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总目录
Ａ分部 总则
§25．1 适用范围
§25．2 〔备用〕
Ｂ分部 飞行
总则
§25．21 证明符合性的若干规定
§25．23 载重分布限制
§25．25 重量限制
§25．27 重心限制
§25．29 空重和相应的重心
§25．31 可卸配重
§25．33 螺旋桨转速和桨距限制
性能
§25．101 总则
§25．103 失速速度
§25．105 起飞
§25．107 起飞速度
§25．109 加速一停止距离
§25．111 起飞航迹
§25．113 起飞距离和起飞滑跑距离
§25．115 起飞飞行航迹
§25．117 爬升：总则
§25．119 着陆爬升：全发工作
§25．121 爬升：单发停车
§25．123 航路飞行航迹
§25．125 着陆
操纵性和机动性
§25．143 总则
§25．145 纵向操纵
§25．147 航向和横向操纵
§25．149 最小操纵速度
配平
§25．161 配平
稳定性
§25．171 总则
§25．173 纵向静稳定性
§25．175 纵向静稳定性的演示
§25．177 【横向-航向静稳定性】①
注①：修订处加【 】
§25．181 动稳定性
失速
§25．201 失速演示
§25．203 失速特性
§25．205 【〔删除〕】
§25．207 失速警告
地面和水面操纵特性
§25．231 纵向稳定性和操纵性
§25．233 航向稳定性和操纵性
§25．235 滑行条件
§25．237 风速
§25．239 水面喷溅特性、操纵性和稳定性
其它飞行要求
§25．251 振动和抖振
§25．253 高速特性
§25．255 失配平特性
Ｃ分部 结构
总则
§25．301 载荷
§25．303 安全系数
§25．305 强度与变形
§25．307 结构符合性的证明
飞行载荷
§25．321 总则
飞行机动和突风情况
§25．331 总则
§25．333 飞行包线
§25．335 设计空速
§25．337 限制机动载荷系数
§25．341 突风载荷
§25．343 设计燃油和滑油载重
§25．345 增升装置
§25．349 滚转情况
§25．351 偏航情况
补充情况
§25．361 发动机扭矩
§25．363 发动机架的侧向载荷
§25．365 增压舱载荷
§25．367 发动机失效引起的非对称载荷
§25．371 陀螺载荷
§25．373 速度控制装置
操纵面和操纵系统载荷
§25．391 操纵面载荷：总则
§25．393 平行于铰链线的载荷
§25．395 操纵系统
§25．397 操纵系统载荷
§25．399 双操纵系统
§25．405 次操纵系统
§25．407 配平调整片的影响
§25．409 调整片
§25．415 地面突风情况
§25．427 非对称载荷
§25．445 外侧垂直安定面
§25．457 襟翼
§25．459 特殊装置
地面载荷
§25．471 总则
§25．473 地面载荷情况和假定
§25．477 起落架布置
§25．479 水平着陆情况
§25．481 尾沉着陆情况
§25．483 单轮着陆情况
§25．485 侧向载荷情况
§25．487 回跳着陆情况
§25．489 地面操纵情况
§25．491 起飞滑跑
§25．493 滑行刹车情况
§25．495 转弯
§25．497 尾轮侧偏
§25．499 前轮侧偏
§25．503 回转
§25．507 倒行刹车
§25．509 牵引载荷
§25．511 地面载荷：多轮起落架装置上的非对称载荷
【§25．519 顶升和系留装置】
水载荷
§25．521 总则
§25．523 设计重量和重心位置
§25．525 载荷的假定
§25．527 船体和主浮筒载荷系数
§25．529 船体和主浮筒着水情况
§25．531 船体和主浮筒起飞情况
§25．533 船体和主浮筒底部压力
§25．535 辅助浮筒载荷
§25．537 水翼载荷
应急着陆情况
§25．561 总则
【§25．562 应急着陆动力要求】
§25．563 水上迫降的结构要求
疲劳评定
§25．571 结构的损伤容限和疲劳评定
闪电防护
§25．581 闪电防护
Ｄ分部 设计与构造
总则
§25．601 总则
§25．603 材料
§25．605 制造方法
§25．607 紧固件
§25．609 结构保护
§25．611 可达性措施
§25．613 材料的强度性能和设计值
§25．615 【〔删除〕】
§25．619 特殊系数
§25．621 铸件系数
§25．623 支承系数
§25．625 接头系数
§25．629 【气动弹性稳定性要求】
§25．631 鸟撞损伤
操纵面
§25．651 强度符合性的证明
§25．655 安装
§25．657 铰链
操纵系统
§25．671 总则
§25．672 增稳系统及自动和带动力的操纵系统
§25．673 【〔删除〕】
§25．675 止动器
§25．677 配平系统
§25．679 操纵系统突风锁
§25．681 限制载荷静力试验
§25．683 操作试验
§25．685 操纵系统的细节设计
§25．689 钢索系统
§25．693 关节接头
§25．697 升力和阻力装置及其操纵器件
§25．699 升力和阻力装置指示器
§25．701 襟翼【与缝翼】的交连
§25．703 起飞警告系统
起落架
§25．721 总则
§25．723 减震试验
§25．725 限制落震试验
§25．727 储备能量吸收落震试验
§25．729 收放机构
§25．731 机轮
§25．733 轮胎
§25．735 刹车
§25．737 滑橇
浮筒和船体
§25．751 主浮筒浮力
§25．753 主浮筒设计
§25．755 船体
载人和装货设施
§25．771 驾驶舱
§25．772 驾驶舱舱门
§25．773 驾驶舱视界
§25．775 风挡和窗户
§25．777 驾驶舱操纵器件
§25．779 驾驶舱操纵器件的动作和效果
§25．781 驾驶舱操纵手柄形状
§25．783 舱门
§25．785 座椅、卧铺、安全带和肩带
§25．787 储存舱
§25．789 客舱和机组舱以及厨房中物件的固定
§25．791 旅客通告标示【和标牌】
§25．793 地板表面
应急设施
§25．801 水上迫降
§25．803 应急撤离
§25．805 【〔删除〕】
§25．807 【应急出口】
§25．809 应急出口的布置
【§25．810 应急撤离辅助设施与撤离路线】
§25．811 应急出口的标记
§25．812 应急照明
§25．813 应急出口通路
§25．815 过道宽度
§25．817 最大并排座椅数
§25．819 下层服务舱（包括厨房）
通风和加温
§25．831 通风
§25．832 座舱臭氧浓度
§25．833 【燃烧】加温系统
增压
§25．841 增压座舱
§25．843 增压座舱的试验
防火
§25．851 【灭火器】
§25．853 座舱内部设施
【§25．854 厕所防火】
§25．855 货舱和行李舱
§25．857 货舱等级
§25．858 货舱火警探测系统
§25．859 燃烧加温器的防火
§25．863 可燃液体的防火
§25．865 飞行操纵系统、发动机架和其它飞行结构的防火
§25．867 其它部件的防火
【§25．869 系统防火】
其它
§25．871 定飞机水平的设施
§25．875 螺旋桨附近区域的加强
Ｅ分部 动力装置
总则
§25．901 安装
§25．903 发动机
【§25．904 起飞推力自动控制系统（ＡＴＴＣＳ）】
§25．905 螺旋桨
§25．907 螺旋桨振动
§25．925 螺旋桨间距
§25．929 螺旋桨除冰
§25．933 反推力系统
§25．934 涡轮喷气发动机反推力装置系统试验
§25．937 涡轮螺旋桨阻力限制系统
§25．939 涡轮发动机工作特性
§25．941 进气系统、发动机和排气系统的匹配性
§25．943 负加速度
§25．945 推力或功率增大系统
燃油系统
§25．951 总则
§25．952 燃油系统分析和试验
§25．953 燃油系统的独立性
§25．954 燃油系统的闪电防护
§25．955 燃油流量
§25．957 连通油箱之间的燃油流动
§25．959 不可用燃油量
§25．961 燃油系统在热气候条件下的工作
§25．963 燃油箱：总则
§25．965 燃油箱试验
§25．967 燃油箱安装
§25．969 燃油箱的膨胀空间
§25．971 燃油箱沉淀槽
§25．973 油箱加油口接头
§25．975 燃油箱的通气和汽化器蒸气的排放
§25．977 燃油箱出油口
§25．979 压力加油系统
§25．981 燃油箱温度
燃油系统部件
§25．991 燃油泵
§25．993 燃油系统导管和接头
§25．994 燃油系统部件的防护
§25．995 燃油阀
§25．997 燃油滤网或燃油滤
§25．999 燃油系统放液嘴
§25．1001 应急放油系统
滑油系统
§25．1011 总则
§25．1013 滑油箱
§25．1015 滑油箱试验
§25．1017 滑油导管和接头
§25．1019 滑油滤网或滑油滤
§25．1021 滑油系统放油嘴
§25．1023 滑油散热器
§25．1025 滑油阀
§25．1027 螺旋桨顺桨系统
冷却
§25．1041 总则
§25．1043 冷却试验
§25．1045 冷却试验程序
进气系统
§25．1091 进气
§25．1093 进气系统的防冰
§25．1101 汽化器空气预热器的设计
§25．1103 进气系统管道和空气导管系统
§25．1105 进气系统的空气滤
§25．1107 中间冷却器和后冷却器
排气系统
§25．1121 总则
§25．1123 排气管
§25．1125 排气热交换器
§25．1127 排气驱动的涡轮增压器动力装置的操纵器件和附件
§25．1141 动力装置的操纵器件：总则
§25．1142 辅助动力装置的操纵器件
§25．1143 发动机的操纵器件
§25．1145 点火开关
§25．1147 混合比操纵器件
§25．1149 螺旋桨转速和桨距的操纵器件
§25．1153 螺旋桨顺桨操纵器件
§25．1155 反推力和低于飞行状态的桨距调定
§25．1157 汽化器空气温度控制装置
§25．1159 增压器操纵器件
§25．1161 应急放油系统的操纵器件
§25．1163 动力装置附件
§25．1165 发动机点火系统
§25．1167 附件传动箱
动力装置的防火
§25．1181 指定火区的范围
§25．1182 防火墙后面的短舱区域和包含可燃液体导管的发动机吊舱连接结构
§25．1183 输送可燃液体的组件
§25．1185 可燃液体
§25．1187 火区的排液和通风
§25．1189 切断措施
§25．1191 防火墙
§25．1192 发动机附件部分的隔板
§25．1193 发动机罩和短舱蒙皮
§25．1195 灭火系统
§25．1197 灭火剂
§25．1199 灭火瓶
§25．1201 灭火系统材料
§25．1203 火警探测系统
§25．1207 符合性
Ｆ分部 设备
总则
§25．1301 功能和安装
§25．1303 飞行和导航仪表
§25．1305 动力装置仪表
§25．1307 其它设备
