(3)能将任何火情封闭在该舱内。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．859条　燃烧加温器的防火
　　(a)燃烧加温器火区下列燃烧加温器的火区，必须根据第23．1182至第23．1191和第23．1203条中适用的规定进行防火：
　　(1)加温器周围的如下区域：该区域内有任何可燃液体系统(不包括加温器燃油系统)的部件，而这些部件可能会出现下列任一后果：
　　(i)由于加温器故障而受到损伤；
　　(ii)一旦渗漏将使可燃液体或蒸气到达加温器。
　　(2)加温器周围的如下区域：加温器燃油系统的接头一旦渗漏会使燃油或蒸气进入的区域；
　　(3)燃烧室周围的通风通路的部分。
　　(b)通风管道通过任何火区的每根通风管道必须是防火的。此外还必须满足下列要求：
　　(1)除非备有防火阀或等效装置进行隔离，否则处于每个加温器下游的通风管道，必须有足够长的一段是防火的，以保证能包容加温器内的任何起火；
　　(2)通风管道通过具有可燃液体系统的区域的每一部分，必须与该系统隔离，或构造成在该系统任何部件发生故障时，可燃液体或蒸气不会进入通风气流。
　　(c)燃烧空气管道每根燃烧空气管道必须有足够长的一段是防火的，以防止回火或反向火焰蔓延而引起损坏。此外还必须满足下列要求：
　　(1)燃烧空气管道与通风气流不得使用共同的开口，除非在任何工作条件下，包括倒流或者加温器或其有关部件发生故障时，回火或反向燃烧的火焰不会进入通风气流；
　　(2)燃烧空气管道不得限制有害的回火迅速释放，以免损坏加温器。
　　(d)加温器操纵装置总则　必须有措施，防止在任何加温器操纵部件、操纵系统导管或者安全控制装置上及其内部产生冰或水的危险积聚。
　　(e)加温器安全控制装置
　　(1)每个燃烧加温器必须有下列安全控制装置：
　　(i)每个加温器必须备有与正常连续控制空气温度、空气流量和燃油流量的部件无关的独立装置。当发生下列任一情况时，能在远离加温器处自动切断该加温器的点火和供油：
　　(A)热交换器的温度超过安全限制；
　　(B)通风空气的温度超过安全限制；
　　(C)燃烧空气流量变得不适于安全工作；
　　(D)通风空气流量变得不适于安全工作。
　　(ii)必须有措施，能在任何加温器(其供热对安全运行是至关重要的)被本条(e)(1)(i)规定的自动装置切断后向机组发出警告。
　　(2)为满足本条要求所设的任何单个加温器的安全控制装置必须符合下列规定：
　　(i)与其他加温器(其供热对安全运行是至关重要的)所用的部件无关；
　　(ii)能保持加温器断开，直到由机组重新起动为止。
　　(f)空气进口　每个供燃烧和通风用的空气进口的设置，必须使得在下列任何工作条件下不会有可燃液体或蒸气进入加温器系统：
　　(1)正常工作期间；
　　(2)任何其他部件发生故障后。
　　(g)加温器排气加温器排气系统必须符合第23．1121和第23．1123条的规定。此外，在加温器排气系统设计中，必须采取措施使燃烧产物安全排出以防发生下列情况：
　　(1)排气中的燃油渗漏到周围舱内；
　　(2)废气冲撞周围的设备或结构；
　　(3)因排气而点燃可燃液体(如果是在装有可燃液体管路的舱内排气)；
　　(4)排气限制了回火的迅速释放，以至引起加温器损坏。
　　(h)加温器燃油系统每个加温器的燃油系统，必须满足对动力装置燃油系统的要求中涉及加温器安全工作的各项要求。通风气流中每个加温器的燃油系统部件，必须用外罩保护，使其漏油不能进入通风气流。
　　(i)排放装置必须有排放装置，安全排放可能积聚在燃烧室或热交换器中的燃油。该装置必须符合下列规定：
　　(1)排放装置在高温下工作的任何部分，必须具有与加温器排气部分相同的保护；
　　(2)每个排放装置必须防止在任何运行条件下出现危险的结冰。
　　第23．863条　可燃液体的防火
　　(a)凡可燃液体或蒸气可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须有措施尽量减少液体和蒸气点燃的概率以及万一点燃后的危险后果。
　　(b)必须用分析或试验方法表明符合本条(a)的要求，同时必须考虑下列因素：
　　(1)液体渗漏的可能漏源和途径，以及探测渗漏的方法；
　　(2)液体的可燃特性，包括任何可燃材料或吸液材料的影响；
　　(3)可能的引燃火源，包括电气故障、设备过热和防护装置失效；
　　(4)可用于抑制燃烧或灭火的手段：例如截止液体流动、关断设备、防火的包容物或使用灭火剂；
　　(5)对于飞行安全是关键性的各种飞机部件的耐火、耐热能力。
　　(c)如果要求飞行机组采取行动来预防或处置液体着火(例如关断设备或起动灭火瓶)，则必须备有迅速动作的向机组报警的装置。
　　(d)凡可燃液体或蒸气有可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须确定其部位和范围。
　　第23．865条　飞行操纵系统、发动机架和其他飞行结构的防火
　　位于指定火区或可能受到指定火区着火影响的邻近区域的飞行操纵系统、发动机架和其他飞行结构，必须用防火材料制造或屏蔽，使之能经受住着火影响。如果发动机振动隔离器的非防火部分受到着火影响性能下降，则振动隔离器必须包含适当的功能确保能保持住发动机不脱落。
　　[2004年×月×日第三次修订]


　　第23．867条　电气搭铁和闪电与静电防护
　　(a)必须防止飞机因受闪电而引起灾难性后果。
　　(b)对金属组件可用下列措施之一表明符合本条(a)的要求：
　　(1)该组件正确地搭接到飞机机体上；
　　(2)该组件设计成不致因闪电而危及飞机。
　　(c)对非金属组件可用下列措施之一表明符合本条(a)的要求：
　　(1)该组件的设计使闪电的后果减至最小；
　　(2)装有可接受的分流措施将产生的电流分流，以使其不危及飞机。
　　[2004年×月×日第三次修订]


　　第23．871条　定飞机水平的设施
　　必须有确定飞机在地面处于水平位置的设施。

E章　动力装置

　　第23．901条　安装
　　(a)就本章而言，飞机动力装置的安装包括下列部件：
　　(1)推进所必需的部件；
　　(2)影响主推进装置安全的部件。
　　(b)每一动力装置安装的构造和布置必须满足下列要求：
　　(1)直到申请批准的最大高度，均保证安全工作；
　　(2)是可达的，以进行必要的检查与维护；
　　(c)驾驶员必须能够容易地拆下或打开整流罩的短舱，以便在飞行前检查时发动机舱有足够的可达性和敞开性。
　　(d)每一涡轮发动机安装的构造和布置必须满足下列要求：
　　(1)引起的机匣振动不得超过发动机型号合格审定时所确定的振动特性；
　　(2)确保安装的发动机经受进气道吸入雨、冰雹、冰和鸟的能力不得低于第23．903条(a)(2)对发动机本身所要求的能力。
　　(e)安装必须满足下列要求：
　　(1)发动机型号合格证和螺旋桨型号合格证中规定的安装说明；
　　(2)本章适用的规定；
　　(f)每一辅助动力装置安装必须满足本规章中适用的要求。
　　[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
　　第23．903条　发动机
　　(a)发动机型号合格证
　　(1)每型发动机必须具有型号合格证，并且必须满足中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》(CCAR．34)中的适用要求。
　　(2)每型涡轮发动机及其安装必须符合下列要求之一：
　　(i)符合2002年4月19日生效的中国民用航空规章《航空发动机适航规定》(CCAR．33)中第33．76条、第33．77条及第33．78条的规定；
　　(ii)符合1988年2月9日生效的中国民用航空规章第33部中33．77条的规定；如果发动机使用历史中的外物吸入没有导致不安全状态；
　　(iii)表明具有在类似安装位置上吸入的外来物未曾造成任何不安全情况的使用履历。
　　(b)涡轮发动机的安装对于涡轮发动机的安装有下列规定：
