第27.859条 加温系统
（a）概述 对于包括座舱通气管或排气管的每个加温系统，必须有措施防止一氧化碳进入座舱或驾驶舱。
（b）热交换器 每个热交换器必须符合下列规定：
（1）用适当的材料制造；
（2）在所有情况下都能充分冷却；
（3）容易拆开进行检查。
（c）燃烧加温器的防火 除非已在加温器设计中采取了在加温器燃油系统出现燃油泄漏、通风管道着火或其它任何加温器故障情况下，防止危险发生的措施，否则对加温器区域必须考虑第27.1183条、第27.1185条、第27.1189条和第27.1191条有关防火特性的适用要求，并提供：
（1）经批准的快速反应火警探测器，并在数量和布局上保证迅速探测到加温器区域的火警；
（2）灭火器系统其对加温器区域的整个面积至少提供一个足够流量的喷头；
（3）各区域各部位的完整排放措施，以最大限度地减少因含有可燃液体的部件失效或故障造成的危险。排放措施必须：
（ⅰ）在预期经常需要排放的情况下是有效的；
（ⅱ）合理安排以避免所排出的液体产生其它火灾。
（4）合理安排的通风设施，以避免所排出的蒸汽造成其它火灾；
（d）通风管道 所有通过加温器区域的通风管道都必须是防火的。
（1）除非使用防火阀门或与其等效的方式进行隔离，否则加温器通风管道下游段必须在足够长的距离内是防火的，以确保能包容加温器内的任何火焰。
（2）通风管道通过装有可燃液体系统的任一区域的的每一部分必须与该系统隔离或构造成在该系统的任何部件发生故障时，可燃液体或蒸汽不会进入通风气流中。
（e）燃烧空气管道 各燃烧空气管道必须有足够的一段是防火的，以防止因回火或反向火焰蔓延而引起损坏。此外，还必须符合下列规定：
（1）燃烧空气管道不得与通风气流接触，除非在任何工作条件下（包括倒流或加温器或其有关的部件出现故障）回火或反向燃烧火焰不会进入通风气流；
（2）如果限制有可能造成加温器损坏，燃烧空气管道不得限制回火的迅速缓解。
（f）加温器操纵装置。总则 必须有措施防止在加温器操纵部件、操纵系统管路或安全控制装置上或之内出现危险的积水或结冰。
（g）加温器安全控制装置 对于每个燃烧加温器，必须备有以下安全控制装置：
（1）每个加温器必须备有与正常连续控制空气温度、空气流量及燃油流量的部件无关的独立装置，当发生下列任一情况时，能在远离加温器处自动切断该加温器的点火和供油：
（ⅰ）热交换器温度超过安全限制；
（ⅱ）通风空气温度超过安全限制；
（ⅲ）燃烧空气气流变得不适于安全工作；
（ⅳ）通风空气流量变得不适于安全工作。
（2）为各独立加温器配备的符合本节（g）（1）要求的设施必须：
（ⅰ）与任何其它加温器（其供热对安全运行是至关重要的）所用的部件无关；
（ⅱ）在机组重新启动之前，保持加温器断开。
（3）必须有措施能在任何加温器（其供热对安全运行是至关重要的）被本条（g）（1）所规定的自动装置切断后，向机组发出警告。
（h）空气进口 每个供燃烧和通风用的空气进口的设置，必须在下述情况下能防止可燃液体或蒸汽进入加温器系统：
（1）在正常运行过程中；
（2）任何其它部件出现故障时。
（i）加温器排气 各加温器排气系统必须满足第27.1121条和第27.1123条的要求。
（1）每个排气管套必须密封以防止可燃液体或危险数量的蒸汽通过接头进入排气系统；
（2）如果限制有可能造成加温器损坏，排气系统不得限制回火的迅速缓解。
（j）加温器燃油系统 加温器燃油系统必须满足影响到加温器安全运行的动力装置燃油系统要求。处于通风气流中的加温器燃油系统部件必须有管套保护，以防止来自这些部件的泄漏进入通风气流。
（k）排放系统 必须有措施安全排放可能在燃烧室或热交换器中积聚的燃油。
（1）在高温下工作的排放系统部件必须像加温器排气系统那样进行保护。
（2）在任何运行条件下，排放系统必须对危险的结冰进行防护。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.861条 结构、操纵机构和其它部件的防火
受动力装置着火影响的每个结构件、操纵机构、旋转机构的各个部分以及操纵着陆所不可缺少的其他部件，都必须是防火的或加以保护，以便在任何可预见的动力装置着火情况下，至少在5分钟内它们能完成其主要的功能。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.863条 可燃液体的防火
（a）凡可燃液体或蒸气可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须有措施尽量减小液体和蒸气点燃的概率，以及万一点燃后的危险后果。
（b）必须用分析或试验方法表明符合本条（a）的要求，同时必须考虑下列因素：
（1）液体渗漏的可能漏源和途径，以及探测渗漏的方法；
