除第23．1389条(b)(3)规定者外，航行灯掺入光强均不得超过下表规定的相应值：
┏━━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━━┓
┃ ┃ 最大光强 ┃
┃ 掺入光 ┃ ┃
┃ ┣━━━━┳━━━━┫
┃ ┃A区(坎) ┃B区(坎) ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━╋━━━━┫
┃左二面角内的绿光 ┃10 ┃ 1 ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━╋━━━━┫
┃右二面角内的红光 ┃10 ┃ 1 ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━╋━━━━┫
┃后二面角内的绿光 ┃5 ┃ 1 ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━╋━━━━┫
┃后二面角内的红光 ┃5 ┃ 1 ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━╋━━━━┫
┃左二面角内的后部白光 ┃5 ┃ 1 ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━╋━━━━┫
┃右二面角内的后部白光 ┃5 ┃ 1 ┃
┗━━━━━━━━━━━┻━━━━┻━━━━┛
表中：
(a)A区包括在相邻的二面角内通过光源并与共同边界面相交成大于10°但小于20°角的所有方向；
(b)B区包括在相邻的二面角内通过光源并与共同边界面相交成大于20°角的所有方向。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1397条 航行灯颜色规格
每一航行灯的颜色必须具有国际照明委员会规定的下列相应色度座标值：
(a)航空红色
“v”不大于0．335；
“z”不大于0．002；
(b)航空绿色
“x”不大于0．440- 0．320y；
“x”不大于y- 0．170；
“v”不小于0．390- 0．170x；
(c)航空白色
“x”不小于0．300且不大于0．540；
“y”不小于“x一0．040”或“v。- 0．010”，取小者；
“y”不大于“x＋0．020”，也不大于“0．636- 0．400x”；
其中，“y。”为普朗克幅射器相对于所论“x”值的“y”座标值。
第23．1399条 停泊灯
(a)水上飞机或水陆两用飞机所需要的每个停泊灯的安装必须符合下列规定：
(1)在大气洁净的夜间至少能够在2海里的距离内显示白光；
(2)当该飞机在水上停泊或漂泊时，应尽可能显示最大无间断的灯光。
(b)可以使用外部吊灯。
第23．1401条 防撞灯系统
(a)总则 飞机必须具有满足下列要求的防撞灯系统：
(1)由一个或几个经批准的防撞灯组成，其安装部位应使其发射的光线不影响机组的视觉，也不损害航行灯的明显性；
(2)满足本条(b)至(f)的要求。
(b)作用范围 该系统必须有足够数量的灯，以照亮飞机周围重要的区域(从飞机的外部形态和飞行特性考虑)。其作用范围必须至少达到飞机水平平面上、下各75°范围内的所有方向，但是允许向后有总和不大于0．5球面度被遮蔽的立体角。
(c)闪光特性 该系统的布局，即光源数目、光束宽度、旋转速度以及其他特性，必须给出40至100次／分的有效闪光频率。有效闪光频率指从远处看到的整个飞机防撞灯系统的闪光频率。当系统有一个以上的光源时，对有效闪光频率的规定也适用于有重迭部分的灯光区。在重迭区内，闪光频率可以超过100次／分，但不得超过180次／分。
(d)颜色防撞灯必须为航空红色或航空白色，且必须满足第23．1397条的有关要求。
(e)光强装上红色滤色镜(如使用时)测定并以“有效”光强表示的所有垂直平面内的最小光强，必须满足本条(f)的要求。必须采用下列关系式：
∫(t(2上标)(t(1下标)I(t)dt
I(e下标)=---------------------------------
0．2+(t(2下标)-t(1下标))
式中：
I(e下标)为有效光强(坎)；
I(t)为作为时间的函数的瞬时光强；
t(2下标)-t(1下标)为闪光持续时间(秒)。
通常，选择t(2下标)和t(1下标)，使有效光强等于t(2下标)和t(1下标)时的瞬时光强，即可得到有效光强的最大值。
(f)防撞灯的最小有效光强每个防撞灯的有效光强必须等于或大于下表规定的相应值：
┏━━━━━━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━━┓
┃ 自水平平面向上或向下的角度 ┃ 有效光强(坎) ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━┫
┃0°～5° ┃400 ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━┫
┃ 5°～10° ┃240 ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━┫
┃ 10°～20° ┃80 ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━┫
┃ 20°～30° ┃40 ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━┫
┃ 30°～75° ┃20 ┃
┗━━━━━━━━━━━━━━━┻━━━━━━━━━┛
[2004年×月×日第三次修订]
安全设备
第23．1411条 总则
(a)飞行机组在应急时所需使用的安全设备(例如救生筏自动投放装置)必须易于接近。
(b)必须备有存放所需安全设备的设施，该存放设施必须满足下列要求：
(1)布置得使安全设备可以直接取用，而且其位置明显易见；
(2)防止安全设备由于受到第23．561条(b)(3)中所规定的极限静载荷系数对应的惯性载荷而导致损坏。
[1990年7月18日第一次修订]
[第23．1413条 删除]
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1415条 水上迫降设备
(a)民用航空规章运行规则要求的应急漂浮和信号设备必须安放得使机组和乘客可以很快取到。
(b)救生筏和救生衣必须经过批准。
(c)每只自动的或由驾驶员投放的救生筏，必须用一绳索系留在飞机近旁。此绳必须弱得足以使它系着的空筏拉沉之前断开。
(d)民用航空规章运行规则要求的信号设备必须可接近，功能令人满意，并必须在其使用中没有任何危险。
第23．1416条 气压式除冰套系统
如果申请带有防冰设施的合格审定，并且装有气压式除冰套系统，则必须满足下列要求：
(a)该系统必须符合第23．1419条的规定；
(b)该系统及其部件的设计，必须保证能在任何正常的系统工作温度或压力下完成其预定的功能；
(c)必须有向飞行机组指示气压式除冰套系统接到足够压力并功能正常的设施。
第23．1419条 防冰
如果申请带有防冰设施的合格审定，必须表明满足本条和本规章中其他适用条款的要求：
(a)必须根据飞机的运行需要进行分析，以确认防冰系统足以满足飞机不同部件的防冰要求。另外，防冰系统必须通过试验来演示在CCAR25附件C确定的连续和间断的最大结冰状态下飞机能够安全运行。本条所用的“能够安全运行”，是指飞机的性能、操纵性、机动性和稳定性不会低于本规章B章的要求。
(b)除本条(c)的规定外，在本条(a)的分析和实际评估后，为表明防冰系统及其部件的有效性，必须对飞机或其部件在经测定的自然大气结冰条件下进行飞行试验，而且在必要时，还应采用下列的一种或几种试验，以确定防冰系统的能力是足够的：
(1)对部件或部件的模型进行试验室干燥空气试验或模拟结冰试验，或两者的组合；
