交通运输部

(b）每个轮胎的最大静载荷额定值必须不小于该机轮在下列情况下所承受的地面静反作用力：
(1）最大设计质量；
(2）临界重心位置。
(c）可收放起落架系统上所装的每个轮胎，当该型轮胎处于使用中预期出现的最大尺寸状态时，与周围结构和系统之间必须有足够的间隙，以防止轮胎与结构或者系统的任何部分发生接触。
第27.735条　刹车
对于装有轮式起落架的旋翼航空器，必须装有符合下列要求的刹车装置：
(a）驾驶员可以操纵；
(b）在无动力着陆时能使用；
(c）满足下列要求：
(1）抵消旋翼在起动或者停转时所产生的任一正常的不平衡力矩；
(2）使旋翼航空器能停在坡度为10度的干燥平滑路面上。
第27.737条　雪橇
每个雪橇的最大限制载荷的额定值必须不小于按照本规定适用的地面载荷要求所确定的最大限制载荷。
第五节 浮筒和船体
第27.751条　主浮筒浮力
(a）对于主浮筒，它能提供的浮力，必须超过在淡水中支承旋翼航空器最大重量所需的浮力，其超过的百分数应符合下列规定：
(1）50%（单浮筒）；
(2）60%（多浮筒）。
(b）每个主浮筒必须有足够数量的水密舱，以便在任何单个水密舱大量进水后，主浮筒还能提供足够大的正稳定裕度，使旋翼航空器倾覆的概率减至最小。
第27.753条　主浮筒设计
(a）气囊式浮筒
每个气囊式浮筒必须设计成能承受下列载荷：
(1）在申请浮筒合格审定的最大高度上可能产生的最大压差；
(2）本规定第27.521条(a)款规定的垂直载荷，沿气囊长度方向分布在气囊3/4的投影面积上。
(b）刚性浮筒
每个刚性浮筒必须能承受本规定第27.521条中规定的垂直、水平及侧向载荷。这些载荷可以是沿浮筒的长度方向分布。
第27.755条　船体
对于经批准在水上起降的带船体和辅助浮筒的旋翼航空器，其船体和辅助浮筒必须具有足够数量的水密舱，以便在任何单个水密舱大量进水后，船体、辅助浮筒和机轮轮胎（如果使用）所产生的的浮力能提供足够大的正稳定裕度，以便使旋翼航空器倾覆的概率减至最小。
第六节 载人和装货设施
第27.771条　驾驶舱
驾驶舱必须满足下列要求：
(a）驾驶舱及其设备必须能使每个驾驶员在执行其职责时不致过分专注或者疲劳。
(b）如果配备副驾驶员，则必须能从任一驾驶员座位上以同等的安全性操纵旋翼航空器。
(c）驾驶舱设备的振动和噪声特性不得影响安全运行。
第27.773条　驾驶舱视界
(a）驾驶舱不得有影响驾驶员视界的眩光和反射，必须设计得满足下列要求：
(1）驾驶员的视界足够宽阔、清晰和不失真，以便能安全运行；
(2）为每个驾驶员防护风雨，使得在中雨情况下，正常飞行和着陆时，驾驶员对飞行路线的视界不致受到过分的削弱。
(b）如果申请夜航合格审定，则必须用地面或者夜间飞行试验来表明符合本条(a)款的要求。
(c）视景系统包括位于驾驶员外部视界的透明显示面，如平视显示器（head up–display，HUD）、头盔显示器或者其他等效显示器，必须满足下列要求：
(1）当视景系统显示器工作时，必须补偿对驾驶员外部视界的干扰，使得显示器中视景与透过显示器及其周围视景相结合保证驾驶舱满足本条(a)款(1)项和(b)款的要求。
(2）驾驶员的外部视界不得受透明显示器表面或者视景系统图像影响而扭曲失真。当视景系统显示图像或者其他任何与图像和外部场景地形相关的符号时，包括姿态标志符、飞行航迹矢量和飞行航迹角参考提示符，该图像和符号必须与外部场景匹配并按比例缩放。
(3）视景系统必须提供一种方法，允许驾驶员使用显示器立即停用和重新激活视景系统图像，根据需要，可以无需将手从主要飞行和动力控制或者等效装置上移开。
(4）当视景系统未运行时，必须允许驾驶舱满足本条(a)款(1)项和(b)款的要求。
第27.775条　风挡和窗户
风挡和窗户必须采用不会破裂成危险碎片的材料制作。
第27.777条　驾驶舱操纵器件
驾驶舱操纵器件必须满足下列要求：
(a）布置得便于操作并能防止混淆和误动；
(b）相对于驾驶员座椅的位置和布局，使身高从158厘米（5英尺2英寸）至183厘米（6英尺）的驾驶员就座时，每个操纵器件可无阻挡地作全行程运动，而不受驾驶舱结构或者驾驶员衣着的干扰。
第27.779条　驾驶舱操纵器件的动作和效果
驾驶舱操纵器件必须设计成使其按照下列运动和作用来进行操纵：
(a）飞行操纵器件（包括总桨距杆）的操作方向必须与在旋翼航空器上产生的运动方向相一致。
(b）左手操作的旋转式发动机功率控制杆必须设计成：当朝杆的端头看手时，驾驶员的手顺时针转动为增大功率。除总桨距杆以外的其他形式的发动机功率控制杆，必须是向前运动为增大功率。
(c）常规的起落架操纵器件，必须是向下操作为放下起落架。
第27.783条　舱门
(a）每个封闭座舱至少必须有一扇合适的、易于接近的外部舱门。
(b）当按照适当操作程序使用时，每个外部舱门的设置，不能使使用它的人员受到旋翼、螺旋桨、发动机进气和排气的危害。如果需要有开门程序，该程序必须标记在舱门的内侧，在门的开启装置上或者其邻近位置上。
第27.785条　座椅、卧铺、担架、安全带和肩带
(a）指定供人在起飞和着陆时占用的每一位置处的座椅、安全带和肩带以及附近的旋翼航空器部件，必须没有潜在的致伤物、尖锐边、突出物和坚硬表面，并必须设计成使正确使用这些设施的人在应急着陆中不会因本规定第27.561条(b)款规定的惯性载荷系数和第27.562条规定的动力条件而受到严重伤害。
(b）必须用安全带加肩带来防止头部触及任何致伤的物体，以保护每个乘员头部避免受到严重伤害，但符合本规定第27.562条(c)款(5)项规定的情况除外。用肩带（约束上部躯体）和安全带的组合构成技术标准规定CTSO–C114所规定的躯干约束系统。
(c）每个乘员座椅，必须设有带单点脱扣装置的组合式安全带－肩带。每个驾驶员在就座并系紧其组合式安全带－肩带后，必须能执行飞行操作所需的所有任务。必须有措施在不使用组合式安全带－肩带时将其固定，以免妨碍对旋翼航空器的操作和在应急情况下的迅速撤离。
(d）如果椅背上没有牢固的扶手处，则沿每条过道必须装有把手或者扶杆，使乘员在中等颠簸气流情况下使用过道时能够稳住。
(e）在正常飞行中可能伤害旋翼航空器内坐着或者走动的人员的每个突出物都必须包垫。
(f）每个座椅及其支承结构必须至少按照体重77公斤（170磅）的使用者设计，按照相应的飞行和地面载荷情况（包括本规定第27.561条(b)款规定的应急着陆情况）考虑最大载荷系数、惯性力以及乘员、座椅和安全带或者肩带之间的反作用力。此外，还必须符合下列规定：
(1）每个驾驶员座椅的设计必须考虑本规定第27.397条规定的驾驶员作用力引起的反作用力；
(2）在确定下列连接的强度时，本规定第27.561条(b)款规定的惯性力必须乘以系数1.33：
(ⅰ）每个座椅与机体结构的连接；
(ⅱ）每根安全带或者肩带与座椅或者机体结构的连接。
