A章 總則
第23.1條 適用範圍及定義
(a) 本規定是頒發和更改正常類飛機型號合格證的適航標準。
(b) 以下定義適用於本規定：
繼續安全飛行和著陸是指在可能使用應急程序、不需要特殊駕駛技巧和體力的情況下，飛機有能力繼續可控飛行和著陸；著陸時，飛機可能出現因失效情況而導致一些損壞。
第23.3條 正常類飛機審定
(a) 乘客座位設置為19座（局方另有規定除外）或以下且最大審定起飛重量為8,618公斤（19,000磅）或以下的飛機，可按正常類進行審定。
(b) 按設置的最大乘客座位數，將飛機分為如下審定等級：
(1) 1級：最大乘客座位設置為0至1座的飛機。
(2) 2級：最大乘客座位設置為2至6座的飛機。
(3) 3級：最大乘客座位設置為7至9座的飛機。
(4) 4級：最大乘客座位設置為10至19座（局方另有規定除外）的飛機。
(c) 按飛行速度，將飛機分為如下性能等級：
(1) 低速：VNO和VMO ≤463公裡/小時（250節）校準空速（KCAS）且MMO ≤0.6的飛機；
(2) 高速：VNO或VMO > 463公裡/小時（250節）校準空速（KCAS）或MMO > 0.6的飛機。
其中：VNO為最大結構巡航速度，VMO和MMO分別為空速和馬赫數表示的最大使用限制速度。
(d) 按本規定審定的飛機可申請進行特技飛行審定。如果按特技飛行審定，除按本規定G章制定的限制外，可不受限制地用於做機動。如果未按特技飛行審定，則只可用於做正常飛行所需的任何機動，含失速（不包括尾衝失速）和坡度不大於60度的緩8字飛行、急上升轉彎和急轉彎。
第23.5條 可接受的符合性方法
(a) 申請人應採用局方可接受的符合性方法表明對本規定的符合性。局方可接受的符合性方法包括公認標準和局方接受的其他標準。
(b) 申請人應按局方規定的格式和方式提交符合性方法。
B章 飛行
第一節 性能
第23.21條 重量和重心
(a) 必須制定飛機可安全運行的重量和重心限制。
(b) 必須用重量和重心臨界組合來符合本章各條要求，這些臨界組合應在飛機裝載狀態內確定，並符合局方可接受的允差。
(c) 必須明確用於確定空機重量和重心的飛機狀態，該狀態應易於復現。
第23.23條 性能數據
(a) 除非另有規定，必須按以下條件滿足本章的性能要求：
(1) 對於所有飛機，按靜止空氣和海平面標準大氣條件；
(2) 對於1級和2級飛機中的高速飛機及3級和4級中的所有飛機，按使用包線範圍內的外界大氣條件。
(b) 除非另有規定，必須按以下條件制定本章要求的性能數據：
(1) 機場高度從海平面到3,048米（10,000英尺）；
(2) 使用限制範圍內，標準溫度之上和之下對性能有不利影響的溫度。
(c) 確定起飛和著陸距離所使用的程序，在服役中預期遇到的大氣條件下，必須可由具有中等技術水平的駕駛員一貫地執行。
(d) 依據本條(b)款確定的性能數據，必須考慮由於大氣條件、冷卻需求和其他動力需求引起的損失。
第23.25條 失速速度
必須為正常運行中使用的每個飛行構型確定失速速度或最小定常飛行速度，正常運行包括起飛、爬升、巡航、下降、進近和著陸。確定失速速度或最小定常飛行速度時，必須考慮以下功率設定的每個飛行構型的最不利狀態：
(a) 對於主要用於提供推力的推進系統，功率設定為慢車或零推力；
(b) 對於除提供推力外還用於飛行操縱和/或增升裝置的推進系統，功率設定為名義推力。
第23.27條 起飛性能
(a) 必須確定飛機起飛性能，確定時需考慮：
(1) 失速速度安全裕度；
(2) 最小操縱速度；
(3) 爬升梯度。
(b) 對單發飛機及1級、2級和3級飛機中的低速多發飛機，起飛性能包括地面滑跑加上初始爬升到起飛表面上方15米（50英尺）的距離；
(c) 對1級、2級和3級飛機中的高速多發飛機及4級飛機中的多發飛機，起飛性能包括突然失去臨界推力後的以下距離：
(1) 臨界速度時中斷起飛距離；
(2) 地面滑跑加上初始爬升到起飛表面上方10.7米（35英尺）的距離；
(3) 淨起飛飛行航跡。
第23.29條 爬升要求
設計必須符合以下無地效最小爬升性能：
(a) 全發工作並處於初始爬升構型：
(1) 對於1級和2級飛機中的低速飛機，陸上飛機應具有8.3%的爬升梯度，水上飛機和水陸兩用飛機應具有6.7%的爬升梯度；
(2) 1級和2級飛機中的高速飛機，以及所有3級飛機和4級飛機中的單發飛機，起飛後應具有4%的爬升梯度。
(b) 多發飛機失去臨界推力後：
(1) 不滿足單發適墜性要求的1級和2級飛機中的低速飛機，巡航構型下，在1,524米（5,000英尺）壓力高度應具有1.5%的爬升梯度；
(2) 1級和2級飛機中的高速飛機及3級飛機中的低速飛機，起落架收起且襟翼處於起飛構型狀態下，在高於起飛表面122米（400英尺）應具有1%的爬升梯度；
(3) 對3級飛機中的高速飛機和所有4級飛機，起落架收起且襟翼處於進近構型狀態下，在高於起飛表面122米（400英尺）應具有2%的爬升梯度。
(c) 對於中斷著陸，起落架放下且襟翼處於著陸構型狀態下，應具有3%的爬升梯度，並且不會導致駕駛員工作負荷過量。
第23.31條 爬升性能數據
(a) 必須針對運行限制內的每個重量、高度及外界溫度確定以下爬升性能：
(1) 所有單發飛機的爬升性能；
(2) 1級和2級飛機中的高速多發飛機及3級飛機中的多發飛機，在起飛階段，初始爬升構型下失去臨界推力後的爬升性能；
(3) 所有多發飛機，在航路飛行階段，巡航構型下全發工作的爬升性能及失去臨界推力後的爬升性能。
(b) 必須確定單發飛機完全失去推力後的滑翔性能。
第23.33條 著陸
必須針對運行限制範圍內的重量和高度臨界組合確定標準溫度下的下述性能數據：
(a) 從高於著陸表面15米（50英尺）到停止所需要的著陸距離；
(b) 進近和著陸速度、構型和程序。中等技術水平的駕駛員使用該速度、構型和程序能夠一貫地在給定的著陸距離內著陸，不會造成飛機損壞或人員傷害。當需要中斷著陸時，考慮以下因素，能夠安全過渡到本規定中的中斷著陸情況：
(1) 失速速度安全裕度；
(2) 最小操縱速度（VMC）。
第二節 飛行特性
第23.121條 操縱性
