(d)对于活塞式发动机安装，进气系统管道必须满足下列要求：
(1)必须具有足够的强度，能够防止正常回火导致的进气系统失效；
(2)进气系统管道如果位于需要灭火系统的区域内，则必须是耐火的。
(e)辅助动力装置的进气系统管道必须满足下列要求：
(1)在辅助动力装置舱内，必须是防火的；
(2)在辅助动力舱上游足够长的一段距离上，必须是防火的，以防止热燃气回流烧穿管道并进入飞机的其他任何隔舱(热燃气进入这些地方会造成危害)；
(3)除要求防火或耐火材料的那些区域外，进气系统管道的材料必须适合于使用中预期的环境条件；
(4)进气系统的材料必须不会吸收或积存在喘振或回流状态下可能被点燃的危险量的可燃液体。
(f)向座舱增压系统供应空气的进气系统管道必须用不会产生危害量的有毒气体的材料制造，或者进行隔离以防止动力装置着火时危害量的有毒气体进入座舱。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1105条 进气系统的滤网
如果进气系统采用滤网，则应符合以下规定：
(a)每个滤网都必须位于汽化器或燃油喷射系统的上游；
(b)滤网不得位于进气系统中空气进入发动机的唯一通道上，除非满足下列要求：
(1)可得到的预热至少为37．8℃(100°F)；
(2)滤网能用热空气除冰。
(c)滤网不得单用酒精除冰；
(d)必须使燃油不可能冲击到任何滤网上。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1107条 进气系统过滤介质
如果使用过滤介质来保护发动机，防止进气中的外物影响，则必须满足下列要求：
(a)过滤介质必须能够经受使用和维护中预期的温度极限、雨、燃油、滑油以及溶剂的影响。
(b)过滤介质必须具有防止从过滤介质分离出来的材料干扰正确的燃油计量的设计特点。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1109条 涡轮增压器引气系统
对于用于客舱增压的涡轮增压器引气系统，下列规定适用：
(a)在涡轮增压器或其润滑系统的任何可能的失效发生后，客舱空气系统不得受到有害污染。
(b)在发动机排气、液压、燃油或滑油系统任何可能的失效或故障发生后，涡轮增压器气源不得被由此而产生的有毒或有害气体或蒸汽所污染。
[1993年12月23日第二次修订]
第23．1111条 涡轮发动机的引气系统
对于涡轮发动机的引气系统，采用下列规定：
(a)如果管道在发动机引气口与使用引气的飞机设备之间任何部位上发生破裂或损坏，不得引起危险的结果；
(b)必须确定最大的引气量对飞机和发动机性能的影响；
(c)发动机滑油系统的故障，不得引起座舱空气系统的危险污染。
排气系统
第23．1121条 总则
对于动力装置和辅助动力装置，必须满足下列要求：
(a)排气系统必须确保安全地排出废气，没有着火危险，在任何载人舱内也没有一氧化碳污染。
(b)表面温度足以点燃可燃液体或蒸气的每个排气系统零件，其安置或屏蔽必须使得任何输送可燃液体或蒸气系统的泄漏，不会由于液体或蒸气接触到排气系统(包括排气系统的屏蔽件)的任何零件引起着火。
(c)必须用防火的屏蔽件将所有排气系统部件与邻近的位于发动机舱和辅助动力装置舱之外的飞机易燃部分相隔开。
(d)废气排放时不得使任何可燃液体通气口或放油嘴有着火危险。
(e)废气不得排到所引起的闪光会在夜间严重影响驾驶员视觉的地方。
(f)所有排气系统部件均必须通风，以防某些部位温度过高。
(g)如果存在较大的积油处，为了防止发动机或辅助动力装置起动失败后的燃油积聚，涡轮发动机和辅助动力装置排气系统必须具备放油嘴，在任何正常的地面和飞行姿态下，排放油液都应避开飞机。
(h)每个排气热交换器必须有防止热交换器内部发生任何故障后排气口被堵塞的设施。
(i)就符合第23．603条 而言，排气系统的任何部件的失效将被认为对安全有不利影响。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1123条 排气系统
(a)排气系统必须是防火和耐腐蚀的，并且必须有措施防止由于工作温度引起的膨胀而造成损坏。
(b)每个排气系统的支承，必须能承受使用中可能遇到的各种振动和惯性载荷。
(c)连接在可能有相对运动的部件之间的排气管零件必须采用柔性连接。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1125条 排气热交换器
对于活塞发动机飞机，采用下列规定：
(a)排气热交换器的构造和安装，必须能承受运行中可能遇到的各种振动、惯性和其他载荷。此外，还应满足下列要求：
(1)排气热交换器必须适合于高温下连续工作，并能耐排气腐蚀；
(2)必须具有检查排气热交换器关键部位的措施；
(3)排气热交换器接触废气的部位必须具有冷却措施。
(b)用于给通风空气加温的排气热交换器的构造必须使废气不能进入通风空气中。动力装置的操纵器件和附件
第23．1141条 动力装置的操纵器件：总则
(a)动力装置操纵器件的位置和排列必须符合第23．777条的规定并按第23．1555条(a)的要求作标记。
(b)必须表明柔性操纵器件适合于特定的用途。
(c)每个操纵器件必须能保持在任何必要的位置，而无下列现象：
(1)要求飞行机组成员经常注意；
(2)由于操纵载荷或振动而滑移。
(d)每个操纵器件必须能承受工作载荷而不失效或没有过度的变形。
(e)对于涡轮发动机飞机，任何动力装置操纵系统中单个的失效或故障，或可能的组合都不得造成任何安全所需的动力装置功能的失效。
(f)位于发动机舱内而在着火时还要求工作的每个动力装置的操纵部分，必须至少是耐火的。
(g)位于驾驶舱内的动力装置的阀门操纵器件必须满足以下要求：
(1)对于手动阀门，在打开和关闭位置有确实的止动器，对于燃油阀门在上述位置要有适当的指示措施；
(2)对于动力作动阀门，应有向飞行机组指示下列情况的手段：
(i)阀门在全开或全关的位置；
(ii)阀门在全开和全关位置之间移动。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1142条 辅助动力装置控制
驾驶舱内必须有起动、停止、监控和应急关断每一辅助动力装置的措施。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1143条 发动机操纵器件
(a)每台发动机必须有单独的功率或推力操纵器件，而且每个需要操纵的增压器也必须具有独立的操纵器件。
(b)功率、推力和增压器操纵器件的布置必须满足以下要求：
(1)能单独操纵每台发动机和每个增压器；
(2)能同时操纵所有发动机和所有增压器。
(c)每个功率、推力或增压器的操纵器件，都必须能对其操纵的发动机或增压器进行确实和及时反应的操纵。
(d)每台发动机的功率、推力或增压器的操纵器件，必须独立于其他每台发动机或增压器的操纵器件。
(e)如果液体(燃油除外)喷射系统及其控制机构不作为发动机的一部分来提供和批准，则申请人必须表明喷射液体的液量是受到适当控制的。
(f)如果功率或推力操纵器件(不包括混合控制)具有切断燃油的特性，则该操纵器件必须有措施防止其误动到断油位置，该措施必须满足下列要求：
(1)在慢车位置有确实的锁或止动器；
(2)要用一个另外的明显动作才能将操纵器件移到断油位置。
(g)对于活塞式单发飞机，功率或推力控制器件的设计必须使得如果控制器件在发动机燃油计量装置处脱离，飞机能够持续安全飞行和着陆。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1145条 点火开关
(a)必须用点火开关来控制和关断每台发动机上的每个点火电路。