　　(1)必须采取设计预防措施，能在一旦发动机转子损坏或发动机内起火烧穿发动机机匣时，对飞机的危害减至最小。
　　(2)与发动机各控制装置、系统和仪表有关的各动力装置系统的设计必须能合理保证，在服役中不会超过对涡轮转子结构完整性有不利影响的发动机使用限制。
　　(c)发动机隔离　各动力装置的布置和相互隔离，必须至少在一种运行状态下，使任一发动机或任一能影响此发动机的系统(如果只安装一个油箱，则此油箱例外)失效或故障(包括发动机舱内被火烧坏)时，不致发生下列情况：
　　(1)妨碍其余发动机继续安全运转；
　　(2)需要任何机组成员立刻采取动作以保持其余发动机继续安全运转。
　　(d)起动和停转(活塞发动机)
　　(1)安装的设计必须在允许发动机起动的任何情况下，使由于起动而引起发动机或飞机着火或机械损坏的危险减至最小。必须制定发动机的起动技术及有关的限制，并将它们列入飞机飞行手册、经批准的手册资料或适用的使用标牌中。对于下列情况，必须提供措施：
　　(i)空中再起动多发飞机的任何发动机；
　　(ii)在空中，发动机失效后，若持续的发动机转动将导致对飞机的危害，停转发动机。
　　(2)此外，对于通勤类飞机，采用下列规定：
　　(i)在防火墙的发动机一侧，可能暴露于火中的停转系统的每个部件必须至少是耐火的；
　　(ii)如果为此目的使用螺旋桨液压顺桨系统，顺桨管路在顺桨期间可预期出现的各种使用条件下必须至少是耐火的。
　　(e)起动和停转(涡轮发动机)　涡轮发动机的安装必须满足下列要求：
　　(1)安装的设计必须在允许发动机起动的任何情况下，使由于起动而引起发动机或飞机着火或机械损坏的危险减至最小。必须制定发动机的起动技术及有关的限制，并将它们列入飞机飞行手册、批准的手册资料或适用的使用标牌中。
　　(2)必须具有停止任何发动机的工作燃烧的措施，并且如果持续转动将对飞机造成危害，则必须具有发动机停转措施。位于火区的发动机停转系统的每一部件必须是耐火的。如果停转发动机使用螺旋桨液压顺桨系统，则液压顺桨管路或软管必须是耐火的。
　　(3)必须有可能在飞行中再起动发动机。必须确定起动技术及有关的限制，并将它们列入飞机飞行手册、批准的手册资料或适用的使用标牌中。
　　(4)必须在飞行中作如下演示：在一次假起动之后再起动发动机时，所有燃油或油气的排出都不得引起火灾。
　　(f)再起动包线　必须制定飞机的发动机空中再起动的高度和速度包线。安装的每台发动机必须具有在此包线内再起动的能力。
　　(g)再起动能力　对于涡轮发动机飞机，如果在飞行中所有发动机停车后，发动机的最小风车转速不足以提供发动机点火所需的电功率，则必须有一个不依赖于发动机驱动的发电系统的电源，以便能在飞行中对发动机点火进行再起动。
　　[1990年7月18日第一次修订，1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
　　第23．904条　自动功率储备系统
　　如果安装自动功率储备系统(APR)，在起飞过程中，当任何发动机失效时，该系统自动增加工作发动机的功率或推力。则自动功率储备系统(APR)必须满足本规章附件H的要求。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．905条　螺旋桨
　　(a)每型螺旋桨必须具有型号合格证。
　　(b)发动机的功率和螺旋桨轴的转速不得超过螺旋桨合格审定通过的限制。
　　(c)每具可顺桨的螺旋桨必须有在飞行中回桨的措施。
　　(d)螺旋桨桨距操纵系统的每一部件，必须符合中国民用航空规章《螺旋桨适航标准》(CCAR．35)中35．42条的要求。
　　(e)任何工作条件下，推进式螺旋桨前冰可能积聚并脱落进入螺旋桨旋转平面的所有飞机区域，必须进行适当的防护以防止冰形成，或表明进入螺旋桨旋转平面的冰不会构成危害情况。
　　(f)每一推进式螺旋桨必须进行标记，使得在正常昼问地面状态下，旋转平面是明显可见的。
　　(g)如果发动机排气被排入推进式螺旋桨旋转平面，必须通过试验或由试验支持的分析，表明螺旋桨能够持续安全工作。
　　(h)所有发动机整流罩、接近口盖以及其他可拆卸件的设计必须确保它们不会与飞机分离从而与推进式螺旋桨接触。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．907条　螺旋桨振动
　　(a)必须表明在正常工作条件下，除常规的定距木制螺旋桨外，每一螺旋桨振动应力不得超过螺旋桨制造人已表明的连续安全使用的应力值。这必须用下列方法之一来表明：
　　(1)通过螺旋桨的直接试验测定应力；
　　(2)与已完成该测量的类似装置作比较；
　　(3)能证明该装置安全的任何其他可接受的试验方法或使用经验。
　　(b)除常规的定距木质螺旋桨外，其他类型螺旋桨在需要时必须出示安全振动特性证明。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．909条　涡轮增压系统
　　(a)每台涡轮增压器必须通过发动机型号合格证予以批准，或表明在正常的发动机安装及在发动机环境中工作时，涡轮增压器系统满足下列要求：
　　(1)按中国民用航空规章《航空发动机适航规定》(CCAR．33)中第33．49条的适用要求，经受150小时的持久试验而没有故障；
　　(2)对发动机没有不利的影响。
　　(b)在服役中预期出现的操纵系统的故障，振动，异常转速及温度，均不得损坏涡轮增压器的压气机或涡轮。
　　(c)涡轮增压器的壳体，必须能包容正常转速控制装置不工作时可能出现的最高转速情况下压气机或涡轮损坏的碎片。
　　(d)如果提供中间冷却器安装，则必须符合下列要求：
　　(1)中间冷却器的安装结构的必须设计成能够承受施加于系统的载荷；
　　(2)必须表明，在安装的振动环境下，中间冷却器的失效不会造成中间冷却器的一部分被吸入发动机；
　　(3)流经中间冷却器的气体不能直接排放到飞机部件(例如，风挡)，除非表明在各种工作状态下，气体的排放不会对飞机造成危害；
　　(e)必须对受涡轮增压器系统安装影响的发动机功率、冷却特性、使用限制和程序进行评估。根据本规章第23．1581条的要求，涡轮增压器使用程序和限制必须包括在飞机飞行手册中。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．925条　螺旋桨的间距
　　除非己证实可采用更小间距，飞机在最大重量、最不利重心位置以及螺旋桨在最不利桨距位置的情况下，螺旋桨间距不得小于下列规定：
　　(a)地面间距起落架处于静压缩状态，当飞机处于水平起飞姿态或滑行姿态(取最临界者)时，每一螺旋桨与地面之间的间距均不得小于180毫米(7英寸)(对前轮式飞机)，或230毫米(9英寸)(对尾轮式飞机)。此外，对于装有使用液压或机械装置吸收着陆冲击的常规起落架支柱的飞机，当处于临界轮胎完全泄气和相应的起落架支柱压缩到底的水平起飞姿态时，螺旋桨与地面之间必须具有正的间距。对于采用板簧支柱的飞机应表明在与1．5g相应的挠度下，具有正的间距。
　　(b)后安装螺旋桨　除(a)所规定的间距外，后安装螺旋桨飞机必须设计成，当飞机处于正常起飞和着陆的可达到的最大俯仰姿态时，螺旋桨不会与跑道表面接触。
　　(c)水面间距　每一螺旋桨与水面之间的间距不得小于460毫米(18英寸)，除非能表明采用更小的间距仍符合第23．239条的规定。
　　(d)结构间距　必须满足下列要求：
　　(1)桨尖与飞机结构之间的径向间距不得小于25毫米(1英寸)，加上考虑有害的振动所必需的任何附加径向间距；
　　(2)螺旋桨桨叶或桨叶柄整流轴套与飞机各静止部分之间的纵向间距不得小于13毫米(12英寸)；
　　(3)螺旋桨其他转动部分或桨毂罩与飞机的各静止部分之间必须有正的间距。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．929条　发动机安装的防冰
　　螺旋桨(木质螺旋桨除外)和整个发动机安装的其他部件，在申请审定的结冰条件下工作时，必须能防止冰的积累，以保证得到满意的功能而无明显的推力损失。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．933条　反推力系统
