影響可燃液體切斷工作。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1729條　持續適航文件：EWIS

申請人必須按照本部附錄H，第H25.4和H25.5條的要求，編制適用於EWIS的持續適航文件，並由局方批准。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1731條　動力裝置和APU火警探測系統：EWIS

(a) 作為火區內每個火警或過熱探測系統一部分的EWIS必須是耐火的。

(b) 任何火區的火警或過熱探測系統的EWIS部件不得穿過另一火區，但具備下列條件之一者除外:

(1) 能夠防止由於所穿過的火區着火而發生假火警的可能性；

(2) 所涉及的火區是由同一探測器和滅火系統同時進行防護的。

(c) 作為火區內每個火警或過熱探測系統一部分的EWIS必須滿足第25.1203條的要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第25.1733條　火警探測系統，總則：EWIS

與任何安裝的火警保護系統相關的EWIS，包括第25.854和25.858條所要求的，必須被視為該系統的一個組成部分，並且必須表明對該系統適用要求的符合性。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

I分部 附則

第25.2001條 施行時間

本規章自2016年4月17日起施行。

附錄A

圖1　起落架基本尺寸數據

尾輪式

前輪式

I為平衡所需的角慣性力　　T為慣性力的向前分量

[注]採用公制和英制時，相應地用W代替圖2—圖8中的Wg

圖2　水平着陸

前輪式

β為主起落架和尾部結構觸地時的角度(但不必大於失速迎角)

圖3　尾沉着陸

圖4　單輪着陸

圖5　側向載荷情況

圖6　剎車滑行

圖7　轉彎

圖8　迴轉(前輪式和尾輪式)

附錄B

圖1　水上飛機的角度、尺寸和方向的圖解定義

圖2　船體各站位加權係數

圖3　橫向壓力分佈圖

附錄C

第I部分　大氣結冰條件

(a) 連續最大結冰

大氣結冰狀態的最大連續強度(連續最大結冰)由雲層液態水含量、雲層水滴平均有效直徑和周圍空氣温度三個變量決定。這三個變量的相互關係列於本附錄圖1中。用高度和温度表示的結冰限制包線列於本附錄圖2中。由圖1和圖2可確定雲層液態水含量同水滴直徑及高度間的相互關係。水平範圍17.4海里以外的連續最大結冰狀態的雲層液態水含量，用圖1的液態水含量乘上本附錄圖3的相應係數來確定。

(b) 間斷最大結冰

大氣結冰狀態的最大間斷強度(間斷最大結冰)由雲層液態水含量、雲層水滴平均有效直徑和周圍空氣温度三個變量決定。這三個變量的相互關係列於本附錄圖4中。用高度和温度表示的結冰限制包線列於本附錄圖5中。由圖4和圖5可確定雲層液態水含量同水滴直徑及高度間的相互關係。水平範圍2.6海里以外的間斷最大結冰狀態的雲層液態水含量，用圖4的液態水含量乘上本附錄圖6的相應係數來確定。

(c) 最大起飛結冰

起飛時最嚴重的結冰條件（最大起飛結冰）為雲中水含量0.35g/m3，平均水滴直徑為20微米，地面環境温度為零下9攝氏度。最大起飛條件從地面延伸到起飛表面上457米（1500英尺）的高度。

圖1

圖2

圖3

圖4

圖5

圖6

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第II部分　用於表明對B分部的符合性的機身冰積聚條件

(a) 結冰　總則。對本部B分部結冰狀態下飛行各階段的飛機性能和操縱品質的符合性進行驗證時應在最臨界結冰條件下進行。申請人應演示已經考慮到了本附錄第I部分中規定的全部範圍內的結冰條件，包括平均有效水滴直徑，液態水含量以及適合飛行狀態的温度（例如，飛機形態，速度，攻角和高度）。飛行各階段的結冰條件定義如下：

(1) 起飛結冰　是無防護的表面上最為臨界的結冰條件和防冰系統正常工作的表面上任何結冰條件，從起飛到起飛表面上方120米(400英尺)高度，假定起飛時飛機處於本附錄第I部分(c)節規定的最大起飛結冰條件下。

(2) 起飛最後階段結冰是無防護的表面上最為臨界的結冰條件和防冰系統正常工作的表面上任何結冰條件，從120米(400英尺)到457米(1500英尺)（或達到VFTO並完成航路形態轉變的高度，兩者取較高值）假定起飛時飛機處於本附錄第I部分(c)節規定的最大起飛結冰條件下。

(3) 航路結冰 是航路上無防護的表面上最為臨界的結冰條件和防冰系統正常工作的表面上任何結冰條件。

(4) 等待結冰 是等待時無防護的表面上最為臨界的結冰條件和有常規防冰系統的表面上任何結冰條件。

(5) 進場結冰 是等待階段結束後飛機轉入最為臨界的進場形態時，無防護的表面上最為臨界的結冰條件和防冰系統正常工作的表面上任何結冰條件。

(6) 着陸結冰 是進場階段結束後飛機轉入着陸形態時，無防護的表面上最為臨界的結冰條件和防冰系統正常工作的表面上任何結冰條件。

(b) 為減少對第25.21(g)條進行演示驗證時需考慮的結冰情況，本條(a)款所規定的任何冰積聚可以用於其它任何飛行階段，前提是要表明這個冰積聚比起為那個飛行階段所規定的冰積聚要更為臨界。必須考慮形態的不同和它們的影響。

(c) 如果任何在性能方面的差異被保守考慮，那麼飛機的性能試驗可以採用對操縱有最不利影響的結冰。

(d) 對於無防冰和有防冰的部分，起飛階段的結冰可以由計算確定，假定條件為附錄C中規定的最大起飛結冰狀態，假定條件如下：

(1) 機翼，操縱面，如果適用，螺旋槳在起飛開始時刻無霜、雪或冰；

(2) 在飛機離地時刻出現結冰現象；

(3) 臨界推力/功率同重量比；

(4) 在VEF臨界發動機停車；

(5) 機組啓動防冰系統按飛行手冊中正常使用程序。除了開始起飛滑跑之後，必須假定在飛機爬升到起飛表面至少120米(400英尺)前機組沒有啓動飛機防冰系統。

(e) 在防冰系統已啓動和正發揮應有功能前的冰積聚，是在連續的最大大氣結冰條件下，防冰系統啓動和有效運行前，在未防護表面和正常防護表面上聚集的臨界冰積聚，該結冰條件僅適用於表明第25.143(j)和25.207(h)條的符合性。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

附錄D

確定最小飛行機組的準則　適航當局在決定第25.1523條所述的最小飛行機組時，考慮下列因素：

(a) 基本工作職能　考慮下列基本工作職能：

(1) 飛行航跡控制；

(2) 防撞；

(3) 導航；

(4) 通訊；

(5) 飛機發動機和系統的操作和監控；

(6) 指揮決策。

(b) 工作量因素　為確定最小飛行機組而分析和驗證工作量時，主要考慮下列工作量因素：

(1) 對所有必需的飛行、動力裝置和設備操縱器件(包括燃油應急切斷閥、電氣控制器件、電子控制器件、增壓系統操縱器件和發動機操縱器件)進行操作的可達性和簡便程度；

(2) 所有必需的儀表和故障警告裝置(例如火警、電氣系統故障和其它故障的指示器或告戒指示器)的可達性和醒目程度。並考慮這些儀表或裝置引導進行適當糾正的程度；

(3) 操作程序的數量、緊迫性和複雜性。特別要考慮由於重心、結構或其它適航性的原因而強制採用的專用燃油管理程序，以及發動機自始至終依靠單一油箱或油源(其它油箱如果貯有燃油，則自動向該油箱或油源輸油)供油而運轉的能力；

(4) 在正常操作以及判斷、應付故障和應急情況時消耗精力和體力的大小和持續時間；

(5) 在航路飛行中，需對燃油、液壓、增壓、電氣、電子、除冰和其它系統進行監控的程度；

(6) 需要機組成員離開原定工作崗位才能完成的動作，包括：查看飛機的系統、應急操作操縱器件和處理任何隔艙的應急情況；

(7) 飛機系統的自動化程度，自動化是指系統在發生故障或失效後，能自動切斷、自動隔離由此引起的障礙，從而減少飛行機組為防止喪失能源(飛行操縱系統或其它主要系統的液壓源、電源)所需的動作；

(8) 通訊和導航的工作量；

(9) 由於任一應急情況可導致其它應急情況而增加工作量的可能性；

(10) 當適用的營運規則要求至少由兩名駕駛員組成最小飛行機組時，一名機組成員因故不能工作。

(c) 核准的運行類型　確定核准的運行類型時，要求考慮飛機運行所依據的營運規則。除非申請人要求批准更為侷限的運行類型，假定按本部獲得合格證的飛機均在儀表飛行規則條件下運行。

附錄E

第I部分　裝有助推動力的飛機重量增量

(a) 如果符合下列規定，則對於裝有已獲得型號合格證的助推火箭發動機的飛機，申請人可按I(b)的規定增加經合格審定的最大起飛重量和最大着陸重量：

(1) 火箭發動機的安裝已獲批准，並經飛行試驗確認，在最大重量增加後該火箭發動機及其操縱機構能安全可靠地工作；

(2) 除適航當局可能要求的任何其它使用限制外，飛機飛行手冊或代替該手冊所需的標牌、標記或其它手冊還應註明根據本規章批准的增大的重量值。並註明在下列任一情況下禁止以批准增大的重量運行：

(i) 安裝的助推火箭發動機貯存或安裝時間已超過火箭發動機制造廠商規定的期限(該期限通常印在發動機機匣上)；

(ii) 火箭發動機的燃料已經耗盡或排空。

(b) 飛機未裝助推火箭發動機時，經審定現已批准的最大起飛和着陸重量可以增加。增加量不超過下列任一重量數值：

(1) 0.00143IN公斤，其中：I是單台助推火箭發動機的最大可用衝量，以牛頓秒計：N是所裝火箭發動機台數(0.014IN磅，其中I以磅·秒計)；

(2) 不裝助推火箭發動機時根據適用的適航規章批准的最大審定重量的5％；

(3) 火箭發動機安裝重量；

(4) 某一重量，該量與現已批准的最大重量之和等於飛機不裝助推火箭發動機時所制定的結構限制最大重量。

第II部分　裝有助推動力的運輸類飛機性能

適航當局可以認可在運輸類飛機上採用助推動力而改善的性能。但是，該性能只適用於最大審定起飛和着陸重量，起飛距離和起飛航跡，而且不得超過適航當局所確定的值，使得在起飛、進場和着陸飛行階段的總安全水平，等於飛機原先不裝助推動力時據以進行合格審定的規章所規定的總安全水平。本附錄的“助推動力”指火箭發動機在較短時間內且在應急情況下才提供的功率或推力或兩者。採用下列規定：

(a) 起飛：總則　本附錄II(b)和(c)所規定的起飛數據，必須在擬應用改善的性能的所有重量和高度以及周圍温度（如果適用）下確定。

(b) 起飛航跡

(1) 必須按照有關的適航規章對性能的要求，確定使用助推動力時的單發停車起飛航跡。

(2) 按II(b)(1)確定的單發停車起飛航跡(不包括飛機在起飛表面或剛離開起飛表面部分)，必須高於滿足所有有關適航要求的最大起飛重量下不裝助推動力的單發停車起飛航跡。為進行上述比較，飛行航跡要延伸到至少高於起飛表面120米(400英尺)處。

(3) 全發工作但不用助推動力的起飛航跡，必須反映出其總的性能水平保守地高於按II(b)(1)所確定的單發停車起飛航跡，其餘量必須由適航當局制定，以保證安全的經常飛行，但該餘量在任何情況下不得小於15% 。全發工作起飛航跡必須用與II(b)(1)制定的程序相一致的程序來確定。

(4) 對於活塞發動機飛機，擬列入飛機飛行手冊的起飛航跡必須為單發停車起飛航跡，該航跡按II(b)(1)所確定並經修改以反映申請人為收起襟翼和達到航路飛行速度所制定的程序(見(f))。所列入的起飛航跡在騰空部分的各點都必須具有正的斜率，並且在任何一點均不得高於II(b)(1)規定的起飛航跡。

(c) 起飛距離　起飛距離必須是沿着按II(b)(1)確定的單發停車起飛航跡，從起飛始點到飛機達到高於起飛表面某點所經過的水平距離。該點高度，對於活塞發動機飛機為15米(50英尺)；對於渦輪發動機飛機為10.7米(35英尺)。

(d) 最大審定起飛重量　最大審定起飛重量必須在擬應用改善的性能的所有高度和周圍温度(如果適用)下確定，並且不得超過按II(d)(1)和(2)確定的重量。

(1) 在最大審定起飛重量下，必須滿足II(b)(2)至II(b)(4)的條件。

(2) 不使用助推動力時，飛機必須滿足飛機原先據以進行合格審定的有關適航規章中所有航路飛行要求。此外，不使用助推動力的渦輪發動機飛機，必須滿足有關適航規章所規定的起飛爬升最後階段的要求。

(e) 最大審定着陸重量

(1) 最大審定着陸重量(單發停車進場和全發工作着陸爬升)，必須在擬應用改善的性能的所有高度和周圍温度(如果適用)下確定，並且不得超過按II(e)(2)所制定的重量。

(2) 發動機以與飛機形態相對應的功率或推力(或兩者)運轉，並且使用助推動力時，飛行航跡必須高於滿足所有有關適航要求的最大重量下無助推動力的飛行航跡。此外，這些飛行航跡必須符合II(e)(2)(i)和(ii)的要求。

(i) 必須不改變相應飛機形態制定飛行航跡。

(ii) 飛行航跡必須至少達到比助推動力開動點高120米(400英尺)的高度。

(f) 飛機形態、速度和功率與推力：總則　必須按申請人為飛機服役運行所制定的程序來改變飛機形態、速度和功率或推力(或兩者)，而且必須符合II(f)(1)至(3)的規定，此外，必須制定實行中斷着陸和中斷進場的程序。

(1) 適航當局必須確認，該程序能由有中等技巧的機組在服役中一貫地正常執行。

(2) 該程序不得涉及尚未證明是安全可靠的方法或使用尚未證明是安全可靠的裝置。

(3) 必須計及在服役中執行這些程序時可合理預期的時間滯後。

(g) 助推動力的安裝和工作　助推動力裝置及其安裝必須符合II(g)(1)和(2)的規定。

(1) 助推動力裝置及其安裝不得對飛機安全造成不利影響。

(2) 助推動力裝置及其操縱機構的工作必須已證明是安全可靠的。

附錄F

第I部分　表明符合25.853條或25.855條的試驗準則和程序

(a) 材料試驗準則：

(1) 載有機組或旅客的內艙

(i) 天花板、內壁板、隔板、廚房結構、大櫥櫃壁板、結構地板的鋪面，以及用於製造儲存間(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，在按本附錄第I部分的適用部分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(包括帷暮和罩布)、座椅墊、襯墊、有塗層織物(裝飾性和非裝飾性的)、皮革製品、托盤和廚房設備、電氣套管、空氣導管、接頭和邊緣遮蓋物、B級和E級貨艙或行李艙襯墊、B、C、D或E級貨艙或行李艙地板、貨物覆罩和透明罩、模塑和熱成形件、空氣導管接頭和鑲邊條(裝飾用和防磨用)，上述項目中凡用下面(iv)規定以外的材料製成者，在按本附錄第I部分的適用部分或其它經批准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) 電影膠片必須符合中國民用航空局適航部門認可的標準。如果膠片移動要通過導管，則導管必須滿足本附錄第I部分(a)(1)(ii)的要求。

(iv) 有機玻璃的窗户和標示、整個或部分用彈性材料製成的零件、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繫留設備，包括集裝箱、普通箱、集裝板等，凡用於客艙或機組艙內者，在按本附錄的適用部分進行水平放置試驗時，其平均燃燒率不得超過64毫米/分(2.5英寸/分)。

(v) 除電線和電纜絕緣層及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，本附錄第I部分的(a)(1)(i)、(ii)、(iii)或(iv)項未作規定的項目的材料，在按本附錄的適用部分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)。

(2) 不載機組或旅客的貨艙和行李艙

(i) [備用]

(ii) 第25.857條定義的B級或E級貨艙或行李艙，必須有同飛機結構分開的襯墊(連接點除外)，其製作材料必須符合本附錄第Ⅰ部分(a)(1)(ii)的要求。此外，這類襯墊必須經受45度試驗，在施加火焰或移開火焰後，火焰均不得燒穿(穿透過)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。

(iii) 第25.857條定義的B、C、D或E級貨艙或行李艙，必須有同飛機結構分開的地板(連接點除外)，其製作材料必須符合本附錄第I部分(a)(1)(ii)的要求。這類地板必須經受45度試驗，在施加火焰或移開火焰後，火焰不得燒穿(穿透過)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。

(iv) 隔絕毯和貨物防護罩，必須用符合本附錄第I部分(a)(1)(ii)要求的材料製作。每個貨艙和行李艙用的繫留設備(包括集裝箱、普通箱和集裝板)必須用符合本附錄第I部分(a)(1)(v)要求的材料製作。

(3) 電氣系統部件　裝於機身任何區域的電線或電纜的絕緣層，在按本附錄第I部分規定進行60度試驗時，必須是自熄的。平均燒焦長度不得超過76毫米(3英寸)，移開火源後的平均燃燒時間不得超過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。

(b) 試驗程序

(1) 預處理　試樣必須置於21±2.8℃(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。每個試樣在送入火焰之前必須保持在預處理環境內。

