运输类飞机适航标准CCAR-25：修订间差异

== A 分部 总则 ==  

   

(a) 本规定是用于颁发和更改运输类飞机型号合格证的适航标准。(b) 根据中国民用航空规章的规定申请或更改运输类飞机型号合格证的申请人，必须表明符合本规定中适用的要求。   

(a) 适用性：本条适用于对以下飞机进行ETOPS 型号设计批准的申请人(1) 于2016 年4 月17 日已具有型号合格证的；或(2) 于2016 年4 月17 日之前已递交初始型号合格证申请的。(b) 双发飞机(1) 对于不超过 180 分钟 ETOPS 型号设计批准的飞机，申请人必须符合第 25.1535   

== B 分部 飞行 ==   

(a) 本分部的每项要求，在申请审定的载重状态范围内，对重量和重心的每种相应组合，均必须得到满足，证实时必须按下列规定：(1) 用申请合格审定的该型号飞机进行试验，或根据试验结果进行与试验同样准确的计算；(2) 如果由所检查的各种组合不能合理地推断其符合性，则应对重量与重心的每种预期的组合进行系统的检查。(b) ［备用］(c) 飞机的操纵性、稳定性、配平和失速特性，必须在直到预期最大使用高度的每一高度予以证实。   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 必须制定飞机可以安全运行的重量和重心范围。如果某一重量与重心的组合仅允许落在某种载重分布限制(例如展向分布)内，而该限制又可能无意中被超过，则必须制定这些限制和相应的重量与重心组合。   

(3) 表明符合本分部每项适用的飞行要求的限制。   

(a) 最大重量  必须制定对应于飞机运行状态(例如在机坪、地面或水面滑行、起飞、航路和着陆时)、环境条件(例如高度和温度)及载重状态(例如无油重量、重心位置和重量分布)的最大重量，使之不超过：   

(1) 申请人针对该特定条件选定的最轻的重量；(2) 设计最小重量(表明符合本部每项结构载荷情况的最轻重量)；(3) 表明符合每项适用的飞行要求的最轻的重量。中国民用航空总局 1990 年 7 月 18 日第一次修订   

必须按每种实际可区分的运行状态制定重心前限和重心后限。这些限制不得超过：   

(c) 表明符合每项适用的飞行要求的极限。   

(a) 空重与相应的重心必须用飞机称重的方法确定。称重时飞机上装有：   

(1) 固定配重；(2) 按 25.959 条确定的不可用燃油；(3) 全部工作流体，包括：(i) 滑油；(ii) 液压油；(iii) 机上系统正常工作所需的其它流体，但饮用水、厕所预注水和发动机用的喷液除外。(b) 确定空重时的飞机状态必须是明确定义的并易于再现。   

在表明符合本分部的飞行要求时，可采用可卸配重。   

(a) 必须对螺旋桨转速和桨距值加以限制，以确保：   

机，发动机在最大起飞扭矩限制下工作。〔中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(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 $2 8 ^ { \circ } \mathrm { C } ( 5 0 ^ { \circ } \mathrm { F } ) .$ )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：   

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。中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(a) 基准失速速度 $\operatorname { V } _ { \mathrm { S R } }$ 是申请人确定的校正空速。VSR 不得小于1-g 失速速度。 $\mathsf { V } _ { \mathrm { S R } }$ 可表述为：   

(c) 从稳定的配平状态开始，使用纵向操纵减速飞机，使速度降低不超过每秒1 节。(d) 除本条(a)要求之外，当安装有在选定迎角下突然将机头下推的装置（例如，推杆器）时，基准失速速度 $\operatorname { V } _ { \mathrm { S R } }$ 超过该装置作动时的速度应不小于2 节或者 $2 \%$ （取大者）。〔交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 第25.107 条规定的起飞速度，25.109 条规定的加速停止距离，25.111 条规定的起飞航迹，25.113 条规定的起飞距离和起飞滑跑距离以及 25.115 条规定的净起飞飞行航迹，必须在由申请人选定的运行限制范围内的每一起飞重量、高度和周围温度条件下选定的起飞构型按以下列条件确定：   

(1) 在非结冰条件下，和(2) 在结冰条件下，如果 25.121(b)条规定的起飞形态下，带有附录 C 中定义的起飞冰积聚：(i) 最大起飞重量下的失速速度超过非结冰条件下 3 节校正空速或 $3 \% \mathrm { V } _ { \mathrm { S R } }$ 的较大者；或(ii) 25.121(b)规定的爬升梯度的降低超过 25.115(b)所规定的适用实际与净起飞飞行航迹梯度减量的一半；(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 $5 0 \%$ ，和沿起飞航迹不小于名义风顺风分量的 $1 5 0 \%$ ；(2) 跑道有效坡度。中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(a) $\mathbf { V } _ { 1 }$ 必须根据 $\mathrm { \Delta V _ { E F } }$ 制定如下：   

(i) 双发和三发涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；(ii) 无措施使一台发动机不工作带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；(2) $1 . 0 8 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R } }$ ，用于:(i) 三发以上的涡轮螺旋桨和活塞式发动机飞机；(ii) 有措施使一台发动机不工作带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；(3) $1 . 1 0 \mathrm { V _ { M C A } }$ ， $\mathrm { \Delta V _ { M C A } }$ 按第 25.149 条确定。(c) $\mathrm { \Delta V } _ { 2 }$ ，以校正空速表示，必须由申请人选定，以提供至少为第 25.121(b)条所要求的爬升梯度。但 $\mathbf { V } _ { 2 }$ 不得小于：(1) V2MIN(2) $\mathrm { v _ { R } }$ 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(按照第25.111(c)(2)条)；和(3) 提供 25.143(h)规定的机动能力的速度。(d) $ { \mathrm { \Delta V _ { M U } } }$ ，为校正空速，在等于和高于该速度时，飞机可以安全离地并继续起飞。 $ { \mathrm { \Delta V _ { M U } } }$ 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) $\mathrm { v _ { R } }$ ，以校正空速表示，必须按照本条(e)(1)至(4)的条件选定：(1) $\mathrm { v _ { R } }$ 不得小于下列任一速度：(i) $\mathrm { \Delta V _ { 1 } }$ ；(ii) $1 0 5 \% \mathrm { V _ { M C A } }$ ；(iii) 使飞机在高于起飞表面 10.7 米（35 英尺）以前速度能达到 $\mathbf { V } _ { 2 }$ 的某一速度(按第 25.111(c)(2)条确定)；(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 $\mathbf { V } _ { \mathrm { L O F } }$ 将不小于全发工作 $ { \mathrm { \Delta V _ { M U } } }$ 的 $1 1 0 \%$ ，且不小于按单发停车推重比确定的 $ { \mathrm { \Delta V _ { M U } } }$ 的 $10 5 \%$ ；(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 $\mathrm { v _ { R } }$ 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 $\mathrm { v _ { R } }$ 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 $\mathsf { V } _ { \mathrm { R } }$ 对应的单发停车起飞距离。起飞距离必须按第25.113(a)(1)条确定；(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，或使按第 25.113(a)条制定的预定起飞距离显著增加。(f) $\mathbf { V } _ { \mathrm { L O F } }$ ，为飞机开始腾空时的校正空速。(g) $\mathrm { \Delta V _ { F T O } }$ ，以校正空速表示，必须由申请人选定用来提供至少 25.121(c)要求的爬升梯度，但不得小于：(1) $1 . 1 8 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R } }$ ；和(2) 提供 25.143(h)规定的机动能力的速度。(h) 在确定结冰条件下的起飞速度 $\mathbf { V } _ { 1 }$ ， $\mathrm { v _ { R } }$ 和 $\mathrm { \Delta V } _ { 2 }$ 时，可采用非结冰条件下的 $ { \mathrm { \Delta V _ { M C G } } }$ ，VMC和 $ { \mathrm { \Delta V _ { M U } } }$ 。中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(a) 干跑道上的加速—停止距离是下述两种距离中的大者：   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(a) 起飞航迹从静止点起延伸至下列两点中较高者：飞机起飞过程中高于起飞表面 450米(1,500 英尺)，或完成从起飞到航路形态的转变并达到 $\mathrm { \Delta V _ { F T O } }$ 的一点。此外：   

其翼展的高度时，即认为脱离地面效应。(e) 对于装有助推火箭发动机的飞机，起飞航迹可按附录E 的第II 条确定。〔交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(a) 干跑道的起飞距离是下述距离中的大者：   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(a) 起飞飞行航迹，依据适当的道面情况，从按第 25.113(a)或(b)条确定的起飞距离末   

减量的当量值。〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

必须在为飞机制定的使用限制范围内的每一重量、高度和周围温度，并在每种飞机形态的最不利重心位置表明符合第 25.119 条和第25.121 条的要求。   

当发动机功率(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)，着陆形态的定常爬升梯度不得小于 $3 . 2 \%$ ：   

次修订〕   

(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 $\mathrm { \Delta V _ { L O F } }$ 和起落架完全收起两点之间)的临界起飞形态，和以第 25.111 条中所采用的形态(无地面效应)，在速度 $\mathbf { V } _ { \mathrm { L O F } }$ 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 $0 . 5 \%$ ：   