(g）当安全带－肩带组合使用时，其额定强度不得低于与本规定第27.561条(b)款规定的惯性力相对应的强度，此时乘员重量不得低于77公斤（170磅），还需考虑约束系统安装的空间特性，在载荷分配上，安全带至少承担60%的载荷，肩带至少承担40%的载荷。如果可以在不使用肩带的情况下单独使用安全带，则安全带必须具有单独承受规定的惯性力的能力。
(h）使用头靠时，头靠及其支承结构必须设计成能承受本规定第27.561条规定的惯性力，此时接头系数为1.33，头部重量至少为6公斤（13磅）。
(i）每个座椅装置系统包括诸如座椅、座垫、乘员约束系统和连接装置。
(j）每个座椅装置系统可以采用诸如允许座椅的某些零件压坏或者分离的设计特性，以减少乘员在本规定第27.562条应急着陆动态情况下所受的载荷；否则，该系统必须保持完好无损并不得妨碍迅速撤离旋翼航空器。
(k）在旋翼航空器内为了运送不能行走，以躺卧为主的人员，要求设计有担架设备。每个卧铺或者担架必须设计成能承受体重至少为77公斤（170磅）的乘员受到本规定第27.561条(b)款规定的前向惯性系数时的反作用力。对于与旋翼航空器纵轴呈小于或者等于15°安装的卧铺或者担架，必须设有能承受向前载荷反作用力的包垫的端板、布挡板或者等效措施。对于与旋翼航空器纵轴呈大于15°安装的卧铺或者担架，必须备有相应的约束设备，如绑带或者安全带，以承受前向载荷的反作用力。此外，还必须满足下列要求：
(1）卧铺或者担架必须有约束系统，并不得有在紧急着陆情况下可能对其上人员造成严重伤害的棱角或者其他突出物；
(2）卧铺或者担架以及乘员约束系统与结构的连接件，必须设计成能承受由飞行和地面载荷情况以及本规定第27.561条(b)款规定的情况所产生的临界载荷。应采用第27.625条(d)款规定的接头系数。
第27.787条　货舱和行李舱
(a）货舱和行李舱必须根据其标明的最大载重，以及规定的飞行和地面载荷情况（本规定第27.561条的应急着陆情况除外）所对应的适当的最大载荷系数下的临界载荷分布进行设计。
(b）必须有措施防止任一舱内的装载物在本条(a)款规定的载荷下因移动而造成危险。
(c）在本规定第27.561条规定的应急着陆情况下，货舱和行李舱必须满足下列要求之一：
(1）设置在当装载物脱出时，不太可能伤及乘员或者妨碍供应急着陆后使用的任何撤离设施的位置；
(2）具有足够的强度以承受本规定第27.561条规定的情况，包括本条(b)款所规定的约束装置及其连接件，并能承受临界装载分布情况下的最大批准的货物和行李重量。
(d）如果货舱中装有灯，每盏灯的安装必须避免灯泡和货物接触。
第27.801条　水上迫降
(a）如果申请具有水上迫降能力的合格审定，则旋翼航空器必须满足本条和本规定第27.807条(d)款、第27.1411条和第27.1415条的要求。
(b）必须采取同旋翼航空器总特性相容的各种切实可行的设计措施，来尽量减小在水上应急降落时因旋翼航空器的运动和状态使乘员立即受伤或者不能撤离的概率。
(c）必须通过模型试验，或者与已知其水上迫降特性的构形相似的旋翼航空器进行比较，来检查旋翼航空器在水上降落时可能的运动和状态。各种进气口、风门、突出部分以及任何其他可能影响旋翼航空器流体动力特性的因素，都必须予以考虑。
(d）必须表明，在合理可能的水上条件下，旋翼航空器的漂浮时间和配平能使所有乘员离开旋翼航空器，并乘上本规定第27.1415条所要求的救生筏，如果用浮力和配平计算来表明符合此规定，则必须适当考虑可能的结构损伤和渗漏。如果旋翼航空器具有可应急放油的燃油箱，而且该油箱能经受可合理预期的水上迫降而不渗漏，则能应急放出的燃油体积可作为产生浮力的体积。
(e）除非对旋翼航空器在水上降落时可能的运动和状态（如本条(c)款和(d)款所述）的研究中，考虑了外部舱门和窗户毁坏的影响，否则外部舱门和窗户必须设计成能承受可能的最大局部压力。
第27.805条　飞行机组应急出口
(a）对于飞行机组不方便利用旅客应急出口的旋翼航空器，必须在飞行机组所在区域的旋翼航空器两侧设置飞行机组应急出口或者用一个顶部出口代之。
(b）必须用试验表明，每个飞行机组应急出口有足够的尺寸，而且其位置必须便于飞行机组迅速撤离。
(c）必须通过试验、演示或者分析来表明，当应急降落水上后，水或者漂浮装置不得妨碍每个应急出口的使用。
第27.807条　应急出口
(a）数目和位置
(1）在客舱每一边，必须至少有一个使每个旅客容易接近的应急出口，在由于坠撞产生的任何可能姿态下，这些应急出口中必须有一个能被使用；
(2）只要它们符合本条的要求，预定作为正常使用的舱门也可用作应急出口；
(3）如果安装有应急漂浮装置，则必须在客舱每侧有一个使每个旅客容易接近的应急出口，并用试验、演示或者分析表明符合下列要求：
(ⅰ）在水线之上；
(ⅱ）不论是存放的或者打开的漂浮装置都不得干扰应急出口的开启。
(b）型式和操作
本条(a)款规定的各应急出口必须满足下列要求：
(1）由可拆卸窗口或者壁板，或者由附加的外门组成，应急出口为一个480×660毫米（19×26英寸）的椭圆形通畅开口；
(2）从内部和从外部打开的方法均简单明了且都不要求特别费力；
(3）其布置和标记，即使在黑暗中也容易找到和使用；
(4）有适当的防护措施，以防止由于机身变形而卡住。
(c）试验
每一应急出口的正常功能必须用试验表明。
(d）水上迫降旅客应急出口
如果申请具有水上迫降的合格审定，则本条(b)款(3)项要求的标记，必须设计成即使旋翼航空器倾覆和客舱浸在水中也能保持看得见。
第27.831条　通风
(a）驾驶舱及客舱通风系统必须设计得能防止在舱内有过量的油烟和一氧化碳出现。
(b）在前飞或者无风悬停时，舱内空气中的一氧化碳浓度不得超过二万分之一。如果在其他情况下超过了这个值，则必须有相应的使用限制。
第27.833条　加温器
每一个燃烧加温器必须经过批准。
第七节 防　　火
第27.853条　座舱内部设施
供机组或者乘客使用的每个舱必须满足下列要求：
(a）所有材料必须至少是阻燃的；
(b）[备用]
(c）如果禁止吸烟，必须有相应的说明标牌，如果允许吸烟，则应满足下列要求：
(1）必须有足够数量的可卸的包容式烟灰盒；
(2）如果机组舱和客舱是隔开的，则必须至少有一个在禁止吸烟时能通知所有乘客的有照明的告示牌（用字或者符号均可），该告示牌必须符合下列规定：
(ⅰ）在所有可能的照明情况下，告示牌照亮时能使客舱中每个坐着的乘客看清；
(ⅱ）该告示牌的照明应设计成能由机组接通和断开。
第27.855条　货舱和行李舱
(a）每个货舱和行李舱必须由至少满足下列要求的材料铺设或者内衬：
(1）在飞行中机组成员容易接近的舱是阻燃的；
(2）在其他各舱是耐火的。
(b）舱内不得有一旦损坏或者失效会影响安全运行的任何操纵机构、导线、管路、设备或者附件，除非这些项目有满足下列要求的保护措施：
