（ｃ） 每一可复位型电路保护装置的设计，必须在发生过载或电路故障时，不论其操作位置如何，均能断开电路。
（ｄ） 如果飞行安全要求必须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） 每一重要负载电路必须具有单独的电路保护。但不要求重要负载系统中的每一电路（如系统中的每个航行灯电路）都有单独的保护。
（ｆ） 如果采用熔断器，则必须有备用熔断器供飞行中使用，其数量至少应为保护整个电路所需的每种规格熔断器数量的50％。
（ｇ） 如果对于接至某设备的电缆已有电路保护，则可采用自动复位断路器（如热断路器）作为该电气设备自身装有的保护器。
§25．1359 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1363 电气系统试验
（ａ） 进行电气系统的试验室试验时：
（1） 该试验必须使用与飞机上所用相同的发电设备在实体模型上进行；
（2） 设备必须模拟配电线路和所接负载的电气特性，其模拟程度要能取得可靠的试验结果；
（3） 试验室发电机传动装置，必须模拟飞机上实际的原动机对发电机加载（包括由故障引起的加载）的反应。
（ｂ） 对于在试验室内或通过飞机地面试验不能适当模拟的每种飞行状态，必须进行飞行试验。
灯
§25．1381 仪表灯
（ａ） 仪表灯必须满足下列要求：
（1） 【提供足够的照明，使安全运行所必需的每个仪表、开关或其它装置易于判读，除非有其它光源提供的充足照明。】
（2） 灯的安装应做到：
（ｉ） 遮蔽直射驾驶员眼睛的光线；
（ｉｉ） 使驾驶员看不到有害的反光。
（ｂ） 除非在每一预期的飞行条件下，不可调节亮度的仪表灯已令人满意，否则必须有措施控制照明强度。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1383 着陆灯
（ａ） 每个着陆灯必须经过批准，其安装必须做到：
（1） 使驾驶员看不到有害的眩光；
（2） 使驾驶员不受晕影的不利影响；
（3） 为夜间着陆提供足够的光线。
（ｂ） 除了装在同一部位的几个着陆灯可以共用一个开关控制之外，每个着陆灯必须有一个单独的开关。
（ｃ） 必须有手段，当着陆灯在放出位置时，向驾驶员发出指示。
§25．1385 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§25．1387至§25．1397的要求。
（ｂ） 前航行灯 前航行灯必须由红灯和绿灯组成，其横向间距要尽可能大，朝前装在飞机上，当飞机处于正常飞行姿态时，灯的光色为左红右绿。每个灯必须经过批准。
（ｃ） 后航行灯 后航行灯必须是白灯，要尽可能向后地装在尾部或每一机翼翼尖上，并且必须经过批准。
（ｄ） 灯罩和滤色镜 每个灯罩或滤色镜必须至少是阻燃的，在正常使用中不得改变颜色或形状，也不得有任何明显的灯光透射损失。
§25．1387 航行灯系统二面角
（ａ） 除本条（ｅ）规定者外，所装的每个前、后航行灯在本条规定的二面角内，必须显示无间断的灯光。
（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度。
（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度。
（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度。
（ｅ） 如果根据§25．1385（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度夹角。
§25．1389 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） 前、后航行灯 前、后航行灯灯光分布和光强必须以左、右和后二面角范围内水平平面内的最小光强、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§25．1391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§25．1393规定的相应值，其中，Ⅰ为§25．1391中规定的该水平平面内相应角度的最小光强。
（3） 相邻光源间的掺入光强 相邻光源间的任何掺入光强均不得超过§25．1395中规定的相应值，但是当主光束的光强远大于§25．1391和§25．1393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。当前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§25．1395中规定的相应值。
§25．1391 前、后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：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜自正前方向左或向 ｜ 光 强
二面角（相应灯光）｜ ｜
｜右偏离纵轴的角度 ｜（坎德拉）
－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－｜－－－－－