(a) 在以下情況下，飛機在運行包線內必須可以操縱和機動，且無需特殊的駕駛技巧、警覺和體力：
(1) 申請審定的所有裝載情況；
(2) 所有飛行階段；
(3) 可逆飛行操縱或推進系統的可能失效；
(4) 構型改變期間。
(b) 使用經批准的最陡進近梯度程序並提供低於參考著陸速度（VREF）或高於進近攻角的合理裕度情況下，飛機必須能夠安全著陸，而不導致飛機重大損傷或人員嚴重傷害。
(c) 對多發飛機，如適用，必須針對起飛和著陸時使用的最臨界構型確定最小操縱速度（VMC）。
(d) 申請按特技飛行審定的飛機，必須演示申請審定的特技機動並確定可開始進行相應特技機動的速度。
第23.123條 配平
(a) 在以下狀態，在駕駛員或飛行操縱系統不對主操縱系統或相應配平操縱進一步施加力或位移情況下，飛機必須保持橫向和航向配平：
(1) 對於1級、2級和3級飛機，巡航狀態；
(2) 對於4級飛機，正常運行狀態。
(b) 在以下狀態，在駕駛員或飛行操縱系統不對主操縱系統或相應配平操縱進一步施加力或位移的情況下，飛機必須保持縱向配平；
(1) 爬升；
(2) 平飛；
(3) 下降；
(4) 進近。
(c) 在飛機正常運行和可能的非正常或應急運行期間（包括多發飛機失去臨界推力情況），剩餘操縱力不得使駕駛員疲勞或分散精力。
第23.125條 穩定性
(a) 不按特技飛行審定的飛機，必須：
(1) 在正常運行時，具有縱向、橫向和航向靜穩定性；
(2) 在正常運行時，具有短周期模態和荷蘭滾模態動穩定性；
(3) 在整個使用包線內，提供穩定的操縱力反饋。
(b) 飛機不得出現導致駕駛員工作負荷增加或危及飛機及其乘員的發散的縱向穩定性特性。
第23.127條 失速特性、失速警告和尾旋
(a) 飛機在直線飛行、轉彎飛行和加快轉彎飛行過程中應具有可控的失速特性，並有清晰可辨的失速警告，失速警告應提供足夠的餘量以防止進入無意失速。
(b) 未按特技飛行審定的單發飛機，不得有無意偏離可控飛行狀態的趨勢。
(c) 未按特技飛行審定的1級和2級飛機中的多發飛機，在失去臨界推力後的不對稱推力狀態，不得有無意偏離可控飛行狀態的趨勢。
(d) 按含尾旋的特技飛行審定的飛機，必須具有可控的失速特性，並且在作出首個改出操縱動作後，能夠用不超過一圈半的附加旋轉，從尾旋的任意一點上改出，期間保持在飛機的運行限制範圍內。在開始改出操縱前的飛機旋轉不超過六圈或申請審定的更多圈數。
(e) 對於按含尾旋的特技飛行審定的飛機，其失速特性必須使得在不超出限制的情況下可以改出尾旋，並且不會出現以下情況引起的不可改出尾旋：
(1) 飛行操縱或發動機功率操縱的典型使用；
(2) 駕駛員迷失方向或失能。
第23.129條 地面和水上操縱特性
預期在陸上或水上運行的飛機，在滑行、起飛和著陸（著水）運行期間必須具有縱向和航向可操縱性。
第23.131條 振動、抖振和高速特性
(a) 達到設計俯衝速度（VD/MD，以空速或馬赫數表示）前，振動和抖振不得影響飛機的操縱或導致飛行機組過度疲勞，滿足此要求的失速告警抖振是允許的。
(b) 對於高速飛機和最大運行高度大於7,620米（25,000英尺）壓力高度的所有飛機，處於巡航構型和1g狀態時，速度達到VMO/MMO前，除失速抖振外，不得有可感知的抖振。
(c) 對於高速飛機，必須確定正機動載荷係數，在運行包線範圍內，當飛機使用巡航構型並達到該載荷係數時，應開始出現可感知的抖振。可能的無意中超出該邊界不得導致結構損壞。
(d) 從任何可能的速度直至VMO/MMO，發生以下情況後，高速飛機必須具有不會導致結構損傷或失去控制的恢復特性：
(1) 無意的增速；
(2) 對於動壓可能損害縱向配平系統工作的飛機，高速失配平。
第23.133條 在結冰條件下飛行所要求的性能和飛行特性
(a) 申請按CCAR-25部附錄C第I部分定義的結冰條件下飛行進行審定，或者申請按這些結冰條件及其他附加大氣結冰條件下飛行進行審定時，必須在申請審定的結冰條件、結冰保護系統正常工作情況下進行以下工作：
(1) 表明對本章每個要求的符合性，但不包括適用於尾旋的要求和任何需在超過以下速度下進行演示的要求：
(i) 463公裡/小時（250節）校準空速；
(ii) VMO / MMO或不可超越速度（VNE）；
(iii) 申請人演示機身不會結冰的速度。
(2) 表明在結冰條件下飛行的失速警告方式與非結冰條件時相同。
(b) 如申請結冰條件下飛行的審定，必須提供探測未申請審定的結冰條件的手段，並表明飛機具有避開或脫離該結冰條件的能力；
(c) 必須制定運行限制，禁止有意進入未審定的結冰條件飛行，包括起飛和著陸。
C章 結構
第一節 總則
第23.301條 結構設計包線
必須確定結構設計包線，該包線規定了飛機設計和運行參數的範圍及限制，並被用於表明符合本章要求。申請人必須考慮可能影響結構載荷、強度、耐久性以及氣動彈性的飛機所有設計和運行參數，包括：
(a) 用以表明符合本章要求的結構設計空速、著陸下沉速度和任何其他空速限制。結構設計空速必須：
(1) 充分大於飛機失速速度，防止飛機在湍流中失控；
(2) 為制定實際使用限制空速提供足夠的裕度。
(b) 服役經驗表明不小於結構設計包線內可能出現的機動載荷係數的設計機動載荷係數。
(c) 慣性屬性，包括重量、重心以及質量慣性矩，考慮：
(1) 從飛機空重到最大重量的每一臨界重量；
(2) 乘員、商載及燃油的重量和分布。
(d) 飛機操縱系統的特性，包括操縱面、增升裝置或其他可動面的運動範圍和允差。
(e) 直到最大高度的每一臨界高度。
第23.303條 系統和結構的相互影響
如果飛機安裝了某個系統，該系統改變結構性能、緩解本章要求的影響或提供對本章符合性方法，表明對本章要求的符合性時必須考慮該系統的影響和失效。
第二節 結構載荷
第23.321條 結構設計載荷
(a) 必須在結構設計包線內和邊界上，針對參數的所有臨界組合，確定可能由內部或外部施加的壓力、力或力矩引起的相關結構設計載荷，這些壓力、力或力矩可能發生在空中、地面和水上運行時，地面和水上操縱時，以及飛機處於停放或系留時；
(b) 本條要求的相關結構設計載荷的大小和分布必須基於物理原理。
