§25．933 反推力系统
【（ａ） 涡轮喷气发动机反推力系统
【（1） 仅预定在地面使用的发动机反推力系统必须设计成，在飞行中处于任何反推力位置时，发动机不会产生大于飞行慢车状态的推力。此外，必须通过分析或试验，或两者兼用来表明满足下列要求：
（ｉ） 反推力装置能收回到推力位置；
（ｉｉ） 反推力装置处于任何可能的位置时，飞机能继续安全飞行和着陆。
【（2） 预定在飞行中使用的涡轮喷气发动机反推力系统必须设计成，在任何预期的飞机运行（包括地面运行）条件下，当反推力系统正常工作或发生任一失效（或有合理可能的失效组合）时，均不会造成不安全情况。如果结构元件的破损率极小，则这种破损不必考虑。
【（3） 涡轮喷气发动机反推力系统，必须有措施防止在反推力系统有故障时发动机产生大于慢车状态的推力。但是，在运行中预期的最临界反推力情况下，只要表明仅采取气动力措施能保证飞机的航向操纵，则发动机可以产生更大的正推力。
【（ｂ） 螺旋桨反推力系统
【（1） 仅预定在地面使用的螺旋桨反推力系统必须设计成，在飞行中任何预期的运行条件下，系统的单个失效（或有合理可能的失效组合）或故障不会引起不希望的反推力，如果结构元件的破损率极小，则这种破损不必考虑。
【（2） 对于桨叶能从飞行低距位置移动到明显小于正常飞行低距止动位置的螺旋桨系统，可通过失效分析、试验或两者兼用来表明满足本条要求。为表明螺旋桨及其有关安装部件满足中国民用航空规章§35．21有关要求所作的分析，可以包括在上述分析之内或作为其依据。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．934 涡轮喷气发动机反推力装置系统试验
装在涡轮喷气发动机上的反推力装置必须满足【中国民用航空规章§33．97】中的有关要求。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．937 涡轮螺旋桨阻力限制系统
涡轮螺旋桨飞机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§25．367设计飞机所采用的值。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。
§25．939 涡轮发动机工作特性
（ａ） 必须在飞行中检查涡轮发动机的工作特性，以确认在飞机和发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） 〔备用〕
（ｃ） 在正常运行期间，涡轮发动机进气系统不得由于气流畸变的影响而引起有害于发动机的振动。
§25．941 进气系统、发动机和排气系统的匹配性
对于装用几何形状可变的进气系统或排气系统或两者兼用的飞机应符合下列规定：
（ａ） 必须表明，由进气部分、发动机（包括推力增大系统，如果装有）和排气部分组成的系统，在申请批准的所有运行条件（包括发动机所有的转速和功率或推力调定值以及各种进气和排气形态）下，工作正常；
（ｂ） 上述各部分的工作（计及可能的故障）对飞机气动操纵的动态影响，不得要求驾驶员为避免超过飞机的使用限制或结构限制而付出特殊的技巧、机敏或体力；
（ｃ） 表明符合本条（ｂ）的规定时，在§25．143（ｄ）和（ｅ）规定的条件下，要求驾驶员付出的体力不得超过§25．143（【ｃ】）规定的限制。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．943 负加速度
当飞机在§25．333规定的飞行包线内作负加速度时，发动机、经批准在飞行中使用的辅助动力装置，或者与动力装置或辅助动力装置有关的任何部件或系统不得出现危险的故障。必须按预计的负加速度最长持续时间表明满足上述要求。
§25．945 推力或功率增大系统
（ａ） 总则 喷液系统在所有预定的运行条件下必须以发动机正常工作所需的规定流量和压力提供液流。如果液体会冻结，则液体的冻结不得损伤飞机或对飞机性能有不利影响。
（ｂ） 液箱 推力或功率增大系统的液箱必须满足下列要求：
（1） 液箱必须能承受运行中可能遇到的振动、惯性、液体和结构载荷而无损坏；
（2） 装机后的液箱必须能承受1．5倍最大工作压力的内压而无损坏或渗漏；
（3） 如果装有通气装置，则在所有正常飞行条件下通气必须有效；
（4） 【〔备用〕】
（ｃ） 在下列情况下，推力或功率增大系统的排放口必须按§25．1455设计和定位；
（1） 推力或功率增大系统的液体是易冻的；
（2） 液体在飞行或地面运行过程中是可能排放的。
（ｄ） 供每台发动机使用的推力或功率增大系统液箱的可用容量，必须足以使飞机能按批准的喷液增大功率（推力）使用程序运行。耗液量的计算必须根据与预期的发动机输出功率（推力）相适应的最大批准流量，并且必须计及温度对发动机性能的影响以及任何其它可能改变所需液量的因素。
（ｅ） 本条不适用于燃油喷注系统。
〔1995年12月18日第二次修订〕
燃油系统
§25．951 总则
（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，包括申请审定的飞行中允许发动机或辅助动力装置工作的任何机动飞行，必须保证以发动机和辅助动力装置正常工作所需的流量和压力向其供油。
