正常类飞机适航规定Word下载.docx
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如果按特技飞行审定，除按本规定G章制定的限制外，可不受限制地用于做机动。
如果未按特技飞行审定，则只可用于做正常飞行所需的任何机动，含失速（不包括尾冲失速）和坡度不大于60度的缓8字飞行、急上升转弯和急转弯。
第23.5条可接受的符合性方法
（a）申请人应采用局方可接受的符合性方法表明对本规定的符合性。
局方可接受的符合性方法包括公认标准和局方接受的其他标准。
（b）申请人应按局方规定的格式和方式提交符合性方
法。
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B章飞行
第一节性能
第23.21条重量和重心
（a）必须制定飞机可安全运行的重量和重心限制。
（b）必须用重量和重心临界组合来符合本章各条要求，这些临界组合应在飞机装载状态内确定，并符合局方可接受的允差。
（c）必须明确用于确定空机重量和重心的飞机状态，该状态应易于复现。
第23.23条性能数据
（a）除非另有规定，必须按以下条件满足本章的性能要
求：
（1）对于所有飞机，按静止空气和海平面标准大气条
件；
（2）对于1级和2级飞机中的高速飞机及3级和4级
中的所有飞机，按使用包线范围内的外界大气条件。
（b）除非另有规定，必须按以下条件制定本章要求的性
能数据：
（1）机场高度从海平面到3,048米（10,000英尺）；
（2）使用限制范围内，标准温度之上和之下对性能有不利影响的温度。
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（c）确定起飞和着陆距离所使用的程序，在服役中预期遇到的大气条件下，必须可由具有中等技术水平的驾驶员一贯地执行。
（d）依据本条（b）款确定的性能数据，必须考虑由于大气条件、冷却需求和其他动力需求引起的损失。
第23.25条失速速度
必须为正常运行中使用的每个飞行构型确定失速速度或最小定常飞行速度，正常运行包括起飞、爬升、巡航、下降、进近和着陆。
确定失速速度或最小定常飞行速度时，必须考虑以下功率设定的每个飞行构型的最不利状态：
（a）对于主要用于提供推力的推进系统，功率设定为慢车或零推力；
（b）对于除提供推力外还用于飞行操纵和/或增升装置
的推进系统，功率设定为名义推力。
第23.27条起飞性能
（a）必须确定飞机起飞性能，确定时需考虑：
（1）失速速度安全裕度；
（2）最小操纵速度；
（3）爬升梯度。
（b）对单发飞机及1级、2级和3级飞机中的低速多发飞机，起飞性能包括地面滑跑加上初始爬升到起飞表面上方
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15米（50英尺）的距离；
（c）对1级、2级和3级飞机中的高速多发飞机及
4级
飞机中的多发飞机，起飞性能包括突然失去临界推力后的以
下距离：
（1）临界速度时中断起飞距离；
（2）地面滑跑加上初始爬升到起飞表面上方10.7米
（35英尺）的距离；
（3）净起飞飞行航迹。
第23.29条爬升要求
设计必须符合以下无地效最小爬升性能：
（a）全发工作并处于初始爬升构型：
（1）对于1级和2级飞机中的低速飞机，陆上飞机应具有8.3%的爬升梯度，水上飞机和水陆两用飞机应具有6.7%
的爬升梯度；
（2）1级和2级飞机中的高速飞机，以及所有3级飞
机和4级飞机中的单发飞机，起飞后应具有4%的爬升梯度。
（b）多发飞机失去临界推力后：
（1）不满足单发适坠性要求的1级和2级飞机中的低
速飞机，巡航构型下，在1,524米（5,000英尺）压力高度
应具有1.5%的爬升梯度；
（2）1级和2级飞机中的高速飞机及3级飞机中的低
速飞机，起落架收起且襟翼处于起飞构型状态下，在高于起
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飞表面122
米（400英尺）应具有1%的爬升梯度；
（3）
对3级飞机中的高速飞机和所有
4级飞机，起落
架收起且襟翼处于进近构型状态下，在高于起飞表面
