ICS 49.090 V 44
民用飞机环境控制系统通用要求
General requirements for environmental control system of civil aircraft
2014-05-19 发布 2014-10-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1.1-2009 给出的规则起草。
本标准代替 HB 7489-1997《民用飞机环境控制系统通用要求》。与 HB 7489-1997 相比，为了适应《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》最新版本(CCAR-25-R4)的要求，本标准除编辑性修改外主要技术变化如下：
——增添 CCAR-25-R4 中环境控制系统适用条款的所有内容;
——参照 CCAR-25-R4§25.831(a)的规定，将通常情况下座舱空气调节分系统至少应能向每一乘员提供 0.283 m3/min 调整为 0.25 kg/min 的新鲜空气;
——参照 CCAR-25-R4§25.841(a)的规定，飞机在最大使用高度上正常运行时，将座舱压力高度从不超过 2 100 m 调整为不超过 2 438 m;
——增添组成与功能、控制、环境适应性、噪声、安全性、可靠性、维修性、设备管路及安装、材料和结构完整性等章节。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：辛旭东、苏和平、南国鹏、李革萍、简夕忠、田力伟、舒秀丽。
本标准于 1997 年首次发布。
民用飞机环境控制系统通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机环境控制系统的组成和功能、控制、环境适应性、噪声、安全性、可靠性、维修性等技术要求以及相应的验证要求。
本标准适用于民用飞机上以发动机引气作为动力的环境控制系统;本标准不适用于全电或多电环境控制系统。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》 (CCAR-25-R4) 中国民用航空局 2011年 11 月 7 日中国民航局令第 209 号
RTCA/DO-160G 机载设备环境条件和试验程序(Environmental conditions and test procedures for airborne equipment)
RTCA/DO -178B 机载系统和设备合格审定中的软件考虑(Software considerations in airborne systems and equipment certification)
RTCA/DO-254 机载电子硬件的设计保证指南(Design assurance guidance for airborne electronic hardware)
SAE ARP 699 E 飞机高温空气管道系统(High temperature pneumatic duct systems for aircraft)
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
风挡关键视野区 critical viewing area of windshield
足以使两名驾驶员在飞机各种正常姿态下沿飞行航迹均有充分宽阔视界的风挡透明区域。注：本条的定义与 CCAR 25.773(b)(1)的规定一致。
3.2
失效概率 failure probability
每飞行小时发生失效状态的平均概率。
3.3
海平面当量 sea level equivalent
温度 25℃(77℉) 和压力 1 013.2 mbar(760 mmHg)的大气状态。
注：本条的定义与 CCAR-25-R4§25.832(b)的要求协调。
4 要求
4.1 功能和组成
民用飞机上以发动机引气作为动力的环境控制系统通常由座舱空气调节、电子设备强迫通风冷却、座舱压力控制、环境防护(防冰、除雨和防雾)和引气五大分系统所组成;其主要功能如下：
a) 座舱空气调节分系统应提供足够的未被污染的新鲜空气，用于座舱的通风、温度控制、湿度控制和增压，为机组成员和乘员提供合理舒适的工作和生活环境;
b) 电子设备强迫通风冷却分系统应维持电子设备内部关键元器件的表面温度不高于可靠性要求的温度水平;
c) 座舱压力控制分系统应严格地控制座舱压差、座舱压力高度及其变化速率， 以满足人体生理需求和保证飞机结构安全可靠;
d) 在恶劣复杂的气象条件下，环境防护分系统应使飞机性能、稳定性和操纵性不超出合理的限制，并维持风挡关键视野区内外表面足够的清晰度，确保飞行安全;
e) 引气分系统应给所有用气分系统提供合适的压缩空气。
4.2 控制
当飞机处于任何瞬态飞行，或由于控制调定值的任何变化时，全套环境控制系统的控制应保持稳定，动态性能指标应满足 4.11.1～4.11.5 规定的要求;应确定最低的动态性能要求，避免系统不稳定和其他动态问题的出现。
4.3 环境适应性
4.3.1 自然环境
环境控制系统应能够承受专用规范规定的温度、压力、霉菌、盐雾、湿热和砂尘等的自然环境条件，并在使用寿命期间内能够正常工作;应考虑到环境控制系统对其周围环境温度的影响。
4.3.2 机械环境
在专用规范规定的振动、冲击和加速度等的机械环境条件下，应保证环境控制系统能够正常工作。
4.3.3 电磁环境
4.3.3.1 电磁干扰防护
环境控制系统所属的电子/电气设备与控制装置的设计和安装应保证机上所有电子/电气设备与控制装置同时工作都不受电磁干扰的不利影响。
4.3.3.2 闪电防护
4.3.3.2.1 金属和非金属组件
环境控制系统应具有防止闪电引起的灾难性后果的如下保护措施：
a) 金属组件应设计成不致因闪击而危及飞机，或者金属组件合适地搭接到飞机机体上;
b) 非金属组件的设计使闪击的后果减至最小，或者非金属组件具有可接受的分流措施，能将产生的电流分流而不致危及飞机。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.581 的要求协调。
4.3.3.2.2 电子/电气设备
每一执行关键或重要功能的电子/电气设备的设计和安装，在飞机遭遇闪电环境时，应保证执行这
些功能的设备的工作与工作能力不受不利影响。
4.3.3.3 高强度辐射场防护
电子/电气设备的设计和安装应满足 CCAR 25.1317 的要求。
4.3.3.4 电搭接和防静电保护
电搭接和防静电保护的设计应使得造成人员电击受伤、点燃可燃蒸汽或者干扰安装的电子/电气设备的静电积聚最小。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.899(a)的要求协调。
4.4 噪声
4.4.1 总则
在巡航和地面状态下，环境控制系统所造成的座舱噪声声压级至少应比专用规范的规定值低
10 dB (A)。
4.4.2 设备