（2）液体的可燃特性，包括任何可燃材料或吸液材料的影响；
（3）可能的引燃火源，包括电气故障，设备过热和防护装置失效；
（4）可用于抑制燃烧或灭火的手段，例如截止液体流动，关断设备，采用防火包容物或使用灭火剂；
（5）对于飞行安全是关键性的各种旋翼航空器部件的耐火耐热能力。
（c）如果要求飞行机组采取行动来预防或处置液体着火（例如关断设备或起动灭火瓶），则必须备有迅速动作的向机组报警的装置。
（d）凡可燃液体或蒸气有可能因液体系统渗漏而逸出的区域，必须确定其部位和范围。
外挂物
第27.865条 外挂物
（a）必须通过分析或试验或两者结合的方法表明，对于申请用于无人外挂载重的旋翼航空器--装载组合的旋翼航空器外挂物的吊挂设备，能承受等于2.5或按第27.337条至第27.341条规定的某一较小的载荷系数乘以经申请核准的最大外挂物的重量所产生的限制静载荷。必须通过分析或试验或两者结合的方法表明，对于申请用于有人外挂载重的旋翼航空器-装载组合的旋翼航空器外挂物的吊挂设备和相应的载人装置，能承受等于3.5或按第27.337条至第27.341条规定的某一较小但不小于2.5的系数乘以经申请核准的最大外挂物的重量所产生的限制静载荷。对于任何级别旋翼航空器-装载组合和任何类型外挂载重的载荷，必须作用在垂直方向。对于任何适用的外挂载重类型的可抛放外挂物，其载荷也必须作用在使用中所能达到的与垂直方向成最大角度的任何方向上，但不小于300，然而，如果符合下列情况之一，此300角可以降至更小的角度：
（1）规定使用限制，把外挂物的作用限制到已表明符合本条要求的角度之内；
（2）已表明在使用中不会超过此较小的角度。
（b）对于可抛放旋翼航空器-装载组合的外挂物吊挂设备，必须具有使驾驶员在飞行中能快速释放外挂物的释放系统，该快速释放系统必须由一个主快速释放子系统和一个备用快速释放子系统组成，且这两个子系统是相互隔开的。该快速释放系统及其操纵机构必须满足下列要求：
（1）主快速释放子系统的操纵机构必须安装在驾驶员的主操纵机构上或者在等同的可接近位置上。而且必须设计和布置成在应急情况下可以由任一驾驶员或一位机组成员操纵它，且没有危险地限制他们操纵旋翼航空器的能力；
（2）必须提供驾驶员和另一位机组成员容易接近的备用快速释放子系统的操纵机构；
（3）主、备用快速释放子系统必须符合下列要求：
（ⅰ）在带所有外挂物直到包括经申请核准的最大外挂限制载荷的情况下，其工作正常、可靠、耐久；
（ⅱ）能防止从外部和内部来的电磁干扰和进行闪电防护，以预防意外的载荷释放。
（A）对于用于无人外挂载重的可抛放式旋翼航空器-装载组合，要求的最大保护电场强度为20伏/米。
（B）对于用于有人外挂载重的可抛放式旋翼航空器-装载组合，要求的最大保护电场强度为200伏/米。
（ⅲ）对可能由旋翼航空器任何其它电气或机械系统的失效模式引起的任何失效进行保护。
（c）对于用于有人外挂载重申请的旋翼航空器-装载组合，旋翼航空器必须符合下列规定：
（1）对于可抛放外挂物，要有符合本条（b）要求的快速释放系统，且符合下列要求：
（ⅰ）为主快速释放子系统，提供一套双作动装置；
（ⅱ）为备用快速释放子系统，提供一套隔开的双作动装置。
（2）具有可靠的经批准的载人装置，该系统具有对于外部乘员安全必不可少的结构功能和人员安全特性。
（3）在所有适当位置设置标牌和标记，清楚标明主要系统的操作指南及对于载人装置的进、出指南。
（4）设置指定的机组成员和外部人员之间所要求的直接通话联络设备。
（5）在飞行手册中包含有执行有人外挂载重操纵的适当的限制和程序。
（d）临界构型的可抛放外挂物必须用分析、地面试验和飞行试验相结合的方法表明在正常飞行条件下，在整个批准的使用包线内是可以运输和释放的，且对旋翼航空器不产生危险。另外必须表明在应急飞行情况下，外挂是可释放的且不会危及旋翼航空器。
（e）外挂物吊挂设备附近必须设置标牌或标记，其上清楚标明第27.25条和本条所规定的使用限制和经核准的最大外挂载重。
（f）对用于无人外挂载重的旋翼航空器-装载组合，本规章第27.571条疲劳评定不适用，但关键结构部件失效会导致旋翼航空器发生危险除外。对于用于有人外挂载重的旋翼航空器-装载组合，本规章第27.571条疲劳评定适用于整个快速释放和人员携带装置结构系统及其连接件。
[2002年7月2日第一次修订]
其 它
第27.871条 水平测量标记
必须有在地面为旋翼航空器调水平的基准标记。
第27.873条 配重设施
配重设施必须设计和制造成能防止配重在飞行中偶然移动。
E章 动力装置
总则
第27.901条 动力装置
（a）就本规章而言，旋翼航空器动力装置包括下列部件（除主、辅旋翼结构外）：
（1）推进所必需的部件；
（2）与主推进装置操纵有关的部件；
（3）在正常检查或翻修的间隔期内与主推进装置安全有关的部件。
