《正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定》是一部部門規章。
基本介紹
- 中文名：正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定
- 類型：部門規章
目錄
A章 總則
第23.1條 適用範圍
第23.2條 特別追溯要求
第23.3條 飛機類別
B章 飛行
總則
第23.21條 證明符合性的若干規定
第23.23條 載重分布限制
第23.25條 重量限制
第23.29條 空重和相應的重心
第23.31條 可卸配重
第23.33條 螺旋槳轉速和槳距限制
性能
第23.45條 總則
第23.49條 失速速度
第23.51條 起飛速度
第23.53條 起飛性能
第23.55條 加速－停止距離
第23.57條 起飛航跡
第23.59條 起飛距離和起飛滑跑距離
第23.61條 起飛飛行航跡
第23.63條 爬升：總則
第23.65條 爬升：全發工作
第23.66條 起飛爬升：一台發動機不工作
第23.67條 爬升：一台發動機不工作
第23.69條 航路爬升／下降
第23.71條 滑翔：單發飛機
第23.73條 參考著陸進場速度
第23.75條 著陸距離
第23.77條 中斷著陸
飛行特性
第23.141條 總則
操縱性和機動性
第23.143條 總則
第23.145條 縱向操縱
第23.147條 航向和橫向操縱
第23.149條 最小操縱速度
第23.151條 特技機動
第23.153條 著陸操縱
第23.155條 機動飛行中升降舵的操縱力
第23.157條 滾轉率
配平
第23.161條 配平
穩定性
第23.171條 總則
第23.173條 縱向靜穩定性
第23.175條 縱向靜穩定性的演示
第23.177條 航向和橫向靜穩定性
〔第23.179條 刪除〕
第23.181條 動穩定性
失速
第23.201條 機翼水平失速
第23.203條 轉彎飛行失速和加快轉彎失速
〔第23.205條 刪除〕
第23.207條 失速警告
尾旋
第23.221條 尾旋
地面和水上操縱特性
第23.231條 縱向穩定性和操縱性
第23.233條 航向穩定性和操縱性
第23.235條 在無鋪面的道面上的使用
第23.237條 水上運行
第23.239條 噴濺特性
其他飛行要求
第23.251條 振動和抖振
第23.253條 高速特性
C章 結構
總則
第23.301條 載荷
第23.302條 鴨式或串列式機翼布局
第23.303條 安全係數
第23.305條 強度和變形
第23.307條 結構符合性的證明
飛行載荷
第23.321條 總則
第23.331條 對稱飛行情況
第23.333條 飛行包線
第23.335條 設計空速
第23.337條 限制機動載荷係數
第23.341條 突風載荷係數
第23.343條 設計燃油載重
第23.345條 增升裝置
第23.347條 非對稱飛行情況
第23.349條 滾轉情況
第23.351條 偏航情況
第23.361條 發動機扭矩
第23.363條 發動機架的側向載荷
第23.365條 增壓艙載荷
第23.367條 發動機失效引起的非對稱載荷
第23.369條 機翼後撐桿
第23.371條 陀螺和氣動載荷
第23.373條 速度控制裝置
操縱面和操縱系統載荷
第23.391條 操縱面載荷
第23.393條 平行於鉸鏈線的載荷
第23.395條 操縱系統載荷
第23.397條 限制駕駛力和扭矩
第23.399條 雙操縱系統
第23.405條 次操縱系統
第23.407條 配平調整片的影響
第23.409條 調整片
第23.415條 地面突風情況
水平安定和平衡翼面
第23.421條 平衡載荷
第23.423條 機動載荷
第23.425條 突風載荷
第23.427條 非對稱載荷
垂直翼面
第23.441條 機動載荷
第23.443條 突風載荷
第23.445條 外置垂直翼面或翼尖小翼
副翼和特殊裝置
第23.455條 副翼
第23.459條 特殊裝置
地面載荷
第23.471條 總則
第23.473條 地面載荷情況和假定
第23.477條 起落架布置
第23.479條 水平著陸情況
第23.481條 尾沉著陸情況
第23.483條 單輪著陸情況
第23.485條 側向載荷情況
第23.493條 滑行剎車情況
第23.497條 尾輪補充情況
第23.499條 前輪補充情況
第23.505條 滑橇式飛機的補充情況
第23.507條 千斤頂載荷
第23.509條 牽引載荷
第23.511條 地面載荷：多輪起落架裝置上的非對稱載荷
水載荷
第23.521條 水載荷情況
第23.523條 設計重量和重心位置
第23.525條 載荷的假定
第23.527條 船體和主浮筒載荷係數
第23.529條 船體和主浮筒著水情況
第23.531條 船體和主浮筒起飛情況
第23.533條 船體和主浮筒底部壓力
第23.535條 輔助浮筒載荷
第23.537條 水翼載荷
應急著陸情況
第23.561條 總則
第23.562條 應急著陸動態要求
疲勞評定
第23.571條 金屬增壓艙結構
第23.572條 金屬機翼、尾翼和相連結構
第23.573條 結構的損傷容限和疲勞評定
第23.574條 通勤類飛機金屬件的損傷容限和疲勞評定
第23.575條 檢查及其他方法
D章 設計與構造
第23.601條 總則
第23.603條 材料和工藝質量
第23.605條 製造方法
第23.607條 緊固件
第23.609條 結構保護
第23.611條 可達性措施
第23.613條 材料的強度性能和設計值
第23.619條 特殊係數
第23.621條 鑄件係數
第23.623條 支承係數
第23.625條 接頭係數
第23.627條 疲勞強度
第23.629條 顫振
機翼
第23.641條 強度符合性的證明
操縱面
第23.651條 強度符合性的證明
第23.655條 安裝
第23.657條 鉸鏈
第23.659條 質量平衡
操縱系統
第23.671條 總則
第23.672條 增穩系統及自動和帶動力的操縱系統
第23.673條 主飛行操縱器件
第23.675條 止動器
第23.677條 配平系統
第23.679條 操縱系統鎖
第23.681條 限制載荷靜力試驗
第23.683條 操作試驗
第23.685條 操縱系統的細節設計
第23.687條 彈簧裝置
第23.689條 鋼索系統
第23.691條 人為失速阻擋系統
第23.693條 關節接頭
第23.697條 襟翼操縱器件
第23.699條 襟翼位置指示器
第23.701條 襟翼的交連
第23.703條 起飛警告系統
起落架
第23.721條 總則
第23.723條 減震試驗
第23.725條 限制落震試驗
第23.726條 地面載荷動態試驗
第23.727條 儲備能量吸收落震試驗
第23.729條 起落架收放機構
第23.731條 機輪
第23.733條 輪胎
第23.735條 剎車
第23.737條 滑橇
第23.745條 前輪／尾輪操縱
浮筒和船體
第23.751條 主浮筒浮力
第23.753條 主浮筒設計
第23.755條 船體
第23.757條 輔助浮筒
載人和裝貨設施
第23.771條 駕駛艙
第23.773條 駕駛艙視界
第23.775條 風擋和窗戶
第23.777條 駕駛艙操縱器件
第23.779條 駕駛艙操縱器件的動作和效果
第23.781條 駕駛艙操縱手柄形狀
第23.783條 艙門
第23.785條 座椅、臥鋪、擔架、安全帶和肩帶
第23.787條 行李艙和貨艙
第23.791條 旅客通告標示
第23.803條 應急撤離
第23.805條 飛行機組應急出口
第23.807條 應急出口
第23.811條 應急出口的標記
第23.812條 應急照明
第23.813條 應急出口通道
第23.815條 過道寬度
第23.831條 通風
增壓
第23.841條 增壓座艙
第23.843條 增壓試驗
防火
第23.851條 滅火瓶
第23.853條 客艙和機組艙內部設施
第23.855條 貨艙和行李艙防火
第23.859條 燃燒加溫器的防火
第23.863條 可燃液體的防火
第23.865條 飛行操縱系統、發動機架和其他飛行結構的防火
閃電評定
第23.867條 電氣搭鐵和閃電與靜電防護
其他
第23.871條 定飛機水平的設施
E章 動力裝置
總則
第23.901條 安裝
第23.903條 發動機
第23.904條 自動功率儲備系統
第23.905條 螺旋槳
第23.907條 螺旋槳振動
第23.909條 渦輪增壓系統
第23.925條 螺旋槳的間距
第23.929條 發動機安裝的防冰
第23.933條 反推力系統
第23.934條 渦輪噴氣和渦輪風扇發動機反推系統試驗
第23.937條 渦輪螺旋槳阻力限制系統
第23.939條 動力裝置的工作特性
第23.943條 負加速度
燃油系統
第23.951條 總則
第23.953條 燃油系統的獨立性
第23.954條 燃油系統的閃電防護
第23.955條 燃油流量
第23.957條 連通油箱之間的燃油流動
第23.959條 不可用燃油量
第23.961條 燃油系統在熱氣候條件下的工作
第23.963條 燃油箱：總則
第23.965條 燃油箱試驗
第23.967條 燃油箱安裝
第23.969條 燃油箱的膨脹空間
第23.971條 燃油箱沉澱槽
第23.973條 油箱加油口接頭
第23.975條 燃油箱的通氣和汽化器蒸氣的排放
第23.977條 燃油箱出油口
第23.979條 壓力加油系統
燃油系統部件
第23.991條 燃油泵
第23.993條 燃油系統導管和接頭
第23.994條 燃油系統部件
第23.995條 燃油閥和燃油控制器
第23.997條 燃油濾網或燃油濾
第23.999條 燃油系統放液嘴
第23.1001條 應急放油系統
滑油系統
第23.1011條 總則
第23.1013條 滑油箱
第23.1015條 滑油箱試驗
第23.1017條 滑油導管和接頭
第23.1019條 滑油濾網或滑油濾
第23.1021條 滑油系統放油嘴
第23.1023條 滑油散熱器
第23.1027條 螺旋槳順槳系統
冷卻
第23.1041條 總則
第23.1043條 冷卻試驗
第23.1045條 渦輪發動機飛機的冷卻試驗程式
第23.1047條 活塞發動機飛機的冷卻試驗程式
液體冷卻
第23.1061條 安裝
第23.1063條 冷卻液箱試驗
進氣系統
第23.1091條 進氣
第23.1093條 進氣系統的防冰
第23.1095條 汽化器除冰液的流量
第23.1097條 汽化器除冰液系統的容量
第23.1099條 汽化器除冰液系統詳細設計
第23.1101條 進氣空氣預熱器的設計
第23.1103條 進氣系統管道
第23.1105條 進氣系統的濾網
第23.1107條 進氣系統過濾介質
第23.1109條 渦輪增壓器引氣系統
第23.1111條 渦輪發動機的引氣系統
排氣系統
第23.1121條 總則
第23.1123條 排氣系統
第23.1125條 排氣熱交換器
動力裝置的操縱器件和附屬檔案
第23.1141條 動力裝置的操縱器件：總則
第23.1142條 輔助動力裝置控制
第23.1143條 發動機操縱器件
第23.1145條 點火開關
第23.1147條 混合比操縱器件
第23.1149條 螺旋槳轉速和槳距的操縱器件
第23.1153條 螺旋槳順槳操縱器件
第23.1155條 渦輪發動機的反推力和低于飛行狀態的槳距調定
第23.1157條 汽化器空氣溫度控制裝置
第23.1163條 動力裝置附屬檔案
第23.1165條 發動機點火系統
動力裝置的防火
第23.1181條 指定火區的範圍
第23.1182條 防火牆後面的短艙區域
第23.1183條 導管、接頭和部件
第23.1189條 切斷措施
第23.1191條 防火牆
第23.1192條 發動機附屬檔案艙隔板
第23.1193條 發動機罩及短艙
第23.1195條 滅火系統
第23.1197條 滅火劑
第23.1199條 滅火瓶
第23.1201條 滅火系統材料
第23.1203條 火警探測系統
F章 設備
總則
第23.1301條 功能和安裝
第23.1303條 飛行和導航儀表
第23.1305條 動力裝置儀表
第23.1307條 其他設備
第23.1309條 設備、系統及安裝
儀表：安裝
第23.1311條 電子顯示儀表系統
第23.1321條 布局和可見度
第23.1322條 警告燈、戒備燈和提示燈
第23.1323條 空速指示系統
第23.1325條 靜壓系統
第23.1326條 空速管加溫指示系統
第23.1327條 磁航向指示器
第23.1329條 自動駕駛儀系統
第23.1331條 使用能源的儀表
第23.1335條 飛行指引系統
第23.1337條 動力裝置儀表安裝
電氣系統和設備
第23.1351條 總則
第23.1353條 蓄電池的設計和安裝
第23.1357條 電路保護裝置
第23.1359條 電氣系統防火
第23.1361條 總開關裝置
第23.1365條 電纜和設備
第23.1367條 開關
燈
第23.1381條 儀表燈
第23.1383條 滑行和著陸燈
第23.1385條 航行燈系統的安裝
第23.1387條 航行燈系統二面角
第23.1389條 航行燈燈光分布和光強
第23.1391條 航行燈水平平面內的最小光強
第23.1393條 航行燈任一垂直平面內的最小光強
第23.1395條 航行燈的最大摻入光強
第23.1397條 航行燈顏色規格
第23.1399條 停泊燈
第23.1401條 防撞燈系統
安全設備
第23.1411條 總則
〔第23.1413條 刪除〕
第23.1415條 水上迫降設備
第23.1416條 氣壓式除冰套系統
第23.1419條 防冰
其他設備
第23.1431條 電子設備
第23.1435條 液壓系統
第23.1437條 多發飛機的附屬檔案
第23.1438條 增壓系統和氣動系統
第23.1441條 氧氣設備和供氧
第23.1443條 最小補氧流量
第23.1445條 氧氣分配系統
第23.1447條 分氧裝置設定的規定
第23.1449條 判斷供氧的措施
第23.1450條 化學氧氣發生器
第23.1451條 氧氣設備防火
第23.1453條 防止氧氣設備破裂的規定
第23.1457條 駕駛艙錄音機
第23.1459條 飛行記錄器
第23.1461條 含高能轉子的設備
G章 使用限制和資料
第23.1501條 總則
第23.1505條 空速限制
第23.1507條 使用機動速度
第23.1511條 襟翼展態速度
第23.1513條 最小操縱速度
第23.1519條 重量和重心
第23.1521條 動力裝置限制
第23.1522條 輔助動力裝置限制
第23.1523條 最小飛行機組
第23.1524條 最大客座量布置
第23.1525條 運行類型
第23.1527條 最大使用高度
第23.1529條 持續適航檔案
標記和標牌
第23.1541條 總則
第23.1543條 儀表標記：總則
第23.1545條 空速指示器
第23.1547條 磁航向指示器
第23.1549條 動力裝置和輔助動力裝置儀表
第23.1551條 滑油油量指示器
第23.1553條 燃油油量表
第23.1555條 操縱器件標記
第23.1557條 其他標記和標牌
第23.1559條 使用限制標牌
第23.1561條 安全設備
第23.1563條 空速標牌
第23.1567條 飛行機動標牌
飛機飛行手冊和批准的手冊資料
第23.1581條 總則
第23.1583條 使用限制
第23.1585條 使用程式
第23.1587條 性能資料
第23.1589條 載重資料
附屬檔案A 簡化設計載荷準則
第A23.1條 總則
第A23.3條 專用符號
第A23.5條 多於一種類別的合格審定
第A23.7條 飛行載荷
第A23.9條 飛行情況
第A23.11條 操縱面載荷
第A23.13條 操縱系統載荷
附屬檔案B
附屬檔案C 基本著陸情況
附屬檔案D 機輪起旋和回彈載荷
第D23.1條 機輪起旋載荷
附屬檔案E
附屬檔案F 試驗方法
附屬檔案G 持續適航檔案
第G23.1條 總則
第G23.2條 格式
第G23.4條 適航限制條款
附屬檔案H 自動功率儲備系統的安裝
第H23.1條 總則
第H23.2條 定義
第H23.3條 可靠性及性能要求
第H23.4條 功率設定
第H23.5條 動力裝置控制－總則
第H23.6條 動力裝置儀表
附屬檔案I 水上飛機載荷
A章 總則
第23.1條 適用範圍
（a）本部規定頒發和更改正常類、實用類、特技類和通勤類飛機型號合格證的適航標準。
（b）按照中國民用航空規章第21部的規定申請正常類、實用類、特技類和通勤類飛機型號合格證或申請對該合格證進行更改的法人，必須表明符合本部中適用的要求。
〔1990年7月18日第一次修訂〕
第23.2條 特別追溯要求
（a）不論第21部的要求如何，也不考慮型號審定基礎，凡在1986年12月12日以後生產的，乘員最多不超過9人（不包括駕駛員）的正常類、實用類和特技類飛機，或者是進入中國的同類外國飛機，必須在每個向前或向後的座椅上裝有安全帶和肩帶，以保證當受到本部第23.561(b)(2)規定的極限靜載荷係數所對應的慣性載荷時，乘員頭部不受到嚴重損傷。或在第23.562條適用於該飛機的情況下，按該條的要求對乘員提供保護。對於其他方向的座椅，該座椅和約束系統的設計，必須與安裝有安全帶和肩帶的向前或向后座椅具有同等保護乘員的水平。
（b）凡按照本條要求在飛行機組座位上安裝的肩帶，應使機組成員在就座並系好安全帶和肩帶的情況下，執行飛行操縱所必需的所有動作。
（c）本條中的製造日期是指：
（1）檢查驗收記錄日期，或反映飛機製造完畢並符合適航審定的型號設計數據的日期。
（2）對於國外製造的飛機，該日期是外國適航當局證明飛機完成並頒發原始標準適航證或該國相當證件的日期。
〔1990年7月18日第一次修訂〕
第23.3條 飛機類別
（a）正常類飛機，是指座位設定（不包括駕駛員）為9座或以下，最大審定起飛重量為5700公斤（12500磅）或以下，用於非特技飛行的飛機。非特技飛行包括：
（1）正常飛行中遇到的任何機動；
（2）失速（不包括尾沖失速）；
（3）坡度不大於60°的緩8字飛行、急上升轉彎和急轉彎。
（b）實用類飛機，是指座位設定（不包括駕駛員）為9座或以下，最大審定起飛重量為5700公斤（12500磅）或以下，用於有限特技飛行的飛機。按實用類審定合格的飛機，可作本條(a)中的任何飛行動作和有限特技飛行動作。有限特技飛行包括：
（1）尾旋（如果對特定型號的飛機已批准作尾旋）；
（2）坡度大於60°但不大於90°的緩8字飛行、急上升轉彎和急轉彎。
（c）特技類飛機，是指座位設定（不包括駕駛員）為9座或以下，最大審定起飛重量為5,700公斤（12,500磅）或以下，除了由於所要求的飛行試驗結果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的飛機。
（d）通勤類飛機，是指座位設定（不包括駕駛員）為19座或以下，最大審定起飛重量為8618公斤（19,000磅）或以下，用於本條(a)所述非特技飛行的螺旋槳驅動的多發動機飛機。通勤類飛機的運行，是指正常飛行所能遇到的任何機動，失速（不包括尾沖失速）和坡度不大於60°的急轉彎。
（e）除通勤類飛機外，只要滿足所申請的相應類別的要求，小型飛機的合格審定可以不限於一種類別。
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
B章 飛行
總則
第23.21條 證明符合性的若干規定
（a）本章的每項要求，在申請審定的載重狀態範圍內，對重量和重心的每種相應組合，均必須得到滿足。證實時必須按下列規定：
（1）用申請合格審定的該型號飛機進行試驗，或根據試驗結果進行與試驗同樣準確的計算；
（2）如果由所檢查的各種組合不能合理地推斷其符合性，則應對重量和重心的每種組合進行系統的檢查。
（b）在飛行試驗中，對規定值的一般的允差如下表，但在一些特定試驗中可容許更大的允差：
┌───────────┬───────────────────────┐
│ 項目 │ 允差 │
├───────────┼───────────┬───────────┤
│重量 │＋5％ │－10％ │
├───────────┼───────────┼───────────┤
│受重量影響的臨界項目 │＋5％ │－1％ │
├───────────┼───────────┴───────────┤
│重心 │整個範圍的±7％ │
└───────────┴───────────────────────┘
=tbl/＞
第23.23條 載重分布限制
（a）必須制定飛機可以安全運行的重量和重心範圍。如果某一重量與重心的組合僅允許落在某種橫向載重分布限制內，而該限制又可能無意中被超過，則必須制定相應的重量和重心組合的限制。
（b）載重分布限制不得超過下述任何一項限制：
（1）選定的限制；
（2）結構證明的限制；或
（3）表明符合本章每一適用飛行要求的限制。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.25條 重量限制
