中国石油化工总公司 炼油设计定额 SHSG-015一90 (试行) 中国石油化工总公司工程建设部 中国石油化工总公司 炼油设计定额 SHSG-015-90 (试行) 主编单位：中国石油化工总公司洛阳石油化工工程公司 批准单位：中国石油化工总公司工程建设部 实行日期： 1991年4月1日 i990 北京 中国石油化工总公司部（厅）文件 中石化(1990)建设字401号 关于试行《炼油设计定额》和《石油化工 工程设计开工报告编制提纲》的通知 各有关单位： 为了加强设计管理，现将《炼油设计定额》和《石油化工工程设计开工报告编制提 纲》颁发，自一九九一年四月一日起试行.各单位在试行中有何问题和意见，希及时向 我部反映. 上述《定额》及《提纲》将由中国石化总公司勘察院（即原徐水勘察公司）印刷发 行，请向该院出版车间预订. 一九九年十二月二十八日 主题词：印发 设计 管理制度 通知 工程建设部办公室 一九九一年一月四日印 ...

专用条件 编 号：SC-35-001 日 期：2016-03-01 局长授权颁发： 树描 JL-4A、JL-4A/1复合材料螺旋桨 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 JL-4A及JL-4A/1型螺旋桨桨叶为复合材料构造，其桨叶和桨帽 为复合材料，桨毂为金属材料.目前《螺旋桨适航标准》(CCAR-35) (1987年12月17日颁布)不包含对复合材料螺旋桨的材料特性、强 度评估、离心载荷试验、疲劳评估、鸟撞、雷击的特殊要求.根据 CCAR21.16的要求，制定该专用条件. 3.适用范围 JL-4A、JL-4A/1螺旋桨 4.专用条件 (1)螺旋桨所用复合材料的适用性和耐用性除了需满足 CCAR35.17条款外，还应： (a)考虑服役中预期的环境条件； (b)材料属性的设计值必须满足预期服役的适用条件中出现的 材料规范里最严酷的情况. (2)复合材料螺旋桨叶中的最大应力不能超过局方在考虑到螺 旋桨制造形式的特殊性和最严酷使用条件情况下的接受值. (3)申请人必须表明螺旋桨符合本部分(a)、(b)和(c)段的 要求而不会产生可以导致重大或危害性后果的失效、故障和永久变 形.当服役中的螺旋桨对环境退化很敏感时，这一点也必须被考虑. (a)桨毂，桨叶固定系统和平衡配重必须承受得住螺旋桨运行 中最大额定转速情况下所产生的最大离心力两倍的离心载荷，试验时 间为一小时. (b)必须对和桨叶固定系统不同特性的桨叶（例如，连接在金 属固定装置上的复合材料桨叶)进行试验，要求必须承受得住螺旋桨 运行中最大额定转速情况下所产生的最大离心力两倍的离心载荷，试 验时间为一小时.该试验可在上述(a)部分所述的试验中进行，或 进行单独的零件试验. (c)与螺旋桨一起使用的零件或者螺旋桨上的附件（例如，桨 帽，除冰装置和桨叶防腐罩)，必须承受得住螺旋桨运行中最大额定 转速情况下所产生的最大离心力1.59倍的离心载荷.这可以用下述 方式进行： (i)在规定载荷下试验30分钟，或者 (ii)基于试验结果的分析. (4)申请人必须通过试验、基于试验的分析或类似设计先例来 证明，在临界飞行条件运行下典型安装的螺旋桨的关键部位与4磅 重的鸟相撞后不会产生重大或者危害性事故. (5)(a)螺旋桨的疲劳极限必须通过试验或者基于实验的分析 来建立.要对下列部件进行疲劳极限分析： (i)桨毂 (ii)桨叶 ()桨叶固定装置 (iv)受疲劳载荷影响的零件和条款§35.15中涉及的具有可以 导致螺旋桨危害性后果失效模式的零件. (b)疲劳极限必须考虑： ()已知的，可合理预见的振动和服役中预期的循环载荷； ()能预料到的螺旋桨服役特性的退化、材料属性的变化、制 造变化和环境影响； (c)螺旋桨的疲劳评估必须证明由于疲劳所导致的危害性后果 在螺旋桨整个预定运行生命周期内是可以避免的，包括： (i)符合规章23.907或§25.907规定下螺旋桨预定安装的 飞机； (ii)典型飞机. (6)必须通过试验或者以试验或类似设计经验为基础的分析证 明，螺旋桨能经受雷击而不引起重大或危险性螺旋桨影响.螺旋桨受 雷击合格的限制条件必须写入适当的手册. ...