§25．1309 设备、系统及安装
【§25．1316 系统闪电防护】
仪表：安装
§25．1321 布局和可见度
§25．1322 警告灯、戒备灯和提示灯
§25．1323 空速指示系统
§25．1325 静压系统
§25．1326 空速管加温指示系统
§25．1327 磁航向指示器
§25．1329 自动驾驶仪系统
§25．1331 使用能源的仪表
§25．1333 仪表系统
§25．1335 飞行指引系统
§25．1337 动力装置仪表
电气系统和设备
§25．1351 总则
§25．1353 电气设备及安装
§25．1355 配电系统
§25．1357 电路保护装置
§25．1359 【〔删除〕】
§25．1363 电气系统试验
灯
§25．1381 仪表灯
§25．1383 着陆灯
§25．1385 航行灯系统的安装
§25．1387 航行灯系统二面角
§25．1389 航行灯灯光分布和光强
§25．1391 前、后航行灯水平平面内的最小光强
§25．1393 前、后航行灯任一垂直平面内的最小光强
§25．1395 前、后航行灯的最大掺入光强
§25．1397 航行灯颜色规格
§25．1399 停泊灯
§25．1401 防撞灯系统
§25．1403 机翼探冰灯
安全设备
§25．1411 总则
§25．1413 【〔删除〕】
§25．1415 水上迫降设备
§25．1416 【〔删除〕】
§25．1419 防冰
§25．1421 扩音器
【§25．1423 机在广播系统】
其它设备
§25．1431 电子设备
§25．1433 真空系统
§25．1435 液压系统
§25．1438 增压系统和气动系统
§25．1439 防护性呼吸设备
§25．1441 氧气设备和供氧
§25．1443 最小补氧流量
§25．1445 氧气分配系统设置的规定
§25．1447 分氧装置设置的规定
§25．1449 判断供氧的措施
§25．1450 化学氧气发生器
§25．1451 【〔删除〕】
§25．1453 防止氧气设备破裂的规定
§25．1455 易冻液体的排放
§25．1457 驾驶舱录音机
§25．1459 飞行记录器
§25．1461 含高能转子的设备
Ｇ分部 使用限制和资料
§25．1501 总则
使用限制
§25．1503 空速限制：总则
§25．1505 最大使用限制速度
§25．1507 机动速度
§25．1511 襟翼展态速度
§25．1513 最小操纵速度
§25．1515 有关起落架的速度
§25．1519 重量、重心和载重分布
§25．1521 动力装置限制
§25．1522 辅助动力装置限制
§25．1523 最小飞行机组
§25．1525 运行类型
§25．1527 最大使用高度
§25．1529 持续适航文件
§25．1531 机动飞行载荷系数
§25．1533 附加使用限制
标记和标牌
§25．1541 总则
§25．1543 仪表标记：总则
§25．1545 空速限制信息
§25．1547 磁航向指示器
§25．1549 动力装置和辅助动力装置仪表
§25．1551 滑油油量指示器
§25．1553 燃油油量表
§25．1555 操纵器件标记
§25．1557 其它标记和标牌
§25．1561 安全设备
§25．1563 空速标牌
飞机飞行手册
§25．1581 总则
§25．1583 使用限制
§25．1585 使用程序
§25．1587 性能资料
附录
附录Ａ
附录Ｂ
附录Ｃ
附录Ｄ
附录Ｅ
附录Ｆ
【第Ⅰ部分 表明符合§25．853或§25．855的试验准则和程序】
【第Ⅱ部分 座椅垫的可燃性】
【第Ⅲ部分 确定货舱衬垫抗火焰烧穿性的试验方法】
【第Ⅳ部分 测定热辐射下客舱材料热释放速率的试验方法】
【第Ⅴ部分 测定舱内材料发烟特性的试验方法】
附录Ｇ 连续突风设计准则
附录Ｈ 持续适航文件
【附录Ｉ 起飞推力自动控制系统（ＡＴＴＣＳ）的安装】
【附录Ｊ 应急撤离演示】
Ａ分部 总则
§25．1 适用范围
（ａ） 本部规定供颁发和更改运输类飞机型号合格证用的适航标准。
（ｂ） 按照中国民用航空规章有关的部的规定申请运输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。
§25．2 〔备用〕
Ｂ分部 飞行
总则
§25．21 证明符合性的若干规定
（ａ） 本分部的每项要求，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，则应对重量与重心的每种预期的组合进行系统的检查。
（ｂ） 【〔备用〕】
（ｃ） 飞机的操纵性、稳定性、配平和失速特性，必须在直到预期最大使用高度的每一高度予以证实。
（ｄ） 【飞行试验中的关键参数，诸如重量、装载（重心和惯量）、空速、功率和风等，在飞行试验期间必须保持在相应关键值的可接受允差内。】
（ｅ） 如果依靠增稳系统或其它自动系统或动力作动系统才能满足飞行特性要求时，则必须表明符合§25．671和§25．672。
（ｆ） 在满足§25．105（ｄ）、§25．125、§25．233和§25．237的要求时，必须在离地面10米高度处测量风速，或按测量风速的高度和10米高度之差进行修正。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．23 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载重分布限制（例如展向分布）内，而该限制又可能无意中被超过，则必须制定这些限制和相应的重量与重心组合。
（ｂ） 载重分布限制不得超过：
（1） 选定的限制；
（2） 证明结构符合要求所使用的限制；
（3） 表明符合本分部每项适用的飞行要求的限制。
§25．25 重量限制
（ａ） 最大重量 必须制定对应于飞机运行状态（例如在机坪、地面或水面滑行、起飞、航路和着陆时）、环境条件（例如高度和温度）及载重状态（例如无油重量、重心位置和重量分布）的最大重量，使之不超过：
（1） 申请人针对该特定条件选定的最轻的重量；
（2） 表明符合每项适用的结构载荷要求和飞行要求的最重的重量。装有助推火箭发动机的飞机除外，这类飞机的最大重量不得超过按本部附录Ｅ规定的最重的重量。
【（3） 表明符合中国民用航空总局有关噪声审定的最重的重量。】
（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），使之不低于：
（1） 申请人选定的最轻的重量；
（2） 设计最小重量（表明符合本部每项结构载荷情况的最轻重量）；
（3） 表明符合每项适用的飞行要求的最轻的重量。
〔1990年7月18日第一次修订〕
§25．27 重心限制
必须按每种实际可区分的运行状态制定重心前限和重心后限。这些限制不得超过：
（ａ） 申请人选定的极限；
（ｂ） 证明结构符合要求所使用的极限；
（ｃ） 表明符合每项适用的飞行要求的极限。
§25．29 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：
（1） 固定配重；
（2） 按§25．959确定的不可用燃油；
（3） 全部工作流体，包括：
（ｉ） 滑油；
（ｉｉ） 液压油；
（ｉｉｉ） 机上系统正常工作所需的其它流体，但饮用水、厕所预注水和发动机用的喷液除外。
（ｂ） 确定空重时的飞机状态必须是明确定义的并易于再现。
§25．31 可卸配重
在表明符合本分部的飞行要求时，可采用可卸配重。
§25．33 螺旋桨转速和桨距限制
（ａ） 必须对螺旋桨转速和桨距值加以限制，以确保：
（1） 在正常工作状态下安全运行；
（2） 符合§25．101到§25．125中的性能要求。
（ｂ） 调速器必须有螺旋桨转速限制装置。它必须限制所调发动机的最大可能转速，使之不超过最大允许转速。
（ｃ） 【必须调整桨叶低距限位器装置，使发动机在下列条件下不超过其最大允许转速的103％或经批准的最大超转的99％，两者中取大者：】
（1）螺旋桨桨叶在低距限制位置，调速器不工作；
（2）标准大气，飞机静止，【无风】；
【（3）对活塞式发动机飞机，发动机在起飞进气压力限制下工作；对涡桨发动机飞机，发动机在最大起飞扭矩限制下工作。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
性能
§25．101 总则
（ａ） 除非另有规定，飞机必须按周围大气条件和静止空气满足本分部适用的性能要求。
（ｂ） 受发动机功率（推力）影响的性能必须基于下述相对湿度：
（1） 对于涡轮发动机飞机：
（ｉ） 在等于和低于标准温度时，相对湿度为80％；
（ｉｉ） 在等于和高于标准温度加28℃（50°Ｆ）时，相对湿度为34％。在这两种温度之间，相对湿度按线性变化。
（2） 对于活塞发动机飞机，标准大气下相对湿度为80％。发动机功率的蒸气压力修正按下表：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
高 度 ｜ 蒸气压力 ｜ 比 湿 度 ｜ 相对密度
｜ ｜ Ｗ ｜ σ
Ｈ ｜ ｅ ｜〔公斤水蒸气／公｜〔ρ／零高标准
｜ ｜斤干燥空气〕 ｜大气密度〕
〔米〕 ｜〔毫米汞柱〕｜ ｜
－－－－－｜－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
0 ｜10．2 ｜0．00849 ｜0．99508
－－－－－｜－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
250 ｜9．21 ｜0．00786 ｜0．97179
－－－－－｜－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
500 ｜8．28 ｜0．00727 ｜0．94886
－－－－－｜－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
750 ｜7．43 ｜0．00672 ｜0．92637
－－－－－｜－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
1，000 ｜6．66 ｜0．00621 ｜0．90424
－－－－－｜－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
1，250 ｜5．96 ｜0．00572 ｜0．88248
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
续上表
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
1，500 ｜5．32 ｜0．00527 ｜0．86113
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
1，750 ｜4．75 ｜0．00485 ｜0．84015
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
2，000 ｜4．24 ｜0．00445 ｜0．81955
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
2，250 ｜3．77 ｜0．00408 ｜0．79933
