交通运输部

第27.1017条　滑油导管和接头
(a）每根滑油导管的固定必须能防止过大的振动。
(b）连接在可能有相对运动的旋翼航空器部件之间的每根滑油导管，必须用柔性连接。
(c）软管必须经过批准。
(d）滑油导管的内径必须不小于发动机进油口或者出油口的内径，在连接中不得采用嵌接导管。
第27.1019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27.1305条(r)款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27.1021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27.1027条　传动装置和减速器：通用要求
(a）要求持续润滑的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，以确保在自转期间的润滑。
(b）传动装置和减速器的压力润滑系统必须符合本规定第27.1013条（除(c)款外）、第27.1015条、第27.1017条、第27.1021条和第27.1337条(d)款的发动机滑油系统的要求。
(c）每一压力润滑系统必须具有一个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：
(1）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润滑油流动到危险程度的任何污染；
(2）应装有指示器以指示当本条(c)款(3)项要求的旁路在打开时（或者在此之前）滑油滤或者滑油滤网上污染的聚积情况；
(3）配有旁路，其构造和安装要按照下列要求：
(ⅰ）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；
(ⅱ）通过旁路的适当布置，使聚积的污物溢出最少，以确保聚积的污物不致进入旁通油路。
(d）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，必须安装滤网以防止可能阻碍润滑油从出口流向本条(c)款规定的油滤的任何物体进入润滑系统。本条(c)款规定不适用于安装在滑油箱或者集油槽出油口的滤网。
(e）旋翼传动系统减速器的溅油润滑系统必须符合本规定第27.1021条和第27.1337条(d)款的要求。
第六节 冷　　却
第27.1041条　通用要求
(a）每个动力装置冷却系统在申请合格审定的地面或者水面以及空中的临界运行条件下，和在发动机正常停车后，必须能使动力装置部件的温度，均保持在对这些部件所制定的限制范围以内。所涉及的动力装置部件包括但不限于发动机、旋翼传动系统部件、辅助动力装置以及这些部件所使用的冷却或者润滑液。
(b）必须按照本条所规定的条件，用试验表明满足本条(a)款的要求。
第27.1043条　冷却试验
(a）通用要求
对于本规定第27.1041条(b)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）对于活塞发动机，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，而混合比必须是进行冷却试验的飞行阶段通常使用的调定值；
(4）试验程序必须按照本规定第27.1045条的规定。
(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27.1045条　冷却试验程序
(a）通用要求
对于每个飞行阶段，旋翼航空器冷却试验必须在下列条件下进行：
(1）对于冷却最苛刻的形态；
(2）对于冷却最苛刻的条件。
(b）温度的稳定性
对于冷却试验，当温度变化率小于每分钟1.1℃（2℉）时，则认为温度已达到“稳定”。部件和发动机所用液体温度稳定规则适用于：
(1）每架旋翼航空器和每个飞行阶段，必须采用下列规定：
(ⅰ）在进入拟试验的每一飞行阶段前，温度必须达到稳定；
(ⅱ）如果在进入状态下通常不能达到稳定，对此情况，在拟试验的起飞阶段前，必须通过整个进入状态下的运转，使得在进入时温度达到其自然水平。
(2）在起飞阶段的每架直升机，在以起飞功率爬升之前，必须悬停一个阶段，使温度达到稳定。
(c）试验持续时间
对于每一飞行阶段的冷却试验必须连续进行，直到下列任一种状态为止：
(1）温度达到稳定或者相对于试验条件所记录的最高温度出现以后5分钟；
(2）飞行阶段结束；
(3）达到使用限制值。
第七节 进气系统
第27.1091条　进气
(a）发动机的进气系统在申请合格审定的各种运行和机动飞行条件下，必须供给发动机所需的空气量。
(b）可能有回火火焰出现的冷空气进气系统，其进气口必须开在整流罩外面。
(c）如果燃油能在任何进气系统中积聚，则该系统必须有放油嘴，放出的燃油应满足下列要求：
(1）避开旋翼航空器；
(2）在排气火焰流场之外。
(d）对于装有涡轮发动机的旋翼航空器，必须满足下列要求：
