(a)总则 每个操纵面载荷必须按本条(b)的准则确定，并必须在本条(c)的简化载荷的范围内。
(b)驾驶员限制作用力 对本条(c)至(e)所规定的每个操纵面载荷情况，在操纵面上的空气载荷和相应的偏度不必超过在飞行中使用第23．397条(b)表中规定的驾驶员最大限制作用力所产生的值。如果操纵面载荷收到该驾驶员最大限制作用力的限制，则必须考虑调整片偏转到最大行程(在有助于驾驶员作用力的方向上)，或者在所考虑情况的预期速度下，调整片偏转到“失配平”所需的最大角度。但是，调整片载荷不必超过本附件表2所规定的值。
(c)操纵面载荷情况必须按下列规定检查每个操纵面的载荷情况：
(1)在本附件图5和图6中规定了平尾、垂尾、副翼、襟翼和配平调整片简化的操纵面限制载荷分布。
(i)无论弦向载荷如何分布，沿操纵面展向的载荷分布必须假定与整个弦长成正比，但突角补偿操纵面除外。
(ii)水平安定面和升降舵、垂直安定面和方向舵沿弦向的载荷分布必须与本附件图7的分布相同。
(iii)为确保足够的抗扭强度并考虑机动和突风，必须考虑相应于操纵面(水平安定面和升降舵，或垂直安定面和方向舵)前缘与平均弦长的一半之间每个压心位置的最严重的载荷。
(iv)为确保在较高的前缘载荷作用下仍有足够的强度，水平安定面和垂直安定面必须考虑最严重的载荷，10％弦长处以前的载荷增大50％，后面的载荷适当减小，保持总载荷不变。
(V)升降舵和方向舵的最严重载荷必须按抛物线分布来考虑，在升降舵和方向舵前缘处分别为其操纵面(水平安定面和升降舵、或垂直安定面和方向舵)平均载荷分布的三倍，后缘处为零，并按下式计算：
_ (C-X)(2上标)
P(X)=3(W)-------------------
Cf(2上标)
分别为升降舵和方向舵的前缘
其中：
P(x)为沿弦向x处的局部压力
c为尾翼弦长
c(f下标)分别为升降舵和方向舵的弦长
w为操纵面平均载荷分布，按图A5的规定
(vi)副翼、襟翼和配平调整片的弦向载荷分布按本附件表2的规定。
(2)如果对特技类飞机进行合格审定，则必须对平尾的非对称载荷情况进行研究，W的100％作用在飞机中心线的一侧，50％作用在飞机中心线的另一侧。
(d)外侧垂直安定面外侧垂直安定面必须符合第23．445条的要求。
(e)特殊装置特殊装置必须符合第23．459条的要求。
[2004年×月×日第三次修订]
第A23．13条 操纵系统载荷
(a)主飞行操纵器件和系统主飞行操纵器件和系统必须按下列规定来设计：
(1)飞行操纵系统及其支撑结构，必须按本附件A23．11规定情况计算的操纵面铰链力矩的125％的载荷来设计。此外采用下列规定：
(i)系统限制载荷不必超过由驾驶员和自动驾驶装置推动操纵器件所能产生的载荷；
(ii)设计必须为实际使用(包括卡住、地面突风、顺风滑行、操纵惯性和摩擦)提供一个坚实的系统；
(2)升降舵、副翼和方向舵操纵器件可能受的驾驶员最大和最小限制作用力在第23．397条(b)的表中示出。这些驾驶员载荷必须假定按飞行情况作用在相应的操纵器件握点或脚蹬板上，并且在操纵系统与操纵面操纵支臂的连接处受到反作用。
(b)双操纵系统如果装有双操纵系统，该系统必须按两个驾驶员反向操纵的情况来设计，所采用的单个驾驶员作用力等于按本条(a)所得载荷的75％，但是，单个驾驶员作用力不得低于第23．397条(b)表中所示的驾驶员最小限制作用力。
(c)地面突风情况 地面突风情况必须满足第23．415条的要求。
(d)辅助操纵器件及其系统 辅助操纵器件及其系统必须满足第23．405条的要求。
表1 限制飞行载荷系数
┏━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┓
┃ 限制飞行载荷系数 ┃
┣━━━━━━━━━━━━━┳━━━━━━┳━━━━━━┳━━━━━━┫
┃ 飞行载荷系数 ┃ 正常类 ┃ 实用类 ┃ 特技类 ┃
┣━━━━━━━┳━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━╋━━━━━━┫
┃ ┃n(1下标) ┃ 3．8 ┃ 4．4 ┃ 6．0 ┃
┃ ┣━━━━━╋━━━━━━┻━━━━━━┻━━━━━━┫
┃ ┃n(2下标) ┃ -0．5n(1下标) ┃
┃ 襟翼收起 ┃ ┃ ┃
┃ ┣━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃n(3下标) ┃ [1] ┃
┃ ┣━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃n(4下标) ┃ [2] ┃
┣━━━━━━━╋━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃n襟翼 ┃ 0．5n(1下标) ┃
┃ 襟翼放下 ┃ ┃ ┃
┃ ┣━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃ ┃ n襟翼 ┃ 0 [3] ┃
┗━━━━━━━┻━━━━━┻━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┛
[1]从图1得出n(3下标)。
[2]从图2得出n(4下标)。
[3]可以假定垂直的机翼载荷为零，只有机翼的襟翼部分需要按此情况进行检查。
表2 操纵面平均限制载荷
┏━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┓
┃ 操纵面平均限制载荷 ┃
┣━━━━━━┳━━━━━━━━┳━━━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━┫
┃ 操纵面 ┃ 载荷方向 ┃ 载荷大小 ┃ 弦上分布 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━┫
┃ ┃ (a)向上和向下 ┃ 图A5曲线 ┃ ┃
┃ ┣━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫ ┃
┃ ┃(b)非对称载荷 ┃对正常类和实用类：飞机 ┃ ┃
┃Ⅰ水平尾翼 ┃(向上和向下) ┃中心线一侧为1％W飞机 ┃ 见图A7 ┃
┃ ┃ ┃中心线另一侧为65％W ┃ ┃
┃ ┃ ┃对特技类见A23．11(c) ┃ ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━┫
┃Ⅱ垂直尾翼 ┃向左和向右 ┃图A5曲线(1) ┃ 同上 ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ 铰链中心线 ┃
┃Ⅲ副翼 ┃ (a)向上和向下 ┃ 图A6曲线(5) ┃ ┃