(2)对整个防冰系统或单独对系统部件在干燥空气中进行飞行试验；
(3)对飞机或飞机部件在测定的模拟结冰条件下进行飞行试验。
(c)如果以前审定合格的飞机已完成了防冰审定且其设计中所包括的部件在热力学和空气动力学上与新飞机设计中所采用的等效，可以依据以前按第23．1419条(a)和(b)做过的试验来完成这些等效部件的防冰审定，只要申请人考虑到了这些部件的所有安装差异。
(d)必须给定或提供一种措施来确定飞机关键部位上的冰聚积情况。为在夜间使用该措施，必须提供足够的照明。同时，当防冰设备的使用需要飞行机组监视飞机外表面时，还必须提供足够夜间监视所需的外部照明。所采用的任何照明方式均不得产生妨碍机组成员执行其任务的眩光或反光。飞机飞行手册或其他经批准的手册资料中，必须说明确定冰聚积的方法，并给出在结冰条件下飞机安全运行所需的信息。
[2004年×月×日第三次修订]
其他设备
第23．1431条 电子设备
(a)在表明无线电和电子设备及其安装符合第23．1309条(b)(1)和(2)的要求时，必须考虑临界环境条件。
(b)无线电和电子设备、控制装置和导线，必须安装成在任一部件或多部件系统工作时，对民用航空规章所要求的任何其他无线电或电子的部件或多部件系统的同时工作不会有不利影响。
(c)对于要求一个以上飞行机组成员的飞机，或飞机运行需要一个以上飞行机组成员时，必须进行驾驶舱评估，以确定在飞机运行时的驾驶舱真实噪声条件下，所有飞行机组成员是否能够在其工作位置上毫无困难地进行交谈。如果飞机设计包括了使用头戴式通讯耳机的措施，该评估还必须考虑使用耳机时的情况。如果评估表明，存在有交谈困难的情况，则必须设置内话通讯系统。
(d)如果安装的通讯设备带有发射机“开-关”转换，该转换措施必须设计成，在被释放时将从“发射”位回到“关断”位，并确保发射机回复到关断(不发射)状态。
(e)如果有使用头戴式通讯耳机的措施，必须演示，在飞机运行时的驾驶舱真实噪声条件下，飞行机组成员在使用任一耳机时均能听见所有的音响警告。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1435条 液压系统
(a)设计液压系统必须按下列要求进行设计：
(1)液压系统及其元件，必须能承受液压载荷并加上预期的结构载荷而不产生屈服；
(2)对于提供两个或更多主要功能的每个液压系统，必须有向飞行机组指示系统内压力的装置；
(3)必须有手段来保证系统中任何部分的压力，包括瞬时(冲压)压力不会超过大于设计工作压力的安全限制，并防止所有管道中由于足够长时间的封闭，很可能产生液压油体积变化而引起的超压；
(4)最小设计破坏压力必须是工作压力的2．5倍。
(b)试验每个系统必须经过验证压力试验的验证，当验证试验时，系统的任何零件不得损坏、出故障或产生永久变形。系统的验证压力载荷必须至少为该系统最大工作压力的1．5倍。
(c)蓄压器如果满足下列要求，蓄压器或蓄液箱可以安装在防火墙的发动机一侧：
(1)它们是发动机或螺旋桨系统整体的一部分，或
(2)蓄液箱是非增压的，并且所有这种非增压蓄液箱的总容积不大于0．946升(1美制夸脱)。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1437条 多发飞机的附件
对于多发飞机，对安全运行所必不可少的由发动机驱动的附件必须分布在两台或更多台发动机上，使之不会由于任一发动机失效而导致这些附件不工作而影响安全运行。
第23．1438条 增压系统和气动系统
(a)增压系统元件必须分别进行压力值为最大正常工作压力2倍的破坏压力试验和1．5倍的验证压力试验。
(b)气动系统元件必须分别进行压力值为最大正常工作压力3倍的破坏压力试验和1．5倍的验证压力试验。
(c)可以用分析或分析和试验相结合的方法，来代替本条(a)或(b)要求的各项试验，条件是局方认为该方法与所要求的试验等效。
第23．1441条 氧气设备和供氧
(a)如果申请装有补氧设备的合格审定，或飞机经批准的使用高度按民用航空运行规则要求补氧，则该设备必须满足本条和第23．1443条至第23．1449条的要求。如果表明手提式设备满足适用的要求并在飞机型号设计中加以明确，而且其存放设施满足第23．561条的要求，可以用手提式氧气设备来满足这些要求。
(b)氧气系统的本身、其使用方法以及它对其他部件的影响必须均无危害。
(c)必须具有使机组在飞行中能迅速确定每个供氧源可用氧量的装置。
(d)必须向每一位规定的飞行机组成员提供：
(1)肺式氧气设备，如果飞机按7，600米(25，000英尺)以上的运行高度进行审定；
(2)压力肺式氧气设备，如果飞机按12，000米(40，000英尺)以上的运行高度进行审定。
(e)必须有易于机组在飞行中操作的措施来接通或关断高压氧源的供氧。该关断要求不适用于化学氧气发生器。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1443条 最小补氧流量
(a)如果装有连续供氧设备，申请人必须满足本条(a)(1)和(a)(2)或者满足本条(a)(3)的要求：
(1)对于每一乘客，在不同座舱压力高度上所需的最小补氧流量，不得小于在使用所提供的氧气设备(包括面罩)时保持下述吸气平均气管氧分压所需的氧流量：
(i)座舱压力高度超过3，000米(10，000英尺)直到并包括5，600米(18，500英尺)，每分钟呼吸15升(BTPS)，且保持固定呼吸时间间隔的最大潮气量(最大一次呼吸量)为700毫升时，平均气管氧分压为13，332帕(100毫米汞柱)；
(ii)座舱压力高度超过5，600米(18，900英尺)直到并包括12，000米(40，000英尺)，每分钟呼吸30升(BTPS)，且保持固定呼吸时间间隔的最大潮气量为1，100毫升时，平均气管氧分压为11，172帕(83．8毫米汞柱)。
(2)对于每位飞行机组成员，最小补氧流量不得小于保持下述吸气平均气管氧分压所需的氧流量：在每分钟呼吸15升(BTPS)且保持固定呼吸时间间隔的最大潮气量为700毫升时，平均气管氧分压为19．865帕(149毫米汞柱)。
(3)在低于和等于飞机的最大使用高度时，供给每个使用者的最小补氧流量不得小于下图示出的流量。座舱压力高度
(b)如果装有飞行机组成员使用的肺式供氧设备，则每分钟呼吸20升(BTPS)时，每一飞行机组成员所需的最小补氧流量，在座舱压力高度低于和等于10，500米(35，000英尺)时，不得小于保持吸气平均气管氧分压为16，265帕(122毫米汞柱)所需的氧流量；座舱压力高度在10，500米(35，000英尺)至12，000米(40，000英尺)时，不得小于保持含氧为95％所需的氧流量。此外，必须有可供机组选用纯氧的手段。
(c)如果装有急救供氧设备，则供每人使用的最小氧流量每分钟不得小于4升(STPD)。然而，可使用某种手段在任何座舱高度下将每分钟氧流量减到不少于2升(STPD)。急救用氧量是以急救用氧者每人每分钟3升的平均氧流量为依据来确定的。
(d)本条所用下列术语的定义为：
(1)BTPS：指人体温度和压力，饱和水气(即，37℃，人体所处环境压力减去47毫米汞柱，该压力差也就等于气管压力减去呼吸气体变成37℃饱和水蒸汽状态时的水蒸汽压力)。
(2)STPD：指标准温度和压力下的干燥气体(即，0℃、760毫米汞柱的无水蒸汽的空气)。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1445条 氧气分配系统
(a)除从氧气出口到分氧装置的柔性管路或经表明适合于该安装的其他地方外，在飞行期间通常会加压的任何氧气管路不得采用非金属管材。
(b)非金属氧气管路不得敷设在因任何可能的失效而遭遇温升、电弧放电和可燃液体泄漏的地方。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1447条 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)对于每个需补氧的乘员必须有各自的分氧装置，每个分氧装置必须满足下列要求：
