运输类飞机适航标准（2016）

I25.3 性能和系统可靠性要求

申请人必须满足下述性能和ATTCS可靠性要求：

(a)在临界时间间隔内，ATTCS失效或ATTCS内的一个失效组合：

(1)不应妨碍进入最大批准起飞推力或功率，或必须证明是不可能事件。

(2)不应导致推力或功率的显著损失或减少，或必须证明是极不可能事件。

(b)必须表明在临界时间间隔内ATTCS和发动机同时失效是极不可能的。

(c)在起飞过程中在最临界点发生一台发动机失效而ATTCS系统发挥功能的情况下，必须符合第25部所有适用的性能要求。

I25.4 推力调定

在起飞滑跑开始时的每台发动机起始起飞推力或功率的调定值不得小于下述任一值：

(a)ATTCS所调定的推力或功率(在当时环境条件下对飞机最大批准起飞推力或功率)的90%；

(b)使所有受发动机推力或功率杆位置影响且涉及安全的系统和设备正常运行所要求的值；

(c)当推力或功率从初始起飞推力或功率增加到最大批准起飞推力或功率时，表明发动机没有危险的响应特性的值。

I25.5 动力装置操纵器件

(a)除第25.1141条的要求外，ATTCS(包括有关系统在内)的任何单一失效或故障，或其可能的组合，还不得引起安全所必需的任何动力装置功能失效。

(b)必须将ATTCS设计成：

(1)在起飞中当任何一台发动机失效后，能使工作发动机的推力或功率达到最大批准起飞推力或功率而又不超过发动机使用限制；

(2)允许人工操纵功率杆使推力或功率减少或增加到当时条件下飞机最大批准起飞推力或功率。对装有限制器，能自动防止发动机超出当时环境条件下使用限制的飞机，也可以采用其它装置在ATTCS万一失效时增加推力或功率，条件是该装置安装在功率杆上或功率杆的前方，容易识别并且在所有运行条件下易于由任一驾驶员用通常操纵功率杆的手通过单一动作操纵，并且该装置满足第25.777(a)、(b)和(c)条的要求；

(3)备有能在起飞前向飞机机组证明ATTCS处于使用状态的装置；

(4)备有一种能使飞行机组解除自动功能的装置。该装置必须设计成能防止无意中动作。

I25.6 动力装置仪表

除第25.1305条的要求外，还应满足下列要求：

(a)必须备有一种指示ATTCS处于接通或准备状态的装置；

(b)如果飞机固有的飞行特性不能提供一台发动机已经失效的充分警告，则必须备有一个独立于ATTCS的警告系统，以便在起飞中在任一台发动机失效时向驾驶员发出清晰警告。

〔中国民用航空总局1990年7月18日第一次修订〕

附录J 应急撤离演示

必须使用下述试验准则和程序来表明符合第25.803条：

(a)必须在飞机应急照明系统工作之前外部灯光水平不超过3.229勒（0.3英尺烛光）的条件下进行应急撤离演示。在实际演示过程中初始外部灯光水平可以保持或照亮。然而，不得增加外部灯光水平，除非由于启动了飞机应急照明系统。

(b)飞机必须处于起落架放下的正常姿态。

(c)除了飞机装备有从机翼下地的设施之外，可以利用台架或跳板从机翼下到地面。可以在地板或地面上放置安全设备(如垫子或翻转的救生筏)保护参加者。不得使用不属于飞机应急撤离设备的其它设备来协助参加演示者下到地面。

(d)除本附录(a)规定者外，只可以使用飞机应急照明系统提供照明。

(e)必须装齐飞机计划运行所要求的一切应急设备。

(f)每个内部舱门或帘布必须处于起飞时的状态。

(g)每个机组成员必须坐在通常指定的起飞时的座位上，并且直至接到开始演示的信号为止。他们必须是具有使用应急出口和应急设备知识的人，倘若还要演示对于中国民用航空局有关营运规定的符合性，则还需证明他们是正规定期航班的机组成员。

(h)必须按下列规定由正常健康人组成有代表性的载客情况：

(1)至少40％是女性；

(2)至少35%是50岁以上的人；

(3)至少15％是女性，且50岁以上；

(4)旅客携带3个真人大小的玩偶(不计入总的旅客装载数内)，以模拟2岁或不到2岁的真实婴孩；

(5)凡正规担任维护或操作飞机职务的机组人员、机械员和训练人员不得充当旅客。

(i)不得对任一旅客指定专门的座位，但中国民用航空局适航部门有要求者除外。除本附录(g)规定者外，申请人的雇员不得坐在应急出口旁边。

(j)必须系紧座椅安全带和肩带(如果有要求)。

(k)开始演示前，必须将总平均量的一半左右的随身携带行李、毯子、枕头和其它类似物品分放在过道和应急出口通道上的若干地点，以造成轻微的障碍。

(l)不得向任何机组成员或旅客预示演示中要使用的特定出口。

(m)申请人不得对参加演示者进行演示的训练、排演或描述，任何参加者也不得在演示前的六个月内参加过这种性质的演示。

(n)在进入演示航空器之前，可以劝告旅客遵循机组成员的指导，但是除了演示所需的安全程序或在演示地点必须做的说明之外，对演示中要遵循的程序不得加以说明。在开始演示前，可以对旅客作中国民用航空局有关营运规定要求的起飞前的简介。飞行机组可以遵循经批准的培训大纲在滑梯的底部协助人员，以帮助演示。

(o)必须配置飞机以避免在开始演示前向飞机上参与演示的人员暴露将供使用的应急出口。

(p)演示中使用的出口必须符合每一对出口中的一个出口。如果配有滑梯，演示可以使用充好气的滑梯并且在开始演示时出口处于打开的状态。在该情况下，必须配置所有的出口使得不会向参与人员暴露要使用的出口。如果使用这种方法，必须计及每一出口所用的出口准备时间，并且在开始演示前不得表明演示中不使用的出口。要使用的出口必须是飞机所有应急出口的代表性出口，并且必须由申请人指定并经中国民用航空局适航部门批准。必须至少使用一个与地板齐平的出口。