┃ ┃ ┃ ┣━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━┫
┃ ┃ (a)向上 ┃ 图A6曲线(4) ┃ 图(略 ) ┃
┃Ⅳ襟翼 ┃ ┃ ┃ ┃
┃ ┣━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━┫ ┃
┃ ┃ (b)向下 ┃为0．25倍的向上载荷 ┃ ┃
┃ ┃ ┃ ┣━━━━━━━━┫
┃ ┃ ┃ ┃ ┃
┣━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━┫
┃Ⅴ配平调整片┃ (a)向上和向下 ┃ 图A6曲线(3) ┃ 同上(D) ┃
┗━━━━━━┻━━━━━━━━┻━━━━━━━━━━━━┻━━━━━━━━┛
注：操纵面载荷Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ和Ⅴ基于速度V(Cmin下标)、如果选择大于这些最小值的速度作为设计速度，相应的操纵面载荷必须乘以(V(选择下标)／V(min下标))(2上标)。的比值，对于Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ和Ⅴ所使用的系数必须为(V(选择下标)／V(Amin下标))(2下标)中的较大者。
图A1 在速度V(C下标)时确定n(3下标)系数的曲线图(略)
图A2在速度V(C下标)时确定n(4下标)系数的曲线图(略)
速速单位：节
------ ---- --
wg n(1下标)
V(Dmin下标)=3．47√n(1下标)----- ，但不必超过1．4√----------- V(Cmin下标)
S 3．8
------
wg
V(Cmin下标)=2．46√n(1下标)---- ，但不必超过0．9V(H下标)
S
------
wg
V(Dmin下标)=2．17√n(1下标)---- ，但不必超过设计中采用的V(C下标)
S
------
wg
V(Fmin下标)=1．59√n(1下标)----。
S
公制：
------ ---- --
w n(1下标)
V(Dmin下标)=10．86√n(1下标)---- ，但不必超过1．4√---------- V(Cmin下标)
S 3．8
------
w
V(Cmin下标)=7．69√n(1下标)---- ，但不必超过0．9V(H下标)
S
------
w
V(Amin下标)=6．79√n(1下标)---- ，但不必超过设计中采用的V(C下标)
S
------
w
V(Fmin下标)=4．98√n(1下标)---- 。
S
英制：
------- ---- ---
w n(1下标)
V(Dmin下标)=24．0√n(1下标)---- ，但不必超过1．4√---------- V(Cmin下标)
S 3．8
------
w
V(Cmin下标)=17．0√n(1下标)---- ，但不必超过0．9V(H下标)
S
------
w
V(Amin下标)=15．0√n(1下标)---- ，但不必超过设计中采用的V(C下标)
S
------
w
V(Fmin下标)=11．0√n(1下标)----。
S
图A3 确定最小设计速度的方程(略)
注：1 只有当n(3下标)wg／s大于n(1下标)wg／s(n(3下标)wg／s大于n(1下标)wg／s)或n(4下标)wg／s大于n(2下标)wg／s(n(4下标)wg／s大于n(2下标)wg／s)时，才需要个别地检查情况“C”或“F”。
2若检查了第23．369条规定的补充情况，就不需要检查情况“G”。
图A4 飞行包线图(略)
图A5 操纵面平均限制载荷(略)
图A6 操纵面平均限制载荷(略)
图A7 水平安定面和升降舵或垂直安定面和方向舵的弦向载荷分布(略)
_ (2-E-3d)
P(1下标)=2(W)------------
(1-E)
_
P(2下标)=2(w)(3d′+E-1)
其中：
w为操纵面平均载荷分布(按图A5的规定)
E为升降舵(或方向舵)弦长与水平安定面和升降舵(或垂直安定面和方向舵)总弦长之比
d′为复合的水平安定面和升降舵(或垂直安定面和方向舵)单位展向长度上压心距离(距离的测量始于平尾(或垂尾)前缘)与局部弦长之比。规定压心在前缘之后为正。
c为局部弦长
注：w、P(1下标)和P(2下标)的正方向相同。
[2004年×月×日第三次修订]
附件B
[备用]
[1993年12月23日第二次修订]
附件C基本着陆情况
(C23．1基本着陆情况)
┏━━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┓
┃情况 ┃ 尾轮式 ┃ 前轮式 ┃
┃ ┣━━━━━━━┳━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━┳━━━━━━━┫
┃ ┃水平着陆 ┃尾沉着陆 ┃有斜反力的 ┃ 前轮稍离地 ┃ 尾沉着陆 ┃
┃ ┃ ┃ ┃ 水平着陆 ┃ 面水平着陆 ┃ ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃参考条文 ┃ §23．479 ┃ §23．481 ┃ §23．479 ┃ §23．479 ┃ §23．481 ┃
┃ ┃ (a)(1) ┃ (a)(1) ┃ (a)(2)(i) ┃ (a)(2)(ii) ┃(a)(2)和(b) ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃重心处的垂直分量 ┃ nW ┃ nW ┃ nW ┃ nW ┃ nW ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃重心处向前和向后的分 ┃ KnW ┃ 0 ┃ KnW ┃ KnW ┃ 0 ┃
┃量 ┃ ┃ ┃ ┃ ┃ ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃重心处的侧向分量 ┃ 0 ┃ 0 ┃ 0 ┃ 0 ┃ 0 ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃减震支柱伸长(液压式 ┃ 注(2) ┃ 注(2) ┃ 注(2) ┃ 注(2) ┃ 注(2) ┃
┃缓冲器) ┃ ┃ ┃ ┃ ┃ ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃减震支柱压缩量(橡皮 ┃ 100％ ┃ 100％ ┃ 100％ ┃ 100％ ┃ 100％ ┃