左或右（前红光 ｜0°～10° ｜40
或前绿光） ｜10°～20° ｜30
｜20°～110° ｜5
－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－｜－－－－－
后（后白光） ｜110°～180° ｜20
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§25．1393 前、后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：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
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
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§25．1395 前·后航行灯的最大掺入光强
除§25．1389（ｂ）（3）规定者外，航行灯掺入光强均不得超过下表规定的相应值：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ 最 大 光 强
｜－－－－－－－－－－－
掺 入 光 ｜ Ａ 区 ｜ Ｂ 区
｜ ｜
｜（坎德拉）｜（坎德拉）
－－－－－－－－－－｜－－－－－｜－－－－－
左二面角内的绿光 ｜ 10 ｜ 1
右二面角内的红光 ｜ 10 ｜ 1
后二面角内的绿光 ｜ 5 ｜ 1
后二面角内的红光 ｜ 5 ｜ 1
左二面角内的后部白光｜ 5 ｜ 1
右二面角内的后部白光｜ 5 ｜ 1
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
表中：
（ａ） Ａ区包括在相邻的二面角内通过光源并与共同边界面相交成大于10°但小于20°角的所有方向；
（ｂ） Ｂ区包括在相邻的二面角内通过光源并与共同边界面相交成大于20°角的所有方向。
§25．1397 航行灯颜色规格
每一航行灯的颜色必须具有国际照明委员会规定的下列相应色度座标值：
（ａ） 航空红色
“ｙ”不大于0．335；
“ｚ”不大于0．002。
（ｂ） 航空绿色
“ｘ”不大于0．440－0．320ｙ；
“ｘ”不大于ｙ－0．170；
“ｙ”不小于0．390－0．170ｘ。
（ｃ） 航空白色
“ｘ”不小于0．300且不大于0．540；
“ｙ”不小于“ｘ－0．040”或“ｙ0 －0．010”，取小者；
“ｙ”不大于“ｘ＋0．020”，也不大于“0．636－0．400ｘ”；
其中，“ｙ0 ”为普朗克幅射器相对于所论“ｘ”值的“ｙ”座标值。
§25．1399 停泊灯
（ａ） 水上飞机或水陆两用飞机所需要的每个停泊灯的安装必须符合下列规定：
（1） 在大气洁净的夜间至少能够在2海里的距离内显示白光；
（2） 当该飞机在水上停泊或漂泊时，应尽可能显示最大无间断的灯光。
（ｂ） 可以使用外部吊灯。
§25．1401 防撞灯系统
（ａ） 总则 飞机必须具有满足下列要求的防撞灯系统：
（1） 由一个或几个经批准的防撞灯组成，其安装部位应使其发射的光线不影响机组的视觉，也不损害航行灯的明显性。
（2） 满足本条（ｂ）至（ｆ）的要求。
（ｂ） 作用范围 该系统必须有足够数量的灯，以照亮飞机周围重要的区域（从飞机的外部形态和飞行特性考虑）。其作用范围必须至少达到飞机水平平面上、下各75度范围内的所有方向，但向后绕飞机纵轴等于0．15球面度的立体角内，允许有一个或几个被遮蔽的立体角，其总和不得超过0．03球面度。
（ｃ） 闪光特性 该系统的布局，即光源数目、光束宽度、旋转速度以及其它特性，必须给出40至100次／分的有效闪光频率。有效闪光频率指从远处看到的整个飞机防撞灯系统的闪光频率。当系统有一个以上的光源时，对有效闪光频率的规定也适用于有重迭部分的灯光区。在重迭区内，闪光频率可以超过100次／分，但不得超过180次／分。
（ｄ） 颜色 防撞灯必须为航空红色或航空白色，且必须满足§25．1397的有关要求。
（ｅ） 光强 装上红色滤色镜（如使用时）测定并以“有效”光强表示的所有垂直平面内的最小光强，必须满足本条（ｆ）的要求。必须采用下列关系式：
ｔ2
∫ Ｉ（ｔ）ｄｔ
ｔ1
Ｉe ＝－－－－－－－－－－－
0．2＋（ｔ2 －ｔ1 ）
式中：
Ｉe 为有效光强（坎德位）；
Ｉ（ｔ）为作为时间的函数的瞬时光强；
ｔ2 －ｔ1 为闪光持续时间（秒）。
通常，选择ｔ2 和ｔ1 使有效光强等于ｔ2 和ｔ1 时的瞬时光强，即可得到有效光强的最大值。
（ｆ） 防撞灯的最小有效光强 每个防撞灯的有效光强必须等于或大于下表规定的相应值：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
水平平面向上或向下的角度｜有效光强（坎德拉）
－－－－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－
0°～5° ｜ 400
5°～10° ｜ 240
10°～20° ｜ 80
20°～30° ｜ 40
30°～75° ｜ 20
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§25．1403 机翼探冰灯
