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(1)按发动机适航标准中耐久性试验的适用要求，通过150小时的耐久试
验而没有故障；
(2)对发动机没有不利的影响。
(b)在服役中预期出现的操纵系统的故障、振动、不正常转速和温度，均不得
损坏涡轮增压器的压气机和涡轮。
(c)涡轮增压器的壳体，必须能包容正常转速控制装置不工作时可能出现的
最高转速情况下压气机或涡轮损坏的碎片。
5.6 涡轮螺旋桨阻力限制系统
涡轮螺旋桨飞艇的螺旋桨阻力限制系统必须设计成，在正常或应急使用期
间，任何系统的单个失效或故障均不使螺旋桨阻力超过按本部结构要求设计飞
艇所采用的值。如果阻力限制系统结构元件的破损概率极小，则这种破损不必
考虑。
5.7动力装置的工作特性
(a)必须在飞行中检查涡轮发动机的工作特性，以确认在飞艇和友动机使用
限制范围内的正常和应急使用期间，不会出现达到危险程度的不利特性（如失
速、喘振或熄火）。
(b)对于损坏可能导致灾难的涡轮发动机部件，在正常使用中其振动特性不
得受到不利影响。
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5.8 总则
燃 油 系 统
(a)燃油系统的构造和布置，在每种很可能出现的运行情况下，包括申请审
定的任何机动飞行，必须保证以发动机正常工作所需的流量和压力向其供油。
(b)燃油系统的布置必须满足下列要求之一：
(1)燃油泵不能同时从一个以上的油箱内吸油；
(2)具有防止空气进入系统的设施。
5.9 燃油系统的独立性
(a)多发飞艇的燃油系统的布置必须使任一部件（燃油箱除外）的故障不会
导致一台以上的发动机丧失功率（推力），也不需要驾驶员立即动作来防止一台
以上的发动机丧失功率（推力）。
(b)如果多发飞艇使用单个油箱（或相互连通，功能如同单个油箱的一组油
箱），则必须具有下列设施：
(1)供每台发动机使用的独立的油箱出口，油箱上每个出口均有切断阀
门。如果阀门和发动机舱之间的油管中容纳的并可排人发动机舱的油量不超过
1/4美加仑（如表明是安全的，也可超过此油量），该切断阀门也可用作所需的防
火墙上防火切断阀门；
(2)至少两个通气口。应设置在被同时堵塞的概率最小的位置；
(3)加油口盖。应设计成使错误安装或在飞行中丢失的概率减至最小；
(4)燃油系统。在该系统中从每个油箱出口到任一发动机的部件，与向其
他发动机供油系统的每个部件柏互独立。
5. 10 燃油系统闪电防护
燃油系统的设计和布局，必须防止由于下列原因而点燃系统内的燃油蒸
气：
(a)雷击附着概率高的区域直接被闪击；
(b)扫掠雷击可能性高的区域被扫掠雷击；
(c)燃油通气口处的电晕放电和流光。
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5. 11 燃油流量
(a)总则 必须在对供油和不可用油量为最临界的状态下，表明燃油系统能
以本条规定的流量，和足以保证发动机正常工作的压力向发动机供油。这些情
况可以在一个合适的模拟装置上予以模拟。此外还必须符合下列规定：
(1)油箱内的燃油量不得超过§5.13制定的该油箱不可用燃油量与为验
证本条符合性所需的油量之和；和
(2)如果装有燃油流量计，在流量试验时必须使其停止工作，燃油必须流
经该流量计旁路。
(b)重力供油系统重力供油系统（主供油和备用供油）的最小燃油流量必
须为根据本部要求在起飞状态下经批准的发动机最大功率下燃油流量的
150%。
(c)泵供油系统 每台活塞式发动机的每套泵供油系统（主供油和备用供
油）的最小燃油流量必须为根据本部要求在起飞状态下经批准的发动机最大功
率下燃油流量的125%。
(1)对于每个主燃油泵和应急泵，都必须具备上述流量，而且在起飞期
间，当泵运转时必须提供该流量；
(2)对于每个手摇泵，必须在每分钟不超过60个循环(120个单行程)的
条件下达到该流量。
(d)辅助燃油系统和燃油转输系统 本条(b)、(c)、(f)适用于每一辅助系统
和转输系统，但是流量按下述规定：
(1)所要求的燃油定量．必须按发动机最大连续功率和发动机最大转速
来确定，而不是按起飞功率和起飞耗油量来确定；
(2)对于向大主油箱输油的小辅助油箱，可以采用较低的燃油流量，只要
设有一个合适的标牌，注明在主油箱用到某一预定燃油量之前辅助油箱不得向
主油箱输油。
(e)多燃油箱 如活塞发动机可以由一个以上的燃油箱供油时，由于燃油耗
尽而致发动机停车后，必须能在平飞状态下接通任一满油油箱而再次起动该发
动机，此时发动机由任一其它油箱供油。
(f)涡轮发动机燃油系统
(1)在各种预定运行条件下和机动飞行中，每一涡轮发动机燃油系统必
须至少提供发动机所需燃油量的100%。可以在一个合适的模拟装置上模拟这
些情况。此流量必须以飞艇在运行中预期的最不利的供油情况（对应于各高度、
姿态、和其它情况）验证。
(2)如涡轮发动机可以由一个以上的燃油箱供油时，由于燃油耗尽而致发
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动机停车后，必须能在平飞状态下接通任一满油箱而再次起动该发动机，此时
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飞艇适航标准(29)