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
2，500 ｜3．34 ｜0．00374 ｜0．77949
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
2，750 ｜2．97 ｜0．00342 ｜0．76000
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
3，000 ｜2．63 ｜0．00312 ｜0．74086
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
4，500 ｜1．22 ｜0．00176 ｜0．63353
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
6，000 ｜0．531 ｜0．000934 ｜0．53829
－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－－
7，500 ｜0．217 ｜0．000467 ｜0．45453
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
高 度 ｜ 蒸气压力 ｜ 比 湿 度 ｜ 相对密度
｜ ｜ Ｗ ｜ σ
Ｈ ｜ ｅ ｜〔磅水蒸气／磅 ｜〔ρ／零高标准
｜ ｜干燥空气〕 ｜大气密度〕
〔英尺〕 ｜〔英寸汞柱〕 ｜ ｜
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
0 ｜0．403 ｜0．00849 ｜0．99508
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
1，000 ｜0．354 ｜0．00773 ｜0．96672
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
2，000 ｜0．311 ｜0．00703 ｜0．93895
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
3，000 ｜0．272 ｜0．00638 ｜0．91178
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
4，000 ｜0．238 ｜0．00578 ｜0．88514
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
5，000 ｜0．207 ｜0．00523 ｜0．85910
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
6，000 ｜0．1805 ｜0．00472 ｜0．83361
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
7，000 ｜0．1566 ｜0．00425 ｜0．80870
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
8，000 ｜0．1356 ｜0．00382 ｜0．78434
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
9，000 ｜0．1172 ｜0．00343 ｜0．76053
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
10，000 ｜0．1010 ｜0．00307 ｜0．73722
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
15，000 ｜0．0463 ｜0．00171 ｜0．62868
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
20，000 ｜0．01978 ｜0．000896 ｜0．53263
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－｜－－－－－－－
25，000 ｜0．00778 ｜0．000436 ｜0．44806
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
（ｃ） 性能必须对应于在特定周围大气条件、特定飞行状态和本条（ｂ）规定的相对湿度下的可用推进力。该可用推进力必须与不超过批准的功率（推力）扣除下列损失后的发动机功率（推力）相对应：
（1） 安装损失；
（2） 特定周围大气条件和特定飞行状态下由附件及辅助装置所吸收的功率或当量推力。
（ｄ） 除非另有规定，申请人必须选择飞机的起飞、航路、进场和着陆形态。
（ｅ） 飞机形态可随重量、高度和温度变化，使之适合本条（ｆ）要求的操作程序。
（ｆ） 除非另有规定，在确定加速一停止距离、起飞飞行航迹、起飞距离和着陆距离时，改变飞机的形态、速度、功率（推力），必须按照申请人为使用操作所制定的程序进行。
（ｇ） 必须制定与§25．119和§25．121（ｄ）中规定的条件相应的执行中断着陆和中断进场的程序。
（ｈ） 按本条（ｆ）和（ｇ）所制定的程序必须：
（1） 在飞机服役中能够由具有中等技巧的机组一贯正确地执行；
（2） 采用安全可靠的方法或装置；
（3） 计及在服役中执行这些程序时可合理预期的时间滞后。
§25．103 失速速度
（ａ） ＶS 是在下列状态下的校正失速速度，即飞机可以操纵的定常飞行的最小速度，以节计：
（1） 在此失速速度时推力为零，或者，如果所产生的推力对失速速度没有显著影响，则发动机处于慢车状态并收回油门；
（2） 螺旋桨桨距操纵装置（如果装有）处于符合本条（ａ）（1）所需位置，而该飞机在其它方面（例如襟翼和起落架）处于使用ＶS 进行试验所具有的状态；
（3） 重量为以ＶS 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；
（4） 重心在允许的最不利位置。
（ｂ） 失速速度ＶS 是用以下方式获得的最小速度：
（1） 配平飞机使其以1．2ＶS 至1．4ＶS 的速度作直线飞行。在足够高于失速速度以保证定常飞行状态的速度上，操纵升降舵，其操纵速率使飞机的速度降低不超过每秒1节；
（2） 满足25．203的飞行特性规定。
§25．105 起飞
（ａ） 必须确定在下列条件下，§25．107所述的起飞速度、§25．109所述的加速一停止距离、§25．111所述的起飞航迹及§25．113所述的起飞距离和起飞滑跑距离：
（1） 申请人所选定的使用限制范围内的每一重量、高度和周围温度；
（2） 所选定的起飞形态。
（ｂ） 为确定本条所需数据而用的起飞，不得要求特殊的驾驶技巧或机敏。
（ｃ） 起飞数据必须基于下列条件：
（1） 对于陆上飞机和水陆两用飞机，平整、干燥并有硬质道面的跑道；
（2） 对于水上飞机和水陆两用飞机，平静的水面；
（3） 对于滑橇式飞机，平整、干燥的雪地。
（ｄ） 在所制定的该飞机使用限制范围内，起飞数据必须计及下列项目的使用修正因素：
（1） 沿起飞航迹不大于名义风逆风分量的50％，和沿起飞航迹不小于名义风顺风分量的150％；
（2） 跑道有效坡度。
§25．107 起飞速度
（ａ） Ｖ1 必须根据ＶEF制定如下：
（1） ＶEF是假定临界发动机失效时的校正空速。ＶEF必须由申请人选定，但不得小于按§25．149（ｅ）确定的ＶMCG ；
（2） Ｖ1 是申请人选定的起飞决断速度，以校正空速表示。但Ｖ1 不得小于ＶEF加上在下述时间间隔内临界发动机不工作该飞机的速度增量，此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作出反应的瞬间，后一瞬间以驾驶员在加速一停止试验中采取最初的减速措施为准。
（ｂ） Ｖ2MIN，以校正空速表示，不得小于：
（1） 1．2ＶS ，用于：
（ｉ） 双发和三发涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；
（ｉｉ） 无措施使单发停车带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；
（2） 1．15ＶS ，用于：
（ｉ） 三发以上的涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；
（ｉｉ） 有措施使单发停车带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；
（3） 1．1ＶMCA ，ＶMCA 按§25．149确定。
（ｃ） Ｖ2 ，以校正空速表示，必须由申请人选定，以提供至少为§25．121（ｂ）所要求的爬升梯度。但Ｖ2 不得小于：
（1） Ｖ2MIN；
（2） ＶR 加上在达到高于起飞表面10．7米（35英尺）高度时所获得的速度增量（按照§25．111（ｃ）（2））。
（ｄ） ＶMU，为校正空速，在等于和高于该速度时，飞机可能安全离地并继续起飞。ＶMU速度必须在申请审定的整个推重比范围内由申请人选定。这些速度可根据自由大气数据制定，条件是这些数据为地面起飞试验所证实。
（ｅ） ＶR ，以校正空速表示，必须按照本条（ｅ）（1）至（4）的条件选定：
（1） ＶR 不得小于下列任一速度：
（ｉ） Ｖ1 ；
（ｉｉ） 105％ＶMCA ；
（ｉｉｉ） 使飞机在高于起飞表面10．7米（35英尺）以前速度能达到Ｖ2 的某一速度（按§25．111（ｃ）（2）确定）；
（ｉｖ） 某一速度，如果飞机在该速度以实际可行的最大抬头率抬头，得到的ＶLOF 将不小于全发工作ＶMU的110％，且不小于按单发停车推重比确定的ＶMU的105％；
（2） 对于任何一组给定的条件（例如重量、形态和温度），必须用根据本款确定的同一个ＶR 值来表明符合单发停车和全发工作两种起飞规定；
（3） 必须表明，当采用比按本条（ｅ）（1）和（2）制定的ＶR 低5节的抬头速度时，单发停车起飞距离不超过与采用所制定的ＶR 对应的单发停车起飞距离。起飞距离必须按§25．113（ａ）（1）确定；
（4） 服役中可合理预期的对于所制定飞机起飞操作程序的偏差（如飞机抬头过度及失配平状况），不得造成不安全的飞行特性，或使按§25．113（ａ）制定的预定起飞距离显著增加。
（ｆ） ＶLOF ，为飞机开始腾空时的校正空速。
§25．109 加速－停止距离
（ａ） 加速－停止距离是下述两种距离中的大者：
（1） 完成下述过程所需距离之和：
（ｉ） 全发工作情况下，飞机从滑跑始点加速到ＶEF；
（ｉｉ） 假定临界发动机在ＶEF失效，飞机从ＶEF加速到Ｖ1 并在达到Ｖ1 后继续加速2秒钟；
（ｉｉｉ） 从本条（ａ）（1）（ｉｉ）规定的加速段终点到完全停止，假定临界发动机仍不工作，并且驾驶员在达到加速段终点之前不采取任何减速措施。
（2） 完成下列过程所需距离之和：
（ｉ） 全发工作情况下，飞机从滑跑始点加速至Ｖ1 ，并在达到Ｖ1 后继续加速2秒钟；
（ｉｉ） 从本条（ａ）（2）（ｉ）规定的加速段终点到完全停止，假定仍为全发工作，并且驾驶员在达到加速段终点之前不采取任何减速措施。