(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27.1093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75%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，有一个掩蔽的备用气源，该备用气源进入空气的预热，不低于气缸下游发动机冷空气所提供的预热。
(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）装有有助防冰汽化器的高空发动机的旋翼航空器，有能提供下列温升之一的预热器：
(ⅰ）56℃（100℉）；
(ⅱ）如果用液体防冰系统，至少温升应达22℃（40℉）。
(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《运输类旋翼航空器适航规定》（CCAR–29）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大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。
第八节 排气系统
第27.1121条　通用要求
对于排气系统，必须满足下列要求：
(a）必须有考虑歧管和管道热膨胀的措施；
(b）必须有防止局部过热的措施；
(c）排气管排出的废气必须避开发动机进气道、燃油系统部件和放油嘴；
(d）表面温度足以点燃可燃液体或者蒸气的每个排气系统零件，其安置或者屏蔽必须使得任何输送可燃液体或者蒸气系统的泄漏，不会由于液体或者蒸气接触到排气系统（包括排气系统的屏蔽件）的任何零件引起着火；
(e）不得在夜间由于排出的废气产生的眩光而影响驾驶员视觉；
(f）如果涡轮发动机的排气系统中有明显的凹陷区，为防止旋翼航空器在发动机起动失败后，燃油聚集在该处，则必须有在任何正常地面姿态和飞行姿态排放聚集的燃油避开旋翼航空器的措施；
(g）排气热交换器必须有防止任何内部热交换器损坏后使排气口堵塞的措施。
第27.1123条　排气管
(a）排气管必须是耐热和耐腐蚀的，并且必须有措施防止由于工作温度引起的膨胀而损坏。
(b）排气管的支承，必须能承受工作中会遇到的任何振动和惯性载荷。
(c）连接在可能有相对运动的部件之间的排气管，必须采用柔性连接。
第九节 动力装置的操纵机构和附件
第27.1141条　动力装置的操纵机构：通用要求
(a）动力装置操纵机构的位置和排列，必须符合本规定第27.777条的规定，并按照第27.1555条的要求作标记。
(b）动力装置操纵机构的每个柔性件必须经过批准。
(c）操纵机构必须能保持在任何给定的位置，而不会出现下列情况：
(1）需要经常注意这些机构；
(2）由于操纵载荷或者振动而有滑移的趋势。
(d）安全运行所要求的动力装置阀门操纵机构，必须满足下列要求：
(1）对于手动阀门，在打开和关闭位置要有确实的止动器；对于燃油阀门，在上述位置要有适当的指示标志。
(2）对于动力作动阀门，应有向飞行机组指示下列情况之一的手段：
(ⅰ）阀门在全开或者全关位置；
(ⅱ）阀门在全开和全关位置之间移动。
(e）对于装涡轮发动机的旋翼航空器，任何动力装置操纵系统中单个的失效或者故障，或者其可能的组合都不得造成动力装置为安全所必需的任何功能的失效。
第27.1143条　发动机的操纵机构
(a）每台发动机必须有单独的功率操纵机构。
(b）功率操纵机构的组合和布置必须满足下列要求：
(1）单独操纵每台发动机；
(2）同时操纵所有发动机。
(c）每个功率操纵机构必须对其操纵的发动机进行确实和及时反应的操纵。
(d）如果功率操纵机构具有切断燃油的特性，则该操纵机构必须有措施防止其误动到断油位置，该措施必须满足下列要求：
(1）在慢车位置有确实的锁或者止动器；
(2）要用另外的明显动作才能将操纵机构移到断油位置。
(e）对于申请审定30秒一台发动机不工作（OEI）功率值的旋翼航空器，必须具有自动启动和操纵30秒一台发动机不工作（OEI）功率并防止任一发动机超过与旋翼航空器经批准的30秒一台发动机不工作（OEI）功率值有关的发动机安装限制的措施。
第27.1145条　点火开关
(a）必须有快速切断所有点火电路的措施，其方法可将点火开关构成组列或者使用一个总点火控制器。
(b）每组点火开关和每个总点火控制器都必须有防止被误动的措施，但不要求连续点火的涡轮发动机的点火开关除外。
第27.1147条　混合比操纵机构
如果有混合比操纵机构，每台发动机必须有一单独的混合比操纵机构。这些机构的排列必须满足下列要求：
(a）能单独操纵每台发动机；
(b）能同时操纵所有发动机。
第27.1151条　旋翼刹车操纵机构
(a）在飞行中必须不可能因误动而使旋翼刹车。
(b）如果旋翼刹车机构在起飞前没有完全松开，则必须有警告机组的措施。
第27.1163条　动力装置附件
(a）装在发动机上的每一附件均应符合下列规定：
(1）必须经过批准允许其安装在有关的发动机上；
