正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定

正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定

（2004年10月12日中国民用航空总局令第132号公布自2005年1月1日起施行）

目录

A章总则

第23.1条适用范围

第23.2条特别追溯要求

第23.3条飞机类别

B章飞行

总则

第23.21条证明符合性的若干规定

第23.23条载重分布限制

第23.25条重量限制

第23.29条空重和相应的重心

第23.31条可卸配重

第23.33条螺旋桨转速和桨距限制

性能

第23.45条总则

第23.49条失速速度

第23.51条起飞速度

第23.53条起飞性能

第23.55条加速－停止距离

第23.57条起飞航迹

第23.59条起飞距离和起飞滑跑距离

第23.61条起飞飞行航迹

第23.63条爬升：总则

第23.65条爬升：全发工作

第23.66条起飞爬升：一台发动机不工作

第23.67条爬升：一台发动机不工作

第23.69条航路爬升／下降

第23.71条滑翔：单发飞机

第23.73条参考着陆进场速度

第23.75条着陆距离

第23.77条中断着陆

飞行特性

第23.141条总则

操纵性和机动性

第23.143条总则

第23.145条纵向操纵

第23.147条航向和横向操纵

第23.149条最小操纵速度

第23.151条特技机动

第23.153条着陆操纵

第23.155条机动飞行中升降舵的操纵力

第23.157条滚转率

配平

第23.161条配平

稳定性

第23.171条总则

第23.173条纵向静稳定性

第23.175条纵向静稳定性的演示

第23.177条航向和横向静稳定性

〔第23.179条删除〕

第23.181条动稳定性

失速

第23.201条机翼水平失速

第23.203条转弯飞行失速和加快转弯失速

〔第23.205条删除〕

第23.207条失速警告

尾旋

第23.221条尾旋

地面和水上操纵特性

第23.231条纵向稳定性和操纵性

第23.233条航向稳定性和操纵性

第23.235条在无铺面的道面上的使用

第23.237条水上运行

第23.239条喷溅特性

其他飞行要求

第23.251条振动和抖振

第23.253条高速特性

C章结构

总则

第23.301条载荷

第23.302条鸭式或串列式机翼布局

第23.303条安全系数

第23.305条强度和变形

第23.307条结构符合性的证明

飞行载荷

第23.321条总则

第23.331条对称飞行情况

第23.333条飞行包线

第23.335条设计空速

第23.337条限制机动载荷系数

第23.341条突风载荷系数

第23.343条设计燃油载重

第23.345条增升装置

第23.347条非对称飞行情况

第23.349条滚转情况

第23.351条偏航情况

第23.361条发动机扭矩

第23.363条发动机架的侧向载荷

第23.365条增压舱载荷

第23.367条发动机失效引起的非对称载荷

第23.369条机翼后撑杆

第23.371条陀螺和气动载荷

第23.373条速度控制装置

操纵面和操纵系统载荷

第23.391条操纵面载荷

第23.393条平行于铰链线的载荷

第23.395条操纵系统载荷

第23.397条限制驾驶力和扭矩

第23.399条双操纵系统

第23.405条次操纵系统

第23.407条配平调整片的影响

第23.409条调整片

第23.415条地面突风情况

水平安定和平衡翼面

第23.421条平衡载荷

第23.423条机动载荷

第23.425条突风载荷

第23.427条非对称载荷

垂直翼面

第23.441条机动载荷

第23.443条突风载荷

第23.445条外置垂直翼面或翼尖小翼

副翼和特殊装置

第23.455条副翼

第23.459条特殊装置

地面载荷

第23.471条总则

第23.473条地面载荷情况和假定

第23.477条起落架布置

第23.479条水平着陆情况

第23.481条尾沉着陆情况

第23.483条单轮着陆情况

第23.485条侧向载荷情况

第23.493条滑行刹车情况

第23.497条尾轮补充情况

第23.499条前轮补充情况

第23.505条滑橇式飞机的补充情况

第23.507条千斤顶载荷

第23.509条牵引载荷

第23.511条地面载荷：多轮起落架装置上的非对称载荷

水载荷

第23.521条水载荷情况

第23.523条设计重量和重心位置

第23.525条载荷的假定

第23.527条船体和主浮筒载荷系数

第23.529条船体和主浮筒着水情况

第23.531条船体和主浮筒起飞情况

第23.533条船体和主浮筒底部压力

第23.535条辅助浮筒载荷

第23.537条水翼载荷

应急着陆情况

第23.561条总则

第23.562条应急着陆动态要求

疲劳评定

第23.571条金属增压舱结构

第23.572条金属机翼、尾翼和相连结构

第23.573条结构的损伤容限和疲劳评定

第23.574条通勤类飞机金属件的损伤容限和疲劳评定

第23.575条检查及其他方法

D章设计与构造

第23.601条总则

第23.603条材料和工艺质量

第23.605条制造方法

第23.607条紧固件

第23.609条结构保护

第23.611条可达性措施

第23.613条材料的强度性能和设计值

第23.619条特殊系数

第23.621条铸件系数

第23.623条支承系数

第23.625条接头系数

第23.627条疲劳强度

第23.629条颤振

机翼

第23.641条强度符合性的证明

操纵面

第23.651条强度符合性的证明

第23.655条安装

第23.657条铰链

第23.659条质量平衡

操纵系统

第23.671条总则

第23.672条增稳系统及自动和带动力的操纵系统

第23.673条主飞行操纵器件

第23.675条止动器

第23.677条配平系统

第23.679条操纵系统锁

第23.681条限制载荷静力试验

第23.683条操作试验

第23.685条操纵系统的细节设计

第23.687条弹簧装置

第23.689条钢索系统

第23.691条人为失速阻挡系统

第23.693条关节接头

第23.697条襟翼操纵器件

第23.699条襟翼位置指示器

第23.701条襟翼的交连

第23.703条起飞警告系统

起落架

第23.721条总则

第23.723条减震试验

第23.725条限制落震试验

第23.726条地面载荷动态试验

第23.727条储备能量吸收落震试验

第23.729条起落架收放机构

第23.731条机轮

第23.733条轮胎

第23.735条刹车

第23.737条滑橇

第23.745条前轮／尾轮操纵

浮筒和船体

第23.751条主浮筒浮力

第23.753条主浮筒设计

第23.755条船体

第23.757条辅助浮筒

载人和装货设施

第23.771条驾驶舱

第23.773条驾驶舱视界

第23.775条风挡和窗户

第23.777条驾驶舱操纵器件

第23.779条驾驶舱操纵器件的动作和效果

第23.781条驾驶舱操纵手柄形状

第23.783条舱门

第23.785条座椅、卧铺、担架、安全带和肩带

第23.787条行李舱和货舱

第23.791条旅客通告标示

第23.803条应急撤离

第23.805条飞行机组应急出口

第23.807条应急出口

第23.811条应急出口的标记

第23.812条应急照明

第23.813条应急出口通道

第23.815条过道宽度

第23.831条通风

增压

第23.841条增压座舱

第23.843条增压试验

防火

第23.851条灭火瓶

第23.853条客舱和机组舱内部设施

第23.855条货舱和行李舱防火

第23.859条燃烧加温器的防火

第23.863条可燃液体的防火

第23.865条飞行操纵系统、发动机架和其他飞行结构的防火

闪电评定

第23.867条电气搭铁和闪电与静电防护

其他

第23.871条定飞机水平的设施

E章动力装置

总则

第23.901条安装

第23.903条发动机

第23.904条自动功率储备系统

第23.905条螺旋桨

第23.907条螺旋桨振动

第23.909条涡轮增压系统

第23.925条螺旋桨的间距

第23.929条发动机安装的防冰

第23.933条反推力系统

第23.934条涡轮喷气和涡轮风扇发动机反推系统试验

第23.937条涡轮螺旋桨阻力限制系统

第23.939条动力装置的工作特性

第23.943条负加速度

燃油系统

第23.951条总则

第23.953条燃油系统的独立性

第23.954条燃油系统的闪电防护

第23.955条燃油流量

第23.957条连通油箱之间的燃油流动

第23.959条不可用燃油量

第23.961条燃油系统在热气候条件下的工作

第23.963条燃油箱：总则

第23.965条燃油箱试验

第23.967条燃油箱安装

第23.969条燃油箱的膨胀空间

第23.971条燃油箱沉淀槽

第23.973条油箱加油口接头

第23.975条燃油箱的通气和汽化器蒸气的排放

第23.977条燃油箱出油口

第23.979条压力加油系统

燃油系统部件

第23.991条燃油泵

第23.993条燃油系统导管和接头

第23.994条燃油系统部件

第23.995条燃油阀和燃油控制器

第23.997条燃油滤网或燃油滤

第23.999条燃油系统放液嘴

第23.1001条应急放油系统

滑油系统

第23.1011条总则

第23.1013条滑油箱

第23.1015条滑油箱试验

第23.1017条滑油导管和接头

第23.1019条滑油滤网或滑油滤

第23.1021条滑油系统放油嘴

第23.1023条滑油散热器

第23.1027条螺旋桨顺桨系统

冷却

第23.1041条总则

第23.1043条冷却试验

第23.1045条涡轮发动机飞机的冷却试验程序

第23.1047条活塞发动机飞机的冷却试验程序

液体冷却

第23.1061条安装

第23.1063条冷却液箱试验

进气系统

第23.1091条进气

第23.1093条进气系统的防冰

第23.1095条汽化器除冰液的流量

第23.1097条汽化器除冰液系统的容量

第23.1099条汽化器除冰液系统详细设计

第23.1101条进气空气预热器的设计

第23.1103条进气系统管道

第23.1105条进气系统的滤网

第23.1107条进气系统过滤介质

第23.1109条涡轮增压器引气系统

第23.1111条涡轮发动机的引气系统

排气系统

第23.1121条总则

第23.1123条排气系统

第23.1125条排气热交换器

动力装置的操纵器件和附件

第23.1141条动力装置的操纵器件：总则

第23.1142条辅助动力装置控制

第23.1143条发动机操纵器件

第23.1145条点火开关

第23.1147条混合比操纵器件

第23.1149条螺旋桨转速和桨距的操纵器件

第23.1153条螺旋桨顺桨操纵器件

第23.1155条涡轮发动机的反推力和低于飞行状态的桨距调定

第23.1157条汽化器空气温度控制装置

第23.1163条动力装置附件

第23.1165条发动机点火系统

动力装置的防火

第23.1181条指定火区的范围

第23.1182条防火墙后面的短舱区域

第23.1183条导管、接头和部件

第23.1189条切断措施

第23.1191条防火墙

第23.1192条发动机附件舱隔板

第23.1193条发动机罩及短舱

第23.1195条灭火系统

第23.1197条灭火剂

第23.1199条灭火瓶

第23.1201条灭火系统材料

第23.1203条火警探测系统

F章设备

总则

第23.1301条功能和安装

第23.1303条飞行和导航仪表

第23.1305条动力装置仪表

第23.1307条其他设备

第23.1309条设备、系统及安装

仪表：安装

第23.1311条电子显示仪表系统

第23.1321条布局和可见度

第23.1322条警告灯、戒备灯和提示灯

第23.1323条空速指示系统

第23.1325条静压系统

第23.1326条空速管加温指示系统

第23.1327条磁航向指示器

第23.1329条自动驾驶仪系统

第23.1331条使用能源的仪表

第23.1335条飞行指引系统

第23.1337条动力装置仪表安装

电气系统和设备

第23.1351条总则

第23.1353条蓄电池的设计和安装

第23.1357条电路保护装置

第23.1359条电气系统防火

第23.1361条总开关装置

第23.1365条电缆和设备

第23.1367条开关

灯

第23.1381条仪表灯

第23.1383条滑行和着陆灯

第23.1385条航行灯系统的安装

第23.1387条航行灯系统二面角

第23.1389条航行灯灯光分布和光强

第23.1391条航行灯水平平面内的最小光强

第23.1393条航行灯任一垂直平面内的最小光强

第23.1395条航行灯的最大掺入光强

第23.1397条航行灯颜色规格

第23.1399条停泊灯

第23.1401条防撞灯系统

安全设备

第23.1411条总则

〔第23.1413条删除〕

第23.1415条水上迫降设备

第23.1416条气压式除冰套系统

第23.1419条防冰

其他设备

第23.1431条电子设备

第23.1435条液压系统

第23.1437条多发飞机的附件

第23.1438条增压系统和气动系统

第23.1441条氧气设备和供氧

第23.1443条最小补氧流量

第23.1445条氧气分配系统

第23.1447条分氧装置设置的规定

第23.1449条判断供氧的措施

第23.1450条化学氧气发生器

第23.1451条氧气设备防火

第23.1453条防止氧气设备破裂的规定

第23.1457条驾驶舱录音机

第23.1459条飞行记录器

第23.1461条含高能转子的设备

G章使用限制和资料

第23.1501条总则

第23.1505条空速限制

第23.1507条使用机动速度

第23.1511条襟翼展态速度

第23.1513条最小操纵速度

第23.1519条重量和重心

第23.1521条动力装置限制

第23.1522条辅助动力装置限制

第23.1523条最小飞行机组

第23.1524条最大客座量布置

第23.1525条运行类型

第23.1527条最大使用高度

第23.1529条持续适航文件

标记和标牌

第23.1541条总则

第23.1543条仪表标记：总则

第23.1545条空速指示器

第23.1547条磁航向指示器

第23.1549条动力装置和辅助动力装置仪表

第23.1551条滑油油量指示器

第23.1553条燃油油量表

第23.1555条操纵器件标记

第23.1557条其他标记和标牌

第23.1559条使用限制标牌

第23.1561条安全设备

第23.1563条空速标牌

第23.1567条飞行机动标牌

飞机飞行手册和批准的手册资料

第23.1581条总则

第23.1583条使用限制

第23.1585条使用程序

第23.1587条性能资料

第23.1589条载重资料

附件A 简化设计载荷准则

第A23.1条总则

第A23.3条专用符号

第A23.5条多于一种类别的合格审定

第A23.7条飞行载荷

第A23.9条飞行情况

第A23.11条操纵面载荷

第A23.13条操纵系统载荷

附件B

附件C 基本着陆情况

附件D 机轮起旋和回弹载荷

第D23.1条机轮起旋载荷

附件E

附件F 试验方法

附件G 持续适航文件

第G23.1条总则

第G23.2条格式

第G23.4条适航限制条款

附件H 自动功率储备系统的安装

第H23.1条总则

第H23.2条定义

第H23.3条可靠性及性能要求

第H23.4条功率设定

第H23.5条动力装置控制－总则

第H23.6条动力装置仪表

附件I 水上飞机载荷

A章总则

第23.1条适用范围

（a）本部规定颁发和更改正常类、实用类、特技类和通勤类飞机型号合格证的适航标准。

（b）按照中国民用航空规章第21部的规定申请正常类、实用类、特技类和通勤类飞机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本部中适用的要求。

〔1990年7月18日第一次修订〕

第23.2条特别追溯要求

（a）不论第21部的要求如何，也不考虑型号审定基础，凡在1986年12月12日以后生产的，乘员最多不超过9人（不包括驾驶员）的正常类、实用类和特技类飞机，或者是进入中国的同类外国飞机，必须在每个向前或向后的座椅上装有安全带和肩带，以保证当受到本部第23.561(b)(2)规定的极限静载荷系数所对应的惯性载荷时，乘员头部不受到严重损伤。或在第23.562条适用于该飞机的情况下，按该条的要求对乘员提供保护。对于其他方向的座椅，该座椅和约束系统的设计，必须与安装有安全带和肩带的向前或向后座椅具有同等保护乘员的水平。

（b）凡按照本条要求在飞行机组座位上安装的肩带，应使机组成员在就座并系好安全带和肩带的情况下，执行飞行操纵所必需的所有动作。

（c）本条中的制造日期是指：

（1）检查验收记录日期，或反映飞机制造完毕并符合适航审定的型号设计数据的日期。

（2）对于国外制造的飞机，该日期是外国适航当局证明飞机完成并颁发原始标准适航证或该国相当证件的日期。

〔1990年7月18日第一次修订〕

第23.3条飞机类别

（a）正常类飞机，是指座位设置（不包括驾驶员）为9座或以下，最大审定起飞重量为5700公斤（12500磅）或以下，用于非特技飞行的飞机。非特技飞行包括：

（1）正常飞行中遇到的任何机动；

（2）失速（不包括尾冲失速）；

（3）坡度不大于60°的缓8字飞行、急上升转弯和急转弯。

（b）实用类飞机，是指座位设置（不包括驾驶员）为9座或以下，最大审定起飞重量为5700公斤（12500磅）或以下，用于有限特技飞行的飞机。按实用类审定合格的飞机，可作本条(a)中的任何飞行动作和有限特技飞行动作。有限特技飞行包括：

（1）尾旋（如果对特定型号的飞机已批准作尾旋）；

（2）坡度大于60°但不大于90°的缓8字飞行、急上升转弯和急转弯。

（c）特技类飞机，是指座位设置（不包括驾驶员）为9座或以下，最大审定起飞重量为5,700公斤（12,500磅）或以下，除了由于所要求的飞行试验结果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的飞机。

（d）通勤类飞机，是指座位设置（不包括驾驶员）为19座或以下，最大审定起飞重量为8618公斤（19,000磅）或以下，用于本条(a)所述非特技飞行的螺旋桨驱动的多发动机飞机。通勤类飞机的运行，是指正常飞行所能遇到的任何机动，失速（不包括尾冲失速）和坡度不大于60°的急转弯。

（e）除通勤类飞机外，只要满足所申请的相应类别的要求，小型飞机的合格审定可以不限于一种类别。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

B章飞行

总则

第23.21条证明符合性的若干规定

（a）本章的每项要求，在申请审定的载重状态范围内，对重量和重心的每种相应组合，均必须得到满足。证实时必须按下列规定：

（1）用申请合格审定的该型号飞机进行试验，或根据试验结果进行与试验同样准确的计算；

（2）如果由所检查的各种组合不能合理地推断其符合性，则应对重量和重心的每种组合进行系统的检查。

（b）在飞行试验中，对规定值的一般的允差如下表，但在一些特定试验中可容许更大的允差：

┌───────────┬───────────────────────┐

│ 项目 │ 允差 │

├───────────┼───────────┬───────────┤

│重量 │＋5％ │－10％ │

├───────────┼───────────┼───────────┤

│受重量影响的临界项目 │＋5％ │－1％ │

├───────────┼───────────┴───────────┤

│重心 │整个范围的±7％ │

└───────────┴───────────────────────┘

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第23.23条载重分布限制

（a）必须制定飞机可以安全运行的重量和重心范围。如果某一重量与重心的组合仅允许落在某种横向载重分布限制内，而该限制又可能无意中被超过，则必须制定相应的重量和重心组合的限制。

（b）载重分布限制不得超过下述任何一项限制：

（1）选定的限制；

（2）结构证明的限制；或

（3）表明符合本章每一适用飞行要求的限制。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.25条重量限制

（a）最大重量最大重量是指飞机在表明符合本规章每项适用要求（除了那些符合设计着陆重量的以外）时的最重的重量。所制定的最大重量必须符合下列条件：

（1）最大重量不超过下列值：

（i）申请人选定的最重的重量；

（ii）最大设计重量，即表明符合本部每项适用的结构载荷情况（除了那些符合设计着陆重量的以外）的最重的重量；

（iii）表明符合每项适用的飞行要求的最重的重量。

（2）最大重量不小于下列情况时的重量：

（i）每个座椅均坐人，假定对于正常类和通勤类飞机每个座椅上的乘员重量为77公斤（170磅），而对于实用类或特技类飞机每个座椅上的乘员重量为86公斤（190磅），除非不是驾驶员座椅并有标牌标明一个较轻的重量；并且