(q)除本附录(c)规定者外，所有撤离者必须借助属于飞机的撤离设备离开飞机。

(r)在演示中必须完全执行申请人的经过批准的程序，但飞行机组不得主动对舱内其他人员提供协助。

(s)当最后一名机上乘员撤离飞机并下到地面后，撒离时间即告结束。如果台架或跳板的撤离容纳率不大于实际撞损着陆情况下用来从机翼下地的机上可用设施的撤离容纳率，则当使用本附录(c)所允许的台架或跳板的撤离者处于台架或跳板上时，即认作已到地面。

〔中国民用航空总局1995年12月18日第二次修订，交通运输部2016年3月17日第四次修订〕

附录K 延程运行（ETOPS）

本附录详细说明飞机－发动机组合的延程运行(ETOPS)批准的适航要求。对于双发飞机，申请人必须符合本附录K25.1条和K25.2条。对于多于两台发动机的飞机，申请人必须符合本附录K25.1条和K25.3条。

K25.1 设计要求

K25.1.1 符合性

飞机－发动机组合必须按照申请人寻求批准的最大飞行时间和最长备降时间符合本部的要求。

K25.1.2 人为因素

申请人必须考虑机组负荷、运行状态、以及其申请批准的最长备降时间内，连续运行过程中由于失效对机组和乘客的生理需求造成的影响。

K25.1.3 飞机系统

(a)结冰条件下的运行

(1)飞机必须按第25.1419条取得结冰条件下的运行许可

(2)飞机必须能够在下述严重结冰的情况下安全进行ETOPS备降：

(i)在一台发动机失效或座舱释压后，飞机必须在某一高度飞行遭遇的结冰条件。

(ii)在本部附录C指定的连续最大结冰条件下（液态水含量系数为1.0）保持15分钟。

(iii)在本部附录C指定的结冰条件下，近进和着陆过程中结聚的冰。

(b)电源供给。飞机必须至少装有三套独立的电源系统。

(c)有时间限制的系统。申请人必须确定每一个有时间限制的ETOPS重要系统的系统时间性能。

K25.1.4 推进系统

(a)燃油系统设计。在任何未表明为极不可能的飞机失效状态下，必须按照第25.955条要求的压力和燃油流量向工作发动机提供完成ETOPS飞行（包括申请人寻求批准的最长备降时间）所需的燃油。必须考虑的失效类型包括（但不限于）：交输活门失效，自动燃油管理系统失效和正常发电失效。

(1)如果发动机被许可在发动机燃油泵进口负压条件下限制运行，则适用下列要求：

(i)飞机演示试验必须覆盖巡航和备降条件的最坏情况，包括：

(A)燃油等级和温度。

(B)推力或功率变化。

(C)紊流和负重力加速度。

(D)燃油系统部件在其批准的维修期限内性能下降。

(ii)必须按第25.959条判定抽吸供油状态下的不可用燃油量

(2)对于双发飞机超过180分钟ETOPS的合格审定，每个主油箱的一个燃油增压泵和至少一个交输活门，或交输燃油的其他方式，必须由一个独立的电源供电，而非由符合本附录K25.1.3(b)条要求的三个电源供电。如果正常燃油增压压力、交输活门作动、或燃油传输不是由电源提供，则本要求不适用。

(3)发动机可用燃油量低于飞抵目的地所需燃油时，必须给飞行机组显示警告。该警告必须在仍有足够燃油安全完成备降时给出。该警告必须顾及非正常燃油管理，或油箱间传输和可能的燃油损失。本段落不适用于要求配备飞行机械师的飞机。

(b)APU设计。如果符合本附录需要APU，则申请人必须表明：

(1)APU的可靠性足以满足这些要求，且

(2)如果需要APU能够在空中启动，则APU能够在飞机最大运行高度（或45000英尺，低者为准）下的任何高度启动，并在剩余飞行过程中工作。

(c)发动机滑油箱设计。发动机滑油箱盖必须符合CCAR-33部第33.71(c)(4)条。

K25.1.5 发动机状态监控

必须指定和确认发动机状态监控程序，并符合CCAR-33部相应要求。

K25.1.6 构型、维护和程序

申请人必须在构型维护程序(CMP)文件中列出任何构型、运行和维护要求、硬件寿命、MMEL限制和ETOPS批准。

K25.1.7 飞机飞行手册

飞机飞行手册必须包含适用于ETOPS型号设计批准的下列信息：

(a)特殊限制，包括与长达批准的最长备降时间的飞机运行相关的任何限制。

(b)要求的标牌和标识

(c)延程运行要求的机载设备，以及该设备的机组操作程序

(d)下列系统时间性能：

(1)C级货舱或行李舱灭火系统的最大限制

(2)C级货舱或行李舱灭火系统以外的ETOPS重要系统的最大限制

(e)如是声明：“该飞机－发动机组合的型号设计已经过CCAR-25.1535条的评估，如果(填入CMP文件)文件所包含的构型、维护和程序的标准满足的话，则表明适合xxx分钟（填入批准的最大备降时间）的延程运行。基于最大限制系统的时间性能，该飞机实际最大批准的备降时间可能有所减少。该决定不构成进行ETOPS的运行批准”。