专用条件 编 号：SC-33-001 日 期：2016-09-13 局长授权颁发： WZ16发动机30分钟AE0额定功率 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.概述 WZ16发动机的30分钟AE0(A11 Engine0 perative 双发工作) 额定功率为新颖或独特的设计特征，WZ16发动机审定基础适用的适 航规章CCAR-33R2没有覆盖30分钟AE0额定功率及其使用限制，需 制定专用条件，且专用条件应具有与CCAR-33R2等效的安全水平. 3.背景 Z15直升机要求WZ16发动机具有30分钟AE0额定功率，便于在 更高的功率下悬停以执行搜救任务(HIP/SARM Hovering at Increased Power for Search And Rescue Missions).WZ16发动机 在设计中设置了30分钟AE0额定功率和相关使用限制.WZ16发动机 30分钟AE0额定功率的功率值等于额定起飞功率值，允许直升机在 该状态下连续工作30分钟，且在飞行中不限制使用次数，其他限制 值与额定起飞功率限制值相同. 4.适用范围 WZ16发动机. 5.专用条件 针对WZ16发动机30分钟AE0额定功率，审查组提出以下专用条 件(SC1): SC181:第33.3条概述 要求： 适用时，用于表明对33部审定基础的符合性所采用的文件、 试验和分析必须考虑额定30分钟AE0功率额定值、限制值和使用情 况. SC182:第33.4条持续适航文件 持续适航文件必须： (a)包含措施以确保使用额定30分钟AE0功率不会导致发动 机衰减过大.这意味着包括OEI功率在内的经批准的额定值在每 次飞行中都是可用的（预计的使用情况，并保持在相应的限制之内）； 衰减不会超过用于声明翻修间隔期TBO周期时假定的水平. (b)证明根据本条(a)款的要求所确定的维护措施的充分性. (c)在适航限制章节(ALS)中包含与额定30分钟AE0功率相 关的强制性检查和使用限制. SC183:第33.7条发动机额定值和使用限制 要求： 增加额定30分钟AE0功率的定义：包括额定30分钟AE0功率以 及相应的扭矩、转速、燃气温度和时间限制. SC184:第33.29条仪表连接 要求： 发动机必须具有在额定30分钟AE0功率时间限制到达前提示飞 行员的方法，或提供提示飞行员的手段. SC185:第33.87条持久试验 作为第33.87条持久试验适用条款的补充： (a)持久试验必须包括不少于25小时以额定30分钟AE0功率 及其限制值的运行时间，该运行时间可分割为不低于30分钟，不高 于60分钟的持续试验阶段，替代在最大连续或更低的功率状态运行 的阶段. (b)按照第33.87条(d)(3)款进行的60分钟连续0EI试验， 若功率和限制值等于或高于额定30分钟AE0功率，可以用于满足本 条(a)款的要求.但是需要注意，起飞和其他OEI功率要求的时间 不能计入额定30分钟AE0功率所要求的25小时试验时间要求之内. ...

专用条件 编号：SC-25-016 日期：2018-07-06 局长授权颁发： 徐趁群 A350-941飞机方向舵往复偏转载荷 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 服役经验和最近的调查表明，不论是否在训练中，驾驶员都可能实 施一些错误或对飞行不利的方向舵输入措施，例如脚蹬反向操作.事故 和事件资料显示，一些飞机经历了方向舵往复偏转操作，导致机体结构 承受了超过限制载荷甚至有时超过极限载荷的作用力. 在2011年3月，FAA下达任务，请航空规章制定咨询委员会 (ARAC)考虑，是否需要在14CFR25部C分部中增加一个新的飞行 机动情况，通过规定一个飞行包线来保证飞机在方向舵往复偏转及相应 的侧滑角增加时的结构承受能力；或者考虑是否能通过其他更合适的标 准来阐述这个问题，例如采用某种脚蹬特性能以阻碍飞行员实施脚蹬反 向操作.ARAC重建了飞行操纵协调工作组(FCHWG)以协助该任务， 1/4 同时EASA也进行了参与.FCHWG在他们最新的报告《方向舵脚蹬灵 敏度/方向舵偏转问题建议报告》(2013.11.7)中总结到，现有的25部 没有条款对防止无意识方向舵操纵提出要求.但是，FCHWG认为由于 防止不利输入的方法是不可预见的，应通过一种新的设计载荷工况对不 恰当的方向舵操作提出标准要求. CAAC认为有必要签发一份专用条件以保证飞机有足够的设计容 差以承受一次方向舵脚蹬往复.一些适航当局已对新设计提出了相似要 求，即通过§25.601要求申请人在取新型号合格证时表明他们的飞机 设计在承受多次方向舵脚蹬往复操纵后仍能保持持续安全飞行并着陆 的能力. 3.适用范围 A350型飞机. 4.专用条件 总则： (1)飞机必须按本专用条件要求的方向舵操纵往复偏转载荷情况进行设 计.这些载荷情况视为极限载荷，无须采用额外的安全系数.即使如此， 任何由于这些极限载荷造成的永久性损伤不能阻碍飞机的持续安全飞行 和着陆. (2)设计载荷必须按CS25.321中的要求确定.速度范围由零度侧滑角时 可能到达方向舵最大偏度的最高空速或V之中取大者，至Vc/Mc并假设 驾驶员作用力为890N(2001bf).考虑工况时，起落架和减速板（或扰 流板作为减速板)处于收起状态.若航路情况使用了副翼（或襟副翼及 2/4 其他任何作为副翼的气动力装置)和缝翼，还需考虑副翼和缝翼放下的 构型. (③)系统影响.在评估本机动时需考虑系统的影响.例如，电传飞机在分 析中须假设飞机处于正常控制律状态.任何用于表明这些条款验证的系 统功能须遵循如下原则： (a)系统依据飞机飞行手册程序飞行中正常运行，系统失效时的有限 制的签派也是允许的，前提是要满足主最低设备清单(MMEL)规定， 并且MMEL的要求与考虑方向舵往复输入作为签派构型下的严酷事 件相一致. (b)必须为功能损失提供合适的机组程序.若该系统功能损失不能 被机组监测到，则其损失概率（失效率乘以最大暴露周期）须小于 1/1000. (4)失效情况.由于完整的方向舵脚蹬往复输入的概率是极低的，失效情 况无须叠加本专用条件规定的方向舵操纵往复偏转载荷. 在表明满足上述载荷要求时，可采用以下方法： (1)专用条件(a)到(e)款为在方向舵满偏输入情况下，后续一次方向舵反 复偏转再回到中立位置.在整个俯仰操纵机动中，速度应保持合理连续. (2)在飞机以零偏航角作非加速飞行时，假定驾驶舱的方向舵操纵器件 突然移动到受制于操纵系统、操纵止动器和...

