继续安全飞行和着陆是指在可能使用应急程序、不需要特殊驾驶技能和体力的情况下，飞机有能力继续可控飞行和着陆；着陆时，飞机可能出现因失效情况而导致一些损坏。
(a) 乘客座位设置为19座（局方另有规定除外）或者以下且最大审定起飞重量为8,618公斤（19,000磅）或者以下的飞机，可按正常类进行审定。
(d) 按本规定审定的飞机，可申请进行特技飞行审定。按特技飞行审定的飞机，可不受限制地用于做机动，但按本规定G章制定的限制除外。未按特技飞行审定的飞机，则只可用于做正常飞行所需的各种机动，含失速（不包括尾冲失速）和坡度不大于60度的缓8字飞行、急上升转弯和急转弯。
(a) 申请人应当采用局方可接受的符合性方法，表明对本规定的符合性。局方可接受的符合性方法，包括公认标准和局方接受的其他标准。
(b) 申请人应当用重量和重心临界组合来符合本章各条要求，这些临界组合应当在飞机配载状态内确定，并符合局方可接受的允差。
(2) 对于1级和2级飞机中的高速飞机及3级和4级中的所有飞机，按使用包线范围内的环境大气条件。
(c) 用于确定起飞和着陆距离的程序，在服役中预期遇到的大气条件下，应当可由具有一般技能水平的驾驶员一贯地执行。
(d) 依据本条(b)款确定的性能数据，应当考虑由于大气条件、冷却需求和其他动力需求引起的损失。
申请人应当为正常运行中使用的每个飞行构型确定失速速度或者最小定常飞行速度，正常运行包括起飞、爬升、巡航、下降、进近和着陆。确定失速速度或者最小定常飞行速度时，应当考虑下列功率设定的每个飞行构型的最不利状态：
(b) 对单发飞机及1级、2级和3级飞机中的低速多发飞机，起飞性能包括地面滑跑加上初始爬升到起飞表面上方15米（50英尺）的距离。
(c) 对1级、2级和3级飞机中的高速多发飞机及4级飞机中的多发飞机，起飞性能包括突然失去临界推力后的下列距离：
(1) 对于1级和2级飞机中的低速飞机，陆上飞机应当具有8.3%的爬升梯度，水上飞机和水陆两用飞机应当具有6.7%的爬升梯度；
(2) 1级和2级飞机中的高速飞机，以及所有3级飞机和4级飞机中的单发飞机，起飞后应当具有4%的爬升梯度。
(1) 不满足单发适坠性要求的1级和2级飞机中的低速飞机，巡航构型下，在1,524米（5,000英尺）气压高度应当具有1.5%的爬升梯度；
(2) 1级和2级飞机中的高速飞机及3级飞机中的低速飞机，起落架收起且襟翼处于起飞构型状态下，在高于起飞表面122米（400英尺）应当具有1%的爬升梯度；
(3) 对3级飞机中的高速飞机和所有4级飞机，起落架收起且襟翼处于进近构型状态下，在高于起飞表面122米（400英尺）应当具有2%的爬升梯度。
(c) 对于中断着陆，起落架放下且襟翼处于着陆构型状态下，应当具有3%的爬升梯度，并且不会导致驾驶员工作负荷过量。
(2) 1级和2级飞机中的高速多发飞机及3级飞机中的多发飞机，在起飞阶段，初始爬升构型下失去临界推力后的爬升性能；
(3) 所有多发飞机，在航路飞行阶段，巡航构型下全发工作的爬升性能及失去临界推力后的爬升性能。
(b) 进近和着陆速度、构型和程序。一般技能水平的驾驶员使用该速度、构型和程序能够一贯地在拟公布的着陆距离内着陆，不会造成飞机损坏或者人员伤害。当需要中断着陆时，考虑下列因素，能够安全过渡到本规定中的中断着陆情况：
(a) 下述情况下，在运行包线内，飞机应当是可以操纵和机动的，且无需特殊的驾驶技能、警觉或者体力：
