§２３．８４３ 增压试验
（ａ）强度试验 整个增压舱，包括门、窗、座舱盖和活门，必须作为一个压力容器按§２３．３６５（ｄ）规定的压差进行试验。
（ｂ）功能试验 必须进行下列功能试验：
（１）正、负压差释压活门和应急释压活门的功能和排气量试验，以模拟调节器活门关闭的影响；
（２）增压系统试验，以表明直到申请合格审定的最大高度的每种可能的压力、温度和湿度条件下功能正常；
（３）飞行试验，以表明在定常和逐级爬升及下降时压力源、压力和流量调节器、指示器和警告信号的性能、爬升和下降的速率应相当于飞机使用限制内能够达到的最大值，高度直至申请合格审定的最大高度为止；
（４）每一舱门和应急出口的试验，以表明它们在经受本条（ｂ）（３）规定的飞行试验后工作正常。
防火
[§２３．８５１ 灭火瓶]
[对于通勤类飞机，采用下列规定：
[（ａ）驾驶舱内，必须至少有一个可方便取用的手提式灭火瓶。
[（ｂ）客舱内，必须至少有一个可方便取用的手提式灭火瓶。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．８５３ 座舱内部设施
对于机组或旅客使用的每个座舱：
（ａ）材料必须至少是阻燃的；
（ｂ）〔备用〕
（ｃ）如果禁止吸烟，必须有相应的说明标牌；如果允许吸烟，则应符合下列规定：
（１）必须有足够数量的可卸包容式烟灰盒；
（２）如果机组舱和客舱是隔开的，则必须至少有一个发亮标示（使用字母或符号均可），以便在禁止吸烟时能通知全体旅客。用于通知禁止吸烟的标示必须满足下列要求：
（ｉ）当标示亮时，在旅客舱的每个旅客座位处，按全部可能的照明条件下都能清楚地看到该标示；
（ｉｉ）其构造应使机组能将发光标示接通和断开。
[（ｄ）此外，对于通勤类飞机，采用下列要求：
[（１）收集毛巾、纸张或垃圾的每个废物箱必须是完全封闭的，其材料至少是耐火的，而且必须能包容正常使用条件下其内部很可能出现的火焰。废物箱在使用中预期可能有的各种磨损、错位和通风情况下包容上述火焰的能力必须由试验演示。每扇废物箱的门上或门旁必须设置写有“勿扔烟头”清晰字样的标牌。
[（２）厕所门的两侧均必须醒目地设置“禁止吸烟”或“厕所内禁止吸烟”的标牌，在每扇厕所门的外侧或其附近必须醒目地设置可卸的包容式烟灰盒；但是如果能从几扇厕所门的外侧看到同一烟灰盒，则可共用一个烟灰盒。标牌必须用至少高１３毫米（１／２英寸）的红字衬在至少高２５．４毫米（１英寸）的白底上（标牌上可以有“禁止吸烟”的图形）。
[（３）每个有机组或旅客的舱内所使用的材料（包括用于材料的涂层或饰面），必须根据所适用的情况满足下列试验标准：
[（ｉ）天花板、内壁板、隔板、厨房结构、大橱柜壁板、结构地板铺面，以及用于制造储存间（座椅下的储存箱和储存杂志、地图一类小件的箱子除外）的材料，在按本部附录Ｆ的适用部分或其他等效方法进行垂直放置试验时，必须是自熄的。平均烧焦长度不得超过１５２毫米（６英寸），移去火源后的平均焰燃时间不得超过１５秒，试样滴落物在跌落后继续焰燃的时间平均不得超过３秒。
[（ｉｉ）地板覆盖物、纺织品（包括帷幕和罩布）、座椅垫、衬垫、有涂层的织物（装饰性和非装饰性的）、皮革制品、托盘和厨房设备、电气套管、隔热和隔音物及绝缘表层、空气导管、接头和边缘遮盖物、货舱衬里、隔绝毯、货物覆罩、透明材料及模塑和热成形的零件、空气导管接头和镶边条（装饰用和防磨用），上述项目中凡用本条（ｄ）（３）（ｉｖ）规定以外的材料制成者，在按本部附录Ｆ的适用部分或其他经批准的等效方法进行垂直放置试验时，必须是自熄的。平均烧焦长度不得超过２０３毫米（８英寸），移去火源后的平均焰燃时间不得超过１５秒。试样滴落物在跌落后继续焰燃的时间，平均不超过５秒。
[（ｉｉｉ）电影胶片必须是符合安全摄影胶卷标准，或必须是经适航当局批准的安全胶片。如果胶片的移动要通过导管，则该导管必须满足本条（ｄ）（３）（ｉｉ）的要求。
[（ｉｖ）有机玻璃的窗户和标志、整个或部分用弹性有机材料制成的零件，在一个壳体内装设一个以上仪表的边光照明的仪表组件、座椅安全带、肩带以及货物和行李系留设备，包括集装箱、普通箱、集装板等，凡用于客舱或机组舱内者，在按本部附录Ｆ的适用部分或其他经批准的等效方法进行水平放置试验时，其平均燃烧率不得超过６３．５毫米／秒（５／２英寸／秒）。
[（ｖ）除电线和电缆绝缘层及局方认为对火势蔓延影响不大的小件（如旋钮、手柄、滚轮、紧固件、夹子、垫片、耐磨条带、滑轮和小的电气零件）以外，本条（ｄ）（３）（ｉ）、（ｉｉ）、（ｉｉｉ）或（ｉｖ）未作规定项目的材料，在按本部附录Ｆ的适用部分或其他经批准的等效方法进行水平放置试验时，其燃烧率不得超过１０２毫米／分（４英寸／分）。]