(1)保证有效利用送至分氧装置的氧气；
(2)能够迅速戴在使用者面部上；
(3)具有合适的手段使装置保持在面部；
(4)如果装有无线电设备，飞行机组的分氧装置必须设计成在指定的工作位置处能够使用该设备，也能够与任何其他必需的机组成员通讯。
(b)如果申请运行高度不超过5，500米(18，000英尺)(平均海平面高度)的合格审定，则每个分氧装置必须满足下列要求之一：
(1)盖住使用者的鼻和嘴；
(2)如果用鼻管，则必须备有一个能罩住鼻和嘴的分氧装置。此外，每一鼻管或其接头管必须持久地固定有下列标记：
(i)使用时禁止吸烟的可视警告；
(ii)正确戴用方法的图示；
(iii)鼻道阻塞或感冒鼻塞时禁止使用的可视警告。
(c)如果申请运行高度超过5，500米(18，000英尺)(平均海平面高度)的合格审定，每个分氧装置必须盖住使用者的鼻和嘴；
(d)对于设计在飞行高度大于7，600米(25，000英尺)(平均海平面高度)运行的增压飞机，分氧装置必须满足下列要求：
(1)供乘客使用的分氧装置必须连接在供氧接头上，并且每个乘员无论就座何处都能够立即取用；
(2)供机组成员使用的分氧装置必须在座舱压力高度超过4，500米(15，000英尺)之前自动地送达每个机组成员处。或者，必须具有连接至供氧接头上的速戴型分氧装置，且当机组成员坐在其工作位置上时可以立即取用。
(e)如果申请运行高度超过9，000米(30，000英尺)的合格审定，供乘客使用的分氧装置在座舱压力高度超过4，500米(15，000英尺)之前必须自动地送达每个乘员；
(f)如果装有自动分氧装置(软管和面具或其他装置)系统，当自动系统失效时，必须具有手动措施使机组能迅速地使用分氧装置。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1449条 判断供氧的措施
必须设置使机组能够判定是否正在向分氧装置供氧的措施。
第23．1450条 化学氧气发生器
(a)本条所述的化学氧气发生器定义为通过化学反应生成氧气的装置。
(b)化学氧气发生器必须按下列要求进行设计和安装：
(1)发生器在工作时所产生的表面温度，不得对飞机或机上乘员造成危害；
(2)必须备有释放可能有危险的内部压力的措施。
(c)除了满足本条(b)的要求外，能靠更换发生器元件连续工作的携带式化学氧气发生器，还必须附有标牌来说明下列事项：
(1)氧气流量(升／分)；
(2)可更换的发生器元件的持续供氧时间(分钟)；
(3)警告可更换的发生器元件可能发热，如果元件的构造使其表面温度不会超过38℃(100°F)，则除外。
第23．1451条 氧气设备防火
氧气设备和管路必须满足下列要求：
(a)不得位于任何指定火区内；
(b)必须加以防护，免受任何指定火区可能产生或逸出的热量的影响；
(c)其安装必须使得所逸出的氧气不致接触和点燃正常工作时存在的或因任何其他系统失效或故障而聚积的油脂、油液或蒸气。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1453条 防止氧气设备破裂的规定
(a)氧气系统的每个部件必须具有足够的强度，以承受最大的压力和温度及其与任何外部载荷的组合作用。该外部载荷是指此时会施加在该部件上的结构限制载荷。
(b)加压氧气瓶和该氧气瓶与切断阀之间的管路必须满足下列要求：
(1)对不安全的温度应有防护措施；
(2)其位置应使坠撞着陆时破裂的概率和危害减至最小。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1457条 驾驶舱录音机
(a)民用航空运行规则所要求的每台驾驶舱录音机必须经过批准，并且其安装必须能够记录下列信息：
(1)通过无线电在飞机上发出或收到的通话；
(2)驾驶舱内飞行机组成员的对话；
(3)驾驶舱内飞行机组成员使用飞机内话系统时的通话；
(4)进入耳机或扬声器中的导航或进场设备的通话或音频识别信号；
(5)飞行机组成员使用旅客广播系统时的通话(如果装有旅客广播系统，并根据本条(c)(4)(ii)的要求有第四通道可用)。
(b)必须在驾驶舱内安装一只区域话筒来满足本条(a)(2)的记录要求。话简要安装在最佳位置，能够记录正、副驾驶员工作位置上进行的对话，以及记录驾驶舱内其他机组成员面向正、副驾驶员工作位置时的对话。话筒的定位必须使得在飞行中驾驶舱噪声条件下所记录和重放的录音通信的可懂度尽可能高，如有必要，应对录音机的前置放大器和滤波器进行调整或补偿。评价可懂度时可以把记录反复重放，用听觉或目视来判断。
(c)每台驾驶舱录音机的安装必须将本条(a)规定的通话或音频信号根据不同声源分别录在下列通道上：
(1)第一通道，来自正驾驶员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或手持式话筒、耳机或扬声器；
(2)第二通道，来自副驾驶员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或手持式话筒、耳机或扬声器；
(3)第三通道，来自安装在驾驶舱内的区域话筒；
(4)第四通道：
(i)来自第三和第四名机组成员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或手持式的话筒、耳机或扬声器；
(ii)来自驾驶舱内与旅客广播系统一起使用的每个话筒，如果此信号未被别的通道所拾起(条件是不要求配置本条(c)(4)(i)中规定的工作位置或该工作位置的信号由另一通道所拾取。
(5)不论机内通话话筒按键开关处于何种位置，必须将本条(c)(1)、(2)和(4)所述的话筒接收到的所有声音尽可能不间断地记录下来。该设计必须保证只有在使用机内通话机、旅客广播系统或无线电发送机时，才会对飞行机组产生侧音。
(d)每台驾驶舱录音机的安装必须符合下列规定：
(1)其供电应来自对驾驶舱录音机的工作最为可靠的汇流条，而不危及对重要负载或应急负载的供电；
(2)应备有自动装置，在撞损冲击后10分钟内，能使录音机停止工作并停止各抹音装置的功能；
(3)应备有音响或目视装置，能在飞行前检查录音机工作是否正常。
(e)记录容器的位置和安装，必须能将撞损冲击使该容器破裂，以及随之起火而毁坏记录的概率减至最小。为满足这一要求，该容器必须尽可能安装在后部，但不得装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的部位(不必装在增压舱之后)。
(f)如果驾驶舱录音机装有抹音装置，其安装设计必须使误动的概率以及在撞损冲击时抹音装置工作的概率减至最小。
(g)每个记录容器必须符合下列规定：
(1)外观为鲜橙色或鲜黄色；
(2)在其外表面固定有反射条，以利于发现它在水下的位置；
(3)当民用航空规章运行规则有要求时，在容器上装有或连接有水下定位装置，其固定方式要保证在撞损冲击时不大可能分离。
[1990年7月18日第一次修订]
第23．1459条 飞行记录器
(a)民用航空运行规则所要求的每一飞行记录器的安装必须满足下列要求：
(1)飞机记录器应获得空速、高度和航向数据。数据的来源符合第23．1323条、第23．1325条和第23．1327条中相应的精度要求；
(2)垂直加速度传感器应刚性固定，其纵向位置在批准的飞机重心范围之内，就在这一范围前后或不超过飞机平均气动力弦的25％处；
(3)其供电应来自对飞行记录器的工作最为可靠的汇流条，而不危及对重要负载或应急负载的供电；
(4)应备有音响或目视装置，能在飞行前检查记录器存储介质的数据记录是否正常；
(5)除了由发动机驱动的发电机系统单独供电的记录器外，应备有自动装置，在撞损冲击后10分钟内，能使具有数据抹除装置的记录器停止工作并停止抹除装置的功能。
