（ｆ） 如果采用了必须依靠某一台发动机的运转方能工作的装置，并且在该发动机停车时进行着陆将会显著增加着陆距离，则必须按该发动机停车状态来确定着陆距离，但在采用了补偿手段使此时的着陆距离仍不大于全发工作时着陆距离的情况除外。
〔1995年12月18日第二次修订〕
操纵性和机动性
§25．143 总则
（ａ） 在下述过程中，飞机必须可以安全地操纵并可以安全地进行机动：
（1） 起飞；
（2） 爬升；
（3） 平飞；
（4） 下降；
（5） 着陆。
（ｂ） 必须能从一种飞行状态平稳地过渡到任何其它飞行状态，而不需要特殊的驾驶技巧、机敏或体力，并且在任何可能的使用条件下没有超过飞机限制载荷系数的危险，这些使用条件包括：
（1） 临界发动机突然失效；
（2） 对于三发或三发以上的飞机，当飞机处于航路、进场或着陆形态，临界发动机停车并已配平时，第二台临界发动机突然失效；
（3） 形态改变，包括打开或收起减速装置。
（ｃ） 如果在本条（ａ）和（ｂ）所需的试验中，存在与所需的驾驶员体力有关的临界情况，则“所需的驾驶员体力”不得超过下表中规定的限度：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
施加在驾驶盘 ｜ ｜ ｜
或方向舵脚蹬 ｜ 俯 仰 ｜ 滚 转 ｜ 偏 航
上的力，以牛 ｜ ｜ ｜
（公斤；磅）计｜ ｜ ｜
－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
短暂作用 ｜333（34；75）｜267（27；60）｜667（68；150）
－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－－－
持续作用 ｜44（5；10） ｜22（2；5） ｜89（9；20）
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
（ｄ） 在表明符合本条（ｃ）对短暂操纵力的限制时，必须遵循经批准的操作程序或常规的操作方法（包括在前一个定常飞行状态尽可能地接近配平，但起飞时飞机必须按经批准的操作程序配平）。
（ｅ） 为了符合本条（ｃ）对持续操纵力的限制，飞机必须尽可能接近配平。
§25．145 纵向操纵
（ａ） 在§25．103（ｂ）（1）中规定的配平速度和ＶS之间的任一速度下，必须有可能使机头下沉，以便很快加速到这一所选定的配平速度，飞机状态如下：
（1） 在§25．103（ｂ）（1）规定的配平速度配平；
（2） 起落架在放下位置；
（3） 襟翼分别在：
（ｉ） 收起位置；
（ｉｉ） 放下位置。
（4） 发动机分别处于：
（ｉ） 无动力；
（ｉｉ） 最大连续功率（推力）状态。
（ｂ） 起落架在放下位置，在下述机动中不需要改变配平操纵，并且不需要施加超过222牛（23公斤；50磅）的操纵力（即用一只手易于施加的最大短暂作用力）：
（1） 发动机无动力，襟翼在收起位置，飞机在1．4ＶS1配平，尽快放下襟翼，同时，在整个机动过程中维持空速比每一瞬间具有的失速速度高40％左右；
（2） 重复（ｂ）（1），但先放下襟翼然后尽快收起；
（3） 重复（ｂ）（2），但发动机处于起飞功率（推力）状态；
（4） 发动机无动力，襟翼在收起位置，飞机在1．4ＶS1配平，迅速施加起飞功率（推力），同时维持空速不变；
（5） 重复（ｂ）（4），但襟翼在放下位置；
（6） 发动机无动力，襟翼在放下位置，飞机在1．4ＶS1配平，获得并维持在1．1ＶS1至1．7ＶS1或ＶFE（取小者）之间的空速。
（ｃ） 在空速为1．1ＶS1（对于螺旋桨飞机）或1．2ＶS1（对于涡轮喷气飞机）的定常直线水平飞行中，当增升装置从任一位置开始完全收起时，必须在下列条件下无需特殊的驾驶技巧就可能防止掉高度：
（1） 在开始收起增升装置的同时，施加不大于起飞功率（推力）的动力，并考虑临界发动机的运转情况；
（2） 起落架在放下位置；
（3） 着陆重量和高度的临界组合。
如果增升装置的操纵手柄位置是分档限定的，则必须从下列区间的任何位置验证收起增升装置：从最大着陆位置到第一限定位置，各限定位置之间以及从最后限定位置到完全收起位置，此外，从着陆位置算起的第一限定操纵手柄位置，必须对应于用以制定从着陆形态开始复飞程序的增升装置形态。操纵手柄的每一限定位置必须要用另外的明显动作才能通过，并且必须具有防止无意中移动操纵手柄通过限定位置的特性。
§25．147 航向和横向操纵
（ａ） 航向操纵：总则 【必须能在机翼保持水平情况下，使飞机向工作发动机一侧偏航和向不工作的临界发动机一侧安全地作直到15°的合理的航向突然改变。】这必须在下列条件下于1．4ＶS1以直到15°的航向偏转量（但不必超过方向舵脚蹬力达667牛（68公斤；150磅）时的航向偏转量）来证实：
（1）临界发动机停车，其螺旋桨在最小阻力位置；
（2）发动机具有以1．4ＶS1平飞所需的功率（推力），但不超过最大连续功率（推力）；
（3）重心在最不利的位置；
（4）起落架在收起位置；
（5）襟翼在进场位置；
（6）最大着陆重量。
（ｂ） 四发或四发以上飞机的航向操纵 四发或四发以上的飞机必须满足本条（ａ）的要求，不同之处是：
（1） 两台临界发动机停车，其螺旋桨（如果装有）处于最小阻力位置；
（2）【〔备用〕】
（3） 襟翼必须在最有利的爬升位置。
（ｃ） 横向操纵： 总则 必须在下列条件下能从速度等于1．4ＶS1的定常飞行中，分别向停车发动机一侧和相反方向作20°坡度的转弯：
（1） 临界发动机停车，其螺旋桨（如果装有）处于最小阻力位置；