第23.323條 飛行載荷情況
必須確定由以下飛行情況引起的結構設計載荷：
(a) 大氣突風，其大小和梯度基於測量的突風統計數據；
(b) 對稱和非對稱機動；
(c) 臨界發動機失效引起的非對稱推力。
第23.325條 地面載荷和水載荷情況
必須在飛機處於各種正常和不利的姿態和構型下，確定它在適用的表面上滑行、起飛、著陸（著水）和操作情況下產生的結構設計載荷。
第23.327條 部件載荷情況
必須確定：
(a) 作用於每個發動機架及其支承結構的結構設計載荷，將它們設計成能承受：
(1) 動力裝置工作引起的載荷與飛行突風和機動載荷的組合；
(2) 非活塞式動力裝置突然停車引起的載荷。
(b) 由以下因素引起的、作用於每個飛行操縱面和增升面及其相連繫統和支承結構的結構設計載荷：
(1) 每個面及所連配重的慣性力；
(2) 飛行突風和機動；
(3) 駕駛員或自動系統的輸入；
(4) 系統引起的情況，包括卡阻和摩擦；
(5) 在適用的表面上滑行、起飛和著陸（著水），包括順風滑行和地面突風。
(c) 作用於增壓艙的以下結構設計載荷：
(1) 從零到最大釋壓壓力的壓差引起的載荷與突風和機動載荷的組合；
(2) 如果飛機可能在座艙增壓情況下著陸（著水），從零到最大釋壓壓力的壓差引起的載荷與地面或水載荷的組合；
(3) 不考慮所有其他載荷情況下，最大釋壓壓力壓差引起的載荷乘以1.33。
第23.329條 限制和極限載荷
必須確定：
(a) 限制載荷，除非本規定其他條款另有規定，限制載荷等於結構設計載荷；
(b) 極限載荷，除非本規定其他條款另有規定，極限載荷等於限制載荷乘以安全係數1.5。
第三節 結構性能
第23.421條 結構強度
結構必須承受：
(a) 限制載荷，不會妨礙飛機的安全運行或出現有害的永久變形。
(b) 極限載荷。
第23.423條 結構耐久性
(a) 必須制定檢查程序或其他程序，這些程序的實施能夠防止由於可預見原因的強度降低引起的結構失效，這些失效可能導致嚴重或致命的傷害，或導致長時間的降低安全裕度的運行。按本條制定的程序必須納入第23.1513條要求的持續適航文件的適航限制章節中。
(b) 對於4級飛機，為符合本條(a)款所制定的程序，必須能夠在結構損傷導致結構失效前檢查出損傷。
(c) 對於增壓飛機：
(1) 座艙突然失壓後，包括門和窗失效導致的突然失壓後，飛機必須能夠繼續安全飛行和著陸；
(2) 對於最大運行高度大於12,500米（41,000英尺）的飛機，為符合本條(a)款而制定的程序，必須能夠在損傷可能導致快速失壓前，檢查出增壓艙結構的損傷，該快速失壓會造成嚴重或致命傷害。
(d) 非包容發動機或旋轉機械失效產生高能碎片引起結構損傷時，飛機設計必須將此損傷對飛機的危害減至最小。
第23.425條 氣動彈性
(a) 在以下條件下，飛機不得發生顫振、操縱反效和發散：
(1) 結構設計包線內和包線外足夠範圍內的所有速度；
(2) 任何構型和運行情況；
(3) 考慮臨界自由度；
(4) 考慮任何臨界失效或故障。
(b) 必須對影響顫振的所有參數量值制定允差。
第23.427條 設計和構造原理
(a) 必須按照飛機預期的運行情況，設計每個零件、部件和組件。
(b) 設計數據必須充分定義零件、部件或組件構型，其設計特徵，以及使用的所有材料和工藝。
(c) 必須確定對飛機運行安全有重要影響的每個設計細節和零件的適用性。
(d) 當飛機承受預期的限制氣動載荷時，操縱系統不得有卡滯、過度摩擦和過度變形。
(e) 除非表明在飛行中打開不會造成危害，否則必須防止每一艙門、座艙蓋和出口在飛行中被無意打開。
第23.429條 結構保護
(a) 必須保護飛機的每個零件，包括小零件，如緊固件，以防止其在預期使用環境中由於任何可能原因引起性能降低或強度喪失。
(b) 飛機的每個零件必須有足夠的通風和排水措施。
(c) 對需要維修、預防性維修或勤務的每個零件，申請人必須在飛機設計中採取適當的措施，以便完成這些工作。
第23.431條 材料和工藝
(a) 對於其失效可能妨礙繼續安全飛行和著陸的零件、部件和組件，必須在考慮服役中預期可能環境條件影響的情況下，確定所用材料的適用性和耐久性。
(b) 製造和裝配所採用的方法或工藝必須能持續生產出完好的結構。如果某種製造工藝需要嚴格控制才能達到此目的，則必須按照批准的工藝規範執行。
(c) 除本條(f)和(g)的規定外，必須選擇設計值，該設計值應確保考慮了結構元件關鍵性的帶概率的材料強度。設計值必須考慮因材料變異性引起的結構失效的概率。
(d) 如果對材料強度性能有要求，這些性能的確定必須以足夠的材料試驗為依據（材料應符合規範），在試驗統計的基礎上制定設計值。
(e) 對於在正常運行條件下熱影響顯著的關鍵部件或結構，必須確定溫度對設計許用應力的影響。
(f) 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，則這樣材料採用的設計值可以大於本條要求的最小值。
(g) 經局方同意，可以使用其他材料設計值。
第23.433條 特殊安全係數
(a) 對於關鍵設計值不確定的每個零件、部件或組件，以及符合下述任一條件的每個零件、部件或組件，必須為其每個關鍵設計值確定特殊安全係數：
(1) 在正常更換前，其強度在服役中很可能降低；
(2) 由於製造工藝或檢查方法中的不確定因素，其強度容易有顯著變化。
(b) 必須使用考慮了以下因素的質量控制和規範來確定特殊安全係數：
(1) 應用的種類；
(2) 檢查方法；
(3) 結構試驗要求；
(4) 取樣百分比；
(5) 工藝和材料控制。
(c) 在設計每個結構零件時，必須將每一限制載荷和極限載荷，乘以最高的相應特殊安全係數。如果沒有對應的限制載荷，則僅考慮極限載荷。
第23.435條 應急情況
(a) 飛機即使在應急著陸時損壞，也必須保護每位乘員在以下情況下免受導致無法撤離的傷害：
(1) 正確使用設計中規定的安全設備和特性；
(2) 乘員經受在應急著陸時可能產生的極限靜慣性載荷；
(3) 可能對乘員造成傷害的座艙內部或後部的質量項目，包括發動機或輔助動力裝置，經受在應急著陸時可能產生的極限靜慣性載荷。