设备的噪声要求应与当前行之有效的通用要求相一致，并在其订购技术协议中予以明确，如要降低噪声以满足 4.4.1 的设计目标，则要使用隔振和隔音措施。
4.4.3 安装设计
设备产生的噪声要由安装设计来控制，应采取如下技术措施：
a) 空调组件安装在不易产生强迫振动的非气密区内;在正常情况下，任何因空调组件而产生的结构噪声不能影响座舱噪声;若出现谐振效应，在空调组件安装点设置减振器;
b) 对空调组件的进气和排气导管进行消音处理，进、排气口位于要求消音处理量最少的地方;
c) 风扇尽可能安装在远离座舱地板的地方，任何风机都不能与座舱地板结构相连;
d) 设备与进、出口导管的连接需使用柔性软管或滑动式套筒， 以抑制振动的传递，若用刚性导管则不能与飞机结构直接相连。
4.4.4 气流
应采取如下技术措施以减少气流噪声：
a) 地板底下的分配导管的空气流速不超过 15.24 m/s(3 000 ft/min)，地板以上的分配导管的空气流速不超过 10.16 m/s(2 000 ft/min)，排气格栅出口处速度不超过 2.54 m/s(500 ft/min);
b) 若总体布局允许，导管弯曲半径愈大愈好，尽量避免直角等突变性弯曲，使弯曲形状和尺寸尽量与气体流动规律相符，通过分叉管计算和试验，使分叉处噪声降至最低;
c) 混合室的截面宜做成圆形，用于空气分配的导管尽可能圆滑过渡，以减少座舱低频噪声;
d) 用多个小孔来代替单孔的限流孔板，使其产生的噪声降至最低。
4.5 安全性
4.5.1 总则
在单独和与其他系统一同考虑的情况下，环境控制系统及其部件的设计应满足下列要求：
a) 妨碍飞机继续安全飞行与着陆的任何灾难性失效状态应是极不可能的(失效概率不大于1×10-9)，单一故障不会导致灾难性的失效;
b) 极大降低飞机运行能力或安全裕度的任何危险失效状态应是极微小的(失效概率不大于1×10-7 但大于 1×10-9);
c) 较大降低飞机运行能力或安全裕度的任何主要失效状态应是微小的(失效概率不大于 1×10-5但大于 1×10-7);
d) 轻微降低飞机运行能力或安全裕度的任何次要失效状态应是很可能的(失效概率大于1×10-5)。
4.5.2 纠正措施
应提供警告信息，向机组指出分系统的不安全工作情况并能使机组成员采取适当的纠正动作，分系统、控制器件和有关的监控与警告装置的设计应尽量减少可能增加危险的机组失误。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.1309(c)的要求协调。
4.5.3 软、硬件
环境控制系统所属的分系统软、硬件的研发应参照 RTCA/DO-178B 中 2.2 和 RTCA/DO-254 中第 2 章的规定，合理地确定各分系统的软件危险等级和硬件设计保证等级。
4.6 可靠性
环境控制系统及其所属的分系统的可靠性指标应满足专用规范的要求。
4.7 维修性
4.7.1 总则
设备和模块应尽量设计成为航线可更换件或航线可更换模块，若其功能和性能相同应具有互换性;一旦发生故障，应将详细的分系统数据信息记录在非易失性的存储器中;应装有能够预测到故障的健康状态监测系统。
4.7.2 活门
活门应装有能够避开控制回路和不需要专门工具而能外部手动独立操作的检查机构，控制和关断活门(单向活门除外)应装有维修人员能目视观察到的位置指示器;装有过滤器的活门宜无需拆卸活门就能够更换过滤器。
4.7.3 管路
管路的维修性应满足下列要求：
a) 导管与导管、设备与导管之间的金属连接接头应选用简单快速连接形式而不能使用密封胶;
b) 尽量减少导管接头数量并不影响系统可维护性，更换导管时，使用正常的维护技术即可轻易地搭配连接接头而邻近零件不会产生过度预载荷或应力;
c) 所有管路上可置换件宜布置成无需顺序拆装其他附件;
d) 分配导管的设计应考虑到耐蚀性、使用寿命、各类损坏、可维护性、防泄漏和抗挤压等问题;
e) 清洗排气口、侧壁通道、温度传感器、过滤器和可能集聚烟、棉绒的其他区域应易于接近。
4.7.4 地面连接件
地面空调装置、地面高压供气装置和座舱泄漏量试验的连接件应符合国际标准化的要求， 并安装于所有地面维护工作期间易于达到的位置。
4.8 设备、管路及安装
适航标准对其功能有要求的每项设备的种类和设计应与预定功能相适应，并用标牌标明其名称、功能或使用限制，或这些要素的适用组合;应清晰地标明驾驶舱内每个操纵器件的功能和操作方法，每个应急操纵器件为红色，驾驶舱内的警告灯、戒备灯和提示灯应满足 CCAR-25-R4§25.1322 的规定;
按规定的限制要求安装管路和设备后，应保证所组成的分系统在各种可预期的运行条件下能完成预定功能。
注：本段要求与 CCAR-25-R4§25.1301(a)、CCAR-25-R4§25.1309(a)、CCCAR-25-R4§25.1322 以及CCAR-25-R4§25.1555(a)和(d)(1)的要求协调。
管路的设计和安装应满足如下要求：
a) 给设备、导管和伺服管路做出标记，采取防差错设计;
b) 连接在可能有相对运动的部件之间的每根管路，应采用柔性连接;
c) 管路能承受制造安装的公差累积、热膨胀和飞机变形，在给导管支架提供许可约束力的条件下，应尽量减少柔性连接的数量。
注：列项 b)的要求与 CCAR-25-R4§25.1103(c)的要求协调。
4.9 材料
应正确选择材料及其防腐蚀措施，材料的适用性和耐久性应满足下列要求：
a) 材料的选择应建立在经验或试验的基础上，且应材料无毒无害;
b) 符合经批准的标准(如工业或军用标准，或技术标准规定)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能;
c) 强度性能和设计值符合 CCAR-25-R4§25.613 的规定;
d) 位于需要灭火系统的任何火区内的管路材料是耐火的，增压舱内的材料(包括用于材料的涂层或饰面)具有阻燃性;
e) 考虑到服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。
4.10 结构完整性
4.10.1 验证压力
所有承受正压或负压的附件或导管，应经受表 1 所示验证压力的较大者，验证压力试验后，恢复到正常工作状态，应能正常工作并无永久变形。
4.10.2 破坏压力
所有承受正压或负压的附件或导管，应经受表 1 所示破坏压力的较大者而无爆裂或额外泄漏，破坏压力试验后，恢复到正常工作状态，并不要求具有正确功能。
表 1 不同失效概率下的验证压力和破坏压力
4.10.3 含高能转子的设备
含高能转子的设备应满足下列要求：
a) 安装在转子破坏时既不会危及乘员、也不会对继续安全飞行有不利影响的部位。
b) 能够承受因故障、振动、异常速度和异常温度引起的损伤;此外，还要满足下列要求：
1) 辅助转子机匣能包容住高能转子叶片破坏所引起的损伤;
2) 设备控制装置、分系统和仪表设备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。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.1461(b)和(d)的要求协调。