(2) 試樣形態　除了製造電線和電纜的絕緣層以及小零件的材料外，其它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製品的模擬件)進行試驗。試樣可以從製品的任何部位上切取，但製成的整體件(如夾層板件)不得分解後試驗。但是，除以下所述情況外，試件的厚度不得超過須鑑定的飛機所使用的最小厚度。厚的泡沫件，例如座椅墊，其試樣厚度必須為12.7毫米(1/2英寸)。必須滿足本附錄第I部分(a)(1)(v)要求的材料試樣厚度，不得超過3.2毫米(1/8英寸)。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方向。試樣必須夾在金屬框架內。進行本附錄第I部分(b)(4)規定的垂直試驗時，應使試樣的兩條長邊和上邊夾緊；進行本附錄第I部分(b)(5)規定的水平試驗時，應使兩條長邊和離火焰遠的一邊夾緊。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件小於上述尺寸。試樣施加燃燒器火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。進行本附錄第I部分(b)(6)規定的45度試驗時，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)。

(3) 設備　除本附錄第I部分(b)(7)規定者外，試驗必須在沒有抽風現象的試驗箱內進行，所有試驗應按適航當局規定的試驗方法或經批准的其它等效方法進行。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。

(4) 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(1 1/2英寸)。用經校準的熱電偶高温計在火焰中心測得的焰温不得低於843℃(1,550°F)。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，對於本附錄第I部分(a)(1)(i)規定的材料，火焰必須施加60秒後移開，對於本附錄第I部分(a)(1)(ii)規定的材料，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。根據本附錄第I部分(b)(8)確定的燒焦長度的測量必須精確到2.5毫米(1/10英寸)。

(5) 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38.1毫米(1 1/2英寸)。用經校準的熱電偶高温計在火焰中心測得的焰温不得低於843℃ (1,550°F)。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19.1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(1 1/2英寸)。並且必須記錄平均燃燒率。

(6) 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38.1毫米(1 1/2英寸)。用經校準的熱電偶高温計在火焰中心測得的焰温不得低於843℃(1,550°F)，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。

(7) 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錄第I部分(b)(3)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(1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。用經校準的熱電偶高温計測得的火焰最熱部分的温度不得低於954℃(1,750°F)。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。根據本附錄第I部分(b)(8)確定的燒焦長度測量必須精確到2.5毫米(1/10英寸)。導線試樣的斷裂不認為是失敗。

(8) 燒焦長度　燒焦長度是指從試樣的起始邊緣到因着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，但不包括燻黑、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。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第II部分　座椅墊的可燃性

(a) 接受準則　凡座椅墊均必須滿足下列準則：

(1) 必須至少試驗3組座椅坐墊和靠墊試樣。

(2) 如果座椅墊中含有擋火材料，則擋火材料必須完全包住座椅墊的泡沫芯料。

(3) 每個試樣的製作必須採用預定用於產品的主要部件(即泡沫芯、浮性材料、擋火材料(如果使用)和裝飾罩)和製作工藝(典型的接縫和包邊)。如果坐墊和靠墊使用不同的材料組合，則必須用每種材料組合構成完整的試樣組來試驗。每組試樣包括一個坐墊試樣和一個靠墊試樣。如果某座椅墊(包括裝飾罩)已用油燃燒器試驗表明符合本附錄的要求，則該座椅墊的裝飾罩可用相似裝飾罩來替換，只要替換罩按第25.853(c)條規定的試驗所確定的該替換裝飾罩的燒焦長度不超過承受油燃燒器試驗的座椅墊裝飾罩的燒焦長度。

(4) 至少有2/3試樣組的燒焦長度不得從靠近燃燒器的一邊達到燃燒器對面的座椅墊邊緣，燒焦長度不得超過432毫米(17英寸)。燒焦長度是從靠近燃燒器的椅框內邊到試樣燒灼損壞最遠處的垂直距離，包括部分或完全燒掉、炭化或脆化區域。但不包括燻黑、變色、翹曲或褪色的區域。也不包括遠離熱源處的材料皺縮或熔化的區域。

(5) 試樣平均百分比重量損失不得超過10%，此外，至少有2/3試樣組的重量損失不得超過10%，在確定試樣重量之前，要除去從座椅墊和固定架上掉落的所有滴落物。一組試樣的百分比重量損失是試驗前後試樣組重量之差與試前重量的百分比。

(b) 試驗條件　座椅靠墊頂部處垂直氣流速度平均應為0.13±0.05米/秒(25±10英尺/分)。座椅坐墊正上方處水平氣流速度應低於0.05米/秒(10英尺/分)。氣流速度應在通風罩工作、燃燒器馬達關閉時測量。

(c) 試樣

(1) 每一試驗必須使用包括一個座椅坐墊和一個座椅靠墊的一組試樣。

(2) 坐墊試樣必須為457±3毫米(18±1/8英寸)寬×508±3毫米(20±1/8英寸)長×102±3毫米(4±l/8英寸)厚，不包括織物包邊和接縫重疊。

(3) 靠墊試樣必須為457±3毫米(18±l/8英寸)寬×635±3毫米(25±l/8英寸)高×51±3毫米(2±l/8英寸)厚，不包括織物包邊和接縫重疊。

(4) 試驗前，試樣必須置於21±2.8℃(70±5℉)和55±10％相對濕度的環境中至少24小時。

(d) 試驗設備　試驗設備的安裝見圖l至圖5，必須包括本節所述各部件。設備的次要細節可根據所用燃燒器型別而改變。

(1) 試樣固定架　試樣固定架由角鋼構成，如圖l所示。固定架腿長305±3毫米(12±1/8英寸)。必須按圖2所示在固定架上固定坐墊和靠墊試樣。固定架還應包括一個襯有鋁箔、適於盛滴落物的盤子，鋁箔無光澤面朝上。

(2) 試驗燃燒器　用於試驗的燃燒器必須符合以下各項要求：

(i) 是改進的噴槍型；

(ii) 有一噴射角為80º的噴嘴。其在6895千帕(7.0公斤/釐米2，100磅/英寸2)時的名義流量值為0.142升/分(2.25美加侖/小時)；

(iii) 在噴管端部裝有一個長305毫米(12英寸)的燃燒器錐形筒，開口為152毫米(6英寸)高，280毫米(11英寸)寬，如圖3所示；

(iv) 有一燃燒器燃油壓力調節閥，調節到在輸送試驗所要求的美標2號煤油或等效燃油時名義流量值為0.126升/分(2.0美加侖/小時)。

下述燃燒器和報告可供參考：

燃燒器：Lennox OB-32型、Carlin 200CRD型和Park DPL3400型。

報告：

(1) 動力裝置工程報告No.3A 軟管組件的標準燃燒試驗設備和程序，1978年5月；

(2) 報告No.DOT/FAA/RD/76/2l3 重新評價用於阻燃試驗的燃燒器特性，1977年1月。

(3) 熱流計

(i) 用於試驗的熱流計必須為0–17.0瓦/釐米2(0–15.0英熱單位/英尺2•秒)，精度±3%，裝在l52毫米×305毫米(6英寸×12英寸)×l9毫米(3/4英寸)厚的硅酸鈣隔熱板上。該板固定在角鋼托架上。在校準燃燒器時放在試樣固定架上，如圖4所示。

(ii) 由於隔熱板在使用中的碎裂可能使熱流計偏斜，所以必須監測熱流計。必要時，用墊片調整固定以確保熱流計表面與隔熱板的外露表面齊平，且平行於燃燒器錐形筒的出口。

(4) 熱電偶　用於試驗的7根熱電偶必須是具有1.6–3.2毫米(1/l6–l/8英寸)的金屬護套、瓷管包封、採用美國線規(AWG)22–30號名義尺寸導線接殼的K型熱電偶。7根熱電偶必須連接到角鋼托架上構成一個熱電偶梳，以便在燃燒器校準時置於試樣固定架上(如圖5所示)。

(5) 設備安裝　試驗燃燒器必須固定在適用支架上，使燃燒器錐形筒出口距試樣固定支架的一邊為102±3毫米(4±1/8英寸)，燃燒器支架應能使燃燒器在預熱階段轉離試樣固定架。

(6) 數據記錄　必須使用量程合適的記錄電位計或其他適用的校準過的儀表以測量和記錄熱流計和熱電偶的輸出值。

(7) 重量標度　必須使用具有適當程序、精度在9克(0.02磅)以內、能確定每組座椅墊試樣試驗前後重量的稱重裝置，最好採用連續稱重系統。

(8) 計時裝置　必須使用秒錶或其他裝置(校準到±1秒)測量施加燃焰時間和自熄時間或試驗持續時間。

(e) 設備準備　校準前，所有儀器必須處於工作狀態。將燃燒器燃油調至(d)(2)規定值。

(f) 校準　為保證燃燒器輸出正確的熱量，必須進行下列測試(如圖4所示)：

(1) 把熱流計置於試樣固定架上，距燃燒器錐形筒出口102±3毫米(4±1/8英寸)。

(2) 打開燃燒器，預熱2分鐘，調整燃燒器空氣進氣調節閥使熱流計讀數為11.9土0.6瓦/釐米2(10.5±0.5英熱單位／英尺2•秒)，以保證達到的穩定狀態。關閉燃燒器。

(3) 用熱電偶梳代替熱流計（圖5）。

(4) 打開燃燒器使熱電偶讀數為1038±56℃(1900±100℉)，以保證已達到的穩定狀念。

(5) 如果熱流汁和熱電偶的讀數超出上述規定範圍，重複(1)至(4)步驟並調整燃燒器空氣進氣調節閥直到獲得正確讀數。應經常使用熱電偶梳和熱流計以保持和記錄已校準的試驗參數，除非該套設備的一致性被證實，否則每次試驗均應進行校準。在確認其一致性後，可以在試驗前進行預試校準和試驗後進行校準核查的條件下進行若干次試驗。

(g) 試驗程序　必須按下述程序試驗每組試樣的可燃性：

(1) 記錄每組座椅坐墊和靠墊試樣的重量。精確到9克(0.02磅)。

(2) 按圖2所示，將坐墊和靠墊試樣固定在試樣固定架上，靠墊試樣固定在固定架上部。

(3) 將燃燒器轉到試驗位置並保證燃燒器錐形簡到坐墊試樣一側的距離為102±3毫水(4±l/8英寸)。

(4) 將燃燒器轉離試驗位置。打開燃燒器工作2分鐘，使燃燒器錐形筒充分預熱並使火焰穩定。

(5) 開始試驗，將燃燒器轉到試驗位置，同時啓動計時裝置。

(6) 座椅墊試樣置於燃燒器火焰中2分鐘，然後關閉燃燒器，立即將燃燒器轉離試驗位置。座椅墊置於燃焰中7分鐘後，使用氣體滅火劑(即鹵化物或二氧化碳)終止試驗。

(7) 稱量固定架上座椅墊試樣組殘餘物(不包括滴落物)的重量，精確到9克(0.02磅)。

(h) 試驗報告　對進行符合性試驗的座椅墊，其所有試樣組均必須記錄下述數據：

(1) 試樣的識別標記和説明。

(2) 試樣組的數目。

(3) 每組試樣的原始重量和剩餘重量。計算每組試樣的百分比重量損失和所有試樣組的平均百分比重量損失。

(4) 每組試樣的燒焦長度。

注：所有連接為焊接：扁鋼為對接焊：所有尺寸為內側尺寸(毫米)

圖1 試驗固定架

圖2 試樣固定架視圖(毫米)

注：圖示為半個錐形筒展開圖；另一半在點焊搭接處焊上

圖3　軟管試驗燃燒器錐形筒展開圖(毫米)

圖4　熱流計托架(毫米)

圖5熱電偶梳托架(毫米)

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第III部分　確定貨艙襯墊抗火焰燒穿性的試驗方法

(a) 接受準則

(1) 必須至少試驗3塊貨艙側壁或天花板襯墊板試樣。

(2) 每一試樣必須模擬側壁或天花板襯墊板，包括其失效會影響襯墊安全包容火焰能力的任何設計特徵，如接合部位，照明裝置等。

(3) 施加火焰後5分鐘內，任何試樣均不得被燒穿，且在水平試樣上表面上方102毫米(4英寸)處測得的峯值温度不得超過203℃(400℉)。

(b) 方法概述　本方法提供實驗室檢測程序，用於測定貨艙襯墊材料在0.126升/分(2美加侖/小時)美標2#煤油或等效燃油的燃燒器火源下的抗火焰燒穿能力。天花板和側壁襯墊板可以單獨進行試驗，但需用一塊擋板來模擬另一者。任何通過了天花板襯墊板試樣試驗的襯墊板都可以用作側壁襯墊板。

(c) 試樣

(1) 試樣尺寸必須為406±3毫米×610±3毫米(16±1/8英寸×24±l/8英寸)。

(2) 試驗前，試樣必須置於21±2℃(70±5℉)和55±5％相對濕度的環境中至少24小時。

(d) 試驗設備　試驗設備必須包括本節所述的各部件，如本附錄第Ⅱ部分圖3和第III部分圖1至圖3所示。設備的次要細節可依據所用燃燒器的型別而改變。

(1) 試樣固定架　試樣固定架由角鋼構成，如本部分圖l所示

(2) 試驗燃燒器　用於試驗的燃燒器必須符合以下各項要求：

(i) 是改進的噴槍型。

(ii) 使用合適的噴嘴並保持油壓以輸出0.126升/分(2美加侖/小時)燃油流量。例如，名義額定值為0.142升/分(2.25美加侖/小時)的80度噴嘴，其在586千帕(6.0公斤/釐米2；85磅/英寸2)時的流量值為0.128升/分(2.03美加侖/小時)。

(iii) 在噴管端部裝有一個長305毫米(12英寸)的燃燒器錐形筒，其開口為152毫米(6英寸)高，280毫米(1l英寸)寬，如本部分圖3所示。

(iv) 有一個燃油壓力調節閥，調節到在輸送美標2#煤油或等效燃油時名義流量值為0.126升/分(2.0美加侖/小時)。

下述燃燒器和報告可供參考：

燃燒器：Lennox OB-32型、Carlin 200CRD型和Park DPL3400型。

報告：動力裝置工程報告No.3A 軟管組件的標準燃燒試驗設備和程序，1978年3月。

(3) 熱流計

(i) 用於試驗的熱流計必須是量程適當的全熱通量金屬薄片型Gardon計(大約0–17.0瓦/釐米2(0–15.0英熱單位/英尺2•秒))。熱流計必須固定在一個152毫米×305毫米(6英寸×l2英寸)×l 9毫米(3/4英寸)厚的隔熱板上。該板固定在角鋼托架上以便在燃燒器校準時放置於試樣固定架上，如本部分圖2所示。

(ii) 必須監測隔熱板是否損壞，必要時用墊片調整固定，以確保熱流計表面平行於試驗燃燒器錐形筒出口。

(4) 熱電偶　試驗用的7根熱電偶必須具有1.6毫米(1/l6英寸)陶瓷套管，採用美國線規(AWG)30號名義尺寸導線接殼的K型熱電偶。7個熱電偶必須連接到角鋼托架上構成一個熱電偶梳，以便在燃燒器校準時放置於試樣固定架上，如本部分圖3所示。

(5) 設備安裝　試驗用燃燒器必須固定在一個適當支架上，使燃燒器錐形筒出口距天花板襯墊板和側壁襯墊板的距離分別為203毫米(8英寸)和51毫米(2英寸)，燃燒器支架應能使燃燒器在預熱階段轉離試樣。

(6) 測試儀器　必須使用量程適當的記錄電位計或其他適用的儀表以測量並記錄熱流計和熱電偶的輸出值。

(7) 計時裝置　必須使用秒錶或其他裝置測量施加燃焰時間和燒穿時間（如發生燒穿）。

(e) 設備準備　校準前，所有儀器必須處於工作狀態並使其穩定。燃燒器燃油流量必須調節至(d)(2)規定值。

(f) 校準　為保證燃燒器輸出正確的熱量，必須進行下列測試：

(1) 從噴管端部拆去燃燒器錐形筒，在不接通燃油或點火器未打開的情況下打開燃燒器的增壓部分，在噴管開口表面的中心部位用熱線風速表測定空氣流速，調節空氣進氣調節閥使空氣流速在7.87–9.14米/秒(1550–l800英尺/分)範圍內。如果在噴管出口使用了調整片，則測試前必須拆下，重新裝上噴管的錐形筒。

(2) 按本部分圖2所示，將熱流計放置在試樣固定架上，距燃燒器錐形筒出口203毫米(8英寸)，以模擬水平試樣所在位置。

(3) 打開燃燒器，預熱2分鐘，調節空氣進氣調節閥，使熱流計的讀數為9.1±0.6瓦/釐米2(8.0±0.5英熱單位/英尺2•秒)。

(4) 用熱電偶梳代替熱流計(見本部分圖3)。

(5) 打開燃燒器，使7根熱電偶的讀數均為927±38℃(1700±100℉)，從而確保已達到穩定狀態。如果温度超出上述規定範圍，重複步驟(2)至(5)直到獲得正確的讀數。

(6) 關閉燃燒器並移開熱電偶梳。

(7) 重複步驟(1)以保證燃燒器在正確的工作範圍內。

(g) 試驗程序

(1) 在水平(天花板)試樣上方102毫米(4英寸)處安裝一與上述校準中所用熱電偶同型號的熱電偶，應放置在燃燒器錐形筒中心的上方。

(2) 將試樣按水平或垂直位置放置在本部分圖l所示的試樣固定架上，將絕熱材料置於另一位置。

(3) 將燃燒器置於適當位置使火焰不觸及試樣，打開燃燒器並令其工作2分鐘。然後將燃燒器轉到工作位置，使火焰燃燒試樣，同時啓動計時裝置。

(4) 將試樣置於火焰中5分鐘，然後關閉燃燒器。如果觀察到燒穿則試驗可以提早結束。

(5) 在做天花板村墊板試驗時，記錄在試樣上方102毫米(4英寸)測得的峯值温度。

(6) 如果發生燒穿，記錄其出現的時間。

(h) 試驗報告　試驗報告必須包括下列內容：

(1) 試驗材料的完整説明，包括材料型號，製造廠家、厚度及其它有關數據。

(2) 試樣在火焰燃燒期間觀察到的現象，如分層、樹脂引燃、煙霧等，包括上述現象發生的時間。

(3) 如果發生燒穿，3個試樣各自被火焰燒穿的時問。

(4) 板的方位(天花板或側壁)。

注：試樣固定架由25×25×3毫米(1×1×1/8英寸)的角鋼構成，所有經焊接的支撐角鋼的接縫部位均加工到25×25×3毫米(1×1×1/8英寸)