(i) 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；(ii) 最大着陆重量；(iii) 按正常着陆程序制定的爬升速度，但不大于 $1 . 4 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R } }$ ；(iv) 起落架收起。(2) 本条(d)(1)段要求如下：(i) 在非结冰条件下；(ii) 在结冰条件下，如果带有附录C 定义的进场冰积聚，按照本条(d)(1)(iii)中计算出的结冰条件下的爬升速度不超过非结冰条件下的爬升速度3 节校正空速或 $3 \%$ 的较大者，则可以采用非结冰条件下的爬升速度。中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(a) 对于航路形态，必须在为该飞机制定的使用限制范围内的每一重量、高度和周围温度下确定本条(b)及(c)规定的飞行航迹。在计算中可计及由于发动机工作逐渐消耗燃油和滑油而造成的沿飞行航迹的重量变化。必须按下列条件以不小于 $\mathrm { \Delta V _ { F T O } }$ 的速度确定飞行航迹：   

定数值的爬升梯度，所减去的爬升梯度，对于三发飞机为 $0 . 3 \%$ ，对于四发飞机为 $0 . 5 \%$ 。交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(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飞机使用范围内每一   

(A) $1 . 2 3 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R O } }$ ；(B) 按 25.149(f)确定 $\mathbf { V } _ { \mathrm { M C L } }$ ；(C) 提供 25.143(h)规定的机动能力的速度；(ii) 在结冰条件下， $\mathbf { V } _ { \mathrm { R E F } }$ 不得少于：(A) 本条(b)(2)(i)所规定的速度；(B) 在附录 C 所规定的着陆冰积聚条件下，如果 $1 . 2 3 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R 0 } }$ 大于非结冰条件下的$\mathrm { V } _ { \mathrm { R E F } } 5$ 节以上则取 $1 . 2 3 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R 0 } }$ ；和(C) 在附录 C 所规定的着陆冰积聚条件下，能保证 25.143(h)规定的机动能力的速度。(3) 必须按照所制定的使用操作程序改变形态，功率（推力）和速度；(4) 着陆时应避免过大的垂直加速度，无弹跳、前翻、地面打转、海豚运动和水面打转的趋势；(5) 着陆时不得要求特殊的驾驶技巧或机敏；(c) 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。而且：(1) 机轮刹车系统的压力不得超过刹车装置制造商所规定的值；(2) 不得以造成刹车或轮胎过度磨损的方式使用刹车；和(3) 可以使用除机轮刹车以外符合下列条件的其他方式：(i) 安全和可靠；(ii) 使用时能在服役中获得始终一致的效果；和(iii) 操纵飞机不需要特殊的技巧。(d) 水上飞机和水陆两用飞机的着水距离应在平静的水面上确定；(e) 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；(f) 着陆距离数据必须按照沿着陆航迹不大于逆风分量的 $50 \%$ ，和沿着陆航迹不小于顺风分量的 $1 5 0 \%$ 进行修正；(g) 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会显著增加着陆距离，则必须按照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。〔中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年 5 月 14 日第三次修订，交通运输部 2016 年3 月17 日第四次修订   

(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：   

中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(a) 在 25.103(b)(6)条中规定的配平速度和失速标志（按第 25.201(d)条所定义的）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：   

〔中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 航向操纵：总则  必须能在机翼保持水平情况下，使飞机向工作发动机一侧偏航和向不工作的临界发动机一侧安全地作直到 $1 5 ^ { \circ }$ 的合理的航向突然改变。这必须在下列条件下于 $1 . 3 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R 1 } }$ 以直到 $1 5 ^ { \circ }$ 的航向偏转量(但不必超过方向舵脚蹬力达 667 牛(68 公斤；150磅)时的航向偏转量)来证实：   

中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订〕   

(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。   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年 5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

第 25.161 条 配平   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

飞机必须按照第 25.173 条至第 25.177 条的规定，是纵向、航向和横向稳定的。此外，如果试飞表明对安全运行有必要，则在服役中正常遇到的任何条件下，要求有合适的稳定性和操纵感觉(静稳定性)。   

在第25.175 条中规定的条件下，升降舵操纵力(包括摩擦力)必须有如下的特性：   

(d) 在本条(b)所规定的自由恢复速度带内，如果不要求驾驶员特别注意，就能恢复到并维持所希望的配平速度和高度，则允许飞机不加操纵力而稳定在高于或低于所希望的配平速度的速度。   

必须按下列各项来表明纵向静稳定性：   

定的斜率，并且杆力不得超过 356 牛(36 公斤；80 磅)：(1) 襟翼在着陆位置；(2) 起落架在放下位置；(3) 最大着陆重量；(4) 发动机在 $1 . 3 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R O } }$ 配平：(i) 无功率（推力）；和(ii) 平飞功率（推力）。(5) 飞机按无功率(推力)在 $1 . 3 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R O } }$ 配平。〔交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) ［备用］(b) ［备用］(c) 在直线定常侧滑飞行中，副翼和方向舵操纵行程和操纵力，必须基本上稳定地正比于侧滑角，并且该比例系数必须在与该飞机使用状态相应的整个侧滑角范围内，不超出安全运行所必需的限制。对更大的角度，直到相应于蹬满舵或方向舵脚蹬力达到 800 牛(82公斤，180 磅)的角度为止，方向舵脚蹬力不得有反逆现象，增加方向舵偏度必须使侧滑角增加。对于本款的符合性，必须根据适用情况，按所有起落架位置和襟翼位置以及对称动力状态，以 $1 . 1 3 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R 1 } }$ 至 $\mathrm { v _ { F E } }$ 、 $\mathrm { v _ { L E } }$ 或 $\mathrm { \Delta V _ { F C } / M _ { F C } }$ 的速度进行演示验证。(d) 在速度 $\mathrm { { V _ { M O } / M _ { M O } } }$ 和 $\mathrm { \Delta V _ { F C } / M _ { F C } }$ 之间的方向舵梯度必须满足(c)款的要求，但只要发散是逐渐的且易于为驾驶员识别和控制，则(副翼偏度与相应的方向舵输入相反的)上反效应可以是负的。〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订   

(a) 在相应于飞机形态的 $1 . 1 3 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R 1 } }$ 和最大允许速度之间产生的任何短周期振荡(不包括横向和航向的组合振荡)，在主操纵处于下列状态时，必须受到重阻尼：   

〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订〕   

(a) 必须在下列状态的直线飞行和 $3 0 ^ { \circ }$ 坡度转弯中演示失速：   

(1) 无动力；(2) 维持 $1 . 5 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R 1 } }$ 平飞所需的功率(推力) $\mathrm { \Delta V _ { S R 1 } }$ 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基准失速速度)。(b) 本条(a)规定的两种状态，均必须能在下列条件下满足第 25.203 条适用的要求：(1) 使用批准的襟翼位置及起落架和减速装置位置每一可能的组合；(2) 申请合格审定范围内各种有代表性的重量；(3) 最不利于改出失速的重心位置；和(4) 飞机直线飞行按第25.103(b)(6)条规定的速度配平。(c) 必须用下列程序来表明符合第 25.203 条的要求：(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。〔中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(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。   

${ { 6 0 } ^ { \circ } }$ 。〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(a) 在直线和转弯飞行中，为防止襟翼和起落架在任一正常位置时无意中造成失速，必须给驾驶员以有效的清晰可辨的具有足够余量的失速警告。   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 陆上飞机在任何可合理预期的运行条件下，或者在着陆或起飞期间发生回跳时，不得有不可控制的前翻倾向。此外还要求：   

面条件。交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 飞机在地面运行可预期的任何速度，在风速直到 20 节或 $0 . 2 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R O } }$ (取大者，但不必高于 25 节)的 $9 0 ^ { \circ }$ °侧风中，不得有不可控制的地面打转倾向。这可在制定第 25.237 条要求的 $9 0 ^ { \circ }$ 侧风分量时予以表明。(b) 陆上飞机在以正常着陆速度作无动力着陆中必须有满意的操纵性，而不要求特殊的驾驶技巧或机敏，无需利用刹车或发动机动力来维持直线航迹。这可在结合其它试验一起进行的无动力着陆中予以表明。(c) 飞机在滑行时必须有足够的航向操纵性。这可在结合其它试验一起进行的起飞前滑行的过程中予以表明。   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

当飞机在正常运行中可合理预期的最粗糙地面上滑行时，减震机构不得损伤飞机的结   

构。   

(a) 对于陆上飞机和水陆两用飞机，满足如下要求：(1) 应制定在干跑道上对起飞和着陆演示是安全的 $9 0 ^ { \circ }$ 侧风分量，该分量必须至少为   

的风速，该风速必须至少是 20 节或 $0 . 2 \mathrm { V } _ { \mathrm { S R O } }$ (取大者，但不必超过 25 节)。〔交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 对于水上飞机和水陆两用飞机，在起飞、滑行和着水期间以及本条(b)所列条件下，必须符合下列要求：   