除非使用限制规定在已知或预报有结冰条件下禁止作夜间飞行，否则必须有措施来照亮或以其它方式确定机翼临界部位（从积冰观点考虑）的冰聚积情况。所采用的照明方式必须不会产生防碍机组成员执行其任务的眩光或反光。
安全设备
§25．1411 总则
（ａ） 【可达性 机组应急使用的安全设备必须易于接近。】
（ｂ） 存放设施 必须备有存放所需应急设备的设施，该存放设施必须满足下列要求：
（1） 布置得使应急设备可以直接取用，而且其位置明显易见；
（2） 能保护安全设备免受无意中的损坏。
（ｃ） 应急出口离机设备 §25．809（ｆ）要求的应急出口离机设备的存放设施，必须设置在规定使用这些设备的应急出口处。
（ｄ） 救生筏
（1） §25．1415所述救生筏的存放设施，必须能够存放足够数量的救生筏，以容纳对于申请水上迫降合格审定的最大乘员数目。
（2） 救生筏必须存放在出口附近，在水上迫降时能够通过该出口投出救生筏。
（3） 自动地或遥控地投到机外的救生筏，必须用§25．1415规定的固定绳连接在飞机上。
（4） 每一手提式救生筏的存放设施必须使救生筏能够迅速解脱，带往非原定的出口处使用。
（ｅ） 远距信号发射装置 §25．1415要求的远距信号装置的存放设施，必须靠近水上迫降时可以使用的出口处。
（ｆ） 救生衣存放设施 §25．1415规定的救生衣存放设施必须根据申请水上迫降合格审定的乘员总数，能为每个乘员存放一件救生衣，每件救生衣必须存放在每个就座的乘员易取的部位。
（ｇ） 救生绳存放设施 如果按§25．801规定申请水上迫降合格审定，则必须备有存放救生绳的设施。对这些设施规定如下：
（1） 能够在机身两侧各系一根救生绳；
（2） 布置得使乘员在水上迫降后，能依靠这些救生绳暂留在机翼上。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1413 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1415 水上迫降设备
（ａ） 【根据§25．801规定申请水上迫降合格审定的飞机所用的以及中国民用航空总局有关营运规定要求的水上迫降设备，必须满足本条要求。】
（ｂ） 救生筏和救生衣必须经过批准。此外，还符合下列规定：
（1） 除非备有足够容量的多余救生筏，否则在额定容量最大的一只救生筏一旦损失时，其余救生筏的浮力和超额装载容量，必须能容纳机上全部乘员；
（2） 每只救生筏必须带有一根拖曳绳和一根固定绳。固定绳要设计成能把救生筏系留在飞机附近，而在飞机完全沉入水中时又能脱开。
（ｃ） 每只救生筏上必须备有经批准的营救设备。
（ｄ） 【其中一只救生筏上必须有一台经批准的营救型应急定位发射机供使用。】
（ｅ） 飞机未按§25．801水上迫降的规定来作合格审定，又无经批准的救生衣时，必须为每个乘员提供经批准的漂浮装置。此种漂浮装置必须放在每个就座的乘员易取的部位。而且必须能很快从飞机上取下。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1416 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1419 防冰
【如果申请带有防冰设施的合格审定，飞机必须能在附录Ｃ确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行。为确认这一点，采用下列验证方法：
【（ａ） 必须通过分析确认，飞机在各种运行形态下其各种部件的防冰是足够的；
【（ｂ） 为了验证防冰分析结果，检验各种结冰异常情况，演示防冰系统及其部件的有效性，必须对飞机或其部件在各种运行形态和经测定的自然大气结冰条件下进行飞行试验，而且在必要时，还应采用下列一种或几种方法进行验证：
【（1） 对部件或部件的模型进行实验室干燥空气试验或模拟结冰试验，或两者的组合；
【（2） 对整个防冰系统或单独对系统部件在干燥空气中进行飞行试验；
【（3） 对飞机或飞机部件在测定的模拟结冰条件下进行飞行试验。
【（ｃ） 当防冰或除冰系统的功能不正常时，必须有琥珀色戒备灯或等效的戒备信息向机组报警。】
（ｄ） 对涡轮发动机飞机，本条的防冰规定可视为主要适用于机体。至于动力装置的安装，可以认为本部Ｅ分部中的某些附加规定是适用的。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1421 扩音器
如果装有扩音器，必须有固定措施，在扩音器受到§25．561（ｂ）（3）规定的极限惯性力时能够将其固定住。
【§25．1423 机在广播系统】
【中国民用航空总局有关规定要求的机内广播系统必须满足以下要求：
【（ａ） 当飞机在飞行中或地面停放时，当所有发动机和辅助动力装置关车或失效后，或者依靠发动机和辅助动力装置连续工作的所有电源断开或失效后，仍然能够按下列时间要求向机内广播系统供电；
【（1） 在所有其它电源均不工作，所有其它用电设备与机内广播系统使用同一电源继续供电的情况下，至少连续工作10分钟时间，其中由飞行机组成员和客舱机组成员发布通告的累计时间至少为5分钟。
