发布文号: 民航总局令第100号
（《中国民用航空总局关于第三次修订〈运输类飞机适航标准〉的决定》（ＣＣＡＲ－２５－Ｒ３）已经２００１年５月１４日中国民用航空总局局务会议通过，现予公布，自公布之日起施行。１９８５年１２月３１日制定，１９９０年７月１８日第一次修订，１９９５年１２月１８日第二次修订的《运输类飞机适航标准》根据本决定修订后重新公布。）
一、中国民用航空规章第２５部《运输类飞机适航标准》自１９８５年１２月３１日由中国民用航空总局发布以来，已经过１９９０年７月１８日的第一次修订和１９９５年１２月１８日的第二次修订。随着航空科学技术的进步、航空工业和航空运输业的发展以及人们对航空安全性认识的深化，适航标准自身也在不断发展和更新。为保持我国适航标准与国外适航标准在安全水平上的一致性，促进我国民族航空工业的健康发展，进一步加强与国际间的交往，中国民用航空总局决定对中国民用航空规章第２５部《运输类飞机适航标准》（ＣＣＡＲ－２５）进行第三次修订。
中国民用航空规章第２５部《运输类飞机适航标准》（ＣＣＡＲ－２５）第三次修订的内容包括修订
§２５．１０１总则、
§２５．１０５起飞、
§２５．１０７起飞速度、
§２５．１０９加速－停止距离、
§２５．１１３起飞距离和起飞滑跑距离、
§２５．１１５起飞飞行航迹、
§２５．１１９着陆爬升：全发工作、
§２５．１２１爬升：单发停车、
§２５．１２５着陆、
§２５．１４３总则、
§２５．１４５纵向操纵、
§２５．１４９最小操纵速度、
§２５．２０１失速演示、
§２５．２０３失速特性、
§２５．２５３高速特性、
§２５．３０５强度和变形、
§２５．３２１总则、
§２５．３３１对称机动情况、
§２５．３３３飞行机动包线、
§２５．３３５设计空速、
§２５．３４１突风和紊流载荷、
§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偏航机动情况、
§２５．３６３发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷、
§２５．３６５增压舱载荷、
§２５．３７１陀螺载荷、
§２５．３７３速度控制装置、
§２５．３９１操纵面载荷：总则、
§２５．４１５地面突风情况、
§２５．４２７非对称载荷、
§２５．４４５辅助气动力面、
§２５．４７３着陆载荷情况和假定、
§２５．４７９水平着陆情况、
§２５．４８１尾沉着陆情况、
§２５．４８３单起落架着陆情况、
§２５．４８５侧向载荷情况、
§２５．４９１滑行、起飞和着陆滑跑、
§２５．４９３滑行刹车情况、
§２５．４９９前轮侧偏与操纵、
§２５．５６１总则、
§２５．５７１结构的损伤容限和疲劳评定、
§２５．７３５刹车、
§２５．７８３舱门、
§２５．７８５座椅、卧铺、安全带和肩带、
§２５．８０７应急出口、
§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、
§２５．８３１通风、
§２５．８３２座舱臭氧浓度、
§２５．８４１增压座舱、
§２５．８５３座舱内部设施、
§２５．８５５货舱和行李舱、
§２５．８５７货舱等级、
§２５．８５８货舱或行李舱烟雾或火警探测系统、
§２５．９０３发动机、
§２５．１０９１进气、
§２５．１１８５可燃液体、
§２５．１４４７分氧装置设置的规定、
§２５．１５３３附加使用限制共计６３条条款和附录Ｆ第Ⅱ部分座椅垫的可燃性、附录Ｆ第Ⅳ部分测定热辐射下客舱材料热释放速率的试验方法；新增
§２５．１５１７颠簸气流速度１条条款。
修订后的条款内容如下：
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
Ｈ ｜ ｅ ｜ Ｗ ｜ σ
〔米〕 ｜〔毫米汞柱〕 ｜〔公斤水蒸气／公斤｜〔ρ／零高标准大气密度〕
｜ ｜ 干燥空气〕 ｜
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
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
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
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
Ｈ ｜ ｅ ｜ Ｗ ｜ σ
〔英尺〕 ｜〔英寸汞柱〕 ｜ 〔磅水蒸气／磅 ｜〔ρ／零高标准大气密度〕
｜ ｜ 干燥空气〕 ｜
－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
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－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。
（ｉ）§２５．１０９和§２５．１２５条所规定的加速－停止距离和着陆距离必须在飞机全部的机轮刹车装置处于它们所允许磨损范围的完全磨损极限状态下确定。
§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－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；
（ｉ）平整、干和湿的并有硬质道面的跑道；和
（ｉｉ）申请人如有选择时，带沟槽，或多孔摩擦的湿硬质道面的跑道；
（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－停止试验中采取最初的减速措施（例如，施加刹车，减少推力，打开减速装置）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）干跑道上的加速－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失效和驾驶员在Ｖ1采取中止起飞的第一个减速措施，允许飞机从ＶEF加速到中止起飞期间所达到的最大速度；和
（ｉｉｉ）从本条（ａ）（１）（ｉｉ）规定达到的速度到完全停止；加上
（ｉｖ）相当于以Ｖ1滑跑２秒钟的距离。
（２）完成下列过程所需距离之和：
（ｉ）全发工作情况下，假定驾驶员在Ｖ1采取中止起飞的第一个减速措施，飞机从滑跑始点加速至中止起飞期间的最大速度；和
（ｉｉ）全发仍工作情况下，从本条（ａ）（２）（ｉ）规定达到的速度到完全停止；加上
（ｉｉｉ）相当于以Ｖ1滑跑２秒钟的距离。
（ｂ）湿跑道上的加速－停止距离是下述两种距离中的大者：
（１）按照本条（ａ）款在干跑道上确定的加速－停止距离；或
（２）在湿跑道上，采用湿跑道的ＶEF和Ｖ1，按照本条（ａ）款确定加速－停止距离。在确定湿跑道上的加速－停止距离时，机轮刹车的停止力不得超过：
（ｉ）满足§２５．１０１（ｉ）款和本条（ａ）款要求所确定的机轮刹车的停止力；和
（ｉｉ）按照本条（ｃ）、（ｄ）款基于湿跑道刹车摩擦系数确定的力，如适用，尚须考虑所批准的起飞状态下最不利重心位置刹车机轮与非刹车机轮间的正常载荷分布。
（ｃ）平整湿跑道上的湿跑道刹车摩擦系数定义为地速的函数，并且必须计算如下：
（１）湿跑道轮胎－地面最大刹车摩擦系数定义为：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜轮胎压强（ｐｓｉ）｜ 最大刹车系数（轮胎－与－地面） ｜
｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜ ３ ２ ｜
｜ ５０ ｜μt/gMAX＝－０．０３５０（Ｖ／１００） ＋０．３０６（Ｖ／１００） －０．８５１（Ｖ／ ｜
｜ ｜ １００）＋０．８８３ ｜
｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜ ３ ２ ｜
｜ １００ ｜μt/gMAX＝－０．０４３７（Ｖ／１００） ＋０．３２０（Ｖ／１００） －０．８０５（Ｖ／ ｜
｜ ｜ １００）＋０．８０４ ｜
｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜ ３ ２ ｜
｜ ２００ ｜μt/gMAX＝－０．０３３１（Ｖ／１００） ＋０．２５２（Ｖ／１００） －０．６５８（Ｖ／ ｜
｜ ｜ １００）＋０．６９２ ｜
｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜ ３ ２ ｜
｜ ３００ ｜μt/gMAX＝－０．０４０１（Ｖ／１００） ＋０．２６３（Ｖ／１００） －０．６１１（Ｖ／ ｜
｜ ｜ １００）＋０．６１４ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
其中，
轮胎压强：飞机使用最大轮胎压强（Ｐsi）；
μt/gMAX：轮胎－地面最大刹车系数；
Ｖ：飞机真地速（节）；和
其它未列轮胎压强可线性内插。
（２）湿跑道轮胎－地面最大刹车摩擦系数必须考虑湿跑道上防滑系统的效率加以调整。必须在平整湿跑道上进行飞行试验演示防滑系统的工作，并且必须确定它的效率。除非用来自平整湿跑道上飞行试验的定量分析确定特定防滑系统的效率，本条（ｃ）（１）确定的湿跑道轮胎－地面最大刹车摩擦系数必须乘以与飞机所安装防滑系统类型相关的效率值：
－－－－－－－－－－－－
｜防滑系统类型｜效率值｜
｜－－－－－－｜－－－｜
｜ 开关式 ｜０．３｜
｜－－－－－－｜－－－｜
｜ 准调节式 ｜０．５｜
｜－－－－－－｜－－－｜
｜ 全调节式 ｜０．８｜
－－－－－－－－－－－－
（ｄ）申请人如有选择的具有带沟槽，或具有多孔摩擦材料处理的跑道道面时，可使用较高的湿跑道刹车摩擦系数。对于带沟槽和多孔摩擦跑道，湿跑道刹车摩擦系数定义可为下列两者中的任何一个：
（１）用于确定干跑道加速－停止距离的干跑道刹车摩擦系数的７０％；或（２）除了特定防滑系统的效率已被确定之外，本条（ｃ）款所定义的湿跑道刹车系数对于带沟槽，或多孔摩擦湿跑道仍是适当的，但其中湿跑道轮胎－地面最大刹车摩擦系数定义为：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜轮胎压强 ｜ 最大刹车系数 ｜
｜（ｐｓｉ）｜ （轮胎－与－地面） ｜
｜－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜ ５ ４ ３ ｜
｜ ５０ ｜μt/gMAX＝０．１４７０（Ｖ／１００） －１．０５０（Ｖ／１００） ＋２．６７３（Ｖ／１００） － ｜
｜ ｜ ２ ｜
｜ ｜ ２．６８３（Ｖ／１００） ＋０．４０３（Ｖ／１００）＋０．８５９ ｜
｜－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜ ５ ４ ３ ｜
｜ １００ ｜μt/gMAX＝０．１１０６（Ｖ／１００） －０．８１３（Ｖ／１００） ＋２．１３０（Ｖ／１００） － ｜
｜ ｜ ２ ｜
｜ ｜ ２．２００（Ｖ／１００） ＋０．３１７（Ｖ／１００）＋０．８０７ ｜
｜－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜ ５ ４ ３ ｜
｜ ２００ ｜μt/gMAX＝０．０４９８（Ｖ／１００） －０．３９８（Ｖ／１００） ＋１．１４０（Ｖ／１００） － ｜
｜ ｜ ２ ｜
｜ ｜ １．２８５（Ｖ／１００） ＋０．１４０（Ｖ／１００）＋０．７０１ ｜
｜－－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜
｜ ｜ ５ ４ ３ ｜
｜ ３００ ｜μt/gMAX＝０．０３１４（Ｖ／１００） －０．２４７（Ｖ／１００） ＋０．７０３（Ｖ／１００） － ｜
｜ ｜ ２ ｜
｜ ｜ ０．７７９（Ｖ／１００） ＋０．００９４５（Ｖ／１００）＋０．６１４ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
其中，
轮胎压强：飞机使用最大轮胎压强（Ｐsi）；
μt/gMAX：轮胎－地面最大刹车系数；
Ｖ：飞机真地速（节）；和
其它未列轮胎压强可线性内插。
（ｅ）除了本条（ｆ）（１）给出的措施之外，可使用机轮刹车以外的措施来确定加速－停止距离，条件是这些措施：
（１）安全可靠；
（２）在正常运行条件下使用时可望获得一贯的效果；
（３）对操纵飞机不需要特殊技巧。
（ｆ）反向推力影响－
（１）当确定干跑道的加速－停止距离时，不应被作为附加的减速措施；和
（２）当确定湿跑道的加速－停止距离时，在满足本条（ｅ）款规定的要求条件下，使用推荐的反向推力程序，可以作为附加减速措施。
（ｇ）在加速－停止的全过程中必须保持起落架在放下位置。
（ｈ）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。
（ｉ）最大刹车动能加速－停止距离的飞行试验演示必须在飞机的每一个机轮刹车剩余不大于所允许的刹车磨损范围的１０％状态下实施。
§２５．１１３起飞距离和起飞滑跑距离
（ａ）干跑道的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）湿跑道的起飞距离是下述距离中的大者：
（１）按照本条（ａ）款确定的干跑道起飞距离；或
（２）沿着按§２５．１１１确定的湿跑道起飞航迹从起飞始点到飞机高于起飞表面４．６米（１５英尺）的一点所经过的水平距离，以完成距起飞表面３５英尺之前达到Ｖ2一致的方法。
（ｃ）对于起飞距离不包含净空道情况，起飞滑跑距离等于起飞距离。对于起飞距离含有净空道情况－
（１）干跑道的起飞滑跑距离是下述距离中的大者－
（ｉ）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）；
（ｉｉ）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）。
（２）湿跑道的起飞滑跑距离是下述距离中的大者－
（ｉ）沿着按§２５．１１１确定的湿跑道起飞航迹从起飞始点到飞机高于起飞表面４．６米（１５英尺）的一点所经过的水平距离，以完成高于起飞表面３５英尺之前达到Ｖ2一致的方法；或
（ｉｉ）全发工作，沿着由其余与按§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４．６米（１５英尺）。
§２５．１１５起飞飞行航迹
（ａ）起飞飞行航迹，依据适当的道面情况，从按§２５．１１３（ａ）或（ｂ）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。
§２５．１１９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复飞设置位置后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，其余发动机处于复飞设置可用功率（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。
§２５．１２５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或ＶMCL两者中的大者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。
§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）在本条（ａ）和（ｂ）所需的试验中，对于常规盘式操纵，下表规定所允许的最大操纵力：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
施加在驾驶盘或方向｜ ｜ ｜
舵脚蹬上的力，以牛｜ 俯 仰 ｜ 滚 转 ｜ 偏 航
（公斤；磅）计 ｜ ｜ ｜
－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
短 时 作 用 ｜３３３（３４；７５）｜２２２（２３；５０）｜
（双手） ｜ ｜ ｜
－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
短 时 作 用 ｜２２２（２３；５０）｜１１１（１１；２５）｜
（单手） ｜ ｜ ｜
－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
短 时 作 用 ｜ ｜ ｜６６７（６８；１５０）
－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
持 久 作 用 ｜４４（５；１０） ｜２２（２；５） ｜８９（９；２０）
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
（ｄ）当演示本条（ｃ）所规定短时操纵力限制的符合性时，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）当演示本条（ｃ）所规定持久操纵力限制的符合性时，飞机必须配平，或尽可能接近配平。
（ｆ）在恒定空速或马赫数（直至ＶFC／ＭFC）机动飞行时，杆力和杆力梯度相对于机动载荷系数必须处于满意的限制条件之内。飞机机动飞行时，杆力必须不得有过度的驾驶员体力要求，也不得太低致使飞机可能轻易无意地进入超应力状态。随载荷系数变化出现的梯度变化必须不得引起保持飞机操纵的过度困难以及局部梯度不得太低导致过度操纵的危险。
§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时作用力）：
（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），但发动机处于复飞设置功率（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，迅速施加复飞设置功率（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）同时施加复飞设置功率（推力）状态；
（２）起落架在放下位置；
（３）着陆重量和高度的临界组合。
