（ｃ）安装成不由相连导管或滤网（或油滤）本身的入口（或出口）接头来承受其重量，除非导管或接头在所有载荷情况下均具有足够的强度余量；
（ｄ）具有足够的滤通能力（根据发动机的使用限制），以便在燃油脏污程度（与污粒大小和密度有关）超过ＣＣＡＲ３３对发动机所规定的值时，保证发动机燃油系统的功能不受损害。
[（ｅ）此外，对于通勤类飞机，除非在燃油系统中有防止冰晶在油滤上聚集的手段，否则必须具有在出现冰晶堵塞油滤时自动保持燃油流量的手段。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．９９９ 燃油系统放液嘴
（ａ）燃油系统必须至少有一个放液嘴，当飞机处于正常地面姿态时，可以安全地放出整个系统内的油液。
（ｂ）本条（ａ）以及§２３．９７１要求的放液嘴必须满足下列要求：
（１）使排放液避开飞机各个部分；
（２）有手动或自动的机构，能确定地锁定在关闭位置；
（３）具有满足下列要求的放液阀：
（ｉ）易于接近并易于打开和关闭；
（ｉｉ）阀门位置或其防护措施，能在起落架收起着陆时防止燃油喷溅。
§２３．１００１ 应急放油系统
（ａ）如果设计着陆重量小于§２３．４７３（ｂ）要求的允许值，则飞机必须安装应急放油系统，它能放出足够的燃油量以使飞机最大重量降到设计着陆重量。应急放油的平均放油率必须至少每分钟放出１％最大重量的燃油，但所要求的放油时间不必小于１０分钟。
（ｂ）必须在飞机最大重量、襟翼和起落架收起形态以及下列飞行条件下演示应急放油：
（１）以１．４Ｖs1速度无动力下滑；
（２）临界发动机停车，其余发动机为最大连续功率（推力），以单发停车最佳爬升率的速度爬升；
（３）以１．４Ｖs1速度平飞，如果本条（ｂ）（１）和（２）规定条件下的试验结果表明平飞可能是临界情况。
（ｃ）在本条（ｂ）所述飞行试验中，必须表明下列各点：
（１）应急放油系统及其使用无着火危险；
（２）放出的燃油应避开飞机的各个部分；
（３）燃油和油气不会进入飞机的任何部位；
（４）应急放油对飞行操纵性没有不利影响。
（ｄ）对于活塞发动机飞机，应急放油系统的设计必须不可能将起飞着陆所用油箱内的燃油应急放到小于以７５％最大连续功率飞行４５分钟的需用油量。但是，如果装有与应急放油主控制器相独立的辅助控制器，则可将应急放油系统设计成利用应急放油辅助控制器放出余下的燃油。
（ｅ）对于涡轮发动机飞机，应急放油系统的设计必须不可能将起飞着陆所用油箱内的燃油应急放到小于从海平面爬升到３，０００米（１０，０００英尺）然后再以最大航程速度巡航４５分钟的需用油量。
（ｆ）应急放油阀的设计，必须允许飞行人员在应急放油过程中的任何时刻都能关闭放油阀。
（ｇ）除非表明改变机翼或其周围气流的任何手段（包括襟翼、缝翼和前缘襟翼）的使用，对应急放油无不利影响，否则必须在应急放油控制器近旁设置标牌，警告飞行机组成员：在使用改变气流手段的同时，不得应急放油。
（ｈ）应急放油系统的设计，必须使系统中任何有合理可能的单个故障，不会由于不对称放油或不能放油而造成危险。
滑油系统
§２３．１０１１ 总则
（ａ）每台发动机必须有独立的滑油系统，在不超过安全连续运转温度值的情况下，能向发动机供给适量的滑油。
（ｂ）可用滑油量不得小于飞机在临界运行条件下的续航时间与同样条件下批准的发动机最大允许滑油消耗量的乘积，加上保证系统循环的适当余量。
（ｃ）对于没有滑油转输系统的滑油系统，只能考虑油箱的可用油量。不得考虑发动机滑油管路、滑油散热器内的滑油量和顺桨储油。
（ｄ）如果有滑油转输系统，并且转输油泵能将输油管路中的一些滑油输入主发动机滑油箱，则可将转输油泵能从这些管路中输出的油量计入滑油油量内。
§２３．１０１３ 滑油箱
（ａ）安装 每个滑油箱的安装必须满足下列要求：
（１）§２３．９６７（ａ）和（ｂ）的要求；
（２）能承受运行中可能遇到的各种振动、惯性和液体载荷。
（ｂ）膨胀空间 必须按下列要求保证滑油箱的膨胀空间：
（１）用于活塞发动机的每个滑油箱，必须具有不小于１０％油箱容积或１．９升（０．５美加仑）的膨胀空间（取大值）；用于涡轮发动机的每个滑油箱，必须具有不小于１０％油箱容积的膨胀空间；
（２）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滑油占用膨胀空间。
（ｃ）加油口接头 每个滑油箱加油口均必须按§２３．１５５７（ｃ）作标记。用于涡轮发动机的能明显积存滑油的滑油箱凹形加油口接头，必须有放油嘴。
（ｄ）通气 滑油箱必须按下列要求通气：
（１）滑油箱必须从膨胀空间的顶部向发动机机匣通气；在各种正常飞行情况下通气接头均不能被滑油淹没；
