（ａ） 操纵器件的位置必须保证不会由于人员进出驾驶舱或在驾驶舱内正常活动而使其误动；
（ｂ） 柔性操纵器件必须经过批准，或必须表明适合于特定用途；
（ｃ） 操纵器件必须具有足够的强度和刚度，能承受工作载荷而不失效和没有过度的变形；
（ｄ） 操纵器件必须能保持在任何给定的位置而不需飞行机组成员经常注意，并且不会由于操纵载荷或振动而滑移；
（ｅ） 【位于指定火区内要求在着火情况下能够工作的每个动力装置操纵器件，必须至少是耐火的。】
（ｆ） 位于驾驶舱内的动力装置阀门操纵器件必须满足以下要求：
（1） 对于手动阀门，在打开和关闭位置要有确实的止动器。对于燃油阀门，在上述位置要有适当的指示标志；
（2） 对于动力作动阀门，应有向飞行机组指示下列情况之一的手段：
（ｉ） 阀门在全开或全关位置；
（ｉｉ） 阀门在全开和全关位置之间移动。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1142 辅助动力装置的操纵器件
驾驶舱内必须有起动、停车和应急关断每台机载辅助动力装置的设施。
§25．1143 发动机的操纵器件
（ａ） 每台发动机必须有单独的功率（推力）操纵器件。
（ｂ） 功率（推力）操纵器件的排列必须满足下列要求：
（1） 能单独操纵每台发动机；
（2） 能同时操纵所有的发动机。
（ｃ） 每个功率（推力）操纵器件必须能对其操纵的发动机进行确实和及时反应的操纵。
（ｄ） 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流量是受到适当控制的。
（ｅ） 如果功率（推力）操纵器件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） 要用另外的明显动作才能将操纵器件移到断油位置。
§25．1145 点火开关
（ａ） 必须用点火开关来控制每台发动机上的每个点火电路。
（ｂ） 必须有快速切断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。
§25．1147 混合比操纵器件
（ａ） 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。这些操纵器件必须成组排列并满足下列要求：
（1） 能单独操纵每台发动机；
（2） 能同时操纵所有的发动机。
（ｂ） 混合比操纵器件对应于正常工作调定值的每一中间位置，必须能靠手感和视觉分辨。
（ｃ） 混合比操纵器件必须是左右驾驶员都可接近的。但是，如果有单独的带操纵台的飞行工程师工作位置，则混合比操纵器件只需是飞行工程师可接近的。
§25．1149 螺旋桨转速和桨距的操纵器件
（ａ） 每一螺旋桨必须有单独的螺旋桨转速和桨距的操纵器件。
（ｂ） 操纵器件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） 能同时操纵所有的螺旋桨。
（ｃ） 操纵器件必须能使所有螺旋桨同步。
（ｄ） 螺旋桨转速和桨距的操纵器件必须设在驾驶员油门操纵器件的右面，至少比其低25毫米（1英寸）。
§25．1153 螺旋桨顺桨操纵器件
（ａ） 每一螺旋桨必须有单独的顺桨操纵器件，该器件必须有防止被误动的措施。
（ｂ） 如果是用移动螺旋桨桨距或转速操纵手柄来实现顺桨，则必须有措施能防止在正常运行时将该手柄误动到顺桨位置。
§25．1155 反推力和低于飞行状态的桨距调定
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。
§25．1157 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。
§25．1159 增压器操纵器件
每个增压器操纵器件必须是左右驾驶员都可达的。或者，如果有单独的带操纵台的飞行工程师工作位置，则增压器操纵器件必须是飞行工程师可达的。
§25．1161 应急放油系统的操纵器件
每个应急放油系统的操纵器件必须有防止其被误动的保护罩，应急放油操纵器件不得靠近灭火瓶的控制器件或用于灭火的其它控制器件。
§25．1163 动力装置附件
（ａ） 装在发动机上的每一附件均应符合下列规定：
（1） 必须经过批准允许其安装在有关的发动机上；
（2） 必须利用发动机上的设施进行安装；
（3） 必须是密封的，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至最小。
（ｃ） 由发动机驱动的座舱增压器，或任何由发动机驱动而装于远处的附件，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运转。
§25．1165 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） 位于防火墙靠发动机一侧的磁电机接地线（用于单独的点火电路）的安装、位置或防护，必须使由于机械损伤、电气故障或其它原因引起两根或两根以上接地线同时失效的概率减至最小。
（ｅ） 任何发动机的接地线不得通过另一发动机的火区，除非该接地线通过此火区的每一部分都是防火的。
（ｆ） 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它电路。