（A）滑油箱装满，和

（B）对批准昼间VFR的飞机，燃油量至少足以供给发动机在最大连续功率下工作30分钟；对批准夜间VFR和IFR的飞机，至少为45分钟；或

（ii）所要求的最小机组，燃油箱及滑油箱装满。

（b）最小重量必须制定最小重量（表明符合本部每项适用的要求的最轻重量），使之不大于下列重量之和：

（1）按第23.29确定的空重；

（2）所要求的最小机组的重量（每个机组成员按77公斤（170磅）计算）；

（3）以下重量：

（i）对涡轮喷气飞机，为所检查的特定燃油箱布置总油量的5％；

（ii）对其他飞机，在最大连续功率下工作半小时所需要的燃油量。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.29条空重和相应的重心

（a）空重与相应的重心必须用飞机称重的方法确定，称重时飞机上装有下列各项：

（1）固定配重；

（2）按第23.959确定的不可用燃油；

（3）全部工作液体，包括下列各项：

（i）滑油；

（ii）液压油；

（iii）机上系统正常工作所需的其他液体，但饮用水、厕所预注水和发动机用的喷水除外。

（b）确定空重时的飞机状态必须是明确定义的并易于再现。

第23.31条可卸配重

如果符合下列要求，在表明符合本章的飞行要求时，可采用可卸配重：

（a）安放配重的地方经过适当的设计和装备，并按第23.1557作了标记；

（b）为每种需要使用配重的载重情况适当安放可卸配重，在飞机飞行手册、批准的资料或标记与标牌上，都对此有技术说明。

第23.33条螺旋桨转速和桨距限制

（a）总则必须对螺旋桨转速和桨距值加以限制，以确保在正常工作状态下安全运行。

（b）飞行中不能操纵的螺旋桨对于在飞行中桨距不能操纵的螺旋桨采用下列规定：

（1）在起飞和以第23.65条规定的全发工作爬升速度进行初始爬升期间，发动机处于最大油门或最大允许的起飞进气压力状态，螺旋桨必须限制发动机转速，使之不超过最大允许起飞转速；

（2）在规定的“不许超越速度”下收回油门下滑时，螺旋桨不会引起发动机转速高于最大连续转速的110％。

（c）没有恒速控制装置的可控桨距螺旋桨对于没有恒速控制装置，但在飞行中可操纵的螺旋桨，必须具有限制桨距值的装置，以确保符合下列规定：

（1）用最低可能的桨距来满足本条(b)(1)的要求；

（2）用最高可能的桨距来满足本条(b)(2)的要求。

（d）带有恒速控制装置的可控桨距螺旋桨此类螺旋桨必须符合下列规定：

（1）具有一种装置，在调速器工作时将发动机最大转速限制到最大允许起飞转速；

（2）在调速器不工作时，当桨叶处于可能的最小桨距位置、发动机为起飞进气压力、飞机静止且无风时，满足下列之一。

（i）具有一种装置，能将发动机最大转速限制到最大允许起飞转速的103％，或

（ii）具有一种装置，对经批准可以超速的发动机，能将发动机和螺旋桨的最大转速限制在不超过经批准的最大超转转速。

〔2004年10月12日第三次修订〕

性能

第23.45条总则

（a）除非另有规定，必须按以下条件满足本章的性能要求：

（1）静止空气和标准大气条件；

（2）对于通勤类飞机，最大重量大于2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，和涡轮发动机飞机，外界大气条件。

（b）确定性能数据必须不少于下列条件范围：

（1）机场高度从海平面到3,048米（10,000英尺）；和

（2）对于最大重量不大于2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，温度从标准温度至标准温度以上30℃；或

（3）对于涡轮发动机飞机和最大重量大于2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，温度从标准温度至标准温度以上30℃，或者，如果更低时，符合第23.1041条至第23.1047条冷却试验所表明的最高周围大气温度。

（c）确定性能数据必须使发动机罩通风片或其他控制发动机冷却空气供应的装置处于第23.1041条至第23.1047条要求的冷却试验所用的位置。

（d）可用推进力必须与不超过批准的功率扣除下列损失后的发动机功率相对应：

（1）安装损失；

（2）特定外界大气条件和特定的飞行状态下由附件及辅助装置所吸收的功率（当量推力）。

（e）受发动机功率或推力影响的性能必须基于相对湿度确定：

（1）在等于和低于标准温度时，相对湿度为80％；

（2）从标准温度时的80％，线性变化到标准温度加28℃（50°F）时的34％。

（f）除非另有规定，在确定起飞和着陆距离时，改变飞机的构型、速度和功率必须按照申请人为使用操作所制定的程序进行。这些程序必须能够由具有中等技巧的机组在遇到合理预期的使用中外界大气条件时一贯正常地执行。

（g）下列相关距离必须在平坦、干燥和硬质的道面上确定：

（1）第23.53条(b)的起飞距离；

（2）第23.55条的加速停止距离；

（3）第23.59条的起飞距离和起飞滑跑距离；和

（4）第23.75条的着陆距离。

注：其他类型道面（如草地、碎石）干燥时对这些使用距离的影响可以被确定或推算出来，并且这些道面可以按第23.1583条(p)列入飞行手册。

（h）对于通勤类飞机，还须满足下列要求：

（1）除非另有规定，申请人必须选择飞机起飞、航路、进场和着陆的构型；

（2）飞机构型可以随重量、高度和温度变化，其变化范围要同本条(h)(3)要求的操作程序相一致；

（3）除非另有规定，在确定临界发动机不工作的起飞性能、起飞飞行航迹、加速停止距离时，改变飞机的构型、速度和功率必须按照申请人制定的使用操作程序进行；

（4）必须制定与第23.67条(c)(4)和第23.77条(c)中规定的条件相应的执行中断进场和中断着陆的程序；

（5）按本条(h)(3)和(f)(4)所制定的程序必须：

（i）能够由具有中等技巧的机组在遇到合理预期的使用中周围大气条件时一贯正常地执行；

（ii）采用安全可靠的方法或装置；

（iii）计及执行这些程序时可合理预期的时间滞后。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.49条失速速度

（a）V 和V 是在下列状态下的失速速度或最小定常飞行速度，以节计（校准空速），在该速度下飞机是可操纵的：

S0 S1

（1）对活塞发动机飞机，发动机慢车、油门关闭或在不超过110％失速速度时处于零推力所需的功率；

（2）对涡轮发动机飞机，在失速速度下推力不大于零，或，如果所产生的推力对失速速度没有显著影响，则发动机慢车并且油门关闭；

（3）螺旋桨处于起飞位置；

（4）飞机处于V 和V 试验时所处状态；

S0 S1

（5）重心处于导致最大V 和V 值时的位置；

S0 S1

（6）重量为以V 和V 作为因素来确定是否符合所要求的性能标准时采用的重量。

S0 S1

（b）V 和V 必须由飞行试验来确定，用第23.201条规定的程序并满足该条飞行特性要求。

S0 S1

（c）除本条(d)的规定外，对于下列情况，最大重量时的V 和V 不得超过61节：

S0 S1

（1）单发飞机；和

（2）在临界发动机不工作情况下，不能满足第23.67(a)(1)规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）的多发飞机。

（d）所有单发飞机和最大重量等于或小于2,722公斤（6,000磅）的多发飞机，V 超过61节不能满足第23.67(a)(1)规定的最小爬升率要求，必须符合第23.562条(d)的规定。

S0

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.51条起飞速度

（a）对正常类、实用类、特技类飞机，抬前轮速度V 是飞行员做出操纵想使飞机升离道面或水面的速度。

R

（1）对多发陆上飞机，V 必须不小于1.05V 或1.10V 中的大者；

R MC S1

（2）对单发陆上飞机，V 必须不小于V ；和

R S1

（3）对水上和水陆两用飞机从水面起飞，V 是在所有合理预期的条件包括紊流和临界发动机完全失效的情况下表明安全的速度。

R

（b）对正常类、实用类、特技类飞机，达到高于起飞表面15米（50英尺）时，飞机达到的速度必须不小于：

（1）对于多发飞机，下列中大者：

（i）在包括紊流和临界发动机完全失效的所有合理预期情况下，表明能继续安全飞行（或应急着陆，如适用）的速度；

（ii）1.1V ；或

MC

（iii）1.20V 。

S1

（2）对于单发飞机，下列中大者：

（i）在包括紊流和发动机完全失效的所有合理预期情况下，表明是安全的速度；或

（ii）1.20V 。

S1

（c）对于通勤类飞机，以下规定适用：

（1）V 必须按以下规定相对于V 确定：

1 EF

（i）V 是假定临界发动机失效时的校正空速。V 必须由申请人选择，但不小于按第23.149条(b)确定的V 的1.05倍，或由申请人选择，不小于按第23.149条(f)确定的V 。

EF EF MC MCG

（ii）起飞决断速度V 是指地面校正空速。在此速度下，由于发动机失效或其他原因，驾驶员必须做出继续起飞或中断起飞的决断。起飞决断速度V 必须由申请人选择，但不小于V 加上在下述时间间隔内临界发动机不工作时飞机的速度增量。时间间隔指从临界发动机失效瞬间至驾驶员意识到该发动机失效并做出反应的瞬间。后一瞬间以驾驶员按第23.55条加速―停止决断中采取最初的减速措施为准。

1 1 EF

（2）V 是抬前轮速度，以校正空速表示，必须由申请人选定并不得小于下列中大者：

R

（i）V ；

1

（ii）按第23.149条(b)确定的V 的1.05倍；

MC

（iii）1.10V ；或

S1

（iv）按第23.57条(c)(2)确定的速度。此速度允许在高于起飞表面10.7米（35英尺）以前，达到初始爬升速度V 。

2

（3）对于任何一组给定条件，例如重量、高度、构型和温度，必须用同一个V 值来表明符合一台发动机不工作和全发工作两种起飞要求。

R

（4）V 是起飞安全速度，以校正空速表示，必须由申请人选定，以提供第23.67条(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）必须表明在比按本条(c)(2)所确定的V 小5节的速度下以正常抬头率抬头时，一台发动机不工作时的起飞距离不超过按第23.57条和第23.59条(a)(1)所制定的V 对应的单发不工作起飞距离，起飞应按第23.57条进行，否则必须保证飞机在高于起飞表面10.7米（35英尺）处，速度比确定的V 最多小5节的情况下还能继续安全起飞。

R R 2

（6）申请人必须表明，在全发工作时，不会由于飞机抬头过度或失配平状况使按第23.59条(a)(2)所确定的预定起飞距离显著增加。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.53条起飞性能

（a）对于正常类、实用类和特技类飞机，起飞距离按本条(b)的规定确定，并用第23.51条(a)和(b)规定的速度。

（b）对于正常类、实用类和特技类飞机，起飞并爬升到高于起飞表面15米（50英尺）所需的距离必须在下列条件下针对起飞运行限制内的每一重量、高度、温度确定：

（1）每台发动机为起飞功率；

（2）襟翼为起飞位置；和

（3）起落架放下。

（c）对于通勤类飞机，起飞性能必须按第23.55条至第23.59条的规定在工作发动机经批准的使用限制内确定。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.55条加速－停止距离

对通勤类飞机必须按下述规定确定加速－停止距离：

（a）加速－停止距离是下列所需距离之和：

（1）全发工作从静止起点加速到V ；

EF

（2）假定临界发动机在V 失效，飞机从V 加速到V ；和

EF EF 1

（3）从达到V 点继续至完全停止。

1

（b）可使用机轮刹车以外的手段来确定加速－停止距离，只要这种手段：

（1）安全可靠；

（2）在正常运行条件下可望获得一贯的效果；

（3）对操纵飞机不需要特殊技巧。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.57条起飞航迹

通勤类飞机起飞航迹如下：

（a）起飞航迹从静止点起延伸至飞机起飞过程中高于起飞表面457米（1,500英尺）的那一点，在该高度或达到该高度之前必须完成从起飞到航路构型的转变；和

（1）起飞航迹必须基于第23.45条规定的程序；

（2）飞机必须在地面加速到V ，临界发动机在该点必须不工作，并在起飞其余过程中保持不工作；

EF

（3）在达到V 后，飞机必须加速到V 。

EF 2

（b）在加速到V 过程中，前轮可在不小于V 的速度时抬起离地。但在飞机腾空之前不得开始收起落架。

2 R

（c）按本条(a)和(b)确定起飞航迹过程中：

（1）起飞航迹空中部分的斜率在每一点上都必须不为负；

（2）飞机在达到高于起飞表面10.7米（35英尺）前必须达到V ，并且必须以尽可能接近但不小于V 的速度继续起飞，直到飞机高于起飞表面122米（400英尺）为止；

2 2

（3）从飞机高于起飞表面122米（400英尺）那点开始，沿起飞航迹每一点的可用爬升梯度不得小于：

（i）1.2％，对于双发飞机；

（ii）1.5％，对于三发飞机；

（iii）1.7％，对于四发飞机；和

（4）直到飞机高于起飞表面122米（400英尺）为止，除收起落架和螺旋桨自动顺桨外，不得改变飞机构型，而且驾驶员不得采取动作改变功率或推力。

（d）飞机在达到高于起飞表面10.7米（35英尺）前的起飞航迹必须由连续的演示起飞来确定。

（e）飞机在高于起飞表面10.7米（35英尺）后的起飞航迹必须由分段综合法来确定。并且：

（1）分段必须明确定义，而且必须在构型、功率或推力以及速度方面有清晰可辨的变化；

（2）飞机的重量、构型、功率或推力在每一分段内必须保持不变，而且必须相应于该分段内主要的最临界的状态；

（3）该飞行航迹必须基于无地面效应的性能。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.59条起飞距离和起飞滑跑距离

对于通勤类飞机，必须确定起飞距离和起飞滑跑距离（在申请人选择时）：

（a）起飞距离是下述距离中的大者：

（1）沿着按第23.57所确定的起飞航迹，从起飞始点到飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）的一点所经过的水平距离；

（2）全发工作，沿着与第23.57条一致的程序所确定的全发起飞航迹，从起飞始点到飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）的一点所经过的水平距离的115％。

（b）对于起飞距离中含有净空道的情况，则起飞滑跑距离为下述距离中的大者：

（1）沿着按第23.57确定的起飞航迹，从起飞始点到下列两点的中点所经过的水平距离，一点为起飞离地点，另一点为飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）；或

（2）全发工作，沿着由其余与第23.57条一致的程序确定的起飞航迹，从起飞始点到下列两点的中点所经过的水平距离的115％，一点为起飞离地点，另一点为飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.61条起飞飞行航迹

通勤类飞机的起飞飞行航迹必须按下述要求确定：

（a）起飞飞行航迹从按第23.59确定的起飞距离末端处高于起飞表面10.7米（35英尺）的一点计起。

（b）净起飞飞行航迹数据必须为真实起飞飞行航迹（按第23.57及本条(a)确定）在每一点减去下列数值的爬升梯度：

（1）0.8％，对于双发飞机；

（2）0.9％，对于三发飞机；

（3）1.0％，对于四发飞机。

（c）沿起飞飞行航迹飞机水平加速部分的加速度减少量，可使用上述规定的爬升梯度减少量的当量值。

〔1990年7月18日第一次修订〕

第23.63条爬升：总则

（a）必须按下列规定表明符合第23.65条、第23.66条、第23.67条、第23.69条和第23.77条的要求：

（1）无地效；和

（2）不小于演示符合第23.1041条至第23.1047条的动力装置冷却试验时的速度；和

（3）除非另有规定，一发不工作，坡度不超过5度。

（b）对于正常类、实用类和特技类最大重量不超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，必须以最大起飞或着陆重量（适用时）在标准大气条件下表明符合第23.65条(a)、第23.67条(a)（如适用）、及第23.77条(a)。

（c）对于最大重量超过2,722公斤（6,000磅）的正常类、实用类和特技类活塞发动机飞机，和正常类、实用类和特技类涡轮发动机飞机，必须在规定的起飞和着陆使用限制内的各个重量下分别表明对下列要求的符合性，该重量为机场高度和外界温度的函数：

（1）对起飞为第23.65条(b)以及第23.67条(b)(1)和(2)的适用部分，和

（2）对着陆为第23.67条(b)(2)的适用部分和第23.77条(b)。

（d）对于通勤类飞机，必须以重量为机场高度和周围温度的函数在规定的起飞和着陆运行限制内分别表明符合性：

（1）对起飞为第23.67条(c)(1)、第23.67条(c)(2)和第23.67条(c)(3)，和

（2）对着陆为第23.67条(c)(3)、第23.67条(c)(4)和第23.77条(c)。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.65条爬升：全发工作

（a）对于正常类、实用类和特技类飞最大重量不超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，在海平面对陆上飞机必须至少具有8.3％的定常爬升梯度，对水上和水陆两用飞机至少具有6.7％的定常爬升梯度，必须：

（1）每台发动机不超过其最大连续功率；

（2）起落架在收上位置；

（3）襟翼处于起飞位置；和

（4）对多发飞机爬升速度不小于1.1V 和1.2V 中之大者，对单发飞机爬升速度不小于1.2V 。

MC S1 S1

（b）对于正常类、实用类和特技类最大重量超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机和正常类、实用类和特技类涡轮动力飞机，起飞后必须至少具有4％的定常爬升梯度：

（1）每台发动机为起飞功率；

（2）起落架在放下位置，除非起落架可以在不超过7秒内收上，则试验可在起落架收上位进行；

（3）襟翼处于起飞位置；和

（4）爬升速度按第23.65条(a)(4)的规定。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.66条起飞爬升：一台发动机不工作

对于正常类、实用类和特技类最大重量超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机和正常类、实用类和特技类涡轮发动机飞机，必须在申请人确定的运行限制内的每一重量、高度、温度内确定定常爬升或下滑梯度：

（a）临界发动机不工作，螺旋桨处于快速和自动设定的位置；

（b）其余发动机为起飞功率；

（c）起落架在放下位置，除非起落架可以在不超过7秒内收上，则试验可在起落架收上位进行；

（d）襟翼处于起飞位置；

（e）机翼水平；和

（f）爬升速度等于按第23.53条演示在15米（50英尺）时达到的速度。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.67条爬升：一台发动机不工作

（a）对于正常类、实用类和特技类最大重量不超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，以下规定适用：

（1）除非满足第23.562(d)的规定，在下列条件下，V 超过113公里／小时（61节）的每架飞机必须能在1,524米（5,000英尺）压力高度上保持至少1.5％的定常爬升梯度：

S0

（i）临界发动机不工作，其螺旋桨处于最小阻力位置；

（ii）其余发动机不超过其最大连续功率；

（iii）起落架在收上位置；

（iv）襟翼处于收上位置；和

（v）爬升速度不超过1.2V 。

S1

（2）对于满足第23.562(d)的规定或V 不超过113公里／小时（61节）的每架飞机，必须按下列条件确定在1,524米（5,000英尺）压力高度上的定常爬升或下降梯度：

S0

（i）临界发动机不工作，其螺旋桨处于最小阻力位置；

（ii）其余发动机不超过其最大连续功率；

（iii）起落架在收上位置；

（iv）襟翼处于收上位置；和

（v）爬升速度不超过1.2V 。

S1

（b）对于正常类、实用类和特技类最大重量超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，和正常类、实用类和特技类涡轮动力飞机，以下规定适用：