【（2） 还须加上机内广播系统处于准备状态所需的时间，或者由同一电源供电和安全飞行必不可少的或应急情况下必需的任何其它用电设备所需的供电时间。
【（ｂ） 处于客舱内可接近机内广播系统位置的空中服务员能够在10秒钟内使该系统工作。
【（ｃ） 能被所有在旅客座位上、厕所内、空中服务员座位上和工作位置处的人员听明白。
【（ｄ） 使系统设计成不会因话筒不使用、未收存的影响而不能工作。
【（ｅ） 能独立工作而与任何必要的机组机内通话系统无关。
【（ｆ） 能从驾驶舱两个飞行机组成员工作位置中任一处直接取用。
【（ｇ） 对于每一个和空中服务员座位邻近的、所要求的与地板齐平的旅客应急出口，应设置一个使坐着的空中服务员易于取用的话筒，若出口之间非常接近，当坐着的空中服务员能够直接口头联系时，一个话筒也可供一个以上的出口使用。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
其它设备
§25．1431 电子设备
（ａ） 在表明无线电和电子设备及其安装符合§25．1309（ａ）和（ｂ）的要求时，必须考虑临界环境条件。
（ｂ） 无线电和电子设备的供电必须按照§25．1355（ｃ）的要求。
（ｃ） 无线电和电子设备、控制装置和导线，必须安装成在任一部件或系统工作时，对民用航空规章所要求的任何其它无线电和电子部件或系统的同时工作不会有不利影响。
§25．1433 真空系统
【除了正常的释压以外，还必须有措施能在输出空气温度变为不安全时，自动地释放真空泵排气管路中的压力。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1435 液压系统
（ａ） 【设计
（1） 液压系统每个元件，必须设计成能够承受设计工作压力载荷与可能作用其上的结构限制载荷的组合载荷，而不产生妨碍其预定功能的变形。
（2） 【液压系统每个元件，必须能够无损坏地承受1．5倍的设计工作压力与有合理可能同时产生的结构极限载荷的组合载荷。设计工作压力为除瞬时压力外的最大正常工作压力。】
（ｂ） 试验【与分析】
（1） 必须用完整的液压系统进行静压试验，以表明其能够承受1．5倍的设计工作压力而系统的任何部分均无妨碍完成其预定功能的变形。结构件与液压系统元件之间必须有足够的间隙，并且不得出现有害的永久变形。为进行该试验，可使释压阀不工作以便施加所要求的压力。
（2） 【必须通过功能试验、耐久试验及各种分析来表明液压系统符合§25．1309的要求。必须在飞机上或实体模型装置上对整个系统或有关的分系统进行试验，以确定其性能及与机上其它系统的相互关系是否正常。功能试验必须包括对液压系统失效状态的模拟。耐久试验必须模拟预期在服役中重复出现的完整飞行过程。凡在试验期间出现损坏的元件都必须加以改进以便纠正设计中的缺陷。必要时，还必须重新进行充分的试验。必须对液压系统元件及液压系统有关部分的工作条件和环境条件进行模拟，模拟的程度要达到能够评价环境影响。表明符合§25．1309时，必须考虑下列情况：
（ｉ） 静载荷和动载荷，包括空中载荷、地面载荷、驾驶员载荷、流体静力载荷、惯性载荷及受热引起的载荷，以及上述载荷的组合；
（ｉｉ） 运动、振动、压力瞬变和疲劳；
（ｉｉｉ） 磨蚀、腐蚀和侵蚀；
（ｉｖ） 液压油与材料的相容性；
（ｖ） 泄漏和磨损。】
（ｃ） 防火 使用可燃液压油的液压系统，必须满足§25．863、§25．1183、§25．1185和§25．1189的有关要求。
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1438 增压系统和气动系统
（ａ） 增压系统元件必须分别进行压力值为最大正常工作压力2倍的破坏压力试验和1．5倍的验证压力试验。
（ｂ） 气动系统元件必须分别进行压力值为最大正常工作压力3倍的破坏压力试验和1．5倍的验证压力试验。
（ｃ） 可以用分析或分析和试验相结合的方法，来代替本条（ａ）或（ｂ）要求的各项试验，条件是适航当局认为该方法与所要求的试验等效。
§25．1439 防护性呼吸设备
（ａ） 如果有Ａ级、Ｂ级或Ｅ级货舱，则必须装有防护性呼吸设备供相应的机组成员使用。此外，凡是飞行中允许机组成员停留的机上每个单独隔舱（包括上下厨房）内，都必须按照在任何运行情况下该区域内预计会有的机组成员最多人数安装防护性呼吸设备。
（ｂ） 对于本条（ａ）或民用航空规章任何营运规则所要求的防护性呼吸设备，采用下列规定：
（1） 防护性呼吸设备的设计，必须保护飞行机组在驾驶舱执勤和货舱灭火时不受烟、二氧化碳和其它有害气体的影响；
（2） 防护性呼吸设备必须含有下列任一种面罩：
（ｉ） 盖住眼、鼻和嘴的面罩；
（ｉｉ） 盖住鼻、嘴的面罩，另加保护眼睛的附属设备。
（3） 使用防护性呼吸设备时，飞行机组必须能在其指定的执勤岗位上使用无线电设备和相互通话；
（4） 防护性呼吸设备保护眼睛的部分，不得对视觉有明显的不利影响，还必须允许佩戴矫正视力的眼镜；
（5） 在2，400米（8，000英尺）压力高度下，每分钟30升（ＢＴＰＤ，即体内温度37℃，周围压力，干燥气体）呼吸分钟量时，防护性呼吸设备必须能向每名机组成员持续输送15分钟用氧量。如果采用肺式供氧系统，则在21℃（70°Ｆ）和101，325帕（760毫米汞柱）压力下能供300升自由氧，即认为能在规定高度和分钟量条件下持续供氧15分钟。如果采用连续供氧防护性呼吸系统（包括带有标准贮气囊的面罩），则在2，400米（8，000英尺）时氧气流量为每分钟60升（海平面为每分钟45升），并且在21℃（70°Ｆ）和101，325帕（760毫米汞柱）压力下能供600升自由氧，即认为能在规定高度和分钟量条件下持续供氧15分钟。