(b)必须有快速切断多发飞机的所有点火电路的措施，其方法可将点火开关构成组列或者使用一个总点火控制器。
(c)每组点火开关和每个总点火控制器都必须有防止被误动的措施，但不要求连续点火的涡轮发动机的点火开关除外。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1147条 混合比操纵器件
如果有混合比操纵器件，每台发动机必须有一单独的混合比操纵器件，混合比操纵器件必须有保护装置或者其形状和布置可以通过感觉防止与其他操纵器件混淆。
(a)(1)该操纵器件必须按下列要求进行组合或布置：
(i)能单独操纵每台发动机；
(ii)能同时操纵所有的发动机。
(2)对于操纵器件移动到贫油或断开位置，必须要有一个单独的、明显的操作。部分
(b)对于活塞式单发飞机，每一手动发动机混合比控制器的设计必须使得如果控制器在发动机燃油计量装置处脱离，飞机能够持续安全飞行和着陆。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1149条 螺旋桨转速和桨距的操纵器件
(a)如果有螺旋桨转速或桨距的操纵器件，则必须成组排列并满足下列要求：
(1)能单独操纵每一螺旋桨；
(2)能同时操纵所有螺旋桨。
(b)在多发飞机上，该操纵器件必须易于使所有螺旋桨同步。
第23．1153条 螺旋桨顺桨操纵器件
如果安装有螺旋桨顺桨操纵器件，则必须能够单独顺桨每一螺旋桨，操纵器件必须有防止被误动的措施。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1155条 涡轮发动机的反推力和低于飞行状态的桨距调定
对涡轮发动机的安装，用于反推力和低于飞行状态的桨距调定的每一操纵器件，均必须有防止被误动的措施。该措施在飞行慢车位置必须有确实的锁或止动器，而且必须要求机组采取另外的明显动作，才能将操纵器件从飞行状态(对于涡轮喷气发动机飞机为正推力状态)的位置移开。
第23．1157条 汽化器空气温度控制装置
每台发动机必须有单独的汽化器空气温度控制装置。
第23．1163动力装置附件
(a)每一发动机安装附件必须符合下列规定：
(1)被批准安装在相应的发动机上，并利用该发动机上的设施安装；或
(2)在所有附件传动装置上装有扭力限制装置以防止扭力超过传动装置规定的限制值；
(3)除满足本条(a)(1)或(a)(2)的条件外，是密封的以防止污染发动机滑油系统和附件系统。
(b)易产生电弧或火花的电气设备，其安装必须使接触可能呈自由状态的可燃液体或蒸气的概率减到最小。
(c)每台额定功率为6千瓦或6千瓦以上发电机的设计和安装必须将其发生故障时引起着火的概率减到最小。
(d)任何由发动机远距驱动的附件，如果在发生故障后继续转动会造成危害，则必须有措施防止其继续转动，而不影响发动机继续工作。
(e)没有作为驱动齿轮箱动力装置的一部分批准而被齿轮箱驱动的附件必须满足下列条件：
(1)具有扭力限制措施以防止超过有关传动装置的扭力限制值；
(2)使用齿轮箱上的设施安装；
(3)是密封的以防止污染齿轮箱滑油系统和附件系统。
[1990年7月18日第一次修订，1993年12月23日第二次修订]
第23．1165条 发动机点火系统
(a)每个蓄电池点火系统必须可从发电机得到备用电能，当任一蓄电池电能耗尽时，此发电机可自动作为备用电源供电，使发动机能继续运转。
(b)蓄电池和发电机的容量，必须足以同时满足发动机点火系统用电量和使用同一电源的电气系统部件的最大用电量。
(c)发动机点火系统的设计必须计及下列情况：
(1)一台发电机不工作；
(2)一个蓄电池电能耗尽，而发电机以其正常转速运转；
(3)如果只装有一个蓄电池，该蓄电池电能耗尽，而发电机在慢车转速下运转。
(d)如果电气系统任一部分发生故障引起发动机点火所需的蓄电池连续放电，则必须有警告有关飞行机组成员的措施。
(e)除用于辅助、控制或检查点火系统工作的电路外，每一点火系统必须独立于任何其他电路。
(f)此外，对于通勤类飞机，必须将每一涡轮螺旋桨点火系统作为一个重要的电负载。
[1990年7月18日第一次修订]
动力装置的防火
第23．1181条 指定火区的范围
指定的火区指下列各部分：
(a)对于活塞式发动机
(1)动力部分；
(2)附件部分；
(3)动力部分和附件部分没有隔离的整个动力装置舱。
(b)对于涡轮发动机：
(1)压气机和附件部分；
(2)包含有输送可燃液体或气体管道或部件的燃烧室、涡轮和尾喷管部分；
(3)压气机、附件部分、燃烧室、涡轮和尾喷管地区部分之间没有隔离的整个动力装置舱；
(c)辅助动力装置舱；
(d)第23．859条 所述的燃油燃烧加热器和其他燃烧设备。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1182条 防火墙后面的短舱区域
位于发动机舱防火墙后面的部件、导管和接头(按第23．1351条(e)要求的除外)的制造材料和离防火墙的距离，必须使它们在防火墙靠发动机一侧的部分受到温度不低于1093℃(2000°F)的火焰作用15分钟时，不会受到足以使飞机发生危险的损坏。
第23．1183条 导管、接头和部件
(a)除了本条(b)规定的外，在易受发动机着火影响的任何区域内输送可燃液体、气体或空气的每一组件、导管和接头均必须至少是耐火的，但属于发动机一部分并且固定在发动机上的可燃液体箱和支架必须是防火的或用防火罩防护，如果任何非防火零件被火烧坏后不会引起可燃液体渗漏或溅出则除外。上述组件必须加防护罩或安置得能防止点燃漏出的可燃液体。软管组件(软管和管接头)必须适合于特定用途。活塞发动机上容量小于23．7升(25夸脱)的整体滑油收油池不必是防火的，也不必用防火罩防护。
(b)本条(a)不适用于下列情况：
(1)已批准作为型号审定合格的发动机一部分的导管和接头；
(2)破损后不会引起或增加着火危险的通风管和排放管及其接头。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1189条 切断措施
(a)对于多发飞机，采用下列规定：
(1)每台发动机安装必须有措施，用来切断燃油、滑油、防冰液以及其他可燃液体，或者防止危险量的上述液体流入或流过任一发动机舱，或者在其内流动，但与发动机组成一体的导管、接头和组件除外。
(2)任何一台发动机燃油切断阀的关闭，不可使该切断阀打开时可供使用的其余发动机被中断供油。
(3)任何切断装置动作不得影响其他设备(诸如螺旋桨顺桨装置)以后的应急使用。
(4)切断装置必须装在发动机舱的外部，除非装在发动机舱内能保证等效安全。
(5)在发动机关断后，不得有多于0．946L(1夸脱)的可燃液体排入发动机舱。对于那些发动机关断后，可燃液体不可能限制于0．946L(1夸脱)的安装情况，必须验证增加的可燃液体量可以被安全地包容或排出机外。
(6)必须有措施防止切断装置被误动，并能使机组在飞行中重新打开已关闭的切断装置。
(b)在下列情况下，涡轮发动机安装不需要发动机滑油系统切断装置：
(1)滑油箱和发动机组成一体或安装在发动机上；
(2)位于发动机外部的所有滑油系统部件是防火的，或位于不易受发动机着火影响的区域。
(c)对于动力操纵的阀门，当它达到选定位置时必须有能给飞行机组指示的装置。并且此阀门必须设计成在阀门部位很可能存在的振动条件下，阀门不能从其选定的位置移开。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1191条 防火墙
(a)每台发动机、辅助动力装置、燃油燃烧加温器和其他在飞行中需要使用的燃烧设备，必须用防火墙、防火罩或其他等效设施与飞机的其他部分隔离。
(b)防火墙或防火罩的构造必须能防止危害量的液体、气体或火焰通过防火墙或防火罩所构成的舱进入飞机的其他部分。
