据中国商飞多位相关人士透露，在2022年9月19日，中国民用航空局将为C919颁发适航证，这意味着C919将开始向运营商交付。C919是我国首次按照国际民航规章自行设计、研发以及制造，并具有自主知识产权的干线喷气式客机。从2009年1月6日中国商飞正式发布“C919”机型代号至今已过13年，本期反做空研究中心整理了各方为让C919快一步获得适航证在相关规章制度上所做出的努力，包含2个豁免征求意见稿及28个专用条件征求意见稿。
本文的内容全部来自于中国民用航空局官网《关于就中国商飞C919型飞机专用条件和豁免征求意见的通知》，发文单位是民航局航空器适航审定司，具体内容是基于C919型飞机设计特征和中国商飞申请，根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》第21.3和21.16条规定，民航局航空器适航审定司拟针对该型飞机颁发专用条件和批准豁免部分有关适航要求。
从这28份专用条件和2份豁免征求意见稿可以看出，C919在设计制造过程中是十分严谨认真的，虽然遇到了许多困难，但还是一个一个地进行了公关克服，实在受限于当下的材料和工艺水平限制无法克服的困难，也特别制定了严苛的专用条件。
需要说明的是，本文内容比较长，一共36000字，阅读需要比较长的时间，请读者朋友收藏后再仔细阅读。也欢迎更多朋友添加关注。
一、两项豁免
（一）关于飞行机组应急出口和翼上应急出口对CCAR25.809(a)部分要求的豁免
1、申请豁免原因
C919型飞机的飞行机组应急出口位于驾驶舱顶部区域，侧面的风挡不能打开作为应急出口，由于飞机机头外形的限制，从侧面的风挡无法观察到接地的可能区域。另外，C919型飞机两对翼上应急出口，无法直接观察到撤离人员接地的可能区域。
C919型飞机飞行机组应急出口和翼上应急出口不能满足CCAR25.809(a)关于“每个应急出口必须具有在出口关闭时能够观察外部状况的设施。该观察设施可以在出口上或者在出口附近，并且在该出口和观察设施之间无障碍。还必须提供设施，能够观察撤离人员接地的可能区域。在起落架放下和起落架折断的所有条件下，在所有照明条件下，撤离人员接地的可能区域必须是可见的。”的要求。
2、适航性和安全性影响
对于飞行机组的应急撤离，飞行机组的第一选择是通过驾驶舱门从客舱的应急出口撤离飞机（CCAR25.772也明确规定有措施可以在驾驶舱门被卡住的情况下能直接从驾驶舱进入客舱）。当必须从飞行机组应急出口撤离时，飞行机组面临的最主要的威胁是火情，这可以通过风挡清晰识别和评估外部状况，从而做出相应的判断。此外，除机外的应急照明外，驾驶舱内可用的便携式照明（手电筒）也可供使用。
C919型飞机具有两对翼上应急出口，出口上的窗户可供评估外部状况以决定是否打开出口。在所有照明条件下，以及起落架折断的所有情况下，撤离者首先会接触到的机翼是很容易观察到的，在打开出口前，机翼表面有足够的照明可供确认机翼上的状况，一旦打开出口，撤离者可以通过外部照明观察到撤离人员接地的可能区域。
（二）关于燃油箱结构闪电防护的豁免CCAR25.981(a)(3)
1、申请豁免原因
CCAR25.981(a)(3)要求“证实点火源不会由每个单点失效、每个单点失效与每个没有表明为概率极小的潜在失效条件的组合或者所有没有表明为极不可能的失效组合引起。必须考虑制造偏差、老化、磨损、腐蚀以及可能的损伤的影响。”其要求飞机燃油箱设计具有多重独立、有效、可靠的潜在点火源防护特征。然而基于目前工业技术水平，C919型飞机油箱结构部分区域闪电防护的设计无法完全符合CCAR25.981(a)(3)的要求，具体原因如下：
由于燃油箱结构闪电防护特征的失效，如帽形密封件的脱胶和松动，以及紧固件与蒙皮结构连接的破损等为潜在失效，无法通过安装监控设备及时发现失效，也无法通过定期检查保持闪电防护特征的持续有效，且相应潜在失效概率无法表明为“概率极小”，此外在这些潜在点火源位置处增加额外的闪电防护特征是不切实际的。因此，C919型飞机燃油箱结构设计不能完全符合CCAR25.981(a)(3)的要求。
2、适航性和安全性影响
虽然C919型飞机燃油箱结构闪电防护设计不能完全符合CCAR25.981(a)(3)的要求，但C919型飞机在设计上采取了相应的补偿措施，具有可接受的安全水平，具体如下所述：
(1)中国商飞为C919型飞机中央翼油箱配备了惰化系统，且经验证、分析计算等满足CCAR25.981(b)及附录M关于燃油箱可燃性的要求；C919型飞机机翼油箱为传统非加热铝制机翼油箱，定性分析满足低可燃性油箱要求，故C919型飞机燃油箱均已通过验证表明其满足25.981关于燃油箱可燃性的要求。
(2)中国商飞针对C919型飞机燃油箱区域的结构设计特征（紧固件连接等）进行了遍历式分析，并充分考虑了对可能存在闪电引起的点火源等位置处增加独立、有效和可靠的防护特征的必要性和可行性。
(3)在以上第(2)条基础上，中国商飞开展了每个潜在点火源位置处的防护特征（典型特征）有效性试验、独立性分析以及可靠性评估，确保除以下情况外，每个潜在点火源位置处至少有两层独立、有效且可靠的闪电防护特征（或系列特征）：保守假设闪电2A区内的紧固件及其附近结构均存在非容错设计引起油箱内点火源的情况（紧固件断离且同时破坏其油箱内部端头的帽型密封、蒙皮裂纹两类失效模式），并对这些位置处的失效概率进行了分析计算，结果表明所有这些非容错设计位置处产生点火源导致燃油箱燃爆的概率之和为极不可能，即整个机队在全寿命周期内不会因这些非容错设计位置处产生点火源而点燃燃油箱。
此外，中国商飞制定了必要的设计规范、制造程序、工艺文件以及相应持续适航文件等，明确了燃油箱结构闪电防护关键特征的质量保证及持续保持，最大化规避由于制造偏离、老化、磨损、腐蚀和可能的损伤造成的油箱结构闪电防护特征的失效。
二、28项拟颁发的专用条件
（一）设计俯冲速度的确定
1、背景
C919型飞机主飞控系统提供了高速保护功能，飞机的飞行控制律将减小《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.335(b)所要求的设计巡航速度VC与设计俯冲速度VD之间的速度余量。当飞机飞行速度高于设计巡航速度VC/MC时，系统将限制飞行员的低头操纵权限，防止飞机实际进入CCAR25.335(b)(1)要求的机动。
现行有效的CCAR25.335(b)(1)是一种分析的包线边界情况，为设计巡航速度和设计俯冲速度之间确定可接受的余量。设计俯冲速度将会影响飞机的颤振和飞机的设计载荷。虽然条款中规定的颠倾初始状态是1g平飞，但它是作为其他无意的超速状态的代表，为超速提供保护。CCAR25.335(b)(1)是一种保守临界情况，考虑了所有潜在的超速情况，包括非对称情况。
为了将所有潜在的超速情况都包含在考虑范围内，必须证明：任何基于C919型飞机高速保护系统而减小的速度余量，不会在可能导致非对称姿态下进入俯冲的无意操纵或突风引起的颠倾中被超越；或飞机在飞行控制律保护下不会进入非对称的颠倾状态。此外，C919型飞机高速保护系统必须有高的可靠性水平。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
本专用条件替代CCAR25.335(b)(1)。
下列内容产生的速度余量中的较大者将被使用：
(i)从以VC/MC定常飞行的初始情况开始，飞机颠倾，沿着比初始航迹低7.5°的新航迹飞行，并在操纵全权限范围内实施操作以维持这条新航迹。在飞机发生颠倾20秒后，以载荷系数1.5(0.5g的加速度增量)人工拉起，或在飞行员的俯仰操纵器件处于中立位置时，飞控系统以更大的载荷系数自动拉起。如果所使用的气动数据是可靠的或保守的，则上述机动中出现的速度增量可采用计算值。开始拉起之前假定具有CCAR25.175(b)(1)(iv)条规定的推力，开始拉起时可以假定推力减小并使用驾驶员操纵的阻力装置。
(ii)当飞行速度低于Vc/Mc且推力能够维持飞机以此速度定常水平飞行时，飞机颠倾，沿着低于初始航迹15°的航迹加速超过Vc/Mc。当飞机实际无法达到15°航迹角时，则按操纵全权限下系统所允许的最陡低头姿态加速超过Vc/Mc。
注：飞行员的操纵器件可在达到Vc/Mc之后、拉起之前处于中立位置。
(iii)在高速告警系统工作三秒钟之后，可以载荷系数1.5g(0.5g的加速度增量)人工拉起或在保持飞行员的俯仰操纵器件中立位置时，飞控系统施加更大的载荷系数自动拉起。此时可以减少推力。整个过程中允许使用飞机可以实施的减速的所有其他方法。飞行员相继操作之间的时间间隔不能少于1秒。
(iv)申请人还必须表明下列两个情况之一：
(A)上述速度余量不会在可能导致非对称姿态下进入俯冲的无意操纵或突风引起的颠倾中被超过，或；
(B)飞机在飞行控制律保护下不会进入非对称颠倾状态。
(v)用以减少速度余量的高速保护系统的故障概率必须小于每飞行小时10-5；若同时满足下列条件，则允许这一故障概率大于每飞行小时10-5，但必须小于每飞行小时10-3：
(A)向飞行员提供系统故障信息；
(B)飞行手册中说明要求飞行员减小飞机速度，直至能够维持VMO与VD之间速度余量，该速度余量与不采用保护系统时按CCAR25.335(b)进行符合的速度余量一致；
(C)保护系统不工作时，飞机不能被签派。
（二）系统与结构的相互影响
1、背景
C919型飞机采用了先进的电子飞行控制系统(EFCS)，EFCS可能会不起作用或是在操纵权限减少的降级模式下工作。
针对具有EFCS的飞机，现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中没有包括适当或足够的安全要求。CCAR-25-R4中用于定义载荷包线的方法并没有充分考虑系统及其可靠性的影响。因此，有必要确定结构的安全系数和飞机的使用裕度，使由于系统故障产生的载荷所导致结构失效的组合概率不超过安装了早期控制系统的飞机的相应水平。为了达到这个目标，有必要确定系统的故障状态及相应的故障出现概率以获得结构安全系数和使用裕度。
早期的飞行控制系统只有两种状态，全部正常或全部失效。这两种状态均能立即被机组所察觉。EFCS允许系统在降级模式、不具有全部权限的情况下工作。降级的模式可能不能立即被机组发现，需要为系统设置监控，以提供关于系统降级模式的工作状态的提示。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
(a)总则。以下准则将用于确定系统及其失效状态对飞机结构的影响。
(b)系统正常运行。以下准则适用于系统正常运行：
(1)限制载荷必须在系统的所有正常运行构型下、从CCAR-25-R4C分部规定的所有限制条件（或其替代内容）中获得，需要考虑直至限制载荷范围内系统的任何特殊表现、相关的功能及系统对飞机结构性能的任何影响。特别强调的是，当从限制条件中获得限制载荷时，任何显著的非线性（操纵面偏转速率、限位值或任何其他系统非线性）都必须通过实际或保守的方法加以考虑。
(2)飞机必须满足CCAR-25-R4的强度要求（包括静强度、剩余强度），采用规定的系数从上述限制载荷获得极限载荷。必须研究在超出限制条件的情况下非线性的影响，以确保与限制条件范围内的情况相比，系统在超出限制条件的情况下没有异常表现。如果飞机的设计特征不允许超出上述限制条件，则不必考虑超出限制条件的情况。
(3)飞机必须满足CCAR25.629的气动弹性稳定性要求。
(c)系统处于失效状态。对于任何未表明是极不可能的系统失效状态，以下要求适用：
(1)失效发生时。必须建立从1g平飞状态开始，包括飞行员纠正措施在内的实际情况，来确定在失效发生时出现的载荷。
(i)对于静强度验证，这些载荷乘以适当的安全系数（与失效发生的概率相关），得到用于设计的极限载荷。安全系数在图1中定义。
