• 【發(fā)布單位】中國民用航空總局
• 【發(fā)布文號】中國民用航空總局令第132號
• 【發(fā)布日期】2004-10-12
• 【生效日期】2005-01-01
• 【失效日期】--
• 【文件來源】國務(wù)院法制辦公室
• 【所屬類別】國家法律法規(guī)

正常類、實用類,、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定

正常類,、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定

（2004年10月12日中國民用航空總局令第132號公布 自2005年1月1日起施行）





 目錄



 A章 總則



 第23.1條 適用范圍



 第23.2條 特別追溯要求



 第23.3條 飛機類別



 B章 飛行



 總則



 第23.21條 證明符合性的若干規(guī)定



 第23.23條 載重分布限制



 第23.25條 重量限制



 第23.29條 空重和相應(yīng)的重心



 第23.31條 可卸配重



 第23.33條 螺旋槳轉(zhuǎn)速和槳距限制



 性能



 第23.45條 總則



 第23.49條 失速速度



 第23.51條 起飛速度



 第23.53條 起飛性能



 第23.55條 加速－停止距離



 第23.57條 起飛航跡



 第23.59條 起飛距離和起飛滑跑距離



 第23.61條 起飛飛行航跡



 第23.63條 爬升：總則



 第23.65條 爬升：全發(fā)工作



 第23.66條 起飛爬升：一臺發(fā)動機不工作



 第23.67條 爬升：一臺發(fā)動機不工作



 第23.69條 航路爬升／下降



 第23.71條 滑翔：單發(fā)飛機



 第23.73條 參考著陸進場速度



 第23.75條 著陸距離



 第23.77條 中斷著陸



 飛行特性



 第23.141條 總則



 操縱性和機動性



 第23.143條 總則



 第23.145條 縱向操縱



 第23.147條 航向和橫向操縱



 第23.149條 最小操縱速度



 第23.151條 特技機動



 第23.153條 著陸操縱



 第23.155條 機動飛行中升降舵的操縱力



 第23.157條 滾轉(zhuǎn)率



 配平



 第23.161條 配平



 穩(wěn)定性



 第23.171條 總則



 第23.173條 縱向靜穩(wěn)定性



 第23.175條 縱向靜穩(wěn)定性的演示



 第23.177條 航向和橫向靜穩(wěn)定性



 〔第23.179條 刪除〕



 第23.181條 動穩(wěn)定性



 失速



 第23.201條 機翼水平失速



 第23.203條 轉(zhuǎn)彎飛行失速和加快轉(zhuǎn)彎失速



 〔第23.205條 刪除〕



 第23.207條 失速警告



 尾旋



 第23.221條 尾旋



 地面和水上操縱特性



 第23.231條 縱向穩(wěn)定性和操縱性



 第23.233條 航向穩(wěn)定性和操縱性



 第23.235條 在無鋪面的道面上的使用



 第23.237條 水上運行



 第23.239條 噴濺特性



 其他飛行要求



 第23.251條 振動和抖振



 第23.253條 高速特性



 C章 結(jié)構(gòu)



 總則



 第23.301條 載荷



 第23.302條 鴨式或串列式機翼布局



 第23.303條 安全系數(shù)



 第23.305條 強度和變形



 第23.307條 結(jié)構(gòu)符合性的證明



 飛行載荷



 第23.321條 總則



 第23.331條 對稱飛行情況



 第23.333條 飛行包線



 第23.335條 設(shè)計空速



 第23.337條 限制機動載荷系數(shù)



 第23.341條 突風載荷系數(shù)



 第23.343條 設(shè)計燃油載重



 第23.345條 增升裝置



 第23.347條 非對稱飛行情況



 第23.349條 滾轉(zhuǎn)情況



 第23.351條 偏航情況



 第23.361條 發(fā)動機扭矩



 第23.363條 發(fā)動機架的側(cè)向載荷



 第23.365條 增壓艙載荷



 第23.367條 發(fā)動機失效引起的非對稱載荷



 第23.369條 機翼后撐桿



 第23.371條 陀螺和氣動載荷



 第23.373條 速度控制裝置



 操縱面和操縱系統(tǒng)載荷



 第23.391條 操縱面載荷



 第23.393條 平行于鉸鏈線的載荷



 第23.395條 操縱系統(tǒng)載荷



 第23.397條 限制駕駛力和扭矩



 第23.399條 雙操縱系統(tǒng)



 第23.405條 次操縱系統(tǒng)



 第23.407條 配平調(diào)整片的影響



 第23.409條 調(diào)整片



 第23.415條 地面突風情況



 水平安定和平衡翼面



 第23.421條 平衡載荷



 第23.423條 機動載荷



 第23.425條 突風載荷



 第23.427條 非對稱載荷



 垂直翼面



 第23.441條 機動載荷



 第23.443條 突風載荷



 第23.445條 外置垂直翼面或翼尖小翼



 副翼和特殊裝置



 第23.455條 副翼



 第23.459條 特殊裝置



 地面載荷



 第23.471條 總則



 第23.473條 地面載荷情況和假定



 第23.477條 起落架布置



 第23.479條 水平著陸情況



 第23.481條 尾沉著陸情況



 第23.483條 單輪著陸情況



 第23.485條 側(cè)向載荷情況



 第23.493條 滑行剎車情況



 第23.497條 尾輪補充情況



 第23.499條 前輪補充情況



 第23.505條 滑橇式飛機的補充情況



 第23.507條 千斤頂載荷



 第23.509條 牽引載荷



 第23.511條 地面載荷：多輪起落架裝置上的非對稱載荷



 水載荷



 第23.521條 水載荷情況



 第23.523條 設(shè)計重量和重心位置



 第23.525條 載荷的假定



 第23.527條 船體和主浮筒載荷系數(shù)



 第23.529條 船體和主浮筒著水情況



 第23.531條 船體和主浮筒起飛情況



 第23.533條 船體和主浮筒底部壓力



 第23.535條 輔助浮筒載荷



 第23.537條 水翼載荷



 應(yīng)急著陸情況



 第23.561條 總則



 第23.562條 應(yīng)急著陸動態(tài)要求



 疲勞評定



 第23.571條 金屬增壓艙結(jié)構(gòu)



 第23.572條 金屬機翼、尾翼和相連結(jié)構(gòu)



 第23.573條 結(jié)構(gòu)的損傷容限和疲勞評定



 第23.574條 通勤類飛機金屬件的損傷容限和疲勞評定



 第23.575條 檢查及其他方法



 D章 設(shè)計與構(gòu)造



 第23.601條 總則



 第23.603條 材料和工藝質(zhì)量



 第23.605條 制造方法



 第23.607條 緊固件



 第23.609條 結(jié)構(gòu)保護



 第23.611條 可達性措施



 第23.613條 材料的強度性能和設(shè)計值



 第23.619條 特殊系數(shù)



 第23.621條 鑄件系數(shù)



 第23.623條 支承系數(shù)



 第23.625條 接頭系數(shù)



 第23.627條 疲勞強度



 第23.629條 顫振



 機翼



 第23.641條 強度符合性的證明



 操縱面



 第23.651條 強度符合性的證明



 第23.655條 安裝



 第23.657條 鉸鏈



 第23.659條 質(zhì)量平衡



 操縱系統(tǒng)



 第23.671條 總則



 第23.672條 增穩(wěn)系統(tǒng)及自動和帶動力的操縱系統(tǒng)



 第23.673條 主飛行操縱器件



 第23.675條 止動器



 第23.677條 配平系統(tǒng)



 第23.679條 操縱系統(tǒng)鎖



 第23.681條 限制載荷靜力試驗



 第23.683條 操作試驗



 第23.685條 操縱系統(tǒng)的細節(jié)設(shè)計



 第23.687條 彈簧裝置



 第23.689條 鋼索系統(tǒng)



 第23.691條 人為失速阻擋系統(tǒng)



 第23.693條 關(guān)節(jié)接頭



 第23.697條 襟翼操縱器件



 第23.699條 襟翼位置指示器



 第23.701條 襟翼的交連



 第23.703條 起飛警告系統(tǒng)



 起落架



 第23.721條 總則



 第23.723條 減震試驗



 第23.725條 限制落震試驗



 第23.726條 地面載荷動態(tài)試驗



 第23.727條 儲備能量吸收落震試驗



 第23.729條 起落架收放機構(gòu)



 第23.731條 機輪



 第23.733條 輪胎



 第23.735條 剎車



 第23.737條 滑橇



 第23.745條 前輪／尾輪操縱



 浮筒和船體



 第23.751條 主浮筒浮力



 第23.753條 主浮筒設(shè)計



 第23.755條 船體



 第23.757條 輔助浮筒



 載人和裝貨設(shè)施



 第23.771條 駕駛艙



 第23.773條 駕駛艙視界



 第23.775條 風擋和窗戶



 第23.777條 駕駛艙操縱器件



 第23.779條 駕駛艙操縱器件的動作和效果



 第23.781條 駕駛艙操縱手柄形狀



 第23.783條 艙門



 第23.785條 座椅,、臥鋪,、擔架、安全帶和肩帶



 第23.787條 行李艙和貨艙



 第23.791條 旅客通告標示



 第23.803條 應(yīng)急撤離



 第23.805條 飛行機組應(yīng)急出口



 第23.807條 應(yīng)急出口



 第23.811條 應(yīng)急出口的標記



 第23.812條 應(yīng)急照明



 第23.813條 應(yīng)急出口通道



 第23.815條 過道寬度



 第23.831條 通風



 增壓



 第23.841條 增壓座艙



 第23.843條 增壓試驗



 防火



 第23.851條 滅火瓶



 第23.853條 客艙和機組艙內(nèi)部設(shè)施



 第23.855條 貨艙和行李艙防火



 第23.859條 燃燒加溫器的防火



 第23.863條 可燃液體的防火



 第23.865條 飛行操縱系統(tǒng),、發(fā)動機架和其他飛行結(jié)構(gòu)的防火



 閃電評定



 第23.867條 電氣搭鐵和閃電與靜電防護



 其他



 第23.871條 定飛機水平的設(shè)施



 E章 動力裝置



 總則



 第23.901條 安裝



 第23.903條 發(fā)動機



 第23.904條 自動功率儲備系統(tǒng)



 第23.905條 螺旋槳



 第23.907條 螺旋槳振動



 第23.909條 渦輪增壓系統(tǒng)



 第23.925條 螺旋槳的間距



 第23.929條 發(fā)動機安裝的防冰



 第23.933條 反推力系統(tǒng)



 第23.934條 渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機反推系統(tǒng)試驗



 第23.937條 渦輪螺旋槳阻力限制系統(tǒng)



 第23.939條 動力裝置的工作特性



 第23.943條 負加速度



 燃油系統(tǒng)



 第23.951條 總則



 第23.953條 燃油系統(tǒng)的獨立性



 第23.954條 燃油系統(tǒng)的閃電防護



 第23.955條 燃油流量



 第23.957條 連通油箱之間的燃油流動



 第23.959條 不可用燃油量



 第23.961條 燃油系統(tǒng)在熱氣候條件下的工作



 第23.963條 燃油箱：總則



 第23.965條 燃油箱試驗



 第23.967條 燃油箱安裝



 第23.969條 燃油箱的膨脹空間



 第23.971條 燃油箱沉淀槽



 第23.973條 油箱加油口接頭



 第23.975條 燃油箱的通氣和汽化器蒸氣的排放



 第23.977條 燃油箱出油口



 第23.979條 壓力加油系統(tǒng)



 燃油系統(tǒng)部件



 第23.991條 燃油泵



 第23.993條 燃油系統(tǒng)導(dǎo)管和接頭



 第23.994條 燃油系統(tǒng)部件



 第23.995條 燃油閥和燃油控制器



 第23.997條 燃油濾網(wǎng)或燃油濾



 第23.999條 燃油系統(tǒng)放液嘴



 第23.1001條 應(yīng)急放油系統(tǒng)



 滑油系統(tǒng)



 第23.1011條 總則



 第23.1013條 滑油箱



 第23.1015條 滑油箱試驗



 第23.1017條 滑油導(dǎo)管和接頭



 第23.1019條 滑油濾網(wǎng)或滑油濾



 第23.1021條 滑油系統(tǒng)放油嘴



 第23.1023條 滑油散熱器



 第23.1027條 螺旋槳順槳系統(tǒng)



 冷卻



 第23.1041條 總則



 第23.1043條 冷卻試驗



 第23.1045條 渦輪發(fā)動機飛機的冷卻試驗程序



 第23.1047條 活塞發(fā)動機飛機的冷卻試驗程序



 液體冷卻



 第23.1061條 安裝



 第23.1063條 冷卻液箱試驗



 進氣系統(tǒng)



 第23.1091條 進氣



 第23.1093條 進氣系統(tǒng)的防冰



 第23.1095條 汽化器除冰液的流量



 第23.1097條 汽化器除冰液系統(tǒng)的容量



 第23.1099條 汽化器除冰液系統(tǒng)詳細設(shè)計



 第23.1101條 進氣空氣預(yù)熱器的設(shè)計



 第23.1103條 進氣系統(tǒng)管道



 第23.1105條 進氣系統(tǒng)的濾網(wǎng)



 第23.1107條 進氣系統(tǒng)過濾介質(zhì)



 第23.1109條 渦輪增壓器引氣系統(tǒng)



 第23.1111條 渦輪發(fā)動機的引氣系統(tǒng)



 排氣系統(tǒng)



 第23.1121條 總則



 第23.1123條 排氣系統(tǒng)



 第23.1125條 排氣熱交換器



 動力裝置的操縱器件和附件



 第23.1141條 動力裝置的操縱器件：總則



 第23.1142條 輔助動力裝置控制



 第23.1143條 發(fā)動機操縱器件



 第23.1145條 點火開關(guān)



 第23.1147條 混合比操縱器件



 第23.1149條 螺旋槳轉(zhuǎn)速和槳距的操縱器件



 第23.1153條 螺旋槳順槳操縱器件



 第23.1155條 渦輪發(fā)動機的反推力和低于飛行狀態(tài)的槳距調(diào)定



 第23.1157條 汽化器空氣溫度控制裝置



 第23.1163條 動力裝置附件



 第23.1165條 發(fā)動機點火系統(tǒng)



 動力裝置的防火



 第23.1181條 指定火區(qū)的范圍



 第23.1182條 防火墻后面的短艙區(qū)域



 第23.1183條 導(dǎo)管,、接頭和部件



 第23.1189條 切斷措施



 第23.1191條 防火墻



 第23.1192條 發(fā)動機附件艙隔板



 第23.1193條 發(fā)動機罩及短艙



 第23.1195條 滅火系統(tǒng)



 第23.1197條 滅火劑



 第23.1199條 滅火瓶



 第23.1201條 滅火系統(tǒng)材料



 第23.1203條 火警探測系統(tǒng)



 F章 設(shè)備



 總則



 第23.1301條 功能和安裝



 第23.1303條 飛行和導(dǎo)航儀表



 第23.1305條 動力裝置儀表



 第23.1307條 其他設(shè)備



 第23.1309條 設(shè)備、系統(tǒng)及安裝



 儀表：安裝



 第23.1311條 電子顯示儀表系統(tǒng)



 第23.1321條 布局和可見度



 第23.1322條 警告燈,、戒備燈和提示燈



 第23.1323條 空速指示系統(tǒng)



 第23.1325條 靜壓系統(tǒng)



 第23.1326條 空速管加溫指示系統(tǒng)



 第23.1327條 磁航向指示器



 第23.1329條 自動駕駛儀系統(tǒng)



 第23.1331條 使用能源的儀表



 第23.1335條 飛行指引系統(tǒng)



 第23.1337條 動力裝置儀表安裝



 電氣系統(tǒng)和設(shè)備



 第23.1351條 總則



 第23.1353條 蓄電池的設(shè)計和安裝



 第23.1357條 電路保護裝置



 第23.1359條 電氣系統(tǒng)防火



 第23.1361條 總開關(guān)裝置



 第23.1365條 電纜和設(shè)備



 第23.1367條 開關(guān)



 燈



 第23.1381條 儀表燈



 第23.1383條 滑行和著陸燈



 第23.1385條 航行燈系統(tǒng)的安裝



 第23.1387條 航行燈系統(tǒng)二面角



 第23.1389條 航行燈燈光分布和光強



 第23.1391條 航行燈水平平面內(nèi)的最小光強



 第23.1393條 航行燈任一垂直平面內(nèi)的最小光強



 第23.1395條 航行燈的最大摻入光強



 第23.1397條 航行燈顏色規(guī)格



 第23.1399條 停泊燈



 第23.1401條 防撞燈系統(tǒng)



 安全設(shè)備



 第23.1411條 總則



 〔第23.1413條 刪除〕



 第23.1415條 水上迫降設(shè)備



 第23.1416條 氣壓式除冰套系統(tǒng)



 第23.1419條 防冰



 其他設(shè)備



 第23.1431條 電子設(shè)備



 第23.1435條 液壓系統(tǒng)



 第23.1437條 多發(fā)飛機的附件



 第23.1438條 增壓系統(tǒng)和氣動系統(tǒng)



 第23.1441條 氧氣設(shè)備和供氧



 第23.1443條 最小補氧流量



 第23.1445條 氧氣分配系統(tǒng)



 第23.1447條 分氧裝置設(shè)置的規(guī)定



 第23.1449條 判斷供氧的措施



 第23.1450條 化學氧氣發(fā)生器



 第23.1451條 氧氣設(shè)備防火



 第23.1453條 防止氧氣設(shè)備破裂的規(guī)定



 第23.1457條 駕駛艙錄音機



 第23.1459條 飛行記錄器



 第23.1461條 含高能轉(zhuǎn)子的設(shè)備



 G章 使用限制和資料



 第23.1501條 總則



 第23.1505條 空速限制



 第23.1507條 使用機動速度



 第23.1511條 襟翼展態(tài)速度



 第23.1513條 最小操縱速度



 第23.1519條 重量和重心



 第23.1521條 動力裝置限制



 第23.1522條 輔助動力裝置限制



 第23.1523條 最小飛行機組



 第23.1524條 最大客座量布置



 第23.1525條 運行類型



 第23.1527條 最大使用高度



 第23.1529條 持續(xù)適航文件



 標記和標牌



 第23.1541條 總則



 第23.1543條 儀表標記：總則



 第23.1545條 空速指示器



 第23.1547條 磁航向指示器



 第23.1549條 動力裝置和輔助動力裝置儀表



 第23.1551條 滑油油量指示器



 第23.1553條 燃油油量表



 第23.1555條 操縱器件標記



 第23.1557條 其他標記和標牌



 第23.1559條 使用限制標牌



 第23.1561條 安全設(shè)備



 第23.1563條 空速標牌



 第23.1567條 飛行機動標牌



 飛機飛行手冊和批準的手冊資料



 第23.1581條 總則



 第23.1583條 使用限制



 第23.1585條 使用程序



 第23.1587條 性能資料



 第23.1589條 載重資料



 附件A 簡化設(shè)計載荷準則



 第A23.1條 總則



 第A23.3條 專用符號



 第A23.5條 多于一種類別的合格審定



 第A23.7條 飛行載荷



 第A23.9條 飛行情況



 第A23.11條 操縱面載荷



 第A23.13條 操縱系統(tǒng)載荷



 附件B



 附件C 基本著陸情況



 附件D 機輪起旋和回彈載荷



 第D23.1條 機輪起旋載荷



 附件E



 附件F 試驗方法



 附件G 持續(xù)適航文件



 第G23.1條 總則



 第G23.2條 格式



 第G23.4條 適航限制條款



 附件H 自動功率儲備系統(tǒng)的安裝



 第H23.1條 總則



 第H23.2條 定義



 第H23.3條 可靠性及性能要求



 第H23.4條 功率設(shè)定



 第H23.5條 動力裝置控制－總則



 第H23.6條 動力裝置儀表



 附件I 水上飛機載荷



 A章 總則



 第23.1條 適用范圍



 （a）本部規(guī)定頒發(fā)和更改正常類,、實用類、特技類和通勤類飛機型號合格證的適航標準,。



 （b）按照中國民用航空規(guī)章第21部的規(guī)定申請正常類,、實用類、特技類和通勤類飛機型號合格證或申請對該合格證進行更改的法人,，必須表明符合本部中適用的要求,。



 〔1990年7月18日第一次修訂〕



 第23.2條 特別追溯要求



 （a）不論第21部的要求如何，也不考慮型號審定基礎(chǔ),，凡在1986年12月12日以后生產(chǎn)的,，乘員最多不超過9人（不包括駕駛員）的正常類、實用類和特技類飛機,，或者是進入中國的同類外國飛機,，必須在每個向前或向后的座椅上裝有安全帶和肩帶，以保證當受到本部第23.561(b)(2)規(guī)定的極限靜載荷系數(shù)所對應(yīng)的慣性載荷時,，乘員頭部不受到嚴重損傷,。或在第23.562條適用于該飛機的情況下,，按該條的要求對乘員提供保護,。對于其他方向的座椅，該座椅和約束系統(tǒng)的設(shè)計,，必須與安裝有安全帶和肩帶的向前或向后座椅具有同等保護乘員的水平,。



 （b）凡按照本條要求在飛行機組座位上安裝的肩帶，應(yīng)使機組成員在就座并系好安全帶和肩帶的情況下,，執(zhí)行飛行操縱所必需的所有動作,。



 （c）本條中的制造日期是指：



 （1）檢查驗收記錄日期，或反映飛機制造完畢并符合適航審定的型號設(shè)計數(shù)據(jù)的日期,。



 （2）對于國外制造的飛機,，該日期是外國適航當局證明飛機完成并頒發(fā)原始標準適航證或該國相當證件的日期。



 〔1990年7月18日第一次修訂〕



 第23.3條 飛機類別



 （a）正常類飛機,，是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）為9座或以下,，最大審定起飛重量為5700公斤（12500磅）或以下,，用于非特技飛行的飛機。非特技飛行包括：



 （1）正常飛行中遇到的任何機動,；



 （2）失速（不包括尾沖失速）,；



 （3）坡度不大于60°的緩8字飛行,、急上升轉(zhuǎn)彎和急轉(zhuǎn)彎,。



 （b）實用類飛機，是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）為9座或以下,，最大審定起飛重量為5700公斤（12500磅）或以下,，用于有限特技飛行的飛機。按實用類審定合格的飛機,，可作本條(a)中的任何飛行動作和有限特技飛行動作,。有限特技飛行包括：



 （1）尾旋（如果對特定型號的飛機已批準作尾旋）；



 （2）坡度大于60°但不大于90°的緩8字飛行,、急上升轉(zhuǎn)彎和急轉(zhuǎn)彎,。



 （c）特技類飛機，是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）為9座或以下,，最大審定起飛重量為5,700公斤（12,500磅）或以下,，除了由于所要求的飛行試驗結(jié)果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的飛機,。



 （d）通勤類飛機,，是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）為19座或以下，最大審定起飛重量為8618公斤（19,000磅）或以下,，用于本條(a)所述非特技飛行的螺旋槳驅(qū)動的多發(fā)動機飛機,。通勤類飛機的運行，是指正常飛行所能遇到的任何機動,，失速（不包括尾沖失速）和坡度不大于60°的急轉(zhuǎn)彎,。



 （e）除通勤類飛機外，只要滿足所申請的相應(yīng)類別的要求,，小型飛機的合格審定可以不限于一種類別,。



 〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕



 B章 飛行



 總則



 第23.21條 證明符合性的若干規(guī)定



 （a）本章的每項要求,，在申請審定的載重狀態(tài)范圍內(nèi),，對重量和重心的每種相應(yīng)組合，均必須得到滿足,。證實時必須按下列規(guī)定：



 （1）用申請合格審定的該型號飛機進行試驗,，或根據(jù)試驗結(jié)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(yīng)對重量和重心的每種組合進行系統(tǒng)的檢查,。



 （b）在飛行試驗中,，對規(guī)定值的一般的允差如下表，但在一些特定試驗中可容許更大的允差：







┌───────────┬───────────────────────┐



│ 項目 │ 允差 │



├───────────┼───────────┬───────────┤



│重量 │＋5％ │－10％ │



├───────────┼───────────┼───────────┤



│受重量影響的臨界項目 │＋5％ │－1％ │



├───────────┼───────────┴───────────┤



│重心 │整個范圍的±7％ │



└───────────┴───────────────────────┘



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 第23.23條 載重分布限制



 （a）必須制定飛機可以安全運行的重量和重心范圍,。如果某一重量與重心的組合僅允許落在某種橫向載重分布限制內(nèi),，而該限制又可能無意中被超過，則必須制定相應(yīng)的重量和重心組合的限制,。