(b) 本條(a)(1)和(a)(2)項規定的應急著陸情況，必須滿足以下要求：
(1) 包括在應急著陸時可能產生的動態情況；
(2) 乘員經受的因約束或與機內物體接觸產生的載荷，不得超過根據人體耐受能力而確定的人體傷害判據。
(c) 在可能的飛行、地面和應急著陸情況下，飛機必須為所有乘員提供保護。
(d) 每個乘員保護系統必須能夠實現其預期功能，且不能產生對乘員造成二次傷害的危害。不使用時，乘員保護系統不得妨礙乘員撤離或幹擾飛機運行。
(e) 每個行李艙和貨艙必須符合下列要求：
(1) 根據其最大裝載重量以及按本規定確定的飛行和地面載荷情況所對應的最大載荷係數下的臨界載荷分布來設計；
(2) 有措施防止艙內裝載物因撞擊乘員或移動造成危害；
(3) 任何操縱裝置、電線、管路、設備或附件，如破壞或損傷可能會影響安全使用，則必須加以保護。
D章 設計和構造
第23.601條 飛行操縱系統
(a) 飛行操縱系統應設計成：
(1) 操作簡便、平穩和確切，以完成其功能；
(2) 防止可能的危害。
(b) 如果安裝配平系統，應設計成：
(1) 防止無意的，非正常的或粗暴的配平操作；
(2) 提供一種裝置，用於指示：
(i) 與飛機運動相關的配平操縱器件的運動方向；
(ii) 對應於配平可調範圍的配平位置；
(iii) 橫向和航向配平的中立位置；
(iv) 在申請批准的所有重心範圍和構型下起飛的配平範圍。
第23.603條 起落架系統
(a) 起落架必須設計成：
(1) 在地面運行期間，為飛機提供穩定的支撐和控制；
(2) 考慮可能的系統失效和可能的運行環境（包括預期的超出限制和應急程序）。
(b) 所有飛機必須有可靠的使其停止的裝置，該裝置應具有足夠的吸收著陸動能的能力。要求驗證中斷起飛能力的飛機必須考慮此附加動能。
(c) 具備起落架作動系統的飛機，應設計成：
(1) 具有將起落架保持在著陸位置的可靠措施；
(2) 當起落架處於未完全放下狀態有危害時，應具有能夠將起落架放下到著陸位置的備用措施。
第23.605條 水上飛機和水陸兩用飛機的浮力
預期進行水上運行的飛機，必須符合下列要求：
(a) 提供比在淡水中承託該飛機最大重量所需浮力大80%的浮力；
(b) 具有足夠的裕度，當浮筒或船體可能浸水時，飛機能浮在平靜的水面上而不傾覆。
第23.607條 撤離設施和應急出口
(a) 對於起飛或著陸情況下允許有乘員的座艙，其飛機設計應滿足以下要求：
(1) 在應急著陸後可能出現的情況下，便於乘員快速和安全地撤離，此處應急著陸不包括1級、2級和單發3級飛機的水上迫降；
(2) 配備撤離設施（開口，出口或應急出口），從飛機內部和外部可以容易地定位和打開該設施。打開方式必須簡單明了，並在飛機內部和外部進行標識；
(3) 應急出口應易於接近。
(b) 批准特技飛行的飛機，必須有在空中撤離飛機的措施。
第23.609條 乘員物理環境
(a) 飛機設計必須符合下列要求：
(1) 飛行機組與乘客能清晰交流；
(2) 保護駕駛員和飛行操縱系統免受螺旋槳傷害和損傷；
(3) 保護乘員免受風擋、窗戶和艙蓋損壞引起的嚴重傷害。
(b) 對於4級飛機，位於駕駛員正前方的風擋及其支承結構必須能承受相當於2磅鳥的撞擊而不被擊穿，此時飛機速度為最大進近襟翼速度。
(c) 在正常運行和可能的失效期間，飛機必須給每位乘員提供壓力適宜的空氣，並且沒有危險濃度的氣體、蒸氣和煙霧。
(d) 如果飛機上安裝了增壓系統，該增壓系統設計必須防止發生以下情況：
(1) 失壓至不安全水平；
(2) 過大壓差。
(e) 如果飛機上安裝了氧氣系統，該氧氣系統必須具備以下能力：
(1) 有效地為每個使用者提供氧氣，避免缺氧；
(2) 氧氣系統的本身、使用方法以及對其他部件的影響均無危害。
第23.611條 防火
(a) 下列材料必須是自熄的：
(1) 電線和電纜的絕緣層；
(2) 對於1級、2級和3級飛機，飛行中不可接近的行李艙和貨艙內的材料；
(3) 對於4級飛機，駕駛艙、客艙、行李艙和貨艙內的材料。
(b) 下列材料必須是阻燃的：
(1) 對於1級、2級和3級飛機，飛行中可接近的每個隔艙內的材料；
(2) 與電纜安裝有關且電路過載或故障時可能過熱的任何設備。
(c) 機身上安裝的隔熱/隔音材料，不得有火焰蔓延的危害。
(d) 每個行李艙和貨艙內能夠引燃鄰近物品的熱源，必須予以屏蔽和隔絕，以防止引燃。
(e) 對於4級飛機，每個行李艙和貨艙必須符合下列要求：
(1) 行李艙和貨艙應布置在駕駛員能看見著火的位置，否則必須安裝火警探測系統和警告系統；
(2) 可以接近進行人工滅火，或有內置滅火系統，或者其構造和密封能將任何火情包容在該艙內。
(f) 必須有撲滅座艙內任何火情的設施，該設施應滿足以下要求：
(1) 駕駛員坐在座位上能方便地取用滅火設施；
(2) 對於3級和4級飛機，客艙內有供乘客使用的滅火設施。
(g) 凡可能因液體系統滲漏而逸出可燃液體或蒸氣的區域，必須符合下列要求：
(1) 確定其部位和範圍；
(2) 必須有措施儘量減少液體和蒸氣被點燃的概率以及被點燃後的危害。
(h) 燃燒加溫器的安裝必須防止非包容火情。
第23.613條 指定火區和鄰近區域的防火
(a) 位於指定火區內或鄰近區域的飛行操縱系統、發動機架和其他飛行結構必須能經受住著火的影響。
(b) 出現火情時，指定火區的發動機必須與飛機保持連接。
(c) 指定火區內，應急程序期間使用的接線端、設備和電纜必須是耐火的。
第23.615條 閃電防護
必須保護飛機免受閃電引起災難性後果。
E章 動力裝置
第23.901條 動力裝置安裝
(a) 就本章而言，飛機動力裝置安裝必須包括推進所必需的、影響推進安全的每個部件和為飛機提供輔助動力的每個部件。
(b) 安裝在飛機上的發動機和螺旋槳，應具有型號合格證或者按照局方接受的標準隨飛機型號合格證獲得批准，該標準包含的適航準則應適用於該發動機或螺旋槳的特定設計和預期用途，並符合局方可接受的安全水平。
(c) 動力裝置安裝的構造和布置必須考慮：
(1) 可能的運行條件，包括外來物威脅；
(2) 運動部件與飛機其他部件及與其周圍具有足夠的間隙；