(c) 在本条(b)的水面条件和相应的风的条件下，水上飞机或水陆两用飞机必须能在发动机停车情况下漂流5 分钟，必要时可借助海锚。   

(a) 飞机必须通过飞行演示在任何很可能的运行情况下，都不会发生任何妨碍继续安全飞行的振动和抖振。   

〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订   

(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) 校正空速 300 节；(2) $\mathrm { v _ { F C } }$ ；或(3) 经演示由于动压的增加使机体不会产生冰积聚的速度。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年 5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 从飞机在不超过 $\mathrm { { V _ { M O } / M _ { M O } } }$ 的巡航速度配平的初始状态开始，在机头上仰和下沉两个方向上的失配平程度为下列两者中之大者时，飞机必须有满意的机动稳定性和操纵性：   

    

(a) 强度的要求用限制载荷(服役中预期的最大载荷)和极限载荷(限制载荷乘以规定的安全系数)来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。(b) 除非另有说明，所规定的空气、地面和水载荷必须与计及飞机每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷的分布必须保守地近似于或接近地反映真实情况。除非表明确定受载情况的方法可靠，否则用以确定载荷大小和分布的方法必须用飞行载荷测量来证实。(c) 如果载荷作用下的变形会显著改变外部载荷或内部载荷的分布，则必须考虑载荷分布变化的影响。   

除非另有规定，当以限制载荷作为结构的外载荷时，必须采用安全系数 l.5；当用极限载荷来规定受载情况时，不必采用安全系数。   

(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。   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年5 月 14 日第三次修订   

(a) 必须表明每一临界受载情况下均符合本分部的强度和变形要求。只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试验。   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(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。   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(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：   

(ii) 假定负俯仰角加速度(低头)与正机动载荷系数 $( \mathbf { A } _ { 2 }$ 点到 ${ \bf D } _ { 2 }$ 点，第 25.333(b)条)同时达到。此负俯仰角加速度必须至少等于$\frac { - 2 6 n } { V } \big ( n - 1 . 5 \big ) , \big ( \sharp / \mathbb { A } / \sharp \big / \sharp / \xi / \flat ^ { 2 } \big )$ 式中：$\mathfrak { n }$ 为所考虑速度下的正载荷系数；V 为飞机的当量速度(节)。〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

   

(c) [删除]〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

选定的设计空速均为当量空速(EAS)。估算的 $\mathrm { \Delta V _ { S O } }$ 和 $\mathbf { V } _ { \mathrm { S 1 } }$ 值必须是保守的。   

(c) 设计机动速度 $\mathbf { V _ { A } }$ 对于 $\mathrm { v _ { A } }$ ，采用下列规定：(1) $\mathrm { v _ { A } }$ 不得小于 $V _ { s I } \sqrt { n }$ 式中：(i) $\mathbf { n }$ 为 $\mathrm { v _ { C } }$ 时的正限制机动载荷系数；(ii) $\mathrm { \Delta V _ { S 1 } }$ 为襟翼收起形态的失速速度。(2) $\mathrm { v _ { A } }$ 和 $\mathbf { V } _ { \mathrm { S 1 } }$ 必须按所考虑的设计重量和高度进行计算；(3) $\mathrm { v _ { A } }$ 不必大于 $\mathrm { v _ { C } }$ ，或不必大于同正 $\mathbf { C } _ { \mathrm { { N m a x } } }$ 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。   

(1) $\mathrm { v _ { B } }$ 不得小于公制: $\cdot V _ { s 1 } ( 1 + \frac { K g U r e f V c a } { 1 6 W } ) ^ { 1 / 2 }$ 英制: $V _ { s 1 } ( 1 + \frac { K g U r e f V c a } { 4 9 8 W } ) ^ { 1 / 2 }$   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(a) 除受到最大(静)升力系数的限制外，假定飞机经受对称机动并达到本条所规定的限制机动载荷系数。必须考虑相应于飞机拉起和定常转弯机动的合适的俯仰速度。   

(1) 在直到 $\mathrm { v _ { C } }$ 的各种速度下，不得小于－1.0；(2) 必须随速度从 $\mathrm { v _ { c } }$ 时的对应值线性变化到 $\mathrm { v _ { D } }$ 时的零值。(d) 如果飞机具有的设计特征使其在飞行中不可能超过本条规定的机动载荷系数，则可采用小于本条规定的值。   

(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：   

(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。〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(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。可选定在第 25.1001(e)和(f)条(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 $+ 2 . 2 5$ ；(ii) 第 25.341(a)条的突风情况，但假定为第 25.341(a)(4)条规定的设计速度的$8 5 \%$ 。(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。中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(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(按第 25.335(e)条制定)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：   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

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。   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

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 $\mathbf { V } _ { \mathrm { M C } }$ 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。   

置。〔中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订, 2001 年 5 月 14 日第三次修订〕   

(a) 发动机架及其支承结构，必须按下列组合效应进行设计：(1) 相应于起飞功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩，和第25.333(b)条中飞行情况A   

(3) 对于有4、3、2 个汽缸的发动机，分别为 2、3、4。   

(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) 第25.333(b)条所述的飞行情况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。中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

下列规定适用于有一个或一个以上增压舱的飞机：   

〔中国民用航空总局1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年5 月 14 日第三次修订   

(a) 飞机必须按由临界发动机失效引起的非对称载荷进行设计。涡轮螺旋桨飞机必须按下列情况和螺旋桨阻力限制系统单个故障的组合进行设计，同时要考虑驾驶员在飞行操纵器件上预期的纠正动作：   

(1) 在 $\mathbf { V } _ { \mathrm { M C } }$ 与 $\mathrm { v _ { D } }$ 之间的各种速度下，由于燃油流动中断而引起功率丧失所产生的载荷作为限制载荷；(2) 在 $\mathbf { V } _ { \mathrm { M C } }$ 与 $\mathrm { v _ { c } }$ 之间的各种速度下，由于发动机压气机与涡轮脱开或由于涡轮叶片丢失所产生的载荷作为极限载荷；(3) 上述发动机失效引起的推力减少和阻力增加的时间历程，必须由试验或其它适用此特定发动机—螺旋桨组合的资料予以证实；(4) 对于驾驶员预期的纠正动作的时间和纠偏量的大小，必须保守地加以估计。在估计时要考虑特定的发动机—螺旋桨—飞机组合的特性。(b) 可以假定驾驶员的纠正动作在达到最大偏航速度时开始，但不早于发动机失效后二秒钟。纠偏量的大小可以根据第 25.397(b)条中规定的操纵力确定，但如果分析或试验表明较小的力能够控制由上述发动机失效情况所产生的偏航和滚转，也可以取较小的力。   

任何发动机或辅助动力装置的支承结构必须按第 25.331 条、第 25.341(a)条、第 25.349条、第 25.351 条、第 25.473 条、第 25.479 条、第 25.481 条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，必须满足第 25.331(c)(1)条的俯仰机动的要求直到达到正的限制机动载荷系数(第 25.333(b)条的 A2 点)。   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

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：   

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。中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

操纵面必须按第 25.331 条、第 25.341(a)条、第 25.349 条和第 25.351 条中的各种飞行情况及第25.415 条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：   

〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(a) 操纵面及支承铰链架必须按平行于铰链线作用的惯性载荷进行设计。(b) 在缺少更合理的资料时，可以假定此惯性载荷等于 KWg(公制和英制：KW)，式中：(1) $\mathrm { K } { = } 2 4$ ，对于垂直安装的操纵面；(2) $\mathrm { K } { = } 1 2$ ，对于水平安装的操纵面；(3) W 为操纵面重量，公斤(磅)；g 为重力加速度，米/秒 2。   

(a) 纵向、横向、航向和阻力操纵系统及其支承结构，必须按相应于第 25.391 条中规   

的或带动力的装置操作操纵系统时所能产生的载荷。(c) 系统限制载荷不得小于施加第 25.397(c)条规定的最小作用力所产生的载荷。   

(a) 总则  假定本条(c)中规定的驾驶员最大和最小作用力作用在相应的操纵器件握点或脚蹬上(以模拟飞行情况的方式)，并且在操纵系统与操纵面操纵支臂的连接处受到反作用。   

(b) 驾驶员作用力的影响  在操纵面飞行受载情况中，作用在操纵面上的空气载荷和相应的偏转量，不必超过在飞行中施加本条(c)规定范围内的任何驾驶员作用力可能导致的值。如果按可靠的数据获得操纵面铰链力矩，则对于副翼和升降舵可取规定的最大值的三分之二，在应用此准则时，必须考虑伺服机构、调整片和自动驾驶系统的影响。   

<html><body><table><tr><td>操纵器件</td><td>最大作用力或扭矩</td><td>最小作用力或扭矩</td></tr><tr><td>副翼 驾驶杆 驾驶盘[1]</td><td>445牛(45.4公斤；100 磅) 356D[2]牛米 (36.3D 公斤·米；80D 磅·英寸)</td><td>178 牛(18.1公斤；40磅) 178D 牛米 (18.1D 公斤·米；40D磅·英寸)</td></tr><tr><td>升降舵 驾驶杆 驾驶盘(对称) 驾驶盘(非对称)[3]</td><td>1,110 牛(113 公斤；250 磅) 1,330 牛(136 公斤；300 磅)</td><td>445牛(45.4 公斤；100 磅) 445牛(45.4公斤；100 磅) 445 牛(45.4公斤；130磅)</td></tr><tr><td>方向舵</td><td>1,330 牛(136 公斤；300 磅)</td><td>578 牛(59.0公斤；130磅)</td></tr></table></body></html>   