圖1 水平和垂直安裝的試驗設備 (毫米)

注：托架固定在裝有熱流計的試驗支架上，熱流計置於燃燒器錐形筒中心上方。

圖2 熱流計托架 (毫米)

注：帶有熱電偶的托架裝卡在試樣固定架上，熱電偶端頭距燃燒器錐形筒中心線為25毫米(1英寸)

圖3　熱電偶梳托架(毫米)

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第IV部分　測定熱輻射下客艙材料熱釋放速率的試驗方法

(a) 方法概述　三個或多於三個試樣代表全部航空器組件進行試驗。將試樣放入氣流恆定的環境箱中。試樣所受輻射通過調節熱輻射源確定，使試樣表面產生的總輻射熱通量為要求的3.5瓦/釐米2(使用校準過的熱流計)。試驗中，試樣受輻射表面呈垂直狀態。由引燃點火裝置起燃，監測離開環境箱的燃燒產物以便計算熱釋放速率。

(b) 設備　下述設備為美國俄亥俄州立大學的熱釋放速率儀，是ASTM E–906的改型，可供參考。

(1) 如圖l所示的設備，除夾持箱外，儀器的所有外表面都應使用25毫米厚的低密度耐高温的玻璃纖維板絕熱。試件投放杆所通過的門用墊片密封，使試樣夾持箱形成氣密腔。

(2) 熱電堆　進出環境箱的空氣温差由一個有5個冷端和5個熱端及美標24號鎳鉻–鎳鋁接點的熱電堆監測。熱電偶必須有一個1.3±0.3毫米(0.050±0.010英寸)直徑、球形的焊接頭。熱端橫放在煙道頂部煙道口以下10毫米處，其中一熱端放置在幾何中心，其餘4個沿對角線分佈，距中心30毫米，如圖5所示。冷端放在下空氣分流板下面的底座上(見(b)(4))。為保持必要的校準精度，須清除熱電偶熱端的沉積物。

(3) 輻射源　如圖2A和2B所示，用4個508毫米(20英寸)長、外徑l6毫米(5/8英寸)、名義阻值1.4歐姆的LL型碳化硅元件作熱輻射源，所產生的熱通量最大到l00千瓦/米2。將碳化硅元件穿過l毫米厚陶瓷纖維板上16毫米的孔，使其安裝在不鏽鋼板箱中，襯墊和不鏽鋼外殼上孔的位置如圖2B所示。必須加上1.07±0.05毫米不鏽鋼菱形罩，以在垂直試樣所佔的面積上提供均勻的熱流密度。

(4) 空氣分流系統　進入環境箱的空氣由一塊6.3毫米厚的鋁板分流。鋁板上有8個美標4號鑽孔。孔中心距為102毫米，孔邊距為5l毫米。該板固定在環境箱底座上。另一塊美標18號鋼板上有120個等間隔的美標28號鑽孔，安裝在鋁板上方152毫米處。要求有一個易於調節的空氣源。在稜錐形排氣罩底座上的空氣源集氣管應有48個等間隔的美標26號鑽孔。鑽孔距集氣管內側10毫米。這樣，使流入設備的空氣流量接近3比1。

(5) 煙道　橫截面為133×70毫米，長為254毫米，由美標28號不鏽鋼製成的煙道安裝在稜錐形排氣罩出口，由美標31號不鏽鋼製成的25×76毫米擋板放置在煙道內中心，垂直於氣流方向，在煙道底部以上76毫米處。

(6) 試樣夾具

(i) 試樣應在垂直方向進行試驗。夾具(圖3)通過夾持框沿只有6毫米寬的邊緣夾持試樣(試樣按本部分(d)(3)要求用鋁包覆)，“V”形彈簧夾將其固定在一起。此外，還應提供一尺寸為12×12×150毫米的可拆卸盛滴落物盤和兩根直徑0.5毫米(0.02英寸)的不鏽鋼絲(如圖3所示)，用以試驗易熔和易滴落材料。為適應不同厚度試樣，在試樣夾具不同孔插入擋杆來改變彈簧和夾持框的配置。

(ii) 因為未採用ASTM E–906所述的輻射擋板，所以應在投放機構中增加一導銷。該導銷與夾持箱外投放機構上開孔的金屬板配合，從而可使投放後試樣表面精確定位。投放後，試樣表面距關閉的輻射門應為100毫米。

(iii) 試樣夾具夾在安裝托架上(見圖3)。安裝托架通過3個螺栓與投放杆相連，螺栓穿過焊有13毫米(1/2英寸)螺母的寬墊圈。投放杆的末端擰入螺母，並把一個0.51毫米(0.02英寸)厚的寬墊圈夾在兩個13毫米(1/2英寸)螺母之間，調節兩螺母以密封輻射門上為投放杆或校準熱流計通過而留的孔。

(7) 熱流計　必須使用一全通量的熱流計來測量總熱通量。熱流計固定在12.7毫米(1/2英寸)厚的Kaowoo1(硅酸鋁纖維)“M”板的中心，該板嵌在試樣夾具上。熱流計必須有180度的視角且必須對入射熱通量校準。熱流計的校準必須經中國民用航空局適航部門認可。

(8) 引燃位置　分別如(b)(8)(i)和(b)(8)(ii)或(b)(8)(iii)所述使上、下引燃燃燒器同時點燃試樣，由於大於3秒的引燃滅火間歇會使試驗結果無效，可安裝一個點火器來確保下引燃燃燒器持續燃燒。

(i) 下引燃燃燒器　引燃管應是外徑6.3毫米、壁厚0.8毫米的不鏽鋼管。下引燃火焰噴管應通入120釐米3／分甲烷和850釐米3／分空氣的混合氣，引燃燃燒管末端的正常位置應距試樣外露鉛垂面10毫米，並與其垂直。燃燒管出口中心線須在試樣下緣以上5毫米處與試樣垂直中心線相交。

(ii) 上引燃燃燒器　引燃管必須是外徑6.3毫米、壁厚0.8毫米、管長360毫米的不鏽鋼直管。管的一端必須封閉。管上應鑽有3個孔距60毫米的美標40鑽孔作燃氣孔，同向噴射。第一個孔距管子的封閉端應為5毫米。管子應置於距試樣外露上緣的上方19毫米和後方19毫米。中間的孔必須指向輻射源並在垂直於試樣暴露表面且通過其垂直中心線的鉛垂面內。供給燃燒器的氣體應為甲烷，且調到產生25毫米長火焰。

(iii) 選擇性的14孔上引燃燃燒器　該燃燒器可用來代替本部分(b)(8)中所述的標準3孔燃燒器。該引燃燃燒器必須是外徑6.3毫米、壁厚0.8毫米、管長400毫米的不鏽鋼直管。管的一端必須封閉。管上應鑽有14個孔距13毫米的美標59號鑽孔作燃氣孔，同向噴射。第一個孔距管子的封閉端應為13毫米。管子應置於試樣夾具上方，以便使這些孔如本部分圖1B所示位於試樣上方。供給燃燒器的氣體應為甲烷與空氣以大約50/50的比例混合的混合氣體。總燃氣流量應調到產生25毫米長火焰。當燃氣/空氣的比例調整恰當時，大約6毫米長火焰呈現黃色。

(c) 儀器校準

(1) 熱釋放速率　應將圖4所示的燃燒器氣密連接於下引燃管末端。流入引燃器的氣流至少須含99％甲烷，且須精確測定。使用前，將濕式測試表嚴格調水平，並在無氣體流動時向內部指示器末端充蒸餾水。環境温度和水的壓力依據濕式測試表的温度，先調定大約l升/分的基準流量，然後增加到較高的預定流量4、6、8、6、4升/分。在將記錄甲烷流速前應採用8升/分鐘的流速2分鐘預處理燃燒室。此不作為校準的部分記錄。該流量測定採用秒錶，以記錄濕式測試表對基準流量和較高流量兩者的全週期時間，變到下一個較高流量之前要返回基準流量。測量熱電堆基準電壓。流入燃燒器的燃氣應增到較高的預定流量且燃燒2分鐘，然後測量熱電堆電壓。重複操作直到全部測出5個電壓值為止。這5個數據的平均值應作為標定係數。如果相對標準偏差超過5％，則整個過程必須重複。有關計算見(f)。

(2) 熱通量均勻度　對試樣上方熱通量的均勻度必須進行定期檢查和更換加熱元件後的檢查，以確定其是否處於允許的±5％限制內。

(3) 應如本部分(b)(2)款所注的那樣清除熱電偶熱端的沉積物以保持校準精度。

(d) 試樣準備

(1) 在材料和構造方法方面應足以代表航空器元件。厚度不超過45毫米垂直安裝試驗的試樣，其標準尺寸為150×150毫米。試樣厚度應與其所代表的航空器元件一樣，最大可為45毫米厚。

(2) 預處理　試樣必須置於本附錄第1部分所述的環境中。

(3) 安裝　一個試驗中，試樣應只有一個表面暴露在外，其餘未暴露表面全部用0.025毫米厚的單層鋁箔包覆。

(e) 程序

(1) 接通輻射板電源以產生3.5瓦/釐米2的輻射熱通量。該值應在試樣置於試驗位置時其暴露表面中心處測定，並須在通過設備的氣流調到額定流量後測得。必須按試樣的最終使用厚度進行試驗。

(2) 按(b)(8)所述，點燃引燃火焰並檢查火焰位置。

(3) 通過設備的氣流應由一個位於直徑為38.1毫米的管道內的圓孔板盤控制，該管道內有2個壓力測量點位於孔板盤的上流38毫米和下流19毫米處，且管道應與設置壓差為200毫米汞柱的流量計相接(見圖lB)。通過設備的氣流調定為常壓下0.04±0.00l米3/秒。調整垂直試樣夾持連桿的止動器使試樣被放人環境箱時，其暴露表面距入口100毫米。

(4) 在輻射門關閉的情況下，將試樣放入夾持箱。關緊外側氣密艙門並啓動記錄裝置。投放前，試樣必須在夾持箱內保持60±10秒。熱電堆的零值應在保持期的最後20秒內確定。

(5) 試樣投入時，打開輻射門，把試樣放進環境箱中，隨即關閉輻射門。

(6) [備用]

(7) 試樣放入並關閉輻射門時為時間零點。在試樣位於環境箱內的全過程中，必須記錄熱電堆的輸出值，至少每秒一個數據點。

(8) 試驗進行時間為5分鐘。除可以間歇不超過3秒的間歇性火焰熄滅外，下引燃燃燒器和上引燃燃燒器在整個試驗期間應保持燃燒，而且，若選用3孔上引燃燃燒器，除可以間歇不超過3秒、3個火焰出口全部間歇性火焰熄滅外，在整個試驗期間至少2個火焰出口應保持燃燒。

(9) 至少試驗3個試樣。

(f) 計算

(1) 標定係數按下式汁算：

F0–甲烷基準流量(升/分)；

F1–甲烷預定流量(升/分)；

V0–熱電堆基準電壓(毫伏)；

V1–預定流量下熱電堆電壓(毫伏)；

Ta–環境温度(K)；

P–環境壓力(毫米汞柱)；

Pv–水蒸氣壓力(毫米汞柱)。

(2) 任一時刻的熱釋放速率可用下式根據熱電堆的輸出電壓算出：

HRR--熱釋放速率(千瓦/米2)；

VM–測得的熱電堆電壓(毫伏)；

Kh–標定係數(千瓦/毫伏)。

(3) 熱釋放速率的積分是總放熱量，其為時間函數，可用熱釋放速率乘以數據採樣週期(以分鐘為單位)並將其累加(從0到2分鐘)得出。

(g) 接受準則　必須將至少3個試樣開始試驗2分鐘以上時間內的正的總放熱量值進行平均，還必須平均試樣的峯值熱釋放速率。總放熱量的平均值不得超過65千瓦•分/米2。峯值熱釋放速率的平均值不得超過65千瓦/米2。

(h) 報告　試驗報告應包括各試樣下列內容：

(1) 試樣説明；

(2) 試樣受到的輻射熱通量，用瓦/釐米2表示；

(3) 給出作為時間函數的熱釋放速率(千瓦/米2)數據，以時間間隔不超過10秒的圖形或表格表示，且須給出標定係數(Kh)；

(4) 如發生熔化、下垂、分層或其他影響暴露表面面積或燃燒形態的情況，則須將這些情況及發現時間一併記錄下來；

(5) 必須記錄峯值熱釋放速率值和2分鐘的熱釋放速率積分值。

圖1　熱釋放速率儀(毫米)

圖2A “碳化硅”輻射板(毫米)

圖2B “碳化硅”輻射板(毫米)

圖3　試樣夾持器(毫米)

圖4　燃燒器(毫米)

圖5　熱電偶熱端位置(毫米)

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，1995年12月18日第二次修訂，2001年5月14日第三次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第V部分　測定艙內材料發煙特性的試驗方法

(a) 接受準則，3個試樣中的每個試樣試驗4分鐘後，其煙比光密度讀數平均值Ds不得超過200。

(b) 試驗設備和方法必須符合中國民用航空局適航部門認可的標準。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂，1995年12月18日第二次修訂〕

第VI部分　測定隔熱/隔音材料的可燃性和火焰蔓延特性的試驗方法

使用本試驗方法來評估暴露在輻射熱源和火焰下的隔熱/隔音材料的可燃性和火焰蔓延特性。

(a) 定義

“火焰蔓延”指可見火焰沿試樣長度方向蔓延的最遠距離，從燃燒源火焰的中點開始測量。在初始點火之後，試樣上所有火焰熄滅之前測量該距離。該距離與試驗後所測得的燒焦長度不同。

“輻射熱源”指電子或氣體丙烷板。

“隔熱/隔音”指用來隔離熱和/或聲音的一種材料或材料體系。例如，用膜和泡沫包覆的玻璃纖維或其它絮狀材料。

“零點”指燃燒器作用於試樣的那個點。

(b) 試驗設備

圖1－輻射板試驗箱

(1) 輻射板試驗箱　在輻射板試驗箱中進行試驗（如上圖1所示）。將試驗箱放置在一個排氣罩下方，以便在每次試驗後將試驗箱的煙排出。輻射板試驗箱應為1397毫米（55英寸）長、495毫米（19.5英寸）深，高於試樣710mm（28英寸）到762mm（30英寸）（最大）。側壁、底部和頂部有纖維狀陶瓷絕熱材料使其隔離，例如Kaowool MTM板。前面板須提供1321×305毫米（52×12英寸）的不透風、耐高温的玻璃窗用來觀察試驗過程中的試樣。在窗口下設置一個門用於可移動的試樣平台夾持器的進出。試驗箱的底部必須為可滑動的鋼平台，能夠確保試樣夾持器處於一個固定和水平的位置。試驗箱應有內置煙囱，外部尺寸為129毫米（5.1英寸）寬、411毫米（16.2英寸）深、330毫米（13英寸）高，位於試樣箱中與輻射熱源相對的一端。其內部尺寸應為114毫米（4.5英寸）寬、395毫米（15.6英寸）深。煙囱應延伸到試驗箱的頂部（見圖2）。

圖2－內部煙道

(2) 輻射熱源　將輻射熱能源安裝在鑄鐵或等效框架裏。電子板必須有6個76毫米（3英寸）寬的放射條。該放射條必須垂直於面板長度方向。該面板必須有327×470毫米（12 7/8英寸×18 1/2英寸）的放射面。該面板必須能夠承受可達704℃（1300°F）的工作温度。丙烷氣體板必須由耐火的多孔材料製成，並且有305×457毫米（12×18英寸）的放射面。該面板必須能夠承受可達816℃（1500°F）的工作温度。見圖3a和3b。

圖3a－電子板

圖3b－氣體丙烷輻射板

(i) 電子輻射板。該輻射板應為三相且工作在208伏，單相240伏的面板也是可以接受的。使用固態的功率控制器和微處理器為基礎的控制器來設置電子板的工作參數。

(ii) 氣體輻射板。使用丙烷（液化天然氣－2.1 UN 1075）作為輻射板的燃料。該面板的燃料系統必須由文氏（Venturi-Type）空氣混合器組成，用於在接近大氣壓力的條件下混合丙烷氣體和空氣。提供適當的儀表用於監視和控制燃料和空氣向面板的流動。包括一個氣流流量計、一個氣流調整器和一個氣壓計。

(iii) 輻射板的放置。將面板放置在試驗箱中，與試樣水平面呈30度，並在試樣零點之上190毫米（7 1/2英寸）。

(3) 試樣夾持系統

(i) 可滑動的平台作為試樣的放置架子。可以將支架（通過螺母）固定在平台的上緣，以便安裝不同厚度的試樣。將試樣放置在Kaowool MTM板或1260標準板（Thermal Ceramics製造）上或等效件上，試樣或者靠在可滑動的平台的下緣或者靠在支架的基座上。有必要根據不同厚度的試樣（為了符合試樣高度的要求）使用多層材料。一般來説，可購買厚度為6毫米（1/4英寸）的這些阻燃板材料。見圖4。但是，只要能夠達到樣品的高度要求，比圖4中所示50.8毫米（2英寸）深的可滑動平台也可接受。