专用条件 编号：SC-25-015 日期：2018-07-06 局长授权颁发： 徐趁群 A350-941飞机燃油箱结构闪电防护要求 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 CCAR25.981(a)(3)-R4要求： 燃油箱点燃防护 (a)在可能由于燃油或其蒸气的点燃导致灾难性失效发生的燃油 箱或燃油箱系统内的任一点不得有点火源存在.必须通过以下表明： (3)证实点火源不会由每个单点失效、每个单点失效与每个没有表 明为概率极小的潜在失效条件的组合或者没有表明为极不可能的 失效组合引起.必须考虑制造偏差、老化、磨损、腐蚀以及可能的损伤 的影响. CS25.981(a)(3)-Amdt.8要求： Fuel tank ignition prevention 1/3 (a)No ignition source may be present at each point in the fuel tank or fuel tank system where catastrophic failure could occur due to ignition of fuel or vapours.This must be shown by: (3)Demonstrating that an ignition source does not result from each single failure and from all binations of failures not shown to be Extremely Improbable as per 25.1309.(See AMC 25.981(a)). CCAR25.981(a)(3)-R4与CS25.981(a)(3)-Amdt.8存在规章差异，即 CS25.981(a)(3)-Amdt.8较CCAR25.981(a)(3)-R4对燃油箱点火源防护 缺少要求：“证实点火源不会由每个单点失效与每个没有表明为概率极 小的潜在失效条件的组合引起”.因此，空客公司在向EASA表明符合性 时，并没有表明其设计满足该条款差异引起的对燃油箱结构闪电防护的 要求.基于当前工业水平，几乎TC申请人均难以在燃油箱结构闪电 防护方面直接表明对该条款差异部分的符合性.根据审查组对燃油箱结 构闪电防护要求的一贯处理方式，考虑到A350-941飞机为复合材料机翼 油箱且油箱均由惰化系统进行惰性化的新颖独特设计特征，特提出 本专用条件，以替代CCAR25.981(a)(3)对燃油箱结构闪电防护的要求. 3.适用范围 本专用条件适用于A350-941型飞机. 4.专用条件 对于燃油箱基本机身结构或永久系统支撑结构上集成的闪电防护 设计特征，空客公司表明其对25.981(a)(3)的符合性以及CAAC判断其符 2/3 合性均是不现实的，下面的要求可用于替代25.981(a)(3)的要求： (1).对于机上的燃油箱，空客公司必须表明A350-941型飞机 的设计满足或超过CCAR25-R4附录M的要求； (2).为表明该对专用条件（替代25.981(a)(3)条）的符合性，空 客公司必须表明其设计至少包含两重独立、有效并可靠的闪电 防护特征（或系列设计特征），以为每一结构设计区域提供容 错的闪电相关点火源防护特征.对于以下特定设计不要求具有 容错设计： (a)容错设计特征不可实现的区域，和 (b)由该处设计特征与其他...

专用条件 编号：SC-25-014 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧每 驾驶舱语音记录器(CVR)增加记录数据链功能和独立电源(RIPS) 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 CCAR-25-R3§25.1457对记录器没有记录数据链功能以及增加 独立电源的要求. 美国运输安全委员会(NTSB)在对以往空难事件的调查中发现， 飞机在坠毁后十分钟内的信息对于事故原因的调查分析是很有帮助 的，因此在2008年3月7日美国联邦航空局(FAA)颁布了FAR 25-124修正案，提出2010年4月7日之后生产的飞机，需在飞行 记录器上记录发送和接受的数据链通信，并且要加装独立电源， 使得在飞机断电后，记录器仍然能持续工作十分钟. CAAC基于FAA颁布的FAR25-124修正案，在CCAR-25-R4中 对CCAR25.1457条款进行了修订.另外，运营规章CCAR91-R2第 91.433条要求，2005年1月1日后运营的飞机上的飞行记录器应 记录发送和接受的数据链通信. 基于上述背景，制定了专用条件“驾驶舱语音记录器(CVR)增加 记录数据链功能和独立电源(RIPS)” 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 1)如果安装了数据链通信设备，那么数据链通信，应使用经 批准的数据信息集.数据链信息必须作为通信设备的输出信号被记 录，该通信设备可将信号转换为可用数据. 2)具有符合以下要求的独立电源： (i)提供10±1分钟的电源支持驾驶舱录音机和安装在驾驶舱的区 域话筒； (i)安装位置尽可能靠近驾驶舱录音机；和 (iii)如果发生了驾驶舱录音机的其它电源由于正常关闭或任 何其它电气汇流条的电源丢失引起的中断，驾驶舱录音机和座舱安 装的区域话筒能够自动开启. ...

专用条件 编号：SC-25-013 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧每 电子飞行控制系统一指令信号完整性 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 在过去，通常采用传统的机械和液压机械方式将指令信号传输 到飞行控制舵面.根据其失效类别（如，维修错误、卡阻、脱开、机 械元件的失控或失效、液压元件的结构失效等)，能够相对直接地确 定干扰指令传输的原因.并且传统的液压机械式飞行控制系统设计不 可能像电传操纵系统设计那样会受到寄生电磁信号和计算机诱发信 号的影响. 对使用包含了数字设备和软件的FBW技术的系统，有经验表明 电子数字传输线路上信号有可能受到来自内部或外部的干扰. CCAR-25-R3中的相关条款（如825.671）主要是针对液压机械式 飞行控制系统的，这些条款没有对指令和控制信号不得因内外干扰而 改变做出专门的要求.因此，拟制定专用条件以确保控制信号不会因 内部或外部的干扰造成不利的改变. 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 ARJ21-700型飞机的飞控系统除满足CCAR-25-R3S25.671的要 求外，还应满足下列要求： 1.必须表明飞控系统信号不能被无预期地改变，或是改变的信 号满足以下要求/准则： a.对的操纵面闭环系统，能保持稳定的增益和相位裕度.这 一要求不包括飞行员控制输入（闭环中的飞行员）； b.(考虑到的FBW飞控系统，信号故障不是极端不可能发 生的)应提供足够的俯仰、滚转和偏航能力来提供持续安全飞行和着 陆所需的控制； c.对气动闭环内部的系统，由虚假信号引发的影响，一定不能产 生使飞机性能不可接受的瞬变或降级.尤其是，会造成控制面作动器 明显非指令动作的信号必须提前被检测和消除，或是通过其他方法舵 面动作以令人满意的方式被抑制.小幅值的残余系统振荡是可接受 的. 2.必须演示证明，控制面闭环系统的输出不会导致飞行控制面 非指令性的持续振荡.对于较小的不稳定性影响，如果进行了充分调 查、证明和理解的情况下，则是可接受的. ...