[3] 非对称力必须作用在驾驶盘周缘的一个正常握点上。   

(a) 双操纵系统必须按两个驾驶员反向操纵情况进行设计，此时所采用的每个驾驶员作用力不小于下述载荷：   

(1) 按第 25.395 条所得载荷的 $7 5 \%$ ；(2) 按第 25.397(c)条中规定的最小作用力。(b) 双操纵系统必须按两个驾驶员同向施加的作用力进行设计，此时所采用的每个驾驶员作用力不小于按第 25.395 条所得载荷的 $7 5 \%$ 。   

次操纵器件，例如机轮刹车、扰流板和调整片的操纵器件，必须按一个驾驶员很可能施于这些操纵器件的最大作用力进行设计。可以采用下列数值：   

[1] 限于襟翼、调整片、安定面、扰流板和起落架使用的操纵器件。   

配平调整片对操纵面设计情况的影响，只有在操纵面载荷受到驾驶员最大作用力的限制时才必须计入。在这些情况下，认为配平调整片朝帮助驾驶员的方向偏转，其偏转量如下：   

(a) 对于升降舵配平调整片，除受止动器限制外，是在第 25.333(b)条中相应的飞行包线正值部分内任一点配平飞机所要求的偏转量；(b) 对于副翼和方向舵配平调整片，是在临界的非对称动力和受载情况下配平飞机所要求的偏转量，并要考虑适量的装配允差。   

(a) 配平调整片  配平调整片必须设计成能承受下述载荷：当调整片效应靠驾驶员作用力(可直到第 25.397(b)条中的规定值)抵住时，由调整片的调定位置、主操纵面的位置和飞机速度各种很可能的组合产生的载荷(这种组合不应超过把飞机作为一个整体时所规定的飞行载荷情况)。   

(b) 平衡调整片  平衡调整片必须按与主操纵面受载情况相一致的各种偏转情况进行设计。(c) 伺服调整片  伺服调整片必须按与主操纵面受载情况相一致的各种偏转情况进行设计，而这种偏转是在驾驶员的机动能力之内能获得的，并考虑可能的与配平调整片方向相反的操纵情况。   

(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：   

$^ { * } \mathrm { K }$ 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。〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(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。   

结构必须按第25.341(a)条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) 必须考虑到第25.305(e)条中因抖振情况所造成的尾翼上的非对称载荷。〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(a) 对包括俯仰、滚转、偏航机动和第 25.341(a)条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、翼尖小翼和其支承气动表面之间的气动影响显著时，应将其考虑在内。   

(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。中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

襟翼及其操纵机构与支承结构必须按第 25.345 条中规定情况得出的临界载荷进行设计，并计及从某一襟翼位置和空速转换到另一襟翼位置和空速时所产生的载荷。   

对于采用气动操纵面的特殊装置(例如翼缝、缝翼和扰流板)，其受载情况必须由试验数据确定。   

(a) 载荷和平衡  对于限制地面载荷，采用下列规定：   

(c) 起落架尺寸数据 附录A 图1 示出起落架基本尺寸数据。   

(a) 对于第25.479 条至第25.485 条中规定的着陆情况，假定飞机按下列情况接地：   

(1) 以第 25.479 条和第 25.481 条中定义的姿态；(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) 起落架动态特性必须按第 25.723(a)条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。〔中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

当采用正常的操纵技术时，第 25.479 条至第 25.485 条适用于具有常规布置的前、主起落架或主、尾起落架的飞机。   

(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 $\mathrm { v _ { L 1 } }$ 到 $1 . 2 5 \mathrm { V } _ { \mathrm { L } 2 }$ 的范围内并处于第25.473 条中规定的情况下：   

形的 $7 5 \%$ 。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。〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(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 $\mathrm { v _ { L 1 } }$ 至 $\mathrm { v } _ { \mathrm { L } 2 }$ 的范围内，并在第25.473 条中规定的情况下，其中：   

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。〔中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

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第 25.479(d)(1)条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。中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

除第25.479(d)(2)条外，还应考虑下列情况：   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(a) 起落架及其支承结构，必须按飞机从着陆表面回跳过程中出现的载荷进行检查。(b) 在起落架完全伸出但不与地面接触情况下，20.0的载荷系数必须作用在起落架非弹起部份上，此载荷系数的作用方向必须与非弹起部分相对于起落架弹起部分伸出到极限位置时的运动方向相一致。   

除非另有规定，起落架和飞机结构必须按第 25.491 条至第 25.509 条中的情况进行检查。此时，飞机为设计机坪重量(地面操作情况的最大重量)，不考虑机翼升力，可以假定起落架减震支柱和轮胎处于静态位置。   

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。   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(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。   

$\xi$ 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。中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

按附录 A 图 7，假定飞机处于静态位置，用操纵前起落架或采用足够的发动机动力差的方法进行定常转弯，以使作用在重心处的限制载荷系数在垂直方向为 1.0，在横向为0.5。每一个机轮的侧向地面反作用力必须是垂直反作用力的 $50 \%$ 。   

(a) 假定等于尾轮静载荷的地面垂直反作用力与等值的侧向分力相组合。(b) 如果尾轮可偏转，则假定尾轮相对飞机纵轴转动90 度，其合成载荷通过轮轴。(c) 如果装有锁、转向操纵装置或减摆器，仍假定尾轮处于拖曳位置，且侧向载荷作用于轮胎接地点上。   

(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，不必超过按第条 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。   

中国民用航空总局 2001 年 5 月 14 日第三次修订   

(a) 假定飞机绕一侧主起落架回转，且该侧的刹车刹住。限制垂直载荷系数必须为.0，摩擦系数为0.8。   

(b) 假定按附录A 图8 飞机处于静态平衡，而载荷作用在轮胎接地点上。   

(a) 飞机必须处于三点静止地面姿态，与地面平行的向前水平反作用力必须施加在每个带刹车机轮的接地点上，此限制载荷必须等于每一机轮垂直截荷的 $5 5 \%$ ，或等于由 1.2倍名义最大静刹车扭矩产生的载荷。两者中取小值。   

(b) 对于前轮式飞机，俯仰力矩必须由角惯性力平衡。(c) 对于尾轮式飞机，地面反作用力的合力必须通过飞机重心。交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 本条(d)规定的牵引载荷必须分别考虑。这些载荷必须施加于牵引接头上，且平行于地面。此外，采用下列规定：   

<html><body><table><tr><td rowspan="2">牵引点</td><td rowspan="2">位置</td><td colspan="3">载荷</td></tr><tr><td>数值</td><td>序号</td><td>方向</td></tr><tr><td rowspan="3">主起落架</td><td rowspan="3"></td><td rowspan="3">每个主起落架 0.75FToW</td><td>1</td><td>向前，平行于阻力轴</td></tr><tr><td>2</td><td>向前，与阻力轴成 30°</td></tr><tr><td>3</td><td>向后，平行于阻力轴</td></tr><tr><td rowspan="6">辅助起落架</td><td rowspan="2">转向前</td><td rowspan="5">1.0FToW</td><td>4</td><td>向后，与阻力轴成 30°</td></tr><tr><td>5</td><td>向前</td></tr><tr><td rowspan="2">转向后</td><td>6</td><td>向后 向前</td></tr><tr><td>7 8</td><td>向后</td></tr><tr><td rowspan="2">从前面转45°</td><td>9</td><td>向前，在机轮平面内</td></tr><tr><td>10</td><td>向后，在机轮平面内</td></tr><tr><td rowspan="2">从后面转45°</td><td rowspan="2">0.5FToW</td><td>11</td><td>向前，在机轮平面内</td></tr><tr><td>12</td><td>向后，在机轮平面内</td></tr></table></body></html>   

(a) 总则  假定多轮起落架装置承受本分部本条(b)至(f)规定的限制地面载荷。此外，采用下列规定：   

(f) 牵引情况  对于有一个和两个泄气轮胎的情况，牵引载荷 FTOW 必须分别为规定载荷的 $60 \%$ 和 $50 \%$ 。〔交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 总则  飞机必须设计成在最临界的重量和重心组合情况下，能够承受本条(b)和(当适用时)本条(c)的地面静载荷情况所引起的限制载荷。必须规定每个千斤顶垫的最大允许限制载荷。   

(c) 系留  提供系留点时，主系留点及局部结构必须能承受任何方向的 120 公里/小时(65 节)水平风引起的限制载荷。〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订〕   

(a) 水上飞机必须根据在很可能遇到的最恶劣海上条件下正常运行时很可能出现的任何姿态，以相应的向前和下沉速度起飞和着水过程中所产生的水载荷进行设计。   

(c) 本条和第25.523 条至第25.537 条的要求也适用于水陆两用机。   

(a) 设计重量  必须在直到设计着水重量的各种运行重量下满足水载荷要求。但对于第25.531 条中所述的起飞情况，必须采用水面设计起飞重量(水面滑行和起飞滑跑的最大重量)。   