[（ｅ）] 装有燃油、滑油或其它易燃液体的导管、油箱或设备不得安装在这些舱内，除非有足够的屏蔽、隔离或防护，防止在它们破损或损坏时会引起危险。
[（ｆ）] 在防火墙的座舱一侧上的飞机材料必须是自熄的，或离防火墙足够远，或有其它的防护措施，以使在防火墙受到不小于１０９３℃（２０００°Ｆ）的火焰作用１５分钟时，这些材料不会着火。对于自熄材料（除去适航当局认为对火焰扩展不会有重要影响的电线和电缆绝缘以及其它小零件以外），必须按本部附录Ｆ或适航当局批准的等效方法进行垂直自熄试验。材料的平均烧焦长度不得超过１５２．４毫米（６英寸），并且在移去火源后平均焰燃时间不得超过１５秒。材料试样滴落物在跌落后继续焰燃的时间，平均不得超过３秒。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．８５９ 燃烧加温器的防火
（ａ）燃烧加温器火区 下列燃烧加温器的火区，必须根据§２３．１１８２至§２３．１１９１和§２３．１２０３中适用的规定进行防火：
（１）加温器周围的如下区域：该区域内有任何可燃液体系统（不包括加温器燃油系统）的部件，而这些部件可能会出现下列任一后果：
（ｉ）由于加温器故障而受到损伤；
（ｉｉ）一旦渗漏将使可燃液体或蒸气到达加温器。
（２）加温器周围的如下区域：加温器燃油系统的接头一旦渗漏会使燃油或蒸气进入的区域；
（３）燃烧室周围的通风通路的部分。
（ｂ）通风管道 通过任何火区的每根通风管道必须是防火的。此外还必须满足下列要求：
（１）除非备有防火阀或等效装置进行隔离，否则处于每个加温器下游的通风管道，必须有足够长的一段是防火的，以保证能包容加温器内的任何起火；
（２）通风管道通过具有可燃液体系统的区域的每一部分，必须与该系统隔离，或构造成在该系统任何部件发生故障时，可燃液体或蒸气不会进入通风气流。
（ｃ）燃烧空气管道 每根燃烧空气管道必须有足够长的一段是防火的，以防止回火或反向火焰蔓延而引起损坏。此外还必须满足下列要求：
（１）燃烧空气管道与通风气流不得使用共同的开口，除非在任何工作条件下，包括倒流或者加温器或其有关部件发生故障时，回火或反向燃烧的火焰不会进入通风气流；
（２）燃烧空气管道不得限制有害的回火迅速释放，以免损坏加温器。
（ｄ）加温器操纵装置 总则 必须有措施，防止在任何加温器操纵部件、操纵系统导管或者安全控制装置上及其内部产生冰或水的危险积聚。
（ｅ）加温器安全控制装置
（１）每个燃烧加温器必须有下列安全控制装置：
（ｉ）每个加温器必须备有与正常连续控制空气温度、空气流量和燃油流量的部件无关的独立装置。当发生下列任一情况时，能在远离加温器处自动切断该加温器的点火和供油：
（Ａ）热交换器的温度超过安全限制；
（Ｂ）通风空气的温度超过安全限制；
（Ｃ）燃烧空气流量变得不适于安全工作；
（Ｄ）通风空气流量变得不适于安全工作。
（ｉｉ）必须有措施，能在任何加温器（其供热对安全运行是至关重要的）被本条（ｅ）（１）（ｉ）规定的自动装置切断后向机组发出警告。
（２）为满足本条要求所设的任何单个加温器的安全控制装置必须符合下列规定：
（ｉ）与其它加温器（其供热对安全运行是至关重要的）所用的部件无关；
（ｉｉ）能保持加温器断开，直到由机组重新起动为止。
（ｆ）空气进口 每个供燃烧和通风用的空气进口的设置，必须使得在下列任何工作条件下不会有可燃液体或蒸气进入加温器系统：
（１）正常工作期间；
（２）任何其它部件发生故障后。
（ｇ）加温器排气 加温器排气系统必须符合§２３．１１２１和§２３．１１２３的规定。此外，在加温器排气系统设计中，必须采取措施使燃烧产物安全排出以防发生下列情况：
（１）排气中的燃油渗漏到周围舱内；
（２）废气冲撞周围的设备或结构；
（３）因排气而点燃可燃液体（如果是在装有可燃液体管路的舱内排气）；
（４）排气限制了回火的迅速释放，以至引起加温器损坏。
（ｈ）加温器燃油系统 每个加温器的烯油系统，必须满足对动力装置燃油系统的要求中涉及加温器安全工作的各项要求。通风气流中每个加温器的燃油系统部件，必须用外罩保护，使其漏油不能进入通风气流。
（ｉ）排放装置 必须有排放装置，安全排放可能积聚在燃烧室或热交换器中的燃油。该装置必须符合下列规定：
（１）排放装置在高温下工作的任何部分，必须具有与加温器排气部分相同的保护；
（２）每个排放装置必须防止在任何运行条件下出现危险的结冰。
§２３．８６３ 可燃液体的防火
（ａ）凡可燃液体或蒸气可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须有措施尽量减少液体和蒸气点燃的概率以及万一点燃后的危险后果。
（ｂ）必须用分析或试验方法表明符合本条（ａ）的要求，同时必须考虑下列因素：