（6） 防护性呼吸设备必须满足§25．1441（ｂ）和（ｃ）的要求。
§25．1441 氧气设备和供氧
（ａ） 如果申请装有补氧设备的合格审定，则该设备必须满足本条和§25．1443至§25．1453的要求。
（ｂ） 氧气系统本身、其使用方法以及对其它部件的影响必须均无危险性。
（ｃ） 必须具有使机组在飞行中能迅速确定每个供氧源可用氧量的装置。
（ｄ） 如果飞机按在12，000米（40，000英尺）以上运行申请合格审定，则其氧气流量和氧气设备必须经过批准。
§25．1443 最小补氧流量
（ａ） 如果装有飞行机组成员使用的连续供氧设备，则每分钟呼吸15升（ＢＴＰＳ，即体内温度37℃，周围压力及饱和水气），且（保持固定呼吸时间间隔的）潮气量为700毫升时，每一机组成员所需的最小补氧流量，不得小于保持吸气平均气管氧分压为19，865帕（149毫米汞柱）所需的氧流量。
（ｂ） 如果装有飞行机组成员使用的肺式供氧设备，则每分钟呼吸20升（ＢＴＰＳ）时，每一机组成员所需的最小补氧流量，座舱压力高度低于和等于10，500米（35，000英尺）时，不得小于保持吸气平均气管氧分压为16，265帕（122毫米汞柱）所需的氧流量；座舱压力高度在10，500米至12，000米（35，000至40，000英尺）之间时，不得小于保持含氧百分比为95所需的氧流量。此外，必须具有可供机组成员选用纯氧的手段。
（ｃ） 对于旅客和客舱服务员，在不同的座舱压力高度上每人所需的最小补氧流量，不得小于在使用氧气设备（包括面罩）时保持下述吸气平均气管氧分压所需的氧流量：
（1） 座舱压力高度超过3，000米（10，000英尺）直到5，600米（18，500英尺），每分钟呼吸15升（ＢＴＰＳ），且（保持固定呼吸时间间隔的）最大潮气量为700毫升时，平均气管氧分压为13，332帕（100毫米汞柱）；
（2） 座舱压力高度超过5，600米（18，500英尺）直至12，000米（40，000英尺），每分钟呼吸30升（ＢＴＰＳ），且（保持固定呼吸时间间隔的）潮气量为1，100毫升时，平均气管氧分压为11，172帕（83．8毫米汞柱）。
（ｄ） 如果装有急救供氧设备，则供每人使用的最小氧流量每分钟不得小于4升（ＳＴＰＤ，即标准状态：0℃，101，325帕（760毫米汞柱），干燥气体）。然而，可使用某种手段在任何座舱高度下将每分钟氧流量减到不少于2升（ＳＴＰＤ），以急救用氧者每人每分钟3升的平均氧流量为依据来确定需用氧量。
（ｅ） 如果装有供机组成员使用的手提式氧气设备，则最小补氧流量与本条（ａ）或（ｂ）规定的相同，取适用者。
§25．1445 氧气分配系统设置的规定
（ａ） 当向机组和旅客均供氧时，分配系统必须按下列两种方式之一进行设计：
（1） 一个氧源供给值勤的飞行机组，另用单独的氧源供给旅客和其他机组成员；
（2） 共用一个氧源，但是应有设施能为值勤的飞行机组单独保留所需的最小用氧量。
（ｂ） 手提的连续供氧式、稀释肺式或纯氧肺式供氧装置均可用来满足机组或旅客呼吸的要求。
§25．1447 分氧装置设置的规定
如果装有分氧装置，则采用下列规定：
（ａ） 每一需补氧的乘员必须有各自的分氧装置，分氧装置必须设计成能盖住口鼻，并且必须具有合适的手段将其保持在面部，飞行机组的补氧面罩必须备有使用通话器的设施；
（ｂ） 如果申请运行高度低于和等于7，600米（25，000英尺）的合格审定，则供每一机组成员立即使用的供氧接头和分氧设备，必须位于易取处，其他乘员所用的供氧接头和分氧设备，必须设置在能够满足民用航空规章营运规则的要求来使用氧气的位置上；
（ｃ） 如果申请运行高度超过7，600米（25，000英尺）的合格审定，则必须有符合下列规定的分氧设备：
（1） 必须有接在供氧接头上可供每个乘员就座时立即使用的分氧装置，如果申请运行高度超过9，000米（30，000英尺）的合格审定，则提供所需氧流量的分氧装置必须在座舱压力高度超过4，500米（15，000英尺）之前自动送达乘员处，并且必须为机组设置手动装置，在自动系统失效时能使分氧装置立即可供使用。分氧装置及供氧口的总数必须比座位数至少多10％，多余的分氧装置必须尽可能均匀地分布在整个座舱内；
（2） 在驾驶舱内值勤的每一飞行机组成员，必须拥有肺式供氧设备。此外，每一飞行机组成员必须拥有已接在供氧接头上的速戴型分氧装置，当其坐在自己工作位置上时可以立即取用。该供氧装置的设计与安装应满足下列要求：
（ｉ） 能用一只手在五秒钟内把分氧装置从其待用位置上取下戴到脸上，正确地固定好，密封妥当并按需要供氧，而不碰掉眼镜或延误执行应急任务；
（ｉｉ） 在戴上分氧装置时，能够完成正常的通信联络任务。
（3） 在下列各处必须至少各设两个与本条（ｃ）（1）要求的类型相似的供氧口和分氧装置：
（ｉ） 每个盥洗室；
（ｉｉ） 每个厕所（如与盥洗室分开）。
（4） 手提式供氧设备必须能供每个客舱服务员立即使用。
§25．1449 判断供氧的措施
