（ｅ）每一重要负载电路必须具有单独的电路保护，但不要求重要负载系统中的每一电路（如系统中的每个航行灯电路）都有单独的保护。
（ｆ）如果采用熔断器，则必须有备用熔断器供飞行中使用。其数量至少应为保护整个电路所需的每种规格熔断器数量的５０％。
（ｇ）如果对于设备的供电电缆已有电路保护，则可采用自动复位断路器作为该电气设备自身装有的保护器。
§２９．１３５９ 电气系统防火和防烟
（ａ）电气系统的部件必须满足§２９．８３１和§２９．８６３中有关的防火和防烟要求。
（ｂ）装在指定火区之内供应急程序使用的电缆、接线端以及设备必须至少是耐火的。
§２９．１３６３ 电气系统试验
（ａ）进行电气系统的试验室试验时；
（１）该试验必须使用与旋翼航空器上所用相同的发电设备在实体模型上进行；
（２）设备必须模拟配电线路和所接负载的电气特性，其模拟程度要能取得可靠的试验结果；
（３）试验室发电机传动位置，必须模拟旋翼航空器上实际的原动机对发电机加载（包括由故障引起的加载）的反应。
（ｂ）对于在试验室内或通过旋翼航空器地面试验不能适当模拟的每种飞行状态，必须进行飞行试验。
灯
§２９．１３８１ 仪表灯
仪表灯必须满足下列要求：
（ａ）所照明的每个仪表、开关或其它装置易于判读；
（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。
§２９．１３８３ 着陆灯
（ａ）每个着陆灯或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（视适用情况）：
（１）单独安装的每个着陆灯。
（２）装在同一部位的每组着陆灯。
§２９．１３８５ 航行灯系统的安装
（ａ）总则 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§２９．１３８７至§２９．１３９７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 每个灯罩或滤色镜必须至少是抗燃的，在正常使用中不得改变颜色或形状，也不得有任何明显的灯光透射损失。
§２９．１３８７ 航行灯系统二面角
（ａ）除本条（ｅ）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§２９．１３８５（ｃ）尽可能往后安装的后航行灯，在本条（ｄ）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。
§２９．１３８９ 航行灯灯光分布与光强
（ａ）总则 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）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大于§２９．１３９１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大于§２９．１３９３规定的相应值，其中，Ｉ为§２９．１３９１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§２９．１３９５中规定的相应值，但是当主光束的光强远大于§２９．１３９１和§２９．１３９３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。
§２９．１３９１ 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大于下表规定的相应值：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ 自正前方向左或 ｜ 光强 ｜
｜二面角（相应灯光）｜ 向右偏离纵轴 ｜ ｜
｜ ｜ 的角度 ｜（坎德拉）｜
｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－｜－－－－－｜
｜ 左或右 ｜０°～１０° ｜ ４０ ｜
｜ ｜１０°～２０° ｜ ３０ ｜
｜（前红光或前绿光）｜２０°～１１０° ｜ ５ ｜
｜－－－－－－－－－｜－－－－－－－－－｜－－－－－｜