(b) 重心位置  必须考虑在申请合格审定的重心限制范围内的临界重心，以获得水上飞机结构每一部分的最大设计载荷。   

(a) 除非另有规定，否则假定水上飞机作为一个整体承受与第 25.527 条规定的载荷系数相应的载荷。   

(d) 除第 25.531 条的起飞情况外，在着水时，假定水上飞机的气动升力为水上飞机重力的 2/3。   

(a) 水面反作用载荷系数 $\mathrm { n } _ { \mathrm { w } }$ 必须以下列方法计算：   

构的设计。   

(a) 对称断阶、船首和船尾着水  对于对称断阶、船首和船尾着水，水面反作用限制载荷系数按第25.527 条计算确定。此外，采用下列规定：   

(1) 对于对称断阶着水，水载荷的合力必须在龙骨上，通过重心且与龙骨线垂直；(2) 对于对称船首着水，水载荷的合力必须作用在从船首到断阶的纵向距离 1/5 处的龙骨上，且与龙骨线垂直；(3) 对于对称船尾着水，水载荷的合力必须作用在从断阶到尾柱的纵向距离 $85 \%$ 处的龙骨上，且与龙骨线垂直。(b) 非对称着水：船体式水上飞机和单浮筒水上飞机  必须检查非对称的断阶、船首和船尾着水情况。此外，采用下列规定：(1) 每一情况的载荷均由向上分量和侧向分量组成，其值分别等于相应的对称着水情况合力乘以 0.75 和 0.25tanβ；(2) 载荷向上分量的作用点和方向与对称情况相同，侧向分量的作用点在向上分量的同一纵向站位处，作用于龙骨线和舭线之间的中点，但方向朝内并垂直于对称平面。(c) 非对称着水：双浮筒水上飞机  非对称载荷由作用于每一浮筒断阶处的向上载荷和仅作用于一个浮筒上的侧向载荷组成，其值分别等于按第 25.527 条获得的断阶着水载荷乘以 0.75 和 $0 . 2 5 \mathrm { t a n \beta }$ 。侧向载荷作用在浮筒龙骨线和舭线之间的中点，位于与向上载荷相同的纵向站位处，但方向朝内并垂直于对称平面。   

对于机翼及其与船体或主浮筒的连接，采用下列规定：   

W 为水上设计起飞重量，公斤(磅)。   

(a) 总则  必须按本条规定设计船体和主浮筒结构，包括构架、隔框、长桁和底板。(b) 局部压力  对于底板、长衍及其与支承结构连接的设计，必须采用下列的压力分布：(1) 对于无舭弯的船底，舭处的压力为龙骨处压力的 $7 5 \%$ ，龙骨与舭之间的压力按附录B 图3 成线性变化。龙骨处的压力按下式计算：   

这些压力是均匀的，且必须同时作用于整个船体或主浮筒底部，所得到的载荷必须传给船体本身的侧壁结构，但不必作为剪切和弯曲载荷向前后传递。   

(a) 总则  辅助浮筒和其连接以及支承结构，必须按本条规定的情况进行设计。在本条(b)至(e)规定的情况中，为避免局部载荷过大，可将规定的水载荷分布于整个浮筒底部，所采用的底部压力不小于本条(g)规定的数值。   

ρ为水的质量密度，公斤/米 3(公斤·秒 $^ 2 /$ 米 4；斯勒格/英尺 3)；$\mathrm { \Delta V }$ 为浮筒体积，米 3(英尺 3)；${ \mathrm { C } } _ { \mathrm { x } } { = } 0 . 0 1 2 4$ (公制： ${ \mathrm { C } } _ { \mathrm { x } } { = } 0 . 0 1 2 4$ ；英制： ${ \bf C } _ { \mathrm { x } } { = } 0 . 1 3 3 )$ ，阻力系数；${ \mathrm { C } } _ { \mathrm { y } } { = } 0 . 0 0 9 8$ (公制： ${ \mathrm { C } } _ { \mathrm { y } } { = } 0 . 0 0 9 8$ ；英制： ${ \bf C } _ { \mathrm { y } } { = } 0 . 1 0 6 )$ ，侧向力系数；${ \sf K } = 0 . 8$ ，如果表明，在正常操作情况下，速度为 $0 . 8 \mathrm { V } _ { \mathrm { S O } }$ 时浮筒不能浸没，则可用较小的数值；$\mathrm { \Delta V _ { S O } }$ 为襟翼打开在相应的着水位置，不考虑滑流影响的水上飞机失速速度，节；$\mathrm { \bf { g } }$ 为重力加速度，米/秒2(英尺/秒2)；(g) 浮筒底部压力  浮筒底部压力必须根据第 25.533 条制定，但公式中的 ${ \bf K } _ { 2 }$ 值取为1.0。用以确定浮筒底部压力的斜升角按本条(b)规定。   

用于设计的水翼载荷必须根据适用的试验数据得出。   

(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。   

中国民用航空总局1990 年7 月18 日第一次修订，2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年 3 月 17 日第四次修订   

(a) 座椅和约束系统必须设计成在应急着陆时并在下列条件下能保护乘员：   

(8) 在本条(b)(1)和(b)(2)规定的试验中，座椅不得屈服变形到阻碍飞机乘员迅速撤离的程度。〔中国民用航空总局1990 年7 月18 日第一次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

水上迫降要求的结构强度，必须按第 25.801(e)条的规定来考虑。   

(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   

中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(a) 飞机必须具有防止闪电引起的灾难性后果的保护措施。   

== D 分部 设计与构造 ==   

飞机不得有经验表明是危险的或不可靠的设计特征或细节。每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验确定。   

其损坏可能对安全性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：   

(a) 建立在经验或试验的基础上；(b) 符合经批准的标准(如工业或军用标准，或技术标准规定)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其它性能；(c) 考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。   

(a) 采用的制造方法必须能生产出一个始终完好的结构。如果某种制造工艺（如胶接、点焊或热处理）需要严格控制才能达到此目的，则该工艺必须按照批准的工艺规范执行。(b) 飞机的每种新制造方法必须通过试验大纲予以证实。   

(a) 下列任一情况下，每个可卸的螺栓、螺钉、螺母、销钉或其它可卸紧固件，必须具有两套独立的锁定装置：   

(1) 它的丢失可能妨碍在飞机的设计限制内用正常的驾驶技巧和体力继续飞行和着陆；(2) 它的丢失可能使俯仰、航向或滚转操纵能力或响应下降至低于本部 B 分部的要求。(b) 本条(a)规定的紧固件及其锁定装置，不得受到与具体安装相关的环境条件的不利影响。(c) 使用过程中经受转动的任何螺栓都不得采用自锁螺母，除非在自锁装置外还采用非摩擦锁定装置。   

每个结构零件必须满足下列要求：   

(b) 在必须保护的部位有通风和排水措施。   

(a) 必须具有措施，使能进行为持续适航所必需的检查(包括检查主要结构元件和操纵系统)、更换正常需要更换的零件、调整和润滑。每一项目的检查方法对于该项目的检查间隔时间必须是切实可行的。如果表明无损检查是有效的并在第25.1529条要求的维护手册中规定有检查程序，则在无法进行直接目视检查的部位可以借助无损检查手段来检查结构元件。   

(b) EWIS 必须满足 25.1719 条的可达性要求。交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 材料的强度性能必须以足够的材料试验为依据(材料应符合经批准的标准)，在试验统计的基础上制定设计值。(b) 材料的设计值必须使因材料偏差而引起结构破坏的概率降至最小。除本条(e)和(f)的规定外，必须通过选择确保材料强度具有下述概率的设计值来表明其符合性：(1) 如果所加的载荷最终通过组件内的单个元件传递，因而该元件的破坏会导致部件失去结构完整性，则概率为 $9 9 \%$ ，置信度 $9 5 \%$ 。(2) 对于单个元件破坏将使施加的载荷安全地分配到其它承载元件的静不定结构，概率为 $90 \%$ ，置信度 $9 5 \%$ 。(c) 在飞机运行包线内受环境影响显著的至关重要的部件或结构，必须考虑环境条件，如温度和湿度，对所用材料的设计值的影响。(d) [备用](e) 如果在使用前对每一单项取样进行试验，确认该特定项目的实际强度性能等于或大于设计使用值，则通过这样“精选”的材料可以采用较高的设计值。(f) 如果经中国民用航空局适航部门批准，可以使用其它的材料设计值。〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订   

〔中国民用航空总局1995 年 12 月 18 日第二次修订   

对于每一结构零件，如果属于下列任一情况，则第 25.303 条规定的安全系数必须乘以第25.621 条至第25.625 条规定的最高的相应特殊安全系数：   

(c) 由于制造工艺或检验方法中的不定因素，其强度容易有显著变化。   

(a) 总则  在铸件质量控制所需的规定以外，还必须采用本条(b)至(d)规定的系数、试验和检验。检验必须符合经批准的规范，除作为液压或其它流体系统零件而要进行充压试验的铸件和不承受结构载荷的铸件外，本条(c)和(d)适用于任何结构铸件。   

(ii) 必须按本条(d)(1)中铸件系数为“1.25 至 1.50”的规定进行检验，并按本条(c)(2)进行试验。   

(a) 除本条(b)规定的情况外，每个有间隙(自由配合)并承受敲击或振动的零件，必须有足够大的支承系数以计及正常的相对运动的影响。(b) 对于规定有更大的特殊系数的零件，不必采用支承系数。   