(b) 使用经批准的最陡进近梯度程序并提供低于参考着陆速度（VREF）或者高于进近攻角的合理裕度情况下，飞机应当能够安全着陆，而不导致飞机重大损伤或者人员严重伤害。
(c) 对多发飞机，如果适用，申请人应当针对起飞和着陆时使用的最临界构型确定最小操纵速度（VMC）。
(d) 申请按特技飞行审定的飞机，申请人应当演示申请审定的特技机动并确定可开始进行相应特技机动的速度。
(a) 下列状态中，在驾驶员或者飞行操纵系统不对主操纵系统或者相应配平操纵进一步施加力或者位移情况下，飞机应当保持横向和航向配平：
(b) 下列状态中，在驾驶员或者飞行操纵系统不对主操纵系统或者相应配平操纵进一步施加力或者位移的情况下，飞机应当保持纵向配平；
(c) 在飞机正常运行和可能的非正常或者应急运行期间（包括多发飞机失去临界推力情况），剩余操纵力不得使驾驶员疲劳或者分散精力。
(a) 飞机在直线飞行、转弯飞行和加快转弯飞行过程中应当具有可控的失速特性，并有清晰可辨的失速警告，失速警告应当提供足够的余量以防止无意进入失速。
(c) 未按特技飞行审定的1级和2级飞机中的多发飞机，在失去临界推力后的不对称推力状态，不得有无意偏离可控飞行状态的趋势。
(d) 按含尾旋的特技飞行审定的飞机，应当具有可控的失速特性，并且在作出首个改出操纵动作后，能够用不超过一圈半的附加旋转，从尾旋的任意一点上改出，期间保持在飞机的运行限制范围内。在开始改出操纵前的飞机旋转不超过六圈或者申请审定的更多圈数。
(e) 对于按含尾旋的特技飞行审定的飞机，其尾旋特性应当使得在不超出限制的情况下可以改出尾旋，并且不会因下列情况出现不可改出尾旋：
(a) 达到设计俯冲速度（VD/MD，以空速或者马赫数表示）前，振动和抖振不得影响飞机的操纵或者导致飞行机组过度疲劳，满足此要求的失速告警抖振是允许的。
(b) 对于高速飞机和最大运行高度大于7,620米（25,000英尺）气压高度的所有飞机，以巡航构型处于1g状态时，速度达到VMO/MMO前，除失速抖振外，不得有可感知的抖振。
(c) 对于高速飞机，应当确定正机动载荷系数，在运行包线范围内，当飞机使用巡航构型并达到该载荷系数时，开始出现可感知的抖振。可能的无意中超出该边界不得导致结构损坏。
(d) 从任何可能的速度直至VMO/MMO，发生下列情况后，高速飞机应当具有不会导致结构损伤或者失去控制的恢复特性：
(a) 申请按《运输类飞机适航标准》（以下称为CCAR25部）附录C第I部分定义的结冰条件下飞行进行审定，或者申请按这些结冰条件及其他附加大气结冰条件下飞行进行审定时，申请人应当在申请审定的结冰条件、结冰保护系统正常工作情况下进行下列工作：
(1) 表明对本章每个要求的符合性，但不包括适用于尾旋的要求和任何需在超过下列速度下进行演示的要求：
(b) 如果申请结冰条件下飞行的审定，则申请人应当提供探测超出申请审定结冰条件的措施，并表明飞机具有避开或者脱离该结冰条件的能力。
申请人应当确定结构设计包线，该包线规定了飞机设计和运行参数的范围及限制，并被用于表明符合本章要求。申请人应当考虑可能影响结构载荷、强度、耐久性以及气动弹性的飞机所有设计和运行参数，包括：
(a) 用以表明符合本章要求的结构设计空速、着陆下沉速度和任何其他空速限制。结构设计空速应当：
(b) 设计机动载荷系数，该系数不得小于服役经验表明的结构设计包线内可能出现的机动载荷系数。
如果飞机安装了某个系统，该系统改变结构性能、缓解本章要求的影响或者提供满足本章要求的符合性方法，在表明对本章要求的符合性时，申请人应当考虑该系统的影响和失效。