（a）最大重量 最大重量是指飛機在表明符合本規章每項適用要求（除了那些符合設計著陸重量的以外）時的最重的重量。所制定的最大重量必須符合下列條件：
（1）最大重量不超過下列值：
（i）申請人選定的最重的重量；
（ii）最大設計重量，即表明符合本部每項適用的結構載荷情況（除了那些符合設計著陸重量的以外）的最重的重量；
（iii）表明符合每項適用的飛行要求的最重的重量。
（2）最大重量不小於下列情況時的重量：
（i）每個座椅均坐人，假定對於正常類和通勤類飛機每個座椅上的乘員重量為77公斤（170磅），而對於實用類或特技類飛機每個座椅上的乘員重量為86公斤（190磅），除非不是駕駛員座椅並有標牌標明一個較輕的重量；並且
（A）滑油箱裝滿，和
（B）對批准晝間VFR的飛機，燃油量至少足以供給發動機在最大連續功率下工作30分鐘；對批准夜間VFR和IFR的飛機，至少為45分鐘；或
（ii）所要求的最小機組，燃油箱及滑油箱裝滿。
（b）最小重量 必須制定最小重量（表明符合本部每項適用的要求的最輕重量），使之不大於下列重量之和：
（1）按第23.29確定的空重；
（2）所要求的最小機組的重量（每個機組成員按77公斤（170磅）計算）；
（3）以下重量：
（i）對渦輪噴氣飛機，為所檢查的特定燃油箱布置總油量的5％；
（ii）對其他飛機，在最大連續功率下工作半小時所需要的燃油量。
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第23.29條 空重和相應的重心
（a）空重與相應的重心必須用飛機稱重的方法確定，稱重時飛機上裝有下列各項：
（1）固定配重；
（2）按第23.959確定的不可用燃油；
（3）全部工作液體，包括下列各項：
（i）滑油；
（ii）液壓油；
（iii）機上系統正常工作所需的其他液體，但飲用水、廁所預注水和發動機用的噴水除外。
（b）確定空重時的飛機狀態必須是明確定義的並易於再現。
第23.31條 可卸配重
如果符合下列要求，在表明符合本章的飛行要求時，可採用可卸配重：
（a）安放配重的地方經過適當的設計和裝備，並按第23.1557作了標記；
（b）為每種需要使用配重的載重情況適當安放可卸配重，在飛機飛行手冊、批准的資料或標記與標牌上，都對此有技術說明。
第23.33條 螺旋槳轉速和槳距限制
（a）總則 必須對螺旋槳轉速和槳距值加以限制，以確保在正常工作狀態下安全運行。
（b）飛行中不能操縱的螺旋槳 對於在飛行中槳距不能操縱的螺旋槳採用下列規定：
（1）在起飛和以第23.65條規定的全發工作爬升速度進行初始爬升期間，發動機處於最大油門或最大允許的起飛進氣壓力狀態，螺旋槳必須限制發動機轉速，使之不超過最大允許起飛轉速；
（2）在規定的“不許超越速度”下收回油門下滑時，螺旋槳不會引起發動機轉速高於最大連續轉速的110％。
（c）沒有恆速控制裝置的可控槳距螺旋槳 對於沒有恆速控制裝置，但在飛行中可操縱的螺旋槳，必須具有限制槳距值的裝置，以確保符合下列規定：
（1）用最低可能的槳距來滿足本條(b)(1)的要求；
（2）用最高可能的槳距來滿足本條(b)(2)的要求。
（d）帶有恆速控制裝置的可控槳距螺旋槳 此類螺旋槳必須符合下列規定：
（1）具有一種裝置，在調速器工作時將發動機最大轉速限制到最大允許起飛轉速；
（2）在調速器不工作時，當槳葉處於可能的最小槳距位置、發動機為起飛進氣壓力、飛機靜止且無風時，滿足下列之一。
（i）具有一種裝置，能將發動機最大轉速限制到最大允許起飛轉速的103％，或
（ii）具有一種裝置，對經批准可以超速的發動機，能將發動機和螺旋槳的最大轉速限制在不超過經批准的最大超轉轉速。
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性能
第23.45條 總則
（a）除非另有規定，必須按以下條件滿足本章的性能要求：
（1）靜止空氣和標準大氣條件；
（2）對於通勤類飛機，最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，和渦輪發動機飛機，外界大氣條件。
（b）確定性能數據必須不少於下列條件範圍：
（1）機場高度從海平面到3,048米（10,000英尺）；和
（2）對於最大重量不大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，溫度從標準溫度至標準溫度以上30℃；或
（3）對於渦輪發動機飛機和最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，溫度從標準溫度至標準溫度以上30℃，或者，如果更低時，符合第23.1041條至第23.1047條冷卻試驗所表明的最高周圍大氣溫度。
（c）確定性能數據必須使發動機罩通風片或其他控制發動機冷卻空氣供應的裝置處於第23.1041條至第23.1047條要求的冷卻試驗所用的位置。
（d）可用推進力必須與不超過批准的功率扣除下列損失後的發動機功率相對應：
（1）安裝損失；
（2）特定外界大氣條件和特定的飛行狀態下由附屬檔案及輔助裝置所吸收的功率（當量推力）。
（e）受發動機功率或推力影響的性能必須基於相對濕度確定：
（1）在等於和低於標準溫度時，相對濕度為80％；
（2）從標準溫度時的80％，線性變化到標準溫度加28℃（50°F）時的34％。
（f）除非另有規定，在確定起飛和著陸距離時，改變飛機的構型、速度和功率必須按照申請人為使用操作所制定的程式進行。這些程式必須能夠由具有中等技巧的機組在遇到合理預期的使用中外界大氣條件時一貫正常地執行。
（g）下列相關距離必須在平坦、乾燥和硬質的道面上確定：
（1）第23.53條(b)的起飛距離；
（2）第23.55條的加速停止距離；
（3）第23.59條的起飛距離和起飛滑跑距離；和
（4）第23.75條的著陸距離。
註：其他類型道面（如草地、碎石）乾燥時對這些使用距離的影響可以被確定或推算出來，並且這些道面可以按第23.1583條(p)列入飛行手冊。
（h）對於通勤類飛機，還須滿足下列要求：
（1）除非另有規定，申請人必須選擇飛機起飛、航路、進場和著陸的構型；
（2）飛機構型可以隨重量、高度和溫度變化，其變化範圍要同本條(h)(3)要求的操作程式相一致；
（3）除非另有規定，在確定臨界發動機不工作的起飛性能、起飛飛行航跡、加速停止距離時，改變飛機的構型、速度和功率必須按照申請人制定的使用操作程式進行；
（4）必須制定與第23.67條(c)(4)和第23.77條(c)中規定的條件相應的執行中斷進場和中斷著陸的程式；
（5）按本條(h)(3)和(f)(4)所制定的程式必須：
（i）能夠由具有中等技巧的機組在遇到合理預期的使用中周圍大氣條件時一貫正常地執行；
（ii）採用安全可靠的方法或裝置；
（iii）計及執行這些程式時可合理預期的時間滯後。
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第23.49條 失速速度
（a）V 和V 是在下列狀態下的失速速度或最小定常飛行速度，以節計（校準空速），在該速度下飛機是可操縱的：
S0 S1
（1）對活塞發動機飛機，發動機慢車、油門關閉或在不超過110％失速速度時處於零推力所需的功率；
（2）對渦輪發動機飛機，在失速速度下推力不大於零，或，如果所產生的推力對失速速度沒有顯著影響，則發動機慢車並且油門關閉；
（3）螺旋槳處於起飛位置；
（4）飛機處於V 和V 試驗時所處狀態；
S0 S1
（5）重心處於導致最大V 和V 值時的位置；
S0 S1
（6）重量為以V 和V 作為因素來確定是否符合所要求的性能標準時採用的重量。
S0 S1
（b）V 和V 必須由飛行試驗來確定，用第23.201條規定的程式並滿足該條飛行特性要求。
S0 S1
（c）除本條(d)的規定外，對於下列情況，最大重量時的V 和V 不得超過61節：
S0 S1
（1）單發飛機；和
（2）在臨界發動機不工作情況下，不能滿足第23.67(a)(1)規定的最小爬升率要求的，最大重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）的多發飛機。
（d）所有單發飛機和最大重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）的多發飛機，V 超過61節不能滿足第23.67(a)(1)規定的最小爬升率要求，必須符合第23.562條(d)的規定。
S0
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第23.51條 起飛速度
（a）對正常類、實用類、特技類飛機，抬前輪速度V 是飛行員做出操縱想使飛機升離道面或水面的速度。
R
（1）對多發陸上飛機，V 必須不小於1.05V 或1.10V 中的大者；
RMC S1
（2）對單發陸上飛機，V 必須不小於V ；和
R S1
（3）對水上和水陸兩用飛機從水面起飛，V 是在所有合理預期的條件包括紊流和臨界發動機完全失效的情況下表明安全的速度。
R
（b）對正常類、實用類、特技類飛機，達到高於起飛表面15米（50英尺）時，飛機達到的速度必須不小於：
（1）對於多發飛機，下列中大者：
（i）在包括紊流和臨界發動機完全失效的所有合理預期情況下，表明能繼續安全飛行（或應急著陸，如適用）的速度；
（ii）1.1V ；或
MC
（iii）1.20V 。
S1
（2）對於單發飛機，下列中大者：
（i）在包括紊流和發動機完全失效的所有合理預期情況下，表明是安全的速度；或
（ii）1.20V 。
S1
（c）對於通勤類飛機，以下規定適用：
（1）V 必須按以下規定相對於V 確定：
1 EF
（i）V 是假定臨界發動機失效時的校正空速。V 必須由申請人選擇，但不小於按第23.149條(b)確定的V 的1.05倍，或由申請人選擇，不小於按第23.149條(f)確定的V 。
EFEF MC MCG
（ii）起飛決斷速度V 是指地面校正空速。在此速度下，由於發動機失效或其他原因，駕駛員必須做出繼續起飛或中斷起飛的決斷。起飛決斷速度V 必須由申請人選擇，但不小於V 加上在下述時間間隔內臨界發動機不工作時飛機的速度增量。時間間隔指從臨界發動機失效瞬間至駕駛員意識到該發動機失效並做出反應的瞬間。後一瞬間以駕駛員按第23.55條加速―停止決斷中採取最初的減速措施為準。
1 1 EF
（2）V 是抬前輪速度，以校正空速表示，必須由申請人選定並不得小於下列中大者：
R
（i）V ；
1
（ii）按第23.149條(b)確定的V 的1.05倍；
MC
（iii）1.10V ；或
S1
（iv）按第23.57條(c)(2)確定的速度。此速度允許在高於起飛表面10.7米（35英尺）以前，達到初始爬升速度V 。
2
（3）對於任何一組給定條件，例如重量、高度、構型和溫度，必須用同一個V 值來表明符合一台發動機不工作和全發工作兩種起飛要求。
R
（4）V 是起飛安全速度，以校正空速表示，必須由申請人選定，以提供第23.67條(c)(1)和(c)(2)所要求的爬升梯度，但不得小於1.10V 或1.2V 。
2 MC S1
（5）必須表明在比按本條(c)(2)所確定的V 小5節的速度下以正常抬頭率抬頭時，一台發動機不工作時的起飛距離不超過按第23.57條和第23.59條(a)(1)所制定的V 對應的單發不工作起飛距離，起飛應按第23.57條進行，否則必須保證飛機在高於起飛表面10.7米（35英尺）處，速度比確定的V 最多小5節的情況下還能繼續安全起飛。
R R 2
（6）申請人必須表明，在全發工作時，不會由於飛機抬頭過度或失配平狀況使按第23.59條(a)(2)所確定的預定起飛距離顯著增加。
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第23.53條 起飛性能
（a）對於正常類、實用類和特技類飛機，起飛距離按本條(b)的規定確定，並用第23.51條(a)和(b)規定的速度。
（b）對於正常類、實用類和特技類飛機，起飛並爬升到高於起飛表面15米（50英尺）所需的距離必須在下列條件下針對起飛運行限制內的每一重量、高度、溫度確定：
（1）每台發動機為起飛功率；
（2）襟翼為起飛位置；和
（3）起落架放下。
（c）對於通勤類飛機，起飛性能必須按第23.55條至第23.59條的規定在工作發動機經批准的使用限制內確定。
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第23.55條 加速－停止距離
對通勤類飛機必須按下述規定確定加速－停止距離：
（a）加速－停止距離是下列所需距離之和：
（1）全發工作從靜止起點加速到V ；
EF
（2）假定臨界發動機在V 失效，飛機從V 加速到V ；和
EF EF 1
（3）從達到V 點繼續至完全停止。
1
（b）可使用機輪剎車以外的手段來確定加速－停止距離，只要這種手段：
（1）安全可靠；
（2）在正常運行條件下可望獲得一貫的效果；
（3）對操縱飛機不需要特殊技巧。
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第23.57條 起飛航跡
通勤類飛機起飛航跡如下：
（a）起飛航跡從靜止點起延伸至飛機起飛過程中高於起飛表面457米（1,500英尺）的那一點，在該高度或達到該高度之前必須完成從起飛到航路構型的轉變；和
（1）起飛航跡必須基於第23.45條規定的程式；
（2）飛機必須在地面加速到V ，臨界發動機在該點必須不工作，並在起飛其餘過程中保持不工作；
EF
（3）在達到V 後，飛機必須加速到V 。
EF 2
（b）在加速到V 過程中，前輪可在不小於V 的速度時抬起離地。但在飛機騰空之前不得開始收起落架。
2 R
（c）按本條(a)和(b)確定起飛航跡過程中：
（1）起飛航跡空中部分的斜率在每一點上都必須不為負；
（2）飛機在達到高於起飛表面10.7米（35英尺）前必須達到V ，並且必須以儘可能接近但不小於V 的速度繼續起飛，直到飛機高於起飛表面122米（400英尺）為止；
2 2
（3）從飛機高於起飛表面122米（400英尺）那點開始，沿起飛航跡每一點的可用爬升梯度不得小於：
（i）1.2％，對於雙發飛機；
（ii）1.5％，對於三發飛機；
（iii）1.7％，對於四發飛機；和
（4）直到飛機高於起飛表面122米（400英尺）為止，除收起落架和螺旋槳自動順槳外，不得改變飛機構型，而且駕駛員不得採取動作改變功率或推力。
（d）飛機在達到高於起飛表面10.7米（35英尺）前的起飛航跡必須由連續的演示起飛來確定。
（e）飛機在高於起飛表面10.7米（35英尺）後的起飛航跡必須由分段綜合法來確定。並且：
（1）分段必須明確定義，而且必須在構型、功率或推力以及速度方面有清晰可辨的變化；
（2）飛機的重量、構型、功率或推力在每一分段內必須保持不變，而且必須相應於該分段內主要的最臨界的狀態；
（3）該飛行航跡必須基於無地面效應的性能。
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第23.59條 起飛距離和起飛滑跑距離
對於通勤類飛機，必須確定起飛距離和起飛滑跑距離（在申請人選擇時）：
（a）起飛距離是下述距離中的大者：
（1）沿著按第23.57所確定的起飛航跡，從起飛始點到飛機高於起飛表面10.7米（35英尺）的一點所經過的水平距離；
（2）全發工作，沿著與第23.57條一致的程式所確定的全發起飛航跡，從起飛始點到飛機高於起飛表面10.7米（35英尺）的一點所經過的水平距離的115％。
（b）對於起飛距離中含有淨空道的情況，則起飛滑跑距離為下述距離中的大者：
（1）沿著按第23.57確定的起飛航跡，從起飛始點到下列兩點的中點所經過的水平距離，一點為起飛離地點，另一點為飛機高於起飛表面10.7米（35英尺）；或
（2）全發工作，沿著由其餘與第23.57條一致的程式確定的起飛航跡，從起飛始點到下列兩點的中點所經過的水平距離的115％，一點為起飛離地點，另一點為飛機高於起飛表面10.7米（35英尺）。
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第23.61條 起飛飛行航跡
通勤類飛機的起飛飛行航跡必須按下述要求確定：
（a）起飛飛行航跡從按第23.59確定的起飛距離末端處高於起飛表面10.7米（35英尺）的一點計起。
（b）淨起飛飛行航跡數據必須為真實起飛飛行航跡（按第23.57及本條(a)確定）在每一點減去下列數值的爬升梯度：
（1）0.8％，對於雙發飛機；
（2）0.9％，對於三發飛機；
（3）1.0％，對於四發飛機。
（c）沿起飛飛行航跡飛機水平加速部分的加速度減少量，可使用上述規定的爬升梯度減少量的當量值。
〔1990年7月18日第一次修訂〕
第23.63條 爬升：總則
（a）必須按下列規定表明符合第23.65條、第23.66條、第23.67條、第23.69條和第23.77條的要求：
（1）無地效；和
（2）不小於演示符合第23.1041條至第23.1047條的動力裝置冷卻試驗時的速度；和
（3）除非另有規定，一發不工作，坡度不超過5度。
（b）對於正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，必須以最大起飛或著陸重量（適用時）在標準大氣條件下表明符合第23.65條(a)、第23.67條(a)（如適用）、及第23.77條(a)。
（c）對於最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的正常類、實用類和特技類活塞發動機飛機，和正常類、實用類和特技類渦輪發動機飛機，必須在規定的起飛和著陸使用限制內的各個重量下分別表明對下列要求的符合性，該重量為機場高度和外界溫度的函式：
（1）對起飛為第23.65條(b)以及第23.67條(b)(1)和(2)的適用部分，和
（2）對著陸為第23.67條(b)(2)的適用部分和第23.77條(b)。
（d）對於通勤類飛機，必須以重量為機場高度和周圍溫度的函式在規定的起飛和著陸運行限制內分別表明符合性：
（1）對起飛為第23.67條(c)(1)、第23.67條(c)(2)和第23.67條(c)(3)，和
（2）對著陸為第23.67條(c)(3)、第23.67條(c)(4)和第23.77條(c)。
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第23.65條 爬升：全發工作
（a）對於正常類、實用類和特技類飛最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，在海平面對陸上飛機必須至少具有8.3％的定常爬升梯度，對水上和水陸兩用飛機至少具有6.7％的定常爬升梯度，必須：
（1）每台發動機不超過其最大連續功率；
（2）起落架在收上位置；
（3）襟翼處於起飛位置；和
（4）對多發飛機爬升速度不小於1.1V 和1.2V 中之大者，對單發飛機爬升速度不小於1.2V 。
MC S1 S1
（b）對於正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機和正常類、實用類和特技類渦輪動力飛機，起飛後必須至少具有4％的定常爬升梯度：
（1）每台發動機為起飛功率；
（2）起落架在放下位置，除非起落架可以在不超過7秒內收上，則試驗可在起落架收上位進行；
（3）襟翼處於起飛位置；和
（4）爬升速度按第23.65條(a)(4)的規定。
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.66條 起飛爬升：一台發動機不工作
對於正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機和正常類、實用類和特技類渦輪發動機飛機，必須在申請人確定的運行限制內的每一重量、高度、溫度內確定定常爬升或下滑梯度：
（a）臨界發動機不工作，螺旋槳處於快速和自動設定的位置；
（b）其餘發動機為起飛功率；
（c）起落架在放下位置，除非起落架可以在不超過7秒內收上，則試驗可在起落架收上位進行；
（d）襟翼處於起飛位置；
（e）機翼水平；和
（f）爬升速度等於按第23.53條演示在15米（50英尺）時達到的速度。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.67條 爬升：一台發動機不工作
（a）對於正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，以下規定適用：
（1）除非滿足第23.562(d)的規定，在下列條件下，V 超過113公里／小時（61節）的每架飛機必須能在1,524米（5,000英尺）壓力高度上保持至少1.5％的定常爬升梯度：
S0
（i）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
（ii）其餘發動機不超過其最大連續功率；
（iii）起落架在收上位置；
（iv）襟翼處於收上位置；和
（v）爬升速度不超過1.2V 。
S1
（2）對於滿足第23.562(d)的規定或V 不超過113公里／小時（61節）的每架飛機，必須按下列條件確定在1,524米（5,000英尺）壓力高度上的定常爬升或下降梯度：