（2） 其余发动机处于最大连续功率（推力）状态；
（3） 重心在最不利的位置；
（4） 起落架分别在；
（ｉ） 收起位置；
（ｉｉ） 放下位置。
（5） 襟翼在最有利的爬升位置；
（6） 最大起飞重量。
（ｄ） 四发或四发以上飞机的横向操纵四发或四发以上的飞机必须能以最大连续功率（推力）以及本条（ｂ）规定的飞机形态，从速度等于1．4ＶS1的定常飞行中，分别向停车发动机一侧和相反方向作20°坡度的转弯。
（ｅ） 全发工作的横向操纵 全发工作时滚转响应必须使飞机能作正常机动（例如从突风造成的颠倾中恢复和开始作规避机动）。在侧滑（直到正常运行中有可能需要的侧滑角为止）中必须有足够的横向操纵余量，以能作有限量的机动和突风修正。在直到ＶFC／ＭFC的任一速度下，必须有足够的横向操纵，以提供安全所需的滚转率峰值，而不需要过度的操纵力或操纵行程。
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§25．149 最小操纵速度
（ａ） 在制定本条要求的最小操纵速度时，用以模拟临界发动机失效的方法，必须体现在服役中预期对操纵性最临界的动力装置失效模式。
（ｂ） ＶMC，空中最小操纵速度 ＶMC是校正空速。在该速度，当临界发动机突然停车时，能在该发动机继续停车情况下【保持】对飞机的操纵，【并维持坡度不大于5°的直线飞行。】
（ｃ） 在下列条件下，ＶMC不得超过1．2ＶS ：
（1） 发动机处于最大可用起飞功率（推力）状态；
（2） 重心在最不利的位置；
（3） 飞机按起飞状态配平；
（4） 海平面最大起飞重量（或验证ＶMC所需的任何较小的重量）；
（5） 飞机处于腾空后沿飞行航迹最临界的起飞形态，但起落架在收起位置；
（6） 飞机已腾空，地面效应可忽略不计；
（7） 停车发动机的螺旋桨按适用情况处于下列状态之一：
（ｉ） 风车状态；
（ｉｉ） 在对于该螺旋桨操纵装置的特定设计最可能的位置；
（ｉｉｉ） 如果飞机具有表明符合§25．121的爬升要求时可接受的自动顺桨装置，则顺桨。
（ｄ） 在速度ＶMC，为维持操纵所需的方向舵脚蹬力不得超过667牛（68公斤；150磅），也不得要求减少工作发动机的功率（推力），在纠偏过程中，为防止航向改变超过20°，飞机不得出现任何危险的姿态，或要求特殊的驾驶技巧、机敏或体力。
（ｅ） ＶMCG ，地面最小操纵速度 是起飞滑跑期间的校正空速。在该速度，当临界发动机突然停车时，【能仅使用操纵力限制在667牛（68公斤；150磅）的方向舵操纵（不使用前轮转向）和使机翼保持水平的横向操纵来保持对飞机的操纵，使得采用正常驾驶技巧就能安全地继续起飞。】在确定ＶMCG 时，假定全发工作时飞机加速的航迹沿着跑道中心线，从临界发动机停车点到航向完全恢复至平行于该中心线那一点的航迹上任何点偏离该中心线的横向距离不得大于9米（30英尺）。ＶMCG 必须按下列条件制定：
（1） 飞机处于每一种起飞形态，或者按申请人的选择，处于最临界的起飞形态；
（2） 工作发动机处于最大可用起飞功率（推力）状态；
（3） 重心在最不利的位置；
（4） 飞机按起飞状态配平；
（5） 起飞重量范围内的最不利重量。
（ｆ） ＶMCL ，全发工作着陆进场期间的最小操纵速度 ＶMCL 是校正空速，在此速度，当临界发动机突然停车时，能在该发动机继续停车的情况下【保持】对飞机的操纵，【并维持坡度不大于5°的直线飞行。】ＶMCL 必须按下列条件制定：
（1）飞机处于全发工作进场的最临界形态；
（2）重心在最不利的位置；
（3）飞机按全发工作的进场状态配平；
（4）海平面最大着陆重量（或验证ＶMCL 所需的任何较小的重量）；
（5）工作发动机处于最大可用起飞功率（推力）状态。
（ｇ） ＶMCL-2 ，三发或三发以上的飞机，在一台临界发动机停车时着陆进场期间的最小操纵速度 是校正空速，在此速度，当第二台临界发动机突然停车时，能在这两台发动机继续停车的情况下【保持】对飞机的操纵，【并维持坡度不大于5°的直线飞行。】ＶMCL-2 必须按下列条件制定：
（1）飞机处于临界发动机停车进场的最临界形态；
（2）重心在最不利的位置；
（3）飞机按临界发动机停车进场状态配平；
（4）海平面最大着陆重量（或验证ＶMCL-2 所需的任何较小的重量）；
（5）工作发动机具有为一台临界发动机停车时维持3°的进场航迹角所需的功率（推力）；
（6）工作发动机的功率（推力）在第二台临界发动机停车后立即迅速从本条（ｇ）（5）规定的功率（推力）分别改变到：
（ｉ）最小可用功率（推力）；
（ｉｉ）最大可用起飞功率（推力）。
（ｈ） 在速度ＶMCL 和ＶMCL-2 维持操纵所需的方向舵操纵力不得超过667牛（68公斤；150磅），也不得要求减少工作发动机的功率（推力）。此外，为防止出现会危及继续安全进场的进场飞行航迹发散，飞机在下列情况下不得出现任何危险的姿态，或要求特殊的驾驶技巧、机敏或体力：
（1） 临界发动机突然停车；
（2） 为了确定ＶMCL-2 ，工作发动机的功率（推力）按本条（ｇ）（6）变化。
〔1995年12月18日第二次修订〕
配平
§25．161 配平
（ａ） 总则 飞机配平后，在驾驶员或自动驾驶仪对主操纵装置或其相应的配平操纵装置不再施力，并不再将其移动时，必须满足本条的配平要求。
（ｂ） 横向和航向配平 在正常预期的运行（包括以1．4ＶS1到ＶMO／ＭMO之间的任何速度运行）条件下，当重心在有关的使用限制范围内有最不利的横向移动时，飞机必须能维持横向和航向配平。
（ｃ） 纵向配平 在下述过程中飞机必须能维持纵向配平：