　　(a)对于涡轮喷气和涡轮风扇反推力系统
　　(1)预定仅在地面使用的反推力系统必须设计成，飞行中的任何反推，发动机产生的推力不大于飞行慢车推力，此外，必须通过分析或试验或两者的组合表明：
　　(i)每一可操纵的反推必须能够被恢复至前推位置，或
　　(ii)反推处于任何可能的位置时，飞机能够持续安全飞行和着陆。
　　(2)预定在飞行中使用的每一系统必须设计成，在任何运行(包括地面运行)条件下，当反推力系统正常工作或发生任何失效(或可能的失效组合)时，均不会造成不安全情况。如果结构元件的失效概率极小，则这种失效不必考虑。
　　(3)每一系统必须有措施防止在反推力系统故障时发动机产生的推力大于慢车状态推力。除非表明，对于在运行中预期的最临界反推力情况下，只要表明仅用气动力措施就能保证飞机的航向操纵，则发动机可以产生更大的推力。
　　(b)对于螺旋桨反推力系统
　　(1)每一系统必须设计成，在任何运行条件下，系统的单一失效或失效的可能组合或故障不会引起不希望的反推力。如果结构元件的失效概率极小，则这种失效可不必考虑。
　　(2)对于桨叶能从飞行低距位置移动到明显小于正常飞行低距位置的螺旋桨系统，必须通过失效分析、试验或两者组合来表明满足本条(b)(1)的要求。为表明螺旋桨及其相关安装部件型号合格审定符合性所作的分析，可以包括在上述分析之内或作为其依据。由发动机和螺旋桨制造人所完成的恰当的分析和试验具有可信度。
　　[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
　　第23．934条　涡轮喷气和涡轮风扇发动机反推系统试验
　　涡轮喷气或涡轮风扇发动机反推系统必须满足中国民用航空规章《航空发动机适航规定》(CCAR．33)第33．97条的要求，或通过试验验证发动机工作和振动水平不受影响。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．937条　涡轮螺旋桨阻力限制系统
　　(a)涡轮螺旋桨飞机的螺旋桨阻力限制系统必须设计成，在正常或应急使用期间，任何系统的单个失效或故障均不会使螺旋桨阻力超过按本章结构要求设计飞机所采用的值。如果阻力限制系统结构元件的破损概率极小，则这种破损不必考虑。
　　(b)本条所指的阻力限制系统包括手动或自动装置，当发动机功率损失后该装置作动时，能够将螺旋桨桨叶向顺桨位置移动，使得风车阻力减小至安全水平。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．939条　动力装置的工作特性
　　(a)必须在飞行中检查涡轮发动机的工作特性，以确认在飞机和发动机使用限制范围内的正常和应急使用期间，不会出现达到危险程度的不利特性(如失速、喘振或熄火)。
　　(b)必须在飞行中检查涡轮增压式活塞发动机的工作特性，以确认在飞机和发动机使用限制范围内的正常和应急使用期间，没有任何因偶然性的油门过大、喘振、液锁或汽塞等导致的有害特性出现。
　　(c)对于涡轮发动机，进气系统不得因正常工作期间的气流畸变导致对发动机有害的振动。
　　[1993年12月23日第二次修订]
　　第23．943条　负加速度
　　飞机在第23．333条规定的飞行包线内作负加速度飞行时，发动机、经批准在飞行中使用的辅助动力装置或与动力装置或辅助动力装置有关的任何部件或系统不得出现危险的故障。必须按使用中预期的最大加速度值和最长加速持续时间表明满足上述要求。
　　[2004年×月×日第三次修订]


　　第23．951条　总则
　　(a)燃油系统的构造和安装，在每种可能出现的运行情况下(包括申请审定的任何机动飞行，在机动飞行期间，允许发动机或辅助动力装置工作)，必须保证以发动机和辅助动力装置正常工作所需的流量和压力向其供油。
　　(b)燃油系统的布置必须满足下列要求之一：
　　(1)燃油泵不能同时从一个以上的油箱内吸油；
　　(2)具有防止空气进入系统的设施。
　　(c)涡轮发动机的燃油系统在使用下述状态的燃油时，必须能在其整个流量和压力范围内持续地工作：燃油先在27℃(80°F)时用水饱和，并且每10升含有所添加的2毫升游离水(每1美加仑含0．75毫升)，然后冷却到运行中很可能遇到的最临界结冰条件。
　　(d)对于以涡轮发动机为动力的飞机，每一燃油系统必须满足中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》(CCAR．34)中的适用的燃油排泄要求。
　　[1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
　　第23．953条　燃油系统的独立性
　　(a)多发飞机的燃油系统的布置必须至少在一种系统构型下，使任一部件(燃油箱除外)的故障不会导致一台以上的发动机丧失功率(推力)，也不需要驾驶员立即动作来防止一台以上的发动机丧失功率(推力)。
　　(b)如果在多发飞机上使用单个油箱(或多个燃油箱相互连接作为单个油箱)，则必须提供下列措施：
　　(1)每一发动机独立的油箱出口，每一油箱安装一个关断活门。如果活门至发动机舱之间的管路容纳的可能逸入发动机舱燃油量不超过0．946L(1夸脱)(或如果表明安全，可以为更大量)，则该关断活门也可以作为防火墙关断活门；
　　(2)至少布置两个通气口以将其同时堵塞的可能性降至最低；
　　(3)加油口盖的设计必须将不正确安装或飞行中丢失的可能性降至最低；
　　(4)燃油系统中，从燃油箱的每个出口到任何发动机之间的部件独立于系统中为其他发动机供油的部件。
　　[1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
　　第23．954条　燃油系统的闪电防护
　　燃油系统的设计和布局，必须防止由于下列原因而点燃系统内的燃油蒸气：
　　(a)雷击附着概率高的区域直接被闪击；
　　(b)扫掠雷击可能性高的区域被扫掠雷击；
　　(c)燃油通气口处的电晕放电和流光。
　　第23．955条　燃油流量
　　(a)总则　必须在供油和不可用油量为最临界的状态下，表明燃油系统能以本条规定的流量和足以保证发动机正常工作的压力向发动机供油。这些情况可以在一个合适的模拟装置上予以模拟。此外还必须符合下列规定：
　　(1)油箱内的燃油量不得超过第23．959(a)条确定的该油箱不可用燃油量与为验证本条符合性所需的油量之和；
　　(2)如果装有燃油流量计，在流量试验时必须使其阻塞，燃油必须流经该流量计或其旁路；
　　(3)如果装有不带旁路的流量计，则不能出现将燃油流量限制到低于该燃油验证所要求水平的任何可能失效模式；
　　(4)燃油流量必须包括使蒸气回流所必须的流量、引射泵驱动流量以及为其他任何目的使用燃油所需的流量。
　　(b)重力供油系统　重力供油系统(主供油和备用供油)的燃油流量，必须为发动机起飞燃油消耗量的150％。
　　(c)泵压供油系统　每台活塞发动机的每个泵压供油系统(主供油和备用供油)的燃油流量，必须是发动机在批准的最大起飞功率状态下要求燃油流量的125％。
　　(1)每个主燃油泵和应急泵都必须能够提供上述流量，而且在起飞期间，当泵运转时必须提供该流量；
　　(2)对于每个手摇泵，必须在每分钟不超过60个循环(120个单行程)的条件下达到该流量；
　　(3)当主燃油泵和应急燃油泵同时工作时，燃油压力不能超过发动机燃油进口压力限制，除非表明不会产生不利影响。
　　(d)辅助燃油系统和燃油转输系统　本条(b)、(c)、(f)适用于每一辅助系统和转输系统，但是流量按下述规定：
　　(1)所要求的燃油流量，必须按发动机最大连续功率和发动机最大转速来确定，而不是按起飞功率和起飞耗油量来确定；
　　(2)如果设有标牌提供使用说明，在从辅助油箱中转输燃油至一更大的主油箱时，可以采用较低的燃油流量。但该燃油流量必须足以保持发动机最大连续功率，同时在较低的发动机功率时，不会使主燃油箱溢出。
