曝光臺 注意防騙
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應(yīng)操縱器件動作的運動速率，以及自動定位裝置或載荷限制裝置的特性，必須使飛機具有滿
意的飛行特性和性能。
（ｄ） 升力裝置操縱機構(gòu)必須設(shè)計成，在低于ＶF＋９．０節(jié)的任一速度下以發(fā)動機最
大連續(xù)功率（推力）作定常飛行時，能將操縱面從全展位置收起。
§２５．６９９ 升力和阻力裝置指示器
（ａ） 對于每一升力和阻力裝置，如果駕駛艙內(nèi)設(shè)有獨立的操縱器件用于調(diào)整其位置，
則必須設(shè)置向駕駛員指示其位置的裝置。此外，對于升力或阻力裝置系統(tǒng)中出現(xiàn)的不對稱工
作或其它功能不正常，考慮其對飛行特性和性能的影響，如果必須有指示，才能使駕駛員防
止或?qū)Ω恫话踩娘w行或地面情況，則必須設(shè)置該指示裝置。
（ｂ） 必須設(shè)置向駕駛員指示升力裝置在起飛、航路、進場和著陸位置的裝置。
（ｃ） 如果升力和阻力裝置具有可能超出著陸位置的任一放下位置，則在操縱器件上
必須清楚地制出標記，以便識別超出的范圍。
§２５．７０１ 襟翼【與縫翼】的交連
（ａ） 飛機對稱面兩邊的襟翼【或縫翼】的運動，必須通過機械交連或經(jīng)批準的等效
手段保持同步，除非當一邊襟翼【或縫翼】收上而另一邊襟翼【或縫翼】放下時，飛機具有
安全的飛行特性。
（ｂ） 如果采用襟翼【或縫翼交連或等效手段】，則其設(shè)計必須計及適用的不對稱載荷，
包括對稱面一邊的發(fā)動機不工作而其余發(fā)動機為起飛功率（推力）時飛行所產(chǎn)生的不對稱載
荷。
（ｃ） 對于襟翼【或縫翼】不受滑流作用的飛機，有關(guān)結(jié)構(gòu)必須按一邊襟翼【或縫翼】
承受規(guī)定對稱情況下出現(xiàn)的最嚴重載荷，而另一邊襟翼【或縫翼】承受不大于該載荷的８０
％進行設(shè)計。
（ｄ） 【交連機構(gòu)必須按對稱面一邊受交連的襟翼或縫翼卡住不動而另一邊襟翼或縫
翼可自由運動，并施加活動面作動系統(tǒng)全部動力所產(chǎn)生的載荷進行設(shè)計。】
〔１９９５年１２月１８日第二次修訂〕
§２５．７０３ 起飛警告系統(tǒng)
飛機必須安裝起飛警告系統(tǒng)并滿足下列要求：
（ａ） 在起飛滑跑的開始階段，如果飛機處于任何一種不允許安全起飛的形態(tài)，則警
告系統(tǒng)必須自動向駕駛員發(fā)出音響警告，這些形態(tài)包括：
（１） 襟翼或前緣升力裝置不在經(jīng)批準的起飛位置范圍以內(nèi)；
（２） 機翼擾流板（符合§２５．６７１要求的橫向操縱擾流板除外），減速板或縱向
配平裝置處于不允許安全起飛的位置。
（ｂ） 本條（ａ）中要求的警告必須持續(xù)到下列任一時刻為止：
（１） 飛機的形態(tài)改變?yōu)樵试S安全起飛；
（２） 駕駛員采取行動停止起飛滑跑；
（３） 飛機抬頭起飛；
（４） 駕駛員人為地切斷警告。
（ｃ） 在申請合格審定的整個起飛重量、高度和溫度范圍內(nèi)，用于接通警告系統(tǒng)的裝
置必須能正常工作。
起落架
§２５．７２１ 總則
（ａ） 主起落架系統(tǒng)必須設(shè)計成，如果在起飛和著陸過程中起落架因超載而損壞（假