（ｂ） 可使用机轮刹车以外的手段来确定加速-停止距离，条件是这些手段：
（1） 安全可靠；
（2） 使用时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。
（ｃ） 在加速－停止的全过程中必须保持起落架在放下位置。
（ｄ） 如果加速－停止距离中含有道面特性与平整且有硬质道面的跑道有实质性差别的安全道，其起飞数据必须考虑对于加速－停止距离的使用修正因素。该修正因素必须计及安全道的特定道面特性和这些特性在所制定的使用限制范围内随季节气候条件（例如温度、雨、雪和冰）的变化。
§25．111 起飞航迹
（ａ） 起飞航迹从起始点起延伸至下列两点中较高者：飞机起飞过程中高于起飞表面450米（1，500英尺），或完成从起飞到航路形态的转变并达到表明符合§25．121（ｃ）的速度时的一点。此外：
（1） 起飞航迹必须基于§25．101（ｆ）规定的程序；
（2） 飞机必须在地面加速到ＶEF，临界发动机必须在该点停车，并在起飞的其余过程中保持停车；
（3） 在达到ＶEF后，飞机必须加速到Ｖ2 。
（ｂ） 在加速到Ｖ2 过程中，前轮可在不小于ＶR 的速度抬起离地。但在飞机腾空之前，不得开始收起落架。
（ｃ） 在按本条（ａ）和（ｂ）确定起飞航迹的过程中：
（1） 起飞航迹空中部分的斜率在每一点上都必须是正的；
（2） 飞机在达到高于起飞表面10．7米（35英尺）前必须达到Ｖ2 ，并且必须以尽可能接近但不小于Ｖ2的速度继续起飞，直到飞机高于起飞表面120米（400英尺）为止；
（3） 从飞机高于起飞表面120米（400英尺）的一点开始，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。
（4） 直到飞机高于起飞表面120米（400英尺）为止，除收起落架和螺旋桨顺桨外，不得改变飞机的形态，而且驾驶员不得采取动作改变功率（推力）。
（ｄ） 起飞航迹必须由连续的演示起飞或分段综合法来确定。如果起飞航迹由分段法确定，则：
（1） 分段必须明确定义，而且必须在形态、功率（推力）以及速度方面有清晰可辨的变化；
（2） 飞机的重量、形态、功率（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飞机性能；
（4） 起飞航迹数据必须用若干次连续的演示起飞（直到飞机脱离地面效应而且其速度达到稳定的一点）来校核，以确保分段综合航迹相对于连续航迹是保守的。当飞机达到等于其翼展的高度时，即认为脱离地面效应。
（ｅ） 对于装有助推火箭发动机的飞机，起飞航迹可按附录Ｅ的第Ⅱ条确定。
§25．113 起飞距离和起飞滑跑距离
（ａ） 起飞距离是下述距离中的大者：
（1） 沿着按§25．111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）一点所经过的水平距离；
（2） 全发工作，沿着由其余与§25．111一致的程序确定的起飞航迹，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§25．111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，在一点速度达到ＶLOF ，在另一点飞机高于起飞表面10．7米（35英尺）；
（2） 全发工作，沿着由其余与§25．111一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水平距离的115％，在一点速度达到ＶLOF ，在另一点飞机高于起飞表面10．7米（35英尺）。
§25．115 起飞飞行航迹
（ａ） 起飞飞行航迹从按§25．113（ａ）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§25．111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量的当量值。
§25．117 爬升：总则
必须在为飞机制定的使用限制范围内的每一重量、高度和周围温度，并在每种飞机形态的最不利重心位置表明符合§25．119和§25．121的要求。
§25．119 着陆爬升：全发工作
在下列条件下，着陆形态的定常爬升梯度不得小于3．2％：
（ａ） 发动机功率（推力）是将油门操纵杆从最小飞行慢车位置开始移向起飞位置后8秒钟时的可用功率（推力）；
（ｂ） 爬升速度不大于1．3ＶS 。
§25．121 爬升：单发停车
（ａ） 起落架在放下位置的起飞 在下列条件下，以沿飞行航迹（在飞机达到ＶLOF 和起落架完全收起两点之间）的临界起飞形态，和以§25．111中所采用的形态（无地面效应），在速度ＶLOF 的定常爬升梯度，对于双发飞机必须是正的，对于三发飞机不得小于0．3％，对于四发飞机不得小于0．5％：
（1） 临界发动机停车，而其余发动机（除非随后沿飞行航迹在起落架完全收起之前，存在更临界的动力装置运转状态）处于按§25．111开始收起落架时的可用功率（推力）状态；
（2） 重量等于按25．111确定的开始收起落架时的重量。
（ｂ） 起落架在收起位置的起飞 在下列条件下，以飞行航迹上起落架完全收起点的起飞形态，和以§25．111中所采用的形态（无地面效应），在速度Ｖ2 的定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于2．4％，对于三发飞机不得小于2．7％，对于四发飞机不得小于3．0％：
（1） 临界发动机停车，而其余发动机（除非随后沿飞行航迹在飞机达到高于起飞表面120米（400英尺）高度之前，存在更临界的动力装置运转状态）处于按§25．111确定的起落架完全收起时的可用起飞功率（推力）状态；
（2） 重量等于按§25．111确定的起落架完全收起时的重量。
（ｃ） 起飞最后阶段 在下列条件下，以按§25．111确定的起飞航迹末端的航路形态，在速度不小于1．25ＶS 的定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于1．2％，对于三发飞机不得小于1．5％，对于四发飞机不得小于1．7％：
（1） 临界发动机停车，其余发动机处于可用的最大连续功率（推力）状态；
（2） 重量等于按§25．111确定的起飞航迹末端的重量。
（ｄ） 进场 在下列条件下，以相应于正常全发工作操作程序的进场形态（在此程序中该形态的ＶS 不超过对应着陆形态ＶS 的110％）定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于2．1％，对于三发飞机不得小于2．4％，对于四发飞机不得小于2．7％：
（1） 临界发动机停车，其余发动机处于可用起飞功率（推力）状态；
（2） 最大着陆重量；
（3） 按正常着陆程序制定的爬升速度，但不大于1．5ＶS 。
§25．123 航路飞行航迹
（ａ） 对于航路形态，必须在为该飞机制定的使用限制范围内的每一重量、高度和周围温度下确定本条（ｂ）及（ｃ）规定的飞行航迹。在计算中可计及由于发动机工作逐渐消耗燃油和滑油而造成的沿飞行航迹的重量变化。必须按下列条件在任一选定的速度确定飞行航迹：
（1） 重心在最不利位置；
（2） 临界发动机停车；
（3） 其余发动机处于可用的最大连续功率（推力）状态；
（4） 发动机冷却空气供应的控制装置处于在热天条件下提供足够冷却的位置。
（ｂ） 单发停车净飞行航迹数据必须为真实爬升性能数据减去一定数值的爬升梯度，所减去的爬升梯度，对于双发飞机为1．1％，对于三发飞机为1．4％，对于四发飞机为1．6％。
（ｃ） 对于三发或四发飞机，双发停车净飞行航迹数据必须为真实爬升性能数据减去一定数值的爬升梯度，所减去的爬升梯度，对于三发飞机为0．3％，对于四发飞机为0．5％。
§25．125 着陆
（ａ） 必须按下列条件确定（按标准温度，在申请人为该飞机制定的使用限制范围内的每一重量、高度和风的条件下）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（对于着水，则为3节左右的速度）所需的水平距离：
（1） 飞机必须处于着陆形态；
（2） 下降到15米（50英尺）高度前，必须维持以不小于1．3ＶS 的校正空速【稳定进场】；
（3） 必须按所制定的使用操作程序改变形态、功率（推力）和速度；
（4） 着陆时必须避免过大的垂直加速度，没有弹跳、前翻、地面打转、海豚运动和水面打转的倾向；
（5） 着陆时不得要求特殊的驾驶技巧或机敏。
（ｂ） 陆上飞机和水陆两用飞机的着陆距离必须在水平、平整、干燥、并有硬质道面的跑道上确定。此外：
（1） 机轮刹车系统的压力不得超过刹车装置制造厂商所规定的压力；
（2） 不得以造成刹车或轮胎过度磨损的方式使用刹车；
（3） 可以使用除机轮刹车以外符合下列条件的其它手段：
（ｉ） 安全可靠；
（ｉｉ） 使用时能在服役中获得始终如一的效果；
（ｉｉｉ） 操纵飞机不需要特殊技巧。
（ｃ） 水上飞机和水陆两用飞机的着水距离必须在平静水面上确定。
（ｄ） 滑橇式飞机的雪上着陆距离必须在平整、干燥的雪地上确定。
（ｅ） 着陆距离数据必须考虑沿着陆航迹不大于名义风逆风分量的50％，和沿着陆航迹不小于名义风顺风分量的150％的修正因素。
（ｆ） 如果采用了必须依靠某一台发动机的运转方能工作的装置，并且在该发动机停车时进行着陆将会显著增加着陆距离，则必须按该发动机停车状态来确定着陆距离，但在采用了补偿手段使此时的着陆距离仍不大于全发工作时着陆距离的情况除外。
〔1995年12月18日第二次修订〕
操纵性和机动性
§25．143 总则
（ａ） 在下述过程中，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） 着陆。
（ｂ） 必须能从一种飞行状态平稳地过渡到任何其它飞行状态，而不需要特殊的驾驶技巧、机敏或体力，并且在任何可能的使用条件下没有超过飞机限制载荷系数的危险，这些使用条件包括：
（1） 临界发动机突然失效；
（2） 对于三发或三发以上的飞机，当飞机处于航路、进场或着陆形态，临界发动机停车并已配平时，第二台临界发动机突然失效；
（3） 形态改变，包括打开或收起减速装置。
（ｃ） 如果在本条（ａ）和（ｂ）所需的试验中，存在与所需的驾驶员体力有关的临界情况，则“所需的驾驶员体力”不得超过下表中规定的限度：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
施加在驾驶盘 ｜ ｜ ｜
或方向舵脚蹬 ｜ 俯 仰 ｜ 滚 转 ｜ 偏 航
上的力，以牛 ｜ ｜ ｜
（公斤；磅）计｜ ｜ ｜
－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
短暂作用 ｜333（34；75）｜267（27；60）｜667（68；150）
－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
持续作用 ｜44（5；10） ｜22（2；5） ｜89（9；20）
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
（ｄ） 在表明符合本条（ｃ）对短暂操纵力的限制时，必须遵循经批准的操作程序或常规的操作方法（包括在前一个定常飞行状态尽可能地接近配平，但起飞时飞机必须按经批准的操作程序配平）。