(2）必须利用发动机上的设施进行安装；
(3）必须是密封的，以防止污染发动机滑油系统和附件系统。
(b）除非采用其他措施，否则对位于传动装置和旋翼传动系统的任何部件上的附件传动装置必须采用扭矩限制措施，以防止因过大的附件载荷导致这些部件损坏。
第十节 动力装置的防火
第27.1183条　导管、接头和组件
(a）除本条(b)款规定者外，在易受发动机着火影响的区域内输送可燃液体的每一导管、接头和其他组件，均必须是耐火的，但属于发动机一部分并固定在发动机上的可燃液体箱和支架必须是防火的或者用防火罩防护，如果任何非防火零件被火烧坏后不会引起可燃液体渗漏或者溅出则除外。上述组件必须加防护罩或者安置得能防止点燃漏出的可燃液体。活塞发动机上容量小于23.7升（25夸脱）的整体滑油池不必是防火的，也不必用防火罩防护。
(b）本条(a)款不适用于下列情况：
(1）已批准作为型号审定合格的发动机一部分的导管、接头和组件；
(2）破损后不会引起或者增加着火危险的通风管和排放管及其接头。
(c）可燃液体的放油管和通气管的排放必须避开进气系统的进气口。
第27.1185条　可燃液体
(a）每个燃油箱必须用防火墙或者防火罩与发动机隔开。
(b）除燃油箱外，作为装有可燃液体或者气体系统一部分的油箱或者容器都必须用防火墙或者防火罩与发动机隔开，除非系统的设计、油箱及其支架所采用的材料、切断装置以及所有的连接件、导管和控制装置所提供的安全度，与油箱或者容器同发动机隔开的安全度相同。
(c）每个油箱与每一防火墙或者用于隔开油箱的防火罩之间，必须有不小于13毫米（1/2英寸）的间隙。除非采用等效的措施来防止热量从发动机舱传给可燃液体。
(d）位于可能渗漏的可燃液体系统组件近旁的吸收性材料，必须加以包覆或者处理，以防吸收危险量的液体。
第27.1187条　通风和排放
包含动力装置任何部件的每一个舱都必须有通风和排放可燃液体措施。排放措施必须满足下列要求：
(a）当需要排放时，在一般预期情况下排放是有效的；
(b）合理布置，确保排放出的液体不会增加着火危险。
第27.1189条　切断措施
(a）向发动机舱输送可燃液体的每根导管必须有切断措施，但下列情况除外：
(1）与发动机组成一体的导管、接头和组件；
(2）滑油系统的所有组件（包括滑油箱）都是防火的，或者位于不易受发动机着火影响的区域；
(3）气缸容量小于8.2升（500立方英寸）的活塞发动机的滑油系统管路。
(b）必须有措施防止切断装置被误动，并能使机组在飞行中重新打开已关闭的切断装置。
(c）每个切断阀及其操纵机构的设计、布置和保护，必须使其在由发动机着火引起的任何可能出现的情况下正常工作。
第27.1191条　防火墙
(a）每台发动机，包括涡轮发动机的燃烧室、涡轮和尾喷管部分，均必须用防火墙、防火罩或者其他等效设施与乘员舱、机体结构、操纵机构、旋翼机构以及符合下述条件的其他部件隔离：
(1）对于可控着陆必不可少；
(2）未按本规定第27.861条加以防护。
(b）每台辅助动力装置和燃烧加热器以及在飞行中需要使用的其他燃烧设备，均必须用防火墙、防火罩或者等效设施与旋翼航空器的其他部分隔离。
(c）为了满足本条(a)款和(b)款的要求，必须考虑在正常飞行和自转时火焰受到气流影响可能经过的途径。
(d）每个防火墙或者防火罩的构造必须能防止危险量的空气、液体或者火焰从任何发动机舱进入旋翼航空器的其他部分。
(e）在防火墙或者防火罩上的每一开孔都必须用紧配合的防火套圈、衬套或者防火墙接头进行封严。
(f）防火墙或者防火罩必须是防火的和防腐蚀的。
第27.1193条　整流罩和发动机舱蒙皮
(a）整流罩和发动机舱蒙皮的构造和支承，必须使其能承受在运行中可能遇到的振动、惯性和空气载荷。
(b）在正常地面姿态和飞行姿态时，整流罩和发动机舱的每个部分都必须有迅速而彻底地排放措施。
(c）不得把油排放到可能引起失火的地方。
(d）每个整流罩和发动机舱蒙皮必须至少是耐火的。
(e）由于靠近排气系统零件或者受排气冲击而经受高温的整流罩或者发动机舱蒙皮的各部分必须是防火的。
(f）必须提供措施，以便在出现正常固定装置的结构或者机械失效时，能保持每个可打开的或者易于拆装的壁板、整流罩、发动机或者旋翼传动系统蒙皮，防止对旋翼或者关键的操纵部件造成危险的损坏，除非这样的失效是极不可能的。
第27.1194条　其他表面
除不承受来自发动机舱喷射出的高温气体、火焰或者火花的尾段表面外，发动机舱后部和附近的所有表面必须至少是耐火的。
第27.1195条　火警探测系统
每架装涡轮发动机的旋翼航空器，必须有经批准的、快速动作的火警探测器，其数量和位置要保证飞行时对驾驶员在驾驶舱中不易观察到的发动机舱失火部位能够迅速地进行火警探测。
F章 设　　备
第一节 一般规定
第27.1301条　功能和安装
所安装的每项设备必须符合下列要求：
(a）其种类和设计与预定功能相适应；
(b）用标牌标明其名称、功能或者使用限制，或者这些要素的适用的组合；
(c）按照对该设备规定的限制进行安装；
(d）在安装后功能正常。