〔交通运输部2016年3月17日第四次修订〕

K25.2 双发飞机

双发飞机的ETOPS型号设计批准的申请人必须使用本附录K25.2.1，K25.2.2或K25.2条描述的一种方法。

K25.2.1 服役经历的方法

用服役经历的方法进行ETOPS型号设计批准的申请人，在进行本附录K25.2.1(c)和K25.2.1(d)条指定的评估前，以及在本附录K25.2.1(e)条指定的试飞前，必须符合本附录K25.2.1(a)和K25.2.1(b)条。

(a)服役经历。该飞机－发动机组合整个全球机队必须至少累积250000发动机小时。如果申请人能够确定一些补偿因素并被适航当局所接受，则该发动机小时数可以降低。这个补偿因素可以包括其他飞机的经历，但候选飞机的经历时间必须占总经历时间的大部分。

(b)空中停车率。该飞机－发动机组合的全球机队12个月滚动平均空中停车率必须与申请批准的ETOPS等级相当。

(1)对于不超过120分钟的型号设计批准：除非经局方批准，每1000全球机队发动机小时的空中停车率小于等于0.05。除非每1000全球机队发动机小时的空中停车率小于等于0.02，申请人必须在本附录K25.1.6条规定的CMP文件中列出一个纠正措施清单，通过采取这些纠正措施，可使每1000全球机队发动机小时的空中停车率降至0.02或0.02以下。

(2)对于不超过180分钟的型号设计批准：除非经局方批准，每1000全球机队发动机小时的空中停车率小于等于0.02。如果按照现有120分钟CMP文件执行，该飞机－发动机组合不能达到这一停车率，则申请人必须在CMP文件中增加新的或附加的CMP要求，以达到该停车率水平。

(3)对于超过180分钟的型号设计批准：除非经局方批准，每1000全球机队发动机小时的空中停车率小于等于0.01。如果按照现有120分钟或180分钟CMP文件执行，该飞机－发动机组合不能达到这一停车率，则申请人必须在CMP文件中增加新的或附加的CMP要求，以达到该停车率水平。

(c)推进系统评估。

(1)申请人必须进行推力系统评估，该评估基于来自该飞机－发动机组合全球机队的下列数据：

(i)所有空中停车的清单、非计划的地面发动机停车、发动机未停车但不能实现发动机控制或要求的推力（或功率）的发生情况（包括空中和地面），包括发动机熄火。飞行训练过程中计划的空中停车不必包括。对于每一项，申请人必须提供：

(A)每架飞机和发动机的制造、型号和序列号；

(B)发动机构型和重要改装历史

(C)发动机位置

(D)导致发动机停车或其他不正常情况的详情

(E)飞行阶段或地面

(F)气象和其他环境条件；以及

(G)发动机停车或其他不正常情况的原因

(ii)自发动机投入服役后的发动机非计划拆换的历史（用6个月和12个月滚动平均表示），含发动机拆换的主要原因概述；

(iii)所有推进系统事件的清单（不管是否由维护或飞行机组差错引起），包括派遣延误、取消、中断起飞、返航、备降以及发生事件后继续到达目的地的飞行。

(iv)发动机的总小时数和循环数，具有最高小时数的发动机的小时数，具有最高循环数的发动机的循环数，小时数和循环数的分配情况

(v)影响可靠性的推进系统部件的平均故障时间(MTBF)

(vi)自投入服役后的空中停车率的历史，用12个月滚动平均表示

(2)对于K25.2.1(c)(1)(i)所列每一项的原因或潜在原因必须具有纠正措施或表明能够有效防止将来发生的其他措施。每项纠正措施必须列入K25.1.6条指定的CMP文件中。下列情况无需纠正措施：

(i)生产商无法判定原因或潜在原因的项。

(ii)技术上无法制定纠正措施的事件。

(iii)如果全球机队的空中停车率：

(A)对于不超过180分钟的ETOPS批准，每1000全球机队发动机小时的空中停车率小于等于0.02；或

(B)对于超过180分钟的ETOPS批准，每1000全球机队发动机小时的空中停车率小于等于0.01。

(d)飞机系统评估。申请人必须进行飞机系统评估。申请人必须使用候选飞机－发动机组合的ETOPS重要系统的可用在役可靠性数据表明飞机系统符合第25.1309(b)条。在役期间发生的与设计、制造、运行和维护问题相关的每项原因或潜在原因必须具有纠正措施或表明能够有效防止将来发生的其他措施。每项纠正措施必须纳入本附录K25.1.6条指定的CMP文件中。如果该问题不会对安全或飞机系统的可靠性造成重大影响，则无需采取纠正措施。对于ETOPS组类1重要系统的已经或将会造成空中停车或备降的问题叫做相关问题。申请人必须在评估中包含安装在其他型号飞机上类似或相同设备的相关问题的信息，该信息的内容在可以合理获取的范围内。

(e)飞机飞行试验。申请人必须进行飞行试验以证实飞行机组有能力在一台发动机失效、且出现服役过程中可能发生的ETOPS重要系统失效和故障的最坏情况下安全进行ETOPS备降。飞行试验必须验证示范的失效和故障情况下飞机的飞行品质和性能。

K25.2.2 早期的ETOPS方法

使用早期ETOPS方法进行ETOPS型号设计批准的申请人必须符合下列要求：

(a)以前经本部合格审定的飞机相关经历的评估。申请人必须确定已经针对候选飞机采取专门纠正措施，以防止申请人制造的经本部合格审定的飞机先前发生的设计、制造、运行和维修相关的问题。对于其本性不会对安全和涉及的飞机系统可靠性造成重要影响的问题无需采取专门的纠正措施。对于ETOPS组类1重要系统的已经或将会造成空中停车或备降的问题叫做相关问题。申请人必须在评估中包含安装在其他型号飞机上类似或相同设备的相关问题的信息，该信息的内容在可以合理获取的范围内。