（ｂ） 燃油系统的布置，必须使进入系统的空气不会造成下列情况：
（1） 活塞发动机出现20秒钟以上的功率中断；
（2） 涡轮发动机出现熄火。
（ｃ） 用于涡轮发动机的燃油系统在使用下述状态的燃油时，必须能在其整个流量和压力范围内持续工作：燃油先在27℃（80°Ｆ）时用水饱和，并且每10升燃油含有所添加的2毫升游离水（每1美加仑含0．75毫升），然后冷却到在运行中很可能遇到的最临界结冰条件。
【（ｄ） 对于以涡轮发动机为动力的飞机，每一燃油系统必须满足中国民用航空总局有关涡轮发动机飞机燃油排泄污染的要求。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．952 燃油系统分析和试验
（ａ） 必须用分析和适航当局认为必要的试验表明燃油系统在各种可能的运行条件下功能正常。如果需要进行试验，则试验时必须使用飞机燃油系统或能复现燃油系统被试部分工作特性的试验件。
（ｂ） 对于以燃油作为工作液的任何热交换器，其很可能发生的失效不得造成危险情况。
§25．953 燃油系统的独立性
燃油系统必须满足§25．903（ｂ）的要求，为此可采用下列任何一种方法：
（ａ） 系统向每台发动机的供油，能够不涉及该系统向其它发动机供油的任何部分；
（ｂ） 任何其它可接受的方法。
§25．954 燃油系统的闪电防护
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。
§25．955 燃油流量
（ａ） 在每种预定的运行条件和机动飞行中，燃油系统必须至少提供100％所需的燃油流量，必须按如下规定来表明符合性：
（1） 向发动机供油时，燃油压力必须在发动机型号合格证规定的限制范围以内；
（2） 油箱内的燃油量不得超过§25．959制定的该油箱不可用油量与验证本条符合性所需的油量之和；
（3） 按每种运行条件和姿态验证本条符合性时所需的每一主燃油泵，必须投入使用。此外，还必须验证相应的应急泵代替投入使用的主燃油泵的工作情况；
（4） 如果装有燃油流量计，必须使其停止工作，燃油必须流经该流量计或其旁路。
（ｂ） 如果一台发动机可以由一个以上的油箱供油，则应满足下列要求：
（1） 对于活塞发动机，向发动机供油的任一油箱内可用燃油耗尽而使该发动机功能明显不正常时，在转由其它还有可用燃油的油箱供油后20秒钟内，燃油系统必须向该发动机供应足够压力的燃油；
（2） 对于涡轮发动机，燃油系统除了应具备合适的手动转换供油能力外，还必须设计成，在正常运行过程中，当向发动机供油的任一油箱内可用燃油耗尽，但通常只向该发动机供油的其它油箱内还有可用燃油时，能防止该发动机供油中断，而无需飞行机组予以关注。
§25．957 连通油箱之间的燃油流动
如果飞行中可将燃油从一个油箱泵送到另一个油箱，则油箱通气系统和燃油转输系统的设计，必须使油箱结构不致因输油过量而损坏。
§25．959 不可用燃油量
每个燃油箱及其燃油系统附件的不可用燃油量必须制定为不小于下述油量：对于需由该油箱供油的所有预定运行和机动飞行，在最不利供油条件下，发动机工作开始出现不正常时该油箱内的油量。不必考虑燃油系统部件的失效。
§25．961 燃油系统在热气候条件下的工作
（ａ） 飞机在热气候条件下运行时，燃油系统必须工作良好。为验证满足此要求，必须表明在预定的所有运行条件下，燃油系统从油箱出口起到每台发动机止的部分，都经增压而能防止形成油气。否则，必须用爬升来验证，即从申请人选定机场高度爬升到按§25．1527制定为使用限制的最大高度。如果选用爬升试验，则按下列条件进行爬升试验时，不得有气塞或其它不正常现象：
（1） 对于活塞发动机飞机，发动机必须以最大连续功率工作，但在临界高度以下300米（1，000英尺）至临界高度范围内必须使用起飞功率。使用起飞功率的持续时间不得小于起飞时间限制值；
（2） 对于涡轮发动机飞机，发动机必须以起飞功率（推力）工作，持续时间按验证起飞航迹时所选定的值，其余爬升时间，以最大连续功率（推力）工作；
（3） 飞机的重量必须是油箱满油、带有最小机组以及配重（保持重心在允许范围内所需）时的重量；
（4） 爬升空速符合下列规定：
（ｉ） 对于活塞发动机飞机，不得超过从起飞到最大使用高度所规定的最大爬升空速，飞机形态规定如下：
① 起落架在收上位置；
② 襟翼处于最有利位置；
③ 整流罩风门（或控制发动机冷却源的其它设施）处于在热天条件下提供足够冷却的位置；
④ 发动机在最大连续功率限制内工作；
⑤ 最大起飞重量；
（ｉｉ） 对于涡轮发动机飞机，不得超过从起飞到最大使用高度所规定的最大爬升空速。
（5） 燃油温度必须至少为43℃（110°Ｆ）；
（6） 本条（ａ）规定的试验可以在飞行中进行，也可模拟各种飞行条件在地面进行。如果进行飞行试验时的气候冷到足以影响试验正确实施，则受冷空气影响的燃油箱表面、燃油管路以及燃油系统的其它零部件，必须绝热，以尽可能模拟热气候条件下的飞行。
§25．963 燃油箱：总则
（ａ） 每个燃油箱必须承受运行中可能遇到的振动、惯性、油液及结构的载荷而不损坏。
（ｂ） 软油箱必须经过批准，或必须表明适合于其特定用途。
（ｃ） 整体油箱必须易于进行内部检查和修理。
（ｄ） 机身内的燃油箱在受到§25．561所述应急着陆情况的惯性力作用时，必须不易破裂并能保存燃油。此外，这些油箱的安装位置必须有防护，使油箱不大可能擦地。