（ｇ） 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机机组成员的措施。
【（ｈ） 涡轮发动机飞机的每个发动机点火系统必须作为重要电气负载。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1167 附件传动箱
对于装有未作为发动机一部分审定的附件传动箱的飞机，采用下列规定：
（ａ） 发动机连同传动箱及与其相连的传动件和轴，必须按发动机适航标准中有关的规定进行耐久性试验；
（ｂ） 附件传动箱必须满足发动机适航标准中有关附件连接和发动机部件试验的要求；
（ｃ） 对正常运转条件下预期产生的传动箱、传动件和轴系的各种可能的形位偏差和扭转载荷必须加以评估。
动力装置的防火
§25．1181 指定火区的范围
（ａ） 指定火区指下列各部分：
（1） 发动机动力部分；
（2） 发动机附件部分；
（3） 发动机动力部分和附件部分之间没有隔开的整个动力装置舱（不计活塞发动机本体）；
（4） 辅助动力装置舱；
（5） §25．859所述的燃油燃烧加温器和其它燃烧设备及其安装部分；
（6） 涡轮发动机的压气机和附件部分；
（7） 包含输送可燃液体或气体管路或组件的涡轮发动机安装的燃烧室、涡轮和尾喷管部分。
（ｂ） 每一指定火区必须满足【§25．867和】§25．1185至§25．1203的要求。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1182 防火墙后面的短舱区域和包含可燃液体导管的发动机吊舱连接结构
（ａ） 每个直接位于防火墙后面的短舱区域和包含可燃液体导管的发动机吊舱连接结构的每一部分，必须满足§25．1103（ｂ）、§25．1165（ｄ）和（ｅ）、§25．1183、§25．1185（ｃ）、§25．1187、§25．1189以及§25．1195至§25．1203中的每项要求，包括指定火区的有关要求。但是，发动机吊舱的连接结构不必具有火警探测或灭火措施。
（ｂ） 对于本条（ａ）所述的每个区域，如果在该区域内装有收放起落架，则只需要在起落架收上时表明满足本条（ａ）的要求。
§25．1183 输送可燃液体的组件
（ａ） 除本条（ｂ）规定者外，在易受发动机着火影响的区域内输送可燃液体的每一导管、接头和其它组件，以及在指定火区在输送或容纳可燃液体的每一组件，均必须是耐火的，但是指定火区内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。活塞发动机上容量小于23．7升（25夸脱）的整体滑油池不必是防火的，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、接头和组件；
（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。
§25．1185 可燃液体
（ａ） 除§25．1013（ａ）所规定的整体滑油收油池外，作为装有可燃液体或气体的系统一部分的油箱或容器，不得安置在指定火区内，除非所装的液体、系统的设计、油箱所采用的材料、切断装置以及所有的连接件、导管和控制装置所提供的安全度，与油箱或容器安置在该火区外的安全度相同。
（ｂ） 每个油箱或容器与每一防火墙或用于隔开指定火区的防火罩之间，必须有不小于13毫米（1／2英寸）的间隙。
（ｃ） 位于可能渗漏的可燃液体系统组件近旁的吸收性材料，必须加以包复或处理，以防吸收危险量的液体。
§25．1187 火区的排液和通风
（ａ） 指定火区的每个部位必须能完全排放积存的油液，使容有可燃液体的任何组件失效或故障而引起的危险减至最小。排放措施应满足下列要求：
（1） 当需要排放时，在预期会存在的各种情况下，必须是有效的；
（2） 必须布置成使放出的液体不会增加着火危险。
（ｂ） 每一指定的火区必须通风，以防可燃蒸气聚积。
（ｃ） 通风口不得设置在其它火区的可燃液体、蒸气或火焰会进入的部位。
（ｄ） 每一通风措施必须布置成使排出的蒸气不会增加着火危险。
（ｅ） 除短舱的发动机动力部分和燃烧加温器的通风管道外，必须有措施使机组能切断通向任何火区的强迫风源，如果灭火剂剂量和喷射率是以通过该火区的最大空气流量为依据的则除外。
§25．1189 切断措施
（ａ） 每台发动机安装和§25．1181（ａ）（4）与（5）规定的各个火区必须有措施，用来切断燃油、滑油、除冰液以及其它可燃液体，或者防止危险量的上述液体流入或流过任何指定火区，或在其中流动。但下列情况不要求有切断措施：
（1） 与发动机组成一体的导管、接头和组件；
（2） 涡轮发动机安装的滑油系统（如果其处于指定火区内的所有组件，包括滑油箱，都是防火的，或位于不易受发动机着火影响的区域）。
（ｂ） 任何一台发动机的燃油切断阀的关闭，不得中断对其余发动机的供油。
（ｃ） 任何切断动作不得影响其它设备（诸如螺旋桨顺桨装置）以后的应急使用。
（ｄ） 可燃液体的切断装置和控制装置必须是防火的，或者必须安置和防护得使火区内的任何着火不会影响其工作。
（ｅ） 切断装置关闭后，不得有危险量的可燃液体排入任何指定火区。