（1） 最大连续功率（推力）爬升，速度不大于1．4ＶS1，起落架在收起位置，襟翼分别在：
（ｉ） 收起位置；
（ｉｉ） 起飞位置。
（2） 无动力下滑，速度不大于1．4ＶS1，起落架在放下位置，襟翼分别在：
（ｉ） 收起位置：
（ｉｉ） 放下位置，重心处于经批准以最大着陆重量着陆的最不利位置，以及经批准与重量无关的着陆的最不利位置。
（3） 平飞，起落架和襟翼在收起位置，速度从1．4ＶS1至ＶMO／ＭMO，以及起落架在放下位置，速度从1．4ＶS1至ＶLE。
（ｄ） 纵向、航向和横向配平 在下列状态的爬升飞行过程中，飞机必须在1．4ＶS1能维持纵向、航向和横向配平（对于横向配平，坡度不得超过5°）：
（1） 临界发动机停车；
（2） 其余发动机处于最大连续功率（推力）状态；
（3） 起落架和襟翼在收起位置。
（ｅ） 四发或四发以上的飞机 四发或四发以上的飞机必须在下列状态的直线飞行中能维持配平：
（1） 按§25．123（ａ）为确定爬升率所要求的爬升速度、形态和功率（推力）；
（2） 重心在最不利的位置；
（3） 在1，500米（5，000英尺）高度，双发停车爬升率至少等于0．00396ＶSO平方米／分（0．013ＶSO平方英尺／分）所对应的重量，ＶSO以节计。
稳定性
§25．171 总则
飞机必须按照§25．173至§25．177的规定，是纵向、航向和横向稳定的。此外，如果试飞表明对安全运行有必要，则在服役中正常遇到的任何条件下，要求有合适的稳定性和操纵感觉（静稳定性）。
§25．173 纵向静稳定性
在§25．175中规定的条件下，升降舵操纵力（包括摩擦力）必须有如下的特性：
（ａ） 为获得并维持低于所规定的配平速度的速度，必须用拉力，为获得并维持高于所规定的配平速度的速度，必须用推力。该特性必须在能够获得的任何速度予以证实，但速度不必超过对应于该形态的最大限制速度：起落架放下形态时不超过起落架收放限制速度，襟翼放下形态时不超过襟翼收放限制速度，光洁形态时不超过ＶFC／ＭFC，并不必低于定常不失速飞行的最小速度。
（ｂ） 当从本条（ａ）规定范围内的任何速度缓慢地松除操纵力时，空速必须回复到初始配平速度，对§25．175（ａ）、（ｃ）、（ｄ）中所规定的爬升、进场和着陆状态，速度允差为10％，对§25．175（ｂ）中所规定的巡航状态，速度允差为7．5％。
（ｃ） 杆力-速度曲线的稳定的平均斜率不得低于1牛每1．3节（1公斤每13．2节；1磅每6节）。
（ｄ） 在本条（ｂ）所规定的自由回复速度带内，如果不要求驾驶员特别注意，就能回复到并维持所希望的配平速度和高度，则允许飞机不加操纵力而稳定在高于或低于所希望的配平速度的速度。
§25．175 纵向静稳定性的演示
必须按下列各项来表明纵向静稳定性：
（ａ） 爬升 飞机速度在下列状态速度的85％至115％之间时，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率：
（1） 飞机配平，其条件为：
（ｉ） 襟翼在收起位置；
（ｉｉ） 起落架在收起位置；
（ｉｉｉ） 最大起飞重量；
（ｉｖ） 对于活塞发动机，75％的最大连续功率；对于涡轮发动机，由申请人选为爬升期间使用限制的最大功率（推力）。
（2） 飞机配平在最佳爬升率速度，但此速度不必小于1．4ＶS1。
（ｂ） 巡航 在巡航状态，必须按下列各项来表明纵向静稳定性：
（1） 起落架收起作高速巡航时，在配平速度附近的下列速度范围内，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率，该速度范围为：从自由回复速度带上下界分别扩展配平速度的15％或50节，取大者（但该速度范围不必包括低于1．4ＶS1和高于ＶFC／ＭFC的速度，也不必包括要求杆力超过222牛（23公斤；50磅）的速度）。上述要求必须在下列条件下予以满足：
（ｉ） 襟翼在收起位置；
（ｉｉ） 重心在最不利的位置（见§25．27）；
（ｉｉｉ） 最大起飞重量与最大着陆重量之间最临界的重量；
（ｉｖ） 对于活塞发动机，75％的最大连续功率；对于涡轮发动机，由申请人选为使用限制的最大巡航功率（推力）（见§25．1521），但此功率（推力）不必超过在ＶMO／ＭMO时所需的值；
（ｖ） 飞机按本条（ｂ）（1）（ｉｖ）所需的功率（推力）作平飞配平。
（2） 起落架收起作低速巡航时，在配平速度附近的下列速度范围内杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率，该速度范围为：从自由回复速度带上下界分别扩展配平速度的15％或50节，取大者（但该速度范围不必包括低于1．4ＶS1和高于本条（ｂ）（1）规定的速度范围中最小速度的速度，也不必包括要求杆力超过222牛（23公斤；50磅）的速度）。上述要求必须在下列条件下予以满足：
（ｉ） 本条（ｂ）（1）规定的襟翼位置，重心位置和重量；
（ｉｉ） 速度等于（ＶMO＋1．4ＶS1）／2平飞所需的功率（推力）。
（ｉｉｉ） 飞机按本条（ｂ）（2）（ｉｉ）所需功率（推力）作平飞配平。
（3） 起落架放下巡航时，在配平速度附近的下列速度范围内，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率，该速度范围为：从自由回复速度带上下界分别扩展配平速度的15％或50节，取大者（但该速度范围不必包括低于1．4ＶS1和高于ＶLE的速度，也不必包括要求杆力超过222牛（23公斤；50磅）的速度）。上述要求必须在下列条件下予以满足：
（ｉ） 本条（ｂ）（1）规定的襟翼位置，重心位置和重量；