图1 失效发生时的安全系数
(ii)对于剩余强度验证，飞机必须能够承受(c)(1)(i)中所定义极限载荷的三分之二。对于增压客舱，这些载荷必须与正常使用的压差组合。
(iii)必须表明在直至CCAR25.629(b)(2)所规定的速度范围内，不发生气动弹性不稳定。对于会导致飞机速度超过VC/MC的失效状态，必须表明在增大的速度下不发生气动弹性不稳定，从而能CCAR25.629(b)(2)所要求的裕度。
(iv)导致结构强迫振动（振荡）的系统失效，不得引起能导致主结构有害变形的载荷。
(2)失效状态下的继续飞行。系统处于失效状态、构型经适当调整并且有飞行限制的飞机，适用以下要求：
(i)在直至VC/MC的速度范围内或规定的继续飞行速度限制下，必须确定以下情况的载荷：
(A)CCAR25.331和25.345所规定的限制对称机动情况；
(B)CCAR25.341和25.345所规定的限制突风和紊流情况；
(C)CCAR25.349所规定的限制滚转情况、CCAR25.367和25.427(b)(c)所规定的限制非对称情况；
(D)CCAR25.351所规定的限制偏航机动情况；
(E)CCAR25.473和25.491所规定的限制地面载荷情况。
(ii)对于静强度验证，结构的每一零件必须能够承受(c)(2)(i)中所规定的载荷并乘以安全系数，安全系数取决于该失效状态出现的概率。安全系数如图2所示。
图2 继续飞行的安全系数
Qj=(Tj)(Pj)
式中：
Tj=处于失效状态j的平均时间（以飞行小时计）；
Pj=失效模式j的发生概率（每飞行小时）；
注意：如果Pj大于10-3每飞行小时，则必须对CCAR-25-R4C分部规定的所有限制载荷状态施加1.5的安全系数。
(iii)对于剩余强度验证，飞机必须能够承受(c)(2)(ii)中所规定极限载荷的三分之二。对于增压客舱，这些载荷必须与正常使用压差组合。
(iv)若失效状态所引起的载荷对疲劳或损伤容限有显著影响，则必须考虑这种影响；
(v)必须表明能在直至图3所示的速度范围内不发生气动弹性不稳定。颤振包线速度V'和V''可以根据剩余飞行阶段的速度限制，并依据CCAR25.629(b)规定的裕度来确定。
图3 颤振包线速度
V'=CCAR25.629(b)(2)所规定的包线速度；
V''=CCAR25.629(b)(1)所规定的包线速度；
Qj=(Tj)(Pj)
式中：
Tj=处于失效状态j的平均时间(以飞行小时计)
Pj=失效模式j的发生概率(每飞行小时)
注意：如果Pj大于10-3每飞行小时，则颤振包线速度不得小于V''。
(vi)任何可能的系统失效状态与CCAR25.571(b)所要求或选择的任何损伤同时出现时，必须表明在直至上述图3所示的V'速度范围内不发生气动弹性不稳定。
(3)对于某些系统失效情况，无论所计算出的系统可靠性如何，CCAR-25-R4其他条款可能要求考虑这些失效情况。如果分析表明这些失效情况的概率小于10-9，结构验证可能需要采用本专用条件规定之外的其他准则来表明继续安全飞行和着陆。
(d)失效指示。以下要求适用于系统失效的探测和指示：
(1)对于可使结构能力退化到CCAR-25-R4要求的安全水平以下或可明显降低剩余系统可靠性的失效状态，必须进行失效状态检查，除非这种失效是极不可能的。只要可行，应使飞行机组在飞行之前了解这些失效。对于控制系统的特定元件，例如机械和液压组件，可以进行特定的定期检查，对于电子部件可以进行日检，来代替本条要求的探测和指示系统。这些审定维护要求或日检仅限于那些不易被常规探测和指示系统发现的元件，并且服役历史表明这些检查可以提供足够的安全水平。
(2)对于飞行中存在的无法表明是极不可能的任何失效，如果该失效显著影响飞机结构能力，但可以通过适当的飞行限制将其对适航性的不利影响降至最低，则必须为飞行机组提供该失效情况的指示。例如，安全系数小于1.25或颤振速度边界低于V"的失效状态，必须在飞行中为飞行员机组提供指示。
(e)带已知失效情况飞机的签派。若飞机要在已知系统失效的情况下被签派，而这些系统失效会影响结构性能或影响维持结构性能的剩余系统的可靠性，则必须满足本专用条件的要求，其中(b)作为放行条件要求和(c)作为后续失效要求。在建立Pj时应考虑预期的运行限制，在建立Qj时要考虑预期的飞行限制和运行限制。这些限制必须确保飞机处于这种组合失效状态且随后遭遇限制载荷状态的概率是极不可能的。如果后续的系统失效概率大于10-3每飞行小时，则不允许降低安全裕度。
2006年5月20日，中华人民共和国文化部申报的清明节经国务院批准列入第一批国家级非物质文化遗产名录。
（三）设计滚转机动情况
1、背景
C919型飞机采用了先进的电子飞行控制系统（EFCS），EFCS对副翼作动的控制是非线性的，即副翼操纵的输入与副翼偏度不成固定比例关系。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）考虑了副翼偏度与操纵杆偏度成比例的控制，但是未考虑由EFCS可能引起的对副翼作动的非线性影响或者其它影响。这类系统的非线性控制将影响飞行载荷，并由此影响到飞机的结构能力，需补充安全要求来考虑该影响。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
本专用条件仅限于滚转轴，不需要对俯仰和偏航轴增加要求，CCAR25.331和CCAR25.351已分别考虑了EFCS对飞机的俯仰和偏航轴的影响。
2、专用条件草案
本专用条件代替CCAR25.349(a)：
必须把下列各种情况、速度和滚转操纵器件的运动（可能受驾驶员作用力限制的运动除外），同数值为零及等于设计中所用正机动载荷系数的三分之二的飞机载荷系数组合起来考虑。在确定所要求的控制面偏转时，必须按CCAR25.301(b)考虑机翼的扭转柔度。
(1)必须研究相应于各种定常滚转速度的情况。此外，对于机身外面有发动机或其他集中质量的飞机，还必须研究相应于最大角加速度的情况。对于角加速度情况，在对机动的时间历程缺少合理的研究时，可以假定滚转速度为零；
(2)速度VA时，假设驾驶舱滚转操纵器件突然移动并达到最大限制时，保持滚转操纵器件位置直至飞机达到稳定的滚转速率，然后使滚转操纵器件突然回到中立位置；
(3)速度VC时，将驾驶舱滚转操纵器件突然移动并保持滚转操纵器件位置，直至飞机获得不小于按第(2)条得到的滚转速率，在飞机达到稳态滚转速率后立即将操纵器件回到中立位置；
(4)速度VD时，将驾驶舱滚转操纵器件突然移动并保持滚转操纵器件位置，直至飞机获得不小于按第(2)条规定数值的三分之一的滚转速率。
在对上述规定的状态的仿真中，不能考虑偏航纠正动作（无论由驾驶员或系统自动产生）以获得最大侧滑。如果在仿真中使用了偏航纠正动作（无论由驾驶员或系统自动产生），则需要额外补充考虑偏航纠正功能出现故障的情况，并根据结构与系统的相互影响，考虑故障概率对应的安全系数。
（四）发动机突然停车的限制扭矩载荷
1、背景
C919型飞机安装了大尺寸、大涵道比的涡轮风扇发动机。
在考虑发动机由于故障或结构失效（例如：压气机卡阻）致使突然停车所产生的限制扭矩载荷情况时，过去是由发动机制造商确定与典型故障情况相关的设计扭矩载荷，并将其提供给机体制造商作为限制载荷，该限制载荷被认为是简单的纯扭矩静态载荷。由于现代喷气发动机的尺寸越来越大，具有高涵道比，能产生更大更复杂的动载荷，因此，需要考虑发动机突然停车所产生的动载荷方面的要求。另外，对于高涵道比发动机，风扇叶片脱落等故障情况可能导致严重载荷情况，需要考虑该类故障引起的动载荷对结构的影响。
针对C919型飞机安装大尺寸、大涵道比涡轮风扇发动机的设计特征，现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）未包括发动机突然停车所产生的动载荷方面的要求以及考虑风扇叶片脱落等故障引起的动载荷对结构的影响。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
本专用条件替代CCAR25.361(b)的内容：
(1)对于涡轮发动机装置，发动机安装节、吊挂及其支撑结构必须设计成能承受下列每种最大限制扭矩载荷及1g平飞载荷的同时作用：
(i)由故障造成的、使发动机推力暂时丧失情况下的发动机突然减速；
(ii)发动机最大加速。
(2)对于辅助动力装置（APU），APU架及其支撑结构必须设计成能承受下列每种最大限制扭矩载荷及1g平飞载荷的同时作用：
(i)由于故障或结构损坏造成的APU突然减速；
(ii)APU的最大加速。
(3)对于发动机支撑结构，必须考虑1g平飞载荷分别和下述两种故障情况引起的动载荷同时作用（按极限载荷考虑）：
(i)任何风扇、压气机或涡轮叶片的脱落；
(ii)任何能引起更大载荷的发动机结构损坏。
(4)当(3)(i)和(3)(ii)所定义的极限载荷作用到发动机架和吊挂上时，必须乘以1.0的安全系数；当作用到临近的机体支撑结构上时，必须乘以1.25的安全系数。
（五）驾驶员限制作用力
1、背景
C919型飞机安装了侧杆控制器，该类控制器按单手操纵进行设计。现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.397(c)对传统的驾驶盘或驾驶杆的驾驶员限制作用力与限制扭矩要求已不适合侧杆控制器。针对侧杆控制器这一新颖设计特征，CCAR-25-R4未包含适当的安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
驾驶员限制作用力需满足以下要求：
位于（包括）手柄及其止动控制部件之间的所有元件：
俯仰 滚转 最大抬头操作力：890N(200 lbf, 90.8kg) 最大左滚操作力：445N(100 lbf, 45.4kg) 最大低头操作力：890N (200 lbf, 90.8kg) 最大右滚操作力：445N (100 lbf, 45.4kg)
(b)对于侧杆控制组件的所有其它元件，不包括为避免飞行中卡阻造成损坏所安装的电子传感器组件的内部元件：
俯仰 滚转 最大抬头操作力：557N (125 lbf, 56.8kg) 最大左滚操作力：223N(50 lbf, 22.7kg) 最大低头操作力：557N(125 lbf, 56.8kg) 最大右滚操作力：223N(50 lbf, 22.7kg)
（六）安保设计要求
1、背景
为防范针对民用航空的非法行为或恐怖行为，保护飞机和乘员的安全，国际民航组织（ICAO）附件8对大型运输类飞机提出在设计中考虑如下方面的安保要求：
1)系统存活性;
2)货舱火情抑制;
3)驾驶舱和客舱的烟雾保护;
4)最低风险爆炸位置（LRBL）的设计;
5)保护驾驶舱免受轻型武器火力或弹片的穿透;
6)阻止武器、炸药或其他物品藏匿或利于搜查它们的内部特征设计。
通常国际民航公约附件8的要求并不直接适用于飞机设计，而是通过纳入国际民航组织成员国的适航规章来实施。现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有纳入国际民航组织（ICAO）附件8中的上述安保要求。1999年，中国民用航空局航空器适航审定司发布了适航管理文件《关于运输类飞机型号审定（认可审定）有关专用要求的通知》（AA99096），明确申请型号合格审定的运输类飞机应满足ICAO上述安保要求。
鉴于中国商用飞机有限责任有限公司提出在C919型飞机审定基础中增加上述安保方面（在货舱火情抑制方面仅提出增加部分要求）的补充安全要求，根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
本专用条件替代CCAR25.795：