（ｆ） 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。
（ｇ） 油箱和发动机之间的每个切断阀的安装位置必须使动力装置或发动机安装的结构破损不会影响该阀工作。
（ｈ） 每个切断阀必须具有释放聚积过大压力的措施，如果系统中另有释压措施则除外。
§25．1191 防火墙
（ａ） 每台发动机、辅助动力装置、燃油燃烧加温器、其它在飞行中需要使用的燃烧设备以及涡轮发动机的燃烧室、涡轮和尾喷管部分，均必须用防火墙、防火罩或其它等效设施与飞机的其它部分隔离。
（ｂ） 防火墙和防火罩应满足下列要求：
（1） 必须是防火的；
（2） 其构造必须能防止危险量的空气、液体或火焰从该隔舱进入飞机的其它部分；
（3） 其构造必须使每一开孔都用紧配合的防火套圈、衬套或防火墙接头进行封严；
（4） 必须防腐蚀。
§25．1192 发动机附件部分的隔板
对于活塞发动机，发动机动力部分和排气系统的所有部分必须用满足§25．1191防火墙要求的隔板与发动机附件部分隔离。
§25．1193 发动机罩和短舱蒙皮
（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） 整流罩必须满足§25．1187的排放和通风要求。
（ｃ） 在发动机动力部分和发动机附件部分之间有隔板的飞机上，一旦动力装置的发动机动力部分着火时，经受火焰的附件部分整流罩的各部分，应符合下列规定：
（1） 必须是防火的；
（2） 必须满足§25．1191的要求。
（ｄ） 由于靠近排气系统零件或受排气冲击而经受高温的整流罩的各部分必须是防火的。
（ｅ） 每架飞机必须符合下列规定：
（1） 其设计和构造应使在任何火区内出现的着火不能通过开口或烧穿外蒙皮而进入其它任何火区或会增加危险的区域；
（2） 在起落架收起时（如果适用），应满足本条（ｅ）（1）的要求；
（3） 在发动机动力部分或附件部分着火时经受火焰的区域应使用防火蒙皮。
§25．1195 灭火系统
（ａ） 必须有为每个指定火区服务的灭火系统，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安装的燃烧室、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。
（ｂ） 灭火系统、灭火剂剂量、喷射速率和喷射分布必须足以灭火。必须通过真实的或模拟的飞行试验来表明，在飞行中临界的气流条件下，本条（ａ）规定的每一指定火区内灭火剂的喷射，可提供能熄灭该火区内的着火并能使复燃的概率减至最小的灭火剂密集度。辅助动力装置、燃油燃烧加温器以及其它燃烧设备可以使用单独的“一次喷射”式灭火系统。对于每个其它的指定火区，必须提供两次喷射，每次喷射要有足够的灭火剂密集度。
（ｃ） 短舱的灭火系统必须能够同时对被防护短舱的每一火区进行防护。
§25．1197 灭火剂
（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它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） 如果使用任何有毒的灭火剂，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或每个飞行机组成员，应有防护性呼吸设备。
§25．1199 灭火瓶
（ａ） 每个灭火瓶必须备有释压装置，防止内压过高而引起容器爆破。
（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它外来物堵塞。
（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） 在预定运行条件下，必须保持每个灭火瓶的温度，以防出现下列情况：
（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，则每个灭火瓶必须安装得使温度条件不致产生爆炸帽工作性能危险的恶化。
§25．1201 灭火系统材料
（ａ） 任何灭火系统的材料不得与任何灭火剂起化学反应以至产生危害。
（ｂ） 发动机舱内的每个灭火系统部件必须是防火的。
§25．1203 火警探测系统
（ａ） 在每个指定火区和在涡轮发动机安装的燃烧室、涡轮和尾喷管部分内，均必须有经批准的、快速动作的火警或过热探测器。其数量和位置要保证能迅速探测这些区域内的火警。
（ｂ） 火警探测系统的构造和安装必须符合下列规定：
（1） 能承受运行中可能遇到的振动、惯性和其它载荷；
（2） 装有警告装置，一旦指定火区的传感器或有关导线在某一处断开时，能向机组报警，如果该系统在断开后仍能作为满足要求的探测系统继续工作则除外；
（3） 装有警告装置，一旦指定火区内的传感器或有关导线短路时，能向机组警告，如果该系统在短路后仍能作为满足要求的探测系统继续工作则除外。
（ｃ） 火警或过热探测器不得受到可能出现的任何油、水、其它液体或气体的影响。
（ｄ） 必须有手段使机组在飞行中能检查每个火警或过热探测器电路的功能。
（ｅ） 火区内每个火警或过热探测系统的导线和其它部件必须至少是耐火的。
（ｆ） 任何火区的火警或过热探测系统的部件不得穿过另一火区，但具备下列条件之一者除外：