(a) 申请人应当在结构设计包线内和边界上，针对参数的所有临界组合，确定可能由内部或者外部施加的压力、力或者力矩引起的相关结构设计载荷。这些压力、力或者力矩可能发生在空中、地面和水上运行时，地面和水上操纵时，以及飞机处于停放或者系留时。
申请人应当在飞机处于各种正常和不利的姿态和构型下，确定它在适用的表面上滑行、起飞、着陆和操作情况下产生的结构设计载荷。
(b) 由下列因素引起的、作用于每个飞行操纵面和增升面及其相连系统和支承结构的结构设计载荷：
(2) 如果飞机可能在座舱增压情况下着陆，从零到最大释压压力的压差引起的载荷与地面或者水载荷的组合；
(a) 申请人应当制定检查程序或者其他程序，以防止由于可预见原因的强度降低而导致的结构失效，这些结构失效可能导致严重或者致命的伤害，或者导致长时间的降低安全裕度的运行。按本条制定的程序应当纳入本规定第23.2625条要求的持续适航文件的适航限制章节中。
(b) 对于4级飞机，为符合本条(a)款所制定的程序，应当能够在结构损伤导致结构失效前检查出损伤。
(2) 对于最大运行高度大于12,497米（41,000英尺）的飞机，为符合本条(a)款而制定的程序，应当能够在损伤可能导致将造成严重或者致命伤害的快速失压前，检查出增压舱结构的损伤。
(d) 非包容发动机或者旋转机械失效产生高能碎片引起结构损伤时，飞机设计应当将此损伤对飞机的危害减至最小。
(e) 除非表明在飞行中打开不会造成危害，否则应当防止每一舱门、座舱盖和出口在飞行中被无意打开。
(a) 申请人应当保护飞机的每个零件，包括小零件，如紧固件，以防止其在预期使用环境中由于任何可能原因引起性能降低或者强度丧失。
(c) 对需要维修、预防性维修或者勤务的每个零件，申请人应当在飞机设计中采取适当的措施，以便完成这些工作。
(a) 对于其失效可能妨碍继续安全飞行和着陆的零件、部件和组件，申请人应当在考虑服役中预期可能环境条件影响的情况下，确定所用材料的适用性和耐久性。
(b) 制造和装配所采用的方法或者工艺应当能持续生产出完好的结构。如果某种制造工艺需要严格控制才能达到此目的，则申请人应当按照批准的工艺规范执行。
(c) 除本条(f)款和(g)款的规定外，申请人应当选择设计值，该设计值应当确保考虑了结构元件关键性的带概率的材料强度。设计值应当考虑因材料变异性引起的结构失效的概率。
(d) 如果对材料强度性能有要求，这些性能的确定应当以足够的材料试验为依据（材料应当符合规范），在试验统计的基础上制定设计值。
(e) 对于在正常运行条件下热影响显著的关键部件或者结构，申请人应当确定温度对设计许用应力的影响。
(f) 对于一般只能用保证最小值的情况，如果在使用前对每一单项取样进行试验，确认该特定项目的实际强度性能等于或者大于设计使用值，则这样材料采用的设计值可以大于本条要求的最小值。
(a) 对于关键设计值不确定的每个零件、部件或者组件，以及符合下述任一条件的每个零件、部件或者组件，申请人应当为其每个关键设计值确定特殊安全系数：
(c) 在设计每个结构零件时，申请人应当将每一限制载荷和极限载荷，乘以最高的相应特殊安全系数。如果没有对应的限制载荷，则仅考虑极限载荷。
(3) 可能对乘员造成伤害的座舱内部或者后部的质量项目，包括发动机或者辅助动力装置，经受在应急着陆时可能产生的极限静惯性载荷。
(2) 乘员经受的因约束或者与机内物体接触产生的载荷，不得超过根据人体耐受能力而确定的人体伤害判据。