必须设置使机组能够判定是否正在向分氧装置供氧的措施。
§25．1450 化学氧气发生器
（ａ） 本条所述的化学氧气发生器定义为通过化学反应产生氧气的装置。
（ｂ） 化学氧气发生器必须按照下列要求进行设计和安装：
（1） 发生器在工作时所产生的表面温度，不得对飞机或机上乘员造成危害；
（2） 必须备有释放可能有危险的内部压力的措施。
（ｃ） 除了满足本条（ｂ）的要求外，能靠更换发生器元件连续工作的携带式化学氧气发生器，还必须附有标牌来说明下列事项：
（1） 氧气流量（升／分）；
（2） 可更换的发生器元件的持续供氧时间（分钟）；
（3） 警告可更换的发生器元件可能发热，除非元件的构造使其表面温度不会超过38℃（100°Ｆ）。
§25．1451 【〔删除〕】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1453 防止氧气设备破裂的规定
加压氧气瓶和氧气瓶与切断阀之间的管路必须满足下列要求：
（ａ） 对不安全的温度应有防护措施；
（ｂ） 其位置应使撞损着陆时破裂的概率和危险减至最小。
§25．1455 易冻液体的排放
如果在飞行中或地面运行时可以将易冻液体排出机外，则排放嘴的设计和位置必须防止由于排液而在飞机上结成危险量的冰。
§25．1457 驾驶舱录音机
（ａ） 民用航空规章营运规则所要求的每台驾驶舱录音机必须经过批准，并且其安装必须能够记录下列信息：
（1） 通过无线电在飞机上发出或收到的通话；
（2） 驾驶舱内飞行机组成员的对话；
（3） 驾驶舱内飞行机组成员使用飞机内话系统时的通话；
（4） 进入耳机或扬声器中的导航或进场设备的通话或音频识别信号；
（5） 飞行机组成员使用旅客广播系统时的通话（如果装有旅客广播系统，并根据本条（ｃ）（4）（ｉｉ）的要求有第四通道可用）。
（ｂ） 必须在驾驶舱内安装一只区域话筒来满足本条（ａ）（2）的记录要求。话筒要安装在最佳位置，能够记录正、副驾驶员工作位置上进行的对话，以及记录驾驶舱内其他机组成员面向正、副驾驶员工作位置时的对话。话筒的定位必须使得在飞行中驾驶舱噪声条件下所记录和重放的录音通信的可懂度尽可能高，如有必要，应对录音机的前置放大器和滤波器进行调整或补偿。评价可懂度时可以把记录反复重放，用听觉或目视来判断。
（ｃ） 每台驾驶舱录音机的安装必须将本条（ａ）规定的通话或音频信号根据不同声源分别录在下列通道上：
（1） 第一通道，来自正驾驶员工作位置上的每个【吊杆式、氧气面罩式或手持式】话筒、耳机或扬声器；
（2） 第二通道，来自副驾驶员工作位置上的每个【吊杆式、氧气面罩式或手持式】话筒、耳机或扬声器；
（3） 第三通道，来自安装在驾驶舱内的区域话筒；
（4） 第四通道：
（ｉ） 来自第三和第四名机组成员工作位置上的每个【吊杆式、氧气面罩式或手持式】话筒、耳机或扬声器；
（ｉｉ） 来自驾驶舱内与旅客广播系统一起使用的每个话筒，如果此信号未被别的通道所拾取（条件是不要求配置本条（ｃ）（4）（ｉ）中规定的工作位置，或该工作位置的信号由另一通道所拾取）。
【（5） 不论机内通话话筒按键开关处于何种位置，必须将本条（ｃ）（1）、（2）和（4）所述的话筒接收到的所有声音尽可能不间断地记录下来。该设计必须保证只有在使用机内通话机、乘客广播系统或无线电发送机时才会对飞行机组产生侧音。】
（ｄ） 每台驾驶舱录音机的安装必须符合下列规定：
（1） 其供电应来自对驾驶舱录音机的工作最为可靠的汇流条，而不危及对重要负载或应急负载的供电；
（2） 应备有自动装置，在撞损冲击后10分钟内，能使录音机停止工作并停止各抹音装置的功能；
（3） 应备有音响或目视装置，能在飞行前检查录音机工作是否正常。
（ｅ） 记录容器的位置和安装，必须能将撞损冲击使该容器破裂，以及随之起火而毁坏记录的概率减至最小。为满足这一要求，该容器必须尽可能安装在后部，但不得装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的部位（不必装在增压舱之外）。
（ｆ） 如果驾驶舱录音机装有抹音装置，其安装设计必须使误动的概率以及在撞损冲击时抹音装置工作的概率减至最小。
（ｇ） 每个记录容器必须符合下列规定：
（1） 外观为鲜橙色或鲜黄色；
（2） 在其外表面固定有反射条，以利于发现它在水下的位置；
（3） 当民用航空规章的营运规则有要求时，在容器上装有或联有水下定位装置，其固定方式要保证在撞损冲击时不大可能分离。
〔1990年7月18日第二次修订〕
§25．1459 飞行记录器
（ａ） 民用航空规章营运规则所要求的每一飞行记录器的安装必须满足下列要求：
（1） 飞行记录器应获得空速、高度和航向数据，数据的来源符合§25．1323、§25．1325和§25．1327中相应的精度要求；
（2） 垂直加速度传感器应刚性固定，其纵向位置在批准的飞机重心范围之内，或在这一范围前或后不超过飞机平均气动力弦25％处；
（3） 其供电应来自对飞行记录器的工作最为可靠的汇流条，而不危及对重要负载或应急负载的供电；
（4） 应备有音响或目视装置，能在飞行前检查【记录器是否正常在储存装置中记录数据。】
（5） 除了由发动机驱动的发电机系统单独供电的记录器外，应备有自动装置，在撞损冲击后10分钟内，能使具有数据抹除装置的记录器停止工作并停止抹除装置的功能；