圖4－可滑行的平台

(ii) 在平台的背面貼上13毫米（1/2英寸）厚，1054×210毫米（41 1/2×8 1/4英寸）的Kaowool MTM板或其它耐高温材料。該板用來隔熱和防止試樣過度預熱。該板的高度不得阻礙可滑動平台的移動（進出試驗箱）。如果該平台的背面已經設計得足夠高，在滑動平台移出時可以防止試樣的過度預熱，則不需要隔熱板。

(iii) 將試樣水平放置在阻燃板上。然後用一個由低碳鋼製作保護/固定框架放置在試樣上，鋼的厚度為3.2毫米（1/8英寸），框的總體尺寸為584×333毫米（23×13 1/8英寸），中間帶有483×273毫米（19×10 3/4英寸）試樣開口。框架上緣的前、後和右側邊緣必須靠在可滑動的平台頂部，下緣必須夾緊試樣的全部四邊。下緣的右側必須與可滑動的平台齊平。見圖5。

圖5：三視圖

(4) 燃燒器　用於點燃試樣的燃燒器必須是BernzomaticTM商業丙烷文式管噴燈，帶有軸向對稱的燃燒器噴嘴和孔徑為0.15毫米（0.006英寸）的丙烷供給裝置。燃燒管的長度必須為71毫米（2 7/8英寸）。丙烷氣流必須通過嵌入式的調節器由氣壓來調節，以產生19毫米（3/4英寸）的藍色內焰。在燃燒器的頂端焊上一個19毫米（3/4英寸）的指示裝置（例如一個薄金屬條），用來幫助設置火焰高度。總的火焰長度必須約127毫米（5英寸）長。提供一種將燃燒器從點火位置移開的方法，以使火焰保持水平並離開試樣上方至少50毫米（ 2英寸）。見圖6。

圖6－丙烷燃燒器

(5) 熱電偶　在試驗箱中安裝用來監測温度的美國線規（AWG）24號K型（鉻-鋁）熱電偶。通過在試驗箱的背面鑽一個小孔將其插入。熱電偶放置在離箱後壁279毫米（11英寸），離箱右壁292毫米（ 11 1/2英寸），輻射板下方51毫米（2英寸）處。也可以使用其它熱電偶。

(6) 熱流計　熱流計必須是一英寸的圓柱形水冷、總熱流密度、箔式Gardon熱流計，量程為0至5英制熱量單位/英尺2秒(0至5.7瓦/釐米2)。

(7) 熱流計校準規範和程序

(i) 熱流計規格

(A) 金屬箔的直徑必須為6.35±0.13毫米（0.25±0.005英寸）。

(B) 金屬箔厚度必須為0.013±0.0025毫米（0.0005±0.0001英寸）。

(C) 金屬箔材料必須是熱電偶級的康銅。

(D) 温度測量必須是銅-康銅熱電偶。

(E) 銅中心線的直徑必須為0.013毫米（0.0005英寸）。

(F) 熱流計的整個表面必須薄薄塗上一層發射率為96或更大的“黑天鵝絨”塗料。

(ii) 熱流計的校準

(A) 校準方法必須通過與標準傳感器的比較。

(B) 標準化的傳感器必須符合本附錄VI(b)(6)段的規定。

(C) 校準標準傳感器的基礎標準應溯源到美國國家標準與技術研究院（NIST）。

(D) 傳熱的方法應是一個加熱的石墨板。

(E) 石墨板必須是電加熱的，板的兩面至少都有51×51毫米（2×2英寸）的清潔表面，板厚3.2±1.6毫米（1/8±1/16英寸）。

(F) 將2個傳感器相對置於板的中心，與板保持相等距離。

(G) 熱流計與板的距離應不少於1.6毫米（0.0625英寸），也不大於9.5毫米（0.375英寸）。

(H) 用於校準的範圍必須至少為0至3.5英制熱量單位/英尺2秒（0至3.9瓦/釐米2），且不大於0至5.7英制熱量單位/英尺2秒（0至6.4瓦/釐米2）

(I) 使用的記錄裝置必須同時記錄2個傳感器，或者傳感器之間的記錄間隔不超過1/10秒。

(8)熱流計支架　從試驗箱中拉出可滑動平台，安裝熱流計的支撐框，並且在可滑動平台底部與支撐框貼近的部位放置一層阻燃材料。這樣能防止校準過程中的熱量損失。框架應為333毫米（13 1/8英寸）深（從前到後），203毫米（8英寸）寬，並且靠在可滑動平台的頂端。支撐框必須用3.2毫米（1/8英寸）的平板鋼構造，並且有能夠容納12.7毫米（1/2英寸）厚的耐火闆闆的開口，該開口與可滑動平台的頂端平齊。這個板必須有3個穿過板的25.4毫米（1英寸）直徑的孔，用於插入熱流計。從第一個孔（“零”點）的中心線到輻射板的表面的距離應為191±3毫米（7 1/2±1/8英寸）。第一個孔的中心線到第二個孔的中心線的距離應為51毫米（2英寸）。第二個孔的中心線到第三個孔的中心線的距離必須與之相同。見圖7。只要第一個孔的中心線到輻射板的高度和孔之間的距離與本段規定的一樣，熱流計支撐框結構上的差異是可以接受的。

圖7－熱流計支撐框

(9) 測量設備　提供具有合適量程的經校準的記錄裝置或者計算機化的數據採集系統來記錄熱流計和熱電偶的輸出值。在校準時，數據採集系統必須能夠每秒記錄熱流計的輸出值。

(10) 計時裝置　提供一個秒錶或其它裝置，精度為±1秒/小時，測量燃燒器火焰的作用時間。

(c) 試樣

(1) 試樣製備　至少製備並試驗三個試樣。如果使用了各向異性的薄膜包覆材料，則經向和緯向試樣都要製備並試驗。

(2) 結構　試樣必須包括用於隔絕結構（包括纖維、薄膜、織物、帶子等）的所有材料。切下一片芯體材料，如泡沫或玻璃纖維，然後切下一片足夠大到能覆蓋那個芯體材料的薄膜包覆（如果使用了）材料。熱封裝是製備玻璃纖維試樣的較好方法，因為這樣能夠不壓縮玻璃纖維製備試樣（“盒試樣”）。不能熱封的包覆材料可以用裝訂、縫合或者捆紮的方法制備試樣，只要包覆材料能夠切成不壓縮芯體材料而足夠覆蓋側面的長度。扣緊方式應沿接縫的長度儘可能的連續。試樣的厚度應與安裝在飛機上的厚度一致。

(3) 試樣尺寸　為了方便將試樣合適的放到滑動平台支架中，切割非剛性的芯體材料，例如玻璃纖維， 318毫米（12 1/2英寸）寬584毫米（23英寸）長。切割剛性材料，例如泡沫，292毫米±6毫米（11 1/2±1/4英寸）寬584毫米（23英寸）長，使得其能夠適當地放進滑動平台支架中，並且使暴露表面與支架開口齊平。

(d) 試樣預處理 試驗前，將試樣置於21±2℃（70±5oF）和55±10％相對濕度的環境條件下至少24小時。

(e) 儀器校準

(1) 將可滑動平台滑出試驗箱，安裝熱流計支架，然後將平台推回試驗箱並將熱流計插入第一個孔（“零”位置）。見圖7。關閉位於可滑行平台下方的門。熱流計中心線到輻射板表面的距離必須為191±3毫米（7 1/2±1/8英寸）。在點燃輻射板之前，確保熱流計的表面是清潔的且熱流計已經接通冷卻水。

(2) 點燃板。調節燃油/空氣混合氣使 “零”位置達到1.5英制熱量單位/英尺2秒±5％（1.7瓦/釐米2±5％）的熱流量。如果使用電子板，設置功率控制器使其達到合適的熱流量。確保熱流計達到穩定狀態（可能持續1小時），在此期間，燃燒器必須關閉並且處於下方位置。

(3) 達到穩定狀態之後，將熱流計從“零”位置（第一個孔）移動51毫米（2英寸）到位置1並記錄熱流量。將熱流計移動到位置2並記錄熱流量。在每個位置保持足夠的時間使熱流計穩定。表1給出了3個位置上典型的校準值。

表1－校準表

位置 英制熱量單位 /英尺2秒 瓦/釐米2

“零”位置 1.5 1.7

位置1 1.51-1.50-1.49 1.71-1.70-1.69

位置2 1.43-1.44 1.62-1.63

（4）打開下邊的門，取出熱流計和夾持裝置。小心此時的裝置非常燙。

(f) 試驗程序

(1) 點燃燃燒器。確保燃燒器位於平台頂部上方至少51毫米（2英寸）。燃燒器直到試驗開始才能接觸試樣。

(2) 將試樣放置在可滑動平台夾持器中。確保試樣的表面與平台的頂部平行。在“零”點，試樣表面應在輻射板下方191±3毫米（7 1/2±1/8英寸）。

(3) 將保護/固定框架放置在試樣上方。由於壓縮，因此有必要上下調節試樣位置以確保試樣在“零”位置與輻射板的距離為191±3毫米（7 1/2±1/8英寸）。對薄膜/玻璃纖維組件試樣而言，很重要的一點就是在薄膜鋪覆物上切口排除內部的空氣。這樣可使操作人員保持合適的試樣位置（與平台頂部保持水平）並且在試驗過程中保持氣體的流通。一個大約51毫米（2英寸）長的縱向切口，切口中心必須位於固定框架左緣76毫米±13毫米（3英寸±1/2英寸）的位置。可用美工刀在薄膜包覆物上切口。

(4) 迅速將可滑動平台推進試驗箱並關閉底部的門。

(5) 使燃燒器火焰在“零”點接觸試樣的中心並同時啓動計時器。燃燒器必須與試樣成27度角，並在試樣上方約12毫米（1/2英寸）。見圖7。如圖8所示的定位器可使得操作人員每次正確地定位燃燒器。

圖8－丙烷燃燒器定位裝置

(6) 使燃燒器在該位置點火15秒，然後移至試樣上方至少2英寸（51毫米）的位置。

(g) 報告

(1) 確定和描述試樣。

(2) 報告試樣的任何收縮或者熔化。

(3) 報告火焰蔓延距離。如果該距離小於51毫米（2英寸），報告試驗通過（無需測量）。

(4) 報告火焰熄滅時間。

(h) 要求

(1) 從燃燒器火焰中心線的左側起，火焰蔓延不能超過51毫米（2英寸）。

(2) 任何試樣在移開燃燒器後火焰燃燒時間不能超過3秒。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

第VII部分　測定隔熱/隔音材料的抗燒穿性的試驗方法

使用下列試驗方法來評估暴露在高強度開放火焰下的隔熱/隔音材料的抗燒穿特性。

(a) 定義

燒穿時間指燃燒器火焰燒穿試樣的時間，和/或在距離隔熱隔音毯試驗架前表面30.5cm（12英寸）的板內側熱流量達到2.27 W/cm2（2.0 Btu/ft2秒）所需的時間，兩者取較快者，以秒計。燒穿時間在每一個隔熱隔音毯試樣面向飛機艙內的一側測量。

隔絕毯試樣是指定位於試驗枱兩側，與垂直方向成30度角的兩個試樣中的一個。

一套試樣指兩個隔絕毯試樣。兩個試樣必須是隔絕毯構造和材料相同的產品，試樣的尺寸相應對稱。

(b) 設備

(1) 試驗設備的佈置如圖1和圖2所示，必須能夠在預熱期間將燃燒器移離試樣。

圖1－燒穿試驗設備試樣夾持器

(2) 試驗燃燒器　試驗燃燒器必須為改進的槍型燃燒器，如Park DPL 3400型。火焰特性很大程度上取決於實際的燃燒器設置。調節燃油壓力、噴嘴深度、固定片位置和進口氣流等參數以達到正確的火焰輸出。

圖2－燒穿試驗設備

(i) 噴嘴　噴嘴應保持燃油壓力以產生名義值為6.0加侖/小時（0.378升/分鐘）的燃油流量。由Monarch製造的80度PL（中空錐形）噴嘴在0.71兆帕（100磅/英寸2）壓力、名義流速為6.0加侖/小時時能夠達到合適的噴射形式。

(ii) 燃油導軌　調節燃油導軌使之能夠定位燃油噴嘴於距離出口固定片末端8毫米（0.3125英寸）深的位置，出口固定片必須安裝在空氣導管的末端。

(iii) 內部固定片　位於氣流管中間的內部固定片應定位在距燃油噴嘴尖95毫米（ 3.75英寸）深的位置。固定片的定位還應使點火器位於10點到11點鐘的中間位置（從外往裏朝空氣導管看時）。如果温度和熱流量要求符合本附錄VII（e）段的要求，點火器角度的小偏差是可接受的。

(iv) 風機　用於將空氣抽進燃燒器的圓柱形風機的直徑應為133毫米（5.25英寸），寬為89毫米（3.5英寸）。

(v) 燃燒器錐形筒　在空氣導管的末端安裝一個280±3毫米（12±0.125英寸）的燃燒器錐形筒。這個錐形筒必須有一個152±3毫米（6±0.125英寸）高、280±3毫米（11±0.125英寸）寬的開口（見圖3）。

(vi) 燃油　使用JP-8、Jet A或國際上等同的燃油，流量為6.0±0.2加侖/小時（0.378±0.0126升/分鐘）。如果不能獲得該燃油，在名義燃油流量、温度和熱流量測量值符合本附錄VII（e）段的要求的條件下，ASTM K2燃油（2級煤油）或ASTM D2燃油（2級燃油或者2號柴油）是可接受的。

(vii) 燃油壓力調節器　提供燃油壓力調節器，調節使之能夠提供6.0加侖/小時（0.378升/分鐘）的名義流量。對於名義值為6.0加侖/小時（0.378升/分鐘）80度噴射角的噴嘴（如PL型）在0.71兆帕（100磅/英寸2）燃油壓力時能夠提供6.0加侖/小時（0.378升/分鐘）的流量。

圖3－燃燒器氣流管錐形筒展開圖

(3) 校準台和設備

(i) 製作單獨的校準台將測量熱流量和温度的熱流計和熱電偶一體化。定位校準台使得燃燒器能夠毫不困難地從試驗枱位置移動到熱流量或温度位置。

(ii) 熱流計　熱流計必須為總熱流量、Gardon箔式熱流計，具有合適的量程，如0至22.7瓦/釐米2（0至20英制熱量單位/英尺2秒），精度為顯示讀數的±3％。熱流量校準方法必須符合本附錄VI（b）（7）。

(iii) 熱流計安裝　將熱流計安裝在152×305±3毫米（6×12±0.125英寸）、19毫米±3毫米（0.75±0.125英寸）厚的絕熱板上，在校準過程中，該絕熱板放置在熱流計校準台上（圖4）。注意絕熱板的老化並在必要時更換。必要時調節安裝來確保熱流計的表面與試驗燃燒器錐形筒的出口平面平行。

圖4－熱流計與燃燒器錐形筒的相對位置

圖5－熱電偶靶與燃燒器錐形筒的相對位置

(iv) 熱電偶　提供7根3.2毫米（1/8英寸）的陶管包封、金屬護套、美國線規（AWG）24號名義尺寸導線接殼的K型（鎳鉻-鎳鋁合金）熱電偶用於校準。將熱電偶連接到一個角鋼支架上製成熱電偶耙以便在燃燒器校準過程中放置在校準台上（圖5）。

(v) 風速計　使用一個葉片風速計來校準進入燃燒器的空氣的速度。Omega Engineering Model HH30A就可以滿足要求。使用合適的適配器將測量裝置連接在燃燒器的入口一側，以防止空氣進入燃燒器而沒有通過測量裝置，這會導致讀數偏低的錯誤。使用102毫米（4英寸）寬、6.1米（20英尺）長的柔性管來給燃燒器入口供應新鮮的空氣，防止吸入煙塵導致風速計的損壞。可選的永久安裝在燃燒器入口區域的空氣過濾機，能夠有效地遮護風速計並提供柔性入口管的安裝端口。

(4) 試樣安裝框　為試樣製作一個安裝框，如圖1所示，除中央垂直板用6.4毫米（1/4英寸）厚的鋼來減少熱變形外，其它部位都用3.2毫米（1/8英寸）厚的鋼。試樣安裝框的支撐條（水平）應用螺栓固定在試驗框板（垂直）上，使得支撐條的膨脹不會引起整個結構變形。使用安裝框來安裝兩個隔絕毯試樣，如圖2所示。

(5) 背面熱流計　在試樣安裝框的背面（冷）區域，絕熱試樣後面安裝兩個總熱流量Gardon型熱流計，如圖6所示。沿着與燃燒器錐形筒中心線相同的平面定位熱流計，與試驗框的垂直中心線的距離為102毫米（4英寸）。

圖6－相對於試樣框的熱流計背面位置

(i) 熱流計必須為總熱流量、箔式Gardon熱流計，具有合適的量程，如0至5英制熱量單位/英尺2秒（0至5.7瓦/釐米2），精度為指示讀數的±3％。熱流量校準方法必須符合本附錄VI(b)(7)。

(6) 儀表　提供一個具有合適量程的記錄式電位計或其它適當的經校準的儀表來測量和記錄熱流計和熱電偶的輸出值。

(7) 計時裝置　提供一個秒錶或其它裝置，精確度為±1％，測量燃燒器火焰的作用時間和燒穿時間。

(8) 試驗箱　在一個合適的箱中進行試驗以減少或消除由於空氣運動造成的試驗波動可能性。該箱必須具有最小的底面面積為305×305釐米（10×10英尺）。

(i) 通風罩　給試驗箱提供一個能夠在試驗期間清除燃燒產物的排氣系統。

(c) 試樣

(1) 試樣準備　至少準備同一個結構和構形的3套試樣用於試驗。

(2) 隔絕毯試樣

(i) 對於纖維狀材料如玻璃纖維，做好的試樣毯組合必須為32英寸寬、36英寸長（81.3×91.4釐米），不包括熱封膜的邊緣。

(ii) 對於剛性體和其它非變形類型的隔絕材料，最終的試樣必須能以重現實際使用中安裝狀態的方式放進試驗枱中。

(3) 結構　用主要的元件（例如，隔絕材料、防火材料（如果使用了的）、以及防潮薄膜）和裝配工藝（有代表性的接縫和封口）製作測試用的每一個試樣。

(i) 防火材料　如果隔絕毯由防火材料構成，則以能反映安裝狀態的方式放置防火材料，例如防火材料放置在隔絕材料的外側、防潮薄膜的內側，那麼按照相同的方式將它放在試樣中。