（１）液体渗漏的可能漏源和途径，以及探测渗漏的方法；
（２）液体的可燃特性，包括任何可燃材料或吸液材料的影响；
（３）可能的引燃火源，包括电气故障、设备过热和防护装置失效；
（４）可用于抑制燃烧或灭火的手段：例如截止液体流动、关断设备、防火的包容物或使用灭火剂；
（５）对于飞行安全是关键性的各种飞机部件的耐火、耐热能力。
（ｃ）如果要求飞行机组采取行动来预防或处置液体着火（例如关断设备或起动灭火瓶），则必须备有迅速动作的向机组报警的装置。
（ｄ）凡可燃液体或蒸气有可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须确定其部位和范围。
§２３．８６５ 飞行操纵系统和其它飞行结构的防火
位于发动机舱里的飞行操纵系统、发动机架和其它飞行结构，必须用防火材料制造或屏蔽，使之能经受住着火影响。
闪电评定
§２３．８６７ 结构的闪电防护
（ａ）必须防止飞机因受闪电而引起灾难性后果。
（ｂ）对金属组件可用下列措施之一表明符合本条（ａ）的要求：
（１）该组件正确地搭接到飞机机体上；
（２）该组件设计成不致因闪电而危及飞机。
（ｃ）对非金属组件可用下列措施之一表明符合本条（ａ）的要求：
（１）该组件的设计使闪电的后果减至最小；
（２）装有可接受的分流措施将产生的电流分流，以使其不危及飞机。
其它
§２３．８７１ 定飞机水平的设施
必须有确定飞机在地面处于水平位置的设施。
Ｅ分部 动力装置
总则
§２３．９０１ 安装
（ａ）就本部而言，飞机动力装置的安装包括下列部件：
（１）推进所必需的部件；
（２）影响主推进装置安全的部件。
（ｂ）飞机动力装置的构造、布置和安装必须达到下列要求：
（１）直到申请批准的最大高度，均保证安全工作；
（２）是可达的，以进行必要的检查与维护；
[（３）此外，对于涡轮螺旋桨通勤类飞机，发动机安装不得引起超过发动机型号合格审定时所确定的振动特性。]
（ｃ）驾驶员必须能够容易地拆下或打开整流罩的短舱，以便在飞行前检查时发动机舱有足够的可达性和敞开性。
（ｄ）涡轮发动机动力装置的构造、布置和安装，必须在额定的起飞功率（推力）及飞行慢车状态下各在雨中３分钟，在发动机进气中大气液态水含量不少于４％（按重量计）时，没有危险的功率（推力）损失。
（ｅ）安装必须满足下列要求：
（１）ＣＣＡＲ ３３．５ 规定的安装说明书；
（２）本分部中适用的规定。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．９０３ 发动机
（ａ）发动机型号合格证
（１）每型发动机必须有型号合格证，[并且必须满足中国民用航空规章有关涡轮发动机飞机燃油排泄和排气污染的适用要求。]
（２）每型涡轮发动机应满足下列要求之一：
（ｉ）必须符合ＣＣＡＲ３３．７７的规定；
（ｉｉ）必须表明具有在类似安装位置上吸入的外来物未曾造成任何不安全情况的使用履历。
（ｂ）涡轮发动机的安装 对于涡轮发动机的安装有下列规定：
（１）必须采取设计预防措施，能在一旦发动机转子损坏或发动机内起火烧穿发动机机匣时，对飞机的危害减至最小。
（２）与发动机各控制装置、系统和仪表有关的各动力装置系统的设计必须能合理保证，在服役中不会超过对涡轮转子结构完整性有不利影响的发动机使用限制。
（ｃ）各动力装置的布置和相互隔离，必须使任一发动机或任一能影响此发动机的系统（如果只安装一个油箱，则此油箱例外）失效或故障（包括发动机舱内被火烧坏）时，不致发生下列情况：
（１）妨碍其余发动机继续安全运转；
（２）需要任何机组成员立刻采取动作以保持其余发动机继续安全运转。
[（ｄ）起动和停转（活塞发动机）
[（１）] 安装的设计必须在允许发动机起动的任何情况下，使由于起动而引起发动机或飞机着火或机械损坏的危险减至最小。必须制定发动机的起动技术及有关的限制，并将它们列入飞机飞行手册、经批准的手册资料或适用的使用标牌中。对多发飞机，必须有在飞行中使每台发动机停转和再次起动的措施。对单发飞机，如果螺旋桨在风车状态可能引起超转，则必须有在飞行中使失效的发动机停转的措施。
[（２）此外，对于通勤类飞机，采用下列规定：
[（ｉ）在防火墙的发动机一侧，可能暴露于火中的停转系统的每个部件必须至少是耐火的；
[（ｉｉ）如果为此目的使用螺旋桨液压顺桨系统，顺桨管路在顺桨期间可预期出现的各种使用条件下必须至少是耐火的。]
（ｅ）起动和停转（涡轮发动机）涡轮发动机的安装必须满足下列要求：
（１）安装的设计必须在允许发动机起动的任何情况下，使由于起动而引起发动机或飞机着火或机械损坏的危险减至最小。必须制定发动机的起动技术及有关的限制，并将它们列入飞机飞行手册、批准的手册资料或适用的使用标牌中。