｜ 后（后白光） ｜１１０°～１８０°｜ ２０ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§２９．１３９３ 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 ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
§２９．１３９５ 前、后航行灯的最大掺入光强
除§２９．１３８９（ｂ）（３）规定者外，航行灯掺入光强均不得超过下表规定的相应值：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
｜ ｜ 最 大 光 强 ｜
｜ ｜－－－－－－－－－－－｜
｜ 掺 入 光 ｜ Ａ 区 ｜ Ｂ 区 ｜
｜ ｜（坎德拉）｜（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。
§２９．１３９７ 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下列相应色度座标值：
（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“Ｙ0－０．０１０”，取小者；
“Ｙ”不大于“Ｘ＋０．０２０”，也不大于“０．６３６－０．４００Ｘ”。
其中，“Ｙ0”为普朗克幅射器相对所论“Ｘ”值的“Ｙ”座标值。
§２９．１３９９ 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。
§２９．１４０１ 防撞灯系统
（ａ）总则 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）至（ｆ）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的重要的区域（从旋翼航空器的外部状态和飞行特性考虑）。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、旋转速度以及其它特性，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§２９．１３９７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）的要求。必须采用下列关系式：
ｔ2
∫ Ｉ（ｔ）ｄｔ
ｔ1
Ｉe ＝－－－－－－－－－－－
０．２＋（ｔ2 －ｔ1 ）
式中：
Ｉe 为有效光强（坎德拉）；
Ｉ（ｔ）为时间的函数的瞬时光强；
ｔ2 －ｔ1为闪光持续时间（秒）。
通常，选择ｔ2和ｔ使有效光强等于ｔ2和ｔ1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 ｜
｜ ５°～１０° ｜ ９０ ｜
｜ １０°～２０° ｜ ３０ ｜
｜ ２０°～３０° ｜ １５ ｜
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
安全设备
§２９．１４１１ 总则
（ａ）可达性
机组应急使用的安全设备，例如自动充气救生筏投放装置，必须易于接近。
（ｂ）存放设施
必须备有存放所需应急设备的设施。该存放设施必须满足下列要求：
（１）布置得使应急设备可以直接取用，而且其位置明显易见；
（２）能保护安全设备免受无意中的损坏。
（ｃ）应急出口离机设备
§２９．８０９（ｆ）要求的应急出口离机设备的存放设施，必须设置在规定使用这些设备的应急出口处。
（ｄ）救生筏
救生筏必须存放在出口附近，以便在水上迫降时通过此出口投放救生筏。自动或遥控投到机外的救生筏，必须用§２９．１４１５规定的固定绳与旋翼航空器相连。
（ｅ）远距离信号发射装置
§２９．１４１５要求的远距离信号发射装置的存放设施，必须靠近供水上迫降时使用的出口处。
（ｆ）救生防护用品
救生防护用品必须放在就座人员容易取用的位置。
§２９．１４１３ 安全带：乘客告警设施
（ａ）如果备有指示乘客何时应系牢安全带的设施，则必须将其安装成能从任何一个驾驶员座位处进行操作。
（ｂ）每一安全带必须装有金属对金属的锁扣装置。
