[（２）对于在驾驶舱执勤的每个飞行机组成员，应备有防护性呼吸设备。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
[§２３．１１９９ 灭火瓶]
[对于通勤类飞机，下列规定适用：
[（ａ）每个灭火瓶必须备有释压装置，以防止内压过高而引起爆破。
[（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他外来物堵塞。
[（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）在预期使用条件下必须保持每个灭火瓶的温度，以防止出现下列情况：
（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。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
[§２３．１２０１ 灭火系统材料]
[对于通勤类飞机，下列规定适用：
[（ａ）任何灭火系统的材料不得与任何灭火剂起化学反应以致产生危害。
[（ｂ）发动机舱内的每个灭火系统部件必须是防火的。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．１２０３ 火警探测系统
对于多发涡轮发动机飞机和装有涡轮增压器的多发活塞发动机飞机[及所有通勤类飞机]，采用下列规定：
（ａ）必须有确保快速探测发动机舱着火的装置；
（ｂ）每个火警探测器的构造和安装必须能承受运行中可能遇到的振动、惯性和其它载荷；
（ｃ）火警探测器不得受可能出现的任何油、水、其它液体或烟气的影响；
（ｄ）必须有手段使机组在飞行中能检查每个火警探测器电路的功能；
（ｅ）发动机舱内每个火警探测系统的导线和其它部件必须至少是阻燃的。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
Ｆ分部 设备
总则
§２３．１３０１ 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）有标牌标明其名称、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。
§２３．１３０３ 飞行和导航仪表
所需的飞行和导航仪表规定如下：
（ａ）一个空速表；
（ｂ）一个高度表；
（ｃ）一个磁航向指示器；
（ｄ）对于涡轮发动机飞机，一个大气静温表，或一个能将其指示换算为大气静温的大气温度表；
（ｅ）一个速度警告装置，用于下列情况：
（１）涡轮发动机飞机；
（２）按§２３．３３５（ｂ）（４）和§２３．１５０５（ｃ）确定ＶMO／ＭMO和ＶD／ＭD的其它飞机，条件是ＶMO／ＭMO大于０．８ＶD／ＭD。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。
§２３．１３０５ 动力装置仪表
所需的动力装置仪表规定如下：
（ａ）每个燃油箱一个燃油油量表；
（ｂ）每台发动机和独立于其它滑油系统的每个涡轮增压器滑油系统，各一个滑油压力表；
（ｃ）每台发动机和独立于其它滑油系统的每个涡轮增压器滑油系统，各一个滑油温度表；
（ｄ）每台活塞发动机一个转速表；
（ｅ）每台涡轮发动机一个转速表（指示有规定限制转速的转子转速）；
[（ｆ）一个汽缸头温度表，用于：
[（１）具有整流罩风门片的每台气冷式发动机，且以高于Ｖy速度表明符合§２３．１０４１的每架飞机；
[（２）每架活塞发动机通勤类飞机。]
（ｇ）泵压式供油发动机，一个燃油压力表；
[（ｈ）一个进气压力表，用于：
[（１）每台高空发动机；
[（２）每架活塞发动机通勤类飞机。]
（ｉ）每个滑油箱一个滑油油量指示器；
（ｊ）每台涡轮发动机一个燃气温度表；
[（ｋ）一个燃油流量表，用于：
[（１）需要驾驶员操作以维持燃油流量在限制范围内的每台涡轮发动机或每个燃油箱；
[（２）每架涡轮发动机通勤类飞机。]
（ｌ）对于每台涡轮喷气发动机，一个指示发动机推力或指示与推力有关的燃气流压力的指示器，还包括一个为此目的所需要的大气静温表；
（ｍ）每台涡轮螺旋桨发动机一个扭矩表；
（ｎ）每台涡轮螺旋桨发动机一个桨叶位置指示装置，在螺旋桨桨叶角小于飞行低距位置时，向飞行机组给出指示。桨叶改变角度在超过低于飞行低距止动器８°之前指示器必须开始指示，指示的来源必须直接感受桨叶的位置；
（ｏ）每台装有反推力装置的涡轮喷气发动机，一个位置指示装置，当反推力装置处在反推力位置时向飞行机组发出指示；
（ｐ）对于涡轮增压器装置，如果对汽化器进口空气温度或排气温度规定了限制，必须备有能指示此种限制的温度指示器，如果已表明在所有预定的使用中不会超过这些限制，则除外；
（ｑ）每台涡轮发动机一个滑油低压警告装置；
（ｒ）对具有预热器和进气温度有限制的每台发动机，在预热时可能超出这些限制，则一个进气系统空气温度指示器；