(d) 每个乘员保护系统应当能够实现其预期功能，且不能产生对乘员造成二次伤害的危害。不使用时，乘员保护系统不得妨碍乘员撤离或者干扰飞机运行。
(1) 根据其最大装载重量以及按本规定确定的飞行和地面载荷情况所对应的最大载荷系数下的临界载荷分布来设计；
(3) 任何操纵装置、电线、管路、设备或者附件，如果破坏或者损伤可能会影响安全使用的，则应当加以保护。
(b) 所有飞机应当有可靠的使其停止的装置，该装置应当具有足够的吸收着陆动能的能力。要求验证中断起飞能力的飞机应当考虑此附加动能。
(1) 在应急着陆后可能出现的情况下，便于乘员快速和安全地撤离，此处应急着陆不包括1级、2级和单发3级飞机的水上迫降；
(2) 配备撤离设施（开口，出口或者应急出口），从飞机内部和外部可以容易地定位和打开该设施。打开方式应当简单明了，并在飞机内部和外部进行标识；
(b) 对于4级飞机，在最大进近襟翼速度时，位于驾驶员正前方的风挡及其支承结构应当能承受相当于2磅鸟的撞击而不被击穿。
(c) 在正常运行和可能的失效期间，飞机应当给每位乘员提供压力适宜的空气，并且没有危险浓度的气体、蒸气和烟雾。
(2) 可以接近进行人工灭火，或者有内置灭火系统，或者其构造和密封能将任何火情包容在该舱内。
(a) 位于指定火区内或者邻近区域的飞行操纵系统、发动机架和其他飞行结构应当能经受住着火的影响。
(a) 就本章而言，飞机动力装置安装应当包括推进所必需的、影响推进安全的每个部件和为飞机提供辅助动力的每个部件。
(b) 安装在飞机上的发动机和螺旋桨，应当具有型号合格证或者按照局方接受的标准随飞机型号合格证获得批准，该标准包含的适航准则应当适用于该发动机或者螺旋桨的特定设计和预期用途，并达到局方可接受的安全水平。
(b) 功率或者推力控制系统的任何单一失效或者可能的失效组合不得妨碍飞机继续安全飞行和着陆。
申请人应当对每个动力装置系统进行单独评估及关联其他系统和安装进行评估，以表明动力装置系统、部件或者附件任何可能的失效所导致的有害后果不会导致下列情况：
(a) 妨碍飞机继续安全飞行和着陆，或者如果无法保证继续安全飞行和着陆，应当使危害减至最小；
(a) 飞机的设计，包括进气系统，应当防止出现对动力装置运行有不利影响的可预见的积冰或者积雪。
(b) 动力装置安装的设计，应当防止在申请审定的结冰条件下出现对动力装置运行有不利影响的任何积冰或者积雪。
(b) 在反推力系统出现任何单一失效、可能的失效组合或者故障后，飞机能够继续安全飞行和着陆。
(1) 对于有多套燃油储存及供应系统的，应当设计和布置成各系统之间具有独立性，使得一套系统内的任一部件失效不会导致其他系统燃油储存或者供应的丧失；
(2) 设计和布置成能够防止系统内燃油被直接闪击或者扫掠雷击高发区域内的直接闪击或者扫掠雷击点燃，或者在燃油通气口处被电晕放电和流光点燃；
(4) 为飞行机组提供用于确定可用燃油总量的措施，并且在燃油系统正常工作时，在考虑燃油可能波动的情况下，能够不间断供应此可用燃油；
(6) 设计成在任何可能运行情况下能够保存燃油，并将任何可生存应急着陆期间对乘员的危害降至最低。对于4级飞机，应当考虑着陆系统因过载导致的失效；
(3) 设计成防止燃油在储存或者供应系统间转输中，或者在可能的运行条件下，从任一通气系统大量流失；
(a) 包含可燃流体和用于点燃该流体的点火源的动力装置、辅助动力装置或者燃烧加温器应当安装在指定火区内。
(1) 其设计和布置应当防止着火造成的危害，包括任何位于指定火区附近可能受到火区内着火影响的部件、导管、接头和控制器件；