┃或弹簧式) ┃ ┃ ┃ ┃ ┃ ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃轮胎压缩量 ┃ 静态 ┃ 静态 ┃ 静态 ┃ 静态 ┃ 静态 ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃主起落架载荷(两个主 ┃ (n-L)W ┃ (n-L)Wb／ ┃ (n-L)Wa′／d′ ┃ (n-L)W ┃ (n-L)W ┃
┃起落架)V ┃ ┃ d ┃ ┃ ┃ ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃主起落架载荷(两个主 ┃ KnW ┃ 0 ┃ KnWa′／d′ ┃ KnW ┃ 0 ┃
┃起落架)D ┃ ┃ ┃ ┃ ┃ ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃尾(前)起落架载荷V ┃ 0 ┃ (n-L)Wb／ ┃ (n-L)Wb／d′ ┃ 0 ┃ 0 ┃
┃ ┃ ┃ d ┃ ┃ ┃ ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃尾(前)起落架载荷D ┃ 0 ┃ 0 ┃ KnWb′／d′ ┃ 0 ┃ 0 ┃
┣━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃注 ┃(1)(3)(4) ┃ (4) ┃ (1) ┃ (1)(3)(4) ┃ (3)(4) ┃
┗━━━━━━━━━━━┻━━━━━━━┻━━━━━━━━┻━━━━━━━━━━┻━━━━━━━━┻━━━━━━━┛
注(1) K可以确定如下：W等于或小于1，361公斤(3，000磅)时K＝0．25；W等于或大于2，722公斤(6，000磅)时，K＝0．33。在上述重量之间时，K为线性变化。
注(2) 对设计而言，除非另有说明，在减震支柱从25％～100％的整个压缩行程内，假定最大载荷系数均可出现，并且必须按起落架每一元件所选取的减震支柱最临界的伸长位置来施加该载荷。
注(3) 不平衡力矩必须采用合理的或保守的方法加以平衡。
注(4) L的定义见第23．725条(b)。
注(5) n为飞机重心处的限制惯性载荷系数，取自第23．473条(d)、(f)和(g)。
有斜反作用的水平着陆图(略)
附件D 机轮起旋和回弹载荷
D23．1 机轮起旋载荷
(a)确定着陆情况下机轮起旋载荷的下述方法是基于NACATN8863。然而，设计所采用的阻力分量不得小于§23．479(b)规定的阻力载荷。
1 ------------------------------------------
F(H下标)(Max下标)=--------√ 2I(W下标)(V(H下标)-V(C下标))nFV(Max下标)
r(e下标) -----------------------------------------
T(s下标)
式中：
F(H下标)(max下标) 为作用在机轮上的最大向后水平力，牛顿(公斤；磅)；
r(e下标)为在以推荐的轮胎工作压力撞击时，机轮的有效滚转半径(可以假定等于在niWeg(njWe)静载荷作用下的滚转半径)，米(英尺)；
I(W下标)为滚动组件的转动惯量，公斤米(2上标)(公斤米秒(2上标)；斯拉格英尺(2上标))；
V(H下标)为与地面接触瞬时，平行于地面的飞机线速度(假定为1．2V(S0下标)，米／秒(英尺／秒))；
V(C下标)为预先旋转的轮胎的圆周速度(必须有一个可靠的预先旋转方法才可以考虑预先旋转)，米／秒(英尺／秒)；
n为有效摩擦系数(可用0．80)；
F(Vmax下标)为机轮上的最大垂直力，其值等于njWeg(njWe)，牛顿(公斤；磅)；其中We和nj在第23．725条中规定；
t(S下标)为从与地面接触至机轮达到最大垂直力之间的时间间隔，秒；(但是，如果从上述公式得出的F(Hmax下标)值超过0．8F(Vmax下标)，则F(Hmax下标)必须采用0．8F(Hmax下标)的值。)
(b)该公式假定载荷系数随时间为线性变化一直达到最大载荷为止。在这种假定下，该公式确定了在半径re上的机轮圆周速度等于飞机速度时的阻力。多数减震支柱不能精确地保证载荷系数随时间作线性变化，因此，必须有合理或保守的余量来补偿上述偏差。在大多数起落架上，对于特定的下沉速度和前进速度，机轮起旋时间应小于达到最大垂直载荷系数所需的时间。对于特别大的机轮，在最大垂直载荷达到时，机轮圆周速度可能还未达到飞机速度。但是，如上所述，阻力方向的起旋载荷不必超过0．8倍的最大垂直载荷。
(c)机轮开始加速时，起落架及其周围结构的动态回弹可能会产生显著的向前作用的动态载荷，必须在水平着陆情况下确定其影响，并假定用本附件中的方法计算的机轮起旋载荷是反向的。对于机轮质量较大或着陆速度较高的起落架，动态回弹有可能成为临界载荷情况。
[2004年×月×日第三次修订]
附件E
[删除]
[2004年×月×日第三次修订]
附件F
试验方法
表明符合第23．853、第23．855和第23．1359条的自熄材料可接受的试验方法
(a)预处理 试样必须置于21±2．8℃(70±5°F)和50％±5％相对湿度的环境下，直到水分达到平衡或放置24小时。每次只可以从预处理环境中取出一个试样并立即送入火焰。
(b)试样形态 除了制造电线和电缆的绝缘层以及小零件的材料外，其他材料都必须从装机制品上切下一块或用模拟切块的试样(例如从板材上切下的试样或制品的模拟件)进行试验。试样可以从制品的任何部位上切取，但制成的整体件(如夹层板件)不得分解后试验。试件的厚度不得大于须鉴定的飞机所使用的最小厚度。但下列情况例外：(1)厚的泡沫件，例如座椅垫，其试样厚度必须为12．7毫米(1／2英寸)。(2)为符合第23．853(d)(3)(v)对小部件中的材料进行试验时，材料试样厚度不得超过3．2毫米(1／8英寸)。(3)为符合第23．1359(c)对电线和电缆绝缘层作试验时，电线和电缆试样规格必须与飞机所用的相同。对于织物，经纬两个方向都必须进行试验以确定最严重的易燃情况。当进行本附件(d)和(e)规定的试验时，试样必须按下列规定夹在金属夹具内：(1)在进行本附件(d)的规定的垂直试验时，应使试样的两条长边和上边夹紧；(2)在进行本附件(e)规定的水平试验时，应使两条长边和离火焰远的一边夹紧；(3)试样的暴露面积必须至少宽50．8毫米(2英寸)，长305毫米(12英寸)，除非飞机上的实际使用的尺寸比上述尺寸更小；(4)试样着焰的边缘不得有涂饰或保护，但必须代表装机材料或零件的真实横截面。进行本附件(f)规定的试验时，试样的四边都必须夹紧在金属框架内，其暴露面积至少为203毫米×203毫米(8英寸×8英寸)。
(c)设备 除本附件(g)中所规定者外，试验必须在没有抽风现象的试验箱内进行，所有试验应按局方规定的试验方法或经批准的其他等效方法进行。尺寸过大无法放入试验箱的试样，必须在类似的没有抽风现象的条件下试验。
