交通运输部

第29.908条　冷却风扇
作为动力装置安装的一个部件冷却风扇采用下列规定：
(a）A类
对于A类旋翼航空器安装的冷却风扇，必须表明风扇叶片损坏不会因损坏叶片所致的破坏或者冷却空气的损失而影响继续安全飞行。
(b）B类
对于B类旋翼航空器安装的冷却风扇，如果一片叶片损坏时，必须有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：
(1）在损坏时，风扇叶片被包容。
(2）每台风扇的布置，当叶片损坏时不会危及旋翼航空器的安全。
(3）每个风扇叶片能承受使用中预期出现离心力1.5倍的极限载荷。该离心力受下列条件之一限制：
(ⅰ）在无控制情况下可达到的最高转速；
(ⅱ）超转限制器的限制转速。
(c）疲劳评定
除非己完成了本规定第29.571条中的疲劳评定，否则，必须表明冷却风扇叶片在旋翼航空器的使用限制内不会在共振条件下工作。
第二节 旋翼传动系统
第29.917条　设计
(a）通用要求
旋翼传动系统是指将功率从发动机传至旋翼毂所必需的各部件，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。
(b）设计评定
必须在申请审定的全部范围内进行设计评定，以确保旋翼传动系统安全工作。设计评定必须包括一个详细的失效分析，用以判明妨碍继续安全飞行或者安全着陆的所有失效情况，并且必须确定使失效发生的可能性减至最小的措施。
(c）布置
旋翼传动系统必须按照下列要求布置：
(1）多发旋翼航空器旋翼传动系统的布置，必须在任意一台发动机失效时，其余的发动机仍能继续驱动旋翼航空器飞行和操纵所必需的每个旋翼；
(2）单发旋翼航空器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；
(3）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；
(4）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；
(5）如果各旋翼相互交错，则各旋翼之间必须定相，在任何工作条件下，各系统之间必须有不变而确定的相位关系；
(6）如果采用了旋翼相位差装置，则必须有在运转之前，把各旋翼锁定在适当相位的机构。
第29.921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29.923条　旋翼传动系统和操纵机构的试验
(a）耐久性试验之通用要求
旋翼传动系统和旋翼操纵机构必须按照本条(b)款至(n)款和(p)款的规定做试验，试验时间至少为200小时加上本条(b)款(2)项、(b)款(3)项和(k)款要求的时间。这些试验必须按照下列方法进行：
(1）必须采用10小时试验循环；但申请一台发动机不工作（OEI）额定值时，该试验循环必须扩展到包括本条(b)(2)和(k)的一台发动机不工作（OEI）试验。
(2）必须在旋翼航空器上进行。
(3）试验扭矩和转速必须按照下列规定：
(ⅰ）由动力装置的限制确定；
(ⅱ）由想要批准的旋翼航空器的旋翼所吸收。
(b）耐久性试验之起飞试车
起飞试车必须按照下列方法进行：
(1）除本条(b)款(2)项和(b)款(3)项的规定外，起飞扭矩试车必须进行1小时。在这1小时内，用5分钟的起飞扭矩和与起飞扭矩相应的最大转速与5分钟的发动机尽可能低的慢车转速试车交替进行。在慢车状态的第一分钟内，发动机必须与旋翼传动系统脱开，如果装有刹车机构并预期刹车，则在慢车状态的第一分钟内旋翼就必须刹车。在慢车状态的剩余4分钟内，离合器必须啮合，使发动机驱动旋翼以最小的实际转速运转。发动机和旋翼传动系统的加速必须以最快的速度完成。当发动机将与旋翼传动系统脱开时，发动机必须很快地减速，以使超越离合器脱开。
(2）对于申请使用 分钟一台发动机不工作（OEI）功率状态的直升机，起飞试车必须按照本条(b)款(1)项的规定进行，但使用该条规定的起飞扭矩和相应于起飞扭矩的最大转速进行的第3次和第6次试车除外，对于这两次试车，按照下列方法进行：
(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）扭矩的最大转速试车分钟。
(3）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，起飞试车必须按照本条(b)款(1)项的规定进行，但下列情况除外：
(ⅰ）紧接在按照本条(b)款(1)项中要求的任何一次5分钟功率试车后，试车中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。每一次30秒钟一台发动机不工作（OEI）功率试车后必须进行2次以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）功率的最大转速进行试车，每一次不少于2分钟。第二次必须在稳定的连续功率或者30分钟一台发动机不工作（OEI）功率工作一段时间后进行（申请者可任选其一）。至少一次试车顺序必须模拟“飞行慢车”状态开始进行。当在试车台进行试车时，试车的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。
(c）耐久性试验之最大连续功率试车
在最大连续扭矩和与最大连续扭矩相应的最大转速的条件下连续运转3小时试车，必须按照下列方法进行：