（b）对于动力装置，必须满足下列要求：
（1）动力装置各部件的构造、布置和安装必须保证在正常检查或翻修的间隔期间内，在申请批准的温度和高度范围内，能继续保持其安全运转；
（2）其装置必须是可达的，以进行持续适航性所必要的检查和维护；
（3）装置的主要部件必须与旋翼航空器其它部分电气搭接，以防止产生电位差；
（4）涡轮发动机的轴向和径向膨胀不得影响动力装置的安全。
（5）必须采取设计预防措施，将对旋翼航空器安全运行所必需的部件和设备不正确装配的可能性减至最小，除非能表明，在不正确装配下的运行是极不可能的。
（c）动力装置必须符合下列规定：
（1）CCAR－33规定的安装说明书；
（2）本章中适用的规定。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.903条 发动机
（a）发动机型号合格证。
每型发动机必须有经批准的型号合格证。用于直升机的活塞式发动机必须符合CCAR－33第33.49条（d）的要求，或按其预定用途以其它方式批准。
（b）发动机或传动系统冷却风扇叶片的保护。
（1）如果安装了发动机或旋翼传动系统的冷却风扇，则必须具有当风扇的叶片损坏时保护旋翼航空器并使其安全着陆的措施。这项要求必须由下列规定之一表明：
（ⅰ）在损坏时，风扇叶片被包容；
（ⅱ）每台风扇的安装使得叶片损坏时，不会危及旋翼航空器的安全；
（ⅲ）每个风扇叶片能承受由下述条件限制的使用中预期出现的离心力的1.5倍极限载荷：
（A）对直接由发动机驱动的风扇，由下列条件之一限制：
①在无控制情况下，发动机达到的极限转速；
②超转限制装置的限制转速。
（B）对由旋翼传动系统传动的风扇，为包括瞬态在内的使用中预期出现的旋翼传动系统的最大转速。
（2）除非按第27.571条的要求进行了疲劳评定，否则必须表明，在旋翼航空器的使用限制内，冷却风扇叶片不在共振状态下工作。
（c）涡轮发动机的安装
对于涡轮发动机安装，与发动机各控制装置、系统和仪表有关的各动力装置系统的设计必须能合理保证，在服役中不会超过对涡轮转子结构完整性有不利影响的发动机使用限制。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.907条 发动机振动
（a）发动机安装必须防止发动机或旋翼航空器的任何部件产生有害振动。
（b）旋翼和旋翼传动系统与发动机组合后，不得使发动机的主要转动部件承受过大的振动应力，这项要求必须经由振动研究来表明。
（c）旋翼传动系统的部件不得承受过大的振动应力。
旋翼传动系统
第27.917条 设计
（a）当发动机失效时，旋翼传动系统必须具有把该发动机与主旋翼和辅助旋翼自动脱开的装置。
（b）旋翼传动系统必须这样布置，当主旋翼及辅助旋翼与发动机脱开后，自转时为操纵需要的旋翼继续由主旋翼驱动。
（c）如果旋翼传动系统中采用了扭矩限制装置，则该装置必须布置得当其工作时，能够连续地操纵旋翼航空器。
（d）旋翼传动系统是指将功率从发动机传到旋翼毂所必需的各部件，包括减速器、传动轴系、万向接头、联轴器、旋翼刹车装置、离合器、轴系支承装置，以及任何连接到或安装在旋翼传动系统上的附加的附件安装座、附件传动装置、冷却风扇。
第27.921条 旋翼刹车
如果旋翼传动系统中采用了一种能控制旋翼转动，又与发动机无关的机构，则必须规定此机构的使用限制，并对此机构的操纵必须具有防止误动的措施。
第27.923条 旋翼传动系统和操纵机构的试验
（a）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。
（b）旋翼传动系统和操纵机构的试验必须不少于100小时，试验必须在旋翼航空器上进行，扭矩必须由安装在其上的旋翼吸收。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，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。
（c）本条（b）所规定的试验中，有60小时必须在不小于发动机最大连续扭矩及相应于最大连续扭矩的最大转速下试车。进行此试验时，为模拟前飞，主旋翼操纵机构必须置于产生最大纵向周期变距的位置。辅助旋翼的操纵机构必须处于在试验条件下的正常工作位置。
（d）本条（b）所规定的试验中，有30小时（或者，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（OEI）功率的旋翼航空器为25小时）必须在不小于75%发动机最大连续扭矩和相应于75%最大连续扭矩的最小发动机转速条件下试车。主旋翼和辅助旋翼操纵机构必须处于试验条件的正常工作位置。