(c)防火墙或防火罩的每个开孔，都必须用紧配合的接头、防火套圈、衬套或防火墙接头封严。
(d)[删除并保留]
(e)防火墙或防火罩必须是防火和防腐蚀的。
(f)必须按下列条件表明防火材料或部件符合标准：
(1)材料或部件承受的火焰温度必须是1093±27．5℃(2000±50°F)；
(2)对于板材，必须在大约64．5厘米(2上标)(10英寸(2上标))面积上经受由合适的燃烧器发出的火焰；
(3)火焰的大小必须足以在大约32．25厘米(2上标)(5英寸(2上标))的面积上保持要求的试验温度。
(g)防火墙材料和接头必须至少在15分钟内不被火焰穿透。
(h)下列材料不经本条要求的试验就可以作为防火墙或防火罩的材料：
(1)不锈钢板，厚度0．381毫米(0．015英寸)；
(2)软钢板(包覆铝层或采用其他防腐措施)，厚度0．457毫米(0．018英寸)；
(3)镀锡铅钢板，厚度0．457毫米(0．018英寸)；
(4)蒙乃尔合金，厚度0．457毫米(0．018英寸)；
(5)钢或铜基合金的防火墙接头；
(6)钛板，厚度0．406毫米(0．016英寸)。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1192条 发动机附件舱隔板
对于气冷式星形发动机，发动机动力部分和排气系统的所有部分必须用满足第23．1191防火墙要求的隔板与发动机附件部分隔离。
第23．1193条 发动机罩及短舱
(a)整流罩的构造和支承，必须使其能承受在运行中可能遇到的任何振动、惯性和空气载荷。
(b)在飞机处于正常的地面和飞行姿态时，必须有迅速、全部地排出整流罩各部分液体的设施。可以通过试验、分析或两者共同表明排放工作，以确保在使用过程中预期的正常气动压力分布情况下，每个排放设施能够完成其设计功能，不得在会引起着火危险处排放。
(c)整流罩必须至少是耐火的。
(d)开口后方位于开口后至少61厘米(24英寸)距离范围内的每个零件是耐火的。
(e)由于靠近排气系统出口或受排气冲击而经受高温的整流罩的各部分必须是耐火的。
(f)对于装有多台增压式发动机的飞机，每个短舱的构造和设计应使在起落架收起状态下发动机舱内出现的着火不能烧穿整流罩或短舱，不能进入发动机舱以外的短舱区域。
(g)此外，对于通勤类飞机，其设计必须使发动机舱内出现的着火不能通过开口或烧穿而进入其他任何会增加危险的区域。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1195条 灭火系统
(a)对于通勤类飞机，必须安装灭火系统并且表明符合下列规定：
(1)必须有为每个发动机舱服务的灭火系统，但是对于包含输送可燃液体或气体管路或组件的涡轮发动机装置的燃烧室、涡轮及尾喷管部分，如果表明其着火是可控制的，则这些部分除外；
(2)灭火系统、灭火剂剂量、喷射速率和喷射分布必须足以灭火。可以使用单独的“一次喷射”式灭火系统；
(3)短舱的灭火系统必须能够同时对被防护短舱的每个火区进行防护。
(b)如果在按本规定合格审定的飞机上安装辅助动力装置，则必须有为辅助动力装置舱服务的满足本条(a)(2)要求的灭火系统。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1197条 灭火剂
对于通勤类飞机，采用下列规定：
(a)灭火剂必须满足下列要求：
(1)能够熄灭在灭火系统保护的区域内任何液体或其他可燃材料燃烧时的火焰；
(2)对于贮放灭火剂的舱内可能出现的整个温度范围，均具有热稳定性。
(b)如果使用有毒灭火剂，必须采取措施防止有害密集度的灭火液或其蒸气(飞机正常运行中渗漏的，或者在地面或飞行中灭火瓶喷射释放的)进入任何载人舱(即使灭火系统中可能存在缺陷)。对于此项要求必须用试验来表明，但机身舱内的固定式二氧化碳灭火系统除外。对于该系统则有下列要求：
(1)应能按规定的灭火程序，向机身任一隔舱喷射2．3公斤(5磅)或少于2．3公斤(5磅)的二氧化碳；或，
(2)对于在驾驶舱执勤的每个飞行机组成员，应备有防护性呼吸设备。
[1990年7月18日第一次修订]
第23．1199条 灭火瓶
对于通勤类飞机，下列规定适用：
(a)每个灭火瓶必须备有释压装置，以防止内压过高而引起爆破。
(b)从释压接头引出的每根排放管的排放端头，其设置必须使放出的灭火剂不会损伤飞机。该排放管还必须设置和防护得不致被冰或其他外来物堵塞。
(c)对于每个灭火瓶必须设有指示措施，指示该灭火瓶已经喷射或其充填压力低于正常工作所需的最小规定值。
(d)在预期使用条件下必须保持每个灭火瓶的温度，以防止出现下列情况：
(1)容器中压力下降到低于提供足够喷射率所需的值；
(2)容器中压力上升到足以引起过早喷射。
(e)如果采用爆炸帽来喷射灭火剂，则灭火瓶的安装不会因温度条件而使爆炸帽发生危险性的恶化。
[1990年7月18日第一次修订]
第23．1201条 灭火系统材料
对于通勤类飞机，下列规定适用：
(a)任何灭火系统的材料不得与任何灭火剂起化学反应以致产生危害。
(b)发动机舱内的每个灭火系统部件必须是防火的。
[1990年7月18日第一次修订]
第23．1203条 火警探测系统
(a)必须有确保快速探测下列位置着火的装置：
(1)下列飞机的发动机舱：
(i)多发涡轮发动机飞机；
(ii)安装涡轮增压器的多发活塞发动机飞机；
(iii)飞机发动机位于从驾驶舱处不易观察到的位置；和
(iv)所有通勤类飞机。
(2)装有辅助动力装置的飞机的辅助动力装置舱。
(b)每个火警探测器的构造和安装必须能承受运行中可能遇到的振动、惯性和其他载荷；
(c)火警探测器不得受可能出现的任何油、水、其他液体或烟气的影响；
(d)必须有手段使机组在飞行中能检查每个火警探测器电路的功能；
(e)指定火区内每个火警探测系统的导线和其他部件必须至少是耐火的。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
总则
F章 设备
第23．1301条 功能和安装
所安装的每项设备必须符合下列要求：
(a)其种类和设计与预定功能相适应；
(b)有标牌标明其名称、功能或使用限制，或这些要素的适用的组合；
(c)按对该设备规定的限制进行安装；
(d)在安装后功能正常。
第23．1303条 飞行和导航仪表
最低所需的飞行和导航仪表规定如下：
(a)一个空速表；
(b)一个高度表；
(c)一个航向指示器(无陀螺稳定的磁罗盘)；
(d)对于涡轮发动机飞机和最大重量大于2，722公斤(6，000磅)的活塞发动机飞机，一个大气静温表，或一个能将其指示换算为大气静温的大气温度表；
(e)一个速度警告装置，用于下列情况：
(1)涡轮发动机飞机；
(2)按第23．335条(b)(4)和第23．1505条(c)确定V(MO下标)／M(MO下标)和V(D下标)／M(D下标)的其他飞机，条件是V(MO下标)／M(MO下标)大于0．8V(D下标)／M(D下标)。当速度超过V(MO下标)＋6节或M(MO下标)＋0．01时，速度警告装置必须向驾驶员发出有效的音响警告(要与其他用途的音响警告有明显区别)。该警告装置的制造允差的上限不得超过规定的警告速度。该警告装置的下限必须设置成使骚扰性警告减至最少。
(f)当安装有姿态指示器时，该仪表必须设计成，除了进行必要的视差修正外，飞行机组无法调整姿态基准标记与水平刻线问的相对位置。
(g)此外，对于通勤类飞机：
(1)如果空速限制随高度变化，则空速表必须具有表明VM。随高度变化的最大允许空速指示；
(2)高度表必须是灵敏型的；
(3)对于客座数不小于10(不含驾驶员座位)并获仪表飞行规则(IFR)运行批准的通勤类飞机，必须具备第3套姿态仪表，该仪表
(i)由独立于发电系统的电源供电；