(a)驾驶舱的保护。隔框、门和任何其他将驾驶舱与乘客区隔开的可接近的分界必须设计成：
(1)能够抵御未经许可人员的暴力入侵，同时能够承受300焦耳（221.3英尺磅）的冲击。
(2)在可接近的手柄处，包括门旋钮或把手，能够承受1113牛顿（250磅）的定常拉伸载荷。
(3)能够抵御轻型武器的火力和爆炸装置的穿透，达到中国民用航空局适航部门的要求。
(b)飞机必须设计成能在下列方面限制爆炸或纵火装置的影响：
(1)驾驶舱烟雾保护。必须提供措施限制烟雾和有害气体进入驾驶舱。
(2)客舱烟雾保护。必须提供措施防止旅客因烟雾和有害气体在客舱内失去能力，烟雾和有害气体由初始体积浓度分别为0.59%和1.23%的一氧化碳和二氧化碳组成的混合气体来代表。
(3)货舱火情抑制。灭火剂必须能够抑制火情。所有货舱火情抑制系统必须设计成能承受下列影响：
(i)12.7毫米（0.5英寸）直径的铝球以131.1米/秒（430英尺/秒）的速度运动产生的冲击或损伤；
(ii)103.4KPa (15 磅/平方英寸)的压力载荷（如果部件的投影面积大于0.3716平方米（4平方英尺））。若部件任何一个方向的尺寸超过1.22米(4英尺），则假定其长度为1.22米(4英尺）；和
(iii)本节(b)(3)(i)和(ii)条，不适用于冗余的并且依照本节(c)(2)条分离的部件或安装在远离货舱的部件。
(c)必须符合以下规定：
(1)最低风险爆炸位置。飞机必须设计成具有一个指定的可以放置炸弹或其他爆炸装置的位置，在爆燃事件中能够最佳保护飞行关键结构和系统免受损伤。
(2)系统存活性。
(i)除了在不可行的部位，继续安全飞行和着陆所必须的冗余飞机系统必须物理分离，距离至少等于如下球体直径：
式中:
H0见CCAR25.365(e)(2)中定义;
D为球体直径，不超过1.54米（5.05英尺）。球体直径适用于机身内部在客舱和货舱的前后端框之间的任何部位，除此之外的机身部位，只适用一半的球体直径。
(ii)对于符合本条(c)(2)(i)是不可行的部位，必须采取其他设计预防措施以使这些系统的存活性最大。
(3)利于搜查的内部设计。在飞机客舱的下列区域，必须具有阻止藏匿或通过简单检查有利于发现武器、炸药或其他可疑物品的设计特征：
(i)行李箱的上部区域必须设计成通过在过道中的简单搜查能观察到，以防止物体的藏匿。能防止藏匿体积等于327.7立方厘米（20立方英寸）的设计或其他更好的设计满足这个要求。
(ii)抽水马桶必须设计成能防止直径超过50.8毫米（2.0英寸）固态物体的通过。
(iii)救生衣或其存放位置必须设计成对其拆换是明显的。
（七）广布疲劳损伤的考虑
1、背景
C919型飞机机身、机翼等结构部件大量采用金属材料。当飞机金属结构存在大量的相似细节，具有相近的裂纹萌生的可能性，在重复载荷的作用下可能会产生多部位损伤（MSD)和/或多元件损伤（MED)。如果不加干涉，损伤将可能会连通并迅速扩展，最终导致结构无法承受《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.571(b)所规定的剩余强度载荷，发生广布疲劳损伤(WFD)，导致灾难性事故。
一系列老龄飞机WFD事件和进一步的研究表明：WFD的可能性随着飞机老龄化而越来越大；现有的检查方法不能可靠地检测WFD。目前，CCAR25.571对WFD未包含足够的安全要求，当飞机超出设计服役目标运营时，现有的检查措施不能可靠地检出WFD，可能使飞机产生不安全状况。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
1)下列内容用以替代CCAR25.571(a)(3)：
根据CCAR25.571要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其它程序，并必须将其载入CCAR25.1529要求的“持续适航文件”中的“适航限制章节”中。用于支持结构维护大纲的工程数据的有效性限制（LOV）可以用总累计飞行循环数或飞行小时数，或两者同时来表示。根据本专用条件2）条制定的LOV必须包括在CCAR25.1529规定的“持续适航文件”的“适航限制章节”中。对于下列结构类型，必须在裂纹扩展分析和/或试验的基础上建立其检查门槛值，并假定结构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷：
(i)单传力路径结构；和
(ii)多传力路径“破损-安全”结构以及“破损-安全”止裂结构，如果不能证明在剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常维修、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理的话。
2)下列内容替代CCAR25.571(b)：
损伤容限评定评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，评定还必须结合有试验依据支持的重复载荷和静力分析以及服役经验(如有)来进行。如果设计的结构有可能产生广布疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。必须建立与一段时间对应的有效性限制（LOV），LOV可以用总累计飞行循环或飞行小时数或两者同时来表示，并证明在此期间飞机结构不会发生广布疲劳损伤。这种证明必须通过全尺寸疲劳试验证据来实现。型号合格证可以在全尺寸疲劳试验完成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的计划。在CCAR25.1529要求的持续适航文件适航限制部分中必须规定，在该试验完成之前，任何飞机的使用循环数不得超过在疲劳试验件上累积的循环数的一半。在使用寿命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷(作为极限静载荷考虑)：
(1)限制对称机动情况，在直到VC的所有速度下按CCAR25.337的规定，以及按CCAR25.345的规定；
(2)限制突风情况，在直到VC的速度下按CCAR25.341的规定，以及按CCAR25.345的规定；
(3)限制滚转情况，按CCAR25.349的规定；限制非对称情况按CCAR25.367的规定，以及在直到VC的速度下，按CCAR25.427(a)到(c)的规定；
(4)限制偏航机动情况，按CCAR25.351(a)对最大到VC诸规定速度下的规定；
(5)对增压舱，采用下列情况：
(i)正常使用压差和预期的外部气动压力相组合，并与本条(1)到(4)规定的飞机载荷情况同时作用(如果后者有重要影响)；
(ii)正常使用压差的最大值(包括1g平飞时预期的外部气动压力)的1.15倍，不考虑其它载荷。
(6)对于起落架和直接受其影响的机体结构，按CCAR25.473、25.491和25.493规定的限制地面载荷情况。
如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。
3)下列款项(1)替代附录H第H25.4(a)(1)，款项(2)是对H25.4(a)的补充要求：
(1)按CCAR25.571条及本专用条件批准的每一个强制性的改装时间、更换时间、结构检查时间间隔以及相关结构检查程序；
(2)用于支持结构维护大纲的工程数据有效性限制（LOV），该限制可以用总累计飞行循环数或飞行小时数或两者同时来表示，并根据本专用条件进行批准。除非CAAC在全尺寸疲劳试验结束后批准了LOV，否则任何飞机的使用循环数不能超过试验件累计循环数的1/2。
（八）关于自动刹车系统的补充机体结构载荷情况
1、背景
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.493为滑行刹车情况载荷条款，但并不包含特殊的着陆俯仰要求用于考虑前起落架、前起落架周围结构和前机身的载荷。而且，CCAR25.493只适用于与CCAR-25-R4附录A中图6相一致的特定飞机姿态，即水平着陆。对于采用传统刹车系统的飞机，现有的结构载荷要求已经足够用于前起落架和机体结构设计。
C919型飞机采用自动刹车系统。在尾沉着陆情况下，自动刹车系统在前起接地以前就会在主轮上施加刹车力，使得前起落架下沉速度增大，从而可能产生比较严重的前起落架和机身受载情况。此外，飞机在日常运行中也会经常使用自动刹车系统，这也将导致飞机相关结构的载荷谱发生变化，对CCAR25.571所要求的疲劳与损伤容限评定也产生影响。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
自动刹车系统的影响中需考虑着陆俯仰情况。假定飞机在最大设计着陆重量，或自动刹车系统作用时所允许的最大重量以CCAR-25-R4附录A中图3的尾沉姿态和CCAR25.481规定的着陆速度着陆，同时考虑接地点的水平作用力Dm。假定飞机在主轮接地后，以自动刹车系统能产生的最大俯仰角速率绕主轮旋转。此情况作为限制载荷，同时还需考虑极限载荷。前起落架和机身结构载荷分析时需考虑临界商载燃油分布和临界重心。在这些载荷作用下，飞机必须能满足CCAR25.305要求。
除了上述要求，还需要确定此情况下的疲劳载荷，并表明结构满足CCAR25.571的要求。
（九）方向舵往复偏转载荷情况
1、背景
2001年11月12日，美国航空公司587航班，一架空客A300-605R型飞机在纽约约翰.肯尼迪国际机场起飞后不久坠毁，机上全部260人和地面5人丧生，飞机被坠地的冲击力和随后的大火损毁。美国国家运输安全委员会（NTSB）确定“事故的最可能原因是垂直安定面空中分离，原因是副驾驶不必要的、过度的方向舵操纵导致的载荷超过了飞机极限设计载荷”。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有对阻止非故意方向舵操纵提出要求。由于防止驾驶员不利输入的方法是不可预见的，应通过一种新的设计载荷工况对不恰当的方向舵操纵提出要求。
鉴于类似民用航空产品的服役经验表明，方向舵往复偏转机动载荷情况可能产生不安全状况。C919型飞机的设计，在满足单次往复偏转机动情况下的结构载荷条件，并结合驾驶员培训和操纵限制，可满足安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
1)飞机必须按照下列方向舵往复偏转机动中出现的载荷进行设计：
(a)在飞机以零偏航角进行非加速飞行时，假定驾驶舱的方向舵操纵器件突然全行程移动，使方向舵偏转到操纵系统、止动器的限制偏度或驾驶员890N(200lbf)的作用力对应的偏度。
(b)在飞机偏航到过漂侧滑角后，假设方向舵操纵器件全行程反向施加，以获得另一个方向的操纵系统、止动器限制偏度或驾驶员890N(200lbf)作用力对应的偏度。
(c)在反向偏转之后，一旦飞机偏航到反向过漂侧滑角，驾驶舱方向舵操纵器件突然回到中立位置，具体机动过程见图1。
图1方向舵单次往复偏转机动过程
2)对上述机动的仿真和分析得到的载荷还有下列要求：
(a)飞机必须按本专用条件要求的方向舵操纵往复偏转载荷情况进行设计。这些载荷情况视为极限载荷，无须采用额外的安全系数。即使如此，任何由于这些极限载荷造成的永久性损伤不能阻碍飞机的持续安全飞行和着陆。
(b)设计载荷必须按CCAR25.321中的要求确定。速度范围由零度侧滑角时可能到达方向舵最大偏度的最高空速或VMC之中取大者，至VC/MC并假设驾驶员作用力为890N（200lbf）。分析中假设起落架和减速板（或扰流板作为减速板）处于收起状态。若航路中使用了襟翼（或襟副翼及其他任何作为襟翼的气动力装置）和缝翼，则还需考虑襟翼和缝翼放下的构型。