(1）舱内货物的移动不会损坏这些项目；
(2）这些项目的破损或者失效不会引起着火危险。
第27.859条　加温系统
(a）概述
对于包括座舱通气管或者排气管的每个加温系统，必须有措施防止一氧化碳进入座舱或者驾驶舱。
(b）热交换器
每个热交换器必须符合下列规定：
(1）用适当的材料制造；
(2）在所有情况下都能充分冷却；
(3）容易拆开进行检查。
(c）燃烧加温器的防火
除非已在加温器设计中采取了在加温器燃油系统出现燃油泄漏、通风管道着火或者其他任何加温器故障情况下，防止危险发生的措施，否则对加温器区域必须考虑本规定第27.1183条、第27.1185条、第27.1189条和第27.1191条有关防火特性的适用要求，并提供：
(1）经批准的快速反应火警探测器，并在数量和布局上保证迅速探测到加温器区域的火警。
(2）灭火器系统其对加温器区域的整个面积至少提供一个足够流量的喷头。
(3）各区域各部位的完整排放措施，以最大限度地减少因含有可燃液体的部件失效或者故障造成的危险。排放措施必须：
(ⅰ）在预期经常需要排放的情况下是有效的；
(ⅱ）合理安排以避免所排出的液体产生其他火灾。
(4）合理安排的通风设施，以避免所排出的蒸气造成其他火灾。
(d）通风管道
通过任何加温器区域的每根通风管道都必须是防火的。此外，还必须满足下列要求：
(1）除非备有防火阀或者用等效装置进行隔离，否则处于每个加温器下游的通风管道必须有足够长的一段是防火的，以确保能包容加温器内的任何火焰；
(2）通风管道通过装有可燃液体系统的任一区域的每一部分必须与该系统隔离，或者构造成在该系统的任何部件发生故障时，可燃液体或者蒸气不会进入通风气流中。
(e）燃烧空气管道
每根燃烧空气管道必须有足够的一段是防火的，以防止因回火或者反向火焰蔓延而引起损坏。此外，还必须符合下列规定：
(1）燃烧空气管道不得与通风气流连通，除非在任何工作条件下，包括倒流或者加温器或者其有关的部件发生故障时，回火或者反向燃烧的火焰不会进入通风气流；
(2）燃烧空气管道不得限制回火的迅速释放，除非该限制不会导致加温器失效。
(f）加温器操纵装置的通用要求
必须有措施防止在加温器操纵部件、操纵系统管路或者安全控制装置的外表面或者内部产生水或者冰的危险积聚。
(g）加温器安全控制装置
对于每个燃烧加温器，必须备有下列安全控制装置：
(1）每个加温器必须备有与正常连续控制空气温度、空气流量和燃油流量的部件无关的独立装置，当发生下列任一情况时，能在远离加温器处自动切断该加温器的点火和供油：
(ⅰ）热交换器的温度超过安全限制；
(ⅱ）通风空气的温度超过安全限制；
(ⅲ）燃烧空气流量变得不适于安全工作；
(ⅳ）通风空气流量变得不适于安全工作。
(2）对于任何单个加温器，用于符合本条(g)款(1)项要求的安全控制装置必须符合下列规定：
(ⅰ）与任何其他加温器（其供热对安全运行是至关重要的）所用的部件无关；
(ⅱ）保持加温器断开，直到机组重新起动为止。
(3）必须有措施能在任何加温器（其供热对安全运行是至关重要的）被本条(g)款(1)项规定的自动装置切断后，向机组发出警告。
(h）空气进口
每个供燃烧和通风用的空气进口的设置，必须使得在下列任何工作条件下都不会有可燃液体或者蒸气进入加温器系统：
(1）正常工作期间；
(2）任何其他部件发生故障后。
(i）加温器排气
加温器排气系统必须满足本规定第27.1121条和第27.1123条的要求。此外，还必须符合下列规定：
(1）每个排气管套必须是密封的，以防止可燃液体或者危险量的蒸气通过接头进入排气系统；
(2）排气系统不得限制回火的迅速释放，除非该限制不会导致加温器失效。
(j）加温器燃油系统
每个加温器的燃油系统，必须满足对加温器安全运行有影响的动力装置燃油系统的要求。位于通风气流中的每个加温器燃油系统部件必须用外罩保护，以使得这些部件的漏油不会进入通风气流。
(k）排放装置
必须有排放装置安全排放任何可能积聚在燃烧室或者热交换器中的燃油。该装置必须符合下列规定：
(1）排放装置在高温下工作的每一部分，必须具有与加温器排放装置相同的保护；
(2）必须防止每个排放装置在任何运行条件下出现危险的结冰。
第27.861条　结构、操纵器件和其他部件的防火
受动力装置着火影响的结构部件、操纵器件、旋翼机构的每个部件以及可控着陆必不可少的其他部件，都必须是防火的或者加以保护，以便在任何可预见的动力装置着火情况下，能执行其重要的功能至少5分钟。
第27.863条　可燃液体的防火
(a）凡可燃液体或者蒸气可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须有措施尽量减小液体和蒸气点燃的概率，以及万一点燃后的危险后果。
(b）必须用分析或者试验的方法表明符合本条(a)款的要求，同时必须考虑下列因素：
(1）液体渗漏的可能漏源和途径，以及探测渗漏的方法；
(2）液体的可燃特性，包括任何可燃材料或者吸液材料的影响；
(3）可能的引燃火源，包括电气故障、设备过热和防护装置失效；
(4）可用于抑制燃烧或者灭火的手段，例如截止液体流动，关断设备，采用防火包容物或者使用灭火剂；
(5）对于飞行安全是关键性的各种旋翼航空器部件的耐火耐热能力。
(c）如果要求飞行机组采取行动（例如关断设备或者起动灭火瓶）来预防或者处置液体着火，则必须备有迅速动作的向机组报警的装置。
(d）凡可燃液体或者蒸气有可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须确定其部位和范围。
第八节 外挂物
第27.865条　外挂物
(a）必须通过分析或者试验或者两者结合的方法表明，对于申请用于无人外挂载重的旋翼航空器-装载组合的旋翼航空器外挂物的吊挂设备，能承受等于2.5或者按照本规定第27.337条至第27.341条规定的某一较小的载荷系数乘以经申请批准的最大外挂物的重量所产生的限制静载荷。必须通过分析或者试验或者两者结合的方法表明，对于申请用于有人外挂载重的旋翼航空器-装载组合的旋翼航空器外挂物的吊挂设备和相应的载人装置，能承受等于3.5或者按照本规定第27.337条至第27.341条规定的某一较小但不小于2.5的系数乘以经申请批准的最大外挂物的重量所产生的限制静载荷。对于任何级别旋翼航空器-装载组合和任何类型外挂载重的载荷，必须作用在垂直方向。对于任何适用的外挂载重类型的可抛放外挂物，其载荷也必须作用在使用中所能达到的与垂直方向成最大角度的任何方向上，但不小于30°，然而，如果符合下列情况之一，此30°角可以降至更小的角度：
(1）制定使用限制，把外挂物的作用限制到已表明符合本条要求的角度之内；
(2）已表明在使用中不会超过此较小的角度。