(2) 输送可燃液体、气体或者空气，或者要求在着火时工作的部件、导管、接头和控制器件是耐火的；
(d) 申请人应当提供防止危险量可燃液体流入、流过指定火区或者在其内流动的措施，该措施应当满足下列要求：
(a) 飞机按其申请审定的运行类型（昼间VFR、夜间VFR、IFR）进行安全运行所要求的系统和设备的设计和安装应当满足下列要求：
(b) 本条(a)款中没有涵盖的系统和设备的设计和安装应当确保其运行不会对飞机及乘员造成不利影响。
(a) 对于功能失效会妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每一个电子和电气系统，其设计和安装应当符合下列规定：
(2) 除非该功能恢复与此系统其他运行或者功能要求相冲突，否则在飞机遭遇闪电后，系统应当及时地恢复该功能的正常运行。
(b) 对于其功能失效会严重降低飞机或者飞行机组应对不利运行条件能力的每一电子和电气系统，其设计和安装应当确保当飞机遭遇闪电后，系统及时地恢复该功能的正常运行。
(a) 对于功能失效会妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每一个电子和电气系统，其设计和安装应当符合下列规定：
(2) 除非该功能恢复与此系统其他运行或者功能要求相冲突，否则在飞机脱离高强辐射场（HIRF）环境后，系统应当及时地恢复该功能的正常运行。
(b) 按仪表飞行规则（IFR）批准的飞机，对于功能失效会严重降低飞机或者飞行机组应对不利运行条件能力的每一个电子和电气系统，其设计和安装应当确保当飞机脱离高强辐射场（HIRF）环境后，系统及时地恢复该功能的正常运行。
(b) 电源系统、配电系统或者其他用电系统不会出现由于单点失效或者故障导致系统不能为飞机继续安全飞行和着陆所需的重要负载供电的情况；
(c) 主电源失效时，应当有足够的电能，在继续安全飞行和着陆所需时间内，为所有重要负载供电。
(b) 如安装航行灯和防撞灯，其光强、闪光频率、颜色、覆盖范围和其他特性，应当能为另一架航空器提供足够的时间避免碰撞。
(c) 如安装航行灯，其应当包括一个在飞机左侧的红灯和一个在飞机右侧的绿灯。在空间允许的情况下，这两个灯的横向间距应当尽可能大。此外，还应当包括一个在飞机尾部或者翼尖上的后向白灯。
申请在CCAR25部附录C中第I部分定义的结冰条件下飞行进行审定，或者申请在这些结冰条件及任何附加的大气结冰条件下飞行进行审定时，应当在申请审定的结冰条件下表明：
(a) 民用航空运行规章所要求的驾驶舱话音记录器应当按照本规章要求经过批准，并且在其安装后，应当能够记录下列信息：
(1) 通过无线电在飞机上发出或者收到的通线) 驾驶舱内飞行机组成员的对线) 驾驶舱内飞行机组成员使用飞机内线) 进入耳机或者扬声器中的导航或者进近助航设施的话音或者音频识别信号；
(5) 飞行机组成员使用旅客广播系统时的通话（如果装有旅客广播系统，并根据本条(c)款(4)项(ii)目的要求有第四通道可用）；
(6) 如果安装了数据链通信设备，所有的数据链通信使用经批准的数据信息格式。数据链信息应当作为通信设备的输出信号被记录，该通信设备将信号转换为可用数据。
(b) 应当在驾驶舱内安装一只区域话筒来满足本条(a)款(2)项的记录要求。话筒要安装在最佳位置，能够记录第一名和第二名驾驶员工作位置上进行的对话，以及记录驾驶舱内其他机组成员面向上述工作位置时的对话。话筒的定位，应当使得在飞行中驾驶舱噪声条件下所记录和重放的录音通信的可懂度尽可能高，如果有必要，应当对记录器的前置放大器和滤波器进行调整或者补偿。可以通过记录反复重放，来评价可懂程度。