(b)推进系统设计。

(1)用于申请人飞机设计的发动机必须按CCAR-33部进行早期ETOPS合格批准。

(2)申请人推进系统的设计必须排除造成空中停车的失效和故障。申请人必须通过分析、试验、其他飞机上的在役经历或局方接受的其它方法来表明其符合该要求。如果使用分析，申请人必须表明其推进系统的设计将使失效和故障最小化，以达到下列空中停车率的目标：

(i)对于不超过180分钟型号设计批准，每1000全球机队发动机小时的空中停车率小于等于0.02。

(ii)对于超过180分钟型号设计批准，每1000全球机队发动机小时的空中停车率小于等于0.01。

(c)维护和运行程序。申请人必须验证ETOPS重要系统的所有维护和运行程序。申请人必须确定、跟踪和解决按本附录K25.2.2(h)条指定的问题跟踪和解决系统进行验证过程中发现的任何问题。

(d)推进系统验证试验。

(1)寻求批准的安装的发动机构型必须符合CCAR-33部。试验发动机必须配置完整的飞机短舱组件，包括发动机安装设备，除了发动机短舱与试验台连接所必要的不同构型以外。试验结束后，推进系统必须：

(i)按照申请人的在翼检查建议和限制进行目视检查，且

(ii)彻底分解，以及对推进系统硬件进行检查，以确定是否符合按第25.1529条递交的持续适航文件规定的服役限制要求。

(2)申请人必须确定、跟踪和解决按本附录K25.2.2(h)条指定的问题跟踪和解决系统进行检查过程中发现的造成空中停车、失去推力控制或其他丧失推力的原因或潜在原因。

(e)新技术试验。申请人使用新的技术，包括充分新的制造技术，必须经试验证实其适用于飞机设计。

(f)APU验证试验。如果需要使用APU来满足本附录的要求，与飞机一起批准的该型号的APU必须经等同于3000飞机运行循环的试验。试验结束后，APU必须经分解检查。申请人必须确定、跟踪和解决按本附录K25.2.2(h)条指定的问题跟踪和解决系统发现的造成APU空中无法启动或运行的每项原因或潜在原因。

(g)飞机演示。对于进行ETOPS批准的飞机－发动机组合，申请人必须试飞至少一架飞机以显示飞机及其部件和设备在ETOPS飞行期间和申请人寻求批准的最长备降期间能够正常工作。该飞行试验可以结合CCAR-21部第21.35条要求的飞行试验一起完成，但不可以替代。

(1)飞机演示飞行试验程序必须包括：

(i)飞行模拟实际的ETOPS，包括在正常巡航高度的飞行、梯级爬升和APU运行（如适用）。

(ii)具有最长备降时间的最大飞行时间。

(iii)发动机不工作最长备降时间。必须使用同一台发动机在最大连续推力或功率，进行至少两次一发不工作的备降。

(iv)非正常条件下的飞行，以演示在服役过程中可能发生的ETOPS重要系统的故障或失效的最坏情况下，飞行机组有能力安全进行ETOPS备降。

(v)备降至用于ETOPS备降的具有代表性的机场。

(vi)在地面重复暴露在潮湿和严酷的气象条件下，并且随后在正常巡航高度进行长时间飞行。

(2)飞机演示飞行试验程序必须充分验证飞机的飞行品质和性能，以及按本章K25.2.2(g)(1)条指定的条件下，飞行机组安全进行ETOPS备降的能力。

(3)在飞机演示飞行试验程序执行过程中，必须使用申请人建议的操作和维护程序对每架飞机进行操作和维护。

(4)在飞机演示飞行试验程序完成以后，必须按照建议的持续适航文件中确定的任务对每个ETOPS重要系统进行在翼检查或测试，以确定其持续安全运行的状态。每台发动机必须进行气道检查。这些检查必须通过适当的方法以识别可能造成空中停车或备降的非正常状况。申请人必须确定、跟踪和解决按本附录K25.2.2(h)条指定的问题跟踪和解决系统发现的任何不正常情况。

(h)问题跟踪和解决系统。

(1)申请人必须建立和保持一个问题跟踪和解决系统。该系统必须：

(i)包含向局方报告的程序，报告的内容包括在飞机和发动机用于早期ETOPS合格评估开发过程中遇到的，按中国民用航空局适航部门要求需要报告的情况。

(ii)包含向局方通报的程序，通报的内容包括针对本附录K25.2.2.(h)(1)(i)款确定的每一个问题，申请人认为有必要的每一项建议的纠正措施。通报的提交时间，必须在建议的纠正措施实施前，允许局方进行适当的审查。

（2）如果申请人对先前ETOPS批准的飞机－发动机组合的更改寻求ETOPS型号设计批准，其问题跟踪和解决系统只需解决下表所列的问题，前提是申请人先前得到过局方批准。

(i)接受标准。在进行本附录K25.2.2(g)条指定的飞机飞行试验程序和飞机演示飞行试验程序过程中发生的ETOPS重要系统失效和故障的类型和频度，必须与目前已获ETOPS批准的已取证飞机预期发生的失效和故障的类型和频度相一致。

K25.2.3 服役经历和早期ETOPS方法相结合

用服役经历和早期ETOPS方法相结合的方法进行ETOPS型号设计批准的申请人必须符合下列要求。

(a)候选飞机－发动机组合全球机队不少于15000发动机小时的服役经历要求。

(b)K25.2.2条的早期ETOPS要求，本附录K25.2.2(g)条指定的飞机演示除外；且

(c)本附录K25.2.1(e)条的飞行试验要求。

〔交通运输部2016年3月17日第四次修订〕

K25.3 多于两发的飞机

对于多于两发飞机的ETOPS型号设计批准的申请人必须采用本附录K25.3.1，K25.3.2，或K25.3.3条所述的一种方法。

K25.3.1服役经历方法

用服役经历方法进行ETOPS型号设计批准的申请人，在进行本附录K25.3.1(b)条指定的评估前，以及在本附录K25.3.1(c)条指定的试飞前，必须符合本附录K25.3.1(a)条。