第27.1303条　飞行和导航仪表
所需的飞行和导航仪表规定如下：
(a）一个空速表；
(b）一个高度表；
(c）一个磁航向指示器。
第27.1305条　动力装置仪表
所需的动力装置仪表规定如下：
(a）具有能使温升超过33℃（60℉）预热器的每台发动机，应有一个汽化器空气温度表。
(b）气缸头温度表，适用于：
(1）每台气冷式发动机；
(2）每架具有冷却风门的旋翼航空器；
(3）除最临界冷却飞行状态外的任何状态，表明符合本规定第27.1043条要求的每架旋翼航空器。
(c）每台由泵供油的发动机一个燃油压力表。
(d）每个燃油箱一个燃油油量表。
(e）每台高空发动机有一种指示其进气压力的方法。
(f）滑油温度警告装置，当每个具有滑油系统的主减速器（包括旋翼调相所必需的减速器）的滑油温度超出安全值时，便发出警告信号，而主减滑油系统独立于发动机滑油系统。
(g）滑油压力警告装置，当每个具有滑油系统的主减速器（包括旋翼调相所必需的减速器）的滑油压力低于安全值时，便发出警告信号，而主减滑油系统独立于发动机滑油系统。
(h）每台发动机一个滑油压力表。
(i）每个滑油箱一个滑油油量指示器。
(j）每台发动机一个滑油温度表。
(k）每台发动机有一种指示其转速的方法，且至少有一个转速表用于指示下列转速之一：
(1）单个主旋翼转速；
(2）多个主旋翼的公共转速，这些主旋翼的转速相互之间不会有明显的差别；
(3）每个主旋翼的转速，该旋翼的转速相对于其他主旋翼可能有明显的差别。
(l）向发动机供油的每一燃油箱应有低燃油量警告装置。该装置必须满足下列要求：
(1）当油箱剩有近10分钟的可用燃油时，即向飞行机组发出警告信号；
(2）独立于正常的燃油油量指示系统。
(m）按照本规定第27.955条要求安装的任一燃油泵失效时，应有向飞行机组指示该失效的装置。
(n）每台涡轮发动机有一种指示其燃气温度的方法。
(o）如果涡轮发动机的扭矩限制是按照本规定第27.1521条(e)款确定的，那么应设置能使驾驶员判定每台涡轮发动机扭矩的装置。
(p）每台涡轮发动机一个指示动力装置防冰系统功能的指示器。
(q）对本规定第27.997条要求的燃油滤指示器，在油滤的脏污达到申请人按照第27.955条确定的程度时，即指示燃油滤出现脏污。
(r）本规定第27.1019条要求的滑油滤网或者滑油滤，如果没有旁路，则每台涡轮发动机应有一个警告装置，在滤网或者油滤的脏污程度影响第27.1019条(a)款(2)项规定的滤通能力之前向驾驶员警告出现脏污。
(s）防止燃油系统部件被冰堵塞的任何可选择或者可控的加温器，应有一个指示其功能是否正常的指示器。
(t）对于申请30秒/2分钟一台发动机不工作（OEI）额定功率的旋翼航空器，当发动机处于30秒和2分钟一台发动机不工作（OEI）功率水平时、当该状态开始时、以及当时间间隔到期时，必须有措施警告驾驶员。
(u）对于使用30秒/2分钟一台发动机不工作（OEI）功率的每台涡轮发动机，必须有供地面人员使用的装置或者系统，其：
(1）能自动记录30秒和2分钟一台发动机不工作（OEI）功率的每次使用情况和持续时间；
(2）能检索记录的数据；
(3）仅能由地面维修人员复位；
(4）有措施证实该系统或者装置工作正常。
(v）当用本规定第27.1337条(e)款要求的金属屑磁性探测器探测到铁磁粒子时，应有警告或者戒备装置向飞行机组发出信号。
第27.1307条　其他设备
所需的其他设备规定如下：
(a）每名乘员一个经批准的座椅；
(b）每名乘员一副经批准的安全带；
(c）一个总开关；
(d）旋翼航空器运行所需的足够电源；
(e）电气保护装置。
第27.1309条　设备、系统及安装
凡航空器适航标准对其功能有要求的设备、系统及安装，其设计及安装必须保证在各种可预期的运行条件下能完成预定功能。对于适航标准未对其失效作专门规定的任何设备或者系统，以下要求也适用：
(a）必须单独分析每一项设备、系统及安装的设计，并与其他系统及安装联系起来进行分析，以确定和识别会影响旋翼航空器能力或者机组在所有运行条件下履行职责的能力的任何失效。
(b）每一项设备、系统及安装，其设计和安装必须符合：
(1）发生任何灾难性的失效状态的概率是极不可能的；
(2）发生任何较大的失效状态的概率是微小的；
(3）对于任何其他介于较大和灾难性之间的失效状态，发生失效状态的概率必须与其后果成反比。
(c）当系统存在不安全工作状态时，必须提供能够提醒机组有关失效的方法，并能使机组采取纠正动作。系统、控制器件以及相关的监控和机组告警装置的设计必须能够将可能造成额外危险的机组差错降至最低。
(d）必须通过分析，必要时通过地面、飞行或者模拟器试验来表明对本条款要求的符合性。这种分析必须考虑：
(1）可能的失效模式，包括故障和误导性数据以及来自外界的输入；
(2）多重失效和隐性失效的影响；
(3）飞行阶段和运行条件对旋翼航空器和乘员的影响；
(4）机组告警提示和所需的纠正动作。
第27.1316条　电子电气系统的闪电防护
(a）其功能失效会妨碍旋翼航空器继续安全飞行和着陆的每一个电子电气系统的设计和安装，必须符合下列规定：