（ｅ） 为了符合本条（ｃ）对持续操纵力的限制，飞机必须尽可能接近配平。
§25．145 纵向操纵
（ａ） 在§25．103（ｂ）（1）中规定的配平速度和ＶS之间的任一速度下，必须有可能使机头下沉，以便很快加速到这一所选定的配平速度，飞机状态如下：
（1） 在§25．103（ｂ）（1）规定的配平速度配平；
（2） 起落架在放下位置；
（3） 襟翼分别在：
（ｉ） 收起位置；
（ｉｉ） 放下位置。
（4） 发动机分别处于：
（ｉ） 无动力；
（ｉｉ） 最大连续功率（推力）状态。
（ｂ） 起落架在放下位置，在下述机动中不需要改变配平操纵，并且不需要施加超过222牛（23公斤；50磅）的操纵力（即用一只手易于施加的最大短暂作用力）：
（1） 发动机无动力，襟翼在收起位置，飞机在1．4ＶS1配平，尽快放下襟翼，同时，在整个机动过程中维持空速比每一瞬间具有的失速速度高40％左右；
（2） 重复（ｂ）（1），但先放下襟翼然后尽快收起；
（3） 重复（ｂ）（2），但发动机处于起飞功率（推力）状态；
（4） 发动机无动力，襟翼在收起位置，飞机在1．4ＶS1配平，迅速施加起飞功率（推力），同时维持空速不变；
（5） 重复（ｂ）（4），但襟翼在放下位置；
（6） 发动机无动力，襟翼在放下位置，飞机在1．4ＶS1配平，获得并维持在1．1ＶS1至1．7ＶS1或ＶFE（取小者）之间的空速。
（ｃ） 在空速为1．1ＶS1（对于螺旋桨飞机）或1．2ＶS1（对于涡轮喷气飞机）的定常直线水平飞行中，当增升装置从任一位置开始完全收起时，必须在下列条件下无需特殊的驾驶技巧就可能防止掉高度：
（1） 在开始收起增升装置的同时，施加不大于起飞功率（推力）的动力，并考虑临界发动机的运转情况；
（2） 起落架在放下位置；
（3） 着陆重量和高度的临界组合。
如果增升装置的操纵手柄位置是分档限定的，则必须从下列区间的任何位置验证收起增升装置：从最大着陆位置到第一限定位置，各限定位置之间以及从最后限定位置到完全收起位置，此外，从着陆位置算起的第一限定操纵手柄位置，必须对应于用以制定从着陆形态开始复飞程序的增升装置形态。操纵手柄的每一限定位置必须要用另外的明显动作才能通过，并且必须具有防止无意中移动操纵手柄通过限定位置的特性。
§25．147 航向和横向操纵
（ａ） 航向操纵：总则 【必须能在机翼保持水平情况下，使飞机向工作发动机一侧偏航和向不工作的临界发动机一侧安全地作直到15°的合理的航向突然改变。】这必须在下列条件下于1．4ＶS1以直到15°的航向偏转量（但不必超过方向舵脚蹬力达667牛（68公斤；150磅）时的航向偏转量）来证实：
（1）临界发动机停车，其螺旋桨在最小阻力位置；
（2）发动机具有以1．4ＶS1平飞所需的功率（推力），但不超过最大连续功率（推力）；
（3）重心在最不利的位置；
（4）起落架在收起位置；
（5）襟翼在进场位置；
（6）最大着陆重量。
（ｂ） 四发或四发以上飞机的航向操纵 四发或四发以上的飞机必须满足本条（ａ）的要求，不同之处是：
（1） 两台临界发动机停车，其螺旋桨（如果装有）处于最小阻力位置；
（2）【〔备用〕】
（3） 襟翼必须在最有利的爬升位置。
（ｃ） 横向操纵： 总则 必须在下列条件下能从速度等于1．4ＶS1的定常飞行中，分别向停车发动机一侧和相反方向作20°坡度的转弯：
（1） 临界发动机停车，其螺旋桨（如果装有）处于最小阻力位置；
（2） 其余发动机处于最大连续功率（推力）状态；
（3） 重心在最不利的位置；
（4） 起落架分别在；
（ｉ） 收起位置；
（ｉｉ） 放下位置。
（5） 襟翼在最有利的爬升位置；
（6） 最大起飞重量。
（ｄ） 四发或四发以上飞机的横向操纵四发或四发以上的飞机必须能以最大连续功率（推力）以及本条（ｂ）规定的飞机形态，从速度等于1．4ＶS1的定常飞行中，分别向停车发动机一侧和相反方向作20°坡度的转弯。
（ｅ） 全发工作的横向操纵 全发工作时滚转响应必须使飞机能作正常机动（例如从突风造成的颠倾中恢复和开始作规避机动）。在侧滑（直到正常运行中有可能需要的侧滑角为止）中必须有足够的横向操纵余量，以能作有限量的机动和突风修正。在直到ＶFC／ＭFC的任一速度下，必须有足够的横向操纵，以提供安全所需的滚转率峰值，而不需要过度的操纵力或操纵行程。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．149 最小操纵速度
（ａ） 在制定本条要求的最小操纵速度时，用以模拟临界发动机失效的方法，必须体现在服役中预期对操纵性最临界的动力装置失效模式。
（ｂ） ＶMC，空中最小操纵速度 ＶMC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，【并维持坡度不大于5°的直线飞行。】
（ｃ） 在下列条件下，ＶMC不得超过1．2ＶS ：
（1） 发动机处于最大可用起飞功率（推力）状态；
（2） 重心在最不利的位置；
（3） 飞机按起飞状态配平；
（4） 海平面最大起飞重量（或验证ＶMC所需的任何较小的重量）；
（5） 飞机处于腾空后沿飞行航迹最临界的起飞形态，但起落架在收起位置；
（6） 飞机已腾空，地面效应可忽略不计；
（7） 停车发动机的螺旋桨按适用情况处于下列状态之一：
（ｉ） 风车状态；
（ｉｉ） 在对于该螺旋桨操纵装置的特定设计最可能的位置；
（ｉｉｉ） 如果飞机具有表明符合§25．121的爬升要求时可接受的自动顺桨装置，则顺桨。
（ｄ） 在速度ＶMC，为维持操纵所需的方向舵脚蹬力不得超过667牛（68公斤；150磅），也不得要求减少工作发动机的功率（推力），在纠偏过程中，为防止航向改变超过20°，飞机不得出现任何危险的姿态，或要求特殊的驾驶技巧、机敏或体力。
（ｅ） ＶMCG ，地面最小操纵速度 是起飞滑跑期间的校正空速。在该速度，当临界发动机突然停车时，【能仅使用操纵力限制在667牛（68公斤；150磅）的方向舵操纵（不使用前轮转向）和使机翼保持水平的横向操纵来保持对飞机的操纵，使得采用正常驾驶技巧就能安全地继续起飞。】在确定ＶMCG 时，假定全发工作时飞机加速的航迹沿着跑道中心线，从临界发动机停车点到航向完全恢复至平行于该中心线那一点的航迹上任何点偏离该中心线的横向距离不得大于9米（30英尺）。ＶMCG 必须按下列条件制定：
（1） 飞机处于每一种起飞形态，或者按申请人的选择，处于最临界的起飞形态；
（2） 工作发动机处于最大可用起飞功率（推力）状态；
（3） 重心在最不利的位置；
（4） 飞机按起飞状态配平；
（5） 起飞重量范围内的最不利重量。
（ｆ） ＶMCL ，全发工作着陆进场期间的最小操纵速度 ＶMCL 是校正空速，在此速度，当临界发动机突然停车时，能在该发动机继续停车的情况下【保持】对飞机的操纵，【并维持坡度不大于5°的直线飞行。】ＶMCL 必须按下列条件制定：
（1）飞机处于全发工作进场的最临界形态；
（2）重心在最不利的位置；
（3）飞机按全发工作的进场状态配平；
（4）海平面最大着陆重量（或验证ＶMCL 所需的任何较小的重量）；
（5）工作发动机处于最大可用起飞功率（推力）状态。
（ｇ） ＶMCL-2 ，三发或三发以上的飞机，在一台临界发动机停车时着陆进场期间的最小操纵速度 是校正空速，在此速度，当第二台临界发动机突然停车时，能在这两台发动机继续停车的情况下【保持】对飞机的操纵，【并维持坡度不大于5°的直线飞行。】ＶMCL-2 必须按下列条件制定：
（1）飞机处于临界发动机停车进场的最临界形态；
（2）重心在最不利的位置；
（3）飞机按临界发动机停车进场状态配平；
（4）海平面最大着陆重量（或验证ＶMCL-2 所需的任何较小的重量）；
（5）工作发动机具有为一台临界发动机停车时维持3°的进场航迹角所需的功率（推力）；
（6）工作发动机的功率（推力）在第二台临界发动机停车后立即迅速从本条（ｇ）（5）规定的功率（推力）分别改变到：
（ｉ）最小可用功率（推力）；
（ｉｉ）最大可用起飞功率（推力）。
（ｈ） 在速度ＶMCL 和ＶMCL-2 维持操纵所需的方向舵操纵力不得超过667牛（68公斤；150磅），也不得要求减少工作发动机的功率（推力）。此外，为防止出现会危及继续安全进场的进场飞行航迹发散，飞机在下列情况下不得出现任何危险的姿态，或要求特殊的驾驶技巧、机敏或体力：
（1） 临界发动机突然停车；
（2） 为了确定ＶMCL-2 ，工作发动机的功率（推力）按本条（ｇ）（6）变化。
〔1995年12月18日第二次修订〕
配平
§25．161 配平
（ａ） 总则 飞机配平后，在驾驶员或自动驾驶仪对主操纵装置或其相应的配平操纵装置不再施力，并不再将其移动时，必须满足本条的配平要求。
（ｂ） 横向和航向配平 在正常预期的运行（包括以1．4ＶS1到ＶMO／ＭMO之间的任何速度运行）条件下，当重心在有关的使用限制范围内有最不利的横向移动时，飞机必须能维持横向和航向配平。
（ｃ） 纵向配平 在下述过程中飞机必须能维持纵向配平：
（1） 最大连续功率（推力）爬升，速度不大于1．4ＶS1，起落架在收起位置，襟翼分别在：
（ｉ） 收起位置；
（ｉｉ） 起飞位置。
（2） 无动力下滑，速度不大于1．4ＶS1，起落架在放下位置，襟翼分别在：
（ｉ） 收起位置：
（ｉｉ） 放下位置，重心处于经批准以最大着陆重量着陆的最不利位置，以及经批准与重量无关的着陆的最不利位置。
（3） 平飞，起落架和襟翼在收起位置，速度从1．4ＶS1至ＶMO／ＭMO，以及起落架在放下位置，速度从1．4ＶS1至ＶLE。
（ｄ） 纵向、航向和横向配平 在下列状态的爬升飞行过程中，飞机必须在1．4ＶS1能维持纵向、航向和横向配平（对于横向配平，坡度不得超过5°）：
（1） 临界发动机停车；
（2） 其余发动机处于最大连续功率（推力）状态；
（3） 起落架和襟翼在收起位置。
（ｅ） 四发或四发以上的飞机 四发或四发以上的飞机必须在下列状态的直线飞行中能维持配平：
（1） 按§25．123（ａ）为确定爬升率所要求的爬升速度、形态和功率（推力）；
（2） 重心在最不利的位置；
（3） 在1，500米（5，000英尺）高度，双发停车爬升率至少等于0．00396ＶSO平方米／分（0．013ＶSO平方英尺／分）所对应的重量，ＶSO以节计。
稳定性
§25．171 总则
飞机必须按照§25．173至§25．177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，要求有合适的稳定性和操纵感觉（静稳定性）。
§25．173 纵向静稳定性
在§25．175中规定的条件下，升降舵操纵力（包括摩擦力）必须有如下的特性：
（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，但速度不必超过对应于该形态的最大限制速度：起落架放下形态时不超过起落架收放限制速度，襟翼放下形态时不超过襟翼收放限制速度，光洁形态时不超过ＶFC／ＭFC，并不必低于定常不失速飞行的最小速度。
（ｂ） 当从本条（ａ）规定范围内的任何速度缓慢地松除操纵力时，空速必须回复到初始配平速度，对§25．175（ａ）、（ｃ）、（ｄ）中所规定的爬升、进场和着陆状态，速度允差为10％，对§25．175（ｂ）中所规定的巡航状态，速度允差为7．5％。
（ｃ） 杆力-速度曲线的稳定的平均斜率不得低于1牛每1．3节（1公斤每13．2节；1磅每6节）。