(3) 運行中可能出現的危害，包括對地面人員的危害；
(4) 振動和疲勞。
(d) 必須將液體、蒸氣或燃氣的危險積聚與飛機和人員艙隔離，並能被安全地包容住或排出。
(e) 動力裝置部件必須符合其部件限制要求和安裝說明，或表明不會造成危害。
第23.903條 功率或推力控制系統
功率或推力控制系統指通過直接設定控制的功率或推力進行調節的系統。
(a) 功率或推力控制系統必須設計成，在系統正常運行時不得導致不安全狀況。
(b) 功率或推力控制系統的任何單一失效或可能的失效組合不得妨礙飛機繼續安全飛行和著陸。
(c) 必須防止飛行機組對功率或推力控制系統的誤動，或者如果不能防止，不得導致不安全狀況。
(d) 除非功率或推力自動控制系統的失效是極少發生的，否則系統必須：
(1) 為飛行機組提供確認系統處於工作狀態的措施；
(2) 如果系統帶來的危害超過安全收益，為飛行機組提供超控自動功能的措施；
(3) 防止被無意解除。
第23.905條 動力裝置安裝危害性評估
必須對每個動力裝置系統進行單獨評估及關聯其他系統和安裝進行評估，以表明動力裝置系統、部件或附件任何可能的失效所導致的有害後果不會導致下列情況：
(a) 妨礙飛機繼續安全飛行和著陸，或如果無法保證繼續安全飛行和著陸，應使危害減至最小；
(b) 造成可以避免的嚴重傷害；
(c) 要求機組成員為了餘下的任何動力裝置系統繼續運行而立即採取行動。
第23.907條 動力裝置防冰
(a) 飛機的設計，包括進氣系統，必須防止對動力裝置運行有不利影響的可預見的積冰或積雪。
(b) 動力裝置安裝的設計，必須防止在申請審定的結冰條件下對動力裝置運行有不利影響的任何積冰或積雪。
第23.909條 反推力系統
每個反推力系統必須設計成：
(a) 在系統正常運行中不會出現不安全狀況；
(b) 在反推力系統出現任何單一失效、可能的失效組合或故障後，飛機能夠繼續安全飛行和著陸。
第23.911條 動力裝置工作特性
(a) 在飛機和發動機運行限制範圍內的正常和應急運行期間，動力裝置不得出現危險特性。
(b) 必須使駕駛員能夠在空中停止動力裝置，並在制定的工作包線內再起動動力裝置。
第23.913條 燃油系統
(a) 每個燃油系統必須滿足以下要求：
(1) 對於有多套燃油儲存及供應系統情況，應設計和布置成各系統之間具有獨立性，使得一套系統內的任一部件失效不會導致其他系統燃油儲存或供應的喪失；
(2) 設計和布置成能夠防止系統內燃油被直接閃擊或掃掠雷擊高發區域內的直接閃擊或掃掠雷擊點燃，或在燃油通氣口處被電暈放電和流光點燃；
(3) 為確保每個動力裝置和輔助動力裝置在所有可能的運行情況下正常工作提供必需的燃油；
(4) 向飛行機組提供用於確定可用燃油總量的措施，並且燃油系統在正常工作時能不間斷供應此可用燃油，此時需考慮燃油可能波動情況；
(5) 提供將系統內儲存的燃油從飛機安全排出或隔離的措施；
(6) 設計成在任何可能運行情況下能夠保存燃油，並將任何可生存應急著陸期間對乘員的危害降至最低。對於4級飛機，必須考慮著陸系統因過載導致的失效；
(7) 防止供給每個動力裝置和輔助動力裝置的燃油受到有害汙染。
(b) 每個燃油儲存系統必須滿足以下要求：
(1) 能夠承受可能的運行條件下的載荷而不失效；
(2) 與人員艙隔離並免受因非預期溫度影響造成的危害；
(3) 設計成防止燃油在儲存或供應系統間轉輸中，或在可能的運行條件下，從任一通氣系統大量流失；
(4) 提供在最大連續功率或推力下至少工作半小時的燃油；
(5) 在著陸有要求時能夠安全地應急放油。
(c) 每個加油系統必須滿足以下要求：
(1) 防止不當加油；
(2) 防止儲存的燃油在可能的運行條件下受到汙染；
(3) 防止加油期間對飛機或人員造成任何危害。
第23.915條 動力裝置進氣和排氣系統
(a) 每個動力裝置或輔助動力裝置及其附件的進氣系統必須滿足以下要求：
(1) 在可能的運行條件下，為動力裝置或輔助動力裝置及其附件提供所需要的空氣；
(2) 設計成防止著火或回火情況下的可能危害；
(3) 將外來物的吸入減至最少；
(4) 在主進氣口容易堵塞的情況下提供一個備用進氣口。
(b) 排氣系統，包括每個動力裝置或輔助動力裝置的排氣熱交換器，必須滿足以下要求：
(1) 提供安全地排放潛在有害物質的措施；
(2) 設計成能夠防止熱、腐蝕或堵塞產生的可能危害。
第23.917條 動力裝置防火
(a) 包含可燃流體和用於點燃該流體的點火源的動力裝置、輔助動力裝置或燃燒加溫器必須安裝在指定火區內。
(b) 每個指定火區，在內部起火或過熱時，必須有措施隔離和降低對飛機的危害。
(c) 受起火影響的每個部件、導管、接頭和控制器件必須滿足以下要求：
(1) 其設計和布置應防止著火造成的危害，包括任何位於指定火區附近可能受到火區內著火影響的部件、導管、接頭和控制器件；
(2) 輸送可燃液體、氣體或空氣，或要求在著火時工作的部件、導管、接頭和控制器件是耐火的；
(3) 儲存可燃液體的部件、導管、接頭和控制器件是防火的或用防火罩防護。
(d) 申請人必須提供防止危險量可燃液體流入、流過指定火區或在其內流動的措施，該措施必須滿足以下要求：
(1) 不得限制流量或限制餘下動力裝置、輔助動力裝置或安全所必需設備的工作；
(2) 必須防止被誤動；
(3) 必須位於火區外，除非位於火區內能夠提供相同的安全等級。
(e) 必須為以下指定火區提供快速探測著火的措施：
(1) 探測措施能夠降低可能危害的多發飛機的火區；
(2) 含有滅火措施的火區。
(f) 除燃燒加溫器火區外，必須為以下火區提供滅火措施：
(1) 位於駕駛員視線之外的任何火區；
(2) 機身內的任何火區，該火區還必須有冗餘的滅火措施；
(3) 4級飛機上的任何火區。
F章 設備
第23.1301條 飛機級系統要求
本條適用於除本規定中單獨要求之外的飛機上的設備和系統。
(a) 飛機按其申請審定的運行類型（晝間VFR、夜間VFR、IFR）進行安全運行所要求的系統和設備的設計和安裝必須滿足以下要求：
(1) 滿足適用於審定等級和飛機性能等級要求的安全性水平；