 （b）載重分布限制不得超過下述任何一項限制：



 （1）選定的限制,；



 （2）結(jié)構(gòu)證明的限制；或



 （3）表明符合本章每一適用飛行要求的限制,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.25條 重量限制



 （a）最大重量 最大重量是指飛機在表明符合本規(guī)章每項適用要求（除了那些符合設(shè)計著陸重量的以外）時的最重的重量,。所制定的最大重量必須符合下列條件：



 （1）最大重量不超過下列值：



 （i）申請人選定的最重的重量；



 （ii）最大設(shè)計重量,，即表明符合本部每項適用的結(jié)構(gòu)載荷情況（除了那些符合設(shè)計著陸重量的以外）的最重的重量,；



 （iii）表明符合每項適用的飛行要求的最重的重量。



 （2）最大重量不小于下列情況時的重量：



 （i）每個座椅均坐人,，假定對于正常類和通勤類飛機每個座椅上的乘員重量為77公斤（170磅）,，而對于實用類或特技類飛機每個座椅上的乘員重量為86公斤（190磅），除非不是駕駛員座椅并有標牌標明一個較輕的重量,；并且



 （A）滑油箱裝滿,，和



 （B）對批準晝間VFR的飛機，燃油量至少足以供給發(fā)動機在最大連續(xù)功率下工作30分鐘,；對批準夜間VFR和IFR的飛機,，至少為45分鐘；或



 （ii）所要求的最小機組,，燃油箱及滑油箱裝滿,。



 （b）最小重量 必須制定最小重量（表明符合本部每項適用的要求的最輕重量），使之不大于下列重量之和：



 （1）按第23.29確定的空重,；



 （2）所要求的最小機組的重量（每個機組成員按77公斤（170磅）計算）,；



 （3）以下重量：



 （i）對渦輪噴氣飛機，為所檢查的特定燃油箱布置總油量的5％,；



 （ii）對其他飛機,，在最大連續(xù)功率下工作半小時所需要的燃油量。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.29條 空重和相應(yīng)的重心



 （a）空重與相應(yīng)的重心必須用飛機稱重的方法確定,，稱重時飛機上裝有下列各項：



 （1）固定配重；



 （2）按第23.959確定的不可用燃油,；



 （3）全部工作液體,，包括下列各項：



 （i）滑油；



 （ii）液壓油,；



 （iii）機上系統(tǒng)正常工作所需的其他液體,，但飲用水,、廁所預(yù)注水和發(fā)動機用的噴水除外。



 （b）確定空重時的飛機狀態(tài)必須是明確定義的并易于再現(xiàn),。



 第23.31條 可卸配重



 如果符合下列要求,，在表明符合本章的飛行要求時，可采用可卸配重：



 （a）安放配重的地方經(jīng)過適當?shù)脑O(shè)計和裝備,，并按第23.1557作了標記,；



 （b）為每種需要使用配重的載重情況適當安放可卸配重，在飛機飛行手冊,、批準的資料或標記與標牌上,，都對此有技術(shù)說明,。



 第23.33條 螺旋槳轉(zhuǎn)速和槳距限制



 （a）總則 必須對螺旋槳轉(zhuǎn)速和槳距值加以限制,，以確保在正常工作狀態(tài)下安全運行。



 （b）飛行中不能操縱的螺旋槳 對于在飛行中槳距不能操縱的螺旋槳采用下列規(guī)定：



 （1）在起飛和以第23.65條規(guī)定的全發(fā)工作爬升速度進行初始爬升期間,，發(fā)動機處于最大油門或最大允許的起飛進氣壓力狀態(tài),，螺旋槳必須限制發(fā)動機轉(zhuǎn)速，使之不超過最大允許起飛轉(zhuǎn)速,；



 （2）在規(guī)定的“不許超越速度”下收回油門下滑時,，螺旋槳不會引起發(fā)動機轉(zhuǎn)速高于最大連續(xù)轉(zhuǎn)速的110％。



 （c）沒有恒速控制裝置的可控槳距螺旋槳 對于沒有恒速控制裝置,，但在飛行中可操縱的螺旋槳,，必須具有限制槳距值的裝置，以確保符合下列規(guī)定：



 （1）用最低可能的槳距來滿足本條(b)(1)的要求,；



 （2）用最高可能的槳距來滿足本條(b)(2)的要求,。



 （d）帶有恒速控制裝置的可控槳距螺旋槳 此類螺旋槳必須符合下列規(guī)定：



 （1）具有一種裝置，在調(diào)速器工作時將發(fā)動機最大轉(zhuǎn)速限制到最大允許起飛轉(zhuǎn)速,；



 （2）在調(diào)速器不工作時,，當槳葉處于可能的最小槳距位置、發(fā)動機為起飛進氣壓力,、飛機靜止且無風時,，滿足下列之一。



 （i）具有一種裝置,，能將發(fā)動機最大轉(zhuǎn)速限制到最大允許起飛轉(zhuǎn)速的103％,，或



 （ii）具有一種裝置，對經(jīng)批準可以超速的發(fā)動機,，能將發(fā)動機和螺旋槳的最大轉(zhuǎn)速限制在不超過經(jīng)批準的最大超轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 性能



 第23.45條 總則



 （a）除非另有規(guī)定，必須按以下條件滿足本章的性能要求：



 （1）靜止空氣和標準大氣條件,；



 （2）對于通勤類飛機,，最大重量大于2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機,，和渦輪發(fā)動機飛機，外界大氣條件,。



 （b）確定性能數(shù)據(jù)必須不少于下列條件范圍：



 （1）機場高度從海平面到3,048米（10,000英尺）,；和



 （2）對于最大重量不大于2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機，溫度從標準溫度至標準溫度以上30℃,；或



 （3）對于渦輪發(fā)動機飛機和最大重量大于2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機,，溫度從標準溫度至標準溫度以上30℃，或者,，如果更低時,，符合第23.1041條至第23.1047條冷卻試驗所表明的最高周圍大氣溫度。



 （c）確定性能數(shù)據(jù)必須使發(fā)動機罩通風片或其他控制發(fā)動機冷卻空氣供應(yīng)的裝置處于第23.1041條至第23.1047條要求的冷卻試驗所用的位置,。



 （d）可用推進力必須與不超過批準的功率扣除下列損失后的發(fā)動機功率相對應(yīng)：



 （1）安裝損失,；



 （2）特定外界大氣條件和特定的飛行狀態(tài)下由附件及輔助裝置所吸收的功率（當量推力）。



 （e）受發(fā)動機功率或推力影響的性能必須基于相對濕度確定：



 （1）在等于和低于標準溫度時,，相對濕度為80％,；



 （2）從標準溫度時的80％，線性變化到標準溫度加28℃（50°F）時的34％,。



 （f）除非另有規(guī)定,，在確定起飛和著陸距離時，改變飛機的構(gòu)型,、速度和功率必須按照申請人為使用操作所制定的程序進行,。這些程序必須能夠由具有中等技巧的機組在遇到合理預(yù)期的使用中外界大氣條件時一貫正常地執(zhí)行。



 （g）下列相關(guān)距離必須在平坦,、干燥和硬質(zhì)的道面上確定：



 （1）第23.53條(b)的起飛距離,；



 （2）第23.55條的加速停止距離；



 （3）第23.59條的起飛距離和起飛滑跑距離,；和



 （4）第23.75條的著陸距離,。



 注：其他類型道面（如草地、碎石）干燥時對這些使用距離的影響可以被確定或推算出來,，并且這些道面可以按第23.1583條(p)列入飛行手冊,。



 （h）對于通勤類飛機，還須滿足下列要求：



 （1）除非另有規(guī)定,，申請人必須選擇飛機起飛,、航路、進場和著陸的構(gòu)型,；



 （2）飛機構(gòu)型可以隨重量,、高度和溫度變化，其變化范圍要同本條(h)(3)要求的操作程序相一致,；



 （3）除非另有規(guī)定,，在確定臨界發(fā)動機不工作的起飛性能,、起飛飛行航跡、加速停止距離時,，改變飛機的構(gòu)型,、速度和功率必須按照申請人制定的使用操作程序進行；



 （4）必須制定與第23.67條(c)(4)和第23.77條(c)中規(guī)定的條件相應(yīng)的執(zhí)行中斷進場和中斷著陸的程序,；



 （5）按本條(h)(3)和(f)(4)所制定的程序必須：



 （i）能夠由具有中等技巧的機組在遇到合理預(yù)期的使用中周圍大氣條件時一貫正常地執(zhí)行,；



 （ii）采用安全可靠的方法或裝置；



 （iii）計及執(zhí)行這些程序時可合理預(yù)期的時間滯后,。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.49條 失速速度



 （a）V 和V 是在下列狀態(tài)下的失速速度或最小定常飛行速度，以節(jié)計（校準空速）,，在該速度下飛機是可操縱的：



 S0 S1



 （1）對活塞發(fā)動機飛機,，發(fā)動機慢車、油門關(guān)閉或在不超過110％失速速度時處于零推力所需的功率,；



 （2）對渦輪發(fā)動機飛機,，在失速速度下推力不大于零,，或,，如果所產(chǎn)生的推力對失速速度沒有顯著影響，則發(fā)動機慢車并且油門關(guān)閉,；



 （3）螺旋槳處于起飛位置,；



 （4）飛機處于V 和V 試驗時所處狀態(tài)；



 S0 S1



 （5）重心處于導(dǎo)致最大V 和V 值時的位置,；



 S0 S1



 （6）重量為以V 和V 作為因素來確定是否符合所要求的性能標準時采用的重量,。



 S0 S1



 （b）V 和V 必須由飛行試驗來確定，用第23.201條規(guī)定的程序并滿足該條飛行特性要求,。



 S0 S1



 （c）除本條(d)的規(guī)定外,，對于下列情況，最大重量時的V 和V 不得超過61節(jié)：



 S0 S1



 （1）單發(fā)飛機,；和



 （2）在臨界發(fā)動機不工作情況下,，不能滿足第23.67(a)(1)規(guī)定的最小爬升率要求的，最大重量等于或小于2,722公斤（6,000磅）的多發(fā)飛機,。



 （d）所有單發(fā)飛機和最大重量等于或小于2,722公斤（6,000磅）的多發(fā)飛機,，V 超過61節(jié)不能滿足第23.67(a)(1)規(guī)定的最小爬升率要求，必須符合第23.562條(d)的規(guī)定,。



 S0



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.51條 起飛速度



 （a）對正常類,、實用類、特技類飛機,，抬前輪速度V 是飛行員做出操縱想使飛機升離道面或水面的速度,。



 R



 （1）對多發(fā)陸上飛機,，V 必須不小于1.05V 或1.10V 中的大者；



 R MC S1



 （2）對單發(fā)陸上飛機,，V 必須不小于V ,；和



 R S1



 （3）對水上和水陸兩用飛機從水面起飛，V 是在所有合理預(yù)期的條件包括紊流和臨界發(fā)動機完全失效的情況下表明安全的速度,。



 R



 （b）對正常類,、實用類、特技類飛機,，達到高于起飛表面15米（50英尺）時,，飛機達到的速度必須不小于：



 （1）對于多發(fā)飛機，下列中大者：



 （i）在包括紊流和臨界發(fā)動機完全失效的所有合理預(yù)期情況下,，表明能繼續(xù)安全飛行（或應(yīng)急著陸,，如適用）的速度；



 （ii）1.1V ,；或



 MC



 （iii）1.20V ,。



 S1



 （2）對于單發(fā)飛機，下列中大者：



 （i）在包括紊流和發(fā)動機完全失效的所有合理預(yù)期情況下,，表明是安全的速度,；或



 （ii）1.20V 。



 S1



 （c）對于通勤類飛機,，以下規(guī)定適用：



 （1）V 必須按以下規(guī)定相對于V 確定：



 1 EF



 （i）V 是假定臨界發(fā)動機失效時的校正空速,。V 必須由申請人選擇，但不小于按第23.149條(b)確定的V 的1.05倍,，或由申請人選擇,，不小于按第23.149條(f)確定的V 。



 EF EF MC MCG



 （ii）起飛決斷速度V 是指地面校正空速,。在此速度下,，由于發(fā)動機失效或其他原因，駕駛員必須做出繼續(xù)起飛或中斷起飛的決斷,。起飛決斷速度V 必須由申請人選擇,，但不小于V 加上在下述時間間隔內(nèi)臨界發(fā)動機不工作時飛機的速度增量。時間間隔指從臨界發(fā)動機失效瞬間至駕駛員意識到該發(fā)動機失效并做出反應(yīng)的瞬間,。后一瞬間以駕駛員按第23.55條加速―停止決斷中采取最初的減速措施為準,。



 1 1 EF



 （2）V 是抬前輪速度，以校正空速表示,，必須由申請人選定并不得小于下列中大者：



 R



 （i）V ,；



 1



 （ii）按第23.149條(b)確定的V 的1.05倍；



 MC



 （iii）1.10V ；或



 S1



 （iv）按第23.57條(c)(2)確定的速度,。此速度允許在高于起飛表面10.7米（35英尺）以前,，達到初始爬升速度V 。



 2



 （3）對于任何一組給定條件,，例如重量,、高度、構(gòu)型和溫度,，必須用同一個V 值來表明符合一臺發(fā)動機不工作和全發(fā)工作兩種起飛要求,。



 R



 （4）V 是起飛安全速度，以校正空速表示,，必須由申請人選定,，以提供第23.67條(c)(1)和(c)(2)所要求的爬升梯度，但不得小于1.10V 或1.2V ,。



 2 MC S1



 （5）必須表明在比按本條(c)(2)所確定的V 小5節(jié)的速度下以正常抬頭率抬頭時,，一臺發(fā)動機不工作時的起飛距離不超過按第23.57條和第23.59條(a)(1)所制定的V 對應(yīng)的單發(fā)不工作起飛距離，起飛應(yīng)按第23.57條進行,，否則必須保證飛機在高于起飛表面10.7米（35英尺）處,，速度比確定的V 最多小5節(jié)的情況下還能繼續(xù)安全起飛。



 R R 2



 （6）申請人必須表明,，在全發(fā)工作時,，不會由于飛機抬頭過度或失配平狀況使按第23.59條(a)(2)所確定的預(yù)定起飛距離顯著增加。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.53條 起飛性能



 （a）對于正常類,、實用類和特技類飛機，起飛距離按本條(b)的規(guī)定確定,，并用第23.51條(a)和(b)規(guī)定的速度。



 （b）對于正常類,、實用類和特技類飛機,，起飛并爬升到高于起飛表面15米（50英尺）所需的距離必須在下列條件下針對起飛運行限制內(nèi)的每一重量、高度,、溫度確定：



 （1）每臺發(fā)動機為起飛功率,；



 （2）襟翼為起飛位置；和



 （3）起落架放下,。



 （c）對于通勤類飛機,，起飛性能必須按第23.55條至第23.59條的規(guī)定在工作發(fā)動機經(jīng)批準的使用限制內(nèi)確定。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.55條 加速－停止距離



 對通勤類飛機必須按下述規(guī)定確定加速－停止距離：



 （a）加速－停止距離是下列所需距離之和：



 （1）全發(fā)工作從靜止起點加速到V ,；



 EF



 （2）假定臨界發(fā)動機在V 失效，飛機從V 加速到V ,；和



 EF EF 1



 （3）從達到V 點繼續(xù)至完全停止,。



 1



 （b）可使用機輪剎車以外的手段來確定加速－停止距離,，只要這種手段：



 （1）安全可靠；



 （2）在正常運行條件下可望獲得一貫的效果,；



 （3）對操縱飛機不需要特殊技巧,。



 〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.57條 起飛航跡



 通勤類飛機起飛航跡如下：



 （a）起飛航跡從靜止點起延伸至飛機起飛過程中高于起飛表面457米（1,500英尺）的那一點,，在該高度或達到該高度之前必須完成從起飛到航路構(gòu)型的轉(zhuǎn)變,；和



 （1）起飛航跡必須基于第23.45條規(guī)定的程序；



 （2）飛機必須在地面加速到V ,，臨界發(fā)動機在該點必須不工作,，并在起飛其余過程中保持不工作；



 EF



 （3）在達到V 后,，飛機必須加速到V ,。



 EF 2



 （b）在加速到V 過程中，前輪可在不小于V 的速度時抬起離地,。但在飛機騰空之前不得開始收起落架,。



 2 R



 （c）按本條(a)和(b)確定起飛航跡過程中：



 （1）起飛航跡空中部分的斜率在每一點上都必須不為負；



 （2）飛機在達到高于起飛表面10.7米（35英尺）前必須達到V ,，并且必須以盡可能接近但不小于V 的速度繼續(xù)起飛,，直到飛機高于起飛表面122米（400英尺）為止；



 2 2



 （3）從飛機高于起飛表面122米（400英尺）那點開始,，沿起飛航跡每一點的可用爬升梯度不得小于：



 （i）1.2％,，對于雙發(fā)飛機；



 （ii）1.5％,，對于三發(fā)飛機,；



 （iii）1.7％，對于四發(fā)飛機,；和



 （4）直到飛機高于起飛表面122米（400英尺）為止,，除收起落架和螺旋槳自動順槳外，不得改變飛機構(gòu)型,，而且駕駛員不得采取動作改變功率或推力,。



 （d）飛機在達到高于起飛表面10.7米（35英尺）前的起飛航跡必須由連續(xù)的演示起飛來確定。



 （e）飛機在高于起飛表面10.7米（35英尺）后的起飛航跡必須由分段綜合法來確定,。并且：



 （1）分段必須明確定義,，而且必須在構(gòu)型、功率或推力以及速度方面有清晰可辨的變化,；



 （2）飛機的重量,、構(gòu)型、功率或推力在每一分段內(nèi)必須保持不變，而且必須相應(yīng)于該分段內(nèi)主要的最臨界的狀態(tài),；



 （3）該飛行航跡必須基于無地面效應(yīng)的性能,。



 〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.59條 起飛距離和起飛滑跑距離



 對于通勤類飛機,，必須確定起飛距離和起飛滑跑距離（在申請人選擇時）：



 （a）起飛距離是下述距離中的大者：



 （1）沿著按第23.57所確定的起飛航跡,，從起飛始點到飛機高于起飛表面10.7米（35英尺）的一點所經(jīng)過的水平距離；



 （2）全發(fā)工作,，沿著與第23.57條一致的程序所確定的全發(fā)起飛航跡,，從起飛始點到飛機高于起飛表面10.7米（35英尺）的一點所經(jīng)過的水平距離的115％。



 （b）對于起飛距離中含有凈空道的情況,，則起飛滑跑距離為下述距離中的大者：



 （1）沿著按第23.57確定的起飛航跡,，從起飛始點到下列兩點的中點所經(jīng)過的水平距離，一點為起飛離地點,，另一點為飛機高于起飛表面10.7米（35英尺）,；或



 （2）全發(fā)工作，沿著由其余與第23.57條一致的程序確定的起飛航跡,，從起飛始點到下列兩點的中點所經(jīng)過的水平距離的115％,，一點為起飛離地點，另一點為飛機高于起飛表面10.7米（35英尺）,。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.61條 起飛飛行航跡



 通勤類飛機的起飛飛行航跡必須按下述要求確定：



 （a）起飛飛行航跡從按第23.59確定的起飛距離末端處高于起飛表面10.7米（35英尺）的一點計起。



 （b）凈起飛飛行航跡數(shù)據(jù)必須為真實起飛飛行航跡（按第23.57及本條(a)確定）在每一點減去下列數(shù)值的爬升梯度：



 （1）0.8％,，對于雙發(fā)飛機,；



 （2）0.9％，對于三發(fā)飛機,；



 （3）1.0％,，對于四發(fā)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(guī)定的爬升梯度減少量的當量值,。



 〔1990年7月18日第一次修訂〕



 第23.63條 爬升：總則



 （a）必須按下列規(guī)定表明符合第23.65條、第23.66條,、第23.67條、第23.69條和第23.77條的要求：



 （1）無地效,；和



 （2）不小于演示符合第23.1041條至第23.1047條的動力裝置冷卻試驗時的速度,；和



 （3）除非另有規(guī)定，一發(fā)不工作,，坡度不超過5度,。



 （b）對于正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機，必須以最大起飛或著陸重量（適用時）在標準大氣條件下表明符合第23.65條(a),、第23.67條(a)（如適用）,、及第23.77條(a)。



 （c）對于最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的正常類,、實用類和特技類活塞發(fā)動機飛機,，和正常類、實用類和特技類渦輪發(fā)動機飛機,，必須在規(guī)定的起飛和著陸使用限制內(nèi)的各個重量下分別表明對下列要求的符合性,，該重量為機場高度和外界溫度的函數(shù)：



 （1）對起飛為第23.65條(b)以及第23.67條(b)(1)和(2)的適用部分，和



 （2）對著陸為第23.67條(b)(2)的適用部分和第23.77條(b),。



 （d）對于通勤類飛機,，必須以重量為機場高度和周圍溫度的函數(shù)在規(guī)定的起飛和著陸運行限制內(nèi)分別表明符合性：



 （1）對起飛為第23.67條(c)(1)、第23.67條(c)(2)和第23.67條(c)(3),，和



 （2）對著陸為第23.67條(c)(3),、第23.67條(c)(4)和第23.77條(c)。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.65條 爬升：全發(fā)工作



 （a）對于正常類,、實用類和特技類飛最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機,，在海平面對陸上飛機必須至少具有8.3％的定常爬升梯度，對水上和水陸兩用飛機至少具有6.7％的定常爬升梯度,，必須：



 （1）每臺發(fā)動機不超過其最大連續(xù)功率,；



 （2）起落架在收上位置；



 （3）襟翼處于起飛位置,；和



 （4）對多發(fā)飛機爬升速度不小于1.1V 和1.2V 中之大者,，對單發(fā)飛機爬升速度不小于1.2V 。



 MC S1 S1



 （b）對于正常類,、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機和正常類,、實用類和特技類渦輪動力飛機，起飛后必須至少具有4％的定常爬升梯度：



 （1）每臺發(fā)動機為起飛功率,；



 （2）起落架在放下位置,，除非起落架可以在不超過7秒內(nèi)收上，則試驗可在起落架收上位進行,；



 （3）襟翼處于起飛位置,；和



 （4）爬升速度按第23.65條(a)(4)的規(guī)定。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.66條 起飛爬升：一臺發(fā)動機不工作



 對于正常類,、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機和正常類、實用類和特技類渦輪發(fā)動機飛機,，必須在申請人確定的運行限制內(nèi)的每一重量,、高度,、溫度內(nèi)確定定常爬升或下滑梯度：



 （a）臨界發(fā)動機不工作，螺旋槳處于快速和自動設(shè)定的位置,；



 （b）其余發(fā)動機為起飛功率,；



 （c）起落架在放下位置，除非起落架可以在不超過7秒內(nèi)收上,，則試驗可在起落架收上位進行,；



 （d）襟翼處于起飛位置；



 （e）機翼水平,；和



 （f）爬升速度等于按第23.53條演示在15米（50英尺）時達到的速度,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.67條 爬升：一臺發(fā)動機不工作



 （a）對于正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機,，以下規(guī)定適用：



 （1）除非滿足第23.562(d)的規(guī)定,，在下列條件下，V 超過113公里／小時（61節(jié)）的每架飛機必須能在1,524米（5,000英尺）壓力高度上保持至少1.5％的定常爬升梯度：



 S0



 （i）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于最小阻力位置,；



 （ii）其余發(fā)動機不超過其最大連續(xù)功率；



 （iii）起落架在收上位置,；



 （iv）襟翼處于收上位置,；和



 （v）爬升速度不超過1.2V 。



 S1



 （2）對于滿足第23.562(d)的規(guī)定或V 不超過113公里／小時（61節(jié)）的每架飛機,，必須按下列條件確定在1,524米（5,000英尺）壓力高度上的定常爬升或下降梯度：



 S0



 （i）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于最小阻力位置；



 （ii）其余發(fā)動機不超過其最大連續(xù)功率,；



 （iii）起落架在收上位置,；



 （iv）襟翼處于收上位置；和



 （v）爬升速度不超過1.2V ,。



 S1



 （b）對于正常類,、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機，和正常類,、實用類和特技類渦輪動力飛機,，以下規(guī)定適用：