（２）滑油箱通气口的布置，必须使可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处；
（３）对特技类飞机，必须有措施在特技机动（包括短时间倒飞）时，防止滑油的危险流失。
（ｅ）出油口 滑油箱出油口不得用在任一工作温度下会使滑油流量减到低于安全值的滤网或护罩加以包覆。滑油箱出口直径不得小于发动机滑油泵进口的直径。用于涡轮发动机的滑油箱必须具有防止任何外来物进入滑油箱本身或进入滑油箱出油口的措施，以免妨碍滑油在系统中流动。用于涡轮发动机的滑油箱的出油口处，必须装有切断阀，如果滑油系统的外露部分（包括滑油箱支架）是防火的则除外。
（ｆ）软滑油箱 软滑油箱必须是可接受的类型。
（ｇ）用于涡轮发动机的每个滑油箱所使用的加油口盖必须有耐滑油密封件。
§２３．１０１５ 滑油箱试验
除按下列规定外，每个滑油箱必须按§２３．９６５进行试验：
（ａ）油箱结构的试验压力必须用３４．５千帕（０．３５公斤／平方厘米；５磅／平方英寸）来代替§２３．９６５（ａ）中规定的压力；
（ｂ）对于具有非金属软油箱的油箱舱，试验液必须用滑油来代替§２３．９６５（ｄ）中规定的燃油，软油箱试样进行晃动试验时，必须用温度为１２０℃（２５０°Ｆ）的滑油；
（ｃ）用于涡轮发动机的增压油箱，试验压力不得小于３４．５千帕（０．３５公斤／平方厘米；５磅／平方英寸）加上该油箱的最大工作压力。
§２３．１０１７ 滑油导管和接头
（ａ）滑油导管 滑油导管必须满足§２３．９９３的要求，并必须能以足够的流量和压力供应滑油，以保证在任何正常运行条件下发动机的正常运转。
（ｂ）通气管 通气管必须按下列要求布置：
（１）可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处；
（２）在出现滑油泡沫或由此引起排出的滑油喷溅到驾驶舱风挡上时，通气管的排放物不会构成着火危险；
（３）通气管不会使排放物进入发动机进气系统。
（４）特技类飞机作特技机动飞行（包括短时间倒飞）时，不得从通气管流失过多的滑油；
（５）保护通气管输出口不被冰或外来物堵塞。
§２３．１０１９ 滑油滤网或滑油滤
（ａ）每台涡轮发动机安装，必须包括能过滤发动机全部滑油并满足下列要求的滑油滤网或滑油滤：
（１）具有旁路的滑油滤网和滑油滤，其构造和安装必须使得在该滤网或油滤完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分；
（２）滑油滤网或滑油滤必须具有足够的滤通能力（根据发动机的使用限制），以便在滑油脏污程度（与污粒大小和密度有关）超过ＣＣＡＲ３３对发动机所规定的值时，保证发动机滑油系统功能不受损害；
（３）滑油滤网或滑油滤（除非将其安装在滑油箱出口处）必须具有指示器，在脏污程度影响本条（ａ）（２）规定的滤通能力之前作出指示；
（４）滑油滤网或滑油滤旁路的构造和安装，必须通过其适当设置使聚积的污物逸出最少，以确保聚积的污物不致进入旁通油路；
（５）不具备旁路的滑油滤网或滑油滤（装在滑油箱出口处除外），必须具有将滑油滤网或滑油滤与§２３．１３０５（ｕ）中要求的警告系统相连的措施。
（ｂ）使用活塞发动机的动力装置安装中，滑油滤网或滑油滤的构造和安装，必须使得在该滤网或油滤滤芯完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分。
§２３．１０２１ 滑油系统放油嘴
必须具有能使滑油系统安全排放的一个（或几个）放油嘴。每个放油嘴必须满足下列要求：
（ａ）是可达的；
（ｂ）有手动或自动的机构，能将其确实地锁定在关闭位置。
§２３．１０２３ 滑油散热器
每个滑油散热器及其支承结构，必须能承受在运行中可能遇到的振动、惯性力和滑油压力载荷。
§２３．１０２７ 螺旋桨顺桨系统
（ａ）如果螺旋桨顺桨系统使用发动机的滑油进行工作，则滑油箱必须有保留一定量滑油的措施，以防由于滑油系统任一部分（油箱本身除外）的损坏而使滑油流尽。
（ｂ）保留的滑油量必须足以完成顺桨工作，并且仅供顺桨泵使用。
（ｃ）必须表明顺桨系统使用保留的滑油完成顺桨的能力。
（ｄ）必须采取措施防止油泥或其它外来物影响螺旋桨顺桨系统安全工作。
冷却
§２３．１０４１ 总则
在地面和直到申请批准的最大高度空中运行时，动力装置的冷却措施必须能使动力装置部件、发动机所有液体温度均保持在所制定的温度限制以内。
§２３．１０４３ 冷却试验
（ａ）总则 必须在地面、水面以及直到申请批准的最大高度空中运行的所有临界运行条件下表明符合§２３．１０４１的要求。对于涡轮增压式发动机，当通过爬升剖面中需要使用涡轮增压器的部分时，每个涡轮增压器必须工作，其工作方式必须符合预定功能。对于上述试验，采用下列规定：