S0
（i）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
（ii）其餘發動機不超過其最大連續功率；
（iii）起落架在收上位置；
（iv）襟翼處於收上位置；和
（v）爬升速度不超過1.2V 。
S1
（b）對於正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，和正常類、實用類和特技類渦輪動力飛機，以下規定適用：
（1）在下列條件下，起飛表面以上122米（400英尺）時的定常爬升梯度必須為可測的正值：
（i）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
（ii）其餘發動機為起飛功率；
（iii）起落架在收上位置；
（iv）襟翼處於起飛位置；和
（v）爬升速度等於按第23.53條演示在15米（50英尺）時達到的速度。
（2）在下列條件下，高於起飛或著陸表面（適用時）457米（1,500英尺）時的定常爬升梯度不少於0.75％：
（i）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
（ii）其餘發動機不超過其最大連續功率；
（iii）起落架在收上位置；
（iv）襟翼處於收上位置；和
（v）爬升速度不小於1.2V 。
S1
（c）對通勤類飛機，下列要求適用：
（1）起飛，起落架放下 在下列條件下，起飛表面高度上的定常爬升梯度，對於雙發飛機必須是可測出的正值，對於三發飛機不得小於0.3％，對於四發飛機不得小於0.5％；
（i）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於快速和自動設定的位置；
（ii）其餘發動機起飛功率；
（iii）起落架在放下位置，所有起落架艙門打開；
（iv）襟翼處於起飛位置；
（v）機翼水平；和
（vi）爬升速度等於V 。
2
（2）起飛，起落架收上 在下列條件下，飛機高於起飛表面122米（400英尺）時的定常爬升梯度，對於雙發飛機不得小於2％，對於三發飛機不得小於2.3％，對於四發飛機不得小於2.6％：
（i）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於快速和自動設定的位置；
（ii）其餘發動機起飛功率；
（iii）起落架在收上位置；
（iv）襟翼處於起飛位置；和
（v）爬升速度等於V 。
2
（3）航路爬升 飛機在高於起飛或著陸（適用時）表面457米（1,500英尺）高度上的定常爬升梯度，對於雙發飛機不小於1.2％，對於三發飛機不小於1.5％，對於四發飛機不小於1.7％。在下列條件下：
（i）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
（ii）其餘發動機不大於最大連續功率；
（iii）起落架在收上位置；
（iv）襟翼處於收上位置；和
（v）爬升速度不小於1.2V 。
S1
（4）中斷進場 飛機在高於著陸表面122米（400英尺）高度上的定常爬升梯度，對於雙發飛機不小於2.1％，對於三發飛機不小於2.4％，對於四發飛機不小於2.7％。其條件為：
（i）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
（ii）其餘發動機起飛功率；
（iii）起落架在收上位置；
（iv）襟翼處於進場位置，該位置的V 不超過相應的全發工作著陸位置V 的110％；和
S1 S1
（v）按正常著陸程式確定的爬升速度但不超過1.5V 。
S1
〔1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.69條 航路爬升／下降
（a）全發工作 必須在申請人確定的運行限制內的每一重量、高度和外界大氣溫度下確定定常爬升梯度和爬升率：
（1）每台發動機不超過最大連續功率；
（2）起落架在收上位置；
（3）襟翼收上；和
（4）爬升速度不小於1.3V 。
S1
（b）一台發動機不工作 必須在申請人確定的運行限制內的每一重量、高度和外界溫度下確定定常爬升／下降梯度和爬升／下降率：
（1）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
（2）其餘發動機不超過最大連續功率；
（3）起落架在收上位置；
（4）襟翼收上；和
（5）爬升速度不小於1.2V 。
S1
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.71條 滑翔：單發飛機
必須確定在靜止空氣中每損失305米（1,000英尺）高度滑行的最大水平距離和獲得此距離所需的速度，此時，發動機不工作，螺旋槳在最小阻力位置，起落架和襟翼在最有利的可用位置。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.73條 參考著陸進場速度
（a）對於正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，參考著陸進場速度V ，不得小於按23.149條(b)在襟翼處於最大起飛位置確定的V 和1.3V 中之大者。
REF MC S0
（b）對於正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，和正常類、實用類和特技類渦輪動力飛機，參考著陸進場速度V ，不得小於按23.149條(c)確定的V 和1.3V 中之大者。
REFMC S0
（c）對通勤類飛機，參考著陸進場速度V ，不得小於按23.149條(c)確定的V 的1.05倍和1.3V 中之大者。
REFMC S0
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.75條 著陸距離
對著陸，必須在運行限制內標準溫度下的每一重量和高度，確定飛機從高於著陸表面15米（50英尺）的一點到飛機著陸並完全停止所需的水平距離：
（a）保持不小於第23.73條(a)、(b)或(c)確定的V 定常進場下降到15米（50英尺）的高度；且
REF
（1）在降至15米（50英尺）的高度前，穩定下滑進場梯度必須不大於5.2％（3°）；
（2）此外，申請人可以通過試驗進行演示，在降至15米（50英尺）的高度前，大於5.2％的最大定常下滑梯度是安全的。下滑梯度必須作為一項使用限制加以規定，並且必須能夠通過適當的儀表將必要的下滑梯度指示信息提供給駕駛員。
（b）在整個機動中必須保持構型不變；
（c）著陸時必須避免大的垂直加速度，沒有彈跳、前翻、地面打轉、海豚運動或水上打轉的傾向；
（d）在最大著陸重量或對應於第23.63條(c)(2)或(d)(2)的高度和溫度的最大著陸重量下，必須表明飛機能從15米（50英尺）高度所處的狀態，安全過渡到第23.77條的中斷著陸狀態；
（e）剎車的使用不得導致輪胎或剎車的過度磨損；
（f）可以使用除機輪剎車以外符合下列條件的其他減速手段：
（1）安全可靠；
（2）使用時能在服役中獲得始終如一的效果。
（g）如果使用了依賴任一發動機工作的裝置，且在該發動機不工作著陸時著陸距離將增加，則必須按該發動機不工作的情況來確定著陸距離，除非採取了其他補償措施使著陸距離不超過全發工作時的距離。
〔1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.77條 中斷著陸
（a）每一正常類、實用類和特技類最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，下列條件下，在海平面必須能夠保持至少3.3％的定常爬升梯度：
（1）所有發動機均為起飛功率；
（2）起落架在放下位置；
（3）襟翼處於著陸位置；但是，如果可以在2秒鐘或更短的時間內安全收起襟翼，且沒有高度損失和突然的迎角變化，則襟翼可以收起；和
（4）爬升速度等於第23.73條(a)定義的V 。
REF
（b）對於每一正常類、實用類和特技類最大重量超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機，和正常類、實用類和特技類渦輪動力飛機，在下列條件下，必須能夠保持至少2.5％的定常爬升梯度：
（1）發動機功率不大於將功率桿從最小飛行慢車位置開始移動後8秒時的可用功率；
（2）起落架在放下位置；
（3）襟翼處於著陸位置；和
（4）爬升速度等於第23.73條(b)定義的V 。
REF
（c）對於通勤類飛機，必須能保持定常爬升梯度不小於3.2％。此時：
（1）發動機功率不大於將功率桿從最小飛行慢車位置開始移動後8秒時的可用功率；
（2）起落架在放下位置；
（3）襟翼處於著陸位置；和
（4）爬升速度等於第23.73條(c)定義的V 。
REF
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
飛行特性
第23.141條 總則
在不超過第23.1527條規定的最大使用高度下，飛機在申請合格審定的所有實際的載荷條件和使用高度上必須滿足第23.143條至第23.253條的各項要求，而不需要特殊的駕駛技巧、機敏和過分的體力。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
操縱性和機動性
第23.143條 總則
（a）在所有飛行階段，飛機必須可以安全地操縱並可以安全地進行機動：
（1）起飛；
（2）爬升；
（3）平飛；
（4）下降；
（5）復飛；和
（6）襟翼展態和收態下的著陸（有動力和無動力）。
（b）必須能從一種飛行狀態平穩地過渡到另一種飛行狀態（包括轉彎和側滑），並在任何可能的使用條件下（包括多發飛機正常使用中可能遇到的任何發動機突然發生故障）沒有超過限制載荷係數的危險。
（c）如果存在與所需的駕駛員體力有關的臨界情況，則所需的操縱力必須用定量試驗予以表明，且在本條(a)和(b)規定的情況下操縱力均不得超過下表中規定的限制：
┌──────────────┬───────┬───────┬───────┐
│施加在駕駛盤或方向舵腳蹬上的│ 俯 仰│ 滾 轉│ 偏 航│
│力，以牛頓（公斤；磅）計 │ │ │ │
├──────────────┼───────┼───────┼───────┤
│(a)短暫作用 │ │ │ │
│ 駕駛桿 │267(27;60) │134(13.5;30) │ │
│ 駕駛盤（雙手在輪緣）│333(34;75) │222(22.7;50) │ │
│ 駕駛盤（單手在輪緣）│222(22.7;50) │111(11.4;25) │ │
│ 方向舵腳蹬│ │ │667(68;150) │
├──────────────┼───────┼───────┼───────┤
│(b)持續作用 │44(5;10) │22(2;5) │89(9;20) │
└──────────────┴───────┴───────┴───────┘
=tbl/＞
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.145條 縱向操縱
（a）飛機儘可能配平於1.3V ，必須有可能使機頭下沉，以便使空速很快加速到該配平速度，飛機狀態如下：
S1
（1）每台發動機均為最大連續功率；
（2）發動機無動力，和
（3）襟翼和起落架在下列位置：
（i）收起位置；
（ii）放下位置；
（b）除非另有要求，不需要施加超過第23.143條(c)規定的用單手施加的操縱力就能完成下述機動，並且機動中不得改變配平操縱：
（1）起落架在放下位置，襟翼在收起位置，飛機儘可能配平於1.4V 。儘快放下襟翼，使空速從1.4V 變化到1.4V ；
S1 S1S0
（i）發動機無動力；和
（ii）保持在初始狀態下平飛所需的功率。
（2）起落架和襟翼在放下位置，發動機無動力，飛機儘可能配平於1.3V 。儘快施加起飛功率並儘可能快的收起襟翼至推薦的復飛設定狀態，允許空速從1.3V 變化到1.3V ；當建立了正爬升率時收起落架。
S0 S0S1
（3）起落架和襟翼在放下位置，水平飛行，功率為在1.1V 保持水平飛行必需功率，飛機儘可能配平，當儘快收襟翼並同時施加不大於最大連續功率的發動機功率時，必須有可能保持近似的水平飛行。如果提供了襟翼分檔位置，則收襟翼演示可分階段進行，功率和配平可重設定在保持1.1V 平飛的初始構型狀態，在每一階段：
S0 S1
（i）從全放下位至最大分檔限定位；
（ii）過渡分檔限定位之間，如適用；和
（iii）從最小分檔限定位到全收上。
（4）發動機無動力，起落架和襟翼在收起位置，飛機儘可能配平於1.4V ，迅速施加起飛功率同時保持相同空速。
S1
（5）發動機無動力，起落架和襟翼在放下位置，飛機儘可能配平於V ，獲得並保持空速在1.1V 和1.7V 或V （取小者）之間，不需要施加超過第23.143條(c)規定的雙手操縱的力。
REF S0 S0 FE
（6）發動機最大起飛功率，起落架在收起位置，襟翼在起飛位置，飛機儘可能配平於相應起飛襟翼位置的V ，儘可能快的收起襟翼同時保持空速不變。
FE
（c）在空速超過V /M 直到第23.251條表明的最大速度，必須演示1.5g的機動能力，提供從顛傾和不利的速度增量中改出的餘量。
MO MO
（d）起落架和襟翼都在放下位置時的無動力下滑期間，駕駛員必須有可能用不超過44牛（4.5公斤，10磅）的操縱力維持不大於V 的速度，重量為直到並包括最大重量的任何重量。
REF
（e）通過正常的飛行和功率控制，在飛機姿態適合於有控制的著陸時，必須有可能操縱飛機實現零下降率而不至超過飛機的使用限制和結構限制。對於(e)(1)和(e)(2)所述的狀態，上述要求也應滿足：
（1）單發飛機和多發飛機，不使用縱向主操縱；
（2）多發飛機：
（i）不使用航向主操縱系統；
（ii）如果任一連桿或傳動節出現單個故障，就同時影響縱向和航向主操縱時，則不使用縱向和航向主操縱系統。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.147條 航向和橫向操縱
（a）多發飛機在保持機翼5°以內水平時，必須能安全地向左右突然改變航向。必須在下列條件下演示在1.4V 改變航向直到15°（但不必超過方向舵腳蹬力達第23.143條的限制值時的航向偏轉量）：
S1
（1）臨界發動機不工作，其螺旋槳處於最小阻力位置；
（2）其餘發動機處於最大連續功率狀態；
（3）起落架在：
（i）收起位置；
（ii）放下位置。
（4）襟翼在收上位置；
（b）在臨界發動機突然完全失效時，視情開始改出動作前允許2秒延遲，多發飛機必須能重新獲得對飛機的完全控制而不超過45°坡度，且不會達到危險的姿態或遇到危險的特性，飛機在開始是配平的並處下列狀態：
（1）全部發動機在最大連續功率狀態；
（2）襟翼在收起位置；
（3）起落架在收起位置；
（4）速度等於已表明符合第23.69條(a)的速度；和
（5）所有螺旋槳操縱處於已表明符合第23.69條(a)的位置。
（c）在任何全發構型和經批准的使用包線內的任何速度任何高度下，所有飛機必須表明不用主橫向操縱系統就可安全操縱。還必須表明飛機的飛行特性不會削弱到低於允許繼續安全飛行所必要的水平和保持合適姿態可控著陸的能力，並且不超出飛機的運行和結構限制。如果橫向操縱系統的任何連線或傳送環節的單一失效還會導致輔助操縱系統的喪失，則上述要求的符合性必須在也假定該輔助操縱系統不工作的情況下演示。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.149條 最小操縱速度
（a）V 是校正空速，在該速度，當臨界發動機突然停車時，能在該發動機繼續停車情況下保持對飛機的操縱，在相同的速度下維持坡度不大於5°的直線飛行。用於模擬臨界發動機失效的方法，必須體現在服役中預期的對操縱性最臨界的動力裝置失效模式。
MC
（b）起飛V 不得超過1.2V ，該V 是在最大起飛重量下確定的。確定V 必須在最不利的重量和重心位置，飛機離地，地面效應可忽略，起飛構型如下：
MC S1S1 MC
（1）全部發動機在初始最大可用起飛功率；
（2）飛機配平在起飛狀態；
（3）襟翼在起飛位置；
（4）起落架收起；和
（5）所有螺旋槳操縱一直處於推薦的起飛位置。
（c）除最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）的活塞發動機飛機外，所有飛機還必須在下述著陸構型下滿足本條(a)的規定：
（1）初始時全部發動機在最大可用起飛功率；
（2）飛機配平在進場狀態，全發工作，以V 速度，以演示第23.75條著陸距離用的最陡梯度進場；
REF
（3）襟翼在著陸位置；
（4）起落架放下；和
（5）所有螺旋槳操縱處於全發工作進場時的推薦位。
（d）必須確定一個有意實施臨界發動機不工作的最小速度，並指定為安全和有意一發不工作速度V 。
SSE
（e）在V ，保持操縱所需的方向舵腳蹬力不得超過667牛（68公斤；150磅）並且無需降低工作發動機的功率。在機動中，飛機不得出現任何危險的姿態並能防止大於20°航向改變。
MC
（f）在申請人選擇時，為符合第23.51條(c)(1)的要求，可以確定V 。V 是地面最小操縱速度，是起飛滑跑時的校正空速，在該速度當臨界發動機突然不工作，能夠只用方向舵操縱（不用前輪轉彎）保持對飛機的操縱，操縱力限制到667牛（68公斤；150磅），橫向操縱的使用僅限於保持機翼水平使飛機能繼續安全起飛。在確定V 時，假定飛機全發工作加速的航跡是沿著跑道中心線，從臨界發動機不工作那一點到安全改出至航向平行於該中心線的那一點之間的航跡，其上任何一點相對中心線的橫向偏離不得超過9.144米（30英尺）。V 必須在下列條件下制定：
MCG MCGMCG MCG
（1）飛機的每一起飛構型或申請人選擇的最臨界的起飛構型；
（2）工作發動機為最大可用起飛功率；
（3）最不利重心位置；
（4）飛機配平在起飛狀態；和
（5）在起飛重量範圍內最不利的重量。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.151條 特技機動
凡特技類和實用類飛機，都必須能安全地完成飛機申請合格審定的特技機動。必須確定所有特技機動的安全進入速度。
第23.153條 著陸操縱
必須有可能用不大於第23.143條(c)所規定的單手操縱力安全地完成進場後的著陸動作，飛機處於著陸構型。上述要求必須在下列條件下予以滿足：
（a）速度為V 減5節；
REF
（b）飛機處於配平或儘可能接近配平，在整個機動過程中，不移動配平操縱器件；
（c）進場梯度等於第23.75條演示著陸距離所用的最陡梯度；和
（d）僅允許在以V 進場正常著陸時進行的功率改變，如果有的話。
REF
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.155條 機動飛行中升降舵的操縱力
（a）為達到正的限制機動載荷係數所需的升降舵操縱力不得小於下列值：
（1）對於盤式操縱，W/100（W是飛機最大重量）或89牛（9公斤；20磅），取大值，但不需大於222牛（23公斤；50磅）；
（2）對於桿式操縱，W/140（W是飛機最大重量）或67牛（7公斤；15磅）取大值，但不需大於156牛（16公斤；35磅）。
（b）本條(a)的要求，必須在襟翼和起落架都在收起位置，對於活塞發動機為75％最大連續功率，或者對於渦輪發動機為最大連續功率，以及在下列每一條件下得到滿足：
（1）在轉彎時，飛機在V 作機翼水平配平；和
O
（2）在轉彎時，飛機在最大機翼水平平飛速度上配平，但此速度不得超過V 或V /M ，根據相應情況而定。
NE MO MO
（c）在桿力與機動載荷係數曲線上隨載荷係數增加不得有顯著的桿力梯度降低。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.157條 滾轉率
（a）起飛 必須能使用有利的操縱組合，將飛機在下列規定的時間內，從30°坡度的定常轉彎中滾過60°進入反向轉彎：
（1）最大重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）的飛機，從開始滾轉起5秒鐘；
W＋230 W＋500
（2）最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的飛機，時間為：────（───）秒，但不大於10秒。式中W為飛機重量，公斤（磅）。
5901300
（b）本條(a)的要求，必須在下列狀態下在左右兩個方向上滾轉飛機得到滿足：
（1）襟翼在起飛位置；
（2）起落架在收起位置；
（3）對單發飛機，發動機為最大起飛功率；對多發飛機，臨界發動機不工作，其螺旋槳在最小阻力位置，其餘發動機為最大起飛功率；
（4）在直線飛行情況下，飛機在1.2V 或1.1V 兩者之中較大的速度上配平或儘可能接近配平。
S1 MC
（c）進場 必須能使用有利的操縱組合，使飛機在下列規定的時間內，從30°坡度的定常轉彎中滾過60°進入反向轉彎：
（1）最大重量等於或小於2,722公斤（6,000磅）的飛機，從開始滾轉起4秒鐘；
W＋1270 W＋2800