(1）主旋翼操纵机构必须：每小时至少15次使主桨距通过最大垂直升力位置、最大向前分力位置、最大向后分力位置、最大向左分力位置和最大向右分力位置（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桨叶挥舞运动）；
(2）航向操纵必须：每小时至少15次通过最大右转弯扭矩极限位置、加给主旋翼功率所要求的中立扭矩位置以及最大左转弯扭矩极限位置；
(3）最大的操纵位置每次必须至少保持10秒钟，而操纵位置改变的速度必须至少和正常使用时一样。
(d）耐久性试验之90％最大连续功率试车
必须在90％最大连续扭矩和90％最大连续扭矩相应的最大连续转速下连续试车1小时。
(e）耐久性试验之80％最大连续功率试车
必须在80％最大连续扭矩和80％最大连续扭矩相应的最小连续转速下连续试车1小时。
(f）耐久性试验之60％最大连续功率试车
必须在60%最大连续扭矩和与60%最大连续扭矩相应的最小转速下连续试车2小时，而对于申请使用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）功率状态的直升机则试车1小时。
(g）耐久性试验之发动机故障试车
必须确定诸如发动机燃油系统或者点火系统这样一类部件的故障，或者发动机功率不相等是否会造成对传动系统不利的动态条件。若如此，则必须在这些条件下完成适当数量的试车小时数，每个试验循环中包括1小时，其余的小时数必须在20个循环结束时进行。如果未造成有害后果，则必须按照本条(b)款(1)项（不考虑本条(b)款(2)项的程序）追加试车1小时。
(h）耐久性试车之超转试车
超转试车必须在最大连续扭矩和使用中预期的最大有动力的转速下连续运转1小时（若有转速和扭矩限制装置，且其功能正常）。
(i）耐久性试验之旋翼操纵位置试车
在系留试验期间，当不是周期地操纵旋翼时，必须使用本条(c)款规定的程序操纵旋翼，以便对下面的试验时间百分比，产生各自的最大拉力位置（除操纵机构的位置不需产生超过飞行中遇到的最大载荷或者桨叶挥舞运动外）：
(1）完全的垂直升力位置，20％；
(2）向前的拉力分量位置，50％；
(3）向后的拉力分量位置，10％；
(4）向左的拉力分量位置，10％；
(5）向右的拉力分量位置，10％。
(j）耐久性试验之离合器和刹车机构啮合试验
包括本条(b)款的啮合试验、离合器和刹车机构的啮合试验总次数不少于400次。试验必须在起飞扭矩试车期间进行，如必要，整个试验过程中，在每次改变扭矩和转速时进行。每次离合器啮合时，离合器的从动轴必须从静止开始加速。必须按申请人规定的转速和方法完成离合器的啮合试验。在每次离合器啮合试验之后的减速期时，发动机必须迅速停车，以便发动机自动地与旋翼和旋翼传动系统脱开。如果安装了能使旋翼停止转动的旋翼刹车机构，则在刹车机构啮合试验期间，离合器必须在40％的旋翼最大连续转速以上脱开，待旋翼减速到40％最大连续转速时，必须进行刹车。如果设计的离合器不允许在发动机运转的情况下使旋翼停转，或者传动系统中没有安装离合器，则在每次旋翼刹车之前，发动机必须停车，并且在旋翼停转之后，发动机立即起动。
(k）耐久性试验之一台发动机不工作（OEI）功率试车
(1）30分钟一台发动机不工作（OEI）功率试车
对于申请使用30分钟一台发动机不工作（OEI）功率的旋翼航空器，必须按照以下要求以30分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩和与30分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩相应的最大转速下进行试车：逐次使每台发动机不工作，而其余的发动机必须试车30分钟的周期；
(2）连续一台发动机不工作（OEI）功率试车
对于申请使用连续一台发动机不工作（OEI）功率的旋翼航空器，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）扭矩的最大转速下试车必须按照以下要求进行：逐次使每台发动机不工作，而其余的发动机必须试车1小时；
(3）本条(k)款(1)项或者(k)款(2)项规定的周期数不得少于发动机台数，也不得少于2。
(l）[备用]
(m）受机动载荷和突风载荷作用的任何部件，都必须象主旋翼那样，以同样的飞行条件进行研究，并且这些部件的使用寿命必须由疲劳试验或者其他可接受的方法确定。此外，还必须对下列部件提供与主旋翼相等的安全水平：
(1）旋翼传动系统中，其损坏会引起旋翼航空器不可操纵着陆的任何部件；
(2）多桨旋翼航空器各旋翼之间定相必不可少的部件或者提供自转中控制旋翼的传动链必不可少的部件；
(3）多发旋翼航空器上两台或者两台以上发动机共用的部件。
(n）专门试验
设计有两个或者两个以上传动比的旋翼传动系统，必须进行为证实旋翼传动系统安全性所需持续时间的专门试验。
(o）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。
(p）耐久性试车之工作润滑剂试验
为批准用于旋翼传动和操纵系统，润滑剂必须满足本条规定的试验中所用的润滑剂的规范。另外的或者替用的润滑剂可以用等效试验或者对润滑剂规范和旋翼传动和操纵系统特性进行对比分析的方法证明其是合格的。另外：
(1）必须在规定的测量位置的滑油温度不低于申请批准的最大工作温度下，对传动装置和齿轮箱进行至少3次本条要求的10小时循环运转；