(b）对于可抛放式旋翼航空器-装载组合的外挂物的吊挂设备，必须具有使驾驶员在飞行中能快速释放外挂物的释放系统。该快速释放系统必须由一个主快速释放子系统和一个备用快速释放子系统组成，且这两个子系统是相互独立的。该快速释放系统及其操纵机构必须满足下列要求：
(1）主快速释放子系统的操纵机构，必须安装在驾驶员的主操纵机构上或者等同的可接近位置处。而且必须设计和布置成在应急情况下可以由驾驶员或者机组成员操纵它，且没有危险地限制他们操纵旋翼航空器的能力。
(2）备用快速释放子系统的操纵机构，必须使得驾驶员或者其他机组成员易于接近。
(3）主、备用快速释放子系统必须满足下列要求：
(ⅰ）在带所有外挂物直到包括经申请批准的最大外挂限制载荷情况下，其工作正常、可靠和耐久；
(ⅱ）能防止从外部和内部来的电磁干扰和进行闪电防护，以预防意外的载荷释放：
(A）对于用于无人外挂载重的可抛放式旋翼航空器-装载组合，要求的最小防护水平为20伏/米的射频场强；
(B）对于用于有人外挂载重的可抛放式旋翼航空器-装载组合，要求的最小防护水平为200伏/米的射频场强；
(ⅲ）对可能由旋翼航空器任何其他电气或者机械系统的失效模式引起的任何失效进行保护。
(c）对于用于有人外挂载重的旋翼航空器-装载组合，旋翼航空器必须符合下列规定：
(1）对于可抛放外挂物，要有符合本条(b)款要求的快速释放系统，并且：
(ⅰ）为主快速释放子系统提供一套双作动装置；
(ⅱ）为备用快速释放子系统提供一套隔开的双作动装置。
(2）具有可靠且经批准的载人装置，该系统具有对于外部乘员安全必不可少的结构功能和人员安全特性。
(3）在所有适当位置设置标牌和标记，清楚标明重要系统的操作指南；对于载人装置，还要标明进出指南。
(4）设置指定的机组成员和外部人员直接通话的设备。
(5）在飞行手册中包含有执行有人外挂载重操纵的适当的限制和程序。
(d）临界构型的可抛放外挂物必须用分析、地面试验和飞行试验相结合的方法表明在正常飞行条件下，在整个批准的使用包线内是可以运输和释放的，且对旋翼航空器不会产生危险。另外必须表明在应急飞行情况下，外挂是可以释放的且不会危及旋翼航空器。
(e）外挂物吊挂设备附近必须设置标牌或者标记，其上清楚标明本规定第27.25条和本条所规定的使用限制和经批准的最大外挂载重。
(f）对于用于无人外挂载重的旋翼航空器-装载组合，本规定第27.571条疲劳评定不适用，但关键结构部件失效会导致旋翼航空器发生危险除外。对于用于有人外挂载重的旋翼航空器-装载组合，本规定第27.571条疲劳评定适用于整个快速释放系统和载人装置结构系统及其连接件。
第九节 其　　他
第27.871条　水平测量标记
必须有在地面为旋翼航空器调水平的基准标记。
第27.873条　配重设施
配重设施必须设计和制造成能防止配重在飞行中偶然移动。
E章 动力装置
第一节 一般规定
第27.901条　动力装置
(a）就本规定而言，旋翼航空器动力装置包括下列部件（除主旋翼和辅助旋翼结构外）：
(1）推进所必需的部件；
(2）与主推进装置操纵有关的部件；
(3）在正常检查或者翻修间隔期间内与主推进装置安全有关的部件。
(b）对于动力装置，必须满足下列要求：
(1）动力装置各部件的构造、布置和安装必须保证在正常检查或者翻修间隔期间内，在申请批准的温度和高度范围内，能继续保持其安全运转；
(2）其装置必须是可达的，以进行持续适航性所必要的检查和维护；
(3）装置的主要部件必须与旋翼航空器其他部分电气搭接，以防止产生电位差；
(4）涡轮发动机的轴向和径向膨胀不得影响动力装置的安全；
(5）必须采取设计预防措施，将旋翼航空器安全运行所必需的部件和设备不正确装配的可能性减至最小，除非能表明，在不正确装配下的运行是极不可能的。
(c）动力装置必须符合下列规定：
(1）《航空发动机适航规定》（CCAR–33）规定的安装说明书；
(2）本章中适用的规定。
第27.903条　发动机
(a）发动机型号合格证
每型发动机必须有经批准的型号合格证。用于直升机的活塞发动机必须符合《航空发动机适航规定》（CCAR–33）第33.49条(d)款的要求，或者按其预定用途以其他方式批准。
(b）发动机或者传动系统冷却风扇叶片的保护
(1）如果安装了发动机或者旋翼传动系统的冷却风扇，则必须具有当风扇的叶片损坏时保护旋翼航空器并使其安全着陆的措施。这项要求必须由下列规定之一表明：
(ⅰ）在损坏时，风扇叶片被包容；
(ⅱ）每台风扇的安装使得叶片损坏时，不会危及旋翼航空器的安全；
(ⅲ）每个风扇叶片能承受由下述条件限制的使用中预期出现的离心力的1.5倍极限载荷：
(A）对于直接由发动机驱动的风扇，由下列条件之一限制：
①在无控制情况下，发动机达到的极限转速；
②超转限制装置的限制转速；
(B）对于由旋翼传动系统传动的风扇，为包括瞬态在内的使用中预期出现的旋翼传动系统的最大转速。
(2）除非按照本规定第27.571条的要求进行了疲劳评定，否则必须表明，在旋翼航空器的使用限制内，冷却风扇叶片不在共振状态下工作。
(c）涡轮发动机安装
对于涡轮发动机安装，与发动机各控制装置、系统和仪表有关的各动力装置系统的设计，必须能合理保证在服役中不会超过对涡轮转子结构完整性有不利影响的发动机使用限制。
(d）再起动能力
(1）必须有在飞行中再起动任何发动机的措施；
(2）除非在飞行中所有发动机停车，发动机再起动能力必须在旋翼航空器的整个飞行包线内演示；
(3）在飞行中所有发动机停车后，发动机必须有在飞行中再起动的能力。
第27.907条　发动机振动
(a）发动机安装必须防止发动机或者旋翼航空器的任何部件产生有害振动。
(b）旋翼和旋翼传动系统与发动机组合后，不得使发动机的主要转动部件承受过大的振动应力，这项要求必须经由振动研究来表明。
(c）旋翼传动系统的部件不得承受过大的振动应力。
第二节 旋翼传动系统
第27.917条　设计
(a）当发动机失效时，旋翼传动系统必须具有把该发动机与主旋翼和辅助旋翼自动脱开的装置。
(b）旋翼传动系统的布置，必须使得发动机与主旋翼和辅助旋翼脱开后，主旋翼仍能继续驱动在自转中对于操纵旋翼航空器所必需的每个旋翼。
(c）如果旋翼传动系统中采用了扭矩限制装置，则该装置必须布置得当其工作时，能够连续地操纵旋翼航空器。
(d）旋翼传动系统是指将功率从发动机传至旋翼桨毂所必需的各部件，包括减速器、传动轴系、万向接头、联轴器、旋翼刹车装置、离合器、轴系支承装置，以及任何连接到或者安装在旋翼传动系统上的附件安装座、附件传动装置、冷却风扇。
第27.921条　旋翼刹车
如果旋翼传动系统中采用了一种能控制旋翼转动又与发动机无关的机构，则必须规定此机构的使用限制，并且对此机构的操纵必须具有防止误动的措施。
第27.923条　旋翼传动系统和操纵机构的试验
(a）按照本条规定进行试验的部件，在试验结束时，必须处于可使用状态。试验中不得进行可能影响试验结果的拆卸。
