中华人民共和国交通运输部令（2022年第16号）

  《正常类飞机适航规定》已于2022年4月28日经第10次部务会议通过，现予公布，自2022年8月1日起施行。

  （a）本规定规定了颁发和更改正常类飞机型号合格证的适航要求。（b）以下定义适用于本规定：

  继续安全飞行和着陆是指在可能使用应急程序、不需要特殊驾驶技能和体力的情况下，飞机有能力继续可控飞行和着陆；着陆时，飞机也许会出现因失效情况而导致一些损坏。

  （a）乘客座位设置为19座（局方另有规定除外）或者以下且最大审定起飞重量为8,618公斤（19,000磅）或者以下的飞机，可按正常类进行审定。（b）按设置的最大乘客座位数，将飞机分为如下审定等级：

  ≤463公里/小时（250节）校准空速（CAS）且MMO≤0.6的飞机；（2）高速：VNO或者V

  ＞463公里/小时（250节）校准空速（CAS）或者MMO＞0.6的飞机。其中：VNO为最大结构巡航速度，V

  和MMO分别为空速和马赫数表示的最大使用限制速度。（d）按本规定审定的飞机，可申请进行特技飞行审定。按特技飞行审定的飞机，可不受限制地用于做机动，但按本规定G章制定的限制除外。未按特技飞行审定的飞机，则只可用于做正常飞行所需的各种机动，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。

  （a）申请人应当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）申请人应当按局方规定的格式和方式提交符合性方法。

  （a）申请人应当制定飞机可安全运作的重量和重心限制。（b）申请人应当用重量和重心临界组合来符合本章各条要求，这些临界组合应当在飞机配载状态内确定，并符合局方可接受的允差。

  （a）除非另有规定，飞机应当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环境大气条件。

  （c）用于确定起飞和着陆距离的程序，在服役中预期遇到的大气条件下，应当可由具有一般技能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，应当考虑由于大气条件、冷却需求和其他动力需求引起的损失。

  申请人应当为正常运行中使用的每个飞行构型确定失速速度或者最小定常飞行速度，正常运行包括起飞、爬升、巡航、下降、进近和着陆。确定失速速度或者最小定常飞行速度时，应当考虑下列功率设定的每个飞行构型的最不利状态：（a）对于大多数都用在提供推力的推进系统，功率设定为慢车或者零推力；

  （b）对于除提供推力外还用于飞行操纵或者增升装置的推进系统，功率设定为名义推力。

  （a）申请人应当确定飞机起飞性能，确定时应当考虑：（1）失速速度安全裕度；

  （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下列距离：

  （1）对于1级和2级飞机中的低速飞机，陆上飞机应当具有8.3%的爬升梯度，水上飞机和水陆两用飞机应当具有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，起飞后应当具有4%的爬升梯度。

  （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）气压高度应当具有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，在高于起飞表面122米（400英尺）应当具有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）应当具有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，应当具有3%的爬升梯度，并且不会导致驾驶员工作负荷过量。

  （a）申请人应当针对运行限制内的每个重量、高度及外界温度确定下列爬升性能：（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。

  申请人应当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）到停止所需要的着陆距离。

  （b）进近和着陆速度、构型和程序。一般技能水平的驾驶员使用该速度、构型和程序能够一贯地在拟公布的着陆距离内着陆，不会造成飞机损坏或者人员伤害。当需要中断着陆时，考虑下列因素，能够安全过渡到本规定中的中断着陆情况：

  （a）下述情况下，在运行包线内，飞机应当是可以操纵和机动的，且无需特殊的驾驶技能、警觉或者体力：（1）申请审定的所有配载情况；

  ）或者高于进近攻角的合理裕度情况下，飞机应当能够安全着陆，而不导致飞机重大损伤或者人员严重伤害。

  （c）对多发飞机，如果适用，申请人应当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，申请人应当演示申请审定的特技机动并确定可开始做相应特技机动的速度。

  （a）下列状态中，在驾驶员或者飞行操纵系统不对主操纵系统或者相应配平操纵进一步施加力或者位移情况下，飞机应当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；

  （b）下列状态中，在驾驶员或者飞行操纵系统不对主操纵系统或者相应配平操纵进一步施加力或者位移的情况下，飞机应当保持纵向配平：

  （c）在飞机正常运行和可能的非正常或者应急运行期间（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者分散精力。