对于接头(用于连接两个构件的零件或端头)，采用以下规定：   

(d) 对于每个座椅、卧铺、安全带和肩带，采用第 25.785(f)(3)条规定的接头系数。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(a) 总则  本条所要求的气动弹性稳定性评定包括颤振、发散、操纵反效以及任何因结构变形引起的稳定性、操纵性的过度丧失。气动弹性的评定必须包括与产生显著动态力的任何螺旋桨或旋转装置有关的旋转模态。必须通过分析、风洞试验、地面振动试验、飞行试验或中国民用航空局适航部门认为必要的其它方法来表明对本条的符合性。   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

尾翼结构的设计必须保证飞机在与 3.6 公斤(8 磅)重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度(沿飞机飞行航迹相对于鸟)等于按第 25.335(a)条选定的海平面$\mathrm { v _ { c } }$ 。通过采用静不定结构和把操纵系统元件置于受保护的部位，或采用保护装置(如隔板或吸能材料)来满足本条要求是可以接受的。在用分析、试验或两者的结合来表明符合本条要求的情况下，使用结构设计类似的飞机的资料是可以接受的。   

(a) 对各操纵面要求进行限制载荷试验。这些试验必须包括与操纵系统连接的支臂或接头。(b) 对操纵面铰链必须进行分析或单独的载荷试验，来表明满足第 25.619 至 25.625 条及第25.657 条中规定的特殊系数要求。   

(a) 可动尾面的安装必须使得当某一尾面处在极限位置而其余各尾面作全角度范围的运动时，任何尾面之间没有干扰。(b) 如果采用可调水平安定面，则必须有止动器将其行程限制到表明飞机能满足第25.161 条配平要求的最大值。   

(a) 对于操纵面铰链，包括滚珠、滚柱和自润滑轴承铰链，不得超过批准的轴承的载荷额定值。对于非标准的轴承铰链构型，轴承的载荷额定值必须根据经验或试验制定，在缺乏合理研究的情况下，用作轴承的最软材料的极限支承强度必须使用不小于 6.67 的安全系数。   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 每个操纵器件和操纵系统对应其功能必须操作简便、平稳和确切。   

靠的，则可以通过分析来表明满足本要求。〔交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

如果增稳系统或其它自动或带动力的操纵系统的功能对于表明满足本部的飞行特性要求是必要的，则这些系统必须符合第25.671 条和下列规定：   

(a) 在增稳系统或任何其它自动或带动力的操纵系统中，对于如驾驶员未察觉会导致不安全结果的任何故障，必须设置警告系统，该系统应在预期的飞行条件下无需驾驶员注意即可向驾驶员发出清晰可辨的警告。警告系统不得直接驱动操纵系统；(b) 增稳系统或任何其它自动或带动力的操纵系统的设计，必须使驾驶员对第 25.671(c)条中规定的各种故障可以采取初步对策而无需特殊的驾驶技巧或体力，采取的对策可以是切断该系统或出故障的一部分系统，也可以是以正常方式移动飞行操纵器件来超越故障；(c) 必须表明，在增稳系统或任何其它自动或带动力的操纵系统发生任何单个故障后，符合下列规定：(1) 当故障或功能不正常发生在批准的使用限制内且对于该故障类型是临界的任何速度或高度上时，飞机仍能安全操纵；(2) 在飞机飞行手册中规定的实际使用的飞行包线(例如速度、高度、法向加速度和飞机形态)内，仍能满足本部所规定的操纵性和机动性要求；(3) 飞机的配平、稳定性以及失速特性不会降低到继续安全飞行和着陆所必需的水平以下。   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(a) 操纵系统必须设置能确实限制由该系统操纵的每一可动气动面运动范围的止动器。(b) 每个止动器的位置，必须使磨损、松动或松紧调节不会导致对飞机操纵特性产生不利影响的操纵面行程范围的变化。   

(c) 每个止动器必须能承受与操纵系统设计情况相应的任何载荷。   

(a) 配平操纵器件的设计必须能防止无意的或粗暴的操作，其操作方向必须在飞机的   

之间的部分必须采用刚性连接。交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 必须设置防止飞机在地面或水面时因受突风冲击而损坏操纵面（包括调整片）和操纵系统的装置。如果该装置啮合时会妨碍驾驶员对操纵面的正常操纵，则该装置必须满足下列要求之一：   

(1) 当驾驶员以正常方式操纵主飞行操纵器件时能自动脱开；(2) 能限制飞机的运行，使驾驶员在开始起飞时就获得不致误解的警告。(b) 突风锁装置必须具有防止它在飞行中可能偶然啮合的措施。   

(a) 必须按下列规定进行试验，来表明满足本部限制载荷的要求：   

(1) 试验载荷的方向应在操纵系统中产生最严重的受载状态；(2) 试验中应包括每个接头、滑轮和用以将系统连接到主要结构上的支座。(b) 作角运动的操纵系统的关节接头，必须用分析或单独的载荷试验表明满足特殊系数的要求。   

必须用操作试验表明，对操纵系统中受驾驶员作用力的部分施加规定的该系统限制载荷的 $80 \%$ ，以及对操纵系统中受动力载荷的部分施加正常运行中预期的最大载荷时，系统不出现下列情况：   

(c) 过度变形。   

(a) 操纵系统的每个细节必须设计和安装成能防止因货物、旅客、松散物或水气凝冻引起的卡阻、摩擦和干扰。(b) 驾驶舱内必须有措施在外来物可能卡住操纵系统的部位防止其进入。(c) 必须有措施防止钢索或管子拍击其它零件。   

(d) 第 25.689 条和第 25.693 条适用于钢索系统和关节接头。   

(a) 钢索、钢索接头、松紧螺套、编结接头和滑轮必须经批准。此外还应满足下列要   

滞。(f) 必须能对导引件、滑轮、钢索接头和松紧螺套进行目视检查。   

有角运动的操纵系统的关节接头(在推拉系统中)，除了具有滚珠和滚柱轴承的关节接头外，用作支承的最软材料的极限支承强度必须具有不低于 3.33 的特殊安全系数。对于钢索操纵系统的关节接头，该系数允许降至 2.0。对滚珠和滚柱轴承，不得超过经批准的载荷额定值。   

(a) 每个升力装置操纵器件的设计，必须使驾驶员能将该升力装置置于第 25.101(d)条中规定的起飞、航路、进场或着陆的任一位置。除由自动定位装置或载荷限制装置所产生的运动外，升力和阻力装置必须保持在这些选定的位置上而无需驾驶员进一步注意。(b) 每个升力和阻力装置操纵器件的设计和布置必须使无意的操作不大可能发生。仅供地面使用的升力和阻力装置，如果在飞行中工作可能会造成危险，则必须有措施防止飞行中对其操纵器件进行误操作。(c) 在空速、发动机功率(推力)和飞机姿态的定常或变化的条件下，各操纵面响应操纵器件动作的运动速率，以及自动定位装置或载荷限制装置的特性，必须使飞机具有满意的飞行特性和性能。(d) 升力装置操纵机构必须设计成，在低于 $\mathrm { V } _ { \mathrm { F } } + 9 . 0$ 节的任一速度下以发动机最大连续功率(推力)作定常飞行时，能将操纵面从全展位置收起。   

(a) 对于每一升力和阻力装置，如果驾驶舱内设有独立的操纵器件用于调整其位置，则必须设置向驾驶员指示其位置的装置。此外，对于升力或阻力装置系统中出现的不对称工作或其它功能不正常，考虑其对飞行特性和性能的影响，如果必须有指示，才能使驾驶员防止或对付不安全的飞行或地面情况，则必须设置该指示装置。   

须清楚地制出标记，以便识别超出的范围。   

(a) 飞机对称面两边的襟翼或缝翼的运动，必须通过机械交连或经批准的等效手段保持同步，除非当一边襟翼或缝翼收上而另一边襟翼或缝翼放下时，飞机具有安全的飞行特性。   

(d) 交连机构必须按对称面一边受交连的襟翼或缝翼卡住不动而另一边襟翼或缝翼可自由运动，并施加活动面作动系统全部动力所产生的载荷进行设计。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

飞机必须安装起飞警告系统并满足下列要求：   

(c) 在申请合格审定的整个起飞重量、高度和温度范围内，用于接通警告系统的装置必须能正常工作。   

(a) 主起落架系统必须设计成，如果在起飞和着陆过程中起落架因超载而损坏(假定超载向上向后作用)，其损坏状态很不可能导致下列后果：   

(c) 可用分析或试验，或兼用两者来表明符合本条规定。   

(a) 用于确定着陆载荷的起落架动态特性分析模型必须由能量吸收试验验证。必须采用一系列的试验以确保对于第 25.473 条规定的设计条件，该分析模型是有效的。   

(1) 在限制设计条件下的能量吸收试验的条件设置必须至少包含设计着陆重量或者设计起飞重量中产生较大着陆冲击能量的任何一个。(2) 起落架系统的试验姿态和试验中合适的阻力载荷必须模拟与合理的或者保守的限制载荷一致的飞机着陆条件。(b) 起落架在演示其储备能量吸收能力的试验中不得损坏，此试验模拟在设计着陆重量时下沉速度为3.66 米/秒(12 英尺/秒)并假定在着陆撞击时飞机的升力不大于飞机重量。(c) 对于之前批准的设计重量的改变和设计小改，可以基于以前在具有相似吸能特性的相同的基本起落架系统上进行的试验通过分析进行验证，以替代本条中规定的试验。〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订〕   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 总则  对于装有可收放起落架的飞机，采用下列规定：   