 （1）在下列條件下，起飛表面以上122米（400英尺）時的定常爬升梯度必須為可測的正值：



 （i）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于最小阻力位置,；



 （ii）其余發(fā)動機為起飛功率；



 （iii）起落架在收上位置,；



 （iv）襟翼處于起飛位置,；和



 （v）爬升速度等于按第23.53條演示在15米（50英尺）時達到的速度。



 （2）在下列條件下,，高于起飛或著陸表面（適用時）457米（1,500英尺）時的定常爬升梯度不少于0.75％：



 （i）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于最小阻力位置；



 （ii）其余發(fā)動機不超過其最大連續(xù)功率,；



 （iii）起落架在收上位置,；



 （iv）襟翼處于收上位置；和



 （v）爬升速度不小于1.2V ,。



 S1



 （c）對通勤類飛機,，下列要求適用：



 （1）起飛，起落架放下 在下列條件下,，起飛表面高度上的定常爬升梯度,，對于雙發(fā)飛機必須是可測出的正值，對于三發(fā)飛機不得小于0.3％,，對于四發(fā)飛機不得小于0.5％,；



 （i）臨界發(fā)動機不工作，其螺旋槳處于快速和自動設(shè)定的位置,；



 （ii）其余發(fā)動機起飛功率,；



 （iii）起落架在放下位置，所有起落架艙門打開,；



 （iv）襟翼處于起飛位置,；



 （v）機翼水平；和



 （vi）爬升速度等于V ,。



 2



 （2）起飛,，起落架收上 在下列條件下，飛機高于起飛表面122米（400英尺）時的定常爬升梯度,，對于雙發(fā)飛機不得小于2％,，對于三發(fā)飛機不得小于2.3％，對于四發(fā)飛機不得小于2.6％：



 （i）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于快速和自動設(shè)定的位置,；



 （ii）其余發(fā)動機起飛功率；



 （iii）起落架在收上位置,；



 （iv）襟翼處于起飛位置,；和



 （v）爬升速度等于V 。



 2



 （3）航路爬升 飛機在高于起飛或著陸（適用時）表面457米（1,500英尺）高度上的定常爬升梯度,，對于雙發(fā)飛機不小于1.2％,，對于三發(fā)飛機不小于1.5％，對于四發(fā)飛機不小于1.7％,。在下列條件下：



 （i）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于最小阻力位置；



 （ii）其余發(fā)動機不大于最大連續(xù)功率,；



 （iii）起落架在收上位置,；



 （iv）襟翼處于收上位置,；和



 （v）爬升速度不小于1.2V 。



 S1



 （4）中斷進場 飛機在高于著陸表面122米（400英尺）高度上的定常爬升梯度,，對于雙發(fā)飛機不小于2.1％,，對于三發(fā)飛機不小于2.4％，對于四發(fā)飛機不小于2.7％,。其條件為：



 （i）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于最小阻力位置,；



 （ii）其余發(fā)動機起飛功率,；



 （iii）起落架在收上位置,；



 （iv）襟翼處于進場位置，該位置的V 不超過相應(yīng)的全發(fā)工作著陸位置V 的110％,；和



 S1 S1



 （v）按正常著陸程序確定的爬升速度但不超過1.5V ,。



 S1



 〔1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.69條 航路爬升／下降



 （a）全發(fā)工作 必須在申請人確定的運行限制內(nèi)的每一重量,、高度和外界大氣溫度下確定定常爬升梯度和爬升率：



 （1）每臺發(fā)動機不超過最大連續(xù)功率；



 （2）起落架在收上位置,；



 （3）襟翼收上,；和



 （4）爬升速度不小于1.3V 。



 S1



 （b）一臺發(fā)動機不工作 必須在申請人確定的運行限制內(nèi)的每一重量,、高度和外界溫度下確定定常爬升／下降梯度和爬升／下降率：



 （1）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于最小阻力位置；



 （2）其余發(fā)動機不超過最大連續(xù)功率,；



 （3）起落架在收上位置,；



 （4）襟翼收上；和



 （5）爬升速度不小于1.2V ,。



 S1



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.71條 滑翔：單發(fā)飛機



 必須確定在靜止空氣中每損失305米（1,000英尺）高度滑行的最大水平距離和獲得此距離所需的速度,，此時，發(fā)動機不工作,，螺旋槳在最小阻力位置,，起落架和襟翼在最有利的可用位置。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.73條 參考著陸進場速度



 （a）對于正常類,、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機,，參考著陸進場速度V ，不得小于按23.149條(b)在襟翼處于最大起飛位置確定的V 和1.3V 中之大者,。



 REF MC S0



 （b）對于正常類,、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機，和正常類,、實用類和特技類渦輪動力飛機,，參考著陸進場速度V ,，不得小于按23.149條(c)確定的V 和1.3V 中之大者。



 REF MC S0



 （c）對通勤類飛機,，參考著陸進場速度V ,，不得小于按23.149條(c)確定的V 的1.05倍和1.3V 中之大者。



 REF MC S0



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.75條 著陸距離



 對著陸,，必須在運行限制內(nèi)標準溫度下的每一重量和高度，確定飛機從高于著陸表面15米（50英尺）的一點到飛機著陸并完全停止所需的水平距離：



 （a）保持不小于第23.73條(a),、(b)或(c)確定的V 定常進場下降到15米（50英尺）的高度,；且



 REF



 （1）在降至15米（50英尺）的高度前，穩(wěn)定下滑進場梯度必須不大于5.2％（3°）,；



 （2）此外,，申請人可以通過試驗進行演示，在降至15米（50英尺）的高度前,，大于5.2％的最大定常下滑梯度是安全的,。下滑梯度必須作為一項使用限制加以規(guī)定，并且必須能夠通過適當?shù)膬x表將必要的下滑梯度指示信息提供給駕駛員,。



 （b）在整個機動中必須保持構(gòu)型不變,；



 （c）著陸時必須避免大的垂直加速度，沒有彈跳,、前翻,、地面打轉(zhuǎn)、海豚運動或水上打轉(zhuǎn)的傾向,；



 （d）在最大著陸重量或?qū)?yīng)于第23.63條(c)(2)或(d)(2)的高度和溫度的最大著陸重量下,，必須表明飛機能從15米（50英尺）高度所處的狀態(tài)，安全過渡到第23.77條的中斷著陸狀態(tài),；



 （e）剎車的使用不得導(dǎo)致輪胎或剎車的過度磨損,；



 （f）可以使用除機輪剎車以外符合下列條件的其他減速手段：



 （1）安全可靠；



 （2）使用時能在服役中獲得始終如一的效果,。



 （g）如果使用了依賴任一發(fā)動機工作的裝置,，且在該發(fā)動機不工作著陸時著陸距離將增加，則必須按該發(fā)動機不工作的情況來確定著陸距離,，除非采取了其他補償措施使著陸距離不超過全發(fā)工作時的距離,。



 〔1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.77條 中斷著陸



 （a）每一正常類,、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機，下列條件下,，在海平面必須能夠保持至少3.3％的定常爬升梯度：



 （1）所有發(fā)動機均為起飛功率,；



 （2）起落架在放下位置,；



 （3）襟翼處于著陸位置；但是,，如果可以在2秒鐘或更短的時間內(nèi)安全收起襟翼,，且沒有高度損失和突然的迎角變化，則襟翼可以收起,；和



 （4）爬升速度等于第23.73條(a)定義的V ,。



 REF



 （b）對于每一正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機,，和正常類,、實用類和特技類渦輪動力飛機，在下列條件下,，必須能夠保持至少2.5％的定常爬升梯度：



 （1）發(fā)動機功率不大于將功率桿從最小飛行慢車位置開始移動后8秒時的可用功率,；



 （2）起落架在放下位置；



 （3）襟翼處于著陸位置,；和



 （4）爬升速度等于第23.73條(b)定義的V ,。



 REF



 （c）對于通勤類飛機，必須能保持定常爬升梯度不小于3.2％,。此時：



 （1）發(fā)動機功率不大于將功率桿從最小飛行慢車位置開始移動后8秒時的可用功率,；



 （2）起落架在放下位置；



 （3）襟翼處于著陸位置,；和



 （4）爬升速度等于第23.73條(c)定義的V ,。



 REF



 〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕



 飛行特性



 第23.141條 總則



 在不超過第23.1527條規(guī)定的最大使用高度下,，飛機在申請合格審定的所有實際的載荷條件和使用高度上必須滿足第23.143條至第23.253條的各項要求,，而不需要特殊的駕駛技巧、機敏和過分的體力,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 操縱性和機動性



 第23.143條 總則



 （a）在所有飛行階段,，飛機必須可以安全地操縱并可以安全地進行機動：



 （1）起飛；



 （2）爬升,；



 （3）平飛,；



 （4）下降；



 （5）復(fù)飛,；和



 （6）襟翼展態(tài)和收態(tài)下的著陸（有動力和無動力）,。



 （b）必須能從一種飛行狀態(tài)平穩(wěn)地過渡到另一種飛行狀態(tài)（包括轉(zhuǎn)彎和側(cè)滑），并在任何可能的使用條件下（包括多發(fā)飛機正常使用中可能遇到的任何發(fā)動機突然發(fā)生故障）沒有超過限制載荷系數(shù)的危險,。



 （c）如果存在與所需的駕駛員體力有關(guān)的臨界情況,，則所需的操縱力必須用定量試驗予以表明，且在本條(a)和(b)規(guī)定的情況下操縱力均不得超過下表中規(guī)定的限制：







┌──────────────┬───────┬───────┬───────┐



│施加在駕駛盤或方向舵腳蹬上的│ 俯 仰 │ 滾 轉(zhuǎn) │ 偏 航 │



│力，以牛頓（公斤,；磅）計 │ │ │ │



├──────────────┼───────┼───────┼───────┤



│(a)短暫作用 │ │ │ │



│ 駕駛桿 │267(27;60) │134(13.5;30) │ │



│ 駕駛盤（雙手在輪緣） │333(34;75) │222(22.7;50) │ │



│ 駕駛盤（單手在輪緣） │222(22.7;50) │111(11.4;25) │ │



│ 方向舵腳蹬 │ │ │667(68;150) │



├──────────────┼───────┼───────┼───────┤



│(b)持續(xù)作用 │44(5;10) │22(2;5) │89(9;20) │



└──────────────┴───────┴───────┴───────┘



=tbl/>



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.145條 縱向操縱



 （a）飛機盡可能配平于1.3V ,，必須有可能使機頭下沉，以便使空速很快加速到該配平速度,，飛機狀態(tài)如下：



 S1



 （1）每臺發(fā)動機均為最大連續(xù)功率,；



 （2）發(fā)動機無動力，和



 （3）襟翼和起落架在下列位置：



 （i）收起位置,；



 （ii）放下位置,；



 （b）除非另有要求，不需要施加超過第23.143條(c)規(guī)定的用單手施加的操縱力就能完成下述機動,，并且機動中不得改變配平操縱：



 （1）起落架在放下位置,，襟翼在收起位置，飛機盡可能配平于1.4V ,。盡快放下襟翼，使空速從1.4V 變化到1.4V ,；



 S1 S1 S0



 （i）發(fā)動機無動力,；和



 （ii）保持在初始狀態(tài)下平飛所需的功率。



 （2）起落架和襟翼在放下位置,，發(fā)動機無動力,，飛機盡可能配平于1.3V 。盡快施加起飛功率并盡可能快的收起襟翼至推薦的復(fù)飛設(shè)定狀態(tài),，允許空速從1.3V 變化到1.3V ,；當建立了正爬升率時收起落架。



 S0 S0 S1



 （3）起落架和襟翼在放下位置,，水平飛行,，功率為在1.1V 保持水平飛行必需功率，飛機盡可能配平,，當盡快收襟翼并同時施加不大于最大連續(xù)功率的發(fā)動機功率時,，必須有可能保持近似的水平飛行。如果提供了襟翼分檔位置,，則收襟翼演示可分階段進行,，功率和配平可重設(shè)定在保持1.1V 平飛的初始構(gòu)型狀態(tài)，在每一階段：



 S0 S1



 （i）從全放下位至最大分檔限定位,；



 （ii）過渡分檔限定位之間,，如適用；和



 （iii）從最小分檔限定位到全收上,。



 （4）發(fā)動機無動力,，起落架和襟翼在收起位置，飛機盡可能配平于1.4V ，迅速施加起飛功率同時保持相同空速,。



 S1



 （5）發(fā)動機無動力,，起落架和襟翼在放下位置，飛機盡可能配平于V ,，獲得并保持空速在1.1V 和1.7V 或V （取小者）之間,，不需要施加超過第23.143條(c)規(guī)定的雙手操縱的力。



 REF S0 S0 FE



 （6）發(fā)動機最大起飛功率,，起落架在收起位置,，襟翼在起飛位置，飛機盡可能配平于相應(yīng)起飛襟翼位置的V ,，盡可能快的收起襟翼同時保持空速不變,。



 FE



 （c）在空速超過V /M 直到第23.251條表明的最大速度，必須演示1.5g的機動能力,，提供從顛傾和不利的速度增量中改出的余量,。



 MO MO



 （d）起落架和襟翼都在放下位置時的無動力下滑期間，駕駛員必須有可能用不超過44牛（4.5公斤,，10磅）的操縱力維持不大于V 的速度,，重量為直到并包括最大重量的任何重量。



 REF



 （e）通過正常的飛行和功率控制,，在飛機姿態(tài)適合于有控制的著陸時,，必須有可能操縱飛機實現(xiàn)零下降率而不至超過飛機的使用限制和結(jié)構(gòu)限制。對于(e)(1)和(e)(2)所述的狀態(tài),，上述要求也應(yīng)滿足：



 （1）單發(fā)飛機和多發(fā)飛機,，不使用縱向主操縱；



 （2）多發(fā)飛機：



 （i）不使用航向主操縱系統(tǒng),；



 （ii）如果任一連桿或傳動節(jié)出現(xiàn)單個故障,，就同時影響縱向和航向主操縱時，則不使用縱向和航向主操縱系統(tǒng),。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.147條 航向和橫向操縱



 （a）多發(fā)飛機在保持機翼5°以內(nèi)水平時,，必須能安全地向左右突然改變航向。必須在下列條件下演示在1.4V 改變航向直到15°（但不必超過方向舵腳蹬力達第23.143條的限制值時的航向偏轉(zhuǎn)量）：



 S1



 （1）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳處于最小阻力位置,；



 （2）其余發(fā)動機處于最大連續(xù)功率狀態(tài)；



 （3）起落架在：



 （i）收起位置,；



 （ii）放下位置,。



 （4）襟翼在收上位置；



 （b）在臨界發(fā)動機突然完全失效時,，視情開始改出動作前允許2秒延遲,，多發(fā)飛機必須能重新獲得對飛機的完全控制而不超過45°坡度，且不會達到危險的姿態(tài)或遇到危險的特性，飛機在開始是配平的并處下列狀態(tài)：



 （1）全部發(fā)動機在最大連續(xù)功率狀態(tài),；



 （2）襟翼在收起位置,；



 （3）起落架在收起位置；



 （4）速度等于已表明符合第23.69條(a)的速度,；和



 （5）所有螺旋槳操縱處于已表明符合第23.69條(a)的位置,。



 （c）在任何全發(fā)構(gòu)型和經(jīng)批準的使用包線內(nèi)的任何速度任何高度下，所有飛機必須表明不用主橫向操縱系統(tǒng)就可安全操縱,。還必須表明飛機的飛行特性不會削弱到低于允許繼續(xù)安全飛行所必要的水平和保持合適姿態(tài)可控著陸的能力,，并且不超出飛機的運行和結(jié)構(gòu)限制。如果橫向操縱系統(tǒng)的任何連接或傳送環(huán)節(jié)的單一失效還會導(dǎo)致輔助操縱系統(tǒng)的喪失,，則上述要求的符合性必須在也假定該輔助操縱系統(tǒng)不工作的情況下演示,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.149條 最小操縱速度



 （a）V 是校正空速，在該速度,，當臨界發(fā)動機突然停車時,，能在該發(fā)動機繼續(xù)停車情況下保持對飛機的操縱，在相同的速度下維持坡度不大于5°的直線飛行,。用于模擬臨界發(fā)動機失效的方法,，必須體現(xiàn)在服役中預(yù)期的對操縱性最臨界的動力裝置失效模式。



 MC



 （b）起飛V 不得超過1.2V ,，該V 是在最大起飛重量下確定的。確定V 必須在最不利的重量和重心位置,，飛機離地,，地面效應(yīng)可忽略，起飛構(gòu)型如下：



 MC S1 S1 MC



 （1）全部發(fā)動機在初始最大可用起飛功率,；



 （2）飛機配平在起飛狀態(tài),；



 （3）襟翼在起飛位置；



 （4）起落架收起,；和



 （5）所有螺旋槳操縱一直處于推薦的起飛位置,。



 （c）除最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發(fā)動機飛機外，所有飛機還必須在下述著陸構(gòu)型下滿足本條(a)的規(guī)定：



 （1）初始時全部發(fā)動機在最大可用起飛功率,；



 （2）飛機配平在進場狀態(tài),，全發(fā)工作，以V 速度,，以演示第23.75條著陸距離用的最陡梯度進場,；



 REF



 （3）襟翼在著陸位置；



 （4）起落架放下,；和



 （5）所有螺旋槳操縱處于全發(fā)工作進場時的推薦位,。



 （d）必須確定一個有意實施臨界發(fā)動機不工作的最小速度，并指定為安全和有意一發(fā)不工作速度V 。



 SSE



 （e）在V ,，保持操縱所需的方向舵腳蹬力不得超過667牛（68公斤,；150磅）并且無需降低工作發(fā)動機的功率。在機動中,，飛機不得出現(xiàn)任何危險的姿態(tài)并能防止大于20°航向改變,。



 MC



 （f）在申請人選擇時，為符合第23.51條(c)(1)的要求,，可以確定V ,。V 是地面最小操縱速度，是起飛滑跑時的校正空速,，在該速度當臨界發(fā)動機突然不工作,，能夠只用方向舵操縱（不用前輪轉(zhuǎn)彎）保持對飛機的操縱，操縱力限制到667牛（68公斤,；150磅）,，橫向操縱的使用僅限于保持機翼水平使飛機能繼續(xù)安全起飛。在確定V 時,，假定飛機全發(fā)工作加速的航跡是沿著跑道中心線,，從臨界發(fā)動機不工作那一點到安全改出至航向平行于該中心線的那一點之間的航跡，其上任何一點相對中心線的橫向偏離不得超過9.144米（30英尺）,。V 必須在下列條件下制定：



 MCG MCG MCG MCG



 （1）飛機的每一起飛構(gòu)型或申請人選擇的最臨界的起飛構(gòu)型,；



 （2）工作發(fā)動機為最大可用起飛功率；



 （3）最不利重心位置,；



 （4）飛機配平在起飛狀態(tài),；和



 （5）在起飛重量范圍內(nèi)最不利的重量。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.151條 特技機動



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



 第23.153條 著陸操縱



 必須有可能用不大于第23.143條(c)所規(guī)定的單手操縱力安全地完成進場后的著陸動作,，飛機處于著陸構(gòu)型,。上述要求必須在下列條件下予以滿足：



 （a）速度為V 減5節(jié)；



 REF



 （b）飛機處于配平或盡可能接近配平,，在整個機動過程中,，不移動配平操縱器件；



 （c）進場梯度等于第23.75條演示著陸距離所用的最陡梯度,；和



 （d）僅允許在以V 進場正常著陸時進行的功率改變,，如果有的話。



 REF



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.155條 機動飛行中升降舵的操縱力



 （a）為達到正的限制機動載荷系數(shù)所需的升降舵操縱力不得小于下列值：



 （1）對于盤式操縱,，W/100（W是飛機最大重量）或89牛（9公斤,；20磅）,，取大值，但不需大于222牛（23公斤,；50磅）,；



 （2）對于桿式操縱，W/140（W是飛機最大重量）或67牛（7公斤,；15磅）取大值,，但不需大于156牛（16公斤；35磅）,。



 （b）本條(a)的要求,，必須在襟翼和起落架都在收起位置，對于活塞發(fā)動機為75％最大連續(xù)功率,，或者對于渦輪發(fā)動機為最大連續(xù)功率,，以及在下列每一條件下得到滿足：



 （1）在轉(zhuǎn)彎時，飛機在V 作機翼水平配平,；和



 O



 （2）在轉(zhuǎn)彎時,，飛機在最大機翼水平平飛速度上配平，但此速度不得超過V 或V /M ,，根據(jù)相應(yīng)情況而定,。



 NE MO MO



 （c）在桿力與機動載荷系數(shù)曲線上隨載荷系數(shù)增加不得有顯著的桿力梯度降低。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.157條 滾轉(zhuǎn)率



 （a）起飛 必須能使用有利的操縱組合,，將飛機在下列規(guī)定的時間內(nèi),，從30°坡度的定常轉(zhuǎn)彎中滾過60°進入反向轉(zhuǎn)彎：



 （1）最大重量等于或小于2,722公斤（6,000磅）的飛機，從開始滾轉(zhuǎn)起5秒鐘,；



 W＋230 W＋500



 （2）最大重量大于2,722公斤（6,000磅）的飛機,，時間為：────（───）秒，但不大于10秒,。式中W為飛機重量，公斤（磅）,。



 590 1300



 （b）本條(a)的要求,，必須在下列狀態(tài)下在左右兩個方向上滾轉(zhuǎn)飛機得到滿足：



 （1）襟翼在起飛位置；



 （2）起落架在收起位置,；



 （3）對單發(fā)飛機,，發(fā)動機為最大起飛功率；對多發(fā)飛機,，臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳在最小阻力位置，其余發(fā)動機為最大起飛功率,；



 （4）在直線飛行情況下,，飛機在1.2V 或1.1V 兩者之中較大的速度上配平或盡可能接近配平,。



 S1 MC



 （c）進場 必須能使用有利的操縱組合，使飛機在下列規(guī)定的時間內(nèi),，從30°坡度的定常轉(zhuǎn)彎中滾過60°進入反向轉(zhuǎn)彎：



 （1）最大重量等于或小于2,722公斤（6,000磅）的飛機,，從開始滾轉(zhuǎn)起4秒鐘；



 W＋1270 W＋2800



 （2）最大重量大于2,722公斤（6,000磅）的飛機,，時間為：────（────）秒,，但不大于7秒。式中W為飛機重量,，公斤（磅）,。



 1000 2200



 （d）本條(c)的要求，必須在下列狀態(tài)下在左右兩個方向上滾轉(zhuǎn)飛機得到滿足：



 （1）襟翼在著陸位置,；



 （2）起落架在放下位置,；



 （3）全部發(fā)動機在3°進場相應(yīng)功率；



 （4）飛機在V 速度上配平,。



 REF



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 配平



 第23.161條 配平



 （a）總則 每架飛機配平后必須滿足本條配平要求,，不必由駕駛員或自動駕駛儀對主操縱或其相應(yīng)的配平操縱進一步施加壓力或移動。另外,，必須能在其他載荷,、構(gòu)型、速度,、和功率下保證駕駛員不會過度疲勞或需要施加超過第23.143條(c)持續(xù)作用力要求的剩余操縱力而分散精力,。這適用于飛機的正常運行，以及適用時,，用于確定性能特性的與一臺發(fā)動機失效有關(guān)的情況,。



 （b）橫向和航向配平 飛機的起落架和襟翼收上，并在下列條件下平飛時必須能保持橫向和航向配平：



 （1）對于正常類,、實用類和特技類飛機,，速度為0.9V 、V 或V /M ,，取小值,；



 H C MO MO



 （2）對于通勤類飛機，速度為從1.4V 到V 或V /M 取小值的所有速度,。



 S1 H MO MO



 （c）縱向配平 飛機在下列每一情況下,，必須保持縱向配平：



 （1）在下列條件下爬升：



 （i）起飛功率，起落架收上,，襟翼在起飛位置,，按確定本部第23.65條所要求的爬升性能時所使用的速度；



 （ii）最大連續(xù)功率,，按確定本部第23.69條(a)要求的爬升性能時的構(gòu)型和速度,。



 （2）起落架收上,，襟翼收上，速度從V 和V 或V /M （如果適用）中的小值到1.4V 的所有速度下水平飛行,。



 H NO MO MO S1



 （3）起落架和襟翼收上,，以V 或V /M 中適用者無動力下降。



 NO MO MO



 （4）進場,，起落架放下：



 （i）3°下滑角,，襟翼收上，速度為1.4V ,；



 S1



 （ii）3°下滑角,，襟翼在著陸位，速度為V ,；和



 REF



 （iii）進場梯度等于演示第23.75條著陸距離所用的最陡梯度,，襟翼在著陸位，速度為V ,。



 REF



 （d）此外,，在下列條件下，每一多發(fā)飛機必須能保持縱向和航向配平,，橫向操縱力在符合第23.67條(a),、(b)(2)或(c)(3)（如果適用）所用的速度下不得超過2.27公斤（5磅）：