  （a）不按特技飞行审定的飞机，应当：（1）在正常运行时，具有纵向、横向和航向静稳定性；

  （b）飞机不得出现导致驾驶员工作负荷增加或者危及飞机及其乘员的发散的纵向稳定性特性。

  （a）飞机在直线飞行、转弯飞行和加快转弯飞行过程中应当具有可控的失速特性，并有清晰可辨的失速警告，失速警告应当提供足够的余量以防止无意进入失速。（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，应当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者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，其尾旋特性应当使得在不超出限制的情况下可以改出尾旋，并且不会因以下情况出现不可改出尾旋：

  预期在陆上或者水上运行的飞机，在滑行、起飞和着陆运行期间应当具有纵向和航向可操纵性。

  ，以空速或者马赫数表示）前，振动和抖振不得影响飞机的操纵或者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）气压高度的所有飞机，以巡航构型处于1g状态时，速度达到VMO/M

  前，除失速抖振外，不得有可感知的抖振。（c）对于高速飞机，应当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，慢慢的出现可感知的抖振。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V

  ，发生以下情况后，高速飞机应当具有不会导致结构伤害损坏或者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，高速失配平。

  （a）申请按《运输类飞机适航标准》（以下称为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，申请人应当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下列工作：（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下列速度下进行演示的要求：

  或者不可超越速度（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）如果申请结冰条件下飞行的审定，则申请人应当提供探测超出申请审定结冰条件的措施，并表明飞机具有避开或者脱离该结冰条件的能力。

  （c）申请人应当制定运行限制，禁止有意进入未审定的结冰条件飞行，包括起飞和着陆。

  申请人应当确定结构设计包线，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。申请人应当考虑可能会影响结构载荷、强度、耐久性和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。结构设计空速应当：

  （b）设计机动载荷系数，该系数不小于服役经验表明的结构设计包线内也许会出现的机动载荷系数。

  （d）飞机操纵系统的特性，包括操纵面、增升装置或者其他可动面的运动范围和允差。

  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者提供满足本章要求的符合性方法，在表明对本章要求的符合性时，申请人应当考虑该系统的影响和失效。

  （a）申请人应当在结构设计包线内和边界上，针对参数的所有临界组合，确定可能由内部或者外部施加的压力、力或者力矩引起的相关结构设计载荷。这些压力、力或者力矩有几率发生在空中、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者系留时。（b）本条要求的相关结构设计载荷的大小和分布，应当基于物理原理。

  申请人应当确定由下列飞行情况产生的结构设计载荷：（a）大气突风，其大小和梯度基于测量的突风统计数据；

  申请人应当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、着陆和操作情况下产生的结构设计载荷。

  申请人应当确定：（a）作用于每个发动机架及其支承结构的结构设计载荷，使其能承受：

  （b）由下列因素引起的、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：

  （2）如果飞机可能在座舱增压情况下着陆，从零到最大释压压力的压差引起的载荷与地面或者水载荷的组合；

  （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。

  申请人应当确定：（a）限制载荷，除非另有规定，限制载荷等于结构设计载荷；

  结构应当承受：（a）限制载荷，不会妨碍飞机的安全运行或者出现有害的永久变形；

  （a）申请人应当制定检查程序或者其他程序，以防止由于可预见原因的强度降低而导致的结构失效，这些结构失效可能会引起严重或者致命的伤害，或者导致长时间的降低安全裕度的运行。按本条制定的程序应当纳入本规定第23.2625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，应当能够在结构伤害损坏导致结构失效前检查出损伤。

  （1）在座舱突然失压后，包括门和窗失效导致的突然失压后，飞机应当能够继续安全飞行和着陆；

  （2）对于最大运行高度大于12,497米（41,000英尺）的飞机，为符合本条（a）款而制定的程序，应当能够在损伤可能会引起将导致非常严重或者致命伤害的快速失压前，检查出增压舱结构的损伤。