（2）最大重量大於2,722公斤（6,000磅）的飛機，時間為：────（────）秒，但不大於7秒。式中W為飛機重量，公斤（磅）。
1000 2200
（d）本條(c)的要求，必須在下列狀態下在左右兩個方向上滾轉飛機得到滿足：
（1）襟翼在著陸位置；
（2）起落架在放下位置；
（3）全部發動機在3°進場相應功率；
（4）飛機在V 速度上配平。
REF
〔2004年10月12日第三次修訂〕
配平
第23.161條 配平
（a）總則 每架飛機配平後必須滿足本條配平要求，不必由駕駛員或自動駕駛儀對主操縱或其相應的配平操縱進一步施加壓力或移動。另外，必須能在其他載荷、構型、速度、和功率下保證駕駛員不會過度疲勞或需要施加超過第23.143條(c)持續作用力要求的剩餘操縱力而分散精力。這適用於飛機的正常運行，以及適用時，用於確定性能特性的與一台發動機失效有關的情況。
（b）橫向和航向配平 飛機的起落架和襟翼收上，並在下列條件下平飛時必須能保持橫向和航向配平：
（1）對於正常類、實用類和特技類飛機，速度為0.9V 、V 或V /M ，取小值；
H C MO MO
（2）對於通勤類飛機，速度為從1.4V 到V 或V /M 取小值的所有速度。
S1 H MO MO
（c）縱向配平 飛機在下列每一情況下，必須保持縱向配平：
（1）在下列條件下爬升：
（i）起飛功率，起落架收上，襟翼在起飛位置，按確定本部第23.65條所要求的爬升性能時所使用的速度；
（ii）最大連續功率，按確定本部第23.69條(a)要求的爬升性能時的構型和速度。
（2）起落架收上，襟翼收上，速度從V 和V 或V /M （如果適用）中的小值到1.4V 的所有速度下水平飛行。
H NO MO MO S1
（3）起落架和襟翼收上，以V 或V /M 中適用者無動力下降。
NO MO MO
（4）進場，起落架放下：
（i）3°下滑角，襟翼收上，速度為1.4V ；
S1
（ii）3°下滑角，襟翼在著陸位，速度為V ；和
REF
（iii）進場梯度等於演示第23.75條著陸距離所用的最陡梯度，襟翼在著陸位，速度為V 。
REF
（d）此外，在下列條件下，每一多發飛機必須能保持縱向和航向配平，橫向操縱力在符合第23.67條(a)、(b)(2)或(c)(3)（如果適用）所用的速度下不得超過2.27公斤（5磅）：
（1）臨界發動機不工作，並且如果適用，其螺旋槳在最小阻力位置；
（2）其餘發動機處於最大連續功率；
（3）起落架在收上位置；
（4）襟翼在收上位置；和
（5）飛機坡度不大於5°。
（e）此外，在按第23.57條確定起飛航跡時，以V 速度、起飛構型爬升至起飛表面122米（400英尺）以上的每一通勤類飛機，在下列條件下V 速度時，縱向和橫向操縱力必須能分別減少至4.54公斤（10磅）和2.27公斤（5磅），航向操縱力不超過22.7公斤（50磅）：
2 2
（1）臨界發動機不工作，其螺旋槳在最小阻力位置；
（2）其餘發動機處於起飛功率；
（3）起落架在收上位置；
（4）襟翼在起飛位置；和
（5）飛機坡度不大於5°。
〔1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
穩定性
第23.171條 總則
飛機必須按照第23.173至第23.181的規定，是縱向、航向和橫向穩定的。此外，如果試飛表明對安全運行有必要，則在服役中正常遇到的任何條件下，必須表明有合適的穩定性和操縱感覺（靜穩定性）。
第23.173條 縱向靜穩定性
在第23.175中規定的條件下，按指定的要求配平，升降舵操縱力和操縱系統摩擦力必須有如下特性：
（a）為獲得並維持低於所規定的配平速度的速度，必須用拉力；為獲得並維持高於所規定的配平速度的速度，必須用推力。該特性必須在能夠獲得的任何速度予以證實，但桿力不必超過178牛（18公斤；40磅），速度不必超過最大允許速度或低於定常不失速飛行的最小速度；
（b）當從本條(a)規定的速度範圍內的任何速度緩慢地松除操縱力時，空速必須回復到對適用飛機類別所規定的允差範圍內。該適用的允差為：
（1）空速必須回復到初始的配平速度的±10％的範圍內；
（2）對於通勤類飛機，在按第23.175(b)規定的巡航狀態下空速必須回復到初始配平速度的±7.5％範圍內。
（c）桿力必須隨著速度的變化而變化，任何明顯的速度改變都應產生使駕駛員能明顯感受的桿力。
〔1990年7月18日第一次修訂〕
第23.175條 縱向靜穩定性的演示
（a）爬升 飛機速度在下述狀態配平速度的85％至115％之間時，桿力曲線均必須具有穩定的斜率：
（1）襟翼在收起位置；
（2）起落架在收起位置；
（3）最大連續功率；和
（4）飛機配平於演示第23.69條(a)確定爬升性能要求所用的速度。
（b）巡航 起落架和襟翼收上，功率為平飛相應功率，飛機配平於有代表性的高高度和低高度巡航速度上，直到包括適用時V 或V /M ，但速度不必超過V ：
NO MO MO H
（1）對於正常類、實用類和特技類飛機，在配平速度附近的下列速度範圍內，桿力曲線必須具有穩定的斜率。該速度範圍為：從配平速度分別上下擴展配平速度的15％加產生的自由回復速度帶或40節加產生的自由回復速度帶，兩者取大者。但在下列條件下斜率不必穩定：
（i）速度低於1.3V ；或
S1
（ii）按第23.1505條(a)確定V 的飛機，速度大於V ；或
NE NE
（iii）按第23.1505條(c)確定V /M 的飛機，速度大於V /M 。
MO MO FC FC
（2）對於通勤類飛機，在配平速度附近的下列速度範圍內，桿力曲線必須具有穩定的斜率。該速度範圍為：從配平速度上下分別擴展50節加產生的自由回復速度帶。但在下列條件下斜率不必穩定：
（i）速度低於1.4V ；或
S1
（ii）速度大於V /M ；或
FC FC
（iii）在某速度下需要大於22.7公斤（50磅）的桿力。
（c）著陸 桿力曲線在1.1V 和1.8V 之間必須有穩定的斜率，此時：
S1 S1
（1）襟翼在著陸位置；
（2）起落架在放下位置；和
（3）飛機配平於：
（i）V 或最小配平速度如其更高，發動機無動力；和
REF
（ii）V 並保持3°下滑相應功率。
REF
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.177條 航向和橫向靜穩定性
（a）航向靜穩定性 用方向舵鬆浮時，飛機從機翼水平側滑中改出的趨勢來表示，對相應於起飛、爬升、巡航、進場和著陸構型的任一起落架位置和襟翼位置必須為正的。直到最大連續功率的對稱動力狀態，速度從1.2V 直到所試驗的狀態下的最大允許速度，必須表明是穩定的。試驗時的側滑角範圍必須與飛機型號相適應。對更大的角度，直到相應於蹬滿舵或方向舵腳蹬力達第23.143條的操縱力限制值的角度（取先出現之值）為止，且速度從1.2V 到V 時，方向舵腳蹬力不得有反逆現象。
S1 S1 O
（b）橫向靜穩定性 用從側滑中抬起下沉機翼的趨勢來表示，對任一起落架位置和襟翼位置均須正值。直到75％的最大連續功率的對稱功率狀態，當速度從大於起飛構型的1.2V 和其他構型的1.3V 到所試驗狀態的最大允許速度之間，相應於起飛、爬升、巡航和進場構型，均必須表明。對著陸構型功率為與飛行相協調的保持3度下滑角相應的功率。在起飛構型的1.2V 和其他構型的1.3V 速度橫向靜穩定性不得為負。試驗時的側滑角範圍必須與飛機型號相適應，但在任何情況下不得小於10°坡度可以獲得的側滑角值，或者如果更小，用方向舵全偏或68公斤（150磅）舵力可獲得的最大坡度。
S1 S1 S1 S1
（c）本條(b)不適用於特技類飛機倒飛的審查。
（d）在速度為1.2V 的直線定常側滑飛行中，任一起落架位置和襟翼位置，以及直到50％的最大連續功率的對稱功率狀態，副翼和方向舵的操縱行程和操縱力，必須隨著側滑角的增加而穩定地增加（但不必是線性的），直到與飛機型號相適應的最大側滑角值。對更大角度，直到副翼和方向舵用到滿偏度或操縱力達到第23.143條中的限制值的角度為止，副翼和方向舵移動方向和桿力隨側滑角增加不得有反逆現象。快速進入和退出與飛機相適應的最大側滑角，不得產生不可控制的飛行特徵。
S1
〔2004年10月12日第三次修訂〕
〔第23.179條 刪除〕
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.181條 動穩定性
（a）在相應于飛機構型的失速速度和最大允許速度之間產生的任何短周期振盪（不包括橫向－航向的組合振盪），在主操縱處於下列狀態時，必須受到重阻尼：
（1）鬆浮狀態；
（2）固定狀態。
（b）在相應于飛機構型的失速速度和最大允許速度之間產生的任何橫向－航向組合振盪（荷蘭滾），在主操縱處於下列狀態時，其振幅必須在7周內衰減到原來的1/10：
（1）鬆浮狀態；
（2）固定狀態。
（c）如果確定增穩系統（見第23.672條）的功能需要滿足本章飛行特性的要求，則本條(a)(2)和(b)(2)的主操縱要求不適用於需要驗證該系統可接受性的試驗。
（d）考慮第23.175條規定的狀態，當保持飛機在偏離配平速度至少±15％的速度需要的縱向操縱力突然解除，飛機不得表現出任何危險特性或與解除的操縱力大小有關的過度回響。飛行航跡的任何長周期振盪不得出現不穩定導致駕駛員的工作負荷增加或危及飛機。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
失速
第23.201條 機翼水平失速
（a）直到飛機失速時為止，必須能使用橫向操縱產生和修正滾轉，必須能使用航向操縱產生和修正偏航，兩者均不得出現反操縱現象。
（b）飛機的機翼水平失速特性必須按下述要求在飛行中進行演示：在至少高於失速速度10節開始，必須先拉升降舵操縱器件使減速率不超過每秒一節，直到失速發生，可用下列任一表明：
（1）飛機出現不可控制的下俯運動；
（2）防失速裝置（如：推桿器）激發了飛機的下俯運動；或
（3）操縱器件達到止動點。
（c）在本條(b)(1)或(b)(2)的飛機下俯運動明確無誤地表現出來之後，或操縱器被保持在止動點不少於2秒或用於確定第23.49條最小定常飛行速度所採用的時間（取大者）後，允許用正常的升降舵操縱改出失速。
（d）在進入和改出機動時，必須有可能使用正常的操縱手段就能防止大於15°的滾轉和偏航。
（e）應按下列條件演示符合本條要求：
（1）襟翼：收上、全放下和每一正常操縱的中間位置；
（2）起落架：在收起和放下位置；
（3）發動機整流罩通風片：相應于飛機構型；
（4）功率：
（i）無動力；和
（ii）75％最大連續功率。但是，如果功率－重量比在75％最大連續功率導致極高的機頭向上的姿態，則試驗可在著陸構型最大著陸重量和1.4V 速度時平飛相應功率下進行，但該功率不能小於50％最大連續功率。
S0
（5）配平：儘可能靠近1.5V 速度上配平；
S1
（6）螺旋槳：無功率狀態時處於轉速增量最大的位置。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.203條 轉彎飛行失速和加快轉彎失速
轉彎飛行失速與加快轉彎失速必須按下列方法在飛行試驗中演示：
（a）建立並保持30°坡度的協調轉彎，使用升降舵穩定地並且逐漸地縮小半徑進行減速，直到飛機失速，如第23.201條(b)所定義的。減速率必須按下列要求保持常值：
（1）對於轉彎飛行失速，不得超過每秒1節；
（2）對於加快轉彎失速，為每秒3～5節，並且穩定地增加法向過載。
（b）當飛機已經達到第23.201條(b)所定義的失速，飛機必須有可能通過正常使用飛行操縱恢復機翼水平飛行，但不增加功率也無下列特徵：
（1）過多的高度損失；
（2）不恰當的上仰；
（3）不可控制的尾旋趨勢；
（4）對於轉彎失速，不允許超過轉彎同方向60°或相反方向30°的橫滾；
（5）對於加快轉彎失速，不允許超過轉彎同方向90°或相反方向60°的橫滾；
（6）超過最大允許速度或允許的限制載荷係數。
（c）必須在下列條件下表明符合本條要求：
（1）襟翼 對於轉彎和加快進入失速，在收起位置和完全放下位置和每一正常操作的中間位置；
（2）起落架 收起位置和放下位置；
（3）發動機罩通風片 與飛機構型相適應；
（4）動力：
（i）無動力；和
（ii）75％最大連續功率。但是，如果功率－重量比75％最大連續功率導致極高的機頭向上的姿態，則試驗可在著陸構型最大著陸重量和1.4V 速度下平飛相應功率下進行，但該功率不得小於50％最大連續功率。
S0
（5）配平：儘可能靠近1.5V 速度上配平；
S1
（6）螺旋槳：無功率狀態時處於增速的最大位置。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
〔第23.205條 刪除〕
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.207條 失速警告
（a）在直線和轉彎飛行中，襟翼和起落架在任一正常位置，必須要有一個清晰可辨的失速警告。
（b）警告可以通過飛機固有的氣動力品質來實現，也可以藉助在預期要發生失速的飛行狀態下能作出清晰可辨的警告的裝置（如振桿器）來實現。但是，僅用要求駕駛艙內機組人員給予注意的目視失速警告裝置是不可接受的。
（c）在進行第23.201條(b)和第23.203條(a)(1)所要求的失速試驗期間，必須在大於失速速度的某一範圍內開始發出失速警告，並一直持續到失速發生。此範圍不小於5節。
（d）當遵照第23.1585條提供的程式進行時，在全發起飛、一發不工作繼續起飛或進場著陸期間不得發生失速警告。
（e）在進行第23.203條(a)(2)所要求的失速試驗期間，失速警告必須在失速前足夠早開始以提醒飛行員在失速警告一開始後對失速採取措施。
（f）對特技類飛機，人工失速警告如果在起飛期間自動進預備位並且在進場構型自動再進預備位，則其可以是可抑制的。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
尾旋
第23.221條 尾旋
（a）正常類飛機 單發正常類飛機必須在使用了改出操縱後，在不超過一圈附加尾旋中從單圈尾旋或3秒尾旋（取時間長者）中改出，或演示符合本條可選擇的抗尾旋要求。
（1）下列要求適用於單圈尾旋或3秒尾旋：
（i）在襟翼收態和展態兩種情況時均不得超過相應的空速限制以及正的限制機動載荷係數；
（ii）在尾旋或改出過程中，操縱力或特性不得對迅速改出產生不利的影響；
（iii）在進入尾旋或尾旋發生階段使用任何飛行或發動機動力操縱器件時，不得有不可改出的尾旋發生；
（iv）對於襟翼展態情況的尾旋，在改出過程中襟翼可以收上，但不得在旋轉結束之前收上。
（2）在申請人選擇時，可以用下列方法來演示飛機是抗尾旋的：
（i）在第23.201條中的失速機動期間，必須將俯仰操縱器件拉回並保持在止動點，然後朝正確的方向操縱副翼和方向舵，飛機必須能夠在15°坡度內保持機翼水平飛行，並能實現從一個方向30°坡度到另一個方向30°坡度的橫滾；
（ii）使用俯仰操縱器件，以大約1.85公里／小時／秒（1節／秒）的變化率降低飛機速度直至達到俯仰操縱止動點，然後在俯仰操縱器件被拉回並保持在止動點的情況下，使用全方向舵操縱在7秒內或以360°航向改變的方式（取先出現者）加速進入尾旋。若360°航向改變先出現，則其時間不得少於4秒。這種機動動作必須首先在副翼中立時進行，然後，再以最不利方式將副翼偏轉到與飛機轉向相反的方向進行。在此機動期間，發動機功率或推力及飛機構型必須按第23.201條(e)的要求調定而不得改變。在7秒或360°航向改變結束時，飛機必須對所施加的初始飛機操縱有迅速、正常的反應，以獲得無側滑、非失速飛行而沒有操縱反效且不超過第23.143條(c)規定的瞬時操縱力；
（iii）必須在飛機帶側滑飛行時進行第23.201條和第23.203條的符合性演示。側滑角為相應於側滑指示器上一個球的寬度的位移。若方向舵全偏轉時不能獲得一個球寬度的位移，則除外。此時應使用方向舵全偏轉來進行演示。
（b）實用類 實用類飛機必須滿足本條(a)的要求。若申請進行尾旋飛行則必須滿足本條(c)和第23.807條(b)(6)的要求：
（c）特技類 特技類飛機必須滿足本條(a)和第23.807條(b)(6)的要求。另外，若申請進行尾旋飛行則必須在每一構型滿足下述要求：
（1）在作出正常的尾旋改出操縱後，飛機必須用不超過一圈半的附加旋轉，從尾旋的任意一點上改出。在作出正常改出操縱以前，尾旋試驗必須要進行六圈或申請審定的任何更多圈數。但是，當出現螺旋特性時，尾旋可以在3圈後中止；
（2）對於襟翼展態構型，不得超過使用空速限制和機動限制載荷係數，改出期間不得收上襟翼；
（3）在進入尾旋或尾旋期間，使用任何飛行或發動機功率操縱器件必須不得出現不可改出的尾旋。
（4）尾旋期間不得有使得飛行員迷失方向或失能而可能妨礙成功改出的特性（如過快的旋轉或極度的振動）。
〔1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
地面和水上操縱特性
第23.231條 縱向穩定性和操縱性
（a）陸上飛機在任何可合理預期的運行條件下，包括著陸或起飛期間發生回跳，不得有不可控制的前翻傾向。機輪剎車工作必須柔和，不得引起任何過度的前翻傾向。
（b）水上飛機和水陸兩用飛機，在水面上的任何正常使用速度上，不得有危險的或不可控制的海豚運動特性。
第23.233條 航向穩定性和操縱性
（a）必須確定風速的90°側向分量，且不得小於0.2V ，並演示在此分量下滑行、起飛和著陸是安全的。
S0
（b）陸上飛機在按正常著陸速度作無動力著陸時，必須有滿意的操縱性，而不要求特殊的駕駛技巧或機敏，無需利用剎車或發動機動力來維持直線航跡，直到速度減至接地速度的50％。
（c）飛機在滑行時必須有足夠的航向操縱性。
（d）水上飛機必須在本條(a)規定的最大風速下演示其水上航向穩定性和操縱是令人滿意的。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.235條 在無鋪面的道面上的使用
在正常運行中可合理預期的最粗糙地面上滑行及在最粗糙的無鋪面跑道起飛和著陸時，飛機必須演示具有滿意的特性，並且減震機構不得損傷飛機的結構。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.237條 水上運行
水上飛機和水陸兩用飛機必須規定經演示能安全運行的浪高和必要的水上操作程式。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.239條 噴濺特性
水上飛機或水陸兩用飛機，在滑行、起飛和著水的任何時候，噴濺不得危險地模糊駕駛員的視線或損壞螺旋槳或飛機的其他部件。
其他飛行要求
第23.251條 振動和抖振
在直到V /M 的任何相應的速度和功率狀態，不得存在嚴重的振動和抖振導致結構損傷，飛機的每一部件必須不發生過度的振動。另外，在任何正常飛行狀態，不得存在強烈程度足以干擾飛機良好操縱、引起飛行機組過度疲勞或引起結構損傷的抖振狀態。在上述限度以內的失速警告抖振是允許的。
D D
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.253條 高速特性
如果最大使用速度V /M 按第23.1505(c)的要求來制定，則必須滿足下述的增速特性和速度恢復特性：
MO MO
（a）很可能引起無意中增速（包括俯仰和滾轉顛傾）的運動狀態和特性，必須用配平在直至V /M 的任一很可能使用的巡航速度的飛機來模擬。這些運行狀態和特性包括突風顛傾、無意的操縱動作、相對於操縱系統摩擦較低的桿力梯度、旅客的走動、由爬升改平及由M數限制高度下降到空速限制高度。
MO MO
（b）計及有效的固有或人為速度警告發出後駕駛員作出反應的時間，必須表明在下述條件下能夠恢復到正常的姿態，並且速度降低到V /M ：
MO MO
（1）不超過按第23.251條規定的最大速度V /M 及各種結構限制；
D D
（2）不出現會削弱駕駛員判讀儀表或操縱飛機恢復正常的能力的抖振。
（c）在直到按第23.251規定的最大速度的任一速度，不得有繞任一軸的操縱反逆現象。升降舵操縱力的反逆現象，或飛機俯仰、滾轉或偏航的傾向必須輕微，並可用正常的駕駛技巧即刻控制。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
C章 結構
總則
第23.301條 載荷
（a）強度的要求用限制載荷（服役中預期的最大載荷）和極限載荷（限制載荷乘以規定的安全係數）來規定。除非另有說明，所規定的載荷均為限制載荷。
（b）除非另有說明，所規定的空中、地面和水面載荷必須與計及飛機每一質量項目的慣性力相平衡。這些載荷的分布必須保守地近似於或接近地反映真實情況。除非表明確定受載情況的方法是可靠的或在所考慮的飛機布局上是保守的，否則用以確定鴨式和串列式機翼布局載荷大小及分布的方法必須通過試飛測量來證實。
（c）如果載荷作用下的變位會顯著地改變外部載重或內部載重的分布，則必須考慮載重的這種重新分布。
（d）如果簡化結構設計準則得到的設計載荷不小於第23.331至第23.521條中規定的載荷，則可以使用這些簡化結構設計準則。對於附屬檔案A23.1中規定的飛機構型，本規章附屬檔案A的設計準則經批准與第23.321至第23.459條的規定等效，如果採用本規章的附屬檔案A，則必須用該附屬檔案的全部來代替本規章的相應條款。