122米
（400英尺）应具有2%的爬升梯度。
（c）对于中断着陆，起落架放下且襟翼处于着陆构型状态下，应具有3%的爬升梯度，并且不会导致驾驶员工作负荷过量。
第23.31条爬升性能数据
（a）必须针对运行限制内的每个重量、高度及外界温度
确定以下爬升性能：
（1）所有单发飞机的爬升性能；
（2）1级和2级飞机中的高速多发飞机及3级飞机中
的多发飞机，在起飞阶段，初始爬升构型下失去临界推力后
的爬升性能；
（3）所有多发飞机，在航路飞行阶段，巡航构型下全发工作的爬升性能及失去临界推力后的爬升性能。
（b）必须确定单发飞机完全失去推力后的滑翔性能。
第23.33条着陆
必须针对运行限制范围内的重量和高度临界组合确定标准温度下的下述性能数据：
（a）从高于着陆表面15米（50英尺）到停止所需要的
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着陆距离；
（b）进近和着陆速度、构型和程序。
中等技术水平的驾驶员使用该速度、构型和程序能够一贯地在给定的着陆距离
内着陆，不会造成飞机损坏或人员伤害。
当需要中断着陆时，考虑以下因素，能够安全过渡到本规定中的中断着陆情况：
（2）最小操纵速度（VMC）。
第二节飞行特性
第23.121条操纵性
（a）在以下情况下，飞机在运行包线内必须可以操纵和机动，且无需特殊的驾驶技巧、警觉和体力：
（1）申请审定的所有装载情况；
（2）所有飞行阶段；
（3）可逆飞行操纵或推进系统的可能失效；
（4）构型改变期间。
（b）使用经批准的最陡进近梯度程序并提供低于参考着陆速度（VREF）或高于进近攻角的合理裕度情况下，飞机必须能够安全着陆，而不导致飞机重大损伤或人员严重伤害。
（c）对多发飞机，如适用，必须针对起飞和着陆时使用的最临界构型确定最小操纵速度（VMC）。
（d）申请按特技飞行审定的飞机，必须演示申请审定的
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特技机动并确定可开始进行相应特技机动的速度。
第23.123条配平
（a）在以下状态，在驾驶员或飞行操纵系统不对主操纵系统或相应配平操纵进一步施加力或位移情况下，飞机必须
保持横向和航向配平：
（1）对于1级、2级和3级飞机，巡航状态；
（2）对于4级飞机，正常运行状态。
（b）在以下状态，在驾驶员或飞行操纵系统不对主操纵系统或相应配平操纵进一步施加力或位移的情况下，飞机必
须保持纵向配平；
（1）爬升；
（2）平飞；
（3）下降；
（4）进近。
（c）在飞机正常运行和可能的非正常或应急运行期间（包括多发飞机失去临界推力情况），剩余操纵力不得使驾驶员疲劳或分散精力。
第23.125条稳定性
（a）不按特技飞行审定的飞机，必须：
（1）在正常运行时，具有纵向、横向和航向静稳定性；
（2）在正常运行时，具有短周期模态和荷兰滚模态动
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稳定性；
（3）在整个使用包线内，提供稳定的操纵力反馈。
（b）飞机不得出现导致驾驶员工作负荷增加或危及飞机及其乘员的发散的纵向稳定性特性。
第23.127条失速特性、失速警告和尾旋
（a）飞机在直线飞行、转弯飞行和加快转弯飞行过程中应具有可控的失速特性，并有清晰可辨的失速警告，失速警告应提供足够的余量以防止进入无意失速。
（b）未按特技飞行审定的单发飞机，不得有无意偏离可
控飞行状态的趋势。
（c）未按特技飞行审定的1级和2级飞机中的多发飞机，在失去临界推力后的不对称推力状态，不得有无意偏离
可控飞行状态的趋势。
（d）按含尾旋的特技飞行审定的飞机，必须具有可控的
失速特性，并且在作出首个改出操纵动作后，能够用不超过
一圈半的附加旋转，从尾旋的任意一点上改出，期间保持在
飞机的运行限制范围内。
在开始改出操纵前的飞机旋转不超
过六圈或申请审定的更多圈数。
（e）对于按含尾旋的特技飞行审定的飞机，其失速特性必须使得在不超出限制的情况下可以改出尾旋，并且不会出现以下情况引起的不可改出尾旋：
（1）飞行操纵或发动机功率操纵的典型使用；