(b)每个非弹出式记录器容器的位置和安装必须能将撞损冲击使该容器破裂，以及随之起火而毁坏记录器的概率减至最小。为满足这一要求，该容器必须尽可能安装在后部，但不得装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的部位(不必装在增压舱之后)。
(c)必须确定飞行记录器的空速、高度和航向读数同正驾驶员仪表上相应读数(考虑修正系数)之间的相应关系。此关系必须覆盖飞机飞行的空速范围，飞机的高度限制范围和360°航向范围相互关系可在地面上用合适的方法确定。
(d)每个记录器必须符合下列规定：
(1)外观为鲜橙色或鲜黄色；
(2)在其外表面固定有反射条，以利于发现它在水下的位置；
(3)当民用航空规章的运行规则有要求时，在容器上装有或连接有水下定位装置，其固定方式要保证在撞损冲出时不大可能分离。
(e)应对飞机的任何新颖或独特的设计或使用特性进行评价，以决定是否有专用参数必须记录在飞行记录器上，以增加或代替现有要求。
[1990年7月18日第一次修订]
第23．1461条 含高能转子的设备
(a)含高能转子的设备(如辅助动力装置(APU)和恒速传动装置)必须符合本条(b)、(c)或(d)的规定。
(b)设备中的高能转子必须能承受因故障、振动、异常速度和异常温度引起的损伤。此外，还要满足下列要求：
(1)辅助转子机匣必须能够包容住高能转子叶片破坏所引起的损伤；
(2)设备控制装置、系统和仪表设备必须合理地保证，在服役中不会超过影响高能转子完整性的使用限制。
(c)必须通过试验表明，含高能转子的设备能包容住高能转子在最高速度下发生的任何破坏(当正常的速度控制装置不工作时能达到的最高速度)。
(d)含高能转子的设备必须安装在转子破坏时既不会危及乘员，也不会对继续安全飞行有不利影响的部位。
[2004年×月×日第三次修订]
G章 使用限制和资料
第23．1501条 总则
(a)必须制定第23．1505条至第23．1527条 所规定的每项使用限制以及为安全使用所必需的其他限制和资料。
(b)必须按第23．1541条至第23．1589条的规定，使这些使用限制以及为安全运行所必需的其他资料可供机组人员使用。
第23．1505条 空速限制
(a)不许超越速度VNE必须按下述要求制定：
(1)不小于第23．335条 所允许的V(D下标)最小值的0．9倍；
(2)不大于下列小者：
(i)按第23．335条确定的V(D下标)的0．9倍；
(ii)按第23．251条 表明的最大速度的0．9倍。
(b)最大结构巡航速度V(NO下标)必须按下述要求制定：
(1)不小于第23．335条 所允许的V(C下标)；
(2)不大于下列小者：
(i)第23．335条确定的V(C下标)；
(ii)本条(a)所确定的V(NE下标)的0．89倍。
(c)本条(a)和(b)不适用于涡轮发动机飞机，或按第23．335(b)(4)确定设计俯冲速度(V(D下标)／M(D下标)的飞机。对于这些飞机，必须确定最大使用限制速度V(MO下标)／M(MO下标)一空速或M数，在特定高度取其临界者)，作为在任何飞行状态(爬升、巡航或下降)下，都不得故意超过的速度。但在试飞或驾驶员训练飞行中，经批准可以使用更大的速度。V(MO下标)／M(MO下标)必须制定成不高于设计巡航速度V(C下标)／M(C下标)，并充分低于V(D下标)／M(D下标)和第23．251条 表明的最大速度，使得飞行中极不可能无意中超过V(D下标)／M(D下标)和按第23．251条 表明的最大速度。V(MO下标)／M(MO下标)和V(D下标)／M(D下标)之间的速度余量，或V(MO下标)／M(MO下标)与第23．251表明的最大速度之间的速度余量，不得小于按第23．335(b)确定的V(C下标)／M(C下标)和V(D下标)／M(D下标)之间的速度余量，或按第23．253条 进行试飞时认为是必需的余量。
第23．1507条 使用机动速度
必须制定最大使用机动速度V(O下标)作为使用限制。V(O下标)是选定的速度不大于按第23．335(c)的规定V(Sn下标)确定。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1511条 襟翼展态速度
(a)襟翼展态速度V(FE下标)的制定必须符合以下规定：
(1)不小于第23．345条(b)允许的V(F下标)的最小值；和
(2)不大于第23．345条(a)、(c)和(d)确定的V(F下标)。
(b)如果襟翼结构已按相应设计情况作过验证，可以确定襟翼偏度、空速和发动机动力的其他组合情况。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1513条 最小操纵速度
必须将按第23．149条确定的最小操纵速度V(MC下标)制定为使用限制。
第23．1519条 重量和重心
必须将按第23．23确定的重量和重心限制制定为使用限制。
第23．1521条 动力装置限制
(a)总则必须制定本条规定的动力装置限制。该限制不得超过发动机或螺旋桨型号合格证中的相应限制。
(b)起飞运转动力装置起飞运转必须受下列限制：
(1)最大转速(转／分)
(2)最大允许进气压力(对活塞发动机)；
(3)最高允许燃气温度(对涡轮发动机)；
(4)与本条(b)(1)至(3)制定的限制相对应的功率(推力)在使用时间上的限制；
(5)最高允许的气缸头温度(如果适用)、最高允许的冷却液温度和最高允许的滑油温度。
(c)连续运转连续运转必须受下列限制：
(1)最大转速(转／分)；
(2)最大允许进气压力(对活塞发动机)；
(3)最高允许燃气温度(对涡轮发动机)；
(4)气缸头、冷却液和滑油的最高温度。
(d)燃油标号或牌号 必须规定最低燃油标号(对活塞发动机)或燃油牌号(对涡轮发动机)。该规定不得低于该发动机在本条(b)和(c)的限制范围内运转所要求的标号或牌号。
(e)外界大气温度除最大重量不超过2，722公斤(6，000磅)的活塞发动机飞机外，所有飞机必须制定外界大气温度限制(如装有防寒装置，包括对该装置的限制)，该限制应为表明飞机符合第23．1041条至第23．1047条 有关冷却规定时的最高外界大气温度。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1522条 辅助动力装置限制
如果安装了辅助动力装置，则必须在飞机的运行限制中规定为辅助动力装置确定的限制。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1523条 最小飞行机组
必须考虑下列因素来规定最小飞行机组，使其足以保证安全运行：
(a)每个机组成员的工作量。此外，对于通勤类飞机每个机组成员工作量的确定还必须考虑下列因素：
(1)飞行航迹控制；
(2)防撞；
(3)导航；
(4)通信；
(5)对飞机必不可少的各系统的操作和监控；
(6)指挥决策；
(7)在所有正常和应急操作期间，相应机组成员在飞行工作位置上对必需的操纵器件的可达性和操作简易性。
(b)有关机组成员对必需的操纵器件的可达性和操纵简易性；
(c)按第23．1525条 所核准的运行类型。
[1990年7月18日第一次修订]
第23．1524条 最大客座量布置
必须制定最大客座量的布置。
第23．1525条 运行类型
飞机批准的运行类型(如：VFR、IFR、昼问或夜间)和限用或禁止的气象条件(如：结冰)必须相应于其所装设备来制定。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1527条 最大使用高度
(a)必须制定受飞行、结构、动力装置、功能或设备的特性限制所允许运行的最大高度。
(b)对于增压飞机，必须制定不超过7，600米(25，000英尺)的最大使用高度限制，除非表明符合第23．775条(e)的要求。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1529条 持续适航文件
申请人必须根据本部附录G编制局方可接受的持续适航文件。如果有计划保证在交付第一架飞机之前或者在颁发标准适航证之前，完成这些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
