(3)对申请使用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，起飞试车必须按本条(b)(1)的规定进行，但下列情况除外：
(i)紧接在按本条(b)(1)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秒一台发动机不工作(OEI)功率的最大扭矩和最大转速作用于受影响的传动系统功率输入端试车不少于30秒钟。每一次30秒一台发动机不工作(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，每一次不少于2分钟。第二次必须在稳定的连续功率或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，受影响的功率输入端包括试验中较高或不对称的扭矩和转速可能造成不利影响的旋翼传动系统所有部件。
(iii)当受发动机限制在试验期间为避免重复使用这一功率或者为避免发动机过早脱开时，此试验可以在一个典型的试车台上进行。影响旋翼传动系统组件的载荷、振动频率和使用方法必须满足典型的旋翼航空器运行条件。必须表明试车所用的那些部件符合本条的其它要求。
(c)耐久性试验最大连续功率试车
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60％最大连续功率试车
对于申请使用30分钟一台发动机不工作(OEI)功率或连续一台发动机不工作0EI功率的直升机必须试车2小时，并以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运转1小时。
(g)耐久性试验发动机故障试车
必须确定诸如发动机燃油系统或点火系统这样一类部件的故障，或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，则必须按本条(b)(1)(不考虑本条(b)(2)的程序)追加试车1小时。
(h)耐久性试车超转试车
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)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)耐久性试验离合器和刹车机构啮合试验
包括本条(b)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(0EI)扭矩和相应与连续一台发动机不工作(OEI)扭矩的最大转速下试车必须按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)(1)或(k)(2)规定的周期数不得少于发动机台数，也不得少于2。
(1)[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其它可接受的方法确定。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两台以上发动机共用的部件。
(n)专门试验设计有两个或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。另外的或替用的润滑剂可以用等效试验或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次本节要求的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次本节所要求的10小时循环运转；
(3)本节(p)(1)和(p)(2)段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。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．927条 附加试验
(a)必须进行为确定旋翼传动机构安全性所必需的附加的动态试验、耐久试验、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输出扭矩，可能超过发动机或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)满足第29．923条 使用的最大扭矩加10％；
(ii)如果安装了扭矩限制器，在其功能正常情况下，发动机可能达到的最大输出扭矩。
(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(若安装了扭矩限制器，且其功能正常)，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极小，否则，必须用试验表明在飞行机组觉察到润滑系统失效或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。这些试验必须按以下要求进行：
(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)和(d)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，也可采用其它地面或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，并且除了进行本节(c)段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。
[2002年7月2日第一次修订]
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分离接头、滑动接头和其它轴系接头，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。
燃油系统
第29．951条 总则
(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°F)时用水饱和，然后每10升燃油中添加2毫升游离水(每1美加仑含0．75毫升)，冷却到在运行中很可能遇到的最临界结冰条件。
第29．952条 燃油系统的抗坠撞
除非采用了民航总局可接受的其它方法，使燃油系统受到可生存的撞击(坠撞着陆)引起的燃油着火对机上人员的危害减至最小，否则，燃油系统必须包括本条设计特性。必须表明这些系统可承受本条的静、动态减速载荷，而系统部件、燃油箱或导致燃油泄漏到点火源的燃油附件无结构损伤，这些载荷被看作是在系统部件重心所测量的单独作用的极限载荷。
(a)坠落试验要求每一油箱或最关键的油箱，必须按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所包围，除非能确定周围构件无突起或其它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 除非油箱安装位于其破裂使燃油释放到任一主要的点火源(例如发动机、加热器和辅助动力装置)或乘员是极不可能的，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的油量：
(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)位于驾驶舱或乘客舱上方或后方的燃油箱(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)位于其它区域内的燃油箱
(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，或采用可以防止前述相对运动的其它措施，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它位置，必须安装脱落接头或等效的装置。
(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的部件的最小极限失效载荷(极限强度)的25％50％之间。不考虑管路尺寸大小，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(本节(c)(1)(i)中所定义)，脱落接头就必须分开；
(iii)所有的脱落接头必须具有设计预防措施，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、振动或加速而导致脱开或无意中关闭；
(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接头或等效装置的设计、试验、安装和维护，必须使得在按照第29．955条(a)工作时，不可能在飞行中出现意外的燃油切断。并必须符合第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，由可生存的撞击引起的载荷不得大于管路中最弱的部件的极限载荷(强度)的25％50％，且必须符合第29．571条疲劳评定的要求而无泄漏。