(2）对于压力润滑的系统，必须在规定的测量位置的滑油压力不高于申请批准的最小工作压力下，进行至少3次本条所要求的10小时循环运转；
(3）本条(p)款(1)项和(p)款(2)项的试验条件必须同时使用，并且必须扩展到包括申请批准的在任何一发不工作额定值下的运转。
第29.927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29.923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。
(c）润滑系统失效试验
对于旋翼传动系统正常工作所需的润滑系统，必须满足下列要求：
(1）A类
除非这种失效的可能性为极小可能的，否则，必须用试验表明在飞行机组觉察到润滑系统失效或者润滑剂损失后的至少30分钟内，在申请人所规定的继续飞行用的扭矩和转速下，在任何正常使用的润滑系统内造成滑油损失的任何损坏不会阻止继续安全飞行，虽然不一定不造成损伤。
(2）B类
适用与A类相同的要求，但旋翼传动系统在自转情况下只需要工作至少15分钟。
(d）超转试验
旋翼传动系统必须承受50次超转试车，每次至少持续30±3秒，转速不低于发动机操纵装置失效后预期的转速或者在使用中预期的最高转速（包括瞬时值）的105％两者中取较高值。如果装有速度和扭矩限制器，并且是独立于发动机的正常操纵装置，已表明是可靠的，则不必超过它们的转速限制值。这些试验必须按照下列要求进行：
(1）超转试车必须与稳定试车交替进行，稳定试车以60％到80％最大连续转速持续1到5分钟；
(2）加速和减速必须在不大于10秒钟的时间内完成（除了最大发动机加速需要大于10秒），而且速度改变的时间不得从超转试车规定的时间里扣除；
(3）为使运转平稳，超转试车必须以旋翼最平桨距进行。
(e）本条(b)款和(d)款规定的试验必须在旋翼航空器上进行，扭矩必须由安装其上的旋翼吸收。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，也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除外。
(f）在进行本条规定的各个试验中不得拆卸零件，并且除了进行本条(c)款中要求的润滑系统失效试验，在完成这些试验后，受试的每个零件必须处于可用状态。
第29.931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29.935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29.939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29.951条　通用要求
(a）燃油系统的构造和布置，在每种很可能出现的运行情况下，包括申请合格审定的飞行中允许发动机或者辅助动力装置工作的任何机动飞行，必须保证以发动机和辅助动力装置正常工作所需的流量和压力向其供油。
(b）燃油系统的布置必须满足下列要求之一：
(1）发动机或者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29.952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）油箱必须用对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性；
(5）油箱必须自由下落并以水平位置±10度碰撞；
(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29.955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29.571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29.571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
除非表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29.571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29.953条　燃油系统的独立性
(a）对于A类旋翼航空器，必须满足下列要求：
(1）燃油系统必须满足本规定第29.903条(b)款的要求；
(2）除非采用其他措施满足本条(a)款(1)项的要求，否则燃油系统向每台发动机供油都必须通过与其他发动机供油系统相独立的系统供油。
(b）对于多发B类旋翼航空器，每个燃油系统必须满足本条(a)款(2)项的要求，但是不必向每台发动机提供单独的油箱。
第29.954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29.955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29.927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29.959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，燃油箱和发动机之间的燃油压头必须是临界的；