（ｄ）如果增升装置的操纵手柄位置是分挡限定的，本条（ｃ）款的要求适用于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。该要求也适用于从每一批准的着陆位置收起到复飞程序要求的增升装置构形的操纵位置。此外，从最大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；只有达到限定位置后，才有可能实施该项另外的明显动作。
§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的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和着陆的最临界形态或，申请人如有选择则为所选取的每一形态；
（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）最不利重量，或申请人如有选择作为重量的函数；
（５）对于螺旋桨飞机，假定在保持３°进场航迹角所需的功率（推力）时发动机失效，失效发动机的螺旋桨处于不需驾驶员采取措施达到的位置；和
（６）工作发动机在复飞设置功率（推力）状态。
（ｇ）ＶMCL-2，三发或三发以上的飞机，一台临界发动机停车时进场和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）飞机处于一台临界发动机停车进场和着陆的最临界形态，或申请人如有选择则为所选取的每一形态；
（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）最不利重量，或申请人如有选择作为重量的函数；
（５）对于螺旋桨飞机，假定在保持３°进场航迹角所需的功率（推力）时发动机失效，并且其它不工作发动机的螺旋桨顺桨，失效发动机的螺旋桨处于不需驾驶员采取措施达到的位置；
（６）当一台临界发动机失效时，工作发动机设定在保持３°进场航迹角所需的功率（推力）状态；和
（７）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）（６）规定的功率（推力）状态分别改变到：
（ｉ）最小功率（推力）；
（ｉｉ）复飞设置功率（推力）。
（ｈ）在ＶMCL和ＶMCL-2的演示中－－
（１）方向舵操纵力不得超过６６７牛（６８公斤；１５０磅）；
（２）飞机不得呈现危险的飞行特性，或要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力；
（３）横向操纵必须有足够的滚转能力，从稳定飞行的初始状态，飞机必须能从停车发动机一侧向工作发动机一侧转变航向，在不大于５秒钟的时间内改变２０°的航向；和
（４）对于螺旋桨飞机，在发动机失效后螺旋桨达到的任何位置，及随后的发动机或螺旋桨任何可能的操纵运动期间，均不得呈现危险的飞行特性。
§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）使用批准的襟翼、起落架和减速装置每一可能的位置组合；
（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；和
（４）飞机按§２５．１０３（ｂ）（１）规定的速度配平。
（ｃ）必须用下列程序来表明符合§２５．２０３的要求：
（１）从失速速度之上足以保证建立稳定减速率的某速度开始，采用纵向操纵，使飞机速度降低不超过每秒１节，直到飞机失速；
（２）此外，对于转弯飞行失速，采用纵向操纵，以实现直至每秒３节减速率；
（３）飞机一旦失速，即用正常的改出方法来改出。
（ｄ）当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。可接受的失速现象如下，这些现象既可单独出现，也可以组合出现：
（１）不能即刻阻止的机头下沉；
（２）抖振，其幅度和剧烈程度能强烈而有效地阻止进一步减速；或
（３）俯仰操纵达到后止动点，并且在改出开始前操纵器件在该位置保持一短暂的时间后不能进一步增加俯仰姿态。
§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。改出期间出现的最大坡度不能超过－－
（１）对于小于并直到每秒１节的减速率的情况，在原转弯方向大约６０°，或相反方向大约３０°；和
（２）对于超过每秒１节的减速率的情况，在原转弯方向大约９０°，或相反方向大约６０°。
§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§２５．１４３（ｆ）、§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。
§２５．３０５ 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）〔备用〕
（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。
§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。
（ｃ）必须研究设计包线上和设计包线内足够多的点，以保证获得飞机结构中每个部分的最大载荷。
（ｄ）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。
§２５．３３１ 对称机动情况
（ａ）方法 对本条（ｂ）和（ｃ）规定的机动飞行情况进行分析，采用下列规定：
（１）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；
（２）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）俯仰机动情况 必须研究本条（ｃ）（１）和（２）规定的情况。可以调整俯仰操纵面的运动以考虑２５．３９７（ｂ）规定的最大驾驶员作用力的限制值、操纵系统止动器和操纵系统输出的限制值引起的任何间接影响（例如：有动力操纵系统可以达到的失速力矩或最大速率）。
（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抬头俯仰加速度。在确定尾翼载荷时，必须考虑飞机的响应。在重心处的法向加速度超过正限制机动载荷系数（２５．３３３（ｂ）的Ａ2点）或引起的尾翼法向载荷达到最大值（两者中取先到者）以后的飞机载荷不必加以考虑。
（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
３
９ｎ 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
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）。
§２５．３３３ 飞行机动包线
（ａ）总则 位于本条（ｂ）中典型的机动包线（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此包线。
（ｂ）机动包线 图略
（ｃ）〔删除〕
§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）除２５．３３５（ｄ）（２）以外，ＶC不得小于ＶB＋１．３２ＵREF（ＵREF按２５．３４１（ａ）（５）（ｉ）的规定），但ＶC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０．０７Ｍ，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。在任何情况下，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ＣNmax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
（１）ＶB不得小于 ＫgＵrefＶcａ １／２
公制：ＶS1（１＋───────）
１６Ｗ
ＫgＵrefＶcａ １／２
英制：ＶS1（１＋───────）
４９８Ｗ
式中：
ＶS1为以ＣNAmax为基础在所考虑的特定重量下，襟翼收起形态的失速速度
ＶC为设计巡航速度（米／秒，节，当量空速）
Ｕｒｅｆ为从２５．３４１（ａ）（５）（ｉ）得到的参考突风速度（米／秒，英尺／秒，当量空速）
Ｗ为在所考虑的特定重量下的平均机翼载重（公斤／平方米，磅／平方英尺）
０．８８μ Ｋｇ＝───── ５．３＋μ ２Ｗ μ＝──── ρｃａｇ ２ ４ ３
ρ为空气密度（公斤·秒 ／米 ，斯拉格／英尺 ）
ｃ为机翼的平均几何弦长（米，英尺）
２ ２
ｇ为重力加速度（米／秒 ，英尺／秒 ）
ａ为飞机法向力系数曲线的斜率，ＣNA／弧度
（２）在ＶC受马赫数限制的高度上
（ｉ）ＶB的选择可以在低和高的速度抖振边界之间给出最佳余度；
（ｉｉ）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。
§２５．３４１突风和紊流载荷
（ａ）离散突风设计准则 假定飞机在平飞中遇到对称的垂直和横向突风，限制突风载荷的确定必须根据下列规定：
（１）必须通过动态分析确定结构各部分的载荷。分析必须考虑非稳定气动特性和包括刚体运动在内的所有重要的结构自由度。
（２）突风形状必须是： Ｕds
Ｕ＝──〔１－Ｃｏｓ（πｓ／Ｈ）〕
２
对于０≤ｓ≤２Ｈ
式中：
ｓ为进入突风区的距离（米，英尺）
Ｕds为用本条（ａ）（４）规定的当量空速表示的设计突风速度；
Ｈ为突风梯度，即突风达到其峰值速度时与飞机飞行航迹的平行距离（米，英尺）。
（３）必须在９．１米（３０英尺）到１０６．７米（３５０英尺）范围内对突风梯度进行足够的研究，找出每个载荷数值的临界响应。
（４）设计突风速度必须是： １／６
Ｕds＝ＵrefＦg（Ｈ／３５０）
式中：
Ｕref为用本条（ａ）（５）确定的当量空速表示的参考突风速度
Ｆg为本条（ａ）（６）确定的飞行剖面缓和系数
（５）采用下列参考突风速度：
（ｉ）在飞机设计速度ＶC时：必须考虑海平面上参考突风速度为１７．０７米／秒（５６．０英尺／秒）ＥＡＳ的正负突风。参考突风速度可以从海平面１７．０７米／秒（５６．０英尺／秒）ＥＡＳ线性下降到４５７５米（１５０００英尺）１３．４１米／秒（４４．０英尺／秒）ＥＡＳ。参考突风还可以进一步线性下降，从４５７５米（１５０００英尺）１３．４１米／秒（４４．０英尺／秒）ＥＡＳ下降到１５２００米（５００００英尺）７．９２米／秒（２６．０英尺／秒）ＥＡＳ。
（ｉｉ）在飞机设计速度ＶD时：参考突风速度必须是从§２５．３４１（ａ）（５）（ｉ）得到的值的０．５倍。
（６）飞行剖面缓和系数Ｆg必须从海平面值线性增加到§２５．１５２７确定的最大使用高度时的１．０。在海平面时，飞行剖面缓和系数由下列公式确定： Ｆg＝０．５（Ｆgz＋Ｆgm）
式中：
Ｚmo
Ｆgz＝１－──────；
２５００００
Ｆgm＝Ｒ2Ｔａｎ（πＲ1／４）的平方根；
Ｒ1为最大着陆重量／最大起飞重量
Ｒ2为最大零燃油重量／最大起飞重量
Ｚmo为§２５．１５２７确定的最大使用高度
（７）当分析中包括了增稳系统时，在从限制突风情况得到限制载荷时必须考虑任何显著的系统非线性影响。
（ｂ）连续突风设计准则 必须考虑飞机对垂直和横向连续紊流的动态响应。除非证明有更合理的准则，否则必须用本部附录Ｇ的连续突风设计准则来确定动态响应。
§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）§２５．３４１（ａ）的突风情况，但假定为２５．３４１（ａ）（４）规定的设计速度的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，必须由下列情况得到限制载荷：
（１）机动到正限制载荷系数２．０；
（２）垂直作用于水平飞行航迹的正、负突风速度为７．６０米／秒（２５英尺／秒）ＥＡＳ。必须用合理的分析确定结构各部分的突风载荷。分析必须考虑非稳定气动特性和飞机的刚体运动。突风形状必须按照§２５．３４１（ａ）（２）的规定，其中： Ｕds＝７．６０米／秒（２５英尺／秒）ＥＡＳ
Ｈ＝１２．５ｃ；且
ｃ为机翼的平均几何弦长（米，英尺）
（ｂ）飞机必须按本条（ａ）规定的条件设计，但是在分别计及下列条件的影响时，飞机载荷系数不必大于１．０：
（１）在设计襟翼速度ＶF时，对应于发动机最大连续功率的螺旋桨滑流，以及对应于发动机起飞功率，飞机速度不小于１．４倍的失速速度（此时襟翼处于特定位置，飞机为相应的最大重量）下的螺旋桨滑流；
（２）迎面突风，其风速为７．６０米／秒（２５英尺／秒）（ＥＡＳ）。
（ｃ）如果在航路飞行情况中要使用襟翼或类似的增升装置，此时襟翼处在适当的位置，飞机速度直到按这些情况选定的襟翼设计速度，则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：
（１）机动到§２５．３３７（ｂ）规定的正限制载荷系数；
（２）§２５．３４１（ａ）的离散垂直突风准则。
（ｄ）飞机必须按最大起飞重量、襟翼和类似的增升装置处于着陆构型、机动载荷系数为１．５进行设计。
§２５．３４９ 滚转情况
飞机必须按本条（ａ）和（ｂ）规定的情况引起的滚转载荷进行设计。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式予以平衡，认为此惯性力由主要质量提供。
（ａ）机动 必须把下列各种情况、速度和副翼偏转（可能受驾驶员作用力限制的偏转除外），同数值为零及等于设计中所用正机动载荷系数的三分之二的飞机载荷系数组合起来考虑。在确定所要求的副翼偏转时，必须按§２５．３０１（ｂ）考虑机翼的扭转柔度。
（１）必须研究相应于各种定常滚转速度的情况。此外，对于机身外面有发动机或其它集中重量的飞机，还必须研究相应于最大角加速度的情况。对于角加速度情况，在对机动的时间历程缺少合理的研究时，可以假定滚转速度为零；
（２）速度ＶA时，假定副翼突然偏转到止动器；
（３）速度ＶC时，副翼的偏转必须为产生不小于按本条（ａ）（２）得到的滚转率所要求的偏转；
（４）速度ＶD时，副翼的偏转必须为产生不小于按本条（ａ）（２）得到的滚转率的三分之一所要求的偏转。
（ｂ）非对称突风 假定平飞的飞机遇到非对称垂直突风，必须用由§２５．３４１（ａ）直接得到的机翼最大空气载荷或由§２５．３４１（ａ）计算出的垂直载荷系数间接得到的机翼最大空气载荷确定限制载荷。必须假定１００％的机翼空气载荷作用于飞机的一侧，８０％作用于另一侧。
§２５．３５１ 偏航机动情况
飞机必须按本条（ａ）到（ｄ）规定的偏航机动情况引起的载荷进行设计，速度范围从ＶMC到ＶD。对重心的不平衡气动力矩必须以合理或保守的方式予以平衡，并考虑飞机惯性力。在计算尾翼载荷时，可以假定偏航速度为零。
（ａ）当飞机以零偏航角非加速飞行时，假定方向舵操纵器件突然移动使方向舵偏转到受下列条件限制的偏转量：
（１）操纵面止动器；或
（２）驾驶员作用力的限制值，从ＶMC到ＶA为１３３０牛（１３６公斤，３００磅），从ＶC／ＭC到ＶD／ＭD为８９０牛（９０．７公斤，２００磅），在ＶA与ＶC／ＭC之间按线性变化。
（ｂ）当方向舵操纵器件偏转，以始终保持在本条（ａ）中规定的限制值内可用的最大方向舵偏转时，假定飞机偏航到过漂侧滑角。
（ｃ）当飞机偏航到静平衡侧滑角时，假定方向舵操纵器件保持，以获得在本条（ａ）中规定的限制值内最大可用方向舵偏转。
（ｄ）当飞机偏航到本条（ｃ）的静平衡侧滑角时，假定方向舵操纵器件突然回到中立位置。
§２５．３６３ 发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷
（ａ）发动机和辅助动力装置支架及其支承结构必须按横向限制载荷系数（作为作用在发动机和辅助动力装置支架上的侧向载荷）进行设计，此系数至少等于由偏航情况得到的最大载荷系数，但不小于下列数值：
（１）１．３３；
（２）§２５．３３３（ｂ）所述的飞行情况Ａ的限制载荷系数的三分之一。
（ｂ）可假定本条（ａ）规定的侧向载荷与其它飞行情况无关。
§２５．３６５ 增压舱载荷
下列规定适用于有一个或一个以上增压舱的飞机：
（ａ）飞机结构必须有足够的强度来承受飞行载荷和由零到释压活门最大调定值的压差载荷的组合作用；
（ｂ）必须计及在飞行中的外部压力分布以及应力集中和疲劳影响；
（ｃ）如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）飞机结构必须设计成能承受下述压差载荷，对于申请批准在直到１３７００米（４５０００英尺）的高度运行的飞机，该载荷为释压活门最大调定值的１．３３倍；对于申请批准在１３７００米（４５０００英尺）以上运行的飞机，该载荷为释压活门最大调定值的１．６７倍，并略去其它载荷。
（ｅ）增压舱内部和外部的任何结构、组件或零件，如因其破坏而可能妨碍继续安全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使用高度由于以下每一情况使任何舱室出现孔洞而引起的压力突降：
（１）发动机碎裂后发动机的一部分穿通了增压舱；
（２）在任何增压舱有尺寸不超过ＨO的任何孔洞但对无法合理预期会局限于小舱室的孔洞，可以将小舱室与其相邻增压舱合并起来作为一个舱室考虑。尺寸ＨO须按下式计算：
ＨO＝ＰＡS
式中：
２ ２ ２
ＨO为最大孔洞面积，米 （英尺 ），不超过１．８６米 （２０
２
英尺 ）；
ＡS ＡS
Ｐ＝───＋０．０２４（Ｐ＝─────＋０．０２４）
５８０ ６，２４０
２
ＡS为增压壳体垂直于纵轴的最大横截面积，米（英２尺 ）；
（３）未经表明是极不可能出现的由于飞机或设备损坏而造成的最大孔洞。
（ｆ）在符合本条（ｅ）款，确定损坏或穿通的概率和可能的孔洞尺寸时，如果还考虑到关闭装置可能有的使用不当以及误开舱门的情况，则可以考虑设计的破损安全特征。而且，合成的压差载荷还必须以合理和保守的方式与１ｇ平飞载荷以及由于应急泄压情况引起的任何载荷相组合。这类载荷可以按极限载荷考虑，但是，因这些情况引起的任何变形均不得妨碍继续安全飞行和着陆。也可考虑由于各舱之间的通风所提供的减压。
（ｇ）载人增压舱内的隔框、地板和隔板必须设计成能承受本条（ｅ）所规定的情况。此外，还必须采取合理的设计预防措施，以尽量减小由于零件的脱落而伤害座位上乘员的概率。
§２５．３７１ 陀螺载荷
任何发动机或辅助动力装置的支承结构必须按§２５．３３１、§２５．３４１（ａ）、§２５．３４９、§２５．３５１、§２５．４７３、§２５．４７９、§２５．４８１中规定情况产生的包括陀螺载荷在内的载荷进行设计，且发动机或辅助动力装置处于与该情况相应的最大转速。为了符合本条的要求，必须满足§２５．３３１（ｃ）（１）的俯仰机动的要求直到达到正的限制机动载荷系数（§２５．３３３（ｂ）的Ａ2点）。