(1）当旋翼航空器暴露于闪电期间和暴露以后，其功能不会受到不利影响；
(2）当旋翼航空器暴露于闪电以后，系统及时地自动恢复其功能的正常运行。
(b）对于批准按仪表飞行规则运行的旋翼航空器，其功能失效会降低旋翼航空器或者飞行机组应对不利运行条件能力的每一个电子电气系统的设计和安装，必须确保当旋翼航空器暴露于闪电环境以后，系统及时地恢复其功能的正常运行。
第27.1317条　高强辐射场（HIRF）保护
(a）其功能失效会妨碍旋翼航空器继续安全飞行和着陆的每一个电子电气系统的设计和安装，必须符合下列规定：
(1）当旋翼航空器暴露于本规定附录D所描述的HIRF环境Ⅰ期间和暴露以后，其功能不会受到不利影响；
(2）当旋翼航空器暴露于本规定附录D所描述的HIRF环境Ⅰ以后，系统及时地自动恢复其功能的正常运行，除非系统的这种功能恢复与系统的其他运行或者功能要求相冲突；
(3）当旋翼航空器暴露于本规定附录D所描述的HIRF环境Ⅱ期间和暴露以后，其系统不会受到不利影响；
(4）当旋翼航空器暴露于本规定附录D所描述的HIRF环境Ⅲ期间和暴露以后，目视飞行规则下飞行所需的各个功能不会受到不利影响。
(b）其功能失效后会严重降低旋翼航空器或者飞行机组应对不利运行条件能力的电子电气系统的设计和安装，必须确保当提供这些功能的设备暴露于本规定附录D所描述的设备HIRF测试水平1或者2时，系统不会受到不利影响。
(c）其功能失效后会降低旋翼航空器或者飞行机组应对不利运行条件能力的电子电气系统的设计和安装，必须确保当提供这些功能的设备暴露于本规定附录D中描述的设备HIRF测试水平3时，系统不会受到不利影响。
第二节 仪表：安装
第27.1321条　布局和可见度
(a）供任一驾驶员使用的每个飞行、导航和动力装置仪表必须便于该驾驶员观察。
(b）对于多发旋翼航空器，使用同样的动力装置仪表时，其位置的安排必须避免混淆每个仪表所对应的发动机。
(c）仪表板的振动不得破坏或者降低任何仪表的判读性和精度。
(d）如果装有指出仪表失灵的目视指示器，则该指示器必须在驾驶舱所有可能的照明条件下都有效。
第27.1322条　警告灯、戒备灯和提示灯
如果在驾驶舱内装有警告灯、戒备灯或者提示灯，则除局方另行批准外，灯的颜色必须按照下列规定：
(a）红色，用于警告灯（指示危险情况，可能要求立即采取纠正动作的指示灯）；
(b）琥珀色，用于戒备灯（指示将可能需要采取纠正动作的指示灯）；
(c）绿色，用于安全工作灯；
(d）任何其他颜色，包括白色，用于本条(a)款至(c)款未作规定的灯，该颜色要足以同本条(a)款至(c)款规定的颜色相区别，以避免可能的混淆。
第27.1323条　空速指示系统
(a）每个空速指示仪表必须加以校准，在施加相应的总压和静压时，以尽可能小的仪表校准误差指示真空速（海平面标准大气下）。
(b）空速指示系统必须在前飞速度等于和大于37.04千米/小时（20节）的飞行中进行校准。
(c）在每一前飞速度超过爬升速度的80%时，在海平面标准大气下，空速指示器必须指示真空速，其允许安装误差不得超过下列规定中的大者：
(1）校准空速的±3%；
(2）9.26千米/小时（5节）。
第27.1325条　静压系统
(a）每个带大气静压膜盒的仪表，其静压孔在受到旋翼航空器的速度、窗口开闭、气流变化和湿气或者其他外来物影响下不得严重地影响仪表的精度。
(b）每个静压孔的设计和位置必须使得当旋翼航空器遇到结冰条件时，静压系统内的空气压力和真实的外界大气静压之间的相互关系不变。为了符合这个要求，可以采用防冰装置或者备用静压源。如果接通备用静压系统的高度表读数与接通主静压系统的高度表读数差值大于15米（50英尺）时，则必须提供备用静压系统的修正卡。
(c）除本条(d)款规定的情况外，如果静压系统包括有主静压源和备用静压源，则静压源选择装置的设计必须满足下列要求：
(1）选用任一静压源时，另一个静压源断开；
(2）两个静压源不能同时断开。
(d）对于非增压旋翼航空器，如果能用演示表明，在选用任一静压源时，静压系统的校准不会因另一静压源的通断而变化，则本条(c)款(1)项的规定不适用。
第27.1327条　磁航向指示器
(a）除本条(b)款所规定外，必须满足下列要求：
(1）每个磁航向指示器必须安装成使其精度不受旋翼航空器振动或者磁场的严重影响；
(2）经校正后的偏差，平飞时在任何航向上均不得大于10°。
(b）如果安装了在平飞时的任一航向上的偏差均不大于10°的稳定磁航向指示器或者陀螺航向指示器，则非稳定的磁航向指示器在使用电加温风挡玻璃一类用电系统时的偏差可以大于10°，但对超过10°的非稳定磁航向指示器的偏差必须按照本规定第27.1547条(e)款的规定设置标牌。
第27.1329条　自动驾驶和飞行指引系统
本章中，自动驾驶和飞行指引系统可由自动驾驶仪、飞行指引仪，与增稳或者配平相互作用的部件组成。
(a）每个自动驾驶和飞行指引系统的设计必须能满足下列要求：
(1）可由一个驾驶员超控旋翼航空器；