 （1）臨界發(fā)動機不工作，并且如果適用,，其螺旋槳在最小阻力位置,；



 （2）其余發(fā)動機處于最大連續(xù)功率；



 （3）起落架在收上位置,；



 （4）襟翼在收上位置,；和



 （5）飛機坡度不大于5°。



 （e）此外,，在按第23.57條確定起飛航跡時,，以V 速度、起飛構(gòu)型爬升至起飛表面122米（400英尺）以上的每一通勤類飛機,，在下列條件下V 速度時,，縱向和橫向操縱力必須能分別減少至4.54公斤（10磅）和2.27公斤（5磅），航向操縱力不超過22.7公斤（50磅）：



 2 2



 （1）臨界發(fā)動機不工作,，其螺旋槳在最小阻力位置；



 （2）其余發(fā)動機處于起飛功率,；



 （3）起落架在收上位置,；



 （4）襟翼在起飛位置；和



 （5）飛機坡度不大于5°,。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，1993年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 穩(wěn)定性



 第23.171條 總則



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



 第23.173條 縱向靜穩(wěn)定性



 在第23.175中規(guī)定的條件下,，按指定的要求配平,，升降舵操縱力和操縱系統(tǒng)摩擦力必須有如下特性：



 （a）為獲得并維持低于所規(guī)定的配平速度的速度，必須用拉力,；為獲得并維持高于所規(guī)定的配平速度的速度,，必須用推力。該特性必須在能夠獲得的任何速度予以證實,，但桿力不必超過178牛（18公斤,；40磅），速度不必超過最大允許速度或低于定常不失速飛行的最小速度,；



 （b）當從本條(a)規(guī)定的速度范圍內(nèi)的任何速度緩慢地松除操縱力時,，空速必須回復(fù)到對適用飛機類別所規(guī)定的允差范圍內(nèi)。該適用的允差為：



 （1）空速必須回復(fù)到初始的配平速度的±10％的范圍內(nèi),；



 （2）對于通勤類飛機,，在按第23.175(b)規(guī)定的巡航狀態(tài)下空速必須回復(fù)到初始配平速度的±7.5％范圍內(nèi)。



 （c）桿力必須隨著速度的變化而變化,，任何明顯的速度改變都應(yīng)產(chǎn)生使駕駛員能明顯感受的桿力,。



 〔1990年7月18日第一次修訂〕



 第23.175條 縱向靜穩(wěn)定性的演示



 （a）爬升 飛機速度在下述狀態(tài)配平速度的85％至115％之間時，桿力曲線均必須具有穩(wěn)定的斜率：



 （1）襟翼在收起位置,；



 （2）起落架在收起位置,；



 （3）最大連續(xù)功率；和



 （4）飛機配平于演示第23.69條(a)確定爬升性能要求所用的速度,。



 （b）巡航 起落架和襟翼收上,，功率為平飛相應(yīng)功率，飛機配平于有代表性的高高度和低高度巡航速度上,，直到包括適用時V 或V /M ,，但速度不必超過V ：



 NO MO MO H



 （1）對于正常類、實用類和特技類飛機,，在配平速度附近的下列速度范圍內(nèi),，桿力曲線必須具有穩(wěn)定的斜率。該速度范圍為：從配平速度分別上下擴展配平速度的15％加產(chǎn)生的自由回復(fù)速度帶或40節(jié)加產(chǎn)生的自由回復(fù)速度帶,，兩者取大者,。但在下列條件下斜率不必穩(wěn)定：



 （i）速度低于1.3V ,；或



 S1



 （ii）按第23.1505條(a)確定V 的飛機，速度大于V ,；或



 NE NE



 （iii）按第23.1505條(c)確定V /M 的飛機,，速度大于V /M 。



 MO MO FC FC



 （2）對于通勤類飛機,，在配平速度附近的下列速度范圍內(nèi),，桿力曲線必須具有穩(wěn)定的斜率。該速度范圍為：從配平速度上下分別擴展50節(jié)加產(chǎn)生的自由回復(fù)速度帶,。但在下列條件下斜率不必穩(wěn)定：



 （i）速度低于1.4V ,；或



 S1



 （ii）速度大于V /M ；或



 FC FC



 （iii）在某速度下需要大于22.7公斤（50磅）的桿力,。



 （c）著陸 桿力曲線在1.1V 和1.8V 之間必須有穩(wěn)定的斜率,，此時：



 S1 S1



 （1）襟翼在著陸位置；



 （2）起落架在放下位置,；和



 （3）飛機配平于：



 （i）V 或最小配平速度如其更高,，發(fā)動機無動力；和



 REF



 （ii）V 并保持3°下滑相應(yīng)功率,。



 REF



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.177條 航向和橫向靜穩(wěn)定性



 （a）航向靜穩(wěn)定性 用方向舵松浮時，飛機從機翼水平側(cè)滑中改出的趨勢來表示,，對相應(yīng)于起飛,、爬升、巡航,、進場和著陸構(gòu)型的任一起落架位置和襟翼位置必須為正的,。直到最大連續(xù)功率的對稱動力狀態(tài)，速度從1.2V 直到所試驗的狀態(tài)下的最大允許速度,，必須表明是穩(wěn)定的,。試驗時的側(cè)滑角范圍必須與飛機型號相適應(yīng)。對更大的角度,，直到相應(yīng)于蹬滿舵或方向舵腳蹬力達第23.143條的操縱力限制值的角度（取先出現(xiàn)之值）為止,，且速度從1.2V 到V 時，方向舵腳蹬力不得有反逆現(xiàn)象,。



 S1 S1 O



 （b）橫向靜穩(wěn)定性 用從側(cè)滑中抬起下沉機翼的趨勢來表示,，對任一起落架位置和襟翼位置均須正值。直到75％的最大連續(xù)功率的對稱功率狀態(tài),，當速度從大于起飛構(gòu)型的1.2V 和其他構(gòu)型的1.3V 到所試驗狀態(tài)的最大允許速度之間,，相應(yīng)于起飛、爬升、巡航和進場構(gòu)型,，均必須表明。對著陸構(gòu)型功率為與飛行相協(xié)調(diào)的保持3度下滑角相應(yīng)的功率,。在起飛構(gòu)型的1.2V 和其他構(gòu)型的1.3V 速度橫向靜穩(wěn)定性不得為負,。試驗時的側(cè)滑角范圍必須與飛機型號相適應(yīng)，但在任何情況下不得小于10°坡度可以獲得的側(cè)滑角值,，或者如果更小,，用方向舵全偏或68公斤（150磅）舵力可獲得的最大坡度。



 S1 S1 S1 S1



 （c）本條(b)不適用于特技類飛機倒飛的審查,。



 （d）在速度為1.2V 的直線定常側(cè)滑飛行中,，任一起落架位置和襟翼位置，以及直到50％的最大連續(xù)功率的對稱功率狀態(tài),，副翼和方向舵的操縱行程和操縱力,，必須隨著側(cè)滑角的增加而穩(wěn)定地增加（但不必是線性的），直到與飛機型號相適應(yīng)的最大側(cè)滑角值,。對更大角度,，直到副翼和方向舵用到滿偏度或操縱力達到第23.143條中的限制值的角度為止，副翼和方向舵移動方向和桿力隨側(cè)滑角增加不得有反逆現(xiàn)象,?？焖龠M入和退出與飛機相適應(yīng)的最大側(cè)滑角，不得產(chǎn)生不可控制的飛行特征,。



 S1



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 〔第23.179條 刪除〕



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.181條 動穩(wěn)定性



 （a）在相應(yīng)于飛機構(gòu)型的失速速度和最大允許速度之間產(chǎn)生的任何短周期振蕩（不包括橫向－航向的組合振蕩）,，在主操縱處于下列狀態(tài)時，必須受到重阻尼：



 （1）松浮狀態(tài),；



 （2）固定狀態(tài),。



 （b）在相應(yīng)于飛機構(gòu)型的失速速度和最大允許速度之間產(chǎn)生的任何橫向－航向組合振蕩（荷蘭滾），在主操縱處于下列狀態(tài)時,，其振幅必須在7周內(nèi)衰減到原來的1/10：



 （1）松浮狀態(tài),；



 （2）固定狀態(tài)。



 （c）如果確定增穩(wěn)系統(tǒng)（見第23.672條）的功能需要滿足本章飛行特性的要求,，則本條(a)(2)和(b)(2)的主操縱要求不適用于需要驗證該系統(tǒng)可接受性的試驗,。



 （d）考慮第23.175條規(guī)定的狀態(tài)，當保持飛機在偏離配平速度至少±15％的速度需要的縱向操縱力突然解除,，飛機不得表現(xiàn)出任何危險特性或與解除的操縱力大小有關(guān)的過度響應(yīng),。飛行航跡的任何長周期振蕩不得出現(xiàn)不穩(wěn)定導(dǎo)致駕駛員的工作負荷增加或危及飛機。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 失速



 第23.201條 機翼水平失速



 （a）直到飛機失速時為止,，必須能使用橫向操縱產(chǎn)生和修正滾轉(zhuǎn),，必須能使用航向操縱產(chǎn)生和修正偏航，兩者均不得出現(xiàn)反操縱現(xiàn)象。



 （b）飛機的機翼水平失速特性必須按下述要求在飛行中進行演示：在至少高于失速速度10節(jié)開始,，必須先拉升降舵操縱器件使減速率不超過每秒一節(jié),，直到失速發(fā)生，可用下列任一表明：



 （1）飛機出現(xiàn)不可控制的下俯運動,；



 （2）防失速裝置（如：推桿器）激發(fā)了飛機的下俯運動,；或



 （3）操縱器件達到止動點。



 （c）在本條(b)(1)或(b)(2)的飛機下俯運動明確無誤地表現(xiàn)出來之后,，或操縱器被保持在止動點不少于2秒或用于確定第23.49條最小定常飛行速度所采用的時間（取大者）后,，允許用正常的升降舵操縱改出失速。



 （d）在進入和改出機動時,，必須有可能使用正常的操縱手段就能防止大于15°的滾轉(zhuǎn)和偏航,。



 （e）應(yīng)按下列條件演示符合本條要求：



 （1）襟翼：收上、全放下和每一正常操縱的中間位置,；



 （2）起落架：在收起和放下位置,；



 （3）發(fā)動機整流罩通風片：相應(yīng)于飛機構(gòu)型；



 （4）功率：



 （i）無動力,；和



 （ii）75％最大連續(xù)功率,。但是，如果功率－重量比在75％最大連續(xù)功率導(dǎo)致極高的機頭向上的姿態(tài),，則試驗可在著陸構(gòu)型最大著陸重量和1.4V 速度時平飛相應(yīng)功率下進行,，但該功率不能小于50％最大連續(xù)功率。



 S0



 （5）配平：盡可能靠近1.5V 速度上配平,；



 S1



 （6）螺旋槳：無功率狀態(tài)時處于轉(zhuǎn)速增量最大的位置,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.203條 轉(zhuǎn)彎飛行失速和加快轉(zhuǎn)彎失速



 轉(zhuǎn)彎飛行失速與加快轉(zhuǎn)彎失速必須按下列方法在飛行試驗中演示：



 （a）建立并保持30°坡度的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，使用升降舵穩(wěn)定地并且逐漸地縮小半徑進行減速,，直到飛機失速,，如第23.201條(b)所定義的。減速率必須按下列要求保持常值：



 （1）對于轉(zhuǎn)彎飛行失速,，不得超過每秒1節(jié),；



 （2）對于加快轉(zhuǎn)彎失速，為每秒3～5節(jié),，并且穩(wěn)定地增加法向過載,。



 （b）當飛機已經(jīng)達到第23.201條(b)所定義的失速，飛機必須有可能通過正常使用飛行操縱恢復(fù)機翼水平飛行,，但不增加功率也無下列特征：



 （1）過多的高度損失,；



 （2）不恰當?shù)纳涎觯?


 （3）不可控制的尾旋趨勢；



 （4）對于轉(zhuǎn)彎失速,，不允許超過轉(zhuǎn)彎同方向60°或相反方向30°的橫滾,；



 （5）對于加快轉(zhuǎn)彎失速,，不允許超過轉(zhuǎn)彎同方向90°或相反方向60°的橫滾；



 （6）超過最大允許速度或允許的限制載荷系數(shù),。



 （c）必須在下列條件下表明符合本條要求：



 （1）襟翼 對于轉(zhuǎn)彎和加快進入失速,，在收起位置和完全放下位置和每一正常操作的中間位置；



 （2）起落架 收起位置和放下位置,；



 （3）發(fā)動機罩通風片 與飛機構(gòu)型相適應(yīng),；



 （4）動力：



 （i）無動力；和



 （ii）75％最大連續(xù)功率,。但是，如果功率－重量比75％最大連續(xù)功率導(dǎo)致極高的機頭向上的姿態(tài),，則試驗可在著陸構(gòu)型最大著陸重量和1.4V 速度下平飛相應(yīng)功率下進行,，但該功率不得小于50％最大連續(xù)功率。



 S0



 （5）配平：盡可能靠近1.5V 速度上配平,；



 S1



 （6）螺旋槳：無功率狀態(tài)時處于增速的最大位置,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 〔第23.205條 刪除〕



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.207條 失速警告



 （a）在直線和轉(zhuǎn)彎飛行中，襟翼和起落架在任一正常位置,，必須要有一個清晰可辨的失速警告,。



 （b）警告可以通過飛機固有的氣動力品質(zhì)來實現(xiàn)，也可以借助在預(yù)期要發(fā)生失速的飛行狀態(tài)下能作出清晰可辨的警告的裝置（如振桿器）來實現(xiàn),。但是,，僅用要求駕駛艙內(nèi)機組人員給予注意的目視失速警告裝置是不可接受的。



 （c）在進行第23.201條(b)和第23.203條(a)(1)所要求的失速試驗期間,，必須在大于失速速度的某一范圍內(nèi)開始發(fā)出失速警告,，并一直持續(xù)到失速發(fā)生。此范圍不小于5節(jié),。



 （d）當遵照第23.1585條提供的程序進行時,，在全發(fā)起飛、一發(fā)不工作繼續(xù)起飛或進場著陸期間不得發(fā)生失速警告,。



 （e）在進行第23.203條(a)(2)所要求的失速試驗期間,，失速警告必須在失速前足夠早開始以提醒飛行員在失速警告一開始后對失速采取措施。



 （f）對特技類飛機,，人工失速警告如果在起飛期間自動進預(yù)備位并且在進場構(gòu)型自動再進預(yù)備位,，則其可以是可抑制的。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 尾旋



 第23.221條 尾旋



 （a）正常類飛機 單發(fā)正常類飛機必須在使用了改出操縱后,，在不超過一圈附加尾旋中從單圈尾旋或3秒尾旋（取時間長者）中改出,，或演示符合本條可選擇的抗尾旋要求。



 （1）下列要求適用于單圈尾旋或3秒尾旋：



 （i）在襟翼收態(tài)和展態(tài)兩種情況時均不得超過相應(yīng)的空速限制以及正的限制機動載荷系數(shù),；



 （ii）在尾旋或改出過程中,，操縱力或特性不得對迅速改出產(chǎn)生不利的影響；



 （iii）在進入尾旋或尾旋發(fā)生階段使用任何飛行或發(fā)動機動力操縱器件時，不得有不可改出的尾旋發(fā)生,；



 （iv）對于襟翼展態(tài)情況的尾旋,，在改出過程中襟翼可以收上，但不得在旋轉(zhuǎn)結(jié)束之前收上,。



 （2）在申請人選擇時,，可以用下列方法來演示飛機是抗尾旋的：



 （i）在第23.201條中的失速機動期間，必須將俯仰操縱器件拉回并保持在止動點,，然后朝正確的方向操縱副翼和方向舵,，飛機必須能夠在15°坡度內(nèi)保持機翼水平飛行，并能實現(xiàn)從一個方向30°坡度到另一個方向30°坡度的橫滾,；



 （ii）使用俯仰操縱器件,，以大約1.85公里／小時／秒（1節(jié)／秒）的變化率降低飛機速度直至達到俯仰操縱止動點，然后在俯仰操縱器件被拉回并保持在止動點的情況下,，使用全方向舵操縱在7秒內(nèi)或以360°航向改變的方式（取先出現(xiàn)者）加速進入尾旋,。若360°航向改變先出現(xiàn)，則其時間不得少于4秒,。這種機動動作必須首先在副翼中立時進行,，然后，再以最不利方式將副翼偏轉(zhuǎn)到與飛機轉(zhuǎn)向相反的方向進行,。在此機動期間,，發(fā)動機功率或推力及飛機構(gòu)型必須按第23.201條(e)的要求調(diào)定而不得改變。在7秒或360°航向改變結(jié)束時,，飛機必須對所施加的初始飛機操縱有迅速,、正常的反應(yīng)，以獲得無側(cè)滑,、非失速飛行而沒有操縱反效且不超過第23.143條(c)規(guī)定的瞬時操縱力,；



 （iii）必須在飛機帶側(cè)滑飛行時進行第23.201條和第23.203條的符合性演示。側(cè)滑角為相應(yīng)于側(cè)滑指示器上一個球的寬度的位移,。若方向舵全偏轉(zhuǎn)時不能獲得一個球?qū)挾鹊奈灰?，則除外。此時應(yīng)使用方向舵全偏轉(zhuǎn)來進行演示,。



 （b）實用類 實用類飛機必須滿足本條(a)的要求,。若申請進行尾旋飛行則必須滿足本條(c)和第23.807條(b)(6)的要求：



 （c）特技類 特技類飛機必須滿足本條(a)和第23.807條(b)(6)的要求。另外,，若申請進行尾旋飛行則必須在每一構(gòu)型滿足下述要求：



 （1）在作出正常的尾旋改出操縱后,，飛機必須用不超過一圈半的附加旋轉(zhuǎn)，從尾旋的任意一點上改出,。在作出正常改出操縱以前,，尾旋試驗必須要進行六圈或申請審定的任何更多圈數(shù),。但是，當出現(xiàn)螺旋特性時,，尾旋可以在3圈后中止,；



 （2）對于襟翼展態(tài)構(gòu)型，不得超過使用空速限制和機動限制載荷系數(shù),，改出期間不得收上襟翼,；



 （3）在進入尾旋或尾旋期間，使用任何飛行或發(fā)動機功率操縱器件必須不得出現(xiàn)不可改出的尾旋,。



 （4）尾旋期間不得有使得飛行員迷失方向或失能而可能妨礙成功改出的特性（如過快的旋轉(zhuǎn)或極度的振動）,。



 〔1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕



 地面和水上操縱特性



 第23.231條 縱向穩(wěn)定性和操縱性



 （a）陸上飛機在任何可合理預(yù)期的運行條件下,，包括著陸或起飛期間發(fā)生回跳,，不得有不可控制的前翻傾向。機輪剎車工作必須柔和,，不得引起任何過度的前翻傾向。



 （b）水上飛機和水陸兩用飛機,，在水面上的任何正常使用速度上,，不得有危險的或不可控制的海豚運動特性。



 第23.233條 航向穩(wěn)定性和操縱性



 （a）必須確定風速的90°側(cè)向分量,，且不得小于0.2V ,，并演示在此分量下滑行、起飛和著陸是安全的,。



 S0



 （b）陸上飛機在按正常著陸速度作無動力著陸時,，必須有滿意的操縱性，而不要求特殊的駕駛技巧或機敏,，無需利用剎車或發(fā)動機動力來維持直線航跡,，直到速度減至接地速度的50％。



 （c）飛機在滑行時必須有足夠的航向操縱性,。



 （d）水上飛機必須在本條(a)規(guī)定的最大風速下演示其水上航向穩(wěn)定性和操縱是令人滿意的,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.235條 在無鋪面的道面上的使用



 在正常運行中可合理預(yù)期的最粗糙地面上滑行及在最粗糙的無鋪面跑道起飛和著陸時，飛機必須演示具有滿意的特性,，并且減震機構(gòu)不得損傷飛機的結(jié)構(gòu),。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.237條 水上運行



 水上飛機和水陸兩用飛機必須規(guī)定經(jīng)演示能安全運行的浪高和必要的水上操作程序。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.239條 噴濺特性



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



 其他飛行要求



 第23.251條 振動和抖振



 在直到V /M 的任何相應(yīng)的速度和功率狀態(tài),，不得存在嚴重的振動和抖振導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損傷,，飛機的每一部件必須不發(fā)生過度的振動。另外,，在任何正常飛行狀態(tài),，不得存在強烈程度足以干擾飛機良好操縱、引起飛行機組過度疲勞或引起結(jié)構(gòu)損傷的抖振狀態(tài),。在上述限度以內(nèi)的失速警告抖振是允許的,。



 D D



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.253條 高速特性



 如果最大使用速度V /M 按第23.1505(c)的要求來制定，則必須滿足下述的增速特性和速度恢復(fù)特性：



 MO MO



 （a）很可能引起無意中增速（包括俯仰和滾轉(zhuǎn)顛傾）的運動狀態(tài)和特性,，必須用配平在直至V /M 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(tài)和特性包括突風顛傾、無意的操縱動作,、相對于操縱系統(tǒng)摩擦較低的桿力梯度,、旅客的走動、由爬升改平及由M數(shù)限制高度下降到空速限制高度,。



 MO MO



 （b）計及有效的固有或人為速度警告發(fā)出后駕駛員作出反應(yīng)的時間,，必須表明在下述條件下能夠恢復(fù)到正常的姿態(tài)，并且速度降低到V /M ：



 MO MO



 （1）不超過按第23.251條規(guī)定的最大速度V /M 及各種結(jié)構(gòu)限制,；



 D D



 （2）不出現(xiàn)會削弱駕駛員判讀儀表或操縱飛機恢復(fù)正常的能力的抖振,。



 （c）在直到按第23.251規(guī)定的最大速度的任一速度，不得有繞任一軸的操縱反逆現(xiàn)象,。升降舵操縱力的反逆現(xiàn)象,，或飛機俯仰、滾轉(zhuǎn)或偏航的傾向必須輕微,，并可用正常的駕駛技巧即刻控制,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 C章 結(jié)構(gòu)



 總則



 第23.301條 載荷



 （a）強度的要求用限制載荷（服役中預(yù)期的最大載荷）和極限載荷（限制載荷乘以規(guī)定的安全系數(shù)）來規(guī)定。除非另有說明,，所規(guī)定的載荷均為限制載荷,。



 （b）除非另有說明，所規(guī)定的空中,、地面和水面載荷必須與計及飛機每一質(zhì)量項目的慣性力相平衡,。這些載荷的分布必須保守地近似于或接近地反映真實情況。除非表明確定受載情況的方法是可靠的或在所考慮的飛機布局上是保守的,，否則用以確定鴨式和串列式機翼布局載荷大小及分布的方法必須通過試飛測量來證實,。



 （c）如果載荷作用下的變位會顯著地改變外部載重或內(nèi)部載重的分布，則必須考慮載重的這種重新分布,。



 （d）如果簡化結(jié)構(gòu)設(shè)計準則得到的設(shè)計載荷不小于第23.331至第23.521條中規(guī)定的載荷,，則可以使用這些簡化結(jié)構(gòu)設(shè)計準則。對于附件A23.1中規(guī)定的飛機構(gòu)型,，本規(guī)章附件A的設(shè)計準則經(jīng)批準與第23.321至第23.459條的規(guī)定等效,，如果采用本規(guī)章的附件A,，則必須用該附件的全部來代替本規(guī)章的相應(yīng)條款。



 〔1990年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.302條 鴨式或串列式機翼布局



 鴨式或串列式機翼布局的前部結(jié)構(gòu)必須：



 （a）滿足本規(guī)章C,、D章適用于機翼的所有要求；



 （b）滿足適用于這些翼面所執(zhí)行功能的所有要求,。



 〔1993年12月23日第二次修訂〕



 第23.303條 安全系數(shù)



 除非另有規(guī)定,，安全系數(shù)必須取1.5,。



 第23.305條 強度和變形



 （a）結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)必須能夠承受極限載荷至少三秒鐘而不破壞，但是如果結(jié)構(gòu)能夠承受要求的極限載荷至少三秒鐘,，則在限制載荷與極限載荷之間產(chǎn)生局部失效或結(jié)構(gòu)失穩(wěn)是可接受的,。當用模擬真實載荷情況的動力試驗來表明強度的符合性時,，此三秒鐘的限制不適用,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.307條 結(jié)構(gòu)符合性的證明