§２５．３７３ 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），采用下列规定：
（ａ）飞机必须根据每个调定值和与此相应的最大速度，按§２５．３３３和§２５．３３７规定的对称机动、§２５．３５１规定的偏航机动和§２５．３４１（ａ）规定的垂直和横向突风情况进行设计。
（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）规定的机动和突风情况进行设计。
§２５．３９１ 操纵面载荷：总则
操纵面必须按§２５．３３１、§２５．３４１（ａ）、§２５．３４９和§２５．３５１中的各种飞行情况及§２５．４１５中的地面突风情况产生的限制载荷进行设计，并考虑下列要求：
（ａ）§２５．３９３中的平行于铰链线的载荷；
（ｂ）§２５．３９７中的驾驶员作用力的影响；
（ｃ）§２５．４０７中的配平调整片的影响；
（ｄ）§２５．４２７中的非对称载荷；
（ｅ）§２５．４４５中的辅助气动力面。
§２５．４１５ 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）在最靠近操纵面的止动器和驾驶舱内操纵器件之间的操纵系统，必须按相应于本条（ａ）（２）的限制铰链力矩Ｈ的载荷进行设计。这些载荷不必超过下列数值：
（ｉ）每个驾驶员单独操纵时，与§２５．３９７（ｃ）中的驾驶员最大作用力相对应的载荷；
（ｉｉ）驾驶员同向施加作用力时，与每个驾驶员最大作用力的７５％相对应的载荷。
（２）最靠近操纵面的操纵系统止动器、操纵系统的锁以及在这些止动器和锁与操纵面操纵支臂之间的操纵系统零件（如果装有），必须按下列公式中得到的限制铰链力矩Ｈ（公斤米，英尺磅）进行设计， ２
Ｈ＝０．０１７ＫＶ ｃＳ
２
（Ｈ＝０．００３４ＫＶ ｃＳ），
式中：
Ｖ＝６５风速（节）；
Ｋ为本条（ｂ）中得到的地面突风情况的限制铰链力矩系数；
ｃ为铰链线后操纵面的平均弦长（米，英尺）；
２ ２
Ｓ为铰链线后操纵面的面积（米 ，英尺 ）。
（ｂ）地面突风情况的限制铰链力矩系数Ｋ必须取自下表：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
操纵面 ｜ Ｋ ｜ 操纵器件位置
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ａ） ｜０．７５ ｜驾驶杆锁定或系于中立位置
｝副翼 ｜ ｜
（ｂ） ｜＊ ±０．５０｜副翼全偏
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ｃ） ｜ ｜ （ｃ）升降舵向下全偏
｝升降舵｜＊ ±０．７５｜｛
（ｄ） ｜ ｜ （ｄ）升降舵向上全偏
－－－－－－－｜－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－－
（ｅ） ｜ ｜ （ｅ）方向舵中立
｝方向舵｜０．７５ ｜｛
（ｆ） ｜ ｜ （ｆ）方向舵全偏
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
＊Ｋ为正值表示力矩使操纵面下偏，而Ｋ为负值表示力矩使操纵面上偏。
§２５．４２７ 非对称载荷
（ａ）对于按横向突风、偏航机动和滚转机动情况设计飞机时必须考虑到滑流及由于机翼、垂直安定面和其它气动表面气动干扰效应所产生的飞机尾翼上的非对称载荷。
（ｂ）必须假定平尾受到由下列情况确定的非对称载荷情况：
（１）§２５．３３１的对称机动情况和§２５．３４１（ａ）的垂直突风情况最大载荷的１００％分别作用于对称面一侧的平尾上；和
（２）此载荷的８０％作用于另一侧。
（ｃ）对平尾有大于±１０°的上反角或平尾支承在垂尾上的尾翼布局，各翼面及其支承结构必须按§２５．３４１（ａ）中规定的作用于与航迹成直角的任何方位的突风速度进行设计。
（ｄ）必须考虑到§２５．３０５（ｅ）中因抖振情况所造成的尾翼上的非对称载荷。
§２５．４４５ 辅助气动力面
（ａ）对包括俯仰、滚转、偏航机动和§２５．３４１（ａ）中规定的作用于与航迹成直角的任何方位的突风的受载情况下，在对辅助气动力面，如外侧垂直安定面和翼尖小翼及其支承气动表面之间的气动影响显著时，应将其考虑在内。
（ｂ）当平尾将外侧垂直安定面分成上、下两部分时，为了考虑非对称载荷，由§２５．３９１确定的临界垂尾载荷（单位面积载荷）还必须按下列规定施加：
（１）平尾以上（或以下）的垂尾受到１００％的载荷；
（２）平尾以下（或以上）的垂尾受到８０％的载荷。
§２５．４７３ 着陆载荷情况和假定
（ａ）对于§２５．４７９至§２５．４８５中规定的着陆情况，假定飞机按下列情况接地：
（１）以§２５．４７９和§２５．４８１中定义的姿态；
（２）设计着陆重量（以最大下沉速度着陆情况中的最大重量）时的限制下沉速度为３．０５米／秒（１０英尺／秒）；和
（３）设计起飞重量（以减小的下沉速度着陆情况中的最大重量）时的限制下沉速度为１．８３米／秒（６英尺／秒）；
（４）如果能表明飞机具有不能达到上述规定的下沉速度的设计特征，可以修改此下沉速度。
（ｂ）除系统或程序显著影响升力外，可假定飞机升力不超过飞机重力。
（ｃ）飞机和起落架载荷的分析方法至少应考虑下列要素：
（１）起落架动态特性；
（２）起旋和回弹；
（３）刚体响应；
（４）机体结构动态响应（若显著）。
（ｄ）对应于所要求的限制下沉速度的限制惯性载荷系数必须按§２５．７２３（ａ）中确定的试验来验证。
（ｅ）可以通过考虑滑行速度和轮胎压力的效应来确定轮胎与地面之间的摩擦系数，此摩擦系数不必大于０．８。
§２５．４７９ 水平着陆情况
（ａ）假定飞机以水平姿态接地，与地面平行的向前速度分量在ＶL1到１．２５ＶL2的范围内并处于§２５．４７３中规定的情况下：
（１）ＶL1等于相应着陆重量和标准海平面条件下的ＶSO（ＴＡＳ）；和
（２）ＶL2等于相应着陆重量和高度，以及比标准温度高２２．８℃（４１°Ｆ）的热天温度下的ＶSO（ＴＡＳ）。
（３）申请获准在超过１０节的风速下顺风着陆，则必须研究增大接地速度的影响。
（ｂ）对于尾轮式飞机的水平着陆姿态，必须检查本条规定的情况。此时飞机水平基准线是水平的，按本部附录Ａ图２。
（ｃ）对于本部附录Ａ图２所示的前轮式飞机的水平着陆姿态，必须检查本条规定的情况并假定飞机处于下列姿态：
（１）主轮接地，前轮稍离地面；和
（２）前轮和主轮同时接地（如果在规定的下沉和向前速度下能够合理地获得这种姿态）。
（ｄ）除本条（ａ）款中规定的受载情况外，对（ａ）款中计算的最大地面垂直反作用力，采用下列规定：
（１）必须将起落架和直接受影响的连接结构设计成最大地面垂直反作用力与一个向后的且不小于该最大地面垂直反作用力２５％的阻力相结合。
（２）必须考虑在侧偏着陆中可能出现的最严重的载荷组合。缺乏对此情况的更合理的分析时，应作下列研究：
（ｉ）应考虑一个等于§２５．４７３中最大地面反作用力７５％的垂直载荷与分别为该垂直载荷的４０％和２５％的向后和侧向载荷相结合。
（ｉｉ）假定减震器和轮胎变形相当于§２５．４７３（ａ）（２）的最大地面反作用力产生的变形的７５％。不必考虑该载荷与轮胎泄气的组合情况。
（３）认为垂直分力和阻力分力的合力作用在轮轴中心线上。
§２５．４８１ 尾沉着陆情况
（ａ）假定飞机以尾沉姿态接地，与地面平行的向前速度分量在ＶL1至ＶL2的范围内，并在§２５．４７３中规定的情况下，其中：
（１）ＶL1等于相应着陆重量和标准海平面条件下的ＶSO（ＴＡＳ）；
（２）ＶL2等于相应着陆重量和高度，以及比标准温度高２２．８℃（４１°Ｆ）的热天温度下的ＶSO（ＴＡＳ）。
（３）认为垂直分力和阻力分力的合力是作用在主轮轴的中心线上。
（ｂ）对于尾轮式飞机的尾沉着陆情况，假定按附录Ａ图３，主、尾机轮同时接地，且作用于尾轮上的地面反作用力方向如下：
（１）垂直向上；
（２）与地平线成４５°角通过轮轴指向后上方。
（ｃ）对于前轮式飞机的尾沉着陆情况，假定飞机姿态按附录Ａ图３相应于失速迎角，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，两者中取小者。
§２５．４８３ 单起落架着陆情况
对于单起落架着陆情况，假定按本部附录Ａ图４飞机处于水平姿态，以一个主起落架接地，在这种姿态下采用下列规定：
（ａ）地面反作用力必须与按§２５．４７９（ｄ）（１）规定得到的该侧载荷相同；
（ｂ）每一不平衡的外侧载荷必须由飞机的惯性力以合理的或保守的方式予以平衡。
§２５．４８５ 侧向载荷情况
除§２５．４７９（ｄ）（２）外，还应考虑下列情况：
（ａ）对于侧向载荷情况，假定按附录Ａ图５，飞机处于水平姿态，仅以主轮接地。
（ｂ）向内作用且等于垂直反作用力８０％的侧向载荷（在一侧）和向外作用且等于垂直反作用力６０％的侧向载荷（在另一侧）必须与在水平着陆情况下得到的最大地面垂直反作用力的一半相组合。假定这些载荷作用在轮胎接地点上并为飞机的惯性力所平衡。可以假定阻力载荷为零。
§２５．４９１ 滑行、起飞和着陆滑跑
在相应的地面速度和批准的重量范围内，假定飞机结构和起落架承受不小于飞机在正常运行时可以合理预期的最粗糙地面上得到的载荷。
§２５．４９３ 滑行刹车情况
（ａ）假定按附录Ａ图６，尾轮式飞机处于水平姿态，载荷作用在主轮上。飞机限制垂直载荷系数，在设计着陆重量时为１．２，在设计机坪重量时为１．０。阻力载荷（等于垂直反作用力乘以数值为０．８的摩擦系数）必须与地面垂直反作用力相组合，并作用在轮胎接地点上。
（ｂ）对于前轮式飞机，限制垂直载荷系数，在设计着陆重量时为１．２，在设计机坪重量时为１．０。阻力载荷（等于垂直反作用力乘以数值为０．８的摩擦系数）必须与地面垂直反作用力相组合，并作用在每个带刹车机轮的接地点上，按附录Ａ图６，必须考虑下列两种姿态：
（１）所有机轮都接地的水平姿态，载荷分配给主起落架和前起落架，并假定俯仰加速度为零；
（２）仅以主轮接地的水平姿态，俯仰力矩由角惯性力平衡。
（ｃ）如果证实在每一很可能的受载情况下，有效阻力载荷均不能达到垂直反作用力的８０％，则可取低于本条规定的阻力载荷。
（ｄ）装有前起落架的飞机必须承受由于突然施加的最大刹车力使飞机动态俯仰运动而产生的载荷。假定飞机在设计起飞重量下，前起落架和主起落架接地并且稳态垂直载荷系数为１．０。稳态前起落架反作用力必须与本条（ｂ）和（ｃ）所规定的由于突然施加最大刹车力而产生的最大前起落架垂直反作用力增量相组合。
（ｅ）在缺乏更合理的分析的情况下，本条（ｄ）所规定的前起落架垂直反作用力必须依照下式计算：
Ｖn＝（ＷT／（Ａ＋Ｂ））（Ｂ＋（（ｆμＡＥ）／（Ａ＋Ｂ＋μＥ）））
式中：
Ｖn为前起落架垂直反作用力；
ＷT为设计起飞重量；
Ａ为飞机重心与前起落架之间的水平距离；
Ｂ为主轮中心连线与飞机重心间的距离；
Ｅ为在１．０ｇ静态情况飞机重心距地面的垂直高度；
μ为摩擦系数，取０．８；
ｆ为动态响应系数；除能证实更低的系数外，采用２．０。在缺乏其它资料的情况下，可由下式确定动态响应系数
ｆ： ２ １／２ ｆ＝１＋ｅｘｐ（（－πξ）／（１－ξ ） ）
式中：
ξ为针对主起落架有效接地点的刚体俯仰模态的有效临界阻尼比。
§２５．４９９ 前轮侧偏与操纵
（ａ）假定飞机重心处的垂直载荷系数为１．０，前轮接地点处的侧向分力等于该处地面垂直反作用力的８０％。
（ｂ）假定在使用一侧主起落架刹车而产生的载荷情况下飞机处于静态平衡，前起落架及其连接结构和重心以前的机身结构，必须按下列载荷设计：
（１）飞机重心处的垂直载荷系数为１．０，；
（２）飞机重心处向前作用的载荷为一侧主起落架上垂直载荷的８０％；
（３）作用于前起落架接地点处的侧向载荷和垂直载荷是为保持静态平衡所需的载荷；
（４）飞机重心处的侧向载荷系数为零。
（ｃ）如果本条（ｂ）款规定的载荷导致前起落架的侧向载荷超过前起落架垂直载荷的８０％，则可以把设计前起落架的侧向载荷限制为垂直载荷的８０％，而未被平衡的侧偏力矩假定由飞机的惯性力所平衡。
（ｄ）除前起落架及其连接结构和前机身结构以外的其它结构，受载情况即为本条（ｂ）款规定的情况，但作如下补充：
（１）如果在每一很可能的受载情况下，有效阻力载荷均不能达到垂直反作用力的８０％，则可取用较低的阻力载荷；和
（２）重心处向前作用的载荷，不必超过按§２５．４９３（ｂ）规定的作用于一个主起落架上的最大阻力载荷。
（ｅ）在设计前起落架及其连接结构和前机身结构时，必须考虑正常满操纵扭矩和等于前起落架最大静态反作用力１．３３倍的垂直力的组合作用，此时，取飞机设计机坪重量，前起落架处于任一转向操纵位置。
§２５．５６１ 总则
（ａ）尽管飞机在陆上或水上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，以在此情况下保护乘员。
（ｂ）结构的设计必须能在轻度撞损着陆过程中并在下列条件下，给每一乘员以避免严重受伤的一切合理机会：
（１）正确使用座椅、安全带和所有其它为安全设计的设备；
（２）机轮收起（如果适用）；
（３）乘员分别经受到下列每一项相对于周围结构的极限惯性载荷系数：
（ｉ）向上，３．０。
（ｉｉ）向前，９．０。
（ｉｉｉ）侧向，对于机身为３．０；对于座椅及其连接件为４．０；
（ｉｖ）向下，６．０；
（ｖ）向后，１．５。
（ｃ）设备、客舱中的货物和其它大件物品应符合下列要求：
（１）除了本条（ｃ）（２）中的要求之外，必须妥善安置这些物体，如果松脱也不太可能：
（ｉ）直接伤及乘员。
（ｉｉ）穿透油箱、管路或损坏相邻系统而引发火灾或伤害性的爆炸。
（ｉｉｉ）使应急着陆后使用的任何撤离设施失效。
（２）如果这种安置方式（例如，机身安装的发动机或辅助动力装置）不可行的话，则这种设计应能在本条（ｂ）（３）所确立的载荷条件下固定住每一质量项目。若这些质量项目因为经常拆卸而承受严重磨损和撕拉（例如，快速更换内部物件）那么这些局部连接设计应可承受１．３３倍的规定载荷。
（ｄ）在直至本条（ｂ）（３）所规定的各种载荷作用下，座椅质量项目（及其支撑结构）不得变形以至妨碍乘员相继迅速撤离。
§２５．５７１ 结构的损伤容限和疲劳评定
（ａ）总则 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、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。对可能引起灾难性破坏的每一结构部分（诸如机翼、尾翼、操纵面及其系统、机身、发动机架、起落架、以及上述各部分有关的主要连接），除本条（ｃ）规定的情况以外，必须按本条（ｂ）和（ｅ）的规定进行这一评定。对于涡轮喷气飞机，可能引起灾难性破坏的结构部分，还必须按本条（ｄ）评定。此外，采用下列规定：
（１）本条要求的每一评定，必须包括下列各点：
（ｉ）服役中预期的典型载荷谱、温度和湿度；
（ｉｉ）判明其破坏会导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点；
（ｉｉｉ）对本条（ａ）（１）（ｉｉ）判明的主要结构元件和细节设计点，进行有试验依据的分析。
（２）在进行本条要求的评定时，可以采用结构设计类似的飞机的服役历史，并适当考虑它们在运行条件和方法上的差别；
（３）根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其它步骤，并必须将其载入§２５．１５２９要求的“持续适航文件”中的“适航限制”一节。对于下列结构类型，必须在裂纹扩展分析和／或试验的基础上建立其检查门槛值，并假定结构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷：
（ｉ）单传力路径结构；和
（ｉｉ）多传力路径“破损－安全”结构以及“破损－安全”止裂结构，如果不能证明在剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常维修、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理的话。
（ｂ）损伤容限评定 评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，评定还必须结合有试验依据和服役经验（如果有服役经验）支持的重复载荷和静力分析来进行。如果设计的结构有可能产生广布疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤。型号合格证可以在全尺寸疲劳试验完成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的计划，并且在本部§２５．１５２９要求的持续适航文件适航限制部分中规定，在该试验完成之前任何飞机的使用循环数不得超过在疲劳试验件上累积的循环数的一半。在使用寿命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷（作为极限静载荷考虑）：
（１）限制对称机动情况，在直到ＶC的所有速度下按§２５．３３７的规定，以及按§２５．３４５的规定；
（２）限制突风情况，在直到ＶC的速度下按§２５．３４１的规定，以及按§２５．３４５的规定；
（３）限制滚转情况，按§２５．３４９的规定；限制非对称情况按§２５．３６７的规定，以及在直到ＶC的速度下，按§２５．４２７（ａ）到（ｃ）的规定；
（４）限制偏航机动情况，按§２５．３５１（ａ）对最大到ＶC诸规定速度下的规定；
（５）对增压舱，采用下列情况：
（ｉ）正常使用压差和预期的外部气动压力相组合，并与本条（ｂ）（１）到（４）规定的飞机载荷情况同时作用（如果后者有重要影响）；
（ｉｉ）正常使用压差的最大值（包括１ｇ平飞时预期的外部气动压力）的１．１５倍，不考虑其它载荷。
（６）对于起落架和直接受其影响的机体结构，按§２５．４７３、§２５．４９１和§２５．４９３规定的限制地面载荷情况。
如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。
（ｃ）疲劳（安全寿命）评定 如果申请人确认，本条（ｂ）对损伤容限的要求不适用于某特定结构，则不需要满足该要求。这些结构必须用有试验依据的分析表明，它们能够承受在其服役寿命期内预期的变幅重复载荷作用而没有可觉察的裂纹。必须采用合适的安全寿命散布系数。
（ｄ）声疲劳强度 必须用有试验依据的分析，或者用具有类似结构设计和声激励环境的飞机的服役历史表明下列两者之一：
（１）承受声激励的飞行结构的任何部分不可能产生声疲劳裂纹；