(c) 每台驾驶舱话音记录器的安装，应当将本条(a)款规定的通话或者音频信号，根据不同声源分别记录在下列通道上：
(1)第一通道，来自第一名驾驶员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或者手持式话筒、耳机或者扬声器；
(2) 第二通道，来自第二名驾驶员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或者手持式话筒、耳机或者扬声器；
(i) 来自第三和第四名机组成员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或者手持式的话筒、耳机或者扬声器；
(ii) 来自驾驶舱内与旅客广播系统一起使用的每个话筒，如果此信号未被别的通道所拾起（条件是不要求配置本条(c)款(4)项(i)目中规定的工作位置或者该工作位置的信号由另一通道所拾取）。
(5) 不论按压发话开关（机内通话—无线电发射机）处于何种位置，应当将本条(c)款(1)、(2)和(4)项所述的话筒接收到的所有声音尽可能不间断地记录下来。该设计应当保证只有在使用机内通话机、旅客广播系统或者无线电发射机时，才会对飞行机组产生侧音。
(1)(i) 其供电应当来自对驾驶舱话音记录器的工作最为可靠的汇流条，而不危及对重要负载或者应急负载的供电；
(2) 应当备有自动装置，在撞损冲击后10分钟内，能使记录器停止工作并停止各抹音装置的功能；
(iii) 在所有其他给驾驶舱话音记录器供电的电源中断的情况下，无论是正常关断还是为其供电的汇流条因其他原因断电，驾驶舱话音记录器和驾驶舱区域话筒能够自动切换到这个独立电源上。
(6) 当驾驶舱话音记录器和飞行数据记录器都需要的时候，驾驶舱话音记录器要在一个与飞行数据记录器分开的容器里。如果只用来符合驾驶舱话音记录器的要求，可以安装一个组合单元。
(e) 记录容器的位置和安装，应当能将撞损冲击使该容器破裂，以及随之起火而导致记录器热损坏的概率减至最小：
(1) 除了本条(e)款(2)项外，记录容器的位置应当尽可能靠近飞机的后部，但不必装在增压舱之外，并且不得安装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的位置；
(2) 如果安装两个单独的组合式数字飞行数据记录器和驾驶舱话音记录器单元，而不是一个驾驶舱话音记录器和一个数字飞行数据记录器，安装用来符合驾驶舱话音记录器要求的组合单元，可以位于驾驶舱附近。
(f) 如果驾驶舱话音记录器装有批量抹音装置，其安装应当设计成该装置误动和在撞损冲击过程中动作的概率减至最小。
(3) 当民用航空运行规章有要求时，在容器上装有或者靠近容器处装有水下定位装置，其固定方式要保证在撞损冲击时不大可能分离。
(1) 从满足本规定第23.2500条的飞机级系统要求和功能的数据源，获取空速、高度和方向数据；(2) 垂直加速度传感器应当刚性固定，其纵向位置应在批准的飞机重心范围之内，或者在这些限制向前或者向后距离不超过25％飞机平均气动弦长的范围内；(3)(i) 其供电应当来自对飞行数据记录器的工作最为可靠的汇流条，且不危及对重要负载或者应急负载的供电；
(5) 除仅由发动机驱动的发电机系统单独供电的记录器外，应当备有自动装置，在撞损冲击后10分钟内，能使具有数据抹除装置的记录器停止工作并同时停止各抹除装置的功能；