（２）[必须具有停止任何发动机燃烧和转动的措施。为符合这一要求而设置在任何发动机舱内防火墙的发动机一侧的全部部件必须是耐火的。此外，对于通勤类飞机，在防火墙的发动机一侧再起动系统的每个部件和可能暴露于火中的部件必须至少是耐火的。如果为此目的使用螺旋桨液压顺桨系统，顺桨管路在顺桨期间可预期出现的各种使用条件下必须至少是耐火的。]
（３）必须有可能在飞行中再起动发动机。必须确定起动技术及有关的限制，并将它们列入飞机飞行手册、批准的手册资料或适用的使用标牌中。
（４）必须在飞行中作如下演示：在一次假起动之后再起动发动机时，所有燃油或油气的排出都不得引起火灾。
（ｆ）再起动能力 必须制定飞机的发动机空中再起动的高度和速度包线。安装的每台发动机必须具有在此包线内再起动的能力。
（ｇ）对于涡轮发动机飞机，如果在飞行中所有发动机停车后，发动机的最小风车转速不足以提供发动机点火所需的电功率，则必须有一个不依赖于发动机驱动的发电系统的电源，以便能在飞行中对发动机点火进行再起动。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．９０５ 螺旋桨
（ａ）每型螺旋桨必须具有型号合格证。
（ｂ）发动机的功率和螺旋桨轴的转速不得超过螺旋桨合格审定通过的限制。
（ｃ）每具可顺桨的螺旋桨必须有在飞行中回桨的措施。
（ｄ）螺旋桨桨距操纵系统的每一部件，必须符合ＣＣＡＲ３５．４２的要求。
§２３．９０７ 螺旋桨振动
（ａ）必须表明在每种正常运行条件下，每具有金属桨叶或高应力金属部件的螺旋桨的振动应力不超过螺旋桨制造厂已表明的连续安全使用的应力值。这必须用下列方法之一来表明：
（１）通过螺旋桨的直接试验测定应力；
（２）与已完成该测量的类似装置作比较；
（３）能证明该装置安全的任何其它可接受的试验方法或使用经验。
（ｂ）除常规的定距木质螺旋桨外，其它类型螺旋桨在需要时必须出示安全振动特性证明。
§２３．９０９ 涡轮增压器
（ａ）每台涡轮增压器必须在发动机型号合格证内经过批准，或必须表明涡轮增压器系统满足下列要求：
（１）按ＣＣＡＲ３３．４９的适用要求，通过１５０小时的耐久试验而没有故障；
（２）对发动机没有不利的影响。
（ｂ）在服役中预期出现的操纵系统的故障、振动、不正常转速的温度，均不得损坏涡轮增压器的压气机和涡轮。
（ｃ）涡轮增压器的壳体，必须能包容正常转速控制装置不工作时可能出现的最高转速情况下压气机或涡轮损坏的碎片。
§２３．９２５ 螺旋桨的间距
除非已证实可采用更小间距，飞机在最大重量、最不利重心位置以及螺旋桨在最不利桨距位置的情况下，螺旋桨间距不得小于下列规定：
（ａ）地面间距起落架处于静压缩状态，当飞机处于水平起飞姿态或滑行姿态（取最临界者）时，每一螺旋桨与地面之间的间距均不得小于１８０毫米（７英寸）（对前轮式飞机），或２３０毫米（９英寸）（对尾轮式飞机）。此外，对于装有使用液压或机械装置吸收着陆冲击的常规起落架支柱的飞机，当处于临界轮胎完全泄气和相应的起落架支柱压缩到底的水平起飞姿态时，螺旋桨与地面之间必须具有正的间距。对于采用板簧支柱的飞机应表明在与１．５ｇ相应的挠度下，具有正的间距。
（ｂ）水面间距每一螺旋桨与水面之间的间距不得小于４６０毫米（１８英寸），如果能表明采用更小的间距仍符合§２３．２３９的规定则除外。
（ｃ）结构间距必须满足下列要求：
（１）桨尖与飞机结构之间的径向间距不得小于２５毫米（１英寸），加上计及有害的振动所必需的任何附加径向间距；
（２）螺旋桨桨叶或桨叶柄整流轴套与飞机各静止部分之间的纵向间距不得小于１３毫米（１／２英寸）；
（３）螺旋桨其它转动部分或桨毂罩与飞机的各静止部分之间必须有正的间距。
§２３．９２９ 发动机安装的防冰
螺旋桨（木质螺旋桨除外）和整个发动机安装的其它部件，在申请审定的结冰条件下工作时，必须能防止冰的积累，以保证得到满意的功能而无明显的功率损失。
§２３．９３３ 反推力系统
（ａ）仅预定在地面使用的反推力系统必须设计成，在飞行中任何预期的运行条件下，系统的单个失效或故障不会引起不希望的反推力。如果结构元件的破损概率极小，则这种破损可不必考虑。
（ｂ）预定在飞行中使用的涡轮喷气发动机反推力系统必须设计成，在任何预期的运行（包括地面运行）条件下，当反推力系统正常工作或发生任一失效（或有合理可能的失效组合）时，均不会造成不安全情况。如果结构元件的破损概率极小，则这种破损不必考虑。
（ｃ）涡轮喷气发动机反推力系统，必须有措施防止在反推力系统有故障时发动机产生大于慢车状态的正推力。但是，对于在运行中预期的最临界反推力情况下，只要表明仅用气动力措施能保证飞机的航向操纵，则发动机可以产生更大的正推力。