（２）假定本条（ｂ）规定的载荷作用在所有受疲劳裂纹影响的部位，声疲劳裂纹不可能引起灾难性破坏。
（ｅ）损伤容限（离散源）评定 在下列任一原因很可能造成结构损伤的情况下，飞机必须能够成功地完成该次飞行：
（１）受到１．８０公斤（４磅）重的鸟的撞击，飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面ＶC或２，４５０米（８０００英尺）０．８５ＶC两者中的较严重者；
（２）风扇叶片的非包容性撞击；
（３）发动机的非包容性破坏；
（４）高能旋转机械的非包容性破坏。
损伤后的结构必须能够承受飞行中可合理预期出现的静载荷（作为极限载荷考虑）。不需要考虑对这些静载荷的动态影响。必须考虑驾驶员在出现事故后采取的纠正动作，诸如限制机动，避开紊流以及降低速度。如果在结构破坏或部份破坏以后引起结构刚度或几何形状，或此两者有重大变化，则须进一步研究它们对损伤容限的影响。
§２５．７３５ 刹车
（ａ）刹车装置必须经批准。
（ｂ）刹车系统及其相关系统的设计和构造，必须使其在任何电气、气动、液压或机械连接元件或传动元件（操纵脚蹬或手柄除外）损坏或者任何单个液压源或其它刹车能源丧失时，能使飞机在按§２５．１２５规定的条件下停下，其着陆滑跑过程中的平均减速度至少等于按该条确定着陆距离时所得减速度的５０％。除非表明刹车组件中的分组件，诸如刹车鼓轮、刹车块及作动筒（或其等效装置）的密封元件损坏引起的液压渗漏不会使刹车效率低于本款的要求，否则这些装置均应视为连接元件或传动元件。
（ｃ）使用刹车操纵器件时所需的操纵力不得过大。
（ｄ）飞机必须具有停机刹车装置，当临界发动机为起飞功率（推力）时，驾驶员使用此装置后，无需进一步关注就能防止机轮在有铺面的水平跑道上滚动。
（ｅ）如果装有防滑装置，则该装置及其有关系统的设计必须使在发生任何可能的单个故障时都不会使飞机的刹车能力或方向操纵损失到危险的程度。
（ｆ）在刹车对于适用的技术标准规定（ＴＳＯ）或可接受的等效规定的鉴定试验中应采用每个主轮刹车装置的设计着陆刹车动能容量额定值。该动能容量额定值不得小于按下列方法之一确定的动能吸收要求：
（１）必须根据对最大着陆重量下着陆时预期会出现的事件序列进行的合理分析确定刹车动能吸收要求。这一分析必须计及使用刹车时保守的飞机速度值、轮胎与跑道间的刹车摩擦系数、气动阻力、螺旋桨阻力或动力装置的向前推力，和（如果更为临界）最不利的单台发动机或螺旋桨故障；
（２）如果不用合理分析，每个主轮刹车装置的动能吸收要求可以按下列公式计算，如刹车分配不相等，公式必须修正：
２
０．０１３５ＷＶ
ＫE＝─────────
Ｎ
２
０．０４４３ＷＶ
（ＫE＝─────────）
Ｎ
式中：
ＫE为每个机轮的动能 公斤米（英尺磅）；
Ｗ为设计着陆重量 公斤（磅）；
Ｖ为飞机速度 节（节），Ｖ必须不小于ＶSO，ＶSO为海平面设计着陆重量和着陆形态下飞机无动力失速速度；
Ｎ为装有刹车的主轮个数。
（ｇ）每一主轮刹车装置的最小失速速度额定值（即测功试验时采用的初始速度）不得大于按本条（ｆ）确定动能所用的Ｖ值。由于制定机轮刹车装置的试验程序必然涉及一个给定的减速率，因此，对于相同量的动能，能量吸收率（刹车的功率吸收能力）与初始速度成反比。
（ｈ）在对于适用的技术标准规定（ＴＳＯ）或可接受的等效规定的刹车鉴定试验中，应采用每个主轮刹车装置在其允许磨损范围内的磨损极限状态下的中止起飞刹车动能容量额定值，该动能容量额定值不得小于按下列方法之一确定的动能吸收要求：
（１）必须根据对加速－停止机动时预期会出现的事件序列进行的合理分析确定刹车动能吸收要求。这一分析必须计及使用刹车时保守的飞机速度值、轮胎与跑道间的刹车摩擦系数、气动阻力、螺旋桨阻力或动力装置的向前推力和（如果更为临界）最不利的单台发动机或螺旋桨故障；
（２）如不用合理分析，每个主轮刹车装置的动能吸收要求可以按下列公式计算，如刹车分配不相等，公式必须修正：
２
０．０１３５ＷＶ
ＫE＝─────────
Ｎ
２
０．０４４３ＷＶ
（ＫE＝─────────）
Ｎ
式中：
ＫE为每个机轮的动能 公斤米（英尺磅）；
Ｗ为飞机重量 公斤（磅）；
Ｖ为飞机速度 节（节）；
Ｎ为装有刹车的主轮个数；和
Ｗ和Ｖ为在中止起飞中得到的起飞重量和地面速度的最临界组合。
§２５．７８３ 舱门
（ａ）每个座舱必须至少有一扇易于接近的外部舱门。
（ｂ）每扇外部舱门必须有措施锁定并保险，以防止飞行中打开（被人无意中打开或是由于关闭时或关闭后机构损坏或单个结构元件损坏而打开）。即使在飞机内侧有人拥挤在门上，每扇外部舱门必须能从内外两侧开启。如果有措施防止乘员拥挤在门上影响开门，可以使用向内打开的舱门。开门装置必须简单明显，其设置和标记必须使得即使在黑暗中也易于辩明位置和操作。可以使用辅助锁定装置。
（ｃ）每扇外部舱门必须能合理地避免在轻度坠损中因机身变形而卡住。
（ｄ）每扇外部舱门的位置安排必须保证，当人们以合适的操作程序使用舱门时，不会被螺旋桨打伤。
（ｅ）必须有对锁定机构作直接目视检查的措施，来确定那些打开时首先作非内向运动的外部舱门（包括旅客门、机组门、服务门和货舱门）是否完全关闭并锁定。在机组成员使用手电筒或相当光源的工作照明条件下，必须能看清该措施。此外，如果有任何外部舱舱门未完全关闭并锁定，必须有目视警告装置来告知有关的飞行机组成员。对于打开时首先作非内向运动的舱门，该装置必须设计得使导致误示关闭和锁定的任何故障或故障组合的概率很小。
（ｆ）外部舱门必须有措施防止在舱门未完全关闭和锁定的情况下开始将飞机增压到不安全的水平。此外，必须通过安全性分析表明舱门偶然打开的概率极小。
（ｇ）不易用作应急出口的货舱门和服务门只需符合本条（ｅ）和（ｆ）的要求，并能防止在飞行中因机械损坏或单个结构元件损坏而打开。
（ｈ）每一个机身侧面的旅客登机门必须满足§２５．８０７至§２５．８１３对Ⅱ型或更大的旅客应急出口的适用要求。
（ｉ）如果作为旅客应急出口的旅客登机门上装有整体式梯子，则该梯子必须设计成在下列情况下不会降低旅客应急撤离的有效性：
（１）舱门、整体式梯子和操纵机构受到§２５．５６１（ｂ）（３）规定的相对于周围结构分别作用的惯性力；
（２）飞机处于正常地面姿态和对应于一根或几根起落架支柱折断的每一姿态。
（ｊ）所有厕所的门必须设计成能防止任何人被困闭在厕所内，如果装有门锁机构，应能不用特殊工具即可从外部开启。
§２５．７８５ 座椅、卧铺、安全带和肩带
（ａ）对每一位２周岁以上的乘员都必须提供一个座椅（或卧铺，对必须卧床者）。
（ｂ）指定供人在起飞和着陆时占用的每一位置处的座椅、卧铺、安全带、肩带以及附近的飞机部分，必须设计成使正确使用这些设施的人在应急着陆中不会因§２５．５６１和§２５．５６２中规定的惯性力而受到严重伤害。
（ｃ）座椅和卧铺必须经批准。
（ｄ）与通过飞机中心线的垂直平面成夹角大于１８°的座椅上的乘员必须用安全带和承托臂、肩、头和背脊的缓冲靠垫来保护头部免受伤害，或用安全带和肩带防止头部触及任何致伤物体。任何其它座椅上的乘员必须用安全带以及根据座椅形式、位置和面向的角度采用以下一种或几种措施来保护头部免受伤害：
（１）防止头部触及任何致伤物体的肩带；
（２）去除头部能撞到的半径范围内的任何致伤物体；
（３）承托臂、肩、头和背脊的缓冲靠垫。
（ｅ）卧铺必须设计成前部具有带包垫的端板、帆布隔挡或等效设施，它们可承受按§２５．５６１规定的乘员向前惯性力。卧铺不得有在应急情况下可能使睡卧者严重受伤的棱角和突部。
（ｆ）每个座椅、卧铺及其支承结构，每根安全带或肩带及其锚固接头，必须按体重７７公斤（１７０磅）的使用者设计，按每种有关的飞行和地面载荷情况（包括§２５．５６１规定的应急着陆情况）考虑最大载荷系数、惯性力以及乘员、座椅、安全带和肩带之间的反作用力，此外，还必须符合下列规定：
（１）进行座椅、卧铺及其支承结构的结构分析和试验时，可以假定向前、侧向、向下、向上和向后的临界载荷（按规定的飞行、地面和应急着陆情况确定）分别作用，或者当各特定方向所要求的强度得到证实时，也可采用选定的载荷组合。卧铺安全带不必承受向前的载荷系数。
（２）每个驾驶员座椅的设计必须考虑§２５．３９５规定的驾驶员作用力引起的反作用力；
（３）在确定每个座椅与机体结构，或每根安全带或肩带与座椅或机体结构的连接强度时，§２５．５６１规定的惯性力必须乘以系数１．３３（而不是§２５．６２５规定的接头系数）。
（ｇ）驾驶舱工作位置的每个座椅必须设有带单点脱扣装置的安全带和肩带组合式约束系统，使驾驶舱内的乘员就座并系紧安全带－肩带后能执行该乘员在驾驶舱内所有必要的职责。必须有措施在每个组合式约束系统不使用时将其固定，以免妨碍对飞机的操作和在应急情况下的迅速撤离。
（ｈ）按中国民用航空总局有关营运规定要求在客舱内设置的、在起飞和着陆时制定供空中服务员使用的座椅必须满足下列要求：
（１）必须靠近所要求的与地板齐平的应急出口。但如果设置在其它位置能提高旅客应急撤离效率时，则也是可以接受的。每个Ａ型或Ｂ型应急出口旁边必须有一个空中服务员座椅。而且在所要求的与地板齐平的应急出口之间，必须根据可行情况均匀设置其它空中服务员座椅；
（２）在不影响接近所要求的与地板齐平应急出口的条件下，空中服务员座椅应尽量设置在能直接观察到其所负责客舱区域的位置；
（３）布置在当其不使用时不会妨碍通道或出口使用的位置；
（４）必须布置在能使其乘员被从服务区，储藏间或服务设备掉出的物体撞伤的概率最小的位置；
（５）面向前或向后，并装有用于承托臂、肩、头和背脊的缓冲靠垫。
（６）装有单点脱扣装置的安全带和肩带组合式约束系统。必须有措施在每个组合式约束系统不工作时将其固定，以免妨碍应急情况下的迅速撤离。
（ｉ）每根安全带必须装有金属对金属的锁紧装置。
（ｊ）如果椅背上没有牢固的扶手处，则沿每条过道必须装有把手或扶杆，使乘员在中等颠簸气流情况下使用过道时能够稳住。
（ｋ）在正常飞行中可能伤害机内坐着或走动的人员的每个凸出物都必须包垫。
（ｌ）必须表明由中国民用航空总局有关营运规定要求的每个向前观察员座椅适用于进行必要的航路检查。
§２５．８０７ 应急出口
（ａ）型式 就本部而言，应急出口的型式规定如下：
（１）Ⅰ型 此型应急出口是与地板齐平的出口，具有宽不少于６１０毫米（２４英寸）、高不少于１，２２０毫米（４８英寸）、圆角半径不大于２０３毫米（８英寸）的矩形开口。
（２）Ⅱ型 此型应急出口是宽不少于５１０毫米（２０英寸）、高不少于１１２０毫米（４４英寸）、圆角半径不大于１７８毫米（７英寸）的矩形开口。Ⅱ型出口必须是地板齐平的出口，但位于机翼上方者除外。在此情况下，出口在机内的跨上距离不得大于２５０毫米（１０英寸），在机外的跨下距离不得大于４３０毫米（１７英寸）。
（３）Ⅲ型 此型应急出口是宽不少于５１０毫米（２０英寸）、高不少于９１０毫米（３６英寸）、圆角半径不大于１７８毫米（７英寸）的矩形开口，其机内跨上距离不大于５１０毫米（２０英寸）。如果出口位于机翼上方，其机外跨下距离不得大于６９０毫米（２７英寸）。
（４）Ⅳ型 此型应急出口是宽不少于４８０毫米（１９英寸）、高不少于６６０毫米（２６英寸）、圆角半径不大于１６０毫米（６．３英寸）、位于机翼上方的矩形开口，其机内跨上距离不大于７４０毫米（２９英寸），机外跨下距离不大于９１０毫米（３６英寸）。
（５）机腹型 此型应急出口是由客舱经过承压壳体和机身下部蒙皮的出口。此型出口的尺寸和实际构形必须在飞机处于正常地面姿态，且起落架放下时具有至少与Ⅰ型出口同样的撤离率；
（６）尾锥型 此型应急出口是由客舱经过承压壳体和承压壳体之后可打开的机身锥体的后部出口，打开尾锥的措施必须简单明了，而且只需一个操作动作。
（７）Ａ型 此型应急出口是宽不少于１０６６毫米（４２英寸）、高不少于１８２９毫米（７２英寸）、圆角半径不得大于１７８毫米（７英寸）的与地板齐平的矩形开口。
（８）Ｂ型 此型应急出口是宽不少于８１６毫米（３２英寸）、高不少于１８２９毫米（７２英寸）、圆角半径不得大于１５３毫米（６英寸）的与地板齐平的矩形开口。
（９）Ｃ型 此型应急出口是宽不少于７６５毫米（３０英寸）、高不少于１２２０毫米（４８英寸）、圆角半径不得大于２５０毫米（１０英寸）的与地板齐平的矩形开口。
（ｂ）跨下距离 本条所述的跨下距离，是指该开口的底部到机身向外延伸的可用踏脚处之间的实际距离，该踏脚处的尺寸应大到足以不需用目光和感觉探索即起作用。
（ｃ）超尺寸应急出口 大于本条规定尺寸的开口，无论是否是矩形均可采用，只要本条规定的矩形开口能内接在此开口内，而且被内接矩形开口的底部满足规定的跨上和跨下高度要求。
（ｄ）不对称性 成对应急出口不需完全位置相对和尺寸一致。然而在本条（ｇ）中所许可的乘客座位数应基于两个应急出口中较小的。
（ｅ）均匀性 出口应考虑乘客座椅的分布，尽可能均匀布置。
（ｆ）位置
（１）每一个所要求的乘客应急出口必须易于接近，并且其布置能为乘客提供最有效的撤离措施。
（２）如果每侧仅提供一个与地板齐平的应急出口，而飞机又没有尾锥型或机腹型应急出口，那么与地板齐平的应急出口必须位于客舱的后部，除非其它位置能提供乘客更有效的撤离措施。
（３）如果每侧提供的与地板齐平应急出口多于一个，并且飞机不是客货混合构型，那么客舱每侧的每端至少要有一个与地板齐平的应急出口。
（４）对于要求在机身每侧要有多于一个以上乘客应急出口的飞机，在机身每一舱段每侧的相邻出口的距离不得超出１８米（６０英尺），测量应在两个最近的出口边缘平行飞机纵向轴线进行。
（ｇ）要求的类型和数量 许可的最大乘客座椅数取决于机身上每侧的应急出口类型和数量。除非将来在本条（ｇ）（１）至（ｇ）（９）中作限制，否则在机身每侧的特定类型出口最大许可乘客座椅数规定如下：
Ａ型 １１０ Ｂ型 ７５ Ｃ型 ５５ Ⅰ型 ４５ Ⅱ型 ４０ Ⅲ型 ３５ Ⅳ型 ９
（１）对于客座量为１至９座的，至少在机身每侧要有一个Ⅳ型或更大的机翼上方应急出口。如果在机翼上方不能提供出口，那么至少要在机身每侧有一个满足最小Ⅲ型门尺寸的出口。
（２）对于客座量多于９座的，每一出口必须是Ⅲ型或大于Ⅲ型。
（３）对于客座量是１０至１９座的，在机身每侧至少要有一个Ⅲ型或更大的出口。
（４）对于客座量是２０至４０座的，在机身每侧至少要有两个出口，其中一个必须是Ⅱ型或更大的出口。
（５）对于客座量是４１至１１０座的，在机身每侧至少要有两个出口，其中一个必须是Ⅰ型或更大的出口。
（６）对于客座量多于１１０座的，在机身每侧的应急出口必须包括至少两个Ⅰ型或更大的出口。
（７）所有Ⅲ型出口许可的最大组合客座量是７０，由少于三排座椅分开的机身每侧的两个Ⅲ型出口，所能许可的最大组合客座量为６５。
（８）如果设有Ａ型、Ｂ型或Ｃ型出口，那么在机身每侧至少要有两个Ｃ型或更大出口。
（９）如果设有旅客用机腹型出口或尾锥型出口，而且飞机处于因一根或几根起落架折断而造成的最不利出口开启条件下这些出口能提供至少与Ⅲ型出口相同的撤离率时，则可以允许按下列规定增加客座量：
（ｉ）一个机腹型出口，增加１２个客座；
（ｉｉ）一个尾锥型出口（在承压壳体上具有宽不少于５１０毫米（２０英寸）、高不少于１５２４毫米（６０英寸）、圆角半径不大于１７８毫米（７英寸）的与地板齐平的出口，并具有符合§２５．８１０（ａ）的经批准辅助设施），增加２５个客座；
（ｉｉｉ）一个尾锥型出口（在承压壳体的开口尺寸，跨上及跨下距离至少与Ⅲ型应急出口相等，并且开口顶部距客舱地板的高度不少于１，４２０毫米〔５６英寸〕），增加１５个客座。
（ｈ）额外出口 客舱中超出应急出口最少数量要求的额外出口，必须要满足§２５．８０９至§２５．８１２的适用要求，且要易于接近。
（ｉ）水上迫降旅客应急出口 无论是否申请水上迫降合格审定，必须根据下列规定设置水上迫降应急出口，除非满足本条（ｇ）要求的应急出口已满足这些要求：
（１）客座量（不包括驾驶员座椅）等于或小于９座的飞机，飞机每侧水线以上要有一个至少符合Ⅳ型尺寸的出口；
（２）客座量（不包括驾驶员座椅）等于或大于１０座的飞机，对每３５名旅客（或不足３５名的尾数）在飞机侧面水线以上要有一个至少符合Ⅲ型尺寸的出口，但客舱内此类出口不得少于两个，飞机每侧各一个。可以通过采用更大的出口或其它措施提高客座量与出口之比，只要能表明在水上迫降期间飞机的撤离能力有相应提高；
（３）如果侧面出口不能设在水线以上，则必须用同等数量、尺寸不小于Ⅲ型出口、易于接近的顶部带盖舱口来代替侧面出口，但对于客座量（不包括驾驶员座椅）等于或小于３５座的飞机，只需要以一个顶部带盖舱口来代替所要求的两个Ⅲ型侧面出口。
（ｊ）飞行机组应急出口 对于旅客应急出口与飞行机组区的靠近程度不能为飞行机组撤离提供方便和易于接近的措施的飞机，以及客座量大于２０座的所有飞机，飞行机组应急出口应设置在飞行机组区。此类出口的尺寸和位置应足以使机组能迅速撤离。在飞机两侧必须各有一个出口，或代之以一个顶部带盖舱口。每个出口必须包含一个至少为４８３×５１０毫米（１９×２０英寸）的无障碍矩形出口，除非能通过一名典型的机组成员圆满地演示了出口的实用性。
§２５．８１０ 应急撤离辅助设施与撤离路线
（ａ）当陆上飞机起落架放下停在地面时，对于离地高度超过１．８３米（６英尺）的每个非机翼上方的Ａ型、Ｂ型和Ｃ型和任何其它的非机翼上方的应急出口，必须有经批准的设施协助乘员下地。
（１）每个旅客应急出口的辅助设施必须是自行支承式滑梯或等效设施，当为Ａ型或Ｂ型出口时，该设施必须能同时承载两股平行的撤离人员。此外，辅助设施的设计必须满足下列要求：
（ｉ）必须能自动展开，而且必须在从飞机内部启动开门装置至出口完全打开期间开始展开。但是，如果旅客登机门或服务门兼作旅客应急出口，则必须有手段在非应急情况下，从内侧或外侧正常打开时防止辅助设施展开；
（ｉｉ）除Ｃ型应急出口的辅助设施之外，必须能在展开后６秒钟内自动竖立。Ｃ型应急出口的辅助设施必须要在应急出口的开启设施被启动后１０秒钟内自动竖立。
（ｉｉｉ）在完全展开后，辅助设施的长度必须能使其下端自行支承在地面，并且在一根或几根起落架支柱折断后，能供乘员安全撤离到地面；
（ｉｖ）必须能够在风向最不利、风速２５节时展开，并在完全展开后仅由一个人扶持，就能供乘员安全撤离到地面。
（ｖ）对于每种辅助设施的系统安装（装在实体模型或飞机上），必须连续进行五次展开和充气试验（每个出口）而无失败。每五次上述连续试验中，至少有三次必须使用装置的同一个典型抽样来举行。各抽样在经受§２５．５６１（ｂ）规定的惯性力后，必须能用该系统的基本手段展开和充气，如在所要求的试验中该系统的任何部分发生损坏或工作不正常，必须确实排除损坏或故障的原因，此后必须再进行完整的连续五次的展开和充气试验而无失败；