（ｓ）对于每台涡轮发动机，一个指示动力装置防冰系统功能的指示器；
（ｔ）对于每台涡轮发动机，一个指示器用于§２３．９９７所要求的燃油滤网或燃油滤，在滤网或油滤的脏污程度影响§２３．９９７（ｄ）规定的滤通能力之前即指示出现脏污；
（ｕ）对于每台涡轮发动机，§２３．１０１９所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§２３．１０１９（ａ）（２）规定的滤通能力之前向驾驶员警告出现脏污；
（ｖ）防止燃油系统部件被冰堵塞的任何加温器，应有一个指示加温器功能的指示器；
（ｗ）对于要求符合§２３．１２０３的飞机，一个火警指示器。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．１３０７ 其它设备
（ａ）每名乘员必须有一个经批准的座椅或卧铺。
（ｂ）按照本分部规定需要有下列各种设备：
（１）一个总开关装置；
（２）一套足够的电源；
（３）电气保护装置。
§２３．１３０９ 设备、系统及安装
（ａ）[每项设备、每一系统及每一安装：
[（１）在执行其预定功能时，对下列任一设备的响应、运行或精度不得产生不利影响：
[（ｉ）安全运行所需的基本设备；或
[（ｉｉ）其它设备，有措施使驾驶员知道其影响的除外。
[（２）在单发飞机上，必须设计成在发生可能的故障或失效时对飞机造成的危害减到最小；
[（３）在多发飞机上，必须设计成在发生可能的故障或失效时能防止对飞机的危害。]
（ｂ）[每项设备、每一系统及每一安装的设计必须单独检查且需就其与飞机其它系统和安装的关系进行检查以确定飞机的连续安全飞行和着陆是否依赖于其功能，以及对于不受目视飞行规则（ＶＦＲ）条件限制的飞机，一个系统的失效是否会严重降低飞机性能或机组处置不利运行情况的能力。根据这种检查被鉴定为飞机连续安全飞行和着陆需依赖其正常功能，或者其失效将严重降低飞机性能或机组处置不利运行情况能力的每项设备、系统和安装，必须设计成满足下列附加要求：
[（１）在任何可预见的运行情况下完成其预定功能；
[（２）当系统和有关部件在单独考虑以及与其它系统一起考虑时：
[（ｉ）任何可能妨碍飞机连续安全飞行和着陆的失效情况，其发生必须是极不可能的；且
[（ｉｉ）任何可能严重降低飞机性能或机组处置不利运行情况能力的其它失效，其发生必须是不可能的。
[（３）必须提供警告信息提醒机组注意系统的不安全工作情况并能使机组采取相应的纠正动作。系统、操纵器件以及有关的监视和警告装置的设计必须将可能产生附加危险的机组失误减至最小；
[（４）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）（２）的要求。分析必须考虑下列情况：
[（ｉ）可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和损坏；
[（ｉｉ）多重失效概率和失效未被检测出的概率；
[（ｉｉｉ）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；和
[（ｉｖ）对机组的警告信号、所需的纠正措施以及机组对故障的判定能力。]
（ｃ）[凡其功能为中国民用航空规章所要求的并且需要能源的每项设备、每一系统及每一安装均为该能源的“基本负载”。能源及其系统必须能够在可能的工作组合与可能的持续时间内对下列能源负载提供能源：
[（１）在系统正常工作时，与能源分配系统相连的负载；
[（２）出现下列失效后的基本负载：
[（ｉ）双发飞机的任何一台发动机失效；或
[（ｉｉ）三发或三发以上飞机的任何两台发动机失效；或
[（ｉｉｉ）任何能源转换装置或能源储存装置失效。
[（３）如果适用的话，依据中国民用航空规章有关营运规则，在任一能源供应系统、分配系统或其它使用系统出现任一故障或失效后要求有替代能源的基本负载。]
[（ｄ）在确定本条（ｂ）（２）的符合性时，可以假定能源负载是按照与批准的营运类别的安全相一致的监控程序减少的。对于三发或三发以上飞机有两发失效的情况，控制飞行不要求的负载不必考虑。
[（ｅ）在表明本条关于电源系统及设备的设计与安装的符合性时，必须考虑最严重的环境和大气条件，包括射频能量及闪电影响（直接和非直接两种）。对于中国民用航空规章所要求的或为满足中国民用航空规章的要求而使用的发电、配电和用电设备，可以通过环境试验、设计分析或参照在其它飞机上已有的类似的服役经验来表明其在预期的环境条件下提供连续、安全服务的能力。
[（ｆ）在本条中，“系统”是指在飞机设计中包括的所有气动系统、流体系统、电气系统、机械系统和动力装置系统，但下列系统除外：
[（１）作为合格审定过的发动机一部分的动力装置系统；