[（ｄ）对于涡轮螺旋桨通勤类飞机，采用本条（ｂ）和（ｃ）的要求。对于桨叶能从飞行低距位置移动到明显小于正常飞行低距止动位置的螺旋桨系统必须通过失效分析、试验或两者兼用来表明满足本条要求。为表明螺旋桨及其有关安装部件型号合格审定符合性所作的分析，可以包括在上述分析之内或作为其依据。对于由发动机和螺旋桨制造人所完成的有关分析和试验将给以信任。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．９３７ 涡轮螺旋桨阻力限制系统
涡轮螺旋桨飞机的螺旋桨阻力限制系统必须设计成，在正常或应急使用期间，任何系统的单个失效或故障均不使螺旋桨阻力超过按本部结构要求设计飞机所采用的值。如果阻力限制系统结构元件的破损概率极小，则这种破损不必考虑。
§２３．９３９ 动力装置的工作特性
（ａ）必须在飞行中检查涡轮发动机的工作特性，以确认在飞机和发动机使用限制范围内的正常和应急使用期间，不会出现达到危险程度的不利特性（如失速、喘振或熄火）。
（ｂ）[必须在飞行中检查涡轮增压式活塞发动机的工作特性，以确认在飞机和发动机使用限制范围内的正常和应急使用期间，没有任何因偶然性的油门过大、喘振、液锁或汽塞等导致的有害特性出现。]
（ｃ）[对于涡轮发动机，进气系统不得因正常工作期间的气流畸变导致对发动机有害的振动。]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．９４３ 负加速度
飞机在§２３．３３３规定的飞行包线内作负加速度飞行时，发动机、经批准在飞行中使用的辅助动力装置或与动力装置或辅助动力装置有关的任何部件或系统不得出现危险的故障。必须按预计的负加速度最长持续时间表明满足上述要求。
燃油系统
§２３．９５１ 总则
（ａ）燃油系统的构造和布置，在每种很可能出现的运行情况下，包括申请审定的任何机动飞行，必须保证以发动机正常工作所需的流量和压力向其供油。
（ｂ）燃油系统的布置必须满足下列要求之一：
（１）燃油泵不能同时从一个以上的油箱内吸油；
（２）具有防止空气进入系统的设施。
（ｃ）涡轮发动机的燃油系统在使用下述状态的燃油时，必须能在其整个流量和压力范围内持续地工作：燃油先在２７℃（８０°Ｆ）时用水饱和，并且每１０升含有所添加的２毫升游离水（每１美加仑含０．７５毫升），然后冷却到运行中很可能遇到的最临界结冰条件。
[（ｄ）对于以涡轮发动机为动力的飞机，每一燃油系统必须满足中国民用航空规章有关涡轮发动机飞机燃油排泄和排气污染的适用要求。]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．９５３ 燃油系统的独立性
（ａ）多发飞机的燃油系统的布置必须使任一部件（燃油箱除外）的故障不会导致一台以上的发动机丧失功率（推力），也不需要驾驶员立即动作来防止一台以上的发动机丧失功率（推力）。
（ｂ）[备用]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．９５４ 燃油系统的闪电防护
燃油系统的设计和布局，必须防止由于下列原因而点燃系统内的燃油蒸气：
（ａ）雷击附着概率高的区域直接被闪击；
（ｂ）扫掠雷击可能性高的区域被扫掠雷击；
（ｃ）燃油通气口处的电晕放电和流光。
§２３．９５５ 燃油流量
（ａ）总则 必须在对供油和不可用油量为最临界的状态下，表明燃油系统能以本条规定的流量和足以保证汽化器正常工作的压力向发动机供油。这些情况可以在一个合适的模拟装置上予以模拟。此外还必须符合下列规定：
（１）油箱内的燃油量不得超过§２３．９５９制定的该油箱不可用燃油量与为验证本条符合性所需的油量之和；
（２）如果装有燃油流量计，在流量试验时必须使其停止工作，燃油必须流经该流量计旁路。
（ｂ）重力供油系统 重力供油系统（主供油和备用供油）的燃油流量，必须为发动机起飞燃油消耗量的１５０％。
（ｃ）泵压供油系统 每台活塞发动机的每个泵压供油系统（主供油和备用供油）的燃油流量，必须是发动机适航标准批准用于起飞的最大功率状态下，或本部选定并经批准用于起飞的较低功率状态下的发动机起飞燃油流量的１２５％。
（１）对于发动机驱动的每个主燃油泵和应急泵，都必须具备上述流量，而且在起飞期间，当泵运转时必须提供该流量；
（２）对于每个手摇泵，必须在每分钟不超过６０个循环（１２０个单行程）的条件下达到该流量。
（ｄ）辅助燃油系统和燃油转输系统 本条（ｂ）、（ｃ）、（ｆ）适用于每一辅助系统和转输系统，但是流量按下述规定：
（１）所要求的燃油流量，必须按发动机最大连续功率和发动机最大转速来确定，而不是按起飞功率和起飞耗油量来确定；