（ｅ） 【油箱口盖必须满足下述准则以防止燃油的流失量达到危险程度：
【（1） 位于经验或分析表明很可能遭受撞击的区域内的所有口盖，必须通过分析或试验表明，其遭受轮胎碎块、低能量发动机碎片或其它可能的碎片打穿或造成变形的程度已降至最低。
【（2） 所有口盖必须耐火。】
（ｆ） 对于增压燃油箱，必须有具备故障－安全特性措施，防止油箱内外压差过高。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．965 燃油箱试验
（ａ） 必须用试验表明，装机后的油箱能承受本条（ａ）（1）或（2）所规定的压力（取大者），而不损坏或漏油。此外，必须用分析或试验表明，受到本（ａ）（3）或（4）所规定的压力（取大者）作用的油箱表面，能承受下述压力：
（1） 24．2千帕（0．25公斤／平方厘米；3．5磅／平方英寸）的内部压力；
（2） 在油箱内产生的最大冲压空气压力的125％；
（3） 油箱满油的飞机在最大限制加速度及相应变形时所产生的油液压力；
（4） 飞机滚转和燃油载荷最不利组合时所产生的油液压力。
（ｂ） 每个具有大的无支承（或无加强）平面的金属油箱，如果其损坏或变形可能引起漏油，则必须能承受下列试验或等效试验，而无漏油或油箱壁过度变形：
（1） 必须用完整的油箱连同其支承件作振动试验，试验时的固定方式应模拟实际安装情况；
（2） 除了本条（ｂ）（4）的规定外，油箱必须装有2／3油箱容量的水或其它合适试验液，以不小于0．8毫米（1／32英寸）的振幅（除非证实可采用其它振幅值）振动25小时；
（3） 振动试验频率必须按如下规定：
（ｉ） 如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中没有临界频率，则振动试验频率必须为每分钟2，000周；
（ｉｉ） 如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中只有一个临界频率，则必须以此频率作为试验频率；
（ｉｉｉ） 如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中有多个临界频率，则必须以其中最严重的作为试验频率。
（4） 在本条（ｂ）（3）（ｉｉ）和（ｉｉｉ）的情况下，必须调整试验时间，使达到的振动循环数与按本条（ｂ）（3）（ｉ）规定频率在25小时内所完成的振动循环数相同；
（5） 试验时，必须以每分钟16～20个整循环的速率绕最临界的轴摇晃油箱，摇晃角度为水平面上下各15°（共30°），历时25小时。如果分别绕不同轴的运动都是临界的，则油箱必须绕每根临界轴摇晃12．5小时。
（ｃ） 除非表明安装条件相似的同类油箱已有满意的使用经验，否则非金属油箱必须经受本条（ｂ）（5）规定的试验，所用燃油温度为43℃（110°）。试验时，必须将有代表性的油箱试件安装在模拟装机情况的支承结构上。
（ｄ） 对于增压燃油箱，必须用分析或试验来表明，油箱能承受地面或飞行中很可能出现的最大压力。
§25．967 燃油箱安装
（ａ） 每个燃油箱的支承必须使油箱载荷（由油箱内燃油重量引起）不集中作用在无支承的油箱表面。此外，还必须符合下列规定：
（1） 如有必要，必须在油箱与其支承件之间设置隔垫，以防擦伤油箱；
（2） 隔垫必须不吸收液体，或经处理后不吸收液体；
（3） 如果使用软油箱，则软油箱的支承必须使其不必承受油液载荷；
（4） 每个油箱舱内表面必须光滑，而且不具有会磨损软油箱的凸起物，除非满足下列要求之一：
（ｉ） 在凸起物处，具有保护软油箱的措施；
（ｉｉ） 软油箱本身构造具有这种保护作用。
（ｂ） 贴近油箱表面的空间必须通大气，以防止由于轻微泄漏而造成油气聚积。如果油箱装在密封的油箱舱内，可以仅用排漏孔通大气，但排漏孔的尺寸必须足以防止飞行高度变化而引起的过压。
（ｃ） 每个油箱的位置必须满足§25．1185（ａ）的要求。
（ｄ） 直接位于发动机舱主要空气出口后面的发动机短舱蒙皮，不得作为整体油箱的箱壁。
（ｅ） 燃油箱与载人舱的隔离，必须采用防油气及防燃油的隔罩。
§25．969 燃油箱的膨胀空间
每个燃油箱都必须具有不小于2％油箱容积的膨胀空间，必须使飞机处于正常地面姿态时，不可能由于疏忽而使所加燃油占用膨胀空间。对于压力加油系统，表明满足本条要求时，可以利用符合§25．979（ｂ）的装置。
§25．971 燃油箱沉淀槽
（ａ） 每个燃油箱均必须有沉淀槽，其有效容积在正常地面姿态时不小于油箱容积的0．10％或0．24升（1／16美加仑）（两者中取大值），除非所制定的使用限制保证在服役中积水不会超过沉淀槽的容积。
（ｂ） 在飞机处于地面姿态时，每个燃油箱必须使任何危险量的水从该油箱任何部分均能排入其沉淀槽。
（ｃ） 每个燃油箱沉淀槽均必须具有符合下列要求的可接近的放液嘴：
（1） 在地面上可以完全放出沉淀槽内的液体；
（2） 排放液能避开飞机各个部分；
（3） 具有手动或自动的机构，能确实地锁定在关闭位置。
§25．973 油箱加油口接头
每个燃油箱加油口接头必须能防止燃油流入油箱外飞机的任何部分。此外，应满足下列要求：
（ａ） 【〔备用〕】
（ｂ） 每个能明显积存燃油的凹型加油口接头，必须有放液嘴，其排放液应能避开飞机各个部分；