[（２）按本部Ｃ、Ｄ分部的要求规定的飞行结构（如机翼、尾翼、操纵面及其系统、机身、发动机架、起落架和有关的主连接结构）。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订；１９９３年１２月２３日第二次修订〕
仪表：安装
[§２３．１３１１ 电子显示器系统]
[（ａ）本条关于电子显示指示器的要求与适航标准要求的，或对将被批准的按仪表飞行规则（ＩＦＲ）条件运行的飞机所适用的营运规则所要求的任一飞行员位置无关。
[（ｂ）§２３．１３０３（ａ）、（ｂ）、（ｃ）所要求的电子显示指示器必须独立于飞机的电源系统。
[（ｃ）包括那些具有使不实用的动力装置仪表系统之间隔离或独立特征的电子显示指示器在内，电子显示指示器必须满足下列要求：
[（１）考虑到电子显示指示器有效寿命末期所期望的电子显示亮度水平，在驾驶舱遇到的各种照明条件（包括直射阳光）下易于识别；在§２３．１５２９的持续适航文件的要求中必须列入有关显示系统有效寿命的专用限制；
[（２）在任何正常工作方式下，不得妨碍飞机姿态、高度、速度或任何驾驶员在规定限制内为调节功率所需的动力装置参数的主显示；
[（３）在发动机起动工作状态下，不得妨碍任一驾驶员为正确调节或监视动力装置限制条件所需的发动机参数的主显示；
[（４）如果主电子显示仪表系统为一个驾驶员提供姿态和转弯速率信息，则应有满足§３２．１３２１（ａ）的独立的第二套仪表。按§２３．１３２１（ｄ）设置的仪表显示被认为是主显示。如果按照中国民用航空规章的有关规定安装了第三套姿态仪表系统，则转弯速率仪表可以不要求；
[（５）有与被其所代替的仪表等效且对驾驶员来说是易于感受的标记；且
[（６）对本部要求显示的每一参数，应有§２３．１５４１至§２３．１５５３所要求的仪表标记的目视显示或在出现不正常工作值或接近规定的限制值时向驾驶员发出警告的目视显示。
[（ｄ）电子显示指示器（包括其系统和安装，并考虑到飞机其它系统）必须设计成在任一单独故障或可能的故障组合出现后，能将连续安全飞行和着陆所必需的信息显示保留给机组使用，而不需要任一驾驶员为连续安全飞行立即采取动作。
[（ｅ）本条所用“仪表”一词包括实际上包含在一个组件内的装置和连接在一起的实际上由两个或两个以上独立的组件或部件组成的装置（如由连在一起的一个磁敏感元件、一个陀螺组件、一个放大器和一个指示器构成的远距指示型陀螺方向指示仪）。本条所用“主”显示指设置在仪表板上使驾驶员需要观察时首先看到的参数显示。]
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．１３２１ 布局和可见度
（ａ）[在起飞、初始爬升、第五边进场和着陆期间由任一要求的驾驶员使用的每一飞行、导航和动力装置仪表必须设置成使任一坐在其操纵位置的驾驶员只用最小的头部和眼睛的动作便可监视飞机的飞行航迹和仪表。这些飞行状态下使用的动力装置仪表是指在动力装置限制内用于调节发动机功率所需的仪表。]
（ｂ）对于多发飞机的相同动力装置仪表，其位置的安排必须避免混淆每个仪表所对应的发动机。
（ｃ）仪表板的振动不得破坏或降低任何仪表的精度。
（ｄ）[对于按仪表飞行规则飞行进行合格审定或]最大重量超过２７２４公斤（６０００磅）的飞机，§２３．１３０３所要求的飞行仪表和中国民用航空规章营运规则所要求的（如果适用）仪表，必须在仪表板上成组设置并尽可能地设置在每一规定的驾驶员前向视界垂直平面附近。此外：
（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仪表板上部中心位置处仪表的左边；
（３）最有效地指示高度的仪表必须直接装在仪表板上部中心位置处仪表的右边；
（４）最有效地指示航向的仪表（不是§２３．１３０３（ｃ）要求的磁航向指示器），必须直接装在仪表板上部中心位置处仪表的下边。
[（５）为满足本条（ｄ）（１）到（ｄ）（４）的要求，可以使用电子显示指示器，只要此类显示符合§２３．１３１１的要求。]
（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。
〔１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．１３２２ 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。
§２３．１３２３ 空速指示系统
（ａ）每个空速指示仪表必须加以校准，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）每个空速系统必须在飞行中校准，以确定系统的误差。在下列状态的整个速度范围内，系统误差（包括位置误差，但不包括空速指示仪表的校准误差）不得超过校准空速的３％或５节，两者中取大值：
（１）从１．３ＶS1至ＶMO／ＭMO或ＶNE（取其适合者），襟翼在收上位置；
（２）从１．３ＶS1至ＶFE，襟翼在放下位置。