（1） 能够防止由于所穿过的火区着火而发生假火警的可能性；
（2） 所涉及的火区是由于同一探测器和灭火系统同时进行防护的。
（ｇ） 火警探测系统的构造，必须使得当其处于安装形态时，不会超过根据探测器有关技术标准中规定的响应时间标准对探测器所批准的报警动作时间。
§25．1207 符合性
除非另有规定，必须用全尺寸的着火试验或下列方法中的一种或几种表明满足§25．1181至§25．1203的要求：
（ａ） 类似动力装置构型的试验；
（ｂ） 部件试验；
（ｃ） 具有类似动力装置构型的飞机服役经验；
（ｄ） 分析。
Ｆ分部 设备
总则
§25．1301 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） 用标牌标明其名称、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。
§25．1303 飞行和导航仪表
（ａ） 下列飞行和导航仪表的安装必须使每一驾驶员从其工作位置都能看到该仪表：
（1） 大气静温表，或可将其指示换算为大气静温的大气温度表；
（2） 带秒针的或数字式的显示时、分、秒的时钟；
（3） 航向指示器（无陀螺稳定的磁罗盘）。
（ｂ） 每一驾驶员工作位置处必须安装下列飞行和导航仪表：
（1） 空速表。如果空速限制随高度变化，则该表必须指示随高度变化的最大允许空速ＶMO；
（2） 高度表（灵敏型）；
（3） 升降速度表（垂直速度）；
（4） 带有侧滑指示器（转弯倾斜仪）的陀螺转弯仪，但按有关营运条例装有在360度俯仰和滚转姿态中均可工作的第三套姿态仪表系统的大型飞机，只需有侧滑指示器；
（5） 倾斜俯仰指示器（陀螺稳定的）；
（6） 航向指示器（陀螺稳定的磁罗盘或非磁罗盘）。
（ｃ） 飞机应根据下列规定的情况安装相应的仪表设备：
（1） 涡轮发动机飞机和ＶMO／ＭMO大于0．8ＶDF／ＭDF或0．8ＶD ／ＭD 的飞机，需有速度警告装置。当速度超过ＶMO＋6节或ＭMO＋0．01时，速度警告装置必须向驾驶员发出有效的音响警告（要与其它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；
（2） 有压缩性限制而本条（ｂ）（1）要求的空速指示系统未向驾驶员指示ＭMO的飞机，在每一驾驶员工作位置处需有马赫数表。
§25．1305 动力装置仪表
所需的动力装置仪表规定如下：
（ａ） 各种飞机
（1） 每台发动机一个燃油压力警告装置，或所有发动机一个总警告装置，并有分离各单独警告的措施；
（2） 每个燃油箱一个燃油油量表；
（3） 每个滑油箱一个滑油油量指示器；
（4） 每台发动机的每个独立的滑油压力系统一个滑油压力表；
（5） 每台发动机一个滑油压力警告装置，或所有发动机一个总警告装置，并有分离各单独警告的措施；
（6） 每台发动机一个滑油温度表；
（7） 火警指示器；
（8） 每个加力液箱一个液量指示器（和飞机运行中液体的使用方式相适应）。
（ｂ） 活塞发动机飞机 除本条（ａ）要求的动力装置仪表外，还需装有下列动力装置仪表：
（1） 每台发动机一个汽化器空气温度表；
（2） 每台气冷发动机一个气缸头温度表；
（3） 每台发动机一个进气压力表；
（4） 每台发动机一个燃油压力表（指示供油压力）；
（5） 无自动高度混合控制器的每台发动机，一个燃油流量表或一个油气混合比指示器；
（6） 每台发动机一个转速表；
（7） 属于下列任一情况的每台发动机，一个在飞行中向飞行机组指示功率输出变化的装置：
（ｉ） 装有由功率输出测量系统启动的螺旋桨自动顺桨系统；
（ｉｉ） 发动机活塞总排气量等于或大于33，000毫升（2，000立方米英寸）。
（8） 每具可反桨的螺旋桨一个指示装置，在螺旋桨反桨时向驾驶员发出指示。
（ｃ） 涡轮发动机飞机 除本条（ａ）要求的动力装置仪表外，还需装有下列动力装置仪表：
（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） 每台发动机一个转速表（指示有规定限制转速的转子转速）；
（4） 如果发动机起动机既未按连续使用设计，又未设计成在其失效后能防止危险，但是可能被连续使用，则每台起动机应有一种向飞行机组指示其运转状态的装置；
（5） 每台发动机一个动力装置防冰系统功能指示器；
（6） §25．997要求的燃油滤网或燃油滤，应有一个指示器，在滤网或油滤的脏污程度影响§25．997（ｄ）规定的滤通能力之前即指示出现脏污；
（7） §25．1019要求的滑油滤网或滑油滤，如果没有旁路，则应有一个警告装置，在滤网或油滤的脏污程度影响§25．1019（ａ）（2）规定的滤通能力之前向驾驶员警告出现脏污；
（8） 防止燃油系统部件被冰堵塞的任何加温器，应有一个指示其功能是否正常的指示器。
（ｄ） 涡轮喷气发动机飞机 除本条（ａ）和（ｃ）要求的动力装置仪表外，还需装有下列动力装置仪表：
（1） 一个向驾驶员指示推力或与推力直接有关的参数的指示器。其指示必须以对推力或该参数的直接测量为依据。该指示器必须能指示发动机故障、损坏或性能降低所造成的推力变化；
（2） 每台装有反推力装置的发动机一个位置指示器，当反推力装置处于反推力位置时向飞行机组发出指示；
（3） 一个指示转子系统不平衡状态的指示器。