  （d）非包容发动机或者旋转机械失效产生高能碎片引起结构伤害损坏时，飞机设计应当将此损伤对飞机的危害减至最小。

  （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；

  （a）申请人应当按照飞机预期的运行条件，设计每个零件、部件和组件。（b）设计数据应当充分定义零件、部件或者组件构型，其设计特征，以及使用的所有材料和工艺。

  （c）申请人应当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，否则应当防止每一舱门、座舱盖和出口在飞行中被无意打开。

  （a）申请人应当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发性能降低或者强度丧失。（b）飞机的每个零件应当有足够的通风和排水措施。

  （c）对需要维修、预防性维修或者勤务的每个零件，申请人应当在飞机设计中采取适当的措施，以便完成这些工作。

  （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，申请人应当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者工艺应当能持续生产出完好的结构。如果某种制造工艺需要严控才可以做到此目的，则申请人应当按照批准的工艺规范执行。

  （c）除本条（f）款和（g）款的规定外，申请人应当选择设计值，该设计值应当确保考虑了结构元件关键性的带概率的材料强度。设计值应当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，这些性能的确定应当以足够的材料试验为依据（材料应当符合规范），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核心部件或者结构，申请人应当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做试验，确认该特定项目的实际强度性能等于或者大于设计使用值，则这样材料采取使用的设计值可以大于本条要求的最小值。

  （a）对于关键设计值不确定的每个零件、部件或者组件，以及符合下述任一条件的每个零件、部件或者组件，申请人应当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；

  （c）在设计每个结构零件时，申请人应当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。

  （a）即使在应急着陆时损坏，飞机也应当保护每位乘员在以下情况下免受导致没办法撤离的伤害：（1）正确使用设计中规定的安全设备和特性；

  （3）可能对乘员造成了严重的伤害的座舱内部或者后部的质量项目，包括发动机或者辅助动力装置，经受在应急着陆时可能会产生的极限静惯性载荷。

  （b）本条（a）款（1）项和（a）款（2）项规定的应急着陆情况，应当满足下列要求：

  （2）乘员经受的因约束或者与机内物体接触产生的载荷，不允许超出根据人体耐受能力而确定的人体伤害判据。

  （d）每个乘员保护系统应当可以在一定程度上完成其预期功能，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者干扰飞机运行。

  （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；

  （3）任何操纵装置、电线、管路、设备或者附件，如果破坏或者损伤可能会影响安全使用的，则应当加以保护。

  （a）飞行操纵系统模块设计应当：（1）操作简单便捷、平滑稳和确切，以完成其功能；

  （a）起落架设计应当：（1）在地面运行期间，为飞机提供稳定的支撑和控制；

  （2）考虑可能的系统失效和可能的运行环境（包括预期的超出限制和应急程序）。

  （b）所有飞机应当有可靠的使其停止的装置，该装置应当有充足的吸收着陆动能的能力。要求验证中断起飞能力的飞机应当考虑此附加动能。

  （2）当起落架处于未完全放下状态有危害时，应当具有能够将起落架放下到着陆位置的备用措施。

  预期进行水上运行的飞机，应当符合下列要求：（a）提供比在淡水中承托该飞机最大重量所需浮力大80%的浮力；

  （b）有充足的裕度，当浮筒或者船体可能浸水时，飞机能浮在平静的水面上而不倾覆。

  （a）对于起飞或者着陆情况下允许有乘员的座舱，其飞机设计应当满足下列要求：（1）在应急着陆后也许会出现的情况下，便于乘员快速和安全地撤离，此处应急着陆不包括1级、2级和单发3级飞机的水上迫降；