[（ｃ）此外，对于通勤类飞机，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。地面滑跑校准必须按照经批准的高度和重量范围，在０．８的Ｖ1最小值和１．２的Ｖ1最大值之间进行。进行地面滑跑校准时，假定一台发动机在最小Ｖ1值时失效。
[（ｄ）对于通勤类飞机，必须在飞机飞行手册中列入按本条（ｃ）确定的，表明ＩＡＳ和ＣＡＳ之间关系的资料。
[（ｅ）如果申请按仪表飞行规则或在结冰条件下飞行的合格审定，则每一空速系统必须有一个加温空速管或防止由于结冰造成故障的等效措施。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订；１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．１３２５ 静压系统
（ａ）除了本条（ｂ）（３）说明外，每个装有静压膜盒接头的仪表的引气，必须使飞机速度、窗户开闭、气流变化、湿气或其它杂质对这些仪表准确度的影响最小。
（ｂ）如果一个静压系统为仪表、系统或装置的功能所必需的，则必须符合本条（ｂ）（１）至（ｂ）（３）的规定。
（１）静压系统的设计和安装必须符合下列规定：
（ｉ）备有可靠的排放水分的措施；
（ｉｉ）要避免导管擦伤和在导管弯曲处过分变形或严重限流；
（ｉｉｉ）所用的材料应是耐久的，适合于预定用途并能防腐蚀。
（２）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 将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，指示高度的减小值不得大于３０米（１００英尺）；
（ｉｉ）增压飞机 将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，指示高度的减小值不得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。
（３）如果按照民用航空规章营运规则的要求为任何仪表、装置或系统配置静压系统时，每个静压孔的设计和位置必须使在飞机遇到结冰情况时，静压系统内的空气压力和真实环境大气静压之间的相互关系不变。可以使用一个防冰装置或一个备用静压源来表明符合该要求。如果备用静压系统的高度表读数与主静压系统的高度表读数相差１５米（５０英尺）以上时，必须为备用静压系统提供一个修正卡片。
（ｃ）除本条（ｄ）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。
（ｄ）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（ｃ）（１）的规定不适用。
（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误差（不包括仪表校准误差）在１．３ＶSO（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）对于通勤类飞机，必须在飞机飞行手册中列入本条（ｅ）要求的高度表系统校准。
[（ｇ）对于按本部§２３．１５５９（ｂ）禁止在仪表气象条件下飞行的飞机，本条（ｂ）（３）不适用。]
〔１９９０年７月１８日第一次修订；１９９３年１２月２３日第二次修订〕
§２３．１３２７ 磁航向指示器
（ａ）除本条（ｂ）规定外，采用下列规定：
（１）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；
（２）经补偿的安装偏差，平飞时任何航向上不得大于１０°。
（ｂ）如果飞机上安装了一个稳定磁航向指示器，其平飞时任何航向的偏差均不大于１０°，或者安装了一个陀螺航向指示器，则非稳定磁航向指示器的偏差在用电系统（例如电加温风挡）工作时可以大于１０°。偏差超过１０°的非稳定磁航向指示器必须按§２３．１５４７（ｅ）设置标牌。
§２３．１３２９ 自动驾驶仪系统
如果装有自动驾驶仪系统，它必须满足下列要求：
（ａ）每个系统必须设计成使自动驾驶仪能够符合下列要求之一：
（１）驾驶员能迅速确实地断开，以防其干扰驾驶员操纵飞机。
（２）由一个驾驶员就足以克服自动驾驶仪的作用，而使他能够操纵飞机。
（ｂ）除非有自动同步装置，否则每个自动驾驶仪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驾驶员易于接近的。每个操纵器件的操作必须与§２３．７７９规定的驾驶舱操纵装置的运动平面和方向相同，运动的方向必须清楚地标在每个操纵器件上或其近旁；
（ｄ）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任何飞行条件下，不论正常工作或失灵（假如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机航迹产生危险的偏离；