（6） 应备有记录下述信息的手段，能够由该信息来确定同空中交通管制中心进行每一次无线电联络的时间。
（ｂ） 每个非弹出式记录器容器的位置和安装必须能将撞损冲击使该容器破裂，以及随之起火而毁坏记录的概率减至最小。为满足这一要求，该容器必须尽可能安装在后部，但不得装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的部位（不必装在增压舱之后）。
（ｃ） 必须确定飞行记录器的空速、高度和航向读数同正驾驶员仪表上相应读数（考虑修正系数）之间的相互关系。此关系必须复盖飞机飞行的空速范围、飞机的高度限制范围和360°航向范围，相互关系可在地面上用合适的方法确定。
（ｄ） 每个记录容器必须符合下列规定：
（1） 外观为鲜橙色或鲜黄色；
（2） 在其外表面固定有反射条，以利于发现它在水下的位置；
（3） 当民用航空规章的营运规则有要求时，在容器上装有或联有水下定位位置，其固定方式要保证在撞损冲击时不大可能分离。
【（ｅ） 应对飞机的任何新颖或独特的设计或使用特性进行评价，以决定是否有专用参数必须记录在飞行记录器上以增加或代替现有要求。】
〔1990年7月18日第二次修订〕
§25．1461 含高能转子的设备
（ａ） 含高能转子的设备必须符合本条（ｂ）或（ｃ），或（ｄ）的规定。
（ｂ） 设备中的高能转子必须能承受因故障、振动、异常速度和异常温度引起的损伤。此外，还要满足下列要求：
（1） 辅助转子机匣必须能包容住高能转子叶片破坏所引起的损伤；
（2） 设备控制装置、系统和仪表设备必须合理地保证，在服役中不会超过影响高能转子完整性的使用限制。
（ｃ） 必须通过试验表明，含高能转子的设备能包容住高能转子在最高速度下发生的任何破坏（当正常的速度控制装置不工作时能达到的最高速度）。
（ｄ） 含高能转子的设备必须安装在转子破坏时既不会危及乘员，也不会对继续安全飞行有不利影响的部位。
Ｇ分部 使用限制和资料
§25．1501 总则
（ａ） 必须制定§25．1503至§25．1533所规定的每项使用限制以及为安全使用所必需的其它限制和资料。
（ｂ） 必须按§25．1541至§25．1587的规定，使这些使用限制和为安全运行所必需的其它资料可供机组人员使用。
使用限制
§25．1503 空速限制：总则
当空速限制是重量、重量分布、高度或Ｍ数的函数时，必须制定与这些因素的每种临界组合相应的限制。
§25．1505 最大使用限制速度
最大使用限制速度（ＶMO／ＭMO－空速或Ｍ数，在特定高度取其临界者）指在任何飞行状态（爬行、巡航或下降）下，都不得故意超过的速度，但在试飞或驾驶员训练飞行中，经批准可以使用更大的速度。ＶMO／ＭMO必须制定成不高于设计巡航速度Ｖc ，并充分低于ＶD ／ＭD 或ＶDF／ＭDF。使得飞行中极不可能无意中超过后一速度。ＶMO／ＭMO与ＶD ／ＭD 或ＶDF／ＭDF之间的速度余量不得小于按§25．335（ｂ）确定的余量，或按§25．253进行试飞时认为是必需的余量。
§25．1507 机动速度
必须制定机动速度。该速度不得超过按§25．335（ｃ）确定的设计机动速度ＶA 。
§25．1511 襟翼展态速度
必须制定对应于各襟翼位置和发动机功率（推力）的襟翼展态速度ＶFE。该速度不得超过按§25．335（ｅ）和§25．345所选定的设计襟翼速度ＶF 。
§25．1513 最小操纵速度
必须将按§25．149确定的最小操纵速度ＶMC制定为使用限制。
§25．1515 有关起落架的速度
（ａ） 所制定的起落架收放速度ＶLO，不得超过按§25．729和由飞行特性所确定的安全收、放起落架的飞行速度。如果放起落架的飞行速度和收起落架的速度不同。则必须将这两种速度分别标为ＶLO（EXT） 和ＶLO（RET） 。
（ｂ） 所制定的起落架伸态速度ＶLE，不得超过起落架锁定在完全放下位置时能安全飞行的速度和按§25．729确定的速度。
§25．1519 重量、重心和载重分布
必须将按§25．23至§25．27确定的飞机重量、重心和载重分布的限制制定为使用限制。
§25．1521 动力装置限制
（ａ） 总则 必须制定本条规定的动力装置限制。该限制不得超过发动机或螺旋桨型号合格证中的相应限制，【也不得超过作为符合本部任何其它要求依据的限制值。】
【（ｂ） 活塞发动机装置 对活塞发动机装置，必须制定与下列参数有关的使用限制：
【（1） 在临界压力高度和海平面压力高度下并在下述功率下的马力或扭矩、转速、进气压力和持续时间：
【（ｉ） 最大连续功率（根据适用情况，相应于非增压工作状态或每一种增压工作状态）；
【（ｉｉ） 起飞功率（根据适用情况，相应于非增压工作状态或每一种增压工作状态）；
【（2） 燃油品级或规格；
【（3） 汽缸头温度和滑油温度；
【（4） 其限制值已定为发动机型号合格证构成部分的任一其它参数，但对于因装置的设计或其它规定限制而不会在正常工作期间超过的参数，则不必制定限制值。
【（ｃ） 涡轮发动机装置 对涡轮发动机装置，必须制定与下列参数有关的使用限制：
【（1） 在下述功率下的发动机马力、扭矩或推力、转速、燃气温度和持续时间：
【（ｉ） 最大连续功率或推力（根据适用情况，相应于加力或非加力工作状态）；
【（ｉｉ） 起飞功率或推力（根据适用情况，相应于加力或非加力工作状态）；