(4）燃油流量传感器（如己安装）和临界燃油泵（对供油泵系统而言）的安装，必须能够（通过实际或者模拟的失效）产生部件损坏时预期的燃油流量临界限制；
(5）必须使用发动机转速、电源或者燃油泵其他动力源的临界值；
(6）在燃油流动能力演示试验中，对不利于燃油流量的燃油性能要取临界值；
(7）必须使本规定第29.997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29.1305条(a)款(18)项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29.957条　连通油箱之间的燃油流动
(a）油箱出油口相通和由于重力或者飞行加速度使燃油在油箱之间流动时，在任何持续飞行情况下，油箱间燃油流量必须不能大到足以使燃油从油箱通气管中溢出。
(b）如果飞行中可能将燃油从一个油箱泵交输到另一个油箱，则必须满足下列要求：
(1）通气系统和燃油转输系统的设计，必须使油箱结构不致因输油过量而损坏；
(2）通气口发生溢流前，必须有警告机组的设施。
第29.959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29.961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，必须表明，在下述条件下能良好运行（在合格证限制范围内）：即在临界运行状态下，包括由本规定第29.927条(b)款(1)项和(b)款(2)项定义的发动机运行状态的适用情况，在形成油气的最临界温度下使用燃油。
第29.963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）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其特定用途，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。
(c）整体油箱必须有进行内部检查和修理的设备。
(d）燃油箱任一部件暴露表面的最高温度，必须比燃油箱中燃油或者燃油蒸气预期的最低自燃温度低一个安全裕度，必须在燃油箱内部所有部件的全部工作状态下和所有正常或者故障条件下，表明本要求的符合性。
(e）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29.952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。
第29.965条　燃油箱试验
(a）每个燃油箱必须能承受本条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工作转速范围内，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）如果在发动机或者旋翼系统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29.967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凸起物，除非满足下列要求之一：
(ⅰ）在凸起物处，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29.1185条(b)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29.969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29.971条　燃油箱沉淀槽
(a）每个燃油箱必须有沉淀槽，其容积不小于下列数值中较大者：
(1）油箱容积的0.10％；
(2）0.24升（1/16美加仑）。
(b）本条(a)款规定的沉淀槽容积，在旋翼航空器处于任何正常姿态下都必须是有效的。沉淀槽必须设置得不能使槽内的沉淀物从油箱出口排出。
(c）在旋翼航空器处于运行时预定的任何地面姿态时，每个油箱必须使任何危险量的水从该油箱的任何部位均能排入其沉淀槽。
(d）每个燃油箱的沉淀槽必须有一个放油嘴，在地面上能把沉淀槽内的沉淀物全部放出。
第29.973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29.952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29.1557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29.975条　燃油箱的通气和汽化器蒸气的排放
(a）燃油箱的通气
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。此外，应满足下列要求：
(1）每个通气口的位置必须能避免被污物或者结冰堵塞。
(2）每个通气口的位置必须能防止在正常运行时产生燃油虹吸。
(3）在下列情况下，通气量和通气压力必须使油箱内外压差保持在可接受的范围内：
(ⅰ）正常飞行；
(ⅱ）最大升、降速率；
(ⅲ）加油和抽油（如果适用）。
(4）出油口互相连通的油箱，其膨胀空间必须互相连通。
(5）旋翼航空器处于地面姿态或者水平飞行姿态时，任何通气管路中都不得有会积水的部位，如果具有放油设施则除外。
(6）通气或者放油设施的终端不得位于下列各处：