（２）飞行机组应急出口的辅助设施，可以是绳索或任何其它经过演示表明适合于此用途的设施。如果辅助设施是绳索或一种经过批准的等效装置，则必须满足下列要求：
（ｉ）辅助设施应连接在应急出口顶部（或顶部上方）的机身结构上，对于驾驶员应急出口窗上的设施，如果设施在收藏后或其接头会减小飞行中驾驶员视界，则也可连接在其它经批准的位置上；
（ｉｉ）辅助设施（连同其接头）应能承受１，７６５牛（１８０公斤；４００磅）的静载荷。
（ｂ）每个位于机翼上方并具有跨下距离的Ａ型、Ｂ型出口必须有从座舱下到机翼的辅助设施，除非能表明无辅助设施的此型出口的旅客撤离率至少与同型非机翼上方出口相同。要求有辅助设施时，它必须能在出口打开的同时自动展开和自动竖立。对于Ｃ型出口，它必须要在出口的开启装置启动之后１０秒钟内自动支承。对于其它类型出口，必须要在展开之后６秒中内自行支承。
（ｃ）必须制定从每个机翼上方应急出口撤离的撤离路线，并且（除了可作为滑梯使用的襟翼表面外）均应覆以防滑层。除了提供疏导撤离人流装置的情况外，撤离路线必须满足以下要求：
（１）Ａ型、Ｂ型的乘客应急出口处的撤离路线，或两个Ⅲ型乘客应急出口处的任何共用撤离路线，必须至少１０６６毫米（４２英寸）宽。任何其它的乘客应急出口必须至少６１０毫米（２４英寸）宽；
（２）撤离路线表面的反射率必须至少为８０％，而且必须用表面对标记的对比度至少为５∶１的标记进行界定。
（ｄ）位于机翼上方的Ｃ型出口和所有那些当飞机放下起落架停在地面上时，本条（ｃ）要求的撤离路线在飞机结构上的终点离地面高度大于１．８３米（６英尺），必须要为撤离者到达地面提供辅助设施，并且：
（１）如果撤离路线经过襟翼，则必须在襟翼处于起飞或着陆位置（取离地高度较大者）时测量终点的高度；
（２）辅助设施必须能在一根或几根起落架支柱折断后，风向最不利、风速２５节的条件下仍然可以使用并自行支承；
（３）供每条从Ａ型、Ｂ型应急出口引出的撤离路线使用的辅助设施，必须能同时承载两股平行的撤离人员。对任何其它类型的出口，其辅助设施能同时承载的撤离人员股数必须与所要求的撤离路线数目相同；
（４）供每条从Ｃ型应急出口引出的撤离路线使用的辅助设施，必须能在出口的开启机构被启动后１０秒钟内自动竖立，对于任何其它类型的出口，其辅助设施必须在竖立系统启动之后的１０秒钟内自动竖立。
§２５．８１１ 应急出口的标记
（ａ）每个旅客应急出口的接近通路和开启措施，必须有醒目的标记。
（ｂ）必须能从距离等于座舱宽度处认清每个旅客应急出口及其位置。
（ｃ）必须有措施协助乘员在浓烟中找到出口。
（ｄ）必须用沿客舱每条主过道走近的乘员能看见的标示，来指明旅客应急出口的位置。下列部位必须有标示：
（１）在每个旅客应急出口近傍的每条主过道上方必须有旅客应急出口位置的标示。如果净空高度不足，则必须把标示设在高过头部的其它可行位置。如果能从某个标示处方便地见到多个出口，则该标示可用于指示多个出口；
（２）紧靠每个旅客应急出口必须有旅客应急出口标示。如果能从某个标示处方便地见到两个出口，则该标示可用于指示两个出口；
（３）在挡住沿客舱前后视线的每个隔框或隔板上，必须有标示来指示被隔框或隔板挡住的应急出口。如果不能做到，则指示可以设置在其它适当的位置上。
（ｅ）操作手柄的位置和从机内开启出口的说明，必须以下述方式显示：
（１）在每个旅客应急出口上或其附近，必须有一个从相距７６０毫米（３０英寸）处可辩读的标记。
（２）对每个Ａ型、Ｂ型、Ｃ型、Ｉ型的旅客应急出口操作手柄必须符合下列规定之一：
（ｉ）自身发亮，其初始亮度至少为０．５１坎每平方米（１６０微朗伯）；
（ｉｉ）位于醒目处，并且即使有乘员拥挤在出口近傍也能被应急照明灯照亮。
（３）〔备用〕
（４）对每个Ａ型、Ｂ型、Ｃ型、Ⅰ型或Ⅱ型旅客应急出口，如果其锁定机构是靠转动手柄来开启的，则必须作标记如下：
（ｉ）绘有红色圆弧箭头，箭身宽度不小于１９毫米（３／４英寸），箭头两倍于箭身宽度，圆弧半径约等于３／４手柄长度，圆弧范围至少为７０°；
（ｉｉ）当手柄转过全行程并开启锁定机构时，手柄的中心线落在箭头尖点±２５毫米（１英寸）的范围内；
（ｉｉｉ）在靠近箭头处，用红色水平地书写“开”字（汉字字高至少为４０毫米；英文字高为２５毫米（１英寸））。
（ｆ）每个要求能从外侧打开的应急出口及其开启措施，必须在飞机外表面作标记，此外，采用下列规定：
（１）机身侧面旅客应急出口的外部标记，必须包括一条圈出该出口的５０毫米（２英寸）宽的色带；
（２）包括色带在内的外部标记，必须具有与周围机身表面形成鲜明对比的、容易区别的颜色。其对比度必须为：如果深色的反射率等于或小于１５％，则浅色的反射率必须至少为４５％；如果深色的反射率大于１５％，则深色的反射率和浅色的反射率必须至少相差３０％。“反射率”是物体反射的光通量与它接收的光通量之比；
（３）非机身侧面的出口（如机腹或尾锥出口）的外部开启措施（包括操作说明在内，如果适用）必须醒目地用红色作标记，如果背景颜色使红色不醒目，则必须用鲜明的铬黄色作标记。当开启措施仅设置在机身一侧时，必须在另一侧上有同样效果的醒目标记。
（ｇ）本条（ｄ）要求的每个标示，在文字上可用“出口”字样来代替“应急出口”这一术语。
§２５．８１２ 应急照明
（ａ）．必须设置独立于主照明系统的应急照明系统。但是，如果应急照明系统的电源与主照明系统的电源是独立分开的，则应急照明和主照明两个系统中提供座舱一般照明的光源可以公用。应急照明系统必须包括下列项目：
（１）有照明的应急出口标记和位置标示，座舱一般照明光源和机内应急出口区域的照明和地板附近应急撤离通道标记；
（２）机外应急照明。
（ｂ）应急出口标示必须按下列规定设置：
（１）对于客座量（不包括驾驶员座椅）等于大于１０座的飞机，应满足下列要求：
（ｉ）§２５．８１１（ｄ）（１）要求的旅客应急出口位置标示和§２５．８１１（ｄ）（２）要求的旅客应急出口标示，必须用至少高３８毫米（１１／２英寸）的红字衬在有照明的白底上，白底面积至少为１３５平方厘米（２１平方英寸）（不包括字的面积）。被照亮的底与字的对比度必须不小于１０∶１。字高与笔划宽度之比为７∶１至６∶１。这些标示必须采用内部电照明，白底的亮度至少为８５．７坎每平方米（２５英尺－朗伯），其明暗部的对比度不大于３∶１；
（ｉｉ）§２５．８１１（ｄ）（３）要求的旅客应急出口标示必须用至少高３８毫米（１１／２英寸）的红字衬在白底上，白底面积至少为１３５平方厘米（２１平方英寸）（不包括字的面积）。这些标示必须采用内部电照明或非电的自身发亮，其初始亮度必须至少为１．２７坎每平方米（４００微朗伯）。如果设置非电的自身发亮式标示，则可以采用红底白字。
（２）对于客座量（不包括驾驶员座椅）等于或小于９座的飞机，§２５．８１１（ｄ）（１）、（２）和（３）要求的标示，必须用至少高２５毫米（１英寸）的红字衬在至少高５０毫米（２英寸）的白底上，这些标示可以采用电照明或非电的自身发亮，其初始亮度至少为０．５１坎每平方米（１６０微朗伯）。如果设置非电的自身发亮标示，则可以采用红底白字。
（ｃ）必须提供客舱的一般照明，使得沿客舱主过道中心线和连接主过道的横向过道中心线，在座椅扶手高度上按间隔１，０００毫米（４０英寸）进行测量时，平均照度不少于０．５３８勒（０．０５英尺－烛光），但每一测量点处的照度不小于０．１０８勒（０．０１英尺－烛光）。沿机身从最前的旅客应急出口或座舱乘员座椅（两者中取最前者）至最后的旅客应急出口或座舱乘员座椅（两者中取最后者）的过道，应视作为客舱主过道。
（ｄ）各主过道和出口之间通向与地板齐平的旅客应急出口的通道，其地板必须有照明，沿旅客撤离路线的中心线、且平行于地板相距１５０毫米（６英寸）以内测得的照度不得小于０．２１５勒（０．０２英尺－烛光）
（ｅ）当高于座舱通道地板１．２米（４英尺）以上的所有照明光源完全被遮蔽时，地板附近应急撤离通道标记必须能引导乘客应急撤离。在黑夜里，地板附近应急撤离通道必须保证每一乘客：
（１）在离开座椅后，能目视辨认出沿座舱通道地板通向最近出口或座椅前后两个出口的应急撤离通道；
（２）仅参照不高于座舱地板１．２米（４英尺）的标记和目视特征能很快辨认出应急撤离通道的每一出口。
（ｆ）除了按本条（ｈ）设置的仅供给一个辅助设施使用、并独立于飞机主应急照明系统的分系统（该分系统在辅助设施竖立时能自动接通）之外，应急照明系统必须按照下列要求设计：
（１）必须能从飞行机组的工作位置和从客舱中空中服务员正常座位易于接近的地点，对灯光进行手控；
（２）必须有飞行机组警告灯，当飞机电源接通而应急照明控制装置未处于准备状态时，该灯发亮；
（３）驾驶舱内的控制装置必须有“接通”、“断开”和“准备”三种位置。当该装置置于“准备”位置，或者驾驶舱或空中服务员处的一个控制装置置于“接通”位置时，一旦飞机正常电源中断（撞损着陆时机身横向垂直分离引起的中断除外），灯发亮或保持发亮。必须有保险措施以防止处于“准备”或“接通”位置的控制装置被误动。
（ｇ）外部应急照明必须设置如下：
（１）每个机翼上方应急出口的照度必须满足下列要求：
（ｉ）在撤离者可能向座舱外跨出第一步的０．２平方米（２平方英尺）区域内，照度不得小于０．３２３勒（０．０３英尺－烛光）（垂直于入射光方向测量）；
（ｉｉ）沿§２５．８１０（Ｃ）要求的防滑撤离路线，在其离出口最远的３０％的一段，所要求的最窄的撤离通道的照度不得小于０．５３８勒（０．０５英尺－烛光）（垂直于入射光方向测量）；
（ｉｉｉ）在起落架放下状态下，撤离者利用规定的撤离路线通常可能首先接触的地面上，照度不得小于０．３２３勒（０．０３英尺－烛光）（垂直于入射光方向测量）。
（２）§２５．８０９（ｆ）不要求装下地辅助设施的每个非机翼上方应急出口，在起落架放下状态下撤离者可能首先接触的舱外地面上，照度不得小于０．３２３勒（０．０３英尺－烛光）（垂直于入射光方向测量）。
（ｈ）按§２５．８０９（ｆ）（１）和（ｈ）要求的协助乘员下地设施必须有照明，使得从飞机上能看见竖好的辅助设施，此外还应满足下列要求：
（１）如果辅助设施用外部应急灯光照明，则当飞机处于一根或几根起落架支柱折断所对应的每一种姿态时，在撤离者利用规定的撤离路线通常可能首先着地的地方，辅助设施竖立后接地端的照度不得小于０．３２３勒（０．０３英尺－烛光）（垂直于入射光方向测量）；
（２）如果辅助设施用独立的应急照明分系统照明（该系统不供别的辅助设施使用、独立于飞机主应急照明系统，并能在辅助设施竖立时自动接通），则照明设施必须满足下列要求：
（ｉ）不得因收藏受到不利影响；
（ｉｉ）当飞机处于一根或几根起落架支柱折断所对应的每一种姿态时，在撤离者通常可能首先着地的地方，辅助设施竖立后接地端的照度不得小于０．３２３勒（０．０３英尺－烛光）（垂直于入射光方向测量）。
（ｉ）每个应急照明装置的能源在应急着陆后的临界环境条件下，必须能按照度要求提供至少１０分钟的照明。
（ｊ）如果用蓄电池作为应急照明系统的能源，它们可以由飞机主电源系统充电，其条件是：充电电路的设计能防止蓄电池无意中向充电电路放电的故障。
（ｋ）应急照明系统的部件，包括电池、线路继电器、灯和开关，在经受§２５．５６１（ｂ）所规定的惯性力作用后，必须能正常工作。
（ｌ）应急照明系统必须设计成，在撞损着陆情况下，发生任何单个的机身横向垂直分离后，能满足下列要求：
（１）除由于分离而直接损坏者外，本条要求的全部电照明应急灯中不能工作者不超过２５％；
（２）除由于分离而直接损坏者外，§２５．８１１（ｄ）（２）要求的每个电照明出口标示仍继续工作；
（３）除由于分离而直接损坏者外，机身每侧至少有一个所要求的外部应急灯仍继续工作。
§２５．８１３ 应急出口通路
每个所要求的应急出口必须是旅客可到达的，而且其位置能保证有效撤离。应急出口必须考虑到旅客的分布情况，尽可能的均匀，但座舱两侧出口的大小和位置不必对称。当规定每侧只需一个与地板齐平的出口而飞机又没有尾锥型或机腹型应急出口时，该与地板齐平的出口必须设置在客舱后段，除非其它位置使其成为更有效的旅客撤离口。当规定每侧需要一个以上与地板齐平的出口时，每侧必须至少有一个与地板齐平的出口设置在靠近座舱的每一端头，但这一规定不适用于客货混装布局。此外，应急出口通路还必须满足下列要求：
（ａ）必须有通道从最近的主过道通往每个Ａ型、Ｂ型、Ｃ型、Ⅰ型或Ⅱ型应急出口和连通各个旅客区域。通往Ａ型和Ｂ型出口的每条通道不得有障碍物，宽度至少为９１４毫米（３６英寸）。旅客区之间的通道以及通往Ⅰ型、Ⅱ型或Ｃ型应急出口的通道不得有障碍物，宽度至少为５１０毫米（２０英寸）。
除客舱内有两条或多条主过道的情况外，每个Ａ型或Ｂ型应急出口的位置必须能使旅客从前后两个方向沿主过道通向该出口。当有两条或多条主过道时，两条主过道之间必须设置若干宽度至少５１０毫米（２０英寸）的无障碍横向过道，其设置要满足以下要求：
（１）必须有一条横向过道通向最近的主过道与Ａ型、Ｂ型应急出口之间的每一条通道；
（２）必须有一条横向过道通向最近主过道与Ⅰ型、Ⅱ型或Ⅲ型应急出口之间的每一条通道的邻接区；但当连续三排座椅之内有两个Ⅲ型应急出口设置于两排座椅之间时，可以只用一条横向过道，但此横向过道必须通向从最近主过道到每个应急出口的两条通道之间的邻接区。
（ｂ）必须按下列规定提供足够的空间，便于机组人员协助旅客撤离：
（１）该辅助空间不得使通道的无障碍宽度减小到低于出口所要求的无障碍宽度；
（２）对于每个Ａ型、Ｂ型出口，无论是否§２５．８１０（ａ）要求有协助旅客由出口下至地面的设施，都必须在出口的每一侧设置辅助空间；
（３）对于§２５．８１０（ａ）要求的任何其它形式的出口的一侧，必须提供辅助空间以协助旅客由出口下至地面；
（ｃ）对于每个Ⅲ型或Ⅳ型应急出口，必须提供符合下列要求的通路：
（１）从最近过道到每个出口的通路。此外，对于客座量等于或大于６０座的飞机，其每个Ⅲ型出口还必须符合以下规定：
（ｉ）除（ｃ）（１）（ｉｉ）的要求外，对于与过道应急出口一侧相邻的每排座椅不超过２个座椅的舱内布局，必须提供宽度至少为２５４毫米（１０英寸）的无障碍通道作为通路；而对该区域相邻的每排座椅为３个座椅的布局，则上述宽度至少为５１０毫米（２０英寸）。通道宽度必须在相邻座椅调节到最不利位置时测定。所要求的通道宽度中心线相对应应急出口中心线的水平偏离不得大于１２７毫米（５英寸）；
（ｉｉ）可用两条通道（仅用于椅排之间）代替一条２５４毫米（１０英寸）或５１０毫米（２０英寸）的通道，但其每条的宽度必须至少为１５２毫米（６英寸），并要直接通向每一应急出口前的无障碍空间（相邻出口不得共用一条通道）。通道宽度必须在相邻座椅调节到最不利位置时测定。出口前的无障碍空间范围，垂直方向必须从地板直至天花板（或至侧壁行李箱底部），前后必须从前通道前缘至后通道后缘，从出口向内的距离则不得小于机上最窄旅客座椅的宽度。应急出口的开口必须完全处在无障碍空间的前后边界范围之内。
（２）除了通路之外，还有以下补充要求：
（ｉ）对于客座量等于或大于２０座的飞机，在距出口不小于机上最窄旅客座椅宽度的一段距离内，座椅、卧铺或其它突出物（包括处于最不利位置的椅背）均不得阻挡该出口的投影开口或妨碍出口的开启；
（ｉｉ）对于客座量等于或小于１９座的飞机，如果有补偿措施能保持出口的有效性，则在上述区域可以有小的障碍。
（３）对于每个Ⅲ型应急出口，无论其飞机的客座量大小，都必须有符合下列要求的标牌：
（ｉ）能让所有坐在通道附近并面朝通道的人辩读；
（ｉｉ）准确地说明或图示出口开启方法，包括手柄操作；
（ｉｉｉ）如果出口为可卸舱盖时，说明舱盖重量，并指出舱盖卸下后的妥当安放位置。
（ｄ）如果从客舱中任一座椅到达任何规定的应急出口要经过客舱之间的通道，则该通道必须是无障碍的。但可以使用不影响自由通行的帘布。
（ｅ）在客舱之间的任何隔板上不可设置舱门。
（ｆ）如果从任一旅客座椅到达任何规定的应急出口必须经过将客舱和其它区域分开的门，则此门必须具有将其闩住在打开位置的措施。锁闩装置必须能承受当门相对周围结构受到§２５．５６１（ｂ）所述的极限惯性力时所造成的载荷。
§２５．８３１ 通风
（ａ）在正常操作情况和任何系统发生可能的失效而对通风产生有害影响条件下，通风系统都必须要能提供足够量的未被污染的空气，使得机组成员不至过度疲劳和不适来完成其职责。通常情况下通风系统至少应能向每一乘员提供每分钟２５０克（０．５５磅）的新鲜空气。
（ｂ）机组和客舱的空气不得含有达到有害或危险浓度的气体或蒸气。为此，采用下列规定：
（１）一氧化碳在空气中的浓度超过１／２０，０００即认为是危险的。可使用任何可接受的检测一氧化碳的方法进行测试；
（２）必须表明飞行期间机组舱或客舱的二氧化碳浓度不得超过０．５％体积含量（海平面当量）。
（ｃ）必须有措施保证，在通风、加温、增压或其它系统和设备出现有合理可能的故障或功能失常后，仍能满足本条（ｂ）的规定。
（ｄ）如果在驾驶区域有合理可能积聚危险数量的烟，则必须能在完全增压的情况下迅速排烟，而减压不超出安全限度。
（ｅ）除了本条（ｆ）规定的以外，必须有措施使下列隔舱和区域内的乘员能独立控制所供通风空气的温度和流量，而与供给其它隔舱和区域的空气温度和流量无关：
（１）驾驶舱；
（２）驾驶舱以外的机组成员舱和区域。除非在所有运行条件下，该舱或区域都是靠同其它隔舱或区域互换空气来通风的。
（ｆ）如果满足下列各条，则不要求有措施使飞行机组能独立控制驾驶舱通风空气的温度和流量：
（１）驾驶舱和客舱的总容积不超过２３立方米（８００立方英尺）；
（２）通风空气进气口及驾驶舱和客舱之间的空气流动通道的布置，能使两舱之间的温差在３℃（５°Ｆ）以内，并且使两舱乘员均有足够的通风；
（３）温度和通风控制器件的位置便于飞行机组接近。
（ｇ）任何概率很小的失效情况发生后，在给定温度下的持续时间不得超出下面曲线所定出的值。
图略
§２５．８３２ 座舱臭氧浓度
（ａ）必须表明飞行时飞机座舱中的臭氧浓度符合下列要求：
（１）在３２０飞行高度层（高度相当于９，７５０米）以上的任何时刻，不超过０．２５／１，０００，０００体积含量（海平面当量）；
（２）在２７０飞行高度层（高度相当于８，２３０米）以上任何三小时期间，不超过０．１／１，０００，０００体积含量（海平面当量时间加权平均值）。
（ｂ）在本条中“海平面当量”是指２５℃和７６０毫米汞柱压力的状态。
（ｃ）必须根据飞机的使用程序和性能限制进行分析或试验，当证实符合下列情况之一时，则表明满足本条要求：
（１）飞机不能在座舱臭氧浓度超过本条（ａ）规定限度的高度上运行；
（２）含有臭氧控制设备的飞机通风系统，能使座舱臭氧浓度保持在不高于本条（ａ）规定的限度。
§２５．８４１ 增压座舱
（ａ）载人的增压座舱和隔舱必须装有设备，以保证在正常运行条件下，在飞机最大使用高度上保持座舱压力高度不超过２，４００米（８，０００英尺）。