（e）本条（b）所规定的试验中，有10小时必须在不小于发动机起飞扭矩和相应于起飞扭矩的最大转速下试车。主旋翼和辅助旋翼操纵机构必须处于垂直爬升状态的正常工作位置。
（1）对于申请使用 分钟一台发动机不工作（OEI）功率的多发旋翼航空器，在10小时试验中必须按下列要求进行12次试车：
（ⅰ）每次试车必须至少有一次使所有发动机都在起飞扭矩和相应于起飞扭矩的最大转速下运转 分钟。
（ⅱ）每次试车中必须至少有一次逐次模拟每台发动机失效，而其余发动机在 分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩和相应于 分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩的最大转速下运转 分钟。
（2）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，必须按如下规定进行10次试车：
（ⅰ）紧接在至少5分钟的起飞试车后，必须逐次模拟每个动力源的一次失效，并在其余受作用的传动系统功率输入端施加最大扭矩和相应于30秒钟一台发动机不工作（OEI）功率的最大转速运转不少于30秒钟，接着在最大扭矩和相应于2分钟一台发动机不工作（OEI）功率的最大转速下运转不少于2分钟。至少有一次试车顺序是从模拟"飞行慢车"状态开始进行的。当在试车台上进行试验时，试验程序必须在起飞功率状态稳定后进行。
（ⅱ）就本条而言，受作用的功率输入端包括试验中可能受到所施加的较高或不对称的扭矩与转速的不利影响的所有旋翼传动系统部件。
（ⅲ）当发动机有限制时（在试验中避免功率的重复使用或防止发动机过早脱开），本试验可以在典型的台架试验设备上进行。加载到受作用的旋翼传动系统部件上的载荷、振动频率及其方法必须代表典型的旋翼航空器状态。试验部件必须是用于表明本条其余条款符合性的那些部件。
（f）本条（c）和（d）规定的试验可以在地面或飞行中完成，试验间隔时间必须不少于30分钟。本条（e）规定的每次试验间隔时间必须不少于5分钟。
（g）本条（c）、（d）和（e）规定的试验中，在不大于5小时的时间间隔内，发动机必须快速停车，足以使发动机及旋翼传动装置与旋翼自动脱开。
（h）本条（c）所规定的运行状态下，必须完成主旋翼纵向、横向、辅助旋翼的全周期操纵各500次。全周期是指操纵机构从中立位置到两极限位置再返回中立位置的移动（操纵机构的移动不需产生超过飞行中遇到的最大载荷或挥舞运动）。此周期操纵可在本条（c）规定的试验中完成。
（i）必须按下列要求至少完成200次离合器的啮合试验：
（1）使离合器的传动轴从动端加速转动；
（2）用申请人选择的转速和方法。
（j）对于申请使用30分钟一台发动机不工作（OEI）功率的多发旋翼航空器，必须在30分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩和相应于30分钟一台发动机不工作（OEI）扭矩的最大转速下运转5次，在每次运转中，必须依次使每台发动机不运转，而其余发动机运转30分钟。
（k）对于申请使用连续一台发动机不工作（OEI）功率的多发旋翼航空器，必须在连续一台发动机不工作（OEI）扭矩和相应于连续一台发动机不工作（OEI）扭矩的最大转速下运转5次，在每次运转中，必须依次使每台发动机不运转，而其余发动机运转1小时。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.927条 附加试验
（a）必须进行为了确定旋翼传动机构安全所必需的附加的动态试验、耐久性试验、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的输出扭矩，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，发动机功率的主要操纵是通过飞行操纵实现的），则必须进行下列试验：
（1）在与所有发动机运转有关的状态下，做200次运转试车，每次10秒钟，扭矩至少等于下列较小值：
（ⅰ）满足第27.923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在可能的条件下，达到能获得的最大扭矩（若安装了扭矩限制器且其功能正常），每个传动输入端在最大扭矩下必须至少试验15分钟。
（3）本条规定的试验必须在旋翼航空器上以试验功率状态预期使用的最大转速下进行，扭矩必须由安装在其上的旋翼吸收。但是，如果支承和振动条件严格地模拟旋翼航空器试验中的条件，可采用其它地面或飞行设备以适当的方法吸收扭矩。
（c）必须用试验表明，在旋翼传动系统的主滑油系统压力损失后，旋翼传动系统能够在自转条件下运转15分钟。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.931条 轴系的临界转速