（ｉｉ） 对于活塞发动机，75％的最大连续功率，对于涡轮发动机，由申请人选为使用限制的最大巡航功率（推力），但此功率（推力）不必超过以ＶLE平飞所需的值；
（ｉｉｉ） 飞机按本条（ｂ）（3）（ｉｉ）所需的功率（推力）作平飞配平。
（ｃ） 进场 速度在1．1ＶS1和1．8ＶS1之间，在下列条件下，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率；
（1） 襟翼在进场位置；
（2） 起落架在收起位置；
（3） 最大着陆重量；
（4） 飞机在1．4ＶS1配平，具有足以在该速度维持平飞所需的功率（推力）。
（ｄ） 着陆 速度在1．1ＶSO和1．8ＶSO之间，在下列条件下，杆力-速度曲线均必须具有稳定的斜率，并且杆力不得超过356牛（36公斤；80磅）：
（1） 襟翼在着陆位置；
（2） 起落架在放下位置；
（3） 最大着陆重量；
（4） 发动机无功率（推力）；
（5） 飞机按无功率（推力）在1．4ＶSO配平。
§25．177 【横向-航向静稳定性】
（ａ） 【〔备用〕】
（ｂ） 【〔备用〕】
（ｃ） 【在直线定常侧滑飞行中，】副翼和方向舵操纵行程和操纵力，必须基本上【稳定地】正比于侧滑角，并且该比例系数必须在与该飞机使用状态相应的整个侧滑角范围内，不超出安全运行所必需的限制。对更大的角度，直到相应于蹬满舵或方向舵脚蹬力达到800牛（82公斤，180磅）的角度为止，方向舵脚蹬力不得有反逆现象，增加方向舵偏度必须使侧滑角增加。【对于本款的符合性，必须根据适用情况，按所有起落架位置和襟翼位置以及对称动力状态，以1．2ＶS1至ＶFE、ＶLE或ＶFC／ＭFC的速度进行演示验证。】
【（ｄ） 在速度ＶMO／ＭMO和ＶFC／ＭFC之间的方向舵梯度必须满足（ｃ）款的要求，但只要发散是逐渐的且易于为驾驶员识别和控制，则（副翼偏度与相应的方向舵输入相反的）上反效应可以是负的。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．181 动稳定性
（ａ） 在相应于飞机形态的【1．2ＶS 】和最大允许速度之间产生的任何短周期振荡（不包括横向-航向的组合振荡），在主操纵处于下列状态时，必须受到重阻尼：
（1）松浮状态；
（2）固定状态。
（ｂ） 在相应于飞机形态的【1．2ＶS 】和最大允许速度之间产生的任何横向-航向组合振荡（“荷兰滚”），在操纵松浮情况下，必须受到正阻尼，而且必须依靠正常使用主操纵就可加以控制，无需特殊的驾驶技巧。
〔1995年12月18日第二次修订〕
失速
§25．201 失速演示
（ａ） 必须在下列状态的直线飞行和30°坡度转弯中演示失速：
（1） 无动力；
（2） 维持1．6ＶS1平飞所需的功率（推力）（此处ＶS1为相应于襟翼在进场位置，起落架在收起位置和最大着陆重量的失速速度）。
（ｂ） 本条（ａ）规定的两种状态，均必须能在下列条件下满足§25．203适用的要求：
（1） 襟翼位置和起落架位置每一很可能的组合；
（2） 申请合格审定范围内各种有代表性的重量；
（3） 最不利于改出失速的重心位置。
（ｃ） 必须用下列程序来表明符合§25．203的要求：
（1） 飞机按§25．103（ｂ）（1）规定的速度配平，作直线飞行，操纵升降舵减小速度，直到速度稳定在略高于失速速度，再操纵升降舵，使速度降低不超过每秒1节，直到：
（ｉ） 飞机失速，或；
（ｉｉ） 操纵达到止动点。
（2） 飞机一旦失速，即用正常的改出方法来改出。
（ｄ） 出现失速的定义如下：
（1） 当迎角明显大于最大升力所对应的迎角，固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认为该飞机已失速。典型的失速现象如下，这些现象既可以单独出现，也可以组合出现：
（ｉ） 不能即刻阻止的机头下沉；
（ｉｉ） 不能即刻阻止的滚转；
（ｉｉｉ） 操纵效率的丧失，操纵力或操纵运动的突变，或驾驶员操纵器件明显的抖动（如果这些现象足够清楚）。
（2） 凡在任一形态中，飞机显示出不致误解的固有气动力警告，其幅度和剧烈程度，能强烈而有效地制止进一步减速，则当该飞机达到明显表现出上述有效制止减速现象的速度时，可认为飞机已失速。
§25．203 失速特性
（ａ） 直到飞机失速时为止，必须能操纵副翼和方向舵产生和修正滚转及偏航，不得出现反操纵现象，不得出现异常的机头上仰，直到失速以及在整个失速过程中，纵向操纵力必须是正的。此外，必须能以正常的操纵迅速防止失速和从失速中改出。
（ｂ） 对于机翼水平失速，在失速和完成改出之间发生的滚转大约不得超过20°左右。
（ｃ） 对于转弯飞行失速，飞机失速后的运动不得过于剧烈或幅度过大，以至难以用正常的驾驶技巧迅速改出并恢复对飞机的操纵。
§25．205 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．207 失速警告
（ａ） 在直线和转弯飞行中，为防止襟翼和起落架在任一正常位置时无意中造成失速，必须给驾驶员以有效的清晰可辨的具有足够余量的失速警告。
（ｂ） 警告可以通过飞机固有的气动力品质来实现，也可以借助在预期要发生失速的飞行状态下能作出清晰可辨的警告的装置（如振杆器）来实现。但是，仅用要求驾驶舱内机组人员给予注意的目视失速警告装置是不可接受的。如果使用警告装置，则该警告装置必须在本条（ｃ）中规定的速度，在本条（ａ）中规定的每一种飞机形态都提供警告。