（ｃ） 每个加油口盖必须有耐燃油密封件；
（ｄ） 除压力加油点外，每一加油点均必须有使飞机与地面加油设备电气搭铁的设施。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．975 燃油箱的通气和汽化器蒸气的排放
（ａ） 燃油箱的通气 每个燃油箱必须从膨胀空间的顶部通气，以便在任何正常飞行情况下都能有效地通气。此外，应满足下列要求：
（1） 每个通气口的位置必须能避免被污物或结冰堵塞；
（2） 每个通气口的位置必须能防止正常运行时产生燃油虹吸；
（3） 在下列情况下，通气量和通气压力必须使燃油箱内外压差保持在可接受的范围内：
（ｉ） 正常飞行；
（ｉｉ） 最大升、降速率；
（ｉｉｉ） 压力加油和抽油（如果适用）。
（4） 对于出口互相连通的油箱，其膨胀空间必须相互连通；
（5） 飞机处于地面姿态或水平飞行姿态时，任何通气管路中都不得有会积水的部位，如果具有放液设施则除外；
（6） 通气或放液设施的终端不得位于下列各处：
（ｉ） 从通气管出口排出的燃油会引起着火危险之处；
（ｉｉ） 油气可能进入载人舱之处。
（ｂ） 汽化器蒸气的排放 每个具有蒸气消除器接头的汽化器，必须有排放管将蒸气引回到某一燃油箱内。此外，应满足下列要求：
（1） 每一排放系统必须具有防止被结冰堵塞的措施；
（2） 如果装有多个燃油箱，并且各燃油箱的使用必需按一定顺序，则必须将每根蒸气排放回输管引回到供起飞着陆用的燃油箱。
§25．977 燃油箱出油口
（ａ） 燃油箱出油口或增压泵都必须装有符合下列规定的燃油滤网：
（1） 对于活塞发动机飞机，该滤网为8～16目／英寸；
（2） 对于涡轮发动机飞机，该滤网能阻止可能造成限流或损坏燃油系统任何部件的杂物通过。
（ｂ） 〔备用〕
（ｃ） 每个燃油箱出油口滤网的流通面积，必须至少是出油口管路截面积的5倍。
（ｄ） 每个滤网的直径，必须至少等于燃油箱出油口直径。
（ｅ） 每个指形滤网必须便于检查和清洗。
§25．979 压力加油系统
对于压力加油系统，采用下列规定：
（ａ） 每一压力加油系统燃油歧管接头必须有措施，能够在燃油进口阀一旦失效时防止危险量的燃油从系统中溢出；
（ｂ） 必须装有自动切断设施，用以防止每个油箱内的燃油量超过该油箱经批准的最大载油量。该设施必须满足下列要求：
（1） 在油箱每次加油前，能够检查切断功能是否正常；
（2） 在每个加油点处，【当油箱达到经批准的最大装油量而切断装置未能切断油流时，】应有指示。
（ｃ） 必须具有在本条（ｂ）规定的自动切断设施失效后，能防止损坏燃油系统的措施；
（ｄ） 飞机压力加油系统（不包括燃油箱和燃油箱通气口）必须能承受的极限载荷，为加油时很可能出现的最大压力（包括波动压力）所引起载荷的2倍。必须按各油箱阀有意或无意关闭的任何组合来确定最大波动压力；
（ｅ） 飞机抽油系统（不包括燃油箱和燃油箱通气口）必须能承受的极限载荷，为飞机加油接头处最大允许抽油压力（正或负）所引起载荷的2倍。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．981 燃油箱温度
（ａ） 必须确定燃油箱最高温度，其值应低于预计的油箱内燃油最低自燃温度，并留有安全余量。
（ｂ） 燃油箱内可能点燃燃油的任何部位，其温度均不得超过本条（ａ）确定的温度。如果任一部件的工作、失效或故障可能提高油箱内的温度，则必须在该部件的所有可能的工作、失效或故障情况下表明温度符合规定。
燃油系统部件
§25．991 燃油泵
（ａ） 主油泵 发动机正常运转所需的或满足本部分燃油系统要求所需的燃油泵即为主燃油泵（本条（ｂ）要求的除外）。每个正排量式主燃油泵必须具有旁路设施，批准作为发动机组成部分的注射泵（不在汽化器内完成注油时，此泵为注油提供适当的流量和压力）除外。
（ｂ） 应急泵 必须具有应急泵（或通过其它主油泵），在任一主油泵（批准作为发动机组成部分的燃油注射泵除外）失效后，能立即向相应发动机供油。
§25．993 燃油系统导管和接头
（ａ） 每根燃油导管的安装的支承，必须能防止过度的振动，并能承受燃油压力及加速度飞行所引起的载荷。
（ｂ） 连接在可能有相对运动的飞机部件之间的每根燃油导管，必须用柔性连接。
（ｃ） 燃油管路中可能承受压力和轴向载荷的每一柔性连接，必须使用软管组件。
（ｄ） 软管必须经过批准，或必须表明适合于其特定用途。
（ｅ） 暴露在高温下可能受到不利影响的软管，不得用于在运行中或发动机停车后温度过高的部位。
（ｆ） 机身内每根燃油导管的设计和安装，必须允许有合理程度的变形和拉伸而不漏油。
§25．994 燃油系统部件的防护
必须对发动机短舱内或机身内的燃油系统部件进行保护，以防止在有铺面的跑道上机轮收起着陆时，发生燃油喷溅足以造成起火的损坏。
§25．995 燃油阀
除了满足§25．1189对切断措施的要求外，每个燃油阀还必须符合下列规定：
（ａ） 〔备用〕
（ｂ） 阀门的支承应使阀门工作或加速度飞行所造成的载荷不会传给与阀门相连的导管。
§25．997 燃油滤网或燃油滤
燃油箱出油口与燃油计量装置入口，或与发动机传动的正排量泵入口（两种入口中取距油箱出口较近者）之间，必须设置满足下列要求的燃油滤网或燃油滤：