（a）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27.935条 轴系接头
工作中需要润滑的每个万向接头、滑动接头和其它轴系接头，必须有润滑措施。
第27.939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、喘振或熄火）。
（b）在正常运行期间，涡轮发动机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扭转不稳定性。
燃油系统
第27.951条 总则
（a）燃油系统的构造和布置必须保证在各种很可能的工作条件下，包括申请合格审定的各种机动状态下，均能满足发动机正常工作所需要的燃油流量和压力。
（b）燃油系统的布置必须满足下列要求之一：
（1）燃油泵不能同时从一个以上的油箱内吸油；
（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，并且每10升燃油含有所添加的2毫升游离水（每1美加仑含0.75毫升），然后冷却到在工作中可能遇到的最临界的结冰条件。
第27.952条 燃油系统的抗坠撞性
除非采用了局方可接受的其它方法，使燃油系统受到可生存撞击（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，燃油系统必须具有本条的设计特征。必须表明这些系统可承受本条的静、动态减速载荷，而导致燃油泄漏至点火源的系统部件、燃油箱或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个作用的极限载荷。
（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围住，除非能确定周围结构无凸起或可能导致油箱破裂的其它设计特征；
（5）油箱必须自由下落并以水平位置±10°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会使燃油释放到主要的点火源（例如发动机、加热器和辅助动力装置）或乘员的情况是极不可能的，每个燃油箱的设计和安装必须使得在下列极限惯性载荷系数单独作用下能保持箱内油量：
（1）机舱内的燃油箱：
（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，必须安装该接头或等效的装置。
（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）分离脱落接头的载荷必须是供油管路中最弱部件的最小极限失效载荷（极限强度）的25％-50％之间。不论管路尺寸大小，分离载荷必须不小于136公斤（300磅）。
（ⅱ）只要以最可能出现的失效模式施加极限载荷（本条（c）（1）（ⅰ）中所定义），脱落接头就必须分离；
（ⅲ）所有的脱落接头必须具有设计措施，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，以防止由于运行冲击、振动或加速而导致接头脱开或无意中关闭；
（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）所有独立的连接供油系统的脱落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27.955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27.571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，由可生存撞击引起的载荷不得大于管路中最弱部件的极限载荷（强度）的25％-50％，且必须符合第27.571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 除非证明在可生存撞击中燃油箱和燃油系统部件与旋翼航空器局部结构之间的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旋翼航空器局部结构之间必须用易碎的或易变形的连接件连接。燃油箱和燃油系统部件与旋翼航空器局部结构之间的连接，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离或使局部易变形连接件相对于其支撑结构的变形所需要的载荷，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）当以最可能出现的模式施加极限载荷（如本节（d）（1）中定义）时，易碎的或局部易变形连接件必须如预期那样出现分离或局部变形。
