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应操纵器件动作的运动速率，以及自动定位装置或载荷限制装置的特性，必须使飞机具有满
意的飞行特性和性能。
（ｄ） 升力装置操纵机构必须设计成，在低于ＶF＋９．０节的任一速度下以发动机最
大连续功率（推力）作定常飞行时，能将操纵面从全展位置收起。
§２５．６９９ 升力和阻力装置指示器
（ａ） 对于每一升力和阻力装置，如果驾驶舱内设有独立的操纵器件用于调整其位置，
则必须设置向驾驶员指示其位置的装置。此外，对于升力或阻力装置系统中出现的不对称工
作或其它功能不正常，考虑其对飞行特性和性能的影响，如果必须有指示，才能使驾驶员防
止或对付不安全的飞行或地面情况，则必须设置该指示装置。
（ｂ） 必须设置向驾驶员指示升力装置在起飞、航路、进场和着陆位置的装置。
（ｃ） 如果升力和阻力装置具有可能超出着陆位置的任一放下位置，则在操纵器件上
必须清楚地制出标记，以便识别超出的范围。
§２５．７０１ 襟翼【与缝翼】的交连
（ａ） 飞机对称面两边的襟翼【或缝翼】的运动，必须通过机械交连或经批准的等效
手段保持同步，除非当一边襟翼【或缝翼】收上而另一边襟翼【或缝翼】放下时，飞机具有
安全的飞行特性。
（ｂ） 如果采用襟翼【或缝翼交连或等效手段】，则其设计必须计及适用的不对称载荷，
包括对称面一边的发动机不工作而其余发动机为起飞功率（推力）时飞行所产生的不对称载
荷。
（ｃ） 对于襟翼【或缝翼】不受滑流作用的飞机，有关结构必须按一边襟翼【或缝翼】
承受规定对称情况下出现的最严重载荷，而另一边襟翼【或缝翼】承受不大于该载荷的８０
％进行设计。
（ｄ） 【交连机构必须按对称面一边受交连的襟翼或缝翼卡住不动而另一边襟翼或缝
翼可自由运动，并施加活动面作动系统全部动力所产生的载荷进行设计。】
〔１９９５年１２月１８日第二次修订〕
§２５．７０３ 起飞警告系统
飞机必须安装起飞警告系统并满足下列要求：
（ａ） 在起飞滑跑的开始阶段，如果飞机处于任何一种不允许安全起飞的形态，则警
告系统必须自动向驾驶员发出音响警告，这些形态包括：
（１） 襟翼或前缘升力装置不在经批准的起飞位置范围以内；
（２） 机翼扰流板（符合§２５．６７１要求的横向操纵扰流板除外），减速板或纵向
配平装置处于不允许安全起飞的位置。
（ｂ） 本条（ａ）中要求的警告必须持续到下列任一时刻为止：
（１） 飞机的形态改变为允许安全起飞；
（２） 驾驶员采取行动停止起飞滑跑；
（３） 飞机抬头起飞；
（４） 驾驶员人为地切断警告。
（ｃ） 在申请合格审定的整个起飞重量、高度和温度范围内，用于接通警告系统的装
置必须能正常工作。
起落架
§２５．７２１ 总则
（ａ） 主起落架系统必须设计成，如果在起飞和着陆过程中起落架因超载而损坏（假
定超载向上向后作用），其损坏状态很不可能导致下列后果：
（１） 客座量（不包括驾驶员座椅）等于或小于９座的飞机，机身内任何燃油系统溢
出足够量的燃油构成起火危险；
（２） 客座量（不包括驾驶员座椅）等于或大于１０座的飞机，燃油系统任何部分溢
出足够量的燃油构成起火危险。
（ｂ） 客座量（不包括驾驶员座椅）等于或大于１０座的飞机必须设计成，当有任何
一个或几个起落架未放下时，飞机在受操纵情况下在有铺面的跑道上着陆，其结构部件的损
坏很不可能导致溢出足够量的燃油构成起火危险。
（ｃ） 可用分析或试验，或兼用两者来表明符合本条规定。
§２５．７２３ 减震试验
（ａ） 必须表明，根据§２５．４７３的规定分别按起飞和着陆重量所选定的用于设
计的限制载荷系数不会被超过。这一点必须用能量吸收试验来表明，但是如在原先已批准的
起飞和着陆重量的基础上加大重量，则可以用分析的方法，该分析必须以能量吸收特性【相
似、基本结构相同的】起落架系统所作过的试验为依据。
（ｂ） 起落架的演示其储备能量吸收能力的试验中不得损坏，此试验模拟在设计着陆
重量时下沉速度为３．６６米／秒（１２英尺／秒）并假定在着陆撞击时飞机的升力不大于
飞机重量。
〔１９９５年１２月１８日第二次修订〕
§２５．７２５ 限制落震试验
（ａ） 如果用自由落震试验来表明满足§２５．７２３（ａ）的要求，则必须用完整
的飞机或用位置正确的机轮、轮胎及缓冲器组成的装置进行试验，自由落震的高度不小于下
列值：
（１） 在设计着陆重量情况下为４７５毫米（１８．７英寸）；
（２） 在设计起飞重量情况下为１７０毫米（６．７英寸）。
（ｂ） 如果用空气筒或别的机械手段模拟飞机升力，落震的重量必须等于Ｗ，如果在
自由落震试验中用一个等效减缩重量来代表飞机升力效应，则起落架必须以下述有效重量进
行落震：
ｈ＋（１－Ｌ）ｄ
Ｗe ＝Ｗ－－－－－－－－
ｈ＋ｄ
式中：
Ｗe 为落震试验中使用的有效重量（公斤）（磅）；
ｈ为规定的自由落震高度（毫米）（英寸）；
ｄ为轮胎（充以批准的压力）在受撞击时的压缩量
加上轮轴相对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），等于飞机水
平姿态下作用在此起落架上的静重量（如为前轮式飞
机，前轮离地）；
Ｗ＝ＷT ，用于尾轮（公斤）（磅），等于飞机尾沉姿
态下作用在尾轮上的静重量；
Ｗ＝ＷN ，用于前轮（公斤）（磅）；等于作用在前轮
上的静反作用力的垂直分量，假定飞机的质量集中在
重心上并产生１．０ｇ的向下力和０．２５ｇ的向前力；
Ｌ为假定的飞机升力与飞机重力之比，不大于
１．０。
（ｃ） 起落架落震试验的姿态和试验时相应施加的阻力必须模拟飞机的各种着陆情况，
模拟方式要能产生合理的或保守的限制载荷系数。
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运输类飞机适航标准R2(32)