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（2）驾驶员迷失方向或失能。
第23.129条地面和水上操纵特性
预期在陆上或水上运行的飞机，在滑行、起飞和着陆（着水）运行期间必须具有纵向和航向可操纵性。
第23.131条振动、抖振和高速特性
（a）达到设计俯冲速度（VD/MD，以空速或马赫数表示）前，振动和抖振不得影响飞机的操纵或导致飞行机组过度疲劳，满足此要求的失速告警抖振是允许的。
（b）对于高速飞机和最大运行高度大于7,620米
（25,000英尺）压力高度的所有飞机，处于巡航构型和1g
状态时，速度达到VMO/MMO前，除失速抖振外，不得有可感知
的抖振。
（c）对于高速飞机，必须确定正机动载荷系数，在运行包线范围内，当飞机使用巡航构型并达到该载荷系数时，应开始出现可感知的抖振。
可能的无意中超出该边界不得导致结构损坏。
（d）从任何可能的速度直至VMO/MMO，发生以下情况后，
高速飞机必须具有不会导致结构损伤或失去控制的恢复特
性：
（1）无意的增速；
（2）对于动压可能损害纵向配平系统工作的飞机，高
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速失配平。
第23.133条在结冰条件下飞行所要求的性能和飞行特
性
（a）申请按CCAR-25部附录C第I部分定义的结冰条件
下飞行进行审定，或者申请按这些结冰条件及其他附加大气
结冰条件下飞行进行审定时，必须在申请审定的结冰条件、
结冰保护系统正常工作情况下进行以下工作：
（1）表明对本章每个要求的符合性，但不包括适用于尾旋的要求和任何需在超过以下速度下进行演示的要求：
（i）463公里/小时（250节）校准空速；
（ii）VMO/MMO或不可超越速度（VNE）；
（iii）申请人演示机身不会结冰的速度。
（2）表明在结冰条件下飞行的失速警告方式与非结冰条件时相同。
（b）如申请结冰条件下飞行的审定，必须提供探测未申请审定的结冰条件的手段，并表明飞机具有避开或脱离该结冰条件的能力；
（c）必须制定运行限制，禁止有意进入未审定的结冰条件飞行，包括起飞和着陆。
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C章结构
第一节总则
第23.301条结构设计包线
必须确定结构设计包线，该包线规定了飞机设计和运行参数的范围及限制，并被用于表明符合本章要求。
申请人必须考虑可能影响结构载荷、强度、耐久性以及气动弹性的飞机所有设计和运行参数，包括：
（a）用以表明符合本章要求的结构设计空速、着陆下沉速度和任何其他空速限制。
结构设计空速必须：
（1）充分大于飞机失速速度，防止飞机在湍流中失
控；
（2）为制定实际使用限制空速提供足够的裕度。
（b）服役经验表明不小于结构设计包线内可能出现的机动载荷系数的设计机动载荷系数。
（c）惯性属性，包括重量、重心以及质量惯性矩，考虑：
（1）从飞机空重到最大重量的每一临界重量；
（2）乘员、商载及燃油的重量和分布。
（d）飞机操纵系统的特性，包括操纵面、增升装置或其他可动面的运动范围和允差。
（e）直到最大高度的每一临界高度。
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第23.303条系统和结构的相互影响
如果飞机安装了某个系统，该系统改变结构性能、缓解本章要求的影响或提供对本章符合性方法，表明对本章要求的符合性时必须考虑该系统的影响和失效。
第二节结构载荷
第23.321条结构设计载荷
（a）必须在结构设计包线内和边界上，针对参数的所有临界组合，确定可能由内部或外部施加的压力、力或力矩引起的相关结构设计载荷，这些压力、力或力矩可能发生在空中、地面和水上运行时，地面和水上操纵时，以及飞机处于停放或系留时；
（b）本条要求的相关结构设计载荷的大小和分布必须基于物理原理。
第23.323条飞行载荷情况
必须确定由以下飞行情况引起的结构设计载荷：
（a）大气突风，其大小和梯度基于测量的突风统计数
据；
（b）对称和非对称机动；
（c）临界发动机失效引起的非对称推力。