(b）旋翼传动系统和操纵机构的试验必须不少于100小时，试验必须在旋翼航空器上进行，扭矩必须由安装在其上的旋翼吸收。但是，如果支承和振动条件是严格模拟旋翼航空器试验中的条件，可采用其他地面或者飞行试验设备以适当的方法吸收其扭矩。
(c）本条(b)款所规定的试验中，有60小时必须在不小于发动机最大连续扭矩及相应于最大连续扭矩的最大转速下试车。进行此试验时，为模拟前飞，主旋翼操纵机构必须置于产生最大纵向周期变距的位置。辅助旋翼的操纵机构必须处于在试验条件下的正常工作位置。
(d）本条(b)款所规定的试验中，有30小时（对于申请使用30分钟一台发动机不工作（OEI）功率或者连续一台发动机不工作（OEI）功率的旋翼航空器，为25小时）必须在不小于75%发动机最大连续扭矩和相应于75%最大连续扭矩的最小发动机转速条件下试车。主旋翼和辅助旋翼操纵机构必须处于试验条件的正常工作位置。
(e）本条(b)款所规定的试验中，有10小时必须在不小于发动机起飞扭矩和相应于起飞扭矩的最大转速下试车。主旋翼和辅助旋翼操纵机构必须处于垂直爬升状态的正常工作位置。
(1）对于申请使用分钟一台发动机不工作（OEI）功率的多发旋翼航空器，在10小时试验中必须按照下列要求进行12次试车：
(ⅰ）每次试车必须至少有一次使所有发动机都在起飞扭矩和相应于起飞扭矩的最大转速下试车分钟；
(ⅱ）每次试车中必须至少有一次逐次模拟每台发动机失效，而其余发动机以分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩和相应于分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩的最大转速下试车分钟。
(2）对于申请使用30秒钟和2分钟一台发动机不工作（OEI）功率的多发涡轮发动机的旋翼航空器，必须按照下列要求进行10次试车：
(ⅰ）紧接在至少5分钟的起飞试车后，必须逐次模拟每一动力源的一次失效，并且将30秒钟一台发动机不工作（OEI）功率的最大扭矩和最大转速作用于剩余的受影响传动系统功率输入端试车不少于30秒钟。接着使用2分钟一台发动机不工作（OEI）功率的最大扭矩和相应与2分钟一台发动机不工作（OEI）功率的最大转速试车不少于2分钟。至少有一次试车顺序是从模拟“飞行慢车”状态开始进行的。当在试车台上进行试车时，试车程序必须在起飞功率状态稳定后进行。
(ⅱ）就本条而言，受影响功率输入端包括试验中由于使用较高或者不对称的扭矩和转速可能受到不利影响的旋翼传动系统所有部件。
(ⅲ）当发动机限制不允许在试验中重复使用该功率或者将导致发动机在试验期间提前拆除时，此试验可以在一个典型的试车台上进行。作用在受影响的旋翼传动系统部件上的载荷、振动频率和方法必须能代表旋翼航空器工况。试验部件必须是用于表明本条其余条款符合性的那些部件。
(f）本条(c)款和(d)款规定的试验可以在地面或者飞行中完成，试验间隔时间必须不少于30分钟。本条(e)款规定的每次试验间隔时间必须不少于5分钟。
(g）本条(c)款、(d)款和(e)款规定的试验中，在不大于5小时的时间间隔内，发动机必须快速停车，足以使发动机及旋翼传动装置与旋翼自动脱开。
(h）本条(c)款所规定的运行状态下，必须完成主旋翼纵向、横向、辅助旋翼的全周期操纵各500次。全周期是指操纵机构从中立位置到两极限位置再返回中立位置的移动（操纵机构的移动不需产生超过飞行中遇到的最大载荷或者挥舞运动）。此周期操纵可在本条(c)款规定的试验中完成。
(i）必须按照下列要求至少完成200次离合器的啮合试验：
(1）使离合器的传动轴从动端加速转动；
(2）用申请人选择的转速和方法。
(j）对于申请使用30分钟一台发动机不工作（OEI）功率的多发旋翼航空器，必须在30分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩和相应于30分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩的最大转速下运转5次，在每次运转中，必须依次使每台发动机不运转，而其余发动机运转30分钟。
(k）对于申请使用连续一台发动机不工作（OEI）功率的多发旋翼航空器，必须在连续一台发动机不工作（OEI）扭矩和相应于连续一台发动机不工作（OEI）扭矩的最大转速下运转5次，在每次运转中，必须依次使每台发动机不运转，而其余发动机运转1小时。
第27.927条　附加试验
(a）必须进行为了确定旋翼传动机构安全性所必需的附加的动态试验、耐久性试验、运转试验以及振动研究。
(b）如果涡轮发动机传输给传动装置的输出扭矩，可能超过发动机或者传动装置的最大扭矩限制值，且该扭矩在正常工作条件下，不是由飞行员直接操纵（例如发动机功率的主要操纵是通过飞行操纵实现的），则必须进行下列试验：
(1）在与所有发动机工作有关的状态下，做200次运转试车，每次10秒钟，扭矩至少等于下列的较小值：
(ⅰ）满足本规定第27.923条使用的最大扭矩加10%；
(ⅱ）发动机可能达到的最大输出扭矩，如果安装了扭矩限制器，假设其功能正常。
(2）对于多发旋翼航空器，在与每台发动机逐次不工作的相关状态下，使传动装置的其余扭矩输入端施加在可能工作条件下所能达到的最大扭矩值（如果安装了扭矩限制器，假设其功能正常），每个传动装置输入端在最大扭矩条件下必须至少试验15分钟。
(3）本款规定的试验必须在旋翼航空器上以试验功率状态预期使用的最大转速下进行，扭矩必须由安装在其上的旋翼吸收。如果其他地面或飞行试验设备采用适当的扭矩吸收方法，并且其支承和振动能严格模拟旋翼航空器试验时的工况，则可采用此类替代设备进行试验。
(c）必须用试验表明，在旋翼传动系统的主滑油系统压力损失后，旋翼传动系统能够在自转条件下运转15分钟。
第27.931条　轴系的临界转速
(a）任何轴系的临界转速必须经演示确定。如果对特定的设计有可靠的分析方法，则可采用该分析方法。
(b）如果任一临界转速位于或者接近慢车、有动力和自转状态的转速范围，则必须通过试验表明，在此转速下所产生的应力必须在安全限制内。
(c）如果采用分析方法表明临界转速不在允许使用的转速范围内，则计算的临界转速和允许使用转速限制范围之间的余量必须是足够的，以考虑计算值与实际值之间可能的变化。
第27.935条　轴系接头
工作中需要润滑的每个万向接头、滑动接头和其他轴系接头，必须有润滑措施。
第27.939条　涡轮发动机工作特性
(a）必须在飞行中检查涡轮发动机的工作特性，以确认在旋翼航空器和发动机使用限制范围内的正常和应急使用期间，不会出现达到危险程度的不利特性（如失速、喘振、熄火）。
(b）在正常运行期间，涡轮发动机的进气系统不得由于气流畸变的影响而引起有害于发动机的振动。
(c）对于调节器控制的发动机，必须表明传动系统不存在与功率、转速和操纵位移的临界组合有关的危险的扭转不稳定性。
