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(1)全部發(fā)動機在最大連續(xù)功率狀態(tài)；
(2)襟翼在收起位置；
(3)起落架在收起位置；
(4)速度等于已表明符合第23.69 條(a)的速度；和
(5)所有螺旋槳操縱處于已表明符合第23.69 條(a)的位置。
(c)在任何全發(fā)構(gòu)型和經(jīng)批準(zhǔn)的使用包線內(nèi)的任何速度任何高度下，所有飛機必須表明
不用主橫向操縱系統(tǒng)就可安全操縱。還必須表明飛機的飛行特性不會削弱到低于允許繼續(xù)安
全飛行所必要的水平和保持合適姿態(tài)可控著陸的能力，并且不超出飛機的運行和結(jié)構(gòu)限制。
如果橫向操縱系統(tǒng)的任何連接或傳送環(huán)節(jié)的單一失效還會導(dǎo)致輔助操縱系統(tǒng)的喪失，則上述
要求的符合性必須在也假定該輔助操縱系統(tǒng)不工作的情況下演示。
[2004 年×月×日第三次修訂]
第23.149 條 最小操縱速度
(a)VMC 是校正空速，在該速度，當(dāng)臨界發(fā)動機突然停車時，能在該發(fā)動機繼續(xù)停車情況
下保持對飛機的操縱，在相同的速度下維持坡度不大于5°的直線飛行。用于模擬臨界發(fā)動
機失效的方法，必須體現(xiàn)在服役中預(yù)期的對操縱性最臨界的動力裝置失效模式。
(b)起飛VMC 不得超過1.2VS1，該VS1 是在最大起飛重量下確定的。確定VMC 必須在最
不利的重量和重心位置，飛機離地，地面效應(yīng)可忽略，起飛構(gòu)型如下：
(1)全部發(fā)動機在初始最大可用起飛功率；
(2)飛機配平在起飛狀態(tài)；
(3)襟翼在起飛位置；
(4)起落架收起；和
(5)所有螺旋槳操縱一直處于推薦的起飛位置。
(c)除最大重量不超過2,722 公斤（6,000 磅）的活塞發(fā)動機飛機外，所有飛機還必須在
下述著陸構(gòu)型下滿足本條(a)的規(guī)定：
(1)初始時全部發(fā)動機在最大可用起飛功率；
(2)飛機配平在進(jìn)場狀態(tài)，全發(fā)工作，以VREF 速度，以演示第23.75 條著陸距離用的
最陡梯度進(jìn)場；
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定
－ 16 － CCAR 23 R3
(3)襟翼在著陸位置；
(4)起落架放下；和
(5)所有螺旋槳操縱處于全發(fā)工作進(jìn)場時的推薦位。
(d)必須確定一個有意實施臨界發(fā)動機不工作的最小速度，并指定為安全和有意一發(fā)
不工作速度VSSE。
(e)在VMC，保持操縱所需的方向舵腳蹬力不得超過667 牛（68 公斤；150 磅）并且無
需降低工作發(fā)動機的功率。在機動中，飛機不得出現(xiàn)任何危險的姿態(tài)并能防止大于20°航
向改變。
(f)在申請人選擇時，為符合第23.51 條(c)(1)的要求，可以確定VMCG。VMCG 是地面最小
操縱速度，是起飛滑跑時的校正空速，在該速度當(dāng)臨界發(fā)動機突然不工作，能夠只用方向舵
操縱（不用前輪轉(zhuǎn)彎）保持對飛機的操縱，操縱力限制到667 牛（68 公斤；150 磅），橫向
操縱的使用僅限于保持機翼水平使飛機能繼續(xù)安全起飛。在確定VMCG 時，假定飛機全發(fā)工
作加速的航跡是沿著跑道中心線，從臨界發(fā)動機不工作那一點到安全改出至航向平行于該中
心線的那一點之間的航跡，其上任何一點相對中心線的橫向偏離不得超過9.144 米（30 英