(ii)在发电系统全部失效后，能持续可靠地工作至少30分钟；
(iii)工作独立于任何其他姿态指示系统；
(iv)在发电系统全部失效后，无需选择便可工作；
(v)位于仪表板上局方认可的位置处，使得任一驾驶员从其工作位置上清晰可见并便于使用；
(vi)在所有使用阶段都得到适宜的照明。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1305条 动力装置仪表
所需的动力装置仪表规定如下：
(a)对于所有飞机
(1)每个燃油箱一个燃油油量表，其安装符合第23．1337条(b)的要求；
(2)每台发动机一个滑油压力表；
(3)每台发动机一个滑油温度表；
(4)每个滑油箱一个滑油油量测量装置，其安装符合第23．1337条(d)的要求；
(5)对要求符合第23．1203条的每架飞机，一个火警指示器。
(b)对于活塞发动机飞机除本条(a)要求的仪表外，还需如下动力装置仪表：
(1)每台具有预热器和进气温度限制的每台发动机，在预热时可能超出该限制，一个进气系统空气温度指示器；
(2)每台发动机一个转速表；
(3)一个汽缸头温度表，用于：
(i)具有整流罩风门片的每台气冷式发动机，
(ii)备用。
(iii)每架通勤类飞机。
(4)对于每台泵压式供油发动机：
(i)一个装置，向驾驶员持续指示燃油的压力或流量；或
(ii)一个装置，持续地监测燃油系统，并对有可能导致发动机失效的燃油流量变化趋势，向驾驶员告警。
(5)每台高空发动机和每台具有可控螺旋桨的发动机，一个进气压力表；
(6)对于每一涡轮增压器装置：
(i)如果规定有汽化器(或歧管)的进气温度限制，或者排气或涡轮增压器的涡轮进口温度限制，必须备有能指示此种限制的温度指示器，如果已表明在所有预定的使用中都不会超过这些限制，则除外；
(ii)如果其滑油系统独立于发动机的滑油系统，还必须备有滑油压力和温度指示器。
(7)每台液冷发动机，一个冷却液温度指示器。
(c)对于涡轮发动机飞机除本条(a)要求的仪表外，还需如下动力装置仪表：
(1)每台发动机一个燃气温度表；
(2)每台发动机一个燃油流量表；
(3)每台发动机一个燃油低压警告装置；
(4)任何在正常使用中不应被用尽的燃油箱，一个低油位警告装置；
(5)每台发动机一个转速表(指示有规定限制转速的转子转速)；
(6)每台发动机一个滑油低压警告装置；
(7)每台发动机，一个指示动力装置防冰系统工作的指示装置；
(8)对于每台发动机，一个指示装置用于第23．997条 所要求的燃油滤网或燃油滤，在滤网或油滤的脏污程度影响第23．997条(d)规定的滤通能力之前即指示出现脏污；
(9)对于每台发动机，第23．1019条 所要求的滑油滤网或滑油滤如果没有旁路，应有一个警告装置，在滑油滤网或滑油滤的脏污程度影响第23．1019条(a)(2)规定的滤通能力之前向驾驶员警告出现脏污；
(10)防止燃油系统部件被冰堵塞的任何加温器，应有一个指示加温器功能的指示装置。
(d)对于涡轮喷气／涡轮风扇发动机飞机除本条(a)和(c)要求的仪表外，还需如下动力装置仪表：
(1)每台发动机一个指示发动机推力或指示与推力相关的参数的指示器，还包括为此目的所需要的一个大气静温表；
(2)每台装有反推力装置的发动机，一个位置指示装置，当反推力装置处在反推力位置时向飞行机组发出指示。
(e)对于涡轮螺旋桨飞机除本条(a)和(c)要求的仪表外，还需如下动力装置仪表：
(1)每台发动机一个扭矩表；
(2)每具螺旋桨，一个位置指示装置，在螺旋桨桨叶角小于飞行低距位置时，向飞行机组发出指示，除非能够表明发生这种情况是非常不可能的。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1307条 其他设备
飞机在按第23．1559条 申请合格审定并获得批准的最大使用高度、运行类型和气象条件下运行所需的设备，必须包括在其型号设计之内。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1309条 设备、系统及安装
(a)每项设备、每一系统及每一安装：
(1)在执行其预定功能时，对下列任一设备的响应、运行或精度不得产生不利影响：
(i)安全运行所需的基本设备；或
(ii)其他设备，有措施使驾驶员知道其影响的除外。
(2)在单发飞机上，必须设计成在发生可能的故障或失效时将对飞机的危害减至最小；
(3)在多发飞机上，必须设计成在发生可能的故障或失效时能防止对飞机的危害。
(4)在通勤类飞机上，必须设计成在它们发生故障或失效时能保护飞机免受危害。
(b)每项设备、每一系统及每一安装的设计必须单独评审并按它与飞机其他系统和安装的关系进行评审，以确定飞机的持续安全飞行和着陆是否依赖于其功能，以及对于不受目视飞行规则(VFR)条件限制的飞机，一个系统的失效是否会严重降低飞机或机组应对不利运行情况的能力。根据这种评审被确定为飞机持续安全飞行和着陆需依赖其正常功能，或者其失效将严重降低飞机或机组应对不利运行情况能力的每项设备、系统和安装，必须设计成满足下列附加要求：
(1)在任何可预见的运行情况下完成其预定功能；
(2)当系统和有关部件在单独考虑以及与其他系统一起考虑时：
(i)任何可能妨碍飞机连续安全飞行和着陆的失效情况，其发生必须是极不可能的；且
(ii)任何可能严重降低飞机或机组应对不利运行情况能力的其他失效，其发生必须是不可能的。
(3)必须提供警告信息提醒机组注意系统的不安全工作情况并能使机组采取相应的纠正动作。系统、操纵器件以及有关的监视和警告装置的设计必须将可能产生附加危险的机组失误减至最小；
(4)必须通过分析，必要时通过适当的地面、飞行或模拟器试验来表明符合本条(b)(2)的要求。分析必须考虑下列情况：
(i)可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和损坏；
(ii)多重失效概率和失效未被检测出的概率；
(iii)在各个飞行阶段和各种运行条件下，对飞机和乘员造成的后果；和
(iv)对机组的警告信号、所需的纠正措施以及机组对故障的判定能力。
(c)凡其功能为中国民用航空规章所要求的并且需要能源的每项设备、每一系统及每一安装均为该能源的“重要负载”。能源及其系统必须能够在可能的工作组合与可能的持续时间内对下列能源负载提供能源：
(1)在系统正常工作时，与能源分配系统相连的负载；
(2)出现下列失效后的重要负载：
(i)双发飞机的任何一台发动机失效；或
(ii)三发或三发以上飞机的任何两台发动机失效；或
(iii)任何能源转换装置或能源储存装置失效。
(3)如果适用的话，依据中国民用航空规章有关运行规则，在任一能源系统、分配系统或其他使用系统出现任一故障或失效后要求有替代能源的重要负载。
(d)在确定本条(b)(2)的符合性时，可以假定能源负载是按照与批准的运行类别的安全相一致的监控程序减少的。对于三发或三发以上飞机有两发失效的情况，控制飞行不要求的负载不必考虑。
(e)在表明本条关于电源系统及设备的设计与安装的符合性时，必须考虑最严重的环境和大气条件，包括射频能量及闪电影响(直接和非直接两种)。对于中国民用航空规章所要求的或为满足中国民用航空规章的要求而使用的发电、配电和用电设备，可以通过环境试验、设计分析或参照在其他飞机上已有的类似的服役经验来表明其在预期的环境条件下提供连续、安全服务的能力。
(f)在本条中，“系统”是指在飞机设计中包括的所有气动系统、流体系统、电气系统、机械系统和动力装置系统，但下列系统除外：
(1)作为合格审定过的发动机一部分的动力装置系统；
(2)按本规章C、D章的要求规定的飞行结构(如机翼、尾翼、操纵面及其系统、机身、发动机架、起落架和有关的主连接结构)。