（ｃ） 必须在大于失速速度（即按§25．201（ｄ）规定的飞机失速速度或所演示的最小速度，取其合适者）7％的速度开始发出失速警告，如果失速警告具有足够的清晰度、持续时间、可辨程度或具有类似特性，也可采用较小的失速警告速度余量。
地面和水面操纵特性
§25．231 纵向稳定性和操纵性
（ａ） 陆上飞机在任何可合理预期的运行条件下，或者在着陆或起飞期间发生回跳时，不得有不可控制的前翻倾向。此外还要求：
（1） 机轮刹车工作必须柔和，不得引起任何过度的前翻倾向；
（2） 如采用尾轮式起落架，在混凝土跑道上起飞滑跑时，必须可能在80％ＶS1的速度，维持直至推力线水平的任何姿态。
（ｂ） 对于水上飞机和水陆两用飞机，必须制定对起飞、滑行和着水的安全最不利的水面条件。
§25．233 航向稳定性和操纵性
（ａ） 飞机在地面运行可预期的任何速度，在风速直到20节或0．2ＶSO（取大者，但不必高于25节）的90°侧风中，不得有不可控制的地面打转倾向。这可在制定§25．237要求的90°侧风分量时予以表明。
（ｂ） 陆上飞机在以正常着陆速度作无动力着陆中必须有满意的操纵性，而不要求特殊的驾驶技巧或机敏，无需利用刹车或发动机动力来维持直线航迹。这可在结合其它试验一起进行的无动力着陆中予以表明。
（ｃ） 飞机在滑行时必须有足够的航向操纵性。这可在结合其它试验一起进行的起飞前滑行的过程中予以表明。
§25．235 滑行条件
当飞机在正常运行中可合理预期的最粗糙地面上滑行时，减震机构不得损伤飞机的结构。
§25．237 风速
（ａ） 对于陆上飞机和水陆两用飞机，必须制定在干跑道上对起飞和着陆经演示是安全的90°侧风分量，该分量必须至少是20节或0．2ＶSO（取大者，但不必超过25节）。
（ｂ） 对于水上飞机和水陆两用飞机，有下述要求：
（1） 必须制定在正常运行中可合理预期的一切水面条件下起飞和着水均安全的最大的90°侧风分量，该分量必须至少是20节或0．2ＶSO（取大者，但不必超过25节）。
（2） 必须制定在正常运行中可合理预期的一切水面条件下往任何方向滑行均为安全的风速，该风速必须至少是20节或0．2ＶSO（取大者，但不必超过25节）。
§25．239 水面喷溅特性、操纵性和稳定性
（ａ） 对于水上飞机和水陆两用飞机，在起飞、滑行和着水期间以及本条（ｂ）所列条件下，必须符合下列要求：
（1） 不得有妨碍驾驶员视线、引起损坏或造成进水量过大的喷贱特性；
（2） 不得有危险的不可控制的海豚运动、弹跳或摇摆倾向；
（3） 辅助浮筒或翼梢浮筒、机翼翼尖、螺旋桨桨叶或其它未按承受水载荷设计的部分不得浸入水中。
（ｂ） 必须在下述条件下表明符合本条（ａ）的要求：
（1） 从平静的水面到按§25．231制定的最不利的水面条件；
（2） 水面运行时可合理预期的风速和侧风速度、水流和相应的浪涌条件；
（3） 水面运行时可合理预期的速度；
（4） 在水面上任何时刻临界发动机突然停车；
（5） 在申请审定的载重状态范围内，相应于每种运行条件的每一重量和重心位置。
（ｃ） 在本条（ｂ）的水面条件和相应的风的条件下，水上飞机或水陆两用飞机必须能在发动机停车情况下漂流5分钟，必要时可借助海锚。
其它飞行要求
§25．251 振动和抖振
（ａ） 【飞机必须通过飞行演示在任何很可能的运行情况下，都不会发生任何妨碍继续安全飞行的振动和抖振。
（ｂ） 【必须通过飞行演示飞机的每一部件，在不超过ＶDF／ＭDF的任何相应的速度和动力条件下，不会发生过度的振动。必须使用验证过的最大速度来按§25．1505的要求制定飞机的使用限制。】
（ｃ） 除本条（ｄ）的规定外，在正常飞行中，包括巡航期间的形态变化，不得存在强烈程度足以干扰操纵飞机、引起空勤人员过度疲劳或引起结构损伤的抖振状态，在上述限度以内的失速警告抖振是允许的。
（ｄ） 在速度直到ＶMO／ＭMO的直线飞行巡航形态，不得有可觉察的抖振，但失速警告抖振必须是允许的。
（ｅ） 【对于ＭD 大于0．6或最大使用高度超过7，600米（25，000英尺）的飞机，必须按飞机申请审定的空速或马赫数、重量和高度范围，确定其巡航形态下发生可察觉抖振的正机动载荷系数。该载荷系数、速度、高度和重量的包线必须为正常运行提供足够的速度和载荷系数范围。可能发生的无意中对抖振边界的超越，不得导致不安全的状态。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．253 高速特性
（ａ） 增速特性和速度恢复特性 必须满足下列对增速特性和速度恢复特性的要求：
（1） 很可能引起无意中增速（包括俯仰和滚转的颠倾）的运动状态和特性，必须用配平在直至ＶMO／ＭMO的任一很可能使用的巡航速度的飞机来模拟。这些运行状态和特性包括突风颠倾、无意的操纵动作、相对于操纵系统摩擦来说，较低的杆力梯度、旅客的走动、由爬升改为平飞以及由Ｍ数限制高度下降到空速限制高度。
（2） 计及有效的固有或人为速度警告发出后驾驶员作出反应的时间，必须表明在下述条件下能够恢复到正常的姿态，并且速度降低到ＶMO／ＭMO：
（ｉ） 不需要特别大的驾驶杆力或特殊的技巧；
（ｉｉ） 不超过ＶD ／ＭD ，ＶDF／ＭDF及各种结构限制；
（ｉｉｉ） 不出现会削弱驾驶员判读仪表或操纵飞机恢复正常的能力的抖振。
（3） 【飞机在不超过ＶMO／ＭMO的任一速度配平，在直到ＶDF／ＭDF的任一速度下，对绕任一轴的操纵输入不得有反逆响应。飞机的俯仰、横滚或偏航的倾向必须轻微，并可用正常驾驶技巧即刻控制。当飞机在ＶMO／ＭMO配平后，在大于ＶFC／ＭFC的速度下，升降舵操纵力相对速度的关系曲线斜率不一定要稳定，但是在直到ＶDF／ＭDF的所有速度下，必须为推力，而且在达到ＶDF／ＭDF时，升降舵的操纵力不得有突然或过度的减小。】