（１）如果在偏离本条（ｂ）规定的最高外界大气温度下进行试验，则必须按本条（ｃ）和（ｄ）修正所记录的动力装置温度。除非使用更合理的修正方法；
（２）根据本条（ａ）（１）所确定的修正温度，不得超过制定的限制；
（３）冷却试验所用的燃油必须是经批准用于该发动机的最低燃油品级，而混合比必须是正常运行中使用的值：
（４）〔备用〕
（５）对于有理由预期会长时期滑行的船体式水上飞机，必须进行水面滑行试验。
（ｂ）最高外界大气温度 相应于海平面条件的最高外界大气温度必须至少规定为３７．８℃（１００°Ｆ）。在海平面以上，假设温度递减率为：高度每增加１，０００米，温度下降６．５℃（１，０００英尺，温度下降３．６°Ｆ），一直降到－５６．５℃（－６９．７°Ｆ）为止，在此高度以上认为温度是恒定的－５６．５℃（－６９．７°Ｆ）。然而对于冬季使用的装置，申请人可以选用低于３７．８℃（１００°Ｆ）的相应于海平面条件的最高外界大气温度。
（ｃ）修正系数（气缸筒不适用）对于规定了温度限制的发动机所用液体和动力装置部件（气缸筒除外）的温度必须进行修正，修正方法为：此温度加上最高外界大气温度与外界空气温度（冷却试验中所记录的部件或液体最高温度首次出现时的外界空气温度）的差值，如果采用更合理的修正方法则除外。
（ｄ）气缸筒温度的修正系数 气缸筒温度必须进行修正，修正方法为：此温度加上最高外界大气温度与外界空气温度（冷却试验中记录的气缸筒最高温度首次出现时的外界空气温度）差值的０．７倍。
§２３．１０４５ 涡轮发动机飞机的冷却试验程序
（ａ）必须按相应于有关性能要求的起飞、爬升、航路和着陆飞行阶段来表明符合§２３．１０４１的规定。进行冷却试验时，飞机的形态和运行条件均必须取每一飞行阶段中对于冷却是临界的情况。对于冷却试验，当温度变化率小于每分钟１．１℃（２°Ｆ）时，则认为温度已达到“稳定”。
（ｂ）在拟试验的每一飞行阶段前的进入状态下，温度必须达到稳定，除非动力装置部件和发动机所用的液体温度在进入状态下通常不能达到稳定（对此情况，在拟试验的飞行阶段前，必须通过整个进入状态下的运转，使得在进入时温度达到其自然水平）。在起飞的冷却试验之前，发动机必须在地面慢车状态下运转一段时间，使动力装置部件和发动机所用液体的温度达到稳定。
（ｃ）每一飞行阶段的冷却试验必须连续进行，直到下列任一种状态为止：
（１）部件和发动机所用液体的温度达到稳定；
（２）飞行阶段结束；
（３）达到使用限制值。
§２３．１０４７ 活塞发动机飞机的冷却试验程序
（ａ）单发活塞发动机飞机的发动机冷却试验，必须按下列要求进行：
（１）必须以不低于７５％最大连续功率的发动机状态使发动机温度稳定；
（２）温度已经稳定后，飞机必须在实际可能的最低高度上，以发动机起飞功率开始爬升并持续１分钟；
（３）在一分钟后，必须以最大连续功率继续爬升，在记录的最高温度出现以后还需持续至少５分钟。
（ｂ）本条（ａ）所要求的爬升必须以不超过最佳爬升率的速度进行，发动机为最大连续功率，但下列情况除外：
（１）在冷却试验所选定的速度下，飞行航迹的斜率等于或大于§２３．６５中所要求的最小爬升角；
（２）飞机具有气缸头温度表。
（ｃ）在试验的稳定和爬升阶段，整流罩风门片必须位于申请人选定的位置上。
（ｄ）对于满足[§２３．６７（ｂ）（１）]规定的一发停车最小爬升性能的多发活塞发动机飞机，发动机冷却试验必须按下列要求进行：
（１）飞机必须为[§２３．６７（ａ）]规定的形态。但当飞机超过临界高度时，运转着的发动机必须处于最大连续功率或油门全开状态；
（２）在试验的稳定和爬升阶段，整流罩风门片位置必须位于申请人选定的位置；
（３）必须以不低于７５％最大连续功率的发动机状态飞行，使运转着的发动机的温度达到稳定；
（４）发动机温度已经稳定后，必须进行下列爬升：
（ｉ）开始爬升的高度是下述两者中的较低者：低于临界高度３０５米（１，０００英尺）（或如果这是不实际的，则为地形所允许的最低高度）或比一发停车爬升率为０．０２的高度低３０５米（１，０００英尺）；
（ｉｉ）在最高温度记录后继续爬升至少５分钟。
（５）爬升必须以不大于能表明符合[§２３．６７（ｂ）（１）]爬升要求的最大速度进行。如果采用的速度大于一发停车最佳爬升率的速度，飞机必须装有气缸头温度表。
（ｅ）对于不能满足[§２３．６７（ｂ）（１）]要求的一发停车最小爬升性能要求的多发活塞式发动机飞机，发动机冷动试验必须按本条（ｄ）的规定进行。但是，在飞行温度稳定后，爬升（或下降，对一发停车爬升率为零或负值的飞机）必须按下列要求进行：