[1990年7月18日第一次修订，1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
仪表：安装
第23．1311条 电子显示仪表系统
(a)电子显示指示器，包括因其特性而无法实现动力装置仪表系统问的隔离或独立性的那些电子显示指示器，必须：
(1)满足第23．1321条 所要求的布局和可见度；
(2)考虑到电子显示指示器使用寿命末期所预期的显示亮度，在驾驶舱内可遇到的各种照明条件(包括直射阳光)下易于识别。在第23．1529条 所要求的持续适航文件中，必须包括对该显示系统使用寿命的具体限制；
(3)在任何正常工作模式下，不得妨碍对姿态、高度、速度或任何驾驶员在各种规定的限制范围内为调节功率所需的动力装置参数的主显示；
(4)在发动机起动的工作模式下，不得妨碍任何驾驶员为正确设定或监视动力装置限制所需要的发动机参数的主显示；
(5)有一个独立的磁航向指示器，以及一套独立备份的机械式高度表、空速表和姿态仪表或不依赖于飞机主电源系统的单独的电子高度指示器、空速指示器和姿态指示器。这些备份仪表的安装位置可以不在第23．1321条(d)规定的主显示位置上，但必须满足第23．1321条(a)规定的驾驶员可见度要求。
(6)有与被其所代替的仪表相等效且对驾驶员来说是易于感受的显示；
(7)对本规章要求显示的每一参数，有对第23．1541条至第23．1553条要求的仪表标记的目视显示，或有在出现不正常工作值或接近规定的限制值时告诫驾驶员的目视显示。
(b)电子显示指示器(包括其系统和安装，并考虑到飞机其他系统)必须设计成在出现任一单独失效或可能的失效组合后，仍有一个可向机组提供持续安全飞行和着陆所必需信息的显示，而不需要任一驾驶员为持续安全飞行立即采取动作。
(c)本条所用的“仪表”，包括了实际上处于一个组件内的装置，和连接在一起的实际上由两个或两个以上独立组件或部件构成的装置(如由连在一起的一个磁传感元件、一个陀螺组件、一个放大器和一个指示器构成的远距指示型陀螺航向指示仪)。本条所用“主”显示指设置在仪表板上使驾驶员在需要观察某个参数时，会首先查看的那个显示。
[1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1321条 布局和可见度
(a)在起飞、初始爬升、最终进近和着陆期间由任一要求的驾驶员使用的每一飞行、导航和动力装置仪表必须设置成使任一坐在其操纵位置的驾驶员只用最小的头部和眼睛的动作便可监视飞机的飞行航迹和仪表。这些飞行状态下使用的动力装置仪表是指在动力装置限制内用于调节发动机功率所需的仪表。
(b)对于多发飞机上的相同动力装置仪表，其位置的安排必须避免混淆每个仪表所对应的发动机。
(c)仪表板的振动不得破坏或降低任何仪表的精度。
(d)对于每架飞机，第23．1303条 所要求的飞行仪表和中国民用航空规章运行规则所要求的(如果适用)仪表，必须在仪表板上构成组列，并尽可能集中在每一规定的驾驶员向前视线所在的垂直平面附近。此外：
(1)最有效地指示姿态的仪表必须装在仪表板上部中心位置；
(2)最有效地指示空速的仪表必须直接装在仪表板上部中心位置处仪表的左边；
(3)最有效地指示高度的仪表必须直接装在仪表板上部中心位置处仪表的右边；
(4)最有效地指示航向的仪表(不是第23．1303条(c)要求的磁航向指示器)，必须直接装在仪表板上部中心位置处仪表的下边。
(5)为满足本条(d)(1)到(d)(4)的要求，可以使用电子显示指示器，只要此类显示符合第23．1311条的要求。
(e)如果装有指出仪表失灵的目视指示器，则该指示器必须在驾驶舱所有可能的照明条件下都有效。
[1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1322条 警告灯、戒备灯和提示灯
如果在驾驶舱内装有警告灯、戒备灯和提示灯，则除局方另行批准外，灯的颜色必须按照下列规定：
(a)红色，用于警告灯(指示危险情况，可能要求立即采取纠正动作的指示灯)；
(b)琥珀色，用于戒备灯(指示将可能需要采取纠正动作的指示灯)；
(c)绿色，用于安全工作灯；
(d)任何其他颜色，包括白色，用于本条(a)至(c)未作规定的灯，该颜色要足以同本条(a)至(c)规定的颜色相区别，以避免可能的混淆。
(e)在驾驶舱所有可能的照明条件下都有效。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1323条 空速指示系统
(a)每个空速指示仪表必须加以校准，在施加相应的总压和静压时以尽可能小的仪表校准误差指示真空速(海平面标准大气下)。
(b)每个空速系统必须在飞行中校准，以确定系统的误差。在下列速度范围内，系统误差(包括位置误差，但不包括空速指示仪表的校准误差)不得超过校准空速的3％或5节，两者中取大值：
(1)从1．3V(S1下标)至V(MO下标)／M(MO下标)或V(NE下标)(取其适合者)，襟翼在收上位置；
(2)从1．3V(S1下标)至V(FE下标)，襟翼在放下位置。
(c)每个空速指示系统的设计和安装必须有可靠的措施来排放空速管静压管路的湿气；
(d)如果申请按仪表飞行规则或在结冰条件下飞行的合格审定，则每一空速系统必须有一个加温空速管或防止由于结冰造成故障的等效措施。
(e)此外，对于通勤类飞机，空速指示系统必须加以校准，以确定加速起飞地面滑跑过程中的系统误差。地面滑跑校准必须按照经批准的高度和重量范围，在V(1下标)最小值的0．8倍和V(1下标)最大值的1．2倍之间进行。进行地面滑跑校准时，假定一台发动机在V(1下标)最小值时失效。
(f)对于通勤类飞机，如果要求有两套空速表，则其各自的空速管之间必须相隔足够的距离，以免鸟撞时两个空速管都损坏。
[1990年7月18日第一次修订，1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1325条 静压系统
(a)除了本条(b)(3)的说明外，每个带静压膜盒的仪表与外界大气的连通方式，必须使飞机速度、窗户开闭、气流变化、湿气或其他外来物对这些仪表准确度的影响最小。
(b)如果一个静压系统是为仪表、系统或装置的功能所必需的，则应符合本条(b)(1)至(b)(3)的规定。
(1)静压系统的设计和安装必须符合下列规定：
(i)备有可靠的排放水分的措施；
(ii)要避免导管擦伤和在导管弯曲处过分变形或严重限流；
(iii)所用的材料应是耐久的，适合于预定用途并能防腐蚀。
(2)必须以下列方法进行验证试验，以演示静压系统的完整性：
(i)非增压飞机将静压系统抽气到压差约为3，400帕(25毫米汞柱；1英寸汞柱)，或高度表读数高于试验时飞机的海拔高度300米(1，000英尺)，停止抽气一分钟后，指示高度的减小值不得大于30米(100英尺)；
(ii)增压飞机将静压系统抽气到压差等于飞机型号合格审定时批准的最大座舱压差。停止抽气一分钟后，指示高度的减小值不得大于最大座舱压差当量高度的2％或30米(100英尺)，两者中取大值。
(3)如果按照民用航空规章运行规则的要求为任何仪表、装置或系统配置静压系统时，每个静压孔的设计和位置必须使在飞机遇到结冰情况时，静压系统内的空气压力和真实环境大气静压之间的相互关系不变。可以使用一个防冰装置或一个备用静压源来表明符合该要求。如果备用静压系统的高度表读数与主静压系统的高度表读数相差15米(50英尺)以上时，必须为备用静压系统提供一个修正卡片。
(c)除本条(d)规定的情况外，如果静压系统包括有主静压源和备用静压源，则静压源选择装置的设计必须满足下列要求：
(1)选用任一静压源时，另一个静压源断开；
(2)两个静压源不能同时断开。
(d)对于非增压飞机，如果能够用演示表明，在选用任一静压源时，静压系统的校准不会因另一静压源的通断而变化，则本条(c)(1)的规定不适用。