(a)服役经历。该飞机－发动机组合全球机队必须累积至少250000发动机小时。如果申请人能够确定一些补偿因素并被局方所接受，则该发动机小时数可以降低。这个补偿因素可以包括其他飞机的经历，但候选飞机的经历时间必须占总经历时间的大部分。

(b)飞机系统评估。申请人必须进行飞机系统评估。申请人必须用候选飞机－发动机组合ETOPS重要系统的可用在役可靠性数据显示飞机系统符合第25.1309(b)条。在役期间发生的与设计、制造、运行和维护问题相关的每项原因或潜在原因必须具有纠正措施或表明能够有效防止将来发生的其他措施。每项纠正措施必须纳入本附录K25.1.6条指定的CMP文件中。如果该问题不会对安全或飞机系统的可靠性造成重大影响，则无需采取纠正措施。对于ETOPS组类1重要系统已经或将会造成空中停车或备降的问题叫做相关问题。申请人必须在评估中包含安装其他型号飞机上类似或相同设备的相关问题的信息，该信息的内容在可以合理获取的范围内。

(c)飞机飞行试验。申请人必须进行飞行试验以证实飞行机组有能力在一台发动机失效、且出现服役过程中可能发生的ETOPS重要系统失效和故障的最坏情况下安全进行ETOPS备降。飞行试验必须验证示范的失效和故障情况下飞机的飞行品质和性能。

K25.3.2早期ETOPS方法

使用早期ETOPS方法进行型号设计批准的申请人必须符合下列要求：

(a)维护和运行程序。申请人必须证实ETOPS重要系统的所有维护和运行程序。申请人必须确定、跟踪和解决按本附录K25.3.2(e)条指定的问题跟踪和解决系统进行验证过程中发现的任何问题。

(b)新技术试验。申请人使用新的技术，包括充分新的制造技术，必须经试验证实其适用于飞机设计。

(c)APU验证试验。如果需要使用APU来满足本附录要求，与飞机一起批准的该型号的APU必须经等同于3000飞机运行循环的试验。试验结束后，APU必须经分解检查。申请人必须确定、跟踪和解决按本附录K25.3.2(e)条指定的问题跟踪和解决系统发现的造成APU空中无法启动和运行的每项原因或潜在原因。

(d)飞机演示。对于进行ETOPS批准的飞机－发动机组合，申请人必须试飞至少一架飞机以显示飞机及其部件和设备在ETOPS飞行期间和申请人寻求批准的最长备降期间能够正常工作。该飞行试验可以结合第21.35条要求的飞行试验一起完成，但不可以替代。

(1)飞机演示飞行试验程序必须包括：

(i)飞行模拟实际的ETOPS，包括在正常巡航高度的飞行、梯级爬升和APU运行（如适用）。

(ii)具有最大备降时间的最长飞行时间。

(iii)发动机不工作最长备降时间。必须使用同一台发动机在最大连续推力或功率，进行至少两次一发不工作的备降。

(iv)非正常条件下的飞行，以演示在使用过程中可能发生的ETOPS重要系统的故障或失效的最坏情况下，飞行机组有能力安全进行ETOPS备降。

(v)备降至用于ETOPS备降的具有代表性的机场。

(vi)在地面重复暴露在潮湿和严酷的气象条件下，并且随后在正常巡航高度进行长时间飞行。

(2)飞机演示飞行试验程序必须充分验证飞机的飞行品质和性能，以及按本附录K25.3.2(d)(1)条指定的条件下，飞行机组安全进行ETOPS备降的能力。

(3)在飞机演示飞行试验程序执行过程中，必须使用申请人建议的操作和维护程序对每架飞机进行操作和维护。

(4)在飞机演示飞行试验程序完成以后，必须按照建议的持续适航文件中确定的任务对每个ETOPS重要系统进行在翼检查或测试，以确定其持续安全运行的状态。每台发动机必须进行气道检查。这些检查必须通过适当的方法以识别可能造成空中停车或备降的非正常状况。申请人必须确定、跟踪和解决按本附录K25.3.2(e)条指定的问题跟踪和解决系统发现的任何不正常情况。

(e)问题跟踪和解决系统。

(1)申请人必须建立和保持一个问题跟踪和解决系统。该系统必须：

(i)包含向局方报告的程序，报告的内容包括在飞机和发动机用于早期ETOPS合格评估开发过程中遇到的，按中国民用航空局适航部门要求需要报告的情况。

(ii)包含向局方通报的程序，通报的内容包括针对本附录K25.3.2(e)(1)(i)款确定的每一个问题，申请人认为有必要的每一项建议的纠正措施。通报的提交时间，必须在建议的纠正措施实施前，允许局方进行适当的审查。

（2）如果申请人对先前经ETOPS批准的飞机-发动机组合的更改寻求ETOPS型号设计批准，其问题跟踪和解决系统只需解决下表所列的问题，前提是申请人先前得到过局方批准。

(f)接受标准。在进行本附录K25.3.2(d)条指定的飞机飞行试验程序和飞机演示飞行试验程序过程中发生的ETOPS重要系统失效和故障的类型和频度，必须与目前已获ETOPS批准的已取证飞机预期发生的失效和故障的类型和频度相一致。

K25.3.3服役经历和早期ETOPS方法相结合

用早期ETOPS方法进行ETOPS型号设计批准的申请人必须符合下列要求：

(a)候选飞机－发动机组合全球机队不少于15000发动机小时的服役经历要求。

(b)本附录K25.3.2条的早期ETOPS要求，本附录K25.3.2(d)条指定的飞机演示除外；和

(c)本附录K25.3.1(c)条的飞行试验要求。

〔交通运输部2016年3月17日第四次修订〕

附录L HIRF环境和HIRF设备测试水平

本附录注明了用于第25.1317条中电子和电气系统的HIRF环境和HIRF设备测试水平。HIRF环境和HIRF设备测试水平的场强都是用调制周期内峰值的均方根表示。