  （2）配备撤离设施（开口，出口或者应急出口），从飞机内部和外部可以容易地定位和打开该设施。打开方式应当简单明了，并在飞机内部和外部进行标识；

  （b）对于4级飞机，在最大进近襟翼速度时，位于驾驶员正前方的风挡及其支承结构应当能承受相当于2磅鸟的撞击而不被击穿。

  （c）在正常运行和可能的失效期间，飞机应当给每位乘员提供压力适宜的空气，并且没有危险浓度的气体、蒸气和烟雾。

  （d）每个行李舱和货舱内能够引燃邻近物品的热源，应当予以屏蔽和隔绝，以防止引燃。

  （1）行李舱和货舱应当布置在驾驶员能看见着火的位置，否则应当安装火警探测系统和警告系统；

  （2）可以接近进行人工灭火，或者有内置灭火系统，或者其构造和密封能将任何火情包容在该舱内。

  （g）凡可能因液体系统渗漏而逸出可以燃烧的液体或者蒸气的区域，应当符合下列要求：

  （a）位于指定火区内或者邻近区域的飞行操纵系统、发动机架和其他飞行结构应当能经受住着火的影响。（b）出现火情时，指定火区的发动机应当与飞机保持连接。

  （a）就本章而言，飞机动力装置安装应当包括推进所必需的、影响推进安全的每个部件和为飞机提供辅助动力的每个部件。（b）安装在飞机上的发动机和螺旋桨，应当具有型号合格证或者按照局方接受的标准随飞机型号合格证获得批准，该标准包含的适航准则应当适用于该发动机或者螺旋桨的特定设计和预期用途，并达到局方可接受的安全水平。

  （d）液体、蒸气或者燃气的危险积聚应当与飞机和人员舱隔离，并能被安全地包容住或者排出。

  （e）动力装置部件应当符合其部件限制要求和安装说明，或者表明不会造成危害。

  功率或者推力控制管理系统，是指对通过直接设定控制的功率或者推力进行调节的系统。（a）功率或者推力控制管理系统应当设计成，在系统正常运行时不得导致不安全状况。

  （b）功率或者推力控制管理系统的任何单一失效或者可能的失效组合不得妨碍飞机继续安全飞行和着陆。

  （c）应当防止飞行机组对功率或者推力控制管理系统的误动，除非不会导致不安全状况。

  申请人应当对每个动力装置系统来进行单独评估及关联其他系统和安装做评估，以表明动力装置系统、部件或者附件任何可能的失效所导致的有害后果不会导致以下情况：（a）妨碍飞机继续安全飞行和着陆，或者如果没办法保证继续安全飞行和着陆，应当使危害减至最小；

  （a）飞机的设计，包括进气系统，应当防止出现对动力装置运行有不利影响的可预见的积冰或者积雪。（b）动力装置安装的设计，应当防止在申请审定的结冰条件下出现对动力装置运行有不利影响的任何积冰或者积雪。

  （b）在反推力系统出现任何单一失效、可能的失效组合或者故障后，飞机能够继续安全飞行和着陆。

  （a）在飞机与发动机运行限制范围内的正常和应急运行期间，动力装置不得出现危险特性。（b）应当使驾驶员能够在空中停止动力装置，并在制定的工作包线内再起动动力装置。

  （a）每个燃油系统应当满足下列要求：（1）对于有多套燃油储存及供应系统的，应当设计和布置成各系统之间具有独立性，使得一套系统内的任一部件失效不会导致其他系统燃油储存或者供应的丧失。

  （2）设计和布置成能预防系统内燃油被直接闪击或者扫掠雷击高发区域内的直接闪击或者扫掠雷击点燃，或者在燃油通气口处被电晕放电和流光点燃。

  （3）为确保每个动力装置和辅助动力装置在所有可能的运作情况下正常工作提供必需的燃油。

  （4）为飞行机组提供用于确定可用燃油总量的措施，并且在燃油系统正常工作时，在考虑燃油可能波动的情况下，能够不间断供应此可用燃油。

  （6）设计成在任何可能运作情况下能够保存燃油，并将任何可生存应急着陆期间对乘员的危害降至最低。对于4级飞机，应当考虑着陆系统因过载导致的失效。

  （3）设计成防止燃油在储存或者供应系统间转输中，或者在可能的运行条件下，从任一通气系统大量流失；

  （a）每个动力装置或者辅助动力装置及其附件的进气系统，应当满足下列要求：（1）在可能的运行情况下，为动力装置或者辅助动力装置及其附件提供所需要的空气；

  （b）排气系统，包括每个动力装置或者辅助动力装置的排气热交换器，应当满足下列要求：

  （a）包含可燃流体和用于点燃该流体的点火源的动力装置、辅助动力装置或者燃烧加温器应当安装在指定火区内。（b）每个指定火区，在其内部起火或者过热时，应当具备隔离和降低对飞机危害的措施。