（ｂ） 具有稳定性的最大速度 ＶFC／ＭFC ＶFC／ＭFC是襟翼和起落架收起时，必须满足§25．147（ｅ）、§25．175（ｂ）（1）、§25．177和§25．181要求的最大速度。该速度不得小于ＶMO／ＭMO和ＶDF／ＭDF的平均值，但在Ｍ数成为限制因素的高度，ＭFC不必超过发出有效速度警告的Ｍ数。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．255 失配平特性
（ａ） 从飞机在不超过ＶMO／ＭMO的巡航速度配平的初始状态开始，在机头上仰和下沉两个方向上的失配平程度为下列两者中之大者时，飞机必须有满意的机动稳定性和操纵性：
（1） 纵向配平系统以其对应于特定飞行状态的正常速率，在没有气动载荷的情况下移动三秒钟（对于没有动力作动配平系统的飞机为相应的失配平程度），除非是受到配平系统止动器的限制（包括§25．655（ｂ）对于可调水平安定面要求的止动器）。
（2） 在高速巡航状态维持平飞时，自动驾驶仪所能承受的最大误配量。
（ｂ） 在本条（ａ）规定的失配平状态，当法向加速度从＋1ｇ变为本条（ｃ）规定的正值和负值时，要求：
（1） 杆力对ｇ的曲线在直到和包括ＶFC／ＭFC的任何速度必须有正的斜率；
（2） 在ＶFC／ＭFC和ＶDF／ＭDF之间的各种速度，纵向主操纵力的方向不得反逆。
（ｃ） 除本条（ｄ）和（ｅ）规定者外，必须在下述两种法向加速度范围之一的飞行中演示对本条（ａ）规定的符合性：
（1） －1ｇ到＋2．5ｇ；
（2） 0ｇ至2．0ｇ，并用可接受的方法外推到－1ｇ和＋2．5ｇ。
（ｄ） 如果用本条（ｃ）（2）规定的程序来演示符合性，而在关于纵向主操纵力反逆的试飞中存在临界情况，则必须从发现存在该临界情况时的法向加速度到本条（ｃ）（1）规定的相应限制范围进行试飞。
（ｅ） 在本条（ａ）要求的试飞中，不必超过§25．333（ｂ）和§25．337规定的限制机动载荷系数以及与很可能无意中超越按§25．251（ｅ）确定的抖振边界相关的机动载荷系数。此外，法向加速度小于1ｇ的试飞演示的进入速度，必须在不超过ＶDF／ＭDF就能完成改出的限度以内。
（ｆ） 在本条（ａ）规定的失配平状态，必须从ＶDF／ＭDF的超速情况，施加不大于556牛（57公斤；125磅）的纵向操纵力，就能产生至少1．5ｇ的法向加速度改出，此时可仅用纵向主操纵或辅以纵向配平系统，如果采用纵向配平辅助产生所要求的载荷系数，必须在ＶDF／ＭDF表明能沿使飞机抬头的方向驱动纵向配平机构，而主操纵面承受的载荷对应于下列使飞机抬头操纵力中的最小者：
（1） 按§25．301和§25．397所规定的服役中预期最大操纵力；
（2） 产生1．5ｇ所需的操纵力；
（3） 对应于抖振或其它现象的操纵力，这些现象的剧烈程度足以强有力制止进一步施加纵向主操纵力。
Ｃ分部 结构
总则
§25．301 载荷
（ａ） 强度的要求用限制载荷（服役中预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以规定的安全系数）来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。
（ｂ） 除非另有说明，所规定的空气、地面和水载荷必须与计及飞机每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷的分布必须保守地近似于或接近地反映真实情况。除非表明确定受载情况的方法可靠，否则用以确定载荷大小和分布的方法必须用飞行载荷测量来证实。
（ｃ） 如果载荷作用下的变形会显著改变外部载荷或内部载荷的分布，则必须考虑载荷分布变化的影响。
§25．303 安全系数
除非另有规定，当以限制载荷作为结构的外载荷时，必须采用安全系数1．5；当用极限载荷来规定受载情况时，不必采用安全系数。
§25．305 强度与变形
（ａ） 结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全运行。
（ｂ） 结构必须能够承受极限载荷至少三秒钟而不破坏，但是当用模拟真实载荷情况的动力试验来表明强度的符合性时，则此三秒钟的限制不适用。进行到极限载荷的静力试验必须包括加载引起的极限变位和极限变形。当采用分析方法来表明符合极限载荷强度要求时，必须表明符合下列三种情况之一：
（1） 变形的影响是不显著的；
（2） 在分析中已充分考虑所涉及的变形；
（3） 所用的方法和假设足以计及这些变形影响。
（ｃ） 如果结构的柔度特性使在飞机运行情况中很可能出现的任一加载速率会产生比相应于静载荷的应力大得多的瞬态应力，则必须考虑这种加载速率的影响。
（ｄ） 必须考虑飞机对于垂直和横向连续紊流的动态响应。除非表明有更合理的准则，否则必须使用本部附录Ｇ连续突风设计准则来制定动态响应。
【（ｅ） 飞机必须设计成能承受在直到ＶD ／ＭD 的任何可能的运行条件下（包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界）会发生的任何振动和抖振。这一点必须通过分析、飞行试验、或中国民用航空总局适航部门认为必要的其它试验进行验证。
【（ｆ） 除经证明为极不可能的情况外，飞机必须设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利情况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必须视为限制载荷，并必须在直到ＶC ／ＭC 的各种空速下进行研究。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．307 结构符合性的证明