 （a）必須表明每一臨界受載情況下均符合第23.305條強度和變形的要求,。只有在經(jīng)驗表明某種分析方法對某種結(jié)構(gòu)是可靠的情況下，對于同類結(jié)構(gòu),，才可用結(jié)構(gòu)分析來表明結(jié)構(gòu)的符合性,。否則，必須進行載荷試驗來表明其符合性,。如果模擬該用于設(shè)計的載荷情況，則動力試驗包括結(jié)構(gòu)飛行試驗是可以接受的,。



 （b）結(jié)構(gòu)的某些部分必須按照本規(guī)章D章的規(guī)定進行試驗,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 飛行載荷



 第23.321條 總則



 （a）飛行載荷系數(shù)是氣動力分量（垂直作用于假設(shè)的飛機縱軸）與飛機重力之比。正載荷系數(shù)是當氣動力相對于飛機向上作用時的載荷系數(shù),。



 （b）必須按下列各條表明符合本章的飛行載荷要求：



 （1）在飛機可以預(yù)期的運行范圍內(nèi)的每一臨界高度,；



 （2）從設(shè)計最小重量到設(shè)計最大重量的每一重量；



 （3）對于每一要求的高度和重量,，按在第23.1583至第23.1589條規(guī)定的使用限制內(nèi)可調(diào)配載重的任何實際分布,。



 （c）當壓縮性影響顯著時，則必須予以考慮,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.331條 對稱飛行情況



 （a）在確定與第23.333至第23.341條規(guī)定的任何對稱飛行情況相對應(yīng)的機翼載荷和線慣性載荷時,，必須用合理的或保守的方法計及相應(yīng)的平尾的平衡載荷。



 （b）由于機動和突風引起的平尾載荷的增量,，必須以合理的或保守的方法用飛機的角慣性力來平衡,。



 （c）確定飛機載荷時必須考慮氣動面的交互影響。



 〔1993年12月23日第二次修訂〕



 第23.333條 飛行包線



 （a）總則 對于飛行包線（與本條(d)款所示的相類似）的邊界上和邊界內(nèi)的空速和載荷系數(shù)的任一組合,，均必須表明符合本章的強度要求,。該飛行包線表示分別由(b)和(c)機動和突風準則所規(guī)定的飛行載荷情況的范圍,。



 （b）機動包線 除受到最大（靜）升力系數(shù)的限制外，假定飛機經(jīng)受對稱機動而產(chǎn)生下列限制載荷系數(shù)：



 （1）在直到V 的各速度時,，為第23.337條規(guī)定的正機動載荷系數(shù),；



 D



 （2）在直到V 的各速度時，為第23.337條規(guī)定的負機動載荷系數(shù),；



 C



 （3）對正常類和通勤類,，負載荷系數(shù)從V 時的規(guī)定值隨速度線性變化到V 時的0.0；對特技類和實用類,，負載荷系數(shù)從V 時的規(guī)定值隨速度線性變化到V 時的-1.0,。



 C D C D



 （c）突風包線



 （1）假定飛機在平飛時遇到對稱的垂直突風，由此引起的限制載荷系數(shù)必須對應(yīng)于按下述突風速度確定的情況：



 （i）高度在海平面與6,100米（20,000英尺）之間時,，在速度為V 時的正（向上）,、負（向下）突風速度必須取為15.25米／秒（50英尺／秒）。突風速度可線性地從6,100米(20,000)英尺處的15.25米／秒（50英尺／秒）減少到15,200米（50,000英尺）處的7.60米／秒（25英尺／秒）,；



 C



 （ii）高度在海平面與6,100米（20,000英尺）之間時,，在速度為V 時的正、負突風速度必須取為7.60米／秒（25英尺／秒）,。突風速度可線性地從6,100米（20,000英尺）處的7.60米／秒（25英尺／秒）減少到15,200米（50,000英尺）處的3.80米／秒（12.5英尺／秒）,。



 D



 （iii）此外，對于通勤類飛機,，高度在海平面和6,100米（20,000英尺）之間,，在速度V 時的正（向上）和負（向下）的強突風速度必須考慮為20.1米／秒（66英尺／秒）。突風速度可線性地自6,100米（20,000英尺）時的20.1米／秒（66英尺／秒）減少到15,200米（50,000英尺）時的11.6米／秒（38英尺／秒）,。



 B



 （2）必須作下列假設(shè)：



 （i）突風形狀為：



 （編者注：此處公式見原稿）



 其中：



 S為進入突風區(qū)的距離,，米（英尺）；



 -



 C為機翼的平均幾何弦長,，米（英尺）,；



 U 為按本條(1)得到的突風速度。



 de



 （ii）在V 和V 之間突風載荷系數(shù)隨速度按線性變化,。



 C D



 （d）飛行包線



 （編者注：此處圖形見原稿）



 〔1990年7月18日第一次修訂〕



 第23.335條 設(shè)計空速



 除本條(a)(4)的規(guī)定外,，所取的設(shè)計空速均為當量空速(EAS)。



 （a）設(shè)計巡航速度V 對于V ,，采用下列規(guī)定：



 C C



 （1）此處W/S＝設(shè)計最大起飛重量時的翼載時,，V （節(jié)）不得小于：



 C



 （i）（編者注：此處公式見原稿）（對正常類、實用類和通勤類飛機）,；和



 （ii）（編者注：此處公式見原稿）（對特技類飛機）,；



 2 2 2 2 2 2



 （2）在Wg/S(W/S)值大于958牛／米 （97.7公斤／米 ；20磅／英尺 ）時,，上述兩個系數(shù)可以隨Wg/S(W/S)線性下降到Wg/S(W/S)等于4,790牛／米 （488公斤／米 ,；100磅／英尺 ）時的4.13(12.9;28.6),；



 （3）在海平面，V 不必大于0.9V ,；



 C H



 （4）在已制定了M 的高度上,，可選定一個受壓縮性限制的巡航速度M 。



 D C



 （b）設(shè)計俯沖速度V 對于V ,，采用下列規(guī)定：



 D D



 （1）V /M 不得小于1.25倍的V /M ,；



 D D C C



 （2）對于要求的最小設(shè)計巡航速度V ，V （節(jié)）不得小于下列數(shù)值：



 Cmin D



 （i）1.40V （對正常類和通勤類飛機）,；



 Cmin



 （ii）1.50V （對實用類飛機）,；



 Cmin



 （iii）1.55V （對特技類飛機）；



 Cmin



 2 2 2 2 2 2



 （3）在Wg/S(W/S)值大于958牛／米 （97.7公斤／米 ,；20磅／英尺 ）時,，本條(b)(2)中的系數(shù)可以隨Wg/S(W/S)線性下降到Wg/S(W/S)等于4,790牛／米 （488公斤／米 ；100磅／英尺 ）時的1.35,；



 （4）如果選擇的V /M ,，使V /M 與V /M 的最小速度差值大于下列值的較大者，則不必表明符合本條(b)(1)和(2)：



 D D C C D D



 （i）從V /M 定常飛行的初始情況開始,，飛機顛傾,，沿著一條比初始飛行航跡低7.5°的飛行航跡飛行20秒，然后以1.5的載荷系數(shù)（0.5g的加速度增量）拉起飛機時得到的速度增量,。在開始拉起之前,，對活塞發(fā)動機必須假定至少為75％最大連續(xù)功率，對渦輪發(fā)動機至少為最大巡航功率（推力）,，如果取較小的功率（推力）,，則在開始拉起之前對兩種發(fā)動機也必須至少為V /M 時的所需功率（推力），拉起開始時可以減少功率并使用駕駛員操縱的阻力裝置,，并且符合下列要求之一：



 C C C C



 （ii）0.05M,，對于正常類,、實用類和特技類飛機（在已制定了M 的高度上）,；或



 D



 （iii）0.07M，對于通勤類飛機（在已制定了M 的高度上）,，除非用合理的分析考慮了所有自動系統(tǒng)的影響得到了更低的余度,。如果采用了合理的分析，最小速度余度必須足以應(yīng)付大氣條件的變動（如橫向突風）和穿過急流或冷鋒,、儀表誤差,、飛機機體的制造偏差，并且不得小于0.05M,。



 D



 （c）設(shè)計機動速度V 對于V ,，采用下列規(guī)定：



 A A



 （1）V 不得小于（編者注：此處公式見原稿）,，其中：



 A



 （i）V 是在設(shè)計重量和襟翼收態(tài)的計算失速速度，通常根據(jù)飛機最大法向力系數(shù)C 來計算,；



 S NA



 （ii）n是用于設(shè)計的限制機動載荷系數(shù),。



 （2）V 值不必超過用于設(shè)計的V 值。



 A C



 （d）對應(yīng)最大突風強度的設(shè)計速度V 對于V ,，采用下列規(guī)定：



 B B



 （1）V 不得小于由最大正升力系數(shù)C 曲線與強突風速度線在突風V－n圖上的交點所確定的速度,，或不得小于（編者注：此處公式見原稿），兩者中取小值,，式中：



 B Nmax



 （i）n 為飛機在所考慮的特定重量下,，由于對應(yīng)于速度V 的突風（按第23.341條）引起的正突風載荷系數(shù)；



 g C



 （ii）V 為在所考慮的特定重量下,，襟翼收起時的失速速度,。



 S1



 （2）V 不必大于V 。



 B C



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.337條 限制機動載荷系數(shù)



 （a）正限制機動載荷系數(shù)n不得小于下列數(shù)值：



 （1）對于正常類和通勤類飛機,；







 10,886 24,000



 2.1＋───────── （2.1＋─────────）



 W（公斤）＋4,536 W（磅）＋10,000



=tbl/>



 式中：W為設(shè)計最大起飛重量，但n不必大于3.8,；



 （2）對于實用類飛機,，4.4；



 （3）對于特技類飛機,，6.0,。



 （b）負限制機動載荷系數(shù)不得小于下列數(shù)值：



 （1）對于正常類、實用類和通勤類為0.4倍正載荷系數(shù),；



 （2）對于特技類為0.5倍正載荷系數(shù),。



 （c）如果飛機具有的設(shè)計特征使其在飛行中不可能超過本條規(guī)定的機動載荷系數(shù)，則可采用小于本條規(guī)定的值,。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.341條 突風載荷系數(shù)



 （a）飛機必須設(shè)計成能承受由第23.333條(c)規(guī)定的突風在每個升力面上產(chǎn)生的載荷。



 （b）必須用合理分析的方法計算鴨式布局或串列式機翼布局的突風載荷,。如果表明計算的凈載荷相對于第23.333條(c)中的突風準則是保守的,，則可以按照本條(c)計算。



 （c）在缺少更合理的分析時,，突風載荷系數(shù)必須按下列公式計算：







 K U V



 g de a



 n＝1＋─────



 1.63(W /S)



 g



=tbl/>



 式中：







 0.88μ



 g



 k ＝─────,，為突風緩和系數(shù)；



 g 5.3＋μ



 g



 2(Wg/S)



 μ ＝─────,，為飛機質(zhì)量比,；



 g -



 ρCag



=tbl/>



 U 為根據(jù)第23.333條(c)得到的突風速度，米／秒；



 de



 3



 ρ為大氣密度,，公斤／米 ,；



 2



 Wg/S為具體載荷情況下的適用的飛機重量產(chǎn)生的翼載，牛頓／米 ,；



 -



 C－為平均幾何弦長,，米；



 2



 g為重力加速度,，米／秒 ,；



 V為飛機當量速度，米／秒,；



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



 NA L







 K U Va



 g de



 公制：n＝1＋─────



 16(W/S)



=tbl/>



 式中：U 為根據(jù)第23.333條(c)得到的突風速度,，米／秒,；



 de







 0.88μ



 g



 k ＝─────，為突風緩和系數(shù),；



 g 5.3＋μ



 g



 2(W/S)



 μ ＝─────,，為飛機質(zhì)量比；



 g -



 ρCag



=tbl/>



 2 4



 ρ為大氣密度,，牛頓?秒 ／米 ,；



 2



 W/S為具體載荷情況下適用的飛機重量產(chǎn)生的翼載，公斤／米 ,；



 -



 C－為平均幾何弦長,，米；



 2



 g為重力加速度,，米／秒 ,；



 V為飛機當量速度，米／秒,；



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



 NA L







 K U Va



 g de



 英制：n＝1＋─────



 498(W/S)



=tbl/>



 式中：







 0.88μ



 g



 k ＝─────,，為突風緩和系數(shù)；



 g 5.3＋μ



 g



 2(W/S)



 μ ＝─────，為飛機質(zhì)量比,；



 g -



 ρCag



=tbl/>



 U 為根據(jù)第23.333條(c)得到的突風速度,，英尺／秒；



 de



 3



 ρ為大氣密度,，斯拉格／英尺 ,；



 2



 W/S為具體載荷情況下適用的飛機重量產(chǎn)生的翼載，磅／英尺 ,；



 -



 C－為平均幾何弦長,，英尺；



 2



 g為重力加速度,，英尺／秒 ,；



 V為飛機當量速度，節(jié),；



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



 NA L



 〔1993年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.343條 設(shè)計燃油載重



 （a）可調(diào)配載重的各種組合必須包括從零燃油到選定的最大燃油載重范圍內(nèi)的每一燃油載重,。



 （b）如果燃油裝在機翼內(nèi)，且機翼油箱零燃油時的飛機最大許用重量小于最大重量,，則必須選用它作為“最大零機翼燃油重量”,。



 （c）對于通勤類飛機，可選定不超過在最大連續(xù)功率下運行45分鐘所需要的燃油作為結(jié)構(gòu)儲油情況,。如果選定了某種結(jié)構(gòu)儲油情況,，則該情況必須作為最小燃油重量情況用來表明符合本規(guī)章規(guī)定的飛行載荷要求，此外還要求：



 （1）結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成能承受機翼內(nèi)零燃油的情況,，此情況的限制載荷相應(yīng)于下列規(guī)定：



 （i）第23.337條規(guī)定的機動載荷系數(shù)的90％,，和



 （ii）第23.333條(c)規(guī)定的突風速度的85％。



 （2）結(jié)構(gòu)的疲勞評定必須計及由本條(c)(1)的設(shè)計情況所獲得的任何使用應(yīng)力的增量,；



 （3）顫振,、變形和振動要求也必須在機翼零燃油情況下得到滿足。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.345條 增升裝置



 （a）如果裝有用于起飛,、進場或著陸的襟翼或類似的增升裝置,，則在速度V 襟翼完全伸展形態(tài)下，假定飛機經(jīng)受對稱機動和對稱突風,，其范圍由下列條件確定：



 F



 （1）機動到正限制載荷系數(shù)2.0,，和,；



 （2）垂直作用于水平飛行軌跡的正、負突風速度為7.60米／秒（25英尺／秒）,。



 （b）必須假定V 不小于1.4V 或1.8V 兩者的大者,，其中：



 F S SF



 （1）V 是在設(shè)計重量下襟翼收態(tài)時的計算失速速度；



 S



 （2）V 是在設(shè)計重量下襟翼完全伸展時的計算失速速度,。



 SF



 （3）如果使用了襟翼載荷自動限制裝置,，則飛機可以按裝置所允許的空速和襟翼位置的臨界組合情況來設(shè)計。



 （c）當把飛機作為一個整體來確定其外載荷時,，可以假定推力,、滑流和俯仰加速度為零。



 （d）襟翼,、其操縱機構(gòu)及其支撐結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成能承受本條(a)規(guī)定的情況,。此外，在速度V ,、襟翼完全伸展時,，必須分別考慮下述情況：



 F



 （1）速度為7.60米／秒（25英尺／秒）(EAS)的迎面突風與75％的最大連續(xù)功率所對應(yīng)的螺旋槳滑流同時作用；和



 （2）最大起飛功率所對應(yīng)的螺旋槳滑流影響,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.347條 非對稱飛行情況



 （a）假定飛機經(jīng)受到第23.349條和第23.351條的非對稱飛行情況,。對重心的不平衡氣動力矩，必須由慣性力以合理的或保守的方法予以平衡,，認為此慣性力由主要質(zhì)量提供,。



 （b）按快滾機動（急橫滾）進行審定的特技類飛機，必須按照作用在機翼和水平尾翼上的附加的非對稱載荷進行設(shè)計,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.349條 滾轉(zhuǎn)情況



 機翼和機翼的支撐結(jié)構(gòu)必須按下列載荷情況來設(shè)計：



 （a）與飛機類別相應(yīng)的非對稱機翼載荷,。除非下列值導(dǎo)致不符合實際的載荷，滾轉(zhuǎn)加速度可以由第23.333條(d)規(guī)定的對稱飛行情況按下述方法加以修正而得到：



 （1）對于特技類,，在A和F情況,，假定100％的半翼展機翼氣動載荷作用在對稱面的一側(cè)，60％作用在另一側(cè),；



 （2）對于正常類,、實用類和通勤類飛機，在A情況,，假定100％的半翼展機翼氣動載荷作用在飛機的一側(cè),，75％作用在另一側(cè)。



 （b）由第23.455條規(guī)定的副翼偏轉(zhuǎn)和速度所產(chǎn)生的載荷,，至少同用于設(shè)計的正機動載荷系數(shù)的2/3相組合,。除非下列值導(dǎo)致不符合實際的載荷，副翼偏轉(zhuǎn)對機翼扭矩的影響,，可以在第23.333條(d)確定的臨界情況下,，用翼展上副翼所占部分內(nèi)的基本翼型力矩系數(shù)附加下列增量的方法來計算：







 △Cm＝-0.01δ



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 其中：



 △Cm是力矩系數(shù)增量,，和；



 δ是在臨界情況下副翼向下偏轉(zhuǎn)的度數(shù),。



 〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.351條 偏航情況



 飛機必須按照第23.441至第23.445條規(guī)定的載荷在垂直翼面上產(chǎn)生的偏航載荷來設(shè)計,。



 〔1993年12月23日第二次修訂〕



 第23.361條 發(fā)動機扭矩



 （a）每個發(fā)動機架及其支承結(jié)構(gòu)必須按下列組合效應(yīng)進行設(shè)計：



 （1）相應(yīng)于起飛功率和螺旋槳轉(zhuǎn)速的發(fā)動機限制扭矩和第23.333條(d)中飛行情況A的限制載荷的75％同時作用,；



 （2）相應(yīng)于最大連續(xù)功率及螺旋槳轉(zhuǎn)速的發(fā)動機限制扭矩和第23.333條(d)中飛行情況A的限制載荷同時作用；和



 （3）對于渦輪螺旋槳裝置,，除本條(a)(1)和(a)(2)規(guī)定的情況外,，相應(yīng)于起飛功率和螺旋槳轉(zhuǎn)速的發(fā)動機限制扭矩乘以下述系數(shù)后和1g平飛載荷同時作用。該系數(shù)是用于考慮螺旋槳操縱系統(tǒng)故障（包括快速順槳）,，在缺少詳細分析時,，必須取為1.6。



 （b）對渦輪發(fā)動機裝置,，發(fā)動機架及其支承結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成能承受下列每一種載荷：



 （1）由于故障或結(jié)構(gòu)損壞（例如壓氣機卡阻）造成發(fā)動機突然停車所產(chǎn)生的發(fā)動機限制扭矩載荷,；



 （2）發(fā)動機最大加速所產(chǎn)生的發(fā)動機限制扭矩載荷。



 （c）本條(a)考慮的發(fā)動機限制扭矩,，必須由平均扭矩乘以下列系數(shù)得出：



 （1）對渦輪螺旋槳裝置,，為1.25；



 （2）對有5個或5個以上汽缸的發(fā)動機,，為1.33,；



 （3）對有4、3,、2個汽缸的發(fā)動機,，分別為2、3,、4,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.363條 發(fā)動機架的側(cè)向載荷



 （a）發(fā)動機架及其支承結(jié)構(gòu)必須按作用于該發(fā)動機架上的側(cè)向載荷來設(shè)計，此側(cè)向載荷限制系數(shù)不小于下列數(shù)值：



 （1）1.33,；或



 （2）飛行情況A限制載荷系數(shù)的1/3,。



 （b）可假定本條(a)規(guī)定的側(cè)向載荷與其他飛行情況無關(guān)。



 第23.365條 增壓艙載荷



 對于增壓艙采用下列規(guī)定：



 （a）飛機結(jié)構(gòu)必須有足夠的強度來承受飛行載荷和壓差由零到釋壓活門最大調(diào)定值的載荷的組合作用,；



 （b）必須計及在飛行中的外部壓力分布以及應(yīng)力集中,；



 （c）如果允許機艙帶壓差著陸，則著陸載荷必須和由零到著陸期間所允許的最大壓差載荷相組合,；



 （d）飛機結(jié)構(gòu)必須有足夠的強度來承受下述壓差載荷,，該載荷為相應(yīng)于釋壓活門最大調(diào)定值的壓差載荷的1.33倍，并略去其他載荷,；



 （e）如果增壓艙被隔框或地板分成兩個或更多的隔艙,，主結(jié)構(gòu)必須按任一個有外部門或窗的隔艙內(nèi)壓力突然下降的效應(yīng)來設(shè)計,。此情況必須研究隔艙最大開口損壞的效果?？梢钥紤]各隔艙之間通風的效應(yīng),。



 第23.367條 發(fā)動機失效引起的非對稱載荷



 （a）渦輪螺旋槳飛機必須按臨界發(fā)動機失效所引起的非對稱載荷進行設(shè)計，其中包括下述情況與螺旋槳阻力限制系統(tǒng)單個故障的組合,，并考慮駕駛員在飛行操縱器件上預(yù)期的糾正動作：



 （1）在V 和V 之間的各種速度下,，由于燃油流動中斷而引起功率喪失所產(chǎn)生的載荷作為限制載荷；



 MCA D



 （2）在V 和V 之間的各種速度下,，由于發(fā)動機壓氣機和渦輪脫開或由于渦輪葉片失落所產(chǎn)生的載荷作為極限載荷,；



 MCA D



 （3）上述發(fā)動機失效引起的推力減小和阻力增加的時間歷程，必須由試驗或其他適用此特定發(fā)動機―螺旋槳組合的資料予以證實,；



 （4）對于駕駛員預(yù)期的糾正動作的時間和糾偏量的大小,，必須保守地加以估計，此時要考慮特定發(fā)動機―螺旋槳組合的特性,。



 （b）可以假定駕駛員的糾正動作在達到最大偏航速度時開始,，但不早于發(fā)動機失效后兩秒鐘。糾偏量的大小可以根據(jù)第23.397中規(guī)定的限制操縱力確定,，但如果分析或試驗表明較小的力能夠控制由上述發(fā)動機失效情況所產(chǎn)生的偏航和滾轉(zhuǎn),，也可以取較小的力。



 第23.369條 機翼后撐桿



 （a）如果采用機翼后撐桿,，它必須設(shè)計成能承受下列設(shè)計速度下的逆流情況：



 （編者注：此處公式見原稿）



 式中：



 2



 Wg/S為設(shè)計最大起飛重量下的翼載,，牛頓／米 。



 2



 （（編者注：此處公式見原稿）節(jié),；W/S為設(shè)計最大起飛重量下的翼載,，公斤／米 ）



 2



 （（編者注：此處公式見原稿）節(jié)；W/S為設(shè)計最大起飛重量下的翼載,，磅／英尺 ,。）



 （b）必須采用該特定機翼剖面的氣動數(shù)據(jù)，或采用C 等于－0.8,，弦向壓力為三角形分布,，后緣為峰值，前緣為零,。



 L



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.371條 陀螺和氣動載荷



 （a）每個發(fā)動機架及其支承結(jié)構(gòu),，必須按發(fā)動機和螺旋槳（如適用）在最大連續(xù)轉(zhuǎn)速和在下列任一情況下所產(chǎn)生的陀螺載荷、慣性載荷和氣動載荷來設(shè)計：



 （1）第23.351和第23.423條中規(guī)定的情況,，或,；



 （2）下列情況所有可能的組合：



 （i）偏航角速度2.5弧度／秒；



 （ii）俯仰角速度1弧度／秒,；



 （iii）法向載荷系數(shù)2.5,；和



 （iv）最大連續(xù)推力,。



 （b）對于批準進行特技機動的飛機，每個發(fā)動機架及其支承結(jié)構(gòu)必須滿足本條(a)的要求,，并且必須設(shè)計成能承受最大偏航和俯仰角速度組合作用下所預(yù)期的載荷系數(shù),。