  （1）其设计和布置应当防止着火造成的危害，包括任何位于指定火区附近可能受到火区内着火影响的部件、导管、接头和控制器件；

  （2）输送可以燃烧的液体、气体或者空气，或者要求在着火时工作的部件、导管、接头和控制器件是耐火的；

  （3）储存可以燃烧的液体的部件、导管、接头和控制器件是防火的，或者用防火罩防护。

  （d）申请人应当提供防止危险量可以燃烧的液体流入、流过指定火区或者在其内流动的措施，该措施应当满足下列要求：

  （1）不得限制流量或者限制余下动力装置、辅助动力装置或者安全所必需设备的工作；

  本条款为对飞机上安装的设备和系统的总体要求，除非本规定其他条款对特定设备或者系统另有要求。（a）飞机按其申请审定的运行类型（昼间VFR、夜间VFR、IFR）进行安全运行所要求的系统和设备的设计和安装应当满足下列要求：

  （b）本条（a）款中没有涵盖的系统和设备的设计和安装应当确保其运行不会对飞机及乘员造成不利影响。

  除本规定另有其他单独要求外，飞机每个系统、设备和安装应当满足下列要求：（a）每个灾难性的失效状态发生的平均失效概率，是极不可能的；

  除非表明不太可能遭遇闪电，否则按仪表飞行规则（IFR）运行批准的飞机，应当满足下列要求：（a）对于功能失效会妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每一个电子和电气系统，其设计和安装应当符合以下规定：

  （2）除非该功能恢复与此系统其他运行或者功能要求相冲突，否则在飞机遭遇闪电后，系统应当及时地恢复该功能的正常运行。

  （b）对于其功能失效会严重降低飞机或者飞行机组应对不利运行条件能力的每一电子和电气系统，其设计和安装应当确保当飞机遭遇闪电后，系统及时地恢复该功能的正常运行。

  （a）对于功能失效会妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每一个电子和电气系统，其设计和安装应当符合下列规定：（1）当飞机暴露于高强辐射场（HIRF）环境期间及之后，飞机级功能不可能会受到不利影响；

  （2）除非该功能恢复与此系统其他运行或者功能要求相冲突，否则在飞机脱离高强辐射场（HIRF）环境后，系统应当及时地恢复该功能的正常运行。

  （b）按仪表飞行规则（IFR）批准的飞机，对于功能失效会严重降低飞机或者飞行机组应对不利运行条件能力的每一个电子和电气系统，其设计和安装应当确保当飞机脱离高强辐射场（HIRF）环境后，系统及时地恢复该功能的正常运行。

  为所有系统供电的电源和配电系统的设计和安装，应当确保：（a）在所有预期运行条件下，为所连接的负载提供运行需要的电能；

  （b）电源系统、配电系统或者其他用电系统不可能会出现由于单点失效或者故障导致系统不能为飞机继续安全飞行和着陆所需的重要负载供电的情况；

  （c）主电源失效时，应当有足够的电能，在继续安全飞行和着陆所需时间内，为所有重要负载供电。

  （a）所有照明的设计和安装，应当尽可能降低对飞行机组履行职责能力的不利影响。（b）如安装航行灯和防撞灯，其光强、闪光频率、颜色、覆盖范围和其他特性，应当能为另一架航空器提供足够的时间避免碰撞。

  （c）如安装航行灯，其应当包括一个在飞机左侧的红灯和一个在飞机右侧的绿灯。在空间允许的情况下，这两个灯的横向间距应当尽可能大。此外，还应当包括一个在飞机尾部或者翼尖上的后向白灯。

  （e）对于水上飞机或者水陆两用飞机，停泊灯应当在洁净大气条件下提供可见白光。

  民用航空运行规章要求的安全和救生设备，应当可靠、易于接近和识别，并清晰地标识操作方法。

  申请在CCAR-25部附录C中第I部分定义的结冰条件下飞行进行审定，或者申请在这些结冰条件及任何附加的大气结冰条件下飞行进行审定时，应当在申请审定的结冰条件下表明：（a）结冰防护系统能够使得飞机安全运行；

  含高能转子的设备的设计和安装，应当保护乘员和飞机免受非包容性碎片的危害。

  （a）民用航空运行规章所要求的驾驶舱话音记录器应当按照本规章要求经过批准，并且在其安装后，应当能够记录下列信息：（1）通过无线电在飞机上发出或者收到的通线）驾驶舱内飞行机组成员的对线）驾驶舱内飞行机组成员使用飞机内线）进入耳机或者扬声器中的导航或者进近助航设施的话音或者音频识别信号。