(d)易碎的或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有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局部可变形的结构连接件连接。燃油箱结构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，无论是易碎的或局部易变形的，必须设计成其分离或相对的局部变形不会产生燃油箱或燃油系统部件的破裂或局部撕裂而导致燃油泄漏。易碎的或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开或使局部易变形连接件相对于其支撑结构变形所需要的载荷，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)易碎的或局部易变形的连接件必须在最可能发生的方式下施加(本条(d)(1)中定义极限载荷)时分开或局部变形。
(3)所以易碎的或局部易变形的连接件必须符合第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)其它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、结构和安装必须尽可能抗坠。
(g)刚性或半刚性的燃油箱刚性或半刚性的燃油箱或囊壁必须抗撞击和抗撕裂。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．953条 燃油系统的独立性
(a)对A类旋翼航空器必须满足下列要求：
(1)燃油系统必须满足第29．903条(b)的要求；
(2)除非采用其它措施满足本条(a)(1)的要求，否则燃油系统向每台发动机供油都必须通过与其它发动机供油系统相独立的系统供油。
(b)对多发B类旋翼航空器，每个燃油系统必须满足本条(a)(2)的要求，然而不必向每台发动机提供单独的油箱。
第29．954条 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)在燃油通气出口产生电晕放电和流光。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．955条 燃油流量
(a)总则 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条款的试验来表明符合性，但勿需考虑不可能发生的组合情况。
(1)经加速度(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)油箱内的燃油量不得超过第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)相应与旋翼航空器的飞行姿态而言，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(如已安装)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、电源或燃油泵其它动力源的临界值。
(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)必须使第29．997条 要求的燃油滤堵塞到能模拟燃油污物积累达到按第29．1305条(a)(17)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到另一油箱，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)多燃油箱如果能由一个以上的燃油箱向一台发动机供油，则除了具有适当的手动转换能力外，燃油系统还必须设计成，在正常运行过程中，当向该发动机供油的任一油箱内可用油耗尽，而通常向该发动机单独供油的其它油箱内有可用燃油时，必须能够防止该发动机供油中断，而无需飞行机组予以关注。
[2002年7月2日第一次修订]
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
对虹吸式燃油系统和其它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，包括由第29．927条(b)(1)和(b)(2)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。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．963条 燃油箱：总则
(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)每个软燃油箱囊或软燃油必须经批准或表明适合于其特定用途，并必须抗刺穿。为满足TSO-C80第16条的要求，抗刺穿力最小是168公斤(370磅)。
(c)整体油箱必须有进行内部检查和修理的设备。
(d)燃油箱内每一部件暴露表面的最高温度，必须比燃油箱中燃油或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故障条件下，证明本要求的符合性。
(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。在遭受第29．952条所述的可生存撞击时，必须是抗撞的。且必须足以承受在座舱内所预期的载荷和磨损。
[2002年7月2日第一次修订]
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、箱壁不支承在旋翼航空器结构上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上标))的压力。除非当油箱满油并承受的最大极限加速度或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实际的加速度载荷的静压头或等效试验。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上标))。
(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上标))的压力试验，本项试验可以在油箱上结合本条(c)(2)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上标))。
(d)每个具有大的无支承或无加强平面的油箱，或因损坏或变形引起渗漏的油箱，必须经受下列试验或等效试验：
(1)必须用完整的油箱连同其支承件作振动试验，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(除非证实可用其它振幅)振动25小时；
(3)振动试验频率必须按下列规定：
(i)在发动机或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振动频率；
(iii)如果在发动机或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振动试验频率。
(4)在本条(d)(3)(ii)和(iii)的情况下，必须调整试验时间，使达到的振动循环数与本条(d)(3)(i)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第29．1185条(b)和(c)的要求。
(d)紧靠发动机舱主要空气出口处的旋翼航空器蒙皮，不得作为整体油箱的箱壁。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．969条 燃油箱的膨胀空间
每个燃油箱或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。
[2002年7月2日第一次修订]
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)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。
[2002年7月2日第一次修订]
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，并在第29．952条(c)要求的受可生存撞击中必须是抗坠的。此外，还需符合下列规定：