〔1990年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.302條 鴨式或串列式機翼布局
鴨式或串列式機翼布局的前部結構必須：
（a）滿足本規章C、D章適用於機翼的所有要求；
（b）滿足適用於這些翼面所執行功能的所有要求。
〔1993年12月23日第二次修訂〕
第23.303條 安全係數
除非另有規定，安全係數必須取1.5。
第23.305條 強度和變形
（a）結構必須能夠承受限制載荷而無有害的永久變形。在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得妨害安全運行。
（b）結構必須能夠承受極限載荷至少三秒鐘而不破壞，但是如果結構能夠承受要求的極限載荷至少三秒鐘，則在限制載荷與極限載荷之間產生局部失效或結構失穩是可接受的。當用模擬真實載荷情況的動力試驗來表明強度的符合性時，此三秒鐘的限制不適用。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.307條 結構符合性的證明
（a）必須表明每一臨界受載情況下均符合第23.305條強度和變形的要求。只有在經驗表明某種分析方法對某種結構是可靠的情況下，對於同類結構，才可用結構分析來表明結構的符合性。否則，必須進行載荷試驗來表明其符合性。如果模擬該用於設計的載荷情況，則動力試驗包括結構飛行試驗是可以接受的。
（b）結構的某些部分必須按照本規章D章的規定進行試驗。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
飛行載荷
第23.321條 總則
（a）飛行載荷係數是氣動力分量（垂直作用於假設的飛機縱軸）與飛機重力之比。正載荷係數是當氣動力相對於飛機向上作用時的載荷係數。
（b）必須按下列各條表明符合本章的飛行載荷要求：
（1）在飛機可以預期的運行範圍內的每一臨界高度；
（2）從設計最小重量到設計最大重量的每一重量；
（3）對於每一要求的高度和重量，按在第23.1583至第23.1589條規定的使用限制內可調配載重的任何實際分布。
（c）當壓縮性影響顯著時，則必須予以考慮。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.331條 對稱飛行情況
（a）在確定與第23.333至第23.341條規定的任何對稱飛行情況相對應的機翼載荷和線慣性載荷時，必須用合理的或保守的方法計及相應的平尾的平衡載荷。
（b）由於機動和突風引起的平尾載荷的增量，必須以合理的或保守的方法用飛機的角慣性力來平衡。
（c）確定飛機載荷時必須考慮氣動面的互動影響。
〔1993年12月23日第二次修訂〕
第23.333條 飛行包線
（a）總則 對於飛行包線（與本條(d)款所示的相類似）的邊界上和邊界內的空速和載荷係數的任一組合，均必須表明符合本章的強度要求。該飛行包線表示分別由(b)和(c)機動和突風準則所規定的飛行載荷情況的範圍。
（b）機動包線 除受到最大（靜）升力係數的限制外，假定飛機經受對稱機動而產生下列限制載荷係數：
（1）在直到V 的各速度時，為第23.337條規定的正機動載荷係數；
D
（2）在直到V 的各速度時，為第23.337條規定的負機動載荷係數；
C
（3）對正常類和通勤類，負載荷係數從V 時的規定值隨速度線性變化到V 時的0.0；對特技類和實用類，負載荷係數從V 時的規定值隨速度線性變化到V 時的-1.0。
C DC D
（c）突風包線
（1）假定飛機在平飛時遇到對稱的垂直突風，由此引起的限制載荷係數必須對應於按下述突風速度確定的情況：
（i）高度在海平面與6,100米（20,000英尺）之間時，在速度為V 時的正（向上）、負（向下）突風速度必須取為15.25米／秒（50英尺／秒）。突風速度可線性地從6,100米(20,000)英尺處的15.25米／秒（50英尺／秒）減少到15,200米（50,000英尺）處的7.60米／秒（25英尺／秒）；
C
（ii）高度在海平面與6,100米（20,000英尺）之間時，在速度為V 時的正、負突風速度必須取為7.60米／秒（25英尺／秒）。突風速度可線性地從6,100米（20,000英尺）處的7.60米／秒（25英尺／秒）減少到15,200米（50,000英尺）處的3.80米／秒（12.5英尺／秒）。
D
（iii）此外，對於通勤類飛機，高度在海平面和6,100米（20,000英尺）之間，在速度V 時的正（向上）和負（向下）的強突風速度必須考慮為20.1米／秒（66英尺／秒）。突風速度可線性地自6,100米（20,000英尺）時的20.1米／秒（66英尺／秒）減少到15,200米（50,000英尺）時的11.6米／秒（38英尺／秒）。
B
（2）必須作下列假設：
（i）突風形狀為：
（編者註：此處公式見原稿）
其中：
S為進入突風區的距離，米（英尺）；
-
C為機翼的平均幾何弦長，米（英尺）；
U 為按本條(1)得到的突風速度。
de
（ii）在V 和V 之間突風載荷係數隨速度按線性變化。
C D
（d）飛行包線
（編者註：此處圖形見原稿）
〔1990年7月18日第一次修訂〕
第23.335條 設計空速
除本條(a)(4)的規定外，所取的設計空速均為當量空速(EAS)。
（a）設計巡航速度V 對於V ，採用下列規定：
C C
（1）此處W/S＝設計最大起飛重量時的翼載時，V （節）不得小於：
C
（i）（編者註：此處公式見原稿）（對正常類、實用類和通勤類飛機）；和
（ii）（編者註：此處公式見原稿）（對特技類飛機）；
2 2 2 2 2 2
（2）在Wg/S(W/S)值大於958牛／米 （97.7公斤／米 ；20磅／英尺 ）時，上述兩個係數可以隨Wg/S(W/S)線性下降到Wg/S(W/S)等於4,790牛／米 （488公斤／米；100磅／英尺 ）時的4.13(12.9;28.6)；
（3）在海平面，V 不必大於0.9V ；
C H
（4）在已制定了M 的高度上，可選定一個受壓縮性限制的巡航速度M 。
D C
（b）設計俯衝速度V 對於V ，採用下列規定：
D D
（1）V /M 不得小於1.25倍的V /M ；
D D C C
（2）對於要求的最小設計巡航速度V ，V （節）不得小於下列數值：
Cmin D
（i）1.40V （對正常類和通勤類飛機）；
Cmin
（ii）1.50V （對實用類飛機）；
Cmin
（iii）1.55V （對特技類飛機）；
Cmin
2 2 2 2 2 2
（3）在Wg/S(W/S)值大於958牛／米 （97.7公斤／米 ；20磅／英尺 ）時，本條(b)(2)中的係數可以隨Wg/S(W/S)線性下降到Wg/S(W/S)等於4,790牛／米 （488公斤／米 ；100磅／英尺 ）時的1.35；
（4）如果選擇的V /M ，使V /M 與V /M 的最小速度差值大於下列值的較大者，則不必表明符合本條(b)(1)和(2)：
D DC C D D
（i）從V /M 定常飛行的初始情況開始，飛機顛傾，沿著一條比初始飛行航跡低7.5°的飛行航跡飛行20秒，然後以1.5的載荷係數（0.5g的加速度增量）拉起飛機時得到的速度增量。在開始拉起之前，對活塞發動機必須假定至少為75％最大連續功率，對渦輪發動機至少為最大巡航功率（推力），如果取較小的功率（推力），則在開始拉起之前對兩種發動機也必須至少為V /M 時的所需功率（推力），拉起開始時可以減少功率並使用駕駛員操縱的阻力裝置，並且符合下列要求之一：
C CC C
（ii）0.05M，對於正常類、實用類和特技類飛機（在已制定了M 的高度上）；或
D
（iii）0.07M，對於通勤類飛機（在已制定了M 的高度上），除非用合理的分析考慮了所有自動系統的影響得到了更低的余度。如果採用了合理的分析，最小速度余度必須足以應付大氣條件的變動（如橫向突風）和穿過急流或冷鋒、儀表誤差、飛機機體的製造偏差，並且不得小於0.05M。
D
（c）設計機動速度V 對於V ，採用下列規定：
AA
（1）V 不得小於（編者註：此處公式見原稿），其中：
A
（i）V 是在設計重量和襟翼收態的計算失速速度，通常根據飛機最大法向力係數C 來計算；
SNA
（ii）n是用於設計的限制機動載荷係數。
（2）V 值不必超過用於設計的V 值。
A C
（d）對應最大突風強度的設計速度V 對於V ，採用下列規定：
B B
（1）V 不得小於由最大正升力係數C 曲線與強突風速度線在突風V－n圖上的交點所確定的速度，或不得小於（編者註：此處公式見原稿），兩者中取小值，式中：
BNmax
（i）n 為飛機在所考慮的特定重量下，由於對應於速度V 的突風（按第23.341條）引起的正突風載荷係數；
g C
（ii）V 為在所考慮的特定重量下，襟翼收起時的失速速度。
S1
（2）V 不必大於V 。
B C
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.337條 限制機動載荷係數
（a）正限制機動載荷係數n不得小於下列數值：
（1）對於正常類和通勤類飛機；
10,886 24,000
2.1＋───────── （2.1＋─────────）
W（公斤）＋4,536 W（磅）＋10,000
=tbl/＞
式中：W為設計最大起飛重量，但n不必大於3.8；
（2）對於實用類飛機，4.4；
（3）對於特技類飛機，6.0。
（b）負限制機動載荷係數不得小於下列數值：
（1）對於正常類、實用類和通勤類為0.4倍正載荷係數；
（2）對於特技類為0.5倍正載荷係數。
（c）如果飛機具有的設計特徵使其在飛行中不可能超過本條規定的機動載荷係數，則可採用小於本條規定的值。
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.341條 突風載荷係數
（a）飛機必須設計成能承受由第23.333條(c)規定的突風在每個升力面上產生的載荷。
（b）必須用合理分析的方法計算鴨式布局或串列式機翼布局的突風載荷。如果表明計算的淨載荷相對於第23.333條(c)中的突風準則是保守的，則可以按照本條(c)計算。
（c）在缺少更合理的分析時，突風載荷係數必須按下列公式計算：
K U V
g de a
n＝1＋─────
1.63(W /S)
g
=tbl/＞
式中：
0.88μ
g
k ＝─────，為突風緩和係數；
g 5.3＋μ
g
2(Wg/S)
μ ＝─────，為飛機質量比；
g -
ρCag
=tbl/＞
U 為根據第23.333條(c)得到的突風速度，米／秒；
de
3
ρ為大氣密度，公斤／米 ；
2
Wg/S為具體載荷情況下的適用的飛機重量產生的翼載，牛頓／米 ；
-
C－為平均幾何弦長，米；
2
g為重力加速度，米／秒 ；
V為飛機當量速度，米／秒；
a 如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a即為飛機法向力係數C 曲線的斜率（1／弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情況處理時，則可採用機翼升力係數C 曲線的斜率（1／弧度）。
NA L
K U Va
g de
公制：n＝1＋─────
16(W/S)
=tbl/＞
式中：U 為根據第23.333條(c)得到的突風速度，米／秒；
de
0.88μ
g
k ＝─────，為突風緩和係數；
g 5.3＋μ
g
2(W/S)
μ ＝─────，為飛機質量比；
g-
ρCag
=tbl/＞
2 4
ρ為大氣密度，牛頓・秒 ／米 ；
2
W/S為具體載荷情況下適用的飛機重量產生的翼載，公斤／米 ；
-
C－為平均幾何弦長，米；
2
g為重力加速度，米／秒 ；
V為飛機當量速度，米／秒；
a 如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a即為飛機法向力係數C 曲線的斜率（1／弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情況處理時，則可採用機翼升力係數C 曲線的斜率（1／弧度）。
NA L
K U Va
g de
英制：n＝1＋─────
498(W/S)
=tbl/＞
式中：
0.88μ
g
k ＝─────，為突風緩和係數；
g 5.3＋μ
g
2(W/S)
μ ＝─────，為飛機質量比；
g -
ρCag
=tbl/＞
U 為根據第23.333條(c)得到的突風速度，英尺／秒；
de
3
ρ為大氣密度，斯拉格／英尺 ；
2
W/S為具體載荷情況下適用的飛機重量產生的翼載，磅／英尺 ；
-
C－為平均幾何弦長，英尺；
2
g為重力加速度，英尺／秒 ；
V為飛機當量速度，節；
a 如果突風載荷以合理的方式同時作用在機翼和水平尾面上時，a即為飛機法向力係數C 曲線的斜率（1／弧度）；如突風載荷僅作用在機翼上，而平尾的突風載荷作為單獨情況處理時，則可採用機翼升力係數C 曲線的斜率（1／弧度）。
NA L
〔1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.343條 設計燃油載重
（a）可調配載重的各種組合必須包括從零燃油到選定的最大燃油載重範圍內的每一燃油載重。
（b）如果燃油裝在機翼內，且機翼油箱零燃油時的飛機最大許用重量小於最大重量，則必須選用它作為“最大零機翼燃油重量”。
（c）對於通勤類飛機，可選定不超過在最大連續功率下運行45分鐘所需要的燃油作為結構儲油情況。如果選定了某種結構儲油情況，則該情況必須作為最小燃油重量情況用來表明符合本規章規定的飛行載荷要求，此外還要求：
（1）結構必須設計成能承受機翼內零燃油的情況，此情況的限制載荷相應於下列規定：
（i）第23.337條規定的機動載荷係數的90％，和
（ii）第23.333條(c)規定的突風速度的85％。
（2）結構的疲勞評定必須計及由本條(c)(1)的設計情況所獲得的任何使用應力的增量；
（3）顫振、變形和振動要求也必須在機翼零燃油情況下得到滿足。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.345條 增升裝置
（a）如果裝有用於起飛、進場或著陸的襟翼或類似的增升裝置，則在速度V 襟翼完全伸展形態下，假定飛機經受對稱機動和對稱突風，其範圍由下列條件確定：
F
（1）機動到正限制載荷係數2.0，和；
（2）垂直作用於水平飛行軌跡的正、負突風速度為7.60米／秒（25英尺／秒）。
（b）必須假定V 不小於1.4V 或1.8V 兩者的大者，其中：
FS SF
（1）V 是在設計重量下襟翼收態時的計算失速速度；
S
（2）V 是在設計重量下襟翼完全伸展時的計算失速速度。
SF
（3）如果使用了襟翼載荷自動限制裝置，則飛機可以按裝置所允許的空速和襟翼位置的臨界組合情況來設計。
（c）當把飛機作為一個整體來確定其外載荷時，可以假定推力、滑流和俯仰加速度為零。
（d）襟翼、其操縱機構及其支撐結構必須設計成能承受本條(a)規定的情況。此外，在速度V 、襟翼完全伸展時，必須分別考慮下述情況：
F
（1）速度為7.60米／秒（25英尺／秒）(EAS)的迎面突風與75％的最大連續功率所對應的螺旋槳滑流同時作用；和
（2）最大起飛功率所對應的螺旋槳滑流影響。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.347條 非對稱飛行情況
（a）假定飛機經受到第23.349條和第23.351條的非對稱飛行情況。對重心的不平衡氣動力矩，必須由慣性力以合理的或保守的方法予以平衡，認為此慣性力由主要質量提供。
（b）按快滾機動（急橫滾）進行審定的特技類飛機，必須按照作用在機翼和水平尾翼上的附加的非對稱載荷進行設計。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.349條 滾轉情況
機翼和機翼的支撐結構必須按下列載荷情況來設計：
（a）與飛機類別相應的非對稱機翼載荷。除非下列值導致不符合實際的載荷，滾轉加速度可以由第23.333條(d)規定的對稱飛行情況按下述方法加以修正而得到：
（1）對於特技類，在A和F情況，假定100％的半翼展機翼氣動載荷作用在對稱面的一側，60％作用在另一側；
（2）對於正常類、實用類和通勤類飛機，在A情況，假定100％的半翼展機翼氣動載荷作用在飛機的一側，75％作用在另一側。
（b）由第23.455條規定的副翼偏轉和速度所產生的載荷，至少同用於設計的正機動載荷係數的2/3相組合。除非下列值導致不符合實際的載荷，副翼偏轉對機翼扭矩的影響，可以在第23.333條(d)確定的臨界情況下，用翼展上副翼所占部分內的基本翼型力矩係數附加下列增量的方法來計算：
△Cm＝-0.01δ
=tbl/＞
其中：
△Cm是力矩係數增量，和；
δ是在臨界情況下副翼向下偏轉的度數。
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.351條 偏航情況
飛機必須按照第23.441至第23.445條規定的載荷在垂直翼面上產生的偏航載荷來設計。
〔1993年12月23日第二次修訂〕
第23.361條 發動機扭矩
（a）每個發動機架及其支承結構必須按下列組合效應進行設計：
（1）相應於起飛功率和螺旋槳轉速的發動機限制扭矩和第23.333條(d)中飛行情況A的限制載荷的75％同時作用；
（2）相應於最大連續功率及螺旋槳轉速的發動機限制扭矩和第23.333條(d)中飛行情況A的限制載荷同時作用；和
（3）對於渦輪螺旋槳裝置，除本條(a)(1)和(a)(2)規定的情況外，相應於起飛功率和螺旋槳轉速的發動機限制扭矩乘以下述係數後和1g平飛載荷同時作用。該係數是用於考慮螺旋槳操縱系統故障（包括快速順槳），在缺少詳細分析時，必須取為1.6。
（b）對渦輪發動機裝置，發動機架及其支承結構必須設計成能承受下列每一種載荷：
（1）由於故障或結構損壞（例如壓氣機卡阻）造成發動機突然停車所產生的發動機限制扭矩載荷；
（2）發動機最大加速所產生的發動機限制扭矩載荷。
（c）本條(a)考慮的發動機限制扭矩，必須由平均扭矩乘以下列係數得出：
（1）對渦輪螺旋槳裝置，為1.25；
（2）對有5個或5個以上汽缸的發動機，為1.33；
（3）對有4、3、2個汽缸的發動機，分別為2、3、4。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.363條 發動機架的側向載荷
（a）發動機架及其支承結構必須按作用於該發動機架上的側向載荷來設計，此側向載荷限制係數不小於下列數值：
（1）1.33；或
（2）飛行情況A限制載荷係數的1/3。
（b）可假定本條(a)規定的側向載荷與其他飛行情況無關。
第23.365條 增壓艙載荷
對於增壓艙採用下列規定：
（a）飛機結構必須有足夠的強度來承受飛行載荷和壓差由零到釋壓活門最大調定值的載荷的組合作用；
（b）必須計及在飛行中的外部壓力分布以及應力集中；
（c）如果允許機艙帶壓差著陸，則著陸載荷必須和由零到著陸期間所允許的最大壓差載荷相組合；
（d）飛機結構必須有足夠的強度來承受下述壓差載荷，該載荷為相應於釋壓活門最大調定值的壓差載荷的1.33倍，並略去其他載荷；
（e）如果增壓艙被隔框或地板分成兩個或更多的隔艙，主結構必須按任一個有外部門或窗的隔艙內壓力突然下降的效應來設計。此情況必須研究隔艙最大開口損壞的效果。可以考慮各隔艙之間通風的效應。
第23.367條 發動機失效引起的非對稱載荷
（a）渦輪螺旋槳飛機必須按臨界發動機失效所引起的非對稱載荷進行設計，其中包括下述情況與螺旋槳阻力限制系統單個故障的組合，並考慮駕駛員在飛行操縱器件上預期的糾正動作：
（1）在V 和V 之間的各種速度下，由於燃油流動中斷而引起功率喪失所產生的載荷作為限制載荷；
MCA D
（2）在V 和V 之間的各種速度下，由於發動機壓氣機和渦輪脫開或由於渦輪葉片失落所產生的載荷作為極限載荷；
MCA D
（3）上述發動機失效引起的推力減小和阻力增加的時間歷程，必須由試驗或其他適用此特定發動機―螺旋槳組合的資料予以證實；
（4）對於駕駛員預期的糾正動作的時間和糾偏量的大小，必須保守地加以估計，此時要考慮特定發動機―螺旋槳組合的特性。
（b）可以假定駕駛員的糾正動作在達到最大偏航速度時開始，但不早於發動機失效後兩秒鐘。糾偏量的大小可以根據第23.397中規定的限制操縱力確定，但如果分析或試驗表明較小的力能夠控制由上述發動機失效情況所產生的偏航和滾轉，也可以取較小的力。
第23.369條 機翼後撐桿
（a）如果採用機翼後撐桿，它必須設計成能承受下列設計速度下的逆流情況：
（編者註：此處公式見原稿）
式中：
2
Wg/S為設計最大起飛重量下的翼載，牛頓／米 。
2
（（編者註：此處公式見原稿）節；W/S為設計最大起飛重量下的翼載，公斤／米 ）
2
（（編者註：此處公式見原稿）節；W/S為設計最大起飛重量下的翼載，磅／英尺 。）
（b）必須採用該特定機翼剖面的氣動數據，或採用C 等於－0.8，弦向壓力為三角形分布，後緣為峰值，前緣為零。
L