§２９．１４１５ 水上迫降设备
（ａ）按照民用航空规章任一营运规则要求的应急漂浮和信号设备，必须满足本条要求。
（ｂ）救生筏和救生防护用品必须经过批准。此外，还必须符合下列规定：
（１）应备有足够容量的多余救生筏。否则，在额定容量最大的一只救生筏一旦损失时，其余救生筏的浮力和超额装载容量必须能容纳机上全部乘员；
（２）每只救生筏必须带有一根拖曳绳和一根固定绳。固定绳应设计成能把救生筏系留在旋翼航空器附近，而在旋翼航空器完全沉入水中时又能脱开。
（ｃ）每只救生筏上，必须备有经批准的营救设备。
（ｄ）必须在其中一只筏上备有一台满足适航当局认可的技术标准规则的营救型应急定位发射机供使用。
§２９．１４１９ 防冰
（ａ）为获得进入结冰条件下飞行的合格审定，必须表明满足本条的要求。
（ｂ）必须演示旋翼航空器在其高度包线内，在规章附录Ｃ所确定的连续最大和间断最大结冰条件下能安全运行。必须根据旋翼航空器的运行要求进行分析，以确认防冰系统足以满足旋翼航空器不同部件的要求。
（ｃ）除了本条（ｄ）所规定的分析和实际评价外，还必须通过旋翼航空器或其部件在测定的自然大气结冰条件下的飞行试验，以及为确定防冰系统足够效能所必需的下述一种或多种试验，来表明防冰系统和它的部件的有效性：
（１）部件或部件模型的实验室干燥空气试验，或试验室模拟结冰试验，或两者结合；
（２）整个防冰系统或系统单个部件在干燥空气中的飞行试验；
（３）旋翼航空器或其部件在测定的模拟结冰条件下的飞行试验。
（ｄ）本条的防冰规定可视为主要适用于机体，至于动力装置的要求包含在本规章分部中。
（ｅ）必须有一种鉴别措施或有一种装置，用以确定旋翼航空器关键部件上的结冰情况。除非另有限制，否则此措施和装置必须能昼夜有效。旋翼航空器飞行手册，必须说明这种确定结冰情况的措施和装置，且必须包含旋翼航空器在结冰条件下安全运行必需的资料。
其它设备
§２９．１４３１ 电子设备
（ａ）无线电通讯和导航设备的安装，必须在任何临界环境条件下，对其设备本身、工作方法和其它部件的影响不造成危害。
（ｂ）无线电通讯和导航设备、控制装置和导线，必须安装成在任一部件或系统工作时，对民用航空规章所要求的任何其它无线电和电子部件或系统的同时工作不会有不利影响。
§２９．１４３３ 真空系统
（ａ）除了正常的释压以外，还必须有措施能在输出空气温度变为不安全时，自动地释放真空泵排气管路中的压力。
（ｂ）在泵出口一侧的可能含有燃烧气体或液体的每一真空系统导管和接头，如果位于指定的火区内，则必须满足§２９．１１３３的要求。
（ｃ）在指定火区内的其它真空系统部件必须至少是耐火的。
§２９．１４３５ 液压系统
（ａ）设计 液压系统必须按下列要求进行设计：
（１）液压系统的每个元件必须设计成能承受与最大液压工作载荷同时产生的任何结构载荷，并无有害的永久变形。
（２）液压系统的每个元件必须设计成能承受比本条（ｂ）规定更大的压力，以表明此系统在服役状态下不会破裂。
（３）在各主液压系统中必须有指示压力的装置。
（４）必须有措施保证系统的任何部分的压力不超过系统最大工作压力的安全极限，也必须有措施防止由于在管路中任何油液的体积变化而引起过大的压力。这种油液体积变化多半是由于关闭时间过长而发生的。当工作时，必须考虑到出现有害的瞬间（波动）压力的可能性。
（５）各液压管路、接头和附件的安装和支承，必须防止过度的振动并能承受惯性载荷。安装的各元件必须能防止被磨损、腐蚀和机械损伤。
（６）在有相对运动或处在不同振动状态的液压管路连接点之间，必须用柔性连接。
（ｂ）试验
系统的每一个部件都必须试验到部件在正常工作中承受的最大工作压力的１．５倍。系统任何部分不应产生损坏、失灵及有害变形。
（ｃ）防火
使用可燃液压油的各液压系统必须满足§２９．８６１、§２９．１１８３、§２９．１１８５和§２９．１１８９的有关要求。
§２９．１４３９ 防护性呼吸设备
（ａ）在飞行中，如果一个或多个货舱或行李舱是机组人员可以进入的，则必须有防护性呼吸设备供相应的机组成员使用。
（ｂ）对本条（ａ）或民用航空规章任何营运规则所要求的防护性呼吸设备，采用下列规定：
（１）防护性呼吸设备的设计必须保护机组在驾驶舱执勤时，不受烟、二氧化碳和其它有害气体的影响；
（２）防护性呼吸设备必须含有下列任一种面罩：