(e)每个静压系统必须在飞行中校准，以确定系统误差。在海平面标准大气下所指示的气压高度的系统误差(不包括仪表校准误差)，在1．3V(S0下标)(襟翼展态)至1．8V(S1下标)(襟翼收态)速度范围内对应的飞机构型下，每100节不超过±10米(±30英尺)。速度小于100节时，该误差允许为±10米(±30英尺)。
(f)[备用]
(g)对于按本规章第23．1559条(b)禁止在仪表气象或结冰条件下飞行的飞机，本条(b)(3)不适用。
[1990年7月18日第一次修订，1993年12月23日第二次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1326条 空速管加温指示系统
如果为满足第23．1323条(d)的要求安装了飞行仪表的空速管加温系统，则必须设置指示系统，当空速管加温系统不工作时向飞行机组发出指示。指示系统必须满足下列要求：
(a)在飞行机组清晰可见的视野内有一琥珀色灯；
(b)其设计应能在出现下列任一情况时提请飞行机组注意：
(1)空速管加温系统开关在“断开”位置；
(2)空速管加温系统开关在“接通”位置，而任一空速管加温元件不工作。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1327条 磁航向指示器
(a)除本条(b)规定外，采用下列规定：
(1)每个磁航向指示器必须安装成使其精度不受飞机振动或磁场的严重影响；
(2)经补偿的安装偏差，平飞时任何航向上不得大于10°。
(b)如果飞机上安装了一个稳定磁航向指示器，其平飞时任何航向的偏差均不大于10°，或者安装了一个陀螺航向指示器，则非稳定磁航向指示器的偏差在用电系统(例如电加温风挡)工作时可以大于10°。偏差超过10°的非稳定磁航向指示器必须按第23．1547条(e)设置标牌。
第23．1329条 自动驾驶仪系统
如果装有自动驾驶仪系统，它必须满足下列要求：
(a)每个系统必须设计成使自动驾驶仪能够符合下列要求之一：
(1)驾驶员能迅速确实地断开，以防其干扰驾驶员操纵飞机。
(2)由一个驾驶员就足以超控，而使他能够操纵飞机。
(b)如果采用本条(a)(1)的要求，快速断开(应急)操纵器件必须装在驾驶盘上远离油门杆的一侧或驾驶杆上(如果飞机可分别从两个驾驶员座位处操纵，就应装在两个驾驶盘上或两个驾驶杆上)，无需将手离开正常控制位置就能够操纵它。
(c)除非有自动同步装置，否则每个自动驾驶仪系统必须有设施向驾驶员及时指示作动装置与受其驱动的操纵系统是否协调；
(d)系统的每个手动操纵器件必须是驾驶员易于接近的。每个操纵器件的操作必须与第23．779条规定的驾驶舱操纵装置的运动平面和方向相同，运动的方向必须清楚地标在每个操纵器件上或其近旁；
(e)自动驾驶仪系统的设计和调整必须做到，在驾驶员可以调整的范围内，在适于使用自动驾驶仪的任何飞行条件下，不论正常工作或失灵(假如在合理的时间内开始进行纠正)，均不会对飞机引起危险的载荷或使飞机航迹产生危险的偏离；
(f)每个系统必须设计成使单一故障不在一个以上的控制轴产生过分偏转的信号。如果自动驾驶仪综合来自辅助控制器的信号或向其他设备提供信号，则要求有确实的联锁和接通顺序，以免系统不正常动作；
(g)必须防止由于故障而使交联部件相互产生有害的作用；
(h)如果自动驾驶仪系统能与机载导航设备相连，则必须有向飞行机组指示当时工作状态的手段。选择器转换开关的位置不可作为一种指示手段。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1331条 使用能源的仪表
对于每个使用能源的仪表，采用下列规定：
(a)每个仪表都必须具有一个一体的目视能源指示器或分立的能源指示器，在能源不足以维持仪表正常性能时发出指示。如果采用分立的指示器，其位置必须使正在使用仪表的驾驶员能够以最小的头部和眼部运动监视到它。能源必须在进入仪表处或其附近测量。对于电气和真空／压力仪表，当电压或真空／压力分别处在批准的范围内时，即认为其能源满足要求。
(b)安装和能源供给系统必须按下列规定设计：
(1)一个仪表的失效不会影响对其余仪表的正常供能；
(2)一个能源的供能失效时，不会影响来自任何其他能源的正常供能。
(c)必须至少有两个独立的能源(在多发飞机上不由同一发动机驱动)，并有手动或自动措施来选择每一能源。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1335条 飞行指引系统
如果装有飞行指引系统，则必须有向飞行机组指示其当时工作状态的手段。选择器转换开关的位置不可作为一种指示手段。
第23．1337条 动力装置仪表安装
(a)仪表和仪表管路
(1)动力装置和辅助动力装置仪表的每根管路必须满足第23．993条的要求。
(2)每根装有充压可燃液体的管路必须符合下列规定：
(i)在压力源处有限流孔或其他安全装置，以防管路破损时逸出过多的液体；
(ii)管路的安装和布置要使液体的逸出不会造成危害。
(3)使用可燃液体的每个动力装置和辅助动力装置仪表，其安装和布置必须使液体的逸出不会造成危害。
(b)燃油油量表 必须有指示装置向飞行机组成员指示飞行中每个油箱的可用燃油油量。必须使用以适当单位作刻度的并清晰标明了这些刻度单位的指示器。此外，还必须符合下列规定：
(1)每个燃油油量表必须经过校准，使得在平飞过程中当油箱内剩余燃油量等于按第23．959条(a)确定的不可用燃油时，其读数为“零”；
(2)每个用作燃油油量表的外露式目视油量计必须加以防护，以免损坏；
(3)每个外露式目视油量计处有会存集水和结冰的凹陷时，必须有可以在地面排水的装置；
(4)当飞机处于地面时，必须有措施(如油尺)指示每个油箱的可用燃油量；
(5)出口和空间都互通的若干油箱可以视为一个油箱而不必分别设置指示器；
(6)对于仅用于将燃油转输到其他油箱的辅助油箱，如果其相对尺寸、转输燃油速率和使用说明足以满足下列要求，则不需要燃油油量表：
(i)能防止溢出；
(ii)如果没有按计划进行输油，能迅速给飞行机组成员以警告。
(c)燃油流量指示系统 如果装有该系统，则每个测量部件必须具有在该部件发生故障而严重限制燃油流动时提供燃油旁路的装置。
(d)滑油油量指示器在下列情况下必须有措施指示每个油箱内的滑油量：
(1)在地面上(如油尺)；
(2)如果装有滑油转输系统或备用滑油供油系统，在飞行中，向飞行机组成员指示该滑油量。
(e)[删除]
[2004年×月×日第三次修订]
电气系统和设备
第23．1351条 总则
(a)电气系统容量每个电气系统必须满足其预定的用途。此外，采用下列规定：
(1)电源及其传输电缆以及有关的控制和保护装置，必须能够以适当的电压向安全运行所必不可少的每个负载电路供给其所需的电功率；
(2)必须按下列方法来表明符合本条(a)(1)：
(i)对于正常类、实用类和特技类飞机，采用电气负载分析或电气测量。进行时考虑作用于该电气系统的各种电气负载可能的组合和可能的持续时间；
(ii)对于通勤类飞机，采用电气负载分析。在电气负载分析时要考虑作用于该电气系统的各种电气负载可能的组合和可能的持续时间。
(b)功能每个电气系统要符合下列要求：
(1)安装后的每个电气系统必须满足下列要求：
(i)对系统本身及其工作方式和对飞机其他部分的作用均没有危害；
(ii)使该系统免受燃油、滑油、水和其他有害物质的侵害及机械损伤；
(iii)其设计使机组、乘客和地面人员受到电击的危险减至最低。
(2)电源在并联工作或单独工作时功能正常。
(3)任一电源的失效或故障，均不得损害任何其余的电源向安全运行必不可少的负载电路供电的能力。
(4)此外，对于通勤类飞机，还要符合下列要求：