 （c）按通勤類進行審定的飛機，每個發(fā)動機架及其支承結(jié)構(gòu)必須滿足本條(a)以及本規(guī)章第23.341規(guī)定的突風情況的要求,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.373條 速度控制裝置



 如果裝有供航路飛行中使用的速度控制裝置（例如擾流板和阻力板）,，則采用下列規(guī)定：



 （a）飛機必須按第23.333條，第23.337條和第23.341條中規(guī)定的對稱機動和突風,，以及第23.441條和第23.443條中規(guī)定的偏航機動和橫向突風進行設(shè)計,。此時速度控制裝置在該裝置所標明的展態(tài)速度以下的各種速度都處于展態(tài),；



 （b）如果速度控制裝置具有自動操縱或載荷限制機構(gòu),，則飛機必須根據(jù)該機構(gòu)所允許的各種速度和相應(yīng)的速度控制裝置的位置，按本條(a)規(guī)定的機動飛行和突風情況進行設(shè)計,。



 操縱面和操縱系統(tǒng)載荷



 第23.391條 操縱面載荷



 第23.397至第23.459條中規(guī)定的操縱面載荷,，是假定在第23.331至第23.351條規(guī)定的情況下產(chǎn)生的。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.393條 平行于鉸鏈線的載荷



 （a）操縱面及支承鉸鏈架必須設(shè)計成能承受平行于鉸鏈線作用的慣性載荷,。



 （b）在缺少更合理的資料時,，可以假定此慣性載荷等于KWg（公制，和英制：KW）,，式中：



 （1）K＝24,，對于垂直的操縱面；



 （2）K＝12,，對于水平的操縱面,；



 （3）W為可動操縱面的重量。



 g為重力加速度,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.395條 操縱系統(tǒng)載荷



 （a）飛行操縱系統(tǒng)及其支持結(jié)構(gòu),，必須按第23.391至第23.459條規(guī)定的情況，用至少為計算的操縱面鉸鏈力矩的125％的載荷進行設(shè)計,。此外,，采用下列規(guī)定：



 （1）系統(tǒng)的限制載荷，不必超過由駕駛員和自動裝置操縱所能產(chǎn)生的載荷的較大者,。但是,，自動駕駛儀的力不必加到駕駛員的力上去。系統(tǒng)必須按駕駛員或自動駕駛儀兩者中的較大作用力來設(shè)計,。此外,，如果駕駛員和自動駕駛儀作用力方向相反，則它們之間的系統(tǒng)部件可以按兩者中小者的最大作用力進行設(shè)計,。用于設(shè)計的駕駛員作用力不必超過第23.397條(b)中所規(guī)定的最大力,；



 （2）系統(tǒng)必須設(shè)計成在任何服役使用情況下都結(jié)實耐用,，要考慮到卡住、地面突風,、順風滑行,、操縱慣性和摩擦力?？梢杂玫?3.397條(b)中規(guī)定的最小力產(chǎn)生的載荷進行設(shè)計來表明符合此款的要求,。



 （b）設(shè)計升降舵、副翼和方向舵操縱系統(tǒng)時,，計算的鉸鏈力矩必須采用125％的系數(shù),。然而，如果鉸鏈力矩根據(jù)精確的飛行試驗數(shù)據(jù),，則可以用低至1.0的系數(shù),，系數(shù)的減少量，應(yīng)根據(jù)試驗數(shù)據(jù)的精確性和可靠性而定,。



 （c）假定用于設(shè)計的駕駛員作用力施加在相應(yīng)的駕駛桿握把或腳蹬板上（應(yīng)如同在飛行中一樣）并在操縱系統(tǒng)與操縱面操縱支臂的連接處受到反作用,。



 第23.397條 限制駕駛力和扭矩



 （a）在操縱面飛行受載情況中，操縱面上的氣動載荷和相應(yīng)的偏度,，不必超過施加本條(b)規(guī)定范圍內(nèi)的任何駕駛員作用力所可能達到的載荷和偏度,。在應(yīng)用此準則時，必須考慮操縱系統(tǒng)助力和伺服機構(gòu)的影響和調(diào)整片的影響,。如果僅用自動駕駛儀的力能夠比人駕駛產(chǎn)生更高的操縱面載荷,，則必須用它設(shè)計。



 （b）駕駛員限制作用力和扭矩如下：







┌──────────┬───────────────┬───────────────┐



│ │對于設(shè)計重量等于或小于2,268公 │ (2) │



│操縱器件 │斤（5,000磅）的飛機,，最大作用 │最小作用力或扭矩 │



│ │ (1) │ │



│ │力或扭矩 │ │



├──────────┼───────────────┼───────────────┤



│副翼： │ │ │



├──────────┼───────────────┼───────────────┤



│駕駛桿 │298牛（30.4公斤,；67磅） │178牛（18.1公斤；40磅） │



├──────────┼───────────────┼───────────────┤



│ (3) │ (4) │ (4) │



│駕駛盤 │222D牛米 （22.7D公斤?米,；50│178D牛米 （18.1D公斤?米,；40D│



│ │磅?英寸） │磅?英寸） │



├──────────┼───────────────┼───────────────┤



│升降舵： │ │ │



├──────────┼───────────────┼───────────────┤



│駕駛桿 │743牛（75.8公斤；167磅） │445牛（45.4公斤,；100磅） │



├──────────┼───────────────┼───────────────┤



│駕駛盤（對稱） │890牛（90.7公斤,；200磅） │445牛（45.4公斤；100磅） │



├──────────┼───────────────┼───────────────┤



│ (5) │ │ │



│駕駛盤（非對稱） │ │445牛（45.4公斤,；100磅） │



├──────────┼───────────────┼───────────────┤



│方向舵： │890牛（90.7公斤,；200磅） │668牛（68.1公斤；150磅） │



└──────────┴───────────────┴───────────────┘



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 （1）對于設(shè)計重量(W)大于2,268公斤（5,000磅）的飛機,，規(guī)定的最大作用力或扭矩,，必須隨重量線性地增加到設(shè)計重量5,670公斤（12,500磅）時為規(guī)定值的1.18倍。對通勤類飛機，規(guī)定的最大作用力或扭矩必須隨重量線性地增加到設(shè)計重量8,618公斤（19,000磅）時為規(guī)定值的1.35倍,。



 （2）如果操縱系統(tǒng)的任何個別裝置或操縱面的設(shè)計使得規(guī)定的最小作用力或力矩不能適用,，則可以采用從第23.415條得到的相應(yīng)的鉸鏈力矩數(shù)值，但不得小于所規(guī)定的最小力或扭矩的0.6倍,。



 （3）駕駛盤副翼操縱系統(tǒng)部分還必須按單個切向力進行設(shè)計,，此切向力的限制值等于表中確定的力偶力的1.25倍。



 （4）D為駕駛盤直徑,，米（英寸）,。



 （5）非對稱力必須作用在駕駛盤周緣的一個正常握點上。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.399條 雙操縱系統(tǒng)



 （a）雙操縱系統(tǒng)必須設(shè)計成能承受兩個駕駛員反向施加的作用力,，此時所采用的每個駕駛員作用力不小于下列載荷中的較大者：



 （1）按第23.395條所得載荷的0.75倍；



 （2）按第23.397條(b)規(guī)定的最小作用力,。



 （b）雙操縱系統(tǒng)必須設(shè)計成能承受兩個駕駛員同向施加的作用力,，此時所采用的每個駕駛員作用力不小于按第23.395條所得載荷的75％。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.405條 次操縱系統(tǒng)



 次操縱器件,，如機輪剎車,、擾流板和調(diào)整片的操縱器件,，均必須按照駕駛員很可能施于該操縱器件的最大作用力進行設(shè)計,。



 第23.407條 配平調(diào)整片的影響



 配平調(diào)整片對操縱面設(shè)計情況的影響，只有在操縱面載荷受到駕駛員最大作用力的限制時才必須計入,。在這些情況中,，認為配平調(diào)整片朝幫助駕駛員的方向偏轉(zhuǎn)，其偏度必須與所考慮情況的速度中預(yù)期的最大程度的失配平相對應(yīng),。



 第23.409條 調(diào)整片



 在任何可用的受載情況下,，操縱面調(diào)整片必須按飛行包線內(nèi)很可能得到的空速和調(diào)整片偏度的最嚴重的組合來設(shè)計。



 第23.415條 地面突風情況



 （a）操縱系統(tǒng)必須按下列地面突風和順風滑行產(chǎn)生的操縱面載荷進行設(shè)計：



 （1）如果按本條(a)(2)不要求檢查操縱系統(tǒng)地面突風載荷情況,，但是申請人選定按這些載荷來設(shè)計操縱系統(tǒng)的某一部分,，則只需把這些載荷從操縱面操縱支臂傳到最近的止動器或突風鎖及其支撐結(jié)構(gòu)上；



 （2）如果設(shè)計采用的駕駛員作用力小于第23.397條(b)中規(guī)定的最小值,，則必須按下式檢查地面突風和順風滑行引起的操縱面載荷對整個操縱系統(tǒng)的影響：







 H＝KcS q



 s



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 其中：



 H為限制鉸鏈力矩,，牛?米（公斤?米；磅?英尺）,；



 c為鉸鏈線后操縱面的平均弦長,，米（英尺）；



 2 2



 S 為鉸鏈線后操縱面面積,，米 （英尺 ）,；



 s



 2 2 2 2 2



 q為動壓，帕（公斤／米 ,；磅／英尺 ）,，其相應(yīng)的設(shè)計速度不小于（編者注：此處公式見原稿）,，其中W/S為設(shè)計最大重量下的翼載，但設(shè)計速度不必大于26.8米／秒（88英尺／秒）（W為飛機最大重量,，公斤（磅）,；g為重力加速度，米／秒 ,；S為機翼面積,，米 （英尺 ））；



 K為本條(b)給出的地面突風情況限制鉸鏈力矩系數(shù)（對于副翼和升降舵,，K為正值時表示力矩使操縱面下偏,，K為負值時表示力矩使操縱面上偏）。



 （b）地面突風限制鉸鏈力矩系數(shù)K必須取自下表：







┌──────┬───┬────────────────────────────┐



│操縱面 │K │操縱器件位置 │



├──────┼───┼────────────────────────────┤



│(a)副翼 │0.75 │(a)架駛桿鎖定或系住在中立位置 │



├──────┼───┼────────────────────────────┤



│(b)副翼 │±0.50│(b)副翼全偏：一個副翼為正力矩,，另一個副翼為負力矩 │



├──────┼───┼────────────────────────────┤



│(c)升降舵 │±0.75│(c)升降舵向上全偏（－） │



├──────┼───┼────────────────────────────┤



│(d)升降舵 │ │(d)升降舵向下全偏（＋） │



├──────┼───┼────────────────────────────┤



│(e)方向舵 │±0.75│(e)方向舵在中立位置 │



├──────┼───┼────────────────────────────┤



│(f)方向舵 │ │(f)方向舵全偏 │



└──────┴───┴────────────────────────────┘



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 （c）在相關(guān)手冊規(guī)定的從空重到最大重量的所有系留重量下,，規(guī)定的系留點及其周圍結(jié)構(gòu)、操縱系統(tǒng),、操縱面及相關(guān)的突風鎖都必須能承受飛機系留時由任何方向的直到120公里／小時（65節(jié)）水平風引起的限制載荷,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 水平安定和平衡翼面



 第23.421條 平衡載荷



 （a）水平翼面平衡載荷是在任何規(guī)定的沒有俯仰加速度的飛行情況下，維持平衡所必須的載荷,。



 （b）水平平衡翼面必須按限制機動包線上的任一點和第23.345條規(guī)定的襟翼情況所產(chǎn)生的平衡載荷來設(shè)計,。



 〔1993年12月23日第二次修訂〕



 第23.423條 機動載荷



 每一水平翼面及其支撐結(jié)構(gòu)和具有俯仰控制作用的鴨式或串列式機翼布局的主翼，必須按下列情況所決定的機動載荷來設(shè)計：



 （a）在速度為V 時,，將俯仰操縱器件突然向后移動到最大和突然向前移動到最大,，直至操縱止動點或駕駛員限制作用力，取兩者中之最臨界情況,；



 A



 （b）在速度大于V 時,，將俯仰操縱器件突然向后移動隨后向前移動，產(chǎn)生下表中法向加速度和角加速度的組合：



 A







┌──────────┬───────────┬────────────┐



│ │ │ 2 │



│情況 │法向加速度(n) │角加速度（弧度／秒 ） │



├──────────┼───────────┼────────────┤



│抬頭 │1.0 │+(39/V)n (n -1.5) │



│ │ │ m m │



├──────────┼───────────┼────────────┤



│低頭 │n │-(39/V)n (n -1.5) │



│ │ m │ m m │



└──────────┴───────────┴────────────┘



=tbl/>



 其中：



 （1）n 為用于飛機設(shè)計的正限制機動載荷系數(shù),；



 m



 （2）V為初始速度,，節(jié)。



 本條情況包括了在“校準機動”（在這種機動飛行中,，將俯仰操縱器件突然向一個方向移動,，然后又突然反向移動）中可能出現(xiàn)的相應(yīng)載荷，但“校準機動”的偏度和時間要避免超過限制機動載荷系數(shù),。對抬頭和低頭兩種情況,，水平翼面的總載荷是在速度V和規(guī)定的法向載荷系數(shù)n時的平衡載荷，加上由于規(guī)定的角加速度所引起的機動載荷增量,。



 〔1993年12月23日第二次修訂〕



 第23.425條 突風載荷



 （a）每一水平翼面（非主翼）必須按下列情況產(chǎn)生的載荷來設(shè)計：



 （1）襟翼收起,，第23.333條(c)所規(guī)定的突風速度；



 （2）在速度V ，對應(yīng)于第23.345條(a)(2)規(guī)定的情況,，名義強度為7.60米／秒（25英尺／秒）的正負突風,。



 F



 （b）〔備用〕



 （c）按本條(a)規(guī)定的情況確定水平翼面的總載荷時，必須首先確定在相應(yīng)的設(shè)計速度V ,、V 和V 下,，穩(wěn)定無加速飛行的初始平衡載荷。在初始平衡載荷上必須加上由突風引起的載荷增量以得到總載荷,。



 F C D



 （d）在缺少更合理的分析時,，由突風產(chǎn)生的載荷增量必須按下式計算，除非表明使用該公式是保守的,，否則該式僅適用于后水平尾翼布局的飛機,。



 （編者注：此處公式見原稿）



 其中：



 △L 為平尾的載荷增量，牛頓,；



 ht



 K 為第23.341條定義的突風緩和系數(shù),；



 g



 U 為得到的突風速度，米／秒,；



 de



 V為飛機當量速度,，米／秒；



 a 為后平尾升力曲線的斜率,，1／弧度,；



 ht



 2



 S 為后平尾的面積，米 ,；



 ht



 （編者注：此處公式見原稿）為下洗系數(shù),。



 公制：



 （編者注：此處公式見原稿）



 其中：



 △L 為平尾的載荷增量,，公斤,；



 ht



 K 為第23.341條定義的突風緩和系數(shù)；



 g



 U 為得到的突風速度,，米／秒,；



 de



 V為飛機當量速度，米／秒,；



 a 為后平尾升力曲線的斜率,，1／弧度；



 ht



 2



 S 為后平尾的面積,，米 ,；



 ht



 （編者注：此處公式見原稿）為下洗系數(shù)。



 英制：



 （編者注：此處公式見原稿）



 其中：



 △L 為平尾的載荷增量,，磅,；



 ht



 K 為第23.341條定義的突風緩和系數(shù)；



 g



 U 為得到的突風速度，英尺／秒,；



 de



 V為飛機當量速度,，節(jié)；



 a 為后平尾升力曲線的斜率,；1／弧度,；



 ht



 2



 S 為后平尾的面積，英尺 ,；



 ht



 （編者注：此處公式見原稿）為下洗系數(shù),。



 〔1993年12月23日第二次修訂〕



 第23.427條 非對稱載荷



 （a）水平翼面（非主翼）及其支撐結(jié)構(gòu)必須按偏航和滑流影響引起的非對稱載荷與第23.421至第23.425條規(guī)定的飛行情況載荷的組合來設(shè)計。



 （b）在缺少更合理的資料時,，對發(fā)動機,、機翼、水平翼面（非主翼）和機身外形按常規(guī)的相對位置布局的飛機,，采用下列規(guī)定：



 （1）可以假定對稱飛行情況最大載荷的100％作用于對稱面一側(cè)的水平翼面上,；



 （2）必須將下列百分比的載荷施加于另一側(cè)：



 百分比＝100-10(n-1)，其中n是規(guī)定的正機動載荷系數(shù),，但此百分比不得大于80％,。



 （c）對于非常規(guī)布局的飛機（如水平翼面（非主翼）有較大上反角或水平翼面支撐在垂尾上的飛機），各翼面及支撐結(jié)構(gòu)必須按單獨考慮的每一種規(guī)定的飛行情況中同時產(chǎn)生的垂尾和平尾載荷的組合來設(shè)計,。



 〔1993年12月23日第二次修訂〕



 垂直翼面



 第23.441條 機動載荷



 （a）在直至V 的各速度,，垂直翼面必須設(shè)計得能承受下列各種情況，在計算載荷時可以假定偏航角速度為零：



 A



 （1）飛機在無偏航非加速飛行時,，假定方向舵操縱器件突然移動到操縱止動器或由駕駛員限制作用力所限制的最大偏度,；



 （2）假定飛機以本條(a)(1)規(guī)定的方向舵偏度偏航到過漂側(cè)滑角?？梢约俣ㄟ^漂角等于本條(a)(3)的靜側(cè)滑角的1.5倍來代替分析,；



 （3）15°的偏航角，方向舵保持在中立位置（受駕駛員作用力限制者除外）,。



 （b）對于通勤類飛機,，必須按照下列附加的機動情況進行設(shè)計，速度范圍從V 到V /M ,。在計算尾翼載荷時：



 A D D



 （1）飛機必須偏航到可得到的最大穩(wěn)態(tài)靜側(cè)滑角,，方向舵處于以下任何一項引起的最大偏轉(zhuǎn)位置：



 （i）操縱面止動器；



 （ii）最大可用的助力器作用,；



 （iii）下圖所示的駕駛員操縱方向舵的最大的力,。



 （2）方向舵必須從最大偏轉(zhuǎn)位置突然回到中立位置。



 （c）對于某特定速度,，(a)(3)所選定的偏航角如果在下列情況中不會被超過,，則本條(a)(3)規(guī)定的偏航角可以減?。?


 （1）穩(wěn)定側(cè)滑情況；



 （2）從大坡度飛行產(chǎn)生的非協(xié)調(diào)滾轉(zhuǎn),；



 （3）臨界發(fā)動機突然失效,，而糾正動作又有延遲。



 （編者注：此處圖形見原稿）



 設(shè)計空速



 圖 駕駛員操縱方向舵的最大力



 〔1993年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.443條 突風載荷



 （a）垂直翼面必須設(shè)計成當速度為V 的非加速飛行時,，能夠承受第23.333條(c)中V 時所規(guī)定的橫向突風。



 C C



 （b）此外,，對于通勤類飛機,，假定飛機以V 、V ,、V 及V 作非加速飛行時,，遇到垂直于對稱平面的突風。必須研究第23.341條和第23.345條中所確定情況相應(yīng)的突風和飛機速度,。突風形狀必須按第23.333條(c)(2)(i)的規(guī)定,。



 B C D F



 （c）在缺少更合理的分析時，必須按下式計算突風載荷：







 K U Va S



 gt de vt vt



 L ＝────────



 vt 1.63



=tbl/>



 其中：



 L 為垂直翼面載荷,，牛頓,；



 vt



 0.88μ



 gt



 K ＝─────為突風緩和系數(shù)；



 gt 5.3＋μ



 gt



 2



 2Wg K



 μ ＝────── ──為側(cè)向質(zhì)量比,；



 gt -



 ρc ga S l



 t vt vt vt



 U 為規(guī)定的突風速度,，米／秒；



 de



 3



 ρ為空氣密度,，公斤／米 ,；



 W為在特定載荷情況下適用的飛機重量，公斤,；



 2



 S 為垂直翼面面積,；米 ；



 vt



 -



 C 為垂直翼面平均幾何弦長,，米,；



 t



 a 為垂直翼面升力曲線斜率，1／弧度,；



 vt



 K為偏航方向回轉(zhuǎn)半徑，米,；



 l 為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離,，米；



 vt



 2



 g為重力加速度,，米／秒 ,；



 V為飛機當量空速,，米／秒。



 公制：







 K U Va S



 gt de vt vt



 L ＝───────



 vt 16.0



=tbl/>



 其中：



 L 為垂直翼面載荷,，公斤,；



 vt



 0.88μ



 gt



 K ＝──────為突風緩和系數(shù)；



 gt 5.3＋μ



 gt



 2



 2W K



 μ ＝────── ──為側(cè)向質(zhì)量比,；



 gt -



 ρc ga S l



 t vt vt vt



 U 為規(guī)定的突風速度,，米／秒；



 de



 2 4



 ρ為空氣密度,，牛頓?秒 ／米



 W為在特定載荷情況下適用的飛機重量,，公斤；



 2



 S 為垂直翼面面積,，米



 vt



 -



 C 為垂直翼面平均幾何弦長,，米；



 t



 a 為垂直翼面升力曲線斜率,，1／弧度；



 vt



 K為偏航方向回轉(zhuǎn)半徑,，米,；



 l 為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離,，米,；



 vt



 2



 g為重力加速度，米／秒



 V為飛機當量空速,，米／秒,。



 英制：







 K U Va S



 gt de vt vt



 L ＝────────



 vt 498



=tbl/>



 其中：



 L 為垂直翼面載荷，磅,；



 vt



 0.88μ



 gt



 K ＝──────為突風緩和系數(shù)；



 gt 5.3＋μ



 gt



 2



 2W K



 μ ＝────── ──為側(cè)向質(zhì)量比,；



 gt -



 ρc ga S l



 t vt vt vt



 U 為規(guī)定的突風速度，英尺／秒,；



 de



 3



 ρ為空氣密度,，斯拉格／英尺 ；



 W為在特定載荷情況下適用的飛機重量,，磅；



 2



 S 為垂直翼面面積,，英尺



 vt



 -



 C 為垂直翼面平均幾何弦長，英尺,；



 t



 a 為垂直翼面升力曲線斜率,，1／弧度,；



 vt



 K為偏航方向回轉(zhuǎn)半徑,，英尺,；



 l 為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離，英尺,；



 vt



 2



 g為重力加速度，英尺／秒



 V為飛機當量空速,，節(jié)。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，1993年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.445條 外置垂直翼面或翼尖小翼



 （a）如果在水平翼面或機翼上安裝了外置垂直翼面或翼尖小翼,，則水平翼面或機翼必須根據(jù)其最大載荷與這種垂直翼面或小翼所引起的載荷以及因此而導(dǎo)致的作用在水平翼面或機翼上的力和力矩的組合來設(shè)計,。



 （b）當水平翼面（或機翼）將外置垂直翼面或翼尖小翼分成上下兩部分時,，則垂直翼面的臨界載荷（按第23.441條和第23.443條確定的單位面積載荷）必須按下列規(guī)定施加：



 （1）水平翼面（或機翼）以上和以下的垂直翼面面積分別受100％和80％的載荷；



 （2）水平翼面（或機翼）以上和以下的垂直翼面面積分別受80％和100％的載荷,。



 （c）第23.441條和第23.443條的偏航情況應(yīng)用于本條(b)所述的垂直翼面時，必須計及外置垂直翼面或翼尖小翼的端板效應(yīng),。



 （d）在使用合理的方法進行載荷計算時，對于結(jié)構(gòu)載荷情況必須同時施加第23.441條中作用在垂直翼面上的機動載荷和1g的水平翼面或機翼載荷,，包括垂直翼面在水平翼面或機翼上產(chǎn)生的誘導(dǎo)載荷和作用在水平翼面或機翼上的力或力矩。



 〔1993年12月23日第二次修訂〕



 副翼和特殊裝置



 第23.455條 副翼



 （a）副翼必須按它們經(jīng)受的下列載荷來設(shè)計：



 （1）在對稱飛行情況時副翼處于中立位置,；



 （2）在非對稱飛行情況時,，副翼處于下列偏度（受駕駛員作用力限制者除外）：



 （i）在V 時，副翼操縱器件突然移動至最大偏度,。可以適當考慮操縱系統(tǒng)的變形,；



 A



 （ii）在V 時，此處V 大于V ,，副翼的偏度足以產(chǎn)生不小于本條(a)(2)(i)得到的滾轉(zhuǎn)率；



 C C A



 （iii）在V 時,，副翼的偏度足以產(chǎn)生不小于本條(a)(2)(i)得到的滾轉(zhuǎn)率的1/3,。



 D



 （b）〔備用〕



 〔1993年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.459條 特殊裝置



 對于采用氣動操縱面的特殊裝置（例如縫翼和擾流板）,，其受載情況必須由試驗數(shù)據(jù)確定,。



 地面載荷



 第23.471條 總則



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



 第23.473條 地面載荷情況和假定



 （a）除了第23.479,、第23.481和第23.483條可以按本條(b)和(c)允許的設(shè)計著陸重量（以最大下沉速度著陸時的最大重量）來表明其符合性外，必須按設(shè)計最大重量來表明其符合本章的地面載荷要求,。



 （b）設(shè)計著陸重量可以低至下列數(shù)值：



 （1）如果最小油量等于設(shè)計最大重量與設(shè)計著陸重量之差加上足以保證在最大連續(xù)功率下至少工作半小時所消耗的油量,，則可取為95％的最大重量；或



 （2）設(shè)計最大重量減去25％總?cè)加椭亓俊?