　　(e)多燃油箱　对于由一个以上油箱供油的活塞发动机，如果向发动机供油的任一油箱内的燃油耗尽而使发动机功率损失明显时，在平飞状态下转为由其他任何满油箱供油后，发动机达到75％的最大连续功率的时间不得大于下列数值：
　　(1)对于自然吸气式单发飞机，为10秒；
　　(2)对于涡轮增压单发飞机，20秒，如果在10秒钟内恢复至75％最大连续自然吸气功率：
　　(3)对于多发飞机，为20秒。
　　(f)涡轮发动机燃油系统　在各种预定运行条件下和机动飞行中，每一涡轮发动机燃油系统必须至少提供发动机所需燃油流量的100％。可以在一个合适的模拟装置上模拟这些情况。流量必须符合下列规定：
　　(1)在飞机使用中预期的最不利供油情况(与高度、姿态和其他情况相关)下表明上述流量；
　　(2)对于多发飞机，尽管本条(d)允许更低的燃油流量，燃油必须自动地不间断地流向任何有关的发动机，直到预定供该发动机使用的所有燃油用完为止。此外：
　　(i)就本条而言，“预定供该发动机使用的燃油”指的是预期供指定发动机使用的任何油箱中的所有燃油；
　　(ii)燃油系统的设计必须清楚的说明任何油箱计划供油的发动机；
　　(iii)为表明对本条款的符合性，要求在完成发动机工作的起动阶段后，驾驶员不得采取措施。
　　(3)对于单发飞机，在完成发动机工作的起动阶段后，要求驾驶员不得采取措施，除非提供一手段，在采取必要的措施至少5分钟前，准确地警告驾驶员。驾驶员采取的措施不能引起发动机工作的任何变化，并且在飞机被批准的任何运行阶段，驾驶员采取的措施不能使其注意力偏离主要的飞行任务。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．957条　连通油箱之间的燃油流动
　　(a)油箱出口相互连通的重力供油系统，在第23．959条规定的条件下，除非必须使用满油箱，油箱之间应有足够的燃油流动而不可能造成从任何油箱通气口溢出燃油。
　　(b)如果在飞行中，燃油能够从一个油箱泵送至其他油箱，则燃油箱的通气口和燃油转输系统必须设计成不致因输油过量而对飞机部件造成结构损坏。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．959条　不可用燃油量
　　(a)每个燃油箱的不可用燃油量必须不小于下述油量：对于需该油箱供油的所有预定运行和机动飞行，在最不利供油条件下，发动机工作开始出现不正常时该油箱内的油量。不必考虑燃油系统部件的失效。
　　(b)应该确定泵的失效对可用燃油的影响。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．961条　燃油系统在热气候条件下的工作
　　在请求批准的所有临界工作和环境条件下运行飞机时，使用温度为最临界温度(与油气形成有关)的燃油，燃油系统不能产生汽塞现象。对于涡轮发动机燃油，初始温度必须为43℃(110°F)，0℃(32°F)，-15℃(＋5°F)或请求批准的最高外界温度，取最临界的温度。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．963条　燃油箱：总则
　　(a)油箱必须能承受运行中可能遇到的振动、惯性、油液及结构的载荷而不损坏。
　　(b)对于特定的应用，必须表明软油箱衬垫是可接受的。
　　(c)整体油箱必须易于进行内部检查和修理。
　　(d)油箱总的可用油量，必须足以供发动机以最大连续功率使用至少半小时。
　　(e)每个油量指示器必须按照第23．1337(b)条的规定进行调节，以考虑按第23．959条确定的不可用燃油。
　　[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
　　第23．965条　燃油箱试验
　　(a)每个燃油箱必须能承受下述压力而不会损坏或漏油：
　　(1)对于每个普通金属油箱和油箱壁不支持于飞机结构的非金属油箱，为24．2千帕(0．25公斤／厘米(2上标)；3．5磅／英寸(2上标))，或当油箱处于满油状态，飞机以最大极限加速度飞行时产生的压力，两者中取大值；
　　(2)对于每个整体油箱，为油箱满油的飞机在最大限制加速度时所产生的压力，并同时施加临界限制结构载荷；
　　(3)对于箱壁支持于飞机结构和用可接受的基本油箱体材料以可接受方式构成的每种非金属油箱，在真实的或模拟的支承条件下，对特定设计的首件油箱，为13．7千帕(0．14公斤／厘米(2上标)；2磅／英寸(2上标))，支承结构必须按飞行或着陆强度情况下产生的临界载荷与相应的加速度引起的燃油压力载荷组合来进行设计。
　　(b)每个具有大的无支承或无加强平面的油箱，其失效或变形可能引起燃油泄漏，必须能够承受下列试验而不会导致漏油、失效或油箱壁的过度变形：
　　(1)必须用完整的油箱组件连同其支承件作振动试验，试验时的固定方式应模拟实际安装情况；
　　(2)除了本条(b)(4)规定外，油箱组合件必须在装有2／3油箱容量的水或其他合适试验液，以不小于0．8毫米(1／32英寸)振幅(除非证实可采用其他振幅)振动25小时；
　　(3)振动试验频率必须按如下规定：
　　(i)如果在发动机正常工作转速范围或螺旋桨转速范围内，由转速引起的振动频率中没有临界频率，则振动试验频率为：
　　(A)对于螺旋桨驱动的飞机，螺旋桨最大连续转速(转／分)乘以0．9得到的数值，以每分钟循环数计；
　　(B)对于非螺旋桨驱动的飞机，振动试验频率为2000循环／分钟。
　　(ii)如果在发动机正常工作转速范围或螺旋桨转速范围内，由转速引起的振动频率中只有一个临界频率，则必须以此频率作为试验频率；
　　(iii)如果在发动机正常工作转速范围或螺旋桨转速范围内，由转速引起的振动频率中有多个临界频率，则必须以其中最严重的作为试验频率。
　　(4)在本条(b)(3)(ii)和(iii)的情况下，必须调整试验时间，使达到的振动循环数与按本条(b)(3)(i)规定频率在25小时内所完成的振动循环数相同；
　　(5)试验时，必须以每分钟16至20个整循环的速率绕与机身轴线平行的轴摇晃油箱，摇晃角度为水平面上下各15°(共30°)，历时25小时。
　　(c)如果整体油箱所采用的构造和密封方法未被先前试验数据或使用经验证明是合适的，则该油箱必须能经受本条(b)(1)至(4)规定的振动试验。
　　(d)每个具有非金属软油箱的油箱舱，必须装有室温的燃油，经受本条(b)(5)规定的晃动试验。另外，必须用一个与飞机上所用的基本结构相同的软油箱样件，安装在一个合适的试验油箱舱内，用温度为43℃(110°F)的燃油进行晃动试验。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．967条　燃油箱安装
　　(a)每个燃油箱的支承必须使油箱载荷不集中。此外，还必须符合下列规定：
　　(1)如有必要，必须在油箱与其支承件之间设置隔垫，以防擦伤油箱；
　　(2)隔垫必须不吸收液体，或经处理后不吸收液体；
　　(3)如果使用软油箱，则软油箱的支承必须使其不必承受油液载荷；
　　(4)每个油箱舱内表面必须光滑，而且不具有会磨损软油箱的凸起物，除非满足下列要求之一：
　　(i)在凸起物处，具有保护软油箱的措施；
　　(ii)软油箱本身构造具有这种保护作用。
　　(5)在任何运行条件下，每个囊式油箱的气相空间均必须保持正压，但已表明零压或负压不会引起囊式油箱塌陷的特殊情况除外；
　　(6)加油口盖不适当的扣紧或丢失，不可引起囊式油箱的塌陷或燃油的虹吸(少量的溢漏除外)。
　　(b)每个油箱舱必须有通气口和排漏孔，以防止可燃液体或油气聚集。如果油箱是飞机结构的一个整体部分，则邻近该油箱的每个舱也必须有通气口和排漏孔。
　　(c)油箱不得装在防火墙靠发动机的一侧。油箱与防火墙之间必须至少有13毫米(1／2英寸)的间距。直接位于发动机舱主要空气出口后面的发动机短舱蒙皮，不得作为整体油箱的箱壁。
　　(d)油箱不可安装在多发飞机的载人舱中。如果油箱装在单发飞机的载人舱中，必须采用防油气和防燃油的保护罩将它隔开，并设置通往飞机外部的排漏孔和通气口。在第23．365条和23．843条规定的条件下，保护罩必须能够承受载人舱增压载荷而不至产生永久变形或失效。如果使用囊式油箱，则必须有一个在结构完整性方面至少与金属油箱等效的保护罩。