(a)HIRF环境I如下表1所示：

表1

表中，较高的场强适用于频段边沿。

(b)HIRF环境II如表2所示：

表2

表中，较高的场强适用于频段边沿。

(c)HIRF设备测试水平1

(1)10kHz-400MHz内，用连续波形（CW）且调制深度为90％或更大的1kHz方波做传导敏感测试。传导敏感电流必须最小从10kHz处的0.6mA开始，然后频率每增加10倍电流幅值增加20dB，到500kHz处电流最小为30mA。

(2)500kHz-40MHz内，传导敏感电流至少为30mA。

(3)40MHz-400MHz内，做传导敏感测试，传导敏感电流必须最小从40MHz处的30mA开始，然后频率每增加10倍电流幅值下降20dB，到400MHz时电流最小为3mA。

(4)100MHz-400MHz内，用峰值最小为20V/m的连续波形（CW）且调制深度为90％或更大的1kHz方波做辐射敏感测试。

(5)400MHz-8GHz内，用峰值最小为150V/m、占空比为4％且脉冲重复频率（PRF）为1kHz的调制脉冲做辐射敏感测试。这个信号必须以1Hz频率开和关，占空比为50％。

(d)HIRF设备测试水平2

HIRF设备测试水平2是表2中的HIRF环境II经过可接受的航空器传输函数和衰减曲线降低后的结果。测试必须覆盖10kHz-8GHz频段。

(e)HIRF设备测试水平3

(1)10kHz-400MHz内，做传导敏感测试。传导敏感电流必须最小从10kHz处的0.15mA开始，然后频率每增加10倍电流幅值增加20dB，到500kHz处电流最小为7.5mA。

(2)500kHz-40MHz内，传导敏感电流至少为7.5mA。

(3)40MHz-400MHz内，做传导敏感测试，传导敏感电流必须最小从40MHz处的7.5mA开始，然后频率每增加10倍电流幅值下降20dB，到400MHz时电流最小为0.75mA。

(4)100MHz-8GHz内，做场强最小为5V/m辐射敏感测试。

〔交通运输部2016年3月17日第四次修订〕

附录M 燃油箱系统降低可燃性的措施

M25.1 燃油箱可燃性暴露的要求

(a)按照本部附录N确定的每一燃油箱的机队平均可燃暴露时间不得超过本部附录N定义的可燃性暴露评估时间（FEET）的3%。如果采用了降低可燃性措施（FRM），则在这3%当中，下列每段时间均不得超过FEET的1.8%：

(1)FRM工作，但燃油箱没有惰性化并且可燃；

(2)FRM不工作，燃油箱可燃。

(b)本部附录N定义的每个燃油箱的机队平均可燃性暴露时间不可超过FEET中温暖天气条件下处于地面或起飞/爬升阶段部分的3%。分析必须考虑以下条件：

(1)分析必须使用从为全部工作性能进行的可燃性暴露分析中提取的那些起始于海平面高度，地面环境温度为26.7℃（80℉，标准日＋21℉大气条件）或更高的航段子集。

(2)对于航段的地面和起飞/爬升阶段，必须用该特定阶段中燃油箱可燃的时间除以该阶段总的时间来计算平均可燃性暴露。

(3)本段的符合性可以只用在降低可燃性措施工作情况下放行的航段来表明。

M25.2 表明符合性

(a)申请人必须提交由分析、地面试验和飞行试验或者它们的组合所得到的数据，以：

(1)验证在本附录M25.1条所要求的分析中所使用的参数；

(2)证实为表明符合本附录M25.1条而采用的FRM措施对于限制每一油箱所有隔舱的可燃性暴露是有效的；且

(3)描述飞行的每一阶段中，FRM可能不工作的情况。

(b)对于申请批准的FRM，申请人必须验证在所有对其性能有影响的飞机或发动机构型下，FRM均满足本附录M25.1条要求。

M25.3 可靠性指示和维修可达

(a)必须提供可靠性指示以识别FRM的隐性失效。对于确保具有FRM措施的燃油箱满足本附录M25.1条列出的机队平均可燃性暴露要求来讲，该识别是必需的，包括当FRM不工作时。

(b)可靠性指示对于维修人员或机组必须有充分的可达性。

(c)具有FRM的燃油箱（包括通过通气系统连通的其他油箱）和在正常或失效情况下可能存在危险气体的有限空间或封闭区域的接近口盖和面板，必须用永久的标记或标牌警告维修人员可能存在有潜在危险的气体。

M25.4 适航限制和程序

(a)如果为符合本附录M25.1条而使用FRM，对于其内部为满足M25.1条要求所需的部件，必须为识别其失效所必需的所有维护或检查工作确定适航限制。

(b)必须制定维护程序以识别FRM维护过程中要考虑的任何危害。这些程序必须纳入持续适航文件（ICA）中。

M25.5 可靠性报告

飞机部件失效对FRM可靠性的影响必须实时评估。申请人/持证人必须做以下工作：

(a)拿出确保FRM可靠性数据收集的有效措施。该措施必须提供影响FRM可靠性的数据，比如部件失效。

(b)除非局方已经批准替代的报告程序，否则按照CCAR-26部的要求，在进入服役的最初5年内每6个月要向局方递交一份报告。之后，延续的每6个月报告可由局方可接受的其他可靠性跟踪方式替代。或者如果确定FRM的可靠性满足并且能够持续满足本附录M25.1条的可燃性暴露要求，每6个月报告的要求可以取消。