（1）在下列条件下，起飞表面以上122米（400英尺）时的定常爬升梯度必须为可测的正值：

（i）临界发动机不工作，其螺旋桨处于最小阻力位置；

（ii）其余发动机为起飞功率；

（iii）起落架在收上位置；

（iv）襟翼处于起飞位置；和

（v）爬升速度等于按第23.53条演示在15米（50英尺）时达到的速度。

（2）在下列条件下，高于起飞或着陆表面（适用时）457米（1,500英尺）时的定常爬升梯度不少于0.75％：

（i）临界发动机不工作，其螺旋桨处于最小阻力位置；

（ii）其余发动机不超过其最大连续功率；

（iii）起落架在收上位置；

（iv）襟翼处于收上位置；和

（v）爬升速度不小于1.2V 。

S1

（c）对通勤类飞机，下列要求适用：

（1）起飞，起落架放下在下列条件下，起飞表面高度上的定常爬升梯度，对于双发飞机必须是可测出的正值，对于三发飞机不得小于0.3％，对于四发飞机不得小于0.5％；

（i）临界发动机不工作，其螺旋桨处于快速和自动设定的位置；

（ii）其余发动机起飞功率；

（iii）起落架在放下位置，所有起落架舱门打开；

（iv）襟翼处于起飞位置；

（v）机翼水平；和

（vi）爬升速度等于V 。

2

（2）起飞，起落架收上在下列条件下，飞机高于起飞表面122米（400英尺）时的定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于2％，对于三发飞机不得小于2.3％，对于四发飞机不得小于2.6％：

（i）临界发动机不工作，其螺旋桨处于快速和自动设定的位置；

（ii）其余发动机起飞功率；

（iii）起落架在收上位置；

（iv）襟翼处于起飞位置；和

（v）爬升速度等于V 。

2

（3）航路爬升飞机在高于起飞或着陆（适用时）表面457米（1,500英尺）高度上的定常爬升梯度，对于双发飞机不小于1.2％，对于三发飞机不小于1.5％，对于四发飞机不小于1.7％。在下列条件下：

（i）临界发动机不工作，其螺旋桨处于最小阻力位置；

（ii）其余发动机不大于最大连续功率；

（iii）起落架在收上位置；

（iv）襟翼处于收上位置；和

（v）爬升速度不小于1.2V 。

S1

（4）中断进场飞机在高于着陆表面122米（400英尺）高度上的定常爬升梯度，对于双发飞机不小于2.1％，对于三发飞机不小于2.4％，对于四发飞机不小于2.7％。其条件为：

（i）临界发动机不工作，其螺旋桨处于最小阻力位置；

（ii）其余发动机起飞功率；

（iii）起落架在收上位置；

（iv）襟翼处于进场位置，该位置的V 不超过相应的全发工作着陆位置V 的110％；和

S1 S1

（v）按正常着陆程序确定的爬升速度但不超过1.5V 。

S1

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

第23.69条航路爬升／下降

（a）全发工作必须在申请人确定的运行限制内的每一重量、高度和外界大气温度下确定定常爬升梯度和爬升率：

（1）每台发动机不超过最大连续功率；

（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）一台发动机不工作必须在申请人确定的运行限制内的每一重量、高度和外界温度下确定定常爬升／下降梯度和爬升／下降率：

（1）临界发动机不工作，其螺旋桨处于最小阻力位置；

（2）其余发动机不超过最大连续功率；

（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日第三次修订〕

第23.71条滑翔：单发飞机

必须确定在静止空气中每损失305米（1,000英尺）高度滑行的最大水平距离和获得此距离所需的速度，此时，发动机不工作，螺旋桨在最小阻力位置，起落架和襟翼在最有利的可用位置。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.73条参考着陆进场速度

（a）对于正常类、实用类和特技类最大重量不超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，参考着陆进场速度V ，不得小于按23.149条(b)在襟翼处于最大起飞位置确定的V 和1.3V 中之大者。

REF MC S0

（b）对于正常类、实用类和特技类最大重量超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，和正常类、实用类和特技类涡轮动力飞机，参考着陆进场速度V ，不得小于按23.149条(c)确定的V 和1.3V 中之大者。

REF MC S0

（c）对通勤类飞机，参考着陆进场速度V ，不得小于按23.149条(c)确定的V 的1.05倍和1.3V 中之大者。

REF MC S0

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.75条着陆距离

对着陆，必须在运行限制内标准温度下的每一重量和高度，确定飞机从高于着陆表面15米（50英尺）的一点到飞机着陆并完全停止所需的水平距离：

（a）保持不小于第23.73条(a)、(b)或(c)确定的V 定常进场下降到15米（50英尺）的高度；且

REF

（1）在降至15米（50英尺）的高度前，稳定下滑进场梯度必须不大于5.2％（3°）；

（2）此外，申请人可以通过试验进行演示，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。下滑梯度必须作为一项使用限制加以规定，并且必须能够通过适当的仪表将必要的下滑梯度指示信息提供给驾驶员。

（b）在整个机动中必须保持构型不变；

（c）着陆时必须避免大的垂直加速度，没有弹跳、前翻、地面打转、海豚运动或水上打转的倾向；

（d）在最大着陆重量或对应于第23.63条(c)(2)或(d)(2)的高度和温度的最大着陆重量下，必须表明飞机能从15米（50英尺）高度所处的状态，安全过渡到第23.77条的中断着陆状态；

（e）刹车的使用不得导致轮胎或刹车的过度磨损；

（f）可以使用除机轮刹车以外符合下列条件的其他减速手段：

（1）安全可靠；

（2）使用时能在服役中获得始终如一的效果。

（g）如果使用了依赖任一发动机工作的装置，且在该发动机不工作着陆时着陆距离将增加，则必须按该发动机不工作的情况来确定着陆距离，除非采取了其他补偿措施使着陆距离不超过全发工作时的距离。

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

第23.77条中断着陆

（a）每一正常类、实用类和特技类最大重量不超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，下列条件下，在海平面必须能够保持至少3.3％的定常爬升梯度：

（1）所有发动机均为起飞功率；

（2）起落架在放下位置；

（3）襟翼处于着陆位置；但是，如果可以在2秒钟或更短的时间内安全收起襟翼，且没有高度损失和突然的迎角变化，则襟翼可以收起；和

（4）爬升速度等于第23.73条(a)定义的V 。

REF

（b）对于每一正常类、实用类和特技类最大重量超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机，和正常类、实用类和特技类涡轮动力飞机，在下列条件下，必须能够保持至少2.5％的定常爬升梯度：

（1）发动机功率不大于将功率杆从最小飞行慢车位置开始移动后8秒时的可用功率；

（2）起落架在放下位置；

（3）襟翼处于着陆位置；和

（4）爬升速度等于第23.73条(b)定义的V 。

REF

（c）对于通勤类飞机，必须能保持定常爬升梯度不小于3.2％。此时：

（1）发动机功率不大于将功率杆从最小飞行慢车位置开始移动后8秒时的可用功率；

（2）起落架在放下位置；

（3）襟翼处于着陆位置；和

（4）爬升速度等于第23.73条(c)定义的V 。

REF

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

飞行特性

第23.141条总则

在不超过第23.1527条规定的最大使用高度下，飞机在申请合格审定的所有实际的载荷条件和使用高度上必须满足第23.143条至第23.253条的各项要求，而不需要特殊的驾驶技巧、机敏和过分的体力。

〔2004年10月12日第三次修订〕

操纵性和机动性

第23.143条总则

（a）在所有飞行阶段，飞机必须可以安全地操纵并可以安全地进行机动：

（1）起飞；

（2）爬升；

（3）平飞；

（4）下降；

（5）复飞；和

（6）襟翼展态和收态下的着陆（有动力和无动力）。

（b）必须能从一种飞行状态平稳地过渡到另一种飞行状态（包括转弯和侧滑），并在任何可能的使用条件下（包括多发飞机正常使用中可能遇到的任何发动机突然发生故障）没有超过限制载荷系数的危险。

（c）如果存在与所需的驾驶员体力有关的临界情况，则所需的操纵力必须用定量试验予以表明，且在本条(a)和(b)规定的情况下操纵力均不得超过下表中规定的限制：

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

│施加在驾驶盘或方向舵脚蹬上的│ 俯仰 │ 滚转 │ 偏航 │

│力，以牛顿（公斤；磅）计 │ │ │ │

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

│(a)短暂作用 │ │ │ │

│ 驾驶杆 │267(27;60) │134(13.5;30) │ │

│ 驾驶盘（双手在轮缘） │333(34;75) │222(22.7;50) │ │

│ 驾驶盘（单手在轮缘） │222(22.7;50) │111(11.4;25) │ │

│ 方向舵脚蹬 │ │ │667(68;150) │

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

│(b)持续作用 │44(5;10) │22(2;5) │89(9;20) │

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

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〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.145条纵向操纵

（a）飞机尽可能配平于1.3V ，必须有可能使机头下沉，以便使空速很快加速到该配平速度，飞机状态如下：

S1

（1）每台发动机均为最大连续功率；

（2）发动机无动力，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，不需要施加超过第23.143条(c)规定的用单手施加的操纵力就能完成下述机动，并且机动中不得改变配平操纵：

（1）起落架在放下位置，襟翼在收起位置，飞机尽可能配平于1.4V 。尽快放下襟翼，使空速从1.4V 变化到1.4V ；

S1 S1 S0

（i）发动机无动力；和

（ii）保持在初始状态下平飞所需的功率。

（2）起落架和襟翼在放下位置，发动机无动力，飞机尽可能配平于1.3V 。尽快施加起飞功率并尽可能快的收起襟翼至推荐的复飞设定状态，允许空速从1.3V 变化到1.3V ；当建立了正爬升率时收起落架。

S0 S0 S1

（3）起落架和襟翼在放下位置，水平飞行，功率为在1.1V 保持水平飞行必需功率，飞机尽可能配平，当尽快收襟翼并同时施加不大于最大连续功率的发动机功率时，必须有可能保持近似的水平飞行。如果提供了襟翼分档位置，则收襟翼演示可分阶段进行，功率和配平可重设定在保持1.1V 平飞的初始构型状态，在每一阶段：

S0 S1

（i）从全放下位至最大分档限定位；

（ii）过渡分档限定位之间，如适用；和

（iii）从最小分档限定位到全收上。

（4）发动机无动力，起落架和襟翼在收起位置，飞机尽可能配平于1.4V ，迅速施加起飞功率同时保持相同空速。

S1

（5）发动机无动力，起落架和襟翼在放下位置，飞机尽可能配平于V ，获得并保持空速在1.1V 和1.7V 或V （取小者）之间，不需要施加超过第23.143条(c)规定的双手操纵的力。

REF S0 S0 FE

（6）发动机最大起飞功率，起落架在收起位置，襟翼在起飞位置，飞机尽可能配平于相应起飞襟翼位置的V ，尽可能快的收起襟翼同时保持空速不变。

FE

（c）在空速超过V /M 直到第23.251条表明的最大速度，必须演示1.5g的机动能力，提供从颠倾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时的无动力下滑期间，驾驶员必须有可能用不超过44牛（4.5公斤，10磅）的操纵力维持不大于V 的速度，重量为直到并包括最大重量的任何重量。

REF

（e）通过正常的飞行和功率控制，在飞机姿态适合于有控制的着陆时，必须有可能操纵飞机实现零下降率而不至超过飞机的使用限制和结构限制。对于(e)(1)和(e)(2)所述的状态，上述要求也应满足：

（1）单发飞机和多发飞机，不使用纵向主操纵；

（2）多发飞机：

（i）不使用航向主操纵系统；

（ii）如果任一连杆或传动节出现单个故障，就同时影响纵向和航向主操纵时，则不使用纵向和航向主操纵系统。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.147条航向和横向操纵

（a）多发飞机在保持机翼5°以内水平时，必须能安全地向左右突然改变航向。必须在下列条件下演示在1.4V 改变航向直到15°（但不必超过方向舵脚蹬力达第23.143条的限制值时的航向偏转量）：

S1

（1）临界发动机不工作，其螺旋桨处于最小阻力位置；

（2）其余发动机处于最大连续功率状态；

（3）起落架在：

（i）收起位置；

（ii）放下位置。

（4）襟翼在收上位置；

（b）在临界发动机突然完全失效时，视情开始改出动作前允许2秒延迟，多发飞机必须能重新获得对飞机的完全控制而不超过45°坡度，且不会达到危险的姿态或遇到危险的特性，飞机在开始是配平的并处下列状态：

（1）全部发动机在最大连续功率状态；

（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条(a)的速度；和

（5）所有螺旋桨操纵处于已表明符合第23.69条(a)的位置。

（c）在任何全发构型和经批准的使用包线内的任何速度任何高度下，所有飞机必须表明不用主横向操纵系统就可安全操纵。还必须表明飞机的飞行特性不会削弱到低于允许继续安全飞行所必要的水平和保持合适姿态可控着陆的能力，并且不超出飞机的运行和结构限制。如果横向操纵系统的任何连接或传送环节的单一失效还会导致辅助操纵系统的丧失，则上述要求的符合性必须在也假定该辅助操纵系统不工作的情况下演示。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.149条最小操纵速度

（a）V 是校正空速，在该速度，当临界发动机突然停车时，能在该发动机继续停车情况下保持对飞机的操纵，在相同的速度下维持坡度不大于5°的直线飞行。用于模拟临界发动机失效的方法，必须体现在服役中预期的对操纵性最临界的动力装置失效模式。

MC

（b）起飞V 不得超过1.2V ，该V 是在最大起飞重量下确定的。确定V 必须在最不利的重量和重心位置，飞机离地，地面效应可忽略，起飞构型如下：

MC S1 S1 MC

（1）全部发动机在初始最大可用起飞功率；

（2）飞机配平在起飞状态；

（3）襟翼在起飞位置；

（4）起落架收起；和

（5）所有螺旋桨操纵一直处于推荐的起飞位置。

（c）除最大重量不超过2,722公斤（6,000磅）的活塞发动机飞机外，所有飞机还必须在下述着陆构型下满足本条(a)的规定：

（1）初始时全部发动机在最大可用起飞功率；

（2）飞机配平在进场状态，全发工作，以V 速度，以演示第23.75条着陆距离用的最陡梯度进场；

REF

（3）襟翼在着陆位置；

（4）起落架放下；和

（5）所有螺旋桨操纵处于全发工作进场时的推荐位。

（d）必须确定一个有意实施临界发动机不工作的最小速度，并指定为安全和有意一发不工作速度V 。

SSE

（e）在V ，保持操纵所需的方向舵脚蹬力不得超过667牛（68公斤；150磅）并且无需降低工作发动机的功率。在机动中，飞机不得出现任何危险的姿态并能防止大于20°航向改变。

MC

（f）在申请人选择时，为符合第23.51条(c)(1)的要求，可以确定V 。V 是地面最小操纵速度，是起飞滑跑时的校正空速，在该速度当临界发动机突然不工作，能够只用方向舵操纵（不用前轮转弯）保持对飞机的操纵，操纵力限制到667牛（68公斤；150磅），横向操纵的使用仅限于保持机翼水平使飞机能继续安全起飞。在确定V 时，假定飞机全发工作加速的航迹是沿着跑道中心线，从临界发动机不工作那一点到安全改出至航向平行于该中心线的那一点之间的航迹，其上任何一点相对中心线的横向偏离不得超过9.144米（30英尺）。V 必须在下列条件下制定：

MCG MCG MCG MCG

（1）飞机的每一起飞构型或申请人选择的最临界的起飞构型；

（2）工作发动机为最大可用起飞功率；

（3）最不利重心位置；

（4）飞机配平在起飞状态；和

（5）在起飞重量范围内最不利的重量。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.151条特技机动

凡特技类和实用类飞机，都必须能安全地完成飞机申请合格审定的特技机动。必须确定所有特技机动的安全进入速度。

第23.153条着陆操纵

必须有可能用不大于第23.143条(c)所规定的单手操纵力安全地完成进场后的着陆动作，飞机处于着陆构型。上述要求必须在下列条件下予以满足：

（a）速度为V 减5节；

REF

（b）飞机处于配平或尽可能接近配平，在整个机动过程中，不移动配平操纵器件；

（c）进场梯度等于第23.75条演示着陆距离所用的最陡梯度；和

（d）仅允许在以V 进场正常着陆时进行的功率改变，如果有的话。

REF

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.155条机动飞行中升降舵的操纵力

（a）为达到正的限制机动载荷系数所需的升降舵操纵力不得小于下列值：

（1）对于盘式操纵，W/100（W是飞机最大重量）或89牛（9公斤；20磅），取大值，但不需大于222牛（23公斤；50磅）；

（2）对于杆式操纵，W/140（W是飞机最大重量）或67牛（7公斤；15磅）取大值，但不需大于156牛（16公斤；35磅）。

（b）本条(a)的要求，必须在襟翼和起落架都在收起位置，对于活塞发动机为75％最大连续功率，或者对于涡轮发动机为最大连续功率，以及在下列每一条件下得到满足：

（1）在转弯时，飞机在V 作机翼水平配平；和

O

（2）在转弯时，飞机在最大机翼水平平飞速度上配平，但此速度不得超过V 或V /M ，根据相应情况而定。

NE MO MO

（c）在杆力与机动载荷系数曲线上随载荷系数增加不得有显著的杆力梯度降低。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.157条滚转率

（a）起飞必须能使用有利的操纵组合，将飞机在下列规定的时间内，从30°坡度的定常转弯中滚过60°进入反向转弯：

（1）最大重量等于或小于2,722公斤（6,000磅）的飞机，从开始滚转起5秒钟；

W＋230 W＋500

（2）最大重量大于2,722公斤（6,000磅）的飞机，时间为：────（───）秒，但不大于10秒。式中W为飞机重量，公斤（磅）。

590 1300

（b）本条(a)的要求，必须在下列状态下在左右两个方向上滚转飞机得到满足：

（1）襟翼在起飞位置；

（2）起落架在收起位置；

（3）对单发飞机，发动机为最大起飞功率；对多发飞机，临界发动机不工作，其螺旋桨在最小阻力位置，其余发动机为最大起飞功率；

（4）在直线飞行情况下，飞机在1.2V 或1.1V 两者之中较大的速度上配平或尽可能接近配平。

S1 MC

（c）进场必须能使用有利的操纵组合，使飞机在下列规定的时间内，从30°坡度的定常转弯中滚过60°进入反向转弯：

（1）最大重量等于或小于2,722公斤（6,000磅）的飞机，从开始滚转起4秒钟；

W＋1270 W＋2800

（2）最大重量大于2,722公斤（6,000磅）的飞机，时间为：────（────）秒，但不大于7秒。式中W为飞机重量，公斤（磅）。

1000 2200

（d）本条(c)的要求，必须在下列状态下在左右两个方向上滚转飞机得到满足：

（1）襟翼在着陆位置；

（2）起落架在放下位置；

（3）全部发动机在3°进场相应功率；

（4）飞机在V 速度上配平。

REF

〔2004年10月12日第三次修订〕

配平

第23.161条配平

（a）总则每架飞机配平后必须满足本条配平要求，不必由驾驶员或自动驾驶仪对主操纵或其相应的配平操纵进一步施加压力或移动。另外，必须能在其他载荷、构型、速度、和功率下保证驾驶员不会过度疲劳或需要施加超过第23.143条(c)持续作用力要求的剩余操纵力而分散精力。这适用于飞机的正常运行，以及适用时，用于确定性能特性的与一台发动机失效有关的情况。