(ii) 隔絕材料　如果隔熱隔音毯使用了多種隔絕材料（成分、密度等），必須有能夠代表實際使用的隔絕材料組合製備試樣。但是，如果幾種隔絕毯的型號使用了相似的隔絕材料組合，那麼在能夠包含不同組合的條件下無須測試每一個組合。

(iii) 防潮薄膜　如果成品毯結構使用了多種防潮薄膜，則分別對每一個組合進行試驗。例如，如果隔絕材料和聚酰亞胺薄膜組合使用以提高燒穿能力，當它與聚氟乙烯薄膜組合時，也要用相同隔絕材料進行試驗。

(iv) 安裝在試驗框上　使用12個鋼彈簧夾子將隔絕毯試樣與試驗框固定，如圖7所示。使用夾子將隔絕毯固定在外部垂直板的兩側位置和中心垂直板（每一個板4個夾子）。夾子的表面應為25×51毫米（1英寸×2英寸）。頂部和底部夾子安放在距離試驗框頂部和底部各15.2釐米（6英寸）處。在距離試驗框頂部和底部20.3釐米（8英寸）處安置中部夾子。

圖7－試樣在試驗框上的安裝

（注：對於不能按照圖7安裝的隔絕毯材料，該隔絕毯必須按照經局方批准的方式。）

(v) 預處理　在試驗前將試樣置於21±2℃（70±5oF ）和55％±10％相對濕度的環境中至少24小時。

(d) 設備準備

(1) 將框架整體放平和居中以確保根據燃燒器錐形筒與熱流計和/或熱電偶耙對準。

(2) 打開試驗箱的通風罩。不要打開燃燒器吹風機。使用葉片式風速計或相同的測量設備測量試驗箱的風速。隔絕毯上部頂端後面的垂直風速應為0.51±0.25米/秒（100±50英尺/分鐘）。這一點的水平風速必須小於0.25米/秒（50英尺/分鐘）。

(3) 如果沒有已校準的流量計，使用合適尺寸的量筒測量燃油流量。在確保點火系統已關閉後，打開燃燒器電動機/燃油泵。用一個塑料或橡膠管將燃油收集到量筒中2分鐘。以加侖每小時為單位確定流量。燃油流量應為每小時6.0±0.2加侖（0.378±0.0126升/分鐘）。

(e) 校準

(1) 將燃燒器定位在熱流計前面，使其居中並使燃燒器錐形筒出口的垂直面距熱流計表面為102±3毫米（4±0.125英寸）。確保燃燒器錐形筒的水平中心線在熱流計的水平中心線下方偏離25.4毫米（1英寸）（圖8）。不打亂熱流計的位置，旋轉燃燒器至熱電偶耙前，使得中間的熱電偶（7個熱電偶中的第4個）位於燃燒器錐形筒的中心。

圖8－燃燒器信息和校準設施

確保燃燒器錐形筒的水平中心線也在熱電偶尖的水平中心線下方偏離1英寸。將燃燒器旋轉到各個位置來再次檢查測量裝置，確保錐形筒和熱流計及熱電偶耙對準。（注：試驗燃燒器定位系統必須帶有“鎖銷”來確保燃燒器錐形筒相對於熱流計和熱電偶耙能正確的居中，使得校準過程中實現燃燒器的快速定位。）

(2) 在適配器或空氣過濾機中定位風速計，確保在氣流速度測量裝置周圍可能泄漏空氣的地方沒有縫隙。在確保燃油電磁閥和點火器是關閉的情況下打開風機/電機。調節進氣速度達到10.92米/秒（2150英尺/分鐘），然後關閉風機/電機。（注：Omega HH30風速計測量2.625英寸的直徑。為了計算進氣流量，用橫截面（0.03758英尺2）乘以氣流速度（2150英尺/分鐘）以獲得2.29米3/分鐘（80.80英尺3/分鐘）。能提供經計算的氣流相當於2.29米3/分鐘（80.80英尺3/分鐘），可以使用不同於HH30的風速計。）

(3) 將燃燒器從試驗位置旋轉到預熱位置。在點燃燃燒器前，確保熱流計表面沒有煙灰沉積物，並有水通過熱流計。檢查並清潔燃燒器錐形筒上的燃燒產物堆積、煙灰等。在燃燒器錐形筒內側的煙灰堆積會影響火焰特性並使校準變得困難。由於燃燒器錐形筒會隨時間變形，應定期檢查尺寸。

(4) 當燃燒器仍在預熱位置時，打開風機/電機，點火器和燃油，點燃燃燒器。預熱2分鐘。移動燃燒器到校準位置，保持1分鐘使熱流計到達穩定，然後在30秒鐘的時間裏每秒記錄一次熱流量。關閉燃燒器，旋轉離開該位置，使其冷卻。計算30秒時間裏的平均熱流量。平均熱流量應為18.2±0.9瓦/釐米2（16.0±0.8英制熱量單位/英尺2秒）。

(5)燃燒器定位於熱電偶耙前。適當的調整檢查後，旋轉燃燒器到預熱位置，打開風機/電機，點火器和燃油，並點燃燃燒器。預熱2分鐘。移動燃燒器到校準位置並保持1分鐘使熱電偶達到穩定，然後在30秒的時間裏每秒記錄一次7個熱電偶的各自温度。關閉燃燒器，旋轉離開該位置，使其冷卻。計算30秒時間裏的每個熱電偶的平均温度並記錄。7個熱電偶的各自平均温度應為1038±56℃（1900±100oF）。

(6) 如果熱流量或温度不在規定的範圍內，則調節燃燒器的進氣速度並重覆上述的(4)和(5)段程序以獲得正確的值。確保進氣速度在10.92±0.25米/秒（2150±50英尺/分鐘）的範圍內。

(7) 每次試驗前必須校準直至到證明穩定為止。在證明已經達到穩定之後，在一系列試驗校準前後可進行多次試驗。

(f) 試驗程序

(1) 在試驗框上固定兩個隔絕毯試樣。用圖7所示的四個彈簧夾將隔絕毯定位在試驗架中央垂直條上（根據本附錄本部分(c)(3)(iv)的要求）。

(2) 確保燃燒器錐形筒的垂直面距離試驗框水平支撐條的外測表面為102±3毫米（ 4±0.125英寸），並且燃燒器和試驗框都與垂直方向成30度角。

(3) 準備開始試驗時，將燃燒器從試驗位置移到預熱位置，使火焰不會過早地接觸試樣。打開並點燃燃燒器，保持穩定2分鐘。

(4) 開始試驗，旋轉燃燒器到試驗位置並同時啓動計時裝置。

(5) 將試樣暴露在燃燒器火焰下4分鐘，然後關閉燃燒器。立即將燃燒器從試驗位置移開。

(6) 確定燒穿時間（在適用的地方），或熱流量超過2.27瓦/釐米2（2.0英制熱量單位/英尺2秒）的那一點。

(g) 報告

（1）確定並描述進行試驗的試樣。

（2）報告經過試驗的隔絕毯試樣數目。

（3）報告燒穿時間（如果有），隔絕毯試樣背面的最大熱流量，和最大熱流量發生的時間。

(h) 要求

(1) 兩個隔絕毯試樣中的任何一個都不能在4分鐘內被火或火焰燒穿。

(2) 任何一個隔絕毯試樣在隔絕試樣冷麪一側距試驗架表面30.5釐米（12英寸）的那一點的熱流都不能超過2.27瓦/釐米2（2.0英制熱量單位/英尺2秒）。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

附錄G　連續突風設計準則

除非採用更合理的準則，否則，必須採用本附錄中的連續突風設計準則來確定飛機對垂直和橫向連續紊流的動態響應。下列突風載荷要求用於任務分析和設計包線分析：

(a) 採用連續紊流概念的限制突風載荷，必須按本附錄(b)，或者按(c)與(d)的條款確定；

(b) 設計包線分析　限制載荷必須按下列各點確定：

(1) 必須考慮第25.321(b)條中規定的所有臨界高度、重量和重量分佈，以及本附錄(b)(3)中所述的速度範圍內的所有臨界速度；

(2)　值(載荷增量均方根值與突風速度均方根值之比)必須用動態分析法確定。大氣紊流的功率譜密度必須由下式給出：

式中：

Φ為功率譜密度((米/秒)2/(弧度/米))((英尺/秒)2/(弧度/英尺))；

σ為突風速度均方根值(米/秒)(英尺/秒)；

Ω為折算頻率(弧度/米)(弧度/英尺)；

L—760米(2,500英尺)。

(3) 限制載荷必須以動態分析所確定的 值乘以下述突風速度Uσ求得：

(i) 在速度VC：在0到9,140米(30,000英尺)高度的區間內，真實突風速度Uσ＝25.90米/秒(85英尺/秒)，然後線性遞減到24,400米(80,000英尺)高度真實突風速度為9.15米/秒(30英尺/秒)。當適航當局認為，該設計與某個具有廣泛滿意的服役經驗的設計類似時，可同意把VC時的Uσ值選為小於25.90米/秒(85英尺/秒)，但不得小於22.85米/秒(75英尺/秒)。在6,100米(20,000英尺)處具有該選定值，然後，線性遞減到24,400米(80,000英尺)處為9.15米/秒(英尺/秒)。在估計與某一類似設計的可比性時，要考慮下列因素：

① 與類似設計相比，新飛機具有的傳遞函數不應顯示出會明顯影響其對紊流響應的異常特性。例如，能夠導致載荷顯著增加的模態響應在頻域上的重合現象；

② 新飛機的典型任務實質上與類似設計相當；

③ 類似設計應表明，所選定的Uσ是合適的；

(ii) 在速度VB：Uσ等於按本附錄(b)(3)(i)所得數值的1.32倍；

(iii) 在速度VD：Uσ等於按本附錄(b)(3)(i)所得數值的1/2；

(iv) 在速度VB和VC之間以及VC和VD之間：Uσ等於用線性內插求得的數值。

(4) 在分析中包含有增穩系統時，系統的非線性對處於限制載荷水平的載荷的影響，必須如實地或保守地加以考慮。

(c) 任務分析　限制載荷必須按下列各點確定：

(1) 飛機預期的使用方法必須由一個或多個飛行剖面代表，在飛行剖面中規定載重分佈，以及速度、高度、總重及重心位置隨時間的變化。為了進行分析，這些飛行剖面必須分成若干任務段或塊，對每一段確定有關參數的平均值或有效值；

(2) 對本附錄(c)(1)確定的每一個任務段，必須用分析確定 和NO的數值。 的定義為載荷增量均方根值和突風速度均方根值之比；NO是載荷功率譜密度函數繞零頻率點的回轉半徑。大氣紊流的功率譜密度必須由本附錄(b)(2)中的公式得到；

(3) 對每一選定的載荷量和應力量，超越頻率必須用下式作為載荷水平的函數來確定：

式中：

t為選定的時間間隔；

y為載荷或應力的淨值；

y1g為1g平飛時載荷或應力的數值；

N(y)為單位時間內載荷或應力指定值的平均超越次數；

∑為表示對所有任務段求和的符號；

NO， 為本附錄(c)(2)中定義的由動態分析確定的參數；

P1、P2、b1、b2為確定突風速度均方根值概率分佈的參數，按本附錄圖1和圖2讀出。

限制突風載荷必須按每小時超越2×10-5的超越頻率由超越頻率曲線讀出。在確定限制載荷時，正、負兩個載荷方向都必須考慮；

(4) 如果採用增穩系統來減小突風載荷，必須考慮系統可能不工作的那部分飛行時間。本附錄(c)(1)中的飛行剖面，必須包括系統不工作那部分飛行時間的飛行。當分析中包含有增穩系統時，系統的非線性對處於限制載荷水平的載荷的影響，必須保守地加以考慮。

(d) 補充設計包線分析　除了按本附錄(c)確定限制載荷以外，還必須按本附錄(b)確定限制載荷，但是作如下修訂：

(1) 在本附錄(b)(3)(i)中，在0到9,140米(30,000英尺)高度的區間內，真實突風速度的數值Uσ＝25.90米/秒(85英尺/秒)用Uσ＝18.30米/秒(60英尺/秒)代替，然後線性遞減到24,400米(80,000英尺)高度時的7.60米/秒(25英尺/秒)真實突風速度；

(2) 在本附錄(b)中引用的本附錄(b)(3)(i)到(b)(3)(iii)，要理解為已按(d)(1)修訂過的條款。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

圖1　P1和P2值

圖2　b1和b2值

附錄H　持續適航文件

H25.1　總則

(a) 本附錄規定第25.1529和25.1729條所需的持續適航文件的編制要求，以及CCAR-21部和CCAR-26部的適用條款。

(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，中國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係的資料。如果裝機設備或產品的製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性必不可少的資料。

(c) 申請人必須向適航當局提交一份文件，説明如何分發由申請人或裝機產品和設備的製造廠商對持續適航文件的更改資料。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

H25.2　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。

H25.3　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部分(視適用而定)以及下列資料：

(a) 飛機維護手冊或部分

(1) 概述性資料，包括在維護和預防性維護所需範圍內對飛機特點和數據的説明。

(2) 飛機及其系統和安裝(包括髮動機、螺旋槳和設備)的説明。

(3) 説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、牽引説明和限制、繫留、頂起和調水平的資料。

(b) 維護説明書

(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、試驗和潤滑的薦用週期，並提供檢查的程度、適用的磨損允差和在這些週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製造廠商索取上述資料。薦用的翻修週期和與本文件適航性限制條款必要的相互參照也必須列人。此外，申請人必須提交一份包含飛機持續適航性所需檢查頻數和範圍的檢查大綱。

(2) 説明可能發生的故障、如何判別這些故障以及對這些故障採取補救措施的檢查排故資料。

(3) 説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) 其它通用程序説明書，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。

H25.4　適航限制部分

(a) 持續適航文件必須包含標題為適航限制的部分，該部分必須單獨編排並與文件的其它部分明顯地區分開來。該部分必須規定：

(1) 按第25.571條批准的每一個強制性的更換時間、結構檢查時間間隔以及相關結構檢查程序；

(2) 對燃油箱系統的每一個強制性的更換時間、結構檢查時間間隔以及按第25.981條批准的所有關鍵設計構型控制限制。

(3) 25.1701條定義的EWIS部件的任何強制更換時間。

(b) 如果持續適航文件由多本文件組成，則本節要求的這部分內容必須編在主要手冊中，必須在該條顯著位置清晰説明：“本適航限制部分經過適航當局批准，並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，如果適航當局已另行批准使用替代的大綱則除外。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

H25.5　電氣線路互聯繫統(EWIS)的持續適航文件

(a) 申請人必須準備第25.1701條定義的，適用於EWIS的持續適航文件，經局方批准，幷包含下列內容：

(1) 通過增強區域分析程序制定的，EWIS的維護和檢查要求，包括：

(i) 飛機每個區域的識別

(ii) 含有EWIS的每個區域的識別

(iii) 含有EWIS以及易燃材料的每個區域的識別

(iv) EWIS與主用和備份液壓、機械或電氣飛行控制和管線都密切接近的每個區域的識別

(v) 以下識別：

(A) 減少點火源和易燃材料積聚可能性的任務，和執行這些任務的間隔，和

(B) 如果沒有有效減少易燃材料積聚可能性的任務，則有效清除EWIS部件易燃材料的程序，和執行這些程序的間隔，

(vi) 在進行維護、改裝或修理過程中，對EWIS造成污染和意外損壞降至最低的保護和告誡信息。

(2) 標準格式的可接受的EWIS維護措施

(3) 第25.1707條確定的線路分離要求

(4) 説明EWIS識別方法的信息，以及按第25.1711條對EWIS更改識別的要求

(5) 電氣負載數據和更新該數據的説明

(b) 按H25.5(a)(1)條要求制定的EWIS持續適航文件，必須用適合於提供信息的文件形式，並容易被作為EWIS的持續適航文件所識別。該文件必須包含要求的EWIS持續適航文件，或明確提及包含該信息的持續適航文件的其他部分。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

附錄I　起飛推力自動控制系統(ATTCS)的安裝

I25.1　總則

(a) 本附錄對發動機功率控制系統的安裝規定了附加要求。當任一台發動機在起飛中失效時，該系統自動重新調定工作發動機的功率或推力。

(b) 在裝有設計功能正常的ATTCS和有關係統的情況下，除本附錄規定者外，第25部的所有適用要求必須得到滿足，不應要求機組人員採取增加推力或功率的任何措施。

I25.2　定義

(a) 起飛推力自動控制系統(ATTCS)　ATTCS定義為起飛中使用的完整自動系統，包括感受發動機失效、輸送信號、驅動燃油調節器或功率杆或用工作發動機上的其它裝置增加發動機功率以得到預期的推力或功率增量和向駕駛艙提供系統工作信息的所有機械和電氣裝置。

(b) 臨界時間間隔　當進行ATTCS起飛時，臨界時間間隔是指V1減去1秒和位於最低性能全發飛行航跡上一點之間的時間間隔，在該點，假定一台發動機和ATTCS同時失效所形成的最低飛行航跡與第25部要求的真實飛行航跡相交於不低於起飛表面122米(400英尺)處，該時間間隔如下圖表示：