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.371條 陀螺和氣動載荷
（a）每個發動機架及其支承結構，必須按發動機和螺旋槳（如適用）在最大連續轉速和在下列任一情況下所產生的陀螺載荷、慣性載荷和氣動載荷來設計：
（1）第23.351和第23.423條中規定的情況，或；
（2）下列情況所有可能的組合：
（i）偏航角速度2.5弧度／秒；
（ii）俯仰角速度1弧度／秒；
（iii）法向載荷係數2.5；和
（iv）最大連續推力。
（b）對於批准進行特技機動的飛機，每個發動機架及其支承結構必須滿足本條(a)的要求，並且必須設計成能承受最大偏航和俯仰角速度組合作用下所預期的載荷係數。
（c）按通勤類進行審定的飛機，每個發動機架及其支承結構必須滿足本條(a)以及本規章第23.341規定的突風情況的要求。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.373條 速度控制裝置
如果裝有供航路飛行中使用的速度控制裝置（例如擾流板和阻力板），則採用下列規定：
（a）飛機必須按第23.333條，第23.337條和第23.341條中規定的對稱機動和突風，以及第23.441條和第23.443條中規定的偏航機動和橫向突風進行設計。此時速度控制裝置在該裝置所標明的展態速度以下的各種速度都處於展態；
（b）如果速度控制裝置具有自動操縱或載荷限制機構，則飛機必須根據該機構所允許的各種速度和相應的速度控制裝置的位置，按本條(a)規定的機動飛行和突風情況進行設計。
操縱面和操縱系統載荷
第23.391條 操縱面載荷
第23.397至第23.459條中規定的操縱面載荷，是假定在第23.331至第23.351條規定的情況下產生的。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.393條 平行於鉸鏈線的載荷
（a）操縱面及支承鉸鏈架必須設計成能承受平行於鉸鏈線作用的慣性載荷。
（b）在缺少更合理的資料時，可以假定此慣性載荷等於KWg（公制，和英制：KW），式中：
（1）K＝24，對於垂直的操縱面；
（2）K＝12，對於水平的操縱面；
（3）W為可動操縱面的重量。
g為重力加速度。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.395條 操縱系統載荷
（a）飛行操縱系統及其支持結構，必須按第23.391至第23.459條規定的情況，用至少為計算的操縱面鉸鏈力矩的125％的載荷進行設計。此外，採用下列規定：
（1）系統的限制載荷，不必超過由駕駛員和自動裝置操縱所能產生的載荷的較大者。但是，自動駕駛儀的力不必加到駕駛員的力上去。系統必須按駕駛員或自動駕駛儀兩者中的較大作用力來設計。此外，如果駕駛員和自動駕駛儀作用力方向相反，則它們之間的系統部件可以按兩者中小者的最大作用力進行設計。用於設計的駕駛員作用力不必超過第23.397條(b)中所規定的最大力；
（2）系統必須設計成在任何服役使用情況下都結實耐用，要考慮到卡住、地面突風、順風滑行、操縱慣性和摩擦力。可以用第23.397條(b)中規定的最小力產生的載荷進行設計來表明符合此款的要求。
（b）設計升降舵、副翼和方向舵操縱系統時，計算的鉸鏈力矩必須採用125％的係數。然而，如果鉸鏈力矩根據精確的飛行試驗數據，則可以用低至1.0的係數，係數的減少量，應根據試驗數據的精確性和可靠性而定。
（c）假定用於設計的駕駛員作用力施加在相應的駕駛桿握把或腳蹬板上（應如同在飛行中一樣）並在操縱系統與操縱面操縱支臂的連線處受到反作用。
第23.397條 限制駕駛力和扭矩
（a）在操縱面飛行受載情況中，操縱面上的氣動載荷和相應的偏度，不必超過施加本條(b)規定範圍內的任何駕駛員作用力所可能達到的載荷和偏度。在套用此準則時，必須考慮操縱系統助力和伺服機構的影響和調整片的影響。如果僅用自動駕駛儀的力能夠比人駕駛產生更高的操縱面載荷，則必須用它設計。
（b）駕駛員限制作用力和扭矩如下：
┌──────────┬───────────────┬───────────────┐
││對於設計重量等於或小於2,268公 │ (2) │
│操縱器件 │斤（5,000磅）的飛機，最大作用 │最小作用力或扭矩 │
││ (1) ││
││力或扭矩 ││
├──────────┼───────────────┼───────────────┤
│副翼： │││
├──────────┼───────────────┼───────────────┤
│駕駛桿 │298牛（30.4公斤；67磅） │178牛（18.1公斤；40磅） │
├──────────┼───────────────┼───────────────┤
│ (3) │ (4) │ (4) │
│駕駛盤 │222D牛米 22.7D公斤・米；50│178D牛米 18.1D公斤・米；40D│
││磅・英寸 │磅・英寸 │
├──────────┼───────────────┼───────────────┤
│升降舵： │││
├──────────┼───────────────┼───────────────┤
│駕駛桿 │743牛（75.8公斤；167磅） │445牛（45.4公斤；100磅） │
├──────────┼───────────────┼───────────────┤
│駕駛盤（對稱） │890牛（90.7公斤；200磅） │445牛（45.4公斤；100磅） │
├──────────┼───────────────┼───────────────┤
│ (5) │││
│駕駛盤（非對稱） ││445牛（45.4公斤；100磅） │
├──────────┼───────────────┼───────────────┤
│方向舵： │890牛（90.7公斤；200磅） │668牛（68.1公斤；150磅） │
└──────────┴───────────────┴───────────────┘
=tbl/＞
（1）對於設計重量(W)大於2,268公斤（5,000磅）的飛機，規定的最大作用力或扭矩，必須隨重量線性地增加到設計重量5,670公斤（12,500磅）時為規定值的1.18倍。對通勤類飛機，規定的最大作用力或扭矩必須隨重量線性地增加到設計重量8,618公斤（19,000磅）時為規定值的1.35倍。
（2）如果操縱系統的任何個別裝置或操縱面的設計使得規定的最小作用力或力矩不能適用，則可以採用從第23.415條得到的相應的鉸鏈力矩數值，但不得小於所規定的最小力或扭矩的0.6倍。
（3）駕駛盤副翼操縱系統部分還必須按單個切向力進行設計，此切向力的限制值等於表中確定的力偶力的1.25倍。
（4）D為駕駛盤直徑，米（英寸）。
（5）非對稱力必須作用在駕駛盤周緣的一個正常握點上。
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.399條 雙操縱系統
（a）雙操縱系統必須設計成能承受兩個駕駛員反向施加的作用力，此時所採用的每個駕駛員作用力不小於下列載荷中的較大者：
（1）按第23.395條所得載荷的0.75倍；
（2）按第23.397條(b)規定的最小作用力。
（b）雙操縱系統必須設計成能承受兩個駕駛員同向施加的作用力，此時所採用的每個駕駛員作用力不小於按第23.395條所得載荷的75％。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.405條 次操縱系統
次操縱器件，如機輪剎車、擾流板和調整片的操縱器件，均必須按照駕駛員很可能施於該操縱器件的最大作用力進行設計。
第23.407條 配平調整片的影響
配平調整片對操縱面設計情況的影響，只有在操縱面載荷受到駕駛員最大作用力的限制時才必須計入。在這些情況中，認為配平調整片朝幫助駕駛員的方向偏轉，其偏度必須與所考慮情況的速度中預期的最大程度的失配平相對應。
第23.409條 調整片
在任何可用的受載情況下，操縱面調整片必須按飛行包線內很可能得到的空速和調整片偏度的最嚴重的組合來設計。
第23.415條 地面突風情況
（a）操縱系統必須按下列地面突風和順風滑行產生的操縱面載荷進行設計：
（1）如果按本條(a)(2)不要求檢查操縱系統地面突風載荷情況，但是申請人選定按這些載荷來設計操縱系統的某一部分，則只需把這些載荷從操縱面操縱支臂傳到最近的止動器或突風鎖及其支撐結構上；
（2）如果設計採用的駕駛員作用力小於第23.397條(b)中規定的最小值，則必須按下式檢查地面突風和順風滑行引起的操縱面載荷對整個操縱系統的影響：
H＝KcS q
s
=tbl/＞
其中：
H為限制鉸鏈力矩，牛・米（公斤・米；磅・英尺）；
c為鉸鏈線後操縱面的平均弦長，米（英尺）；
2 2
S 為鉸鏈線後操縱面面積，米 （英尺 ）；
s
22 2 2 2
q為動壓，帕（公斤／米 ；磅／英尺 ），其相應的設計速度不小於（編者註：此處公式見原稿），其中W/S為設計最大重量下的翼載，但設計速度不必大於26.8米／秒（88英尺／秒）（W為飛機最大重量，公斤（磅）；g為重力加速度，米／秒 ；S為機翼面積，米 （英尺 ））；
K為本條(b)給出的地面突風情況限制鉸鏈力矩係數（對於副翼和升降舵，K為正值時表示力矩使操縱面下偏，K為負值時表示力矩使操縱面上偏）。
（b）地面突風限制鉸鏈力矩係數K必須取自下表：
┌──────┬───┬────────────────────────────┐
│操縱面 │K│操縱器件位置 │
├──────┼───┼────────────────────────────┤
│(a)副翼│0.75 │(a)架駛桿鎖定或系住在中立位置 │
├──────┼───┼────────────────────────────┤
│(b)副翼│±0.50│(b)副翼全偏：一個副翼為正力矩，另一個副翼為負力矩 │
├──────┼───┼────────────────────────────┤
│(c)升降舵 │±0.75│(c)升降舵向上全偏（－） │
├──────┼───┼────────────────────────────┤
│(d)升降舵 │ │(d)升降舵向下全偏（＋） │
├──────┼───┼────────────────────────────┤
│(e)方向舵 │±0.75│(e)方向舵在中立位置 │
├──────┼───┼────────────────────────────┤
│(f)方向舵 │ │(f)方向舵全偏 │
└──────┴───┴────────────────────────────┘
=tbl/＞
（c）在相關手冊規定的從空重到最大重量的所有系留重量下，規定的系留點及其周圍結構、操縱系統、操縱面及相關的突風鎖都必須能承受飛機系留時由任何方向的直到120公里／小時（65節）水平風引起的限制載荷。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
水平安定和平衡翼面
第23.421條 平衡載荷
（a）水平翼面平衡載荷是在任何規定的沒有俯仰加速度的飛行情況下，維持平衡所必須的載荷。
（b）水平平衡翼面必須按限制機動包線上的任一點和第23.345條規定的襟翼情況所產生的平衡載荷來設計。
〔1993年12月23日第二次修訂〕
第23.423條 機動載荷
每一水平翼面及其支撐結構和具有俯仰控制作用的鴨式或串列式機翼布局的主翼，必須按下列情況所決定的機動載荷來設計：
（a）在速度為V 時，將俯仰操縱器件突然向後移動到最大和突然向前移動到最大，直至操縱止動點或駕駛員限制作用力，取兩者中之最臨界情況；
A
（b）在速度大於V 時，將俯仰操縱器件突然向後移動隨後向前移動，產生下表中法向加速度和角加速度的組合：
A
┌──────────┬───────────┬────────────┐
││ │ 2│
│情況 │法向加速度(n) │角加速度（弧度／秒 ） │
├──────────┼───────────┼────────────┤
│抬頭 │1.0 │+(39/V)n (n -1.5) │
││ │ m m │
├──────────┼───────────┼────────────┤
│低頭 │n │-(39/V)n (n -1.5) │
││ m│ m m │
└──────────┴───────────┴────────────┘
=tbl/＞
其中：
（1）n 為用於飛機設計的正限制機動載荷係數；
m
（2）V為初始速度，節。
本條情況包括了在“校準機動”（在這種機動飛行中，將俯仰操縱器件突然向一個方向移動，然後又突然反向移動）中可能出現的相應載荷，但“校準機動”的偏度和時間要避免超過限制機動載荷係數。對抬頭和低頭兩種情況，水平翼面的總載荷是在速度V和規定的法向載荷係數n時的平衡載荷，加上由於規定的角加速度所引起的機動載荷增量。
〔1993年12月23日第二次修訂〕
第23.425條 突風載荷
（a）每一水平翼面（非主翼）必須按下列情況產生的載荷來設計：
（1）襟翼收起，第23.333條(c)所規定的突風速度；
（2）在速度V ，對應於第23.345條(a)(2)規定的情況，名義強度為7.60米／秒（25英尺／秒）的正負突風。
F
（b）〔備用〕
（c）按本條(a)規定的情況確定水平翼面的總載荷時，必須首先確定在相應的設計速度V 、V 和V 下，穩定無加速飛行的初始平衡載荷。在初始平衡載荷上必須加上由突風引起的載荷增量以得到總載荷。
F C D
（d）在缺少更合理的分析時，由突風產生的載荷增量必須按下式計算，除非表明使用該公式是保守的，否則該式僅適用於後水平尾翼布局的飛機。
（編者註：此處公式見原稿）
其中：
△L 為平尾的載荷增量，牛頓；
ht
K 為第23.341條定義的突風緩和係數；
g
U 為得到的突風速度，米／秒；
de
V為飛機當量速度，米／秒；
a 為後平尾升力曲線的斜率，1／弧度；
ht
2
S 為後平尾的面積，米 ；
ht
（編者註：此處公式見原稿）為下洗係數。
公制：
（編者註：此處公式見原稿）
其中：
△L 為平尾的載荷增量，公斤；
ht
K 為第23.341條定義的突風緩和係數；
g
U 為得到的突風速度，米／秒；
de
V為飛機當量速度，米／秒；
a 為後平尾升力曲線的斜率，1／弧度；
ht
2
S 為後平尾的面積，米 ；
ht
（編者註：此處公式見原稿）為下洗係數。
英制：
（編者註：此處公式見原稿）
其中：
△L 為平尾的載荷增量，磅；
ht
K 為第23.341條定義的突風緩和係數；
g
U 為得到的突風速度，英尺／秒；
de
V為飛機當量速度，節；
a 為後平尾升力曲線的斜率；1／弧度；
ht
2
S 為後平尾的面積，英尺 ；
ht
（編者註：此處公式見原稿）為下洗係數。
〔1993年12月23日第二次修訂〕
第23.427條 非對稱載荷
（a）水平翼面（非主翼）及其支撐結構必須按偏航和滑流影響引起的非對稱載荷與第23.421至第23.425條規定的飛行情況載荷的組合來設計。
（b）在缺少更合理的資料時，對發動機、機翼、水平翼面（非主翼）和機身外形按常規的相對位置布局的飛機，採用下列規定：
（1）可以假定對稱飛行情況最大載荷的100％作用於對稱面一側的水平翼面上；
（2）必須將下列百分比的載荷施加於另一側：
百分比＝100-10(n-1)，其中n是規定的正機動載荷係數，但此百分比不得大於80％。
（c）對於非常規布局的飛機（如水平翼面（非主翼）有較大上反角或水平翼面支撐在垂尾上的飛機），各翼面及支撐結構必須按單獨考慮的每一種規定的飛行情況中同時產生的垂尾和平尾載荷的組合來設計。
〔1993年12月23日第二次修訂〕
垂直翼面
第23.441條 機動載荷
（a）在直至V 的各速度，垂直翼面必須設計得能承受下列各種情況，在計算載荷時可以假定偏航角速度為零：
A
（1）飛機在無偏航非加速飛行時，假定方向舵操縱器件突然移動到操縱止動器或由駕駛員限制作用力所限制的最大偏度；
（2）假定飛機以本條(a)(1)規定的方向舵偏度偏航到過漂側滑角。可以假定過漂角等於本條(a)(3)的靜側滑角的1.5倍來代替分析；
（3）15°的偏航角，方向舵保持在中立位置（受駕駛員作用力限制者除外）。
（b）對於通勤類飛機，必須按照下列附加的機動情況進行設計，速度範圍從V 到V /M 。在計算尾翼載荷時：
A D D
（1）飛機必須偏航到可得到的最大穩態靜側滑角，方向舵處於以下任何一項引起的最大偏轉位置：
（i）操縱面止動器；
（ii）最大可用的助力器作用；
（iii）下圖所示的駕駛員操縱方向舵的最大的力。
（2）方向舵必須從最大偏轉位置突然回到中立位置。
（c）對於某特定速度，(a)(3)所選定的偏航角如果在下列情況中不會被超過，則本條(a)(3)規定的偏航角可以減小：
（1）穩定側滑情況；
（2）從大坡度飛行產生的非協調滾轉；
（3）臨界發動機突然失效，而糾正動作又有延遲。
（編者註：此處圖形見原稿）
設計空速
圖 駕駛員操縱方向舵的最大力
〔1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.443條 突風載荷
（a）垂直翼面必須設計成當速度為V 的非加速飛行時，能夠承受第23.333條(c)中V 時所規定的橫向突風。
CC
（b）此外，對於通勤類飛機，假定飛機以V 、V 、V 及V 作非加速飛行時，遇到垂直於對稱平面的突風。必須研究第23.341條和第23.345條中所確定情況相應的突風和飛機速度。突風形狀必須按第23.333條(c)(2)(i)的規定。
B C D F
（c）在缺少更合理的分析時，必須按下式計算突風載荷：
K U Va S
gt de vt vt
L ＝────────
vt 1.63
=tbl/＞
其中：
L 為垂直翼面載荷，牛頓；
vt
0.88μ
gt
K ＝─────為突風緩和係數；
gt 5.3＋μ
gt
2
2Wg K
μ ＝────── ──為側向質量比；
gt-
ρc ga Sl
t vt vt vt
U 為規定的突風速度，米／秒；
de
3
ρ為空氣密度，公斤／米 ；
W為在特定載荷情況下適用的飛機重量，公斤；
2
S 為垂直翼面面積；米 ；
vt
-
C 為垂直翼面平均幾何弦長，米；
t
a 為垂直翼面升力曲線斜率，1／弧度；
vt
K為偏航方向迴轉半徑，米；
l 為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離，米；
vt
2
g為重力加速度，米／秒 ；
V為飛機當量空速，米／秒。
公制：
K U Va S
gt de vt vt
L ＝───────
vt 16.0
=tbl/＞
其中：
L 為垂直翼面載荷，公斤；
vt
0.88μ
gt
K ＝──────為突風緩和係數；
gt 5.3＋μ
gt
2
2W K
μ ＝────── ──為側向質量比；
gt -
ρc ga S l
t vt vtvt
U 為規定的突風速度，米／秒；
de
24
ρ為空氣密度，牛頓・秒 ／米
W為在特定載荷情況下適用的飛機重量，公斤；
2
S 為垂直翼面面積，米
vt
-
C 為垂直翼面平均幾何弦長，米；
t
a 為垂直翼面升力曲線斜率，1／弧度；
vt
K為偏航方向迴轉半徑，米；
l 為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離，米；
vt
2
g為重力加速度，米／秒
V為飛機當量空速，米／秒。
英制：
K U Va S
gt de vt vt
L ＝────────
vt 498
=tbl/＞
其中：
L 為垂直翼面載荷，磅；
vt
0.88μ
gt
K ＝──────為突風緩和係數；
gt 5.3＋μ
gt
2
2W K
μ ＝────── ──為側向質量比；
gt -
ρc ga S l
t vt vtvt
U 為規定的突風速度，英尺／秒；
de
3
ρ為空氣密度，斯拉格／英尺 ；
W為在特定載荷情況下適用的飛機重量，磅；
2
S 為垂直翼面面積，英尺
vt
-
C 為垂直翼面平均幾何弦長，英尺；
t
a 為垂直翼面升力曲線斜率，1／弧度；
vt
K為偏航方向迴轉半徑，英尺；
l 為從飛機重心到垂直翼面壓心的距離，英尺；
vt
2
g為重力加速度，英尺／秒
V為飛機當量空速，節。
〔1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.445條 外置垂直翼面或翼尖小翼
（a）如果在水平翼面或機翼上安裝了外置垂直翼面或翼尖小翼，則水平翼面或機翼必須根據其最大載荷與這種垂直翼面或小翼所引起的載荷以及因此而導致的作用在水平翼面或機翼上的力和力矩的組合來設計。
（b）當水平翼面（或機翼）將外置垂直翼面或翼尖小翼分成上下兩部分時，則垂直翼面的臨界載荷（按第23.441條和第23.443條確定的單位面積載荷）必須按下列規定施加：
（1）水平翼面（或機翼）以上和以下的垂直翼面面積分別受100％和80％的載荷；
（2）水平翼面（或機翼）以上和以下的垂直翼面面積分別受80％和100％的載荷。
（c）第23.441條和第23.443條的偏航情況套用於本條(b)所述的垂直翼面時，必須計及外置垂直翼面或翼尖小翼的端板效應。