(i)每一系统必须设计成在合理可能的故障或包括载有大电流电缆故障在内的断路时，能够向重要负载电路供电；
(ii)在飞行中飞行机组成员将各电源与该系统单独断开或一起断开的措施必须容易接近；
(iii)系统必须设计成在任何可能的运行条件下，所有重要负载设备端的电压和频率(如果适用)均能保持在该设备的设计限制范围之内；
(iv)如果特定的设备或系统要求有两个独立的电源，则其供电必须有保证措施。例如：双套电气设备、投掷式转换开关或分开敷设的多路或环路措施)；
(v)为了符合本条(b)(4)的要求，配电系统包括配电汇流条、与其相连的馈电线及每个控制和防护装置。
(c)发电系统如果电气系统要向安全运行所必不可少的负载电路供电，则必须至少有一台直流发电机／交流发电机。此外，应符合下列规定：
(1)每台直流发电机／交流发电机必须能够输出它的连续额定功率，或由其调节系统所限定的功率；
(2)直流发电机／交流发电机的电压控制装置必须能可靠地将直流发电机／交流发电机的输出电压调整在额定范围内；
(3)必须有自动措施，以防止因反向电流而损坏直流发电机／交流发电机并对飞机电气系统产生不利影响。同时，还应有措施来断开每一直流发电机／交流发电机与蓄电池和其他直流发电机／交流发电机的连接；
(4)任何一台直流发电机／交流发电机失效时，必须有措施立即向飞行机组发出警告；
(5)每台直流发电机／交流发电机必须有一个过压保护装置，其设计和安装当直流发电机／交流发电机出现过压情况时能防止对电气系统或由该系统供电的设备造成损坏。
(d)仪表 必须有措施向相应的飞行机组成员指示电源系统安全运行所必不可少的参量。
(1)对于具有直流系统的正常类、实用类和特技类飞机，可以使用能转接到每台直流发电机馈电线的电流表。如果仅有一台直流发电机，该电流表可接在蓄电池馈电线中。
(2)对于通勤类飞机，电源系统的重要参量包括每台直流发电机的输出电压和电流。
(e)耐火性 电气设备的设计和安装必须在发动机舱起火的情况下，靠近火的防火墙表面被加热到1，093℃(2，000°F)并保持5分钟，或者加热到由申请人证实是合理的较低温度时，安装在该防火墙后面并对连续安全运行必不可少的设备能令人满意地工作，且不会导致新的失火危害(产生进一步失火的危险)。
(f)外部电源如果备有措施将外部电源接到飞机上，且该外部电源能与除用于发动机起动之外的其他设备相连接，则必须有措施确保反极性或逆相序的外部电源不能向该飞机的电气系统供电。
(g)必须通过分析、试验或两者兼用来表明，当正常电源(除蓄电池和任何其他备份电源之外的电源)不工作、燃油(从熄火和重新起动能力考虑)为临界状态(牌号)，且飞机最初处于最大审定高度的情况下，飞机能按目视飞行规则(VFR)安全飞行至少5分钟。电气系统中满足下列条件的部分可以保持接通：
(1)包括导线束或接线盒起火在内的单一故障不会导致丧失断开部分和接通部分；
(2)接通部分在电气上和机械上与断开部分隔离。
[1990年7月18日第一次修订，2004年×月×日第三次修订]
第23．1353条 蓄电池的设计和安装
(a)每个蓄电池必须按照本条的规定设计和安装。
(b)在任何可能的充电和放电状态下，单体蓄电池的温度和压力必须保持在安全范围之内。当蓄电池(在预先完全放电之后)在下列情况下重新充电时，单体蓄电池的温度不得有不可控制的升高；
(1)以调定的最大电压或功率；
(2)最长持续飞行期间；
(3)服役中很可能出现的最不利的冷却条件。
(c)必须通过试验表明符合本条(b)的要求，但是，如果类似的蓄电池和安装方法和使用经验业已表明，使单体蓄电池保持安全的温度和压力不存在问题，则除外。
(d)正常工作时，或充电系统或蓄电池装置发生任何可能的故障时，从任何蓄电池逸出的易爆或有害气体，在飞机内的积聚量不得达到危险程度。
(e)蓄电池可能逸出的腐蚀性液体或气体，均不得损坏周围的飞机结构或邻近的重要设备。
(f)能够用于起动发动机或辅助动力装置的每个镉镍蓄电池装置，必须有措施防止蓄电池或某个单体蓄电池短路时所发出的最大热量危及结构或重要系统。
(g)能够用于起动发动机或辅助动力装置的镉镍蓄电池必须具有下列系统之一：
(1)一个自动控制蓄电池充电速率的系统，以防止蓄电池过热；
(2)一个蓄电池温度敏感和超温警告系统，该系统具有一旦出现超温情况即可将蓄电池与其充电电源断开的措施；
(3)一个蓄电池失效敏感和警告系统，该系统具有一旦发生蓄电池失效即可将蓄电池与其充电电源断开的措施。
(h)一旦完全丧失主电源系统时，蓄电池必须有能力向持续安全飞行和着陆所必需的那些负载供电至少30分钟。该30分钟时间段包括了驾驶员为判明电源丧失并采取适当卸载措施所需的时间。
[2004年×月×日第三次修订]
第23．1357条 电路保护装置
(a)在所有电路中必须安装保护装置，例如熔断器或断路器。但下列情况除外：
(1)仅在起动过程中使用的起动电动机的主电路；
(2)不装保护装置，不会出现危害的电路。
(b)对于飞行安全所必不可少的电路的保护装置，不得用于保护其他电路。
(c)每个可复位型电路保护装置(即“自动断路”装置，其跳闸机构不能由操纵器件来超控)必须按下列规定设计：
(1)在跳闸后需要人工操作以恢复工作；
(2)如果存在过载或电路故障，不管操作控制的位置如何，该装置应断开电路。
(d)如果飞行安全要求必需有使某一断路器复位或更换某一熔断器的能力，则这种断路器或熔断器的位置和标识必须使其在飞行中易被复位或更换。
(e)对于确定为在飞行中可更换的熔断器：
(1)每种规格的熔断器，应有50％的备件，但至少备一个。
(2)这些备用熔断器应易于任何必需的驾驶员取用。
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第23．1359条 电气系统防火
(a)电气系统的每一部件必须满足第23．863条和第23．1182条中适用的防火要求；
(b)指定火区之内供应急程序使用的电缆、接线端以及设备必须是耐火的；
(c)电线和电缆的绝缘层，在按本规章附件F的适用部分或其他经批准的等效方法进行60°试验时，必须是自熄的。其平均烧焦长度不得超过76毫米(3英寸)，移开火源后的平均焰燃时间不得超过30秒。试样的滴落物在跌落后继续燃烧的时间平均不得超过3秒。
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第23．1361条 总开关装置
(a)除本条(b)的情况外，必须有一个总开关装置，以便易于断开每一电源与配电系统的连接。断开点必须靠近受该开关装置控制的电源。如果总开关装置由分立的开关组成，必须有措施，通过一只手的单一动作便可操作该开关装置；
(b)负载电路可以连接成在总开关装置断开后仍然有电，如果将这些电路隔离或在实物上加以遮蔽，以防其点燃由于任何可燃液体系统渗漏或破裂时可能溢出的可燃液体或蒸气，并且
(1)这些电路是发动机持续运行所需的，或
(2)这些电路是用靠近电源处的、额定值等于或小于5安培的电路保护装置保护的。
(3)此外，不得用两个或两个以上按本条(b)所安装的电路向一个大于5安培的负载供电。
(c)总开关或其控制装置必须安装成使机组成员容易辨认和接近。
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第23．1365条 电缆和设备
(a)每根电气连接电缆必须具有足够的载流能力。
(b)与电缆安装有关的且一旦发生电路过载或故障时可能过热的任何设备，必须是阻燃的。这些设备和电缆不得放出达到危险量的毒性烟。
(c)机身内的主电缆(包括发电机电缆)必须设计成在有合理程度的变形和拉伸时不会失效，并且必须：
(1)与可燃液体的管路相分离；或
(2)在电缆原有绝缘层外加套电气绝缘的柔性导管，或相当者。
(d)必须有对电缆、接线端和连接器的标识措施。