(d)垂直试验 最少必须试验3个试样，并取试验结果的平均值。对于织物，最严重的易燃编织方向必须平行于最长的尺寸。每个试样必须垂直支撑，置于本生灯或特利尔灯的火焰中。灯管名义内径为9．5毫米(3／8英寸)，火焰高度调到38．1毫米(11／2英寸)。用经核准的热电偶高温计在火焰中心测得的焰温不得低于843℃(1550°F)。试样下端必须高出灯的顶部19．1毫米(3／4英寸)。火焰必须施加在试样下端中心线上。对于第23．853条(d)(3)(i)和第23．853条(f)中涉及的材料，火焰必须施加60秒后移开。对于第23．853条(d)(3)(i i)涉及的材料，火焰必须施加12秒后移开。必须记录焰燃时间、烧焦长度和滴落物(如果有)的焰燃时间。根据本附件(11)确定的烧焦长度的测量必须精确到2．5毫米(1／10英寸)。
(e)水平试验 最少必须试验3个试样，并取试验结果的平均值。每个试样必须水平支撑。装机时的外露表面在试验时必须朝下，置于本生灯或特利尔灯火焰中，灯管名义内径为9．5毫米(3／8英寸)。火焰高度调到约38．1毫米(11／2英寸)。用经校准的热电偶高温计在火焰中心测得的焰温不得低于843℃(1550°F)。试样的放置必须使被试验的边缘位于灯的中心线上并高出灯的顶端19．1毫米(3／4英寸)，火焰必须施加15秒后移开。必须至少用试样的254毫米(10英寸)长度来计算燃烧时间，而且燃锋到达这个计时区之前先烧掉38．1毫米(11／2英寸)，并且必须记录平均燃烧率。
(f)45度试验 最少必须试验3个试样，并取试验结果的平均值，试样必须以与水平面成45度角的方式支撑。装机时的外露表面在试验时必须朝下，置于本生灯或特利尔灯的火焰中，灯管名义内径为9．5毫米(3／8英寸)，火焰高度调到38毫米(11／2英寸)。用经校准的热电偶高温计在火焰中心测得的焰温不得低于843℃(1550°F)，必须采取适当的措施以避免发生抽风现象。火焰的1／3必须在试样中心处接触材料，并且必须施加30秒后移开。必须记录焰燃时间、阴燃时间和火焰是否烧穿试样。
(g)60度试验 导线(每种品种和规格)必须至少试验3个试样。电线或电缆(包括绝缘层)的试样必须以与水平面成60度角的方式被安装在本附件(c)规定的试验箱内，试验时箱门打开；或放在高约610毫米(2英尺)长、宽各约305毫米(1英尺)的柜内，其顶部和一个垂直面(正面)是打开的，使得有足够的空气流入以求燃烧完全，但是不能有抽风现象。试样必须与柜的正面平行，相隔约152毫米(6英寸)。试样下端必须刚性地夹紧。上端绕过一滑轮或圆棒，并连接适当的重物，使试样在整个易燃性试验过程中保持张紧。试样从下端夹子到上端滑轮或棒的距离必须是610毫米(24英寸)，而且在距下端203毫米(8英寸)处必须做上标记，表明施加火焰的中心点。本生灯或特利尔灯的火焰必须施加在试验标记处30秒。灯必须装在试样标记的下方，与试样正交，与通过试样的垂直平面成30度角。灯口的名义内径必须为9．5毫米(3／8英寸)，火焰高度调至76．2毫米(3英寸)，其内锥约为火焰高度的1／3。用经核准的热电偶高温计测得的火焰最热部分的最低温度不得低于954℃(1750°F)。灯的放置必须使火焰的最热部分施加到导线的试验标记上。必须记录焰燃时间、烧焦长度和滴落物(如果有)的焰燃时间。根据本附件(h)确定的烧焦长度必须测量到2．5毫米(1／10英寸)。导线试样的断裂不认为是失败。
(h)烧焦长度 烧焦长度是指从试样的起始边缘到因着焰而损坏处的最远距离，它包括部分或完全烧掉、炭化或脆化部分，但不包括熏黑、变色、翘曲或褪色的区域，也不包括由于热源引起的材料皱缩或熔化的区域。
[2004年×月×日第三次修订]
附件G
持续适航文件
G23．1 总则
(a)本附件规定第23．1529条 所需的持续适航文件的编制要求。
(b)飞机的持续适航文件必须包含：发动机和螺旋桨(以下统称“产品”)的持续适航文件，民用航空规章要求的设备的持续适航文件，以及所需的有关这些设备和产品与飞机相互联接关系的资料。如果装机设备或产品的制造厂商未提供持续适航文件，则飞机持续适航文件必须包含上述对飞机持续适航必不可少的资料。
(c)申请人必须向局方提交一份文件，说明如何分发由申请人或装机产品和设备的制造厂商对持续适航文件的更改资料。
G23．2 格式
(a)必须根据所提供资料的数量将持续适航文件编成一本或多本手册。
(b)手册的编排格式必须实用。
G23．3 内容
手册的内容必须用中文编写。持续适航文件必须含有下列手册或条款(视适用而定)以及下列资料：
(a)飞机维护手册或条款
(1)概述性资料，包括在维护和预防性维护和所需范围内对飞机特点和数据的说明。
(2)飞机及其系统和安装(包括发动机、螺旋桨和设备)的说明。
(3)说明飞机部件和系统如何操作及工作的基本操作和使用资料(包括适用的特殊程序和限制)。
(4)关于下列细节内容的服务资料：服务点、油箱和流体容器的容量、所用流体的类型、各系统所采用的压力、检查和服务口盖的位置、润滑点位置、所用的润滑剂、服务所需的设备、牵引说明和限制、系留、顶起和调水平的资料。
(b)维护说明
(1)飞机的每一部分及其发动机、辅助动力装置、螺旋桨、附件、仪表和设备的定期维护资料，该资料提供上述各项应予清洗、检查、调整、试验和润滑的荐用周期，并提供检查的程度、适用的磨损允差和在这些周期内推荐的工作内容。但是，如果申请人表明某项附件、仪表或设备非常复杂，需要专业化的维护技术、测试设备或专家才能处理，则申请人可以指明向该件的制造厂商索取上述资料。荐用的翻修周期和与本文件适航限制条款必要的相互参照也必须列入。此外，申请人必须提交一份包含飞机持续适航所需检查频数和范围的检查大纲。
(2)说明可能发生的故障、如何判别这些故障以及这些故障采取补救措施的检查排故资料。
(3)说明拆卸与更换产品和零件的顺序和方法以及应采取的必要防范措施的资料。
(4)其他通用程序说明，包括系统地面运转试验、对称检查、称重和确定重心、顶起和支撑以及存放限制程序。
(c)结构检查口盖图和无检查口盖时，为获得检查通路所需的资料。
(d)在规定要作特种检查(包括射线和超声检验)的部位进行特种检查的细节资料。
(e)检查后对结构进行防护处理所需的资料。
(f)关于结构紧固件的所有资料，如标识、报废建议和拧紧力矩。
(g)所需专用工具清单。
(h)此外，对于通勤类飞机，必须提供下列资料：
(1)各系统的电气负载；
(2)操纵面的平衡方法；
(3)主要结构和次要结构的区别；
(4)用于该型飞机的专门修理方法。
[1990年7月18日第一次修订]
G23．4 适航限制条款
持续适航文件必须包含题为适航限制的条款，该条款应单独编排并与文件的其他部分明显地区分开来。该条款必须规定型号合格审定所要求的强制性更换时间、结构检查间隔和有关的结构检查程序。如持续适航文件由多本文件组成，则本节要求的条款必须编在主要手册中。必须在该条款显著位置清晰说明：“本适航限制条款业经局方批准，规定了中国民用航空规章有关维护和营运的条款所要求的维护，如果局方已另行批准使用替代的大纲则除外。”