（ｄ） 在本条（ｂ）所规定的自由回复速度带内，如果不要求驾驶员特别注意，就能回复到并维持所希望的配平速度和高度，则允许飞机不加操纵力而稳定在高于或低于所希望的配平速度的速度。
§25．175 纵向静稳定性的演示
必须按下列各项来表明纵向静稳定性：
（ａ） 爬升 飞机速度在下列状态速度的85％至115％之间时，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率：
（1） 飞机配平，其条件为：
（ｉ） 襟翼在收起位置；
（ｉｉ） 起落架在收起位置；
（ｉｉｉ） 最大起飞重量；
（ｉｖ） 对于活塞发动机，75％的最大连续功率；对于涡轮发动机，由申请人选为爬升期间使用限制的最大功率（推力）。
（2） 飞机配平在最佳爬升率速度，但此速度不必小于1．4ＶS1。
（ｂ） 巡航 在巡航状态，必须按下列各项来表明纵向静稳定性：
（1） 起落架收起作高速巡航时，在配平速度附近的下列速度范围内，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率，该速度范围为：从自由回复速度带上下界分别扩展配平速度的15％或50节，取大者（但该速度范围不必包括低于1．4ＶS1和高于ＶFC／ＭFC的速度，也不必包括要求杆力超过222牛（23公斤；50磅）的速度）。上述要求必须在下列条件下予以满足：
（ｉ） 襟翼在收起位置；
（ｉｉ） 重心在最不利的位置（见§25．27）；
（ｉｉｉ） 最大起飞重量与最大着陆重量之间最临界的重量；
（ｉｖ） 对于活塞发动机，75％的最大连续功率；对于涡轮发动机，由申请人选为使用限制的最大巡航功率（推力）（见§25．1521），但此功率（推力）不必超过在ＶMO／ＭMO时所需的值；
（ｖ） 飞机按本条（ｂ）（1）（ｉｖ）所需的功率（推力）作平飞配平。
（2） 起落架收起作低速巡航时，在配平速度附近的下列速度范围内杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率，该速度范围为：从自由回复速度带上下界分别扩展配平速度的15％或50节，取大者（但该速度范围不必包括低于1．4ＶS1和高于本条（ｂ）（1）规定的速度范围中最小速度的速度，也不必包括要求杆力超过222牛（23公斤；50磅）的速度）。上述要求必须在下列条件下予以满足：
（ｉ） 本条（ｂ）（1）规定的襟翼位置，重心位置和重量；
（ｉｉ） 速度等于（ＶMO＋1．4ＶS1）／2平飞所需的功率（推力）。
（ｉｉｉ） 飞机按本条（ｂ）（2）（ｉｉ）所需功率（推力）作平飞配平。
（3） 起落架放下巡航时，在配平速度附近的下列速度范围内，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率，该速度范围为：从自由回复速度带上下界分别扩展配平速度的15％或50节，取大者（但该速度范围不必包括低于1．4ＶS1和高于ＶLE的速度，也不必包括要求杆力超过222牛（23公斤；50磅）的速度）。上述要求必须在下列条件下予以满足：
（ｉ） 本条（ｂ）（1）规定的襟翼位置，重心位置和重量；
（ｉｉ） 对于活塞发动机，75％的最大连续功率，对于涡轮发动机，由申请人选为使用限制的最大巡航功率（推力），但此功率（推力）不必超过以ＶLE平飞所需的值；
（ｉｉｉ） 飞机按本条（ｂ）（3）（ｉｉ）所需的功率（推力）作平飞配平。
（ｃ） 进场 速度在1．1ＶS1和1．8ＶS1之间，在下列条件下，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率；
（1） 襟翼在进场位置；
（2） 起落架在收起位置；
（3） 最大着陆重量；
（4） 飞机在1．4ＶS1配平，具有足以在该速度维持平飞所需的功率（推力）。
（ｄ） 着陆 速度在1．1ＶSO和1．8ＶSO之间，在下列条件下，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率，并且杆力不得超过356牛（36公斤；80磅）：
（1） 襟翼在着陆位置；
（2） 起落架在放下位置；
（3） 最大着陆重量；
（4） 发动机无功率（推力）；
（5） 飞机按无功率（推力）在1．4ＶSO配平。
§25．177 【横向-航向静稳定性】
（ａ） 【〔备用〕】
（ｂ） 【〔备用〕】
（ｃ） 【在直线定常侧滑飞行中，】副翼和方向舵操纵行程和操纵力，必须基本上【稳定地】正比于侧滑角，并且该比例系数必须在与该飞机使用状态相应的整个侧滑角范围内，不超出安全运行所必需的限制。对更大的角度，直到相应于蹬满舵或方向舵脚蹬力达到800牛（82公斤，180磅）的角度为止，方向舵脚蹬力不得有反逆现象，增加方向舵偏度必须使侧滑角增加。【对于本款的符合性，必须根据适用情况，按所有起落架位置和襟翼位置以及对称动力状态，以1．2ＶS1至ＶFE、ＶLE或ＶFC／ＭFC的速度进行演示验证。】
【（ｄ） 在速度ＶMO／ＭMO和ＶFC／ＭFC之间的方向舵梯度必须满足（ｃ）款的要求，但只要发散是逐渐的且易于为驾驶员识别和控制，则（副翼偏度与相应的方向舵输入相反的）上反效应可以是负的。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．181 动稳定性
（ａ） 在相应于飞机形态的【1．2ＶS 】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） 在相应于飞机形态的【1．2ＶS 】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”），在操纵松浮情况下，必须受到正阻尼，而且必须依靠正常使用主操纵就可加以控制，无需特殊的驾驶技巧。
〔1995年12月18日第二次修订〕
失速
§25．201 失速演示
（ａ） 必须在下列状态的直线飞行和30°坡度转弯中演示失速：
（1） 无动力；
（2） 维持1．6ＶS1平飞所需的功率（推力）（此处ＶS1为相应于襟翼在进场位置，起落架在收起位置和最大着陆重量的失速速度）。
（ｂ） 本条（ａ）规定的两种状态，均必须能在下列条件下满足§25．203适用的要求：
（1） 襟翼位置和起落架位置每一很可能的组合；
（2） 申请合格审定范围内各种有代表性的重量；
（3） 最不利于改出失速的重心位置。
（ｃ） 必须用下列程序来表明符合§25．203的要求：
（1） 飞机按§25．103（ｂ）（1）规定的速度配平，作直线飞行，操纵升降舵减小速度，直到速度稳定在略高于失速速度，再操纵升降舵，使速度降低不超过每秒1节，直到：
（ｉ） 飞机失速，或；
（ｉｉ） 操纵达到止动点。
（2） 飞机一旦失速，即用正常的改出方法来改出。
（ｄ） 出现失速的定义如下：
（1） 当迎角明显大于最大升力所对应的迎角，固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认为该飞机已失速。典型的失速现象如下，这些现象既可以单独出现，也可以组合出现：
（ｉ） 不能即刻阻止的机头下沉；
（ｉｉ） 不能即刻阻止的滚转；
（ｉｉｉ） 操纵效率的丧失，操纵力或操纵运动的突变，或驾驶员操纵器件明显的抖动（如果这些现象足够清楚）。
（2） 凡在任一形态中，飞机显示出不致误解的固有气动力警告，其幅度和剧烈程度，能强烈而有效地制止进一步减速，则当该飞机达到明显表现出上述有效制止减速现象的速度时，可认为飞机已失速。
§25．203 失速特性
（ａ） 直到飞机失速时为止，必须能操纵副翼和方向舵产生和修正滚转及偏航，不得出现反操纵现象，不得出现异常的机头上仰，直到失速以及在整个失速过程中，纵向操纵力必须是正的。此外，必须能以正常的操纵迅速防止失速和从失速中改出。
（ｂ） 对于机翼水平失速，在失速和完成改出之间发生的滚转大约不得超过20°左右。
（ｃ） 对于转弯飞行失速，飞机失速后的运动不得过于剧烈或幅度过大，以至难以用正常的驾驶技巧迅速改出并恢复对飞机的操纵。
§25．205 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．207 失速警告
（ａ） 在直线和转弯飞行中，为防止襟翼和起落架在任一正常位置时无意中造成失速，必须给驾驶员以有效的清晰可辨的具有足够余量的失速警告。
（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。如果使用警告装置，则该警告装置必须在本条（ｃ）中规定的速度，在本条（ａ）中规定的每一种飞机形态都提供警告。
（ｃ） 必须在大于失速速度（即按§25．201（ｄ）规定的飞机失速速度或所演示的最小速度，取其合适者）7％的速度开始发出失速警告，如果失速警告具有足够的清晰度、持续时间、可辨程度或具有类似特性，也可采用较小的失速警告速度余量。
地面和水面操纵特性
§25．231 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，或者在着陆或起飞期间发生回跳时，不得有不可控制的前翻倾向。此外还要求：
（1） 机轮刹车工作必须柔和，不得引起任何过度的前翻倾向；
（2） 如采用尾轮式起落架，在混凝土跑道上起飞滑跑时，必须可能在80％ＶS1的速度，维持直至推力线水平的任何姿态。
（ｂ） 对于水上飞机和水陆两用飞机，必须制定对起飞、滑行和着水的安全最不利的水面条件。
§25．233 航向稳定性和操纵性
（ａ） 飞机在地面运行可预期的任何速度，在风速直到20节或0．2ＶSO（取大者，但不必高于25节）的90°侧风中，不得有不可控制的地面打转倾向。这可在制定§25．237要求的90°侧风分量时予以表明。
（ｂ） 陆上飞机在以正常着陆速度作无动力着陆中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。这可在结合其它试验一起进行的无动力着陆中予以表明。
（ｃ） 飞机在滑行时必须有足够的航向操纵性。这可在结合其它试验一起进行的起飞前滑行的过程中予以表明。
§25．235 滑行条件
当飞机在正常运行中可合理预期的最粗糙地面上滑行时，减震机构不得损伤飞机的结构。
§25．237 风速
（ａ） 对于陆上飞机和水陆两用飞机，必须制定在干跑道上对起飞和着陆经演示是安全的90°侧风分量，该分量必须至少是20节或0．2ＶSO（取大者，但不必超过25节）。
（ｂ） 对于水上飞机和水陆两用飞机，有下述要求：
（1） 必须制定在正常运行中可合理预期的一切水面条件下起飞和着水均安全的最大的90°侧风分量，该分量必须至少是20节或0．2ＶSO（取大者，但不必超过25节）。
（2） 必须制定在正常运行中可合理预期的一切水面条件下往任何方向滑行均为安全的风速，该风速必须至少是20节或0．2ＶSO（取大者，但不必超过25节）。
§25．239 水面喷溅特性、操纵性和稳定性
（ａ） 对于水上飞机和水陆两用飞机，在起飞、滑行和着水期间以及本条（ｂ）所列条件下，必须符合下列要求：
（1） 不得有妨碍驾驶员视线、引起损坏或造成进水量过大的喷贱特性；
（2） 不得有危险的不可控制的海豚运动、弹跳或摇摆倾向；
（3） 辅助浮筒或翼梢浮筒、机翼翼尖、螺旋桨桨叶或其它未按承受水载荷设计的部分不得浸入水中。
（ｂ） 必须在下述条件下表明符合本条（ａ）的要求：
（1） 从平静的水面到按§25．231制定的最不利的水面条件；
（2） 水面运行时可合理预期的风速和侧风速度、水流和相应的浪涌条件；