（１）在实际可能的接近海平面的高度上开始；
（２）以最佳爬升率速度进行爬升（或以最小下降率速度进行下降，对一发停车爬升率为零或负值的飞机）。
〔１９９０年１２月２３日第二次修订〕
液体冷却
§２３．１０６１ 安装
（ａ）总则 每台液冷式发动机必须有一个独立的冷却系统（包括冷却液箱），并按以下要求安装：
（１）冷却液箱的支承，应使液箱载荷分布在液箱的大部分表面上；
（２）在冷却液箱及其支座之间应装有隔垫以防擦伤；
（３）在充液或工作时，除膨胀箱外，冷却系统的任何部分不能集存空气和蒸气。隔垫必须是不吸液的或经处理防止吸收可燃液体。
（ｂ）冷却液箱 冷却液箱的容量必须至少为３．７８升（１美加仑），加上冷却系统容量的１０％。此外，还应满足下列要求：
（１）每个冷却液箱必须能承受在运行中可能遇到的振动、惯性力及液体载荷；
（２）每个冷却液箱必须至少有整个冷却系统容量１０％的膨胀空间；
（３）飞机在正常地面姿态时，必须不可能由于疏忽而使所加冷却液占用膨胀空间。
（ｃ）加液口接头 每个冷却液箱加液口接头均必须按§２３．１５５７（ｃ）的规定作标记。此外，还应满足下列要求：
（１）必须防止溢出的冷却液流入冷却液箱舱，或流入冷却液箱外的飞机任何部分；
（２）每个凹形冷却液加液口接头，必须有放液嘴，其排放液能避开飞机各个部分。
（ｄ）导管和接头 每个冷却液系统的导管和接头必须符合§２３．９９３的规定。但是发动机冷却液进口和出口导管的内径不得小于相应的发动机进口和出口接头的直径。
（ｅ）散热器 冷却液散热器必须能承受它通常遇到的振动、惯性力及冷却液压力载荷。此外，还应满足下列要求：
（１）每个散热器的支承必须允许由于工作温度而引起的膨胀并能防止将有害的振动传给散热器；
（２）如果使用可燃冷却液，冷却液散热器进气道的位置必须使起火时从发动机短舱来的火焰不能触及散热器。
（ｆ）放液嘴 必须有一个满足下列要求的可接近的放液嘴：
（１）在飞机处于正常地面姿态时，可以放出整个冷却系统（包括冷却液箱、散热器和发动机）内的液体；
（２）排放液能避开飞机各个部分；
（３）具有能确实地将它锁定在关闭位置的设施。
§２３．１０６３ 冷却液箱试验
每个冷却液箱必须按§２３．９６５进行试验，但下列要求除外：
（ａ）§２３．９６５（ａ）（１）要求的试验必须用类似的试验来代替，试验的压力为满液箱在最大极限加速度时产生的压力或２４．２千帕（０．２４６公斤／平方厘米；３．５磅／平方英寸）的压力（两者中取大值），再加上系统的最大工作压力。
（ｂ）对于具有非金属软液箱的液箱，试验液必须用冷却液来代替§２３．９６５（ｄ）规定的燃油，软液箱试样的晃动试验必须在工作温度下用冷却液进行。
进气系统
§２３．１０９１ 进气
（ａ）每台发动机的进气系统必须在申请审定的各种运行条件下，供给发动机所需要的空气。
（ｂ）每台活塞发动机的安装必须至少有两个分开的进气口，并必须符合下列要求：
（１）主进气口可以位于发动机罩内，条件是发动机罩的该部分与发动机附件区用耐火隔板隔开，或者有防止出现回火火焰的手段；
（２）备用进气口必须位于被屏蔽的位置，并且如果出现回火火焰会引起危险，则不得放在发动机罩内；
（３）通过备用进气系统供给发动机空气，除由于空气温度上升引起的功率损失之外，不得引起过多的功率损失。
（ｃ）对于涡轮发动机飞机，应满足下列要求：
（１）必须有措施防止由可燃液体系统的放液嘴、通气口或其它部件漏出或溢出的危险量燃油进入发动机进气系统；
（２）进气道的位置或防护必须使其在起飞、着陆和滑行过程中吸入外来物的程度减至最小。
§２３．１０９３ 进气系统的防冰
（ａ）活塞发动机的进气系统必须有防冰和除冰措施，除非由其它方法来满足上述要求，否则，必须表明，在温度－１℃（３０°Ｆ）无可见水汽的空气中符合下列规定：
（１）采用普通文氏管式汽化器的海平面发动机的飞机装有预热器，能在发动机以７５％最大连续功率运转情况下提供５０℃（９０°Ｆ）的温升；
（２）采用普通文氏管式汽化器的高空发动机的飞机装有预热器，能在发动机以７５％最大连续功率运转情况下提供６６．７℃（１２０°Ｆ）的温升；
（３）采用防冰的汽化器的高空发动机的飞机装有预热器，能在发动机以６０％最大连续功率运转情况下提供下述之一种温升：
（ｉ）５５．６℃（１００°Ｆ）；
（ｉｉ）２２．２℃（４０°Ｆ），条件是装有一个符合§２３．１０９５至§２３．１０９９要求的液体防冰系统。
（４）采用防冰的汽化器的海平面发动机的单发飞机装有遮蔽的备用气源，该气源的预热不低于发动机冷却空气流经气缸后所提供的预热；