（ｅ） 涡轮螺旋桨飞机 除本条（ａ）和（ｃ）要求的动力装置仪表外，还需装有下列动力装置仪表：
（1） 每台发动机一个扭矩表；
（2） 每具螺旋桨一个位置指示器，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；
（3） 【〔删除〕】
（ｆ） 装有增大功率（推力）的液体系统（燃油除外）的飞机，必须装有一个经批准的向飞行机组指示该系统功能是否正常的装置。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1307 其它设备
所需的其它设备规定如下：
（ａ） 【〔备用〕】
（ｂ） 两个或两个以上独立的电源；
（ｃ） 本部规定的电气保护装置；
（ｄ） 两套双向无线电通信系统，每套系统的控制装置可从每个驾驶员的工作位置进行操作，其设计和安装需保证一套系统失效时不影响另一套系统工作。允许使用公共的天线系统，只要表明使用后仍具有足够的可靠性；
（ｅ） 两套无线电导航系统，每套系统的控制装置可从每个驾驶员的工作位置进行操作，其设计和安装需保证一套系统失效时不影响另一套系统工作。允许使用公共的天线系统，只要表明使用后仍具有足够的可靠性；
（ｆ） 【〔删除〕】
（ｇ） 【〔删除〕】
（ｈ） 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1309 设备、系统及安装
（ａ） 凡航空器适航标准对其功能有要求的设备、系统及安装，其设计必须保证在各种可预期的运行条件下能完成预定功能。
（ｂ） 飞机系统与有关部件的设计，在单独考虑以及与其它系统一同考虑的情况下，必须符合下列规定：
（1） 发生任何妨碍飞机继续安全飞行与着陆的失效情况的概率极小；
（2） 发生任何降低飞机能力或机组处理不利运行条件能力的其它失效情况的概率很小。
（ｃ） 必须提供警告信息，向机组指出系统的不安全工作情况并能使机组采取适当的纠正动作。系统、控制器件和有关的监控与警告装置的设计必须尽量减少可能增加危险的机组失误。
（ｄ） 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）的规定。这种分析必须考虑下列情况：
（1） 可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和损坏；
（2） 多重失效和失效未被检测出的概率；
（3） 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；
（4） 对机组的警告信号，所需的纠正动作，以及对故障的检测能力。
（ｅ） 凡航空器适航标准对其功能有要求并且需要能源的每一装置，均为该能源的“重要负载”。在可能的工作组合下和可能的持续时间内，能源和系统必须满足下列要求：
（1） 在系统正常工作时能够向与系统联接的全部负载供能；
（2） 任一原动机、功率变换器或者储能器失效之后能够向重要负载供能；
（3） 发生下列失效后能够向重要负载供能：
（ｉ） 双发飞机上的任何一台发动机失效；
（ｉｉ） 三发或更多发飞机上的任何两台发动机失效。
（4） 任一能源系统、分配系统或其它用能系统发生任何失效或故障之后，能够向民用航空规章要求备用能源的重要负载供能。
（ｆ） 在判断符合本条（ｅ）（2）和（3）的要求时，可以假定按某种监控程序减小能源负载，而该程序要符合经批准的使用类型的安全要求。对于三发或更多发飞机的双发停车情况，不必考虑在可控飞行中不需要的负载。
（ｇ） 在表明电气系统和设备的设计与安装符合本条（ａ）和（ｂ）的规定时，必须考虑临界的环境条件。民用航空规章规定具备的或要求使用的发电、配电和用电设备，在可预期的环境条件下能否连续安全使用，可由环境试验、设计分析或参考其它飞机已有的类似使用经验来表明，但适航当局认可的技术标准中含有环境试验程序的设备除外。
【§25．1316 系统闪电防护】
【（ａ） 对于其功能失效会影响或妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每种电气、电子系统的设计和安装，必须保证在飞机遭遇闪电环境时，执行这些功能的系统的工作与工作能力不受不利影响。
【（ｂ） 对于其功能失效会影响或造成降低飞机能力或飞行机组处理不利运行条件能力的各种电气和电子系统的设计与安装，必须保证在飞机遭遇闪电环境之后能及时恢复这些功能。
【（ｃ） 必须按照遭遇严重闪电环境来表明对于本条（ａ）和（ｂ）的闪电防护准则的符合性。申请人必须通过下列办法来设计并验证飞机电气／电子系统对闪电影响的防护能力：
（1） 确定飞机的闪击区；
（2） 建立闪击区的外部闪电环境；
（3） 建立内部环境；
（4） 判定必须满足本条要求的所有电子电气系统及其在飞机上或飞机内的位置；
（5） 确定系统对内部和外部闪电环境的敏感度；
（6） 设计防护措施；
（7） 验证防护措施的充分性。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
仪表：安装
§25．1321 布局和可见度
（ａ） 必须使任一驾驶员在其工作位置沿飞行航迹向前观察时，尽可能少偏移正常姿势和视线，即可看清供他使用的每个飞行、导航和动力装置仪表。