（ａ） 必须表明每一临界受载情况下均符合本分部的强度和变形要求。只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试验。
（ｂ） 【〔备用〕】
（ｃ） 【〔备用〕】
（ｄ） 当用静力或动力试验来表明符合§25．305（ｂ）对飞行结构的要求时，对于试验结果必须采用合适的材料修正系数。如果被试验的结构或其一部分具有下列特征：多个元件对结构总强度均有贡献，而当一个元件损坏以后，载荷通过其它路径传递导致重新分布，则不必采用材料修正系数。
〔1995年12月18日第二次修订〕
飞行载荷
§25．321 总则
（ａ） 飞行载荷系数是气动力分量（垂直作用于假设的飞机纵轴）与飞机重力之比。正载荷系数是气动力相对飞机向上作用时的载荷系数。
（ｂ） 必须按下列各条表明符合本分部的飞行载荷要求，此时要考虑每一速度下的压缩性影响：
（1） 在申请人选定的高度范围内的每一临界高度；
（2） 从相应于每个特定飞行载荷情况的设计最小重量到设计最大重量的每一重量；
（3） 对于每一要求的高度和重量，按在飞机飞行手册规定的使用限制内可调配载重的任何实际分布。
飞行机动和突风情况
§25．331 总则
（ａ） 方法 对称飞行的分析必须至少包括本条（ｂ）到（ｄ）规定的情况，并采用下列方法：
（1） 必须研究机动包线和突风包线上足够数量的点，以保证获得飞机结构每一部分的最大载荷。可以采用保守的复合包线；
（2） 作用在飞机上的重要的力必须以合理或保守的方式处于平衡。线惯性力必须与推力和全部气动载荷相平衡，而角（俯仰）惯性力必须与推力和全部气动力矩（包括作用在诸如尾翼和短舱等部件上的载荷引起的力矩）相平衡，必须考虑从零到最大连续推力范围内的临界推力值；
（3） 当规定操纵器件突然移动时，所采用的操纵面偏转速率不得小于驾驶员通过操纵系统能施加的偏转速率；
（4） 在确定飞机在转弯和拉起时的升降舵偏角和弦向载荷分布（根据本条（ｂ）和（ｃ）的机动情况）时，必须计及相应的俯仰角速度的影响。必须考虑§25．255规定的配平和失配平飞行情况。
（ｂ） 机动平衡情况 必须研究§25．333（ｂ）中的机动包线上Ａ到Ｉ的机动情况，假定飞机在俯仰角加速度为零的情况下处于平衡。
（ｃ） 机动俯仰情况 必须研究下列含有俯仰角加速度的情况：
（1） ＶA 时的升降舵最大偏转 假定飞机正在进行定常平飞（Ａ1 点，§25．333（ｂ）），此时，突然移动俯仰操纵器件来获得极大的正俯仰角加速度（抬头），但驾驶员作用力不必超过§25．397（ｂ）规定的限制值。在重心处的法向加速度超过最大的正限制机动载荷系数ｎ以后出现的飞机载荷不必加以考虑。在确定尾翼载荷时，必须考虑飞机的动态响应或（按申请人选择）刚体的瞬时响应；
（2） 规定的操纵器件移动 必须根据合理的俯仰操纵运动相对时间的剖面图确定校验机动，在此机动中不应超出§25．337规定用于设计的限制载荷系数。飞机的响应必须产生不小于下述值的俯仰角加速度，但不可能达到或超过该值的情况除外：
（ｉ） 假定正俯仰角加速度（抬头）与等于1．0的飞机载荷系数（Ａ1 点到Ｄ1 点，§25．333（ｂ））同时达到。此正俯仰角加速度必须至少等于
39ｎ 2
－－－（ｎ－1．5）， （弧度／秒 ）
Ｖ
式中：
ｎ为所考虑速度下的正载荷系数；
Ｖ为飞机的当量速度（节）。
（ｉｉ） 假定负俯仰角加速度（低头）与正机动载荷系数（Ａ2 点到Ｄ2 点，§25．333（ｂ））同时达到。此负俯仰角加速度必须至少等于
－26ｎ
－－－－（ｎ－1．5）， （弧度／平方秒）
Ｖ
式中：
ｎ为所考虑速度下的正载荷系数；
Ｖ为飞机的当量速度（节）。
（ｄ） 突风情况 必须研究§25．333（ｃ）中Ｂ’到Ｊ’的突风情况，并采用下列规定：
（1） 由规定的突风所产生的空气载荷增量，必须与相应于定常平飞的初始平衡尾翼载荷迭加；
（2） 在计算尾翼突风载荷增量时，可以计入机翼下洗和飞机的突风响应运动的缓和效应；
（3） 在规定的平尾突风强度中可应用突风缓和系数Ｋｇ代替对飞机响应的详细研究。
§25．333 飞行包线
（ａ） 总则 位于本条（ｂ）和（ｃ）中典型的机动包线和典型的突风包线（Ｖ-ｎ图）边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均必须满足强度要求。在确定§25．1501中规定的飞机结构使用限制时也必须采用这些包线。
（ｂ） 机动包线
图（略）
（ｃ） 突风包线
图（略）
§25．335 设计空速
选定的设计空速均为当量空速（ＥＡＳ）。估算的Ｖso和Ｖs1值必须是保守的。
（ａ） 设计巡航速度Ｖc 对于Ｖc ，采用下列规定：
（1） Ｖc 的最小值必须充分大于ＶB ，以应付严重大气紊流很可能引起的意外的速度增加；
（2） 在缺少能证实其它数值是可用的合理研究时，Ｖc 不得小于ＶB ＋43节，但也不必超过飞机在相应的高度以发动机最大连续功率（推力）平飞时的最大速度；
（3） 在ＶD 受Ｍ数限制的高度上，Ｖc 可限制在一选定的Ｍ数。
（ｂ） 设计俯冲速度ＶD 必须选定ＶD 以使ＶC ／ＭC 不大于0．8ＶD ／ＭD ，或使ＶC ／ＭC 和ＶD ／ＭD 之间的最小速度余量是下列值中的大者：