(ⅰ）从通气管出口排出的燃油会引起着火危险之处；
(ⅱ）油气可能进入载人舱之处。
(7）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少。
(b）汽化器蒸气的排放
每个具有蒸气消除接头的汽化器，必须有排放管将蒸气引回到某一燃油箱内。此外，应满足下列要求：
(1）每一排放系统必须具有防止被结冰堵塞的措施；
(2）如果装有多个燃油箱，并且各燃油箱的使用必须按一定顺序，则必须将每根蒸气排放回输管引回到供起飞着陆用的燃油箱。
第29.977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29.979条　低于油面的压力加油和加油设备
(a）每个低于油箱油面的加油接头，必须有防止燃油进口阀万一失灵而引起从油箱内泄出危险量燃油的装置。
(b）压力加油系统除安装限制油箱中油量的常规装置外，还必须安装一个当常规装置失效时能防止油箱损坏的装置。
(c）旋翼航空器压力加油系统（不含燃油箱和燃油箱通气口）必须能承受的极限载荷，为加油时很可能出现的最大压力（包括波动压力）所引起载荷的2倍。必须按各油箱阀有意或者无意关闭的任何组合来确定最大波动压力。
(d）旋翼航空器的抽油系统（不含燃油箱和燃油箱通气口）必须能承受的极限载荷，旋翼航空器加油接头处最大允许抽油压力（正压或者负压）所引起载荷的2倍。
第四节 燃油系统部件
第29.991条　燃油泵
(a）对本规定第29.955条的符合性不得由于下列部件的失效而受到危害：
(1）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；
(2）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。
(b）燃油泵的安装要求如下：
(1）需要维持合适的燃油压力时，应满足下列要求：
(ⅰ）必须提供一个接头，把汽化器空气静压传递到适当的油泵卸压活门的接头上；
(ⅱ）压力表平衡导管必须单独与汽化器进口压力接通，以避免燃油压力读数错误。
(2）具有密封件或者隔膜的燃油泵安装可能渗漏，必须有排放漏油的装置。
(3）排放管必须把漏出的燃油放到不会引起着火危险的地方。
第29.993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、阀门动作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29.995条　燃油阀
除了满足本规定第29.1189条的要求外，每个燃油阀还必须符合下列规定：
(a）〔备用〕
(b）阀门的支承应使阀门工作或者加速度飞行所造成的载荷不会传给与阀门相连的导管。
第29.997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物的措施，这些污物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29.999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和本规定第29.971条规定的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29.1001条　应急放油
如果安装应急放油系统，应当按照下列要求：
(a）在经批准放油的各种飞行状态中，应急放油必须安全可靠。
(b）必须按照下列规定表明本条(a)款的符合性：
(1）应急放油系统及其工作应无着火危险；
(2）应急放油时不能因燃油或者油气喷射到旋翼航空器任何部位上而发生危险；
(3）在进行应急放油的整个过程中，旋翼航空器应保持良好的可操纵性。
(c）必须提供措施，能自动防止应急放油低于下述油位：即旋翼航空器从海平面以最大连续功率全发爬升到1500米（5000英尺）高度，然后在发动机功率最大范围内再巡航30分钟所需的油位。
(d）任何应急放油系统操纵机构的设计都必须允许飞行人员（最小机组）能在放油进行到任一程度时可靠地中止放油。
(e）应急放油系统的设计必须符合本规定第29.901条(c)款的动力装置安装要求。
(f）如果附加燃油有单独且独立的操纵机构，则可安装满足本节(a)款、(b)款、(d)款和(e)款要求的辅助放油系统以放出附加燃油。
第五节 滑油系统
第29.1011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140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）如果经过发动机实际滑油消耗数据的证实，则可以采用低于本条(b)款规定的燃油/滑油容积比。
(d）必须按照本规定第29.1041条至第29.1049条中所适用的要求表明发动机和滑油冷却设施保持滑油温度等于或者低于最大确定值的能力。
第29.1013条　滑油箱
(a）安装
滑油箱的安装必须满足本规定第29.967条的要求。
(b）膨胀空间
必须按照下列要求保证滑油箱的膨胀空间：
(1）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（最大值）；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；
(2）不与发动机直接相连的每个备用滑油箱，可以具有不小于2％滑油箱容积的膨胀空间；