[1993年12月23日第二次修订]
附件H
自动功率储备系统的安装
第H23．1条 总则
(a)本附件规定APR发动机功率控制系统安装要求，起飞过程中，任何发动机失效后，该系统可以自动增加工作发动机的功率或推力。
(b)APR系统及相关系统正常工作时，必须满足所有适用的要求(本附件规定的除外)，不需要机组采取任何措施增加功率或推力。
[2004年×月×日第三次修订]
第H23．2条 定义
(a)自动功率储备系统指的是仅在起飞时使用的用以达到预定功率增加以及向驾驶舱提供系统工作信息整个自动系统，包括感受发动机失效、传输信号、作动工作发动机的燃油控制或功率杆的所有的机械和电气装置(含能源)。
(b)选定的起飞功率选定的起飞功率指的是在每一批准起飞使用的初始功率设定处所获得的功率。
(c)临界时间间隔 如图H1中所示，临界时间间隔指的是V(1下标)减去1秒与发动机和APR失效飞行航迹与最低性能全发飞行航迹交叉点之间的时间间隔。发动机和APR失效飞行航迹与一发不工作飞行航迹在起飞表面122米(400英尺)以上交叉。发动机和APR失效飞行航迹基于飞机性能，并且在起飞表面122米(400英尺)以上至少有0．5％的正梯度。
[2004年×月×日第三次修订]
第H23．3条 可靠性及性能要求
(a)必须表明，在临界时间间隔内，增大或不影响任何一台发动机功率的APR失效不会对飞机造成危害，或必须表明该失效是不可能的。
(b)必须表明，在临界时间间隔内，APR系统的任何失效模式不会导致任一台发动机功率降低，或必须表明这类失效是极不可能的。
(c)必须表明，在临界时间间隔内，不会产生APR系统和发动机的组合失效，或必须表明这类失效是极不可能的。
(d)在起飞过程中最临界点发生发动机失效而APR正常工作情况下，必须满足所有的适用性能要求。
[2004年×月×日第三次修订]
第H23．4条 功率设定
在起飞滑跑开始时，选定的每台发动机的功率设定值不得低于：
(a)在当时条件下，V(1下标)时获得飞机批准的最大起飞功率的90％所需的功率；
(b)使所有依赖于发动机功率或功率杆位置且与安全相关的系统和设备的正常工作所需的功率值；
(c)当功率值从选定的起飞功率水平增加到最大批准起飞功率时，表明无发动机危害响应特性的值。
[2004年×月×日第三次修订]
第H23．5条 动力装置控制一总则
(a)除第23．1141条的要求以外，任何APR的单一失效或故障(或可能的组合)，包括与APR相关的系统，不得引起安全所必需的任何动力装置功能的失效。
(b)APR必须设计成：
(1)提供一措施，能在起飞前向机组证明APR处于执行其预期功能的使用状态；
(2)在起飞过程中，当任何一台发动机失效时，能够自动增加工作发动机的功率到最大可达到的起飞功率，并且不超过发动机使用限制；
(3)发动机失效后，防止通过功率杆的人工调节解除APR；
(4)向机组提供解除自动功能的装置，该装置必须设计成防止被无意解除；
(5)除第H23．5条(c)段所述外，允许如第23．1141条(c)所述，使用正常人工控制减小或增加功率直到当时情况下批准的飞机最大起飞功率；
(c)对安装有自动防止发动机超过使用限制的限制器的飞机而言，当APR失效时，可以使用其他装置增加功率杆所控制的最大功率水平。该装置必须位于在功率杆上或前方，容易识别并且在所有工作状态下，易于由任一驾驶员用通常操纵功率杆的手通过单一动作操纵，必须满足第23．777条(a)、(b)和(c)的要求。
[2004年×月×日第三次修订]
第H23．6条 动力装置仪表
除第23．1305条的要求外，还必须满足下列要求：
(a)必须提供指示APR处于待命或备用状态的装置；
(b)如果飞机固有的飞行特性不能提供发动机失效的警告，则必须备有一独立于APR的警告系统，以便在起飞过程中任何发动机失效后，向驾驶员发出清晰警告；
(c)发动机在V(1下标)或以上速度失效后，必须具有一装置，使机组易于迅速确定APR已经正常工作。
[2004年×月×日第三次修订]
附件I
水上飞机载荷
图1 水上飞机的角度、尺寸和方向的图解定义(略)
图2 船体各站位加权系数(略)
图3 横向压力分布图(略)
[2004年×月×日第三次修订]
一、修订背景
中国民用航空规章《
正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航标准》(CCAR-23)规定了小型飞机的适航标准。该规章第二次修正案自一九九三年十二月二十三日发布施行以来，距今已有近十年时间。期间，国际上各种正常类、实用类、特技类和通勤类飞机的设计和制造技术又有了新的进展，同时在安全性研究方面也有了新的进展。为适应这种变化，适航标准也应有新的发展。
本规章的编制参照了美国联邦航空条例第23部(FAR 23)，本次修订前相当于FAR 23至23．42修正案。从一九九三年底至今，美国联邦航空局又发布了第43至第55共13个修正案。这些修正案除对FAR 23文字、拼写错误等修订外，对其实质内容也有修订，包括增加对涡轮发动机飞机的进气道吸水、吸冰雹和吸鸟的要求，增加对通勤类飞机金属件的损伤容限和疲劳评定要求等。这些修订对提高小型飞机的固有安全性水平具有积极意义。
为保持我国适航标准与各国适航标准在安全性水平上总体一致，促进我国民用航空事业的发展，加强国际交往，中国民用航空总局从2002年开始进行CCAR-23第三次修订草案的起草工作。考虑到原规章是以美国联邦航空条例FAR 23为蓝本，为保持规章的继承性和连续性，本次修订主要参考FAR的第23-43至23-55修正案。
二、修订技术说明
(一)本次修订参照了FAR 23修正案，文字尽量与修订前的规章保持一致。修正案中文字有改动而意义无变动的在本次修订中不作修改。修订后的《
正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航标准》，对修正案未涉及的内容，只作少量文字调整，对其他虽不妥贴但含义正确的文字，原则上不作修改。
(二)由于本规章文字篇幅十分浩繁，为便于跟踪记录修订情况，便于查阅不同时期小型飞机型号合格审定的审定基础，对本次修订过的条款，在其后标明“[2004年×月×日第三次修订]”。
(三)在本次修订中，少量修订条款改为备用或被删除后影响条款排列顺序，为了保持原有顺序及序号，用方括号将原有序号及“备用”括出，表示为无效文字。
(四)此次修订中的公式及单位采用公制和英制两种计量制度，英制用圆括号“()”在公制后标出，便于实际使用中相互参照。缩略语的定义及表示方法与修订前的规章相同。
三、修订内容说明
(一)规章名称修订
本次修订将规章名称由《正常类、实用类、特技类和通勤类适航标准》修改为《正常类、实用类、特技类和通勤类适航规定》。
(二)规章格式修订
