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斜率。該速度范圍為：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)速度低于1.4VS1；或
(ii) 速度大于VFC/MFC；或
(iii)在某速度下需要大于22.7 公斤（50 磅）的桿力。
(c)著陸 桿力曲線在1.1VS1 和1.8VS1 之間必須有穩定的斜率，此時：
(1)襟翼在著陸位置；
(2)起落架在放下位置；和
(3)飛機配平于：
(i)VREF 或最小配平速度如其更高，發動機無動力；和
(ii)VREF 并保持3°下滑相應功率。
[1990 年7 月18 日第一次修訂，2004 年×月×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 用方向舵松浮時，飛機從機翼水平側滑中改出的趨勢來表示，對相
應于起飛、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
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規定
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大連續功率的對稱動力狀態，速度從1.2VS1 直到所試驗的狀態下的最大允許速度，必須表
明是穩定的。試驗時的側滑角范圍必須與飛機型號相適應。對更大的角度，直到相應于蹬滿
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
1.2VS1 到VO 時，方向舵腳蹬力不得有反逆現象。
(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，當速度從大于起飛構型的1.2VS1
和其他構型的1.3VS1 到所試驗狀態的最大允許速度之間，相應于起飛、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1.2VS1 和其他構型的1.3VS1 速度橫向靜穩定性不得為負。試驗時的側滑角范圍必須
與飛機型號相適應，但在任何情況下不得小于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。
(c)本條(b)不適用于特技類飛機倒飛的審查。
(d)在速度為1.2VS1 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�？焖龠M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征。
[2004 年×月×日第三次修訂]
[第23.179 條 刪除]
[2004 年×月×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蕩（不包括
橫向－航向的組合振蕩），在主操縱處于下列狀態時，必須受到重阻尼：
(1)松浮狀態；
(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－航向組合振蕩
（荷蘭滾），在主操縱處于下列狀態時，其振幅必須在7 周內衰減到原來的1/10：
(1)松浮狀態；
(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于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響
應。飛行航跡的任何長周期振蕩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×月×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
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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：在至少高于失速速度
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后，或操縱器被保持在止
動點不少于2 秒或用于確定第23.49 條最小定常飛行速度所采用的時間（取大者）后，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于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1.4VS0 速度時平飛相應功率下進行，
但該功率不能小于50%最大連續功率。
(5)配平：盡可能靠近1.5VS1 速度上配平；
(6)螺旋槳：無功率狀態時處于轉速增量最大的位置。
[2004 年×月×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)建立并保持30°坡度的協調轉彎，使用升降舵穩定地并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)對于轉彎飛行失速，不得超過每秒1 節；
(2)對于加快轉彎失速，為每秒3～5 節，并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
　
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