(c)系统影响。在评估本机动时需考虑系统的影响。例如，电传飞机在分析中须假设飞机处于正常控制律状态。任何用于表明这些条款验证的系统功能须遵循如下准则：
(1)当机组按飞机飞行手册程序操作时，系统通常正常工作；系统失效时，如需进行有限制的派遣，则应将方向舵往复偏转输入作为继发事件考虑，如果能表明满足主最低设备清单（MMEL）的要求，则允许按MMEL进行有限制的签派。
(2)在功能丧失时必须提供合适的机组程序。如果机组无法探测到该系统功能丧失，则其失效概率（失效率乘以最大暴露周期）须小于1/1000。
(d)失效情况。由于完整的方向舵脚蹬往复输入的概率是极低的，失效情况无须叠加本专用条件规定的方向舵操纵往复偏转载荷。
(e)除上述要求外，应为驾驶员制定限制和培训措施，避免方向舵的连续往复极限偏转操纵。
（十）座椅热释放速率和发烟特性的要求
1、背景
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.853(d)要求客座量等于或大于20座的飞机，其座舱的天花板、壁板、隔板，以及厨房、大橱柜和储藏箱的外表面，必须满足附录F第IV部分和第V部分的热释放速率和发烟特性的试验要求。这些大面积的内饰部件，在飞机坠撞起火后可能产生大量的热和烟雾，将影响应急情况下客舱人员的生存环境，并影响机上人员的快速撤离。为此，CCAR25.853(d)对其进行要求，以延长可用撤离时间。CCAR25.853(c)要求座椅垫需满足附录F第II部分关于座椅垫阻燃性的要求。而CCAR25.853及其他条款并未对座椅的非金属材料板的热释放速率和发烟特性提出要求。
针对座椅非金属材料的应用，国际上曾开展了深入的研究。研究发现传统座椅在餐桌板和扶手等区域也使用非金属材料板，但总面积一般单个座位不超过0.139 平方米（1.5 平方英尺），即使这些非金属材料板不满足热释放速率和发烟特性的要求，对坠撞情况下客舱内部可存活性环境的影响也很小，可以忽略。因此未在适航规章中引入针对座椅非金属材料板满足热释放速率和发烟特性的试验要求。
自上世纪90年代后期以来，飞机上座椅的变化越来越多，尤其是头等舱和公务舱的座椅。当这些座椅上的非金属材料用量相对厨房和隔板来说不可忽略时，如果不规定热释放速率和发烟特性的有关要求，将会成为一个规章方面的漏洞，从而在坠撞情况下使得客舱存活性降低到不可接受的程度。针对座椅上非传统的大面积非金属材料板的应用，研究认为有必要对其提出热释放速率和发烟特性的试验要求，以确保安全。
C919型飞机客舱内选用的KKY140系列公务舱座椅上带有非传统的大面积暴露的非金属材料板，是新颖或独特的设计特征。未来随着C919型飞机座椅供应商及其座椅族系的增加，类似的设计特征仍将可能存在。而当前的适航规章没有针对座椅大面积非金属材料板的应用提供适当的或足够的安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
(a)对于座椅上带有的非传统的大面积暴露的非金属材料板，必须满足CCAR-25-R4附录F第IV和第V部分的试验要求或其他经批准的等效试验要求，此处所述的板定义为座椅关联区域内单个组件或者多个组件的表面。
(b)申请人可以针对平均单个座位指定最大面积0.139平方米（1.5平方英尺）的非传统的非金属材料板无需符合(a)款的要求。如此对于三联座座椅，可以在座椅上的任何部位指定最大总共0.418平方米（4.5平方英尺）的面积，比如可以是外侧座椅和中间座椅上的0.093平方米（1平方英尺），内侧座椅上的0.232平方米（2.5平方英尺）。
(c)当座椅所处舱室不要求满足CCAR-25-R4附录F第IV和第V部分的试验要求或其他经批准的等效试验要求时，座椅也无须满足这些要求。例如下列情况时：
(1)飞机客座量小于或等于19座；
(2)局方批准豁免CCAR-25-R4第25.853(d)条规定的热释放速率和发烟特性要求。
（十一）无正常电源时的运行
1、背景
C919型飞机安装了许多电气作动的电子飞行控制系统、驾驶舱综合显示、通信导航和大气数据系统等，这些系统一旦失效将降低飞机性能或机组处理不利运行条件的能力，或者妨碍飞机的继续安全飞行和着陆。由于这些系统的关键性及其正常工作对于电源的依赖性，使得发电和配电系统也极为关键，因为丧失所有电源将会导致电气作动系统无法正常工作，从而使飞机产生灾难性的后果。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.1351(d)要求在所有正常电源丧失后，飞机能按目视飞行规则(VFR)至少安全飞行5分钟。此规定是基于传统的采用机械钢索和连杆进行飞行操纵的飞机设计而制定的，它允许机组在飞机丧失所有电源后能无时限地维持对飞机的气动控制。在这样的情况下，机械飞行控制系统仍能使机组有能力在尝试识别电气失效原因、按需重新起动发动机以及重建某些发电能力的时候，保持对飞机的控制。
为了保持与传统设计同等的安全性水平，C919型飞机的设计必须使得在所有可预见的条件下（包括丧失所有发动机和辅助动力装置（APU）上的发电机正常供电）的运行不受时间限制。服役经验已表明，丧失所有来自飞机发动机和APU驱动发电机的供电不是极不可能的。因此，必须表明在使用应急电源时飞机能够安全飞行和着陆。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
本专用条件替代CCAR25.1351(d):
必须通过试验或试验和分析相结合的方法表明，在发动机和辅助动力装置上的发电机（不包括蓄电池和任何其它的备用电源）无法正常供电时，飞机能够继续安全飞行和着陆。飞机的运行应考虑最关键的飞行阶段，并应包括发动机的再起动能力和按所审定的飞机偏离规定航线的最长时间保持飞行的能力。
（十二）飞行机组告警
1、背景
飞行机组告警的目的是吸引飞行机组的注意力，告知飞行机组需要注意的、特定的非正常飞机系统状态或运行状态，以及为解决这些非正常状态建议飞行机组应采取的行动。
C919型飞机综合驾驶舱飞行机组告警系统采用多种告警方式，包括视觉告警、听觉告警和触觉告警，其采用的告警呈现元素主要包括主警告灯和主戒备灯、显示器上的视觉告警信息、音响告警（包括语音告警和/或音调），以及触觉告警。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中关于飞行机组告警的要求是CCAR25.1322，其中仅对警告灯、戒备灯和提示灯的颜色提出要求，未对综合化飞行机组告警这种新颖独特的设计特征提出足够的告警定义、告警优先等级、人为因素及单色显示器的告警设计要素等安全标准要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
本专用条件替代CCAR25.1322：
(a)飞行机组告警必须：
(1)向飞行机组提供必要的信息，用于：
(i)识别非正常工作或飞机系统状态，以及
(ii)必要时，确定采取适当的动作。
(2)在所有可预期的运行条件下，包括同时提供多个告警的条件下，可被飞行机组快速容易地察觉并理解；
(3)当告警条件不再存在时解除告警。
(b)根据告警需要飞行机组感知和响应的紧迫性，告警必须符合以下优先等级：
(1)警告：需要飞行机组立即感知并立即响应的情况；
(2)戒备：需要飞行机组立即感知并随后响应的情况；
(3)提示：需要飞行机组感知并可能要求随后响应的情况。
(c)警告和戒备告警必须:
(1)必要时，在每一级别内区分优先;
(2)至少通过听觉、视觉或触觉中两种不同感官形式的组合提供及时的、吸引飞行机组注意的指示;
(3)除非要求是连续的，允许本条(c)(2)中的吸引注意的指示可在每次触发后被确认和抑制。
(d)告警功能的设计必须能最大程度地减小错误告警和扰人告警的影响。特别是必须设计成:
(1)防止出现不正确或不必要的告警；
(2)当告警功能失效所导致的告警会干扰飞行机组安全操作飞机的能力时，应提供抑制告警中吸引注意力分量的手段。该手段不得被飞行机组方便操作，以防止无意的操作或由习惯性反应动作引起的操作。当告警被抑制时，必须向飞行机组提供清晰无误的通告表明告警已被抑制。
(e)视觉告警指示必须：
(1)符合下列颜色规定：
(i)红色，用于警告的告警指示；
(ii)琥珀色或黄色，用于戒备的告警指示；
(iii)除红色或绿色以外的任何颜色，用于提示的告警指示。
(2)如果在单色显示器上显示的告警指示不能符合本条(e)(1)的颜色规定，则视觉编码技术应与驾驶舱内其它告警方式共同使用，以区分警告、戒备和提示的告警指示。
(f)必须对驾驶舱内除飞行机组告警功能以外的红色、琥珀色和黄色的使用加以限制，且这些颜色的使用不能对飞行机组告警造成不利影响。
（十三）机载网络安保
1、背景
在C919型飞机的新型网络结构中，允许并接受源自飞机外部和营运人信息网络（如机场无线连接）的访问，这使得传统意义上相对封闭的飞机控制（网络）域和运营信息服务（网络）域暴露在外部访问之下。同时，那些装载到飞机控制（网络）域和运营信息服务（网络）域的外场可加载软件和数据将通过电子手段传递，机载有线和无线设备也会访问飞机控制（网络）域和运营信息服务（网络）域，这些都会导致飞机安全可能在网络安保方面受到威胁。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中未包含针对网络安保新颖独特设计特征的安全要求，为防范来自网络以及机上有线/无线连接的威胁，需补充制定安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
对机载网络安保威胁和风险的消除措施应将以下情况发生的可能性降至最低：
降低航空器安全边界或能力（包括维护功能）；
增加机组人员的负荷或显著降低机组人员的效率；
使任何机上乘员遇险或受伤。
机载网络安保的设计应能防止任何来自其他网络域对飞机控制（网络）域和运营信息服务（网络）域中的软件或数据有意或无意的变更。
（十四）不可充电锂电池
1、背景
C919型飞机的设计（如水下定位信标、应急定位发射器和手持式应急定位发射器）使用了不可充电锂电池。这些不可充电锂电池已知的失效模式和潜在危险包括内部失效、快速或不平衡放电、过热等。上述情况可能会导致不可充电锂电池的温度和压力的自保持升高（如热失控）、金属锂点燃、自保持起火和爆炸等。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）主要通过CCAR25.1353(b)(1)至(b)(4)对蓄电池提出了要求，但未对这些新颖独特的不可充电锂电池的设计提供足够的安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
每个不可充电锂电池装置必须满足下列要求：
在所有可预见的运行条件下，保持安全的电芯温度和压力，以防止起火和爆炸。
防止发生自保持的、不可控的温度或压力升高。
在正常工作时或者失效状态下，都不得在飞机内排放可能积聚到危险量的易爆或有毒气体。
符合CCAR 25.863的要求。
可能逸出的腐蚀性液体或气体均不得使周围的结构或邻近的系统、设备或电气线路的损坏程度达到会导致重大的甚至更严重的失效状态的程度。
有措施防止电池或其单个电芯的任何失效所产生的最大热量造成对结构或系统的任何危险的影响。
如果其失效影响飞机的安全运行时，应具有失效检测功能，并通过告警系统给飞行机组提供告警。
如果电池的功能是飞机安全运行所必须的，应具有使飞行机组或维护人员确定电池荷电状态的措施。
（十五）高迎角保护和迎角平台
1、背景