标记和标牌
第23．1541条 总则
(a)飞机必须装有下列标记和标牌：
(1)第23．1545条至第23．1567条规定的标记和标牌；
(2)如果具有不寻常的设计、使用或操纵特性，为安全运行所需的附加的信息、仪表标记和标牌。
(b)本条(a)中规定的每一标记和标牌必须符合下列要求：
(1)示于醒目处；
(2)不易擦去、走样或模糊。
(c)对于要取得多于一种类别合格证的飞机必须符合下列要求：
(1)申请人必须选择一种类别作为制定标记和标牌的基础；
(2)该飞机要取得合格证的全部类别的标牌和标记资料，必须列入飞机飞行手册。
第23．1543条 仪表标记：总则
每一仪表标记必须符合下列要求：
(a)当标记位于仪表的表面玻璃上时，有使表面玻璃与刻度盘盘面保持正面定位的措施；
(b)每一弧线和直线有足够的宽度，并处于适当位置，使飞行机组人员清晰可见。
(c)所有相关的仪表必须以相协调的单位校准。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1545条 空速指示器
(a)每个空速指示器必须按本条(b)的规定，在相应的指示空速处作标记。
(b)必须制作下列标记：
(1)对于不许超越速度V(NE下标)，用径向红线作标记；
(2)对于警告速度范围，用黄色弧线作标记，从本条(b)(1)所规定的红线开始，到本条(b)(3)规定的绿色弧线的上限为止；
(3)对于正常工作范围，用绿色弧线作标记，其下限为最大重量、起落架与襟翼收上情况下的VS1，上限为第23．1505条(b)所规定的最大结构巡航速度V(NO下标)；
(4)对于襟翼工作范围，用白色弧线作标记，其下限为最大重量情况下的V(SO)，上限为第23．1511条 所规定的襟翼展态速度VFE；
(5)对最大重量不超过2，722公斤(6，000磅)的活塞发动机多发飞机，已经用以演示符合第23．69条(b)要求的海平面最大重量时的爬升率速度，用径向兰线标记。
(6)对最大重量不超过2，722公斤(6，000磅)活塞发动机多发飞机，按第23．149条(b)确定最小操纵速度V(MCA下标)的最大值(一台发动机不工作)，用径向红线作标记。
(c)如果V(NE下标)或V(NO)随高度而变化，必须有向驾驶员指明整个使用高度范围内相应限制的措施。
(d)本条(b)(1)至(b)(3)和(c)不适用于按第23．1505条(c)确定最大使用速度V(MO下标)／M(MO下标)的飞机。对于这些飞机，必须用两种措施之一：用最大许用空速指示，表明V(MO下标)／M(MO下标)随高度或压缩性限制(取适合者)的变化；或者用径向红线标志最低的V(MO下标)／M(MO下标)，此值必须至飞机最大使用高度为止的任一高度来确定。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1547条 磁航向指示器
(a)在磁航向指示器上或其近旁必须装有符合本条要求的标牌。
(b)标牌必须标明在发动机工作的平飞状态该仪表的校准结果。
(c)标牌必须说明在无线电接收机打开还是关闭的情况下进行上述校准。
(d)每一校准读数必须用增量不大于30°的磁航向角标示。
(e)如果非稳定磁航向指示器因电气设备工作会出现大于10°的偏差，则标牌必须标明有关电气负载，或那些负载的组合工作时能引起大于10°的偏差。
第23．1549条 动力装置和辅助动力装置仪表
每个所需的动力装置和辅助动力装置仪表，必须根据仪表相应的型别，符合下列要求：
(a)最大安全使用限制和(如有)最小安全使用限制用红色径向射线或红色直线标示；
(b)正常使用范围用绿色弧线或绿色直线标示，但不得超过最大和最小安全使用限制；
(c)起飞和预警范围用黄色弧线或黄色直线标示；
(d)每个动力装置、辅助动力装置或螺旋桨由于过度振动应力所限制的范围必须用红色弧线或红色线标示。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1551条 滑油油量指示器
滑油油量指示器必须标出足够密的刻度，以便迅使而准确地指示滑油油量。
第23．1553条 燃油油量表
每一油量表按第23．1337条(b)(1)规定在校准的零读数处标示红色径向线。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1555条 操纵器件标记
(a)除飞行主操纵器件和简单按钮式起动电门外，必须清晰地标明驾驶舱内每一操纵器件的功能和操作方法。
(b)每个副翼操纵器件必须有适当标示。
(c)对动力装置燃油操纵器件有下列要求：
(1)必须对燃油箱转换开关的操纵器件作出标记。指明相应于每个油箱的位置和相应于每种实际存在的交叉供油状态的位置；
(2)为了安全运行，如果要求按特定顺序使用某些油箱，则在此组油箱的转换开关上或其近旁必须标明该顺序；
(3)对于任何限制使用的油箱，必须在标牌上注明其能安全使用全部可用燃油的条件，该标牌应安放在该油箱转换开关附近；
(4)对多发飞机，每台发动机的每个阀门操纵器件必须作出标记，指明相应于所操纵发动机的位置。
(d)可用燃油容量必须标示如下：
(1)对于没有转换开关操纵器件的燃油系统，必须在燃油油量表处指出该系统的可用燃油量；
(2)对于有转换开关操纵器件的燃油系统，则在附近指出每个转换开关操纵位置上可供使用的可用燃油量。
(e)对附件、辅助设备和应急装置的操纵器件有下列要求：
(1)如果采用收放式起落架，则必须对第23．729条所要求的每个目视指示器作出标记，以便在任何时候当机轮锁住在收起或放下的极限位置时驾驶员能够判明；
(2)每个应急操纵器件必须为红色，并且必须按其使用方法标示。除应急操纵器件或附带应急功能的操纵器件以外，任何操纵器件不应用此颜色标示。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1557条 其他标记和标牌
(a)行李舱、货舱和配重位置 每个行李舱和货舱以及每一配重位置必须装有标牌，说明按装载要求需要对装载物(包括重量)作出的任何必要的限制。
(b)座椅如果一个座椅能承受的最大容许重量低于77公斤(170磅)，标注该较低重量的标牌必须永久地固定在座椅结构上。
(c)燃油和滑油加油口 采用以下规定：
(1)必须在燃油加油口盖上或其近旁作如下标记：
(i)对以活塞发动机为动力的飞机：
(A)“航空汽油”字样；
(B)最低燃油标号。
(ii)对以涡轮发动机为动力的飞机：
(A)“喷气燃油”字样；
(B)许用燃油牌号或参见飞行手册中许用燃油牌号。
(iii)压力加油系统最大许用加油压力和最大许用抽油压力。
(2)在滑油加油口盖上或其近旁必须标有“滑油”字样及许用滑油牌号，或参见飞行手册中许用滑油牌号。
(3)冷却液口盖上或其近旁必须标有“冷却液”字样。
(d)应急出口标牌每个应急出口标牌和操作手柄必须是红色的。每个应急出口控制器附近，必须有一个标牌清楚地指出出口的位置和其使用方法。
(e)每个直流装置的外接电源插头附近，必须清楚地标示其系统电压。
(f)[删除]
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1559条 使用限制标牌
(a)必须有驾驶员能看清楚的具有下列内容的一个标牌：
(1)该飞机必须按飞行手册操作；和
(2)所有标牌适用的飞机审定类别。
(b)对于按一种以上类别审定合格的飞机必须在驾驶员能看清楚的标牌上声明其他限制见飞行手册。
(c)必须有驾驶员能看清楚的一个标牌，规定按第23．1525条飞机运行或禁止飞机运行的运行类型。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1561条 安全设备
(a)对安全设备必须清晰地标明其操作方法。
(b)存放所需安全设备的设施必须有醒目的标记，以方便乘员。
第23．1563条 空速标牌