专用条件 编号：SC-25-012 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧府 电子飞行控制系统一舵面知晓和模式通告 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 ARJ21-700型飞机采用电传飞控系统.根据相关经验，对于具有 电子飞行控制系统的飞机，在驾驶杆位置与相应的飞机操纵面位置之 间并不总是保持着直接的相互对应关系.在特定情况下，一个可能要 求操纵面大范围运动但无需大的操作输入的指令机动可能使操纵面 或作动系统超出其限度，而飞行员却毫无察觉.这种情况在飞行员手 动操作或自动驾驶飞行时都可能出现，并且如果自动驾驶系统工作期 间没有带动相应飞行员操作装置（驾驶杆/盘）运动，这种情况可能 会进一步恶化：飞行员或自动飞行系统将会延续其对飞机的不利控 制，进而导致对飞机的控制，或导致操纵稳定性或飞机性能的其他不 安全特性，除非飞行员被告知有过度的操作面偏转或正在逼近操纵面 的极限位置. 针对该情况，CCAR-25-R3没有包含足够的或适当的适航要求， 考虑系统设计新颖、独特的设计特征，制定了专用条件“电子飞行控 制系统-舵面知晓和模式通告”辅助飞机特性评审. 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 除了应满足CCAR-25-R3S25.143 25.671和25.672要求外，还 需满足如下a)、b)要求. a)系统设计必须保证任何时候主要控制面位置接近控制权限限 制时，能够被飞行员适当的感知. 注：术语“适当的感知”表示这种提供给飞行员的通告应在骚扰性 告警和必要的飞行员提示之间取得一个良好的平衡. b)如果系统采用多模式的设计，则当任何模式的显著改变或降低 飞机的正常操作或工作特性时应向飞行员提供显示信息. ...

专用条件 编号：SC-25-011 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧多 无正常电源时的运行 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 ARJ21-700飞机的电子综合显示系统和电子飞行控制系统需要 有连续的电源供电.CCAR-25-R3825.1351(d)要求：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.该要求是基于传统机械式飞行控制系统的设计 而制定的，即在驾驶杆与飞行操纵面之间有机械连接.此时，驾驶员 将能够在判明电气故障、再起动发动机（必要时）以及重建某些发电 能力的过程中，保持对飞机的控制. 但是ARJ21-700型飞机采用的是电子飞行控制系统，即在驾驶杆 与飞行操纵面之间无机械连接. 为保持其安全水平等效于具有传统飞行控制系统的飞机， ARJ21-700型飞机的运行不得因丧失发动机或辅助动力装置(APU) 上的发电机供电而受到时间限制. 基于上述背景，制订了专用条件“无正常电源时的运行”. 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 必须通过试验或试验和分析相结合的方法表明，在发动机和APU 上的发电机无法正常供电时（换句话说，仅在电瓶和任何其它备用电 源供电时)，飞机能够持续安全地飞行和着陆.飞机的运行应考虑关 键的飞行阶段，并应包括发动机的再起动能力和按所审定的飞机偏离 规定航线的最长时间保持飞行的能力. ...

专用条件 编号：SC-25-010 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧 高能电磁辐射场(HIRF) 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 ARJ21-700型飞机安装有执行关键功能的电子飞行控制系统，以 及用于显示和控制飞机关键功能的先进航空电子系统.这些系统易受 飞机外部HIRF的干扰. 陆基无线电发射装置发射功率的不断增大、太空及卫星通信在飞 机电子指引和控制方面的应用、许多先进数字式系统在比模拟系统还 低的能量水平上发生混乱和/或损坏、以及各种机载系统越来越多地 采用电子/电气控制的趋势等事实，都要求飞机必须具有足够的HIRF 保护能力，以防止执行关键功能的航空电子系统和电气系统因直接或 间接的HRF作用造成器件损坏和功能中断进而导致灾难性事故. CCAR-25-R3中没有包含足够或适当的适航要求来保护这些系 统免受HIRF的不利影响.由于这些系统的设计具有新颖、独特的设 计特征，现特为ARJ21-700型飞机型号合格审定制定本专用条件，以 提升该型飞机的安全水平. 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 执行关键功能的每个电子和电气系统必须被设计和安装成：当飞 机曝露于飞机外部HIRF环境下，确保执行关键功能的这些系统的运 行和运行能力不会受到有害的影响. 这里所说的关键功能是指：故障将触发或引起阻止飞机继续安全 飞行和着陆的故障条件的那些功能. a)根据本专用条件，申请人应符合下面(1)或(2)的要求： (1)申请人可以验证飞机曝露于下面HIRF环境时安装且执行 关键功能的电子和电气系统的运行和运行能力不会受到有害影响： 场强（伏/米） 频率 峰值 平均值 10KHz-100KHz 50 100KHz-500KHz 50 500KHz-2MHz 50 2MHz-30MHz 100 30MHz-70MHz 50 70MHz-100MHz 50 100MHz-200MHz 100 200MHz-400MHz 100 400MHz-700MHz 50 700MHz-1GHz 100 1GHz-2GHz 200 2GHz-4GHz 200 4GHz-6GHz 200 6GHz-8GHz 200 8GHz=12GHz 300 12GHz-18GHz 200 18GHz-40GHz 600 200 场强以峰值的均方根值(RMS)给出 (2)申请人可以由一个系统试验室试验进行验证：执行关键功 能的电子和电气系统能够经受住10KHz-18GHz频率范围内100伏（均 方根值)/米的电磁场强度. (3)任何一个验证都可以使用a)(1)表格中规定的个别频率范 围表明符合性. (4)就像许多试验室仪表指示幅值那样，为HIRF环境和试验 室试验水平所使用的场强值均以测量调制周期峰值的均方根值表示. b)表明HIRF要求符合性的可接受方法如下： (1)符合性计划：申请人应该向审查组提交一份计划，以说明 如何满足HIRF要求的符合性.该计划还应为处于HIRF环境中的关 键系统的工作建议一个合格/不合格的判据. ...