(1)每个加油口必须按第29．1557条(c)(1)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，其排放油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未能安置在加油口接头上时，加油口盖或加油口盖罩必须能报警。
[2002年7月2日第一次修订]
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、地面运行或受可生存的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)汽化器蒸汽的排放每个具有蒸汽消除接头的汽化器，必须有排放管将蒸汽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，则必须将每根蒸汽排放回输管引回到供起飞着陆用的燃油箱。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．977条 燃油箱出油口
(a)燃油箱出油口或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)对于涡轮发动机旋翼航空器，该滤网能阻止可能造成限流或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(包括加油期间可能发生的波动压力)所引起载荷的2倍。必须按各油箱阀有意或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，为旋翼航空器加油接头处最大允许抽油压力(正压或负压)所引起载荷的2倍。燃油系统部件
第29．991条 燃油泵
(a)对第29．955条 的符合性不得由于下列部件的失效而受到危害：
(1)除经批准的并被安装作为型号审定合格的发动机部件以外的任一油泵；
(2)油泵运行时需要的任何部件，除使用该泵的发动机以外。
(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。
[2002年7月2日第一次修订]
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、阀门动作及加速度飞行所引起的载荷。
(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)在高温下可能受到不利影响的软管，不得用于在运行中或发动机停车后温度过高部位。
第29．995条 燃油阀
除了满足第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加速度飞行所造成的载荷不会传给予阀门相连的导管。
第29．997条 燃油滤网或燃油滤
燃油箱出油口与易受燃油污染的第一个燃油系统部件的进口(包括但不限于燃油计量装置或发动机的正排量泵，两种入口中取距油箱出口较近者)之间，必须设置满足下列要求的燃油滤网或燃油滤：
(a)便于放油和清洗，且必须有易于拆卸的网件或滤芯；
(b)具有沉淀槽和放油嘴。如果滤网或油滤易于拆卸进行放油，则不需设置放油嘴；
(c)安装或不由相连导管或滤网(或油滤)本身的入口(或出口)接头来承受其重量，除非导管或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发动机燃油系统正常工作所需的通过旋翼航空器或发动机燃油系统部件的燃油流量。
[2002年7月2日第一次修订]
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，当旋翼航空器处于预期使用中的任何地面姿态时，可完全放出系统中的燃油。
(b)本条(a)规定的每个放油嘴和第29．971条中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)阀门位置或其防护措施，即使起落架收起着陆也能防止燃油喷溅。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．1001条 应急放油
如果安装应急放油系统，应按下列要求：
(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)必须按以下规定表明本条(a)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第29．901条(c)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)、(b)、(d)和(e)要求的辅助放油系统以放出附加燃油。
[2002年7月2日第一次修订]
滑油系统
第29．1011条 发动机：总则
(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。对装活塞发动机旋翼航空器，可以用可用燃油量与可用滑油量的容积比为40：1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，则可以采用低于本节(c)规定的燃油／滑油容积比。
(d)必须按第29．1041条到第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低于最大确定值的能力。
[2002年7月2日第一次修订]
第29．1013条 滑油箱
(a)安装滑油箱的安装必须满足第29．967条的要求。
(b)膨胀空间 必须按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滑油占用膨胀空间。
(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第29．1557条(c)(2)的要求作标记。
(d)通气滑油箱必须按下列要求通气：
(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汽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护罩加以包复。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)除按下述试验压力代替第29．965条(b)规定的压力外，应满足第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上标))加上油箱的最大工作压力；
(2)对于所有其它的滑油箱，试验压力不能小于34．5千帕(5磅／英寸(2上标))。
第29．1017条 滑油导管和接头
(a)滑油导管必须满足第29．993条的要求。
(b)通气管必须按下列要求布置：
(1)可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸汽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滑油滤，其构造和安装必须使得在该滤网或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)超过中国民用航空规章第33部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)(2)规定的滤通能力之前作出指示；
(4)滑油滤网或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滑油滤(装在滑油箱出口处除外)，必须具有将滑油滤网或滑油滤与第29．1305条(a)(18)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，滑油滤网或滑油滤的构造和安装，必须使得在该滤网或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。
[2002年7月2日第一次修订]
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合适的指示标志。滑油阀的支承，必须使其工作时或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：总则
(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润滑系统，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第29．1013条(c)、(d)和(f)，第29．1015条，第29．1017条，第29．1021条，第29．1023条及第29．1337条(d)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滑油滤，且必须满足下列要求：