（d）在使用合理的方法進行載荷計算時，對於結構載荷情況必須同時施加第23.441條中作用在垂直翼面上的機動載荷和1g的水平翼面或機翼載荷，包括垂直翼面在水平翼面或機翼上產生的誘導載荷和作用在水平翼面或機翼上的力或力矩。
〔1993年12月23日第二次修訂〕
副翼和特殊裝置
第23.455條 副翼
（a）副翼必須按它們經受的下列載荷來設計：
（1）在對稱飛行情況時副翼處於中立位置；
（2）在非對稱飛行情況時，副翼處於下列偏度（受駕駛員作用力限制者除外）：
（i）在V 時，副翼操縱器件突然移動至最大偏度。可以適當考慮操縱系統的變形；
A
（ii）在V 時，此處V 大於V ，副翼的偏度足以產生不小於本條(a)(2)(i)得到的滾轉率；
C CA
（iii）在V 時，副翼的偏度足以產生不小於本條(a)(2)(i)得到的滾轉率的1/3。
D
（b）〔備用〕
〔1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.459條 特殊裝置
對於採用氣動操縱面的特殊裝置（例如縫翼和擾流板），其受載情況必須由試驗數據確定。
地面載荷
第23.471條 總則
本章規定的限制地面載荷是作用在飛機結構上的外載荷和慣性力。在每個規定的地面載荷情況下，必須用合理的或保守的方法使外部反作用力與線慣性力和角慣性力相平衡。
第23.473條 地面載荷情況和假定
（a）除了第23.479、第23.481和第23.483條可以按本條(b)和(c)允許的設計著陸重量（以最大下沉速度著陸時的最大重量）來表明其符合性外，必須按設計最大重量來表明其符合本章的地面載荷要求。
（b）設計著陸重量可以低至下列數值：
（1）如果最小油量等於設計最大重量與設計著陸重量之差加上足以保證在最大連續功率下至少工作半小時所消耗的油量，則可取為95％的最大重量；或
（2）設計最大重量減去25％總燃油重量。
（c）如果下列兩項成立，則多發飛機的設計著陸重量可以小於本條(b)的規定：
（1）飛機符合第23.67條(b)(1)或(c)的一台發動機不工作情況下的爬升要求，和；
（2）飛機表明符合第23.1001條中應急放油系統的要求。
1/4 1/4 1/4
（d）對本章規定的地面載荷情況，飛機重心處所選定的限制垂直慣性載荷係數，不得小於用0.510(Wg/S) 米／秒（0.902(W/S) 米／秒；4.4(W/S) 英尺／秒）的下沉速度(V)著陸時所能得到的值，但此下沉速度不必大於3.05米／秒（10英尺／秒），也不得小於2.13米／秒（7英尺／秒）。
（e）可以假定在整個著陸過程中，機翼升力不超過飛機重量的2/3，並作用在重心處。地面反作用力載荷係數可以等於慣性載荷係數減去上述假定的機翼升力與飛機重量的比值。
（f）如果用能量吸收試驗來確定對應於所要求的限制下沉速度的限制載荷係數，則這些試驗必須根據第23.723條(a)的要求進行。
（g）在設計最大重量時，用於設計的限制慣性載荷係數不得小於2.67，限制地面反作用力載荷係數也不可小於2.0，除非在使用中預期會遇到的粗糙地面上，以速度直到起飛速度的滑行中，上述兩係數不會被超過。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.477條 起落架布置
第23.479至第23.483條或附屬檔案C中的情況，適用於常規布局的主、前起落架或主、尾起落架飛機。
第23.479條 水平著陸情況
（a）對於水平著陸，假定飛機處於下列姿態：
（1）對於尾輪式飛機，處於正常水平飛行姿態；
（2）對於前輪式飛機，其姿態為下列兩種：
（i）前輪和主輪同時接觸地面；
（ii）主輪接地和前輪稍離地面。
本條(a)(2)(i)項的姿態可以用於要求按本條(a)(2)(ii)進行的分析中。
（b）在研究著陸情況時，必須把阻力分量與相應的瞬時垂直地面反作用力恰當地組合起來，阻力分量為模擬把輪胎和機輪加速到著陸速度（起旋）所需要的力。起旋阻力載荷（回彈）迅速減小引起的向前作用的水平載荷必須在向前的載荷達到峰值時與垂直的地面反作用力相組合，假定機翼升力，且輪胎滑動摩擦係數為0.8。然而，阻力載荷不得小於最大垂直地面反作用力的25％（忽略機翼升力）。
（c）在確定著陸情況的機輪起旋和回彈載荷時，如果缺乏具體的試驗或更為合理的分析，則必須使用附屬檔案D中闡述的方法。如果使用了附屬檔案D，則設計時採用的阻力分量不得小於附屬檔案C中給出的值。
（d）對帶有翼尖油箱或由機翼支持的大型外掛質量（如渦輪螺旋槳或噴氣發動機）的飛機，其翼尖油箱和支撐油箱或大型外掛質量的結構，必須根據本條(a)(1)或(a)(2)(ii)水平著陸情況的動態回響的影響來設計。在計算動態回響的影響時，可以假定飛機升力等於飛機重量。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.481條 尾沉著陸情況
（a）對尾沉著陸，假定飛機處於下列姿態：
（1）對於尾輪式飛機，主輪和尾輪同時接地；
（2）對於前輪式飛機，失速姿態或相應於除主輪外飛機所有部分均不觸地時所允許的最大迎角，兩者中取迎角較小者。
（b）對尾輪式或前輪式飛機，假定在最大垂直載荷出現以前，機輪的圓周速度已達到了飛機的水平速度，地面反作用力為垂直的。
第23.483條 單輪著陸情況
對於單輪著陸情況，假定飛機處於水平姿態，以一側主起落架接地。在這種姿態下，該側地面反作用力必須與第23.479條所得到的一側主起落架載荷相同。
第23.485條 側向載荷情況
（a）對側向載荷情況，假定飛機處於水平姿態，僅以主輪接地，減震支柱和輪胎處於靜態位置。
（b）限制垂直慣性載荷係數必須為1.33，垂直地面反作用力在主起落架間平均分配。
（c）限制側向慣性載荷係數必須為0.83，側向地面反作用力在兩主起落架之間分配如下：
（1）0.5(w)作用在一側主起落架上，方向向內；
（2）0.33(w)作用在另一側主起落架上，方向向外。
（d）假定本條(c)規定的側向載荷作用在接地點上，並且可假定阻力為零。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.493條 滑行剎車情況
對滑行剎車情況，減震支柱和輪胎在靜態位置，並採用下列規定：
（a）限制垂直載荷係數必須為1.33；
（b）姿態和接地狀態，必須符合第23.479條所述的水平著陸情況；
（c）阻力方向的反作用力等於機輪垂直反作用力乘上數值為0.8的摩擦係數，它必須作用於每個帶剎車機輪的接地點上，但是阻力方向的反作用力不必超過按限制剎車扭矩所決定的最大值。
第23.497條 尾輪補充情況
在確定尾輪及受其影響的支撐結構的地面載荷時，採用下列規定：
（a）對於障礙載荷，在機尾下沉著陸情況下得到的限制地面反作用力，假設是向上和向後45°通過輪軸作用。可以假定減震支柱和輪胎在靜態位置；
（b）對於側向載荷，假定等於尾輪靜載荷的限制垂直地面反作用力與等值的側向分力相組合。此外採用下列規定：
（1）如果尾輪可偏轉，則假定尾輪相對飛機縱軸轉動90°，其合成地面載荷通過輪軸；
（2）如果裝有鎖、轉向操縱裝置或減擺器，仍假定尾輪處於拖曳位置，並且側向載荷作用於輪胎接地點上；
（3）假定減震支柱和輪胎在靜態位置。
（c）如果採用尾輪、緩衝器或吸能裝置來表明對第23.925條(b)的符合性，則要滿足下列要求：
（1）必須針對尾輪、緩衝器或吸能裝置確定適當的設計載荷；和
（2）尾輪、緩衝器或吸能裝置的支持結構必須設計成能承受本條(c)(1)的載荷。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.499條 前輪補充情況
在確定前輪及受其影響的支撐結構的地面載荷時，假定減震支柱及輪胎處於靜態位置，下列要求必須得到滿足：
（a）對於向後載荷，輪軸上的限制力分量必須為下述載荷：
（1）垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍；
（2）阻力分量為垂直載荷的0.8倍。
（b）對於向前載荷，輪軸上的限制力分量必須為下述載荷：
（1）垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍；
（2）向前的分量為垂直載荷的0.4倍。
（c）對於側向載荷，接地點上的限制力分量必須為下述載荷：
（1）垂直分量為機輪靜載荷的2.25倍；
（2）側向分量為垂直載荷的0.7倍。
（d）對於帶有由液壓或其他動力操縱的可轉向操縱式前輪的飛機，在設計起飛重量、前輪處於任一轉向操縱位置時，必須假定其承受滿操縱扭矩的1.33倍與等於作用在前起落架上的最大靜反作用力1.33倍的垂直反作用力的組合載荷。如果裝有扭矩限制裝置，則可將操縱扭矩降至該裝置允許的最大值。
（e）如果可轉向操縱式前輪與方向舵腳蹬有直接的機械連線，則該機構必須設計成能承受第23.397條(b)規定的駕駛員最大操縱力引起的轉向操縱扭矩。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.505條 滑橇式飛機的補充情況
在確定滑橇式飛機地面載荷時，假定飛機停在地面上，一個主滑橇凍住在靜止狀態，而其他滑橇可自由滑動，在尾部組件附近必須施加一個相應於設計最大重量0.036倍的限制側向力，安全係數為1.0。
第23.507條 千斤頂載荷
（a）飛機必須按以設計最大重量支承在千斤頂上所產生的載荷來設計。對於起落架千斤頂支承點，飛機為三點姿態；對於主飛機結構千斤頂支承點，飛機為水平姿態。假定支承點的載荷係數如下：
（1）垂直載荷係數為靜反作用力的1.35倍；
（2）前、後和側向載荷係數為靜反作用力的0.4倍。
（b）在千斤頂支承點上的水平載荷必須受慣性力的反作用，以使千斤頂支承點上的合成載荷方向不改變。
（c）必須考慮水平載荷與垂直載荷的所有組合。
第23.509條 牽引載荷
本條牽引載荷必須套用於牽引接頭和與其直接連線的結構的設計。
（a）必須分別考慮本條(d)規定的牽引載荷。這些載荷必須作用於牽引接頭上，並且它們的作用方向必須和地面平行。此外，採用下列規定：
（1）必須考慮作用於重心上等於1.0的垂直載荷係數；
（2）減震支柱和輪胎必須處於靜態位置。
（b）對於牽引點不在起落架上但靠近飛機對稱平面的情況，採用為輔助起落架規定的阻力和側向牽引載荷分量。對於牽引點位於起落架外側的情況，採用為主起落架規定的阻力和側向牽引載荷分量。在不能達到規定的旋轉角的情況下，必須採用可能達到的最大旋轉角度。
（c）本條(d)規定的牽引載荷必須受到下列載荷的反作用：
（1）作用在主起落架上的牽引載荷的側向分量，必須受到一個側向力的反作用，此側向力作用於承受此載荷的機輪的靜地面線上；
（2）作用在輔助起落架上的牽引載荷，以及作用在主起落架上的牽引載荷的阻力分量，必須受到下列載荷的反作用：
（i）在承受牽引載荷的機輪軸線上，必須施加一個反作用力，其最大值等於垂直反作用力。為達到平衡，必須施加足夠的飛機慣性力；
（ii）所有載荷必須由飛機慣性力相平衡。
（d）規定的牽引載荷如下，表中w是設計最大重量：
┌──────┬────────┬─────┬─────┬────────────┐
│ 牽引點 │位 置│ 大 小 │ 載荷序號 │ 方 向 │
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ 主起落架 │ │ 0.225w │ 1│向前，平行於阻力軸線 │
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │ ││ 2│向前，與阻力軸線成30° │
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │ ││ 3│向後，平行於阻力軸線 │
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │ ││ 4│向後，與阻力軸線成30° │
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ 輔助起落架 │轉向前│ 0.3w │ 5│向前│
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │ ││ 6│向後│
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │轉向後│ 0.3w │ 7│向前│
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │ ││ 8│向後│
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ 輔助起落架 │ 從前面轉45° │ 0.15w │ 9│在機輪平面內向前 │
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │ ││ 10 │在機輪平面內向後 │
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │ 從後面轉45° │ 0.15w │ 11 │在機輪平面內向前 │
├──────┼────────┼─────┼─────┼────────────┤
│ │ ││ 12 │在機輪平面內向後 │
└──────┴────────┴─────┴─────┴────────────┘
=tbl/＞
第23.511條 地面載荷：多輪起落架裝置上的非對稱載荷
（a）迴轉載荷 假定飛機在下述狀態圍繞一側主起落架迴轉：
（1）在迴轉組件上的剎車是剎死的；
（2）相應於限制垂直載荷係數1.0和摩擦係數0.8的載荷，施加於這個主起落架及其支承結構上。
（b）非均勻輪胎載荷 第23.471至第23.483條確定的載荷必須以60％和40％的分配關係，依次施加於每個雙輪起落架的雙輪和輪胎上。
（c）泄氣輪胎載荷 對泄氣的輪胎情況如下：
（1）必須將第23.471至第23.483條確定的載荷的60％，依次施加於起落架的每一個機輪上；
（2）第23.485條和第23.493條確定的限制阻力和側向載荷的60％和限制垂直載荷的100％或本條(c)(1)所得到的較小的垂直載荷，必須依次施加於雙輪起落架的每一個機輪上。
水載荷
第23.521條 水載荷情況
（a）水上飛機和水陸兩用飛機的結構必須根據在很可能遇到的最惡劣海上條件下正常運行時很可能出現的任何姿態，以相應的向前和下沉速度起飛和著水過程中所產生的水載荷進行設計。
（b）除非申請人對水載荷作出更合理的分析，否則採用第23.523條至第23.537條的規定。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.523條 設計重量和重心位置
（a）設計重量 必須在直到設計著水重量的各種運行重量下滿足水載荷要求。但對於第23.531條中所述的起飛情況，必須採用水面設計起飛重量（水面滑行和起飛滑跑的最大重量）。
（b）重心位置 必須考慮在申請合格審定的重心限制範圍內臨界重心，以獲得水上飛機結構每一部分的最大設計載荷。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.525條 載荷的假定
（a）除非另有規定，否則假定水上飛機作為整體承受與第23.527條規定的載荷係數相應的載荷。
（b）在施加按第23.527條中規定的載荷係數得到的載荷時，可以用不小於第23.533條(c)中規定的壓力把該載荷分布於整個船體或主浮筒的底部（以避免在水載荷作用部位出現過大的局部剪下載荷和彎矩）。
（c）對於雙浮筒水上飛機，每個浮筒必須作為一架假想的水上飛機的一個等效船體，其重量等於該雙浮筒水上飛機重量的一半。
（d）除第23.531條的起飛情況外，在著水時，假定水上飛機的氣動升力為水上飛機重力的2/3。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.527條 船體和主浮筒載荷係數
（a）水面反作用載荷係數n 必須以下列方法計算：
w
（1）對於斷階著水情況：
2
C V
1 S0
n ＝────────
w 2/31/3
（tan β）W
=tbl/＞
（2）對船首和船尾著水情況：
2
C VK
1 S0 1
n ＝────────×───────
w 2/31/3 2 2/3
（tan β）W （1＋r ）
x
=tbl/＞
（b）採用下列值：
（1）n 為水面反作用載荷係數（即水面反作用力除以水上飛機重力）
w
（2）C ＝0.00922（公制：C ＝0.00922；英制：C ＝0.012），為水上飛機操縱經驗係數（但此數不得小於為獲得斷階載荷係數最小值2.33所需要的數值）
1 1 1
（3）V 為襟翼打開在相應的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；
S0
（4）β為在確定載荷係數的縱向站位處的斜升角，度。載荷係數按附屬檔案I圖1來確定；
（5）W為水上飛機設計著水重量，公斤（磅）；
（6）K 為船體站位的經驗加權係數，按附屬檔案I圖2
1
（7）r 為平行於船體基準軸，從水上飛機重心到進行載荷係數計算的船體縱向站位的距離與水上飛機的俯仰迴轉半徑之比。船體基準軸為一條在對稱平面內與主斷階處龍骨相切的直線。
x
（c）對於雙浮筒水上飛機，由於浮筒與水上飛機連線的柔性影響，可以將船首和船尾處的係數K 減少到附屬檔案I圖2所示值的80％，這種減少僅適用於傳力構架和水上飛機機體結構的設計。
1
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.529條 船體和主浮筒著水情況
（a）對稱斷階、船首和船尾著水 對於對稱斷階、船首和船尾著水，水面反作用限制載荷係數按第23.527計算確定。此外，採用下列規定：
（1）對於對稱斷階著水，水載荷的合力必須在龍骨上，通過重心且與龍骨線垂直；
（2）對於對稱船首著水，水載荷的合力必須作用在從船首到斷階的縱向距離1/5處的龍骨上，且與龍骨線垂直；
（3）對於對稱船尾著水，水載荷的合力必須作用在從斷階到尾柱的縱向距離85％處的龍骨上，且與龍骨線垂直。
（b）非對稱著水：船體式水上飛機和單浮筒水上飛機 必須檢查非對稱的斷階、船首和船尾著水情況。此外，採用下列規定：
（1）每一情況的載荷均由向上分量和側向分量組成，其值分別等於相應的對稱著水情況合力乘以0.75和0.25tanβ；
（2）載荷向上分量的作用點和方向與對稱情況相同，側向分量的作用點在向上分量的同一縱向站位處，作用於龍骨線和舭線之間的中點，但方向朝內並垂直於對稱平面。
（c）非對稱著水：雙浮筒水上飛機 非對稱載荷由作用於每一浮筒斷階處的向上載荷和僅作用於一個浮筒上的側向載荷組成，其值分別等於按第23.527條獲得的斷階著水載荷乘以0.75和0.25tanβ。側向載荷作用在浮筒龍骨線和舭線之間的中點，位於與向上載荷相同的縱向站位處，但方向朝內並垂直於對稱平面。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.531條 船體和主浮筒起飛情況
對於機翼及其與船體或主浮筒的連線，採用下列規定：
（a）假定機翼的氣動升力為零；
（b）必須施加向下的慣性載荷，其對應的載荷係數按下式計算：
2
C V
TO S1
n＝────────
2/31/3
（tan β）W
=tbl/＞
式中：
n為慣性載荷係數；
C ＝0.00307（公制：C ＝0.0030；英制：C ＝0.004），為水上飛機操作經驗係數；
TO TO TO
V 為襟翼打開在相應的起飛位置，在水面設計起飛重量下的水上飛機失速速度，節
S1
β為主斷階處的斜升角，度；
W為水上設計起飛重量，公斤（磅）。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.533條 船體和主浮筒底部壓力
（a）總則 必須按本條規定設計船體和主浮筒結構，包括構架、隔框、長桁和底板。
（b）局部壓力 對於底板、長桁及其與支承結構連線的設計，必須採用下列的壓力分布：
（1）對於無舭彎的船底，舭處的壓力為龍骨處壓力的75％，龍骨與舭之間的壓力按附屬檔案I圖3成線性變化。龍骨處的壓力按下式計算：
2
K V
2 S1
P ＝C ×──────
K 2 tanβ
K
=tbl/＞
式中：
22
P 為龍骨上的壓力，帕（公斤／厘米 ；磅／英寸 ）
K
C ＝14.7（公制：C ＝0.00015；英制：C ＝0.00213）
22 2
K 為船體站位加權係數，按附屬檔案I圖2
2
V 為襟翼打開在相應的起飛位置，水面設計起飛重量下的水上飛機失速速度，節；
S1
β 為在龍骨處的斜升角，度。按附屬檔案I圖1。
K
（2）對於帶舭彎的船底，舭彎起點處的壓力與無舭彎船底的壓力相同。舭和舭彎起點之間的壓力按附屬檔案I圖3成線性變化。壓力分布與本條(b)(1)無舭彎船底的規定相同，但舭處的壓力按下式計算：
2
K V
2 S1
P ＝C ×─────
ch 3tanβ
=tbl/＞
式中：
22
P 為舭處的壓力，帕（公斤／厘米 ；磅／英寸 ）；
ch
C ＝11.0（公制：C ＝0.000113；英制：C ＝0.0016）；
33 3
K 為船體站位加權係數，按附屬檔案I圖2
2