 （c）如果下列兩項成立,，則多發(fā)飛機的設(shè)計著陸重量可以小于本條(b)的規(guī)定：



 （1）飛機符合第23.67條(b)(1)或(c)的一臺發(fā)動機不工作情況下的爬升要求,，和；



 （2）飛機表明符合第23.1001條中應(yīng)急放油系統(tǒng)的要求,。



 1/4 1/4 1/4



 （d）對本章規(guī)定的地面載荷情況,，飛機重心處所選定的限制垂直慣性載荷系數(shù)，不得小于用0.510(Wg/S) 米／秒（0.902(W/S) 米／秒,；4.4(W/S) 英尺／秒）的下沉速度(V)著陸時所能得到的值,，但此下沉速度不必大于3.05米／秒（10英尺／秒），也不得小于2.13米／秒（7英尺／秒）,。



 （e）可以假定在整個著陸過程中,，機翼升力不超過飛機重量的2/3，并作用在重心處,。地面反作用力載荷系數(shù)可以等于慣性載荷系數(shù)減去上述假定的機翼升力與飛機重量的比值,。



 （f）如果用能量吸收試驗來確定對應(yīng)于所要求的限制下沉速度的限制載荷系數(shù)，則這些試驗必須根據(jù)第23.723條(a)的要求進行,。



 （g）在設(shè)計最大重量時,，用于設(shè)計的限制慣性載荷系數(shù)不得小于2.67，限制地面反作用力載荷系數(shù)也不可小于2.0,，除非在使用中預(yù)期會遇到的粗糙地面上,，以速度直到起飛速度的滑行中，上述兩系數(shù)不會被超過,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.477條 起落架布置



 第23.479至第23.483條或附件C中的情況,，適用于常規(guī)布局的主、前起落架或主,、尾起落架飛機,。



 第23.479條 水平著陸情況



 （a）對于水平著陸，假定飛機處于下列姿態(tài)：



 （1）對于尾輪式飛機,，處于正常水平飛行姿態(tài),；



 （2）對于前輪式飛機，其姿態(tài)為下列兩種：



 （i）前輪和主輪同時接觸地面；



 （ii）主輪接地和前輪稍離地面,。



 本條(a)(2)(i)項的姿態(tài)可以用于要求按本條(a)(2)(ii)進行的分析中,。



 （b）在研究著陸情況時，必須把阻力分量與相應(yīng)的瞬時垂直地面反作用力恰當?shù)亟M合起來,，阻力分量為模擬把輪胎和機輪加速到著陸速度（起旋）所需要的力,。起旋阻力載荷（回彈）迅速減小引起的向前作用的水平載荷必須在向前的載荷達到峰值時與垂直的地面反作用力相組合,，假定機翼升力,，且輪胎滑動摩擦系數(shù)為0.8。然而,，阻力載荷不得小于最大垂直地面反作用力的25％（忽略機翼升力）,。



 （c）在確定著陸情況的機輪起旋和回彈載荷時,，如果缺乏具體的試驗或更為合理的分析，則必須使用附件D中闡述的方法。如果使用了附件D,，則設(shè)計時采用的阻力分量不得小于附件C中給出的值,。



 （d）對帶有翼尖油箱或由機翼支持的大型外掛質(zhì)量（如渦輪螺旋槳或噴氣發(fā)動機）的飛機，其翼尖油箱和支撐油箱或大型外掛質(zhì)量的結(jié)構(gòu)，必須根據(jù)本條(a)(1)或(a)(2)(ii)水平著陸情況的動態(tài)響應(yīng)的影響來設(shè)計,。在計算動態(tài)響應(yīng)的影響時,，可以假定飛機升力等于飛機重量,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.481條 尾沉著陸情況



 （a）對尾沉著陸,，假定飛機處于下列姿態(tài)：



 （1）對于尾輪式飛機,，主輪和尾輪同時接地,；



 （2）對于前輪式飛機,，失速姿態(tài)或相應(yīng)于除主輪外飛機所有部分均不觸地時所允許的最大迎角,，兩者中取迎角較小者,。



 （b）對尾輪式或前輪式飛機，假定在最大垂直載荷出現(xiàn)以前,，機輪的圓周速度已達到了飛機的水平速度，地面反作用力為垂直的,。



 第23.483條 單輪著陸情況



 對于單輪著陸情況,，假定飛機處于水平姿態(tài),，以一側(cè)主起落架接地,。在這種姿態(tài)下，該側(cè)地面反作用力必須與第23.479條所得到的一側(cè)主起落架載荷相同,。



 第23.485條 側(cè)向載荷情況



 （a）對側(cè)向載荷情況,，假定飛機處于水平姿態(tài)，僅以主輪接地,，減震支柱和輪胎處于靜態(tài)位置,。



 （b）限制垂直慣性載荷系數(shù)必須為1.33，垂直地面反作用力在主起落架間平均分配,。



 （c）限制側(cè)向慣性載荷系數(shù)必須為0.83,，側(cè)向地面反作用力在兩主起落架之間分配如下：



 （1）0.5(w)作用在一側(cè)主起落架上，方向向內(nèi),；



 （2）0.33(w)作用在另一側(cè)主起落架上,，方向向外。



 （d）假定本條(c)規(guī)定的側(cè)向載荷作用在接地點上,，并且可假定阻力為零,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.493條 滑行剎車情況



 對滑行剎車情況,，減震支柱和輪胎在靜態(tài)位置，并采用下列規(guī)定：



 （a）限制垂直載荷系數(shù)必須為1.33,；



 （b）姿態(tài)和接地狀態(tài),，必須符合第23.479條所述的水平著陸情況；



 （c）阻力方向的反作用力等于機輪垂直反作用力乘上數(shù)值為0.8的摩擦系數(shù),，它必須作用于每個帶剎車機輪的接地點上,，但是阻力方向的反作用力不必超過按限制剎車扭矩所決定的最大值。



 第23.497條 尾輪補充情況



 在確定尾輪及受其影響的支撐結(jié)構(gòu)的地面載荷時,，采用下列規(guī)定：



 （a）對于障礙載荷,，在機尾下沉著陸情況下得到的限制地面反作用力，假設(shè)是向上和向后45°通過輪軸作用,?？梢约俣p震支柱和輪胎在靜態(tài)位置；



 （b）對于側(cè)向載荷,，假定等于尾輪靜載荷的限制垂直地面反作用力與等值的側(cè)向分力相組合,。此外采用下列規(guī)定：



 （1）如果尾輪可偏轉(zhuǎn)，則假定尾輪相對飛機縱軸轉(zhuǎn)動90°,，其合成地面載荷通過輪軸,；



 （2）如果裝有鎖、轉(zhuǎn)向操縱裝置或減擺器,，仍假定尾輪處于拖曳位置，并且側(cè)向載荷作用于輪胎接地點上,；



 （3）假定減震支柱和輪胎在靜態(tài)位置,。



 （c）如果采用尾輪、緩沖器或吸能裝置來表明對第23.925條(b)的符合性,，則要滿足下列要求：



 （1）必須針對尾輪,、緩沖器或吸能裝置確定適當?shù)脑O(shè)計載荷；和



 （2）尾輪,、緩沖器或吸能裝置的支持結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成能承受本條(c)(1)的載荷,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.499條 前輪補充情況



 在確定前輪及受其影響的支撐結(jié)構(gòu)的地面載荷時，假定減震支柱及輪胎處于靜態(tài)位置,，下列要求必須得到滿足：



 （a）對于向后載荷,，輪軸上的限制力分量必須為下述載荷：



 （1）垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍；



 （2）阻力分量為垂直載荷的0.8倍,。



 （b）對于向前載荷,，輪軸上的限制力分量必須為下述載荷：



 （1）垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍；



 （2）向前的分量為垂直載荷的0.4倍,。



 （c）對于側(cè)向載荷,，接地點上的限制力分量必須為下述載荷：



 （1）垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍,；



 （2）側(cè)向分量為垂直載荷的0.7倍。



 （d）對于帶有由液壓或其他動力操縱的可轉(zhuǎn)向操縱式前輪的飛機,，在設(shè)計起飛重量,、前輪處于任一轉(zhuǎn)向操縱位置時，必須假定其承受滿操縱扭矩的1.33倍與等于作用在前起落架上的最大靜反作用力1.33倍的垂直反作用力的組合載荷,。如果裝有扭矩限制裝置,，則可將操縱扭矩降至該裝置允許的最大值。



 （e）如果可轉(zhuǎn)向操縱式前輪與方向舵腳蹬有直接的機械連接,，則該機構(gòu)必須設(shè)計成能承受第23.397條(b)規(guī)定的駕駛員最大操縱力引起的轉(zhuǎn)向操縱扭矩,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.505條 滑橇式飛機的補充情況



 在確定滑橇式飛機地面載荷時，假定飛機停在地面上,，一個主滑橇凍住在靜止狀態(tài),，而其他滑橇可自由滑動，在尾部組件附近必須施加一個相應(yīng)于設(shè)計最大重量0.036倍的限制側(cè)向力,，安全系數(shù)為1.0,。



 第23.507條 千斤頂載荷



 （a）飛機必須按以設(shè)計最大重量支承在千斤頂上所產(chǎn)生的載荷來設(shè)計。對于起落架千斤頂支承點,，飛機為三點姿態(tài),；對于主飛機結(jié)構(gòu)千斤頂支承點，飛機為水平姿態(tài),。假定支承點的載荷系數(shù)如下：



 （1）垂直載荷系數(shù)為靜反作用力的1.35倍,；



 （2）前、后和側(cè)向載荷系數(shù)為靜反作用力的0.4倍,。



 （b）在千斤頂支承點上的水平載荷必須受慣性力的反作用,，以使千斤頂支承點上的合成載荷方向不改變。



 （c）必須考慮水平載荷與垂直載荷的所有組合,。



 第23.509條 牽引載荷



 本條牽引載荷必須應(yīng)用于牽引接頭和與其直接連接的結(jié)構(gòu)的設(shè)計,。



 （a）必須分別考慮本條(d)規(guī)定的牽引載荷。這些載荷必須作用于牽引接頭上,，并且它們的作用方向必須和地面平行,。此外，采用下列規(guī)定：



 （1）必須考慮作用于重心上等于1.0的垂直載荷系數(shù),；



 （2）減震支柱和輪胎必須處于靜態(tài)位置,。



 （b）對于牽引點不在起落架上但靠近飛機對稱平面的情況，采用為輔助起落架規(guī)定的阻力和側(cè)向牽引載荷分量,。對于牽引點位于起落架外側(cè)的情況,，采用為主起落架規(guī)定的阻力和側(cè)向牽引載荷分量。在不能達到規(guī)定的旋轉(zhuǎn)角的情況下,，必須采用可能達到的最大旋轉(zhuǎn)角度,。



 （c）本條(d)規(guī)定的牽引載荷必須受到下列載荷的反作用：



 （1）作用在主起落架上的牽引載荷的側(cè)向分量,，必須受到一個側(cè)向力的反作用，此側(cè)向力作用于承受此載荷的機輪的靜地面線上,；



 （2）作用在輔助起落架上的牽引載荷,，以及作用在主起落架上的牽引載荷的阻力分量，必須受到下列載荷的反作用：



 （i）在承受牽引載荷的機輪軸線上,，必須施加一個反作用力,，其最大值等于垂直反作用力。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(guī)定的牽引載荷如下,，表中w是設(shè)計最大重量：







┌──────┬────────┬─────┬─────┬────────────┐



│ 牽引點 │ 位 置 │ 大 小 │ 載荷序號 │ 方 向 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ 主起落架 │ │ 0.225w │ 1 │向前,，平行于阻力軸線 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ │ │ 2 │向前，與阻力軸線成30° │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ │ │ 3 │向后,，平行于阻力軸線 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ │ │ 4 │向后,，與阻力軸線成30° │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ 輔助起落架 │ 轉(zhuǎn)向前 │ 0.3w │ 5 │向前 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ │ │ 6 │向后 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ 轉(zhuǎn)向后 │ 0.3w │ 7 │向前 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ │ │ 8 │向后 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ 輔助起落架 │ 從前面轉(zhuǎn)45° │ 0.15w │ 9 │在機輪平面內(nèi)向前 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ │ │ 10 │在機輪平面內(nèi)向后 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ 從后面轉(zhuǎn)45° │ 0.15w │ 11 │在機輪平面內(nèi)向前 │



├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤



│ │ │ │ 12 │在機輪平面內(nèi)向后 │



└──────┴────────┴─────┴─────┴────────────┘



=tbl/>



 第23.511條 地面載荷：多輪起落架裝置上的非對稱載荷



 （a）回轉(zhuǎn)載荷 假定飛機在下述狀態(tài)圍繞一側(cè)主起落架回轉(zhuǎn)：



 （1）在回轉(zhuǎn)組件上的剎車是剎死的；



 （2）相應(yīng)于限制垂直載荷系數(shù)1.0和摩擦系數(shù)0.8的載荷,，施加于這個主起落架及其支承結(jié)構(gòu)上,。



 （b）非均勻輪胎載荷 第23.471至第23.483條確定的載荷必須以60％和40％的分配關(guān)系，依次施加于每個雙輪起落架的雙輪和輪胎上,。



 （c）泄氣輪胎載荷 對泄氣的輪胎情況如下：



 （1）必須將第23.471至第23.483條確定的載荷的60％,，依次施加于起落架的每一個機輪上；



 （2）第23.485條和第23.493條確定的限制阻力和側(cè)向載荷的60％和限制垂直載荷的100％或本條(c)(1)所得到的較小的垂直載荷,，必須依次施加于雙輪起落架的每一個機輪上,。



 水載荷



 第23.521條 水載荷情況



 （a）水上飛機和水陸兩用飛機的結(jié)構(gòu)必須根據(jù)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(xiàn)的任何姿態(tài)，以相應(yīng)的向前和下沉速度起飛和著水過程中所產(chǎn)生的水載荷進行設(shè)計,。



 （b）除非申請人對水載荷作出更合理的分析，否則采用第23.523條至第23.537條的規(guī)定,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.523條 設(shè)計重量和重心位置



 （a）設(shè)計重量 必須在直到設(shè)計著水重量的各種運行重量下滿足水載荷要求,。但對于第23.531條中所述的起飛情況，必須采用水面設(shè)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范圍內(nèi)臨界重心,，以獲得水上飛機結(jié)構(gòu)每一部分的最大設(shè)計載荷。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.525條 載荷的假定



 （a）除非另有規(guī)定,，否則假定水上飛機作為整體承受與第23.527條規(guī)定的載荷系數(shù)相應(yīng)的載荷,。



 （b）在施加按第23.527條中規(guī)定的載荷系數(shù)得到的載荷時，可以用不小于第23.533條(c)中規(guī)定的壓力把該載荷分布于整個船體或主浮筒的底部（以避免在水載荷作用部位出現(xiàn)過大的局部剪切載荷和彎矩）,。



 （c）對于雙浮筒水上飛機,，每個浮筒必須作為一架假想的水上飛機的一個等效船體,，其重量等于該雙浮筒水上飛機重量的一半。



 （d）除第23.531條的起飛情況外,，在著水時,，假定水上飛機的氣動升力為水上飛機重力的2/3。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.527條 船體和主浮筒載荷系數(shù)



 （a）水面反作用載荷系數(shù)n 必須以下列方法計算：



 w



 （1）對于斷階著水情況：







 2



 C V



 1 S0



 n ＝────────



 w 2/3 1/3



 （tan β）W



=tbl/>



 （2）對船首和船尾著水情況：







 2



 C V K



 1 S0 1



 n ＝────────×───────



 w 2/3 1/3 2 2/3



 （tan β）W （1＋r ）



 x



=tbl/>



 （b）采用下列值：



 （1）n 為水面反作用載荷系數(shù)（即水面反作用力除以水上飛機重力）



 w



 （2）C ＝0.00922（公制：C ＝0.00922,；英制：C ＝0.012）,，為水上飛機操縱經(jīng)驗系數(shù)（但此數(shù)不得小于為獲得斷階載荷系數(shù)最小值2.33所需要的數(shù)值）



 1 1 1



 （3）V 為襟翼打開在相應(yīng)的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度,，節(jié),；



 S0



 （4）β為在確定載荷系數(shù)的縱向站位處的斜升角，度,。載荷系數(shù)按附件I圖1來確定,；



 （5）W為水上飛機設(shè)計著水重量，公斤（磅）,；



 （6）K 為船體站位的經(jīng)驗加權(quán)系數(shù),，按附件I圖2



 1



 （7）r 為平行于船體基準軸，從水上飛機重心到進行載荷系數(shù)計算的船體縱向站位的距離與水上飛機的俯仰回轉(zhuǎn)半徑之比,。船體基準軸為一條在對稱平面內(nèi)與主斷階處龍骨相切的直線,。



 x



 （c）對于雙浮筒水上飛機，由于浮筒與水上飛機連接的柔性影響,，可以將船首和船尾處的系數(shù)K 減少到附件I圖2所示值的80％,，這種減少僅適用于傳力構(gòu)架和水上飛機機體結(jié)構(gòu)的設(shè)計。



 1



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.529條 船體和主浮筒著水情況



 （a）對稱斷階,、船首和船尾著水 對于對稱斷階,、船首和船尾著水，水面反作用限制載荷系數(shù)按第23.527計算確定,。此外,，采用下列規(guī)定：



 （1）對于對稱斷階著水，水載荷的合力必須在龍骨上,，通過重心且與龍骨線垂直,；



 （2）對于對稱船首著水，水載荷的合力必須作用在從船首到斷階的縱向距離1/5處的龍骨上,，且與龍骨線垂直,；



 （3）對于對稱船尾著水，水載荷的合力必須作用在從斷階到尾柱的縱向距離85％處的龍骨上,，且與龍骨線垂直,。



 （b）非對稱著水：船體式水上飛機和單浮筒水上飛機 必須檢查非對稱的斷階、船首和船尾著水情況,。此外,，采用下列規(guī)定：



 （1）每一情況的載荷均由向上分量和側(cè)向分量組成,，其值分別等于相應(yīng)的對稱著水情況合力乘以0.75和0.25tanβ；



 （2）載荷向上分量的作用點和方向與對稱情況相同,，側(cè)向分量的作用點在向上分量的同一縱向站位處,，作用于龍骨線和舭線之間的中點，但方向朝內(nèi)并垂直于對稱平面,。



 （c）非對稱著水：雙浮筒水上飛機 非對稱載荷由作用于每一浮筒斷階處的向上載荷和僅作用于一個浮筒上的側(cè)向載荷組成,，其值分別等于按第23.527條獲得的斷階著水載荷乘以0.75和0.25tanβ。側(cè)向載荷作用在浮筒龍骨線和舭線之間的中點,，位于與向上載荷相同的縱向站位處,，但方向朝內(nèi)并垂直于對稱平面。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.531條 船體和主浮筒起飛情況



 對于機翼及其與船體或主浮筒的連接,，采用下列規(guī)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(yīng)的載荷系數(shù)按下式計算：







 2



 C V



 TO S1



 n＝────────



 2/3 1/3



 （tan β）W



=tbl/>



 式中：



 n為慣性載荷系數(shù),；



 C ＝0.00307（公制：C ＝0.0030,；英制：C ＝0.004），為水上飛機操作經(jīng)驗系數(shù),；



 TO TO TO



 V 為襟翼打開在相應(yīng)的起飛位置,，在水面設(shè)計起飛重量下的水上飛機失速速度，節(jié)



 S1



 β為主斷階處的斜升角,，度,；



 W為水上設(shè)計起飛重量，公斤（磅）,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.533條 船體和主浮筒底部壓力



 （a）總則 必須按本條規(guī)定設(shè)計船體和主浮筒結(jié)構(gòu),，包括構(gòu)架、隔框,、長桁和底板,。



 （b）局部壓力 對于底板、長桁及其與支承結(jié)構(gòu)連接的設(shè)計,，必須采用下列的壓力分布：



 （1）對于無舭彎的船底,，舭處的壓力為龍骨處壓力的75％，龍骨與舭之間的壓力按附件I圖3成線性變化,。龍骨處的壓力按下式計算：







 2



 K V



 2 S1



 P ＝C ×──────



 K 2 tanβ



 K



=tbl/>



 式中：



 2 2



 P 為龍骨上的壓力，帕（公斤／厘米 ,；磅／英寸 ）



 K



 C ＝14.7（公制：C ＝0.00015,；英制：C ＝0.00213）



 2 2 2



 K 為船體站位加權(quán)系數(shù)，按附件I圖2



 2



 V 為襟翼打開在相應(yīng)的起飛位置,，水面設(shè)計起飛重量下的水上飛機失速速度,，節(jié),；



 S1



 β 為在龍骨處的斜升角，度,。按附件I圖1,。



 K



 （2）對于帶舭彎的船底，舭彎起點處的壓力與無舭彎船底的壓力相同,。舭和舭彎起點之間的壓力按附件I圖3成線性變化,。壓力分布與本條(b)(1)無舭彎船底的規(guī)定相同，但舭處的壓力按下式計算：







 2



 K V



 2 S1



 P ＝C ×─────



 ch 3 tanβ



=tbl/>



 式中：



 2 2



 P 為舭處的壓力,，帕（公斤／厘米 ,；磅／英寸 ）；



 ch



 C ＝11.0（公制：C ＝0.000113,；英制：C ＝0.0016）,；



 3 3 3



 K 為船體站位加權(quán)系數(shù)，按附件I圖2



 2



 V 為襟翼打開在相應(yīng)的起飛位置,，水面設(shè)計起飛重量下的水上飛機失速速度,，節(jié)；



 S1



 β為相應(yīng)站位處的斜升角,，度,。



 在壓力作用區(qū)域內(nèi)必須模擬船體或浮筒受高度集中的撞擊時所產(chǎn)生的壓力，但不必擴大到對框架或整個結(jié)構(gòu)會引起臨界應(yīng)力的那些區(qū)域,。



 （c）壓力分布 對于框架,、龍骨和舭結(jié)構(gòu)的設(shè)計，采用下列壓力分布：



 （1）對稱壓力按下式計算：







 2



 K V



 2 S0



 P＝C ×─────



 4 tanβ



=tbl/>



 式中：



 2 2



 P為壓力,，帕（公斤／厘米 ,；磅／英寸 ）



 C ＝700.0C （公制：C ＝0.00549C ；英制：C ＝0.078C ）,。C 按第23.527條計算,；



 4 1 4 1 4 1 1



 K 為船體站位加權(quán)系數(shù)，按附件I圖2,；



 2



 V 為襟翼打開在相應(yīng)的著水位置,，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節(jié),；



 S0



 β為相應(yīng)站位處的斜升角,，度。



 （2）非對稱壓力分布由本條(c)(1)規(guī)定的作用在船體或主浮筒中心線一側(cè)的壓力和作用在船體或主浮筒中心線另一側(cè)的該壓力的一半組成,，按附件I圖3,。



 （3）這些壓力是均勻的，且必須同時作用于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(cè)壁結(jié)構(gòu),，但不必作為剪切和彎曲載荷向前后傳遞,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.535條 輔助浮筒載荷



 （a）總則 輔助浮筒和其連接以及支承結(jié)構(gòu)，必須按本條規(guī)定的情況進行設(shè)計,。在本條(b)至(e)規(guī)定的情況中,，為避免局部載荷過大，可將規(guī)定的水載荷分布于整個浮筒底部,，所采用的底部壓力不小于本條(g)規(guī)定的數(shù)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(nèi)，作用點位于從筒首到斷階的距離的3/4處,，方向必須與龍骨垂直,，限制載荷的合力按下式計算，但L值不必超過浮筒完全浸沒時排水量的三倍：