(2）提供可让每个驾驶员断开系统或者系统的任何故障部件的方法，以防其干扰驾驶员操纵旋翼航空器；
(3）提供向机组人员指示其当前工作模式的方法，将选择器开关的位置作为一种指示措施是不可接受的。
(b）除非有自动同步装置，否则每个系统必须有设施，向驾驶员及时指示作动装置与受其驱动的操纵系统是否协调。
(c）系统的每个手动操纵器件必须是每个驾驶员易于接近的。
(d）自动驾驶和飞行指引系统的设计必须做到，在驾驶员可以调整的范围内，在适于使用自动驾驶和飞行指引系统的任何飞行条件下或者系统失灵条件下（假设在合理的时间内开始进行纠正），均不会对旋翼航空器引起危险的载荷或者使飞行航迹产生危险的偏离。
(e）如果自动驾驶和飞行指引系统综合来自辅助控制器的信号或者向其他设备提供信号，则必须有防止系统不正常动作的方法。
(f）如果自动驾驶系统能够与机载导航设备交联，则必须有措施向驾驶员指示当前的工作模式，将选择器开关的位置作为一种指示措施是不可接受的。
第27.1337条　动力装置仪表
(a）仪表和仪表管路
(1）动力装置仪表的每根管路必须满足本规定第27.961条和第27.993条的要求。
(2）每根装有充压可燃液体的管路必须符合下列规定：
(ⅰ）在压力源处有限流孔或者其他安全装置，以防管路破损时逸出过多的液体；
(ⅱ）管路的安装和布置要使液体的溢出不会造成危险。
(3）使用可燃液体的每个动力装置仪表，其安装和布置必须使液体的逸出不会造成危险。
(b）燃油油量表
必须装有燃油油量表向飞行机组成员指示飞行中每个油箱内可用燃油油量。此外，还必须符合下列规定：
(1）每个燃油油量表必须经过校准，使得在平飞过程中当油箱内剩余燃油量等于按照本规定第27.959条确定的不可用燃油量时，其读数为“零”；
(2）当两个或者两个以上油箱靠重力供油系统紧密连通并且是通气的，以及不可能分别由每个油箱供油时，则必须至少装一个燃油油量表；
(3）每个用作燃油油量表的外露式目视油量计必须加以防护，以免损坏。
(c）燃油流量指示系统
如果装有该系统，则每个测量部件必须具有在该部件发生故障而严重限制燃油流动时能供油的旁路装置。
(d）滑油油量指示器必须有指示每个油箱内滑油油量的装置：
(1）在地面上（包括向每个油箱加油时）；
(2）在飞行中，如果装有滑油传输系统或者备用滑油供油系统。
(e）使用铁磁材料的旋翼传动系统的传动装置和减速器必须装有金属屑探测器，用来指示因损坏或者过度磨损而产生的铁磁颗粒的存在。每个金属屑探测器必须：
(1）设计成能够向本规定第27.1305条(v)款要求的装置提供信号，并作为一种允许机组人员在飞行中检查每一探测器电路和信号功能的手段。
(2）[备用]
第三节 电气系统和设备
第27.1351条　通用要求
(a）电气系统容量
电气系统必须符合其预定的用途。此外，采用下列规定：
(1）电源及其传输电缆以及有关的控制和保护装置必须能够向安全运行所必不可少的每个负载电路以适当的电压供给所需的电功率；
(2）必须用电气负载分析或者电气测量来表明符合本条(a)款(1)项的要求。在电气负载分析或者电气测量时要考虑用在该电气系统的各种电气负载可能的组合的持续时间。
(b）功能
每个电气系统要符合下列要求：
(1）安装后的每个电气系统必须满足下列要求：
(ⅰ）对系统本身及其工作方式和对旋翼航空器其他部分的影响均没有危险；
(ⅱ）采取保护以免受燃油、滑油、水和其他有害物质的腐蚀及机械损伤。
(2）电源在单独供电或者并联供电时均必须功能正常。
(3）任何电源在其故障或者失效时，不得损害任何其余电源向安全运行所必不可少的负载电路供电的能力。
(4）每个电源控制装置必须能够使每个电源独立地工作。
(c）发电系统
如果电气系统向安全运行所必需的负载电路供电，则必须至少有一台发电机。此外，应符合下列规定：
(1）每台发电机必须能够输出它的连续额定功率；
(2）发电机的电压控制装置必须能可靠地将每台发电机的输出电压调整在额定范围之内；
(3）每台发电机必须有一个反流割断器，其设计当反向电流足以损坏发电机时，能断开该发电机与蓄电池及其他发电机的连接；
(4）每台发电机必须有一个过压保护装置，其设计和安装当发电机出现过压情况时，能防止对电气系统或者由该电气系统所供电的设备造成损坏。
(d）仪表
必须有手段向相应的机组成员指示电源系统安全运行所必不可少的该系统的参量，此外：
(1）对于直流系统，可以使用能够转换到每台发电机馈线的电流表；
(2）如果仅有一台发电机，该电流表可以接在蓄电池的馈线中。
(e）外部电源
如果备有设施将外部电源接到旋翼航空器上，且该外部电源能与除用于发动机起动之外的其他设备相连接，则必须有措施确保反极性或者逆相序的外部电源不能向该旋翼航空器的电气系统供电。
第27.1353条　能量存储系统
能量存储系统必须按照下列要求设计和安装：
(a）能量存储系统在任何可能妨碍继续安全飞行和着陆的情况下必须具有自动保护功能；
(b）能量存储系统放出的任何易燃、易爆或者有害气体、烟雾或者液体，在旋翼航空器内的积聚量不得达到危险程度；