（ｂ） §25．1303所要求的飞行仪表必须在仪表板上构成组列，并尽可能集中在驾驶员向前视线所在的垂直平面附近。此外，必须符合下列规定：
（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本条（ｂ）（1）所述仪表的左边；
（3） 最有效地指示高度的仪表必须直接装在本条（ｂ）（1）所述仪表的右边；
（4） 最有效地指示航向的仪表必须直接装在本条（ｂ）（1）所述仪表的下边。
（ｃ） 所要求的动力装置仪表，必须在仪表板上紧凑地构成组列。此外，必须符合下列规定：
（1） 各发动机使用同样的动力装置仪表时，其位置的安排必须避免混淆每个仪表所对应的发动机；
（2） 对飞机安全运行极端重要的动力装置仪表，必须能被有关机组成员看清。
（ｄ） 仪表板的振动不得破坏或降低任何仪表的精度。
（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。
§25．1322 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，则除适航当局另行批准外，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） 任何其它颜色，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。
§25．1323 空速指示系统
下列要求适用于每个空速指示系统：
（ａ） 每个空速指示仪表必须经过批准，并必须加以校准，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） 空速指示系统必须加以校准，以确定飞行时和地面起飞加速滑跑过程中的系统误差（即指示空速和校准空速的关系）。进行地面滑跑校准时，必须按照下列条件：
（1） 对于批准的高度和重量范围，速度从0．8Ｖ1最小值至Ｖ2 的最大值；
（2） 襟翼位置和发动机功率（推力）的调定按§25．111制定起飞航迹时所确定的值，但假设临界发动机在Ｖ1 最小值时失效。
（ｃ） 在下列状态的整个速度范围内，空速的安装误差（不包括空速指示仪表校准误差）不得超过3％或5节，两者中取大值：
（1） 从ＶMO至1．3ＶS1，襟翼在收上位置；
（2） 从1．3ＶSO至ＶFE，襟翼在着陆位置。
（ｄ） 每个空速指示系统的安排必须尽可能防止由于湿气、尘埃或其它杂物侵入而失灵或产生严重误差；
（ｅ） 每个空速指示系统必须配备有一个可加温的空速管或等效手段，防止由于结冰而失灵。
（ｆ） 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。
§25．1325 静压系统
（ａ） 每个带大气静压膜盒的仪表必须通过合适的管路系统与外界大气连通。
（ｂ） 静压孔的设计和位置必须使静压系统的性能受气流变化或者受湿气或其它外来物的影响最小，而且当飞机遇到本部附录Ｃ所规定的连续或间断最大结冰状态时，静压系统内的空气压力和真实的外界大气静压之间的相互关系不变。
（ｃ） 静压系统的设计和安装必须符合下列规定：
（1） 备有可靠的排放水分的措施；要避免导管擦伤和在导管弯曲处过分变形或严重限流；所用的材料应是耐久的，适合于预定用途并能防腐蚀；
（2） 除通大气的孔外静压系统都要气密。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 对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，指示高度的减小值必须不大于30米（100英尺）；
（ｉｉ） 增压飞机 对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，指示高度的减小值必须不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。
（ｄ） 每个气压高度表必须经过批准，并且必须加以校准，使之在施加相应的静压时，能以尽可能小的校准误差来指示标准大气下的气压高度。
（ｅ） 每个静压系统的设计和安装必须使在海平面标准大气下所指示的气压高度的误差（不包括仪表校准误差），在1．3ＶS0（襟翼展态）至1．8ＶS1（襟翼收态）速度范围内对应的飞机形态下，每100节不超过±10米（30英尺），速度小于100节时，气压高度误差允许为±10米（30英尺）。
（ｆ） 如果高度表系统装有高度表指示修正装置，该装置必须设计和安装成当其失灵时能够旁路，除非另有一个备用高度表。每个修正装置必须有措施向飞行机组指示有合理可能的失灵（包括能源失效）。该指示措施在驾驶舱可能出现的任何照明条件下必须有效。
（ｇ） 除本条（ｈ）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。
（ｈ） 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（ｇ）（1）的规定不适用。
§25．1326 空速管加温指示系统
如果装有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） 在飞行机组成员清晰可见的视野内有一琥珀色灯；
