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斜率。該速度范圍為：從配平速度上下分別擴展50 節(jié)加產(chǎn)生的自由回復(fù)速度帶。但在下列
條件下斜率不必穩(wěn)定：
(i)速度低于1.4VS1；或
(ii) 速度大于VFC/MFC；或
(iii)在某速度下需要大于22.7 公斤（50 磅）的桿力。
(c)著陸 桿力曲線在1.1VS1 和1.8VS1 之間必須有穩(wěn)定的斜率，此時：
(1)襟翼在著陸位置；
(2)起落架在放下位置；和
(3)飛機配平于：
(i)VREF 或最小配平速度如其更高，發(fā)動機無動力；和
(ii)VREF 并保持3°下滑相應(yīng)功率。
[1990 年7 月18 日第一次修訂，2004 年×月×日第三次修訂]
第23.177 條 航向和橫向靜穩(wěn)定性
(a)航向靜穩(wěn)定性 用方向舵松浮時，飛機從機翼水平側(cè)滑中改出的趨勢來表示，對相
應(yīng)于起飛、爬升、巡航、進場和著陸構(gòu)型的任一起落架位置和襟翼位置必須為正的。直到最
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定
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大連續(xù)功率的對稱動力狀態(tài)，速度從1.2VS1 直到所試驗的狀態(tài)下的最大允許速度，必須表
明是穩(wěn)定的。試驗時的側(cè)滑角范圍必須與飛機型號相適應(yīng)。對更大的角度，直到相應(yīng)于蹬滿
舵或方向舵腳蹬力達(dá)第23.143 條的操縱力限制值的角度(取先出現(xiàn)之值)為止，且速度從
1.2VS1 到VO 時，方向舵腳蹬力不得有反逆現(xiàn)象。
(b)橫向靜穩(wěn)定性 用從側(cè)滑中抬起下沉機翼的趨勢來表示,對任一起落架位置和襟翼位
置均須正值。直到75％的最大連續(xù)功率的對稱功率狀態(tài)，當(dāng)速度從大于起飛構(gòu)型的1.2VS1
和其他構(gòu)型的1.3VS1 到所試驗狀態(tài)的最大允許速度之間，相應(yīng)于起飛、爬升、巡航和進場
構(gòu)型，均必須表明。對著陸構(gòu)型功率為與飛行相協(xié)調(diào)的保持3 度下滑角相應(yīng)的功率。在起飛
構(gòu)型的1.2VS1 和其他構(gòu)型的1.3VS1 速度橫向靜穩(wěn)定性不得為負(fù)。試驗時的側(cè)滑角范圍必須
與飛機型號相適應(yīng)，但在任何情況下不得小于10°坡度可以獲得的側(cè)滑角值，或者如果更
小，用方向舵全偏或68 公斤（150 磅）舵力可獲得的最大坡度。
(c)本條(b)不適用于特技類飛機倒飛的審查。
(d)在速度為1.2VS1 的直線定常側(cè)滑飛行中，任一起落架位置和襟翼位置，以及直到50
％的最大連續(xù)功率的對稱功率狀態(tài)，副翼和方向舵的操縱行程和操縱力，必須隨著側(cè)滑角的
增加而穩(wěn)定地增加(但不必是線性的)，直到與飛機型號相適應(yīng)的最大側(cè)滑角值。對更大角度，
直到副翼和方向舵用到滿偏度或操縱力達(dá)到第23.143 條中的限制值的角度為止，副翼和方
向舵移動方向和桿力隨側(cè)滑角增加不得有反逆現(xiàn)象。快速進入和退出與飛機相適應(yīng)的最大側(cè)
滑角，不得產(chǎn)生不可控制的飛行特征。
[2004 年×月×日第三次修訂]
[第23.179 條 刪除]
[2004 年×月×日第三次修訂]
第23.181 條 動穩(wěn)定性
(a)在相應(yīng)于飛機構(gòu)型的失速速度和最大允許速度之間產(chǎn)生的任何短周期振蕩（不包括
橫向－航向的組合振蕩），在主操縱處于下列狀態(tài)時，必須受到重阻尼：
(1)松浮狀態(tài)；
(2)固定狀態(tài)。