(7) 当驾驶舱话音记录器和飞行数据记录器都需要的时候，飞行数据记录器要在一个与驾驶舱话音记录器分开的容器里。如果只用来符合飞行数据记录器的要求，可以安装一个组合单元。如果一个组合单元作为驾驶舱话音记录器安装，用来符合本规定第23.2555条(e)款(2)项要求，则另一个组合单元应当符合本飞行数据记录器要求。
(b) 每个非弹出式记录器容器的位置和安装应当能将撞损冲击导致的该容器破裂以及随之起火而毁坏记录器的概率减至最小。为满足这一要求，该容器应当尽可能靠后安装，但不必装在增压舱之外，且不得装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的位置。
(c) 应当建立飞行数据记录器的空速、高度和航向读数与第一名驾驶员仪表上的相应读数（考虑修正系数）之间的相互关系。此关系应当能覆盖飞机运行的空速范围、高度限制范围和360度航向范围。相互关系可在地面上用合适的方法确定。
(3) 当民用航空运行规章有要求时，在容器上或者贴近容器处装有水下定位装置，其固定方式要保证在撞损冲击时不大可能分离。
(e) 应当对飞机任何新颖独特的设计或者使用特性进行评价，以决定是否有专用参数必须记录在飞行数据记录器上，以增加或者代替现有要求。
(a) 驾驶舱及其设备和布局（包括驾驶员视界的设计）应当使得每个驾驶员都能够履行其职责，包括滑行、起飞、爬升、巡航、下降、进近和着陆，以及在飞机运行包线内进行任何机动，而无过多的专注、技能、警觉或者疲劳。
(b) 申请人应当安装飞行、导航、监视及动力装置的操纵器件和显示设备，以便具备资格的飞行机组可以监控并执行规定的与系统和设备预期功能相关的任务。系统和设备的设计，应当将可能导致额外危害的飞行机组差错，减至最小。(c) 对于4级飞机，飞行机组界面设计应当保证当通过任一风挡玻璃的视界丧失后，仍能继续安全飞行和着陆。
(a)与飞行机组界面相关的每个已安装设备，都应当进行标识（如果适用），说明其名称、功能或者使用限制，或者这些要素的组合。
(b) 应当以可识别的方式向负有责任的机组成员提供操纵飞机所要求的系统工作参数，包括警告、戒备及正常指示。(c) 应当及时向负责采取纠正措施的机组成员提供涉及系统不安全运行状态的信息。这些信息应当足够清晰以避免可能的机组成员差错。
(b) 飞机设计应当清晰地标明除主操纵器件外驾驶舱内每个操纵器件的功能。(c) 飞机飞行手册中应当含有仪表标记和标牌信息的内容。
(a)安装的系统应当在每个飞行阶段为负责设置或者监控飞行、导航和动力装置参数的飞行机组成员提供所需的信息，使其能够设置或者监控飞行、导航和动力装置参数。
(1) 信息给出的方式应当使得机组成员能够监控参数并判定其变化趋势（如果需要），以操纵飞机；
(2) 包括限制信息，除非在所有预期运行中不会超过这些限制。(b) 集成了操纵飞机所需或者运行规章所要求的飞行或者动力装置参数的指示系统，应当满足下列要求：
(1) 在任何正常工作模式下，都不得抑制包括有任何飞行机组成员所必需的飞行或者动力装置参数的主显示；
(2) 与其他系统结合设计和安装，以便在出现任一单独失效或者可能的失效组合后，仍能及时向飞行机组提供继续安全飞行和着陆所需的关键信息。
(1) 对于1级和2级飞机中的低速飞机，飞机飞行手册中包含本条(a)款(1)项规定内容的部分；
(2) 对于1级和2级飞机中的高速飞机及所有3级和4级飞机，飞机飞行手册中包含本条(a)款(1)项至(a)款(4)项规定内容的部分。