（１）如果申请在７，６００米（２５，０００英尺）以上运行的合格审定，则飞机必须设计为在增压系统任何可能的失效情况发生后乘员不会经受到座舱压力高度超出４，５００米（１５，０００英尺）。
（２）飞机必须设计成在发生任何未经表明是概率极小的失效情况而导致释压后，不会使乘员经受超出下列座舱压力高度：
（ｉ）７，６００米（２５，０００英尺），超过２分钟；或
（ｉｉ）１２，０００米（４０，０００英尺），任何时段。
（３）在评估座舱释压情况时应考虑机身结构、发动机和系统的失效。
（ｂ）增压座舱必须至少有下列控制座舱压力的活门、控制器和指示器：
（１）两个释压活门，当压力源提供最大流量时能将正压差自动限制在预定值（当内压大于外压时，压差为正值）。释压活门的组合排气量必须足以保证任一活门的失效不会引起压差显著升高。
（２）两个负压差释压活门（或其等效装置），能自动防止会损坏结构的负压差出现。然而，如果设计能合理地预防其故障，则一个活门即可；
（３）使压差能迅速平衡的装置；
（４）一个自动调节器或人工调节器，能控制进气或排气，或控制两者，以维持要求的内压和空气流量；
（５）驾驶员和飞行工程师工作位置处的仪表，用来指示压差、座舱压力高度和绝对压力变化率。
（６）驾驶员和飞行工程师工作位置处的警告指示器，当超过压差的安全值或预先调定值时，以及超过座舱压力高度限制时能发出指示。座舱压差指示器上相应的警告标记，要满足对压差限制的报警要求；音响或目视信号（座舱高度指示装置除外）要满足对座舱压力高度限制的要求，当座舱压力高度超过３，０００米（１０，０００英尺）时向飞行机组发出警告；
（７）如果结构不是按压差（直到释压活门的最大调定值）和着陆载荷的组合来设计的，驾驶员或飞行工程师工作位置处应设置警告标牌；
（８）本条（ｂ）（５）和（ｂ）（６）及§２５．１４４７（ｃ）所要求的压力传感器，其分布及传感系统的设计必须保证，一旦任何客舱或机组舱（包括上、下厨房）泄压，上述规定的警告和自动显示装置应能立刻动作，使得减压引起的危险不致过大。
§２５．８５３ 座舱内部设施
下述规定适用于每个机组舱或旅客舱：
（ａ）舱内材料（包括用于材料的涂层或饰面）必须满足本部附录Ｆ第Ⅰ部分规定的适用试验准则或其它经批准的等效试验方法，无论飞机的载客量为多少。
（ｂ）〔备用〕
（ｃ）除满足本条（ａ）的要求外，无论飞机的载客量为多少，所有椅垫（飞行机组成员的椅垫除外）还必须满足本部附录Ｆ第Ⅱ部分的要求或其它等效要求。
（ｄ）除在本条（ｅ）中有规定的外，载客量为２０人或多于２０人的飞机的下列内饰部件除满足本条（ａ）中规定的可燃性要求外，还必须满足本部附录Ｆ第Ⅳ和第Ⅴ部分的试验要求或其它经批准的等效试验要求：
（１）除透光片和窗户之外的内部天花板和壁板；
（２）除增加客舱安全性所需的透明板之外的隔板；
（３）厨房结构，包括储藏室、标准容器和中空壁板在未充满时的暴露表面；
（４）除座椅下存放小物件（如杂志和地图）的储藏箱之外的大橱柜和座舱储藏箱。
（ｅ）如果各舱，如驾驶舱、厨房、厕所、机组人员休息处、大橱柜和储藏箱等这些舱室与主客舱由在应急着陆情况下通常关闭着的门或等效措施隔离开，则其内部设施不必满足本条（ｄ）的要求。
（ｆ）厕所内禁止吸烟。如果在任何机组舱或旅客舱内允许吸烟时，则必须为所有坐着的乘员提供足够数量的可卸自容式烟灰盒。
（ｇ）无论飞机的任何其它区域是否允许吸烟，每扇厕所门的进入一侧上或其近旁必须在醒目位置处设置可卸自容式烟灰盒，但一只烟灰盒也可供几个厕所门使用，只要从上述每个厕所靠座舱的一侧能容易地看到该烟灰盒。
（ｈ）用于收集可燃废弃物的废物箱必须为全封闭式，至少由耐火材料制成，并能包容在正常使用情况下其中很可能发生的起火。在使用中预期的所有可能的磨损、错位和通风情况下废物箱的这种火焰包容能力，必须通过试验证实。
§２５．８５５ 货舱和行李舱
不载机组或旅客的每个货舱和行李舱必须满足以下要求：
（ａ）必须满足§２５．８５７等级要求中的一种。
（ｂ）§２５．８５７定义的Ｂ级至Ｅ级货舱或行李舱必须有同飞机结构分开的衬垫（但衬垫可与结构连接）。
（ｃ）Ｃ级货舱的天花板和侧壁的衬垫必须满足本部附录Ｆ第Ⅲ部分规定的试验或其它经批准的等效试验方法的要求。
（ｄ）构成货舱或行李舱的所有其它材料必须满足本部附录Ｆ第Ⅰ部分或其它经批准的等效试验方法规定的适用试验准则。
（ｅ）舱内不得有一旦损坏或故障会影响安全运行的任何操纵机构、导线、管路、设备或附件，除非这些项目具有满足下列要求的保护措施：
（１）舱内货物的移动不会损伤这些项目；和
（２）这些项目的破裂或故障不会引起着火危险。
（ｆ）必须有防止货物或行李干扰舱内防火设施功能的措施。
（ｇ）舱内热源必须屏蔽和隔绝，防止引燃货物。
（ｈ）必须进行飞行试验以表明符合§２５．８５７中涉及下列方面的规定：
（１）舱的可达性；
（２）阻止危险量的烟或灭火剂进入机组舱或客舱；和
（３）Ｃ级舱内灭火剂的消散。
（ｉ）进行上述试验时必须表明，在灭火过程中或灭火后，任何货舱内的烟雾探测器或火警探测器不会由于任何另一货舱内的着火而产生误动作，除非灭火系统同时向每个货舱喷射灭火剂。
§２５．８５７ 货舱等级
（ａ）Ａ级 Ａ级货舱或行李舱是指具备下列条件的舱：
（１）机组成员在其工作位置上能容易地发现着火；
（２）在飞行中容易接近舱内每个部位。
（ｂ）Ｂ级 Ｂ级货舱或行李舱是指具备下列条件的舱：
（１）有足够的通路使机组成员在飞行中能携带手提灭火瓶有效地到达舱内任何部位；
（２）当利用通道时，没有危险量的烟、火焰或灭火剂进入任何有机组或旅客的舱；
（３）有经批准的、独立的烟雾探测或火警探测器系统，可在驾驶员或飞行工程师工作位置处给出警告。
（ｃ）Ｃ级 Ｃ级货舱或行李舱是指不符合Ａ级和Ｂ级要求的舱，但是这类舱应具备下列条件：
（１）有经批准的、独立的烟雾探测或火警探测器系统，可在驾驶员或飞行工程师工作位置处给出警告；
（２）有从驾驶舱处可操纵的、经批准的固定式灭火或抑制系统；
（３）有措施阻止危险量的烟、火焰或灭火剂进入任何有机组或旅客的舱；
（４）有控制舱内通风和抽风的措施，使所用灭火剂能抑制舱内任何可能的着火。
（ｄ）〔备用〕
（ｅ）Ｅ级 Ｅ级货舱指飞机上仅用于装货的、并具备下列条件的舱：
（１）〔备用〕
（２）有经批准的、独立的烟雾探测或火警探测器系统，可在驾驶员或飞行工程师工作位置处给出警告；
（３）有措施切断进入货舱的或货舱内的通风气流，这些措施的操纵器件是机组舱内的飞行机组可以接近的；
（４）有措施阻止危险量的烟、火焰或有毒气体进入驾驶舱；
（５）在任何装货情况下，所要求的机组应急出口是可以接近的。
§２５．８５８ 货舱或行李舱烟雾或火警探测系统
如果申请带有货舱或行李舱烟雾探测或火警探测装置的合格审定，则对于每个装有此种装置的货舱或行李舱，必须满足下列要求：
（ａ）该探测系统必须在起火后一分种内，向飞行机组给出目视指示；
（ｂ）该系统能探测到火警时的温度，必须远低于使飞机结构完整性显著降低的温度；
（ｃ）必须有措施使机组在飞行中能检查每个火警探测器线路的功能；
（ｄ）必须表明，探测系统在所有经批准的运行形态和条件下均为有效。
§２５．９０３ 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总局有关涡轮发动机飞机燃油排泄和排气污染规定的适用要求。
（２）每型涡轮发动机应满足下列要求之一：
（ｉ）必须符合经第一次修订或以后修订的中国民用航空规章§３３．７６、§３３．７７和§３３．７８的规定；或
（ｉｉ）必须符合１９８８年２月９日生效的中国民用航空规章§３３．７７中的规定，除了发动机有外来物吸入曾导致了不安全状态的履历之外；或
（ｉｉｉ）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）发动机的隔离 各动力装置的布置和相互隔离，必须至少能在一种运行形态下，使任一发动机或任一能影响此发动机的系统失效或故障时，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即采取动作以保证继续安全运行。
（ｃ）发动机转动的控制 必须有在飞行中单独停止任一台发动机转动的措施，但对于涡轮发动机的安装，只有在其继续转动会危及飞机的安全时才需要有停止任一发动机转动的措施。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。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。
（ｄ）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。
（ｅ）再起动能力
（１）必须有飞行中再起动任何一台发动机的手段。
（２）必须制定飞行中再起动发动机的高度和空速包线，并且每台发动机必须具有在此包线内再起动的能力。
（３）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。
（ｆ）辅助动力装置 每台辅助动力装置必须经批准，或满足其预定使用的类型要求。
§２５．１０９１ 进气
（ａ）发动机和辅助动力装置的进气系统，应满足下列要求：
（１）在申请合格审定的每种运行条件下，必须能够供给该发动机和辅助动力装置所需的空气量；
（２）当进气系统阀处于任一位置时，必须能够供给正常燃油调节和混合比分配所需的空气量。
（ｂ）每台活塞发动机必须有一个能防止雨水、冰块或任何其它外来物进入的备用进气源。
（ｃ）除非具备下列条件下之一，进气口不得开设在发动机整流罩内：
（１）用防火隔板将整流罩内设置进气口的部分与发动机附件部分隔开；
（２）对于活塞发动机，具有防止回火火焰的措施。
（ｄ）涡轮发动机飞机和装有辅助动力装置的飞机，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或辅助动力装置进气系统；
（２）飞机必须设计成能防止跑道、滑行道或机场其它工作场地上危险量的水或雪水直接进入发动机或辅助动力装置的进气道，并且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。
（ｅ）如果发动机进气系统中的零件和部件有可能被进入进气口的外来物所损坏，则必须通过试验或分析（如果适用）来表明该进气系统的设计能够经受发动机适航标准§３３．７６、§３３．７７和§３３．７８（ａ）（１）外来物吸入试验，而零件或部件的损坏不会造成危害。
§２５．１１８５ 可燃液体
（ａ）除§２５．１１８３（ａ）所规定的整体滑油收油池外，作为装有可燃液体或气体的系统一部分的油箱或容器，不得安置在指定火区内，除非所装的液体、系统的设计、油箱所采用的材料、切断装置以及所有的连接件、导管和控制装置所提供的安全度，与油箱或容器安置在该火区外的安全度相同。
（ｂ）每个油箱或容器与每一防火墙或用于隔开指定火区的防火罩之间，必须有不小于１３毫米（１／２英寸）的间隙。
（ｃ）位于可能渗漏的可燃液体系统组件近旁的吸收性材料，必须加以包复或处理，以防吸收危险量的液体。
§２５．１４４７ 分氧装置设置的规定
如果装有分氧装置，则采用下列规定：
（ａ）每一需要补氧的乘员必须有各自的分氧装置，分氧装置必须设计成能盖住口鼻，并且必须具有合适的手段将其保持在面部，飞行机组的补氧面罩必须备有使用通话器的设施；
（ｂ）如果申请运行高度低于和等于７，６００米（２５，０００英尺）的合格审定，则供每一机组成员立即使用的供氧接头和分氧设备，必须位于易取处，其他乘员所用的供氧接头和分氧设备，必须设置在能够满足民用航空规章营运规则的要求来使用氧气的位置上；
（ｃ）如果申请运行高度超过７，６００米（２５，０００英尺）的合格审定，则必须有符合下列规定的分氧设备：
（１）必须有接在供氧接头上可供每个乘员就座时立即使用的分氧装置，并且在每个厕所至少要有两个接在供氧接头上的分氧装置。分氧装置和供氧口的总数必须比座位数至少多１０％，多余的分氧装置必须尽可能均匀地分布在整个座舱内。如果申请运行高度超过９，０００米（３０，０００英尺）的合格审定，则提供所需氧流量的分氧装置必须在座舱压力高度超过４，５００米（１５，０００英尺）之前自动送达乘员处，并且必须为机组设置手动装置，在自动系统失效时能使分氧装置立即可供使用。
（２）在驾驶舱内值勤的每一飞行机组成员，必须拥有连接至供氧接头的速戴型分氧装置，且必须当机组成员坐在自己工作位置上时可以立即取用，该分氧装置的设计与安装应满足下列要求：
（ｉ）能用一只手在五秒钟内把分氧装置从其待用位置上取下戴到脸上，正确地固定好，密封妥当并按需要供氧，而不碰掉眼镜或延误执行应急任务；
（ｉｉ）在戴上分氧装置时，能够完成正常的通信联络任务。
（３）飞行机组的分氧装置必须是：
（ｉ）飞机在７，６００米（２５，０００英尺）以上飞行时，稀释肺式、压力肺式（有一个稀释肺式压力呼吸调节器的压力肺式面罩）或其它经批准的能表明其提供有相同保护水平的氧气设备。
（ｉｉ）如果不是概率极小的释压会使机组处于座舱压力高度超过１０，２００米（３４，０００英尺）时，面罩装有调节器的压力肺式（有一个稀释肺式压力呼吸调节器的压力肺式面罩）类型或其它经批准的能表明可为机组提供相同保护水平的氧气设备。
（４）手提式供氧设备必须能提供每个客舱服务员立即使用。
§２５．１５１７ 颠簸气流速度，ＶRA
必须建立颠簸气流速度ＶRA，作为§２５．１５８５（ａ）（８）所要求的紊流穿越空速的建议值，该值必须：
（１）不大于确定ＶB时相应于最大突风强度下的设计速度，并且
（２）不小于§２５．３３５（ｄ）确定的ＶB最小值，并且
（３）充分小于ＶMO，以确保在遭遇紊流时很可能发生的空速改变不会导致过速警告的频繁发生。如果选取其它值缺少合理依据，ＶRA必须小于ＶMO－３５节（ＴＡＳ）。
§２５．１５３３ 附加使用限制
（ａ）必须制定下列附加使用限制：
（１）必须制定最大起飞重量，对于这些重量应表明飞机符合本部有关条款（包括在不同高度和周围温度下满足§２５．１２１（ａ）至（ｃ）的起飞爬升的规定）；
（２）必须制定最大着陆重量，对于这些重量应表明飞机符合本部有关条款（包括在不同高度和周围温度下满足§２５．１１９和§２５．１２１（ｄ）的着陆爬升和进场爬升的规定）；
（３）必须制定最小起飞距离，对这些距离应表明飞机在平整硬质道面上符合本部的有关条款（包括在不同重量、高度、温度、风分量、跑道道面情况（干、湿道面）和跑道坡度下满足２５．１０９和２５．１１３的规定）。另外，根据用户申请，对带沟槽或多孔摩擦道面，也可以制定湿跑道起飞距离并得到批准，只要该种道面的设计、建造及维护方法为适航当局所接受。
（ｂ）各种可变因素（例如高度、温度、风和跑道坡度）的极限值，均指表明飞机符合本部有关条款的极限值。
附录Ｆ第Ⅱ部分 座椅垫的可燃性
（ａ）接受准则 凡座椅垫均必须满足下列准则：
（１）必须至少试验３组座椅坐垫和靠垫试样。
（２）如果座椅垫中含有挡火材料，则挡火材料必须完全包住座椅垫的泡沫芯料。
（３）每个试样的制作必须采用预定用于产品的主要部件（即泡沫芯、浮性材料、挡火材料（如果使用）和装饰罩）和制作工艺（典型的接缝和包边）。如果坐垫和靠垫使用不同的材料组合，则必须用每种材料组合构成完整的试样组来试验。每组试样包括一个坐垫试样和一个靠垫试样。如果某座椅垫（包括装饰罩）已用油燃烧器试验表明符合本附录的要求，则该座椅垫的装饰罩可用相似装饰罩来替换，只要替换罩按§２５．８５３（ｃ）规定的试验所确定的该替换装饰罩的烧焦长度不超过承受油燃烧器试验的座椅垫装饰罩的烧焦长度。
（４）至少有２／３试样组的烧焦长度不得从靠近燃烧器的一边达到燃烧器对面的座椅垫边缘，烧焦长度不得超过４３２毫米（１７英寸）。烧焦长度是从靠近燃烧器的椅框内边到试样烧灼损坏最远处的垂直距离，包括部分或完全烧掉、炭化或脆化区域。但不包括熏黑、变色、翘曲或褪色的区域。也不包括远离热源处的材料皱缩或熔化的区域。
（５）试样平均百分比重量损失不得超过１０％。此外，至少有２／３试样组的重量损失不得超过１０％，在确定试后重量之前，要除去从座椅垫和固定架上掉落的所有滴落物。一组试样的百分比重量损失是试验前后试样组重量之差与试前重量的百分比。
（ｂ）试验设备和方法必须符合中国民用航空总局适航部门认可的标准。有关内容参见咨询通告ＡＣ－２５－０１附录。
附录Ｆ第Ⅳ部分 测定热辐射下客舱材料热释放速率的试验方法
（ａ）接受准则 必须将至少３个试样中的每一个在辐射开始的２分钟内的正的总放热量值进行平均，还必须平均试样的峰值热释放速率。总放热量的平均值不得超过６５千瓦·分／平方米，峰值热释放速率的平均值不得超过６５千瓦／平方米。
（ｂ）试验设备和方法必须符合中国民用航空总局适航部门认可的标准。有关内容参见咨询通告ＡＣ－２５－０１附录。
二、本决定自公布之日起实行，《运输类飞机适航标准》（ＣＣＡＲ－２５ １９８５年１２月３１日制定，１９９０年７月１８日第一次修订，１９９５年１２月１８日第二次修订）根据本决定做相应的修改，重新公布。
关于《中国民用航空总局关于第三次修订〈运输类飞机适航标准〉的决定》的说明
１、背景
中国民用航空规章第２５部《运输类飞机适航标准》自１９８５年１２月３１日由中国民用航空总局发布以来，已经过１９９０年７月１８日的第一次修订和１９９５年１２月１８日的第二次修订。经过这二次修订后，中国民用航空规章第２５部《运输类飞机适航标准》相当于美国联邦航空条例第２５部包括第１至第８２修正案（１９９４年６月２１日）。首次发布的《运输类飞机适航标准》及其二次修订版已用于Ｙ７系列、ＭＡ６０及Ｙ８系列等国产民用飞机的型号合格审定和多种进口飞机的型号认可审查。该标准对提高我国民用飞机的安全水平、促进民用航空事业的稳步健康发展起着重要作用。
然而，随着航空科学技术的进步、航空工业和航空运输业的发展以及人们对航空安全性认识的深化，适航标准自身也在不断发展和更新。近年来国际上对运输类飞机的适航性研究和标准制定又有了新的进展。从１９９４年６月至２０００年９月，美国联邦航空局对ＦＡＲ２５部共发布了１８项修正案，即修正案２５－８３至修正案２５－１００。其修订内容涉及到运输类飞机座舱内使用材料的阻燃性标准、与欧洲协调运输类飞机的某些飞行适航标准、离散突风载荷设计要求、批准亚音速运输机高高度运行的标准、运输类飞机乘客应急出口的数量和形状、运输类飞机客舱内允许的二氧化碳浓度、营运要求、运输类飞机的结构载荷要求、提高中止起飞和着陆性能的要求、运输类飞机货舱和行李舱的标准、雨水及冰雹的吸入标准、结构疲劳评定、滑行刹车情况、增升装置操纵器件档位要求、鸟吸入，以及当局引用语的修订、特别追溯要求、其它技术修订及纠正等方面。修订涉及条款共６８条及附录Ｆ第Ⅱ部分和第Ⅳ部分。这些修订对提高运输类飞机的安全性有着积极的促进作用。