（ｂ） 其设计应能在出现任一下列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。
§25．1327 磁航向指示器
（ａ） 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。
（ｂ） 经补偿的安装偏差，平飞时，在任何航向上均不得大于10度。
§25．1329 自动驾驶仪系统
（ａ） 每个自动驾驶仪系统必须经过批准，并且必须设计成驾驶员能迅速确实地断开，以防其干扰驾驶员操纵飞机。
（ｂ） 除非有自动同步装置，否则每个系统必须有设施，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。
（ｃ） 系统的每个手动操纵器件必须是每个驾驶员易于接近的。
（ｄ） 快速断开（应急）操纵器件必须装在两个驾驶盘上远离油门杆的一侧。
（ｅ） 姿态操纵器件必须按§25．777（ｂ）和§25．779（ａ）对驾驶舱操纵器件所规定的运动平面和运动直感来操作。运动方向必须清楚地标在每个操纵器件上或其近旁。
（ｆ） 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飞行条件下，不论正常工作或失灵（假设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行航迹产生危险的偏离。
（ｇ） 如果自动驾驶仪综合来自辅助控制器的信号或向其它设备提供信号，则必须有确实的联锁和联接顺序以免系统不正常动作。同时还要求有保护措施，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同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。
§25．1331 使用能源的仪表
（ａ） 对于§25．1303（ｂ）要求的使用能源的每个仪表，采用下列规定：
（1） 每个仪表都必须具有与仪表构成一体的目视指示装置，在供能不足以维持仪表正常性能时发出指示。能源必须在进入仪表处或其附近测量。对电气仪表，当电压在批准的范围内时，即认为电源满足要求；
（2） 每个仪表在一个能源一旦失效时，必须由另一能源供能，此转换可以自动或手动完成；
（3） 如果提供导航数据的仪表是从该仪表外部的来源接受信息的，并且丧失这些信息就会使所提供的数据不可靠，则该仪表必须具有目视指示装置，当信息丧失时向机组发出警告，不应再依赖所提供的数据。
（ｂ） 本条所用“仪表”一词，包括装在一个设备内的装置，以及由多个实体上分开但彼此相连的设备或部件所组成的装置（以远读陀螺航向指示器为例，它由磁感应传感器、陀螺装置、放大器和指示器相连而成）。
§25．1333 仪表系统
§25．1303（ｂ）要求的，各驾驶员工作位置处的仪表，其工作系统应符合下列规定：
（ａ） 必须有措施，能使正驾驶员工作位置处的仪表与独立的工作系统相连接（独立于其他飞行机组工作位置处的工作系统或其它设备）；
（ｂ） 设备、系统和安装必须设计成，当发生任何单个故障或故障组合后（如未表明其概率极小），无需增加机组成员的动作，仍能保留一组可供驾驶员使用的、由仪表提供的、对飞机安全必不可少的信息显示（包括姿态、航向、空速和高度）；
（ｃ） 附加的仪表、系统和设备不得连接到所要求的仪表工作的系统上，除非有措施保证，附加的仪表、系统或设备发生任一失灵后（如未表明其概率极小），所要求的仪表仍能继续正常工作。
§25．1335 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。
§25．1337 动力装置仪表
（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§25．993和§25．1183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它安全装置，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险。
（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险。
（ｂ） 燃油油量表 必须装有指示装置向飞行机组成员指示飞行中每个油箱内可用燃油油量，单位为升（美加仑），或者当量单位。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§25．959确定的不可用燃油量时，其读数为“零”；
（2） 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；
（3） 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。
（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使供油旁路的装置。
（ｄ） 滑油油量指示器 必须有油尺或等效装置以指示每个油箱内的滑油量。如果装有滑油转输系统或备用滑油供油系统，则必须具有在飞行中向飞行机组指示每个油箱滑油量的装置。