必须有驾驶员能清楚看到的空速标牌，其位置应尽可能接近空速指示器。此标牌必须标有下列内容：
(a)使用机动速度V(o下标)；
(b)最大起落架收放速度V(LO下标)。
(c)对涡轮发动机飞机和最大重量超过2，722公斤(6，000磅)的活塞发动机多发飞机，按第23．149条(b)确定的最小可操纵速度V(MC下标)(一台发动机不工作)的最大值。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1567条 飞行机动标牌
(a)对于正常类飞机，必须在驾驶员前面能看清楚之处，设置一块标牌注明：“不准许做特技机动，包括尾旋在内”
(b)对于实用类飞机，必须有下述标牌：
(1)驾驶员能看清楚的一块标牌，注明：“特技机动限制如下”(列举经批准的机动飞行和每种机动飞行的推荐进入速度)；
(2)对于不满足特技类飞机尾旋要求的飞机有驾驶员能看清楚的附加标牌，注明“禁止尾旋”。
(c)对于特技类飞机，必须有驾驶员能看清楚的一块标牌，列举经批准的特技机动和每种机动飞行的推荐进入速度。如果各种倒飞机动未获批准，标牌对此必须注明。
(d)对批准尾旋的特技类和实用类飞机，必须有一个驾驶员清晰可见的标牌：
(1)列出改出尾旋机动的操纵动作；和
(2)说明必须在螺旋特性出现时，或者不超过六圈尾旋或不超过飞机已经合格审定的任何更多的圈数开始改出动作。
[2004年×月×日第三次修订]
飞机飞行手册和批准的手册资料
第23．1581条 总则
(a)应提供的资料必须为每架飞机提供飞机飞行手册。该手册必须包含以下内容：
(1)第23．1583条至第23．1589条要求的资料。
(2)由于设计、使用或操作特性而为安全运行所必需的其他资料。
(3)符合相关运行规章的必需的其他资料。
(b)经批准的资料
(1)除了本条(b)(2)规定的以外，飞机飞行手册中包含第23．1 583条至23．1589条规定资料的每一部分内容必须经批准，并且必须单独编排，加以标识，将其同该手册中未经批准部分分开。
(2)如果满足下述条件，则本条(b)(1)的要求不适用于最大重量不超过2，722公斤(6，000磅)的活塞发动机飞机：
(i)飞机飞行手册包含第23．1583条规定资料的每一部分，其内容必须仅限于此种资料，并且必须经批准，并加以标识，并明显区别于飞机飞行手册的其他各部分；
(ii)第23．1585条至第23．1589条中规定的资料，必须按照本部的适用要求加以确定，并用局方可接受的方式全面给出。
(3)包含有本条规定资料的飞机飞行手册的每一页，其式样必须不易被擦去、损坏或错放，能插入申请人提供的手册或者放进活页夹，或任何其他固定的装订夹内。
(c)飞行手册中所用的单位必须与相应的仪表和标牌上的标示所用的单位一样。
(d)除非另有规定，所有飞机飞行手册使用速度必须以指示空速表示。
(e)必须配备驾驶员易于接近的合适的固定容器，用于存放飞机飞行手册。
(f)改版和修正每个飞行手册必须有措施记录改版和正。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1583条 使用限制
飞行手册必须包括按23部确定的使用限制，包括以下内容：
(a)空速限制必须提供下列资料：
(1)按第23．1545条要求在仪表上标示空速限制所需资料，以及上述每种限制和在空速指示器上所用的彩色符号的意义；
(2)速度V(A下标)、V(O下标)、V(LE下标)和V(Lo下标)及其意义；
(3)此外，对于涡轮发动机通勤类飞机还必须提供下列资料：
(i)最大使用限制速度V(MO下标)／M(MO下标)，并需说明，“除经批准在试飞或驾驶员训练飞行中可使用更大的的速度外，在任何飞行状态(爬升、巡航或下降)下，均不得故意超越该速度限制”；
(ii)如果空速限制取决于压缩性效应，则需提供对该效应的说明和资料(关于该效应的征兆、飞机可能出现的反应以及荐用的改出程序)；
(iii)空速限制必须用V(MO下标)／M(MO下标)表明，而不用V(NO下标)和V(NE下标)。
(b)动力装置限制必须提供下列资料：
(1)第23．1521条要求的限制；
(2)对限制的解释(当需要时)；
(3)按第23．1 549条至第23．1 553条的要求对仪表作标记所必需的资料。
(c)重量 飞机飞行手册必须包括下列内容：
(1)最大重量；
(2)最大着陆重量。如果申请人选择的设计着陆重量低于最大重量；
(3)对正常类、实用类和特技类涡轮发动机飞机和的正常类、实用类和特技类最大重量超过2，722公斤(6，000磅)活塞发动机飞机，性能限制如下：
(i)申请人选定范围内的每一机场高度、环境温度下满足第23．63条(c)(1)爬升要求的最大起飞重量。
(ii)申请人选定范围内的每一机场高度、环境温度下满足第23．63条(c)(2)爬升要求的最大着陆重量。
(4)此外，对于通勤类飞机，对应申请人选定范围内的每一机场高度、外界温度的最大起飞重量，在此重量下：
(i)飞机符合第23．63条(d)(1)爬升要求；和
(ii)按第23．55条确定的加速一停止距离等于可用跑道长度加上任何停机道的长度(若利用)：并满足以下两者之一：
(iii)第23．59条(a)确定的起飞距离等于可用跑道长度；或
(iv)申请人选择时，第23．59条(a)确定的起飞距离等于可用跑道长度加上所有净空道的长度，并且第23．59条(b)确定的起飞滑跑距离等于可用跑道长度。
(5)对于通勤类飞机，对应申请人所选定范围内的每一机场高度下的最大着陆重量，在此重量下：
(i)在申请人选定的外界温度范围内飞机满足第23．63条(d)(2)爬升要求；和
(ii)第23．75条确定的标准温度下的着陆距离等于可用跑道长度。
(6)按第23．343条规定制定最大零机翼燃油重量(当有关时)。
(d)重心 已制定的重心限制。
(e)机动下列本条规定的经核准的机动、相应的空速限制和未经核准的机动：
(1)正常类飞机对于正常类飞机，未经核准的特技机动包括尾旋。
(2)实用类飞机对于实用类飞机，必须提供在型号飞行试验中表明的经核准的机动清单以及推荐的进入速度和其他相关的限制，其他未经核准的机动。
(3)特技类飞机对于特技类飞机，必须提供在型号飞行试验中表明的经核准的机动清单以及推荐的进入速度和其他相关的限制。
(4)批准尾旋的特技类和实用类飞机，表明符合第23．221条(c)所制定的尾旋改出程序。
(5)通勤类飞机对通勤类飞机，机动限于包括正常飞行、失速(不包括尾冲失速)和坡度不超过60度的急转弯的任何机动飞行。
(D机动载荷系数必须提供正限制载荷系数，单位为g，并且，对特技类飞机还要提供负限制载荷系数。
(g)最小飞行机组按第23．1 523条确定的最小飞行机组的数量和职能。
(h)运行类型 必须提供飞机可以或不得使用的运行类型(如目视飞行规则VFR，仪表飞行规则IFR，昼问或夜间)，以及飞机可以或不得使用的气象条件。必须列出影响任何使用限制的任何所装设备并标出其使用功能。
(i)最大使用高度按第23．1527条确定的最大高度。
(i)最大客座布置必须提供最大客座量布置。
(k)许用的横向燃油装载最大许用的横向燃油装载差，如果其小于最大可能装载差。
(1)行李舱和货舱装载对每一行李舱和货舱或区域以下资料适用：
(1)最大许用载重；和
(2)最大装载密度。
(m)系统飞机系统和设备使用的任何限制。
(n)外界大气温度运行时最高和最低外界大气温度(适用时)。
(o)吸烟飞机上有关吸烟的任何限制。
(p)道面类型可能使用的道面类型的说明(见第23．45条(g)和第23．1587条(a)(4)、(c)(2)和(d)(4))
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1585条 使用程序
(a)对于每架飞机，必须提供正常、不正常(如适用)和应急程序及其他与安全运行有关的资料，还必须提供达到预定性能的资料，包括：
(1)重要或不寻常的空中或地面操纵特性的解释；
(2)起飞和着陆的最大演示侧风风速，和在侧风中运行的有关程序和资料；