为保持我国适航标准与国外适航标准在安全水平上的一致性，促进我国民族航空工业的健康发展，进一步加强与国际间的交往，中国民用航空总局决定对中国民用航空规章第２５部《运输类飞机适航标准》（以下简称ＣＣＡＲ－２５）进行第三次修订。
２、草案修订过程
中国民用航空总局西安航空器审定中心参考上述１８项ＦＡＲ－２５部修正案编制出ＣＣＡＲ－２５第三次修订稿初稿和修订说明。在适航司的主持下，于２０００年１１月召开了适航部门内部的研讨会，在讨论的基础上形成了ＣＣＡＲ－２５第三次修订征求意见稿。适航司又在２００１年１月召开由航空工业第一、第二集团公司的设计与制造部门的专家、中国民用航空总局适航部门的有关专家参加的公众听证会。适航司和西安审定中心在逐条审定了与会者根据我国国情提出的修改意见后，形成了ＣＣＡＲ－２５第三次修订草案。
３、修订的主要内容
在参考ＦＡＲ－２５修正案进行ＣＣＡＲ－２５第三次修订工作时，对于ＦＡＲ修正案中涉及到的６８条的技术内容进行了逐条讨论。除与ＣＣＡＲ－２５第二次修订版本内容无差异或不适合我国情况的§２５．２、§２５．１１１、§２５．２３３、§２５．１３０３四条未采用外，将其他６４条和附录Ｆ第Ⅱ、Ⅳ部分的内容纳入ＣＣＡＲ－２５第三次修订版中。修订的文字尽量接近原ＣＣＡＲ－２５及第一和第二次修订版的文字。对于ＦＡＲ的修订条款中文字有改动而意义无变动的以及以前的中文文字虽不很妥贴但含义仍然正确的条款在本次修订中不作变动。此次对ＣＣＡＲ－２５的修订将原第一次修订和第二次修订时在正文中所加的修订标记“【】”删除，仅将修订记录标注在每一修订条款下。对于附录Ｆ第Ⅳ部分的修订，保持原第二次修订版的编排方式，该部分正文中的文字没有改变，只在正文内容下标明经第三次修订，将其对试验设备和方法的文字修改并入《中国民用航空规章第２５部修订说明》（ＡＣ－２５－０１）的修订中。
在本说明中，我们将重点介绍某些条款的修订背景、原因和意义；对一些编排组合较复杂的内容，我们将若干条款结合在一起加以说明；对于一些简单明了的修订内容我们将不加说明。
Ｂ分部 飞行
３．１ §２５．１０１总则
此次修订，§２５．１０１新增了（ｉ）款，规定在按§２５．１０９和§２５．１２５条确定飞机的加速－停止距离和着陆距离时，必须在飞机全部的机轮刹车装置处于它们所允许的磨损范围的全磨损限制状态下确定。
３．２ §２５．１０５起飞
此次修订，§２５．１０５（ｃ）（１）款中首次提出对湿型跑道和带沟槽或多孔磨擦道面情况的适航要求，并且修订了对于陆上飞机和水陆两用飞机的要求：起飞数据必须基于平整、干燥和湿型的硬质道面的跑道，和申请人所选择带沟槽的或多孔磨擦的湿型的硬质道面的跑道。
３．３ §２５．１０７起飞速度
对§２５．１０７（ａ）（２）进行了修订，进一步明确关于在加速－停止试验中驾驶员的反应滞后时间的判断方法，例举了最初减速措施的三种方式。
３．４ §２５．１０９加速－停止距离
此次修订，§２５．１０９基本上进行了全面修改，（１）跑道类型在原有干燥的跑道基础上又增加了湿型的跑道，在原有平整跑道基础上又增加了带沟槽，或多孔磨擦的湿型跑道；（２）修改了该加速－停止距离的累计方法；（３）湿型的跑道的加速－停止距离中，引入了刹车磨擦系数与地面速度的关系曲线和须考虑防滑系数的效率影响；（４）对干燥或湿型跑道分别规定了反推影响；（５）明确规定了最大刹车动能试验时的刹车磨损状态。
３．５ §２５．１１３起飞距离和起飞滑跑距离
此次修订，为了保持条款之间要求的协调一致性，§２５．１１３也新增了有关湿型跑道的起飞距离和起飞滑跑距离要求。
３．６ §２５．１１９、§２５．１２１（ｄ）（１）、§２５．１４５（ｂ）（３）、§２５．１４５（ｃ）（１）§２５．１４９（ｆ）（６）、§２５．１４９（ｇ）（７）（ｉｉ）中有关发动机的工作状态均由“起飞”功率（推力）修改为“复飞设置”功率（推力）”。
３．７ §２５．１４３总则
此次修订，§２５．１４３新增了单手最大操纵力的要求，和§２５．１４３（ｆ）款，对机动飞行期间的操纵力特性的要求；减少了滚转机动时的双手最大操纵力，修改了术语用“短期的（ｔｒａｎｓｉｅｎｔ）”和“持久的（ｓｕｓｔａｉｎｅｄ）”分别替代“短暂的（ｔｅｍ－ｐｏｒａｒｙ）”和“持续的（ｐｒｏｌｏｎｇｅｄ）”。另外，还进一步强化所规定的最大操纵力仅适用于常规的盘式操纵。
３．８ §２５．１４９最小操纵速度
此次修订，§２５．１４９（ｆ）和§２５．１４９（ｇ）新增了：（１）有关着陆构形的要求；（２）对于螺旋桨飞机，规定了工作与故障发动机所处的工作状态和位置。另外，§２５．１４９（ｇ）还新增了横向操纵必须有足够的滚转能力的要求。§２５．１４９（ｆ）和§２５．１４９（ｇ）修订了有关重量要求，将“海平面最大重量”更改为“最不利重量”。
３．９ §２５．２０１失速演示
此次修订，§２５．２０１（ｂ）新增了有关减速装置位置规定，§２５．２０１（ｃ）新增了完成每秒３节减速率的转弯失速演示要求；§２５．２０１（ｄ）失速定义中删除了原来有关“不能即刻阻止的滚转”的判据。另外，为了便于阅读进行了部分文字和语法修订。
３．１０ §２５．２０３失速特性
此次修订，§２５．２０３（ｃ）对转弯失速特性新增了恢复期间的最大倾斜角的定量要求。
３．１１ §２５．２５３高速特性
为了与§２５．１４３（ｆ）的修订相协调，§２５．２５３（ｂ）对ＶFC／ＭFC的定义进行了相应修订。
３．１２ §２５．３０５强度与变形
（ｄ）款改为备用，将该要求纳入２５．３４１（ｂ）。
３．１３ §２５．３２１总则
增加了（ｃ）和（ｄ）款，内容与ＣＣＡＲ２５－Ｒ２中§２５．３３１（ａ）（１）和（２）相似，相当于将该条款移过来。
３．１４ §２５．３３１对称机动情况
标题从“总则”改为“对称机动情况”。
由于ＣＣＡＲ２５－Ｒ２中§２５．３３１（ａ）（１）、（２）已经移到§２５．３２１中，于是将（３）、（４）改为（１）、（２）。
ｃ款的标题改为“俯仰机动情况”。要求必须对该款所列的两种情况进行研究，可调整俯仰操纵面的运动以考虑最大驾驶员作用力限制值、操纵系统止动器和操纵系统输出限制值引起的任何间接影响。
（ｃ）（１）的修订要求在确定尾翼载荷时，必须考虑飞机的响应。其它更改均为文字性修改。
３．１５ §２５．３３３飞行包线
（ｃ）款删除，删除了突风包线，以便与新的突风要求一致。
３．１６ §２５．３３５设计空速
（ａ）（２）将“ＶC不得小于ＶB＋４３节”改为“ＶC不得小于ＶB＋１．３２ＵREF”，并在后面的句子中加上主语ＶC，使含义更为明确。
（ｂ）（２）将“最小速度余量”从０．０５Ｍ增大到０．０７Ｍ。
将（ｄ）款中的“对于ＶB，采用下列规定”一句删除。该款（１）和（２）的内容全面更新，规定了确定ＶB的新的要求。
３．１７ §２５．３４１突风和紊流载荷
该条的标题由“突风载荷”改成“突风和紊流载荷”。该条的内容全面更新，制定了新的离散和连续突风设计准则。
３．１８ §２５．３４３设计燃油和滑油载重
（ｂ）（１）（ｉｉ）将“突风强度等于§２５．３４１中规定数值的８５％”改为“§２５．３４１（ａ）的突风情况，但假定为§２５．３４１（ａ）（４）规定的设计速度的８５％”，在文字上作了改进，使含义更为明确。
３．１９ §２５．３４５增升装置
将“其范围由下列条件确定”改为“必须由下列情况得到限制载荷”。（ａ）（２）采用了新的要求，明确了突风的数值，并对分析方法提出了要求。
３．２０ §２５．３４９滚转情况
因３４１更改而对“非对称突风”作了修改。
３．２１ §２５．３５１偏航机动情况
将标题从“偏航情况”改为“偏航机动情况”。删除了关于横向突风的内容。制定了新的载荷要求。
３．２２ §２５．３６３发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷
扩大了要求的适用范围，将辅助动力装置也包括在内。
３．２３ §２５．３６５ 增压舱载荷
因型号合格审定的运行高度作了修订，因而对本条（ｄ）款的系数作了新规定。
３．２４ §２５．３７１陀螺载荷
对该条款进行了全面修订，将辅助动力装置包括进来，增加了要求考核的载荷情况。
３．２５ §２５．３７３速度控制装置
随着３３３、３３７、３５１、３４１（ａ）条款的修订而作相应修改。
３．２６ §２５．３９１操纵面载荷：总则
本条修订增加了§２５．３４１（ａ）的要求，并将（ｅ）条中的“外侧垂直安定面”改为“辅助气动力面”。
３．２７ §２５．４１５地面突风情况
此次修订对（ａ）（２）条中的限制铰链力矩Ｈ的计算公式进行了修改。
３．２８ §２５．４２７非对称载荷、§２５．４４５辅助气动力面
§２５．４２７和§２５．４４５（ａ）是随着２５．３４１条的修订而作相应修改。
３．２９ 地面载荷
为使要求更为明确§２５．４７３、§２５．４７９、§２５．４８１、§２５．４８３、§２５．４８５、§２５．４９１、在文字上作了修改和调整。
３．３０ §２５．４９３滑行刹车情况
本次修订新增（ｄ）（ｅ）二条设计标准，要求将飞机设计为在地面运行中能耐受主起落架的最大刹车力。以确保起落架和机身能够耐受由最大动态刹车情况产生的动载荷。
３．３１ §２５．４９９前轮侧偏与操纵
本次修订在标题处增加“与操纵”三字，在（ｅ）款中对前起落架最大静态反作用力增加了１．３３倍的系数。
３．３２ §２５．５６１本条款由于９１号修正案，对老版本的（ｃ）条给予了详细说明，规定了对可能松脱的部件的要求。
３．３３ §２５．５７１结构的损伤容限和疲劳评定
为了保证较高的安全水平，又不会因为不必要的检查或试验给航空运输系统带来过分的负担，在（ａ）（３）和（ｂ）中增加了新的要求：
１、要求足够的全尺寸疲劳试验依据以确保在飞机设计使用目标期内不会产生广布多部位疲劳损伤
２、要求以损伤容限分析和试验为基础，考虑制造质量、使用中损伤的可检性，确定检查门槛值。
还在（ｂ）和（ｅ）作了三项较小的修改：
（ｂ）
（１）限制对称机动情况，在直到ＶC的所有速度下按２５．３３７的规定，以及按§２５．３４５的规定；
（２）限制突风情况，在直到ＶＣ的速度下按§２５．３４１的规定，以及按§２５．３４５的规定；
（３）限制滚转情况，按§２５．３４９的规定；限制非对称情况按§２５．３６７的规定，以及在直到ＶC的速度下，按§２５．４２７（ａ）到（ｃ）的规定；
（５）
（ｉｉ）正常使用压差的最大值（包括１ｇ平飞时预期的外部气动压力）的１．１５倍，略去其它载荷。
（ｅ）（１）受到４磅重的鸟的撞击，飞机与鸟沿着飞机飞行路线的相对速度等于海平面ＶC，或在８０００英尺的高度上等于０．８５ＶC，两者中取较严重者；
３．３４ §２５．７３５刹车
本次修订增加了（ｈ）条关于磨损刹车的中止起飞的动能容量额定值的要求。另外还对（ｆ）条和（ｆ）（２）条进行了修订。
３．３５ §２５．７８３由于８８号修正案，将（ｈ）要求的语句给予了修饰。
３．３６ §２５．７８５由于８８号修正案，引入了两种新型应急出口，所以在本条款的（ｈ）（１）中Ａ型门之后增加一Ｂ型门的要求。
３．３７ §２５．８０７由于８８号修正案，对本条款作如下修订：
（１）将原条款中的应急门的圆角半径尺寸由过去不大于宽度的１／３改为具体数字要求；
（２）定义了新增Ｂ型、Ｃ型应急门的尺寸。并明确了Ｂ、Ｃ型门可撤离乘客的人数；
（３）给出了应急门类型和乘员数量、撤离数量的关系；
（４）对不对称性和均匀性给予了论述和要求；
（５）将原条款中的部分语句位置予以调整。
３．３８ §２５．８１０由于应急滑梯制造厂商的技术进步，应急滑梯放出后至直立的时间越来越短。本条款的主要更改就是增加Ｂ、Ｃ型门的内容，并将原来（ａ）（２）要求的滑梯１０秒钟自动竖立改为６秒，新条例对Ｃ型门安装的应急滑梯自动竖立时间可为１０秒钟。对应急门处撤离路线的宽度也明确了要求。
３．３９ §２５．８１１由于８８号修正案，本条款的主要更改是在（ｅ）（２）中明确该条为对Ａ、Ｂ、Ｃ和Ⅰ型应急门操作手柄的要求，在（ｅ）（４）的Ａ型应急门之后加上Ｂ、Ｃ型应急门。
３．４０ §２５．８１３由于８８号修正案，本条在（ａ）的“必须有通道从最近的主过道通往Ａ型”之后加上“Ｂ、Ｃ型门”，在“通往Ａ型出口的每条通道”的“Ａ型”之后加上“Ｂ型”，在“通往Ⅰ型、Ⅱ型应急出口的通道”的“Ⅱ型”之后加上“或Ｃ型”，在“每个Ａ型应急出口的位置必须能”的“Ａ型”之后加上“或Ｂ型”。在（ａ）（１）和（ｂ）（２）的“Ａ型”之后加上“Ｂ型”。将（ｂ）（３）的“任何其它型式出口”明确为“协助旅客由出口下至地面设施的任何其它形式的出口”。
３．４１ §２５．８３１由于８９号修正案，在（ａ）中明确了任何情况都必须保证通风系统向机组提供足够量的未被污染的空气。且量值单位也由容积“升”改为重量“克”。（ｂ）（２）的二氧化碳浓度由３％降为不得超过０．５％。增加（ｇ）条的要求。
３．４２ §２５．８３２由于８９号修正案，将（ａ）（２）中不超过“０．０１／１，０００，０００体积含量”改为不超过“０．１／１，０００，０００”体积含量。在（ｂ）中将１０１，３２５帕压力改为７６０毫米汞柱。
３．４３ §２５．８４１由于飞机高高度运行的申请日益增多，ＦＡＡ对高高度运行飞机释压后安全予以了关注，在原条款的（ａ）中增加了（１）、（２）、（３）条内容的明确要求。
３．４４ §２５．８５３座舱内部设施
本次修订在（ａ）（ｃ）条中增加“无论飞机的载客容量为多少”要求，（ｂ）款改为备用，通过增加（ｄ）（ｅ）款内容提高了对座舱内部设施的阻燃要求。
３．４５ §２５．８５５ §２５．８５７ §２５．８５８三条中将有关Ｄ级货舱的要求进行了删节，以提高作为将要型号合格审定的某些运输类飞机中货舱或行李舱的火警安全标准。货舱不再能设计为Ｄ级，若适用，必须满足Ｃ级或Ｅ级货舱标准。
３．４６ §２５．９０３：发动机
对９０３ａ（２）及９０３ｃ进行了更改。由于此次修订是参考ＦＡＲ２５Ａｍｄｔ８３～１００进行的，而ＦＡＲ２５．９０３ａ（２）基于ＦＡＲ３３部的更改而进行了相应修订，目的在于提高飞机涡轮发动机的吸雨、吸冰及鸟吸入的审定要求。基于ＣＣＡＲ３３部的最新更改，对９０３ａ（２）进行了修订。９０３ｃ条取消了对发动机再起动系统部件的耐火性要求，因为在发动机着火后，发动机很少能够再安全起动，因而对发动机再起动系统部件要求耐火所可能得到的益处是很少的。
３．４７ §２５．１０９１进气
配合ＣＣＡＲ３３部的更改，进一步明确适用的条款要求。
３．４８ §２５．１１８５可燃液体：
将原来§２５．１１８５（ａ）条中的“除§２５．１０１３（ａ）”改为“除§２５．１１８３（ａ）”。属于引用差错。
§２５．１４４７由于８７号修正案，将原条款（ｃ）（３）中的基本内容移至（ｃ）（１）改为“在每个厕所至少要有两个接在供氧接头上的分氧装置”要求，且将原（ｃ）（１）条中的最后两句“分氧装置和供氧口的总数必须比座位数至少多１０％，多余的分氧装置必须尽可能均匀地分布在整个座舱内”移至该句之后。（ｃ）（２）中取消“必须拥有肺式供氧设备”。（ｃ）（３）中的（ｉ）（ｉｉ）为新要求。
３．４９ §２５．１５１７颠簸气流速度，ＶRA
该条款为新增条款，明确了２５．１５８５（ａ）（８）所要求的紊流穿越速度的确定原则。
３．５０ §２５．１５３３附加使用限制
此次修订明确了对最小起飞距离的规定是限定于在平整硬质道面，该距离对§２５．１０９和§２５．１１３条的符合还要考虑跑道道面的干、湿情况；另外还补充了可根据用户申请，对经开槽或多孔的摩擦道面，制定和批准湿跑道起飞距离。
３．５１附录Ｆ第Ⅱ部分的更改为与§２５．８５３款协调而作更改，由于§２５．８５３（ｂ）的要求已移至§２５．８５３（ｃ），因此在附录Ｆ中也作相应调整。附录Ｆ第Ⅳ部分的正文中的文字没有更改，只在正文内容下标明经第三次修订，将其对试验设备和方法的文字修改并入《中国民用航空规章第２５部修订说明》（ＡＣ－２５－０１）的修订中。
３．５２ 对ＣＣＡＲ－２５第二次修订版中的印刷错误进行了勘误。
４、修订参考资料
本次修订参考了美国联邦航空条例（ＦＡＲ－２５）的下列１６项修订案：
修正案编号 标 题 生效日期
Ａｍｄｔ．２５－８３ 提高运输类飞机座舱内使用材料的阻燃性标准 １９９５
／３／６
Ａｍｄｔ．２５－８４ 与欧洲协调运输类飞机的某些飞行适航标准 １９９５
／７／１０
Ａｍｄｔ．２５－８５ 当局引用语的修订 １９９５／１２／２８
Ａｍｄｔ．２５－８６ 修订离散突风载荷设计要求 １９９６／３／１
１
Ａｍｄｔ．２５－８７ 批准亚音速运输机高高度运行的标准 １９９６／７
／５
Ａｍｄｔ．２５－８８ 运输类飞机乘客应急出口的数量和形状 １９９６／１
２／９
Ａｍｄｔ．２５－８９ 运输类飞机客舱内允许的二氧化碳浓度 １９９７／１
／２
Ａｍｄｔ．２５－９０ 营运要求 １９９７／３／１２
Ａｍｄｔ．２５－９１ 修订运输类飞机的结构载荷要求 １９９７／８
／２８
Ａｍｄｔ．２５－９２ 提高中止起飞和着陆性能的要求 １９９８／３
／２０
Ａｍｄｔ．２５－９３ 修订运输类飞机货舱和行李舱的标准 １９９８／３
／１９
Ａｍｄｔ．２５－９４ 运输类飞机，技术修订及其它纠正 １９９８／３
／２５
Ａｍｄｔ．２５－９５ 雨水及冰雹的吸入标准 １９９８／４／３
０
Ａｍｄｔ．２５－９６ 结构疲劳评定 １９９８／４／３０
Ａｍｄｔ．２５－９７ 滑行刹车情况 １９９８／５／２７
Ａｍｄｔ．２５－９８ 对增升装置操纵器件档位要求的修订 １９９９／３
／１０
Ａｍｄｔ．２５－９９ 特别追溯要求 ２０００／６／７
Ａｍｄｔ．２５ － 鸟吸入 ２０００／１２／１３
１００
５、ＣＣＡＲ－２５第三次修订受影响的条款表
Ｂ 分部
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 条款号 ｜新增｜修订｜删除｜ＦＡＲ修正案号｜备注｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１０１（ｉ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜２５－９２ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１０５（ｃ）（１）（ｉ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９２ ｜ ｜
｜ （１）（ｉｉ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１０７（ａ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９２ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１０９（ａ）（１）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９２ ｜ ｜