（ｅ）每个系统必须设计成使单一的故障不在一个以上的控制轴产生过分偏转的信号。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，则要求有确实的联锁和联接顺序，以免系统不正常动作；
（ｆ）必须防止由于故障而使交联部件相互产生有害的作用；
（ｇ）如果自动驾驶仪系统能与机载导航设备相连，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。
§２３．１３３１ 使用能源的仪表
（ａ）对每架飞机采用下列规定：
（１）在大于最佳爬升率的任何速度上，每个陀螺仪表必须从能源获得足够的能量，以维持仪表所要求的准确度；
（２）每个陀螺仪表必须安装成能防止由于雨、油和其它有害物质造成的故障；
（３）必须有一种手段，指示对于仪表的供能是足够的。
（ｂ）对多发飞机采用下列规定：
（１）必须至少有两个独立的能源（不由同一发动机驱动），采用一个手动或自动选择能源的装置和一个指示各能源正在提供足够能量的手段；
（２）安装和能源供给系统必须按下列规定设计：
（ｉ）一个仪表的失效不会影响其它仪表的能源的正常供给；
（ｉｉ）一个能源的供能失效时，不会影响来自其它任何能源的正常供能。
§２３．１３３５ 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。
§２３．１３３７ 动力装置仪表
（ａ）仪表和仪表管路
（１）动力装置仪表的每根管路必须满足§２３．９９３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的油量。可以使用升或公斤（美加仑或磅）作刻度的指示器，并清楚地标明使用的是何种刻度。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§２３．９５９确定的不可用燃油时，其读数为“零”；
（２）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；
（３）每个外露式目视油量计处有会存集水和结冰的凹陷时，必须有可以在地面排水的装置；
（４）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；
（５）如果仅用于将燃油转输到其它油箱的小辅助油箱，其相对尺寸、转输燃油速率和使用说明足以满足下列要求，则对于该辅助油箱不需要燃油油量表：
（ｉ）能防止溢出；
（ｉｉ）如果没有按计划进行输油，能迅速给飞行机组成员以警告。
（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提供燃油旁路的装置。
（ｄ）滑油油量指示器 在下列情况下必须有设施指示每个油箱内的滑油量：
（１）在地面上（如油尺）；
（２）在飞行中，如果装有滑油转输系统或备用滑油供油系统，向飞行机组成员指示油箱滑油量。
电气系统和设备
§２３．１３５１ 总则
（ａ）电气系统容量 每个电气系统必须符合其预定的用途。此外，采用下列规定：
（１）电源及其传输电缆以及有关的控制和保护装置，必须能够向安全运行所必不可少的每个负载回路以适当的电压供给所需的电功率；
（２）[必须按下列方法来表明符合本条（ａ）（１）：
[（ｉ）对于正常类、实用类和特技类飞机，采用电气负载分析或电气测量。进行时要考虑作用于该电气系统的各种电气负载可能的组合和可能的持续时间；
[（ｉｉ）对于通勤类飞机，采用电气负载分析。在电气负载分析时要考虑作用于该电气系统的各种电气负载可能的组合和持续时间。]
（ｂ）功能 每个电气系统要符合下列要求：
（１）安装后的每个电气系统必须满足下列要求：
（ｉ）对系统本身及其工作方式和对飞机其它部分的影响均没有危险；
（ｉｉ）采取保护以免受燃油、滑油、水和其它有害物质的侵害及机械损伤；
（ｉｉｉ）系统设计成使机组、旅客和地面人员受到电击的危险减小到最低程度。
[（２）除了在正常类、实用类和特技类飞机中安装的交流发电机可依靠蓄电池初始激励或稳定以外，电源在单独供电或并联运行时均必须功能正常。
[（３）除了在正常类、实用类和特技类飞机中依靠蓄电池初始激励或稳定的交流发电机可以因蓄电池的失效而停止工作外，任一电源在其失效或故障时，均不得损害任何其余的电源向安全运行所必不可少的负载电路供电的能力。
[（４）除了在正常类、实用类和特技类飞机中依靠蓄电池初始激励或稳定的交流发电机的控制装置不必断开交流发电机和其蓄电池之间的连接外，每一电源控制装置必须能够使每个电源独立地工作。
[（５）此外，对于通勤类飞机，则采用下列规定：
[（ｉ）每一系统必须设计成在合理可能的故障或包括载有大电流电缆故障在内的断路时，能够向重要负载电路供电；