(3)在颠簸气流中飞行的推荐速度，该速度必须防止由于突风导致飞机结构损伤和失去控制(如：失速)的事件发生。
(4)飞行中再启动任一台涡轮发动机的程序，包括高度的影响；和
(5)按第23．73条和第23．75条进行正常进场和着陆，以及过渡到中断着陆情况的程序、速度和构型。
(6)对于水上飞机和水陆两栖飞机，水上操纵程序和经演示的浪高。
(b)对所有单发飞机，除本条(a)外，还必须按第23．71条 提供在发动机失效后滑翔，以及随后的强迫着陆的程序、速度和构型。
(c)对所有多发飞机，除本条(a)外，还必须提供下述资料：
(1)一台发动机不工作进场和着陆的程序、速度和构型；
(2)一台发动机不工作中断着陆的程序、速度和构型，能安全进行中断着陆的条件，或不要试图进行中断着陆的警告；
(3)按第23．149条确定的V(SSE下标)和
(4)空中发动机再起动程序，包括高度的影响。
(d)对正常类、实用类和特技类飞机，除本条(a)以及(b)或(c)两者之一外，还必须提供下述资料：
(1)按第23．51条(a)和(b)及第23．53条(a)和(b)进行正常起飞，随后按第23．65条和第23．69条(a)进行爬升的程序、速度和构型。
(2)由于发动机失效或其他原因放弃起飞的程序。
(e)对所有正常类、实用类和特技类多发飞机，除本条(a)、(c)和(d)外，还必须包括下列资料：
(1)发动机失效后继续起飞的程序和速度，继续安全起飞的条件，或不要试图继续起飞的警告。
(2)按23．67条起飞或按23．69条(b)巡航，发动机失效后继续爬升的程序、速度和构型。
(f)对所有通勤类飞机，除本条(a)和(c)外，还必须提供下述资料：
(1)正常起飞的程序、速度和构型。
(2)按第23．55条进行加速．停止的程序和速度。
(3)按第23．59条(a)(1)确定的发动机失效后继续起飞和沿着按第23．57条和第23．61条(a)确定的飞行航迹飞行的程序和速度
(g)对多发飞机，必须提供识别每个使用条件的资料，在这些使用条件下，第23．953条规定的燃油系统独立性是安全性所必需的，同时提供配置燃油系统表明在符合该条时所用的构型的指示。
(h)对于表明符合第23．1353条(g)(2)或(g)(3)的每架飞机，必须提供将电瓶从其充电电源断开的操作程序。
(i)必须提供所有燃油箱总可用燃油量和任一油泵失效对可用燃油量的影响。
(j)必须提供飞机系统和设备在正常使用情况和故障情况下的安全使用程序。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1587条 性能资料
除非另有规定，必须提供第23．45条(b)要求的高度和温度范围内的性能资料。
(a)对于所有飞机，必须提供下列资料：
(1)在最大重量时按第23．49条 襟翼和起落架收上状态确定的失速速度VSO和VS1，和直到60度坡度角对失速速度的影响；
(2)按第23．69条(a)确定的全发工作定常爬升率和爬升梯度；
(3)按第23．75条确定的每一机场高度和标准温度的着陆距离和其有效的道面类型；
(4)按第23．45条(g)确定的着陆距离在干燥非平坦坚硬跑道上的影响；
(5)跑道坡度、50％逆风分量和150顺风分量对着陆距离的影响；
(b)对正常类、实用类和特技类最大重量不超过2722公斤(6000磅)的活塞发动机飞机，除本条(a)外，还必须提供按第23．77条(a)确定的定常爬升／下降角。
(c)对正常类、实用类和特技类飞机，除本条(a)和(b)外，如果适用，还必须提供下列资料：
(1)按第23．53条确定的起飞距离和其有效的道面类型；
(2)按第23．45条(g)确定的着陆距离在干燥非平坦坚硬跑道上的影响；
(3)跑道坡度、50％逆风分量和150％顺风分量对着陆距离的影响；
(4)对涡轮发动机多发飞机和正常类、实用类和特技类最大重量超过2722公斤(6000磅)的活塞发动机多发飞机，按第23．66条确定的一台发动机不工作的起飞爬升／下降梯度；
(5)对多发飞机，按第23．69条(b)确定的一台发动机不工作的航路爬升／下降率和梯度；和
(6)对单发飞机，按第23．71条确定的滑翔性能。
(d)对通勤类飞机，除本条(a)外，还必须提供下列资料：
(1)按第23．55条确定的加速，停止距离；
(2)按第23．59条(a)确定的起飞距离；
(3)申请人选择时，按第23．59条(b)确定的起飞滑跑距离；
(4)按第23．45条(g)确定的，干燥、非平坦坚硬道面对加速．停止距离、起飞距离、起飞滑跑距离(如已确定)的影响；
(5)跑道坡度、50％逆风分量和150％顺风分量对加速．停止距离、起飞距离、起飞滑跑距离(如已确定)的影响；和
(6)按第23．61条(b)确定的净起飞飞行航迹；
(7)按第23．69条(b)确定的一台发动机不工作的航路爬升／下降梯度；
(8)50％逆风分量和150％而风分量对净起飞飞行航迹、一台发动机不工作的航路爬升／下降梯度的影响；
(9)超重着陆性能资料(在最大着陆重量和最大起飞重量之间的范围内用外推法确定和算得)按如下要求：
(i)飞机符合第23．63条(d)(2)爬升要求的每一机场高度和周围大气温度时的最大重量；和
(ii)按第23．75条确定的每一机场高度和标准温度的着陆距离。
(10)按第23．1323条(b)和(c)确定的指示空速(IAS)和校准空速(CAS)的关系。
(11)按第23．1325条(e)要求的高度表系统校准资料。
[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23．1589条 载重资料
必须提供下列载重资料：
(a)飞机在按第23．25条 称重时，所装每项设备的重量和位置；
(b)对于按第23．25条确定的最大和最小重量之间每一可能的装载情况的合适的装载说明，以便使重心保持在第23．23条确定的限制内。
[2004年×月×日第三次修订]
附件A
简化设计载荷准则
第A23．1条 总则
(a)本附件的设计载荷准则是经批准并与第23．321至第23．459条 等效的方法，适用于最大重量为6000磅或以下，并具有下列构型的飞机：
(1)除涡轮动力装置以外的单发；
(2)主机翼比后置的、装在机身上的尾翼更靠近飞机重心；
(3)主机翼的1／4弦后掠角不大于＋／-15度；
(4)主机翼装有后缘操纵面(副翼或襟翼，或两者都有)；
(5)主机翼展弦比不大于7；
(6)平尾展弦比不大于4；
(7)平尾体积系数不小于0．34；
(8)垂尾展弦比不大于2；
(9)垂尾平台面积不大于机翼平台面积的10％；
(10)平尾和垂尾必须采用对称翼型。
(b)对于具有下列任一构型的飞机可以不必采用附件A的准则：
(1)升力面为鸭式、串列式机翼、近耦或无尾翼的布局；
(2)双翼或多翼布局；
(3)T形尾翼、V形尾翼或十字形尾翼；
(4)大后掠机翼平台(1／4弦处后掠角大于15度)、三角形平面形式或缝式升力面；或
(5)翼尖小翼或其他翼尖装置，或外侧垂直安定面。
[2004年×月×日第三次修订]
第A23．3条 专用符号
n(1下标)为飞机正限制载荷系数。
n(2下标)为飞机负载荷系数。
n(3下标)为V(C下标)时飞机正限制突风载荷系数。
n(4下标)为V(C下标)时飞机负限制突风载荷系数。
n襟翼为V(F下标)时襟翼全放下飞机正限制载荷系数。
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V(Fmin下标)--最小设计襟翼速度=1．59√ n(1下标)wg／s (4．89√ n(1下标)w／s ；11．0√ n(1下标)w／s )节
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V(Amin下标)--最小设计机动速度=2．17√ n(1下标)wg／s (6．79√ n(1下标)w／s ；15．0√ n(1下标)w／s )节