（b）横向和航向配平飞机的起落架和襟翼收上，并在下列条件下平飞时必须能保持横向和航向配平：

（1）对于正常类、实用类和特技类飞机，速度为0.9V 、V 或V /M ，取小值；

H C MO MO

（2）对于通勤类飞机，速度为从1.4V 到V 或V /M 取小值的所有速度。

S1 H MO MO

（c）纵向配平飞机在下列每一情况下，必须保持纵向配平：

（1）在下列条件下爬升：

（i）起飞功率，起落架收上，襟翼在起飞位置，按确定本部第23.65条所要求的爬升性能时所使用的速度；

（ii）最大连续功率，按确定本部第23.69条(a)要求的爬升性能时的构型和速度。

（2）起落架收上，襟翼收上，速度从V 和V 或V /M （如果适用）中的小值到1.4V 的所有速度下水平飞行。

H NO MO MO S1

（3）起落架和襟翼收上，以V 或V /M 中适用者无动力下降。

NO MO MO

（4）进场，起落架放下：

（i）3°下滑角，襟翼收上，速度为1.4V ；

S1

（ii）3°下滑角，襟翼在着陆位，速度为V ；和

REF

（iii）进场梯度等于演示第23.75条着陆距离所用的最陡梯度，襟翼在着陆位，速度为V 。

REF

（d）此外，在下列条件下，每一多发飞机必须能保持纵向和航向配平，横向操纵力在符合第23.67条(a)、(b)(2)或(c)(3)（如果适用）所用的速度下不得超过2.27公斤（5磅）：

（1）临界发动机不工作，并且如果适用，其螺旋桨在最小阻力位置；

（2）其余发动机处于最大连续功率；

（3）起落架在收上位置；

（4）襟翼在收上位置；和

（5）飞机坡度不大于5°。

（e）此外，在按第23.57条确定起飞航迹时，以V 速度、起飞构型爬升至起飞表面122米（400英尺）以上的每一通勤类飞机，在下列条件下V 速度时，纵向和横向操纵力必须能分别减少至4.54公斤（10磅）和2.27公斤（5磅），航向操纵力不超过22.7公斤（50磅）：

2 2

（1）临界发动机不工作，其螺旋桨在最小阻力位置；

（2）其余发动机处于起飞功率；

（3）起落架在收上位置；

（4）襟翼在起飞位置；和

（5）飞机坡度不大于5°。

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

稳定性

第23.171条总则

飞机必须按照第23.173至第23.181的规定，是纵向、航向和横向稳定的。此外，如果试飞表明对安全运行有必要，则在服役中正常遇到的任何条件下，必须表明有合适的稳定性和操纵感觉（静稳定性）。

第23.173条纵向静稳定性

在第23.175中规定的条件下，按指定的要求配平，升降舵操纵力和操纵系统摩擦力必须有如下特性：

（a）为获得并维持低于所规定的配平速度的速度，必须用拉力；为获得并维持高于所规定的配平速度的速度，必须用推力。该特性必须在能够获得的任何速度予以证实，但杆力不必超过178牛（18公斤；40磅），速度不必超过最大允许速度或低于定常不失速飞行的最小速度；

（b）当从本条(a)规定的速度范围内的任何速度缓慢地松除操纵力时，空速必须回复到对适用飞机类别所规定的允差范围内。该适用的允差为：

（1）空速必须回复到初始的配平速度的±10％的范围内；

（2）对于通勤类飞机，在按第23.175(b)规定的巡航状态下空速必须回复到初始配平速度的±7.5％范围内。

（c）杆力必须随着速度的变化而变化，任何明显的速度改变都应产生使驾驶员能明显感受的杆力。

〔1990年7月18日第一次修订〕

第23.175条纵向静稳定性的演示

（a）爬升飞机速度在下述状态配平速度的85％至115％之间时，杆力曲线均必须具有稳定的斜率：

（1）襟翼在收起位置；

（2）起落架在收起位置；

（3）最大连续功率；和

（4）飞机配平于演示第23.69条(a)确定爬升性能要求所用的速度。

（b）巡航起落架和襟翼收上，功率为平飞相应功率，飞机配平于有代表性的高高度和低高度巡航速度上，直到包括适用时V 或V /M ，但速度不必超过V ：

NO MO MO H

（1）对于正常类、实用类和特技类飞机，在配平速度附近的下列速度范围内，杆力曲线必须具有稳定的斜率。该速度范围为：从配平速度分别上下扩展配平速度的15％加产生的自由回复速度带或40节加产生的自由回复速度带，两者取大者。但在下列条件下斜率不必稳定：

（i）速度低于1.3V ；或

S1

（ii）按第23.1505条(a)确定V 的飞机，速度大于V ；或

NE NE

（iii）按第23.1505条(c)确定V /M 的飞机，速度大于V /M 。

MO MO FC FC

（2）对于通勤类飞机，在配平速度附近的下列速度范围内，杆力曲线必须具有稳定的斜率。该速度范围为：从配平速度上下分别扩展50节加产生的自由回复速度带。但在下列条件下斜率不必稳定：

（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）的杆力。

（c）着陆杆力曲线在1.1V 和1.8V 之间必须有稳定的斜率，此时：

S1 S1

（1）襟翼在着陆位置；

（2）起落架在放下位置；和

（3）飞机配平于：

（i）V 或最小配平速度如其更高，发动机无动力；和

REF

（ii）V 并保持3°下滑相应功率。

REF

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.177条航向和横向静稳定性

（a）航向静稳定性用方向舵松浮时，飞机从机翼水平侧滑中改出的趋势来表示，对相应于起飞、爬升、巡航、进场和着陆构型的任一起落架位置和襟翼位置必须为正的。直到最大连续功率的对称动力状态，速度从1.2V 直到所试验的状态下的最大允许速度，必须表明是稳定的。试验时的侧滑角范围必须与飞机型号相适应。对更大的角度，直到相应于蹬满舵或方向舵脚蹬力达第23.143条的操纵力限制值的角度（取先出现之值）为止，且速度从1.2V 到V 时，方向舵脚蹬力不得有反逆现象。

S1 S1 O

（b）横向静稳定性用从侧滑中抬起下沉机翼的趋势来表示，对任一起落架位置和襟翼位置均须正值。直到75％的最大连续功率的对称功率状态，当速度从大于起飞构型的1.2V 和其他构型的1.3V 到所试验状态的最大允许速度之间，相应于起飞、爬升、巡航和进场构型，均必须表明。对着陆构型功率为与飞行相协调的保持3度下滑角相应的功率。在起飞构型的1.2V 和其他构型的1.3V 速度横向静稳定性不得为负。试验时的侧滑角范围必须与飞机型号相适应，但在任何情况下不得小于10°坡度可以获得的侧滑角值，或者如果更小，用方向舵全偏或68公斤（150磅）舵力可获得的最大坡度。

S1 S1 S1 S1

（c）本条(b)不适用于特技类飞机倒飞的审查。

（d）在速度为1.2V 的直线定常侧滑飞行中，任一起落架位置和襟翼位置，以及直到50％的最大连续功率的对称功率状态，副翼和方向舵的操纵行程和操纵力，必须随着侧滑角的增加而稳定地增加（但不必是线性的），直到与飞机型号相适应的最大侧滑角值。对更大角度，直到副翼和方向舵用到满偏度或操纵力达到第23.143条中的限制值的角度为止，副翼和方向舵移动方向和杆力随侧滑角增加不得有反逆现象。快速进入和退出与飞机相适应的最大侧滑角，不得产生不可控制的飞行特征。

S1

〔2004年10月12日第三次修订〕

〔第23.179条删除〕

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.181条动稳定性

（a）在相应于飞机构型的失速速度和最大允许速度之间产生的任何短周期振荡（不包括横向－航向的组合振荡），在主操纵处于下列状态时，必须受到重阻尼：

（1）松浮状态；

（2）固定状态。

（b）在相应于飞机构型的失速速度和最大允许速度之间产生的任何横向－航向组合振荡（荷兰滚），在主操纵处于下列状态时，其振幅必须在7周内衰减到原来的1/10：

（1）松浮状态；

（2）固定状态。

（c）如果确定增稳系统（见第23.672条）的功能需要满足本章飞行特性的要求，则本条(a)(2)和(b)(2)的主操纵要求不适用于需要验证该系统可接受性的试验。

（d）考虑第23.175条规定的状态，当保持飞机在偏离配平速度至少±15％的速度需要的纵向操纵力突然解除，飞机不得表现出任何危险特性或与解除的操纵力大小有关的过度响应。飞行航迹的任何长周期振荡不得出现不稳定导致驾驶员的工作负荷增加或危及飞机。

〔2004年10月12日第三次修订〕

失速

第23.201条机翼水平失速

（a）直到飞机失速时为止，必须能使用横向操纵产生和修正滚转，必须能使用航向操纵产生和修正偏航，两者均不得出现反操纵现象。

（b）飞机的机翼水平失速特性必须按下述要求在飞行中进行演示：在至少高于失速速度10节开始，必须先拉升降舵操纵器件使减速率不超过每秒一节，直到失速发生，可用下列任一表明：

（1）飞机出现不可控制的下俯运动；

（2）防失速装置（如：推杆器）激发了飞机的下俯运动；或

（3）操纵器件达到止动点。

（c）在本条(b)(1)或(b)(2)的飞机下俯运动明确无误地表现出来之后，或操纵器被保持在止动点不少于2秒或用于确定第23.49条最小定常飞行速度所采用的时间（取大者）后，允许用正常的升降舵操纵改出失速。

（d）在进入和改出机动时，必须有可能使用正常的操纵手段就能防止大于15°的滚转和偏航。

（e）应按下列条件演示符合本条要求：

（1）襟翼：收上、全放下和每一正常操纵的中间位置；

（2）起落架：在收起和放下位置；

（3）发动机整流罩通风片：相应于飞机构型；

（4）功率：

（i）无动力；和

（ii）75％最大连续功率。但是，如果功率－重量比在75％最大连续功率导致极高的机头向上的姿态，则试验可在着陆构型最大着陆重量和1.4V 速度时平飞相应功率下进行，但该功率不能小于50％最大连续功率。

S0

（5）配平：尽可能靠近1.5V 速度上配平；

S1

（6）螺旋桨：无功率状态时处于转速增量最大的位置。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.203条转弯飞行失速和加快转弯失速

转弯飞行失速与加快转弯失速必须按下列方法在飞行试验中演示：

（a）建立并保持30°坡度的协调转弯，使用升降舵稳定地并且逐渐地缩小半径进行减速，直到飞机失速，如第23.201条(b)所定义的。减速率必须按下列要求保持常值：

（1）对于转弯飞行失速，不得超过每秒1节；

（2）对于加快转弯失速，为每秒3～5节，并且稳定地增加法向过载。

（b）当飞机已经达到第23.201条(b)所定义的失速，飞机必须有可能通过正常使用飞行操纵恢复机翼水平飞行，但不增加功率也无下列特征：

（1）过多的高度损失；

（2）不恰当的上仰；

（3）不可控制的尾旋趋势；

（4）对于转弯失速，不允许超过转弯同方向60°或相反方向30°的横滚；

（5）对于加快转弯失速，不允许超过转弯同方向90°或相反方向60°的横滚；

（6）超过最大允许速度或允许的限制载荷系数。

（c）必须在下列条件下表明符合本条要求：

（1）襟翼对于转弯和加快进入失速，在收起位置和完全放下位置和每一正常操作的中间位置；

（2）起落架收起位置和放下位置；

（3）发动机罩通风片与飞机构型相适应；

（4）动力：

（i）无动力；和

（ii）75％最大连续功率。但是，如果功率－重量比75％最大连续功率导致极高的机头向上的姿态，则试验可在着陆构型最大着陆重量和1.4V 速度下平飞相应功率下进行，但该功率不得小于50％最大连续功率。

S0

（5）配平：尽可能靠近1.5V 速度上配平；

S1

（6）螺旋桨：无功率状态时处于增速的最大位置。

〔2004年10月12日第三次修订〕

〔第23.205条删除〕

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.207条失速警告

（a）在直线和转弯飞行中，襟翼和起落架在任一正常位置，必须要有一个清晰可辨的失速警告。

（b）警告可以通过飞机固有的气动力品质来实现，也可以借助在预期要发生失速的飞行状态下能作出清晰可辨的警告的装置（如振杆器）来实现。但是，仅用要求驾驶舱内机组人员给予注意的目视失速警告装置是不可接受的。

（c）在进行第23.201条(b)和第23.203条(a)(1)所要求的失速试验期间，必须在大于失速速度的某一范围内开始发出失速警告，并一直持续到失速发生。此范围不小于5节。

（d）当遵照第23.1585条提供的程序进行时，在全发起飞、一发不工作继续起飞或进场着陆期间不得发生失速警告。

（e）在进行第23.203条(a)(2)所要求的失速试验期间，失速警告必须在失速前足够早开始以提醒飞行员在失速警告一开始后对失速采取措施。

（f）对特技类飞机，人工失速警告如果在起飞期间自动进预备位并且在进场构型自动再进预备位，则其可以是可抑制的。

〔2004年10月12日第三次修订〕

尾旋

第23.221条尾旋

（a）正常类飞机单发正常类飞机必须在使用了改出操纵后，在不超过一圈附加尾旋中从单圈尾旋或3秒尾旋（取时间长者）中改出，或演示符合本条可选择的抗尾旋要求。

（1）下列要求适用于单圈尾旋或3秒尾旋：

（i）在襟翼收态和展态两种情况时均不得超过相应的空速限制以及正的限制机动载荷系数；

（ii）在尾旋或改出过程中，操纵力或特性不得对迅速改出产生不利的影响；

（iii）在进入尾旋或尾旋发生阶段使用任何飞行或发动机动力操纵器件时，不得有不可改出的尾旋发生；

（iv）对于襟翼展态情况的尾旋，在改出过程中襟翼可以收上，但不得在旋转结束之前收上。

（2）在申请人选择时，可以用下列方法来演示飞机是抗尾旋的：

（i）在第23.201条中的失速机动期间，必须将俯仰操纵器件拉回并保持在止动点，然后朝正确的方向操纵副翼和方向舵，飞机必须能够在15°坡度内保持机翼水平飞行，并能实现从一个方向30°坡度到另一个方向30°坡度的横滚；

（ii）使用俯仰操纵器件，以大约1.85公里／小时／秒（1节／秒）的变化率降低飞机速度直至达到俯仰操纵止动点，然后在俯仰操纵器件被拉回并保持在止动点的情况下，使用全方向舵操纵在7秒内或以360°航向改变的方式（取先出现者）加速进入尾旋。若360°航向改变先出现，则其时间不得少于4秒。这种机动动作必须首先在副翼中立时进行，然后，再以最不利方式将副翼偏转到与飞机转向相反的方向进行。在此机动期间，发动机功率或推力及飞机构型必须按第23.201条(e)的要求调定而不得改变。在7秒或360°航向改变结束时，飞机必须对所施加的初始飞机操纵有迅速、正常的反应，以获得无侧滑、非失速飞行而没有操纵反效且不超过第23.143条(c)规定的瞬时操纵力；

（iii）必须在飞机带侧滑飞行时进行第23.201条和第23.203条的符合性演示。侧滑角为相应于侧滑指示器上一个球的宽度的位移。若方向舵全偏转时不能获得一个球宽度的位移，则除外。此时应使用方向舵全偏转来进行演示。

（b）实用类实用类飞机必须满足本条(a)的要求。若申请进行尾旋飞行则必须满足本条(c)和第23.807条(b)(6)的要求：

（c）特技类特技类飞机必须满足本条(a)和第23.807条(b)(6)的要求。另外，若申请进行尾旋飞行则必须在每一构型满足下述要求：

（1）在作出正常的尾旋改出操纵后，飞机必须用不超过一圈半的附加旋转，从尾旋的任意一点上改出。在作出正常改出操纵以前，尾旋试验必须要进行六圈或申请审定的任何更多圈数。但是，当出现螺旋特性时，尾旋可以在3圈后中止；

（2）对于襟翼展态构型，不得超过使用空速限制和机动限制载荷系数，改出期间不得收上襟翼；

（3）在进入尾旋或尾旋期间，使用任何飞行或发动机功率操纵器件必须不得出现不可改出的尾旋。

（4）尾旋期间不得有使得飞行员迷失方向或失能而可能妨碍成功改出的特性（如过快的旋转或极度的振动）。

〔1993年12月23日第二次修订，2004年10月12日第三次修订〕

地面和水上操纵特性

第23.231条纵向稳定性和操纵性

（a）陆上飞机在任何可合理预期的运行条件下，包括着陆或起飞期间发生回跳，不得有不可控制的前翻倾向。机轮刹车工作必须柔和，不得引起任何过度的前翻倾向。

（b）水上飞机和水陆两用飞机，在水面上的任何正常使用速度上，不得有危险的或不可控制的海豚运动特性。

第23.233条航向稳定性和操纵性

（a）必须确定风速的90°侧向分量，且不得小于0.2V ，并演示在此分量下滑行、起飞和着陆是安全的。

S0

（b）陆上飞机在按正常着陆速度作无动力着陆时，必须有满意的操纵性，而不要求特殊的驾驶技巧或机敏，无需利用刹车或发动机动力来维持直线航迹，直到速度减至接地速度的50％。

（c）飞机在滑行时必须有足够的航向操纵性。

（d）水上飞机必须在本条(a)规定的最大风速下演示其水上航向稳定性和操纵是令人满意的。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.235条在无铺面的道面上的使用

在正常运行中可合理预期的最粗糙地面上滑行及在最粗糙的无铺面跑道起飞和着陆时，飞机必须演示具有满意的特性，并且减震机构不得损伤飞机的结构。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.237条水上运行

水上飞机和水陆两用飞机必须规定经演示能安全运行的浪高和必要的水上操作程序。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.239条喷溅特性

水上飞机或水陆两用飞机，在滑行、起飞和着水的任何时候，喷溅不得危险地模糊驾驶员的视线或损坏螺旋桨或飞机的其他部件。

其他飞行要求

第23.251条振动和抖振

在直到V /M 的任何相应的速度和功率状态，不得存在严重的振动和抖振导致结构损伤，飞机的每一部件必须不发生过度的振动。另外，在任何正常飞行状态，不得存在强烈程度足以干扰飞机良好操纵、引起飞行机组过度疲劳或引起结构损伤的抖振状态。在上述限度以内的失速警告抖振是允许的。

D D

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.253条高速特性

如果最大使用速度V /M 按第23.1505(c)的要求来制定，则必须满足下述的增速特性和速度恢复特性：

MO MO

（a）很可能引起无意中增速（包括俯仰和滚转颠倾）的运动状态和特性，必须用配平在直至V /M 的任一很可能使用的巡航速度的飞机来模拟。这些运行状态和特性包括突风颠倾、无意的操纵动作、相对于操纵系统摩擦较低的杆力梯度、旅客的走动、由爬升改平及由M数限制高度下降到空速限制高度。

MO MO

（b）计及有效的固有或人为速度警告发出后驾驶员作出反应的时间，必须表明在下述条件下能够恢复到正常的姿态，并且速度降低到V /M ：

MO MO

（1）不超过按第23.251条规定的最大速度V /M 及各种结构限制；

D D

（2）不出现会削弱驾驶员判读仪表或操纵飞机恢复正常的能力的抖振。

（c）在直到按第23.251规定的最大速度的任一速度，不得有绕任一轴的操纵反逆现象。升降舵操纵力的反逆现象，或飞机俯仰、滚转或偏航的倾向必须轻微，并可用正常的驾驶技巧即刻控制。

〔2004年10月12日第三次修订〕

C章结构

总则

第23.301条载荷

（a）强度的要求用限制载荷（服役中预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以规定的安全系数）来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。

（b）除非另有说明，所规定的空中、地面和水面载荷必须与计及飞机每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷的分布必须保守地近似于或接近地反映真实情况。除非表明确定受载情况的方法是可靠的或在所考虑的飞机布局上是保守的，否则用以确定鸭式和串列式机翼布局载荷大小及分布的方法必须通过试飞测量来证实。

（c）如果载荷作用下的变位会显著地改变外部载重或内部载重的分布，则必须考虑载重的这种重新分布。

（d）如果简化结构设计准则得到的设计载荷不小于第23.331至第23.521条中规定的载荷，则可以使用这些简化结构设计准则。对于附件A23.1中规定的飞机构型，本规章附件A的设计准则经批准与第23.321至第23.459条的规定等效，如果采用本规章的附件A，则必须用该附件的全部来代替本规章的相应条款。