（５）采用防冰的汽化器的海平面发动机的多发飞机装有预热器，能在发动机以７５％最大连续功率运转情况下提供５０℃（９０°Ｆ）的温升。
（ｂ）涡轮发动机
（１）涡轮发动机及其进气系统，必须能够在所制定的飞机限制内的整个发动机飞行功率（推力）范围（包括慢车）和下列条件下工作，而发动机或进气系统部件上没有不利于发动机运转或引起功率（推力）严重损失的冰聚积：
（ｉ）ＣＣＡＲ２５部附录Ｃ规定的结冰条件；
（ｉｉ）降雪和扬雪两种情况。
（２）每台涡轮发动机必须在温度－９～－１℃（１５～３０°Ｆ）、液态水含量不小于０．３克／立方米、水呈水滴状态（其平均有效直径不小于２０微米）的大气条件下，进行地面慢车运转３０分钟，此时可供发动机防冰用的引气处于其临界状态，而无不利影响，随后发动机以起飞功率（推力）作短暂运转。在上述３０分钟慢车运转期间，发动机可以按适航当局可接受的方式间歇地加大转速到中等功率（推力）。
（ｃ）每台装有增压器（对进入汽化器之前的空气进行增压）的活塞发动机飞机，在判断符合本条（ａ）的规定时，在任何高度上均可利用由此增压所产生的空气温升，只要所利用的温升是在有关的高度和运转条件下因增压而自动获得的。
§２３．１０９５ 汽化器除冰液的流量
（ａ）如果使用汽化器除冰液系统，它必须能同时向每台发动机供给不小于发动机最大连续功率平方根值１．１３倍（以公斤／小时计）（２．５倍，以磅／小时计）的除冰液流量。
（ｂ）除冰液必须按下列要求引入进气系统：
（１）靠近汽化器，并位于它的上游；
（２）除冰液均匀地分布在进气系统空气管路的整个横截面上。
§２３．１０９７ 汽化器除冰液系统的容量
（ａ）汽化器除冰系统的容量应符合下列规定：
（１）不得小于下述中的大值：
（ｉ）以§２３．１０９５规定的流量，按飞机最大续航时间３％的时间供应的所需容量；
（ｉｉ）在该流量下供应２０分钟。
（２）不需超过运行两小时所需的容量。
（ｂ）如得到的预热温度高于１０℃（５０°Ｆ），但低于３７．８℃（１００°Ｆ），则系统的容量可以与超过１０℃（５０°Ｆ）的可用温升成比例地降低。
§２３．１０９９ 汽化器除冰液系统详细设计
除§２３．１０９５和§２３．１０９７的规定外，每个汽化器除冰液系统还必须满足相应的燃油系统的设计要求。
§２３．１１０１ 汽化器空气预热器的设计
汽化器空气预热器的设计和构造必须满足下列要求：
（ａ）当发动机用不预热的空气运转时，保证预热器的通风；
（ｂ）能够检查预热器所包围的排气歧管部分；
（ｃ）能够检查预热器本身的关键部位。
§２３．１１０３ 进气系统管道
（ａ）进气系统管道必须有放液嘴，以防止在正常的地面和飞行姿态时燃油或水气的聚积。放液嘴不得在可能引起着火危险的部位放液。
（ｂ）连接在可能有相对运动的部件之间的每根进气管道必须采用柔性连接。
§２３．１１０５ 进气系统的空气滤
如果进气系统采用空气滤，则应符合以下规定：
（ａ）每个空气滤都必须位于汽化器上游；
（ｂ）如进气系统是空气进入发动机的唯一通道，则空气滤不得位于此系统的任何位置上，除非满足下列要求：
（１）可得到的预热至少为３７．８℃（１００°Ｆ）；
（２）空气滤能用热空气除冰。
（ｃ）空气滤不得单用酒精除冰；
（ｄ）必须使燃油不可能冲击到任何空气滤上。
[§２３．１１０９ 涡轮增压器引气系统]
[对于用于客舱增压的涡轮增压器引气系统，下列规定适用：
[（ａ）在涡轮增压器或其润滑系统的任何可能的失效发生后，客舱空气系统不得受到有害污染。
[（ｂ）在发动机排气、液压、燃油或滑油系统任何可能的失效或故障发生后，涡轮增压器气源不得被由此而产生的有毒或有害气体或蒸汽所污染。]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．１１１１ 涡轮发动机的引气系统
对于涡轮发动机的引气系统，采用下列规定：
（ａ）如果管道在发动机引气口与使用引气的飞机设备之间任何部位上发生破裂或损坏，不得引起危险的结果；
（ｂ）必须确定最大的引气量对飞机和发动机性能的影响；
（ｃ）发动机滑油系统的故障，不得引起座舱空气系统的危险污染。
排气系统
§２３．１１２１ 总则
（ａ）排气系统必须确保安全地排出废气，没有着火危险，在任何载人舱内也没有一氧化碳污染。
（ｂ）表面温度足以点燃可燃液体或蒸气的每个排气系统零件，其安置或屏蔽必须使得任何输送可燃液体或蒸气系统的泄漏，不会由于液体或蒸气接触到排气系统（包括排气系统的屏蔽件）的任何零件引起着火。
（ｃ）必须用防火的屏蔽件将所有排气系统部件与邻近的飞机易燃部分（位于发动机舱之外的）相隔开。
（ｄ）废气排放时不得使任何可燃液体通气口或放油嘴有着火危险。
（ｅ）废气不得排到所引起的闪光会在夜间严重影响驾驶员视觉的地方。