第三节 燃油系统
第27.951条　通用要求
(a）燃油系统的构造和布置必须保证在各种很可能的工作条件下，包括申请合格审定的各种机动状态下，均能满足发动机正常工作所需要的燃油流量和压力。
(b）燃油系统的布置必须满足下列要求之一：
(1）燃油泵不能同时从一个以上油箱内吸油；
(2）具有防止空气进入该系统的设施。
(c）用于涡轮发动机的燃油系统在使用下述状态的燃油时，必须能在其整个流量和压力范围内持续工作：燃油先在27℃（80℉）时用水饱和，然后每10升燃油添加2毫升游离水（每1美加仑含0.75毫升），冷却到在运行中可能遇到的最临界结冰条件。
第27.952条　燃油系统的抗坠撞性
除非采用了局方可接受的其他方法，以最大限度减少可生存的撞击（坠撞着陆）后燃油着火对乘员的危害，否则，燃油系统必须包括本条规定的设计特性。必须表明系统能够承受本条规定的静态和动态减速载荷，而不会导致系统部件、燃油箱或者附件发生可能导致燃油泄漏到点火源的结构损伤。上述载荷按单独作用的极限载荷考虑，并在部件重心处测量。
(a）坠落试验要求
每一油箱或者最关键的油箱，必须按照下列要求进行坠落试验：
(1）下落高度必须至少15.2米（50英尺）；
(2）下落撞击的表面必须是不变形的；
(3）油箱必须装有80％正常满容量的水；
(4）油箱必须被对其安装有代表性的周围结构包围，除非能确定周围结构无突起或者其他可能导致油箱破裂的设计特征；
(5）油箱必须自由下落并以水平位置±10°碰撞；
(6）坠落试验后必须无泄漏。
(b）燃油箱载荷系数
除非油箱安装使得其破裂会使燃油释放到任一主要的点火源（例如发动机、加温器和辅助动力装置）或者乘员的情况是极小可能的，每个燃油箱的设计和安装必须在下列极限惯性载荷系数单独作用下能保持箱内油量：
(1）客舱内的燃油箱：
(ⅰ）向上4g；
(ⅱ）向前16g；
(ⅲ）侧向8g；
(ⅳ）向下20g。
(2)位于机组舱或者客舱上方或者后方的燃油箱（在应急着陆中如松开会伤害乘员）：
(ⅰ）向上1.5g；
(ⅱ）向前8g；
(ⅲ）侧向2g；
(ⅳ）向下4g。
(3）位于其他区域内的燃油箱：
(ⅰ）向上1.5g；
(ⅱ）向前4g；
(ⅲ）侧向2g；
(ⅳ）向下4g。
(c）燃油管路自密封式脱落接头
除非证明燃油系统部件之间，或者与旋翼航空器局部结构之间极不可能出现危险的相对运动，或者采用可以防止前述相对运动的其他措施，否则必须安装自密封式脱落接头。所有的燃油箱与燃油管连接处、燃油箱与燃油箱连接处和燃油系统中因局部结构变形而导致燃油释放的其他位置，必须安装该接头或者等效的装置。
(1）自密封式脱落接头的设计和构造必须具有下列设计特性：
(ⅰ）脱落接头的分离载荷必须是供油管路中最弱部件的最小极限失效载荷（极限强度）的25％-50％之间，不论管路尺寸大小，分离载荷必须不小于136公斤（300磅）；
(ⅱ）只要以最可能出现的失效模式施加极限载荷（本条(c)款(1)项(ⅰ)目中所定义），脱落接头就必须分离；
(ⅲ）所有的脱落接头必须具有设计措施，以便在正常安装和使用期间可凭视觉判断该接头是锁紧的（无泄漏）或者是打开的；
(ⅳ）所有的脱落接头必须具有设计措施，以防止由于运行冲击、振动或者加速而导致脱开或者无意中关闭；
(ⅴ）设计上脱落接头在完成预期的功能后，不得造成燃油释放。
(2）所有独立的连接燃油供油系统的脱落接头或者等效装置的设计、试验、安装和维护，必须使得在按照本规定第27.955条(a)款工作时，不可能在飞行中出现意外的燃油切断。并必须符合本规定第27.571条疲劳评定的要求而无泄漏。
(3）脱落接头的替代、等效装置，在安装该装置的燃油管路上，由可生存撞击引起的载荷不得大于管路中最弱部件的极限载荷（强度）的25％-50％，且必须符合本规定第27.571条疲劳评定的要求而无泄漏。
(d）易碎的或者易变形的结构连接件
除非证明在可生存撞击中燃油箱和燃油系统部件与所在位置的旋翼航空器结构之间的危险的相对运动是极不可能的，否则，燃油箱和燃油系统部件与所在位置的旋翼航空器结构之间必须用易碎的或者局部易变形的连接件连接。燃油箱和燃油系统部件与所在位置的旋翼航空器结构之间的连接，无论是易碎的或者局部易变形的，必须设计成其分离或者相对的局部变形不会产生燃油箱或者燃油系统部件的破裂或者局部撕裂，而导致燃油泄漏。易碎的或者易变形的连接件的极限强度必须满足下列要求：
(1）将易碎连接件从其支撑结构上分离或者使局部易变形连接件相对于其支撑结构的变形所需要的载荷，必须为被连接系统中最弱的部件的最小极限载荷（强度）的25％-50％之间，任何情况下该载荷不得小于136公斤（300磅）；
(2）当以最可能出现的模式施加极限载荷（如本条(d)款(1)项中定义）时，易碎的或者局部易变形连接件必须如预期那样出现分离或者局部变形；
(3）所有易碎的或者局部易变形的连接件必须符合本规定第27.571条疲劳评定的要求。
(e）燃油和点火源的隔离
为了提供最大的抗坠撞性，燃油的位置必须尽可能地远离所有的乘员区和潜在的点火源。
(f）其他基本的机械设计准则
燃油箱、燃油管路、导线和电气装置的设计、构造和安装必须尽可能是抗坠撞的。
(g）刚性或者半刚性的燃油箱
刚性或者半刚性的燃油箱或者囊壁必须抗撞击和抗撕裂。
第27.953条　燃油系统的独立性
(a）对于多发旋翼航空器的燃油系统，向每台发动机供油都必须通过一个与其他发动机供油系统相独立的系统供油，但是对每台发动机供油的油箱不必相互独立。
(b）如果多发旋翼航空器使用单个油箱，则必须满足下列要求：
(1）对于每台发动机，要有单独的油箱出油口，并在油箱每个出油口上设有切断阀。如果该阀和发动机舱之间的管路中，不会积存可排入发动机舱危险数量的燃油，则该切断阀也可作为本规定第27.995条所要求的防火墙切断阀。
(2）至少有两个通气口，它们应设置在被同时堵塞的概率最小的位置。
(3）加油口盖应设计成使错误安装或者在飞行中丢失的概率减至最小。
(4）在该燃油系统中，从每个油箱出口到任一发动机的部件要与向其他发动机供油系统的每个部件相互独立。
第27.954条　燃油系统的闪电防护
燃油系统的设计和布置，必须能防止在下列情况下点燃该系统内的燃油蒸气：
(a）在雷击附着概率高的区域发生直接雷击；
(b）在极可能受扫掠雷击区域发生扫掠雷击；
(c）在燃油通气口处产生电晕放电和流光。
第27.955条　燃油流量
(a）通用要求
必须表明用于每台发动机的燃油系统，在经批准的旋翼航空器的每种运行条件和机动飞行状态下，至少能提供发动机所需的100%燃油（如果适用，还包括按照本规定第27.927条要求的试验状态运转发动机所需的燃油量）。除非采用等效的方法，否则必须通过满足下列规定的试验来表明符合性，但不需要考虑不可能发生的组合情况：