　　(e)油箱的设计、布局及安装在下列情况下必须能保存燃油：
　　(1)当受到第23．561条(b)(2)中所规定的极限静载荷系数对应的惯性力时；
　　(2)飞机在下述每种情况下，以正常着陆速度在有铺面跑道上着陆时可能出现的情况：
　　(i)正常着陆姿态和起落架未放下；
　　(ii)最临界的起落架折损，而其他起落架放下。当表明符合本条(e)(2)要求时，必须考虑有一台发动机安装节撕离，除非所有发动机都安装在机翼的上方或安装在尾翼或机身上。
　　[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
　　第23．969条　燃油箱的膨胀空间
　　除非燃油箱通气口的排放物不脏污飞机(在这种情况下不要求膨胀空间)，否则每个燃油箱都必须具有不小于2％油箱容积的膨胀空间。必须使飞机处于正常地面姿态时，不可能由于疏忽而使所加燃油占用膨胀空间。
　　第23．971条　燃油箱沉淀槽
　　(a)每个燃油箱均必须有可排放的沉淀槽，其有效容积在正常地面和飞行姿态时为油箱容积的0．25％或0．24升(1／16美加仑)(两者中取大值)。但下列情况例外：
　　(b)飞机处于正常地面姿态时，应能使危险量的水从油箱的任何部位排入沉淀槽。
　　(c)活塞发动机燃油系统必须具有一个易于接近进行排放的积液槽或腔，其容量应是燃油箱容量每75．6升(20美加仑)为29．6克(1盎司)。在正常的飞行姿态，油箱出口的位置应使水从油箱的所有部位(不包括沉淀槽)排入积液槽或腔。
　　(d)按本条(a)、(b)、(c)要求而设置的每一沉淀槽、积液槽和积液腔的放液嘴，必须符合
　　第23．999条(b)(1)和(2)规定。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．973条　油箱加油口接头
　　(a)每个油箱加油口接头均必须按第23．1557条(c)的规定作标记。
　　(b)必须能防止溢出的燃油流入燃油箱舱，或流入油箱外飞机的任何部分。
　　(c)每个主加油口的加油口盖必须有耐燃油密封装置。但是，油箱加油口盖可以有小孔，用于通气或作为量油计穿过口盖的通路，条件是小孔符合第23．975条(a)的要求。
　　(d)除压力加油点外，每个加油点均必须有使飞机与地面加油设备电气搭铁的设施。
　　(e)如果飞机发动机将汽油作为唯一的可允许燃油，燃油加油口的内径不能大于6厘米(2．36英寸)。
　　(f)对于涡轮喷气发动机飞机，燃油加油口的内径不能小于7．5厘米(2．95英寸)。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．975条　燃油箱的通气和汽化器蒸气的排放
　　(a)每个燃油箱必须从膨胀空间顶部通气。此外应满足下列要求：
　　(1)每个通气口的位置和构造必须使冰或其他外来物堵塞的概率减至最小；
　　(2)每个通气口的构造必须能防止正常运行时产生燃油虹吸；
　　(3)通气量必须能够迅速地消除油箱内外的过大压差；
　　(4)出口互通的油箱，其膨胀空间必须互通；
　　(5)飞机处于地面姿态或水平飞行姿态时，通气管中任何一处不得积水，除非提供排放嘴。安装的任何排放嘴应该是便于排放。
　　(6)通气管所终止的部位，不得使通气管出口排出的燃油引起着火，或使油气可能进入载人舱；
　　(7)通气口的位置必须能防止当飞机以任何方向停放在1％斜度的停机坪上时有燃油流失，但因热膨胀而溢出的燃油除外。
　　(b)每个具有蒸气消除接头的汽化器和每个使用蒸气返回装置的燃油喷射发动机，必须有排放管将蒸气引回到某一燃油箱内。如果装有多个油箱，以及由于某种理由必须按一定顺序使用各油箱时，则必须将蒸气排放回输管引至首先使用的油箱，除非这些油箱的相对容量表明将蒸气引回到其他油箱更为可取。
　　(c)对特技类飞机，必须防止在特技机动飞行(包括短时间倒飞)时燃油过多的流失。在申请审定的任何特技机动飞行后恢复正常飞行时，必须不可能发生燃油从通气口虹吸的现象。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．977条　燃油箱出油口
　　(a)燃油箱出油口或增压泵都必须装有符合下列规定的燃油滤网：
　　(1)对于活塞发动机飞机，该滤网为8．16目／英寸；
　　(2)对于涡轮发动机飞机，该滤网能阻止可能造成限流或损坏燃油系统任何部件的杂物通过。
　　(b)每个燃油箱出油口滤网的流通面积，必须至少是出油口管路截面积的5倍。
　　(c)每个滤网的直径，必须至少等于燃油箱出油口直径。
　　(d)每个滤网必须便于检查和清洗。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．979条　压力加油系统
　　对于压力加油系统，采用下列规定：
　　(a)每一压力加油系统燃油歧管接头必须有措施，能够在燃油进口阀一旦失效时防止危险量的燃油从系统中溢出；
　　(b)必须装有自动切断设施，用以防止每个油箱内的燃油量超过该油箱经批准的最大载油量。
　　(1)该设施必须在油箱每次加油前，能够检查切断功能是否正常；
　　(2)对于通勤类飞机，在每个加油位置，用来使得在油箱达到经批准的最大载油量而停止加油的关断装置失效时，必须提供指示。
　　(c)必须具有在本条(b)规定的自动切断设施失效后，能防止损坏燃油系统的措施；
　　(d)燃油系统中直到油箱为止的承受加油压力的各部分，其检验压力和极限压力必须分别为加油时很可能出现的波动压力的1．33倍及2．0倍。
　　[2004年×月×日第三次修订]


　　第23．991条　燃油泵
　　(a)主油泵对主油泵，采用下列要求：
　　(1)对于由多台燃油泵向发动机供油的活塞发动机安装，每台发动机必须至少有一台燃油泵由发动机直接驱动。该泵必须满足第23．955条的要求。该泵为主燃油泵；
　　(2)对于涡轮发动机安装，发动机正常运转所需的或满足本分部燃油系统要求所需的燃油泵是主燃油泵(本条(b)要求的除外)。此外，还必须满足下列要求：
　　(i)每台涡轮发动机必须至少有一台主燃油泵；
　　(ii)每台发动机主燃油泵的动力源，必须独立于任何其他发动机主燃油泵的动力源；
　　(iii)对于每台主燃油泵(经批准作为发动机一个组成部分的燃油注射泵除外)，必须有允许正排量式燃油泵旁路通油的措施。
　　(b)应急燃油泵必须有应急燃油泵，当任一主燃油泵(经批准作为发动机一个组成部分的燃油注射泵除外)失效后，应能立即向相应发动机供油。每台应急燃油泵的动力源必须独立于相应的各主燃油泵动力源。
　　(c)警告措施如果主燃油泵和应急燃油泵两者均连续工作，则必须具有能向相应的飞行机组成员指示任一油泵故障的设施。
　　(d)不管发动机功率(或推力)调定或者任何其他燃油泵的功能状态如何，任何一台燃油泵的工作都不得影响发动机运转而造成危险。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．993条　燃油系统导管和接头
　　(a)每根燃油导管的安装和支承，必须能防止过度的振动，并能承受燃油压力及加速度飞行所引起的载荷。
　　(b)连接在可能有相对运动的飞机部件之间的每根燃油导管，必须用柔性连接。
　　(c)燃油管路中可能承受压力和轴向载荷的每一柔性连接，必须使用软管组件。
　　(d)必须表明软管适合于其特定用途。
　　(e)暴露在高温下可能受到不利影响的软管，不得用于在运行中或发动机停车后温度过高的部位。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．994条　燃油系统部件
　　必须对发动机短舱内或机身内的燃油系统部件进行保护，以防止在有铺面的跑道上机轮收起着陆时，发生燃油喷溅足以造成起火的损坏。
　　第23．995条　燃油阀和燃油控制器
　　(a)必须具有能使相应飞行机组人员在飞行中快速分别切断每台发动机供油的手段。