（ａ） 便于放液和清洗，且必须有易于拆卸的网件或滤芯；
（ｂ） 具有沉淀槽和放液嘴。如果滤网或油滤易于拆卸进行放液，则不需设置放液嘴；
（ｃ） 安装成不由相连导管或滤网（或油滤）本身的入口或出口）接头来承受其重量，除非导管或接头在所有载荷情况下均具有足够的强度余量；
（ｄ） 具有足够的滤通能力（根据发动机的使用限制），以便在燃油脏污程度（与污粒大小和密度有关）超过有关适航标准对发动机所规定的值时，保证发动机燃油系统的功能不受损害。
§25．999 燃油系统放液嘴
（ａ） 必须利用燃油滤网和油箱沉淀槽放液嘴完成燃油系统的放液。
（ｂ） 本条（ａ）要求的每个放液嘴必须满足下列要求：
（1） 使排放液避开飞机各个部分；
（2） 有手动或自动的机构，能确实地锁定在关闭位置；
（3） 具有满足下列要求的放液阀；
（ｉ） 易于接近并易于打开和关闭；
（ｉｉ） 阀门位置或其防护措施，能在起落架收起着陆时防止燃油喷溅。
§25．1001 应急放油系统
（ａ） 飞机必须设置应急放油系统，除非证明该飞机在下述条件下能满足§25．119和§25．121（ｄ）的爬升要求：飞机重量为最大起飞重量减去15分钟飞行（包括在出航机场起飞、复飞和着陆）所需燃油的实际重量或计算重量，而飞机形态、速度和功率（推力）满足本部有关的起飞、进场和着陆爬升性能要求。
（ｂ） 如果要求设置应急放油系统，则该系统必须能从本条（ａ）给定的重量开始，在15分钟内放出足够量的燃油，使飞机能满足§25．119和§25．121（ｄ）的爬升要求，假定应急放油在本条（ｃ）所述飞行试验的最不利条件（重量条件除外）下进行。
（ｃ） 必须从最大起飞重量开始，在襟翼和起落架收起形态以及下列飞行条件下演示应急放油：
（1） 以1．4Ｖs1速度无动力下滑：
（2） 临界发动机停车，其余发动机为最大连续功率（推力），以单发停车最佳爬升率的速度爬升；
（3） 以1．4Ｖs1速度平飞，如果本条（ｃ）（1）和（2）规定条件下的试验结果表明平飞可能是临界情况。
（ｄ） 在本条（ｃ）所述飞行试验中，必须表明下列各点：
（1） 应急放油系统及其使用无着火危险；
（2） 放出的燃油应避开飞机的各个部分；
（3） 燃油和油气不会进入飞机的任何部位；
（4） 应急放油对飞行操纵性没有不利影响。
（ｅ） 对于活塞发动机飞机，必须具有措施，防止将起飞着陆所用的油箱，如果装有与应急放油主控制器相独立的辅助控制器，则可将应急放油系统设计成利用应急放油辅助控制器放出余下的燃油。
（ｆ） 对于涡轮发动机飞机，必须具有措施，防止将起飞着陆所用油箱内的燃油应急放到小于从海平面爬升到3000米（10．000英尺），然后再以最大航程速度巡航45分钟的需用油量。但是，如果装有与应急放油主控制器相独立的辅助控制器，则可将应急放油系统设计成利用应急放油辅助控制器放出余下的燃油。
（ｇ） 应急放油阀的设计，必须允许飞行人员在应急放油过程中的任何时刻都关闭放油阀。
（ｈ） 除非表明改变机翼或其周围气流的任何手段（包括襟翼、缝翼和前缘襟翼）的使用，对应急放油无不利影响，否则必须在应急放油控制器近旁设置标牌，警告飞行机组成员：在使用改变气流手段的同时，不得应急放油。
（ｉ） 应急放油系统的设计，必须使系统中任何有合理可能的单个故障，不会由于不对称放油或不能放油而造成危险。
滑油系统
§25．1011 总则
（ａ） 每台发动机必须有独立的滑油系统，在不超过安全连续运转温度值的情况下，能向发动机供给适量的滑油。
（ｂ） 可用滑油量不得小于飞机在临界运行条件下的续航时间与同样条件下批准的发动机最大允许滑油消耗量的乘积，加上保证系统循环的适当余量。对于活塞发动机飞机，可用下列燃油／滑油容积比来代替按飞机航程计算滑油需用量的理论分析：
（1） 对于没有备用滑油或滑油转输系统的飞机，燃油／滑油容积比为30∶1；
（2） 对于具有备用滑油或滑油转输系统的飞机，燃油／滑油容积比为40∶1。
（ｃ） 如果经过发动机实际滑油消耗数据的证实，可以采用大于本条（ｂ）（1）和（2）规定的燃油／滑油容积比。
§25．1013 滑油箱
（ａ） 【安装 滑油箱的安装必须满足§25．967的要求。】
（ｂ） 膨胀空间 必须按下列要求保证滑油箱的膨胀空间：
（1） 用于活塞发动机的每个滑油箱，必须具有不小于10％油箱容积或1．9升（0．5美加仑）的膨胀空间（取大值）；用于涡轮发动机的每个滑油箱，必须具有不小于10％油箱容积的膨胀空间；
（2） 不与发动机直接相连的每个备用滑油箱，可以具有不小于2％滑油箱容积的膨胀空间；
（3） 必须使飞机处于正常地面姿态时，不可能由于疏忽而使所加滑油占用膨胀空间。
（ｃ） 【加油接头 每个能明显积存滑油的凹型滑油箱加油接头，必须有放油嘴，其排放液应能避开飞机各个部分。此外，每个滑油箱加油口盖必须有耐滑油密封件。】
（ｄ） 通气 滑油箱必须按下列要求通气：
（1） 滑油箱必须从膨胀空间的顶部通气，以便在任何正常飞行条件下都能有效地通气；
（2） 滑油箱通气口的布置，必须使可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处。
（ｅ） 出油口 必须具有防止任何外来物进入滑油箱本身或进入滑油箱出油口的措施，以免妨碍滑油在系统中流动，滑油箱出油口不得用在任一工作温度下会使滑油流量减到低于安全值的滤网或护罩加以包复。用于涡轮发动机的滑油箱出油口处，必须装有切断阀，如果滑油系统的外露部分（包括滑油箱支架）是防火的则除外。