(2) 当准备着陆时如果起落架未在下位锁锁住，必须向飞行机组发出持续的或定期重复的音响警告。(3) 发出警告的时间必须足以来得及将起落架在下位锁锁住或进行复飞。(4) 本条(e)(2)所要求的警告不得有容易被飞行机组操作的手动关断装置，以免其可能因本能、无意或习惯性反应动作而关断。(5) 用于发生音响警告的系统设计必须避免虚假警告或不当警告。(6) 用于抑制起落架音响警告的系统，其阻止警告系统工作的失效概率必须是不可能的。(f) 轮舱内设备的保护  位于轮舱内且对于飞机安全运行必不可少的设备必须加以保护，使之不会因下列情况而损伤：(l) 轮胎爆破(除非表明轮胎不会因过热而爆破)；(2) 轮胎胎面松弛(除非表明由此不会引起损伤)。〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订〕   

(a) 主轮和前轮必须经批准。(b) 每一机轮的最大静载荷额定值，不得小于如下情况对应的地面静反作用力。(1) 设计最大重量；(2) 临界重心位置。(c) 每一机轮的最大限制载荷额定值，必须不小于按本部中适用的地面载荷要求确定的最大径向限制载荷。(d) 过压爆裂保护。每一机轮必须提供防止机轮和轮胎组件因过度压力引起机轮失效和轮胎爆裂的措施。(e) 刹车机轮。每一刹车机轮必须满足第 25.735 条的适用要求。〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订   

(a) 当起落架轮轴上装有单个机轮和轮胎的组件时，机轮必须配以合适的轮胎，其速度额定值应经适航当局批准，且在临界条件下不会被超过，其载荷额定值应经适航当局批准，且不会被下列载荷超过：   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(a) 批准  每一包含机轮和刹车的组件都必须经批准。(b) 刹车系统能力  刹车系统及其相关系统必须设计和构造成：(1) 如果任何电气、气动、液压或机械连接元件或传动元件损坏，或者任何单个液压源或其它刹车能源失效，能使飞机停下且滑行距离不超过第 25.125 条规定的滑行距离的两倍。(2) 无论在飞行中或在地面上，刹车或其附近元件失效后从刹车液压系统泄漏的液体都不足以引起或助长有危害的火情。   

(2) 在所有情况下必须优先于自动刹车系统（如果安装）。   

(1) 设计着陆停止  设计着陆停止是在最大着陆重量下可操作的着陆停止。必须确定每一个机轮、刹车和轮胎组件的设计着陆停止刹车动能吸收要求。必须通过测功器测试验证，在整个定义的刹车磨损范围之内机轮、刹车和轮胎组件能够吸收不少于该水平的动能。必须达到飞机制造商刹车要求的能量吸收率。平均减速率必须不小于10fps2。   

(k) 兼容性  机轮和刹车组件与飞机及其系统兼容性必须经过验证。〔中国民用航空总局1995 年12 月18 日第二次修订， 2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

滑橇必须经批准，每一滑橇的最大限制载荷额定值必须不小于按本部适用的地面载荷要求所确定的最大限制载荷。   

每个主浮筒必须满足下列要求：   

(a) 具有比在淡水中承托该水上飞机或水陆两用飞机最大重量所需浮力大 $80 \%$ 的浮力；(b) 至少具有五个容积大致相等的水密舱。   

主浮筒必须经批准，而且必须符合第 25.521 条的要求。   

(a) 船体必须具有足够数量的水密舱，使得在任何两个相邻隔舱大量进水后，船体和辅助浮筒(以及机轮轮胎，如果使用)的浮力能提供足够大的正稳定余度，使在汹涌的淡水中倾覆的概率减至最小。   

(b) 为了隔舱间互通，可以用带水密门的舱间隔板。   

(a) 驾驶舱及其设备必须能使(按第 25.1523 条规定的)最小飞行机组在执行职责时不致过份专注或疲劳。   

结构的渗漏。(e) 驾驶舵设备的振动和噪声特性不得影响飞机的安全运行。   

在驾驶舱与客舱之间装有可锁舱门的飞机：   

(a) 对于最大客座量超过 20 座，应急出口的布局必须设计成使机组成员或旅客都不必通过上述舱门就能到达为他们设置的应急出口；(b) 必须有措施使飞行机组成员在该舱门卡住的情况下能直接从驾驶舱进入客舱。(c) 必须有紧急措施使飞行乘务员能够在飞行机组失去能力的情况下进入驾驶舱。中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订〕   

(a) 无降水情况  对于无降水情况，采用下列规定：   

(1) 驾驶舱的布局必须给驾驶员以足够宽阔、清晰和不失真的视界，使其能在飞机使用限制内安全地完成任何机动动作，包括滑行、起飞、进场和着陆。(2) 驾驶舱不得有影响(按第 25.1523 条规定的)最小飞行机组完成正常职责的眩光和反射，必须在无降水情况下通过昼和夜间飞行试验表明满足上述要求。   

(1) 飞机必须具有措施使风挡在降水过程中保持有一个清晰的部分，足以使两名驾驶员在飞机各种正常姿态下沿飞行航迹均有充分宽阔的视界。此措施必须设计成在下列情况中均有效，而无需机组成员不断关注：   

(2) 正驾驶员必须有：(i) 当座舱不增压时，在本条(b)(1)规定条件下能打开的窗户，提供该项所规定的视界，又能给予驾驶员足够的保护，防止风雨影响其观察能力；(ii) 在本条(b)(1)规定条件下考虑遭到严重冰雹可能造成的损伤，保持清晰视界的其它手段。(c) 风挡和窗户内侧的起雾  飞机必须具有在其预定运行的所有内外环境条件(包括降水)下，防止风挡和窗户玻璃内侧在提供本条(a)规定视界的范围上起雾的措施。(d) 在每一驾驶员位置处必须装有固定标记或其它导标，使驾驶员能把座椅定位于可获得外部视界和仪表扫视最佳组合的位置。如使用有照明的标记或导标，它们必须满足第25.1381 条规定的要求。〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订   

(a) 内层玻璃必须用非碎裂性材料制成。(b) 位于正常执行职责的驾驶员正前方的风挡玻璃及其支承结构，必须能经受住 1.8 公   

一块或几块玻璃可供一个驾驶员在其驾驶位置上继续安全飞行和着陆。   

(a) 驾驶舱每个操纵器件的位置必须保证操作方便并防止混淆和误动。(b) 驾驶舱操纵器件的运动方向必须符合第 25.779 条的规定。凡可行处，其它操纵器   

(d) 各台发动机使用同样的动力装置操纵器件时，操纵器件的位置安排必须能防止混淆各自控制的发动机。(e) 襟翼和其它辅助升力装置的操纵器件必须设在操纵台的上部，油门杆之后，对准或右偏于操纵台中心线并在起落架操纵器件之后至少 254 毫米(10 英寸)。(f) 起落架操纵器件必须设在油门杆之前，并且必须使每个驾驶员在就座并系紧安全带和肩带(如果装有)后可以操作。(g) 操纵手柄必须设计成第 25.781 条规定的形状。此外，这些手柄必须是同色的，而且颜色与其它用途的操纵手柄和周围驾驶舱的颜色有鲜明的对比。(h) 如要求有飞行工程师作为(按第 25.1523 条规定的)最小飞行机组成员，则飞机上必须设有飞行工程师工作位置，其部位和安排能使飞行机组成员有效地各行其职而互不干扰。   

驾驶舱操纵器件必须设计成使它们按下列运动和作用来进行操纵：   

(1) 主操纵   

<html><body><table><tr><td>操纵器件</td><td>动作和效果</td></tr><tr><td>襟翼(或辅助升力装置） 配平调整片（或等效装置）</td><td>向前使襟翼收起；向后使襟翼放下 转动使飞机绕平行于操纵器件轴线的轴线作相似转动</td></tr></table></body></html>   

(1) 动力装置操纵器件   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

驾驶舱操纵手柄必须符合下图中的一般形状(但无需按其精确大小和特定比例)：   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(a) 总则  本条适用于位于机身外部不需要使用工具来开关的舱门，包括所有的门、带盖舱口、可打开的窗户、检修口盖、盖板等。本条也适用于穿过压力隔板的每一门或带盖舱口，隔板包括专门设计成在 25 部规定的失效条件下具有次级隔板功能的任何隔板。在增压和非增压飞行的状态下，这些门都必须符合本条的要求，并且必须按如下要求设计：   