【（2） 燃油牌号或规格；
【（3） 其限制值已定为发动机型号合格证构成部分的任一其它参数，但对于因装置的设计或其它规定限制而不会在正常工作期间超过的参数，则不必制定限制值。
【（ｄ） 周围温度 必须制定周围温度限制（如装有防寒装置，包括对该装置的限制），其值为按照§25．1043（ｂ）制定的最高周围大气温度。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1522 辅助动力装置限制
如果飞机上装有辅助动力装置，必须将为辅助动力装置制定的各项限制，包括使用类别，规定为飞机的使用限制。
§25．1523 最小飞行机组
必须考虑下列因素来规定最小飞行机组，使其足以保证安全运行：
（ａ） 每个机组成员的工作量；
（ｂ） 有关机组成员对必需的操纵器件的可达性和操作简易性；
（ｃ） 按§25．1525所核准的运行类型。
附录Ｄ阐述了按本条要求确定最小飞行机组时采用的准则。
§25．1525 运行类型
飞机限用的运行类型按其适航审定所属类别及所装设备来制定。
§25．1527 最大使用高度
必须制定受飞行、结构、动力装置、功能或设备的特性限制所允许运行的最大高度。
§25．1529 持续适航文件
申请人必须根据本部附录Ｈ编制适航当局可接受的持续适航文件。如果有计划保证在交付第一架飞机之前或者在颁发标准适航证之前完成这些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
§25．1531 机动飞行载荷系数
必须制定载荷系数限制。该限制不得超过由§25．333（ｂ）中的机动包线确定的正限制载荷系数。
§25．1533 附加使用限制
（ａ） 必须制定下列附加使用限制：
（1） 必须制定最大起飞重量，对于这些重量应表明飞机符合本部有关条款（包括在不同高度和周围温度下满足§25．121（ａ）至（ｃ）的起飞爬升的规定）；
（2） 必须制定最大着陆重量，对于这些重量应表明飞机符合本部有关条款（包括在不同高度和周围温度下满足§25．119和§25．121【（ｄ）】的着陆爬升和进场爬升的规定）；
（3） 必须制定最小起飞距离，对这些距离应表明飞机符合本部有关条款（包括在不同重量、高度、温度、风分量和跑道坡度下满足§25．109和§25．113的规定）。
（ｂ） 各种可变因素（例如高度、温度、风和跑道坡度）的极限值。均指表明飞机符合本部有关条款的极限值。
〔1995年12月18日第二次修订〕
标记和标牌
§25．1541 总则
（ａ） 飞机必须装有：
（1） 规定的标记和标牌；
（2） 如果具有不寻常的设计、使用或操纵特性，为安全运行所需的附加的信息、仪表标记和标牌。
（ｂ） 本条（ａ）中规定的每一标记和标牌必须符合下列要求：
（1） 示于醒目处；
（2） 不易擦去、走样或模糊。
§25．1543 仪表标记：总则
每一仪表标记必须符合下列要求：
（ａ） 当标记位于仪表的玻璃罩上时，有使玻璃罩与刻度盘盘面保持正确定位的措施；
（ｂ） 【每一仪表标记必须使相应机组人员清晰可见。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1545 空速限制信息
§25．1583（ａ）所要求的空速限制信息必须为飞行机组易于辩读和理解。
§25．1547 磁航向指示器
（ａ） 在磁航向指示器上或其近旁必须装有符合本条要求的标牌。
（ｂ） 标牌必须标明在发动机工作的平飞状态该仪表的校准结果。
（ｃ） 标牌必须说明在无线电接收机打开还是关闭的情况下进行上述校准。
（ｄ） 每一校准读数必须用增量不大于45°的磁航向角表示。
§25．1549 动力装置和辅助动力装置仪表
每个需用的动力装置和辅助动力装置仪表，必须根据仪表相应的型别，符合下列要求：
（ａ） 最大安全使用限制和（如有）最小安全使用限制用红色径向射线或红色直线标示；
（ｂ） 正常使用范围用绿色弧线或绿色直线标示，但不得超过最大和最小安全使用限制；
（ｃ） 起飞和预警范围用黄色弧线或黄色直线标示；
（ｄ） 发动机、辅助动力装置或螺旋桨因振动应力过大而需加以限制的转速范围用红色弧线或红色直线标示。
§25．1551 滑油油量指示器
【滑油油量指示器的标记必须迅速而准确地指示滑油油量。】
〔1995年12月18日第二次修订〕
§25．1553 燃油油量表
如果任一油箱的不可用燃油超过3．8升（1美加仑）和该油箱容量的5％中之大者，必须在其油量表上从校准的零读数到平飞姿态下能读得的最小读数用红色弧线标示。
§25．1555 操纵器件标记
（ａ） 除飞行主操纵器件和功能显而易见的操纵器件外。必须清晰地标明驾驶舱内每一操纵器件的功能和操作方法。
（ｂ） 每一气动力操纵器件必须按§25．677和§25．699的要求来标示。
（ｃ） 对动力装置燃油操纵器件有下列要求：
（1） 必须对燃油箱转换开关的操纵器件作出标记，指明相应于每个油箱的位置和相应于每种实际存在的交叉供油状态的位置；
（2） 为了安全运行，如果要求按特定顺序使用某些油箱，则在此组油箱的转换开关上或其近旁必须标明该顺序；
（3） 每台发动机的每个阀门操纵器件必须作出标记，指明相应于所操纵的发动机的位置。
（ｄ） 对附件、辅助设备和应急装置的操纵器件有下列要求：