（3） 水面运行时可合理预期的速度；
（4） 在水面上任何时刻临界发动机突然停车；
（5） 在申请审定的载重状态范围内，相应于每种运行条件的每一重量和重心位置。
（ｃ） 在本条（ｂ）的水面条件和相应的风的条件下，水上飞机或水陆两用飞机必须能在发动机停车情况下漂流5分钟，必要时可借助海锚。
其它飞行要求
§25．251 振动和抖振
（ａ） 【飞机必须通过飞行演示在任何很可能的运行情况下，都不会发生任何妨碍继续安全飞行的振动和抖振。
（ｂ） 【必须通过飞行演示飞机的每一部件，在不超过ＶDF／ＭDF的任何相应的速度和动力条件下，不会发生过度的振动。必须使用验证过的最大速度来按§25．1505的要求制定飞机的使用限制。】
（ｃ） 除本条（ｄ）的规定外，在正常飞行中，包括巡航期间的形态变化，不得存在强烈程度足以干扰操纵飞机、引起空勤人员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） 在速度直到ＶMO／ＭMO的直线飞行巡航形态，不得有可觉察的抖振，但失速警告抖振必须是允许的。
（ｅ） 【对于ＭD 大于0．6或最大使用高度超过7，600米（25，000英尺）的飞机，必须按飞机申请审定的空速或马赫数、重量和高度范围，确定其巡航形态下发生可察觉抖振的正机动载荷系数。该载荷系数、速度、高度和重量的包线必须为正常运行提供足够的速度和载荷系数范围。可能发生的无意中对抖振边界的超越，不得导致不安全的状态。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．253 高速特性
（ａ） 增速特性和速度恢复特性 必须满足下列对增速特性和速度恢复特性的要求：
（1） 很可能引起无意中增速（包括俯仰和滚转的颠倾）的运动状态和特性，必须用配平在直至ＶMO／ＭMO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来说，较低的杆力梯度、旅客的走动、由爬升改为平飞以及由Ｍ数限制高度下降到空速限制高度。
（2） 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ＶMO／ＭMO：
（ｉ） 不需要特别大的驾驶杆力或特殊的技巧；
（ｉｉ） 不超过ＶD ／ＭD ，ＶDF／ＭDF及各种结构限制；
（ｉｉｉ） 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。
（3） 【飞机在不超过ＶMO／ＭMO的任一速度配平，在直到ＶDF／ＭDF的任一速度下，对绕任一轴的操纵输入不得有反逆响应。飞机的俯仰、横滚或偏航的倾向必须轻微，并可用正常驾驶技巧即刻控制。当飞机在ＶMO／ＭMO配平后，在大于ＶFC／ＭFC的速度下，升降舵操纵力相对速度的关系曲线斜率不一定要稳定，但是在直到ＶDF／ＭDF的所有速度下，必须为推力，而且在达到ＶDF／ＭDF时，升降舵的操纵力不得有突然或过度的减小。】
（ｂ） 具有稳定性的最大速度 ＶFC／ＭFC ＶFC／ＭFC是襟翼和起落架收起时，必须满足§25．147（ｅ）、§25．175（ｂ）（1）、§25．177和§25．181要求的最大速度。该速度不得小于ＶMO／ＭMO和ＶDF／ＭDF的平均值，但在Ｍ数成为限制因素的高度，ＭFC不必超过发出有效速度警告的Ｍ数。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．255 失配平特性
（ａ） 从飞机在不超过ＶMO／ＭMO的巡航速度配平的初始状态开始，在机头上仰和下沉两个方向上的失配平程度为下列两者中之大者时，飞机必须有满意的机动稳定性和操纵性：
（1） 纵向配平系统以其对应于特定飞行状态的正常速率，在没有气动载荷的情况下移动三秒钟（对于没有动力作动配平系统的飞机为相应的失配平程度），除非是受到配平系统止动器的限制（包括§25．655（ｂ）对于可调水平安定面要求的止动器）。
（2） 在高速巡航状态维持平飞时，自动驾驶仪所能承受的最大误配量。
（ｂ） 在本条（ａ）规定的失配平状态，当法向加速度从＋1ｇ变为本条（ｃ）规定的正值和负值时，要求：
（1） 杆力对ｇ的曲线在直到和包括ＶFC／ＭFC的任何速度必须有正的斜率；
（2） 在ＶFC／ＭFC和ＶDF／ＭDF之间的各种速度，纵向主操纵力的方向不得反逆。
（ｃ） 除本条（ｄ）和（ｅ）规定者外，必须在下述两种法向加速度范围之一的飞行中演示对本条（ａ）规定的符合性：
（1） －1ｇ到＋2．5ｇ；
（2） 0ｇ至2．0ｇ，并用可接受的方法外推到－1ｇ和＋2．5ｇ。
（ｄ） 如果用本条（ｃ）（2）规定的程序来演示符合性，而在关于纵向主操纵力反逆的试飞中存在临界情况，则必须从发现存在该临界情况时的法向加速度到本条（ｃ）（1）规定的相应限制范围进行试飞。
（ｅ） 在本条（ａ）要求的试飞中，不必超过§25．333（ｂ）和§25．337规定的限制机动载荷系数以及与很可能无意中超越按§25．251（ｅ）确定的抖振边界相关的机动载荷系数。此外，法向加速度小于1ｇ的试飞演示的进入速度，必须在不超过ＶDF／ＭDF就能完成改出的限度以内。
（ｆ） 在本条（ａ）规定的失配平状态，必须从ＶDF／ＭDF的超速情况，施加不大于556牛（57公斤；125磅）的纵向操纵力，就能产生至少1．5ｇ的法向加速度改出，此时可仅用纵向主操纵或辅以纵向配平系统，如果采用纵向配平辅助产生所要求的载荷系数，必须在ＶDF／ＭDF表明能沿使飞机抬头的方向驱动纵向配平机构，而主操纵面承受的载荷对应于下列使飞机抬头操纵力中的最小者：
（1） 按§25．301和§25．397所规定的服役中预期最大操纵力；
（2） 产生1．5ｇ所需的操纵力；
（3） 对应于抖振或其它现象的操纵力，这些现象的剧烈程度足以强有力制止进一步施加纵向主操纵力。
Ｃ分部 结构
总则
§25．301 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，所规定的空气、地面和水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可靠，否则用以确定载荷大小和分布的方法必须用飞行载荷测量来证实。
（ｃ） 如果载荷作用下的变形会显著改变外部载荷或内部载荷的分布，则必须考虑载荷分布变化的影响。
§25．303 安全系数
除非另有规定，当以限制载荷作为结构的外载荷时，必须采用安全系数1．5；当用极限载荷来规定受载情况时，不必采用安全系数。
§25．305 强度与变形
（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，则此三秒钟的限制不适用。进行到极限载荷的静力试验必须包括加载引起的极限变位和极限变形。当采用分析方法来表明符合极限载荷强度要求时，必须表明符合下列三种情况之一：
（1） 变形的影响是不显著的；
（2） 在分析中已充分考虑所涉及的变形；
（3） 所用的方法和假设足以计及这些变形影响。
（ｃ） 如果结构的柔度特性使在飞机运行情况中很可能出现的任一加载速率会产生比相应于静载荷的应力大得多的瞬态应力，则必须考虑这种加载速率的影响。
（ｄ） 必须考虑飞机对于垂直和横向连续紊流的动态响应。除非表明有更合理的准则，否则必须使用本部附录Ｇ连续突风设计准则来制定动态响应。
【（ｅ） 飞机必须设计成能承受在直到ＶD ／ＭD 的任何可能的运行条件下（包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界）会发生的任何振动和抖振。这一点必须通过分析、飞行试验、或中国民用航空总局适航部门认为必要的其它试验进行验证。
【（ｆ） 除经证明为极不可能的情况外，飞机必须设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利情况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必须视为限制载荷，并必须在直到ＶC ／ＭC 的各种空速下进行研究。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．307 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本分部的强度和变形要求。只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试验。
（ｂ） 【〔备用〕】
（ｃ） 【〔备用〕】
（ｄ） 当用静力或动力试验来表明符合§25．305（ｂ）对飞行结构的要求时，对于试验结果必须采用合适的材料修正系数。如果被试验的结构或其一部分具有下列特征：多个元件对结构总强度均有贡献，而当一个元件损坏以后，载荷通过其它路径传递导致重新分布，则不必采用材料修正系数。
〔1995年12月18日第二次修订〕
飞行载荷
§25．321 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。正载荷系数是气动力相对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分部的飞行载荷要求，此时要考虑每一速度下的压缩性影响：
（1） 在申请人选定的高度范围内的每一临界高度；
（2） 从相应于每个特定飞行载荷情况的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，按在飞机飞行手册规定的使用限制内可调配载重的任何实际分布。
飞行机动和突风情况
§25．331 总则
（ａ） 方法 对称飞行的分析必须至少包括本条（ｂ）到（ｄ）规定的情况，并采用下列方法：
（1） 必须研究机动包线和突风包线上足够数量的点，以保证获得飞机结构每一部分的最大载荷。可以采用保守的复合包线；
（2） 作用在飞机上的重要的力必须以合理或保守的方式处于平衡。线惯性力必须与推力和全部气动载荷相平衡，而角（俯仰）惯性力必须与推力和全部气动力矩（包括作用在诸如尾翼和短舱等部件上的载荷引起的力矩）相平衡，必须考虑从零到最大连续推力范围内的临界推力值；
（3） 当规定操纵器件突然移动时，所采用的操纵面偏转速率不得小于驾驶员通过操纵系统能施加的偏转速率；
（4） 在确定飞机在转弯和拉起时的升降舵偏角和弦向载荷分布（根据本条（ｂ）和（ｃ）的机动情况）时，必须计及相应的俯仰角速度的影响。必须考虑§25．255规定的配平和失配平飞行情况。
（ｂ） 机动平衡情况 必须研究§25．333（ｂ）中的机动包线上Ａ到Ｉ的机动情况，假定飞机在俯仰角加速度为零的情况下处于平衡。
（ｃ） 机动俯仰情况 必须研究下列含有俯仰角加速度的情况：
（1） ＶA 时的升降舵最大偏转 假定飞机正在进行定常平飞（Ａ1 点，§25．333（ｂ）），此时，突然移动俯仰操纵器件来获得极大的正俯仰角加速度（抬头），但驾驶员作用力不必超过§25．397（ｂ）规定的限制值。在重心处的法向加速度超过最大的正限制机动载荷系数ｎ以后出现的飞机载荷不必加以考虑。在确定尾翼载荷时，必须考虑飞机的动态响应或（按申请人选择）刚体的瞬时响应；
（2） 规定的操纵器件移动 必须根据合理的俯仰操纵运动相对时间的剖面图确定校验机动，在此机动中不应超出§25．337规定用于设计的限制载荷系数。飞机的响应必须产生不小于下述值的俯仰角加速度，但不可能达到或超过该值的情况除外：