本次修订将A分部、B分部、C分部、D分部、E分部、F分部、G分部修改为A章、B章、C章、D章、E章、F章、G章；修订前的各条序号“§……”修改为“第……条”，如“§23．1”修改为“第23．1条 ”，以尽可能与我国现行规章中章、条编辑格式一致；修订前的“附件”修改为“附件”、“本部”修改为“本规章”。
(三)条款内容修订
本次修订的内容共涉及147条、278款，其中新增38条、84款，删除6条、30款，修订103条、164款。本说明除重点介绍某些条款的修订背景外，对一些编排组合比较复杂的内容，根据系统特性或功能进行综合说明；对于一些含义简单明了的条款，不作解释。
第23．3条 飞机类别
本条是修订条款。本条(b)(2)对实用类飞机转弯特技机动增加坡度不大于90度的限制。本条(d)取消对通勤类飞机的急上升转弯和缓八字机动的批准，因为通勤类飞机预期将不会有这样的飞行。本条(e)修订后不允许通勤类飞机同时再申请其他类别。从以往一些同时以正常类和通勤类进行审查的飞机的经验来看，因类别不同而采用相应的性能限制会给飞行员和营运人造成混乱。
第23．23条 载重分布限制
本条是修订条款。本次修订为措辞修订，无实质性更改。
第23．25条 重量限制
本条是修订条款。本条(a)中删除通勤类飞机零燃油重量的要求和助推火箭发动机的要求。助推火箭发动机为非常少有且过时的设计，没有必要在规章中专门进行规定，如果以后有这样的申请，局方可使用专用条件进行要求。本次修订还对措辞进行了更改。
第23．33条 螺旋桨转速和桨距限制
本条是修订条款。本修订重点在于区别涡轮发动机飞机和活塞发动机飞机。原条款没有考虑到涡轮发动机／螺旋桨的组合，不适用于涡轮发动机飞机。通常，涡轮发动机飞机的发动机／螺旋桨有两个调速器；一个控制螺旋桨的转速，另一个控制涡轮发动机超速。如果螺旋桨调速器不工作，发动机调速器将进行转速限制，通常是106％到108％。因此，原条款中(d)(2)条103％的要求就不适当了，修订后取消了这一限制，改为批准的最大超转速度。
此外，将Vv改为“第23．65条规定的全发工作爬升速度”，以和其他性能部分的更改一致。
第23．45条 总则
本条是修订条款。修订后的条款要求对最大重量大于2，722公斤(6，000磅)的活塞发动机飞机和所有涡轮发动机飞机考虑重量、高度和温度(WAT)对性能的影响。这一方面是为了与JAA的规章协调，另一方面也是基于对以往相关事故的统计分析。1991年FAA研究了按23部审定的重量大于2，722公斤(6，000磅)的活塞发动机动力的多发飞机的事故记录，统计显示：
(a)被研究时间段内有超过100起事故和200人死亡是由于发动机失效引起。
(b)其中47起事故是由于发动机失效后飞行员不能保持飞行速度和／或航向控制。
(c)研究发现，发动机的可靠性是一个重要因素。(如：相似或相同气动外形的飞机，装不同发动机，事故记录就有显著差异。)
在评估的事故统计数据并确定事故飞机的性能方面的能力后，FAA得出如下结论：
(a)如果依靠余下工作着的发动机，飞机仍有足够的性能，则发动机的可靠性将不是主要关注的因素。
(b)如果飞机有足够的爬升性能，能够飞出在低速时发动机失效的状态，则因不能保持飞行速度而失去对飞机的控制将不是主要问题。
根据这些统计数据和FAA研究结论，FAA确定WAT限制对将被出租进行旅客运输的多发飞机的安全运行是必要的。运行规章(135部)已规定了一些性能限制。对活塞发动机飞机选择2，722公斤(6，000磅)的重量限制的原因是此重量将包括大多数被关注的飞机。确定针对所有涡轮发动机飞机的原因是温度增加对涡轮发动机性能有不利影响。
第23．49条 失速速度
本条是修订条款。修订后允许失速速度大于61节的单发和多发飞机进行型号合格审定，条件是它们有额外的乘员保护措施来补偿应急着陆时因失速速度较大而增加的动能。此外，对措辞也进行了修订。
第23．51条 起飞速度
本条是修订条款。为与JAR协调，调整了本条和其他条中的部分内容并在标题上增加“速度”一词。删除有关水上飞机和水陆两用飞机测量要求的原(b)款，因为其只是说明一种可接受的符合性方法，没有必要对水上飞机起飞的开始点进行单独说明。删除有关驾驶员技巧和条件的原(c)款，因为其已在第23．45条(f)中规定。修订后本条对所有23部飞机均采用起飞抬前轮速度(VR)来制定一个安全且标准化的程序，驾驶员可用其来获得AFM中的起飞性能。使用抬前轮速度也和25部一致。
第23．53条 起飞性能
本条是修订条款。本条标题是由原来的“起飞性能”改为，内容主要基于原第23．51条中总则性的起飞性能要求。原23．53条中的起飞速度要求被转移到第23．51条中。
第23．55条 加速停止距离
本条是修订条款。阐明了加速停止机动的三个阶段并作了编辑上的修订。
第23．57条 起飞航迹
本条是修订条款。阐明并规定了必须在飞行中确定的起飞航迹各段。本条(c)(1)新的要求为“起飞航迹空中部分的斜率在每一点上都必须不为负”，原规定是必须为正的，修订后允许水平加速。
第23．59条 起飞距离和起飞滑跑距离
本条是修订条款。对原条款进行了澄清，并无实质更改。
第23．63条 爬升：总则
本条是修订条款。本条将原23．65和23．67总则性爬升要求合并到一个条款，以便区分WAT限制的飞机和那些不受’WAT限制的飞机。
第23．65条 爬升：全发工作
本条是修订条款。将原“爬升角”改为“爬升梯度”，并确定相应的爬升梯度要求。并对多发飞机提出最小爬升速度要求以获得高于V(MC下标)的裕度。
第23．66条 起飞爬升：一发停车
本条是新增条款。要求确定所有WAT限制的活塞发动机飞机和涡轮动力飞机刚起飞后的一发不工作爬升能力。由于大多数的活塞发动机飞机不能自动顺桨，刚起飞后的状态可能是临界的。在这个状态下没有最小爬升性能要求，仅确定爬升或下降梯度。该内容在飞行手册中提供，使飞行员在起飞前作决定时有更多的信息。
第23．67条 爬升：一台发动机不工作
本条是修订条款。为与JAR协调，FAA对本条内容进行了重新组织；对某些飞机要求WAT限制；对通勤类飞机在直到400英尺高度前爬升应保持机翼水平；对飞机构型要求有小的改动。
第23．69条 航路爬升／下降
本条是新增条款。要求在航线构形和所有运行的WAIr条件下，确定全发爬升／下降率和梯度和一发不工作的爬升／下降率和梯度。该资料对航线飞行计划和签派是必需的。对爬升速度进行了规定以获得高于V(S1下标)的裕度。
第23．71条 滑翔：单发飞机
本条是新增条款。要求确定单发飞机滑翔距离和速度。该资料对制定飞行计划是必要的，飞行员据以做出正确决定。
第23．73条 基准着陆进场速度
本条是新增条款。定义基准着陆进场速度，定义该速度简化了在规章其他部分的表述。
第23．75条 着陆
本条是修订条款。标题进行了修改，内容也进行了重新组织，这时FAR与JAR协调工作的结果。增加基准着陆速度，将刹车压力部分移到第23．735条 。