（２）对于向大主油箱输油的小辅助油箱，可以采用较低的燃油流量，只要设有一个合适的标牌，注明在主油箱用到某一预定燃油量之前辅助油箱不得向主油箱输油。
（ｅ）多燃油箱 如果一台活塞发动机能够由一个以上油箱供油，在向发动机供油的任一油箱内的燃油耗尽而使该发动机功能明显不正常时，在平飞状态下转为由其它任何满油箱供油后，在不大于１０秒（对于单发飞机）或２０秒（对于多发飞机）的时间内，必须能恢复该发动机的全功率和向该发动机供油的供油压力。
（ｆ）涡轮发动机燃油系统 在各种预定运行条件下和机动飞行中，每一涡轮发动机燃油系统必须至少提供发动机所需燃油量的１００％。可以在一个合适的模拟装置上模拟这些情况。此流量必须符合下列规定：
（１）在飞机使用中预期的最不利供油情况（有关高度、姿态和其也情况）下表明上述流量；
（２）自动地不间断地流向任何有关的发动机，直到预定供该发动机使用的所有燃油用完为止。
§２３．９５７ 连通油箱之间的燃油流动
油箱出口相互连通的重力供油系统，在§２３．９５９规定的条件下（但必须使用满油箱），油箱之间应有足够的燃油流动而必须不可能造成从任何油箱通气口溢出燃油。
§２３．９５９ 不可用燃油量
每个燃油箱的不可用燃油量必须制定为不小于下述油量：对于需该油箱供油的所有预定运行和机动飞行，在最不利供油条件下，发动机工作开始出现不正常时该油箱内的油量。不必考虑燃油系统部件的失效。
§２３．９６１ 燃油系统在热气候条件下的工作
对于易产生汽化的燃油系统，在临界工作情况下使用温度为４３℃（１１０°Ｆ）的燃油时必须无汽塞现象。
§２３．９６３ 燃油箱： 总则
（ａ）油箱必须能承受运行中可能遇到的振动、惯性、油液及结构的载荷而不损坏。
（ｂ）软油箱必须是可接受的类型。
（ｃ）整体油箱必须易于进行内部检查和修理。
（ｄ）油箱总的可用油量，必须足以供发动机以最大连续功率使用至少半小时。
（ｅ）每个油量指示器必须按照§２３．１３３７（ｂ）的规定进行调节，要考虑按§２３．９５９确定的不可用燃油。
[（ｆ）对于通勤类飞机，机身内的燃油箱在受到§２３．５６１所述应急着陆情况的惯性力作用时，必须不易破裂而能保存燃油。此外，这些油箱必须处于被防护的安装位置，使其不大可能擦地。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．９６５ 燃油箱试验
（ａ）每个燃油箱必须能承受下述压力而不会损坏或漏油：
（１）对于每个普通金属油箱和油箱壁不支持于飞机结构的非金属油箱，为２４．２千帕（０．２５公斤／平方厘米；３．５磅／平方英寸），或当油箱处于满油状态，飞机以最大极限加速度飞行时产生的压力，两者中取大值；
（２）对于每个整体油箱，为油箱满油的飞机在最大限制加速度时所产生的压力，并同时施加临界限制结构载荷；
（３）对于箱壁支持于飞机结构和用可接受的基本油箱体材料以可接受方式构成的每种非金属油箱，在真实的或模拟的支承条件下，对特定设计的首件油箱，为１３．７千帕（０．１４公斤／平方厘米；２磅／平方英寸），支承结构必须按飞行或着陆强度情况下产生的临界载荷与相应的加速度引起的燃油压力载荷组合来进行设计。
（ｂ）每个具有大的无支承（或无加强）平面的油箱，必须能够承受下列试验而不漏油或损坏：
（１）必须用完整的油箱组件连同其支承件作振动试验，试验时的固定方式应模拟实际安装情况；
（２）除了本条（ｂ）（４）规定外，油箱组合件必须在装有２／３油箱容量的水或其它合适试验液，以不小于０．８毫米（１／３２英寸）振幅（除非证实可采用其它振幅）振动２５小时；
（３）振动试验频率必须按如下规定：
（ｉ）如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中没有临界频率，则振动试验频率必须为发动机最大连续转速（转／分）乘以０．９得到的数值，以每分钟周期数计；
（ｉｉ）如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中只有一个临界频率，则必须以此频率作为试验频率；
（ｉｉｉ）如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中有多个临界频率，则必须以其中最严重的作为试验频率。
（４）在本条（ｂ）（３）（ｉｉ）和（ｉｉｉ）的情况下，必须调整试验时间，使达到的振动循环数与按本条（ｂ）（３）（ｉ）规定频率在２５小时内所完成的振动循环数相同；
（５）试验时，必须以每分钟１６～２０个整循环的速率绕与机身轴线平行的轴摇晃油箱，摇晃角度为水平面上下各１５°（共３０°），历时２５小时。