尺）。VMCG 必須在下列條件下制定：
(1)飛機的每一起飛構(gòu)型或申請人選擇的最臨界的起飛構(gòu)型；
(2)工作發(fā)動機為最大可用起飛功率；
(3)最不利重心位置；
(4)飛機配平在起飛狀態(tài)；和
(5)在起飛重量范圍內(nèi)最不利的重量。
[2004 年×月×日第三次修訂]
第23.151 條 特技機動
凡特技類和實用類飛機，都必須能安全地完成飛機申請合格審定的特技機動。必須確定
所有特技機動的安全進(jìn)入速度。
第23.153 條 著陸操縱
必須有可能用不大于第23.143 條(c)所規(guī)定的單手操縱力安全地完成進(jìn)場后的著陸動
作，飛機處于著陸構(gòu)型。上述要求必須在下列條件下予以滿足：
(a)速度為VREF 減5 節(jié)；
(b)飛機處于配平或盡可能接近配平，在整個機動過程中，不移動配平操縱器件；
(c)進(jìn)場梯度等于第23.75 條演示著陸距離所用的最陡梯度；和
(d)僅允許在以VREF 進(jìn)場正常著陸時進(jìn)行的功率改變，如果有的話。
[2004 年×月×日第三次修訂]
第23.155 條 機動飛行中升降舵的操縱力
(a)為達(dá)到正的限制機動載荷系數(shù)所需的升降舵操縱力不得小于下列值：
(1)對于盤式操縱，W/100（W 是飛機最大重量）或89 牛（9 公斤；20 磅），取大值，
但不需大于222 牛（23 公斤；50 磅）；
(2)對于桿式操縱，W/140（W 是飛機最大重量）或67 牛（7 公斤；15 磅）取大值，
但不需大于156 牛（16 公斤；35 磅）。
(b)本條(a)的要求，必須在襟翼和起落架都在收起位置，對于活塞發(fā)動機為75％最大連
續(xù)功率，或者對于渦輪發(fā)動機為最大連續(xù)功率，以及在下列每一條件下得到滿足：
(1)在轉(zhuǎn)彎時，飛機在VO 作機翼水平配平；和
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定
CCAR 23 R3 － 17 －
(2)在轉(zhuǎn)彎時，飛機在最大機翼水平平飛速度上配平，但此速度不得超過VNE 或
VMO/MMO，根據(jù)相應(yīng)情況而定。
(c)在桿力與機動載荷系數(shù)曲線上隨載荷系數(shù)增加不得有顯著的桿力梯度降低。
[2004 年×月×日第三次修訂]
第23.157 條 滾轉(zhuǎn)率
(a)起飛 必須能使用有利的操縱組合，將飛機在下列規(guī)定的時間內(nèi)，從30°坡度的定
常轉(zhuǎn)彎中滾過60°進(jìn)入反向轉(zhuǎn)彎：
(1)最大重量等于或小于2,722 公斤（6,000 磅）的飛機，從開始滾轉(zhuǎn)起5 秒鐘；
(2)最大重量大于2,722 公斤（6,000 磅）的飛機，時間為：
590
W + 230
(
1300
W + 500
)秒，
但不大于10 秒。式中W 為飛機重量，公斤（磅）。
(b)本條(a)的要求，必須在下列狀態(tài)下在左右兩個方向上滾轉(zhuǎn)飛機得到滿足：
(1)襟翼在起飛位置；
(2)起落架在收起位置；
(3)對單發(fā)飛機，發(fā)動機為最大起飛功率；對多發(fā)飛機，臨界發(fā)動機不工作，其螺旋
槳在最小阻力位置，其余發(fā)動機為最大起飛功率；
(4)在直線飛行情況下，飛機在1.2VS1 或1.1VMC 兩者之中較大的速度上配平或盡可能
接近配平。
　
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