　　(b)燃油切断阀不得安装在任何防火墙靠发动机的一侧。此外，必须具有下列措施：
　　(1)防止燃油切断阀因疏忽被误动的措施；
　　(2)允许有关的飞行机组成员在某一燃油切断阀关闭后再迅速打开该阀门的措施。
　　(c)燃油阀和燃油系统控制器的支承必须使得阀门工作，或加速飞行情况下所造成的载荷不会传给与阀门相连的导管。
　　(d)燃油阀和燃油系统控制器的安装必须使重力的振动不影响其选定的位置。
　　(e)每个燃油阀手柄以及手柄与阀门机构的连接必须具有将不正确安装的可能性减至最小的设计特点。
　　(f)必须在构造上或采取其他相应措施防止不正确装配或错误连接燃油单向阀。
　　(g)燃油箱选择阀必须满足下列要求：
　　(1)需用独立的明显不同动作才能将选择器置于断开位置；
　　(2)燃油箱选择器的安装位置应使从某一油箱转换到另一油箱时，不可能通过“断开”位置。
　　第23．997条　燃油滤网或燃油滤
　　燃油箱出油口与燃油计量装置入口，或与发动机传动的正排量泵入口(两种入口中取距油箱出口较近者)之间，必须设置满足下列要求的燃油滤网或燃油滤：
　　(a)便于放液和清洗，且必须有易于拆卸的网件或滤芯；
　　(b)具有沉淀槽和放液嘴，如果滤网或油滤易于拆卸进行放液，则不必设置放液嘴。
　　(c)安装成不由相连导管或滤网(或油滤)本身的入口(或出口)接头来承受其重量，除非导管或接头在所有载荷情况下均具有足够的强度余量；
　　(d)具有足够的滤通能力(根据发动机的使用限制)，以便在燃油脏污程度(与污粒大小和密度有关)超过发动机型号合格审定所规定的值时，保证发动机燃油系统的功能不受损害。
　　(e)此外，对于通勤类飞机，除非在燃油系统中有防止冰晶在油滤上聚集的手段，否则必须具有在出现冰晶堵塞油滤时自动保持燃油流量的手段。
　　[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
　　第23．999条　燃油系统放液嘴
　　(a)燃油系统必须至少有一个放液嘴，当飞机处于正常地面姿态时，可以安全地放出整很用得更冷冷个系统内的油液。
　　(b)本条(a)以及第23．971条要求的放液嘴必须满足下列要求：
　　(1)使排放液避开飞机各个部分；
　　(2)具有满足下列要求的放液活门：
　　(i)有手动或自动的机构，能确定地锁定在关闭位置；
　　(ii)易于接近；
　　(iii)易于打开和关闭；
　　(iv)允许取出燃油进行检查；
　　(v)能够观察到其正确的关闭；
　　(vi)阀门位置或其防护措施，能在起落架收起着陆时防止燃油喷溅。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1001条　应急放油系统
　　(a)如果设计着陆重量小于第23．473条(b)要求的允许值，则飞机必须安装应急放油系统，它能放出足够的燃油量以使飞机最大重量降到设计着陆重量。应急放油的平均放油率必须至少每分钟放出1％最大重量的燃油，但所要求的放油时间不必小于10分钟。
　　(b)必须在飞机最大重量、襟翼和起落架收起形态以及下列飞行条件下演示应急放油：
　　(1)以1．4V(S1下标)速度无动力下滑；
　　(2)以第23．69条(b)确定一台发动机不工作航路爬升数据的速度爬升，临界发动机不工作，其余发动机为最大连续功率(推力)；
　　(3)以1．4V(S1下标)速度平飞，如果本条(b)(1)和(2)规定条件下的试验结果表明平飞可能是临界情况。
　　(c)在本条(b)所述飞行试验中，必须表明下列要求：
　　(1)应急放油系统及其使用无着火危险；
　　(2)放出的燃油应避开飞机的各个部分；
　　(3)燃油和油气不会进入飞机的任何部位；
　　(4)应急放油对飞行操纵性没有不利影响。
　　(d)对于活塞发动机飞机，应急放油系统的设计必须不可能将起飞着陆所用油箱内的燃油应急放到小于以75％最大连续功率飞行45分钟的需用油量。但是，如果装有与应急放油主控制器相独立的辅助控制器，则可将应急放油系统设计成利用应急放油辅助控制器放出余下的燃油。
　　(e)对于涡轮发动机飞机，应急放油系统的设计必须不可能将起飞着陆所用油箱内的燃油应急放到小于从海平面爬升到3，000米(10，000英尺)然后再以最大航程速度巡航45分钟的需用油量。
　　(f)应急放油阀的设计，必须允许飞行人员在应急放油过程中的任何时刻都能关闭放油阀。
　　(g)除非表明改变机翼或其周围气流的任何手段(包括襟翼、缝翼和前缘襟翼)的使用，对应急放油无不利影响，否则必须在应急放油控制器近旁设置标牌，警告飞行机组成员：在使用改变气流手段的同时，不得应急放油。
　　(h)应急放油系统的设计，必须使系统中任何有合理可能的单个故障，不会由于不对称放油或不能放油而造成危险。
　　[2004年×月×日第三次修订]


　　第23．1011条　总则
　　(a)如果滑油系统及部件已经依据发动机适航要求获得批准，并且那些要求等同于或比本章中相应的要求更严格，则滑油系统及部件不需要再次获得批准。如果本章中要求更严格，则必须进行验证以表明符合要求。
　　(b)每台发动机必须有独立的滑油系统，在不超过安全连续运转温度值的情况下，能向发动机供给适量的滑油。
　　(c)可用滑油量不得小于飞机在临界运行条件下的续航时间与同样条件下批准的发动机最大允许滑油消耗率的乘积，加上用于保证循环和冷却的适当余量。
　　(d)对于没有滑油转输系统的滑油系统，只能考虑油箱的可用油量。不得考虑发动机滑油管路、滑油散热器内的滑油量和顺桨储油。
　　(e)如果有滑油转输系统，并且转输油泵能将输油管路中的一些滑油输入主发动机滑油箱，则可将转输油泵能从这些管路中输出的油量计入滑油油量内。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1013条　滑油箱
　　(a)安装每个滑油箱的安装必须满足下列要求：
　　(1)第23．967条(a)和(b)的要求；
　　(2)能承受运行中可能遇到的各种振动、惯性和液体载荷。
　　(b)膨胀空间　必须按下列要求保证滑油箱的膨胀空间：
　　(1)用于活塞发动机的每个滑油箱，必须具有不小于10％油箱容积或1．9升(0．5美加仑)的膨胀空间(取大值)；用于涡轮发动机的每个滑油箱，必须具有不小于10％油箱容积的膨胀空间；
　　(2)必须使飞机处于正常地面姿态时，不可能由于疏忽而使所加滑油占用膨胀空间。
　　(c)加油口接头每个滑油箱加油口均必须按第23．1557条(c)作标记。用于涡轮发动机的能明显积存滑油的滑油箱凹形加油口接头，必须有放油嘴。
　　(d)通气滑油箱必须按下列要求通气：
　　(1)滑油箱必须从膨胀空间的顶部向发动机通气，使得在各种正常飞行情况下通气接头均不能被滑油淹没；
　　(2)滑油箱通气口的布置，必须使可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处；
　　(3)对特技类飞机，必须有措施在特技机动(包括短时间倒飞)时，防止滑油的危险流失。
　　(e)出油口　滑油箱出油口不得用在任一工作温度下会使滑油流量减到低于安全值的滤网或护罩加以包覆。滑油箱出口直径不得小于发动机滑油泵进口的直径。用于涡轮发动机的滑油箱必须具有防止任何外来物进入滑油箱本身或进入滑油箱出油口的措施，以免妨碍滑油在系统中流动。用于涡轮发动机的滑油箱的出油口处，必须装有切断阀，如果滑油系统的外露部分(包括滑油箱支架)是防火的则除外。
　　(f)软滑油箱衬垫软滑油箱衬垫必须是可接受的类型。
　　(g)用于涡轮发动机的每个滑油箱所使用的加油口盖必须有耐滑油密封件。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1015条　滑油箱试验
　　除按下列规定外，每个滑油箱必须按第23．965条　进行试验：
　　(a)油箱结构的试验压力必须用34．5千帕(0．35公斤／厘米(2上标)；5磅／英寸(2上标))来代替第23．965(a)中规定的压力；
　　(b)对于具有非金属软油箱的油箱舱，试验液必须用滑油来代替第23．965(d)中规定的燃油，软油箱试样进行晃动试验时，必须用温度为120℃(250°F)的滑油；