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第23.325条地面载荷和水载荷情况
必须在飞机处于各种正常和不利的姿态和构型下，确定它在适用的表面上滑行、起飞、着陆（着水）和操作情况下产生的结构设计载荷。
第23.327条部件载荷情况
必须确定：
（a）作用于每个发动机架及其支承结构的结构设计载荷，将它们设计成能承受：
（1）动力装置工作引起的载荷与飞行突风和机动载
荷的组合；
（2）非活塞式动力装置突然停车引起的载荷。
（b）由以下因素引起的、作用于每个飞行操纵面和增升面及其相连系统和支承结构的结构设计载荷：
（1）每个面及所连配重的惯性力；
（2）飞行突风和机动；
（3）驾驶员或自动系统的输入；
（4）系统引起的情况，包括卡阻和摩擦；
（5）在适用的表面上滑行、起飞和着陆（着水），包括顺风滑行和地面突风。
（c）作用于增压舱的以下结构设计载荷：
（1）从零到最大释压压力的压差引起的载荷与突风
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和机动载荷的组合；
（2）如果飞机可能在座舱增压情况下着陆（着水），从零到最大释压压力的压差引起的载荷与地面或水载荷的组合；
（3）不考虑所有其他载荷情况下，最大释压压力压差引起的载荷乘以1.33。
第23.329条限制和极限载荷
（a）限制载荷，除非本规定其他条款另有规定，限制载
荷等于结构设计载荷；
（b）极限载荷，除非本规定其他条款另有规定，极限载
荷等于限制载荷乘以安全系数1.5。
第三节结构性能
第23.421条结构强度
结构必须承受：
（a）限制载荷，不会妨碍飞机的安全运行或出现有害的永久变形。
（b）极限载荷。
第23.423条结构耐久性
（a）必须制定检查程序或其他程序，这些程序的实施能
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够防止由于可预见原因的强度降低引起的结构失效，这些失
效可能导致严重或致命的伤害，或导致长时间的降低安全裕
度的运行。
按本条制定的程序必须纳入第23.1513条要求的
持续适航文件的适航限制章节中。
（b）对于4级飞机，为符合本条（a）款所制定的程序，必须能够在结构损伤导致结构失效前检查出损伤。
（c）对于增压飞机：
（1）座舱突然失压后，包括门和窗失效导致的突然失压后，飞机必须能够继续安全飞行和着陆；
（2）对于最大运行高度大于12,500米（41,000英尺）的飞机，为符合本条（a）款而制定的程序，必须能够在损伤
可能导致快速失压前，检查出增压舱结构的损伤，该快速失压会造成严重或致命伤害。
（d）非包容发动机或旋转机械失效产生高能碎片引起结构损伤时，飞机设计必须将此损伤对飞机的危害减至最小。
第23.425条气动弹性
（a）在以下条件下，飞机不得发生颤振、操纵反效和发
散：
（1）结构设计包线内和包线外足够范围内的所有速
度；
（2）任何构型和运行情况；
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（3）考虑临界自由度；
（4）考虑任何临界失效或故障。
（b）必须对影响颤振的所有参数量值制定允差。
第23.427条设计和构造原理
（a）必须按照飞机预期的运行情况，设计每个零件、部件和组件。
（b）设计数据必须充分定义零件、部件或组件构型，其设计特征，以及使用的所有材料和工艺。
（c）必须确定对飞机运行安全有重要影响的每个设计
细节和零件的适用性。
（d）当飞机承受预期的限制气动载荷时，操纵系统不得有卡滞、过度摩擦和过度变形。
（e）除非表明在飞行中打开不会造成危害，否则必须防止每一舱门、座舱盖和出口在飞行中被无意打开。
第23.429条结构保护
（a）必须保护飞机的每个零件，包括小零件，如紧固件，以防止其在预期使用环境中由于任何可能原因引起性能降
低或强度丧失。
（b）飞机的每个零件必须有足够的通风和排水措施。
（c）对需要维修、预防性维修或勤务的每个零件，申请人必须在飞机设计中采取适当的措施，以便完成这些工作。