(c）从系统中逸出的腐蚀性液体或者气体不得损坏继续安全飞行和着陆所必需的周围结构、邻近设备或者系统；
(d）能量存储系统或者其单个部件在任何运行过程或者在任何失效状态下所能产生的最大热量和压力，不得对继续安全飞行和着陆所必需的旋翼航空器结构、设备或者系统造成任何危险影响；
(e）对于旋翼航空器继续安全飞行和着陆所需的能量存储系统，其安装必须具有监测功能，并有措施向飞行员指示所有关键系统参数的状态。
第27.1357条　电路保护装置
(a）在所有电路中必须安装保护装置，例如熔断器或者断路器。但下列情况除外：
(1）起动电动机的主电路；
(2）不装保护装置，不会有危险的电路。
(b）对于飞行安全所必不可少的电路的保护装置，不得用于保护其他电路。
(c）每个可复位型电路保护装置（即“自动断路”装置，其跳闸机构不能由工作控制机构来代替）必须按照下列规定设计：
(1）在跳闸后，需要人工操作以恢复工作；
(2）如果存在过载或者电路故障，不管操作控制的位置如何，该装置应断开电路。
(d）如果飞行安全要求必须有使某一断路器复位或者更换某一熔断器的能力，则该断路器或者熔断器的位置和标识必须使其在飞行中易被复位或者更换。
(e）如果采用熔断器，则每种规格的熔断器应有50%的备件，但至少备一个。
第27.1361条　总开关
(a）必须有一个总开关装置，以便易于断开电源与主汇流条的连接，断开点必须靠近该开关控制的电源。
(b）如果靠近电源的额定值为5安培或者小于5安培的电路保护装置保护，则负载电路可以连接成总开关断开后仍然有电。
(c）总开关或者其控制装置必须安装成使机组人员在飞行中容易辨认和接近。
第27.1365条　电缆
(a）每根电缆必须具有足够的载流能力。
(b）一旦发生电路过载或者故障，可能过热的每根电缆必须至少是阻燃的，且不会放出达到危险量的毒性烟。
(c）旋翼航空器上安装的导线和电缆的绝缘材料，在按照《运输类飞机适航标准》（CCAR–25）附录F第Ⅰ部分(a)款(3)项进行试验时必须是自熄的。
第27.1367条　开关
每个开关必须满足下列要求：
(a）能够承受其额定电流；
(b）便于机组人员接近；
(c）对工作状态和所控制的电路加以标记。
第四节 灯
第27.1381条　仪表灯
仪表灯必须满足下列要求：
(a）所照明的每个仪表、开关和其他装置易于判读。
(b）灯的安装应做到：
(1）遮蔽直射驾驶员眼睛的光线；
(2）使驾驶员看不到有害的反光。
第27.1383条　着陆灯
(a）每个着陆灯或者悬停灯必须经过批准；
(b）每个着陆灯安装必须做到：
(1）使驾驶员看不到有害的眩光；
(2）使驾驶员不受晕影的不利影响；
(3）为夜间操作（包括着陆和悬停）提供足够的光线。
(c）对下列情况必须至少有一个单独的开关（根据适用情况）：
(1）单独安装的每个着陆灯；
(2）安装在同一部位的每组着陆灯。
第27.1385条　航行灯系统的安装
(a）通用要求
每个航行灯系统中的每一部分必须满足本条中的有关要求，并且整个系统必须满足本规定第27.1387条至第27.1397条的要求。
(b）前航行灯
前航行灯必须由红灯和绿灯组成，其横向间距要尽可能大，朝前装在旋翼航空器上。当旋翼航空器处于正常飞行姿态时，灯的光色为左红右绿。每个灯必须经过批准。
(c）后航行灯
后航行灯必须是白灯，要尽可能往后装，并且必须经过批准。
(d）电路
两个前航行灯和后航行灯必须构成单独的电路。
(e）灯罩和滤色镜
每个灯罩或者滤色镜必须至少是抗燃的，在正常使用中不得改变颜色或者形状，也不得有任何明显的灯光透射损失。
第27.1387条　航行灯系统的二面角
(a）除本条(e)款规定者外，所装的每个前、后航行灯在本条规定的二面角内，必须显示无间断的灯光。
(b）左二面角(L)由两个相交的垂直平面组成，当沿着旋翼航空器纵轴向前看时，一个平面与旋翼航空器纵轴平行，而另一个向左偏离第一个平面110°。
(c）右二面角(R)由两个相交的垂直平面组成，当沿着旋翼航空器纵轴向前看时，一个平面与旋翼航空器纵轴平行，而另一个向右偏离第一个平面110°。
(d）后二面角(A)由两个相交的垂直平面组成，当沿着旋翼航空器纵轴向后看时，这两个平面分别向左、向右偏离通过旋翼航空器纵轴的垂直平面各70°。
(e）如果根据本规定第27.1385条(c)款尽可能往后安装的后航行灯，在本条(d)款所定义的二面角A内不能显示出无间断的灯光，则在该二面角内允许有一个或者几个被遮蔽的立体角，但其总和在下述圆锥体内不得超过0.04球面度，该圆锥体以后航行灯为顶点，母线与通过后航行灯的垂直线成30°夹角。
第27.1389条　航行灯灯光分布和光强
(a）通用要求
本条规定的光强必须用装有灯罩和滤色镜的新灯来测定。光强测定必须在光源发光达到稳定值后进行（该稳定值指光源在旋翼航空器正常工作电压时的平均输出光通）。每一航行灯灯光分布和光强必须满足本条(b)款的要求。
(b）前后航行灯
前、后航行灯灯光分布和光强必须以左、右、后二面角范围内水平平面内的最小光强、任一垂直平面内的最小光强和最大掺入光强表示，且必须满足下列要求：
(1）水平平面内的光强