〔1990年12月23日第二次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.302条鸭式或串列式机翼布局

鸭式或串列式机翼布局的前部结构必须：

（a）满足本规章C、D章适用于机翼的所有要求；

（b）满足适用于这些翼面所执行功能的所有要求。

〔1993年12月23日第二次修订〕

第23.303条安全系数

除非另有规定，安全系数必须取1.5。

第23.305条强度和变形

（a）结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全运行。

（b）结构必须能够承受极限载荷至少三秒钟而不破坏，但是如果结构能够承受要求的极限载荷至少三秒钟，则在限制载荷与极限载荷之间产生局部失效或结构失稳是可接受的。当用模拟真实载荷情况的动力试验来表明强度的符合性时，此三秒钟的限制不适用。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.307条结构符合性的证明

（a）必须表明每一临界受载情况下均符合第23.305条强度和变形的要求。只有在经验表明某种分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。否则，必须进行载荷试验来表明其符合性。如果模拟该用于设计的载荷情况，则动力试验包括结构飞行试验是可以接受的。

（b）结构的某些部分必须按照本规章D章的规定进行试验。

〔2004年10月12日第三次修订〕

飞行载荷

第23.321条总则

（a）飞行载荷系数是气动力分量（垂直作用于假设的飞机纵轴）与飞机重力之比。正载荷系数是当气动力相对于飞机向上作用时的载荷系数。

（b）必须按下列各条表明符合本章的飞行载荷要求：

（1）在飞机可以预期的运行范围内的每一临界高度；

（2）从设计最小重量到设计最大重量的每一重量；

（3）对于每一要求的高度和重量，按在第23.1583至第23.1589条规定的使用限制内可调配载重的任何实际分布。

（c）当压缩性影响显著时，则必须予以考虑。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.331条对称飞行情况

（a）在确定与第23.333至第23.341条规定的任何对称飞行情况相对应的机翼载荷和线惯性载荷时，必须用合理的或保守的方法计及相应的平尾的平衡载荷。

（b）由于机动和突风引起的平尾载荷的增量，必须以合理的或保守的方法用飞机的角惯性力来平衡。

（c）确定飞机载荷时必须考虑气动面的交互影响。

〔1993年12月23日第二次修订〕

第23.333条飞行包线

（a）总则对于飞行包线（与本条(d)款所示的相类似）的边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均必须表明符合本章的强度要求。该飞行包线表示分别由(b)和(c)机动和突风准则所规定的飞行载荷情况的范围。

（b）机动包线除受到最大（静）升力系数的限制外，假定飞机经受对称机动而产生下列限制载荷系数：

（1）在直到V 的各速度时，为第23.337条规定的正机动载荷系数；

D

（2）在直到V 的各速度时，为第23.337条规定的负机动载荷系数；

C

（3）对正常类和通勤类，负载荷系数从V 时的规定值随速度线性变化到V 时的0.0；对特技类和实用类，负载荷系数从V 时的规定值随速度线性变化到V 时的-1.0。

C D C D

（c）突风包线

（1）假定飞机在平飞时遇到对称的垂直突风，由此引起的限制载荷系数必须对应于按下述突风速度确定的情况：

（i）高度在海平面与6,100米（20,000英尺）之间时，在速度为V 时的正（向上）、负（向下）突风速度必须取为15.25米／秒（50英尺／秒）。突风速度可线性地从6,100米(20,000)英尺处的15.25米／秒（50英尺／秒）减少到15,200米（50,000英尺）处的7.60米／秒（25英尺／秒）；

C

（ii）高度在海平面与6,100米（20,000英尺）之间时，在速度为V 时的正、负突风速度必须取为7.60米／秒（25英尺／秒）。突风速度可线性地从6,100米（20,000英尺）处的7.60米／秒（25英尺／秒）减少到15,200米（50,000英尺）处的3.80米／秒（12.5英尺／秒）。

D

（iii）此外，对于通勤类飞机，高度在海平面和6,100米（20,000英尺）之间，在速度V 时的正（向上）和负（向下）的强突风速度必须考虑为20.1米／秒（66英尺／秒）。突风速度可线性地自6,100米（20,000英尺）时的20.1米／秒（66英尺／秒）减少到15,200米（50,000英尺）时的11.6米／秒（38英尺／秒）。

B

（2）必须作下列假设：

（i）突风形状为：

（编者注：此处公式见原稿）

其中：

S为进入突风区的距离，米（英尺）；

-

C为机翼的平均几何弦长，米（英尺）；

U 为按本条(1)得到的突风速度。

de

（ii）在V 和V 之间突风载荷系数随速度按线性变化。

C D

（d）飞行包线

（编者注：此处图形见原稿）

〔1990年7月18日第一次修订〕

第23.335条设计空速

除本条(a)(4)的规定外，所取的设计空速均为当量空速(EAS)。

（a）设计巡航速度V 对于V ，采用下列规定：

C C

（1）此处W/S＝设计最大起飞重量时的翼载时，V （节）不得小于：

C

（i）（编者注：此处公式见原稿）（对正常类、实用类和通勤类飞机）；和

（ii）（编者注：此处公式见原稿）（对特技类飞机）；

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）时，上述两个系数可以随Wg/S(W/S)线性下降到Wg/S(W/S)等于4,790牛／米（488公斤／米；100磅／英尺）时的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，可选定一个受压缩性限制的巡航速度M 。

D C

（b）设计俯冲速度V 对于V ，采用下列规定：

D D

（1）V /M 不得小于1.25倍的V /M ；

D D C C

（2）对于要求的最小设计巡航速度V ，V （节）不得小于下列数值：

Cmin D

（i）1.40V （对正常类和通勤类飞机）；

Cmin

（ii）1.50V （对实用类飞机）；

Cmin

（iii）1.55V （对特技类飞机）；

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）时，本条(b)(2)中的系数可以随Wg/S(W/S)线性下降到Wg/S(W/S)等于4,790牛／米（488公斤／米；100磅／英尺）时的1.35；

（4）如果选择的V /M ，使V /M 与V /M 的最小速度差值大于下列值的较大者，则不必表明符合本条(b)(1)和(2)：

D D C C D D

（i）从V /M 定常飞行的初始情况开始，飞机颠倾，沿着一条比初始飞行航迹低7.5°的飞行航迹飞行20秒，然后以1.5的载荷系数（0.5g的加速度增量）拉起飞机时得到的速度增量。在开始拉起之前，对活塞发动机必须假定至少为75％最大连续功率，对涡轮发动机至少为最大巡航功率（推力），如果取较小的功率（推力），则在开始拉起之前对两种发动机也必须至少为V /M 时的所需功率（推力），拉起开始时可以减少功率并使用驾驶员操纵的阻力装置，并且符合下列要求之一：

C C C C

（ii）0.05M，对于正常类、实用类和特技类飞机（在已制定了M 的高度上）；或

D

（iii）0.07M，对于通勤类飞机（在已制定了M 的高度上），除非用合理的分析考虑了所有自动系统的影响得到了更低的余度。如果采用了合理的分析，最小速度余度必须足以应付大气条件的变动（如横向突风）和穿过急流或冷锋、仪表误差、飞机机体的制造偏差，并且不得小于0.05M。

D

（c）设计机动速度V 对于V ，采用下列规定：

A A

（1）V 不得小于（编者注：此处公式见原稿），其中：

A

（i）V 是在设计重量和襟翼收态的计算失速速度，通常根据飞机最大法向力系数C 来计算；

S NA

（ii）n是用于设计的限制机动载荷系数。

（2）V 值不必超过用于设计的V 值。

A C

（d）对应最大突风强度的设计速度V 对于V ，采用下列规定：

B B

（1）V 不得小于由最大正升力系数C 曲线与强突风速度线在突风V－n图上的交点所确定的速度，或不得小于（编者注：此处公式见原稿），两者中取小值，式中：

B Nmax

（i）n 为飞机在所考虑的特定重量下，由于对应于速度V 的突风（按第23.341条）引起的正突风载荷系数；

g C

（ii）V 为在所考虑的特定重量下，襟翼收起时的失速速度。

S1

（2）V 不必大于V 。

B C

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.337条限制机动载荷系数

（a）正限制机动载荷系数n不得小于下列数值：

（1）对于正常类和通勤类飞机；

10,886 24,000

2.1＋───────── （2.1＋─────────）

W（公斤）＋4,536 W（磅）＋10,000

=tbl/>

式中：W为设计最大起飞重量，但n不必大于3.8；

（2）对于实用类飞机，4.4；

（3）对于特技类飞机，6.0。

（b）负限制机动载荷系数不得小于下列数值：

（1）对于正常类、实用类和通勤类为0.4倍正载荷系数；

（2）对于特技类为0.5倍正载荷系数。

（c）如果飞机具有的设计特征使其在飞行中不可能超过本条规定的机动载荷系数，则可采用小于本条规定的值。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.341条突风载荷系数

（a）飞机必须设计成能承受由第23.333条(c)规定的突风在每个升力面上产生的载荷。

（b）必须用合理分析的方法计算鸭式布局或串列式机翼布局的突风载荷。如果表明计算的净载荷相对于第23.333条(c)中的突风准则是保守的，则可以按照本条(c)计算。

（c）在缺少更合理的分析时，突风载荷系数必须按下列公式计算：

K U V

g de a

n＝1＋─────

1.63(W /S)

g

=tbl/>

式中：

0.88μ

g

k ＝─────，为突风缓和系数；

g 5.3＋μ

g

2(Wg/S)

μ ＝─────，为飞机质量比；

g -

ρCag

=tbl/>

U 为根据第23.333条(c)得到的突风速度，米／秒；

de

3

ρ为大气密度，公斤／米；

2

Wg/S为具体载荷情况下的适用的飞机重量产生的翼载，牛顿／米；

-

C－为平均几何弦长，米；

2

g为重力加速度，米／秒；

V为飞机当量速度，米／秒；

a 如果突风载荷以合理的方式同时作用在机翼和水平尾面上时，a即为飞机法向力系数C 曲线的斜率（1／弧度）；如突风载荷仅作用在机翼上，而平尾的突风载荷作为单独情况处理时，则可采用机翼升力系数C 曲线的斜率（1／弧度）。

NA L

K U Va

g de

公制：n＝1＋─────

16(W/S)

=tbl/>

式中：U 为根据第23.333条(c)得到的突风速度，米／秒；

de

0.88μ

g

k ＝─────，为突风缓和系数；

g 5.3＋μ

g

2(W/S)

μ ＝─────，为飞机质量比；

g -

ρCag

=tbl/>

2 4

ρ为大气密度，牛顿・秒／米；

2

W/S为具体载荷情况下适用的飞机重量产生的翼载，公斤／米；

-

C－为平均几何弦长，米；

2

g为重力加速度，米／秒；

V为飞机当量速度，米／秒；

a 如果突风载荷以合理的方式同时作用在机翼和水平尾面上时，a即为飞机法向力系数C 曲线的斜率（1／弧度）；如突风载荷仅作用在机翼上，而平尾的突风载荷作为单独情况处理时，则可采用机翼升力系数C 曲线的斜率（1／弧度）。

NA L

K U Va

g de

英制：n＝1＋─────

498(W/S)

=tbl/>

式中：

0.88μ

g

k ＝─────，为突风缓和系数；

g 5.3＋μ

g

2(W/S)

μ ＝─────，为飞机质量比；

g -

ρCag

=tbl/>

U 为根据第23.333条(c)得到的突风速度，英尺／秒；

de

3

ρ为大气密度，斯拉格／英尺；

2

W/S为具体载荷情况下适用的飞机重量产生的翼载，磅／英尺；

-

C－为平均几何弦长，英尺；

2

g为重力加速度，英尺／秒；

V为飞机当量速度，节；

a 如果突风载荷以合理的方式同时作用在机翼和水平尾面上时，a即为飞机法向力系数C 曲线的斜率（1／弧度）；如突风载荷仅作用在机翼上，而平尾的突风载荷作为单独情况处理时，则可采用机翼升力系数C 曲线的斜率（1／弧度）。

NA L

〔1993年12月23日第二次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.343条设计燃油载重

（a）可调配载重的各种组合必须包括从零燃油到选定的最大燃油载重范围内的每一燃油载重。

（b）如果燃油装在机翼内，且机翼油箱零燃油时的飞机最大许用重量小于最大重量，则必须选用它作为“最大零机翼燃油重量”。

（c）对于通勤类飞机，可选定不超过在最大连续功率下运行45分钟所需要的燃油作为结构储油情况。如果选定了某种结构储油情况，则该情况必须作为最小燃油重量情况用来表明符合本规章规定的飞行载荷要求，此外还要求：

（1）结构必须设计成能承受机翼内零燃油的情况，此情况的限制载荷相应于下列规定：

（i）第23.337条规定的机动载荷系数的90％，和

（ii）第23.333条(c)规定的突风速度的85％。

（2）结构的疲劳评定必须计及由本条(c)(1)的设计情况所获得的任何使用应力的增量；

（3）颤振、变形和振动要求也必须在机翼零燃油情况下得到满足。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.345条增升装置

（a）如果装有用于起飞、进场或着陆的襟翼或类似的增升装置，则在速度V 襟翼完全伸展形态下，假定飞机经受对称机动和对称突风，其范围由下列条件确定：

F

（1）机动到正限制载荷系数2.0，和；

（2）垂直作用于水平飞行轨迹的正、负突风速度为7.60米／秒（25英尺／秒）。

（b）必须假定V 不小于1.4V 或1.8V 两者的大者，其中：

F S SF

（1）V 是在设计重量下襟翼收态时的计算失速速度；

S

（2）V 是在设计重量下襟翼完全伸展时的计算失速速度。

SF

（3）如果使用了襟翼载荷自动限制装置，则飞机可以按装置所允许的空速和襟翼位置的临界组合情况来设计。

（c）当把飞机作为一个整体来确定其外载荷时，可以假定推力、滑流和俯仰加速度为零。

（d）襟翼、其操纵机构及其支撑结构必须设计成能承受本条(a)规定的情况。此外，在速度V 、襟翼完全伸展时，必须分别考虑下述情况：

F

（1）速度为7.60米／秒（25英尺／秒）(EAS)的迎面突风与75％的最大连续功率所对应的螺旋桨滑流同时作用；和

（2）最大起飞功率所对应的螺旋桨滑流影响。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.347条非对称飞行情况

（a）假定飞机经受到第23.349条和第23.351条的非对称飞行情况。对重心的不平衡气动力矩，必须由惯性力以合理的或保守的方法予以平衡，认为此惯性力由主要质量提供。

（b）按快滚机动（急横滚）进行审定的特技类飞机，必须按照作用在机翼和水平尾翼上的附加的非对称载荷进行设计。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.349条滚转情况

机翼和机翼的支撑结构必须按下列载荷情况来设计：

（a）与飞机类别相应的非对称机翼载荷。除非下列值导致不符合实际的载荷，滚转加速度可以由第23.333条(d)规定的对称飞行情况按下述方法加以修正而得到：

（1）对于特技类，在A和F情况，假定100％的半翼展机翼气动载荷作用在对称面的一侧，60％作用在另一侧；

（2）对于正常类、实用类和通勤类飞机，在A情况，假定100％的半翼展机翼气动载荷作用在飞机的一侧，75％作用在另一侧。

（b）由第23.455条规定的副翼偏转和速度所产生的载荷，至少同用于设计的正机动载荷系数的2/3相组合。除非下列值导致不符合实际的载荷，副翼偏转对机翼扭矩的影响，可以在第23.333条(d)确定的临界情况下，用翼展上副翼所占部分内的基本翼型力矩系数附加下列增量的方法来计算：

△Cm＝-0.01δ

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其中：

△Cm是力矩系数增量，和；

δ是在临界情况下副翼向下偏转的度数。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.351条偏航情况

飞机必须按照第23.441至第23.445条规定的载荷在垂直翼面上产生的偏航载荷来设计。

〔1993年12月23日第二次修订〕

第23.361条发动机扭矩

（a）每个发动机架及其支承结构必须按下列组合效应进行设计：

（1）相应于起飞功率和螺旋桨转速的发动机限制扭矩和第23.333条(d)中飞行情况A的限制载荷的75％同时作用；

（2）相应于最大连续功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩和第23.333条(d)中飞行情况A的限制载荷同时作用；和

（3）对于涡轮螺旋桨装置，除本条(a)(1)和(a)(2)规定的情况外，相应于起飞功率和螺旋桨转速的发动机限制扭矩乘以下述系数后和1g平飞载荷同时作用。该系数是用于考虑螺旋桨操纵系统故障（包括快速顺桨），在缺少详细分析时，必须取为1.6。

（b）对涡轮发动机装置，发动机架及其支承结构必须设计成能承受下列每一种载荷：

（1）由于故障或结构损坏（例如压气机卡阻）造成发动机突然停车所产生的发动机限制扭矩载荷；

（2）发动机最大加速所产生的发动机限制扭矩载荷。

（c）本条(a)考虑的发动机限制扭矩，必须由平均扭矩乘以下列系数得出：

（1）对涡轮螺旋桨装置，为1.25；

（2）对有5个或5个以上汽缸的发动机，为1.33；

（3）对有4、3、2个汽缸的发动机，分别为2、3、4。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.363条发动机架的侧向载荷

（a）发动机架及其支承结构必须按作用于该发动机架上的侧向载荷来设计，此侧向载荷限制系数不小于下列数值：

（1）1.33；或

（2）飞行情况A限制载荷系数的1/3。

（b）可假定本条(a)规定的侧向载荷与其他飞行情况无关。

第23.365条增压舱载荷

对于增压舱采用下列规定：

（a）飞机结构必须有足够的强度来承受飞行载荷和压差由零到释压活门最大调定值的载荷的组合作用；

（b）必须计及在飞行中的外部压力分布以及应力集中；

（c）如果允许机舱带压差着陆，则着陆载荷必须和由零到着陆期间所允许的最大压差载荷相组合；

（d）飞机结构必须有足够的强度来承受下述压差载荷，该载荷为相应于释压活门最大调定值的压差载荷的1.33倍，并略去其他载荷；

（e）如果增压舱被隔框或地板分成两个或更多的隔舱，主结构必须按任一个有外部门或窗的隔舱内压力突然下降的效应来设计。此情况必须研究隔舱最大开口损坏的效果。可以考虑各隔舱之间通风的效应。

第23.367条发动机失效引起的非对称载荷

（a）涡轮螺旋桨飞机必须按临界发动机失效所引起的非对称载荷进行设计，其中包括下述情况与螺旋桨阻力限制系统单个故障的组合，并考虑驾驶员在飞行操纵器件上预期的纠正动作：

（1）在V 和V 之间的各种速度下，由于燃油流动中断而引起功率丧失所产生的载荷作为限制载荷；

MCA D

（2）在V 和V 之间的各种速度下，由于发动机压气机和涡轮脱开或由于涡轮叶片失落所产生的载荷作为极限载荷；

MCA D

（3）上述发动机失效引起的推力减小和阻力增加的时间历程，必须由试验或其他适用此特定发动机―螺旋桨组合的资料予以证实；

（4）对于驾驶员预期的纠正动作的时间和纠偏量的大小，必须保守地加以估计，此时要考虑特定发动机―螺旋桨组合的特性。

（b）可以假定驾驶员的纠正动作在达到最大偏航速度时开始，但不早于发动机失效后两秒钟。纠偏量的大小可以根据第23.397中规定的限制操纵力确定，但如果分析或试验表明较小的力能够控制由上述发动机失效情况所产生的偏航和滚转，也可以取较小的力。