专用条件 编号：SC-25-009 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧 用于进近爬升和复飞阶段的起飞推力自动控制系统(ATTCS) 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 ARJ21-700型飞机的起飞推力自动控制系统(ATTCS)在起飞以及 复飞阶段都允许使用，以获得一定的性能增益.在CCAR-25-R3部附 录I起飞推力自动控制系统(ATTCS)的安装”中已经规定了在起飞 阶段使用ATTCS系统的安全性要求，对于临界时间间隔、性能和系 统可靠性要求、推力调定以及动力装置操纵器件都提出了明确的要 求.但是CCAR-25-R3部中并没有关于复飞阶段使用ATTCS系统的 要求. 由于ARJ21-700型飞机允许在复飞阶段使用ATTCS系统，这一设 计具有新颖独特的特点，为了保证飞机在复飞阶段使用ATTCS系统 所能达到的安全水平与起飞阶段一致，制订了专用条件“用于进近爬 升和复飞阶段的起飞推力自动控制系统(ATTCS)专用条件”. 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 4.1总则 用于进近爬升和复飞阶段的ATTCS定义为整套自动系统，包括 感受发动机失效、输送信号、作动燃油控制或推力杆，或通过其它方 式增加工作发动机的推力以达到预期的推力增量，同时向驾驶舱提供 系统工作信息的机械和电气装置. 4.2临界时间间隔 对进近爬升和复飞阶段，临界时间间隔采用120秒，或如果通过 分析证明是合理的，可以采用更短的临界时间间隔. 确定进近爬升和复飞临界时间间隔的计算方法如下： (1)临界时间间隔开始于2.5度进近下滑航迹上的一点，在该点， 假设发动机和ATTCS同时失效.随后的进近爬升飞行航迹与起于较 后一点的25部一发不工作进近爬升梯度飞行航迹相交.从发动机和 ATTCS同时失效点到两条航迹相交点的时间间隔不得短于评估起飞 临界时间间隔中所使用的时间间隔，该时间间隔从发动机和ATTCS 同时失效到高于起飞表面122米(400英尺). (2)临界时间间隔终止于最低性能全发复飞飞行航迹上的一点， 在该点，假设发动机和ATTCS同时失效，随后的最低进近爬升飞行 航迹与25部一发不工作进近爬升梯度飞行航迹相交.全发复飞飞行 航迹和25部一发不工作进近爬升梯度飞行航迹起于2.5度进近航迹 上的同一点.从发动机和ATTCS同时失效点到两条航迹相交点的时 间间隔不得短于评估起飞临界时间间隔中所使用的时间间隔，该时间 间隔从发动机和ATTCS同时失效到高于起飞表面122米(400英尺). 临界时间间隔见图1. 发动机和ATICS 同时失效 全部发动 机工作 2.5°进近 发动机和ATTCS 下滑航迹 同时失效 发动机失效，ATTCS运行 25.121(d)爬升梯度要求 临界时间 间隔 *发动机和ATTCS同时失效的时间 间隔不得短于符合I25.2(b)的起飞 临界时间间隔中所使用的时间间隔 该时间间隔从发动机和ATTCS同 时失效到高于起飞表面400英尺. 图1临界时间间隔 4.3起飞推力自动控制系统(ATTCS) 进近爬升和复飞过程中发动机失效后，自动重置工作发动机推力 的控制系统必须满足下列要求： (a)性能和系统可靠性要求. (1)在临界时间间隔内，ATTCS失效或ATTCS系统内的一个失 效组合： (i)不应妨碍进入最大批准的复飞推力，或必须证明是不可能事 件； ...

专用条件 编号：SC-25-008 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧每 通过操纵品质评定系统的方法来评估飞行特性符合性 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 ARJ21-700型飞机的主飞控系统采用驾驶杆/盘/脚蹬控制飞机的 飞行姿态和轨迹.驾驶员指令由传感器发出，经模拟和数字电子控制 单元处理，通过控制作动器来驱动舵面.主飞控系统的方向舵（一块） 提供飞机的偏航控制；升降舵（两块）和全动水平安定面（一块）提 供飞机的俯仰控制；副翼（两块）和多功能扰流板（三对）提供飞机 的滚转控制.多功能扰流板还能在空中提供空中减速功能，并在地面 与地面扰流板（一对）共同提供地面破升功能. CCAR-25-R3825.672(c)基本上考虑到有限的开/关增稳而编写， 已经无法全面地评估装有电子飞控系统(EFCS)飞机的飞行特性符 合性.因此将采用“操纵品质评定系统”(HQRS)的方法来评估 ARJ21-700飞机的飞行特性符合性. “操纵品质评定系统”提供一种有关操纵品质评估的系统的方法. 它并不意味着要规定项目的规模或需要固定数量的飞行员以取得多 方意见.从飞机设计本身，以及从“系统级安全评估”中评定的多项故 障里定义临界故障组合，来决定操纵品质评定系统的应用范围. “操纵品质评定系统”评估方法主要在特定的大气扰动、飞行状态 和飞控系统故障下，对飞机完成某一考核飞行任务过程的操纵品质进 行评定，并根据评定结果验证飞机在飞控系统故障下的适航符合性. 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 对EFCS故障情况，通过使用操纵品质评定系统来评定飞行特性 的符合性.操纵品质评定系统用于代替CCAR25.672(c)评估由于 单个和多个非极不可能发生的故障而形成的EFCS构形.操纵品质分 级如下： 满意的：通过常规飞行员正常的体力和注意力就能够满足全部性 能准则； 足够的：足以继续安全飞行和着陆；满足全部的或规定的降低后 的性能，但是伴随有驾驶员体力和注意力的增加； 可操纵的：不足以继续安全飞行和着陆，但是可操纵的，从而可 以回复到安全飞行状态、安全飞行包线和/或改变形态，使得操纵品 质至少是足够的. 操纵品质等级允许随故障状态、大气扰动水平和飞行包线逐渐降 低.特别强调，在正常的飞行包线内，对可能的故障和有中度大气扰 动时，飞行员评定的飞行品质等级必须是满意的或足够的；不可能的 故障和有轻度大气扰动时，飞行员评定的飞行品质等级必须不低于足 够的. ...