(b) 如果有计划保证在交付第一架飞机或者颁发标准适航证之前，完成持续适航文件的编制，则持续适航文件在颁发型号合格证时，可以是不完备的。
安装在电动飞机上的电推进系统，应当按照局方接受的标准，随飞机型号合格证获得批准。该标准包含的适航准则，应当适用于该电推进系统特定设计和预期用途，并达到局方可接受的安全水平。
(1) 对于有多套电池及配电系统的，应当设计和布置成各系统之间具有独立性，使得一套系统内的任一部件失效不会导致其他系统电池或者配电功能的丧失；(2) 应当设计和布置成当可能暴露在闪电环境时，能够防止由于闪电的直接影响或者间接影响而导致的灾难性事件；(3) 为动力装置安装提供有适当裕度的电能，以确保在所有允许的和可能的运行情况下，考虑可能的部件失效情况，能够安全工作；
(4) 向飞行机组提供用于确定剩余可用电能总量的措施，并在系统正常工作时能不间断供电，此时应当考虑电源可能的波动情况；
(6) 在任何可能运行情况下能够防止漏电，并将任何可生存应急着陆期间对乘员的危害降至最低。对于4级飞机，应当考虑着陆系统因过载导致的失效。
本规定自2022年8月1日起施行。原民航总局于2004年10月12日公布的《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》（民航总局令第132号）同时废止。
(b) 飞机的持续适航文件必须包含：发动机和螺旋桨（以下统称产品）的持续适航文件，涉及民航管理的规章所要求的设备的持续适航文件，以及所需的有关这些设备和产品与飞机相互联接关系的资料。如果装机设备或者产品的制造商未提供持续适航文件，则飞机持续适航文件应当包含上述对飞机持续适航必不可少的资料。
(c) 申请人应当向局方提交一份文件，对如何分发申请人或者装机产品和设备的制造商提供的持续适航文件更改资料，进行说明。
手册的内容应当用中文或者局方接受的其他语言编写。持续适航文件应当包括下列手册或者章节以及下列资料：
(4) 关于下列细节内容的勤务资料：勤务点、油箱和流体容器的容量以及所用流体的类型、各系统的适用压力、检查和勤务的接近口盖位置、润滑点位置和使用的润滑剂、勤务所需设备、牵引说明和限制、系留、顶升和调水平的资料。
(1) 飞机及其发动机、辅助动力装置、螺旋桨、附件、仪表和设备的每个零件的定期维修资料，该资料提供上述各项应当予清洗、检查、调整、试验和润滑的荐用周期，并提供检查的程度、适用的磨损允差和在这些周期内推荐的工作内容。但是，如果申请人表明某项附件、仪表或者设备非常复杂，需要专业化的维修技术、测试设备或者专家才能处理，则申请人可以指明向该件的制造商索取上述资料。荐用的翻修周期和与适航限制章节的相互参照也应当列入。此外，申请人应当提交一份包含飞机持续适航所需检查频次和范围的检查大纲。
(4) 其他通用程序说明，包括系统地面运转试验、对称检查、称重和确定重心、顶升和支撑以及存放限制程序。
持续适航文件必须包含标题为适航限制的章节，该章节应当单独编排并与文件的其他部分明显地区分开来。该章节必须规定型号合格审定所要求的强制性更换时间、结构检查时间间隔和有关的结构检查程序。如果持续适航文件由多本文件组成，则本条要求的适航限制章节内容应当列入主要手册中。申请人应当在该章节显著位置清晰声明：“本适航限制章节已经中国民用航空局批准，规定了涉及民航管理的规章有关维修和运行的条款所要求的维修内容，如果局方已另行批准使用替代的大纲则除外。”