（ｆ）所有排气系统部件均必须通风，以防某些部位温度过高。
（ｇ）如果存在较大的积油处，为了防止发动机起动失败后有燃油积聚，涡轮发动机排气系统必须具备放油嘴，在任何正常的地面和飞行姿态下，排放油液都应避开飞机。
（ｈ）每个排气热交换器必须有防止热交换器内部发生任何故障后排气口被堵塞的设施。
§２３．１１２３ 排气管
（ａ）排气歧管必须是防火和耐腐蚀的，并且必须有措施防止由于工作温度引起的膨胀而造成损坏。
（ｂ）每个排气歧管的支承，必须能承受使用中可能遇到的各种振动和惯性载荷。
（ｃ）连接在可能有相对运动的部件之间的排气管零件必须采用柔性连接。
§２３．１１２５ 排气热交换器
对于活塞发动机飞机，采用下列规定：
（ａ）排气热交换器的构造和安装，必须能承受运行中可能遇到的各种振动、惯性和其它载荷。此外，还应满足下列要求：
（１）排气热交换器必须适合于高温下连续工作，并能耐排气腐蚀；
（２）必须具有检查排气热交换器关键部位的措施；
（３）排气热交换器接触废气的部位必须具有冷却措施。
（ｂ）用于给通风空气加温的排气热交换器的构造必须使废气不能进入通风空气中。
动力装置的操纵器件和附件
§２３．１１４１ 动力装置的操纵器件： 总则
（ａ）动力装置操纵器件的位置和排列必须符合§２３．７７７的规定并按§２３．１５５５（ａ）的要求作标记。
（ｂ）柔性操纵器件必须是可接受的类型。
（ｃ）每个操纵器件必须能保持在任何必要的位置，而无下列现象：
（１）要求飞行机组成员经常注意；
（２）由于操纵载荷或振动而滑移。
（ｄ）每个操纵器件必须能承受工作载荷而不失效或没有过度的变形。
（ｅ）对于涡轮发动机飞机，任何动力装置操纵系统中单个的失效或故障，或可能的两者组合都不得造成动力装置为安全所必不可少的任何功能的丧失。
（ｆ）位于发动机舱内而在着火时还要求工作的每个动力装置的操纵部分，必须至少是耐火的。
（ｇ）位于驾驶舱内的动力装置的阀门操纵器件必须满足以下要求：
（１）对于手动阀门，在打开和关闭位置有确实的止动器，对于燃油阀门在上述位置要有适当的指示措施；
（２）对于动力作动阀门，应有向飞行机组指示下列情况之一的手段：
（ｉ）阀门在全开或全关的位置；
（ｉｉ）阀门在全开和全关位置之间移动。
§２３．１１４３ 发动机操纵器件
（ａ）每台发动机必须有单独的功率（或推力）操纵器件，而且每个需要操纵的增压器也必须具有独立的操纵器件。
（ｂ）功率、推力和增压器操纵器件的布置必须满足以下要求：
（１）能单独操纵每台发动机和每个增压器；
（２）能同时操纵所有发动机和所有增压器。
（ｃ）每个功率、推力或增压器的操纵器件，都必须能对其操纵的发动机或增压器进行确实和及时反应的操纵。
（ｄ）每台发动机的功率、推力或增压器的操纵器件，必须独立于其它每台发动机或增压器的操纵器件。
（ｅ）如果液体（燃油除外）喷射系统及其控制机构不作为发动机的一部分来提供和批准，则申请人必须表明喷射液体的液量是受到适当控制的。
（ｆ）如果功率或推力操纵器件具有断油的特性，则该操纵器件必须有措施防止其误动到断油位置，该措施必须满足下列要求：
（１）在慢车位置有确实的锁或止动器；
（２）要用一个另外的明显动作才能将操纵器件移到断油位置。
§２３．１１４５ 点火开关
（ａ）必须用点火开关来控制每台发动机上的每个点火电路。
（ｂ）必须有快速切断多发飞机的所有点火电路的措施，其方法可将点火开关构成组列或者使用一个总点火控制器。
（ｃ）每组点火开关和每个总点火控制器都必须有防止被误动的措施，但不要求连续点火的涡轮发动机的点火开关除外。
§２３．１１４７ 混合比操纵器件
如果有混合比操纵器件，每台发动机必须有一单独的混合比操纵器件，混合比操纵器件必须有保护装置或者其形状和布置可以通过感觉防止与其它操纵器件混淆。
（ａ）[该操纵器件必须按下列要求进行组合或布置：]
[（１）] 能单独操纵每台发动机；
[（２）] 能同时操纵所有的发动机。
（ｂ）[为使操纵器件移动到贫油或断开位置，必须要有一个单独的和不同的操作。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．１１４９ 螺旋桨转速和桨距的操纵器件
（ａ）如果有螺旋桨转速或桨距的操纵器件，则必须成组排列并满足下列要求：
（１）能单独操纵每一螺旋桨；
（２）能同时操纵所有螺旋桨。
（ｂ）在多发飞机上，该操纵器件必须易于使所有螺旋桨同步。
§２３．１１５３ 螺旋桨顺桨操纵器件
如果有螺旋桨顺桨操纵器件，每具螺旋桨必须有一单独的顺桨操纵器件，该操纵器件必须有防止被误动的措施。
§２３．１１５５ 涡轮发动机的反推力和低于飞行状态的桨距调定