C919型飞机具备高迎角保护功能，该高迎角保护功能限制飞机的飞行迎角，且不能被飞行机组超控。这一迎角限制功能影响了飞机纵向操纵特性，且飞机在高迎角保护功能正常工作时不提供常规的失速警告。另外，C919型飞机还具备迎角平台功能，一旦飞机迎角超过某个预设的高迎角值时，迎角平台功能将自动增大工作发动机推力。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有针对高迎角保护和迎角平台提出足够的安全要求。
针对此新颖独特的设计特征，根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
1)定义
针对本专用条件，使用下列定义：
(a)高迎角保护功能：高迎角保护能直接和自动操纵飞机飞行控制，以限制飞机的最大迎角，使飞机迎角低于气动失速迎角。
(b)迎角平台功能：当飞机迎角超过某一特定值时，迎角平台能自动增加工作发动机的推力到起飞/复飞推力。
(c)迎角限制：飞机能够在高迎角保护功能作用下保持稳定且操纵杆保持在纵向后止动点所对应的最大迎角。
(d)自动油门速度保护功能：当飞机速度超出正常包线速度范围时，自动油门速度保护功能按需自动调整工作发动机的推力使飞机速度回到正常包线范围内。
(e)Vmin：最小稳定飞行速度。当高迎角保护工作时，飞机以不超过1kn/s的减速率减速，直至驾驶员操纵操纵杆达到并保持在其纵向后限时，所对应的稳定校正空速。
(f)Vmin1g：Vmin在1g条件下的修正值。当迎角不大于由Vmin确定的迎角时，飞机能够产生一个垂直于飞行轨迹且与重力大小相等的升力对应的最小校正空速。
2)高迎角保护的性能和可靠性
(a)在结冰和非结冰条件下，在驾驶员实施机动时不可能发生飞机失速，同时操纵品质必须是可接受的，具体要求见本专用条件第5节。
(b)必须能够防止飞机在风切变和突风影响下飞行时失速，具体要求见本专用条件第6节。
(c)必须确认高迎角保护具有适应残余冰导致的任何失速迎角减小的能力。
(d)和高迎角保护功能相关的系统的可靠性和故障影响必须是可接受的，符合CCAR25.1309的规定，且其失效概率必须是“不可能的（improbable）”。
(e)当高升力系统出现故障时，必须在每个未被证明是“不可能的”的非正常高升力构型下提供高迎角保护功能。
3)最小稳定飞行速度和基准失速速度（代替CCAR25.103要求）
(a)Vmin.对于所考虑的飞机构型，且在高迎角保护功能作用下，最小稳定飞行速度是指当飞机以不超过1kn/s的减速率减速，直到在高迎角保护功能作用下操纵到达纵向止动位时，最终得到的稳定校正空速。
(b)Vmin1g是Vmin修正到1g条件下的值。Vmin1g是当迎角不大于由Vmin确定的迎角时，飞机能够产生一个垂直于飞行轨迹且与重力大小相等的升力对应的最小校正空速。如果将Vmin1g用于确定在结冰或无冰条件下符合性能标准或其他要求的演示，则必须确定Vmin1g。Vmin1g的定义如下：
其中nZW为Vmin时垂直于飞行航迹的载荷系数。Vmin1g必须在结冰和无冰条件下确定。
(c)最小稳定飞行速度，Vmin，必须在下列条件确定：
(1)高迎角保护功能正常；
(2)慢车推力；
(3)自动油门速度保护和迎角平台功能被抑制；
(4)所有运行批准的襟翼设置和起落架位置的组合情况；
(5)使用将VSR作为确定对要求的性能标准符合性因素时的重量；
(6)允许的最不利的重心位置；
(7)通过自动配平系统使飞机在某个可达的速度直线飞行时配平，但不得小于1.13Vmin1g（或者最小可配平速度，取更大者），也不得大于1.3Vmin1g；
(8)在性能标准中使用Vmin1g时相应情况的冰积聚。
(d)基准失速速度VSR是由申请人选择的一个校正速度。VSR不得小于1g失速速度（Vs1g）。VSR可表述为：
其中VCLMAX，为本专用条件(e)(8)段描述的机动过程中当载荷系数-修正升力系数
第一次最大时获得的校正速度。nZW为在VCLMAX处垂直于飞行航迹的载荷系数。W为飞机总重，S为机翼气动参考面积，q为动压。
(e)VCLMAX必须在下列条件确定：
(1)发动机慢车，或者如果产生的推力导致失速速度明显下降，不大于失速速度对应的零推力；
(2)该飞机在其它方面（例如襟翼、起落架和冰积聚）处于使用VSR的试验或性能标准所具有的状态；
(3)使用将VSR作为确定对要求的性能标准符合性因素时的重量；
(4)导致基准失速速度值最大的重心位置；
(5)通过自动配平系统使飞机在某个可达的速度直线飞行时配平，但该速度不小于1.13VSR且不大于1.3VSR；
(6)自动油门速度保护和迎角平台功能被抑制；
(7)高迎角保护调整或断开（由申请人选择），以能够产生1g失速的迎角；
(8)从稳定的配平状态开始，使用纵向操纵减速飞机，使速度降低不超过1kn/s。
(f)基准失速速度VSR，是由申请人定义的校正空速。如果选择VSR等于Vmin1g,则对于CCAR25.103条款意图的等效安全应该被认为已经得到满足。如果提供的补偿因素能保证安全特性，申请人可以选择VSR小于Vmin1g但不小于VS1g。
4)失速警告
以下要求替代CCAR25.207：
4A)正常工作：如果第2)条“高迎角保护的性能和可靠性”的要求得到了满足，则在高迎角保护功能正常工作时，认为已经满足对CCAR25.207失速警告条款意图的等效安全，无需提供附加的独特警告装置。
4B)故障情况：在高迎角保护出现未表明是极不可能的故障时，如果不再满足第2)条“高迎角保护的性能和可靠性”中(a)、(b)和(c)部分规定时，则必须提供失速警告，且必须能防止飞机失速或遭遇不可接受的特性。
(a)在襟翼和起落架处于任一正常位置下提供的失速警告必须对于驾驶员来说是清晰可辨并具备足够余量的，且满足本条(d)-(f)的要求。
(b)对于系统失效后飞行中很可能使用的增升装置的每一个非正常形态，必须提供失速警告（包括飞机飞行手册程序中的所有形态）。
(c)警告可以通过飞机固有的气动力品质来实现，也可以借助在预期要发生失速的飞行状态下能作出清晰可辨的警告的装置(如振杆器)来实现。但是，仅用要求驾驶舱内机组人员给予注意的目视失速警告装置是不可接受的。如果使用警告装置，则该警告装置必须在本条(a)中规定的每一种飞机形态下和在本条(e)和(f)中描述的条件下提供警告。
(d)对于本条(e)和(f)，失速警告裕度必须能够防止飞机失速。当固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认为该飞机已失速。可接受的失速现象如下，这些现象既可单独出现，也可以组合出现：
(1)不能即刻阻止的机头下沉；
(2)抖振，其幅度和剧烈程度能强烈而有效地阻止进一步减速；或
(3)俯仰操纵达到后止动点，并且在改出开始前操纵器件在该位置保持一短暂的时间后不能进一步增加俯仰姿态。
在本条（e）和（f）的直线和转弯飞行减速中，飞机不能出现诸如异常的机头上仰或不可控的俯仰、滚转、偏航等不可接受的特性；同时应能始终通过常规横向和航向操纵产生和修正滚转和偏航。
(e)无冰条件下失速警告应防止下列条件下出现的无意失速：
(1)以不大于1kn/s的减速率，无动力直线飞行接近比警告速度低5%或5kn（取大者）的速度；
(2)无动力3kn/s的30度转弯出现失速警告后，不小于1秒后开始改出。
(f)结冰条件下，在不超过1kn/s的直线飞行和转弯飞行中的失速警告裕度应足够保证飞行员防止失速，当失速警告出现后飞行员在不少于3秒开始改出机动。飞行员应采取和非结冰条件下相同方式的改出机动。
5)高迎角操纵特性
5A)高迎角操纵演示
以下要求替代条款CCAR25.201：
(a)在俯仰（抬头）方向上的纵向操纵限制范围内的机动飞行必须在直线飞行和30度坡度转弯飞行中表明，且满足下列条件：
(1)高迎角保护功能正常；
(2)初始动力条件：
(i)无动力状态；
(ii)维持1.5VSR1平飞所需的功率，其中VSR1为无冰条件下飞机襟翼处于进场位置、起落架收起、最大着陆重量时的基准失速速度。
(3)自动油门速度保护和迎角平台功能抑制；
(4)襟翼、起落架和减速装置处于各种可能的位置组合；
(5)在申请审定要求范围内的有代表性的重量；
(6)在最不利的重心位置；
(7)飞机配平在正常双发直线飞行各构型下对应的最小使用速度。
(b)在表明对被本专用条件5B)节的符合性时，必须在结冰和无冰条件下采用下列程序:
(1)起始速度应充分大于最小稳定飞行速度，以确保能够建立一个稳定的减速率。采用纵向操纵，使该减速率不超过1kn/s，直到达到操纵止动位；
(2)纵向操纵必须保持在止动位，直到飞机达到稳定飞行，同时当纵向操纵在后止动位时飞机必须表明具有满意的横向操纵特性，并能通过常规改出技巧使飞机改出；
(3)增加减速率的机动：
(i)无冰条件下，对于机翼水平和转弯飞行机动演示，还必须满足进入迎角限制直到可获得最大速率的加速速率；
(ii)结冰条件，防冰系统正常工作情况下，对于机翼水平和转弯飞行机动演示，也必须满足进入迎角限制直到3kn/s的加速速率；
(iii)对于进近和着陆构型，如果增加油门对高迎角保护特性更为临界，必须考虑从开始拉杆机动到纵向操纵器件达到止动位过程中的任一中间时间点增加复飞推力。
(4)对于在防冰系统作动并实施其预定功能之前，必须带有CCAR-25-R4附录C第II部分(e)款所定义的冰积聚进行结冰条件下飞行的情况，以不超过1kn/s稳定减速，其机动演示满足本节(a)所述的要求，但所有自动保护功能均正常使用，在本节(a)(2)的更临界的功率（或推力）设置下。必须持续减速直到(i)-(iii)中的第一个出现：
(i)符合PSC-25-30《飞行机组告警》的合适警告后1秒改出；
(ii)符合PSC-25-30《飞行机组告警》的合适戒备，组合一个可阻止进一步降低空速的自动保护功能激活后，3秒改出；
(iii)后止动位，3秒后改出。
如果从进入结冰状态到启动防冰系统并执行其预期功能的时间不够短暂，则以(b)(1)-(3)的要求代替本款。
(c)除本节(a)(b)的要求外，通过不大于1kn/s减速率的机动直到按本专用条件第3)节获得的VSR（如确定）对应的迎角或本节(b)(1)-(3)必须演示的机动中达到的迎角（取大者），必须表明在直线飞行（结冰和非结冰条件下）及30度坡度转弯飞行（仅非结冰条件）按下述条件符合5B)节(e)的要求：
(1)高迎角保护功能抑制或调整，由申请人选定，以获得飞机达到上述要求的迎角；
(2)自动油门速度保护和迎角平台功能抑制（如适用）；
(3)发动机慢车；
(4)襟翼和起落架处于各种可能的位置组合；
(5)最不利的重心位置；
(6)飞机按照5A)节(a)(7)的要求配平。
5B) 高迎角操纵特性
以下要求替代CCAR25.203：
(a)对于直线飞行和30度坡度转弯飞行，当减速率不超过1kn/s时的所有机动，飞机特性必须满足如下：
(1)不得存在任何异常的机头上仰；
(2)不得存在任何预示失速的非指令的机头下俯。然而，当纵向操纵达到止动位时，在将迎角稳定在限制值的过程中出现合理的姿态改变是允许的。在将迎角稳定在限制值过程中，任何俯仰姿态减小都必须是平滑和以小的俯仰速率获得，以避免被误认为是自然的失速；
(3)不得存在任何非指令的横向运动或航向运动，驾驶员必须在整个机动过程中通过常规方式使用驾驶舱操纵器件对横向运动和航向运动保持良好的控制；
(4)飞机不得出现其幅度和剧烈程度会阻止完成机动的抖振。
(b)在减速速率增加的机动中，与短时出现超过稳定迎角限制有关的某些特性降级是可接受的。然而，飞机不得出现危险的特性，或出现阻止驾驶员将纵向控制器保持在止动位一定时间以完成机动的特性。
(c)应当总是能够通过控制器的常规使用方法减小迎角。
(d)飞机从配平速度（与预设的工作速度如V2和VREF等有关）机动飞行到迎角限制时的速率，不能有不合适的阻滞或明显慢于采用传统控制系统的运输类飞机。