(3）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。
(c）加油接头
每个能明显积存滑油的凹型滑油箱加油接头，必须有放油嘴，其排放油应能避开旋翼航空器各个部分。此外，还应满足下列要求：
(1）每个滑油箱加油口盖，必须有一个在预期工作压力下的耐滑油密封件；
(2）对于A类旋翼航空器，每个滑油箱加油口盖或者加油口盖防护罩，必须具有如下特点，当加油口盖没有完全锁定或者没有完全固定到加油接头上时，能给出警告；
(3）每个滑油箱加油口必须按照本规定第29.1557条(c)款(2)项的要求作标记。
(d）通气
滑油箱必须按照下列要求通气：
(1）滑油箱必须从膨胀空间的顶部通气，以便在任何正常飞行条件下都能有效地通气；
(2）滑油箱通气口的布置，必须使可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处。
(e）出油口
必须具有防止任何外来物进入滑油箱本身或者进入滑油箱出油口的措施，以免妨碍滑油在系统中流动。滑油箱出油口不得用在任一工作温度下会使滑油流量减到低于安全值的滤网或者护罩加以包覆。用于涡轮发动机的滑油箱出油口处，必须装有切断阀，如果滑油系统的外露部分（包括滑油箱支架）是防火的则除外。
(f）软滑油箱
软滑油箱必须经过批准，或者必须表明适合其特定用途。
第29.1015条　滑油箱试验
滑油箱必须按照下列要求设计和安装：
(a）能承受运行中可能遇到的各种振动、惯性和液体载荷而不损坏。
(b）除按照下述试验压力代替本规定第29.965条(b)款规定的压力外，应当满足第29.965条的要求：
(1）对于涡轮发动机的增压滑油箱，试验压力不能小于34.5千帕（5磅／英寸2）加上油箱的最大工作压力；
(2）对于所有其他的滑油箱，试验压力不能小于34.5千帕（5磅／英寸2）。
第29.1017条　滑油导管和接头
(a）滑油导管必须满足本规定第29.993条的要求。
(b）通气管必须按照下列要求布置：
(1）可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处；
(2）通气管的气体排放将不会由于滑油泡沫的出现而构成着火危险，或者排泄出的滑油喷溅到驾驶员风挡上；
(3）通气管不会使排放物进入发动机进气系统。
第29.1019条　滑油滤网或者滑油滤
(a）每台涡轮发动机装置，必须包括能过滤发动机全部滑油并满足下列要求的滑油滤网或者滑油滤：
(1）具有旁路的滑油滤网或者滑油滤，其构造和安装必须使得在该滤网或者油滤完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分；
(2）滑油滤网或者滑油滤必须具有足够的滤通能力（根据发动机的使用限制），以便在滑油脏污程度（与污粒大小和密度有关）超过《航空发动机适航规定》（CCAR–33）对发动机所规定的值时，保证发动机滑油系统功能不受损害；
(3）滑油滤网或者滑油滤（除非将其安装在滑油箱出口处）必须具有措施，在脏污程度影响本条(a)款(2)项规定的滤通能力之前作出指示；
(4）滑油滤网或者滑油滤旁路的构造和安装，必须通过其适当设置使聚积的污物逸出最少，以确保聚积的污物不致进入旁通油路；
(5）不具备旁路的滑油滤网或者滑油滤（装在滑油箱出口处除外），必须具有将滑油滤网或者滑油滤与本规定第29.1305条(a)款(19)项中要求的警告系统相连的措施。
(b）使用活塞发动机的动力装置安装中，滑油滤网或者滑油滤的构造和安装，必须使得在该滤网或者油滤滤芯完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分。
第29.1021条　滑油系统放油嘴
必须具有能使滑油系统安全排放的一个（或者几个）放油嘴。每个放油嘴必须满足下列要求：
(a）是可达的；
(b）有手动或者自动的机构，能将其确实地锁定在关闭位置。
第29.1023条　滑油散热器
(a）滑油散热器必须能承受在运行中可能遇到的振动、惯性以及滑油压力载荷而不损坏。
(b）滑油散热器空气管的设置或者配备，必须使得在着火时，不管发动机是否工作，气流都不会使得火焰直接吹到散热器上。
第29.1025条　滑油阀
(a）滑油阀在切断滑油时必须满足本规定第29.1189条的要求。
(b）滑油切断装置的关闭不得妨碍自转。
(c）每个滑油阀在“打开”和“关闭”位置处，均必须有确实的止动或者合适的指示标志。滑油阀的支承，必须使其工作时或者在加速度飞行情况下所产生的载荷不会传给与阀门相连的导管。
第29.1027条　传动装置和减速器：通用要求
(a）要求持续润滑旋翼传动系统部件的滑油系统，必须完全独立于发动机滑油系统，以保证满足下列要求：
(1）任一台发动机不工作，传动系统的滑油系统还能正常工作：
(2）自转时安全可靠。
(b）传动装置和减速器的压力润滑系统必须符合本规定第29.1013条(c)款、(d)款和(f)款，第29.1015条，第29.1017条，第29.1021条，第29.1023条及第29.1337条(d)款的要求。此外，该系统必须满足下列要求：
(1）具有能过滤全部润滑油的滑油滤网或者滑油滤，且必须满足下列要求：
(ⅰ）其设计能从润滑油中清除可能损坏传动装置和传动系统部件或者阻碍滑油流动到危险程度的任何污物；
(ⅱ）配有旁路，其构造和安装要按照下列要求：