（ｉ）盖住眼、鼻和嘴的面罩；
（ｉｉ）盖住鼻、嘴的面罩，另加保护眼睛的附属设备。
（３）在２４００米（８０００英尺）压力高度下、每分钟３０升（ＢＴＰＤ，即体内温度３７℃、周围压力、干燥空气）呼吸量时，该设备必须能向每名机组成员持续供给防护性用氧１０分钟。
§２９．１４５７ 驾驶舱录音机
（ａ）民用航空规章营运规则所要求的每台驾驶舱录音机必须经过批准，并且其安装必须能够记录下列信息：
（１）通过无线电在旋翼航空器上发出或收到的通话；
（２）驾驶舱内飞行机组成员的对话；
（３）驾驶舱内飞行机组成员使用旋翼航空器内话系统时的通话；
（４）进入耳机或扬声器中的导航或进场设备的通话或音频识别信号；
（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）（４）（ｉｉ）的要求有第四通道可用）。
（ｂ）本条（ａ）（２）的录音要求，可以由下列装置之一来满足：
（１）在驾驶舱内安装一个区域话筒，话筒要安装在最佳位置，能够记录正、副驾驶员工作位置上进行的对话，以及记录驾驶舱内其它成员面向正、副驾驶员工作位置时的对话；
（２）在正副驾驶员位置安装一个连续通电或用语音激励的唇用话筒。
本条规定的话筒的位置必须使得飞行中驾驶舱噪声环境下所记录和重放的录音通信是可懂的。如有必要，应对录音机的前置放大器和滤波器进行调整和补偿。其可懂程度必须经过适航当局批准，可以把记录反复重放，用听觉和目视来评价可懂程度。
（ｃ）每台驾驶舱录音机的安装必须将本条（ａ）规定的通话或音频信号根据不同声源分别录在下列通道上：
（１）第一通道，来自正驾驶员工作位置上的每个话筒、耳机或扬声器；
（２）第二通道，来自副驾驶员工作位置上的每个话筒、耳机或扬声器；
（３）第三通道，来自安装在驾驶舱内的区域话筒或在正、副驾驶员位置连续供电或语音激励的唇用话筒；
（４）第四通道：
（ｉ）来自第三和第四名机组成员工作位置上的每个话筒、耳机或扬声器；或
（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取（条件是不要求配置本条（ｃ）（４）（ｉ）中规定的工作位置，或该工作位置的信号由另一通道所拾取）；
（ｉｉｉ）来自驾驶舱内与旋翼航空器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取。
（ｄ）每台驾驶舱录音机的安装必须符合下列规定：
（１）其供电应来自对驾驶舱录音机的工作最为可靠的汇流条，而不危及对重要负载或应急负载的供电；
（２）应备有自动装置，在坠撞冲击后１０分钟内，能使录音机停止工作并停止各抹音装置的功能；
（３）应备有音响或目视装置，能在飞行前检查录音机工作是否正常。
（ｅ）记录容器的位置和安装，必须能将坠撞冲击使该容器破裂，以及随之起火而使记录毁坏的概率减至最小。
（ｆ）如果驾驶舱录音机装有抹音装置，其安装设计必须使误动作概率以及在坠撞冲击时抹音装置工作的概率减至最小。
（ｇ）每个记录器容器必须是鲜橙色或鲜黄色。
§２９．１４６１ 含高能转子的设备
（ａ）含高能转子的设备，必须符合本条（ｂ）、（ｃ）或（ｄ）的规定。
（ｂ）设备中的高能转子必须能承受因故障、振动、异常转速和异常温度所引起的损伤。此外，还要满足下列要求：
（１）辅助转子机匣必须能包容住由高能转子叶片破坏所引起的损伤；
（２）设备控制装置、系统和仪表设备，必须合理地保证在服役中不会超过影响高能转子完整性的使用限制。
（ｃ）必须通过试验表明，含高能转子的设备能包容住高能转子在正常转速控制装置不起作用时能达到的最高转速下产生的任何破坏。
（ｄ）含高能转子的设备，必须安装在当转子破坏时，即不会危及乘员安全也不会对继续安全飞行产生不利影响的部位。
Ｇ分部 使用限制和资料
§２９．１５０１ 总则
（ａ）必须制定§２９．１５０３至§２９．１５２５所规定的每项使用限制以及为安全运行所必需的其它限制和资料。
（ｂ）必须按§２９．１５０１至§２９．１５８９的规定，使这些使用限制和为安全运行所必需的其它资料可供机组成员使用。
使用限制
§２９．１５０３ 空速限制：总则
（ａ）必须制定使用速度范围。
（ｂ）当空速限制是重量、重量分布、高度、旋翼转速、功率或其它因素的函数时，必须制定与这些因素的临界组合相对应的空速限制。