对涡轮发动机的安装，用于反推力和低于飞行状态的桨距调定的每一操纵器件，均必须有防止被误动的措施。该措施在飞行慢车位置必须有确实的锁或止动器，而且必须要求机组采取另外的明显动作，才能将操纵器件从飞行状态（对于涡轮喷气发动机飞机为正推力状态）的位置移开。
§２３．１１５７ 汽化器空气温度控制装置
每台发动机必须有单独的汽化器空气温度控制装置。
§２３．１１６３ 动力装置附件
（ａ）[每一发动机安装附件必须符合下列规定：]
（１）[被批准]安装在相应的发动机上，[并利用该发动机上的设施安装；或]
（２）[在所有附件传动装置上装有扭力限制装置以防止扭力超过传动装置规定的限制值；]
[（３）除满足本条（ａ）（１）或（ａ）（２）的条件外，是密封的以防止污染发动机滑油系统和附件系统。]
（ｂ）易产生电弧或火花的电气设备，其安装必须使接触可能呈自由状态的可燃液体或蒸气的概率减到最小。
（ｃ）每台额定功率为６千瓦或６千瓦以上发电机的设计和安装必须将其发生故障时引起着火的概率减到最小。
[（ｄ）任何由发动机远距驱动的附件，如果在发生故障后继续转动会造成危害，则必须有措施防止其继续转动，而不影响发动机继续工作。]
[（ｅ）没有作为驱动齿轮箱动力装置的一部分批准而被齿轮箱驱动的附件必须满足下列条件：
[（１）具有扭力限制措施以防止超过有关传动装置的扭力限制值；
[（２）使用齿轮箱上的设施安装；
[（３）是密封的以防止污染齿轮箱滑油系统和附件系统。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订；１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．１１６５ 发动机点火系统
（ａ）每个蓄电池点火系统必须可从发电机得到备用电能，当任一蓄电池电能耗尽时，此发电机可自动作为备用电源供电，使发动机能继续运转。
（ｂ）蓄电池和发电机的容量，必须足以同时满足发动机点火系统用电量和使用同一电源的电气系统部件的最大用电量。
（ｃ）发动机点火系统的设计必须计及下列情况：
（１）一台发电机不工作；
（２）一个蓄电池电能耗尽，而发电机以其正常转速运转；
（３）如果只装有一个蓄电池，该蓄电池电能耗尽，而发电机在慢车转速下运转。
（ｄ）如果电气系统任一部分发生故障引起发动机点火所需的蓄电池连续放电，则必须有警告有关飞行机组成员的措施。
（ｅ）除用于辅助、控制或检查点火系统工作的电路外，每一点火系统必须独立于任何其它电路。
[（ｆ）此外，对于通勤类飞机，必须将每一涡轮螺旋桨点火系统作为一个重要的电负载。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
动力装置的防火
§２３．１１８２ 防火墙后面的短舱区域
位于发动机舱防火墙后面的部件、导管和接头（按§２３．１３５１（ｅ）要求的除外）的制造材料和离防火墙的距离，必须使它们在防火墙靠发动机一侧的部分受到温度不低于１，０９３℃（２，０００°Ｆ）的火焰作用１５分钟时，不会受到足以使飞机发生危险的损坏。
§２３．１１８３ 导管、接头和部件
（ａ）除了本条（ｂ）规定的外，在易受发动机着火影响的任何区域内输送可燃液体、气体或空气的每一组件、导管和接头均必须至少是耐火的，但属于发动机一部分并且固定在发动机上的可燃液体箱和支架必须是防火的或用防火罩防护，如果任何非防火零件被火烧坏后不会引起可燃液体渗漏或溅出则除外。上述组件必须加防护罩或安置得能防止点燃漏出的可燃液体。软管组件（软管和管接头）必须是经批准的。活塞发动机上容量小于２３．７升（２５夸脱）的整体滑油收油池不必是防火的，也不必用防火罩防护。
（ｂ）本条（ａ）不适用于下列情况：
（１）已批准作为型号审定合格的发动机一部分的导管和接头；
（２）破损后不会引起或增加着火危险的通风管和排放管及其接头。
§２３．１１８９ 切断措施
（ａ）对于属于§２３．６７（ａ）或§２３．６７（ｂ）（１）的多发飞机，采用下列规定：
（１）每台发动机安装必须有措施，用来切断燃油、滑油、防冰液以及其它可燃液体，或者防止危险量的上述液体流入或流过任一发动机舱，或者在其内流动，但与发动机组成一体的导管、接头和组件除外。
（２）任何一台发动机燃油切断阀的关闭，不可使该切断阀打开时可供使用的其余发动机被中断供油。
（３）任何切断装置动作不得影响其它设备（诸如螺旋桨顺桨装置）以后的应急使用。
（４）切断装置必须装在发动机舱的外部，除非装在发动机舱内能保证等效安全。
（５）在切断装置关闭后，不得有危险量的可燃液体排入发动机舱。