　　(c)用于涡轮发动机的增压油箱，试验压力不得小于34．5千帕(0．35公斤／厘米(2上标)；5磅／英寸(2上标))加上该油箱的最大工作压力。
　　第23．1017条　滑油导管和接头
　　(a)滑油导管滑油导管必须满足第23．993条的要求，并必须能以足够的流量和压力供应滑油，以保证在任何正常运行条件下发动机的正常运转。
　　(b)通气管通气管必须按下列要求布置：
　　(1)可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处；
　　(2)在出现滑油泡沫或由此引起排出的滑油喷溅到驾驶舱风挡上时，通气管的排放物不会构成着火危险；
　　(3)通气管不会使排放物进入发动机进气系统；
　　(4)特技类飞机作特技机动飞行(包括短时间倒飞)时，不得从通气管流失过多的滑油；
　　(5)保护通气管输出口不被冰或外来物堵塞。
　　第23．1019条　滑油滤网或滑油滤
　　(a)每台涡轮发动机安装，必须包括能过滤发动机全部滑油并满足下列要求的滑油滤网或滑油滤：
　　(1)具有旁路的滑油滤网和滑油滤，其构造和安装必须使得在该滤网或油滤完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分；
　　(2)滑油滤网或滑油滤必须具有足够的滤通能力(根据发动机的使用限制)，以便在滑油脏污程度(与污粒大小和密度有关)超过发动机型号合格审定时所规定的值时，保证发动机滑油系统功能不受损害；
　　(3)滑油滤网或滑油滤(除非将其安装在滑油箱出口处)必须具有指示器，在脏污程度影响本条(a)(2)规定的滤通能力之前作出指示；
　　(4)滑油滤网或滑油滤旁路的构造和安装，必须通过其适当设置使聚积的污物逸出最少，以确保聚积的污物不致进入旁通油路；
　　(5)不具备旁路的滑油滤网或滑油滤(装在滑油箱出口处除外)，必须具有将滑油滤网或滑油滤与第23．1305条(c)(9)中要求的警告系统相连的措施。
　　(b)使用活塞发动机的动力装置安装中，滑油滤网或滑油滤的构造和安装，必须使得在该滤网或油滤滤芯完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1021条　滑油系统放油嘴
　　必须具有能使滑油系统安全排放的一个(或几个)放油嘴。每个放油或门必须满足下列要求：
　　(a)是可达的；
　　(b)具有放油活门或其他手动或自动关断装置，能将其确实地锁定在关闭位置；
　　(c)放油嘴的位置或防护措施应防止其意外工作。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1023条　滑油散热器
　　每个滑油散热器及其支承结构，必须能承受在运行中可能遇到的振动、惯性力和滑油压力载荷。
　　第23．1027条　螺旋桨顺桨系统
　　(a)如果螺旋桨顺桨系统使用发动机的滑油进行工作，并且滑油系统任一部分的损坏可能使滑油流尽，则滑油箱必须有保留一定量滑油的措施。
　　(b)保留的滑油量必须足以完成顺桨工作，并且仅供顺桨泵使用。
　　(c)必须表明顺桨系统使用保留的滑油完成顺桨的能力。
　　(d)必须采取措施防止油泥或其他外来物影响螺旋桨顺桨系统安全工作。
　　[2004年×月×日第三次修订]


　　第23．1041条　总则
　　在最不利的地面，水面和直到申请批准的最大高度和最高外界大气温度条件下工作，以及在发动机和辅助动力装置正常停车后，动力装置的冷却措施必须能使动力装置部件、发动机所有液体以及辅助动力装置部件和所用的液体温度，均保持在对这些部件和液体所制定的温度限制以内。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1043条　冷却试验
　　(a)总则必须在试验的基础上表明符合第23．1041的要求，试验需满足下列要求：
　　(1)如果在偏离本条(b)规定的最高外界大气温度下进行试验，则必须按本条(c)和(d)修正所记录的动力装置温度，除非使用更合理的修正方法；
　　(2)根据本条(a)(1)所确定的修正温度，不得超过制定的限制；
　　(3)冷却试验所用的燃油必须是经批准用于该发动机的最低燃油品级的燃油；
　　(4)对于涡轮增压式发动机，在要求涡轮增压器工作的爬升剖面，每个涡轮增压器必须工作；
　　(5)对于活塞发动机，混合比必须是推荐用于爬升的最贫值。
　　(b)最高外界大气温度相应于海平面条件的最高外界大气温度必须至少规定为37．8℃(100°F)。在海平面以上，假设温度递减率为：高度每增加1，000米，温度下降6．5℃(1，000英尺，温度下降3．6°F)，一直降到- 56．5℃(- 69．7°F)为止，在此高度以上认为温度是恒定的- 56．5℃(- 69．7°F)。然而对于冬季使用的装置，申请人可以选用低于37．8℃(100°F)的相应于海平面条件的最高外界大气温度。
　　(c)修正系数(气缸筒不适用)　对于规定了温度限制的发动机所用液体和动力装置部件(气缸简除外)的温度必须进行修正，修正方法为：此温度加上申请批准的相应高度的最高外界大气温度与外界空气温度(冷却试验中所记录的部件或液体最高温度首次出现时的外界空气温度)的差值。
　　(d)气缸筒温度的修正系数气缸简温度必须进行修正，修正方法为：此温度加上申请批准的相应高度的最高外界大气温度与外界空气温度(冷却试验中记录的气缸简最高温度首次出现时的外界空气温度)差值的0．7倍。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1045条　涡轮发动机飞机的冷却试验程序
　　(a)对于运行的所有阶段，都必须表明符合第23．1041条。必须以飞机飞行手册中推荐的程序飞行，飞机的构型和速度对应于适用的性能要求，这些性能要求对于冷却是临界的。
　　(b)在拟试验的每一飞行阶段前的进入状态下，温度必须达到稳定，除非动力装置部件和发动机所用的液体温度在进入状态下通常不能达到稳定(对此情况，在拟试验的飞行阶段前，必须通过整个进入状态下的运转，使得在进入时温度达到其自然水平)。在起飞的冷却试验之前，发动机必须在地面慢车状态下运转一段时间，使动力装置部件和发动机所用液体的温度达到稳定。
　　(c)每一飞行阶段的冷却试验必须连续进行，直到下列任一种状态为止：
　　(1)部件和发动机所用液体的温度达到稳定；
　　(2)飞行阶段结束；
　　(3)达到使用限制值。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1047条　活塞发动机飞机的冷却试验程序
　　必须表明爬升阶段(或对于一发不工作的爬升率为负值的多发飞机，为下降段)符合第23．1041条的要求。必须以飞行手册中规定的程序飞行，飞机的构型和速度对应于适用的性能要求，这些性能要求对于冷却是临界的。
　　[1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]


　　第23．1061条　安装
　　(a)总则每台液冷式发动机必须有一个独立的冷却系统(包括冷却液箱)，并按以下要求安装：
　　(1)冷却液箱的支承，应使液箱载荷分布在液箱的大部分表面上；
　　(2)在冷却液箱及其支座之间应装有隔垫或其他隔离措施以防擦伤；
　　(3)使用的隔垫或其他隔离措施必须是不吸液的或经处理防止吸收可燃液体；
　　(4)在注液或工作时，除膨胀箱外，冷却系统的任何部分不能集存空气或蒸气。
　　(b)冷却液箱冷却液箱的容量必须至少为3．78升(1美加仑)，加上冷却系统容量的10％。此外，还应满足下列要求：
　　(1)每个冷却液箱必须能承受在运行中可能遇到的振动、惯性力及液体载荷；
　　(2)每个冷却液箱必须至少有整个冷却系统容量10％的膨胀空间；
　　(3)飞机在正常地面姿态时，必须不可能由于疏忽而使所加冷却液占用膨胀空间。
　　(c)加液口接头每个冷却液箱加液口接头均必须按第23．1557(c)的规定作标记。此外，还应满足下列要求：