I25.3　性能和系統可靠性要求

申請人必須滿足下述性能和ATTCS可靠性要求：

(a) 在臨界時間間隔內，ATTCS失效或ATTCS內的一個失效組合：

(1) 不應妨礙進入最大批准起飛推力或功率，或必須證明是不可能事件。

(2) 不應導致推力或功率的顯著損失或減少，或必須證明是極不可能事件。

(b) 必須表明在臨界時間間隔內ATTCS和發動機同時失效是極不可能的。

(c) 在起飛過程中在最臨界點發生一台發動機失效而ATTCS系統發揮功能的情況下，必須符合第25部所有適用的性能要求。

I25.4　推力調定

在起飛滑跑開始時的每台發動機起始起飛推力或功率的調定值不得小於下述任一值：

(a) ATTCS所調定的推力或功率(在當時環境條件下對飛機最大批准起飛推力或功率)的90%；

(b) 使所有受發動機推力或功率杆位置影響且涉及安全的系統和設備正常運行所要求的值；

(c) 當推力或功率從初始起飛推力或功率增加到最大批准起飛推力或功率時，表明發動機沒有危險的響應特性的值。

I25.5　動力裝置操縱器件

(a) 除第25.1141條的要求外，ATTCS(包括有關係統在內)的任何單一失效或故障，或其可能的組合，還不得引起安全所必需的任何動力裝置功能失效。

(b) 必須將ATTCS設計成：

(1) 在起飛中當任何一台發動機失效後，能使工作發動機的推力或功率達到最大批准起飛推力或功率而又不超過發動機使用限制；

(2) 允許人工操縱功率杆使推力或功率減少或增加到當時條件下飛機最大批准起飛推力或功率。對裝有限制器，能自動防止發動機超出當時環境條件下使用限制的飛機，也可以採用其它裝置在ATTCS萬一失效時增加推力或功率，條件是該裝置安裝在功率杆上或功率杆的前方，容易識別並且在所有運行條件下易於由任一駕駛員用通常操縱功率杆的手通過單一動作操縱，並且該裝置滿足第25.777(a)、(b)和(c)條的要求；

(3) 備有能在起飛前向飛機機組證明ATTCS處於使用狀態的裝置；

(4) 備有一種能使飛行機組解除自動功能的裝置。該裝置必須設計成能防止無意中動作。

I25.6　動力裝置儀表

除第25.1305條的要求外，還應滿足下列要求：

(a) 必須備有一種指示ATTCS處於接通或準備狀態的裝置；

(b) 如果飛機固有的飛行特性不能提供一台發動機已經失效的充分警告，則必須備有一個獨立於ATTCS的警告系統，以便在起飛中在任一台發動機失效時向駕駛員發出清晰警告。

〔中國民用航空總局1990年7月18日第一次修訂〕

附錄J　應急撤離演示

必須使用下述試驗準則和程序來表明符合第25.803條：

(a) 必須在飛機應急照明系統工作之前外部燈光水平不超過3.229勒（0.3英尺燭光）的條件下進行應急撤離演示。在實際演示過程中初始外部燈光水平可以保持或照亮。然而，不得增加外部燈光水平，除非由於啓動了飛機應急照明系統。

(b) 飛機必須處於起落架放下的正常姿態。

(c) 除了飛機裝備有從機翼下地的設施之外，可以利用台架或跳板從機翼下到地面。可以在地板或地面上放置安全設備(如墊子或翻轉的救生筏)保護參加者。不得使用不屬於飛機應急撤離設備的其它設備來協助參加演示者下到地面。

(d) 除本附錄(a)規定者外，只可以使用飛機應急照明系統提供照明。

(e) 必須裝齊飛機計劃運行所要求的一切應急設備。

(f) 每個內部艙門或簾布必須處於起飛時的狀態。

(g) 每個機組成員必須坐在通常指定的起飛時的座位上，並且直至接到開始演示的信號為止。他們必須是具有使用應急出口和應急設備知識的人，倘若還要演示對於中國民用航空局有關營運規定的符合性，則還需證明他們是正規定期航班的機組成員。

(h) 必須按下列規定由正常健康人組成有代表性的載客情況：

(1) 至少40％是女性；

(2) 至少35%是50歲以上的人；

(3) 至少15％是女性，且50歲以上；

(4) 旅客攜帶3個真人大小的玩偶(不計入總的旅客裝載數內)，以模擬2歲或不到2歲的真實嬰孩；

(5) 凡正規擔任維護或操作飛機職務的機組人員、機械員和訓練人員不得充當旅客。

(i) 不得對任一旅客指定專門的座位，但中國民用航空局適航部門有要求者除外。除本附錄(g)規定者外，申請人的僱員不得坐在應急出口旁邊。

(j) 必須繫緊座椅安全帶和肩帶(如果有要求)。

(k) 開始演示前，必須將總平均量的一半左右的隨身攜帶行李、毯子、枕頭和其它類似物品分放在過道和應急出口通道上的若干地點，以造成輕微的障礙。

(l) 不得向任何機組成員或旅客預示演示中要使用的特定出口。

(m) 申請人不得對參加演示者進行演示的訓練、排演或描述，任何參加者也不得在演示前的六個月內參加過這種性質的演示。

(n) 在進入演示航空器之前，可以勸告旅客遵循機組成員的指導，但是除了演示所需的安全程序或在演示地點必須做的説明之外，對演示中要遵循的程序不得加以説明。在開始演示前，可以對旅客作中國民用航空局有關營運規定要求的起飛前的簡介。飛行機組可以遵循經批准的培訓大綱在滑梯的底部協助人員，以幫助演示。

(o) 必須配置飛機以避免在開始演示前向飛機上參與演示的人員暴露將供使用的應急出口。

(p) 演示中使用的出口必須符合每一對出口中的一個出口。如果配有滑梯，演示可以使用充好氣的滑梯並且在開始演示時出口處於打開的狀態。在該情況下，必須配置所有的出口使得不會向參與人員暴露要使用的出口。如果使用這種方法，必須計及每一出口所用的出口準備時間，並且在開始演示前不得表明演示中不使用的出口。要使用的出口必須是飛機所有應急出口的代表性出口，並且必須由申請人指定並經中國民用航空局適航部門批准。必須至少使用一個與地板齊平的出口。

(q) 除本附錄(c)規定者外，所有撤離者必須藉助屬於飛機的撤離設備離開飛機。

(r) 在演示中必須完全執行申請人的經過批准的程序，但飛行機組不得主動對艙內其他人員提供協助。

(s) 當最後一名機上乘員撤離飛機並下到地面後，撒離時間即告結束。如果台架或跳板的撤離容納率不大於實際撞損着陸情況下用來從機翼下地的機上可用設施的撤離容納率，則當使用本附錄(c)所允許的台架或跳板的撤離者處於台架或跳板上時，即認作已到地面。

〔中國民用航空總局1995年12月18日第二次修訂，交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

附錄K　延程運行（ETOPS）

本附錄詳細説明飛機－發動機組合的延程運行(ETOPS)批准的適航要求。對於雙發飛機，申請人必須符合本附錄K25.1條和K25.2條。對於多於兩台發動機的飛機，申請人必須符合本附錄K25.1條和K25.3條。

K25.1　設計要求

K25.1.1 符合性

飛機－發動機組合必須按照申請人尋求批准的最大飛行時間和最長備降時間符合本部的要求。

K25.1.2 人為因素

申請人必須考慮機組負荷、運行狀態、以及其申請批准的最長備降時間內，連續運行過程中由於失效對機組和乘客的生理需求造成的影響。

K25.1.3 飛機系統

(a) 結冰條件下的運行

(1) 飛機必須按第25.1419條取得結冰條件下的運行許可

(2) 飛機必須能夠在下述嚴重結冰的情況下安全進行ETOPS備降：

(i) 在一台發動機失效或座艙釋壓後，飛機必須在某一高度飛行遭遇的結冰條件。

(ii) 在本部附錄C指定的連續最大結冰條件下（液態水含量係數為1.0）保持15分鐘。

(iii) 在本部附錄C指定的結冰條件下，近進和着陸過程中結聚的冰。

(b) 電源供給。飛機必須至少裝有三套獨立的電源系統。

(c) 有時間限制的系統。申請人必須確定每一個有時間限制的ETOPS重要系統的系統時間性能。

K25.1.4 推進系統

(a) 燃油系統設計。在任何未表明為極不可能的飛機失效狀態下，必須按照第25.955條要求的壓力和燃油流量向工作發動機提供完成ETOPS飛行（包括申請人尋求批准的最長備降時間）所需的燃油。必須考慮的失效類型包括（但不限於）：交輸活門失效，自動燃油管理系統失效和正常發電失效。

(1) 如果發動機被許可在發動機燃油泵進口負壓條件下限制運行，則適用下列要求：

(i) 飛機演示試驗必須覆蓋巡航和備降條件的最壞情況，包括：

(A) 燃油等級和温度。

(B) 推力或功率變化。

(C) 紊流和負重力加速度。

(D) 燃油系統部件在其批准的維修期限內性能下降。

(ii) 必須按第25.959條判定抽吸供油狀態下的不可用燃油量

(2) 對於雙發飛機超過180分鐘ETOPS的合格審定，每個主油箱的一個燃油增壓泵和至少一個交輸活門，或交輸燃油的其他方式，必須由一個獨立的電源供電，而非由符合本附錄K25.1.3(b)條要求的三個電源供電。如果正常燃油增壓壓力、交輸活門作動、或燃油傳輸不是由電源提供，則本要求不適用。

(3) 發動機可用燃油量低於飛抵目的地所需燃油時，必須給飛行機組顯示警告。該警告必須在仍有足夠燃油安全完成備降時給出。該警告必須顧及非正常燃油管理，或油箱間傳輸和可能的燃油損失。本段落不適用於要求配備飛行機械師的飛機。

(b) APU設計。如果符合本附錄需要APU，則申請人必須表明：

(1) APU的可靠性足以滿足這些要求，且

(2) 如果需要APU能夠在空中啓動，則APU能夠在飛機最大運行高度（或45000英尺，低者為準）下的任何高度啓動，並在剩餘飛行過程中工作。

(c) 發動機滑油箱設計。發動機滑油箱蓋必須符合CCAR-33部第33.71(c)(4)條。

K25.1.5 發動機狀態監控

必須指定和確認發動機狀態監控程序，並符合CCAR-33部相應要求。

K25.1.6 構型、維護和程序

申請人必須在構型維護程序(CMP)文件中列出任何構型、運行和維護要求、硬件壽命、MMEL限制和ETOPS批准。

K25.1.7 飛機飛行手冊

飛機飛行手冊必須包含適用於ETOPS型號設計批准的下列信息：

(a) 特殊限制，包括與長達批准的最長備降時間的飛機運行相關的任何限制。

(b) 要求的標牌和標識

(c) 延程運行要求的機載設備，以及該設備的機組操作程序

(d) 下列系統時間性能：

(1) C級貨艙或行李艙滅火系統的最大限制

(2) C級貨艙或行李艙滅火系統以外的ETOPS重要系統的最大限制

(e) 如是聲明：“該飛機－發動機組合的型號設計已經過CCAR-25.1535條的評估，如果(填入CMP文件)文件所包含的構型、維護和程序的標準滿足的話，則表明適合xxx分鐘（填入批准的最大備降時間）的延程運行。基於最大限制系統的時間性能，該飛機實際最大批准的備降時間可能有所減少。該決定不構成進行ETOPS的運行批准”。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

K25.2　雙發飛機

雙發飛機的ETOPS型號設計批准的申請人必須使用本附錄K25.2.1, K25.2.2或K25.2.3條描述的一種方法。

K25.2.1 服役經歷的方法

用服役經歷的方法進行ETOPS型號設計批准的申請人，在進行本附錄K25.2.1(c)和K25.2.1(d)條指定的評估前，以及在本附錄K25.2.1(e)條指定的試飛前，必須符合本附錄K25.2.1(a)和K25.2.1(b)條。

(a) 服役經歷。該飛機－發動機組合整個全球機隊必須至少累積250000發動機小時。如果申請人能夠確定一些補償因素並被適航當局所接受，則該發動機小時數可以降低。這個補償因素可以包括其他飛機的經歷，但候選飛機的經歷時間必須佔總經歷時間的大部分。

(b) 空中停車率。該飛機－發動機組合的全球機隊12個月滾動平均空中停車率必須與申請批准的ETOPS等級相當。

(1) 對於不超過120分鐘的型號設計批准：除非經局方批准，每1000全球機隊發動機小時的空中停車率小於等於0.05。除非每1000全球機隊發動機小時的空中停車率小於等於0.02，申請人必須在本附錄K25.1.6條規定的CMP文件中列出一個糾正措施清單，通過採取這些糾正措施，可使每1000全球機隊發動機小時的空中停車率降至0.02或0.02以下。

(2) 對於不超過180分鐘的型號設計批准：除非經局方批准，每1000全球機隊發動機小時的空中停車率小於等於0.02。如果按照現有120分鐘CMP文件執行，該飛機－發動機組合不能達到這一停車率，則申請人必須在CMP文件中增加新的或附加的CMP要求，以達到該停車率水平。

(3) 對於超過180分鐘的型號設計批准：除非經局方批准，每1000全球機隊發動機小時的空中停車率小於等於0.01。如果按照現有120分鐘或180分鐘CMP文件執行，該飛機－發動機組合不能達到這一停車率，則申請人必須在CMP文件中增加新的或附加的CMP要求，以達到該停車率水平。

(c) 推進系統評估。

(1) 申請人必須進行推力系統評估，該評估基於來自該飛機－發動機組合全球機隊的下列數據：

(i) 所有空中停車的清單、非計劃的地面發動機停車、發動機未停車但不能實現發動機控制或要求的推力（或功率）的發生情況（包括空中和地面），包括髮動機熄火。飛行訓練過程中計劃的空中停車不必包括。對於每一項，申請人必須提供：

(A) 每架飛機和發動機的製造、型號和序列號；

(B) 發動機構型和重要改裝歷史

(C) 發動機位置

(D) 導致發動機停車或其他不正常情況的詳情

(E) 飛行階段或地面

(F) 氣象和其他環境條件；以及

(G) 發動機停車或其他不正常情況的原因

(ii) 自發動機投入服役後的發動機非計劃拆換的歷史（用6個月和12個月滾動平均表示），含發動機拆換的主要原因概述；

(iii) 所有推進系統事件的清單（不管是否由維護或飛行機組差錯引起），包括派遣延誤、取消、中斷起飛、返航、備降以及發生事件後繼續到達目的地的飛行。

(iv) 發動機的總小時數和循環數，具有最高小時數的發動機的小時數，具有最高循環數的發動機的循環數，小時數和循環數的分配情況

(v) 影響可靠性的推進系統部件的平均故障時間(MTBF)

(vi) 自投入服役後的空中停車率的歷史，用12個月滾動平均表示

(2) 對於K25.2.1(c)(1)(i)所列每一項的原因或潛在原因必須具有糾正措施或表明能夠有效防止將來發生的其他措施。每項糾正措施必須列入K25.1.6條指定的CMP文件中。下列情況無需糾正措施：

(i) 生產商無法判定原因或潛在原因的項。

(ii) 技術上無法制定糾正措施的事件。

(iii) 如果全球機隊的空中停車率：

(A) 對於不超過180分鐘的ETOPS批准，每1000全球機隊發動機小時的空中停車率小於等於0.02；或

(B) 對於超過180分鐘的ETOPS批准，每1000全球機隊發動機小時的空中停車率小於等於0.01。

(d) 飛機系統評估。申請人必須進行飛機系統評估。申請人必須使用候選飛機－發動機組合的ETOPS重要系統的可用在役可靠性數據表明飛機系統符合第25.1309(b)條。在役期間發生的與設計、製造、運行和維護問題相關的每項原因或潛在原因必須具有糾正措施或表明能夠有效防止將來發生的其他措施。每項糾正措施必須納入本附錄K25.1.6條指定的CMP文件中。如果該問題不會對安全或飛機系統的可靠性造成重大影響，則無需採取糾正措施。對於ETOPS組類1重要系統的已經或將會造成空中停車或備降的問題叫做相關問題。申請人必須在評估中包含安裝在其他型號飛機上類似或相同設備的相關問題的信息，該信息的內容在可以合理獲取的範圍內。

(e) 飛機飛行試驗。申請人必須進行飛行試驗以證實飛行機組有能力在一台發動機失效、且出現服役過程中可能發生的ETOPS重要系統失效和故障的最壞情況下安全進行ETOPS備降。飛行試驗必須驗證示範的失效和故障情況下飛機的飛行品質和性能。

K25.2.2 早期的ETOPS方法

使用早期ETOPS方法進行ETOPS型號設計批准的申請人必須符合下列要求：

(a) 以前經本部合格審定的飛機相關經歷的評估。申請人必須確定已經針對候選飛機採取專門糾正措施，以防止申請人制造的經本部合格審定的飛機先前發生的設計、製造、運行和維修相關的問題。對於其本性不會對安全和涉及的飛機系統可靠性造成重要影響的問題無需採取專門的糾正措施。對於ETOPS組類1重要系統的已經或將會造成空中停車或備降的問題叫做相關問題。申請人必須在評估中包含安裝在其他型號飛機上類似或相同設備的相關問題的信息，該信息的內容在可以合理獲取的範圍內。

(b) 推進系統設計。

(1) 用於申請人飛機設計的發動機必須按CCAR-33部進行早期ETOPS合格批准。

(2) 申請人推進系統的設計必須排除造成空中停車的失效和故障。申請人必須通過分析、試驗、其他飛機上的在役經歷或局方接受的其它方法來表明其符合該要求。如果使用分析，申請人必須表明其推進系統的設計將使失效和故障最小化，以達到下列空中停車率的目標：