第23．77条中断着陆
本条是修订条款。本条修订增加新的WAT要求并作编辑修订。
第23．141条 总则
本条是修订条款。修订措词。
第23．143条 总则
本条是修订条款。本次修订在飞机阶段中增加了复飞阶段；增加了对驾驶盘的单手作用力要求；此外双手作用在驾驶盘轮缘上滚转操纵力也由60磅减少到50磅。这些主要是JAA／FAA协调的结果。
第23．145条 纵向操纵
本条是修订条款。本次修订了速度范围以适应于起飞、航线和着陆构形。
第23．147条 航向和横向操纵
本条是修订条款。本条(a)为小改，(b)款对多发飞机增加要求，在航线爬升阶段，一发失效、飞行员在2秒延迟采取措施后，飞机应保持最低标准的稳定性。本条(c)试验横向主操纵失效或断开的情况，要求飞机在整个运行包线内表现出适当的上反效应，在横向操纵断开时能确保继续安全飞行和着陆。
第23．149条 最小操纵速度
本条是修订条款。本条(a)为编辑修改。(b)中删除(b)(4)的更小重量要求，因为重量范围已在第23．21条中包括。(c)款规定了所有WAT飞机着陆构型的V(MC下标)要求，此要求对WAT飞机给出一个高于着陆构型V(MC下标)的V(REF下标)裕度很有必要。(f)是新增加的，由申请人选择，为通勤类飞机确定地面最小操纵速度的有关要求。
第23．153条 着陆操纵
本条是修订条款。本条将基准着陆速度改为V(REF下标)，并对结构重新组织。
第23．155条 机动飞行中升降舵的操纵力
本条是修订条款。本条修订了功率和杆力曲线梯度的要求。将功率直接定为最大连续功率，而不再允许申请人选择功率来作为使用限制。此修订消除了不必要的功率规定并简化了飞行员的正常操纵。
第23．157条 滚转率
本条是修订条款。本条(d)修订了功率和配平要求并阐明襟翼的位置。
第23．161条 配平
本条是修订条款。本条修订了功率、构型和速度要求。
第23．175条 纵向静稳定性的演示本条是修订条款。本条修订了功率、构型和速度要求。
第23．177条 航向和横向静稳定性
本条是修订条款。本条删除二向操纵飞机要求，因几十年来已无人申请审定，如有申请可发专用条件。对特技类倒飞时上反效不作要求。
第23．179条 用仪器测量驾驶杆力
本条删除。本条陈述了如何满足规章的要求，不是实质性规定，将其删除后放在咨询通告中。
第23．181条 动稳定性
本条是修订条款。本条修订后要求考虑评估增稳系统长周期振荡。飞行试验经验表明为保证飞机纵向稳定性所采用的装置可能导致不可接受的动力学特性，如很小的未配平的操纵力释放会产生激烈的长周期振荡。
第23．201条 机翼水平失速
本条是修订条款。本条修订删除了对二向操纵飞机的要求和高度损失的要求。
第23．203条 转弯飞行失速和加快失速
本条是修订条款。属措辞和编辑修订。
第23．205条 失速：临界发动机停车
本条删除。无意进入失速状态，同时发动机和功率又出现不对称的情况在实际使用中很难出现，因此原条款要求演示的失速状态很不现实。此外，已有足够的措施避免在一台发动机不工作情况下出现失速，如一台发动机不工作性能要求和使用速度裕度，以及要求确定VMc和在23．147(b)条增加了航向和横向操纵试验要求。
第23．207条 失速警告
本条是修订条款。本条修订取消了失速警告的速度余量上限，对特技类飞机可提供可变的警告。
第23．221条 尾旋
本条是修订条款。本条更改了单圈尾旋计算开始改出的点，删除了不能进入尾旋的特性的选择，对特技类尾旋做了小的改动。
第23．233条 航向稳定性和操纵性
本条是修订条款。对部分措辞进行微小改动以与JAR协调。
第23．235条 在没有铺砌的道面上的滑行条件
本条是修订条款。修订了标题。
第23．235条 水上运行
本条是新增条款。增加了水上操纵要求。
第23．251条 振动和抖振
本条是修订条款。修订要求抖振在包线内任何运行条件不能导致结构损伤，速度为直到V(D下标)，而不是原来第23．335条所允许的V(D下标)最小值。
第23．253条 高速特性
本条是修订条款。删除(b)(1)，因为对驾驶员体能和技巧的要求已包括在第23．141条中。
第23．301条 载荷
本条为修订条款。本条(d)将“对于设计重量等于或小于2，722公斤(66，000磅)常规的单发飞机”改成“对于附件A23．1中规定的飞机构型”。
第23．305条 强度和变形
本条为修订条款。本条(b)增加了一句话：“但是如果结构能够承受要求的极限载荷至少三秒钟，则在限制载荷与极限载荷之间产生局部失效或结构失稳是可接受的。”，以明确在极限载荷静力试验中结构失效的含义。
第23．321条 总则
本条为修订条款。本条增加了(c)款，要求考虑压缩性对飞行载荷的影响。
第23．331条 对称飞行情况
本条为修订条款。本条(a)纠正一个印刷错误，将第23．331条 改为第23．333条。
第23．333条 飞行包线
本条为修订条款。因为CCAR23R2中本条(d)的飞行包线与下载的文字不同。
第23．335条 设计空速
本条为修订条款。修订的目的是为了使含义更为明确，并与欧洲要求保持一致。本条(a)(1)在W／S的定义处增加了“设计最大起飞重量时的翼载”。
增加(b)(4)(iii)，针对通勤类飞机提出新的速度余度要求。一般情况，通勤类飞机比正常类、实用类、特技类飞机的飞行高度更高，遇到的大气条件更为复杂，因此要求其速度余度更大，为0．07M。
第23．337条 限制机动载荷系数
本条为修订条款。在本条(a)(1)中明确W为设计最大起飞重量。
第23．341条 突风载荷系数
本条为修订条款。对本条(a)进行修订，强调要确定突风在每个升力面上产生的载荷，以考虑非常规的布局。
在修订后的(b)中，删除“在考虑到第23．333(c)准则的同时”。
在修订后的(c)中，删除“对于常规布局”。
另外，修改CCAR23R2中的一处错误，p的单位由“公斤·秒(2上标)／米(4上标)”改为“牛·秒(2上标)／米(4上标)”
第23．343条 设计燃油载重
本条为新增条款。制定了设计燃油载重要求，(a)和(b)适用于所有按23部进行审定的飞机，(c)适用于通勤类飞机。
第23．345条 增升装置
本条为修订条款。本条(a)将“其限制载荷系数的范围”改为“其范围”。其他文字稍作调整。修订后的(c)为原来的(d)。
修订后的(d)是在原来的(c)的基础上要求考虑滑流影响。
删除(e)。
第23．347条 非对称飞行情况
本条为修订条款。将原条款改为修订后的(a)，(b)为新增要求，适用于有快滚机动的特技类飞机。
第23．349条 滚转情况
本条为修订条款。将(a)(2)中的70％更改为75％，并删除后面的句子。
第23．361条 发动机扭矩
本条为修订条款。本条(a)增加“每个”二字，(a)(2)在结束处增加“和”字。(c)的文字稍作调整。
第23．369条 机翼后撑杆
本条为修订条款。更改标题，并明确W／S的定义。