  （5）飞行机组成员使用旅客广播系统时的通话〔如果装有旅客广播系统，并根据本条（c）款（4）项（ii）目的要求有第四通道可用〕。

  （6）如果安装了数据链通信设施，所有的数据链通信使用经批准的数据信息格式。数据链信息应当作为通信设施的输出信号被记录，该通信设施将信号转换为可用数据。

  （b）应当在驾驶舱内安装一只区域话筒来满足本条（a）款（2）项的记录要求。话筒要安装在最佳位置，能够记录第一名和第二名驾驶员工作位置上进行的对话，以及记录驾驶舱内其他机组成员面向上述工作位置时的对话。话筒的定位，应当使得在飞行中驾驶舱噪声条件下所记录和重放的录音通信的可懂度尽可能高，如果有必要，应当对记录器的前置放大器和滤波器做调整或者补偿。能够最终靠记录反复重放，来评价可懂程度。

  （c）每台驾驶舱话音记录器的安装，应当将本条（a）款规定的通话或者音频信号，根据不同声源分别记录在下列通道上：

  （1）第一通道，来自第一名驾驶员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或者手持式话筒、耳机或者扬声器。

  （2）第二通道，来自第二名驾驶员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或者手持式话筒、耳机或者扬声器。

  （i）来自第三和第四名机组成员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或者手持式的话筒、耳机或者扬声器；

  （ii）来自驾驶舱内与旅客广播系统一起使用的每个话筒，如果此信号未被别的通道所拾起（条件是不要求配置本条（c）款（4）项（i）目中规定的工作位置或者该工作位置的信号由另一通道所拾取）。

  （5）不论按压发话开关（机内通话-无线电发射机）处于何种位置，应当将本条（c）款（1）、（2）和（4）项所述的话筒接收到的所有声音尽可能不间断地记录下来。该设计应当保证只有在使用机内通话机、旅客广播系统或者无线电发射机时，才会对飞行机组产生侧音。

  （1）（i）其供电应当来自对驾驶舱话音记录器的工作最为可靠的汇流条，而不危及对重要负载或者应急负载的供电；

  （2）应当备有自动装置，在撞损冲击后10分钟内，能使记录器停止工作并停止各抹音装置的功能。

  （4）记录器外部任何单一的电气失效不能使驾驶舱话音记录器和飞行数据记录器都不工作。

  （iii）在所有其他给驾驶舱话音记录器供电的电源中断的情况下，无论是正常关断还是为其供电的汇流条因其他原因断电，驾驶舱话音记录器和驾驶舱区域话筒能自动切换到这个独立电源上。

  （6）当驾驶舱话音记录器和飞行数据记录器都需要的时候，驾驶舱话音记录器要在一个与飞行数据记录器分开的容器里。如果只用来符合驾驶舱话音记录器的要求，能安装一个组合单元。

  （e）记录容器的位置和安装，应当能将撞损冲击使该容器破裂，以及随之起火而导致记录器热损坏的概率减至最小：

  （1）除了本条（e）款（2）项外，记录容器的位置应当尽可能靠近飞机的后部，但不必装在增压舱之外，并且不得安装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的位置；

  （2）如果安装两个单独的组合式数字飞行数据记录器和驾驶舱话音记录器单元，而不是一个驾驶舱话音记录器和一个数字飞行数据记录器，安装用来符合驾驶舱话音记录器要求的组合单元，可以位于驾驶舱附近。