(2) 在飛機審定批准的運行和環境限制下完成預期的功能。
(b) 本條(a)中沒有涵蓋的系統和設備的設計和安裝應確保其運行不會對飛機及乘員造成不利影響。
第23.1303條 功能和安裝
安裝的設備的各個部分必須完成預期的功能。
第23.1305條 系統、設備和安裝
除本規定中有單獨要求外，飛機每個系統、設備和安裝的失效狀態的嚴重程度和平均失效概率之間必須滿足下列要求：
(a) 每個災難性的失效狀態是極不可能的；
(b) 每個危險的失效狀態是極少發生的；
(c) 每個主要的失效狀態是非常小的。
第23.1307條 電子和電氣系統閃電防護
除非表明不太可能遭遇閃電，否則按儀表飛行規則（IFR）運行批准的飛機必須滿足下列要求：
(a) 對於功能失效會妨礙飛機繼續安全飛行和著陸的每一個電子和電氣系統，其設計和安裝必須符合下列規定：
(1) 當飛機遭遇閃電期間及之後，飛機級功能不會受到不利影響；
(2) 除非該功能恢復與此系統其他運行或功能要求相衝突，否則在飛機遭遇閃電後，系統應及時地恢復該功能的正常運行。
(b) 對於其功能失效會嚴重降低飛機或飛行機組應對不利運行條件能力的每一電子和電氣系統，其設計和安裝必須確保當飛機遭遇閃電後，系統及時地恢復該功能的正常運行。
第23.1309條 高強輻射場（HIRF）防護
(a) 對於功能失效會妨礙飛機繼續安全飛行和著陸的每一個電子和電氣系統，其設計和安裝必須符合下列規定：
(1) 當飛機暴露於HIRF環境期間及之後，飛機級功能不會受到不利影響；
(2) 除非該功能恢復與此系統其他運行或功能要求相衝突，否則在飛機脫離HIRF環境後，系統應及時地恢復該功能的正常運行。
(b) 按儀表飛行規則（IFR）批准的飛機，對於功能失效會嚴重降低飛機或飛行機組應對不利運行條件能力的每一個電子和電氣系統，其設計和安裝必須確保當飛機脫離HIRF環境後，系統及時地恢復該功能的正常運行。
第23.1311條 電源和配電系統
為所有系統供電的電源和配電系統的設計和安裝應確保：
(a) 在所有預期運行條件下，為所連接的負載提供運行需要的電能；
(b) 電源系統、配電系統或其他用電系統不會出現由於單點失效或故障導致系統不能為飛機繼續安全飛行和著陸所需的重要負載供電的情況；
(c) 如果主電源失效，應有足夠的電能，在繼續安全飛行和著陸所需時間內為所有重要負載供電。
第23.1313條 外部和駕駛艙照明
(a) 所有照明的設計和安裝必須儘量降低對飛行機組履行職責能力的不利影響；
(b) 一般運行和飛行規則要求的航行燈和防撞燈的光強、閃光頻率、顏色、覆蓋範圍和其他特性必須能為另一架飛機提供足夠的時間避免碰撞；
(c) 一般運行和飛行規則要求的航行燈必須包括一個在飛機左側的紅燈和一個在飛機右側的綠燈，在空間允許的情況下，這兩個燈的橫向間距應儘可能大。此外，還應包括一個在飛機尾部或翼尖上的後向白燈；
(d) 滑行和著陸燈的設計和安裝必須能為夜航提供足夠的照明；
(e) 對於水上飛機或水陸兩用飛機，停泊燈必須在潔淨大氣條件下提供可見白光。
第23.1315條 安全設備
民用航空運行規則要求的安全和救生設備必須可靠、易於接近和識別，並清晰地標識操作方法。
第23.1317條 在結冰條件下飛行
申請在CCAR-25部規章附錄C中第I部分定義的結冰條件下飛行進行審定，或者申請在這些結冰條件及任何附加的大氣結冰條件下飛行進行審定時，必須在申請審定的結冰條件下表明：
(a) 結冰防護系統提供安全運行；
(b) 飛機設計必須提供自動駕駛儀工作時的失速保護。
第23.1319條 增壓系統元件
增壓系統必須能承受適當的驗證壓力和破壞壓力。
第23.1321條 含高能轉子的設備
含高能轉子的設備的設計和安裝必須保護乘員和飛機免受非包容性碎片的危害。
第23.1323條 駕駛艙錄音機
(a) 民用航空運行規則所要求的每臺駕駛艙錄音機必須經過批准，並且其安裝必須能夠記錄下列信息：
(1) 通過無線電在飛機上發出或收到的通話；
(2) 駕駛艙內飛行機組成員的對話；
(3) 駕駛艙內飛行機組成員使用飛機內話系統時的通話；
(4) 進入耳機或揚聲器中的導航或進場設備的通話或音頻識別信號；
(5) 飛行機組成員使用旅客廣播系統時的通話（如果裝有旅客廣播系統，並根據本條(c)(4)(ii)目的要求有第四通道可用）；
(6) 如果安裝了數據鏈通信設備，所有的數據鏈通信使用經批准的數據信息格式。數據鏈信息必須作為通信設備的輸出信號被記錄，該通信設備將信號轉換為可用數據。
(b) 必須在駕駛艙內安裝一隻區域話筒來滿足本條(a)(2)項的記錄要求。話筒要安裝在最佳位置，能夠記錄正、副駕駛員工作位置上進行的對話，以及記錄駕駛艙內其他機組成員面向正、副駕駛員工作位置時的對話。話筒的定位必須使得在飛行中駕駛艙噪聲條件下所記錄和重放的錄音通信的可懂度儘可能高，如有必要，應對錄音機的前置放大器和濾波器進行調整或補償。可以把記錄反覆重放，用聽覺和目視來評價可懂程度。
(c) 每臺駕駛艙錄音機的安裝必須將本條(a)款規定的通話或音頻信號根據不同聲源分別錄在下列通道上：
(1) 第一通道，來自正駕駛員工作位置上的每個吊杆式、氧氣面罩式或手持式話筒、耳機或揚聲器；
(2) 第二通道，來自副駕駛員工作位置上的每個吊杆式、氧氣面罩式或手持式話筒、耳機或揚聲器；
(3) 第三通道，來自安裝在駕駛艙內的區域話筒；
(4) 第四通道：
(i) 來自第三和第四名機組成員工作位置上的每個吊杆式、氧氣面罩式或手持式的話筒、耳機或揚聲器；
(ii) 來自駕駛艙內與旅客廣播系統一起使用的每個話筒，如果此信號未被別的通道所拾起（條件是不要求配置本條(c)(4)(i)目中規定的工作位置或該工作位置的信號由另一通道所拾取）。
(5) 不論機內通話話筒按鍵開關處於何種位置，必須將本(c)(1)、(2)和(4)項所述的話筒接收到的所有聲音儘可能不間斷地記錄下來。該設計必須保證只有在使用機內通話機、旅客廣播系統或無線電發送機時，才會對飛行機組產生側音。
(d) 每臺駕駛艙錄音機的安裝必須符合下列規定：
(1)(i) 其供電應來自對駕駛艙錄音機的工作最為可靠的匯流條，而不危及對重要負載或應急負載的供電；