第23.369条机翼后撑杆

（a）如果采用机翼后撑杆，它必须设计成能承受下列设计速度下的逆流情况：

（编者注：此处公式见原稿）

式中：

2

Wg/S为设计最大起飞重量下的翼载，牛顿／米。

2

（（编者注：此处公式见原稿）节；W/S为设计最大起飞重量下的翼载，公斤／米）

2

（（编者注：此处公式见原稿）节；W/S为设计最大起飞重量下的翼载，磅／英尺。）

（b）必须采用该特定机翼剖面的气动数据，或采用C 等于－0.8，弦向压力为三角形分布，后缘为峰值，前缘为零。

L

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.371条陀螺和气动载荷

（a）每个发动机架及其支承结构，必须按发动机和螺旋桨（如适用）在最大连续转速和在下列任一情况下所产生的陀螺载荷、惯性载荷和气动载荷来设计：

（1）第23.351和第23.423条中规定的情况，或；

（2）下列情况所有可能的组合：

（i）偏航角速度2.5弧度／秒；

（ii）俯仰角速度1弧度／秒；

（iii）法向载荷系数2.5；和

（iv）最大连续推力。

（b）对于批准进行特技机动的飞机，每个发动机架及其支承结构必须满足本条(a)的要求，并且必须设计成能承受最大偏航和俯仰角速度组合作用下所预期的载荷系数。

（c）按通勤类进行审定的飞机，每个发动机架及其支承结构必须满足本条(a)以及本规章第23.341规定的突风情况的要求。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.373条速度控制装置

如果装有供航路飞行中使用的速度控制装置（例如扰流板和阻力板），则采用下列规定：

（a）飞机必须按第23.333条，第23.337条和第23.341条中规定的对称机动和突风，以及第23.441条和第23.443条中规定的偏航机动和横向突风进行设计。此时速度控制装置在该装置所标明的展态速度以下的各种速度都处于展态；

（b）如果速度控制装置具有自动操纵或载荷限制机构，则飞机必须根据该机构所允许的各种速度和相应的速度控制装置的位置，按本条(a)规定的机动飞行和突风情况进行设计。

操纵面和操纵系统载荷

第23.391条操纵面载荷

第23.397至第23.459条中规定的操纵面载荷，是假定在第23.331至第23.351条规定的情况下产生的。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.393条平行于铰链线的载荷

（a）操纵面及支承铰链架必须设计成能承受平行于铰链线作用的惯性载荷。

（b）在缺少更合理的资料时，可以假定此惯性载荷等于KWg（公制，和英制：KW），式中：

（1）K＝24，对于垂直的操纵面；

（2）K＝12，对于水平的操纵面；

（3）W为可动操纵面的重量。

g为重力加速度。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.395条操纵系统载荷

（a）飞行操纵系统及其支持结构，必须按第23.391至第23.459条规定的情况，用至少为计算的操纵面铰链力矩的125％的载荷进行设计。此外，采用下列规定：

（1）系统的限制载荷，不必超过由驾驶员和自动装置操纵所能产生的载荷的较大者。但是，自动驾驶仪的力不必加到驾驶员的力上去。系统必须按驾驶员或自动驾驶仪两者中的较大作用力来设计。此外，如果驾驶员和自动驾驶仪作用力方向相反，则它们之间的系统部件可以按两者中小者的最大作用力进行设计。用于设计的驾驶员作用力不必超过第23.397条(b)中所规定的最大力；

（2）系统必须设计成在任何服役使用情况下都结实耐用，要考虑到卡住、地面突风、顺风滑行、操纵惯性和摩擦力。可以用第23.397条(b)中规定的最小力产生的载荷进行设计来表明符合此款的要求。

（b）设计升降舵、副翼和方向舵操纵系统时，计算的铰链力矩必须采用125％的系数。然而，如果铰链力矩根据精确的飞行试验数据，则可以用低至1.0的系数，系数的减少量，应根据试验数据的精确性和可靠性而定。

（c）假定用于设计的驾驶员作用力施加在相应的驾驶杆握把或脚蹬板上（应如同在飞行中一样）并在操纵系统与操纵面操纵支臂的连接处受到反作用。

第23.397条限制驾驶力和扭矩

（a）在操纵面飞行受载情况中，操纵面上的气动载荷和相应的偏度，不必超过施加本条(b)规定范围内的任何驾驶员作用力所可能达到的载荷和偏度。在应用此准则时，必须考虑操纵系统助力和伺服机构的影响和调整片的影响。如果仅用自动驾驶仪的力能够比人驾驶产生更高的操纵面载荷，则必须用它设计。

（b）驾驶员限制作用力和扭矩如下：

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

│ │对于设计重量等于或小于2,268公 │ (2) │

│操纵器件 │斤（5,000磅）的飞机，最大作用 │最小作用力或扭矩 │

│ │ (1) │ │

│ │力或扭矩 │ │

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

│副翼： │ │ │

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

│驾驶杆 │298牛（30.4公斤；67磅） │178牛（18.1公斤；40磅） │

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

│ (3) │ (4) │ (4) │

│驾驶盘 │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： │ │ │

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

│驾驶杆 │743牛（75.8公斤；167磅） │445牛（45.4公斤；100磅） │

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

│驾驶盘（对称） │890牛（90.7公斤；200磅） │445牛（45.4公斤；100磅） │

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

│ (5) │ │ │

│驾驶盘（非对称） │ │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）对于设计重量(W)大于2,268公斤（5,000磅）的飞机，规定的最大作用力或扭矩，必须随重量线性地增加到设计重量5,670公斤（12,500磅）时为规定值的1.18倍。对通勤类飞机，规定的最大作用力或扭矩必须随重量线性地增加到设计重量8,618公斤（19,000磅）时为规定值的1.35倍。

（2）如果操纵系统的任何个别装置或操纵面的设计使得规定的最小作用力或力矩不能适用，则可以采用从第23.415条得到的相应的铰链力矩数值，但不得小于所规定的最小力或扭矩的0.6倍。

（3）驾驶盘副翼操纵系统部分还必须按单个切向力进行设计，此切向力的限制值等于表中确定的力偶力的1.25倍。

（4）D为驾驶盘直径，米（英寸）。

（5）非对称力必须作用在驾驶盘周缘的一个正常握点上。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.399条双操纵系统

（a）双操纵系统必须设计成能承受两个驾驶员反向施加的作用力，此时所采用的每个驾驶员作用力不小于下列载荷中的较大者：

（1）按第23.395条所得载荷的0.75倍；

（2）按第23.397条(b)规定的最小作用力。

（b）双操纵系统必须设计成能承受两个驾驶员同向施加的作用力，此时所采用的每个驾驶员作用力不小于按第23.395条所得载荷的75％。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.405条次操纵系统

次操纵器件，如机轮刹车、扰流板和调整片的操纵器件，均必须按照驾驶员很可能施于该操纵器件的最大作用力进行设计。

第23.407条配平调整片的影响

配平调整片对操纵面设计情况的影响，只有在操纵面载荷受到驾驶员最大作用力的限制时才必须计入。在这些情况中，认为配平调整片朝帮助驾驶员的方向偏转，其偏度必须与所考虑情况的速度中预期的最大程度的失配平相对应。

第23.409条调整片

在任何可用的受载情况下，操纵面调整片必须按飞行包线内很可能得到的空速和调整片偏度的最严重的组合来设计。

第23.415条地面突风情况

（a）操纵系统必须按下列地面突风和顺风滑行产生的操纵面载荷进行设计：

（1）如果按本条(a)(2)不要求检查操纵系统地面突风载荷情况，但是申请人选定按这些载荷来设计操纵系统的某一部分，则只需把这些载荷从操纵面操纵支臂传到最近的止动器或突风锁及其支撑结构上；

（2）如果设计采用的驾驶员作用力小于第23.397条(b)中规定的最小值，则必须按下式检查地面突风和顺风滑行引起的操纵面载荷对整个操纵系统的影响：

H＝KcS q

s

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其中：

H为限制铰链力矩，牛・米（公斤・米；磅・英尺）；

c为铰链线后操纵面的平均弦长，米（英尺）；

2 2

S 为铰链线后操纵面面积，米（英尺）；

s

2 2 2 2 2

q为动压，帕（公斤／米；磅／英尺），其相应的设计速度不小于（编者注：此处公式见原稿），其中W/S为设计最大重量下的翼载，但设计速度不必大于26.8米／秒（88英尺／秒）（W为飞机最大重量，公斤（磅）；g为重力加速度，米／秒；S为机翼面积，米（英尺））；

K为本条(b)给出的地面突风情况限制铰链力矩系数（对于副翼和升降舵，K为正值时表示力矩使操纵面下偏，K为负值时表示力矩使操纵面上偏）。

（b）地面突风限制铰链力矩系数K必须取自下表：

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

│操纵面 │K │操纵器件位置 │

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

│(a)副翼 │0.75 │(a)架驶杆锁定或系住在中立位置 │

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

│(b)副翼 │±0.50│(b)副翼全偏：一个副翼为正力矩，另一个副翼为负力矩 │

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

│(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）在相关手册规定的从空重到最大重量的所有系留重量下，规定的系留点及其周围结构、操纵系统、操纵面及相关的突风锁都必须能承受飞机系留时由任何方向的直到120公里／小时（65节）水平风引起的限制载荷。

〔2004年10月12日第三次修订〕

水平安定和平衡翼面

第23.421条平衡载荷

（a）水平翼面平衡载荷是在任何规定的没有俯仰加速度的飞行情况下，维持平衡所必须的载荷。

（b）水平平衡翼面必须按限制机动包线上的任一点和第23.345条规定的襟翼情况所产生的平衡载荷来设计。

〔1993年12月23日第二次修订〕

第23.423条机动载荷

每一水平翼面及其支撑结构和具有俯仰控制作用的鸭式或串列式机翼布局的主翼，必须按下列情况所决定的机动载荷来设计：

（a）在速度为V 时，将俯仰操纵器件突然向后移动到最大和突然向前移动到最大，直至操纵止动点或驾驶员限制作用力，取两者中之最临界情况；

A

（b）在速度大于V 时，将俯仰操纵器件突然向后移动随后向前移动，产生下表中法向加速度和角加速度的组合：

A

┌──────────┬───────────┬────────────┐

│ │ │ 2 │

│情况 │法向加速度(n) │角加速度（弧度／秒） │

├──────────┼───────────┼────────────┤

│抬头 │1.0 │+(39/V)n (n -1.5) │

│ │ │ m m │

├──────────┼───────────┼────────────┤

│低头 │n │-(39/V)n (n -1.5) │

│ │ m │ m m │

└──────────┴───────────┴────────────┘

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其中：

（1）n 为用于飞机设计的正限制机动载荷系数；

m

（2）V为初始速度，节。

本条情况包括了在“校准机动”（在这种机动飞行中，将俯仰操纵器件突然向一个方向移动，然后又突然反向移动）中可能出现的相应载荷，但“校准机动”的偏度和时间要避免超过限制机动载荷系数。对抬头和低头两种情况，水平翼面的总载荷是在速度V和规定的法向载荷系数n时的平衡载荷，加上由于规定的角加速度所引起的机动载荷增量。

〔1993年12月23日第二次修订〕

第23.425条突风载荷

（a）每一水平翼面（非主翼）必须按下列情况产生的载荷来设计：

（1）襟翼收起，第23.333条(c)所规定的突风速度；

（2）在速度V ，对应于第23.345条(a)(2)规定的情况，名义强度为7.60米／秒（25英尺／秒）的正负突风。

F

（b）〔备用〕

（c）按本条(a)规定的情况确定水平翼面的总载荷时，必须首先确定在相应的设计速度V 、V 和V 下，稳定无加速飞行的初始平衡载荷。在初始平衡载荷上必须加上由突风引起的载荷增量以得到总载荷。

F C D

（d）在缺少更合理的分析时，由突风产生的载荷增量必须按下式计算，除非表明使用该公式是保守的，否则该式仅适用于后水平尾翼布局的飞机。

（编者注：此处公式见原稿）

其中：

△L 为平尾的载荷增量，牛顿；

ht

K 为第23.341条定义的突风缓和系数；

g

U 为得到的突风速度，米／秒；

de

V为飞机当量速度，米／秒；

a 为后平尾升力曲线的斜率，1／弧度；

ht

2

S 为后平尾的面积，米；

ht

（编者注：此处公式见原稿）为下洗系数。

公制：

（编者注：此处公式见原稿）

其中：

△L 为平尾的载荷增量，公斤；

ht

K 为第23.341条定义的突风缓和系数；

g

U 为得到的突风速度，米／秒；

de

V为飞机当量速度，米／秒；

a 为后平尾升力曲线的斜率，1／弧度；

ht

2

S 为后平尾的面积，米；

ht

（编者注：此处公式见原稿）为下洗系数。

英制：

（编者注：此处公式见原稿）

其中：

△L 为平尾的载荷增量，磅；

ht

K 为第23.341条定义的突风缓和系数；

g

U 为得到的突风速度，英尺／秒；

de

V为飞机当量速度，节；

a 为后平尾升力曲线的斜率；1／弧度；

ht

2

S 为后平尾的面积，英尺；

ht

（编者注：此处公式见原稿）为下洗系数。

〔1993年12月23日第二次修订〕

第23.427条非对称载荷

（a）水平翼面（非主翼）及其支撑结构必须按偏航和滑流影响引起的非对称载荷与第23.421至第23.425条规定的飞行情况载荷的组合来设计。

（b）在缺少更合理的资料时，对发动机、机翼、水平翼面（非主翼）和机身外形按常规的相对位置布局的飞机，采用下列规定：

（1）可以假定对称飞行情况最大载荷的100％作用于对称面一侧的水平翼面上；

（2）必须将下列百分比的载荷施加于另一侧：

百分比＝100-10(n-1)，其中n是规定的正机动载荷系数，但此百分比不得大于80％。

（c）对于非常规布局的飞机（如水平翼面（非主翼）有较大上反角或水平翼面支撑在垂尾上的飞机），各翼面及支撑结构必须按单独考虑的每一种规定的飞行情况中同时产生的垂尾和平尾载荷的组合来设计。

〔1993年12月23日第二次修订〕

垂直翼面

第23.441条机动载荷

（a）在直至V 的各速度，垂直翼面必须设计得能承受下列各种情况，在计算载荷时可以假定偏航角速度为零：

A

（1）飞机在无偏航非加速飞行时，假定方向舵操纵器件突然移动到操纵止动器或由驾驶员限制作用力所限制的最大偏度；

（2）假定飞机以本条(a)(1)规定的方向舵偏度偏航到过漂侧滑角。可以假定过漂角等于本条(a)(3)的静侧滑角的1.5倍来代替分析；

（3）15°的偏航角，方向舵保持在中立位置（受驾驶员作用力限制者除外）。

（b）对于通勤类飞机，必须按照下列附加的机动情况进行设计，速度范围从V 到V /M 。在计算尾翼载荷时：

A D D

（1）飞机必须偏航到可得到的最大稳态静侧滑角，方向舵处于以下任何一项引起的最大偏转位置：

（i）操纵面止动器；

（ii）最大可用的助力器作用；

（iii）下图所示的驾驶员操纵方向舵的最大的力。

（2）方向舵必须从最大偏转位置突然回到中立位置。

（c）对于某特定速度，(a)(3)所选定的偏航角如果在下列情况中不会被超过，则本条(a)(3)规定的偏航角可以减小：

（1）稳定侧滑情况；

（2）从大坡度飞行产生的非协调滚转；

（3）临界发动机突然失效，而纠正动作又有延迟。

（编者注：此处图形见原稿）

设计空速

图驾驶员操纵方向舵的最大力

〔1993年12月23日第二次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.443条突风载荷

（a）垂直翼面必须设计成当速度为V 的非加速飞行时，能够承受第23.333条(c)中V 时所规定的横向突风。

C C

（b）此外，对于通勤类飞机，假定飞机以V 、V 、V 及V 作非加速飞行时，遇到垂直于对称平面的突风。必须研究第23.341条和第23.345条中所确定情况相应的突风和飞机速度。突风形状必须按第23.333条(c)(2)(i)的规定。

B C D F

（c）在缺少更合理的分析时，必须按下式计算突风载荷：

K U Va S

gt de vt vt

L ＝────────

vt 1.63

=tbl/>

其中：

L 为垂直翼面载荷，牛顿；

vt

0.88μ

gt

K ＝─────为突风缓和系数；

gt 5.3＋μ

gt

2

2Wg K

μ ＝────── ──为侧向质量比；

gt -

ρc ga S l

t vt vt vt

U 为规定的突风速度，米／秒；

de

3

ρ为空气密度，公斤／米；

W为在特定载荷情况下适用的飞机重量，公斤；

2

S 为垂直翼面面积；米；

vt

-

C 为垂直翼面平均几何弦长，米；

t

a 为垂直翼面升力曲线斜率，1／弧度；

vt

K为偏航方向回转半径，米；

l 为从飞机重心到垂直翼面压心的距离，米；

vt

2

g为重力加速度，米／秒；

V为飞机当量空速，米／秒。

公制：

K U Va S

gt de vt vt

L ＝───────

vt 16.0

=tbl/>

其中：

L 为垂直翼面载荷，公斤；

vt

0.88μ

gt

K ＝──────为突风缓和系数；

gt 5.3＋μ

gt

2

2W K

μ ＝────── ──为侧向质量比；

gt -

ρc ga S l

t vt vt vt

U 为规定的突风速度，米／秒；

de

2 4

ρ为空气密度，牛顿・秒／米

W为在特定载荷情况下适用的飞机重量，公斤；

2

S 为垂直翼面面积，米

vt

-

C 为垂直翼面平均几何弦长，米；

t

a 为垂直翼面升力曲线斜率，1／弧度；

vt

K为偏航方向回转半径，米；

l 为从飞机重心到垂直翼面压心的距离，米；

vt

2

g为重力加速度，米／秒

V为飞机当量空速，米／秒。

英制：

K U Va S

gt de vt vt

L ＝────────

vt 498

=tbl/>

其中：

L 为垂直翼面载荷，磅；

vt

0.88μ

gt

K ＝──────为突风缓和系数；

gt 5.3＋μ

gt

2

2W K

μ ＝────── ──为侧向质量比；

gt -

ρc ga S l

t vt vt vt

U 为规定的突风速度，英尺／秒；

de

3

ρ为空气密度，斯拉格／英尺；

W为在特定载荷情况下适用的飞机重量，磅；

2

S 为垂直翼面面积，英尺

vt

-

C 为垂直翼面平均几何弦长，英尺；

t

a 为垂直翼面升力曲线斜率，1／弧度；

vt

K为偏航方向回转半径，英尺；

l 为从飞机重心到垂直翼面压心的距离，英尺；

vt

2

g为重力加速度，英尺／秒

V为飞机当量空速，节。

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

第23.445条外置垂直翼面或翼尖小翼

（a）如果在水平翼面或机翼上安装了外置垂直翼面或翼尖小翼，则水平翼面或机翼必须根据其最大载荷与这种垂直翼面或小翼所引起的载荷以及因此而导致的作用在水平翼面或机翼上的力和力矩的组合来设计。

（b）当水平翼面（或机翼）将外置垂直翼面或翼尖小翼分成上下两部分时，则垂直翼面的临界载荷（按第23.441条和第23.443条确定的单位面积载荷）必须按下列规定施加：

（1）水平翼面（或机翼）以上和以下的垂直翼面面积分别受100％和80％的载荷；

（2）水平翼面（或机翼）以上和以下的垂直翼面面积分别受80％和100％的载荷。

（c）第23.441条和第23.443条的偏航情况应用于本条(b)所述的垂直翼面时，必须计及外置垂直翼面或翼尖小翼的端板效应。

（d）在使用合理的方法进行载荷计算时，对于结构载荷情况必须同时施加第23.441条中作用在垂直翼面上的机动载荷和1g的水平翼面或机翼载荷，包括垂直翼面在水平翼面或机翼上产生的诱导载荷和作用在水平翼面或机翼上的力或力矩。