4.11 分系统和附件
4.11.1 座舱空气调节分系统
4.11.1.1 空调组件
空调组件应满足以下要求：
a) 在非气密舱的区域内，至少装有两套独立的空调组件，应能提供足够的新鲜空气、制冷和加热能力，单套空调组件故障时，不影响其余组件继续工作;每套空调组件一般应包括下列主要附件：
1) 一台两级(或一级)涡轮冷却的空气循环装置;
2) 一套流量控制装置(含关闭活门);
3) 两级热交换器;
4) 一套高压水分离装置(含高压水分离器、冷凝器和回热器);
5) 一套温度控制装置(含控制器、传感器和热旁路活门);
6) 一套冲压空气的进排气口及其管路。
b) 空调组件的设计和安装还应采取下列技术措施：
1) 尽量减少从跑道上扬起的灰尘对热交换器的污染;
2) 空气循环装置平稳工作，没有超转的趋势，输入涡轮冷却器的空气不含有游离水分;
3) 应预防或限制结冰，以便不影响空调组件及其下游附件的正常工作;
4) 在地面和飞行的使用范围内，压气机出口温度不超过 232℃(450℉)，组件的供气温度不超过 70℃(158℉)，若某一组件的供气温度超过 88℃(190℉)，则关闭该组件;
5) 水分离器分离出的水喷入热交换器冷边进口，应避免喷嘴阻塞，一旦喷嘴阻塞也不会造成空调组件损坏。
4.11.1.2 新鲜供气量
4.11.1.2.1 正常通风
通常情况下座舱空气调节分系统至少应能向每一乘员提供 0.25 kg/min (0.55 lb/min)的新鲜空气。
注：本段要求与 CCAR-25-R4§25.831(a)的要求协调，不会一直有人在的区域(例如，厨房、厕所或机组休息区)也应满足该要求。
在单套空调组件失效的任何超过 5 min 的情况下空气调节分系统至少应能向每一乘员提供0.18 kg/min(0.40 lb/min)。
4.11.1.2.2 应急通风
在所有空调组件失效而关闭期间，应急卸压后就需要应急通风，在海平面和 3 048 m (10 000 ft)之间的巡航状态下，应能够通过座舱空气分配管路向每一乘员至少提供 0.18 kg/min(0.40 lb/min)的新鲜空气;此外，还可利用配平空气对驾驶舱和客舱区域实施加热调温。
在应急通风的情况下，座舱空气调节分系统也应满足 CCAR-25-R4§25.831 的规定。
4.11.1.3 空气分配
4.11.1.3.1 驾驶舱
通过可调节空气流量的两侧壁供气口、个人通风喷嘴、脚部喷嘴和天花板后部供气口， 输送空调空气给驾驶舱，与可能出现的烟雾和气味混合，从地板开口处排出;驾驶舱的空气分配还应满足下列要求：
a) 流经机组成员附近的空气速度限制在舒适的范围内，机组成员迎面气流速度不超过 1.02 m/s (200 ft/min);
b) 在个人通风喷嘴关闭、无太阳直接辐射和驾驶舱平均温度稳定后不小于 15 min 的正常工作期间，机组成员周围任意两点的温差不超过 3.5℃(6.3℉)。
4.11.1.3.2 客舱
经调节好的空气从客舱顶部行李舱水平位置进入，形成均匀充足的流动空气，与可能出现的烟雾和气味混合，从客舱地板水平位置通畅地排出;客舱的空气分配还应满足下列要求：
a) 在所有的舱门和个人通风喷嘴关闭时，坐着乘员附近的舒适空气流速控制在 0.10 m/s (20 ft/min)～0.20 m/s(40 ft/min)的范围内，最大空气流速不超过 0.25 m/s(50 ft/min);为避免停滞的感觉，坐着乘员头部位置的空气流速不低于 0.05 m/s(10 ft/min);
b) 在不小于 20%客载(均匀分布)、个人通风喷嘴关闭、无太阳直接辐射、厨房及其相关设备无热载荷和客舱区域平均温度稳定后不小于 15 min 的正常工作期间，客舱区域的温度变化宜达到垂直不超过 3.5℃(6.3℉)、横向不超过 2℃(3.6℉)和纵向不超过 5℃(9℉)的要求;每一客舱区域定义如下：
1) 垂直：从地板上方 50.8 mm (2 in)至地板上方 1 200 mm (47.2 in)的范围内;
2) 横向：靠近窗户座椅外侧扶手中心线平面之间，距内饰 50.8 mm (2 in)的范围除外;
3) 纵向：具有单独温度控制的客舱区域长度，距结构隔框 50.8 mm (2 in)的范围除外。
c) 客舱地板底下区域的有效流通面积应大于排气活门有效排气面积的 4 倍。
d) 宜设置空气除湿系统，避免飞机客舱内结构表面及绝热层出现水分凝结。
4.11.1.3.3 厨房/盥洗室
在地面和飞行状态下，应从每个厨房和盥洗室连续抽取大于供气量的空气并直接排出机外，以避免厨房和盥洗室可能产生的烟雾和气味渗透到客舱;每个盥洗室抽取的空气量不小于 0.51 m3/min (18 ft3/min)，每个厨房工作区换一次空气的时间不大于 2 min。
4.11.1.3.4 货舱
货舱通风应满足下列要求：
a) 有措施阻止货舱内可能产生的危险量的烟、火焰或灭火剂进入任何驾驶舱或客舱;
b) 有控制货舱内通风和抽风的措施，使所有灭火剂能抑制货舱内任何可能的着火;
c) 装有自动平衡货舱与其他增压舱压差的装置，当运输动物时，货舱内的二氧化碳浓度不超过5%体积含量(海平面当量)。
4.11.1.3.5 再循环
应利用备有高效过滤器的再循环风扇使新鲜空气和客舱地板底下的空气混合，以减少引气流量和限制座舱供气温度;当过滤器周围出现烟雾时，则关闭再循环风扇，若其故障应在驾驶舱中显示。
4.11.1.3.6 配平空气
配平空气应能够独立地对驾驶舱和客舱区域实施加热调温，并装有配平空气压力调节活门，以便避免调节干挠和防止噪声传播进入座舱。
4.11.1.3.7 个人通风
个人通风喷嘴应通过分配总管向驾驶舱、客舱、厨房和盥洗室等位置供气，其流量和方向均为可调，个人通风喷嘴的设计和安装应具有坐着乘员的头部水平位置气流速度大于 1.02 m/s(200 ft/min)的能力。
4.11.1.4 飞行中冷却与加热
在表 2 所示的设计环境条件下，座舱空气调节分系统应满足下列性能要求：
a) 在热天、满客载和全热载荷条件下的巡航期间， 正常工作时，应具有将驾驶舱和客舱的平均温度冷却至 24℃(75.2℉)的能力，单套空调组件失效时，应具有将驾驶舱和客舱的平均温度冷却至 27℃(80.6℉)的能力;
b) 在冷天、10%客载、无太阳辐射和 20%电热负荷条件下的巡航期间，无论是正常工作时还是单套空调组件失效时，应具有将驾驶舱和客舱的平均温度加热至 24℃(75.2℉)的能力。
4.11.1.5 地面加热
4.11.1.5.1 瞬态
在海平面、冷天-40℃(-40℉)、无太阳辐射、无乘客、无其他内部热载荷和所有外部门窗关闭的情况下，辅助动力装置或地面高压供气装置正常工作期间，地面瞬态加热应具有在 30 min 内将驾驶舱和客舱区域的初始冷透温度-32℃(-25.6℉)升至 21℃(69.8℉)的能力。
表 2 环境控制系统的设计压力、温度和湿度
4.11.1.5.2 稳态