专用条件 编号：SC-25-006 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧 起落架减震试验 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 随着运输类飞机设计的变化，对着陆载荷的要求也逐渐有了改 变.最初，认为只需要通过分析即足以确定作用于刚体飞机上的着陆 载荷系数.随着起落架系统的设计制造愈见复杂，飞机的柔性特性愈 见提高，导致了对于实际减震试验的要求的变化，仅根据起落架装置 的落震试验而确定的载荷系数已不够充分，要求确认起落架的动态特 性. 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 修正CCAR-25-R3§25.473，修订其(d)款如下： 825.473着陆载荷情况和假定 (d)必须通过s25.723(a)规定的试验验证起落架的动态特性. 修正CCAR-25-R3§25.723如下： 825.723减震试验 (a)用于确定着陆载荷的起落架动态特性分析模型必须通过能量 吸收试验进行验证，必须进行一系列试验来确保该分析模型对于 825.473规定的设计情况是有效的. (1)在设计限制条件下经受能量吸收试验的形态必须至少包括 设计着陆重量或设计起飞重量，以产生较大的着陆冲击能量者为准. (2)起落架装置的试验姿态和试验时相应施加的阻力必须模拟 飞机的各种着陆情况，模拟方式要能产生合理的或保守的限制载荷. (b)起落架在演示其储备能量吸收能力的试验中不得损坏，此试 验模拟在设计着陆重量时下沉速度为12英尺/秒并假定在着陆撞击时 飞机的升力不大于飞机重量. (c)对于业经批准设计重量的更改以及设计中的小改的验证可以 用分析的方法来代替本条所规定的试验，该分析必须以能量吸收特性 相似、基本结构相同的起落架系统所作过的试验为依据. ...

专用条件 编号：SC-25-005 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧每 发动机突然停车 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 在考虑发动机由于故障或结构失效（例如：压气机卡阻）致使突 然停车所产生的限制扭矩载荷情况时，过去是由发动机制造商确定与 典型失效情况相关的设计扭矩载荷，并将其提供给飞机制造商作为限 制载荷，该限制载荷被认为是简单的纯扭矩静态载荷.由于现代喷气 发动机的尺寸越来越大，具有高涵道比，能产生更大更复杂的动载荷， 因此，需要考虑发动机突然停车所产生的动载荷的要求. 另外，服役历史表明，可能导致最严重载荷情况的发动机失效状 态是风扇叶片的失效.需要考虑风扇叶片失效引起的动载荷对结构的 影响. 3.适用范围 本专用条件适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 对CCAR-25-R3S25.361(b)条款的符合性要根据美国联邦航空局 发布关于发动机故障载荷咨询通告(AC25.362-1)考虑发动机故障载 荷，按下列情况考虑： (a)对于涡轮发动机装置，发动机架、吊挂及其支撑结构必须设 计成能承受下列每种最大限制扭矩载荷及1g平飞载荷的同时作用： (1)由故障造成的、能使发动机推力在暂时丧失的发动机突然减 速， (2)发动机最大加速. (b)对于辅助动力装置(APU) APU架及其支撑结构必须设计 成能承受下列每种最大限制扭矩载荷及1g平飞载荷的同时作用： (1)由于故障或结构损坏造成的APU突然减速， (2)APU的最大加速. (c)对于发动机支撑结构，必须考虑1g平飞载荷和下述动载荷同 时作用的极限载荷： (1)任何风扇、压气机或涡轮叶片的丧失，以及 (2)任何能引起更大载荷的发动机结构损坏. (d)当(c)(1)和(c)(2)所定义的极限载荷作用到发动机架和吊挂上 时，必须乘以1.0的安全系数；当作用到临近的机体支撑结构上时， 必须乘以1.25的安全系数. ...

专用条件 编号：SC-25-004 日期：2014-11-26 局长授权颁发：侧多 系统对结构的影响 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 主动飞行控制系统可以自动对除了驾驶员之外的其他外部输入 给出响应.主动飞行控制系统扩展了驾驶员的功能、效率和可靠性， 所以系统失效时无人工备份的电传飞行控制正逐渐成为大型运输类 飞机的标准设备.CCAR-25-R3安全标准中未包含足够的要求来确定 安装了这些先进设备飞机具有可接受安全水平. 虽然自动驾驶仪也被看作主动飞行控制系统，但是通常他们的控 制权限是被限制的，所以其失效所造成的结果可以很容易的被驾驶员 纠正.目前，自动驾驶仪也集成到主动飞行控制系统中，并被给予足 够权限可以使飞机机动到结构设计限制.此项先进技术的使用和控制 权限提高要求有一种新的方法来考虑控制系统与结构的相互影响. CCAR-25-R3中用于定义载荷包线的方法并没有充分考虑系统 及其可靠性的影响.这些自动系统可能会不起作用或是在操纵权限减 少的降级模式下工作.因此，有必要确定结构的安全系数和飞机的使 用裕度，使由于系统故障产生的载荷所导致结构失效的组合概率不超 过安装了早期控制系统的飞机的相应水平.为了达到这个目标，有必 要确定系统的故障状态及相应的故障出现概率以获得结构安全系数 和使用裕度，来保证飞机具有可接受的安全水平. 早期的飞行控制系统只有两种状态，全部正常或全部失效.这两 种状态均能立即被机组所察觉.新的主动飞行控制系统具有失效模 态，允许系统在降级模态、不具有全部权限的情况下工作.降级的模 态不能立即被机组发现，所以要求为这些系统安装监控系统，以提供 关于降级系统的工作状态的报告 3.适用范围 适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.专用条件 对于装有飞行控制系统、自动飞行系统、增稳系统、载荷减缓系 统、颤振控制系统和燃油管理系统的飞机要按下列要求考虑： (a)如果系统故障被证明是极不可能（故障概率<109）发生的， 则不需要考虑. (b)当系统故障概率≥10时，按下述状态来考虑： (1)系统出现故障的时刻： (i)从lg水平飞行状态开始，应建立包括驾驶员纠正动作的一个 真实情况，用来确定故障发生时刻及失效后立即出现的载荷.飞机应 能承受乘以合适安全系数(FS.)后的载荷，安全系数的选取见图1. 1.50 F.S. 1.25 109 10-5 1.0 Pj-出现故障模态j时的概率（每小时） 图1故障发生时刻的安全系数 (ii)如果故障状态是可能的，用此载荷（作为极限载荷）对 25.571(b)进行损伤容限评定. (ii)依据25.629(b)(2)进行颤振和发散的验证. (2)故障状态下持续飞行： (i)确定带故障状态飞行的载荷，并乘以一个取决于故障状态下 失效概率的安全系数(F.S.)(见图2)，进行静强度验证. 1.5 F.S. 1.0 109 105 1.0 Qj-故障模态j下的失效概率 其中： T-故障模态下j下的平均飞行时间（小时） Pj-出现故障模态j时的概率（每小时） 注：当 时，对于限制载荷均乘以1.5的安全系数. 图2故障状态持续飞行时的安全系数 (i)对于剩余强度验证，对上述载荷需乘以一个系数.然而，剩 余强度至少是1g的飞行载荷加上故障状态载荷的2/3倍.剩余强度 ...