（ｆ） 软滑油箱 软滑油箱必须经过批准，或必须表明适合其特定用途。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1015 滑油箱试验
滑油箱必须按下列要求设计和安装：
（ａ） 能承受运行中可能遇到的各种振动、惯性和液体载荷而不损坏；
（ｂ） 除试验压力和试验液按下列规定外，应满足§25．965的要求：
（1） 试验压力
（ｉ） 对于涡轮发动机的增压油箱，用不小于34．5千帕（0．35公斤／平方厘米；5磅／平主英寸）的压力加上油箱的最大工作压力来代替§25．965（ａ）中规定的试验压力；
（ｉｉ） 对于所有其它的油箱，用不小于34．5千帕（0．35公斤／平方厘米；5磅／平方英寸）的压力来代替§25．965（ａ）中规定的试验压力。
（2） 试验液必须用温度为120℃（250°Ｆ）的滑油来代替§25．965（ｃ）中规定的液体。
§25．1017 滑油导管和接头
（ａ） 滑油导管必须满足§25．993的要求，而在指定火区内的滑油导管和接头还必须满足§25．1183的要求。
（ｂ） 通气管必须按下列要求布置：
（1） 可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处；
（2） 在出现滑油泡沫或由此引起排出的滑油喷溅到驾驶舱风挡上时，通气管的排放物不会构成着火危险；
（3） 通气管不会使排放物进入发动机进气系统。
§25．1019 滑油滤网或滑油滤
（ａ） 每台涡轮发动机安装，必须包括能过滤发动机全部滑油并满足下列要求的滑油滤网或滑油滤：
（1） 具有旁路的滑油滤网或滑油滤，其构造和安装必须使得在该滤网或油滤完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分；
（2） 滑油滤网或滑油滤必须具有足够的滤通能力（根据发动机的使用限制），以便在滑油脏污程度（与污粒大小和密度有关）超过发动机适航标准对发动机所规定的值时，保证发动机滑油系统功能不受损害；
（3） 滑油滤网或滑油滤（除非将其安装在滑油箱出口处）必须具有指示器，在脏污程度影响本条（ａ）（2）规定的滤通能力之前作出指示；
（4） 滑油滤网或滑油滤旁路的构造和安装，必须通过其适当设置使聚积的污物逸出最少，以确保聚积的污物不致进入旁通油路；
（5） 不具备旁路的滑油滤网或滑油滤（装在滑油箱出口处除外），必须具有将滑油滤网或滑油滤与§25．1305（ｃ）（7）中要求的警告系统相连的措施。
（ｂ） 使用活塞发动机的动力装置安装中，滑油滤网或滑油滤的构造和安装，必须使得在该滤网或油滤滤芯完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分。
§25．1021 滑油系统放油嘴
必须具有能使滑油系统安全排放的一个（或几个）放油嘴。每个放油嘴必须满足下列要求：
（ａ） 是可达的；
（ｂ） 有手动或自动的机构，能将其确实地锁定在关闭位置。
§25．1023 滑油散热器
（ａ） 滑油散热器必须能承受在运行中可能遇到的振动、惯性以及滑油压力载荷而不损坏。
（ｂ） 滑油散热器空气管的设置，必须使得在着火时，从发动机短舱正常开口冒出的火焰不会直接冲到散热器上。
§25．1025 滑油阀
（ａ） 滑油阀在切断滑油时必须满足§25．1189的要求。
（ｂ） 滑油切断装置的关闭不得妨碍螺旋桨顺桨。
（ｃ） 每个滑油阀在“打开”和“关闭”位置处，均必须有确实的止动或合适的指示标志。滑油阀的支承，必须使其工作时或在加速度飞行情况下所产生的载荷不会传给与阀门相连的导管。
§25．1027 螺旋桨顺桨系统
（ａ） 如果螺旋桨顺桨系统使用发动机的滑油进行工作，则滑油箱必须有保留一定量滑油的措施，以防由于滑油系统任一部分（油箱本身除外）的损坏而使滑油流尽。
（ｂ） 保留的滑油量必须足以完成顺桨工作，并且仅供顺桨泵使用。
（ｃ） 必须表明顺桨系统使用保留的滑油完成顺桨的能力。可以在地面上利用供发动机工作时润滑用的辅助滑油源来进行试验。
（ｄ） 必须采取措施防止油泥或其它外来物影响螺旋桨顺桨系统安全工作。
冷却
§25．1041 总则
在地面、水面和空中运行条件下以及在发动机或辅助动力装置或两者正常停车后，动力装置和辅助动力装置的冷却设施，必须能使动力装置部件、发动机所用的液体以及辅助动力装置部件和所用的液体温度，均保持在对这些部件和液体所制定的温度限制以内。
§25．1043 冷却试验
（ａ） 总则 必须在地面、水面和空中的临界运行条件下进行试验，以表明满足§25．1041的要求，对于这些试验，采用下列规定：
（1） 如果在偏离最高外界大气温度的条件下进行试验，则必须按本条（ｃ）和（ｄ）修正所记录的动力装置温度；
（2） 根据本条（ａ）（1）所确定的修正温度，不超过制定的限制；
（3） 对于活塞发动机，冷却试验所用的燃油必须是经批准用于该发动机的最低燃油品级，而燃油混合比必须是进行冷却试验的飞行阶段通常使用的调定值。试验程序必须按§25．1045的规定。