（1） 从以ＶC ／ＭC 定常飞行的初始情况开始，飞机颠倾，沿着比初始航迹低7．5°的飞行航迹飞行20秒钟，然后以载荷系数1．5（0．5ｇ的加速度增量）拉起。只要所使用的气动数据是可靠的或保守的，则上述机动中出现的速度增量可采用计算值。开始拉起之前假定具有§25．175（ｂ）（1）（ｉｖ）规定的功率（推力），开始拉起时可以假定功率（推力）减小并使用驾驶员操纵的阻力装置；
（2） 最小速度余量必须足以应付大气条件的变动（例如水平突风和穿过急流与冷峰），以及应付仪表误差和飞机机体的制造偏差。这些因素可以基于概率来考虑。但是在ＭC 受到压缩性效应限制的高度上，该余量不得小于0．05Ｍ。
（ｃ） 设计机动速度ＶA 对于ＶA ，采用下列规定：
－－
（1） ＶA 不得小于ＶS1√ｎ
式中：
（ｉ） ｎ为ＶC 时的正限制机动载荷系数；
（ｉｉ） ＶS1为襟翼收起形态的失速速度。
（2） ＶA 和Ｖs1必须按所考虑的设计重量和高度进行计算；
（3） ＶA 不必大于ＶC ，或不必大于同正ＣN MAX 曲线与正机动载荷系数线交点相对应的速度，两者中取小值。
（ｄ） 对应最大突风强度的设计速度ＶB 对于ＶB ，采用下列规定：
（1） ＶB 不得小于同最大正升力系数ＣN MAX 曲线与强突风速度线在突风Ｖ－ｎ图上的交点相对应的速度，或不得小于（根号ｎg ）ＶS1，两者中取小值，
式中：
（ｉ） ｎg 为飞机在所考虑的特定重量下，由对应于速度ＶC 的突风（按§25．341）引起的正突风载荷系数；
（ｉｉ） Ｖs1为在所考虑的特定重量下，襟翼收起形态的失速速度。
（2） ＶB 不必大于ＶC 。
（ｅ） 设计襟翼速度ＶF 对于ＶF ，采用下列规定：
（1） 对应每一襟翼位置（按§25．697（ａ）制定）的设计襟翼速度，必须充分大于对各相应飞行阶段（包括中断着陆）所推荐的飞行速度，以计及空速控制的预期变化和由一种襟翼位置到另一种襟翼位置的转换；
（2） 如采用襟翼自动定位装置或载荷限制装置，则可取此装置程序规定的或装置许可的速度和相应襟翼位置；
（3） ＶF 不得小于：
（ｉ） 1．6ＶS1，襟翼在以最大起飞重量起飞时的位置；
（ｉｉ） 1．8ＶS1，襟翼在以最大着陆重量进场时的位置；
（ｉｉｉ） 1．8ＶSO，襟翼在最大着陆重量着陆时的位置。
（ｆ） 设计阻力装置速度ＶDD 对每一阻力装置所选定的设计速度，必须充分大于使用该装置时所推荐的速度，以计及速度控制的预期变化，对于供高速下降时使用的阻力装置，ＶDD不得小于ＶD 。当阻力装置采用自动定位措施或载荷限制措施时，设计中必须取此自动措施程序规定的或自动措施许可的速度和相应的阻力装置位置。
§25．337 限制机动载荷系数
（ａ） 除受到最大（静）升力系数的限制外，假定飞机经受对称机动并达到本条所规定的限制机动载荷系数。必须考虑相应于飞机拉起和定常转弯机动的合适的俯仰速度。
（ｂ） 对于直到ＶD 的任一速度，正限制机动载荷系数“ｎ”不得小于
10，890
2．1＋（－－－－－－－－－－－）
Ｗ（公斤）＋4，540
24，000
（2．1＋（－－－－－－－－－－－）），
Ｗ（磅）＋10，000
但是“ｎ”不得小于2．5，不必大于3．8，此处Ｗ为设计最大起飞重量。
（ｃ） 对于负限制机动载荷系数，采用下列规定：
（1） 在直到ＶC 的各种速度下，不得小于－1．0；
（2） 必须随速度从ＶC 时的对应值线性变化到ＶD 时的零值。
（ｄ） 如果飞机具有的设计特征使其在飞行中不可能超过本条规定的机动载荷系数，则可采用小于本条规定的值。
§25．341 突风载荷
（ａ） 假定飞机在平飞时遇到对称的垂直突风，由此引起的限制载荷系数必须对应于按下述突风速度确定的情况：
（1） 高度在海平面和6，100米（20，000英尺）之间时，在速度ＶB 时的正（向上）和负（向下）强突风速度必须取为20．10米／秒（66英尺／秒）。突风速度可线性地从6，100米（20，000英尺）时的20．10米／秒（66英尺／秒）减少到15，200米（50，000英尺）时的11．60米／秒（38英尺／秒）；
（2） 高度在海平面和6，100米（20，000英尺）之间时，在速度ＶC 时的正、负突风速度必须取为15．25米／秒（50英尺／秒）。突风速度可线性地从6，100米（20，000英尺）时的15．25米／秒（50英尺／秒）减少到15，200米（50，000英尺）时的7．60米／秒（25英尺／秒）；
（3） 高度在海平面和6，100米（20，000英尺）之间时，在速度ＶD 时的正、负突风速度必须取为7．60米／秒（25英尺／秒）。突风速度可线性地从6，100米（20，000英尺）时的7．60米／秒（25英尺／秒）减少到15，200米（50，000英尺）时的3．80米／秒（12．5英尺／秒）。
（ｂ） 必须作下列假设：
（1） 突风形状为：
Ｕde 2πＳ
Ｕ＝－－（1－ｃｏｓ－－－）
＿
2 25ｃ
式中：
Ｓ为进入突风区的距离，米（英尺）；
＿
ｃ为机翼的平均几何弦长，米（英尺）；
Ｕde为按（ａ）得到的突风速度，米／秒（英尺／秒）。
（2） 在§25．333（ｃ）中突风包线所示的规定情况Ｂ＇和Ｇ＇之间，突风载荷系数按线性变化。
（ｃ） 在缺少更合理的分析时，突风载荷系数必须按下列公式计算：
Ｋg ＵdeＶa
ｎ＝1＋－－－－－－－－－－
1．63（Ｗg ／Ｓ）
式中：
0．88μg
Ｋg ＝－－－－－－，为突风缓和系数；
5．3＋μg
2（Ｗg ／Ｓ）
μg ＝－－－－－－－，为飞机质量比；
＿
ρｃａｇ
Ｕde为按（ａ）得到的突风速度，米／秒；
ρ为大气密度，公斤／立方米；
Ｗg ／Ｓ为翼载，牛顿／平方米；
＿
ｃ为平均几何弦长，米；
ｇ为重力加速度，米／平方秒；
ｖ为飞机当量速度，米／秒；