（ｃ）如果整体油箱所采用的构造和密封方法未被先前试验数据或使用经验证明是合适的，则该油箱必须能经受本条（ｂ）（１）至（４）规定的振动试验。
（ｄ）每个具有非金属软油箱的油箱舱，必须装有室温的燃油，经受本条（ｂ）（５）规定的晃动试验。另外，必须用一个与飞机上所用的基本结构相同的软油箱样件，安装在一个合适的试验油箱舱内，用温度为４３℃（１１０°Ｆ）的燃油进行晃动试验。
§２３．９６７ 燃油箱安装
（ａ）每个燃油箱的支承必须使油箱载荷不集中。此外，还必须符合下列规定：
（１）如有必要，必须在油箱与其支承件之间设置隔垫，以防擦伤油箱；
（２）隔垫必须不吸收液体，或经处理后不吸收液体；
（３）如果使用软油箱，则软油箱的支承必须使其不必承受油液载荷；
（４）每个油箱舱内表面必须光滑，而且不具有会磨损软油箱的凸起物，除非满足下列要求之一：
（ｉ）在凸起物处，具有保护软油箱的措施；
（ｉｉ）软油箱本身构造具有这种保护作用。
（５）在任何运行条件下，每个囊式油箱的气相空间均必须保持正压，但已表明零压或负压不会引起囊式油箱塌陷的特殊情况除外；
（６）加油口盖不适当的扣紧或丢失，不可引起囊式油箱的塌陷或燃油的虹吸（少量的溢漏除外）。
（ｂ）每个油箱舱必须有通气口和排漏孔，以防止可燃液体或油气聚集。如果油箱是飞机结构的一个整体部分，则邻近该油箱的每个舱也必须有通气口和排漏孔。
（ｃ）油箱不得装在防火墙靠发动机的一侧。油箱与防火墙之间必须至少有１３毫米（１／２英寸）的间距。直接位于发动机舱主要空气出口后面的发动机短舱蒙皮，不得作为整体油箱的箱壁。
（ｄ）油箱不可安装在多发飞机的载人舱中。如果油箱装在单发飞机的载人舱中，必须采用防油气和防燃油的罩将它隔开，并设置通往飞机外部的排漏孔和通气口。如果使用囊式油箱，则必须有一个在结构完整性方面至少与金属油箱等效的保护罩。
（ｅ）油箱的设计、布局及安装在下列情况下必须能保存燃油：
（１）[当受到§２３．５６１（ｂ）（２）中所规定的极限静载荷系数对应的惯性力时；]
（２）飞机在下述每种情况下，以正常着陆速度在有铺面跑道上着陆时可能出现的情况：
（ｉ）正常着陆姿态和起落架未放下；
（ｉｉ）最临界的起落架折损，而其它起落架放下。
当表明符合本条（ｅ）（２）要求时，必须考虑有一台发动机架撕离，除非所有发动机都安装在机翼的上方或安装在尾翼或机身上。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．９６９ 燃油箱的膨胀空间
除非燃油箱通气口的排放物不脏污飞机（在这种情况下不要求膨胀空间），否则每个燃油箱都必须具有不小于２％油箱容积的膨胀空间。必须使飞机处于正常地面姿态时，不可能由于疏忽而使所加燃油占用膨胀空间。
§２３．９７１ 燃油箱沉淀槽
（ａ）每个燃油箱均必须有可排放的沉淀槽，其有效容积在正常地面和飞行姿态时不小于油箱容积的０．２５％或０．２４升（１／１６美加仑）（两者中取大值）。但下列情况例外：
（１）燃油系统有一个排放时易于接近的积液槽或腔，其容量应是燃油箱容量每７５．６升（２０美加仑）为２９．６克（１盎司）；
（２）每一油箱出口的位置，在正常地面姿态下，应使水从油箱的所有部位排入积液槽或腔。
（ｂ）按本条（ａ）要求而设置的每一沉淀槽、积液槽和积液腔的放液嘴，必须符合§２３．９９９（ｂ）（１）、（２）和（３）的放液嘴规定。
§２３．９７３ 油箱加油口接头
（ａ）每个油箱加油口接头均必须按§２３．１５５７（ｃ）的规定作标记。
（ｂ）必须能防止溢出的燃油流入油箱舱，或流入油箱外飞机的任何部分。
（ｃ）每个主加油口的加油口盖必须有耐燃油密封装置。但是，油箱加油口盖可以有小孔，用于通气或作为量油计穿过口盖的通路。
（ｄ）除压力加油点外，每个加油点均必须有使飞机与地面加油设备电气搭铁的设施。
§２３．９７５ 燃油箱的通气和汽化器蒸气的排放
（ａ）每个燃油箱必须从膨胀空间顶部通气。此外应满足下列要求：
（１）每个通气口的位置和构造必须使冰或其它外来物堵塞的概率减至最小；
（２）每个通气口的构造必须能防止正常运行时产生燃油虹吸；
（３）通气量必须能够迅速地消除油箱内外的过大压差；
（４）出口互通的油箱，其膨胀空间必须互通；
（５）飞机处于地面姿态或水平飞行姿态时，通气管中不得有会积水而不能排放的部位。
（６）通气管所终止的部位，不得使通气管出口排出的燃油会引起着火，或使油气可能进入载入舱；
（７）通气口的位置必须能防止当飞机以任何方向停放在１％斜度的停机坪上时有燃油流失，但因热膨胀而溢出的燃油除外。
（ｂ）每个具有蒸气消除接头的汽化器和每个使用蒸气返回装置的燃油喷射发动机，必须有排放管将蒸气引回到某一燃油箱内。如果装有多个油箱，以及由于某种理由必须按一定顺序使用各油箱时，则必须将蒸气排放回输管引至首先使用的油箱，除非这些油箱的相对容量表明将蒸气引回到其它油箱更为可取。