  （f）如果驾驶舱话音记录器装有批量抹音装置，其安装应当设计成该装置误动和在撞损冲击过程中动作的概率减至最小。

  （3）当民用航空运行规章有要求时，在容器上装有或者靠近容器处装有水下定位装置，其固定方式要保证在撞损冲击时不大可能分离。

  （1）从满足本规定第23.2500条的飞机级系统要求和功能的数据源，获取空速、高度和方向数据。

  （2）垂直加速度传感器应当刚性固定，其纵向位置应在批准的飞机重心范围以内，或者在这些限制向前或者向后距离不超过25％飞机平均气动弦长的范围内。

  （3）（i）其供电应当来自对飞行数据记录器的工作最为可靠的汇流条，且不危及对重要负载或者应急负载的供电；

  （ii）尽可能长时间地保持其供电，且不危及飞机的应急操作。（4）应当备有音响或者目视手段，用于在飞行前检查记录器存储介质的数据记录是否正常。

  （5）除仅由发动机驱动的发电机系统单独供电的记录器外，应当备有自动装置，在撞损冲击后10分钟内，能使具有数据抹除装置的记录器停止工作并同时停止各抹除装置的功能。

  （6）记录器外部任何单一的电气失效不能使驾驶舱话音记录器和飞行数据记录器都不工作。

  （7）当驾驶舱话音记录器和飞行数据记录器都需要的时候，飞行数据记录器要在一个与驾驶舱话音记录器分开的容器里。如果只用来符合飞行数据记录器的要求，能安装一个组合单元。如果一个组合单元作为驾驶舱话音记录器安装，用来符合本规定第23.2555条（e）款（2）项要求，则另一个组合单元应当符合本飞行数据记录器要求。

  （b）每个非弹出式记录器容器的位置和安装应当能将撞损冲击导致的该容器破裂以及随之起火而毁坏记录器的概率减至最小。为满足这一要求，该容器应当尽可能靠后安装，但不必装在增压舱之外，且不得装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的位置。

  （c）应当建立飞行数据记录器的空速、高度和航向读数与第一名驾驶员仪表上的相应读数（考虑修正系数）之间的相互关系。此关系应当能覆盖飞机运行的空速范围、高度限制范围和360度航向范围。相互关系可在地面上用合适的方法确定。

  （3）当民用航空运行规章有要求时，在容器上或者贴近容器处装有水下定位装置，其固定方式要保证在撞损冲击时不大可能分离。

  （e）应当对飞机任何新颖独特的设计或者使用特性进行评价，以决定是不是有专用参数必须记录在飞行数据记录器上，以增加或者代替现有要求。

  （a）驾驶舱及其设备和布局（包括驾驶员视界的设计）应当使得每个驾驶员都能够履行其职责，包括滑行、起飞、爬升、巡航、下降、进近和着陆，以及在飞机运行包线内进行任何机动，而无过多的专注、技能、警觉或者疲劳。

  （a）与飞行机组界面相关的每个已安装设备，都应进行标识（如果适用），说明其名称、功能或者使用限制，或者这一些要素的组合。

  （b）应当以可识别的方式向负有责任的机组成员提供操纵飞机所要求的系统工作参数，包括警告、戒备及正常指示。

  （c）应当及时向负责采取纠正措施的机组成员提供涉及系统不安全运作时的状态的信息。这一些信息应当足够清晰以避免可能的机组成员差错。

  （a）安装的系统应当在每个飞行阶段为负责设置或者监控飞行、导航和动力装置参数的飞行机组成员提供所需的信息，使其能够设置或者监控飞行、导航和动力装置参数。

  （1）信息给出的方式应当使得机组成员能够监控参数并判定其变化趋势（若需要），以操纵飞机；

  （b）集成了操纵飞机所需或者运行规章所要求的飞行或者动力装置参数的指示系统，应当满足下列要求：

  （1）在任何正常工作模式下，都不得抑制包括有任何飞行机组成员所必需的飞行或者动力装置参数的主显示；（2）与其他系统结合设计和安装，以便在出现任一单独失效或者可能的失效组合后，仍能及时向飞行机组提供继续安全飞行和着陆所需的关键信息。

  （1）对于1级和2级飞机中的低速飞机，飞机飞行手册中包含本条（a）款（1）项规定内容的部分；

  （2）对于1级和2级飞机中的高速飞机及所有3级和4级飞机，飞机飞行手册中包含本条（a）款（1）项至（a）款（4）项规定内容的部分。

  （b）如果有计划保证在交付第一架飞机或者颁发标准适航证之前，完成持续适航文件的编制，则持续适航文件在颁发型号合格证时，可以是不完备的。

  安装在电动飞机上的电推进系统，应当按照局方接受的标准，随飞机型号合格证获得批准。该标准包含的适航准则，应当适用于该电推进系统特定设计和预期用途，并达到局方可接受的安全水平。