(1）经临界加速度（载荷系数）校正的燃油压力必须在发动机型号合格证数据单规定的限制范围内；
(2）燃油箱内的燃油量不得超过本规定第27.959条确定的该油箱不可用油量与验证本条符合性时所需的油量之和；
(3）对于旋翼航空器的飞行姿态而言，燃油箱出口与发动机进口之间的燃油压头必须是临界的；
(4）对泵供油系统应安装临界燃油泵，以便产生（用实际或者模拟的失效）泵失效所预期的燃油流量的临界限制；
(5）必须使用发动机转速、电源或者燃油泵的其他动力源的临界值；
(6）必须采用对燃油流量有不利影响的临界燃油特性值；
(7）必须使本规定第27.997条要求的燃油滤堵塞到能模拟燃油污染物积累达到按照第27.1305条(q)款要求的指示器动作所必要的程度。
(b）燃油输油系统
如果燃油系统正常运行时要求燃油能输送到发动机供油油箱，则必须通过一个系统来自动进行。该系统必须已经表明在旋翼航空器飞行或者地面运行时，能保持接收油箱内的燃油量在允许的限制范围内。
(c）多个燃油箱
如果一台发动机可由一个以上的燃油箱供油，则除了具备适当的手动切换功能外，燃油系统还必须设计成，在正常运行过程中，当向发动机供油的任一油箱耗尽可用燃油，而其他通常单独向该发动机供油的油箱还有可用燃油时，无需飞行机组关注即可防止该发动机的供油中断。
第27.959条　不可用燃油量
每个燃油箱的不可用燃油量必须确定为不小于下述油量：对需由该油箱供油的所有预定运行和机动飞行，在最不利供油条件下，发动机工作开始出现不正常时该油箱内的油量。
第27.961条　燃油系统在热气候条件下的工作
对于虹吸式燃油系统和其他易形成油气的燃油系统，必须用试验表明，在临界工作条件下（如果适用，还包括本规定第27.927条(b)款(1)项和(b)款(2)项定义的发动机工作状态），燃油温度为43°C（110℉）时，发动机能在合格审定范围内良好运行。
第27.963条　燃油箱：通用要求
(a）每个燃油箱必须承受运行中可能遇到的振动、惯性、油液及结构的载荷而不损坏。
(b）容量等于或者大于38升（10美加仑）的油箱，必须有内隔板或者外部支承，以承受燃油振荡。
(c）燃油箱必须用防火墙与发动机舱隔开，燃油箱与防火墙之间必须至少有13毫米（1/2英寸）空隙。
(d）邻近油箱表面的空间必须通气，以便一旦漏油时，燃油蒸气不能积聚在油箱舱。如果两个或者两个以上的油箱有互相连通的出口，那么这些油箱必须看成是一个油箱，这些油箱的通气空间也必须相互连通，以防止由于这些油箱间通气压力差而引起燃油从一个油箱流向另一个油箱。
(e）燃油箱任一部件暴露表面的最高温度，必须按局方规定的安全裕度，低于燃油箱中燃油或者燃油蒸气预期的最低自燃温度。必须在燃油箱内部所有部件的全部工作状态下和所有失效或者故障条件下，表明本要求的符合性。
(f）安装在座舱内的每一个燃油箱，必须用能向旋翼航空器外部排放和通气的耐油气和耐燃油的防护外罩隔离。外罩的设计和构造必须对油箱提供必要的防护，在遭受本规定第27.952条所述的可生存撞击时，必须是抗坠撞的，且必须足以承受在座舱内所预期的载荷和磨损。
(g）每个软燃油箱囊或者软燃油箱必须经批准或者表明适合于特定用途，并且必须是抗刺穿的。抗刺穿性必须通过满足《柔性油箱材料》（CTSO–C80）附录1第16条的要求（使用不小于168公斤（370磅）刺穿力）来表明。
(h）整体油箱必须有进行内部检查和修理的设备。
第27.965条　燃油箱试验
(a）每个燃油箱必须能承受本条所规定的压力试验而不损坏或者渗漏。如实际可行，可模拟使用中的压力分布进行压力试验。
(b）每个普通金属油箱、箱壁不支承于旋翼航空器结构的非金属油箱以及整体油箱，必须承受24.2千帕（3.5磅／英寸２）的压力。除非当油箱满油并承受的最大极限加速度或者应急负加速度产生的压力超过以上数值时，必须施加一个尽可能相当于上述加速度载荷的静压头或者等效试验。但是，不承受加速度载荷的油箱表面，其压力不必超过24.2千帕（3.5磅／英寸2）。
(c）每个油箱壁支承于旋翼航空器结构的非金属油箱，必须承受下列试验：
(1）至少为13.7千帕（2磅／英寸2）的压力试验，本项试验可以在油箱上结合本条(c)款(2)项规定单独进行；
(2）压力试验。该试验将油箱安装在旋翼航空器结构上并施加试验压力等于油箱满油时承受最大极限加速度或者应急负加速度所产生的载荷。但是，在不承受加速度载荷的表面上其压力值不必超过13.7千帕（2磅／英寸2）。
(d）每个具有大的无支承或者无加强平面的油箱，或者可能因损坏或者变形引起渗漏的油箱，必须经受下列试验或者等效试验：
(1）必须用完整的油箱连同其支承件做振动试验，试验时的固定方式应模拟实际安装情况。
(2）油箱组件必须装有2/3油箱容量的合适试验液，并以不小于0.8毫米（1/32英寸）的振幅（除非证实可用其他振幅）振动25小时。
(3）振动试验频率必须按照下列规定：
(ⅰ）在发动机或者旋翼系统正常工作转速范围内，如果没有任何转速引起的振动频率是临界的，则振动试验频率（以每分钟振动循环次数计算）对于活塞发动机的旋翼航空器必须为有动力时发动机最大和最小转速（转／分）的平均值；对于涡轮发动机的旋翼航空器必须为2000周／分。但采用一个根据更合理计算得出的频率值除外。
(ⅱ）如果在发动机或者旋翼系统正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中只有一个临界频率，则必须以此频率作为试验频率。
(ⅲ）如果在发动机正常工作转速范围内，由转速引起的振动频率中有多个临界频率，则必须以其中最严重的作为试验频率。
(4）在本条(d)款(3)项(ⅱ)目和(ⅲ)目的情况下，必须调整试验时间，使达到的振动循环数与按照本条(d)款(3)项(ⅰ)目规定的频率在25小时内完成的振动循环数相同。
(5）试验时，必须以每分钟16～20个整循环的速率绕最临界的轴摇晃油箱，摇晃角度为水平面上下各15°（共30°），历时25小时。如果分别绕不同轴的运动都是临界的，则油箱必须绕每根临界轴摇晃12.5小时。
第27.967条　燃油箱安装
(a）每个燃油箱的支承必须使油箱载荷不集中作用在无支承的油箱表面。此外，还必须符合下列规定：
(1）如有必要，必须在油箱与其支承件之间设置隔垫，以防擦伤油箱。
(2）隔垫必须不吸收燃油或者经处理后不吸收燃油。
(3）如果使用软油箱，则软油箱的支承必须使其不必承受油液载荷；
(4）每个油箱舱内表面必须光滑，而且不具有磨损软油箱的突出物，除非满足下列要求之一：
(ⅰ）在突出物处，具有保护软油箱的措施；
(ⅱ）软油箱本身构造具有这种保护作用。
(b）贴近燃油箱表面的任何空间必须充分地通大气，以防止由于轻微渗漏形成油或者油气聚积。如果油箱安装在密封的油箱舱内，可以仅用排漏孔通大气，但排漏孔的尺寸必须足以防止阻塞和因飞行高度变化而引起的过压。如果安装软油箱，则软油箱和油箱舱之间空间的通气布置，在任何预期飞行条件下，必须使油箱舱与油箱通气压力保持恰当的关系。