(ii) 其必須儘可能長時間地保持電源，而不危及飛機的應急工作。
(2) 應備有自動裝置，在撞損衝擊後10分鐘內，能使錄音機停止工作並停止各抹音裝置的功能；
(3) 應備有音響或目視裝置，在飛行前檢查錄音機工作是否正常；
(4) 錄音機外部單一的電氣故障不能使駕駛艙錄音機和飛行記錄器不工作；
(5) 需要一個獨立的電源：
(i) 為駕駛艙錄音機和駕駛艙區域的麥克風的操作提供10±1分鐘的電源；
(ii) 儘可能的靠近駕駛艙錄音機；
(iii) 在所有其他給駕駛艙錄音機供電的電源中斷的情況下，無論是正常關閉還是任何其他電源匯流條的喪失引起的電源中斷，駕駛艙錄音機和駕駛艙安裝的區域麥克風能夠進行自動切換。
(6) 當駕駛艙錄音機和飛行記錄器都需要的時候，駕駛艙錄音機要在一個與飛行記錄器分開的容器裡。如果只用來符合駕駛艙錄音機的要求，可以安裝一個組合單元。
(e) 記錄容器的位置和安裝，必須能將撞損衝擊使該容器破裂，以及隨之起火而毀壞記錄的概率減至最小：
(1) 除了本條(e)(2)項外，記錄容器的位置必須儘可能靠近飛機的後部，但不需要在增壓室之外，並且不可以安裝在尾部發動機撞損時可能壓碎容器的位置；
(2) 如果安裝兩個隔離的組合數字飛行記錄器和駕駛艙錄音機單元，而不是一個駕駛艙錄音機和一個數字飛行記錄器，安裝符合駕駛艙錄音機要求的組合單元可以位於駕駛艙附近。
(f) 如果駕駛艙錄音機裝有抹音裝置，其安裝設計必須使誤動的概率以及在撞損衝擊時抹音裝置工作的概率減至最小。
(g) 每個記錄容器必須符合下列規定：
(1) 外觀為鮮橙色或鮮黃色；
(2) 在其外表面固定有反射條，以利於發現它在水下的位置；
(3) 當民用航空運行規則有要求時，在容器上裝有或連接有水下定位裝置，其固定方式要保證在撞損衝擊時不大可能分離。
第23.1325條 飛行記錄器
(a) 民用航空運行規則所要求的每一飛行記錄器的安裝必須滿足下列要求：
(1) 從滿足本規定第23.1301條的飛機系統要求和功能的數據源獲取空速、高度和方向數據；
(2) 垂直加速度傳感器應剛性固定，其縱向位置在批准的飛機重心範圍之內，就在這一範圍前後或不超過飛機平均氣動弦長的25％處；
(3)(i) 其供電應來自對飛行記錄器的工作最為可靠的匯流條，且不危及對重要負載或應急負載的供電；
(ii) 其必須儘可能長時間地保持電源，且不危及飛機的應急工作。
(4) 應備有音響或目視裝置，能在飛行前檢查記錄器存儲介質的數據記錄是否正常；
(5) 除僅由發動機驅動的發電機系統單獨供電的記錄器外，應備有自動裝置，在撞損衝擊後10分鐘內，能使具有數據抹除裝置的記錄器停止工作並同時停止各抹除裝置的功能；
(6) 任何記錄器外部單一的電氣失效不能使駕駛艙錄音機和飛行記錄器不工作；
(7) 當駕駛艙錄音機和飛行記錄器都需要的時候，飛行記錄器要在一個與駕駛艙錄音機分開的容器裡。如果只用來符合飛行記錄器的要求，可以安裝一個組合單元。如果一個組合單元如駕駛艙錄音機第23.1323(e)(2)項一樣安裝，則該組合單元必須符合這個飛行記錄器的要求。
(b) 每個非彈出式記錄器容器的位置和安裝必須能將撞損衝擊導致的其該容器破裂以及隨之起火而毀壞記錄器的概率減至最小。為滿足這一要求，該容器必須儘可能安裝在後部，但不必裝在增壓艙之後，且不得裝在衝擊時尾吊發動機可能撞壞容器的部位。
(c) 應建立飛行記錄器的空速、高度和航向讀數與正駕駛員儀表上的相應讀數（考慮修正係數）之間的相互關係。此關係必須能覆蓋飛機運行的空速範圍、高度限制範圍和360度航向範圍。相互關係可在地面上用合適的方法確定。
(d) 每個記錄器必須符合下列規定：
(1) 外觀為鮮橙色或鮮黃色；
(2) 在其外表面固定有反射條，以利於發現它在水下的位置；
(3) 當民用航空運行規則有要求時，在容器上或貼近容器處裝有水下定位裝置，其固定方式要保證在撞損衝擊時不可能分離。
(e) 應對飛機任何新穎獨特的設計或使用特性進行評價，以決定是否有專用參數必須記錄在飛行記錄器上，以增加或代替現有要求。
G章 飛行機組界面和其他信息
第23.1501條 飛行機組界面
(a) 駕駛艙及其設備的設計和布局，包括駕駛員視界的設計，必須使得每個駕駛員能夠執行滑行、起飛、爬升、巡航、下降、進近和著陸等任務，並在飛機運行包線內進行任何機動，而無需過多的專注、技巧、警覺或過分的體力。
(b) 必須安裝飛行、導航、監視及動力裝置的操縱器件和顯示設備，以便飛行機組可以監控並執行規定的與系統和設備預期功能相關的任務。系統和設備的設計必須將可能導致額外危害的飛行機組差錯減至最小。
(c) 對於4級飛機，飛行機組界面設計必須保證當任一風擋玻璃喪失視界後，仍能繼續安全飛行和著陸。
第23.1503條 安裝和使用
(a) 必須標識適用的、與飛行機組界面有關的每一設備。包括名稱、功能或使用限制，或這些要素的組合。
(b) 必須以可識別的方式向相關機組成員提供操縱飛機所要求的系統使用參數，包括警告、戒備及正常指示。
(c) 涉及系統運行不安全狀態的信息必須及時提供給相關機組成員，以便採取糾正措施。這些信息必須足夠清晰以避免可能的機組差錯。
第23.1505條 儀表標記、操縱器件標記及標牌
(a) 每架飛機必須醒目地顯示運行所需的標牌和儀表標記。
(b) 必須清晰地標明駕駛艙內除主操縱器件外的每一操縱器件的功能。
(c) 飛機飛行手冊中必須包括儀表標記和標牌資料。
第23.1507條 飛行、導航和動力裝置儀表
(a) 在每個飛行階段，安裝的系統必須為飛行機組提供所需信息，使其能夠設置或監控飛行、導航和動力裝置參數。這些信息必須滿足以下要求：
(1) 信息給出的方式應使得機組能夠監控飛機運行所需的參數並判定其變化趨勢（如需要）；
(2) 包括限制信息，除非在所有預期運行中不會超過這些限制。
(b) 集成顯示飛機飛行或運行規則所需的飛行或動力裝置參數的指示系統，必須滿足以下要求：
(1) 在任何正常工作模式下，不得抑制任何飛行機組成員所需的飛行或動力裝置參數的主顯示；
(2) 與其他系統組合，應設計和安裝成在出現任一單獨失效或可能的失效組合後，能夠及時向飛行機組提供繼續安全飛行和著陸所需的關鍵信息。