[（ｉｉ）在飞行中飞行机组成员将各电源与该系统单独断开或一起断开的措施必须容易接近；
[（ｉｉｉ）系统必须设计成在任何可能的运行条件下，所有重要负载设备端的电压和频率（如果适用）均能保持在该设备的设计限制范围之内；
[（ｉｖ）如果特定的设备或系统要求有两个独立的电源，则其供电必须有保证措施。（例如：双套电气设备、投掷式转换开关或分开敷设的多路或环路措施）；
[（ｖ）为了符合本条款，配电系统包括配电汇流条、与其相连的馈电线及每个控制和防护装置。]
（ｃ）发电系统 如果电气系统要向安全运行所必不可少的负载电路供电，则必须至少有一台发电机。此外，应符合下列规定：
（１）每台发电机必须能够输出它的连续额定功率；
（２）发电机的电压控制装置必须能可靠地将发电机的输出电压调整在额定范围内；
（３）每台发电机必须有一个反流割断器，其设计当反向电流足以损坏发电机时，能断开该发电机与蓄电池和其它发电机的连接；
（４）任何一台发电机失效时，必须有措施立即向飞行机组发出警告；
（５）每台发电机必须有一个过压保护装置，其设计和安装当发电机出现过压情况时能防止对电气系统或由该电气系统供电的设备造成损坏。
[（ｄ）仪表 必须有措施向相应的飞行机组成员指示电源系统安全运行所必不可少的参量。
[（１）对于具有直流系统的正常类、实用类和特技类飞机，可以使用能转接到每台发电机馈电线的电流表。如果仅有一台发电机，该电流表可接在蓄电池馈电线中。
[（２）对于通勤类飞机，电源系统的重要参量包括每台发电机的输出电压和电流。]
（ｅ）耐火性 电气设备的设计和安装必须在发动机舱起火的情况下，靠近火的防火墙表面加热到１，０９３℃（２，０００°Ｆ）并保持５分钟，或者加热到由申请人证实是合理的较低温度时，安装在防火墙后面的连续安全运行所必不可少的设备能令人满意地工作，而不产生进一步着火危险。
（ｆ）外部电源 如果备用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。
〔１９９０年７月１８日第一次修订〕
§２３．１３５３ 蓄电池的设计和安装
（ａ）每个蓄电池必须按照本条的规定设计和安装。
（ｂ）在任何可能的充电和放电状态下，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（在预先完全放电之后）在下列情况下重新充电时，单体蓄电池的温度不得有不可控制的升高；
（１）以调定的最大电压或功率；
（２）最长持续飞行期间；
（３）服役中很可能出现的最不利的冷却条件。
（ｃ）必须通过试验表明符合本条（ｂ）的要求，但是，如果类似的蓄电池和安装方法和使用经验业已表明，使单体蓄电池保持安全的温度和压力不存在问题，则除外。
（ｄ）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害气体，在飞机内的积聚量不得达到危险程度。
（ｅ）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。
（ｆ）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。
（ｇ）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：
（１）一个自动控制蓄电池充电速率的系统，以防止蓄电池过热；
（２）一个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；
（３）一个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。
§２３．１３５７ 电路保护装置
（ａ）在所有电路中必须安装保护装置，例如熔断器或断路器。但下列情况除外：
（１）起动电动机的主电路；
（２）不装保护装置，不会有危险的电路。
（ｂ）对于飞行安全所必不可少的电路的保护装置，不得用于保护其它电路。
（ｃ）每个可复位型电路保护装置（即“自动断路”装置，其跳闸机构不能由操纵器件来超控）必须按下列规定设计：
（１）在跳闸后需要人工操作以恢复工作；
（２）如果存在过载或电路故障，不管操作控制的位置如何，该装置应断开电路。
（ｄ）如果飞行安全要求必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）如果采用熔断器，则每种规格的熔断器应有５０％的备件，但至少备一个。
§２３．１３６１ 总开关装置
（ａ）必须有一个总开关装置，以便易于断开电源与主汇流条的连接，断开点必须靠近该开关控制的电源。
（ｂ）负载电路可以连接成在总开关断开后仍然有电，用靠近该电源处的、额定值为５安培或小于５安培的电路保护装置保护。但这些线路必须隔离或在实物上加以遮蔽，以防点燃由于液体系统破裂或损坏时可能溢出的可燃液体或蒸气。