〔1993年12月23日第二次修订〕

副翼和特殊装置

第23.455条副翼

（a）副翼必须按它们经受的下列载荷来设计：

（1）在对称飞行情况时副翼处于中立位置；

（2）在非对称飞行情况时，副翼处于下列偏度（受驾驶员作用力限制者除外）：

（i）在V 时，副翼操纵器件突然移动至最大偏度。可以适当考虑操纵系统的变形；

A

（ii）在V 时，此处V 大于V ，副翼的偏度足以产生不小于本条(a)(2)(i)得到的滚转率；

C C A

（iii）在V 时，副翼的偏度足以产生不小于本条(a)(2)(i)得到的滚转率的1/3。

D

（b）〔备用〕

〔1993年12月23日第二次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.459条特殊装置

对于采用气动操纵面的特殊装置（例如缝翼和扰流板），其受载情况必须由试验数据确定。

地面载荷

第23.471条总则

本章规定的限制地面载荷是作用在飞机结构上的外载荷和惯性力。在每个规定的地面载荷情况下，必须用合理的或保守的方法使外部反作用力与线惯性力和角惯性力相平衡。

第23.473条地面载荷情况和假定

（a）除了第23.479、第23.481和第23.483条可以按本条(b)和(c)允许的设计着陆重量（以最大下沉速度着陆时的最大重量）来表明其符合性外，必须按设计最大重量来表明其符合本章的地面载荷要求。

（b）设计着陆重量可以低至下列数值：

（1）如果最小油量等于设计最大重量与设计着陆重量之差加上足以保证在最大连续功率下至少工作半小时所消耗的油量，则可取为95％的最大重量；或

（2）设计最大重量减去25％总燃油重量。

（c）如果下列两项成立，则多发飞机的设计着陆重量可以小于本条(b)的规定：

（1）飞机符合第23.67条(b)(1)或(c)的一台发动机不工作情况下的爬升要求，和；

（2）飞机表明符合第23.1001条中应急放油系统的要求。

1/4 1/4 1/4

（d）对本章规定的地面载荷情况，飞机重心处所选定的限制垂直惯性载荷系数，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)着陆时所能得到的值，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）可以假定在整个着陆过程中，机翼升力不超过飞机重量的2/3，并作用在重心处。地面反作用力载荷系数可以等于惯性载荷系数减去上述假定的机翼升力与飞机重量的比值。

（f）如果用能量吸收试验来确定对应于所要求的限制下沉速度的限制载荷系数，则这些试验必须根据第23.723条(a)的要求进行。

（g）在设计最大重量时，用于设计的限制惯性载荷系数不得小于2.67，限制地面反作用力载荷系数也不可小于2.0，除非在使用中预期会遇到的粗糙地面上，以速度直到起飞速度的滑行中，上述两系数不会被超过。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.477条起落架布置

第23.479至第23.483条或附件C中的情况，适用于常规布局的主、前起落架或主、尾起落架飞机。

第23.479条水平着陆情况

（a）对于水平着陆，假定飞机处于下列姿态：

（1）对于尾轮式飞机，处于正常水平飞行姿态；

（2）对于前轮式飞机，其姿态为下列两种：

（i）前轮和主轮同时接触地面；

（ii）主轮接地和前轮稍离地面。

本条(a)(2)(i)项的姿态可以用于要求按本条(a)(2)(ii)进行的分析中。

（b）在研究着陆情况时，必须把阻力分量与相应的瞬时垂直地面反作用力恰当地组合起来，阻力分量为模拟把轮胎和机轮加速到着陆速度（起旋）所需要的力。起旋阻力载荷（回弹）迅速减小引起的向前作用的水平载荷必须在向前的载荷达到峰值时与垂直的地面反作用力相组合，假定机翼升力，且轮胎滑动摩擦系数为0.8。然而，阻力载荷不得小于最大垂直地面反作用力的25％（忽略机翼升力）。

（c）在确定着陆情况的机轮起旋和回弹载荷时，如果缺乏具体的试验或更为合理的分析，则必须使用附件D中阐述的方法。如果使用了附件D，则设计时采用的阻力分量不得小于附件C中给出的值。

（d）对带有翼尖油箱或由机翼支持的大型外挂质量（如涡轮螺旋桨或喷气发动机）的飞机，其翼尖油箱和支撑油箱或大型外挂质量的结构，必须根据本条(a)(1)或(a)(2)(ii)水平着陆情况的动态响应的影响来设计。在计算动态响应的影响时，可以假定飞机升力等于飞机重量。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.481条尾沉着陆情况

（a）对尾沉着陆，假定飞机处于下列姿态：

（1）对于尾轮式飞机，主轮和尾轮同时接地；

（2）对于前轮式飞机，失速姿态或相应于除主轮外飞机所有部分均不触地时所允许的最大迎角，两者中取迎角较小者。

（b）对尾轮式或前轮式飞机，假定在最大垂直载荷出现以前，机轮的圆周速度已达到了飞机的水平速度，地面反作用力为垂直的。

第23.483条单轮着陆情况

对于单轮着陆情况，假定飞机处于水平姿态，以一侧主起落架接地。在这种姿态下，该侧地面反作用力必须与第23.479条所得到的一侧主起落架载荷相同。

第23.485条侧向载荷情况

（a）对侧向载荷情况，假定飞机处于水平姿态，仅以主轮接地，减震支柱和轮胎处于静态位置。

（b）限制垂直惯性载荷系数必须为1.33，垂直地面反作用力在主起落架间平均分配。

（c）限制侧向惯性载荷系数必须为0.83，侧向地面反作用力在两主起落架之间分配如下：

（1）0.5(w)作用在一侧主起落架上，方向向内；

（2）0.33(w)作用在另一侧主起落架上，方向向外。

（d）假定本条(c)规定的侧向载荷作用在接地点上，并且可假定阻力为零。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.493条滑行刹车情况

对滑行刹车情况，减震支柱和轮胎在静态位置，并采用下列规定：

（a）限制垂直载荷系数必须为1.33；

（b）姿态和接地状态，必须符合第23.479条所述的水平着陆情况；

（c）阻力方向的反作用力等于机轮垂直反作用力乘上数值为0.8的摩擦系数，它必须作用于每个带刹车机轮的接地点上，但是阻力方向的反作用力不必超过按限制刹车扭矩所决定的最大值。

第23.497条尾轮补充情况

在确定尾轮及受其影响的支撑结构的地面载荷时，采用下列规定：

（a）对于障碍载荷，在机尾下沉着陆情况下得到的限制地面反作用力，假设是向上和向后45°通过轮轴作用。可以假定减震支柱和轮胎在静态位置；

（b）对于侧向载荷，假定等于尾轮静载荷的限制垂直地面反作用力与等值的侧向分力相组合。此外采用下列规定：

（1）如果尾轮可偏转，则假定尾轮相对飞机纵轴转动90°，其合成地面载荷通过轮轴；

（2）如果装有锁、转向操纵装置或减摆器，仍假定尾轮处于拖曳位置，并且侧向载荷作用于轮胎接地点上；

（3）假定减震支柱和轮胎在静态位置。

（c）如果采用尾轮、缓冲器或吸能装置来表明对第23.925条(b)的符合性，则要满足下列要求：

（1）必须针对尾轮、缓冲器或吸能装置确定适当的设计载荷；和

（2）尾轮、缓冲器或吸能装置的支持结构必须设计成能承受本条(c)(1)的载荷。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.499条前轮补充情况

在确定前轮及受其影响的支撑结构的地面载荷时，假定减震支柱及轮胎处于静态位置，下列要求必须得到满足：

（a）对于向后载荷，轮轴上的限制力分量必须为下述载荷：

（1）垂直分量为机轮静载荷的2.25倍；

（2）阻力分量为垂直载荷的0.8倍。

（b）对于向前载荷，轮轴上的限制力分量必须为下述载荷：

（1）垂直分量为机轮静载荷的2.25倍；

（2）向前的分量为垂直载荷的0.4倍。

（c）对于侧向载荷，接地点上的限制力分量必须为下述载荷：

（1）垂直分量为机轮静载荷的2.25倍；

（2）侧向分量为垂直载荷的0.7倍。

（d）对于带有由液压或其他动力操纵的可转向操纵式前轮的飞机，在设计起飞重量、前轮处于任一转向操纵位置时，必须假定其承受满操纵扭矩的1.33倍与等于作用在前起落架上的最大静反作用力1.33倍的垂直反作用力的组合载荷。如果装有扭矩限制装置，则可将操纵扭矩降至该装置允许的最大值。

（e）如果可转向操纵式前轮与方向舵脚蹬有直接的机械连接，则该机构必须设计成能承受第23.397条(b)规定的驾驶员最大操纵力引起的转向操纵扭矩。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.505条滑橇式飞机的补充情况

在确定滑橇式飞机地面载荷时，假定飞机停在地面上，一个主滑橇冻住在静止状态，而其他滑橇可自由滑动，在尾部组件附近必须施加一个相应于设计最大重量0.036倍的限制侧向力，安全系数为1.0。

第23.507条千斤顶载荷

（a）飞机必须按以设计最大重量支承在千斤顶上所产生的载荷来设计。对于起落架千斤顶支承点，飞机为三点姿态；对于主飞机结构千斤顶支承点，飞机为水平姿态。假定支承点的载荷系数如下：

（1）垂直载荷系数为静反作用力的1.35倍；

（2）前、后和侧向载荷系数为静反作用力的0.4倍。

（b）在千斤顶支承点上的水平载荷必须受惯性力的反作用，以使千斤顶支承点上的合成载荷方向不改变。

（c）必须考虑水平载荷与垂直载荷的所有组合。

第23.509条牵引载荷

本条牵引载荷必须应用于牵引接头和与其直接连接的结构的设计。

（a）必须分别考虑本条(d)规定的牵引载荷。这些载荷必须作用于牵引接头上，并且它们的作用方向必须和地面平行。此外，采用下列规定：

（1）必须考虑作用于重心上等于1.0的垂直载荷系数；

（2）减震支柱和轮胎必须处于静态位置。

（b）对于牵引点不在起落架上但靠近飞机对称平面的情况，采用为辅助起落架规定的阻力和侧向牵引载荷分量。对于牵引点位于起落架外侧的情况，采用为主起落架规定的阻力和侧向牵引载荷分量。在不能达到规定的旋转角的情况下，必须采用可能达到的最大旋转角度。

（c）本条(d)规定的牵引载荷必须受到下列载荷的反作用：

（1）作用在主起落架上的牵引载荷的侧向分量，必须受到一个侧向力的反作用，此侧向力作用于承受此载荷的机轮的静地面线上；

（2）作用在辅助起落架上的牵引载荷，以及作用在主起落架上的牵引载荷的阻力分量，必须受到下列载荷的反作用：

（i）在承受牵引载荷的机轮轴线上，必须施加一个反作用力，其最大值等于垂直反作用力。为达到平衡，必须施加足够的飞机惯性力；

（ii）所有载荷必须由飞机惯性力相平衡。

（d）规定的牵引载荷如下，表中w是设计最大重量：

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

│ 牵引点 │ 位置 │ 大小 │ 载荷序号 │ 方向 │

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

│ 主起落架 │ │ 0.225w │ 1 │向前，平行于阻力轴线 │

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

│ │ │ │ 2 │向前，与阻力轴线成30° │

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

│ │ │ │ 3 │向后，平行于阻力轴线 │

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

│ │ │ │ 4 │向后，与阻力轴线成30° │

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

│ 辅助起落架 │ 转向前 │ 0.3w │ 5 │向前 │

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

│ │ │ │ 6 │向后 │

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

│ │ 转向后 │ 0.3w │ 7 │向前 │

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

│ │ │ │ 8 │向后 │

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

│ 辅助起落架 │ 从前面转45° │ 0.15w │ 9 │在机轮平面内向前 │

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

│ │ │ │ 10 │在机轮平面内向后 │

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

│ │ 从后面转45° │ 0.15w │ 11 │在机轮平面内向前 │

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

│ │ │ │ 12 │在机轮平面内向后 │

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

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第23.511条地面载荷：多轮起落架装置上的非对称载荷

（a）回转载荷假定飞机在下述状态围绕一侧主起落架回转：

（1）在回转组件上的刹车是刹死的；

（2）相应于限制垂直载荷系数1.0和摩擦系数0.8的载荷，施加于这个主起落架及其支承结构上。

（b）非均匀轮胎载荷第23.471至第23.483条确定的载荷必须以60％和40％的分配关系，依次施加于每个双轮起落架的双轮和轮胎上。

（c）泄气轮胎载荷对泄气的轮胎情况如下：

（1）必须将第23.471至第23.483条确定的载荷的60％，依次施加于起落架的每一个机轮上；

（2）第23.485条和第23.493条确定的限制阻力和侧向载荷的60％和限制垂直载荷的100％或本条(c)(1)所得到的较小的垂直载荷，必须依次施加于双轮起落架的每一个机轮上。

水载荷

第23.521条水载荷情况

（a）水上飞机和水陆两用飞机的结构必须根据在很可能遇到的最恶劣海上条件下正常运行时很可能出现的任何姿态，以相应的向前和下沉速度起飞和着水过程中所产生的水载荷进行设计。

（b）除非申请人对水载荷作出更合理的分析，否则采用第23.523条至第23.537条的规定。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.523条设计重量和重心位置

（a）设计重量必须在直到设计着水重量的各种运行重量下满足水载荷要求。但对于第23.531条中所述的起飞情况，必须采用水面设计起飞重量（水面滑行和起飞滑跑的最大重量）。

（b）重心位置必须考虑在申请合格审定的重心限制范围内临界重心，以获得水上飞机结构每一部分的最大设计载荷。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.525条载荷的假定

（a）除非另有规定，否则假定水上飞机作为整体承受与第23.527条规定的载荷系数相应的载荷。

（b）在施加按第23.527条中规定的载荷系数得到的载荷时，可以用不小于第23.533条(c)中规定的压力把该载荷分布于整个船体或主浮筒的底部（以避免在水载荷作用部位出现过大的局部剪切载荷和弯矩）。

（c）对于双浮筒水上飞机，每个浮筒必须作为一架假想的水上飞机的一个等效船体，其重量等于该双浮筒水上飞机重量的一半。

（d）除第23.531条的起飞情况外，在着水时，假定水上飞机的气动升力为水上飞机重力的2/3。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.527条船体和主浮筒载荷系数

（a）水面反作用载荷系数n 必须以下列方法计算：

w

（1）对于断阶着水情况：

2

C V

1 S0

n ＝────────

w 2/3 1/3

（tan β）W

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（2）对船首和船尾着水情况：

2

C V K

1 S0 1

n ＝────────×───────

w 2/3 1/3 2 2/3

（tan β）W （1＋r ）

x

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（b）采用下列值：

（1）n 为水面反作用载荷系数（即水面反作用力除以水上飞机重力）

w

（2）C ＝0.00922（公制：C ＝0.00922；英制：C ＝0.012），为水上飞机操纵经验系数（但此数不得小于为获得断阶载荷系数最小值2.33所需要的数值）

1 1 1

（3）V 为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；

S0

（4）β为在确定载荷系数的纵向站位处的斜升角，度。载荷系数按附件I图1来确定；

（5）W为水上飞机设计着水重量，公斤（磅）；

（6）K 为船体站位的经验加权系数，按附件I图2

1

（7）r 为平行于船体基准轴，从水上飞机重心到进行载荷系数计算的船体纵向站位的距离与水上飞机的俯仰回转半径之比。船体基准轴为一条在对称平面内与主断阶处龙骨相切的直线。

x

（c）对于双浮筒水上飞机，由于浮筒与水上飞机连接的柔性影响，可以将船首和船尾处的系数K 减少到附件I图2所示值的80％，这种减少仅适用于传力构架和水上飞机机体结构的设计。

1

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.529条船体和主浮筒着水情况

（a）对称断阶、船首和船尾着水对于对称断阶、船首和船尾着水，水面反作用限制载荷系数按第23.527计算确定。此外，采用下列规定：

（1）对于对称断阶着水，水载荷的合力必须在龙骨上，通过重心且与龙骨线垂直；

（2）对于对称船首着水，水载荷的合力必须作用在从船首到断阶的纵向距离1/5处的龙骨上，且与龙骨线垂直；

（3）对于对称船尾着水，水载荷的合力必须作用在从断阶到尾柱的纵向距离85％处的龙骨上，且与龙骨线垂直。

（b）非对称着水：船体式水上飞机和单浮筒水上飞机必须检查非对称的断阶、船首和船尾着水情况。此外，采用下列规定：

（1）每一情况的载荷均由向上分量和侧向分量组成，其值分别等于相应的对称着水情况合力乘以0.75和0.25tanβ；

（2）载荷向上分量的作用点和方向与对称情况相同，侧向分量的作用点在向上分量的同一纵向站位处，作用于龙骨线和舭线之间的中点，但方向朝内并垂直于对称平面。

（c）非对称着水：双浮筒水上飞机非对称载荷由作用于每一浮筒断阶处的向上载荷和仅作用于一个浮筒上的侧向载荷组成，其值分别等于按第23.527条获得的断阶着水载荷乘以0.75和0.25tanβ。侧向载荷作用在浮筒龙骨线和舭线之间的中点，位于与向上载荷相同的纵向站位处，但方向朝内并垂直于对称平面。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.531条船体和主浮筒起飞情况

对于机翼及其与船体或主浮筒的连接，采用下列规定：

（a）假定机翼的气动升力为零；

（b）必须施加向下的惯性载荷，其对应的载荷系数按下式计算：

2

C V

TO S1

n＝────────

2/3 1/3

（tan β）W

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式中：

n为惯性载荷系数；

C ＝0.00307（公制：C ＝0.0030；英制：C ＝0.004），为水上飞机操作经验系数；

TO TO TO

V 为襟翼打开在相应的起飞位置，在水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节

S1

β为主断阶处的斜升角，度；

W为水上设计起飞重量，公斤（磅）。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.533条船体和主浮筒底部压力

（a）总则必须按本条规定设计船体和主浮筒结构，包括构架、隔框、长桁和底板。

（b）局部压力对于底板、长桁及其与支承结构连接的设计，必须采用下列的压力分布：

（1）对于无舭弯的船底，舭处的压力为龙骨处压力的75％，龙骨与舭之间的压力按附件I图3成线性变化。龙骨处的压力按下式计算：

2

K V

2 S1

P ＝C ×──────

K 2 tanβ

K

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式中：

2 2

P 为龙骨上的压力，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 为船体站位加权系数，按附件I图2

2

V 为襟翼打开在相应的起飞位置，水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节；

S1

β 为在龙骨处的斜升角，度。按附件I图1。

K

（2）对于带舭弯的船底，舭弯起点处的压力与无舭弯船底的压力相同。舭和舭弯起点之间的压力按附件I图3成线性变化。压力分布与本条(b)(1)无舭弯船底的规定相同，但舭处的压力按下式计算：