  （1）对于有多套电池及配电系统的，应当设计和布置成各系统之间具有独立性，使得一套系统内的任一部件失效不会导致其他系统电池或者配电功能的丧失；（2）应当设计和布置成当可能暴露在闪电环境时，能预防由于闪电的直接影响或者间接影响而导致的灾难性事件；

  （3）为动力装置安装提供有适当裕度的电能，以确保在所有允许的和可能的运作情况下，考虑可能的部件失效情况，能够安全工作；

  （4）向飞行机组提供用于确定剩余可用电能总量的措施，并在系统正常工作时能不间断供电，此时应当考虑电源可能的波动情况；（5）提供将系统内电池从飞机上安全移除或者隔离的措施；

  （6）在任何可能运行情况下能预防漏电，并将任何可生存应急着陆期间对乘员的危害降至最低。对于4级飞机，应当考虑着陆系统因过载导致的失效。

  对于电池或者电动力系统运行中可能的着火或者过热情况，应当具备隔离和降低其对飞机危害的措施。

  本规定自2022年8月1日起施行。原民航总局于2004年10月12日公布的《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》（民航总局令第132号）同时废止。

  （b）飞机的持续适航文件必须包含：发动机和螺旋桨（以下统称产品）的持续适航文件，涉及民航管理的规章所要求的设备的持续适航文件，以及所需的有关这些设备和产品与飞机相互联接关系的资料。如果装机设备或者产品的制造商未提供持续适航文件，则飞机持续适航文件应当包含上述对飞机持续适航必不可少的资料。

  （a）申请人应该依据所提供资料的数量，将持续适航文件编成一本或者多本手册。

  手册的内容应当用中文或者局方接受的其他语言编写。持续适航文件应当包括下列手册或者章节以及下列资料：（a）飞机维修手册或者章节

  （1）概述性资料，包括在维修或者预防性维修所需范围内对飞机特点和数据的说明。

  （3）说明飞机部件和系统如何操作及工作的基本操作和使用资料（包括适用的特殊程序和限制）。（4）关于下列细节内容的勤务资料：勤务点、油箱和流体容器的容量以及所用流体的类型、各系统的适用压力、检查和勤务的接近口盖位置、润滑点位置和使用的润滑剂、勤务所需设备、牵引说明和限制、系留、顶升和调水平的资料。

  （1）飞机及其发动机、辅助动力装置、螺旋桨、附件、仪表和设备的每个零件的定期维修资料，该资料提供上述各项应当予清洗、检查、调整、试验和润滑的荐用周期，并提供检查的程度、适用的磨损允差和在这些周期内推荐的工作内容。但是，如果申请人表明某项附件、仪表或者设备很复杂，需要专业化的维修技术、测试设备或者专家才能处理，则申请的人能指明向该件的制造商索取上述资料。荐用的翻修周期和与适航限制章节的相互参照也应当列入。此外，申请人应当提交一份包含飞机持续适航所需检查频次和范围的检查大纲。

  （2）说明有几率发生的故障、如何判别这些故障以及对这些故障采取补救措施的检查排故资料。

  （3）说明拆卸与更换产品和零件的顺序和方法和应当采取的必要防范措施的资料。

  （4）其他通用程序说明，包括系统地面运转试验、对称检查、称重和确定重心、顶升和支撑以及存放限制程序。

  （d）如果规定做特种检查（包括射线和超声波检验），提供怎么样做特种检查的细节资料。

  持续适航文件必须包含标题为适航限制的章节，该章节应当单独编排并与文件的别的部分明显地区分开来。该章节必须规定型号合格审定所要求的强制性更换时间、结构检查时间间隔和有关的结构检查程序。如果持续适航文件由多本文件组成，则本条要求的适航限制章节内容应当列入主要手册中。申请人应当在该章节显著位置清晰声明：“本适航限制章节已经中国民用航空局批准，规定了涉及民航管理的规章有关维修和运行的条款所要求的维修内容，如果局方已另行批准使用替代的大纲则除外。”

  《正常类飞机适航规定》已于2022年4月28日经第10次部务会议通过，现予公布，自2022年8月1日起施行。