水平平面（包含旋翼航空器纵轴并垂直于旋翼航空器对称平面的平面）内各范围的光强必须等于或者大于本规定第27.1391条规定的相应值。
(2）任一垂直平面内的光强
任一垂直平面（垂直于水平平面的平面）内各范围的光强必须等于或者大于本规定第27.1393条规定的相应值，其中，I为第27.1391条中规定的该水平平面内相应角度的最小光强。
(3）相邻光源间的掺入光强
相邻光源间的任何掺入光强均不得超过本规定第27.1395条中规定的相应值，但是当主光束的光强远大于第27.1391条和第27.1393条中规定的最小值时，如果与主光束光强相比，掺入光强对主光源清晰度无不利影响，则可允许有更大的掺入光强。当前航行灯光强峰值大于100坎时，如果A区内掺入光强不大于航行灯光强峰值的10%，B区内的掺入光强不大于航行灯光强峰值的2.5%，则前航行灯之间的掺入光强最大值可以超过本规定第27.1395条中规定的相应值。
第27.1391条　前、后航行灯水平平面内的最小光强
每个航行灯的光强必须等于或者大于下表规定的相应值：
二面角（相应灯光） 自正前方向左或向右偏离纵轴的角度 光强（坎德拉）
左或右（前红光或前绿光） 0°～10° 40
10°～20° 30
20°～110° 5
后（后白光） 110°～180° 20
第27.1393条　前、后航行灯任一垂直平面内的最小光强
每个航行灯的光强必须等于或者大于下表规定的相应值：
自水平平面向上或向下的角度 光强
0° 1.00I
0°～5° 0.90I
5°～10° 0.80I
10°～15° 0.70I
15°～20° 0.50I
20°～30° 0.30I
30°～40° 0.10I
40°～90° 0.05I
第27.1395条　前、后航行灯的最大掺入光强
除本规定第27.1389条(b)款(3)项规定者外，航行灯掺入光强均不得超过下表规定的相应值：
掺入光 最大光强
A区（坎德拉） B区（坎德拉）
左二面角内的绿光 10 1
右二面角内的红光 10 1
后二面角内的绿光 5 1
后二面角内的红光 5 1
左二面角内的后部白光 5 1
右二面角内的后部白光 5 1
表中：
(a）A区包括在相邻的二面角内通过光源并与共同边界面相交成大于10°但小于20°角的所有方向；
(b）B区包括在相邻的二面角内通过光源并与共同边界面相交成大于20°角的所有方向。
第27.1397条　航行灯颜色规格
每一航行灯的颜色必须具有国际照明委员会规定的下列相应色度坐标值：
(a）航空红色
“Y”不大于0.335；
“Z”不大于0.002。
(b）航空绿色
“X”不大于0.440–0.320Y；
“X”不大于Y–0.170；
“Y”不小于0.390–0.170X。
(c）航空白色
“X”不小于0.300且不大于0.540；
“Y”不小于“X–0.040”或者“Y0–0.010”，取小者；
“Y”不大于“X＋0.020”，也不大于“0.636–0.400X”。
其中：“Y0”为普朗克辐射器相对于所论“X”值的“Y”坐标值。
第27.1399条　停泊灯
(a）水上作业所需要的每个停泊灯的安装必须符合下列规定：
(1）在大气洁净的夜间至少能够在2海里的距离内显示白光；
(2）当该旋翼航空器在水上停泊时，应尽可能显示最大无间断的灯光。
(b）可以使用外部吊灯。
第27.1401条　防撞灯系统
(a）通用要求
如果申请夜间运行的合格审定，则旋翼航空器必须具有满足下列要求的防撞灯系统：
(1）由一个或者几个经批准的防撞灯组成，其安装部位应使其发射的光线不影响机组的视觉，也不损害航行灯的明显性；
(2）满足本条(b)款至(f)款的要求。
(b）作用范围
该系统必须有足够数量的灯，以照亮旋翼航空器周围重要的区域（从旋翼航空器的外部形态和飞行特性考虑）。其作用范围必须至少达到旋翼航空器水平平面上下各30°范围内的所有方向，但允许有被遮蔽的立体角，其总和不超过0.5球面度。
(c）闪光特性
该系统的布局，即光源数目、光束宽度、旋转速度以及其他特性，必须给出40至100次／分的有效闪光频率。有效闪光频率指从远处看到的整个旋翼航空器防撞灯系统的闪光频率。当系统有一个以上的光源时，对有效闪光频率的规定也适用于有重迭部分的灯光区。在重迭区内，闪光频率可以超过100次／分，但不得超过180次／分。
(d）颜色
防撞灯必须为航空红色，且必须满足本规定第27.1397条的有关要求。
(e）光强
装上红色滤色镜（如使用时）测定并以“有效”光强表示的所有垂直平面内的最小光强，必须满足本条(f)款的要求。必须采用下列关系式：

式中：
为有效光强（坎德拉）；
为时间的函数的瞬时光强；
为闪光持续时间（秒）。
通常，选择和使有效光强等于和时的瞬时光强，即可得到有效光强的最大值。
(f）防撞灯的最小有效光强
每个防撞灯的有效光强必须等于或者大于下表规定的相应值：
水平平面向上或向下的角度 有效光强（坎德拉）
0°～5° 150

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