(b)在相應(yīng)于飛機構(gòu)型的失速速度和最大允許速度之間產(chǎn)生的任何橫向－航向組合振蕩
（荷蘭滾），在主操縱處于下列狀態(tài)時，其振幅必須在7 周內(nèi)衰減到原來的1/10：
(1)松浮狀態(tài)；
(2)固定狀態(tài)。
(c)如果確定增穩(wěn)系統(tǒng)（見第23.672 條）的功能需要滿足本章飛行特性的要求，則本條
(a)(2)和(b)(2)的主操縱要求不適用于需要驗證該系統(tǒng)可接受性的試驗。
(d)考慮第23.175 條規(guī)定的狀態(tài)，當(dāng)保持飛機在偏離配平速度至少±15%的速度需要的
縱向操縱力突然解除，飛機不得表現(xiàn)出任何危險特性或與解除的操縱力大小有關(guān)的過度響
應(yīng)。飛行航跡的任何長周期振蕩不得出現(xiàn)不穩(wěn)定導(dǎo)致駕駛員的工作負(fù)荷增加或危及飛機。
[2004 年×月×日第三次修訂]
失速
第23.201 條 機翼水平失速
(a)直到飛機失速時為止，必須能使用橫向操縱產(chǎn)生和修正滾轉(zhuǎn)，必須能使用航向操縱
正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定
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產(chǎn)生和修正偏航，兩者均不得出現(xiàn)反操縱現(xiàn)象。
(b)飛機的機翼水平失速特性必須按下述要求在飛行中進行演示：在至少高于失速速度
10 節(jié)開始，必須先拉升降舵操縱器件使減速率不超過每秒一節(jié)，直到失速發(fā)生，可用下列
任一表明：
(1)飛機出現(xiàn)不可控制的下俯運動;
(2)防失速裝置（如：推桿器）激發(fā)了飛機的下俯運動；或
(3)操縱器件達(dá)到止動點。
(c)在本條(b)(1)或(b)(2)的飛機下俯運動明確無誤地表現(xiàn)出來之后，或操縱器被保持在止
動點不少于2 秒或用于確定第23.49 條最小定常飛行速度所采用的時間（取大者）后，允許
用正常的升降舵操縱改出失速。
(d)在進入和改出機動時，必須有可能使用正常的操縱手段就能防止大于15°的滾轉(zhuǎn)和
偏航。
(e)應(yīng)按下列條件演示符合本條要求：
(1)襟翼：收上、全放下和每一正常操縱的中間位置；
(2)起落架：在收起和放下位置；
(3)發(fā)動機整流罩通風(fēng)片：相應(yīng)于飛機構(gòu)型；
(4)功率：
(i)無動力；和
(ii)75%最大連續(xù)功率。但是，如果功率-重量比在75%最大連續(xù)功率導(dǎo)致極高的機
頭向上的姿態(tài)，則試驗可在著陸構(gòu)型最大著陸重量和1.4VS0 速度時平飛相應(yīng)功率下進行，
但該功率不能小于50%最大連續(xù)功率。
(5)配平：盡可能靠近1.5VS1 速度上配平；
(6)螺旋槳：無功率狀態(tài)時處于轉(zhuǎn)速增量最大的位置。
[2004 年×月×日第三次修訂]
第23.203 條 轉(zhuǎn)彎飛行失速和加快轉(zhuǎn)彎失速
轉(zhuǎn)彎飛行失速與加快轉(zhuǎn)彎失速必須按下列方法在飛行試驗中演示：
(a)建立并保持30°坡度的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，使用升降舵穩(wěn)定地并且逐漸地縮小半徑進行減速，
直到飛機失速，如第23.201 條(b)所定義的。減速率必須按下列要求保持常值：
(1)對于轉(zhuǎn)彎飛行失速，不得超過每秒1 節(jié)；
(2)對于加快轉(zhuǎn)彎失速，為每秒3～5 節(jié)，并且穩(wěn)定地增加法向過載。
(b)當(dāng)飛機已經(jīng)達(dá)到第23.201 條(b)所定義的失速，飛機必須有可能通過正常使用飛行操
　
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