(c)按照CCAR-26部确定的经局方批准的时间表制定服务文件或修订适用的飞机手册，以纠正服役过程中出现的任何可能导致燃油箱的机队平均可燃性暴露超过本附录M25.1条规定的FRM失效。

〔交通运输部2016年3月17日第四次修订〕

附录N 燃油箱可燃性暴露和可靠性分析

N25.1 概述

(a)本附录规定了为满足第25.981条(b)和附录M所需进行的燃油箱机队平均可燃性暴露分析的要求。对于安装在铝制机翼内的燃油箱，如果能够证实该油箱为传统的非加热机翼油箱，则定性的评估就足够了。

(b)本附录定义了分析中必须使用的影响燃油箱可燃性的参数，包括影响机队中所有飞机的参数，比如环境温度的统计分布、燃油闪点、航段距离和飞机下降率。符合性的证明也同样要求运用所评估机型的特定因素。这些因素包括最大航程、巡航马赫数、飞机开始初始巡航阶段的典型高度、地面和飞行过程中的燃油温度和可燃性降低措施（FRM）的性能（如安装）。

(c)以下定义、输入变量和数据表格必须在确定特定机型的机队平均可燃性暴露的程序中使用。

N25.2 定义

(a)总体燃油平均温度（按体积计算的），是指燃油箱内或燃油箱不同区域（如果油箱被隔板或隔舱分隔）的燃油平均温度。

(b)可燃性暴露评估时间（FEET），是指从飞机航前准备开始，历经飞行和着陆，直至所有商载卸下、所有旅客和机组人员离开飞机的这一段时间。在Monte Carlo分析程序中，飞行时间从航段距离分布表（表2）中随机选取，航前时间为飞行时间的函数，航后时间固定为30分钟。

(c)可燃的，对于液体或气体，“可燃的”是指容易被点燃或爆炸。一个不可燃的油箱空余空间指其中的燃油空气混合蒸气过贫或过富而不能燃烧或者该空间已被惰性化（定义见后面）。就本附录而言，当油箱内总体燃油平均温度在所使用燃油的可燃范围内时，没有被惰性化的燃油箱被认为是可燃的。对于被隔板或隔舱分隔成各个小部分的燃油箱，如果该油箱没有被惰性化，则当其中任一小部分的总体平均燃油温度在所使用燃油的可燃范围内时，该燃油箱被认为是可燃的。

(d)闪点，可燃液体的闪点指被加热样本所挥发出的蒸气能被火焰瞬时点燃（或闪燃）时的最低温度。本附录中表1提供了分析中所使用的标准燃油的闪点。

(e)机队平均可燃性暴露，是指按照本附录规定的环境条件和燃油特性，一个机型的机队在全世界范围内运行的各个航段距离范围上，每个燃油箱的空余空间处于可燃状态的时间占可燃性暴露评估时间（FEET）的比例。

(f)高斯分布，也称为正态分布，是一种对称的频率分布，具有用样本的均值和标准差精确表达的数学公式。高斯分布的钟形频率曲线数值上在均值附近占有优势，随着曲线向外延伸逐渐减少。

(g)危险的大气，是指置于其中的维护人员、旅客或机组可能面临死亡、丧失能力、损失自救能力（即独立的从受限空间中逃离）、受伤或急性病症风险的空气环境。

(h)惰性，就本附录而言，如果燃油箱每个舱室内的总体平均氧气浓度在海平面到3，048米（10，000英尺）高度之间不超过12%，3，048米（10，000英尺）到12，192米（40，000英尺）高度之间该浓度值从12%线性增加至14.5%，高于12，192米（40，000英尺）线性外推，则该油箱被认为是惰性的。

(i)惰性化，是指将不可燃气体注入燃油箱内的空余空间，使之变得不可燃的过程。

(j)Monte Carlo分析，指本附录中规定的分析方法，作为评估燃油箱的机队平均可燃性暴露的符合性方法。

(k)氧气析出，是指随着燃油箱内的压力和温度降低，燃油中溶解的氧气释放到空余空间当中。

(l)标准差，是一个分布中离散或变化情况的统计度量，等于样本数据对于算术平均值离差的平方的算术平均值的平方根。

(m)运输效应，就本附录而言，运输效应是指由于低燃油情况和燃油冷凝、雾化导致燃油箱内燃油蒸气浓度的变化。

(n)空余空间，是指燃油箱内未被液体燃油占据的容积部分。

N25.3 燃油箱可燃性暴露分析

(a)必须对评估的燃油箱进行可燃性暴露分析，以确定所评估飞机和燃油类型的机队平均可燃性暴露。对于被隔板或隔舱分隔成不同部分的燃油箱，必须对油箱的每一部分或者可燃性暴露最高的部分进行分析。分析中不允许考虑运输效应。分析必须按照中国民用航空局适航部门认可的方法和程序进行。本条N25.3(b)和(c)指定的参数必须在燃油箱可燃性暴露“Monte Carlo”分析中使用。

(b)以下参数在Monte Carlo分析中定义并在本附录N25.4条中给出：

(1)巡航环境温度，见本附录中定义。

(2)地面环境温度，见本附录中定义。

(3)燃油闪点，见本附录中定义。

(4)航段距离分布，见本附录中表2定义。

(5)飞机爬升和下降剖面，定义由中国民用航空局适航部门认可的技术标准确定。

(c)作为Monte Carlo分析输入的所评估机型的特定参数有：

(1)飞机巡航高度。

(2)燃油箱油量。如果燃油量影响燃油箱的可燃性的话，则输入Monte Carlo分析的必须是代表评估的每一航段中自始至终燃油箱或燃油箱舱室内的实际燃油量。该数据的输入值必须由地面和飞行试验数据或经适航当局批准的燃油管理程序获得。