在海平面、冷天-40℃(-40℉)、10%客载、最小内部热载荷、无太阳辐射和所有外部门窗关闭的情况下，辅助动力装置或地面高压供气装置正常工作期间，地面稳态加热应具有加热驾驶舱和客舱区域平均温度达到 24℃(75.2℉)的能力;单套空调组件失效时，地面稳态加热应保持驾驶舱和客舱的温度不低于 20℃(68℉)。
4.11.1.6 地面冷却
4.11.1.6.1 瞬态
在海平面、热天 40℃(104℉)、含湿量 19 g/kg (133 gr/lb)、蒙皮温度 49.5℃(121.1℉)、无乘客、
20%的电热负荷、窗帘遮蔽太阳辐射和所有外部门窗关闭的情况下， 辅助动力装置或地面高压供气装置正常工作期间，地面瞬态冷却应具有 30 min 内将驾驶舱和客舱区域的初始热透温度 46℃(114.8℉)降至 27℃(80.6℉)的能力。
4.11.1.6.2 稳态
在海平面、热天 40℃(104℉)、含湿量 19 g/kg (133 gr/lb)、满客载、全热载荷、窗帘遮蔽太阳辐射和所有外部门窗关闭的情况下，辅助动力装置或地面高压供气装置正常工作期间，地面稳态冷却应具有保持驾驶舱和客舱的平均温度为不高于 27℃(80.6℉)的冷却能力，单套空调组件失效时，地面稳态冷却应保持驾驶舱和客舱的温度不超过 32℃(89.6℉)。
4.11.1.7 温度控制
4.11.1.7.1 座舱
应分别对驾驶舱和客舱 (可分为若干区域) 实施温度自动控制;应能选择并自动保持舱内区域温度在 18℃(64.4℉)和 30℃(86℉)的范围内，其控制精度为±2℃(±3.6℉)，在自动控制失效的情况下，应能够手动维持空调组件一个不变的供气温度;当改变温度选定值或飞机飞行高度变化时，座舱平均温度变化速率不应超过 3℃/min(5.4℉/min)。
在正常工作情况下，进入驾驶舱和客舱区域的空气温度不超过 50℃(122℉)，客舱无乘员时不超过70℃(158℉)，若某一区域的供气温度超过 88℃(190.4℉)，则切断该区域的配平空气活门。
4.11.1.7.2 货舱
货舱应拥有能从驾驶舱控制的加热分系统，随着加热分系统工作，应维持货舱内的平均温度在 2℃ (36℉)和 30℃(86℉)之间。
4.11.1.8 表面温度
应采取预防措施来防止机组成员和乘员由于接近机身结构而引起的不舒适; 机身外蒙皮温度在
-35℃~50℃(-31℉~122℉)之间，客舱区域内平均温度稳定于 24℃(75.2℉)时，地板和舱壁温度应控制在下列范围内：
a) 装有标准地毯的地板和从地板至顶部内侧壁的温度应为 15℃~30℃(59℉~86℉);
b) 窗户内表面及其周缘的温度应为 11℃~31℃(51.8℉~87.8℉);
c) 距机身结构 51 mm (2 in)处的温度应为 6℃~35℃(42.8℉~95℉)。
4.11.1.9 空气污染控制
4.11.1.9.1 有害气体浓度
在正常工作和发生任何失效概率大于 1×10-5 的条件下，驾驶舱和客舱的空气不应含有达到有害或危险浓度的气体或蒸汽，且应满足下列要求：
a) 一氧化碳在空气中浓度超过 1/20 000 即认为是危险的，可使用任何可接受的检测一氧化碳的方法进行测试;
b) 飞行期间通常有人乘坐的舱的二氧化碳浓度不得超过 0.5%体积含量(海平面当量)。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.831(b)的要求协调。
4.11.1.9.2 座舱臭氧浓度
飞行时座舱中的臭氧浓度应满足下列要求：
a) 飞行高度高于 9 750 m (32 000 ft)的任何时刻不超过 0.25×10-6 体积含量(海平面当量);
b) 飞行高度高于 8 230 m (27 000 ft)的任何 3h 期间不超过 0.1×10-6 体积含量(海平面当量时
间加权平均值)。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.832(a)的要求协调。
4.11.1.10 水分和湿度控制
所有输入驾驶舱和客舱的空气不应含有游离水分;对于高空(9 000 m 以上) 飞行时间超过 12 h的驾驶舱和客舱，应考虑其环境至少保持 30%的相对湿度。
4.11.2 电子设备强迫通风冷却分系统
4.11.2.1 温度控制
4.11.2.1.1 总则
电子设备及其强迫通风冷却分系统的热接口应满足下列要求：
a) 在下列条件下，电子设备内部关键元器件的表面温度不高于可靠性要求的温度水平：
1) 正常地面工作状态，环境温度 50℃(122℉)，冷却空气的进口温度 40℃(104℉)和冷却空气流量 220 kg/ (h×kW);
2) 正常飞行工作状态，环境温度 45℃(113℉)，冷却空气的进口温度 30℃(86℉)和冷却空气流量 136 kg/ (h×kW)。
b) 在下列热条件下，电子设备内部关键元器件的表面温度不高于最高允许温度：
1) 高温起动 30 min 周期内，环境温度 70℃(158℉)，冷却空气的进口温度 70℃(158℉)和冷却空气流量 201kg/(h×kW);
2) 恶劣条件下工作状态，环境温度 65℃(149℉)，冷却空气的进口温度 55℃(131℉)和冷却空气流量 210 kg/ (h×kW)。
4.11.2.1.2 冷却空气进口温度
冷却空气进口温度的变化范围应满足下列要求：
a) 设备开启后 30 min 内允许：-40℃~70℃(-40℉~158℉);
b) 设备连续地面和飞行的工作状态：-15℃~55℃(5℉~131℉);
c) 正常连续地面工作状态：40℃(104℉);
d) 正常连续飞行工作状态：30℃(86℉)。
4.11.2.1.3 冷却空气流量
按冷却空气进口温度和电子设备稳定工作状态的最大热耗，冷却空气流量应符合以下要求：
a) 地面热设计状态下，冷却空气的进口温度为 40℃(104℉)，相对湿度不大于 40%，冷却空气的设计流量为 220 kg/ (h×kW);
b) 在地面或飞行状态下，当冷却空气的进口温度降低时，冷却空气的设计流量也应按相应比例减少至 136 kg/ (h×kW)的最小值，此时冷却空气的进口温度为 30℃(86℉)。
4.11.2.1.4 冷却空气供气静压
在海平面、冷却空气进口温度 40℃(104℉)和冷却空气流量 220 kg/ (h×kW)的条件下，进入电子设备机箱入口处的供气静压应不低于 300 Pa(表压);在非标准环境压力下，允许使用修正值。
4.11.2.1.5 环境温度
距设备各主要表面中心 75 mm 处的环境温度应满足下列要求：
a) 地面存储期间;-55℃~85℃(-67℉~185℉);
b) 设备持续的短期 (30min)工作期间：-40℃~70℃(-40℉~158℉);
c) 地面或飞行中的高、低温工作期间：-15℃~65℃(5℉~149℉);
d) 正常地面工作期间：50℃(122℉)。
4.11.2.2 水分控制
输入电子设备的冷却空气不应含有游离水分。
4.11.2.3 砂尘控制
应设置空气清洁装置，使得冷却空气中所含杂质微粒直径不大于 400μm。
4.11.2.4 地面工作
必要时应为电子设备地面工作提供相应的强迫通风冷却措施。