（ｉ） 假定正俯仰角加速度（抬头）与等于1．0的飞机载荷系数（Ａ1 点到Ｄ1 点，§25．333（ｂ））同时达到。此正俯仰角加速度必须至少等于
39ｎ 2
－－－（ｎ－1．5）， （弧度／秒 ）
Ｖ
式中：
ｎ为所考虑速度下的正载荷系数；
Ｖ为飞机的当量速度（节）。
（ｉｉ） 假定负俯仰角加速度（低头）与正机动载荷系数（Ａ2 点到Ｄ2 点，§25．333（ｂ））同时达到。此负俯仰角加速度必须至少等于
－26ｎ
－－－－（ｎ－1．5）， （弧度／平方秒）
Ｖ
式中：
ｎ为所考虑速度下的正载荷系数；
Ｖ为飞机的当量速度（节）。
（ｄ） 突风情况 必须研究§25．333（ｃ）中Ｂ’到Ｊ’的突风情况，并采用下列规定：
（1） 由规定的突风所产生的空气载荷增量，必须与相应于定常平飞的初始平衡尾翼载荷迭加；
（2） 在计算尾翼突风载荷增量时，可以计入机翼下洗和飞机的突风响应运动的缓和效应；
（3） 在规定的平尾突风强度中可应用突风缓和系数Ｋｇ代替对飞机响应的详细研究。
§25．333 飞行包线
（ａ） 总则 位于本条（ｂ）和（ｃ）中典型的机动包线和典型的突风包线（Ｖ-ｎ图）边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均必须满足强度要求。在确定§25．1501中规定的飞机结构使用限制时也必须采用这些包线。
（ｂ） 机动包线
图（略）
（ｃ） 突风包线
图（略）
§25．335 设计空速
选定的设计空速均为当量空速（ＥＡＳ）。估算的Ｖso和Ｖs1值必须是保守的。
（ａ） 设计巡航速度Ｖc 对于Ｖc ，采用下列规定：
（1） Ｖc 的最小值必须充分大于ＶB ，以应付严重大气紊流很可能引起的意外的速度增加；
（2） 在缺少能证实其它数值是可用的合理研究时，Ｖc 不得小于ＶB ＋43节，但也不必超过飞机在相应的高度以发动机最大连续功率（推力）平飞时的最大速度；
（3） 在ＶD 受Ｍ数限制的高度上，Ｖc 可限制在一选定的Ｍ数。
（ｂ） 设计俯冲速度ＶD 必须选定ＶD 以使ＶC ／ＭC 不大于0．8ＶD ／ＭD ，或使ＶC ／ＭC 和ＶD ／ＭD 之间的最小速度余量是下列值中的大者：
（1） 从以ＶC ／ＭC 定常飞行的初始情况开始，飞机颠倾，沿着比初始航迹低7．5°的飞行航迹飞行20秒钟，然后以载荷系数1．5（0．5ｇ的加速度增量）拉起。只要所使用的气动数据是可靠的或保守的，则上述机动中出现的速度增量可采用计算值。开始拉起之前假定具有§25．175（ｂ）（1）（ｉｖ）规定的功率（推力），开始拉起时可以假定功率（推力）减小并使用驾驶员操纵的阻力装置；
（2） 最小速度余量必须足以应付大气条件的变动（例如水平突风和穿过急流与冷峰），以及应付仪表误差和飞机机体的制造偏差。这些因素可以基于概率来考虑。但是在ＭC 受到压缩性效应限制的高度上，该余量不得小于0．05Ｍ。
（ｃ） 设计机动速度ＶA 对于ＶA ，采用下列规定：
－－
（1） ＶA 不得小于ＶS1√ｎ
式中：
（ｉ） ｎ为ＶC 时的正限制机动载荷系数；
（ｉｉ） ＶS1为襟翼收起形态的失速速度。
（2） ＶA 和Ｖs1必须按所考虑的设计重量和高度进行计算；
（3） ＶA 不必大于ＶC ，或不必大于同正ＣN MAX 曲线与正机动载荷系数线交点相对应的速度，两者中取小值。
（ｄ） 对应最大突风强度的设计速度ＶB 对于ＶB ，采用下列规定：
（1） ＶB 不得小于同最大正升力系数ＣN MAX 曲线与强突风速度线在突风Ｖ－ｎ图上的交点相对应的速度，或不得小于（根号ｎg ）ＶS1，两者中取小值，
式中：
（ｉ） ｎg 为飞机在所考虑的特定重量下，由对应于速度ＶC 的突风（按§25．341）引起的正突风载荷系数；
（ｉｉ） Ｖs1为在所考虑的特定重量下，襟翼收起形态的失速速度。
（2） ＶB 不必大于ＶC 。
（ｅ） 设计襟翼速度ＶF 对于ＶF ，采用下列规定：
（1） 对应每一襟翼位置（按§25．697（ａ）制定）的设计襟翼速度，必须充分大于对各相应飞行阶段（包括中断着陆）所推荐的飞行速度，以计及空速控制的预期变化和由一种襟翼位置到另一种襟翼位置的转换；
（2） 如采用襟翼自动定位装置或载荷限制装置，则可取此装置程序规定的或装置许可的速度和相应襟翼位置；
（3） ＶF 不得小于：
（ｉ） 1．6ＶS1，襟翼在以最大起飞重量起飞时的位置；
（ｉｉ） 1．8ＶS1，襟翼在以最大着陆重量进场时的位置；
（ｉｉｉ） 1．8ＶSO，襟翼在最大着陆重量着陆时的位置。
（ｆ） 设计阻力装置速度ＶDD 对每一阻力装置所选定的设计速度，必须充分大于使用该装置时所推荐的速度，以计及速度控制的预期变化，对于供高速下降时使用的阻力装置，ＶDD不得小于ＶD 。当阻力装置采用自动定位措施或载荷限制措施时，设计中必须取此自动措施程序规定的或自动措施许可的速度和相应的阻力装置位置。
§25．337 限制机动载荷系数
（ａ） 除受到最大（静）升力系数的限制外，假定飞机经受对称机动并达到本条所规定的限制机动载荷系数。必须考虑相应于飞机拉起和定常转弯机动的合适的俯仰速度。
（ｂ） 对于直到ＶD 的任一速度，正限制机动载荷系数“ｎ”不得小于
10，890
2．1＋（－－－－－－－－－－－）
Ｗ（公斤）＋4，540
24，000
（2．1＋（－－－－－－－－－－－）），
Ｗ（磅）＋10，000
但是“ｎ”不得小于2．5，不必大于3．8，此处Ｗ为设计最大起飞重量。
（ｃ） 对于负限制机动载荷系数，采用下列规定：
（1） 在直到ＶC 的各种速度下，不得小于－1．0；
（2） 必须随速度从ＶC 时的对应值线性变化到ＶD 时的零值。
（ｄ） 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。
§25．341 突风载荷
（ａ） 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：
（1） 高度在海平面和6，100米（20，000英尺）之间时，在速度ＶB 时的正（向上）和负（向下）强突风速度必须取为20．10米／秒（66英尺／秒）。突风速度可线性地从6，100米（20，000英尺）时的20．10米／秒（66英尺／秒）减少到15，200米（50，000英尺）时的11．60米／秒（38英尺／秒）；
（2） 高度在海平面和6，100米（20，000英尺）之间时，在速度ＶC 时的正、负突风速度必须取为15．25米／秒（50英尺／秒）。突风速度可线性地从6，100米（20，000英尺）时的15．25米／秒（50英尺／秒）减少到15，200米（50，000英尺）时的7．60米／秒（25英尺／秒）；
（3） 高度在海平面和6，100米（20，000英尺）之间时，在速度ＶD 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）时的7．60米／秒（25英尺／秒）减少到15，200米（50，000英尺）时的3．80米／秒（12．5英尺／秒）。
（ｂ） 必须作下列假设：
（1） 突风形状为：
Ｕde 2πＳ
Ｕ＝－－（1－ｃｏｓ－－－）
＿
2 25ｃ
式中：
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）；
Ｕde为按（ａ）得到的突风速度，米／秒（英尺／秒）。
（2） 在§25．333（ｃ）中突风包线所示的规定情况Ｂ＇和Ｇ＇之间，突风载荷系数按线性变化。
（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：
Ｋg ＵdeＶa
ｎ＝1＋－－－－－－－－－－
1．63（Ｗg ／Ｓ）
式中：
0．88μg
Ｋg ＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μg
2（Ｗg ／Ｓ）
μg ＝－－－－－－－，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ
Ｕde为按（ａ）得到的突风速度，米／秒；
ρ为大气密度，公斤／立方米；
Ｗg ／Ｓ为翼载，牛顿／平方米；
＿
ｃ为平均几何弦长，米；
ｇ为重力加速度，米／平方秒；
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ＣNA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ＣAL曲线的斜率（1／弧度）。
Ｋg ＵdeＶa
公制： ｎ＝1＋－－－－－－－
16（Ｗ／Ｓ）
式中：
0．88μg
Ｋg ＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μg
2（Ｗ／Ｓ）
μg ＝－－－－－－，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ，
Ｕde为按（ａ）得到的突风速度，米／秒；
2 4
ρ为大气密度，公斤．秒 ／米 ；
2
Ｗg ／Ｓ为翼载，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ＣNA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ＣAL曲线的斜率（1／弧度）。
Ｋg ＵdeＶa
英制： ｎ＝1＋－－－－－－－－
498（Ｗ／Ｓ）
式中：
0．88μg
Ｋg ＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μg
2（Ｗ／Ｓ）
μg ＝－－－－－－，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ
Ｕde为按（ａ）得到的突风速度，英尺／秒；
3
ρ为大气密度，斯拉格／英尺 ；
2
Ｗ／Ｓ为翼载，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ＣNA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ＣAL曲线的斜率（1／弧度）。
§25．343 设计燃油和滑油载重
（ａ） 可调配载重的各种组合，必须包括从零燃油和滑油到选定的最大燃油和滑油载重范围内的每一燃油和滑油载重。可选定在§25．1001（ｅ）和（ｆ）（取适用者）所限定的运行条件下不超过45分钟余油的某种结构储油情况。
（ｂ） 如果选定了某种结构储油情况，则该情况必须用来作为表明符合本分部规定的飞行载荷要求的最小燃油重量情况，此外还要求：
（1） 结构必须按在机翼内零燃油和滑油的情况进行设计，此情况的限制载荷相应于下列规定：
（ｉ） 机动载荷系数为＋2．25；
（ｉｉ） 突风强度等于§25．341中规定数值的85％。
（2） 结构的疲劳评定必须计及由本条（ｂ）（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，也必须在零燃油情况下得到满足。
§25．345 增升装置
（ａ） 如果在起飞、进场或着陆期间要使用襟翼，则假定在对应于这些飞行阶段的设计襟翼速度（按§25．335（ｅ）制定）下，且襟翼处于相应的位置，飞机经受对称机动和对称突风，其范围由下列条件确定：
（1） 机动到正限制载荷系数2．0；
（2） 垂直作用于水平飞行航