第23.1509條 飛機飛行手冊
必須提供飛機飛行手冊，該手冊將隨每架飛機交付用戶：
(a) 飛機飛行手冊必須包含以下內容：
(1) 飛機使用限制；
(2) 飛機使用程序；
(3) 性能資料；
(4) 裝載資料；
(5) 儀表標記和標牌資料；
(6) 飛機安全運行所需的其他資料。
(b) 飛機飛行手冊以下章節必須由局方按規定的程序批准：
(1) 對於1級和2級飛機中的低速飛機，飛機飛行手冊中包含本條(a)(1)項規定內容的部分；
(2) 對於1級和2級飛機中的高速飛機及所有3級和4級飛機，飛機飛行手冊中包含本條(a)(1)至(a)(4)項規定內容的部分。
第23.1511條 持續適航文件
(a)必須按本規定附錄A編制可被局方接受的持續適航文件；
(b) 如果有計劃保證在交付第一架飛機或頒發標準適航證之前，完成持續適航文件，則這些持續適航文件在頒髮型號合格證時可以是不完備的。
H章 電動飛機補充要求
第23.1801條 電推進系統
安裝在電動飛機上的電推進系統，應按照局方接受的標準隨飛機型號合格證獲得批准，該標準包含的適航準則應適用於該電推進系統特定設計和預期用途，並符合局方可接受的安全水平。
第23.1803條 電池和配電系統
(a) 每個系統必須滿足以下要求：
(1) 對於有多套電池及配電系統情況，應設計和布置成各系統之間具有獨立性，使得一套系統內的任一部件失效不會導致其他系統電池或配電功能的喪失；
(2) 應設計和布置成當可能暴露在閃電環境時，能夠防止由於閃電的直接影響和間接影響而導致的災難性事件；
(3) 為動力裝置安裝提供有適當裕度的電能，以確保在所有允許的和可能的運行條件下，考慮可能的部件失效情況，能安全工作；
(4) 向飛行機組提供用於確定剩餘可用電能總量的措施，並在系統正常工作時能不間斷供電，此時需考慮電源可能的波動情況；
(5) 提供將系統內電池安全移除或隔離的措施；
(6) 在任何可能運行情況下能夠防止漏電，並將任何可生存應急著陸期間對乘員的危害降至最低。對於4級飛機，必須考慮著陸系統因過載導致的失效。
(b) 每個電池系統必須滿足以下要求：
(1) 考慮安裝情況，能夠承受可能的運行條件下的載荷而不失效；
(2) 與人員艙隔離並使人員免受其可能的危害；
(3) 在最大連續功率或推力下提供至少工作半小時的電能。
(c) 每個充電系統的設計必須滿足以下要求：
(1) 防止不當充電；
(2) 防止在可能的工作期間損害電池；
(3) 防止在充電期間對飛機或對人員造成危害。
(d) 飛機地面操作期間可能發生的錯誤必須不會導致電能的危險性損失。
第23.1805條 電池和電動力系統防火
對於電池或電動力系統運行中可能的著火或過熱情況，必須有措施隔離和降低其對飛機的危害。
附錄A 持續適航文件編制要求
A23.1 總則
(a) 本附錄為持續適航文件編制要求。
(b) 飛機的持續適航文件必須包含：發動機和螺旋槳（以下統稱「產品」）的持續適航文件，中國民用航空規章所要求的設備的持續適航文件，以及所需的有關這些設備和產品與飛機相互聯接關係的資料。如果裝機設備或產品的製造商未提供持續適航文件，則飛機持續適航文件必須包含上述對飛機持續適航必不可少的資料。
(c) 必須向局方提交一份文件，說明如何分發由申請人或裝機產品和設備的製造商對持續適航文件的更改資料。
A23.2 格式
(a) 必須根據所提供資料的數量將持續適航文件編成一本或多本手冊。
(b) 手冊的編排格式必須實用。
A23.3 內容
手冊的內容必須用中文或局方接受的其他語言編寫。持續適航文件必須包括下列手冊或章節以及下列資料：
(a) 飛機維修手冊或章節
(1) 概述性資料，包括在維修或預防性維修所需範圍內對飛機特點和數據的說明。
(2) 飛機及其系統和安裝（包括發動機、螺旋槳和設備）的說明。
(3) 說明飛機部件和系統如何操作及工作的基本操作和使用資料（包括適用的特殊程序和限制）。
(4) 關於下列細節內容的勤務資料：勤務點、油箱和流體容器的容量以及所用流體的類型、各系統的適用壓力、檢查和勤務的接近口蓋位置、潤滑點位置和使用的潤滑劑、勤務所需設備、牽引說明和限制、系留、頂升和調水平的資料。
(b) 維修說明
(1) 飛機及其發動機、輔助動力裝置、螺旋槳、附件、儀表和設備的每個零件的定期維修資料，該資料提供上述各項應予清洗、檢查、調整、試驗和潤滑的薦用周期，並提供檢查的程度、適用的磨損允差和在這些周期內推薦的工作內容。但是，如果申請人表明某項附件、儀表或設備非常複雜，需要專業化的維修技術、測試設備或專家才能處理，則申請人可以指明向該件的製造商索取上述資料。薦用的翻修周期和與適航限制章節的相互參照也必須列入。此外，申請人必須提交一份包含飛機持續適航所需檢查頻次和範圍的檢查大綱。
(2) 說明可能發生的故障、如何判別這些故障以及對這些故障採取補救措施的檢查排故資料。
(3) 說明拆卸與更換產品和零件的順序和方法以及應採取的必要防範措施的資料。
(4) 其他通用程序說明，包括系統地面運轉試驗、對稱檢查、稱重和確定重心、頂升和支撐以及存放限制程序。
(c) 結構接近口蓋圖，無接近口蓋時應提供接近檢查所需的資料。
(d) 如規定做特種檢查（包括射線和超聲波檢驗），提供如何進行特種檢查的細節資料。
(e) 檢查後對結構進行防護處理所需的資料。
(f) 關於結構緊固件的所有資料，如標識、報廢建議和擰緊力矩。
(g) 所需專用工具清單。
(h) 此外，對於4級飛機，必須提供下列資料：
(1) 各系統的電氣負載；
(2) 操縱面的平衡方法；
(3) 主要結構和次要結構的區別；
(4) 適用於該型飛機的專門修理方法。
A23.4 適航限制章節
持續適航文件必須包含標題為適航限制的章節，該章節必須單獨編排並與文件的其他部分明顯地區分開來。該章節必須規定型號合格審定所要求的強制性更換時間、結構檢查時間間隔和有關的結構檢查程序。如持續適航文件由多本文件組成，則本條要求的適航限制章節內容必須列入主要手冊中。必須在該章節顯著位置清晰聲明：「本適航限制章節已經CAAC批准，規定了中國民用航空規章有關維修和運行的條款所要求的維修，如果局方已另行批准使用替代的大綱則除外。」