V 為襟翼打開在相應的起飛位置，水面設計起飛重量下的水上飛機失速速度，節；
S1
β為相應站位處的斜升角，度。
在壓力作用區域內必須模擬船體或浮筒受高度集中的撞擊時所產生的壓力，但不必擴大到對框架或整個結構會引起臨界應力的那些區域。
（c）壓力分布 對於框架、龍骨和舭結構的設計，採用下列壓力分布：
（1）對稱壓力按下式計算：
2
K V
2 S0
P＝C ×─────
4 tanβ
=tbl/＞
式中：
22
P為壓力，帕（公斤／厘米 ；磅／英寸 ）
C ＝700.0C （公制：C ＝0.00549C ；英制：C ＝0.078C ）。C 按第23.527條計算；
4 1 41 4 11
K 為船體站位加權係數，按附屬檔案I圖2；
2
V 為襟翼打開在相應的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；
S0
β為相應站位處的斜升角，度。
（2）非對稱壓力分布由本條(c)(1)規定的作用在船體或主浮筒中心線一側的壓力和作用在船體或主浮筒中心線另一側的該壓力的一半組成，按附屬檔案I圖3。
（3）這些壓力是均勻的，且必須同時作用於整個船體或主浮筒底部，所得到的載荷必須傳給船體本身的側壁結構，但不必作為剪下和彎曲載荷向前後傳遞。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.535條 輔助浮筒載荷
（a）總則 輔助浮筒和其連線以及支承結構，必須按本條規定的情況進行設計。在本條(b)至(e)規定的情況中，為避免局部載荷過大，可將規定的水載荷分布於整個浮筒底部，所採用的底部壓力不小於本條(g)規定的數值。
（b）斷階載荷 水載荷的合力必須作用在浮筒的對稱平面內，作用點位於從筒首到斷階的距離的3/4處，方向必須與龍骨垂直，限制載荷的合力按下式計算，但L值不必超過浮筒完全浸沒時排水量的三倍：
2 2/3
C V W
5 S0
L＝───────────
2/3 2 2/3
tan β （1＋r ）
s y
=tbl/＞
其中：
L為限制載荷，牛頓（公斤；磅）；
C ＝0.0399（公制：C ＝0.00898；英制：C ＝0.0053）；
5 5 5
V 為襟翼打開在相應的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；
S0
W為水上飛機設計著水重量，公斤（磅）；
β 為從筒首到斷階的距離的3/4站位處的斜升角，但不必小於15度；
s
r 為重心和浮筒對稱面之間的橫向距離與滾轉時的迴轉半徑之比。
y
（c）筒首載荷 限制載荷的合力必須作用在浮筒的對稱平面內，作用點位於筒首到斷階的距離的1/4處；方向必須與通過該點的龍骨線的切線垂直，載荷合力的大小為本條(b)規定的值。
（d）非對稱斷階載荷 水載荷的合力由等於本條(a)規定載荷的75％的向上分量和等於本條(b)規定載荷乘以0.25tanβ的側向分量組成。側向載荷必須作用於龍骨和舭之間的中點並垂直於浮筒的對稱平面。
（e）非對稱筒首載荷 水載荷的合力由等於本條(b)規定載荷的75％的分量和等於本條(c)規定載荷乘以0.25tanβ的側向分量組成。側向載荷必須作用於龍骨和舭之間的中點並垂直於浮筒的對稱平面。
（f）浮筒浸沒情況 載荷的合力必須作用在浮筒橫截面的形心上，且位於從筒首到斷階的距離的1/3處，限制載荷分量如下：
垂直載荷＝ρgV
ρ 2/3 2
向後載荷＝C ─ V (KV )
x 2 S0
ρ 2/3 2
側向載荷＝C ─ V (KV )
y 2 S0
=tbl/＞
式中：
32 4 3
ρ為水的質量密度，公斤／米 （牛頓・秒 ／米 ；斯拉格／英尺 ）；
3 3
V為浮筒體積，米 （英尺 ）
C ＝0.0124（公制：C ＝0.0124；英制：C ＝0.133），阻力係數；
x x x
C ＝0.0098（公制：C ＝0.0098；英制：C ＝0.106），側向力係數；
y y y
K＝0.8，如果表明，在正常操作情況下，速度為0.8V 時浮筒不能浸沒，則可用較小的數值；
S0
V 為襟翼打開在相應的著水位置，不考慮滑流影響的水上飛機失速速度，節；
S0
22
g為重力加速度，米／秒 （英尺／秒 ）；
（g）浮筒底部壓力 浮筒底部壓力必須根據第23.533條制定，但公式中的K 值取為1.0。用以確定浮筒底部壓力的斜升角按本條(b)規定。
2
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.537條 水翼載荷
水翼設計載荷必須根據適用的試驗數據得出。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
應急著陸情況
第23.561條 總則
（a）雖然飛機在應急著陸情況中可能損壞，但飛機必須按本條規定進行設計，以在此情況中保護乘員。
（b）結構的設計必須能在下列條件下給每一乘員以避免嚴重傷害的一切合理的機會：
（1）正確使用在設計中規定的座椅、安全帶和肩帶。
（2）乘員經受與下列極限載荷係數相對應的靜慣性載荷：
（i）向上，3.0，對正常類、實用類和通勤類飛機；4.5，對特技類飛機；
（ii）向前，9.0；
（iii）側向，1.5；和
（iv）向下，6，當要求按第23.807條(d)(4)的應急出口規定進行審定時；和
（3）艙內可能傷害乘員的質量項目經受與下列極限載荷係數相對應的靜慣性載荷：
（i）向上，3.0；
（ii）向前，18.0；
（iii）側向，4.5。
（c）具有可收放起落架的飛機，必須設計成在下列情況著陸時為每個乘員提供防護：
（1）機輪收上；
（2）中等下沉速度；
（3）在缺乏詳細的分析時，假定經受到下述載荷：
（i）向下的極限慣性載荷係數為3；
（ii）地面摩擦係數為0.5。
（d）如果不能確定應急著陸時飛機翻倒是不大可能的，則結構必須按如下所述設計成能在飛機完全翻倒時保護乘員：
（1）可以用分析辦法表明在下列情況下飛機翻倒的可能性：
（i）重量和重心位置的最不利組合；
（ii）縱向載荷係數為9.0；
（iii）垂直載荷係數為1.0；
（iv）對前三點起落架的飛機，前輪支柱失效且機頭觸地。
（2）為確定翻倒後作用於飛機上的載荷，必須採用向上極限慣性載荷係數為3.0，地面摩擦係數為0.5。
（e）除了第23.787條(c)的規定外，支承結構必須設計成在不超過本條(b)(3)規定值的各種載荷下，能約束住那些在輕度撞損著陸時脫落後可能傷害乘員的每個質量項目。
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.562條 應急著陸動態要求
（a）每個用於正常類、實用類或特技類飛機上的座椅和約束系統，必須設計成在應急著陸時並在下列條件下能保護乘員：
（1）正確使用在設計中規定的座椅、安全帶和肩帶；
（2）乘員受到本條規定條件所產生的載荷。
（b）除了要符合本條(d)的座椅／約束系統以外，正常類、實用類或特技類飛機上供機組和乘客使用的每一個座椅和約束系統，必須按照下述每一條件成功地完成動力試驗或者用有動力試驗支持的合理分析來證明。進行動力試驗必須用局方認可的擬人試驗模型(ATD)或局方批准的等效物模擬乘員，其名義重量為77公斤（170磅），坐在正常的向上位置。
（1）對於第一次試驗，速率的變化不得小於9.4米／秒（31英尺／秒）。座椅和約束系統的取向必須是相對飛機的名義位置。飛機的水平面相對撞擊方向上仰60度無偏轉。安裝在飛機內第一排的座椅和約束系統，最大負加速度必須在撞出後0.05秒內出現，並且最小必須達到19.0g。對於所有其他座椅和約束系統，最大負加速度必須在撞擊後0.06秒內出現，並最小達到15.0g。
（2）對於第二次試驗，速率的變化不得小於12.8米／秒（42英尺／秒）。座椅和約束系統的取向必須是相對飛機的名義位置。飛機垂直對稱面相對撞擊方向偏轉10度無俯仰，處於對肩帶產生最大載荷的方向上。對於安裝在飛機內第一排的座椅和約束系統，最大負加速度必須在撞擊後0.05秒內出現，並最小達到26.0g。對於所有其他座椅和約束系統，最大負加速度必須在撞擊後0.06秒內出現，並最小達到21.0g。
（3）考慮到地板變形，在進行本條(b)(2)中所規定的試驗之前，必須預載入使得用於將座椅和約束系統連線到機體結構的連線裝置或地板導軌相對垂直偏移至少10度（即俯仰不平行）。並且必須預載入使導軌或連線裝置之一滾轉10度。
（c）按照本條(b)進行動力試驗，必須表明符合下列要求：
（1）儘管座椅和約束系統部件可能受到設計上的預期的變形、延伸、位移或撞損，但座椅和約束系統必須約束住擬人試驗模型(ATD)。
（2）儘管座椅結構可能變形，但座椅和約束系統與試驗固定裝置間的連線必須保持完好。
（3）撞擊過程中，每一肩帶必須保持在ATD的肩上。
（4）撞擊過程中，安全帶必須保留在ATD的骨盆上。
（5）動力試驗結果必須表明乘員不受到嚴重的頭部損傷。
（i）如果乘員可能觸及鄰近的座椅、結構或其他艙內物件，則必須給乘員提供保護，以使頭部傷害判據(HIC)不超過1000。
（ii）HIC值用下列公式確定：
（編者註：此處公式見原稿）
式中：
t 積分初始時間（秒）；
1
t 積分終止時間（秒）；
2
(t -t )主要頭部撞擊持續時間（秒）；
2 1
a(t)頭部重心處合成負加速度（以g的倍數表示）。
（iii）必須在進行按本條(b)(1)和(b)(2)規定的動力試驗時測定頭部所受的撞擊以表明符合HIC限制值；或用試驗或分析方法單獨表明符合頭部傷害判據。
（6）作用於單肩帶系帶上的載荷不得超過7,790牛（793.8公斤；1,750磅）。若用雙系帶來結束上部軀幹，則系帶總載荷不得超過8,900牛（907.2公斤；2,000磅）。
（7）在ATD骨盆和腰脊柱之間測得的壓縮載荷不得超過6,680牛（680公斤；1,500磅）。
（d）對於在最大重量下V 大於61節的所有單發飛機，以及不符合第23.67條(a)(1)的最大重量不超過2,722公斤（6,000磅）、在最大重量下V 大於61節的多發飛機，必須符合下列要求：
S0S0
（1）第23.561條(b)(1)的極限載荷係數必須乘以增大的失速速度與61節的比值的平方。增大後的極限載荷係數不必大於V 為79節時所能達到的值。特技類飛機向上的極限載荷係數不必超過5.0。
S0
（2）本條(b)(1)要求的座椅／約束系統試驗必須按照下列準則進行：
（i）速度的變化量不得低於31英尺／秒。
（ii）(A)19g和15g的最大負加速度必須乘以增大的失速速度與61節的比值的平方：
2 2
g ＝19.0(V /61) 或g ＝15.0(V /61)
ρ S0 ρ S0
=tbl/＞
（B）最大負加速度不必超過V 為79節時所能達到的值。
S0
（iii）最大負加速度必須在t 時間內出現，t 必須按照下式計算：
r r
31 0.96
t ＝──────＝──
r 32.2（g ） g
ρρ
=tbl/＞
其中：
g 為根據本條(d)(2)(ii)計算得到的最大負加速度
ρ
t 為達到最大負加速度所需要的時間（秒）
r
（e）如果在合理的基礎上得到驗證，某種替代方法亦可套用，但應達到等效於或高於本條所要求的保護乘員安全水平。
〔1990年7月18日第一次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
疲勞評定
第23.571條 金屬增壓艙結構
對於正常類、實用類和特技類飛機，增壓艙的金屬結構的強度、細節設計和製造必須按下列任何一條進行評定：
（a）疲勞強度檢查 用試驗或有試驗支持的分析方法表明，結構能夠承受在服役中預期的變幅重複載荷，或
（b）破損安全強度檢查 用分析、試驗或兩者兼用的方法表明，當一個主要結構元件出現疲勞破壞或明顯的局部破壞後，結構不可能發生災難性破壞，並且其餘結構能夠承受其值為V 時限制載荷係數75％的極限靜載荷係數，同時要考慮正常工作壓力、預期的氣動外壓和飛行載荷的綜合影響。除非靜載荷下破壞的動態效應另有考慮，這些載荷必須乘以1.15的係數。
C
（c）第23.573條(b)的損傷容限評定。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.572條 金屬機翼、尾翼和相連結構
（a）對於正常類、實用類和特技類飛機，除非從疲勞的觀點衡量已表明該結構、使用應力水平、材料和預期的使用與已有廣泛而滿意的服役經驗的設計相類似，否則對那些破壞後可能引起災難性後果的機體結構件的強度、細節設計及製造，必須按下列任何一條進行評定：
（1）疲勞強度檢查 用試驗或有試驗支持的分析方法來表明，結構能承受在服役中預期的變幅重複載荷；或
（2）破損安全強度檢查 用分析、試驗或兩者兼用的方法表明，當一個主要結構元件出現疲勞破壞或明顯局部破壞後，結構不可能發生災難性破壞，並且其餘結構能夠承受其值為V 時臨界限制載荷係數75％的極限靜載荷係數。除非在靜載荷下破壞的動態效應另有考慮，這些載荷必須乘以1.15的係數。
C
（3）第23.573條(b)的損傷容限評定。
（b）本條要求的每一評定必須：
（1）包括典型的載荷譜（如滑行、地―空―地循環、機動、突風等）；
（2）計及任何由於氣動面的互動作用而導致的顯著影響；
（3）考慮由於螺旋槳滑流載荷和旋渦碰撞抖振導致的顯著影響。
〔1990年7月18日第一次修訂，1993年12月23日第二次修訂，2004年10月12日第三次修訂〕
第23.573條 結構的損傷容限和疲勞評定
（a）複合材料機體結構 複合材料機體結構必須按本條要求進行評定，而不用第23.571和第23.572條。除非表明不可行，否則申請人必須用本條(a)(1)至(a)(4)規定的損傷容限準則對每個機翼（包括鴨式、串列式機翼和翼尖小翼）、尾翼及其貫穿結構和連線結構、可動操縱面及與其連線結構、機身和增壓艙中失效後可能引起災難性後果的複合材料機體結構進行評定。如果申請人確定損傷容限準則對某個結構不可行，則該結構必須按照本條(a)(1)和(a)(6)進行評定。如果使用了膠接連線，則必須按照本條(a)(5)進行評定。在本條要求的評定中，必須考慮材料偏差和環境條件對複合材料的強度和耐久性特性的影響。
（1）必須用試驗或有試驗支持的分析表明，在所使用的檢查程式規定的檢查門檻值對應的損傷範圍內，帶損傷結構能夠承受極限載荷。
（2）必須用試驗或有試驗支持的分析確定，在服役中預期的重複載荷作用下，由疲勞、腐蝕、製造缺陷、或衝擊損傷引起的損傷擴展率或不擴展。
（3）必須用剩餘強度試驗或有剩餘強度試驗支持的分析表明，帶有可檢損傷的結構能夠承受臨界限制飛行載荷（作為極限載荷），該可檢損傷範圍與損傷容限評定結果相一致。對於增壓艙，必須承受下列載荷：
（i）正常使用壓力與預期的外部氣動壓力相組合，並與臨界限制飛行載荷同時作用；
（ii）1g飛行時預期的外部氣動壓力與等於1.1倍正常使用壓差的座艙壓差相組合，不考慮其他載荷。
（4）在初始可檢性與剩餘強度驗證所選的值之間的損傷擴展量（除以一個係數就得到檢查周期）必須能夠允許制定一個適於操作和維護人員使用的檢查大綱。
（5）對於任何膠接連線件，如果其失效可能會造成災難性後果，則必須用下列方法之一驗證其限制載荷能力：
（i）必須用分析、試驗或兩者兼用的方法確定每個膠接連線件能承受本條(a)(3)的載荷的最大脫膠範圍。對於大於該值的情況必須從設計上加以預防；或
（ii）對每個將承受臨界限制設計載荷的關鍵膠接連線件的批生產件都必須進行驗證檢測；
（iii）必須確定可重複的、可靠的無損檢測方法，以確保每個連線件的強度。
（6）對於表明無法採用損傷容限方法的結構部件，必須用部件疲勞試驗或有試驗支持的分析表明其能夠承受服役中預期的變幅重複載荷。必須完成足夠多的部件、零組件、元件或試片試驗以確定疲勞分散係數和環境影響。在驗證中必須考慮直至可檢性門檻值和極限載荷剩餘強度的損傷範圍。
（b）金屬機體結構 如果申請人選擇用第23.571條(c)或第23.572條(a)(3)，則損傷容限評定必須包括確定由疲勞、腐蝕或意外損傷引起的損傷的可能位置和模式，必須用有試驗依據支持的分析和服役經驗（如果有服役經驗）來確定。如果設計的結構有可能產生疲勞引起的多部位損傷，則必須考慮這類損傷。評定必須包括有試驗依據支持的重複載荷和靜力分析。在飛機的使用壽命期內任一時刻的剩餘強度所對應的損傷範圍必須與初始可檢性及隨後在重複載荷下的擴展量相一致。剩餘強度評定必須表明，剩餘結構能夠承受臨界限制飛行載荷（作為極限載荷），並且此時的可檢損傷範圍與損傷容限評定結果一致。對於增壓艙，必須承受下列載荷：
（1）正常使用壓差和預期的外部氣動壓力相結合，並與本規章規定的飛行載荷情況同時作用；和
（2）1g飛行時預期的外部氣動壓力與等於1.1倍正常使用壓差的座艙壓差相組合，不考慮其他載荷。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.574條 通勤類飛機金屬件的損傷容限和疲勞評定
對於通勤類飛機：
（a）金屬件的損傷容限 對強度、細節設計和製造的評定必須表明，飛機在整個使用壽命期間將避免由於疲勞、腐蝕、缺陷或損傷引起的災難性破壞。除本條(b)規定的情況以外，對可能引起災難性破壞的每一結構部分都必須按第23.573條進行這一評定。
（b）疲勞（安全壽命）評定 如果申請人確認，本條(a)的損傷容限要求對某特定結構是不可行的，則不需要滿足該要求。必須用有試驗依據支持的分析表明該結構能夠承受其使用壽命期內預期的重複的變幅載荷而不產生可檢裂紋。必須採用合適的安全壽命分散係數。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.575條 檢查及其他方法
必須根據第23.571、第23.572、第23.573或第23.574條要求的評定來確定檢查方法，確定部位、周期或其他方法以避免災難性破壞，並且必須將之納入第23.1529條要求的持續適航檔案的適航性限制條款。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
D章 設計與構造
第23.601條 總則
對飛機運行的安全有重要影響的每個有疑問的設計細節和零件的適用性必須通過試驗確定。
第23.603條 材料和工藝質量
（a）其損壞可能對安全性有不利影響的零件所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：
（1）由經驗或試驗來確定；
（2）符合經批准的標準，保證這些材料具有設計資料中採用的強度和其他性能；
（3）考慮服役中預期的環境條件，如溫度和濕度的影響。
（b）工藝質量必須是高標準的。
第23.605條 製造方法
（a）採用的製造方法必須能生產出一個始終完好的結構。如果某種製造工藝（如膠接、點焊或熱處理）需要嚴格控制才能達到此目的，則該工藝必須按照批准的工藝規範執行。
（b）飛機的每種新製造方法必須通過試驗大綱予以證實。
第23.607條 緊固件
（a）如果可卸的緊固件的丟失可能妨礙繼續安全飛行和著陸，則其必須有兩套鎖定裝置。
（b）緊固件及其鎖定裝置不得受到與具體安裝相關的環境條件的不利影響。
（c）使用過程中經受轉動的任何螺栓都不得採用自鎖螺母，除非在自鎖裝置外還採用非摩擦鎖定裝置。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.609條 結構保護
每個結構零件必須滿足下列要求：
（a）有適當的保護，以防止使用中由於任何原因而引起性能降低或強度喪失，這些原因中包括：
（1）氣候；
（2）腐蝕；
（3）磨損。
（b）有足夠的通風和排水措施。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.611條 可達性措施
對需要維護、檢查或其他保養的每個部件，必須在設計中採取適當的措施，以便完成這些工作。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.613條 材料的強度性能和設計值
（a）材料的強度性能必須以足夠的材料試驗為依據（材料應符合標準），在試驗統計的基礎上制定設計值。
（b）設計值的選擇必須使因材料偏差而引起結構破壞的機率降至最小。除本條(e)的規定外，必須通過選擇確保材料強度具有下述機率的設計值來表明符合本款的要求：
（1）如果所加的載荷最終通過組件內的單個元件傳遞，而該元件的破壞會導致部件失去結構完整性，則機率為99％，置信度95％。
（2）對於單個元件破壞將使施加的載荷安全地分配到其他承載元件的靜不定結構，機率為90％，置信度95％。
（c）至關重要的部件或結構在正常運行條件下熱影響顯著的部位，必須考慮溫度對設計許用應力的影響。
（d）結構的設計，必須使災難性疲勞破壞的機率減至最小，特別是在應力集中處。
（e）對於一般只能用保證最小值的情況，如果在使用前對每一單項取樣進行試驗，確認該特定項目的實際強度性能等於或大於設計使用值，則通過這樣“精選”的材料採用的設計值可以大於本條要求的保證最小值。
〔2004年10月12日第三次修訂〕
第23.619條 特殊係數
對於每一結構零件，如果屬於下列任一情況，則第23.303條規定的安全係數必須乘以第23.621至第23.625條規定的最高的相應特殊安全係數：
（a）其強度不易確定；
（b）在正常更換前，其強度在服役中很可能降低；