（ｂ） 最高外界大气温度 相应于海平面条件的最高外界大气温度必须至少规定为37．8℃（100°Ｆ），在海平面以上，假设温度递减率为：高度每增加1，000米，温度下降6．5℃（1，000英尺，温度下降3．6°Ｆ），一直降到－56．5℃（－69．7°Ｆ）为止，在此高度以上认为温度是恒定的－56．5℃（－69．7°Ｆ）。然而对于冬季使用的装置，申请人可以选用低于37．8℃（100°Ｆ）的相应于海平面条件的最高外界大气温度。
（ｃ） 修正系数（气缸筒不适用） 对于规定了温度限制的发动机所用的液体和动力装置部件（气缸筒除外）温度必须进行修正，修正方法为：此温度加上最高外界大气温度与外界空气温度（冷却试验中所记录的部件或液体最高温度首次出现时的外界空气温度）的差值，如果采用更合理的修正方法则除外。
（ｄ） 气缸筒温度的修正系数 气缸筒温度必须进行修正，修正方法为：此温度加上最高外界大气温度与外界空气温度（冷却试验中记录的气缸筒最高温度首次出现时的外界空气温度）差值的90％，如果采用更合理的修正方法则除外。
§25．1045 冷却试验程序
（ａ） 必须按相应于有关性能要求的起飞、爬升、航路和着陆飞行阶段来表明符合§25．1041的规定。进行冷却试验时，飞机的形态和运行条件均必须取每一飞行阶段中对于冷却是临界的情况。对于冷却试验，当温度变化率小于每分钟1．1℃（2°Ｆ）时，则认为温度已达到“稳定”。
（ｂ） 在拟试验的每一飞行阶段前的进入状态下，温度必须达到稳定，除非动力装置部件和发动机所用的液体温度在进入状态下通常不能达到稳定（对此情况，在拟试验的起飞阶段前，必须通过整个进入状态下的运转，使得在进入时温度达到其自然水平）。在起飞的冷却试验之前，发动机必须在地面慢车状态下运转一段时间，使动力装置部件和发动机所用的液体温度达到稳定。
（ｃ） 每一飞行阶段的冷却试验必须连续进行，直到下列任一种状态为止：
（1） 部件和发动机所用的液体温度达到稳定；
（2） 飞行阶段结束；
（3） 达到使用限制值。
（ｄ） 对于活塞发动机飞机的冷却试验，可以假设，当飞机达到高于起飞表面460米（1，500英尺）的高度，或达到起飞段的某一点，在该点完成由起飞形态转入航路形态而且速度达到表明符合§25．121（ｃ）规定的速度值（两种高度中取高者），起飞段即结束，飞机必须处于下列状态：
（1） 起落架在收上位置；
（2） 襟翼处于最有利位置；
（3） 整流罩风门片，（或控制发动机冷却源的其它设施）处于热天条件下能提供足够冷却的位置；
（4） 临界发动机停车，其螺旋桨停转；
（5） 其余发动机处于该高度的可用最大连续功率状态。
（ｅ） 对于船体式水上飞机和水陆两用飞机，必须以比断阶速度高5节的速度顺风滑行10分钟来表明冷却情况。
进气系统
§25．1091 进气
（ａ） 发动机和辅助动力装置的进气系统，应满足下列要求：
（1） 在申请合格审定的每种运行条件下，必须能够供给该发动机和辅助动力装置所需的空气量；
（2） 当进气系统阀处于任一位置时，必须能够供给正常燃油调节和混合比分配所需的空气量。
（ｂ） 每台活塞发动机必须有一个能防止雨水、冰块或任何其它外来物进入的备用进气源。
（ｃ） 除非具备下列条件之一，进气口不得开设在发动机整流罩内：
（1） 用防火隔板将整流罩内设置进气口的部分与发动机附件部分隔开；
（2） 对于活塞发动机，具有防止回火火焰的措施。
（ｄ） 涡轮发动机飞机和装有辅助动力装置的飞机，应满足下列要求：
（1） 必须有措施防止由可燃液体系统的放液嘴、通气口或其它部件漏出或溢出的危险量燃油进入发动机或辅助动力装置进气系统；
（2） 飞机必须设计成能防止跑道、滑行道或机场其它工作场地上危险量的水或雪水直接进入发动机或辅助动力装置的进气道，并且进气道的位置或防护必须使其在起飞、着陆和滑行过程中吸入外来物的程度减至最小。
（ｅ） 如果发动机进气系统中的零件和部件有可能被进入进气口的外来物所损坏，则必须通过试验或分析（如果适用）来表明该进气系统的设计能够经受发动机适航标准中有关的外来物吸入试验，而零件或部件的损坏不会造成危害。
§25．1093 进气系统的防冰
（ａ） 活塞发动机 活塞发动机的进气系统必须有防冰和除冰措施。除非用其它方法来满足上述要求，否则必须表明，在温度为－1．1℃（30°Ｆ）的无可见水汽的空气中，每架装有高空发动机的飞机，均符合下列规定：
（1） 采用普通文氏管式汽化器时，装有预热器，能在发动机以60％最大连续功率运转情况下提供67℃（120°Ｆ）的温升；
（2） 采用可减少结冰概率的汽化器时，装有预热器，能在发动机以60％最大连续功率运转情况下提供56℃（100°Ｆ）的温升。
（ｂ） 涡轮发动机
（1） 【每台涡轮发动机必须能在下列条件下在其整个飞行功率（推力）范围（包括慢车）工作，而发动机、进气系统部件或飞机机体部件上没有不利于发动机运转或引起功率或推力严重损失的冰积聚。】
（ｉ） 附录Ｃ规定的结冰条件；
（ｉｉ） 【为飞机作该类营运所制定的使用限制内的降雪和扬雪情况。】
（2） 每台涡轮发动机必须在温度－9～－1℃（15～30°Ｆ）、液态水含量不小于0．3克／立方米、水呈水滴状态（其平均有效直径不小于20微米）的大气条件下，进行地面慢车运转30分钟，此时可供发动机防冰用的引气处于其临界状态，而无不利影响，随后发动机以起飞功率（推力）作短暂运转。在上述30分钟慢车运转期间，发动机可以按适航当局可接受的方式间歇地加大转速到中等功率（推力）。