　　(1)必须防止溢出的冷却液流入冷却液箱舱，或流入冷却液箱外的飞机任何部分；
　　(2)每个凹形冷却液加液口接头，必须有放液嘴，其排放液能避开飞机各个部分。
　　(d)导管和接头每个冷却液系统的导管和接头必须符合第23．993的规定。但是发动机冷却液进口和出口导管的内径不得小于相应的发动机进口和出口接头的直径。
　　(e)散热器冷却液散热器必须能承受它通常遇到的振动、惯性力及冷却液压力载荷。此外，还应满足下列要求：
　　(1)每个散热器的支承必须允许由于工作温度而引起的膨胀并能防止将有害的振动传给散热器；
　　(2)如果使用可燃冷却液，冷却液散热器进气道的位置必须使起火时从发动机短舱来的火焰不能触及散热器。
　　(f)放液嘴必须有一个满足下列要求的可接近的放液嘴：
　　(1)在飞机处于正常地面姿态时，可以放出整个冷却系统(包括冷却液箱、散热器和发动机)内的液体；
　　(2)排放液能避开飞机各个部分；
　　(3)具有能确实地将它锁定在关闭位置的设施。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1063条　冷却液箱试验
　　每个冷却液箱必须按第23．965条　进行试验，但下列要求除外：
　　(a)第23．965条(a)(1)要求的试验必须用类似的试验来代替，试验的压力为满液箱在最大极限加速度时产生的压力或24．2千帕(0．246公斤／厘米(2上标)；3．5磅／英寸(2上标))的压力(两者中取大值)，再加上系统的最大工作压力。
　　(b)对于具有非金属软液箱的液箱，试验液必须用冷却液来代替第23．965条(d)规定的燃油，软液箱试样的晃动试验必须在工作温度下用冷却液进行。


　　第23．1091条　进气
　　(a)每台发动机、辅助动力装置及其附件的进气系统必须在申请审定的各种运行条件下，供给发动机、辅助动力装置及其附件所需要的空气。
　　(b)每台活塞发动机的安装必须至少有两个分开的进气口，并必须符合下列要求：
　　(1)主进气口可以位于发动机罩内，条件是发动机罩的该部分与发动机附件区用耐火隔板隔开，或者有防止出现回火火焰的手段；
　　(2)备用进气口必须位于被屏蔽的位置，并且如果出现回火火焰会引起危险，则不得放在发动机罩内；
　　(3)通过备用进气系统供给发动机空气，除由于空气温度上升引起的功率损失之外，不得引起过多的功率损失；
　　(4)每一自动备用进气门必须具有机组可接近的超控手段；
　　(5)当每一自动备用进气门未关闭时，必须具有向机组指示的措施。
　　(c)对于涡轮发动机飞机，应满足下列要求：
　　(1)必须有措施防止由可燃液体系统的放液嘴、通气口或其他部件漏出或溢出的危险量燃油进入发动机进气系统；
　　(2)飞机必须设计成能防止跑道、滑行道或机场其他工作表面上危险量的水或雪水进入发动机或辅助动力装置进气道。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。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1093条　进气系统的防冰
　　(a)活塞发动机活塞发动机的进气系统必须有防冰和除冰措施，除非由其他方法来满足上述要求，否则，必须表明，在温度-1℃(30°F)无可见水汽的空气中符合下列规定：
　　(1)装有普通文氏管式汽化器海平面发动机飞机的预热器，能在发动机以75％最大连续功率运转情况下提供50℃(90°F)的温升；
　　(2)装有普通文氏管式汽化器高空发动机飞机的预热器，能在发动机以75％最大连续功率运转情况下提供66．7℃(120°F)的温升；
　　(3)装有有助于防冰的燃油计量装置的高空发动机飞机的预热器，能在发动机以60％最大连续功率运转情况下提供下述之一种温升：
　　(i)55．6℃(100°F)；
　　(ii)22．2℃(40°F)，条件是装有一个符合第23．1095条至第23．1099条要求的液体防冰系统。
　　(4)装有有助于防冰的燃油计量装置的海平面发动机飞机的受保护的备用气源，发动机在75％最大连续功率状态下，该气源的预热不低于15．5℃(60°F)；
　　(5)对于安装有海平面或高空发动机的飞机，如果其发动机使用具有计量部件的燃油喷射系统，且冲击冰有可能在计量部件上积聚，则飞机应具有能够在发动机以75％最大连续功率运转情况下提供41．7℃(75°F)温升的预热器。
　　(6)对于安装有海平面或高空发动机的飞机，发动机使用的燃油引射系统不具有伸入气流中的可能导致冰积聚的燃油计量部件，同时将燃油引入进气系统，且该进气系统位于燃油蒸发可能形成冰的部件或障碍物的下游。这类飞机应具有受保护的备用气源，在发动机以75％最大连续功率运转状态下，预热不得低于15．5℃(60°F)。
　　(b)涡轮发动机
　　(1)涡轮发动机及其进气系统，必须能够在所制定的飞机限制内的整个发动机飞行功率范围(包括慢车)和下列条件下工作，而发动机或进气系统部件上没有不利于发动机运转或引起功率(推力)严重损失的冰聚积：
　　(i)CCAR25部附录C规定的结冰条件；
　　(ii)为飞机做该类营运确定的使用限制范围内的降雪和扬雪两种情况。
　　(2)每台涡轮发动机必须在温度-9- -1℃(15- 30°F)、液态水含量不小于0．3克／米(3上标)、水呈水滴状态(其平均有效直径不小于20微米)的大气条件下，进行地面慢车运转30分钟，此时可供发动机防冰用的引气处于其临界状态，而无不利影响，随后发动机以起飞功率(推力)作短暂运转。在上述30分钟慢车运转期间，发动机可以按局方可接受的方式间歇地加大转速到中等功率(推力)。
　　(c)带增压器的活塞发动机每台装有增压器(对进入汽化器之前的空气进行增压)的活塞发动机飞机，在判断符合本条(a)的规定时，在任何高度上均可利用由此增压所产生的空气温升，只要所利用的温升是在有关的高度和运转条件下因增压而自动获得的。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1095条　汽化器除冰液的流量
　　(a)如果使用汽化器除冰液系统，它必须能同时向每台发动机供给不小于发动机最大连续功率平方根值1．13倍(以公斤／小时计)(2．5倍，以磅／小时计)的除冰液流量。
　　(b)除冰液必须按下列要求引入进气系统：
　　(1)靠近汽化器，并位于它的上游；
　　(2)除冰液均匀地分布在进气系统空气管路的整个横截面上。
　　第23．1097条　汽化器除冰液系统的容量
　　(a)汽化器除冰系统的容量应符合下列规定：
　　(1)不得小于下述中的大值：
　　(i)以第23．1095条规定的流量，按飞机最大续航时间3％的时间供应的所需容量；
　　(ii)在该流量下供应20分钟。
　　(2)不需超过运行两小时所需的容量。
　　(b)如得到的预热温度高于10℃(50°F)，但低于37．8℃(100°F)，则系统的容量可以与超过10℃(50°F)的可用温升成比例地降低。
　　第23．1099条　汽化器除冰液系统详细设计
　　除第23．1095条和第23．1097条的规定外，每个汽化器除冰液系统还必须满足相应的燃油系统的设计要求。
　　第23．1101条　进气空气预热器的设计
　　每一排气加热的进气空气预热器的设计和构造必须满足下列要求：
　　(a)当发动机工作时，如果没有使用进气空气预热器，保证预热器的通风；
　　(b)能够检查预热器所包围的排气歧管部分；
　　(c)能够检查预热器本身的关键部位。
　　[2004年×月×日第三次修订]
　　第23．1103条　进气系统管道
　　(a)进气系统管道必须有放液嘴，以防止在正常的地面和飞行姿态时燃油或水气的聚积。放液嘴不得在可能引起着火危害的部位放液。
　　(b)连接在可能有相对运动的部件之间的每根进气管道必须采用柔性连接。
　　(c)柔性进气系统管道必须能够经受使用和维护中预期的温度极限、燃油、滑油、水以及溶剂的影响，而不会产生危害性的退化或分离。

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