（ｃ）对特技类飞机，必须防止在特技机动飞行（包括短时间倒飞）时燃油过多的流失。在申请审定的任何特技机动飞行后恢复正常飞行时，必须不可能发生燃油从通气口虹吸的现象。
§２３．９７７ 燃油箱出油口
（ａ）燃油箱出油口或增压泵都必须装有符合下列规定的燃油滤网：
（１）对于活塞发动机飞机，该滤网为８～１６目／英寸；
（２）对于涡轮发动机飞机，该滤网能阻止可能造成限流或损坏燃油系统任何部件的杂物通过。
（ｂ）每个燃油箱出油口滤网的流通面积，必须至少是出油口管路截面积的５倍。
（ｃ）每个滤网的直径，必须至少等于燃油箱出油口直径。
（ｄ）每个指形滤网必须便于检查和清洗。
§２３．９７９ 压力加油系统
对于压力加油系统，采用下列规定：
（ａ）每一压力加油系统燃油歧管接头必须有措施，能够在燃油进口阀一旦失效时防止危险量的燃油从系统中溢出；
（ｂ）必须装有自动切断设施，用以防止每个油箱内的燃油量超过该油箱经批准的最大载油量。该设施必须在油箱每次加油前，能够检查切断功能是否正常；
（ｃ）必须具有在本条（ｂ）规定的自动切断设施失效后，能防止损坏燃油系统的措施；
（ｄ）燃油系统中直到油箱为止的承受加油压力的各部分，其检验压力和极限压力必须分别为加油时很可能出现的波动压力的１．３３倍及２．０倍。
燃油系统部件
§２３．９９１ 燃油泵
（ａ）主油泵 对主油泵，采用下列要求：
（１）对于由多台燃油泵向发动机供油的活塞发动机安装，每台发动机必须至少有一台燃油泵由发动机直接驱动。该泵必须满足§２３．９５５的要求。该泵为主燃油泵；
（２）对于涡轮发动机安装，发动机正常运转所需的或满足本分部燃油系统要求所需的燃油泵是主燃油泵（本条（ｂ）要求的除外）。此外，还必须满足下列要求：
（ｉ）每台涡轮发动机必须至少有一台主燃油泵；
（ｉｉ）每台发动机主燃油泵的动力源，必须独立于任何其它发动机主燃油泵的动力源；
（ｉｉｉ）对于每台主燃油泵（经批准作为发动机一个组成部分的燃油注射泵除外），必须有允许正排量式燃油泵旁路通油的措施。
（ｂ）应急燃油泵 必须有应急燃油泵，当任一主燃油泵（经批准作为发动机一个组成部分的燃油注射泵除外）失效后，应能立即向相应发动机供油。每台应急燃油泵的动力源必须独立于相应的各主燃油泵动力源。
（ｃ）警告措施 如果正常燃油泵和应急燃油泵两者均连续工作，则必须具有能向相应的飞行机组成员指示任一油泵故障的设施。
（ｄ）不管发动机功率（或推力）调定或者任何其它燃油泵的功能状态如何，任何一台燃油泵的工作都不得影响发动机运转而造成危险。
§２３．９９３ 燃油系统导管和接头
（ａ）每根燃油导管的安装和支承，必须能防止过度的振动，并能承受燃油压力及加速度飞行所引起的载荷。
（ｂ）连接在可能有相对运动的飞机部件之间的每根燃油导管，必须用柔性连接。
（ｃ）燃油管路中可能承受压力和轴向载荷的每一柔性连接，必须使用软管组件。
（ｄ）软管必须经过批准，或必须表明适合于其特定用途。
（ｅ）暴露在高温下可能受到不利影响的软管，不得用于在运行中或发动机停车后温度过高的部位。
§２３．９９４ 燃油系统部件
必须对发动机短舱内或机身内的燃油系统部件进行保护，以防止在有铺面的跑道上机轮收起着陆时，发生燃油喷溅足以造成起火的损坏。
§２３．９９５ 燃油阀和燃油控制器
（ａ）必须具有能使相应飞行机组人员在飞行中快速分别切断每台发动机供油的手段。
（ｂ）燃油切断阀不得安装在任何防火墙靠发动机的一侧。此外，必须具有下列措施：
（１）防止燃油切断阀因疏忽被误动的措施；
（２）允许有关的飞行机组成员在某一燃油切断阀关闭后再迅速打开该阀门的措施。
（ｃ）燃油阀和燃油系统控制器的支承必须使得阀门工作，或加速飞行情况下所造成的载荷不会传给与阀门相连的导管。
（ｄ）燃油阀和燃油系统控制器的安装必须使重力的振动不影响其选定的位置。
（ｅ）每个燃油阀手柄以及手柄与阀门机构的连接必须具有将不正确安装的可能性减至最小的设计特点。
（ｆ）必须在构造上或采取其它相应措施防止不正确装配或错误连接燃油单向阀。
（ｇ）燃油箱选择阀必须满足下列要求：
（１）需用独立的明显不同动作才能将选择器置于断开位置；
（２）燃油箱选择器的安装位置应使从某一油箱转换到另一油箱时，不可能通过“断开”位置。
§２３．９９７ 燃油滤网或燃油滤
燃油箱出油口与燃油计量装置入口，或与发动机传动的正排量泵入口（两种入口中取距油箱出口较近者）之间，必须设置满足下列要求的燃油滤网或燃油滤：
（ａ）便于放液和清洗，且必须有易于拆卸的网件或滤芯；
（ｂ）具有沉淀槽和放液嘴，如果滤网或油滤易于拆卸进行放液，则不必设置放液嘴。