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V(Cmin下标)--最小设计巡航速度=2．17√ n(1下标)wg／s (6．79√ n(1下标)w／s ；15．0√ n(1下标)w／s )节
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V(Dmin下标)--最小设计巡航速度=3．47√ n(1下标)wg／s (10．86√ n(1下标)w／s ；24．0√ n(1下标)w／s )节
第A23．5条 多于一种类别的合格审定
本附件的准则可以用于正常类、实用类和特技类或这些类别任意组合的合格审定。如果希望取得多于一种类别的合格证，必须选择设计类别的重量使得n(1下标)w对所有类别的飞机是一个常数，或使某个期望的类别的飞机的“n(1下标)w”值大于其他类别的“n(1下标)w”。对于机翼和操纵面(包括襟翼和调整片)只需进行对“n(1下标)w”最大值的检查，或在“n(1下标)w”为常数时，对相应于设计重量为最大的类别进行检查。如果选择了特技类，则必须完成按照附件A23．9(c)(2)和A23．11(c)(2)规定的非对称飞行载荷的检查。机翼、机翼贯穿结构和水平尾翼结构必须按上述情况做检查。当飞机装有配重项目时，对于支承这些项目的局部结构只需按所加的最大载荷系数进行设计。然而，如果希望获得特技类合格证，则发动机架必须按正常类和实用类合格审定所要求的更高的侧向载荷系数来设计。在按着陆载荷进行设计时，起落架和飞机作为一整体只需对相应于最大设计重量的类别进行检查。这些简化原则仅适用于具有经验的常规单发飞机，对于有非常规设计特征的飞机，局方可以要求进行补充检查。
第A23．7条 飞行载荷
(a)可以认为每组飞行载荷与高度无关，除死重项目的局部支承结构外，仅必须检查最大设计重量情况。
(b)必须采用本附件中的表1、图A3和国A4，由所申请的类别确定相应于最大设计重量的n(1下标)、n(2下标)、n(3下标)和n(4下标)的数值。
(c)必须采用本附件中的图A1和图A2，由所申请的类别确定相应于最小飞行重量的n(3下标)和n(4下标)值。如果这些载荷系数大于设计重量的载荷系数，则死重项目的支承结构必须按较高的载荷系数验证。
(d)每个规定的机翼和尾翼载荷与重心范围无关。但是申请人必须选定一个重心范围，而且必须在所选定的重心范围内按最不利的死重载荷情况检查基本机身结构。
(e)下列载荷和受载荷情况是结构强度必须保证的最低限度：
(1)飞机平衡 可以认为机翼气动力载荷垂直作用于相对气流，对于正向飞机情况，其值为飞机法向载荷(按本附件A23．9(b)和(c)确定)的1．05倍；对于负向飞行情况，其值等于飞机法向载荷，必须考虑该机翼载荷的弦向和法向每个分量。
(2)最小设计空速 最小设计空速可由申请人选择，但不得低于根据本附件A3得出的最小速度。另外，V(Cmin下标)不必大于在海平面实际获得的0．9V(H下标)值，而此V(H下标)值为对应于申请合格审定的最小设计重量的类别。在计算这些最小设计空速时，n(1下标)不得低于3．8。
(3)飞行载荷 本附件表1所规定的限制飞行载荷系数，表示气动力分量(垂直于假设的飞机纵轴)与飞机重力之比。当气动力相对于飞机向上作用时，飞行载荷系数为正。
第A23．9条 飞行情况
(a)总则 必须采用本条(b)和(c)的每个设计情况，以保证在飞机V(n下标)包线(与本附件图A4相似)的边界上或其内的每种速度和载荷系数情况下具有足够的强度。此包线还必须用于制定按第23．1505条至第23．1513条和第23．1519条 所规定的飞机结构使用限制。
(b)对称飞行情况 飞机必须按下述对称飞行情况进行设计：
(1)飞机必须至少按本附件图A4飞行包线所示的4种基本飞行情况“A”、“D”、“E”和“G”进行设计。此外，采用下列规定：
(i)与图A4的“D”和“E”情况相应的设计限制飞行载荷系数，必须至少和本附件的表1和图A4所规定的载荷系数一样大，这些情况的设计速度必须至少等于由本附件图A3所得出的V(D下标)值；
(ii)对于图A4的“A”和“G”的情况，载荷系数必须和本附件表1所规定的相符，设计速度必须用这些载荷系数和申请人所确定的最大静升力系数C(NA下标)来计算。然而，在缺乏更精确计算时，后者可以基于C(NA下标)＝±1．35，并且“A”情况的设计速度可以低于V(Amin下标)；
(iii)图A4的“C”或“F”情况，只有在本附件中当n(3下标)wg／s大于n(1下标)wg／s(n(3下标)w／s大于n(1下标)w／s)或n(4下标)wg／s大于n(2下标)wg／s(n(4下标)w／s大于n(2下标)w／s)时才需要个别地进行检查。
(2)如果装有在进场、着陆和起飞阶段较低空速时使用的襟翼或其他增升装置，飞机必须按本附件表1所规定的相应于襟翼展态的限制系数的两种飞行情况来设计，此时襟翼在不低于本附件图A3的襟翼设计速度V(Fmin)时完全放下。
(c)非对称飞行情况每个受影响的结构必须按下列非对称载荷来设计：
(1)后部翼身连接必须按本附件A23．11(c)(1)和(2)所确定的临界垂直尾翼载荷设计；
(2)机翼和机翼贯穿结构必须按下述载荷进行设计：在对称面一边按“A”情况加载100％，在另一边加载70％(对合格审定为正常类和实用类)，或在另一边加载60％(对合格审定为特技类)；
(3)机翼和机翼贯穿结构必须按对称面的两边为75％正机动机翼载荷及由副翼偏转引起的最大机翼扭矩的组合来设计。用翼展的副翼部分经过修正的基本翼型力矩系数来考虑副翼偏转对V(C下标)或V(A下标)的机翼扭矩的影响时，必须按下列方法计算：
(i)Cm＝Cm＋0．01σ(u下标)(副翼上偏一侧)机翼基本翼型；
(ii)Cm＝Cm一0．01σ(d下标)(副翼下偏一侧)机翼基本翼型；
其中：σ(u下标)是向上的副翼偏度，σ(d下标)是向下的副翼偏度；
(4)△的临界值(其值是σ(u下标)＋σ(d下标)的总和)，必须按下述方法计算：
(i)用下列公式计算△a和△b：
V(A下标)
△a=----------------×△p。
V(C下标)
V(A下标)
△b=----------------×△p。
V(D下标)
其中：△P为V(A下标)时的最大总偏角(两副翼偏角的和)，V(A下标)、V(C下标)和V(D下标)在本附件A23．7(e)中有说明：
(ii)用下式计算K：
(Cm-0．01δ(b下标))V(D下标)(2上标)
K=---------------------------------------
(Cm-0．01δ(a下标))V(c下标)(2上标)
其中：б(a下标)是相应于(i)中△a的副翼向下偏度，б(b下标)是相应于(i)中△b的副翼向下偏度；
(iii)如果K小于1．0，△a是△的临界值，并必须用来确定б(u下标)和б(d下标)。在此情况，V(c下标)是临界速度，必须用它来计算翼展的副翼部分的机翼扭转载荷；
(iv)如果K等于或大于1．0，△b是△的临界值，并必须用来确定б(u下标)和б(d下标)。在此情况，V(D下标)是临界速度，必须用它来计算翼展的副翼部分的机翼扭转载荷。
(d)补充情况：机翼后撑杆、发动机扭矩、发动机架上的侧向载荷必须检查下列每个补充情况：
(1)在设计机翼后撑杆时，可以检查第23．369条 所规定的情况来代替本附件图A4的“G”情况。如果用这种方法并且希望得到多于一种类别的合格证，则在第23．369条的公式中采用的wg／s(w／s)值必须是相应于最大总重类别的数值；
(2)发动机架及其支撑结构，必须按相应于非起飞状态的发动机最大功率和螺旋桨转速的最大限制扭矩，以及由最大正机动飞行载荷系数n(1下标)所引起的限制载荷同时作用的情况来设计。对于具有5个或多于5个汽缸的发动机，必须采用1．33的系数乘以平均扭矩得到上述限制扭矩。对于具有4、3和2个汽缸的发动机，其系数必须分别2、3和4；
(3)发动机架及其支撑结构必须按侧向限制载荷系数引起的载荷来设计，对于正常类和实用类，系数不小于1．47；对特技类不小于2．0。
第A23．11条 操纵面载荷