定超載向上向后作用），其損壞狀態(tài)很不可能導致下列后果：
（１） 客座量（不包括駕駛員座椅）等于或小于９座的飛機，機身內(nèi)任何燃油系統(tǒng)溢
出足夠量的燃油構(gòu)成起火危險；
（２） 客座量（不包括駕駛員座椅）等于或大于１０座的飛機，燃油系統(tǒng)任何部分溢
出足夠量的燃油構(gòu)成起火危險。
（ｂ） 客座量（不包括駕駛員座椅）等于或大于１０座的飛機必須設(shè)計成，當有任何
一個或幾個起落架未放下時，飛機在受操縱情況下在有鋪面的跑道上著陸，其結(jié)構(gòu)部件的損
壞很不可能導致溢出足夠量的燃油構(gòu)成起火危險。
（ｃ） 可用分析或試驗，或兼用兩者來表明符合本條規(guī)定。
§２５．７２３ 減震試驗
（ａ） 必須表明，根據(jù)§２５．４７３的規(guī)定分別按起飛和著陸重量所選定的用于設(shè)
計的限制載荷系數(shù)不會被超過。這一點必須用能量吸收試驗來表明，但是如在原先已批準的
起飛和著陸重量的基礎(chǔ)上加大重量，則可以用分析的方法，該分析必須以能量吸收特性【相
似、基本結(jié)構(gòu)相同的】起落架系統(tǒng)所作過的試驗為依據(jù)。
（ｂ） 起落架的演示其儲備能量吸收能力的試驗中不得損壞，此試驗?zāi)M在設(shè)計著陸
重量時下沉速度為３．６６米／秒（１２英尺／秒）并假定在著陸撞擊時飛機的升力不大于
飛機重量。
〔１９９５年１２月１８日第二次修訂〕
§２５．７２５ 限制落震試驗
（ａ） 如果用自由落震試驗來表明滿足§２５．７２３（ａ）的要求，則必須用完整
的飛機或用位置正確的機輪、輪胎及緩沖器組成的裝置進行試驗，自由落震的高度不小于下
列值：
（１） 在設(shè)計著陸重量情況下為４７５毫米（１８．７英寸）；
（２） 在設(shè)計起飛重量情況下為１７０毫米（６．７英寸）。
（ｂ） 如果用空氣筒或別的機械手段模擬飛機升力，落震的重量必須等于Ｗ，如果在
自由落震試驗中用一個等效減縮重量來代表飛機升力效應(yīng)，則起落架必須以下述有效重量進
行落震：
ｈ＋（１－Ｌ）ｄ
Ｗe ＝Ｗ－－－－－－－－
ｈ＋ｄ
式中：
Ｗe 為落震試驗中使用的有效重量（公斤）（磅）；
ｈ為規(guī)定的自由落震高度（毫米）（英寸）；
ｄ為輪胎（充以批準的壓力）在受撞擊時的壓縮量
加上輪軸相對于落震重量位移的垂直分量（毫米）（英
寸）；
Ｗ＝ＷM ，用于主起落架（公斤）（磅），等于飛機水
平姿態(tài)下作用在此起落架上的靜重量（如為前輪式飛
機，前輪離地）；
Ｗ＝ＷT ，用于尾輪（公斤）（磅），等于飛機尾沉姿
態(tài)下作用在尾輪上的靜重量；
Ｗ＝ＷN ，用于前輪（公斤）（磅）；等于作用在前輪
上的靜反作用力的垂直分量，假定飛機的質(zhì)量集中在
重心上并產(chǎn)生１．０ｇ的向下力和０．２５ｇ的向前力；
Ｌ為假定的飛機升力與飛機重力之比，不大于
１．０。
（ｃ） 起落架落震試驗的姿態(tài)和試驗時相應(yīng)施加的阻力必須模擬飛機的各種著陸情況，
模擬方式要能產(chǎn)生合理的或保守的限制載荷系數(shù)。
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運輸類飛機適航標準R2(32)