（６）必须有措施防止切断装置被误动，并能使机组在飞行中重新打开已关闭的切断装置。
（ｂ）在下列情况下，涡轮发动机安装不需要发动机滑油系统切断装置：
（１）滑油箱和发动机组成一体或安装在发动机上；
（２）位于发动机外部的所有滑油系统部件是防火的，或位于不易受发动机着火影响的区域。
（ｃ）对于动力操纵的阀门，当它达到选定位置时必须有能给飞行机组指示的装置。并且此阀门必须设计成在阀门部位很可能存在的振动条件下，阀门不能从其选定的位置移开。
§２３．１１９１ 防火墙
（ａ）每台发动机、辅助动力装置、燃油燃烧加温器和其它在飞行中需要使用的燃烧设备，必须用防火墙、防火罩或其它等效设施与飞机的其它部分隔离。
（ｂ）防火墙或防火罩的构造必须能防止危险数量的液体、气体或火焰从发动机舱进入飞机的其它部分。
（ｃ）防火墙或防火罩的每个开孔，都必须用紧配合的接头、防火套圈、衬套或防火墙接头封严。
（ｄ）在下列情况下，单发飞机和不属于§２３．６７（ａ）或（ｂ）（１）的多发飞机，可以使用耐火的封严装置：
（１）每台发动机的工作容积等于或小于１６．４升（１，０００立方英寸）；
（２）防火墙或防火罩的开孔在没有封严装置的情况下不会让危险量的火焰通过。
（ｅ）防火墙或防火罩必须是防火和防腐蚀的。
（ｆ）必须按下列条件表明防火材料或部件符合标准：
（１）材料或部件承受的火焰温度必须是１，０９３±２７．５℃（２，０００±５０°Ｆ）；
（２）对于板材，必须在大约６４．５平方厘米（１０平方英寸）面积上经受由合适的燃烧器发出的火焰；
（３）火焰的大小必须足以在大约３２．２５平方厘米（５平方英寸）的面积上保持要求的试验温度。
（ｇ）防火墙材料和接头必须至少在１５分钟内不被火焰穿透。
（ｈ）下列材料不经本条要求的试验就可以作为防火墙或防火罩的材料：
（１）不锈钢板，厚度０．３８１毫米（０．０１５英寸）；
（２）软钢板（包覆铝层或采用其它防腐措施），厚度０．４５７毫米（０．０１８英寸）；
（３）镀锡铅钢板，厚度０．４５７毫米（０．０１８英寸）；
（４）蒙乃尔合金，厚度０．４５７毫米（０．０１８英寸）；
（５）钢或铜基合金的防火墙接头。
§２３．１１９２ 发动机附件舱隔板
对于气冷式星形发动机，发动机动力部分和排气系统的所有部分必须用满足§２３．１１９１防火墙要求的隔板与发动机附件部分隔离。
§２３．１１９３ 发动机罩及短舱
（ａ）整流罩的构造和支承，必须使其能承受在运行中可能遇到的任何振动、惯性和空气载荷。
（ｂ）在飞机处于正常的地面和飞行姿态时，必须有迅速、全部地排出整流罩各部分液体的设施。不得在会引起着火危险处排放。
（ｃ）整流罩必须至少是耐火的。
（ｄ）开口后方位于开口后至少６１厘米（２４英寸）距离范围内的每个零件是耐火的。
（ｅ）由于靠近排气系统零件或受排气冲击而经受高温的整流罩的各部分必须是耐火的。
（ｆ）对于装有多台增压式发动机的飞机，每个短舱的构造和设计应使在起落架收起状态下发动机舱内出现的着火不能烧穿整流罩或短舱，不能进入发动机舱以外的短舱区域。
[（ｇ）此外，对于通勤类飞机，其设计必须使发动机舱内出现的着火不能通过开口或烧穿而进入其他任何会增加危险的区域。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
[§２３．１１９５ 灭火系统]
[对于通勤类飞机，必须安装灭火系统并且表明符合下列规定：
[（ａ）必须有为每个发动机舱服务的灭火系统，但是对于包含输送可燃液体或气体管路或组件的涡轮发动机装置的燃烧室、涡轮及尾喷管部分，如果表明其着火是可控制的，则这些部分除外。
[（ｂ）灭火系统、灭火剂剂量、喷射速率和喷射分布必须足以灭火。可以使用单独的“一次喷射”式灭火系统。
[（ｃ）短舱的灭火系统必须能够同时对被防护短舱的每个火区进行防护。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
[§２３．１１９７ 灭火剂]
[对于通勤类飞机，采用下列规定：
[（ａ）灭火剂必须满足下列要求：
[（１）能够熄灭在灭火系统保护的区域内任何液体或其他可燃材料燃烧时的火焰；
[（２）对于贮放灭火剂的舱内可能出现的整个温度范围，均具有热稳定性。
[（ｂ）如果使用有毒灭火剂，必须采取措施防止有害密集度的灭火液或其蒸气（飞机正常运行中渗漏的，或者在地面或飞行中灭火瓶喷射释放的）进入任何载人舱（即使灭火系统中可能存在缺陷）。对于此项要求必须用试验来表明，但机身舱内的固定式二氧化碳灭火系统除外。对于该系统则有下列要求：
[（１）应能按规定的灭火程序，向机身任一隔舱喷射２．３公斤（５磅）或少于２．３公斤（５磅）的二氧化碳；或，