(e)当高迎角保护功能抑制或调整，进行第3)节3)(d)-(f)和5A)节(c)的演示的整个机动中，必须表明飞机特性满足以下要求：
(1)飞机不得展现出有危险特性；
(2)必须总能通过操纵器件的常规使用来减少迎角；
(3)飞机必须展现出通过操纵器件的常规使用能进行良好的横航向操纵。
6)大气扰动
高迎角保护功能在预期的大气扰动水平下不得对飞机操纵产生不利影响；或者在风切变情况下影响飞机改出程序的应用。模拟器试验和分析可用于评估上述条件，但必须进行有限的飞行试验以确认临界装载条件下的操纵品质。
7)迎角平台
结冰和无冰条件下，迎角平台功能的设置必须保证飞机在正常着陆使用速度，和与该飞行阶段机动相匹配的滚转角，包括CCAR25.143(h)里要求的机动能力，不能触发迎角平台功能。另外，当飞机在紊流和正常机动下飞行时，除非是合理的，否则不得触发迎角平台功能；迎角平台触发时不能对飞机的操纵产生不利影响。
8)符合性验证
除满足CCAR25.21条款要求之外，以下专用条件适用：
必须在最不利的重心位置下评估飞行品质。
9)纵向操纵
以下要求替代CCAR25.145(a)，25.145(a)(1):
(a)对于直线飞行配平速度和拉满杆对应迎角之间的任何速度点，必须能使飞机机头下沉，以便使飞机能够迅速加速至选定配平速度，同时:
(1)通过自动配平系统可达到的速度,但不得小于1.13VSR，也不得大于1.3VSR和最不利的重心位置下，针对飞机直线飞行进行配平。
以下要求替代CCAR25.145(b)(6):
无动力，襟翼在放下位置，且飞机在1.3VSR1速度配平，获得并维持在VREF-5或满足PSC-25-30《飞行机组告警》的合适戒备或警告（取大者）至1.6VSR1或VFE（取小者）之间的空速。
10)空速指示系统
以下要求替代CCAR25.1323(d)：
从1.23VSR到Vmin，指示空速随校准空速必须明显地变化并且趋势相同，并且在低于Vmin的速度下指示空速不得以不正确的趋势发生变化。
（十六）侧杆控制器
1、背景
C919型飞机采用侧杆取代传统的驾驶盘和驾驶杆进行俯仰和滚转操纵。现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）仅适用于传统的驾驶盘和驾驶杆，没有明确规定如何使用侧杆控制器进行俯仰和滚转操纵，比如飞行员操纵力和飞机操纵性，对使用侧杆控制器的飞机不直接适用。另外，由于侧杆控制器之间不同于传统盘杆式控制的机械连接，因此飞行员的操纵权限存在不确定性。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
在对侧杆控制器没有特定要求的情况下,以下要求适用:
1)飞行员操纵力:替代CCAR25.143(d)中对俯仰和滚转“飞行员操纵力”限制的要求,并且替代CCAR25.145(b)和25.175(d)中对俯仰操纵力的特定要求，必须表明对于所有预期的工作状态和构型，无论是正常模式控制律、辅助模式控制律还是直接模式控制律，侧杆控制器的短时和最大持久操纵力水平是合适的。
2)飞行员操纵权限：侧杆控制器的关联设计必须能满足任一飞行员进行纠正和/或超越控制而不会有不安全的特性。必须通告侧杆控制器的状态并且不会引起机组的困惑。
3)飞行员操纵：必须通过飞行试验表明，在考虑进行精确的航迹控制/任务时和紊流条件下，使用侧杆控制器不会产生不适当的飞行员在环的操纵特性。另外，俯仰和滚转的操纵力及位移敏感度必须是协调的，以保证在一个控制轴向的正常输入不会对另一个控制轴向产生明显的无意输入。
（十七）横航向稳定性、纵向稳定性和低能量感知
1、背景
C919型飞机采用电子飞行控制系统（EFCS），其飞行控制律设计特征使得现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）的静稳定性要求不再完全适用于C919型飞机。
横航向静稳定性：C919型飞机在飞行控制系统正常模式的横航向飞行控制律会在正常使用飞行包线内保持航向稳定性的同时实现横向中立静稳定性，使飞机横航向稳定性与操纵力之间没有传统的对应关系。因此，CCAR25.171、25.177中关于横航向静稳定性要求不完全适用于C919型飞机。
纵向静稳定性：C919型飞机在飞行控制系统正常模式的纵向飞行控制律在正常使用飞行包线内提供中立静稳定性。因此，CCAR25.171、25.173和25.175关于纵向静稳定性的要求不完全适用于C919型飞机。
低能量感知：常规的纵向静稳定性可以为机组提供低能量状态感知(在低高度时的低速和低推力)。经验表明，采用提供中立纵向静稳定性飞行控制律的飞机在低于正常使用速度飞行时为飞行员提供的反馈提示不足。当处于低高度和性能受限的情况下，如果飞行员不能及时感知低能量状态，从低能量状态改出可能变得危险。因此，必须避免进入这些低能量状态，并且在接近这种状态时飞行员必须得到足够的提示。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
以下1）、2）两条替代CCAR25.171、25.173、25.175：
1）必须表明飞机在服役中正常遇到的任何条件下，包括在大气紊流和其他环境影响条件下具备合适的横航向和纵向静稳定性。
2）当飞机在纵向中立稳定飞行控制律下，在飞机显著低于正常使用速度时必须为飞行员提供足够的低能量（低速/低推力/低高度）状态感知。
以下3）要求替代CCAR25.177：
3）横向和航向静稳定性要求
(a)对1.13VSR1直至VFE、VLE或VFC/MFC（视飞机形态而定）的所有速度范围，在任何起落架、襟翼位置和对称动力状态下，航向静稳定性（通过松开航向操纵时从侧滑中恢复的趋势来表明）必须为正。
(b)对下列空速范围内的任何速度（除了襟翼展态时高于VFE的速度，和起落架放下时高于VLE的速度），在任何起落架、襟翼位置和对称动力状态下，横向静稳定性（通过松开横向操纵时从侧滑中抬起下沉机翼的趋势来表明）不能为负：
(1)从1.13VSR1到VMO/MMO；
(2)从VMO/MMO到VFC/MFC，除非发散是:
(i)逐渐的；
(ii)驾驶员易于识别的;
(iii)驾驶员易于控制的。
(c)下列要求必须在本条款(a)中确定的构型和速度下得到满足。
在直线定常侧滑飞行中，航向操纵行程和操纵力，必须基本上稳定地正比于侧滑角，并且该比例系数必须在与该飞机使用状态相应的整个侧滑角范围内，不超出安全运行所必需的限制。在这些直线定常侧滑飞行中，横向操纵行程和操纵力不能是不稳定的，除非是在本条款(b)(2)中所规定的大于VMO/MMO的速度。评估的侧滑角范围必须包含下列条件得到的侧滑角中的较小者：
(1)1/2的可用航向（脚蹬）操纵行程；
(2)82公斤（180磅）的航向（脚蹬）操纵力。
(d)对于超出本条款(c)中规定的、直到相应于满航向（脚蹬）操纵行程或航向（脚蹬）操纵力达到82公斤（180磅）所达到的侧滑角，航向操纵力不得反逆，增加航向操纵时必须使侧滑角增加。本条要求的符合性必须通过直线定常侧滑飞行表明。如果在满航向操纵输入或航向操纵力达到82公斤（180磅）之前已达到横向满操纵输入，在达到横向满操纵输入之后无需保持直线定常侧滑。本条要求必须在全发工作条件下，所有批准的起落架、襟翼位置所对应的正常使用速度范围和功率状态下得到满足。
（十八）飞行包线保护——一般限制要求
1、背景
C919型飞机采用集成多项飞行包线保护功能的电子飞行控制系统（EFCS）。飞行包线保护参数包括迎角、法向过载、滚转角、俯仰角和速度等。为了实现包线保护功能，当飞机接近或超过限制时，EFCS的控制律将发生显著改变。另外，当EFCS发生故障时，飞行包线保护功能也会发生变化或丧失。
针对上述新颖独特的设计特征，现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有包含适当的安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
对于采用包线保护功能的飞机：
(a)包线保护功能不得不适当地限制飞机的机动能力，也不得干扰其执行正常和紧急操作所要求的机动能力；
(b)每一个包线保护功能的启动特性必须与其飞行阶段和机动类型相适应，且不得与飞行员满意地操纵飞机飞行航迹、速度或姿态的能力相冲突；
(c)因动态机动、机体和系统容差，以及不稳定的大气条件导致的某一飞行限制参数超出名义设计限制值，不得产生不安全的飞行特性或状况；
(d)包线保护功能的工作不得在预期的大气扰动水平下对飞机操纵有不利的影响，也不得在风切变条件下妨碍改出程序的使用；
(e)包线保护功能的同时作用，不得产生不利的耦合或不利的优先权；
(f)在非正常姿态或任何飞行参数超出保护边界时，包线保护功能的工作不得妨碍飞机改出。
（十九）飞行包线保护——法向载荷系数（g）限制
1、背景
C919型飞机具备法向载荷系数限制功能，以防止飞行员无意或有意超过正或负的飞机限制载荷系数。此限制功能在正常控制律下工作，并且不能被飞行机组超控。
法向载荷系数限制是一项独特的设计，因为采用常规飞行控制系统（机械连接）的传统飞机在俯仰轴的限制仅通过升降舵的面积和极限偏度来实现。升降舵的操纵功率一般由在最临界纵向俯仰力矩条件下有足够的操纵性和机动性来确定。这样导致传统飞机的机动在相当一部分飞行包线内可能超出结构设计限制值。具有电子飞行控制系统（EFCS）的飞机通过采用载荷系数限制功能来防止飞机进入超出载荷系数限制的情况，但载荷系数限制功能不能影响飞机所需的机动能力。
针对上述新颖独特的设计特征，现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有包含适当的安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
除要满足CCAR25.143(a)要求以外，在没有其它限制载荷系数的情况下还应满足以下要求：
(a)正的限制载荷系数不能小于：
(1)对于电子飞行控制系统正常状态，巡航构型，2.5g；
(2)对于电子飞行控制系统正常状态，高升力装置展态，2.0g。
(b)负的限制载荷系数必须等于或小于：
(1)对于电子飞行控制系统正常状态，巡航构型，负1.0g；
(2)对于电子飞行控制系统正常状态，高升力装置展态，0.0g。
注：本专用条件不是制定法向限制载荷上边界，也不是要求有限制器。如果限制值设定在超出CCAR25.333(b)和25.337(b)、25.337(c)要求的结构设计限制机动载荷系数的一个值，必须在操纵控制器上设定有明显的触感，以防止飞行员无意中超出结构限制。
（二十）飞行包线保护——俯仰、滚转和高速限制功能
1、背景
C919型飞机电子飞行控制系统（EFCS）的正常模式控制律具有俯仰、滚转姿态和高速限制功能。
俯仰姿态限制功能：该功能连同高迎角保护功能用于防止飞机在低速、高迎角时失速。
滚转姿态限制功能：在直到33度坡度，控制器的侧向操纵产生基于偏移量的滚转率指令，飞机通过控制律和操纵面偏转快速建立坡度，松开操纵杆到中立位置，飞机将保持指令坡度（中立螺旋稳定性）。当坡度大于33度时，飞机具有正的螺旋稳定性，需要一定的杆力来保持坡度，满杆对应最大坡度为66度（巡航构型）或60度（其它构型）。松开操纵杆，飞机坡度将回到33度。
高速限制功能：该功能旨在通过当速度超过VMO/MMO时附加的俯仰和滚转指令，以防止飞机速度超过最大设计俯冲速度VD/MD。
对于上述新颖独特的飞行控制系统限制功能，现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有包括合适的安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