(g) 特定维修门、可拆卸应急出口和检修口盖  用于维修目的或应急撤离的通常不打开的一些门和一些检修口盖无须符合本条如下所述的特定段落：(1) 不承受客舱增压的和在飞行中如果打开不会有危险的检修口盖无须符合本条(a)到(f)，但是必须有措施防止飞行中的无意打开。(2) 用于维修目的或应急撤离的通常不拆卸的向内打开的可拆卸应急出口和驾驶舱可开启窗口无须符合本条(c)和(f)。(3) 满足本条(h)条件并且有标牌限制仅用于维修进入的维修门无须符合本条(c)和(f)。(h) 无危险的门  对于本条，假设能够表明满足下列所有条件的门被认为在飞行中处于未锁闩状态是没有危险的：(1) 当承受超过 1/2 psi 压力时，如果不受锁闩的限制增压舱中的门仍保持完全关闭的位置。在作此决定中不考虑由人无意或有意的打开。(2) 在飞行的增压或非增压阶段中如果打开，该门仍在飞机中或仍保持与飞机相连。该决定必须考虑包括在飞行的增压或非增压阶段中由人无意或有意打开的。(3) 飞行中锁闩的脱离不得使客舱失压到不安全的水平。该安全性评估必须包括对乘客的生理影响。(4) 飞行中打开的门不会产生妨碍安全飞行和着陆的气动干扰。(5) 在门打开的状态下飞机能满足结构设计要求。该评估必须包括第 25.629 条的气弹稳定性要求和本部C 分部的强度要求。(6) 门未闩上或打开，与其他系统或结构相互作用，不得妨碍安全飞行和着陆。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年 5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(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   

中国民用航空总局 1990 年 7 月 18 日第一次修订，1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年 3 月 17 日第四次修订   

(a) 储存货物、行李、随身携带物品和设备(如救生筏)的每个隔间和任何其它储存舱，必须根据其标明的最大载重，以及规定的飞行载荷情况、地面载荷情况和第 25.561(b)条的应急着陆情况所对应的最大载荷系数下的临界载荷分布来设计，但位于机内全体乘员之下或之前的隔间不需考虑应急着陆情况所规定的力。如果飞机的客座量(不包括驾驶员座椅)等于或大于 10 座，则客舱中的每个储存舱必须是完全封闭的，但为了旅客方便，座椅下和头顶上的储存空间除外。   

(c) 如果货舱中装有照明灯，每盏灯的安装必须避免灯泡和货物接触。交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 必须有措施防止客舱或机组舱或厨房中的每一物体(指飞机型号设计的一个部分)，在规定的飞行载荷情况，地面载荷情况和第 25.561(b)条的应急着陆情况所对应的最大载荷系数下，因移动而造成危险。   

(b) 机内通话器的紧束装置必须设计成：在承受第 25.561(b)(3)条规定的载荷系数时，能将机内通话器保持在收藏位置。   

(a) 如果禁止吸烟，则必须至少有一块能被坐着的每个人看清的标牌说明。如果许可吸烟而且机组舱与客舱互相隔开时，则必须至少有一个通知禁止吸烟的标示。该标示必须是飞行机组成员可操纵的，而且当其发亮时在所有可能的舱内照明条件下，必须能被舱内坐着的每个人看清。   

(e) 可以用明确表达标示或标牌意图的图形来代替文字。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

服役中很可能弄湿的所有部位的地板表面必须具有防滑性能。   

(a)驾驶舱的保护  如果运行规则需要有驾驶舱门，舱门的安装必须设计成：   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 如果申请具有水上迫降能力的合格审定，则飞机必须满足本条和第 25.807(i)条、第25.1411 条和第 25.1415(a)条的要求。   

(b) 必须采取同飞机总特性相容的各种切实可行的设计措施，来尽量减少在水上应急降落时因飞机的运动和状态使乘员立即受伤或不能撤离的概率。(c) 必须通过模型试验，或与已知其水上迫降特性的构形相似的飞机进行比较，来检查飞机在水上降落时可能的运动和状态。各种进气口、襟翼、突出部分以及任何其它很可能影响飞机流体力学特性的因素，都必须予以考虑。(d) 必须表明，在合理可能的水上条件下，飞机的漂浮时间和配平能使所有乘员离开飞机并乘上第25.1415 条所要求的救生筏。如果用浮力和配平计算来表明符合此规定，则必须适当考虑可能的结构损伤和渗漏。如果飞机具有可应急放油的燃油箱，而且有理由预期该油箱能经受水上迫降而不渗漏，则能应急放出的燃油体积可作为产生浮力的体积。(e) 除非对飞机在水上降落时可能的运动和状态(如本条(c)和(d)所述)的研究中，考虑了外部舱门和窗户毁坏的影响，否则外部舱门和窗户必须设计成能承受可能的最大局部压力。〔中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订〕   

(a) 每个有机组成员和旅客的区域，必须具有在起落架放下和收上的撞损着陆、并考虑飞机可能着火时能迅速撤离的应急措施。   

(e) ［备用］中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(a) 型式  就本部而言，应急出口的型式规定如下：   

(e) 均匀性  出口应考虑乘客座椅的分布，尽可能均匀布置。   

(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。   

〔中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年 5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) 每个应急出口，包括飞行机组应急出口在内，必须是机身外壁上能提供通向外部的无障碍开口的活动舱门或带盖舱口。而且，每个应急出口必须具有在出口关闭时能够观察外部状况的设施。该观察设施可以在出口上或者在出口附近，并且在出口和观察设施之间无障碍。还必须提供设施，能够观察撤离人员接地的可能区域。在起落架放下和起落架折断的所有条件下，在所有照明条件下，撤离人员接地的可能区域必须是可见的。   

中国民用航空总局 1995 年12 月18 日第二次修订，交通运输部2016 年 3 月17 日第四次修订   

(a) 当陆上飞机起落架放下停在地面时，对于每个非机翼上方的A 型、B 型和C 型应急出口和离地高度超过1.83 米（6 英尺）的任何其他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。   

(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，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)时，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线路数目相同；(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。(e) 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第 25.561 条(b)(3)规定的相对于周围结构分别作用的惯性力。(2) 飞机处于正常的地面姿态和一根或几根起落架支柱折断的每一姿态。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年 5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(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   

(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。〔中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年5 月 14 日第三次修订   

(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) 如果辅助设施用外部应急灯光照明，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、独立于主应急照明系统，并能在辅助设施竖立时自动接通)，该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，在经受第 25.561（b）条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 $2 5 \%$ 。(2) 除由于分离而直接损坏者外，第 25.811(d)(2)条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。〔中国民用航空总局1990 年7 月18 日第一次修订，2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年 3 月 17 日第四次修订〕   

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：   

中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年 5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

座椅之间的旅客过道宽度在任何一处不得小于下表中的值：   

\*经过适航当局认为必须的试验证实，可以批准更窄的但不小于230 毫米(9 英寸)的宽度。   

在只有一条旅客过道的飞机上，过道每侧任何一排的并排座椅数不得大于 3。   

对于在主舱下面设置服务舱(该舱在滑行和飞行期间可以有人、但在起飞与着陆期间不得有人)的飞机，采用下列规定：   

即能从升降梯内部和外部打开该口盖。交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

所有厕所的门必须设计成能防止任何人被困在厕所内，如果装有门锁机构，应能不用特殊工具可从外部开启。   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(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，使得机组成员能够完成其职责而不致过度不适或疲劳，并且向旅客提供合理的舒适性。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。   

中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(a) 必须表明飞行时飞机座舱中的臭氧浓度符合下列要求：   

定的限度。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订，2001 年5 月 14 日第三次修订   

燃烧加温器必须经过批准。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

(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 2,438 米(8,000 英尺)。   

中国民用航空总局2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订〕   

(a) 强度试验  整个增压舱，包括门、窗和活门，必须作为一个压力容器按第 25.365（d）条规定的压差进行试验。   

(4) 每一舱门和应急出口的试验，以表明它们在经受本条(b)(3)规定的飞行试验后工作正常。交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(1) 客舱内必须至少有下列数目、均匀分布、可方便取用的手提式灭火器：   

(7) 本条要求的灭火器内的灭火剂剂量，必须与其使用部位很可能发生的火灾类型相适应。(8) 预定用于载人舱的每个灭火器的设计，必须尽量减小其毒性气体浓度的危害。   

如果安装固定式灭火器，必须满足下列要求：   

(i) 使很可能进入载人舱的灭火剂不致危害乘员；(ii) 灭火剂的喷射不会引起结构损伤。(2) 每个所要求的固定式灭火系统的容量，必须与使用该系统的隔离舱内很可能发生的任何火情相适应，并要考虑舱内容积及通风率。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

下述规定适用于每个机组舱或旅客舱：   

2001 年5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年 3 月 17 日第四次修订〕   

客座量等于或大于 20 座的飞机，必须满足下列厕所防火要求：   

灭火器必须设计成在某个废物箱内起火时，能自动向该废物箱喷射灭火剂。中国民用航空总局 1995 年 12 月 18 日第二次修订   

每个货舱和行李舱必须满足以下要求：   

2001 年5 月 14 日第三次修订，交通运输部2016 年 3 月 17 日第四次修订   

(a) 机身的隔热/隔音材料必须满足本部附录 F 第 VI 部分规定的火焰蔓延试验要求，或其它经批准的等效试验要求。本条不适用于本部附录 F 第 I 部分定义的“小件”。   

交通运输部2016 年3 月17 日第四次修订   

(a) A 级  A 级货舱或行李舱是指具备下列条件的舱：   

(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。〔中国民用航空总局1990 年7 月18 日第一次修订，2001 年5 月14 日第三次修订，交通运输部2016 年 3 月 17 日第四次修订〕