(c）每个燃油箱的位置必须满足本规定第27.1185条(a)款和(c)款的要求。
(d）紧靠发动机舱主通风口处的旋翼航空器蒙皮，不得作为整体油箱的箱壁。
第27.969条　燃油箱的膨胀空间
每个燃油箱或者有互连通气系统的每组燃油箱都必须具有不小于2%油箱容积的膨胀空间，必须使旋翼航空器处于正常地面姿态时，不可能由于疏忽而使所加燃油占用膨胀空间。
第27.971条　燃油箱沉淀槽
(a）每个燃油箱都必须有可放油的沉淀槽，当旋翼航空器处于使用中预期的任何地面姿态时，其有效容量为0.25%的油箱容量或者0.24升（1/16美加仑），两者中取较大值。除非满足下列条件：
(1）燃油系统具有易于在飞行前可用于放油的沉积盘或者腔，且其最小容量是每75.7升（20美加仑）燃油容量为29.6毫升（1盎司）；
(2）每个燃油箱放油口位置的确定，应当使得在旋翼航空器处于使用中预期的任何地面姿态时，水能从燃油箱任何部分排放至沉积盘或者腔。
(b）本条要求的每个沉淀槽、沉积盘及沉积腔的放油嘴必须符合本规定第27.999条(b)款放油嘴的要求。
第27.973条　燃油箱加油口接头
(a）在正常工作期间，每个燃油箱加油口接头必须能防止燃油流入油箱以外的旋翼航空器的任何部分，并且在本规定第27.952条(c)款所述的可生存撞击中必须是抗坠撞的。此外，还需符合下列规定：
(1）每个加油口必须按照本规定第27.1557条(c)款(1)项规定作标记；
(2）每个能明显积存燃油的凹型加油口接头，必须有放油嘴，且排放应能避开旋翼航空器各个部分；
(3）每个加油口盖必须有一个燃油密封件，并能在正常运行和可生存撞击中预期出现的燃油压力下正常工作。
(b）当每个加油口盖未能完全锁住或者未能安置在加油口接头上时，加油口盖或者加油口盖罩必须能报警。
第27.975条　燃油箱通气
(a）每个燃油箱必须从膨胀空间的顶部通气，以便在任何正常飞行情况下都能有效地通气。每个通气口的布置必须使其被脏物或者冰堵塞的概率最小。
(b）通气系统的设计必须使旋翼航空器在着陆、地面运行或者可生存撞击期间出现翻转时，将通过通气口溢出流到点火源的燃油减至最小。
第27.977条　燃油箱出油口
(a）燃油箱出油口或者增压泵都必须装有符合下列规定的燃油滤网：
(1）对于活塞发动机的旋翼航空器，该滤网为3～6目／厘米（8～16目／英寸）；
(2）对于涡轮发动机的旋翼航空器，该滤网能阻止可能造成限流或者损坏燃油系统任何部件的杂物通过。
(b）每个燃油箱出油口滤网的流通面积，必须至少是出油口管路截面积的5倍。
(c）每个滤网的直径，必须至少等于燃油箱出油口直径。
(d）每个指形滤网必须便于检查和清洗。
第四节 燃油系统部件
第27.991条　燃油泵
对本规定第27.955条的符合性不得由于下列部件的失效而受到危害：
(a）任一燃油泵，但作为已取型号合格证的发动机的部件被批准和安装的燃油泵除外；
(b）燃油泵工作所需的任何部件，但对于发动机驱动的燃油泵，由该泵供油的发动机除外。
第27.993条　燃油系统导管和接头
(a）每根燃油导管的安装和支承，必须能防止过度的振动，并能承受燃油压力及加速飞行所引起的载荷。
(b）连接在可能有相对运动的旋翼航空器部件之间的每根燃油导管，必须用柔性连接。
(c）燃油管路中可能承受压力和轴向载荷的每一柔性连接，必须使用软管组件。
(d）软管必须经过批准。
(e）高温下可能受到不利影响的软管，不得用于在运行中或者发动机停车后温度过高的部位。
第27.995条　燃油阀
(a）必须有可靠的快速动作的燃油阀，以便能单独地切断供给各发动机的燃油。
(b）该阀的操纵器必须在有关机组人员容易达到的范围内。
(c）对从一个以上油源供油的燃油系统，应有从每个油源单独供油的措施。
(d）切断阀不得装在防火墙的发动机一侧。
第27.997条　燃油滤网或者燃油滤
在燃油箱出油口与第一个易受燃油污染物影响的燃油系统部件（包括但不限于燃油计量装置或者发动机正排量泵，取距燃油箱出油口较近者）进口之间，必须设置满足下列要求的燃油滤网或者燃油滤：
(a）便于放油和清洗，且必须有易于拆卸的网件或者滤芯。
(b）具有沉淀槽和放油嘴。如果滤网或者油滤易于拆卸进行放油，则不需设置放油嘴。
(c）安装时，其重量不由相连导管或者滤网（或者油滤）本身的入口（或者出口）接头来承受，除非导管或者接头在所有载荷情况下均具有足够的强度余量。
(d）具有从燃油中清除任何污染的措施，这种污染会危及旋翼航空器或者发动机燃油系统正常工作所需的通过旋翼航空器或者发动机燃油系统部件的燃油流量。
第27.999条　燃油系统放油嘴
(a）在每个燃油系统的最低点，必须至少有一个易于接近的放油嘴，当旋翼航空器处于使用中预期的任何地面姿态时，可完全放出系统中的燃油。
(b）本条(a)款要求的每个放油嘴必须满足下列要求：
(1）使排放油避开旋翼航空器各个部分。
(2）有手动或者自动的机构，能确实地锁定在关闭位置。
(3）具有满足下列要求的放油阀：
(ⅰ）易于接近并易于打开和关闭；
(ⅱ）阀门位置或者其防护措施，能在起落架收起着陆时防止燃油喷溅。
第五节 滑油系统
第27.1011条　发动机：通用要求
(a）每台发动机必须有独立的滑油系统，在不超过安全连续运转温度值的情况下，能向发动机供给适量的滑油。
(b）每个系统的可用滑油量，不得小于旋翼航空器在临界运行条件下的续航时间与同样条件下发动机最大允许滑油消耗量的乘积，加上保证充分循环和冷却的适当余量。对于活塞发动机安装，可以用1﹕40的可用滑油量与可用燃油量的容积比来代替续航时间和滑油消耗量的理论分析。
(c）对于每台发动机的滑油冷却装置，必须能保证发动机滑油进口温度等于或者低于最大规定值，这必须用飞行试验来表明。
第27.1013条　滑油箱
滑油箱必须按照下列要求设计和安装：
(a）它能承受在工作中可能预期出现的各种振动、惯性、流体及结构载荷而不损坏。
(b）[备用]。
(c）用于活塞发动机的每个滑油箱，必须具有不小于10%油箱容积或者2升（0.5美加仑）的膨胀空间（取大值）。用于涡轮发动机的每个滑油箱，必须具有不小于10%油箱容积的膨胀空间。
(d）当旋翼航空器处于正常地面姿态时，不可能由于疏忽而使所加滑油占用油箱的膨胀空间。
(e）保证充分通气。
(f）在加油口盖打开时，必须具有防止滑油流入滑油箱舱内的措施。
第27.1015条　滑油箱试验
滑油箱必须按照下列要求设计和安装：它能承受34.5千帕（5磅／英寸2）的内部压力而不渗漏。而对于涡轮发动机的增压滑油箱必须按照下列要求设计和安装：它能承受34.5千帕（5磅／英寸2）的内部压力再加上油箱最大工作压力而不渗漏。

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