专用条件 编号：SC-25-003 日期：2014-11-26 局长授权颁发： 飞机驾驶舱舱门 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 为提升ARJ21-700型飞机驾驶舱门安全性水平，特制定本专用条 件.本专用条件完全替代CCAR-25-R3中的S25.772条款，其中新增 “必须有紧急措施使飞行乘务员能够在飞行机组失去能力的情况下进 入驾驶舱”的要求；新增驾驶舱安保要求，具体地提出了驾驶舱门应 该承受的冲击载荷及拉伸载荷，规定了驾驶舱门应该抵御轻型武器装 备火力和爆炸装置的穿透要求，并对验证使用的子弹种类、速度及性 能做出了详细要求. 3.适用范围 适用于ARJ21-700型飞机型号合格审定. 4.本专用条件 驾驶舱舱门 对于驾驶舱与客舱之间装有可锁舱门的飞机： (a)对于最大客座量大于20座的飞机，应急出口的布局必须设 计成使机组成员或旅客都不必通过上述舱门就能到达为他们设置的 紧急出口； (b)必须有措施使飞行机组成员在该舱门被卡住的情况下能直 接从驾驶舱进入客舱； (c)必须有紧急措施使飞行乘务员能够在飞行员失去能力的情况 下进入驾驶舱. 保安事项 (a)驾驶舱的保护如果根据运行规则需要驾驶舱门，驾驶舱门的 安装必须设计成： (1)能够抵御未经许可人员的暴力入侵，关键部位能够承受300 焦耳(221.3英尺磅)的冲击，同时在旋纽和把手处能够承受1113牛 顿(250磅)的拉伸载荷；以及 (2)能够抵御轻型武器装备火力和爆炸装置的穿透，达到等同于 美国国家司法学会(NU)0101.04的Ⅲa水平. ...

专用条件 编号：SC-23-06 日期：2017-11-20 局长授权颁发： 王亦玲 小鹰500型飞机高强辐射场(HIRF) 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 小鹰500型飞机申请加装综合航电系统，现行的《正常类、实用类、 特技类和通勤类飞机适航标准》(CCAR-23-R3)中没有包含足够或适 当的适航要求来保护这些系统免受高强辐射场(HIRF)的不利影响. 为保证加装综合航电系统的小鹰500型飞机在HIRF条件下的安全运 行，制定本专用条件，作为小鹰500飞机加装综合航电系统的审定基础 的构成部分. 3.适用范围 小鹰500型飞机加装综合航电系统合格审定. 4.专用条件 (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 专用条件 编号：SC-23-06 日期：2017-11-20 局长授权颁发： 小鹰500型飞机高强辐射场(HIRF) 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 小鹰500型飞机申请加装综合航电系统，现行的《正常类、实用类、 特技类和通勤类飞机适航标准》(CCAR-23-R3)中没有包含足够或适 当的适航要求来保护这些系统免受高强辐射场(HIRF)的不利影响. 为保证加装综合航电系统的小鹰500型飞机在HIRF条件下的安全运 行，制定本专用条件，作为小鹰500飞机加装综合航电系统的审定基础 的构成部分. 3.适用范围 小鹰500型飞机加装综合航电系统合格审定. 4.专用条件 (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 一个电气和电子系统的设计和安装必须确保： (1)当飞机暴露于附录中描述的HIRF环境I期间和暴露以后， 其功能不受不利影响； (2)飞机暴露于附录中描述的HIRF环境I之后，系统及时地 自动恢复其功能的正常运行，除非系统的恢复与系统的其他运行或功能 要求相冲突；并且： (3)当飞机暴露于附录中描述的HIRF环境Ⅱ期间和暴露以 后，系统不受不利影响. (b)对于其功能失效会严重降低飞机能力或飞行机组应对不利运 行条件能力的每一电气和电子系统的设计和安装，必须确保提供这些功 能的设备暴露于附录中所描述的设备HIRF试验水平1或2时，系统不 受不利影响. (c)对于其功能失效会降低飞机能力或飞行机组应对不利运行条 件能力的每一电气和电子系统的设计和安装，必须确保提供这些功能的 设备暴露于附录中描述的设备HIRF试验水平3时，系统不受不利影响. ...