第23．371条 陀螺和气动载荷
本条为修订条款。将标题更改为“陀螺和气动载荷”。
将原条款中的“涡轮动力飞机”删除，增加“惯性载荷”等，修订为(a)。
新增(b)适用于进行特技机动的飞机。
新增(c)适用于通勤类飞机。
第23．391条 操纵面载荷
本条为修订条款。将原来的(b)删除，并取消序号“(a)”。
第23．393条 平行于铰链线的载荷
本条为新增条款。在原第23．657(．c)的基础上经过补充形成新的要求。将原第23．657(．c)删除。
第23．397条 限制驾驶力和扭矩
本条为修订条款。将(b)最后一行的“130磅”改成“150磅”，以便与第23．143条 保持一致。
第23．399条 双操纵系统
本条为修订条款。原条款修订为(a)。
增加(b)，明确驾驶员同向作用时的驾驶力要求。
更改了(a)中的印刷错误。
第23．415条地面突风情况
本条为修订条款。对本条(a)(2)的公式和W的定义稍作修订。增加(c)，提出系留载荷要求，及系留点及其周围结构、操纵面和相关突风锁的设计准则。
第23．441条机动载荷
本条为修订条款。增加(b)，针对通勤类飞机的尾翼提出新的设计要求。
(a)(2)中的“1．3倍”改为“1．5倍”。
FAR23的第23．441条在(a)(2)和(b)(1)中对角度的描述采用了不同的术语，为区别起见，中文也用“过漂侧滑角”、“静侧滑角”、“过漂角”、“最大稳态静侧滑角”加以区分，以免发生混淆。
第23．443条突风载荷
本条为修订条款。修订了(c)中W的定义，公式中的“1(t下标)”改为“1(vt下标)”，“当量速度”改为“当量空速”。另外，将R2中“(K／L(vt下标))(2上标)”改为“k(2上标)／L(vt下标)”。
标题更改为“副翼和特殊装置”，去掉“襟翼”。
第23．457条 襟翼
本条为删除条款。本条全部删除。
第23．473条 地面载荷情况和假定
本条为修订条款。通过与原文进行对比，对本条(b)(1)作了修订。(c)(1)中的“第23．67条(a)或(b)(1)”改为“第23．67条(b)(1)或(c)”。
对(f)地面能量吸收试验要求进行了修订。
第23．479条 水平着陆情况
本条为修订条款。本条(b)和(c)增加了回弹载荷要求。
第23．485条 侧向载荷情况
本条为修订条款。增加(d)，明确载荷作用点。
第23．497条 尾轮补充情况
本条为修订条款。新增(c)，提出尾轮、缓冲器或吸能装置的设计要求。
第23．499条 前轮补充情况
本条为修订条款。增加(d)和(e)，对带有由液压或其他动力操纵的可转向操纵式前轮的飞机和可转向操纵式前轮与方向舵脚蹬有直接的机械连接的飞机提出要求。
第23．521条 水载荷情况
本条为修订条款。将(b)中的“第23．523条和第23．527条”改为“第23．523条至第23．527条 ”。
删除(c)。
第23．523条、第23．525条、第23．527条、第23．529条、第23．531条、第23．533条、第23．535条、第23．537条和附件I为新增加的条款和附件，提供完整的水载荷要求，各条内容如下：
第23．523条 设计重量和重心位置
第23．525条 载荷的假定
第23．527条 船体和主浮筒载荷系数
第23．529条 船体和主浮筒着水情况
第23．531条 船体和主浮筒起飞情况
第23．533条 船体和主浮筒底部压力
第23．535条 辅助浮筒载荷
第23．537条 水翼载荷
第23．561条 总则
本条为修订条款。对本条(b)、(b)(2)进行了修订，增加(iv)，使其与25部要求一致。对(d)进行了修订和调整。对(e)中的款号作出修订。
FAR23的第23．561条的(b)(2)出现了重复现象，且第二段中出现“最大重量”，从修正案来分析，第二段可能是多余的，修订后删除了第二段。
第23．562条 应急着陆动力要求
本条为修订条款。本条(b)中增加了“除了要符合本条(d)的座椅／约束系统以外”和“局方批准的等效物”，使叙述更为明确和完整。
(d)为新增要求。
第23．571条 金属增压舱结构
本条为修订条款。将标题改为“金属增压舱结构”，因为对非金属结构的要求在第23．573(a)中规定。
第一段中明确指出本条是针对“正常类、实用类和特技类飞机”的，通勤类飞机的要求为第23．574条 。
对(a)的第一句话作了修订，并删除“只有在分析方法是保守的并用于简单的结构时，才能接受单独采用分析的方法”。
增加(c)。
第23．572条 金属机翼、尾翼和相连结构
本条为修订条款。在标题上增加“金属”二字。
(a)中明确指出本条是针对“正常类、实用类和特技类飞机”的，并将各种结构件统称为“机体结构件”。
对(a)(1)的第一句话作了修订，并删除“只有在分析方法是保守的并用于简单的结构时，才能接受单独采用分析的方法”。
增加(a)(3)。
第23．573条 结构的损伤容限和疲劳评定
本条为新增条款。明确指出损伤容限要求对复合材料结构是强制性的要求，而对金属结构则不是强制性的。
原文(b)中提到23．571(a)(3)，而第23．571条中没有(a)(3)，根据内容分析应为23．571(c)。
第23．574条 通勤类飞机金属件的损伤容限和疲劳评定
本条为新增条款。对通勤类飞机金属件提出了损伤容限和疲劳评定要求。
第23．575条 检查及其他方法
本条为新增条款。要求飞机制造商必须确定检查方法、部位和周期、和方法提出建议，并经过局方的批准。这些项目还必须纳入持续适航文件的适航限制部分。
第23．607条 紧固件
本条为修订条款。标题改为“紧固件”。将原条款改为(c)，增加了(a)和(b)。
第23．611条 可达性措施本条为修订条款。标题增加“措施”二字。要求必须有适当的措施便于对飞机进行维护、检查和保养。
第23．613条 材料的强度性能和设计值
本条为修订条款。要求以概率为基础确定材料的设计许用值。本条新增的要求与第25．613中相应的要求基本一致。
第23．615条 设计性能
本条删除。因为本条的内容与修订后的第23．613条重复，所以删除。
第23．621条 铸件系数
本条为修订条款。修订了对关键结构铸件的无损检测要求，增加了对非结构铸件的要求。
本条(a)内容“检验必须符合各种经批准的规范”中去掉“各种”二字。(c)(1)要求符合两种方法之中的一种，因此改为“下列要求之一”。检验方法为“磁粉、渗透或其他经批准的等效无损检验方法”之一和目视、射线检验，因此对(i)做相应修订。(ii)为新增要求。修订后的(d)要求除符合原有要求外还要符合(e)的要求。去掉(d)(1)中的括号。(e)是针对非结构铸件提出的新要求。
第23．629条 颤振
本条为修订条款。(a)修订为“必须用本条(b)和(c)或(d)规定的方法”，即分别用(b)和(c)或者(b)和(d)两种方法，而不是(b)、(c)和(d)规定的一种方法。