（3）所有易碎的或局部易变形的连接件必须符合第27.571条疲劳评定的要求。
（e）燃油和点火源的隔离 为了提供最大的抗坠撞性，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、导线和电气设备的设计、构造和安装必须尽可能是抗坠撞的。
（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27.953条 燃油系统的独立性
（a）对于多发旋翼航空器的燃油系统向每台发动机供油都必须通过一个与其它发动机供油系统相独立的系统供油。然而对每台发动机供油的油箱不必相互独立。
（b）如果多发旋翼航空器使用单个油箱，则必须满足下列要求：
（1）对于每台发动机，要有单独的油箱出油口，并在油箱每个出油口上设有切断阀。如果该阀和发动机舱之间的管路中，不会积存可排入发动机舱危险数量的燃油，则该切断阀也可作为第27.995条所要求的防火墙切断阀。
（2）至少有两个通气口，它们应设置在被同时堵塞的概率最小的位置。
（3）加油口盖应设计成使错误安装或在飞行中丢失的概率减至最小。
（4）在该燃油系统中，从每个油箱出口到任一发动机的部件要与向其它发动机供油系统的每个部件相互独立。
第27.954条 燃油系统的闪电防护
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）在燃油通气口处产生电晕放电和流光。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.955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至少能提供发动机所需的100%燃油（如果适用，还包括按第27.927条要求的试验状态运转一台或多台发动机所需的燃油量），除非采用等效的方法，否则，必须通过满足下列规定的试验来表明符合性，但无须考虑不大可能发生的组合情况。
（1）经临界加速度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以内；
（2）燃油箱内的燃油量不得超过第27.959条确定的该油箱不可用油量与进行本试验所需的最小附加燃油量之和；
（3）相对于旋翼航空器的各种飞行姿态而言，燃油箱出口与发动机进口之间的燃油压头必须是临界的；
（4）对泵供油系统应安装临界燃油泵，以便产生（用实际或模拟的失效）泵失效所预期的燃油流量的临界限制；
（5）必须使用发动机转速、电源或燃油泵的其它动力源的临界值；
（6）必须应用会对燃油流量有不利影响的燃油特性临界值；
（7）必须使第27.997条要求的燃油滤堵塞到能模拟燃油污染物积累达到按第27.1305条（q）所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，要求燃油能输送到另一油箱，则必须通过一个系统自动进行。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）多个燃油箱
如果能由一个以上的燃油箱向一台发动机供油，则除了应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27.959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27.961条 燃油系统在热气候条件下的工作
对于虹吸式燃油系统和其它易形成油气的燃油系统，必须用试验表明，在临界工作条件下（如果适用，还包括第27.927条（b）（1）和（b）（2）定义的发动机工作状态），燃油温度为43°C（110°F）时，发动机能在合格审定范围内满意地工作。
[2002年7月2日第一次修订]
第27.963条 燃油箱： 总则
（a）每个燃油箱必须承受运行中可能遇到振动、惯性、油液及结构的载荷而不损坏。
（b）容量等于或大于38.5升（10美加仑）的油箱，必须有内隔板或外部支承，以承受燃油振荡。
（c）燃油箱必须用防火墙与发动机舱隔开，燃油箱与防火墙之间必须至少有13毫米（1/2英寸）空隙。
（d）邻近油箱表面的空间必须通气，以便一旦漏油时，燃油蒸汽不能积聚在油箱舱。如果两个或两个以上的油箱有互相连通的出口，那么这些油箱必须看成是一个油箱，这些油箱的通气空间也必须相互连通，以防止由于这些油箱间通气压力差而引起燃油从一个油箱流向另一个油箱。
（e）燃油箱任一部件暴露表面的最高温度，必须按局方规定的安全裕度，低于燃油箱中燃油或燃油蒸气预期的最低自燃温度。必须在燃油箱内部所有部件的全部工作状态下和所有失效或故障条件下，表明本要求的符合性。