2

K V

2 S1

P ＝C ×─────

ch 3 tanβ

=tbl/>

式中：

2 2

P 为舭处的压力，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 为船体站位加权系数，按附件I图2

2

V 为襟翼打开在相应的起飞位置，水面设计起飞重量下的水上飞机失速速度，节；

S1

β为相应站位处的斜升角，度。

在压力作用区域内必须模拟船体或浮筒受高度集中的撞击时所产生的压力，但不必扩大到对框架或整个结构会引起临界应力的那些区域。

（c）压力分布对于框架、龙骨和舭结构的设计，采用下列压力分布：

（1）对称压力按下式计算：

2

K V

2 S0

P＝C ×─────

4 tanβ

=tbl/>

式中：

2 2

P为压力，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条计算；

4 1 4 1 4 1 1

K 为船体站位加权系数，按附件I图2；

2

V 为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；

S0

β为相应站位处的斜升角，度。

（2）非对称压力分布由本条(c)(1)规定的作用在船体或主浮筒中心线一侧的压力和作用在船体或主浮筒中心线另一侧的该压力的一半组成，按附件I图3。

（3）这些压力是均匀的，且必须同时作用于整个船体或主浮筒底部，所得到的载荷必须传给船体本身的侧壁结构，但不必作为剪切和弯曲载荷向前后传递。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.535条辅助浮筒载荷

（a）总则辅助浮筒和其连接以及支承结构，必须按本条规定的情况进行设计。在本条(b)至(e)规定的情况中，为避免局部载荷过大，可将规定的水载荷分布于整个浮筒底部，所采用的底部压力不小于本条(g)规定的数值。

（b）断阶载荷水载荷的合力必须作用在浮筒的对称平面内，作用点位于从筒首到断阶的距离的3/4处，方向必须与龙骨垂直，限制载荷的合力按下式计算，但L值不必超过浮筒完全浸没时排水量的三倍：

2 2/3

C V W

5 S0

L＝───────────

2/3 2 2/3

tan β （1＋r ）

s y

=tbl/>

其中：

L为限制载荷，牛顿（公斤；磅）；

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

5 5 5

V 为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；

S0

W为水上飞机设计着水重量，公斤（磅）；

β 为从筒首到断阶的距离的3/4站位处的斜升角，但不必小于15度；

s

r 为重心和浮筒对称面之间的横向距离与滚转时的回转半径之比。

y

（c）筒首载荷限制载荷的合力必须作用在浮筒的对称平面内，作用点位于筒首到断阶的距离的1/4处；方向必须与通过该点的龙骨线的切线垂直，载荷合力的大小为本条(b)规定的值。

（d）非对称断阶载荷水载荷的合力由等于本条(a)规定载荷的75％的向上分量和等于本条(b)规定载荷乘以0.25tanβ的侧向分量组成。侧向载荷必须作用于龙骨和舭之间的中点并垂直于浮筒的对称平面。

（e）非对称筒首载荷水载荷的合力由等于本条(b)规定载荷的75％的分量和等于本条(c)规定载荷乘以0.25tanβ的侧向分量组成。侧向载荷必须作用于龙骨和舭之间的中点并垂直于浮筒的对称平面。

（f）浮筒浸没情况载荷的合力必须作用在浮筒横截面的形心上，且位于从筒首到断阶的距离的1/3处，限制载荷分量如下：

垂直载荷＝ρgV

ρ 2/3 2

向后载荷＝C ─ V (KV )

x 2 S0

ρ 2/3 2

侧向载荷＝C ─ V (KV )

y 2 S0

=tbl/>

式中：

3 2 4 3

ρ为水的质量密度，公斤／米（牛顿・秒／米；斯拉格／英尺）；

3 3

V为浮筒体积，米（英尺）

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

x x x

C ＝0.0098（公制：C ＝0.0098；英制：C ＝0.106），侧向力系数；

y y y

K＝0.8，如果表明，在正常操作情况下，速度为0.8V 时浮筒不能浸没，则可用较小的数值；

S0

V 为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；

S0

2 2

g为重力加速度，米／秒（英尺／秒）；

（g）浮筒底部压力浮筒底部压力必须根据第23.533条制定，但公式中的K 值取为1.0。用以确定浮筒底部压力的斜升角按本条(b)规定。

2

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.537条水翼载荷

水翼设计载荷必须根据适用的试验数据得出。

〔2004年10月12日第三次修订〕

应急着陆情况

第23.561条总则

（a）虽然飞机在应急着陆情况中可能损坏，但飞机必须按本条规定进行设计，以在此情况中保护乘员。

（b）结构的设计必须能在下列条件下给每一乘员以避免严重伤害的一切合理的机会：

（1）正确使用在设计中规定的座椅、安全带和肩带。

（2）乘员经受与下列极限载荷系数相对应的静惯性载荷：

（i）向上，3.0，对正常类、实用类和通勤类飞机；4.5，对特技类飞机；

（ii）向前，9.0；

（iii）侧向，1.5；和

（iv）向下，6，当要求按第23.807条(d)(4)的应急出口规定进行审定时；和

（3）舱内可能伤害乘员的质量项目经受与下列极限载荷系数相对应的静惯性载荷：

（i）向上，3.0；

（ii）向前，18.0；

（iii）侧向，4.5。

（c）具有可收放起落架的飞机，必须设计成在下列情况着陆时为每个乘员提供防护：

（1）机轮收上；

（2）中等下沉速度；

（3）在缺乏详细的分析时，假定经受到下述载荷：

（i）向下的极限惯性载荷系数为3；

（ii）地面摩擦系数为0.5。

（d）如果不能确定应急着陆时飞机翻倒是不大可能的，则结构必须按如下所述设计成能在飞机完全翻倒时保护乘员：

（1）可以用分析办法表明在下列情况下飞机翻倒的可能性：

（i）重量和重心位置的最不利组合；

（ii）纵向载荷系数为9.0；

（iii）垂直载荷系数为1.0；

（iv）对前三点起落架的飞机，前轮支柱失效且机头触地。

（2）为确定翻倒后作用于飞机上的载荷，必须采用向上极限惯性载荷系数为3.0，地面摩擦系数为0.5。

（e）除了第23.787条(c)的规定外，支承结构必须设计成在不超过本条(b)(3)规定值的各种载荷下，能约束住那些在轻度撞损着陆时脱落后可能伤害乘员的每个质量项目。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

第23.562条应急着陆动态要求

（a）每个用于正常类、实用类或特技类飞机上的座椅和约束系统，必须设计成在应急着陆时并在下列条件下能保护乘员：

（1）正确使用在设计中规定的座椅、安全带和肩带；

（2）乘员受到本条规定条件所产生的载荷。

（b）除了要符合本条(d)的座椅／约束系统以外，正常类、实用类或特技类飞机上供机组和乘客使用的每一个座椅和约束系统，必须按照下述每一条件成功地完成动力试验或者用有动力试验支持的合理分析来证明。进行动力试验必须用局方认可的拟人试验模型(ATD)或局方批准的等效物模拟乘员，其名义重量为77公斤（170磅），坐在正常的向上位置。

（1）对于第一次试验，速率的变化不得小于9.4米／秒（31英尺／秒）。座椅和约束系统的取向必须是相对飞机的名义位置。飞机的水平面相对撞击方向上仰60度无偏转。安装在飞机内第一排的座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞出后0.05秒内出现，并且最小必须达到19.0g。对于所有其他座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后0.06秒内出现，并最小达到15.0g。

（2）对于第二次试验，速率的变化不得小于12.8米／秒（42英尺／秒）。座椅和约束系统的取向必须是相对飞机的名义位置。飞机垂直对称面相对撞击方向偏转10度无俯仰，处于对肩带产生最大载荷的方向上。对于安装在飞机内第一排的座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后0.05秒内出现，并最小达到26.0g。对于所有其他座椅和约束系统，最大负加速度必须在撞击后0.06秒内出现，并最小达到21.0g。

（3）考虑到地板变形，在进行本条(b)(2)中所规定的试验之前，必须预加载使得用于将座椅和约束系统连接到机体结构的连接装置或地板导轨相对垂直偏移至少10度（即俯仰不平行）。并且必须预加载使导轨或连接装置之一滚转10度。

（c）按照本条(b)进行动力试验，必须表明符合下列要求：

（1）尽管座椅和约束系统部件可能受到设计上的预期的变形、延伸、位移或撞损，但座椅和约束系统必须约束住拟人试验模型(ATD)。

（2）尽管座椅结构可能变形，但座椅和约束系统与试验固定装置间的连接必须保持完好。

（3）撞击过程中，每一肩带必须保持在ATD的肩上。

（4）撞击过程中，安全带必须保留在ATD的骨盆上。

（5）动力试验结果必须表明乘员不受到严重的头部损伤。

（i）如果乘员可能触及邻近的座椅、结构或其他舱内物件，则必须给乘员提供保护，以使头部伤害判据(HIC)不超过1000。

（ii）HIC值用下列公式确定：

（编者注：此处公式见原稿）

式中：

t 积分初始时间（秒）；

1

t 积分终止时间（秒）；

2

(t -t )主要头部撞击持续时间（秒）；

2 1

a(t)头部重心处合成负加速度（以g的倍数表示）。

（iii）必须在进行按本条(b)(1)和(b)(2)规定的动力试验时测定头部所受的撞击以表明符合HIC限制值；或用试验或分析方法单独表明符合头部伤害判据。

（6）作用于单肩带系带上的载荷不得超过7,790牛（793.8公斤；1,750磅）。若用双系带来结束上部躯干，则系带总载荷不得超过8,900牛（907.2公斤；2,000磅）。

（7）在ATD骨盆和腰脊柱之间测得的压缩载荷不得超过6,680牛（680公斤；1,500磅）。

（d）对于在最大重量下V 大于61节的所有单发飞机，以及不符合第23.67条(a)(1)的最大重量不超过2,722公斤（6,000磅）、在最大重量下V 大于61节的多发飞机，必须符合下列要求：

S0 S0

（1）第23.561条(b)(1)的极限载荷系数必须乘以增大的失速速度与61节的比值的平方。增大后的极限载荷系数不必大于V 为79节时所能达到的值。特技类飞机向上的极限载荷系数不必超过5.0。

S0

（2）本条(b)(1)要求的座椅／约束系统试验必须按照下列准则进行：

（i）速度的变化量不得低于31英尺／秒。

（ii）(A)19g和15g的最大负加速度必须乘以增大的失速速度与61节的比值的平方：

2 2

g ＝19.0(V /61) 或g ＝15.0(V /61)

ρ S0 ρ S0

=tbl/>

（B）最大负加速度不必超过V 为79节时所能达到的值。

S0

（iii）最大负加速度必须在t 时间内出现，t 必须按照下式计算：

r r

31 0.96

t ＝──────＝──

r 32.2（g ） g

ρ ρ

=tbl/>

其中：

g 为根据本条(d)(2)(ii)计算得到的最大负加速度

ρ

t 为达到最大负加速度所需要的时间（秒）

r

（e）如果在合理的基础上得到验证，某种替代方法亦可应用，但应达到等效于或高于本条所要求的保护乘员安全水平。

〔1990年7月18日第一次修订，2004年10月12日第三次修订〕

疲劳评定

第23.571条金属增压舱结构

对于正常类、实用类和特技类飞机，增压舱的金属结构的强度、细节设计和制造必须按下列任何一条进行评定：

（a）疲劳强度检查用试验或有试验支持的分析方法表明，结构能够承受在服役中预期的变幅重复载荷，或

（b）破损安全强度检查用分析、试验或两者兼用的方法表明，当一个主要结构元件出现疲劳破坏或明显的局部破坏后，结构不可能发生灾难性破坏，并且其余结构能够承受其值为V 时限制载荷系数75％的极限静载荷系数，同时要考虑正常工作压力、预期的气动外压和飞行载荷的综合影响。除非静载荷下破坏的动态效应另有考虑，这些载荷必须乘以1.15的系数。

C

（c）第23.573条(b)的损伤容限评定。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.572条金属机翼、尾翼和相连结构

（a）对于正常类、实用类和特技类飞机，除非从疲劳的观点衡量已表明该结构、使用应力水平、材料和预期的使用与已有广泛而满意的服役经验的设计相类似，否则对那些破坏后可能引起灾难性后果的机体结构件的强度、细节设计及制造，必须按下列任何一条进行评定：

（1）疲劳强度检查用试验或有试验支持的分析方法来表明，结构能承受在服役中预期的变幅重复载荷；或

（2）破损安全强度检查用分析、试验或两者兼用的方法表明，当一个主要结构元件出现疲劳破坏或明显局部破坏后，结构不可能发生灾难性破坏，并且其余结构能够承受其值为V 时临界限制载荷系数75％的极限静载荷系数。除非在静载荷下破坏的动态效应另有考虑，这些载荷必须乘以1.15的系数。

C

（3）第23.573条(b)的损伤容限评定。

（b）本条要求的每一评定必须：

（1）包括典型的载荷谱（如滑行、地―空―地循环、机动、突风等）；

（2）计及任何由于气动面的交互作用而导致的显著影响；

（3）考虑由于螺旋桨滑流载荷和旋涡碰撞抖振导致的显著影响。

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

第23.573条结构的损伤容限和疲劳评定

（a）复合材料机体结构复合材料机体结构必须按本条要求进行评定，而不用第23.571和第23.572条。除非表明不可行，否则申请人必须用本条(a)(1)至(a)(4)规定的损伤容限准则对每个机翼（包括鸭式、串列式机翼和翼尖小翼）、尾翼及其贯穿结构和连接结构、可动操纵面及与其连接结构、机身和增压舱中失效后可能引起灾难性后果的复合材料机体结构进行评定。如果申请人确定损伤容限准则对某个结构不可行，则该结构必须按照本条(a)(1)和(a)(6)进行评定。如果使用了胶接连接，则必须按照本条(a)(5)进行评定。在本条要求的评定中，必须考虑材料偏差和环境条件对复合材料的强度和耐久性特性的影响。

（1）必须用试验或有试验支持的分析表明，在所使用的检查程序规定的检查门槛值对应的损伤范围内，带损伤结构能够承受极限载荷。

（2）必须用试验或有试验支持的分析确定，在服役中预期的重复载荷作用下，由疲劳、腐蚀、制造缺陷、或冲击损伤引起的损伤扩展率或不扩展。

（3）必须用剩余强度试验或有剩余强度试验支持的分析表明，带有可检损伤的结构能够承受临界限制飞行载荷（作为极限载荷），该可检损伤范围与损伤容限评定结果相一致。对于增压舱，必须承受下列载荷：

（i）正常使用压力与预期的外部气动压力相组合，并与临界限制飞行载荷同时作用；

（ii）1g飞行时预期的外部气动压力与等于1.1倍正常使用压差的座舱压差相组合，不考虑其他载荷。

（4）在初始可检性与剩余强度验证所选的值之间的损伤扩展量（除以一个系数就得到检查周期）必须能够允许制定一个适于操作和维护人员使用的检查大纲。

（5）对于任何胶接连接件，如果其失效可能会造成灾难性后果，则必须用下列方法之一验证其限制载荷能力：

（i）必须用分析、试验或两者兼用的方法确定每个胶接连接件能承受本条(a)(3)的载荷的最大脱胶范围。对于大于该值的情况必须从设计上加以预防；或

（ii）对每个将承受临界限制设计载荷的关键胶接连接件的批生产件都必须进行验证检测；

（iii）必须确定可重复的、可靠的无损检测方法，以确保每个连接件的强度。

（6）对于表明无法采用损伤容限方法的结构部件，必须用部件疲劳试验或有试验支持的分析表明其能够承受服役中预期的变幅重复载荷。必须完成足够多的部件、零组件、元件或试片试验以确定疲劳分散系数和环境影响。在验证中必须考虑直至可检性门槛值和极限载荷剩余强度的损伤范围。

（b）金属机体结构如果申请人选择用第23.571条(c)或第23.572条(a)(3)，则损伤容限评定必须包括确定由疲劳、腐蚀或意外损伤引起的损伤的可能位置和模式，必须用有试验依据支持的分析和服役经验（如果有服役经验）来确定。如果设计的结构有可能产生疲劳引起的多部位损伤，则必须考虑这类损伤。评定必须包括有试验依据支持的重复载荷和静力分析。在飞机的使用寿命期内任一时刻的剩余强度所对应的损伤范围必须与初始可检性及随后在重复载荷下的扩展量相一致。剩余强度评定必须表明，剩余结构能够承受临界限制飞行载荷（作为极限载荷），并且此时的可检损伤范围与损伤容限评定结果一致。对于增压舱，必须承受下列载荷：

（1）正常使用压差和预期的外部气动压力相结合，并与本规章规定的飞行载荷情况同时作用；和

（2）1g飞行时预期的外部气动压力与等于1.1倍正常使用压差的座舱压差相组合，不考虑其他载荷。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.574条通勤类飞机金属件的损伤容限和疲劳评定

对于通勤类飞机：

（a）金属件的损伤容限对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、缺陷或损伤引起的灾难性破坏。除本条(b)规定的情况以外，对可能引起灾难性破坏的每一结构部分都必须按第23.573条进行这一评定。

（b）疲劳（安全寿命）评定如果申请人确认，本条(a)的损伤容限要求对某特定结构是不可行的，则不需要满足该要求。必须用有试验依据支持的分析表明该结构能够承受其使用寿命期内预期的重复的变幅载荷而不产生可检裂纹。必须采用合适的安全寿命分散系数。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.575条检查及其他方法

必须根据第23.571、第23.572、第23.573或第23.574条要求的评定来确定检查方法，确定部位、周期或其他方法以避免灾难性破坏，并且必须将之纳入第23.1529条要求的持续适航文件的适航性限制条款。

〔2004年10月12日第三次修订〕

D章设计与构造

第23.601条总则

对飞机运行的安全有重要影响的每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验确定。

第23.603条材料和工艺质量

（a）其损坏可能对安全性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：

（1）由经验或试验来确定；

（2）符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能；

（3）考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。

（b）工艺质量必须是高标准的。

第23.605条制造方法

（a）采用的制造方法必须能生产出一个始终完好的结构。如果某种制造工艺（如胶接、点焊或热处理）需要严格控制才能达到此目的，则该工艺必须按照批准的工艺规范执行。

（b）飞机的每种新制造方法必须通过试验大纲予以证实。

第23.607条紧固件

（a）如果可卸的紧固件的丢失可能妨碍继续安全飞行和着陆，则其必须有两套锁定装置。

（b）紧固件及其锁定装置不得受到与具体安装相关的环境条件的不利影响。

（c）使用过程中经受转动的任何螺栓都不得采用自锁螺母，除非在自锁装置外还采用非摩擦锁定装置。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.609条结构保护

每个结构零件必须满足下列要求：

（a）有适当的保护，以防止使用中由于任何原因而引起性能降低或强度丧失，这些原因中包括：

（1）气候；

（2）腐蚀；

（3）磨损。

（b）有足够的通风和排水措施。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.611条可达性措施

对需要维护、检查或其他保养的每个部件，必须在设计中采取适当的措施，以便完成这些工作。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.613条材料的强度性能和设计值

（a）材料的强度性能必须以足够的材料试验为依据（材料应符合标准），在试验统计的基础上制定设计值。

（b）设计值的选择必须使因材料偏差而引起结构破坏的概率降至最小。除本条(e)的规定外，必须通过选择确保材料强度具有下述概率的设计值来表明符合本款的要求：

（1）如果所加的载荷最终通过组件内的单个元件传递，而该元件的破坏会导致部件失去结构完整性，则概率为99％，置信度95％。

（2）对于单个元件破坏将使施加的载荷安全地分配到其他承载元件的静不定结构，概率为90％，置信度95％。

（c）至关重要的部件或结构在正常运行条件下热影响显著的部位，必须考虑温度对设计许用应力的影响。

（d）结构的设计，必须使灾难性疲劳破坏的概率减至最小，特别是在应力集中处。

（e）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，则通过这样“精选”的材料采用的设计值可以大于本条要求的保证最小值。

〔2004年10月12日第三次修订〕

第23.619条特殊系数

对于每一结构零件，如果属于下列任一情况，则第23.303条规定的安全系数必须乘以第23.621至第23.625条规定的最高的相应特殊安全系数：

（a）其强度不易确定；

（b）在正常更换前，其强度在服役中很可能降低；

正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定

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