4.11.2.5 冷却空气分配
在飞行和地面状态下，从安装支架或分配管路拆除电子设备，不应对其他电子设备的冷却空气的流量分配产生不良的影响。
4.11.2.6 烟雾渗透
应采取措施将电子设备及其强迫通风冷却分系统可能出现的烟雾在完全增压的情况下迅速排出机外，以避免烟雾渗透到驾驶舱或客舱。
4.11.2.7 应急冷却
一旦电子设备正常冷却分系统故障，应为影响基本飞行任务或安全返航的电子设备提供应急冷却。
4.11.2.8 驾驶舱显示
当冷却空气供应状况(温度和流量)不能满足最低要求时，应在驾驶舱显示器上予以提示。
4.11.3 座舱压力控制分系统
4.11.3.1 总则
座舱压力控制分系统应提供两套独立的数字式自动控制分系统和一套手动控制分系统;当任一自动控制分系统出现故障时，能自动转换到另一套自动控制分系统;当手动控制分系统工作时，能够保证机组成员手动控制座舱压力。
机组成员预先选定着陆机场高度和飞行高度，分系统根据所检测到的飞行高度和座舱高度，从飞行剖面与飞机垂直速度的函数中得出最低可能的压力变化速率和压差限制实施座舱压力自动调节。
4.11.3.2 压力制度
座舱压力控制分系统应自动保持以下座舱压力制度：
a) 飞机在最大使用高度上正常运行时，应保持座舱压力高度不超过 2 438 m (8 000 ft);
b) 如果申请在 7 620 m (25 000 ft)以上运行的合格审定，在失效概率大于 1×10-6 的情况下，座舱压力高度不超过 4 572 m (15 000 ft);
c) 飞机的起降机场压力高度可在-610 m (-2 000 ft)～4 572 m (15 000 ft)之间任意选择;
d) 应有措施防止任何承压的门在未完全关闭、锁闩和锁定的情况下将飞机增压到不安全水平;
e) 应保证飞机着陆卸压之后，由于增压气源工作所产生的压差不能导致在打开舱门或舱盖时使人员损伤或结构损伤破坏。
4.11.3.3 压力高度变化速率
当飞机以正常最大速率爬升和下滑时，座舱压力控制分系统应自动调节座舱压力高度变化率在
-91SL m/min(-300 SL ft/min)～152 SL m/min(500 SL ft/min)的范围内变化;在机动飞行、改变油门位置和工作状态变化的情况下，座舱瞬时压力高度波动不超过图 1 所示的极限值，其频率不应超过3 次/min。
图 1 座舱正常最大压力高度变化率
机组成员能够在-610 SL m/min(-2 000 SL ft/min)和 610 SL m/min(2 000 SL ft/min)之间选择座舱压力高度变化速率。
4.11.3.4 正、负释压
飞机结构设计应提供气密舱间的爆破板或足够的流通面积，以防止因任何一个气密舱的爆炸减压而造成可能妨碍继续安全飞行与着陆的结构破坏和任何变形，并尽量减小由于零件的脱落而伤害座位上乘员的概率。
在失效概率大于 1×10-9 的爆炸减压发生后，座舱压力高度应不超过 12 192 m (40 000 ft)，而且座舱压力高度超出 7 620m (25 000 ft)的时间应不大于 2 min。
注：本段要求与 CCAR-25-R4§25.841(a)(2)的要求协调。
增压座舱至少应装有下列控制座舱压力的活门：
a) 两个释压活门，当增压源提供最大流量时能将正压差自动限制在预定值(当内压大于外压时，压差为正值)，释压活门的组合排气量应足以保证任一活门的失效不会引起压差显著升高;
b) 气密舱吃水线上方的两个负压差释压活门(或其等效装置)，能自动防止会损坏结构的负压差出
现，然而，如果设计能合理地预防其故障，则一个活门即可。
注：列项 a)的要求与 CCAR-25-R4§25.841(b)(1)的要求协调;通常，当最大供气流量时，任一释压活门应工作于超出座舱正常最大压差 24 mbar (0.35 lbf/in2)的±10 mbar(±0.15 lbf/in2)范围内。
4.11.3.5 应急卸压和排烟
增压座舱应备有应急卸压的措施，使机组成员能够迅速平衡座舱内外压差或者采用减压提高座舱高度的方法来迅速排除座舱内可能出现的烟雾和气味。
在应急卸压的过程中，应保证座舱压力高度不超过 4 572 m (15 000 ft)和座舱压力高度变化率不超过 610 SL m/min(2 000 SL ft/min)。
4.11.3.6 水上迫降
当飞机水上迫降期间及其后，应采取措施来防止水经过环境控制系统进入增压机身。
4.11.3.7 泄漏量
座舱允许的最大泄漏量应选用下列较小者并作为座舱等效泄漏面积的设计依据：
a) 在发动机处于无推力或慢车状态下，飞机从最大使用升限以最大速率下滑时，在切断增压气源的情况下，座舱允许的最大泄漏量应小于初始座舱压力高度 2 438 m (8 000 ft)降到座舱压力高度 4 572 m (15 000 ft)时所要求的泄漏量的一半;
b) 当发动机处于慢车状态时，座舱允许的最大泄漏量应小于为维持座舱压力制度所要求的泄漏量的一半;
c) 当一套空调组件不工作时，座舱允许的最大泄漏量应小于为维持座舱压力制度所要求的泄漏量的一半;
d) 座舱允许的最大泄漏量应为公式(1)所示。
G=0.342V0.667+0.227…………………………………………(1)
式中：
G ——座舱允许的最大泄漏量，单位为千克每分钟(kg/min);
V ——增压舱的容积，单位为立方米(m3);
0.227——考虑到排气活门和空调装置的泄漏量，单位为千克每分钟(kg/min)。
4.11.3.8 增压源
对于所有飞行状态，增压气源向座舱提供的最小流量应比座舱允许的最大泄漏量至少大 1.8 倍，而且不存在一氧化碳污染。
座舱供气口处应采取措施，一旦增压故障应防止出现座舱压力迅速下降的现象;对于多台发动机的飞机，在有一台发动机不工作时，应维持座舱压力制度不变。
4.11.3.9 指示和警告
在驾驶舱内应提供如下指示和警告：
a) 座舱压力高度;
b) 座舱压差;
c) 座舱压力高度变化速率;
d) 座舱压差指示器上相应的警告标记，要满足对座舱压差限制的报警要求;
e) 除机场压力高度高于警告设定值的起降期间之外，当座舱压力高度超过 3 048 m (10 000 ft)时向飞行机组发出音响或目视信号 (座舱压力高度指示装置除外)的警告;
f) 如果结构不是按压差(直到释压活门的最大调定值)和着陆载荷的组合来设计的，驾驶员或飞行
工程师工作位置处应设置警告标牌;
g) 压力传感器的分布及传感分系统的设计应保证：一旦任何客舱或驾驶舱(包括上、下厨房)泄压，所有的警告和自动显示装置应能立刻动作，使得减压引起的危险不致过大。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.841(b)(5)、(6)、(7)和(8)的要求协调。
4.11.3.10 试验装置
试验装置应具有手动断开调压控制装置和关闭座舱排气活门的功能，并装有防止调压控制装置在使用中停留在断开位置的机构。
4.11.4 环境防护分系统
4.11.4.1 防雾