CCAR25.251、25.253不受此专用条件的影响，因此仍然适用于C919型飞机。
2、专用条件草案
除了CCAR25.143条以外,以下要求适用:
(a)俯仰限制功能不得妨碍飞机的机动，包括全发工作起飞时，在直到正常操作要求的最大俯仰角加上其适当裕度下能够进行满意的速度操纵；
(b)高速限制功能不得妨碍飞机在所有常规和下降程序飞行条件下获得直到超速警告速度；
(c)滚转限制功能不得限制和阻止飞机获得直到66度（巡航构型）或60度（其它构型）坡度，俯仰限制功能不得限制和阻止飞机获得应急机动所需的俯仰姿态。超过33度坡度引入正螺旋稳定性不得要求驾驶员在侧杆控制器上施加过度的体力以获得直到66度（巡航构型）或60度（其它构型）的滚转角。超过33度坡度的杆力不得过轻从而产生可能导致驾驶员诱发振荡（PIO）的过度操纵。
（二十一）电子飞行控制系统：通过操纵品质等级评定方法验证飞行特性的符合性
1、背景
C919型飞机采用电子飞行控制系统(EFCS)。该系统为飞行员飞行操纵和操纵面之间提供电子接口（包括正常和失效状态），产生舵面控制指令来提供飞机的控制增稳和三个轴向控制。现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.672(c)主要针对考虑有限权限（可接通/断开）的增稳飞机制定，无法全面地评估装有EFCS飞机的飞行特性符合性。因此需制定本专用条件采用操纵品质等级评定方法（HQRM）来对EFCS失效状态进行飞行特性评定。
HQRM提供了操纵品质评定的一套系统方法，通过大量系统安全性评估所确定的临界失效组合来确定HQRM的应用范围。HQRM主要在特定的大气扰动、飞行状态和飞控系统故障下，对飞机完成某一飞行任务过程的操纵品质进行评定，并根据评定结果验证飞机在飞控系统故障下的符合性。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
对于电子飞行控制系统(EFCS)失效状态的飞行特性评定：为了替代CCAR25.672(c)的规章要求，应使用操纵品质等级评定方法(HQRM)评估由于单个和多个非极不可能发生的故障而导致的EFCS失效状态。操纵品质等级如下：
满意的：在飞行员正常的体力和注意力下能够满足全部性能标准；
足够的：足以继续安全飞行和着陆；满足全部性能或特定降低后的性能，但是伴随有飞行员体力和注意力的增加；
可操纵的：不足以继续安全飞行和着陆，但是可操纵的，从而可以回到安全的飞行状态、安全的飞行包线和/或改变构型，以使操纵品质至少是足够的。
操纵品质允许随失效状态、大气扰动和飞行包线变化降级。特别是对正常飞行包线内的可能失效状态，在轻度大气扰动下飞行员评定的操纵品质等级必须是满意的，在中度大气扰动下必须是足够的。对于不大可能的失效状态，在轻度大气扰动下飞行员评定的操纵品质等级必须至少是足够的。
（二十二）结冰条件下的飞行
1、背景
对于传统设计的飞机，结冰条件下的性能和操纵品质需要满足现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.21(g)的要求。C919型飞机设计采用电子飞行控制系统（EFCS），具有全权限三轴增稳控制和飞行包线保护等功能，针对此新颖设计特征，CCAR25.21(g)中规定的结冰条件下的性能和操纵品质要求并不完全适用于C919型飞机。中国民用航空局拟颁发的专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》、PSC-25-034《侧杆控制器》、PSC-25-035《横航向稳定性、纵向稳定性和低能量感知》、PSC-25-036《飞行包线保护——一般限制要求》、PSC-25-037《飞行包线保护——法向载荷系数（g）限制》、PSC-25-038《飞行包线保护——俯仰、滚转和高速限制功能》对部分操纵品质条款提出了补充要求。对结冰条件下的部分性能条款，如起飞特征速度、着陆基准速度、爬升梯度等，考虑到EFCS的设计特征，需制定补充要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
对结冰条件下的性能和操纵品质提出以下要求：
1)必须满足下述2)至10)的规定，此外还应满足CCAR25.21(g)中关于结冰条件下飞行的其它相关要求；
2)PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中的第3）、4B）、5A）和5B）的要求、PSC-25-034《侧杆控制器》、PSC-25-035《横航向稳定性、纵向稳定性和低能量感知》、PSC-25-036《飞行包线保护——一般限制要求》、PSC-25-037《飞行包线保护——法向载荷系数（g）限制》、PSC-25-038《飞行包线保护——俯仰、滚转和高速限制功能》和PSC-25-041《污染跑道飞行性能》。
3)本款要求替代CCAR25.105(a)(2)：
在结冰条件下，如果CCAR25.121(b)规定的起飞形态下，带有CCAR-25-R4附录C中定义的最临界起飞冰积聚：
(i)最大起飞重量下的基准失速速度超过非结冰条件下3节校正空速或3％VSR的较大者（如果表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条的符合性，本要求不适用)；或
(ii)CCAR25.121(b)规定的爬升梯度的降低超过CCAR25.115(b)所规定的适用实际与净起飞飞行航迹梯度减量的一半；或
(iii)V2超过非结冰条件V2。
4)本款要求替代CCAR25.107(b)：
V2MIN，以校正空速表示，不得小于：
(1)1.13VSR（适用于非结冰条件；也适用于没有表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条符合性的结冰条件)，用于：
(i)双发和三发涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；
(ii)无措施使一台发动机不工作带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；
(2)1.08 VSR（适用于非结冰条件；也适用于没有表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条符合性的结冰条件)，用于：
(i)三发以上的涡轮螺旋桨和活塞式发动机飞机；
(ii)有措施使一台发动机不工作带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；
(3)1.08Vmin1g（仅适用于结冰条件下表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条符合性的情况）；
(4)1.10VMCA，VMCA按第25.149条确定。
5)本款要求替代CCAR25.107(g)：
VFTO，以校正空速表示，必须由申请人选定用来提供至少CCAR25.121(c)要求的爬升梯度，但不得小于：
(1)1.18VSR（适用于非结冰条件；也适用于没有表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条符合性的结冰条件)，和：
(2)1.16Vmin1g（仅适用于结冰条件下表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条符合性的情况）;
(3)提供25.143(h)规定的机动能力的速度。
6)本款要求替代CCAR25.121(b)(2)(ii)：
在结冰条件下，如果CCAR25.121(b)条规定的起飞形态下，带有CCAR-25-R4附录C中定义的最临界起飞冰积聚：
(A)最大起飞重量下的基准失速速度超过非结冰条件下3节校正空速或3％VSR的较大者（如果表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条的符合性，本要求不适用）；或
(B)CCAR25.121(b)规定的爬升梯度的降低超过CCAR25.115(b)所规定的适用实际与净起飞飞行航迹梯度减量的一半；或
(C)V2超过非结冰条件V2。
7)本款要求替代CCAR25.121(c)(2)(ii)：
在结冰条件下，带有CCAR-25-R4附录C规定的最临界起飞最后阶段冰积聚，如果：
(A)带有起飞冰积聚CCAR25.121(b)规定的构型，用于表明CCAR25.111(c)(5)(i)符合性，最大起飞重量下的基准失速速度超过非结冰条件下3节校正空速或3％VSR的较大者（如果表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条的符合性，本要求不适用)；或
(B)使用表明CCAR25.111(c)(5)(i)符合性起飞冰型，CCAR25.121(b)规定的爬升梯度的降低超过CCAR25.115(b)所规定的适用实际与净起飞飞行航迹梯度减量的一半；或
(C)带最后起飞阶段冰的VFTO超过非结冰条件VFTO。
8)本款要求替代CCAR25.121(d)(2)(ii)：
在结冰条件下，带有CCAR-25-R4附录C中定义的最临界进场冰积聚：
(A)按照CCAR25.121(d)(1)(iii)中计算出的结冰条件下的爬升速度不超过非结冰条件下的爬升速度3节校正空速或3％的较大者，则可以采用非结冰条件下的爬升速度；或
(B)如果表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条的符合性，以相应于正常全发工作操作程序的进场形态，此形态的Vmin1g不超过结冰条件下对应着陆形态Vmin1g的110%；进场爬升速度是由正常着陆程序建立的，但不超过对应构型非结冰条件下的1.4倍VSR。
9)本款要求替代CCAR25.123(b)(2)：
在结冰条件下，带有CCAR-25-R4附录C中定义的最临界航路冰积聚，如果：
(i)在适用高度（20000ft或一台发动机不工作情况下飞机实际梯度为零的高度中较小者），带有航路冰积聚的航路构型下的1.18VSR超过非结冰条件下选定的航路速度3节校正空速或3％VSR的较大者（如果表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条的符合性，本要求在结冰条件不适用）；或
(ii)爬升梯度的降低超过CCAR25.123(b)部分中所规定的可用净起飞飞行航迹减量的一半；或
(iii)航路爬升速度超过非结冰条件的航路爬升速度。
10)本款要求替代CCAR25.125(b)(2)(ii)：
在结冰条件下，VREF不得小于：
(A)CCAR25.125(b)(2)(i)所规定的速度；
(B)由以下之一确定的速度：
(I)带有CCAR-25-R4附录C中定义的最临界着陆冰积聚的1.23VSR0，如果1.23VSR0大于非结冰条件下的VREF5节校正空速以上；或
(II)如表明专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》中5A)和5B)条的符合性，带有CCAR-25-R4附录C中定义的最临界着陆冰积聚，由申请人选择1.17Vmin1g或1.23VSR0–5节校正空速。
(C)在CCAR-25-R4附录C所规定的着陆冰积聚条件下，能保证CCAR25.143(h)规定的机动能力的速度。
（二十三）污染跑道飞行性能
1、背景