（ｃ） 增压式活塞发动机 每台装有增压器（对进入汽化器之前的空气进行增压）的活塞发动机，在判断符合本条（ａ）的规定时，在任何高度上均可利用由此增压所产生的空气温升，只要所利用的温升是在有关的高度和运转条件下因增压而自动获得的。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1101 汽化器空气预热器的设计
汽化器空气预热器的设计和构造必须满足下列要求：
（ａ） 当发动机用不预热的空气运转时，保证预热器的通风；
（ｂ） 能够检查预热器所包围的排气歧管部分；
（ｃ） 能够检查预热器本身的临界部位。
§25．1103 进气系统管道和空气导管系统
（ａ） 处于发动机第一级增压器和辅助动力装置压气机上游的进气系统管道，必须有放液嘴，以防在地面姿态时燃油和水汽积聚到危险程度。放液嘴不得在可能引起着火危险的部位放液。
（ｂ） 进气系统管道应满足下列要求：
（1） 必须具有足够的强度，能防止进气系统由于正常回火情况而损坏；
（2） 进气管道如果位于需要装置灭火系统的任何火区内，必须是耐火的，但辅助动力装置的进气管道在辅助动力装置火区内必须是防火的。
（ｃ） 连接在可能有相对运动的部件之间的每根进气管道，必须采用柔性连接；
（ｄ） 对于涡轮发动机和辅助动力装置的引气导管系统，如果在空气导管的引气口与飞机的用气装置之间的任一部位上出现导管破损，不得造成危害。
（ｅ） 辅助动力装置的进气系统管道，在辅助动力装置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辅助动力装置管道并进入飞机的任何其它隔舱或区域（热燃气进入这些地方会造成危害）。用于制造进气系统管道其它部分和辅助动力装置进气增压室的材料，必须能经受住很可能出现的最热状态。
（ｆ） 辅助动力装置的进气系统管道，必须用不会吸收或积存危险量可燃液体（在喘振或回流情况下可能被点燃）的材料来制造。
§25．1105 进气系统的空气滤
如果进气系统采用空气滤，则应符合下列规定：
（ａ） 每个空气滤必须位于汽化器上游；
（ｂ） 空气滤如果不能用热空气除冰，则不得安装在作为发动机空气口的唯一通道的进气系统上任何部位；
（ｃ） 空气滤不得单用酒精除冰；
（ｄ） 必须使燃油不可能冲击到任何空气滤上。
§25．1107 中间冷却器和后冷却器
中间冷却器和后冷却器，必须能承受运行中会遇到的任何振动、惯性和空气压力载荷。
排气系统
§25．1121 总则
对于动力装置和辅助动力装置安装，采用下列规定：
（ａ） 排气系统必须准确安全地排出废气，没有着火危险，在任何载人舱内也没有一氧化碳污染。为了进行测试，可使用任何可接受的一氧化碳检测方法，来表明不存在一氧化碳；
（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） 凡可能受到热废气冲击或受到排气系统零件高温影响的每个部件，均必须是防火的。必须用防火的屏蔽件将所有排气系统部件与邻近的飞机部分（位于发动机和辅助动力装置舱之外的）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） 各排气管罩必须通风或绝热，以免在正常运行中温度高到足以点燃排气管罩外的任何可燃液体或蒸气。
§25．1123 排气管
对于动力装置和辅助动力装置安装，采用下列规定：
（ａ） 排气管必须是耐热和耐腐蚀的，并且必须有措施防止由于工作温度引起的膨胀而损坏；
（ｂ） 排气管的支承，必须能承受运行中会遇到的任何振动和惯性载荷；
（ｃ） 连接在可能有相对运动的部件之间的排气管，必须采用柔性连接。
§25．1125 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，必须能承受运行中会遇到的各种振动、惯性和其它载荷。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临界部位的措施；
（3） 排气热交换器接触废气的部位必须具有冷却措施；
（4） 排气热交换器或套管，不得有任何会增加点燃可燃液体或蒸气（输送可燃液体的部件失效或故障时可能出现这种液体和蒸气）概率的死区或积存油液的部位。
（ｂ） 如果使用排气热交换器来加热通风空气，则应符合下列规定之一：
（1） 在主排气热交换器和通风空气系统之间必须有一个次级热交换器；
（2） 必须采用其它方法防止通风空气受到有害污染。
§25．1127 排气驱动的涡轮增压器
（ａ） 排气驱动的涡轮增压器必须经过批准，或必须表明适合于其特定用途。其安装和支承必须确保在正常检查和翻修的间隔期内安全工作。此外，在排气导管和涡轮之间必须计及膨胀并采用柔性连接。
（ｂ） 必须有措施来润滑涡轮和冷却具有临界温度的涡轮部位。
（ｃ） 如果涡轮增压器正常操纵系统发生故障，则涡轮转速不得超过其最大允许值。为满足此要求而设置的部件（废气门的操纵部件除外），必须独立于涡轮增压器的正常操纵系统。
动力装置的操纵器件和附件
§25．1141 动力装置的操纵器件：总则
动力装置操纵器件的位置、排列和设计，必须符合§25．777至§25．781的规定，并按§25．1555的要求作标记。此外，还必须满足下列要求：