在飞机预定运行的所有内外环境条件(包括降水)下，应具有防止风挡和窗户玻璃内侧起雾的措施，给驾驶员以足够宽阔、清晰和不失真的视界， 使其能在飞机使用限制内安全地完成任何机动动作，包括滑行、起飞、进场和着陆。
注：本段要求与 CCAR-25-R4§25.773(c)的要求协调。
应为驾驶舱的风挡和窗户内侧提供电防雾装置，每一风挡和窗户应至少装有两个温度传感器，温度控制应是自动的;在不高于 27℃(80.6℉)露点的周围环境湿度条件下，电防雾装置应能够提供持续的内表面防雾能力;电防雾装置还应包括允许地面使用、提供过热保护和防止供电短路等功能。
4.11.4.2 除雨
在大雨、速度直至 1.5VSR1、升力和阻力装置都收上的运行期间，除雨分系统应满足以下要求：
a) 保持风挡关键视野区足够的清晰度;
b) 单一故障不会导致两名驾驶员所需的能见度同时丧失;
c) 在任何系统故障或者故障的组合的失效概率大于 1×10-9 的条件下，至少能够为一名驾驶员保留飞机安全着陆的足够清晰的区域，则 CCAR-25-R4§25.773(b)(2)(i)规定的可打开的窗户就不需要提供。
注：列项 a)的要求与 CCAR-25-R4§25.773(b)(1)(i)的要求协调，大雨的降雨速率通常为 0.677 mm/min (1.6 in/h)。
4.11.4.3 防冰
4.11.4.3.1 透明表面
在 CCAR-25-R4 附录 C 中确定的连续和间断的最大结冰条件下进行稳态和瞬态飞行期间，透明表面防冰应满足以下要求：
a) 保持风挡关键视野区足够的清晰度;
b) 单一故障不会导致两名驾驶员所需的能见度同时丧失;
c) 在任何系统故障或者故障的组合的失效概率大于 1×10-9 的条件下，至少能够为一名驾驶员保留飞机安全着陆的足够清晰的区域，则 CCAR-25-R4§25.773(b)(2)(i)规定的可打开的窗户就不需要提供。
应分别为两侧风挡的外表面提供独立的电防冰装置，在正常电源失效的情况下，应确保单侧的电防冰装置的应急供电能力，电防冰装置还应包括允许地面使用、提供过热保护和防止供电短路等功能。
4.11.4.3.2 机体
机体防冰应满足以下要求：
a) 机体防冰应保证飞机能在 CCAR-25-R4 附录 C 中确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行，并在下述严重结冰的情况下，应保证飞机能够安全进行延程运行改航：
1) 在一台发动机失效或座舱释压后，飞机应在某一高度飞行遭遇的结冰条件;
2) 在 CCAR-25-R4 附录 C 中确定的连续最大结冰条件下(液态水含量系数为 1.0)保持
15 min;
3) 在 CCAR-25-R4 附录 C 中确定的结冰条件下，近进和着陆过程中结聚的冰。
b) 由于结冰条件下飞行而导致不受热的前缘表面上积聚的冰不会使飞机性能、稳定性和操纵性超出合理的限制，冰的脱落不会导致飞机陷于危险的使用状态。
c) 在起飞到着陆的所有飞行状态下，宜采取结冰探测器发现结冰自动地触发“防冰开关”或者警告机组成员启动“防冰开关”或者两者结合的方法，使机身结冰防护分系统能够连续工作。
d) 除非使用限制规定在已知或预报有结冰条件下禁止作夜间飞行，否则应备有在降雪或结冰的夜间飞行时照明机翼前缘结冰情况的机翼结冰探测灯;当机身结冰防护分系统的功能不正常时，应有琥珀色戒备灯或等效的戒备信息向机组报警。
e) 机翼的热气防冰从发动机引气分系统引气，为两侧机翼缝翼前缘提供对称均匀的结冰防护并与空气动力的要求相一致，每侧机翼防冰活门应装有位置指示器和关闭锁紧装置，机翼的热气防冰具有过热超压保护和执行地面检查的能力。
注：列项 d)的要求与 CCAR-25-R4§25.1403 和 CCAR-25-R4§25.1419(c)的要求协调。
4.11.4.3.3 发动机进气
在 CCAR-25-R4 附录 C 中确定的结冰条件下或者使用限制内的降雪与扬雪的情况下，每台涡轮发动机应能在其整个飞行功率(推力)范围内(包括慢车)工作，而发动机、进气系统部件或飞机机体部件上没有不利于发动机运转或者引起功率或推力严重损失的冰积聚。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.1093(b)(1)的要求协调。
4.11.5 引气分系统
4.11.5.1 范围和结构完整性
引气分系统应从发动机压缩机的中压级或高压级引气，巡航时宜从发动机压缩机中压级引气，经调温和调压后输送给座舱空气调节、电子设备强迫通风冷却、座舱压力控制、机翼防冰、发动机起动、供排水和惰性气体生成等用气分系统;发动机地面不引气时，辅助动力装置或地面高压供气装置可直接对空调组件供气或起动发动机;在规定的飞行条件下，也可直接从辅助动力装置引气，用于座舱调温增压或起动发动机。
当引气分系统受到压力-温度循环、热冲击、振动、结构偏移和气流谐振的影响时， 装配好的引气分系统应保持结构完整性。
如果在涡轮发动机和辅助动力装置的引气口与用气分系统之间的任一部位上出现导管破损，不得造成危害。
注：本段要求与 CCAR-25-R4§25.1103(d)的要求协调。
4.11.5.2 过量引气防护
引气源应设有防止超量引气的装置，该装置应满足最大流量需求而不得超过引气源的最大允许引气量。
4.11.5.3 引气源截流
每个引气源的出口处应装有能从驾驶舱单独控制和显示的截流装置。
4.11.5.4 分路截流
每个用气分系统的进口处应备有能从驾驶舱单独控制的截流装置。
4.11.5.5 隔离交叉
应装有能够锁住位置的隔离交叉活门，以改变引气源的使用，具体要求包括：
a) 任一发动机能够给两侧机翼防冰和任一空调组件供气;
b) 辅助动力装置或者地面高压供气装置能够给任一空调组件供气;
c) 辅助动力装置、地面高压供气装置和运转发动机能够独立地起动其余发动机;
d) 隔离破裂或者额外泄漏的引气分系统。
4.11.5.6 倒流
应采取措施自动防止气流从一个引气源倒流入另一个引气源。
4.11.5.7 压力调节
发动机引气压力应调节到满足所有用气分系统工作性能要求所需的最低压力值。
4.11.5.8 温度控制
正常工作时，引气分系统的供气温度不超过 232℃(450℉);单一故障状态时，供气温度在 20 s 内允许超过 260℃(500℉);一旦引气超温，应在驾驶舱内的显示器上显示，并切断引气。
4.11.5.9 导管表面温度
对于可燃液体或蒸汽可能因液体系统渗漏而逸出的区域，导管最高表面温度不超过 200℃(392℉)。
4.11.5.10 泄漏探测
当引气导管的泄漏在其途径的区域可能会引起结构或附件的损坏时，或者会引起超过舱内任何物质的自燃温度时，应配备泄漏探测装置;当潜在损坏或引发着火的泄漏出现时，应为驾驶舱提供警告，在机组成员采取关闭和隔离故障区域后，泄漏探测应随着过热状态的消除而自动停止警告。
4.11.5.11 引气释压
应采取保护措施，以防止装于气密舱的引气导管破裂所产生的舱内有害的超压。
4.11.6 附件
4.11.6.1 气动附件
应采取措施防止由于供气过程中的砂尘或水分造成气动附件故障。