依据中国民用航空局（CAAC）《航空承运人湿跑道和污染跑道运行管理规定》（AC-121-FS-2009-33）中的定义，污染跑道是指飞机起降需用距离的表面可用部分的长和宽内超过25％的面积（单块或多块区域之和）被超过3毫米深的积水，或者被当量厚度超过3毫米水深的融雪、湿雪、干雪，或者压紧的雪和冰等污染物污染的跑道。如果跑道的重要区域，包括起飞滑跑的高速段或起飞抬轮和离地段的跑道表面被上述污染物覆盖，也应该算作污染跑道。
国内外污染跑道着陆冲出和偏出跑道的事故和事故征候时有发生，因此在污染跑道中断起飞或着陆接地后要将飞机在所要求的距离内停住，而不让飞机冲出或偏出跑道是需要考虑的安全要求。C919型飞机设计在污染跑道上进行起降，而现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中未对飞机在污染跑道上的起降性能提出足够的安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
1)申请人可自行选择提供适用于飞机在受积水、融雪、雪或冰污染的跑道上运行的补充性能资料。如果提供，该资料应包括飞机在覆盖了这些污染物的硬质道面上起降的预期的性能资料。如果没有提供在某一种或多种污染类型的跑道的性能资料，则必须在飞行手册中包含对禁止在未提供资料的污染道面上运行的声明。除了上述资料以外，申请人还可以选择提供其它在污染跑道上运行所需的资料。
2)飞行手册中必须包括申请人提供的性能资料。这些资料可用于帮助承运人制定供机组在污染跑道上运行时所需的运行数据和操作指南。这些资料可以通过试验或计算的方法来确定。
3)飞行手册必须清晰给出制定污染跑道性能数据中所用的每一种污染物的条件和范围。同时还必须声明实际条件可能导致不同的性能数据，该实际条件不同于那些用于制定污染跑道性能资料的条件。
（二十四）机动速度限制声明
1、背景
飞机的设计机动速度为VA，是进行飞机结构强度设计的一个输入条件，用于确保在该速度条件下，任何单个在俯仰、偏航或横滚轴上突然全行程操纵产生的气动载荷不会对飞机的机体结构和部件产生损害。即使以设计机动速度或低于设计机动速度飞行，飞行员在一个飞机方向轴上多次做出大的操纵输入，或者在不止一个飞机方向轴上同时做出单一的全行程操纵输入，可能导致飞机结构受损。尽管现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有针对上述问题提出相关要求，但是为避免飞行员对飞机机动速度产生误解，从而妨碍飞机继续安全飞行和着陆，中国商用飞机有限责任公司自愿在C919型飞机的审定基础中增加机动速度限制声明相关的补充安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
本专用条件替代CCAR25.1583(a)(3):
依据CCAR25.1507制定的机动速度，对于适用的特定设计，需说明如下：
(i)俯仰、横滚或偏航全行程操纵应限制在机动速度以下；并且
(ii)应避免进行快速、大行程的交替操纵输入，尤其是伴有大的俯仰、滚转和偏航姿态改变的情况，以及在多于一个方向轴上同时进行全行程操纵输入，因为这些操纵在任何速度，包括在机动速度以下，都可以导致结构失效。
（二十五）指令信号完整性
1、背景
传统的飞行控制系统通常采用机械或液压-机械方式将指令信号传输到主、辅控制面。由于可将失效划分为有限数量的类别（如：维修错误、卡阻、脱开、机械元件的失控或失效、液压元件的结构失效等），因此能够相对直接地确定干扰指令的来源。此外，传统飞行控制系统，几乎总能辨识出最严酷的失效情况，这些失效可以覆盖引发相同后果的其他失效。
但对于包含数字设备、软件和电子接口的电子飞行控制系统而言，经验表明可能存在来自内部和/或外部的干扰源对电子数字传输线路上的信号产生干扰。而且考虑到电子飞行控制系统设备的复杂性，失效并不能像传统机械控制系统那样，容易被预测、分类和处理。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中的相关要求（如CCAR25.671和CCAR25.672）主要是针对传统飞行控制系统制定的，这些条款没有对指令的完整性和控制信号不得因内外干扰而改变做出专门要求。C919型飞机飞控系统采用了电子飞行控制技术，具有新颖、独特设计特征。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
(a)必须表明，飞行控制系统的信号不能被无意改变，或是被改变的信号满足以下要求/准则：
(1)对于所有的操纵面闭环系统，均能够保持稳定的增益和相位裕度，该要求不包括飞行员输入（飞行员在环）；
(2)在考虑了飞行控制系统信号中那些发生概率并非极不可能的所有不正常情况后，应有足够的俯仰、横滚和偏航控制能力来提供持续安全飞行和着陆所需的控制；
(3)虚假信号对气动力回路中各系统的影响不得导致飞机性能不可接受的瞬变或降级。尤其是，对于会引起操纵面作动器发生某种显著运动的非指令性信号，必须易于探测和消除，或者必须通过其他方法以令人满意的方式来阻止操纵面的运动。但不能自行消除的小幅剩余系统振荡是可接受的。
(b)必须演示证明，操纵面闭环系统的输出不会导致飞行操纵舵面出现非指令性的持续振荡。对于较小的不稳定性，如果进行了彻底的调查、证明和理解，则是可以接受的。
（二十六）操纵系统-总则
1、背景
C919型飞机飞控系统采用了电子飞行控制技术，具有新颖、独特设计特征。现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）中CCAR25.671主要是针对传统飞行控制系统制定的，该条款没有对电子飞行控制系统非正常姿态下的改出、防止维修差错风险、特定的隐蔽失效风险、飞行控制卡阻和失控、所有发动机故障下的可控性以及飞行机组感知操纵权限限制等提出专门要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
本专用条件替代CCAR25.671:
(a)每个操纵器件和操纵系统对应其功能必须操作简便、平稳和确切。操纵系统应被设计成能够持续工作并且不能妨碍飞机从任何姿态恢复。
(b)飞行操纵系统的每一元件必须在设计上采取措施，以使由于装配不当导致系统失效从而无法执行其预定功能的概率减至最小。仅在设计手段无法实现的情况下，可以采用在元件上制出明显可辨和永久性标记的方法。
(c)必须用分析、试验或两者兼用来表明，在正常飞行包线内，发生飞行操纵系统和操纵面(包括配平、升力、阻力和感觉系统)的下列任何一种失效（包括卡阻）后，不要特殊的驾驶技巧或体力，飞机仍能继续安全飞行和着陆。可能出现的失效必须只产生微小的影响，而且必须是驾驶员能易于采取对策的：
(1)除(c)(3)中定义的失效类型以外的任何单个失效;
(2)未表明是极不可能的失效的任意组合。此外，当操纵系统中已存在任何单个失效的情况下，任何额外的、能够妨碍持续安全飞行和着陆的失效状态，其组合概率应小于1/1000。本条不包括(c)(3)中定义的失效类型；
(3)任何导致操纵面或驾驶员操纵卡阻的失效或事件，卡阻指由于物理冲突，操纵面或驾驶员操纵器件被固定在某个位置处。卡阻必须按照下列情况进行评估：
(i)必须考虑任何正常使用位置的卡阻；
(ii)必须假设，单个失效或失效组合可能发生在除着陆前瞬间的正常飞行包线内的任何位置。考虑到启动改回的时间延迟，着陆前瞬间可能无法实现改回；
(iii)当已存在本条规定的单个卡阻情况下，任何额外的、能够妨碍持续安全飞行和着陆的失效状态，其组合概率应小于1/1000。
(4)任何飞行操纵器件滑移到不利位置的失控情况，如果这种失控可由单个失效或不是极不可能的失效组合所引起。
(d)飞机必须设计成所有发动机在飞行中的任何点全部失效的情况下仍可操纵，且有从进近和平飘至着陆的可能。如果表明分析方法是可靠的，则可以通过分析来表明满足本要求。
(e)系统设计必须保证任何时候主要控制方法接近控制权限限制时，能够被机组适当地感知。
(f)如果系统的设计使其具有多种工作模式，则当任何工作模式显著改变或降低飞机的正常操纵特性或品质时，必须向机组提供指示信息。
（二十七）结冰保护的启动
1、背景
飞机在结冰条件下飞行时，为了保证飞行安全，飞行机组必须在飞机临界表面形成危险量的结冰前使飞机飞离结冰区，或者及时启动结冰保护系统，确保临界表面不会积聚危险量的冰。
现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有明确提出需要为飞行机组提供什么样的结冰探测方式，以便飞行机组清楚地知道什么时候应当启动结冰保护系统。另外，有些飞机要求飞行机组观察到有冰积聚时，必须手动重复开/关来完成结冰保护系统的循环，这种工作方式增加了飞行机组的工作负担。中国商用飞机有限责任公司自愿在C919型飞机的审定基础中增加对结冰保护的启动相关的补充安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
1）以下要求替代25.143(j)：
在结冰条件下飞行时，在防冰系统开启并执行其预期功能之前，必须使用CCAR-25-R4附录C第II部分(e)所定义的冰积聚在飞行中演示：
(1)在直至1.5g过载系数的拉起机动中飞机是可操纵的；和
(2)在直至0.5g过载系数的推杆机动中不出现俯仰操纵力反逆。
2）除满足25.1419外，还需满足以下要求：
(a)必须提供下列结冰探测和启动机体防冰系统的方法中的一种：
(1)主导式结冰探测系统，能自动启动或者警示飞行机组启动机体防冰系统；
(2)通过定义能识别在特定表面上开始出现冰积聚的视觉提示，结合警示飞行机组启动机体防冰系统的咨询式结冰探测系统；或
(3)通过定义合适的大气静温或总温以及可见湿气确定易于引起机体结冰的条件，用于飞行机组启动防冰系统。
(b)除非申请人表明在特定的飞行阶段机体防冰系统无需工作，本条(a)款的要求适用于所有飞行阶段。
(c)在启动机体防冰系统后：
(1)防冰系统必须设计成连续工作；
(2)飞机必须装备有使防冰系统自动循环的系统；或者
(3)必须提供一种结冰探测系统，用于每次防冰系统必须循环时警示飞行机组。
(d)必须制订并在飞机飞行手册中提供防冰系统的操作程序，包括启动和关闭的程序。
3）以下要求替代CCAR-25-R4附录C-第II部分(e)：
在防冰系统启动并执行其预期功能之前的冰积聚，是在连续最大大气结冰条件下，防冰系统启动并生效前，在未防护表面和正常防护表面上聚集的临界冰积聚。该冰积聚仅适用于表明对本专用条件中的1）条和专用条件PSC-25-033《高迎角保护和迎角平台》的符合性。
（二十八）前轮转向与无杆牵引
1、背景
C919型飞机具有地面运行无杆牵引的功能。增加无杆牵引，使得飞机地面牵引的方式多样化，不同牵引方式的兼容必须保证对飞机运行的安全性无不利影响。C919型飞机无杆牵引功能具有新颖独特的设计特征，现行有效的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R4）没有包括适当的安全要求。
根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）第21.16条的要求，拟为C919型飞机制定专用条件，明确补充安全要求以提供与C919型飞机适用的适航规章等效的安全水平。
2、专用条件草案
(a)前轮转向系统应具有转弯保护功能，防止发生过度转弯或过度牵引。
(b)前轮转向系统、牵引装置以及相关部件必须设计成或必须通过适当的方法对它们进行保护，以便在通过独立于飞机的方式进行地面操纵期间:
(1)不会产生影响前轮转向系统安全运行的损伤；或
(2)如果产生损伤或者出现过度牵引，应在飞机开始滑行之前向机组提供通告。
(c)除非前轮在放下时能自动对中，否则必须表明前轮在初始处于可能偏离中心的所有位置上都能成功着陆。