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第23.431条材料和工艺
（a）对于其失效可能妨碍继续安全飞行和着陆的零件、部件和组件，必须在考虑服役中预期可能环境条件影响的情况下，确定所用材料的适用性和耐久性。
（b）制造和装配所采用的方法或工艺必须能持续生产出完好的结构。
如果某种制造工艺需要严格控制才能达到此目的，则必须按照批准的工艺规范执行。
（c）除本条（f）和（g）的规定外，必须选择设计值，该设计值应确保考虑了结构元件关键性的带概率的材料强度。
设计值必须考虑因材料变异性引起的结构失效的概率。
（d）如果对材料强度性能有要求，这些性能的确定必须
以足够的材料试验为依据（材料应符合规范），在试验统计
的基础上制定设计值。
（e）对于在正常运行条件下热影响显著的关键部件或结构，必须确定温度对设计许用应力的影响。
（f）对于一般只能用保证最小值的情况，如果在使用前
对每一单项取样进行试验，确认该特定项目的实际强度性能
等于或大于设计使用值，则这样材料采用的设计值可以大于
本条要求的最小值。
（g）经局方同意，可以使用其他材料设计值。
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第23.433条特殊安全系数
（a）对于关键设计值不确定的每个零件、部件或组件，以及符合下述任一条件的每个零件、部件或组件，必须为其每个关键设计值确定特殊安全系数：
（1）在正常更换前，其强度在服役中很可能降低；
（2）由于制造工艺或检查方法中的不确定因素，其强度容易有显著变化。
（b）必须使用考虑了以下因素的质量控制和规范来确定特殊安全系数：
（1）应用的种类；
（2）检查方法；
（3）结构试验要求；
（4）取样百分比；
（5）工艺和材料控制。
（c）在设计每个结构零件时，必须将每一限制载荷和极限载荷，乘以最高的相应特殊安全系数。
如果没有对应的限制载荷，则仅考虑极限载荷。
第23.435条应急情况
（a）飞机即使在应急着陆时损坏，也必须保护每位乘员在以下情况下免受导致无法撤离的伤害：
（1）正确使用设计中规定的安全设备和特性；
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（2）乘员经受在应急着陆时可能产生的极限静惯性
载荷；
（3）可能对乘员造成伤害的座舱内部或后部的质量项目，包括发动机或辅助动力装置，经受在应急着陆时可能产生的极限静惯性载荷。
（b）本条（a）
（1）和（a）
（2）项规定的应急着陆情况，必须满足以下要求：
（1）包括在应急着陆时可能产生的动态情况；
（2）乘员经受的因约束或与机内物体接触产生的载荷，不得超过根据人体耐受能力而确定的人体伤害判据。
（c）在可能的飞行、地面和应急着陆情况下，飞机必须为所有乘员提供保护。
（d）每个乘员保护系统必须能够实现其预期功能，且不能产生对乘员造成二次伤害的危害。
不使用时，乘员保护系统不得妨碍乘员撤离或干扰飞机运行。
（e）每个行李舱和货舱必须符合下列要求：
（1）根据其最大装载重量以及按本规定确定的飞行和地面载荷情况所对应的最大载荷系数下的临界载荷分布
来设计；
（2）有措施防止舱内装载物因撞击乘员或移动造成
危害；
（3）任何操纵装置、电线、管路、设备或附件，如破
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坏或损伤可能会影响安全使用，则必须加以保护。
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D章设计和构造
第23.601条飞行操纵系统
（a）飞行操纵系统应设计成：
（1）操作简便、平稳和确切，以完成其功能；
（2）防止可能的危害。
（b）如果安装配平系统，应设计成：
（1）防止无意的，非正常的或粗暴的配平操作；
（2）提供一种装置，用于指示：
（i）与飞机运动相关的配平操纵器件的运动方向；
（ii）对应于配平可调范围的配平位置；
（iii）横向和航向配平的中立
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