4.11.6.2 绝热
应按需要绝热或屏蔽导管和附件，以防结构、导线、管路或其他附件过热， 避免危害人员或可能的着火危险;应避免包括水在内的液体渗入并滞留在绝热层或屏蔽里面，所有绝热层或屏蔽应是防火的;当正常拿放和与维护人员接触时，绝缘材料不应损坏，绝热层或屏蔽还应考虑飞机声学要求。
4.11.6.3 空气循环装置
依据载荷、转速、环境条件和寿命要求为空气循环装置选择合适的轴承;应采取措施避免涡轮喷嘴的腐蚀，涡轮、风扇和压气机的涡壳或外壳以及涡轮喷嘴应是可更换的。
4.11.6.4 冲压空气热交换器
冲压空气热交换器及其辅助进气口应安装于在 CCAR-25-R4 附录 C 中确定的结冰条件下工作时既保证功效又能避免外来物吸入的部位;应对装机的冲压空气热交换器提供可达空间，以便检查和清洗。
4.11.6.5 导管连接件
在引气管路中如果采用脱落可能造成危害的导管快卸连接件，应备有第二道独立的锁定装置。
4.11.6.6 风扇
应保护外露的风扇，以避免风扇叶片损伤人员和保护风扇免受外来物的损坏。
4.11.6.7 座舱压力调节活门
座舱压力控制活门(包括正、负压释压和排气活门)应安装于砂尘或外来物不易进入的位置。
5 验证
5.1 总则
应进行图样检查、机上演示、分析、试验室/实验室试验和飞机地面、飞行试验，验证结果应满足4.2～4.11 的要求。
5.2 控制
应进行分析、试验室试验和飞机地面、飞行试验， 验证瞬态条件下所有分系统的控制均能满足 4.2的要求。
5.3 环境适应性
5.3.1 自然环境
应参照 RTCA/DO-160G 中第 4 章、第 5 章、第 6 章、第 12 章、第 13 章和第 14 章的要求，进行分析和自然环境条件试验，其结果应满足 4.3.1 的要求。
5.3.2 机械环境
应参照 RTCA/DO-160G 中第 7 章、第 8 章和第 9 章的要求，进行分析和机械环境条件试验，其结果应满足 4.3.2 的要求。
5.3.3 电磁兼容性
5.3.3.1 电磁干扰防护
应参照 RTCA/DO-160G 中第 15 章、第 16 章、第 17 章、第 18 章和第 19 章的要求，进行分析、试验室试验和飞机地面试验，验证结果应满足 4.3.3.1 的要求。
5.3.3.2 闪电防护
5.3.3.2.1 金属和非金属组件
分析、试验室试验、图样和飞机检查应验证金属和非金属组件的闪电防护能力满足 4.3.3.2.1 的要求。
5.3.3.2.2 电子/电气设备
应按照遭遇严重闪电环境来表明对于 4.3.3.2.2 的闪电防护准则的符合性，并通过下列办法来验证所有执行关键或重要功能的电子/电气设备对闪电影响的防护能力：
a) 确定飞机的闪击区;
b) 建立闪击区的外部闪电环境和内部环境;
c) 判定所有执行关键或重要功能的电子/电气设备及其在飞机上或飞机内的位置;
d) 参照 RTCA/DO-160G 中第 22 章的要求，确定分系统对内部和外部闪电环境的敏感度;
e) 参照 RTCA/DO-160G 中第 23 章的要求，确定外部安装的电子/电气设备承受严重闪电的能力;
f) 分析和核实防护措施的有效性和充分性。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.1316(c)的要求协调。
5.3.3.3 高强度辐射场防护
应进行试验室试验验证电子/电气设备满足 4.3.3.3 的要求。
5.3.3.4 电搭接和防静电保护
应参照 RTCA/DO-160G 中第 25 章的要求，通过如下任一方法，以证明符合 4.3.3.4 的要求：
a) 将部件对机身可靠接地;
b) 采取其他可接受的方法消除静电，使其不再危及飞机、人员或其他安装的电子/电气设备的正常运行。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.899(b)的要求协调。
5.4 噪声
应进行图样检查、设备测试、试验室试验和飞机地面、飞行试验，且验证时应考虑下列情况：
a) 所有设备需经声学测试，用来验证设备符合订购技术协议中的噪声要求;
b) 图样的检查用来验证已采取安装技术措施来降低座舱内噪声;
c) 座舱空气分配的试验室试验用来消除不可接受的噪声源;
d) 飞机地面、飞行试验用来验证环境控制系统工作对座舱噪声所产生的影响。
验证的结果应满足 4.4 的要求。
5.5 安全性
应通过安全性评估，必要时通过适当的地面、飞行或模拟器试验，且验证时应考虑下列情况：
a) 可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和损坏;
b) 多重失效和失效未被检测出的概率;
c) 在各个飞行阶段和各种运行条件下，对飞机和乘员造成的后果;
d) 对机组的警告信号，所需的纠正动作，以及对故障的检测能力。
注：本段要求(含各列项)与 CCAR-25-R4§25.1309(d)的要求协调。
此外，应参照 RTCA/DO-178B 中第 6 章和 RTCA/DO-254 中第 6 章的规定对各分系统的软件危险等级和硬件设计保证等级进行适航合格审定。
验证的结果应满足 4.5 的要求。
5.6 可靠性
应进行分析和试验室试验来验证环境控制系统所属的分系统的可靠性，其结果应满足 4.6 的要求。
5.7 维修性
应进行检查、演示和试验来验证环境控制系统的维修性，其结果应满足 4.7 的要求。
5.8 设备、管路及安装
所有装机的设备和管路应通过合格鉴定试验，图样和飞机检查应表明设备和管路安装的准确性，分
系统安装后，应实施必要的气密性检查，飞机地面、飞行试验应验证分系统能否完成预定功能， 其结果应满足 4.8 的要求。
5.9 材料
应进行综合分析、图样检查和实验室试验，且验证时应考虑下列情况：
a) 通过综合分析研究来正确选择材料，图样检查用来验证制定的防腐蚀措施;
b) 以足够的材料试验为依据(材料应符合经批准的标准)来确定材料的强度性能，在试验统计的基础上制定设计值;
c) 增压舱内材料应满足 CCAR-25-R4§25.853、CCAR-25-R4§25.855 和 CCAR-25-R4
§25.856 的试验要求;
d) 实验室试验用来证明经批准的材料适用于所需的工作和非工作环境。
注：b)列项的要求与 CCAR-25-R4§25.613(a)的要求协调。
验证的结果应满足 4.9 的要求。
5.10 结构完整性
5.10.1 验证压力
应进行验证压力试验，可用分析或分析和试验相结合的方法来代替验证压力试验，条件是适航当局认为该方法与所要求的试验等效。
注：本段要求与 CCAR-25-R4§25.1438(c)的要求协调。
验证结果应满足 4.10.1 的要求。
5.10.2 破坏压力
应进行破坏压力试验，可用分析或分析和试验相结合的方法来代替破坏压力试验，条件是适航当局认为该方法与所要求的试验等效。
注：本段要求与 CCAR-25-R4§25.1438(c)的要求协调。
验证结果应满足 4.10.2 的要求。
5.10.3 含高能转子的设备
应进行分析、图样和飞机检查验证含高能转子的设备的安装位置。