（ｅ） 涡轮螺旋桨桨叶位置指示器 所要求的涡轮螺旋桨桨叶位置指示器在桨叶角低于飞行低距止动点8度之前必须开始指示。指示信号源必须直接感受桨叶位置。
（ｆ） 燃油压力指示器 在活塞发动机的每一供油系统中，必须具有测量任一燃油泵（燃油注油泵除外）下游燃油压力的装置。此外，还必须符合下列规定：
（1） 如果为了保持正常供油压力而有必要，则应有连通管把汽化器空气入口的静压传递到相应的燃油泵安全阀接嘴上；
（2） 如按本条（ｆ）（1）要求装连通管，则仪表平衡管必须单独接通汽化器入口处的压力，以免使读数错误。
电气系统和设备
§25．1351 总则
（ａ） 电气系统容量 对于所需的发电容量、电源数目和种类规定如下：
（1） 必须由电气负载分析确定；
（2） 必须满足§25．1309的要求。
（ｂ） 发电系统 发电系统包括电源、主电源汇流条、传输电缆以及有关的控制、调节和保护装置。发电系统的设计必须符合下列规定：
（1） 电源在单独工作或并联运行时功能正常；
（2） 任一电源的失效或故障均不得造成危险或损害其余的电源向重要负载供电的能力；
（3） 在任何可能的运行条件下，所有重要负载设备端的系统电压和频率（如果适用）均能保持在该设备的设计限制范围之内；
（4） 因切换、清除故障或其它原因而引起的系统瞬变不会使重要负载不工作，且不会造成冒烟或着火的危险；
（5） 备有在飞行中相应机组成员容易接近的措施，以将各电源与该系统单独断开或一起断开；
（6） 备有措施向相应机组成员指示发电系统安全运行所必需的系统参量，如每台发电机的输出电压和电流。
（ｃ） 外部电源 如果备有设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它设备相连接，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。
（ｄ） 无正常电源时的运行 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，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安全飞行至少五分钟。电气系统中满足下列条件的部分才可以保持接通；
（1） 包括导线束或接线盒起火在内的单个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；
（3） 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1353 电气设备及安装
（ａ） 电气设备、控制装置和线路的安装，必须使任一部件或系统的同时工作不会对安全运行必不可少的任何其它电气部件或系统的同时工作产生不利影响。
（ｂ） 电缆的组合、敷设和相互间隔必须使得如果载有大电流的电缆发生故障，对重要电路的损害能减至最低限度。
（ｃ） 蓄电池必须按下列要求设计和安装：
（1） 在任何可能的充电或放电状态下，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（在预先安全放电之后）在下列情况重新充电时，单体蓄电池的温度不得有不可控制的升高：
（ｉ） 以调定的最大电压或功率；
（ｉｉ） 最长持续飞行期间；
（ｉｉｉ） 服役中很可能出现的最不利的冷却条件。
（2） 必须通过试验表明符合本条（ｃ）（1）的要求，但是，如果类似的蓄电池和安装方法的使用经验业已表明，使单位蓄电池保持安全的温度和压力不存在问题，则除外；
（3） 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毒气体，在飞机内的积聚量不得达到危险程度；
（4） 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；
（5） 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；
（6） 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：
（ｉ） 自动控制蓄电池充电速率的系统，以防止蓄电池过热；
（ｉｉ） 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；
（ｉｉｉ） 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。
§25．1355 配电系统
（ａ） 配电系统包括配电汇流条、与其相关联的馈电线及每一控制和保护装置。
（ｂ） 〔备用〕
（ｃ） 如果民用航空规章要求由两个独立的电源向某些特定的设备或系统供电，则这些设备或系统的一个电源一旦失效后，另一电源（包括其单独的馈电线）必须能自动或手动接通，以维持设备或系统的工作。
§25．1357 电路保护装置
（ａ） 必须采用自动保护装置，在线路发生故障或在系统或所连接的设备发生严重失灵时，最大限度地减小对电气系统的损坏和对飞机的危害。
（ｂ） 发电系统中的保护和控制装置的设计，必须能足够迅速地断电，并将故障电源和输电设备与其相关联的汇流条断开，防止出现危险的过压或其它故障。