(i) 對於不超過180分鐘型號設計批准，每1000全球機隊發動機小時的空中停車率小於等於0.02。

(ii) 對於超過180分鐘型號設計批准， 每1000全球機隊發動機小時的空中停車率小於等於0.01。

(c) 維護和運行程序。申請人必須驗證ETOPS重要系統的所有維護和運行程序。申請人必須確定、跟蹤和解決按本附錄K25.2.2(h)條指定的問題跟蹤和解決系統進行驗證過程中發現的任何問題。

(d) 推進系統驗證試驗。

(1) 尋求批准的安裝的發動機構型必須符合CCAR-33部。試驗發動機必須配置完整的飛機短艙組件，包括髮動機安裝設備，除了發動機短艙與試驗枱連接所必要的不同構型以外。試驗結束後，推進系統必須：

(i) 按照申請人的在翼檢查建議和限制進行目視檢查，且

(ii) 徹底分解，以及對推進系統硬件進行檢查，以確定是否符合按第25.1529條遞交的持續適航文件規定的服役限制要求。

(2) 申請人必須確定、跟蹤和解決按本附錄K25.2.2(h)條指定的問題跟蹤和解決系統進行檢查過程中發現的造成空中停車、失去推力控制或其他喪失推力的原因或潛在原因。

(e) 新技術試驗。申請人使用新的技術，包括充分新的製造技術，必須經試驗證實其適用於飛機設計。

(f) APU驗證試驗。如果需要使用APU來滿足本附錄的要求，與飛機一起批准的該型號的APU必須經等同於3000飛機運行循環的試驗。試驗結束後，APU必須經分解檢查。申請人必須確定、跟蹤和解決按本附錄K25.2.2(h)條指定的問題跟蹤和解決系統發現的造成APU空中無法啓動或運行的每項原因或潛在原因。

(g) 飛機演示。對於進行ETOPS批准的飛機－發動機組合，申請人必須試飛至少一架飛機以顯示飛機及其部件和設備在ETOPS飛行期間和申請人尋求批准的最長備降期間能夠正常工作。該飛行試驗可以結合CCAR-21部第21.35條要求的飛行試驗一起完成，但不可以替代。

(1) 飛機演示飛行試驗程序必須包括：

(i) 飛行模擬實際的ETOPS，包括在正常巡航高度的飛行、梯級爬升和APU運行（如適用）。

(ii) 具有最長備降時間的最大飛行時間。

(iii) 發動機不工作最長備降時間。必須使用同一台發動機在最大連續推力或功率，進行至少兩次一發不工作的備降。

(iv) 非正常條件下的飛行，以演示在服役過程中可能發生的ETOPS重要系統的故障或失效的最壞情況下，飛行機組有能力安全進行ETOPS備降。

(v) 備降至用於ETOPS備降的具有代表性的機場。

(vi) 在地面重複暴露在潮濕和嚴酷的氣象條件下，並且隨後在正常巡航高度進行長時間飛行。

(2) 飛機演示飛行試驗程序必須充分驗證飛機的飛行品質和性能，以及按本章K25.2.2(g)(1)條指定的條件下，飛行機組安全進行ETOPS備降的能力。

(3) 在飛機演示飛行試驗程序執行過程中，必須使用申請人建議的操作和維護程序對每架飛機進行操作和維護。

(4) 在飛機演示飛行試驗程序完成以後，必須按照建議的持續適航文件中確定的任務對每個ETOPS重要系統進行在翼檢查或測試，以確定其持續安全運行的狀態。每台發動機必須進行氣道檢查。這些檢查必須通過適當的方法以識別可能造成空中停車或備降的非正常狀況。申請人必須確定、跟蹤和解決按本附錄K25.2.2(h)條指定的問題跟蹤和解決系統發現的任何不正常情況。

(h) 問題跟蹤和解決系統。

(1) 申請人必須建立和保持一個問題跟蹤和解決系統。該系統必須：

(i) 包含向局方報告的程序，報告的內容包括在飛機和發動機用於早期ETOPS合格評估開發過程中遇到的，按中國民用航空局適航部門要求需要報告的情況。

(ii) 包含向局方通報的程序，通報的內容包括針對本附錄K25.2.2.(h)(1)(i)款確定的每一個問題，申請人認為有必要的每一項建議的糾正措施。通報的提交時間，必須在建議的糾正措施實施前，允許局方進行適當的審查。

(2) 如果申請人對先前經ETOPS批准的飛機－發動機組合的更改尋求ETOPS型號設計批准，其問題跟蹤和解決系統只需解決下表所列的問題，前提是申請人先前得到過局方批准。

如果該更改不要求新的飛機型號合格證且… 則問題跟蹤和解決系統必須解決…

(i) 需要新的發動機型號合格證 適用於新發動機安裝的所有問題，對於飛機的其他部位，僅限系統更改過的問題

(ii) 不需要新的發動機型號合格證 僅限系統更改過的問題

(i) 接受標準。在進行本附錄K25.2.2(g)條指定的飛機飛行試驗程序和飛機演示飛行試驗程序過程中發生的ETOPS重要系統失效和故障的類型和頻度，必須與目前已獲ETOPS批准的已取證飛機預期發生的失效和故障的類型和頻度相一致。

K25.2.3 服役經歷和早期ETOPS方法相結合

用服役經歷和早期ETOPS方法相結合的方法進行ETOPS型號設計批准的申請人必須符合下列要求。

(a) 候選飛機－發動機組合全球機隊不少於15000發動機小時的服役經歷要求。

(b) K25.2.2條的早期ETOPS要求，本附錄K25.2.2(g)條指定的飛機演示除外；且

(c) 本附錄K25.2.1(e)條的飛行試驗要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

K25.3　多於兩發的飛機

對於多於兩發飛機的ETOPS型號設計批准的申請人必須採用本附錄K25.3.1, K25.3.2,或K25.3.3條所述的一種方法。

K25.3.1 服役經歷方法

用服役經歷方法進行ETOPS型號設計批准的申請人，在進行本附錄K25.3.1(b)條指定的評估前，以及在本附錄K25.3.1(c)條指定的試飛前，必須符合本附錄K25.3.1(a)條。

(a) 服役經歷。該飛機－發動機組合全球機隊必須累積至少250000發動機小時。如果申請人能夠確定一些補償因素並被局方所接受，則該發動機小時數可以降低。這個補償因素可以包括其他飛機的經歷，但候選飛機的經歷時間必須佔總經歷時間的大部分。

(b) 飛機系統評估。申請人必須進行飛機系統評估。申請人必須用候選飛機－發動機組合ETOPS重要系統的可用在役可靠性數據顯示飛機系統符合第25.1309(b)條。在役期間發生的與設計、製造、運行和維護問題相關的每項原因或潛在原因必須具有糾正措施或表明能夠有效防止將來發生的其他措施。每項糾正措施必須納入本附錄K25.1.6條指定的CMP文件中。如果該問題不會對安全或飛機系統的可靠性造成重大影響，則無需採取糾正措施。對於ETOPS組類1重要系統已經或將會造成空中停車或備降的問題叫做相關問題。申請人必須在評估中包含安裝其他型號飛機上類似或相同設備的相關問題的信息，該信息的內容在可以合理獲取的範圍內。

(c) 飛機飛行試驗。申請人必須進行飛行試驗以證實飛行機組有能力在一台發動機失效、且出現服役過程中可能發生的ETOPS重要系統失效和故障的最壞情況下安全進行ETOPS備降。飛行試驗必須驗證示範的失效和故障情況下飛機的飛行品質和性能。

K25.3.2 早期ETOPS方法

使用早期ETOPS方法進行型號設計批准的申請人必須符合下列要求：

(a) 維護和運行程序。申請人必須證實ETOPS重要系統的所有維護和運行程序。申請人必須確定、跟蹤和解決按本附錄K25.3.2(e)條指定的問題跟蹤和解決系統進行驗證過程中發現的任何問題。

(b) 新技術試驗。申請人使用新的技術，包括充分新的製造技術，必須經試驗證實其適用於飛機設計。

(c) APU驗證試驗。如果需要使用APU來滿足本附錄要求，與飛機一起批准的該型號的APU必須經等同於3000飛機運行循環的試驗。試驗結束後，APU必須經分解檢查。申請人必須確定、跟蹤和解決按本附錄K25.3.2(e)條指定的問題跟蹤和解決系統發現的造成APU空中無法啓動和運行的每項原因或潛在原因。

(d) 飛機演示。對於進行ETOPS批准的飛機－發動機組合，申請人必須試飛至少一架飛機以顯示飛機及其部件和設備在ETOPS飛行期間和申請人尋求批准的最長備降期間能夠正常工作。該飛行試驗可以結合第21.35條要求的飛行試驗一起完成，但不可以替代。

(1) 飛機演示飛行試驗程序必須包括：

(i) 飛行模擬實際的ETOPS，包括在正常巡航高度的飛行、梯級爬升和APU運行（如適用）。

(ii) 具有最大備降時間的最長飛行時間。

(iii) 發動機不工作最長備降時間。必須使用同一台發動機在最大連續推力或功率，進行至少兩次一發不工作的備降。

(iv) 非正常條件下的飛行，以演示在使用過程中可能發生的ETOPS重要系統的故障或失效的最壞情況下，飛行機組有能力安全進行ETOPS備降。

(v) 備降至用於ETOPS備降的具有代表性的機場。

(vi) 在地面重複暴露在潮濕和嚴酷的氣象條件下，並且隨後在正常巡航高度進行長時間飛行。

(2) 飛機演示飛行試驗程序必須充分驗證飛機的飛行品質和性能，以及按本附錄K25.3.2(d)(1)條指定的條件下，飛行機組安全進行ETOPS備降的能力。

(3) 在飛機演示飛行試驗程序執行過程中，必須使用申請人建議的操作和維護程序對每架飛機進行操作和維護。

(4) 在飛機演示飛行試驗程序完成以後，必須按照建議的持續適航文件中確定的任務對每個ETOPS重要系統進行在翼檢查或測試，以確定其持續安全運行的狀態。每台發動機必須進行氣道檢查。這些檢查必須通過適當的方法以識別可能造成空中停車或備降的非正常狀況。申請人必須確定、跟蹤和解決按本附錄K25.3.2(e)條指定的問題跟蹤和解決系統發現的任何不正常情況。

(e) 問題跟蹤和解決系統。

(1) 申請人必須建立和保持一個問題跟蹤和解決系統。該系統必須：

(i) 包含向局方報告的程序，報告的內容包括在飛機和發動機用於早期ETOPS合格評估開發過程中遇到的，按中國民用航空局適航部門要求需要報告的情況。

(ii) 包含向局方通報的程序，通報的內容包括針對本附錄K25.3.2(e)(1)(i)款確定的每一個問題，申請人認為有必要的每一項建議的糾正措施。通報的提交時間，必須在建議的糾正措施實施前，允許局方進行適當的審查。

(2)如果申請人對先前經ETOPS批准的飛機－發動機組合的更改尋求ETOPS型號設計批准，其問題跟蹤和解決系統只需解決下表所列的問題，前提是申請人先前得到過局方批准。

如果該更改不要求新的飛機型號合格證且… 則問題跟蹤和解決系統必須解決…

(i) 需要新的發動機型號合格證 適用於新發動機安裝的所有問題，對於飛機的其他部位，僅限系統更改過的問題

(ii) 不需要新的發動機型號合格證 僅限系統更改過的問題

(f) 接受標準。在進行本附錄K25.3.2(d)條指定的飛機飛行試驗程序和飛機演示飛行試驗程序過程中發生的ETOPS重要系統失效和故障的類型和頻度，必須與目前已獲ETOPS批准的已取證飛機預期發生的失效和故障的類型和頻度相一致。

K25.3.3 服役經歷和早期ETOPS方法相結合

用早期ETOPS方法進行ETOPS型號設計批准的申請人必須符合下列要求：

(a) 候選飛機－發動機組合全球機隊不少於15000發動機小時的服役經歷要求。

(b) 本附錄K25.3.2條的早期ETOPS要求，本附錄K25.3.2(d)條指定的飛機演示除外；和

(c) 本附錄K25.3.1(c)條的飛行試驗要求。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

附錄L　HIRF環境和HIRF設備測試水平

本附錄註明了用於第25.1317條中電子和電氣系統的HIRF環境和HIRF設備測試水平。HIRF環境和HIRF設備測試水平的場強都是用調製週期內峯值的均方根表示。

(a) HIRF環境I如下表1所示：

表1

頻段 場強（V/m）

峯 值 平均值

10kHz-2MHz 50 50

2MHz-30MHz 100 100

30MHz-100MHz 50 50

100MHz-400MHz 100 100

400MHz-700MHz 700 50

700MHz-1GHz 700 100

1GHz-2GHz 2000 200

2GHz-6GHz 3000 200

6GHz-8GHz 1000 200

8GHz-12GHz 3000 300

12GHz-18GHz 2000 200

18GHz-40GHz 600 200

表中，較高的場強適用於頻段邊沿。

(b) HIRF環境II如表2所示：

表2

頻段 場強（V/m）

峯 值 平均值

10kHz-500kHz 20 20

500kHz- 2MHz 30 30

2MHz -30MHz 100 100

30MHz-100MHz 10 10

100MHz-200MHz 30 10

200MHz-400MHz 10 10

400MHz-1GHz 700 40

1GHz-2GHz 1300 160

2GHz-4GHz 3000 120

4GHz-6GHz 3000 160

6GHz-8GHz 400 170

8GHz-12GHz 1230 230

12GHz-18GHz 730 190

18GHz-40GHz 600 150

表中，較高的場強適用於頻段邊沿。

(c) HIRF設備測試水平1

(1) 10kHz-400MHz內，用連續波形（CW）且調製深度為90％或更大的1kHz方波做傳導敏感測試。傳導敏感電流必須最小從10kHz 處的0.6mA開始，然後頻率每增加10倍電流幅值增加20dB，到500 kHz處電流最小為30mA。

(2) 500kHz-40MHz內，傳導敏感電流至少為30mA。

(3) 40MHz-400MHz內，做傳導敏感測試，傳導敏感電流必須最小從40MHz處的30mA開始，然後頻率每增加10倍電流幅值下降20dB，到400MHz時電流最小為3mA。

(4) 100MHz-400MHz內，用峯值最小為20V/m的連續波形（CW）且調製深度為90％或更大的1kHz方波做輻射敏感測試。

(5) 400MHz-8GHz內，用峯值最小為150V/m、佔空比為4％且脈衝重複頻率（PRF）為1kHz的調製脈衝做輻射敏感測試。這個信號必須以1Hz頻率開和關，佔空比為50％。

(d) HIRF設備測試水平2

HIRF設備測試水平2是表2中的HIRF環境II經過可接受的航空器傳輸函數和衰減曲線降低後的結果。測試必須覆蓋10kHz-8GHz頻段。

(e) HIRF設備測試水平3

(1) 10kHz-400MHz內，做傳導敏感測試。傳導敏感電流必須最小從10kHz處的0.15mA開始，然後頻率每增加10倍電流幅值增加20dB，到500 kHz處電流最小為7.5mA。

(2) 500kHz-40MHz內，傳導敏感電流至少為7.5mA。

(3) 40MHz-400MHz內，做傳導敏感測試，傳導敏感電流必須最小從40MHz處的7.5mA開始，然後頻率每增加10倍電流幅值下降20dB，到400MHz時電流最小為0.75mA。

(4) 100MHz-8GHz內，做場強最小為5V/m輻射敏感測試。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

附錄M　燃油箱系統降低可燃性的措施

M25.1　燃油箱可燃性暴露的要求

(a) 按照本部附錄N確定的每一燃油箱的機隊平均可燃暴露時間不得超過本部附錄N定義的可燃性暴露評估時間（FEET）的3%。如果採用了降低可燃性措施（FRM），則在這3%當中，下列每段時間均不得超過FEET的1.8%：

(1) FRM工作，但燃油箱沒有惰性化並且可燃；

(2) FRM不工作，燃油箱可燃。

(b) 本部附錄N定義的每個燃油箱的機隊平均可燃性暴露時間不可超過FEET中温暖天氣條件下處於地面或起飛/爬升階段部分的3%。分析必須考慮以下條件：

(1) 分析必須使用從為全部工作性能進行的可燃性暴露分析中提取的那些起始於海平面高度，地面環境温度為26.7℃（80℉，標準日+21℉大氣條件）或更高的航段子集。

(2) 對於航段的地面和起飛/爬升階段，必須用該特定階段中燃油箱可燃的時間除以該階段總的時間來計算平均可燃性暴露。

(3) 本段的符合性可以只用在降低可燃性措施工作情況下放行的航段來表明。

M25.2　表明符合性

(a) 申請人必須提交由分析、地面試驗和飛行試驗或者它們的組合所得到的數據，以：

(1) 驗證在本附錄M25.1條所要求的分析中所使用的參數；

(2) 證實為表明符合本附錄M25.1條而採用的FRM措施對於限制每一油箱所有隔艙的可燃性暴露是有效的；且

(3) 描述飛行的每一階段中，FRM可能不工作的情況。

(b) 對於申請批准的FRM，申請人必須驗證在所有對其性能有影響的飛機或發動機構型下，FRM均滿足本附錄M25.1條要求。

M25.3　可靠性指示和維修可達

(a) 必須提供可靠性指示以識別FRM的隱性失效。對於確保具有FRM措施的燃油箱滿足本附錄M25.1條列出的機隊平均可燃性暴露要求來講，該識別是必需的，包括當FRM不工作時。