应通过试验表明，含高能转子的设备能包容住高能转子在最高速度下发生的任何破坏(当正常的速度控制装置不工作时能达到的最高速度)。
注：本段要求与 CCAR-25-R4§25.1461(c)的要求协调。
验证结果应满足 4.10.3 的要求。
5.11 分系统和附件
5.11.1 座舱空气调节分系统
5.11.1.1 空调组件
应进行分析计算、图样检查、机上演示、试验室试验和飞机地面、飞行试验， 且验证时应考虑下列情况：
a) 图样检查和机上演示用来验证在非气密舱的区域内至少装有两套独立的空调组件和每套空调组件的工作互不影响;
b) 空调组件的分析计算用来初步验证空调组件的性能要求;
c) 用装机的空调组件在实验室进行稳态、瞬态性能试验， 以鉴定系统性能和兼容性，需安装合适
的仪器来测定主要附件进出口的压力、温度、湿度和流量等参数;
d) 通过飞机地面、飞行试验，用来最后验证所提供的空调组件是否满足规定的性能要求。
验证的结果应满足 4.11.1.1 的要求。
5.11.1.2 新鲜供气量
5.11.1.2.1 正常通风
应进行分析、试验室试验和飞机地面、飞行试验验证座舱空气调节分系统向驾驶舱和客舱提供新鲜空气通风和污染控制的能力，其结果应满足 4.11.1.2.1 的要求。
5.11.1.2.2 应急通风
应进行分析计算、图样检查和飞行试验，且验证时应考虑下列情况：
a) 应通过驾驶舱和客舱应急通风流量计算初步验证最低应急通风流量要求;
b) 可用图样检查来验证应急通风及其加热调温措施;
c) 在 3 048 m (10 000 ft)的最小马赫数巡航的飞行试验期间，关闭空调组件、接通应急通风分系统和测试流经座舱空气分配导管的流量，以最后验证供给驾驶舱和客舱的最低应急通风流量。
验证的结果应满足 4.11.1.2.2 的要求。
5.11.1.3 空气分配
空气分配(含驾驶舱、客舱、厨房/盥洗室、货舱、再循环、配平空气和个人通风)的验证应按以下要求进行：
a) 导管设计和流量分配计算应验证总体布局和性能要求。
b) 按装机的座舱空气分配实施试验室试验，应测试各支路的流量、压降、温差和噪声源， 以便发现和解决空气分配设计可能存在的如下问题：
1) 驾驶舱、客舱区域、厨房和盥洗室的供气流量分配不合理;
2) 驾驶舱和客舱区域两侧供气不对称;
3) 客舱长度方向供气不均匀;
4) 直到最大流量范围内的不可接受噪声源。
c) 试验室试验和飞机地面、飞行试验应测试记录驾驶舱和客舱的温度及流速分布， 用来验证座舱温度场和速度场的要求。
d) 应进行图样检查、试验室试验和飞机地面、飞行试验验证客舱空气除湿要求。
e) 应通过飞行试验来表明符合如下规定：
1) 阻止货舱内危险量的烟或灭火剂进入驾驶舱或客舱;
2) C 级货舱内灭火剂的消散;
3) 避免厨房和盥洗室可能产生的烟雾和气味渗透到客舱。
验证的结果应满足 4.11.1.3 的要求。
5.11.1.4 飞行中冷却和加热
应进行分析、试验室和飞行试验及其适当组合验证座舱空气调节分系统的飞行中冷却和加热的能力，且验证时应考虑下列情况：
a) 运用驾驶舱和客舱热载荷计算程序，并结合空调组件的性能分析计算，制定座舱空气调节分系统稳态冷却和加热计算程序，以便进行设计分析和必要的对比研究，使飞行中冷却和加热的性能满足或超过规定的要求;
b) 在真实驾驶舱和客舱区域典型的试验段上实施座舱热载荷试验，试验具有模拟蒙皮温度、乘员
新陈代谢热载荷、电热载荷、太阳辐射热载荷、驾驶舱和客舱区域供气的能力， 需安装合适的仪器来测定驾驶舱和客舱区域平均温度、供气流量和供气温度;
c) 飞行试验分别记录驾驶舱和客舱的供气流量、供气温度和区域温度;
d) 试飞后，修正座舱空气调节分系统稳态冷却和加热计算程序，并外推到设计环境条件下驾驶舱和客舱的区域温度，用来最后验证冷却和加热要求。
验证的结果应满足 4.11.1.4 的要求。
5.11.1.5 地面加热
5.11.1.5.1 瞬态
应通过分析和飞机地面试验及其适当组合验证地面瞬态加热能力，且验证时应考虑下列情况：
a) 运用驾驶舱和客舱空气调节分系统地面瞬态加热计算程序，并结合空调组件的地面加热能力，用来验证驾驶舱和客舱快速加热所需时间;
b) 在所有外部门窗关闭、冷天冷透后的舱内最低温度期间， 辅助动力装置或地面高压供气装置正常工作后，接通空调组件，至少每分钟间隔记录一次供气流量、供气温度、区域温度、排气温度和时间间隔;
c) 利用地面试验结果修正驾驶舱和客舱空气调节分系统地面瞬态加热计算程序，并外推到规定的环境条件下驾驶舱和客舱快速加热所需时间。
验证的结果应满足 4.11.1.5.1 的要求。
5.11.1.5.2 稳态
应参照 5.11.1.4 的要求，进行分析、试验室和飞机地面试验及其适当组合验证地面稳态加热能力，其结果应满足 4.11.1.5.2 的要求。
5.11.1.6 地面冷却
5.11.1.6.1 瞬态
应通过分析和飞机地面试验及其适当组合验证地面瞬态冷却能力，且验证时应考虑下列情况：
a) 运用驾驶舱和客舱空气调节分系统地面瞬态冷却计算程序，并结合空调组件的地面制冷能力，用来验证驾驶舱和客舱快速冷却所需时间;
b) 在窗帘遮蔽太阳辐射和所有外部门窗关闭、热天热透后的舱内最高温度期间， 辅助动力装置或地面高压供气装置正常工作后，接通空调组件，至少每分钟间隔记录一次供气流量、供气温度、区域温度、排气温度和时间间隔;
c) 利用地面试验结果修正驾驶舱和客舱空气调节分系统地面瞬态冷却计算程序，并外推到规定的环境条件下驾驶舱和客舱达到快速冷却要求所需时间。
验证的结果应满足 4.11.1.6.1 的要求。
5.11.1.6.2 稳态
应参照 5.11.1.4 的要求，进行分析、试验室和飞机地面试验及其适当组合验证地面稳态冷却能力，其结果应满足 4.11.1.6.2 的要求。
5.11.1.7 温度控制
5.11.1.7.1 座舱
应进行图样检查、飞机演示、分析、试验室试验和飞机地面、飞行试验， 且验证时应考虑下列情况：
a) 图样检查和飞机演示用来验证驾驶舱和客舱区域具有独立的温度自动控制能力;
b) 分析结果需显示：在正常工作情况下，从任一供气口进入驾驶舱和客舱区域的空气温度不超过50℃(122℉)，客舱内无乘员时不超过 70℃(122℉)，一旦供气温度超过 88℃(190℉)则切断配平空气活门;
c) 试验室试验和飞机地面、飞行试验应演示座舱温度控制分系统功能及其失效模式， 并记录驾驶舱和客舱区域内的温度及其供气温度。
验证的结果应满足 4.11.1.7.1 的要求。
5.11.1.7.2 货舱
应进行图样检查和飞机演示验证货舱装有加热分系统;应进行分析、试验室试验和飞机地面、飞行试验及其适当组合验证货舱加热分系统能够提供所需的加热能力。
验证的结果应满足 4.11.1.7.2 的要求。
5.11.1.8 表面温度
应进行分析和飞行试验，其结果应满足 4.11.1.8 的要求。
5.11.1.9 空气污染控制
5.11.1.9.1 有害气体浓度
应进行分析计算验证驾驶舱和客舱的污染程度;对于下列飞机地面和飞行状态