 2 2/3



 C V W



 5 S0



 L＝───────────



 2/3 2 2/3



 tan β （1＋r ）



 s y



=tbl/>



 其中：



 L為限制載荷,，牛頓（公斤,；磅）；



 C ＝0.0399（公制：C ＝0.00898,；英制：C ＝0.0053）,；



 5 5 5



 V 為襟翼打開在相應(yīng)的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度,，節(jié),；



 S0



 W為水上飛機設(shè)計著水重量，公斤（磅）,；



 β 為從筒首到斷階的距離的3/4站位處的斜升角,，但不必小于15度；



 s



 r 為重心和浮筒對稱面之間的橫向距離與滾轉(zhuǎn)時的回轉(zhuǎn)半徑之比,。



 y



 （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(nèi),，作用點位于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(guī)定的值,。



 （d）非對稱斷階載荷 水載荷的合力由等于本條(a)規(guī)定載荷的75％的向上分量和等于本條(b)規(guī)定載荷乘以0.25tanβ的側(cè)向分量組成。側(cè)向載荷必須作用于龍骨和舭之間的中點并垂直于浮筒的對稱平面,。



 （e）非對稱筒首載荷 水載荷的合力由等于本條(b)規(guī)定載荷的75％的分量和等于本條(c)規(guī)定載荷乘以0.25tanβ的側(cè)向分量組成,。側(cè)向載荷必須作用于龍骨和舭之間的中點并垂直于浮筒的對稱平面。



 （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,，且位于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



 ρ 2/3 2



 向后載荷＝C ─ V (KV )



 x 2 S0



 ρ 2/3 2



 側(cè)向載荷＝C ─ V (KV )



 y 2 S0



=tbl/>



 式中：



 3 2 4 3



 ρ為水的質(zhì)量密度，公斤／米 （牛頓?秒 ／米 ,；斯拉格／英尺 ）,；



 3 3



 V為浮筒體積,，米 （英尺 ）



 C ＝0.0124（公制：C ＝0.0124；英制：C ＝0.133）,，阻力系數(shù)；



 x x x



 C ＝0.0098（公制：C ＝0.0098,；英制：C ＝0.106）,，側(cè)向力系數(shù)；



 y y y



 K＝0.8,，如果表明,，在正常操作情況下，速度為0.8V 時浮筒不能浸沒,，則可用較小的數(shù)值,；



 S0



 V 為襟翼打開在相應(yīng)的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度,，節(jié),；



 S0



 2 2



 g為重力加速度，米／秒 （英尺／秒 ）,；



 （g）浮筒底部壓力 浮筒底部壓力必須根據(jù)第23.533條制定,，但公式中的K 值取為1.0。用以確定浮筒底部壓力的斜升角按本條(b)規(guī)定,。



 2



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.537條 水翼載荷



 水翼設(shè)計載荷必須根據(jù)適用的試驗數(shù)據(jù)得出,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 應(yīng)急著陸情況



 第23.561條 總則



 （a）雖然飛機在應(yīng)急著陸情況中可能損壞，但飛機必須按本條規(guī)定進行設(shè)計,，以在此情況中保護乘員,。



 （b）結(jié)構(gòu)的設(shè)計必須能在下列條件下給每一乘員以避免嚴重傷害的一切合理的機會：



 （1）正確使用在設(shè)計中規(guī)定的座椅、安全帶和肩帶,。



 （2）乘員經(jīng)受與下列極限載荷系數(shù)相對應(yīng)的靜慣性載荷：



 （i）向上,，3.0，對正常類,、實用類和通勤類飛機,；4.5，對特技類飛機,；



 （ii）向前,，9.0；



 （iii）側(cè)向,，1.5,；和



 （iv）向下，6,，當要求按第23.807條(d)(4)的應(yīng)急出口規(guī)定進行審定時,；和



 （3）艙內(nèi)可能傷害乘員的質(zhì)量項目經(jīng)受與下列極限載荷系數(shù)相對應(yīng)的靜慣性載荷：



 （i）向上,，3.0；



 （ii）向前,，18.0,；



 （iii）側(cè)向，4.5,。



 （c）具有可收放起落架的飛機,，必須設(shè)計成在下列情況著陸時為每個乘員提供防護：



 （1）機輪收上；



 （2）中等下沉速度,；



 （3）在缺乏詳細的分析時,，假定經(jīng)受到下述載荷：



 （i）向下的極限慣性載荷系數(shù)為3；



 （ii）地面摩擦系數(shù)為0.5,。



 （d）如果不能確定應(yīng)急著陸時飛機翻倒是不大可能的,，則結(jié)構(gòu)必須按如下所述設(shè)計成能在飛機完全翻倒時保護乘員：



 （1）可以用分析辦法表明在下列情況下飛機翻倒的可能性：



 （i）重量和重心位置的最不利組合；



 （ii）縱向載荷系數(shù)為9.0,；



 （iii）垂直載荷系數(shù)為1.0,；



 （iv）對前三點起落架的飛機，前輪支柱失效且機頭觸地,。



 （2）為確定翻倒后作用于飛機上的載荷,，必須采用向上極限慣性載荷系數(shù)為3.0，地面摩擦系數(shù)為0.5,。



 （e）除了第23.787條(c)的規(guī)定外,，支承結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成在不超過本條(b)(3)規(guī)定值的各種載荷下，能約束住那些在輕度撞損著陸時脫落后可能傷害乘員的每個質(zhì)量項目,。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.562條 應(yīng)急著陸動態(tài)要求



 （a）每個用于正常類、實用類或特技類飛機上的座椅和約束系統(tǒng),，必須設(shè)計成在應(yīng)急著陸時并在下列條件下能保護乘員：



 （1）正確使用在設(shè)計中規(guī)定的座椅,、安全帶和肩帶；



 （2）乘員受到本條規(guī)定條件所產(chǎn)生的載荷,。



 （b）除了要符合本條(d)的座椅／約束系統(tǒng)以外,，正常類、實用類或特技類飛機上供機組和乘客使用的每一個座椅和約束系統(tǒng),，必須按照下述每一條件成功地完成動力試驗或者用有動力試驗支持的合理分析來證明,。進行動力試驗必須用局方認可的擬人試驗?zāi)Ｐ?ATD)或局方批準的等效物模擬乘員，其名義重量為77公斤（170磅）,，坐在正常的向上位置,。



 （1）對于第一次試驗，速率的變化不得小于9.4米／秒（31英尺／秒）,。座椅和約束系統(tǒng)的取向必須是相對飛機的名義位置,。飛機的水平面相對撞擊方向上仰60度無偏轉(zhuǎn),。安裝在飛機內(nèi)第一排的座椅和約束系統(tǒng)，最大負加速度必須在撞出后0.05秒內(nèi)出現(xiàn),，并且最小必須達到19.0g,。對于所有其他座椅和約束系統(tǒng)，最大負加速度必須在撞擊后0.06秒內(nèi)出現(xiàn),，并最小達到15.0g,。



 （2）對于第二次試驗，速率的變化不得小于12.8米／秒（42英尺／秒）,。座椅和約束系統(tǒng)的取向必須是相對飛機的名義位置。飛機垂直對稱面相對撞擊方向偏轉(zhuǎn)10度無俯仰,，處于對肩帶產(chǎn)生最大載荷的方向上,。對于安裝在飛機內(nèi)第一排的座椅和約束系統(tǒng)，最大負加速度必須在撞擊后0.05秒內(nèi)出現(xiàn),，并最小達到26.0g,。對于所有其他座椅和約束系統(tǒng)，最大負加速度必須在撞擊后0.06秒內(nèi)出現(xiàn),，并最小達到21.0g,。



 （3）考慮到地板變形，在進行本條(b)(2)中所規(guī)定的試驗之前,，必須預(yù)加載使得用于將座椅和約束系統(tǒng)連接到機體結(jié)構(gòu)的連接裝置或地板導(dǎo)軌相對垂直偏移至少10度（即俯仰不平行）,。并且必須預(yù)加載使導(dǎo)軌或連接裝置之一滾轉(zhuǎn)10度。



 （c）按照本條(b)進行動力試驗,，必須表明符合下列要求：



 （1）盡管座椅和約束系統(tǒng)部件可能受到設(shè)計上的預(yù)期的變形,、延伸、位移或撞損,，但座椅和約束系統(tǒng)必須約束住擬人試驗?zāi)Ｐ?ATD),。



 （2）盡管座椅結(jié)構(gòu)可能變形，但座椅和約束系統(tǒng)與試驗固定裝置間的連接必須保持完好,。



 （3）撞擊過程中,，每一肩帶必須保持在ATD的肩上。



 （4）撞擊過程中,，安全帶必須保留在ATD的骨盆上,。



 （5）動力試驗結(jié)果必須表明乘員不受到嚴重的頭部損傷。



 （i）如果乘員可能觸及鄰近的座椅,、結(jié)構(gòu)或其他艙內(nèi)物件,，則必須給乘員提供保護，以使頭部傷害判據(jù)(HIC)不超過1000,。



 （ii）HIC值用下列公式確定：



 （編者注：此處公式見原稿）



 式中：



 t 積分初始時間（秒）,；



 1



 t 積分終止時間（秒）,；



 2



 (t -t )主要頭部撞擊持續(xù)時間（秒）；



 2 1



 a(t)頭部重心處合成負加速度（以g的倍數(shù)表示）,。



 （iii）必須在進行按本條(b)(1)和(b)(2)規(guī)定的動力試驗時測定頭部所受的撞擊以表明符合HIC限制值,；或用試驗或分析方法單獨表明符合頭部傷害判據(jù)。



 （6）作用于單肩帶系帶上的載荷不得超過7,790牛（793.8公斤,；1,750磅）,。若用雙系帶來結(jié)束上部軀干，則系帶總載荷不得超過8,900牛（907.2公斤,；2,000磅）,。



 （7）在ATD骨盆和腰脊柱之間測得的壓縮載荷不得超過6,680牛（680公斤；1,500磅）,。



 （d）對于在最大重量下V 大于61節(jié)的所有單發(fā)飛機,，以及不符合第23.67條(a)(1)的最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）、在最大重量下V 大于61節(jié)的多發(fā)飛機,，必須符合下列要求：



 S0 S0



 （1）第23.561條(b)(1)的極限載荷系數(shù)必須乘以增大的失速速度與61節(jié)的比值的平方,。增大后的極限載荷系數(shù)不必大于V 為79節(jié)時所能達到的值。特技類飛機向上的極限載荷系數(shù)不必超過5.0,。



 S0



 （2）本條(b)(1)要求的座椅／約束系統(tǒng)試驗必須按照下列準則進行：



 （i）速度的變化量不得低于31英尺／秒,。



 （ii）(A)19g和15g的最大負加速度必須乘以增大的失速速度與61節(jié)的比值的平方：







 2 2



 g ＝19.0(V /61) 或g ＝15.0(V /61)



 ρ S0 ρ S0



=tbl/>



 （B）最大負加速度不必超過V 為79節(jié)時所能達到的值。



 S0



 （iii）最大負加速度必須在t 時間內(nèi)出現(xiàn),，t 必須按照下式計算：



 r r







 31 0.96



 t ＝──────＝──



 r 32.2（g ） g



 ρ ρ



=tbl/>



 其中：



 g 為根據(jù)本條(d)(2)(ii)計算得到的最大負加速度



 ρ



 t 為達到最大負加速度所需要的時間（秒）



 r



 （e）如果在合理的基礎(chǔ)上得到驗證,，某種替代方法亦可應(yīng)用，但應(yīng)達到等效于或高于本條所要求的保護乘員安全水平,。



 〔1990年7月18日第一次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 疲勞評定



 第23.571條 金屬增壓艙結(jié)構(gòu)



 對于正常類、實用類和特技類飛機,，增壓艙的金屬結(jié)構(gòu)的強度,、細節(jié)設(shè)計和制造必須按下列任何一條進行評定：



 （a）疲勞強度檢查 用試驗或有試驗支持的分析方法表明，結(jié)構(gòu)能夠承受在服役中預(yù)期的變幅重復(fù)載荷,，或



 （b）破損安全強度檢查 用分析,、試驗或兩者兼用的方法表明，當一個主要結(jié)構(gòu)元件出現(xiàn)疲勞破壞或明顯的局部破壞后,，結(jié)構(gòu)不可能發(fā)生災(zāi)難性破壞,，并且其余結(jié)構(gòu)能夠承受其值為V 時限制載荷系數(shù)75％的極限靜載荷系數(shù)，同時要考慮正常工作壓力,、預(yù)期的氣動外壓和飛行載荷的綜合影響,。除非靜載荷下破壞的動態(tài)效應(yīng)另有考慮，這些載荷必須乘以1.15的系數(shù),。



 C



 （c）第23.573條(b)的損傷容限評定,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.572條 金屬機翼,、尾翼和相連結(jié)構(gòu)



 （a）對于正常類、實用類和特技類飛機,，除非從疲勞的觀點衡量已表明該結(jié)構(gòu),、使用應(yīng)力水平、材料和預(yù)期的使用與已有廣泛而滿意的服役經(jīng)驗的設(shè)計相類似,，否則對那些破壞后可能引起災(zāi)難性后果的機體結(jié)構(gòu)件的強度,、細節(jié)設(shè)計及制造，必須按下列任何一條進行評定：



 （1）疲勞強度檢查 用試驗或有試驗支持的分析方法來表明,，結(jié)構(gòu)能承受在服役中預(yù)期的變幅重復(fù)載荷,；或



 （2）破損安全強度檢查 用分析、試驗或兩者兼用的方法表明,，當一個主要結(jié)構(gòu)元件出現(xiàn)疲勞破壞或明顯局部破壞后,，結(jié)構(gòu)不可能發(fā)生災(zāi)難性破壞，并且其余結(jié)構(gòu)能夠承受其值為V 時臨界限制載荷系數(shù)75％的極限靜載荷系數(shù),。除非在靜載荷下破壞的動態(tài)效應(yīng)另有考慮，這些載荷必須乘以1.15的系數(shù),。



 C



 （3）第23.573條(b)的損傷容限評定,。



 （b）本條要求的每一評定必須：



 （1）包括典型的載荷譜（如滑行、地―空―地循環(huán),、機動,、突風等）；



 （2）計及任何由于氣動面的交互作用而導(dǎo)致的顯著影響,；



 （3）考慮由于螺旋槳滑流載荷和旋渦碰撞抖振導(dǎo)致的顯著影響,。



 〔1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂,，2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.573條 結(jié)構(gòu)的損傷容限和疲勞評定



 （a）復(fù)合材料機體結(jié)構(gòu) 復(fù)合材料機體結(jié)構(gòu)必須按本條要求進行評定,，而不用第23.571和第23.572條。除非表明不可行,，否則申請人必須用本條(a)(1)至(a)(4)規(guī)定的損傷容限準則對每個機翼（包括鴨式,、串列式機翼和翼尖小翼）、尾翼及其貫穿結(jié)構(gòu)和連接結(jié)構(gòu),、可動操縱面及與其連接結(jié)構(gòu),、機身和增壓艙中失效后可能引起災(zāi)難性后果的復(fù)合材料機體結(jié)構(gòu)進行評定。如果申請人確定損傷容限準則對某個結(jié)構(gòu)不可行,，則該結(jié)構(gòu)必須按照本條(a)(1)和(a)(6)進行評定,。如果使用了膠接連接，則必須按照本條(a)(5)進行評定,。在本條要求的評定中,，必須考慮材料偏差和環(huán)境條件對復(fù)合材料的強度和耐久性特性的影響,。



 （1）必須用試驗或有試驗支持的分析表明，在所使用的檢查程序規(guī)定的檢查門檻值對應(yīng)的損傷范圍內(nèi),，帶損傷結(jié)構(gòu)能夠承受極限載荷,。



 （2）必須用試驗或有試驗支持的分析確定，在服役中預(yù)期的重復(fù)載荷作用下,，由疲勞,、腐蝕、制造缺陷,、或沖擊損傷引起的損傷擴展率或不擴展,。



 （3）必須用剩余強度試驗或有剩余強度試驗支持的分析表明，帶有可檢損傷的結(jié)構(gòu)能夠承受臨界限制飛行載荷（作為極限載荷）,，該可檢損傷范圍與損傷容限評定結(jié)果相一致,。對于增壓艙，必須承受下列載荷：



 （i）正常使用壓力與預(yù)期的外部氣動壓力相組合,，并與臨界限制飛行載荷同時作用,；



 （ii）1g飛行時預(yù)期的外部氣動壓力與等于1.1倍正常使用壓差的座艙壓差相組合,，不考慮其他載荷,。



 （4）在初始可檢性與剩余強度驗證所選的值之間的損傷擴展量（除以一個系數(shù)就得到檢查周期）必須能夠允許制定一個適于操作和維護人員使用的檢查大綱。



 （5）對于任何膠接連接件,，如果其失效可能會造成災(zāi)難性后果,，則必須用下列方法之一驗證其限制載荷能力：



 （i）必須用分析,、試驗或兩者兼用的方法確定每個膠接連接件能承受本條(a)(3)的載荷的最大脫膠范圍。對于大于該值的情況必須從設(shè)計上加以預(yù)防,；或



 （ii）對每個將承受臨界限制設(shè)計載荷的關(guān)鍵膠接連接件的批生產(chǎn)件都必須進行驗證檢測,；



 （iii）必須確定可重復(fù)的、可靠的無損檢測方法,，以確保每個連接件的強度,。



 （6）對于表明無法采用損傷容限方法的結(jié)構(gòu)部件，必須用部件疲勞試驗或有試驗支持的分析表明其能夠承受服役中預(yù)期的變幅重復(fù)載荷,。必須完成足夠多的部件,、零組件、元件或試片試驗以確定疲勞分散系數(shù)和環(huán)境影響,。在驗證中必須考慮直至可檢性門檻值和極限載荷剩余強度的損傷范圍,。



 （b）金屬機體結(jié)構(gòu) 如果申請人選擇用第23.571條(c)或第23.572條(a)(3)，則損傷容限評定必須包括確定由疲勞,、腐蝕或意外損傷引起的損傷的可能位置和模式,，必須用有試驗依據(jù)支持的分析和服役經(jīng)驗（如果有服役經(jīng)驗）來確定。如果設(shè)計的結(jié)構(gòu)有可能產(chǎn)生疲勞引起的多部位損傷，則必須考慮這類損傷,。評定必須包括有試驗依據(jù)支持的重復(fù)載荷和靜力分析,。在飛機的使用壽命期內(nèi)任一時刻的剩余強度所對應(yīng)的損傷范圍必須與初始可檢性及隨后在重復(fù)載荷下的擴展量相一致。剩余強度評定必須表明,，剩余結(jié)構(gòu)能夠承受臨界限制飛行載荷（作為極限載荷）,，并且此時的可檢損傷范圍與損傷容限評定結(jié)果一致。對于增壓艙,，必須承受下列載荷：



 （1）正常使用壓差和預(yù)期的外部氣動壓力相結(jié)合,，并與本規(guī)章規(guī)定的飛行載荷情況同時作用；和



 （2）1g飛行時預(yù)期的外部氣動壓力與等于1.1倍正常使用壓差的座艙壓差相組合,，不考慮其他載荷,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.574條 通勤類飛機金屬件的損傷容限和疲勞評定



 對于通勤類飛機：



 （a）金屬件的損傷容限 對強度、細節(jié)設(shè)計和制造的評定必須表明,，飛機在整個使用壽命期間將避免由于疲勞,、腐蝕、缺陷或損傷引起的災(zāi)難性破壞,。除本條(b)規(guī)定的情況以外,，對可能引起災(zāi)難性破壞的每一結(jié)構(gòu)部分都必須按第23.573條進行這一評定。



 （b）疲勞（安全壽命）評定 如果申請人確認,，本條(a)的損傷容限要求對某特定結(jié)構(gòu)是不可行的,，則不需要滿足該要求。必須用有試驗依據(jù)支持的分析表明該結(jié)構(gòu)能夠承受其使用壽命期內(nèi)預(yù)期的重復(fù)的變幅載荷而不產(chǎn)生可檢裂紋,。必須采用合適的安全壽命分散系數(shù)。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.575條 檢查及其他方法



 必須根據(jù)第23.571,、第23.572,、第23.573或第23.574條要求的評定來確定檢查方法，確定部位,、周期或其他方法以避免災(zāi)難性破壞,，并且必須將之納入第23.1529條要求的持續(xù)適航文件的適航性限制條款。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 D章 設(shè)計與構(gòu)造



 第23.601條 總則



 對飛機運行的安全有重要影響的每個有疑問的設(shè)計細節(jié)和零件的適用性必須通過試驗確定,。



 第23.603條 材料和工藝質(zhì)量



 （a）其損壞可能對安全性有不利影響的零件所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：



 （1）由經(jīng)驗或試驗來確定,；



 （2）符合經(jīng)批準的標準，保證這些材料具有設(shè)計資料中采用的強度和其他性能,；



 （3）考慮服役中預(yù)期的環(huán)境條件,，如溫度和濕度的影響。



 （b）工藝質(zhì)量必須是高標準的,。



 第23.605條 制造方法



 （a）采用的制造方法必須能生產(chǎn)出一個始終完好的結(jié)構(gòu),。如果某種制造工藝（如膠接、點焊或熱處理）需要嚴格控制才能達到此目的,，則該工藝必須按照批準的工藝規(guī)范執(zhí)行,。



 （b）飛機的每種新制造方法必須通過試驗大綱予以證實,。



 第23.607條 緊固件



 （a）如果可卸的緊固件的丟失可能妨礙繼續(xù)安全飛行和著陸，則其必須有兩套鎖定裝置,。



 （b）緊固件及其鎖定裝置不得受到與具體安裝相關(guān)的環(huán)境條件的不利影響,。



 （c）使用過程中經(jīng)受轉(zhuǎn)動的任何螺栓都不得采用自鎖螺母，除非在自鎖裝置外還采用非摩擦鎖定裝置,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.609條 結(jié)構(gòu)保護



 每個結(jié)構(gòu)零件必須滿足下列要求：



 （a）有適當?shù)谋Ｗo,，以防止使用中由于任何原因而引起性能降低或強度喪失，這些原因中包括：



 （1）氣候,；



 （2）腐蝕,；



 （3）磨損。



 （b）有足夠的通風和排水措施,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.611條 可達性措施



 對需要維護,、檢查或其他保養(yǎng)的每個部件，必須在設(shè)計中采取適當?shù)拇胧?，以便完成這些工作,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.613條 材料的強度性能和設(shè)計值



 （a）材料的強度性能必須以足夠的材料試驗為依據(jù)（材料應(yīng)符合標準），在試驗統(tǒng)計的基礎(chǔ)上制定設(shè)計值,。



 （b）設(shè)計值的選擇必須使因材料偏差而引起結(jié)構(gòu)破壞的概率降至最小,。除本條(e)的規(guī)定外，必須通過選擇確保材料強度具有下述概率的設(shè)計值來表明符合本款的要求：



 （1）如果所加的載荷最終通過組件內(nèi)的單個元件傳遞,，而該元件的破壞會導(dǎo)致部件失去結(jié)構(gòu)完整性,，則概率為99％，置信度95％,。



 （2）對于單個元件破壞將使施加的載荷安全地分配到其他承載元件的靜不定結(jié)構(gòu),，概率為90％，置信度95％,。



 （c）至關(guān)重要的部件或結(jié)構(gòu)在正常運行條件下熱影響顯著的部位,，必須考慮溫度對設(shè)計許用應(yīng)力的影響。



 （d）結(jié)構(gòu)的設(shè)計,，必須使災(zāi)難性疲勞破壞的概率減至最小,，特別是在應(yīng)力集中處。



 （e）對于一般只能用保證最小值的情況,，如果在使用前對每一單項取樣進行試驗,，確認該特定項目的實際強度性能等于或大于設(shè)計使用值，則通過這樣“精選”的材料采用的設(shè)計值可以大于本條要求的保證最小值,。



 〔2004年10月12日第三次修訂〕



 第23.619條 特殊系數(shù)



 對于每一結(jié)構(gòu)零件,，如果屬于下列任一情況，則第23.303條規(guī)定的安全系數(shù)必須乘以第23.621至第23.625條規(guī)定的最高的相應(yīng)特殊安全系數(shù)：



 （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,；