(3)飞机巡航马赫数。

(4)飞机最大航程。

(5)燃油箱热特性。如果燃油温度影响燃油箱的可燃性的话，则输入Monte Carlo分析的必须是代表评估的每一航段中自始至终燃油箱内每一时刻的总体平均燃油温度。对于被隔板或隔舱分隔的燃油箱，必须提供燃油箱每一部分的总体平均燃油温度。这些数据的输入值必须由地面和飞行试验数据或经过地面和飞行试验数据验证的油箱热模型获得。

(6)飞机最高运行温度限制。见飞机飞行手册中限制部分的定义。

(7)飞机利用率。申请人必须提供用于支持所评估特定机型的日航段数和航段小时数的数据。如果没有支持所评估机型的现有机队数据，申请人必须证实该机型的日航段数和航段小时数与其提议使用的现有机队数据相符。

(d)燃油箱FRM模型。如果采用FRM，必须使用经适航当局批准的Monte Carlo程序表明符合第25.981条和附录M的可燃性要求。该程序必须确定具有FRM的燃油箱或隔舱在每一飞行阶段中可燃的时间段。在确定这些时间段时必须考虑以下因素：

(1)在整个可燃性暴露评估时间内，全部预期的运行条件下，FRM工作正常，但由于燃油箱通气系统或其他原因无法保持燃油箱不可燃的任何时间段。

(2)如果请求按主最低设备清单（MMEL）放行，可靠性分析中假设的时间段（对于10天MMEL放行限制，必须是60飞行小时，除非局方已批准了可替代的时间段）。

(3)FRM不能运行的频率和持续时间段。FRM不能运行是由潜在或已知的故障引起，包括可能造成FRM关断或停止工作的飞机系统关断或失效，而且经过适航当局可接受的试验或分析证实。

(4)可能增加燃油箱可燃性暴露的FRM失效的影响。

(5)如果采用的FRM受燃油箱内氧气浓度的影响，则从燃油中析出的氧气导致燃油箱或隔舱内超过惰性水平的时间段。申请人必须考虑所评估的燃油箱或隔舱内的燃油中析出的氧气可能导致油箱可燃的所有时间。必须用到的氧气析出率中国民用航空局适航部门认可的技术标准定义。

(6)如果采用惰性化系统FRM，当天最后一个航班后，由于外界温度变化可能进入燃油箱内的空气的影响。夜里12个小时外界温度的变化由表4确定。

(e)申请人必须向适航当局提交燃油箱可燃性的分析以获批准。该分析包括本附录N25.3(c)确定的特定飞机参数、与N25.3(b)确定的影响可燃性暴露的参数的任何偏离、具体数据和分析中假定的任何适航限制和其他条件。

N25.4 变量和数据表

在进行可燃性暴露分析确定机队平均可燃性暴露时，必须使用以下数据。用于计算机队可燃性暴露的变量必须包括外界大气温度、航段距离、可燃性暴露评估时间、燃油闪点、燃油箱的热特性、过夜温降和油箱空余空间中燃油析出的氧气含量。

(a)外界大气温度和燃油特性。

(1)为预测某一给定航段的可燃性暴露水平，必须使用地面环境温度和巡航环境温度的变化量，以及从地面到巡航再回到地面转换过程的计算方法。地面和巡航环境温度的变化量以及燃油的闪点由高斯曲线定义。该高斯分布由平均值和正负一个标准差给出。

(2)环境温度：程序中的地面和巡航环境温度与一系列大气条件的假设相关联。从地面到航段所达到的巡航高度，温度随高度的变化服从国际标准大气（ISA）变化率。在该高度以上，环境温度固定为巡航环境温度。这导致上层大气温度的改变。对于冷天，在3，048米（10，000英尺）以下采用温度逆增，然后在3，048米（10，000英尺）以上使用ISA变化率。

(3)燃油特性：

(i)对于JETA燃油，燃油闪点的变化量由高斯曲线的定义，该高斯分布由平均值和正负一个标准差给出，见本附录中表1。

(ii)对于给定航段，可燃性暴露分析中必须使用的燃油可燃性包线是由Monte Carlo方法选取的燃油闪点的函数，由如下可燃性上限（UFL）和可燃性下限（LFL）定义：

(A)海平面的LFL＝海平面燃油闪点温度－5.56°C（10°F）。随高度增加，每246米（808英尺）LFL下降0.56°C（1°F）。

(B)海平面的UFL＝海平面燃油闪点温度＋35.28°C（63.5°F）。随高度增加，每156米（512英尺）UFL下降0.56°C（1°F）。

(4)对于分析的每个航段，三个参数（地面环境温度、巡航环境温度和燃油闪点）当中的每一个都必须用本附录表1定义的高斯分布产生一个独立的随机数。

(b)在Monte Carlo分析中必须使用表2定义的航段距离分布。

(c)过夜温降。对于安装有FRM的飞机，本附录中的过夜温降使用以下数据进行定义：

(1)过夜期起始温度，该温度等于前一次飞行的着陆温度，是一个基于高斯分布的随机数；且

(2)过夜温降值是一个基于高斯分布的随机数。

(3)对于任何以过夜地面停放结束的航段（每天一个，在每天平均航段数之外，取决于所评估特定机型的使用情况），着陆外界大气温度（OAT）作为随机值从以下高斯曲线中选取：

(4)外界大气温度（OAT）的过夜温降作为随机值从以下高斯曲线中选取：

(d)分析所需模拟的航班数量。为使Monte Carlo分析能够有效表明符合机队平均和暖天可燃性暴露要求，申请人必须对一个起码数量的航段进行分析，确保所评估燃油箱的机队平均和暖天可燃性暴露满足本附录表5中适用的可燃性限制。

〔交通运输部2016年3月17日第四次修订〕