(A）在该滤网或者油滤完全堵塞的情况下，润滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分；
(B）通过旁路的适当布置，使聚积的污物溢出最小，以确保聚积的污物不致进入旁通油路；
(ⅲ）配有一种装置，在旁路开通前或者开通时，能对油滤或者滤网上污物聚积的程度作出指示。
(2）对旋翼传动系统及其部件提供润滑的每一滑油箱或者集油槽出口，应安装滤网以防止可能阻碍润滑油从出油口流向本条(b)款(1)项规定的油滤的任何物体进入滑油系统。本条(b)款(1)项规定不适用于安装在滑油箱或者集油槽出油口的滤网。
(c）旋翼传动系统减速器的溅油润滑系统必须符合本规定第29.1021条和第29.1337条(d)款的要求。
第六节 冷 却
第29.1041条　通用要求
(a）在申请合格审定的地面、水面和空中运行条件下以及在发动机或者辅助动力装置或者两者正常停车后，动力装置和辅助动力装置的冷却设施，必须能使动力装置部件、发动机所用的液体以及辅助动力装置部件和所用的液体温度，均保持在对这些部件和液体所制定的温度限制以内。
(b）在任何临界表面（地面或者水面）和空中运行条件下，必须有冷却设施保持任何动力传动装置内的液体温度在安全值范围内。
(c）除了只用于地面的辅助动力装置外，在本条(a)款和(b)款规定的条件下，获得所选择的动力装置部件、辅助动力装置部件、发动机及传动装置液体的温度，必须由飞行试验来表明满足本条(a)款和(b)款的要求。
第29.1043条　冷却试验
(a）通用要求
对于本规定第29.1041条(c)款所规定的试验，采用下列规定：
(1）如果在偏离本条(b)款所规定的最高外界大气温度的条件下进行试验，则必须按照本条(c)款和(d)款修正所记录的动力装置温度，如果采用更合理的修正方法则除外；
(2）根据本条(a)款(1)项所确定的修正温度，不得超过制定的限制；
(3）冷却试验所用的燃油必须是经批准用于该发动机的最低燃油品级，而混合比必须是正常工作状态的调定值；
(4）试验程序必须按照本规定第29.1045条至第29.1049条的规定；
(5）进行冷却试验，当温度变化率低于每分钟1.1℃（2℉）时，则认为温度是“稳定的”。
(b）最高外界大气温度
相应于海平面条件的最高外界大气温度必须至少规定为37.8℃
（100℉）。在海平面以上，假设温度递减率为：高度每增加1000米，温度下降6.5℃（1000英尺，温度下降3.6℉），一直降到–56.5℃（–69.7℉）为止，在此高度以上认为温度是恒定的–56.5℃（–69.7℉）。但是，对于冬季使用的装置，申请人可以选用低于37.8℃（100℉）的相应于海平面条件的最高外界大气温度。
(c）修正系数（气缸筒不适用）
对于规定了温度限制的发动机所用的液体和动力装置部件（气缸筒除外）的温度必须进行修正。修正方法为：此温度加上最高外界大气温度与外界空气温度（冷却试验中所记录的部件或者液体最高温度首次出现时的外界空气温度）的差值，如果采用更合理的修正方法则除外。
(d）气缸筒温度的修正系数
气缸筒温度必须进行修正。修正方法为：此温度加上最高外界大气温度与外界空气温度（冷却试验中记录的气缸筒最高温度首次出现时的外界空气温度）差值的70％。
第29.1045条　爬升冷却试验程序
(a）下列旋翼航空器必须按照本条要求进行爬升冷却试验：
(1）A类旋翼航空器；
(2）按照A类动力装置安装的各项要求和本规定第29.67条(b)款所制定的稳定爬升率或者下降率时按照第29.861条(a)款的要求申请合格审定的多发B类旋翼航空器。
(b）必须在某台发动机不工作的条件下进行爬升或者下降的冷却试验，以使其他各台发动机和动力装置部件产生最不利的冷却条件。
(c）每台运转的发动机必须满足下列要求：
(1）对于申请使用30分钟一台发动机不工作（OEI）功率状态的直升机，每台发动机必须在此功率状态下运转30分钟，然后在最大连续功率状态下（或者在临界高度以上的全油门状态下）运转；
(2）对于申请使用连续一台发动机不工作（OEI）功率状态的直升机,每台发动机必须在此功率状态下（或者在临界高度以上的全油门状态下）运转；
(3）对于其他旋翼航空器，每台发动机必须在最大连续功率或者推力状态下（或者在临界高度以上的全油门状态下）运转。
(d）飞行中温度稳定后，爬升必须满足下列要求：
(1）从不大于下列较低的一个高度开始：
(ⅰ）发动机临界高度以下305米（1000英尺）；
(ⅱ）在爬升率为47.5米／分（150英尺／分）的最大高度以下305米（1000英尺）。
(2）在记录的最高温度出现后继续爬升至少5分钟，或者直到旋翼航空器达到申请合格审定的最大高度。
(e）对于已经没有正爬升率的B类旋翼航空器，下降必须在所有发动机的临界高度开始，并在下列较高的高度结束：
(1）一台发动机运转能够保持水平飞行的最大高度；
(2）海平面。
(f）爬升或者下降必须在相当于所试形态的正常运行情况的典型空速下进行。然而，如果冷却方法对旋翼航空器的速度是敏感的，则必须采用最临界的空速，但是不必超过本规定第29.67条(a)款(2)项或者第29.67条(b)款所规定的速度值，爬升冷却试验可与第29.1047条的起飞冷却试验结合进行。
第29.1047条　起飞冷却试验程序
(a）A类
对于A类旋翼航空器，必须在起飞和随后的爬升期间，按照下列方法表明其冷却情况：
(1）在下列情况下，有地效悬停时，温度必须是稳定的：
(ⅰ）悬停所需功率；
(ⅱ）整流罩风门和散热装置处于合适的位置；
(ⅲ）最大重量。