§２９．１５０５ 不可超越速度
（ａ）必须按照下列要求制定不可超越速度ＶNE：
（１）不小于４０节（校准空速）；
（２）不大于下列三种值中的小者：
（ｉ）按§２９．３０９制定的最大前飞速度的０．９倍；
（ｉｉ）按§２９．２５１和§２９．６２９表明的最大速度的０．９倍；
（ｉｉｉ）在临界高度条件下证实的前行桨叶桨尖达到Ｍ数效应的最大速度的０．９倍。
（ｂ）ＶNE可以随高度、旋翼转速、温度和重量变化，如果：
（１）同时采用的变量不超过这些变量中的两个（或综合一个以上这些变量的仪表不超过两个）；
（２）这些变量（或综合一个以上这些变量的仪表指示值）的范围大到足以使ＶNE可以有一个实用和安全的变化。
（ｃ）对直升机，稳定的无动力ＶNE表示为ＶNE（无动力），如果满足下列条件，这一速度可以制定成小于本条（ａ）制定的ＶNE：
（１）ＶNE（无动力）不小于有动力ＶNE和用以满足下列要求的速度两者的平均值：
（ｉ）对Ａ类直升机，按§２９．６７（ａ）（３）的要求；
（ｉｉ）对Ｂ类直升机（符合§２９．６７（ｂ）的多发直升机除外），按§２９．６５（ａ）的要求；
（ｉｉｉ）对符合§２９．６７（ｂ）的Ｂ类多发直升机，按§２９．６７（ｂ）的要求。
（２）ＶNE（无动力）是下列之一：
（ｉ）一个恒定的空速；
（ｉｉ）比有动力ＶNE小的一个恒定值；
（ｉｉｉ）申请合格审定的部分高度范围为一个恒定空速，而其余高度范围比有动力ＶNE小的一个恒定值。
§２９．１５０９ 旋翼转速
（ａ）无动力（自转）的最大值 无动力旋翼最大转速必须制定成不超过下列两种值中小者的９５％：
（１）按§２９．３０９（ｂ）确定的最大设计值；
（２）在型号试验期间表明的最大转速。
（ｂ）无动力最小值 无动力时旋翼最小转速，必须制定成不小于下列两种值中大者的１０５％：
（１）在型号试验期间表明的最小转速；
（２）由设计验证所确定的最小值。
（ｃ）有动力最小值 有动力时旋翼最小转速必须制定成：
（１）不小于下列两种值中大者：
（ｉ）在型号试验期间表明的最小转速；
（ｉｉ）由设计验证所确定的最小值。
（２）不大于按§２９．３３（ａ）（１）和（ｂ）（１）所确定的值。
§２９．１５１７ 极限高度－速度包线
对Ａ类旋翼航空器，如果在任一速度（包括零）存在一个发动机失效后不可能进行安全着陆的高度范围，则此高度范围及其随前飞速度的变化必须与其它任何有关资料（例如，着陆场地的类型）一起制定。
§２９．１５１９ 重量和重心
必须将按§２９．２５和§２９．２７分别确定的重量和重心限制制定为使用限制。
§２９．１５２１ 动力装置限制
（ａ）总则 必须制定本条规定的动力装置限制。该限制不得超过发动机型号合格证中的相应限制。
（ｂ）起飞工作状态 动力装置起飞工作状态必须受下列限制：
（１）最大转速 不得大于：
（ｉ）旋翼设计所确定的最大值；
（ｉｉ）在型号试验期间表明的最大转速。
（２）最大允许进气压力（对活塞式发动机）；
（３）涡轮进口或涡轮出口的最高允许燃气温度（对涡轮发动机）；
（４）对每台发动机的最大允许功率或扭矩（考虑全发工作时传动装置输入功率的限制）；
（５）对每台发动机的最大允许功率或扭矩（考虑单发停车时传动装置输入功率的限制）；
（６）与本条（ｂ）（１）至（５）制定的限制相对应的功率在使用时间上的限制；
（７）如果按本条（ｂ）（６）制定的时间限制超过２分钟则取以下温度：
（ｉ）最高允许的气缸温度或冷却剂出口温度（对活塞式发动机）；
（ｉｉ）最高允许的发动机、传动装置的滑油温度。
（ｃ）连续工作状态 连续工作状态必须受下列限制：
（１）最大转速 不得大于：
（ｉ）旋翼设计所确定的最大值；
（ｉｉ）在型号试验期间表明的最大转速。
（２）按§２９．１５０９（ｃ）旋翼转速要求所表明的最小转速；
（３）最大允许进气压力（对活塞式发动机）；
（４）涡轮进口或涡轮出口的最高允许燃气温度（对涡轮发动机）；
（５）对每台发动机的最大允许功率或扭矩（考虑全发工作时传动装置输入功率的限制）；
（６）对每台发动机的最大允许功率或扭矩（考虑单发停车时传动装置输入功率的限制）；
（７）以下三者的最高允许温度：
（ｉ）气缸头或冷却剂出口（对活塞式发动机）；
（ｉｉ）发动机滑油；
（ｉｉｉ）传动装置滑油。