(e)电缆的安装必须使出现机械损伤和／或因液体蒸气或热源导致损伤的风险减至最低。
(f)对于无法由电路保护装置或其他过载保护措施保护的电缆，在故障情况下，其不得导致失火危害。
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第23．1367条 开关
每个开关必须满足下列要求：
(a)能够承受其额定电流；
(b)在结构上使载流零件与壳体之间有足够的间距或绝缘材料，以使飞行中的振动不会引起短路；
(c)便于相应的飞行机组成员接近；
(d)对工作状态和所控制的电路加以标记。
第23．1381条 仪表灯
仪表灯必须满足下列要求：
(a)使每个仪表和控制装置易于判读和识别；
(b)安装成对灯的直射光线和风挡或其他表面反射的光线能加以遮蔽，以免直射驾驶员的眼睛；
(c)在载流零件和壳体之间有足够的间距或绝缘材料，使飞行中的振动不会造成短路。座舱顶灯不是仪表灯。
第23．1383条 滑行和着陆灯
每只滑行和着陆灯的设计和安装必须满足以下要求：
(a)驾驶员不会看到有害的眩光；
(b)驾驶员不会受到晕影的严重影响；
(c)为夜间运行提供足够的光照；
(d)在任何构型下都不会导致失火危害。
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第23．1385条 航行灯系统的安装
(a)总则航行灯系统中的每一部分必须满足本条中的有关要求，并且整个系统必须满足第23．1387条至第23．1397条的要求。
(b)左和右航行灯左和右航行灯必须由安装在飞机上的红灯和绿灯组成，其横向间距要尽可能大，并当飞机处于正常飞行姿态时，灯的光色为左红右绿。
(c)后航行灯后航行灯必须是白灯，要尽可能向后地安装在尾部或每个机翼翼尖上。
(d)灯罩和滤色镜每个灯罩或滤色镜都必须至少是阻燃的，在正常使用期间不得改变颜色或形状，也不得有任何明显的灯光透射损失。
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第23．1387条 航行灯系统二面角
(a)除本条(e)的规定外，安装的每个航行灯必须在本条规定的二面角内显示无间断的灯光。
(b)左二面角(L)由两个相交的垂直平面组成，当沿着飞机纵轴向前看时，一个平面与飞机纵轴平行，而另一个向左偏离第一个平面110°。
(c)右二面角(R)由两个相交的垂直平面组成，当沿着飞机纵轴向前看时，一个平面与飞机纵轴平行，而另一个向右偏离第一个平面110°。
(d)后二面角(A)由两个相交的垂直平面组成，当沿着飞机纵轴向后看时，这两个平面分别向左、向右偏离通过飞机纵轴的垂直平面各70°。
(e)如果根据第23．1385条(c)尽可能向后安装的后航行灯，在本条(d)所定义的二面角A内不能显示出无间断的灯光，则在该二面角内允许有一个或几个被遮蔽的立体角，但其总和在下述圆锥体内不得超过0．04球面度，该圆锥体以后航行灯为顶点，母线与通过后航行灯的垂直线成30°夹角。
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第23．1389条 航行灯灯光分布和光强
(a)总则 本条规定的光强必须用装有灯罩和滤色镜的新灯来测定。光强测定必须在光源发光达到稳定值后进行(该稳定值指光源在飞机正常工作电压时的平均输出光通)。每一航行灯灯光分布和光强必须满足本条(b)的要求。
(b)航行灯航行灯的灯光分布和光强必须以左、右和后二面角范围内任一垂直平面内的最小光强和最大掺入光强表示，且必须满足下列要求：
(1)水平平面内的光强水平平面(包含飞机纵轴并垂直于飞机对称平面的平面)内各范围的光强必须等于或大于第23．1391条规定的相应值。
(2)任一垂直平面内的光强任一垂直平面(垂直于水平平面的平面)内各范围的光强必须等于或大于第23．1393条规定的相应值，其中，I为第23．1391条中规定的该水平平面内相应角度的最小光强。
(3)相邻光源问的掺入光强相邻光源问的任何掺入光强均不得超过第23．1395条中规定的相应值，但是当主光束的光强远大于第23．1391条和第23．1393条中规定的最小值时，如果与主光束光强相比，掺入光强对主光源清晰度无不利影响，则可允许有更大的掺入光强。当左和右航行灯光强峰值大于100坎时，如果A区内的掺入光强不大于航行灯光强峰值的10％，B区内的掺入光强不大于航行灯光强峰值的2．5％，则前航行灯之间的掺入光强最大值可以超过第23．1395条中规定的相应值。
(c)后航行灯安装如果符合下列情况，则一个单独后航行灯可以安装在横向偏移飞机对称平面的某一位置：
(1)照射的最大锥体轴线在平飞中平行于飞行航迹；
(2)在灯的后部和最大照射轴线左、右各70°角平面之间无任何障碍。
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第23．1391条 航行灯水平平面内的最小光强
每个航行灯的光强必须等于或大于下表规定的相应值：
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┃ ┃
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┃二面角(相应灯光) ┃自正前方向左或向右偏离纵 ┃光强(坎) ┃
┃ ┃轴的角度 ┃ ┃
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┃ ┃0°～10° ┃40 ┃
┃左或右(红光或绿光) ┃10°～20° ┃ 30 ┃
┃ ┃20°～110° ┃ 5 ┃
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┃后(后部白光) ┃110°～180° ┃20 ┃
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第23．1393条 航行灯任一垂直平面内的最小光强
每个航行灯的光强必须等于或大于下表规定的相应值：
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┃ 自水平平面向上或向下的角度 ┃ 光强 ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ 0° ┃ 1．00I ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ 0°～5° ┃ 0．90I ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ 5°～10° ┃ 0．80I ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ 10°～15° ┃ 0．70I ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ 15°～20° ┃ 0．50I ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ 20°～30° ┃ 0．30I ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ 30°～40° ┃ 0．10I ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ 40°～90° ┃ 0．05I ┃
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[2004年×月×日第三次修订]
第23．1395条 航行灯的最大掺入光强