(2）在温度稳定后，必须在一台发动机不工作的情况下，从实际可行的最低高度开始爬升。
(3）运转的发动机必须处于申请批准的最大功率状态（或者临界高度以上的全油门状态）。其时间和本规定第29.59条确定起飞离场爬升功率状态的时间相同。
(4）在本条(a)款(3)项规定的时间结束时，功率必须改变到满足本规定第29.67条(a)款(2)项使用的功率。并且必须按照下列要求继续爬升：
(ⅰ）如果使用30分钟一台发动机不工作（OEI）功率状态，则继续爬升30分钟；
(ⅱ）如果使用连续一台发动机不工作（OEI）功率或者最大连续功率状态，则在最高记录温度出现后，至少继续爬升5分钟。
(5）爬升速度必须是按照本规定第29.59条确定起飞飞行航迹所使用之速度。
(b）B类
对于B类旋翼航空器，必须在起飞和接着的爬升期间，按照下列方法表明其冷却情况：
(1）在下列情况下，有地效悬停时，温度必须是稳定的：
(ⅰ）悬停所需功率；
(ⅱ）整流罩风门和散热装置处于合适位置；
(ⅲ）最大重量。
(2）在温度稳定后，必须以起飞功率从实际可行的最低高度开始爬升。
(3）使用起飞功率的时间，必须和本规定第29.63条确定起飞爬升航迹使用起飞功率的时间相同。
(4）在本条(b)款(3)项规定的时间结束时，功率必须降低到最大连续功率，并且在最高记录温度出现后必须继续爬升至少5分钟。
(5）冷却试验必须在相当于所试形态的正常运行情况的典型空速下进行。然而，如果冷却方法对旋翼航空器速度是敏感的，则必须采用最临界的空速，但是不必超过最大连续功率下最佳爬升率的速度。
第29.1049条　悬停冷却试验程序
悬停冷却措施必须用下列方法表明：
(a）旋翼航空器在海平面，在静止气流中有地效悬停，悬停时旋翼航空器的重量是最大重量，或者是能悬停的最大重量（如果后者比前者小）；发动机功率是悬停所需功率，但不大于最大连续功率。悬停时间直到记录温度出现最高数值后，至少再持续5分钟。
(b）旋翼航空器以最大连续功率、最大重量在该形态零爬升率的高度上悬停，直到记录温度出现最高数值后，悬停至少再持续5分钟。
第七节 进气系统
第29.1091条　进气
(a）发动机和辅助动力装置的进气系统，必须在申请合格审定的每种工作条件下，供给发动机和辅助动力装置所需的空气量。
(b）发动机和辅助动力装置的进气系统，当进气系统阀处于任一位置时，必须能够供给正常燃油调节和混合比分配所需的空气量。
(c）进气口不得开设在发动机回火火焰会造成着火危险的发动机附件段或者动力装置舱内的其他区域。
(d）每台活塞发动机必须有一个备用的进气口。
(e）每个备用进气口必须设置成能防止雨水、冰块或者其他外来物进入。
(f）涡轮发动机旋翼航空器和装有辅助动力装置的旋翼航空器，应满足下列要求：
(1）必须有措施防止由可燃液体系统的放油嘴、通气口或者其他部件漏出或者溢出的危险量燃油进入发动机或者辅助动力装置的进气系统；
(2）进气道的位置或者防护必须使其在起飞、着陆和滑行过程中吸入外来物的程度减至最小。
第29.1093条　进气系统的防冰
(a）活塞发动机
活塞发动机的进气系统必须有防冰和除冰措施，除非用其他方法来满足上述要求，否则必须表明，在温度为–1℃（30℉）的无可见水汽的空气中，发动机以60％的最大连续功率运转时，应符合下列规定：
(1）装有普通文氏管式汽化器的海平面发动机的旋翼航空器，有能提供50℃（90℉）温升的预热器；
(2）装有有助防冰的汽化器的海平面发动机的旋翼航空器，有能提供39℃（70℉）温升的预热器；
(3）装有普通文氏管式汽化器的高空发动机的旋翼航空器，有能提供67℃（120℉）温升的预热器；
(4）装有有助防冰的汽化器的高空发动机的旋翼航空器，有能提供56℃（100℉）温升的预热器。
(b）涡轮发动机
(1）必须表明，每台涡轮发动机及其进气系统能在发动机整个飞行功率范围（包括慢车）内工作。且：
(ⅰ）在本规定附录C规定的结冰条件下，发动机或者进气系统部件上没有不利于发动机运转或者引起功率严重损失的冰聚积；
(ⅱ）在规定的旋翼航空器限制范围内，在降雪和扬雪时没有不利于发动机运转的影响。
(2）涡轮发动机必须在温度–9～–1℃（15～30℉）、液态水含量不小于0.3克/米3、水滴平均有效直径不小于20微米的大气条件下，进行地面慢车运转30分钟，此时可供发动机防冰用的引气处于其临界状态而无不利影响。随后发动机以起飞功率（推力）作短暂运转。在上述30分钟慢车运转期间，发动机可以按局方可接受的方式间歇地加入转速到中等功率或者推力。
(c）增压式活塞发动机
装有增压器（对进入汽化器之前的空气进行增压）的活塞发动机，在判断符合本条(a)款的规定时，在任何高度上均可利用由此增压所产生的空气温升，只要所利用的温升是在有关的高度和运转条件下因增压而自动获得的。
第29.1101条　汽化器空气预热器的设计
汽化器空气预热器的设计和构造必须满足下列要求：
(a）当发动机用不预热的空气运转时，保证预热器的通风；
(b）能够检查预热器所包围的排气支管部分；
(c）能够检查预热器本身的临界部位。
第29.1103条　进气系统管道和空气导管系统
(a）处于发动机第一级增压器和辅助动力装置压气机上游的进气系统管道，必须有放油嘴，以防在地面姿态时燃油和水汽积聚到危险程度。放油嘴不得在可能引起着火危险的部位放油。
(b）进气系统管道必须有足够的强度，能防止进气系统由于正常回火情况而损坏。

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