专用条件 编号：SC-23-05 日期：2015-07-14 局长授权颁发： 机梅 Y12F型飞机闪电间接影响 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 Y12F飞机在申请CAAC型号合格审定的同时，还申请了FAA的型号 合格审定，按照FAA审定要求，审定基础将包括FAR23部第61修正案. 为此，申请人要求在CAAC型号合格审定基础中，加入自愿符合FAR23 部第61修正案内容.因此根据FAR23部修正案23-61，制定本专用条件， 作为Y12F型飞机型号合格审定的审定基础的构成部分. 3.适用范围 Y12F型飞机. 4.专用条件 (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 一个电子和电气系统的设计和安装必须符合下列规定： (1)当飞机暴露于闪电环境期间和暴露以后，其功能不会受到 不利影响； (2)飞机暴露于闪电环境之后，系统能及时地自动恢复其功能 的正常运行； (b)按仪表飞行规则批准的飞机，对于其功能失效会降低飞机性能 或飞行机组应对不利运行条件能力的每一个电子和电气系统的设计和 安装，必须确保在飞机暴露于闪电环境之后，能及时的恢复其功能的正 常运行. ...

专用条件 编号：SC-23-04 日期：2015-07-14 局长授权颁发： 招机梅 Y12F型飞机螺旋桨的安装 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 Y12F飞机在申请CAAC型号合格审定的同时，还申请了FAA的型号 合格审定，按照FAA审定要求，审定基础将包括FAR23部第59修正案. 为此，申请人要求在CAAC型号合格审定基础中，加入自愿符合FAR23 部第59修正案内容.因此根据FAR23部修正案23-59，制定本专用条件， 作为Y12F型飞机型号合格审定的审定基础的构成部分，用于替代 CCAR-23-R3中23.905、23.907条之要求. 3.适用范围 Y12F型飞机. 4.专用条件 螺旋桨桨距操纵系统 (a)可变桨距和可反桨螺旋桨 (1)螺旋桨系统的单个失效或故障，不会导致螺旋桨桨距低于 正常飞行低距止动位置.任何有意低于正常飞行低距止动位置的范围， 必须由申请人在适用的手册中表明.如果证明概率极小，结构元件的破 损不必考虑. (2)对于桨距可以低于飞行低距止动位置的螺旋桨，必须通过 安装手册中的定义，使飞行机组能够感受并指示出桨叶是低于飞行低距 止动位置的.感受和指示螺旋桨桨距位置的方法必须保证其失效不会影 响螺旋桨操纵. (b)螺旋桨操纵系统 (1)螺旋桨操纵系统的设计、制造和验证必须表明： i.螺旋桨操纵系统在正常的和可选的工作模式，以及工作 模式间过渡状态工作时，必须在申请人声明的工作条件和飞行包线内完 成其预定功能. ii.螺旋桨操纵系统功能不应受到声明的环境条件的有害 影响，包括温度、EMI、HIRF和闪电.系统已验证符合的环境限制要求 必须在适用的螺旋桨手册中表明. iii.如果要求飞行机组采取措施，应提供方法表明已经发 生工作模式的变化，这种情况下，必须在适用的手册中提供操作指南. (2)螺旋桨操纵系统设计、制造必须符合下列要求： i.操纵系统的任何电气或电子元件的单个失效或故障不应 导致螺旋桨灾难性影响. ii.典型飞机上直接影响螺旋桨操纵系统的失效或故障，例 如操纵附件结构失效、着火或过热，不会导致螺旋桨灾难性影响. iii.正常桨距操纵的有意缺失，不应造成螺旋桨灾难性影 响. iv.其它螺旋桨共享信号或数据的失效或不准确，不应造成 螺旋桨灾难性影响. (3)螺旋桨操纵系统设计、制造必须保证，飞机提供的数据失 效或不准确时，不应造成螺旋桨灾难性影响. (4)螺旋桨操纵系统设计、制造必须保证，飞机提供电功率的 缺失、中断或异常，不应造成螺旋桨灾难性影响.电功率特性要求必须 在适用的手册中说明. (c)螺旋桨液压部件 申请人必须通过试验、分析论证或两者结合来表明，螺旋桨包含液 压压力的部件，其结构失效或因结构失效导致的渗漏，可能造成螺旋桨 灾难性影响的，需采用下述方式来演示其结构完整性： (1)采用1.5倍最大工作压力试验1分钟，无影响性能的永久 变形和渗漏发生. (2)采用2倍最大工作压力试验1分钟，无失效发生，允许发 生渗漏和密封件凸出. 螺旋桨振动和疲劳 (a)在飞机的使用包线内，申请人必须确定螺旋桨振动应力或 载荷的大小，包括任何应力峰值和共振情况.通过下列方法之一来表明： ...

专用条件 编号：SC-23-03 日期：2015-07-14 局长授权颁发： Y12F型飞机驾驶舱录音机及飞行记录器 本专用条件根据中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合 格审定规定》(CCAR-21)颁发. 1.生效日期 自颁发之日起生效. 2.背景 Y12F飞机在申请CAAC型号合格审定的同时，还申请了FAA的型号 合格审定，按照FAA审定要求，审定基础将包括FAR23部第58修正案. 为此，申请人要求在CAAC型号合格审定基础中，加入自愿符合FAR23 部第58修正案内容.因此根据FAR23部修正案23-58，制定本专用条件， 作为Y12F型飞机型号合格审定的审定基础的构成部分，替代 CCAR-23-R3中第23.1457、23.1459条对于驾驶舱录音机和飞行记录器 的要求. 3.适用范围 Y12F型飞机. 4.专用条件 驾驶舱录音机： (a)民用航空运行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.) (6)如果安装了数据链通信设备，那么数据链通信，应使 用经批准的数据信息集.数据链信息必须作为通信设备的输出信号被记 录，该通信设备可将信号转换为可用数据. (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 气面罩式或手持式的话筒、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起（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、旅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)(i)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. (ii)其必须尽可能长时间地保持电源，而不危及飞机的应急 工作； (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； ...