｜ （ｂ）（ｃ）（ｄ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｆ）（ｉ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 条款号 ｜新增｜修订｜删除｜ＦＡＲ修正案号｜备注｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１１３（ａ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｂ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜２５－９２ ｜ ｜
｜ （ｃ）（１） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｃ）（２） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１１５ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９２ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１１９ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１２１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１２５ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜§２５．１４３（ｃ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
｜ （ｄ）（ｅ）（ｆ） ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
｜§２５．１４５（ｂ）（ｃ）（ｄ） ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９８ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜§２５．１４９（ｆ）（ｇ）（ｈ） ｜ ｜ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
｜ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．２０１（ｂ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
｜ （ｃ）（１） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｃ）（２） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｄ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．２０３（ｃ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．２５３（ｂ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８４ ｜ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
Ｃ 分部
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 条款号 ｜新增｜修订｜删除｜ＦＡＲ修正案号｜备注｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３０５（ｄ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜备用｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３２１（ｃ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜ （ｄ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３３１（ａ）（１）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜ （ｃ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜ （ｃ）（１） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３３３ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３３５（ａ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｂ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜ （ｄ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｄ）（１） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜ （ｄ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３４１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３４３（ｂ）（１）（ｉｉ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３４５（ａ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜ （ａ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｃ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３４９（ｂ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３５１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３６３ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３６５ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８７ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３７１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３７３（ａ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 条款号 ｜新增｜修订｜删除｜ＦＡＲ修正案号｜备注｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．３９１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４１５（ａ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４２７ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４４５ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４７３（ａ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜（ｂ）（ｃ）（ｄ）（ｅ） ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４７９ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４８１（ａ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４８３（ａ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４８５ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４９１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４９３（ｃ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９７ ｜ ｜
｜（ｄ）（ｅ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．４９９ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．５６１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９１ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．５７１（ａ）（３） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜ （ａ）（３）（ｉ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９６ ｜ ｜
｜ （ａ）（３）（ｉｉ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｂ）（１） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｂ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｂ）（３） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｂ）（５）（ｉｉ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ （ｅ）（１） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
Ｄ 分部
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 条款号 ｜新增｜修订｜删除｜ＦＡＲ修正案号｜备注｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．７３５（ｆ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９２ ｜ ｜
｜（ｈ） ｜Ｖ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．７８３ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８８ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．７８５ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８８ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８０７ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８８ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－９４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８１０ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８８ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８１１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８８ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８１２ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８８ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８１３ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８８ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８３１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８９ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－８７ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８３２ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８４１ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８７ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜２５．８５３ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８３ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８５５ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９３ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８５７ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９３ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．８５８ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９３ ｜ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
Ｅ 分部
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 条款号 ｜新增｜修订｜删除｜ＦＡＲ修正案号｜备注｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．９０３（ａ）（２） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９４， ｜ ｜
｜ （ｃ） ｜ ｜ ｜ ｜２５－９５ ｜ ｜
｜ ｜ ｜ ｜ ｜２５－１００ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１０９１（ｅ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－１００ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１１８５（ａ） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９４ ｜ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
Ｆ 分部
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 条款号 ｜新增｜修订｜删除｜ＦＡＲ修正案号｜备注｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１４４７ ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８７ ｜ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
Ｇ 分部
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 条款号 ｜新增｜修订｜删除｜ＦＡＲ修正案号｜备注｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１５１７ ｜Ｖ ｜ ｜ ｜２５－８６ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜§２５．１５３３（ａ）（３） ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９２ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜附录Ｆ第Ⅱ部分 ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－９４ ｜ ｜
｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－｜－－｜－－｜－－｜－－－－－－－｜－－｜
｜附录Ｆ第Ⅳ部分 ｜ ｜Ｖ ｜ ｜２５－８３ ｜ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