（ｃ）总开关或其控制装置必须安装成使机组成员在飞行中容易辨认和接近。
§２３．１３６５ 电缆和设备
（ａ）每根电缆必须具有足够的载流能力。
（ｂ）一旦发生电路过载或故障，可能过热的每根电缆和有关设备必须至少是阻燃的，且不会放出达到危险量的毒性烟。
§２３．１３６７ 开关
每个开关必须满足下列要求：
（ａ）能够承受其额定电流；
（ｂ）在结构上使载流零件与壳体之间有足够的间距或绝缘材料，以使飞行中的振动不会引起短路；
（ｃ）便于相应的飞行机组成员接近；
（ｄ）对工作状态和所控制的电路加以标记。
灯
§２３．１３８１ 仪表灯
仪表灯必须满足下列要求：
（ａ）使每个仪表和控制装置易于判读和识别；
（ｂ）安装成对灯的直射光线和风挡或其它表面反射的光线能加以遮蔽，以免直射驾驶员的眼睛；
（ｃ）在载流零件和壳体之间有足够的间距或绝缘材料，使飞行中的振动不会造成短路。座舱顶灯不是仪表灯。
§２３．１３８３ 着陆灯
（ａ）所装的每个着陆灯必须是可接受的。
（ｂ）每个着陆灯的安装必须做到：
（１）使驾驶员看不到有害的眩光；
（２）使驾驶员不受晕影的严重影响；
（３）为夜间着陆提供足够的光线。
§２３．１３８５ 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§２３．１３８７至§２２３．１３９７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。每个灯都必须经过批准。
（ｃ）后航行灯 后航行灯必须是白灯，要尽可能向后地安装在尾部或每个机翼翼尖上，并且必须经过批准。
（ｄ）电路 两个前航行灯和一个后航行灯必须组成一个单独线路。
（ｅ）灯罩和滤色镜 每个灯罩或滤色镜都必须至少是阻燃的，在正常使用期间不得改变颜色或形状，也不得有任何明显的灯光透射损失。
§２３．１３８７ 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°。
（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°。
（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°。
（ｅ）如果根据§２３．１３８５（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°夹角。
§２３．１３８９ 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§２３．１３９１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§２３．１３９３规定的相应值，其中，Ｉ为§２３．１３９１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§２３．１３９５中规定的相应值，但是当主光束的光强远大于§２３．１３９１和§２３．１３９３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§２３．１３９５中规定的相应值。
（ｃ）后航行灯安装 如果符合下列情况，则一个单独后航行灯可以安装在横向偏移飞机对称平面的某一位置：
（１）照射的最大锥体轴线在平飞中平行于飞行航迹；
（２）在灯的后部和最大照射轴线左、右各７０°角平面之间无任何障碍。
§２３．１３９１ 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 ｜０°～１０° ｜ ４０
｜１０°～２０° ｜ ３０
光或前绿光） ｜２０°～１１０° ｜ ５
－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－｜－－－－－
后（后部白光） ｜１１０°～１８０°｜ ２０
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§２３．１３９３ 前、后航行灯任－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
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§２３．１３９５ 前、后航行灯的最大掺入光强
除§２３．１３８９（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。
§２３．１３９７ 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“ｙ。－０．０１０”，取小者；
“ｙ”不大于“ｘ＋０．０２０”，也不大于“０．６３６－０．４００ｘ”；
其中，“ｙ。”为普朗克幅射器相对于所论“ｘ”值的“ｙ”座标值。