(b) 可靠性指示對於維修人員或機組必須有充分的可達性。

(c) 具有FRM的燃油箱（包括通過通氣系統連通的其他油箱）和在正常或失效情況下可能存在危險氣體的有限空間或封閉區域的接近口蓋和麪板，必須用永久的標記或標牌警告維修人員可能存在有潛在危險的氣體。

M25.4　適航限制和程序

(a) 如果為符合本附錄M25.1條而使用FRM，對於其內部為滿足M25.1條要求所需的部件，必須為識別其失效所必需的所有維護或檢查工作確定適航限制。

(b) 必須制定維護程序以識別FRM維護過程中要考慮的任何危害。這些程序必須納入持續適航文件（ICA）中。

M25.5　可靠性報告

飛機部件失效對FRM可靠性的影響必須實時評估。申請人/持證人必須做以下工作：

(a) 拿出確保FRM可靠性數據收集的有效措施。該措施必須提供影響FRM可靠性的數據，比如部件失效。

(b) 除非局方已經批准替代的報告程序，否則按照CCAR-26部的要求，在進入服役的最初5年內每6個月要向局方遞交一份報告。之後，延續的每6個月報告可由局方可接受的其他可靠性跟蹤方式替代。或者如果確定FRM的可靠性滿足並且能夠持續滿足本附錄M25.1條的可燃性暴露要求，每6個月報告的要求可以取消。

(c) 按照CCAR-26部確定的經局方批准的時間表制定服務文件或修訂適用的飛機手冊，以糾正服役過程中出現的任何可能導致燃油箱的機隊平均可燃性暴露超過本附錄M25.1條規定的FRM失效。

〔交通運輸部2016年3月17日第四次修訂〕

附錄N　燃油箱可燃性暴露和可靠性分析

N25.1　概述

(a) 本附錄規定了為滿足第25.981條(b)和附錄M所需進行的燃油箱機隊平均可燃性暴露分析的要求。對於安裝在鋁製機翼內的燃油箱，如果能夠證實該油箱為傳統的非加熱機翼油箱，則定性的評估就足夠了。

(b) 本附錄定義了分析中必須使用的影響燃油箱可燃性的參數，包括影響機隊中所有飛機的參數，比如環境温度的統計分佈、燃油閃點、航段距離和飛機下降率。符合性的證明也同樣要求運用所評估機型的特定因素。這些因素包括最大航程、巡航馬赫數、飛機開始初始巡航階段的典型高度、地面和飛行過程中的燃油温度和可燃性降低措施（FRM）的性能（如安裝）。

(c) 以下定義、輸入變量和數據表格必須在確定特定機型的機隊平均可燃性暴露的程序中使用。

N25.2　定義

(a) 總體燃油平均温度（按體積計算的），是指燃油箱內或燃油箱不同區域（如果油箱被隔板或隔艙分隔）的燃油平均温度。

(b) 可燃性暴露評估時間（FEET），是指從飛機航前準備開始，歷經飛行和着陸，直至所有商載卸下、所有旅客和機組人員離開飛機的這一段時間。在Monte Carlo分析程序中，飛行時間從航段距離分佈表（表2）中隨機選取，航前時間為飛行時間的函數，航後時間固定為30分鐘。

(c) 可燃的，對於液體或氣體，“可燃的”是指容易被點燃或爆炸。一個不可燃的油箱空餘空間指其中的燃油空氣混合蒸氣過貧或過富而不能燃燒或者該空間已被惰性化（定義見後面）。就本附錄而言，當油箱內總體燃油平均温度在所使用燃油的可燃範圍內時，沒有被惰性化的燃油箱被認為是可燃的。對於被隔板或隔艙分隔成各個小部分的燃油箱，如果該油箱沒有被惰性化，則當其中任一小部分的總體平均燃油温度在所使用燃油的可燃範圍內時，該燃油箱被認為是可燃的。

(d) 閃點，可燃液體的閃點指被加熱樣本所揮發出的蒸氣能被火焰瞬時點燃（或閃燃）時的最低温度。本附錄中表1提供了分析中所使用的標準燃油的閃點。

(e) 機隊平均可燃性暴露，是指按照本附錄規定的環境條件和燃油特性，一個機型的機隊在全世界範圍內運行的各個航段距離範圍上，每個燃油箱的空餘空間處於可燃狀態的時間佔可燃性暴露評估時間（FEET）的比例。

(f) 高斯分佈，也稱為正態分佈，是一種對稱的頻率分佈，具有用樣本的均值和標準差精確表達的數學公式。高斯分佈的鐘形頻率曲線數值上在均值附近佔有優勢，隨着曲線向外延伸逐漸減少。

(g) 危險的大氣，是指置於其中的維護人員、旅客或機組可能面臨死亡、喪失能力、損失自救能力（即獨立的從受限空間中逃離）、受傷或急性病症風險的空氣環境。

(h) 惰性，就本附錄而言，如果燃油箱每個艙室內的總體平均氧氣濃度在海平面到3,048米（10,000英尺）高度之間不超過12%，3,048米（10,000英尺）到12,192米（40,000英尺）高度之間該濃度值從12%線性增加至14.5%，高於12,192米（40,000英尺）線性外推，則該油箱被認為是惰性的。

(i) 惰性化，是指將不可燃氣體注入燃油箱內的空餘空間，使之變得不可燃的過程。

(j) Monte Carlo分析，指本附錄中規定的分析方法，作為評估燃油箱的機隊平均可燃性暴露的符合性方法。

(k) 氧氣析出，是指隨着燃油箱內的壓力和温度降低，燃油中溶解的氧氣釋放到空餘空間當中。

(l) 標準差，是一個分佈中離散或變化情況的統計度量，等於樣本數據對於算術平均值離差的平方的算術平均值的平方根。

(m) 運輸效應，就本附錄而言，運輸效應是指由於低燃油情況和燃油冷凝、霧化導致燃油箱內燃油蒸氣濃度的變化。

(n) 空餘空間，是指燃油箱內未被液體燃油佔據的容積部分。

N25.3　燃油箱可燃性暴露分析

(a) 必須對評估的燃油箱進行可燃性暴露分析，以確定所評估飛機和燃油類型的機隊平均可燃性暴露。對於被隔板或隔艙分隔成不同部分的燃油箱，必須對油箱的每一部分或者可燃性暴露最高的部分進行分析。分析中不允許考慮運輸效應。分析必須按照中國民用航空局適航部門認可的方法和程序進行。本條N25.3(b)和(c)指定的參數必須在燃油箱可燃性暴露“Monte Carlo”分析中使用。

(b) 以下參數在Monte Carlo分析中定義並在本附錄N25.4條中給出：

(1) 巡航環境温度，見本附錄中定義。

(2) 地面環境温度，見本附錄中定義。

(3) 燃油閃點，見本附錄中定義。

(4) 航段距離分佈，見本附錄中表2定義。

(5) 飛機爬升和下降剖面，定義由中國民用航空局適航部門認可的技術標準確定。

(c) 作為Monte Carlo分析輸入的所評估機型的特定參數有：

(1) 飛機巡航高度。

(2) 燃油箱油量。如果燃油量影響燃油箱的可燃性的話，則輸入Monte Carlo分析的必須是代表評估的每一航段中自始至終燃油箱或燃油箱艙室內的實際燃油量。該數據的輸入值必須由地面和飛行試驗數據或經適航當局批准的燃油管理程序獲得。

(3) 飛機巡航馬赫數。

(4) 飛機最大航程。

(5) 燃油箱熱特性。如果燃油温度影響燃油箱的可燃性的話，則輸入Monte Carlo分析的必須是代表評估的每一航段中自始至終燃油箱內每一時刻的總體平均燃油温度。對於被隔板或隔艙分隔的燃油箱，必須提供燃油箱每一部分的總體平均燃油温度。這些數據的輸入值必須由地面和飛行試驗數據或經過地面和飛行試驗數據驗證的油箱熱模型獲得。

(6) 飛機最高運行温度限制。見飛機飛行手冊中限制部分的定義。

(7) 飛機利用率。申請人必須提供用於支持所評估特定機型的日航段數和航段小時數的數據。如果沒有支持所評估機型的現有機隊數據，申請人必須證實該機型的日航段數和航段小時數與其提議使用的現有機隊數據相符。

(d) 燃油箱FRM模型。如果採用FRM，必須使用經適航當局批准的Monte Carlo程序表明符合第25.981條和附錄M的可燃性要求。該程序必須確定具有FRM的燃油箱或隔艙在每一飛行階段中可燃的時間段。在確定這些時間段時必須考慮以下因素：

(1) 在整個可燃性暴露評估時間內，全部預期的運行條件下，FRM工作正常，但由於燃油箱通氣系統或其他原因無法保持燃油箱不可燃的任何時間段。

(2) 如果請求按主最低設備清單（MMEL）放行，可靠性分析中假設的時間段（對於10天MMEL放行限制，必須是60飛行小時，除非局方已批准了可替代的時間段）。

(3) FRM不能運行的頻率和持續時間段。FRM不能運行是由潛在或已知的故障引起，包括可能造成FRM關斷或停止工作的飛機系統關斷或失效，而且經過適航當局可接受的試驗或分析證實。

(4) 可能增加燃油箱可燃性暴露的FRM失效的影響。

(5) 如果採用的FRM受燃油箱內氧氣濃度的影響，則從燃油中析出的氧氣導致燃油箱或隔艙內超過惰性水平的時間段。申請人必須考慮所評估的燃油箱或隔艙內的燃油中析出的氧氣可能導致油箱可燃的所有時間。必須用到的氧氣析出率中國民用航空局適航部門認可的技術標準定義。

(6) 如果採用惰性化系統FRM，當天最後一個航班後，由於外界温度變化可能進入燃油箱內的空氣的影響。夜裏12個小時外界温度的變化由表4確定。

(e) 申請人必須向適航當局提交燃油箱可燃性的分析以獲批准。該分析包括本附錄N25.3(c)確定的特定飛機參數、與N25.3(b)確定的影響可燃性暴露的參數的任何偏離、具體數據和分析中假定的任何適航限制和其他條件。

N25.4　 變量和數據表

在進行可燃性暴露分析確定機隊平均可燃性暴露時，必須使用以下數據。用於計算機隊可燃性暴露的變量必須包括外界大氣温度、航段距離、可燃性暴露評估時間、燃油閃點、燃油箱的熱特性、過夜温降和油箱空餘空間中燃油析出的氧氣含量。

(a) 外界大氣温度和燃油特性。

(1) 為預測某一給定航段的可燃性暴露水平，必須使用地面環境温度和巡航環境温度的變化量，以及從地面到巡航再回到地面轉換過程的計算方法。地面和巡航環境温度的變化量以及燃油的閃點由高斯曲線定義。該高斯分佈由平均值和正負一個標準差給出。

(2) 環境温度：程序中的地面和巡航環境温度與一系列大氣條件的假設相關聯。從地面到航段所達到的巡航高度，温度隨高度的變化服從國際標準大氣（ISA）變化率。在該高度以上，環境温度固定為巡航環境温度。這導致上層大氣温度的改變。對於冷天，在3,048米（10,000英尺）以下采用温度逆增，然後在3,048米（10,000英尺）以上使用ISA變化率。

(3) 燃油特性：

(i) 對於JET A燃油，燃油閃點的變化量由高斯曲線的定義，該高斯分佈由平均值和正負一個標準差給出，見本附錄中表1。

(ii) 對於給定航段，可燃性暴露分析中必須使用的燃油可燃性包線是由Monte Carlo方法選取的燃油閃點的函數，由如下可燃性上限（UFL）和可燃性下限（LFL）定義：

(A) 海平面的LFL＝海平面燃油閃點温度－5.56°C（10°F）。隨高度增加，每246米（808英尺）LFL下降0.56°C（1°F）。

(B) 海平面的UFL＝海平面燃油閃點温度＋35.28°C（63.5°F）。隨高度增加，每156米（512英尺）UFL下降0.56°C（1°F）。

(4) 對於分析的每個航段，三個參數（地面環境温度、巡航環境温度和燃油閃點）當中的每一個都必須用本附錄表1定義的高斯分佈產生一個獨立的隨機數。

表1　地面環境温度、巡航環境温度和燃油閃點的高斯分佈

參數 温度（°F）

地面環境温度 巡航環境温度 燃油閃點

平均温度 59.95 -70 120

負一個標準差 20.14 8 8

正一個標準差 17.28 8 8

(b) 在Monte Carlo分析中必須使用表2定義的航段距離分佈。

表2　航段距離分佈

航段距離（海里） 飛機最大航程（海里）

自 至 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000

航段距離分佈（佔總航段數的百分比）

0 200 11.7 7.5 6.2 5.5 4.7 4.0 3.4 3.0 2.6 2.3

200 400 27.3 19.9 17.0 15.2 13.2 11.4 9.7 8.5 7.5 6.7

400 600 46.3 40.0 35.7 32.6 28.5 24.9 21.2 18.7 16.4 14.8

600 800 10.3 11.6 11.0 10.2 9.1 8.0 6.9 6.1 5.4 4.8

800 1000 4.4 8.5 8.6 8.2 7.4 6.6 5.7 5.0 4.5 4.0

1000 1200 0.0 4.8 5.3 5.3 4.8 4.3 3.8 3.3 3.0 2.7

1200 1400 0.0 3.6 4.4 4.5 4.2 3.8 3.3 3.0 2.7 2.4

1400 1600 0.0 2.2 3.3 3.5 3.3 3.1 2.7 2.4 2.2 2.0

1600 1800 0.0 1.2 2.3 2.6 2.5 2.4 2.1 1.9 1.7 1.6

1800 2000 0.0 0.7 2.2 2.6 2.6 2.5 2.2 2.0 1.8 1.7

2000 2200 0.0 0.0 1.6 2.1 2.2 2.1 1.9 1.7 1.6 1.4

2200 2400 0.0 0.0 1.1 1.6 1.7 1.7 1.6 1.4 1.3 1.2

2400 2600 0.0 0.0 0.7 1.2 1.4 1.4 1.3 1.2 1.1 1.0

2600 2800 0.0 0.0 0.4 0.9 1.0 1.1 1.0 0.9 0.9 0.8

2800 3000 0.0 0.0 0.2 0.6 0.7 0.8 0.7 0.7 0.6 0.6

3000 3200 0.0 0.0 0.0 0.6 0.8 0.8 0.8 0.8 0.7 0.7

3200 3400 0.0 0.0 0.0 0.7 1.1 1.2 1.2 1.1 1.1 1.0

3400 3600 0.0 0.0 0.0 0.7 1.3 1.6 1.6 1.5 1.5 1.4

3600 3800 0.0 0.0 0.0 0.9 2.2 2.7 2.8 2.7 2.6 2.5

3800 4000 0.0 0.0 0.0 0.5 2.0 2.6 2.8 2.8 2.7 2.6

4000 4200 0.0 0.0 0.0 0.0 2.1 3.0 3.2 3.3 3.2 3.1

4200 4400 0.0 0.0 0.0 0.0 1.4 2.2 2.5 2.6 2.6 2.5

4400 4600 0.0 0.0 0.0 0.0 1.0 2.0 2.3 2.5 2.5 2.4

4600 4800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.6 1.5 1.8 2.0 2.0 2.0

4800 5000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 1.0 1.4 1.5 1.6 1.5

5000 5200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.8 1.1 1.3 1.3 1.3

5200 5400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.8 1.2 1.5 1.6 1.6

5400 5600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.9 1.7 2.1 2.2 2.3

5600 5800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.6 1.6 2.2 2.4 2.5

5800 6000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 1.8 2.4 2.8 2.9

6000 6200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 1.7 2.6 3.1 3.3

6200 6400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 1.4 2.4 2.9 3.1

6400 6600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.9 1.8 2.2 2.5

6600 6800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.5 1.2 1.6 1.9

6800 7000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 0.8 1.1 1.3

7000 7200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.4 0.7 0.8

7200 7400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.3 0.5 0.7

7400 7600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 0.5 0.6

7600 7800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1 0.5 0.7

7800 8000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1 0.6 0.8

8000 8200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.5 0.8

8200 8400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.5 1.0

8400 8600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.6 1.3

8600 8800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.4 1.1

8800 9000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 0.8

9000 9200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.5

9200 9400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2

9400 9600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1

9600 9800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1

9800 10000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1

(c) 過夜温降。對於安裝有FRM的飛機，本附錄中的過夜温降使用以下數據進行定義：

(1) 過夜期起始温度，該温度等於前一次飛行的着陸温度，是一個基於高斯分佈的隨機數；且

(2) 過夜温降值是一個基於高斯分佈的隨機數。

(3) 對於任何以過夜地面停放結束的航段（每天一個，在每天平均航段數之外，取決於所評估特定機型的使用情況），着陸外界大氣温度（OAT）作為隨機值從以下高斯曲線中選取：

表3　着陸外界大氣温度（OAT）

參數 着陸外界大氣温度（°F）

平均温度 58.68

負一個標準差 20.55

正一個標準差 13.21

(4) 外界大氣温度（OAT）的過夜温降作為隨機值從以下高斯曲線中選取：

表4　外界大氣温度（OAT）過夜温降

參數 外界大氣温度過夜温降（°F）

平均温度 12.0

一個標準差 6.0

(d) 分析所需模擬的航班數量。為使Monte Carlo分析能夠有效表明符合機隊平均和暖天可燃性暴露要求，申請人必須對一個起碼數量的航段進行分析，確保所評估燃油箱的機隊平均和暖天可燃性暴露滿足本附錄表5中適用的可燃性限制。

表5　可燃性暴露限制

Monte Carlo分析中最少航段數 可接受的Monte Carlo最大平均燃油箱可燃性暴露（百分比）—按滿足3%的要求 可接受的Monte Carlo最大平均燃油箱可燃性暴露（百分比）—按滿足CCAR-26的7%的要求

10,000 2.91 6.79

100,000 2.98 6.96

1,000,000 3.00 7.00

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