ICS 49.090 V 41
HB 8443-2014
民用飞机航空电子设备完整性大纲要求
Civil aircraft avionics integrity program requirements
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。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国航空无线电电子研究所、中国航空综合技术研究所。
本标准起草人：韩洪韬、黄永葵、朱晓飞、朱占奎。
民用飞机航空电子设备完整性大纲要求
1 范围
本标准规定了民用飞机航空电子设备的完整性要求及其验证要求，并对规定的要求与验证要求给出了理由、导则和经验。
本标准适用于民用飞机航空电子设备的研制。
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。
HB 6129-1987 飞机雷电防护要求及试验方法
RTCA/DO-160G 机载设备环境条件和试验程序(Environmental conditions and test procedures for airborne equipment)
3 术语和定义、缩略语
3.1 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1.1
任务故障率 break rate
任务关键产品需要维修的任务次数占总任务次数的百分比。
3.1.2
无关键故障工作时间 critical failure free operating period
关键产品在无预防性维修的情况下，其维修影响任务的概率(即维修所影响的出动架次与总架次的百分比)小于规定值的一段耐久性/经济寿命。该参数一般根据订购方提出的任务故障率和安全性要求来计算。
3.1.3
累积维修量 cumulative maintenance burden
设备的整个或部分耐久性/经济寿命期内，各维修级所需要的维修小时累积数。
3.1.4
耐久性 durability
在规定的使用期内并在要求维修的条件下能承受预期应力的能力。
3.1.5
耐久性控制点 durability control point
控制各耐久性/经济寿命特性并确定硬件耐久性和耐久性/经济寿命的硬件材料单元(如引线、焊点和元件等)。
3.1.6
耐久性关键产品 durability critical item
一种产品，其发生的故障会因要求进行费用较高的维修或更换而引起严重的经济影响;如果不这样维修的话，就会严重地降低性能和完好性。
3.1.7
耐久性/经济寿命 durability/economic life
按设备的生产、耐久性/经济寿命期内的工作和维修方式(用开机/关机循环数、工作模式的变化次数等术语表示)和按使用年数规定的设备耐久性/经济寿命。耐久性/经济寿命的确定方法是通过分析使用与维修方案及费用以建立与装该设备的整个系统的使用耐久性/经济寿命相一致的要求。
3.1.8
耐久性/经济寿命试验剖面 durability/economic life test profile
模拟设备在耐久性/经济寿命期内预期会遇到的应用环境综合的环境试验。
3.1.9
耐久性/经济寿命试验 durability/economic life test
按时序分解的耐久性/经济寿命周期环境剖面，包括产品在其使用耐久性/经济寿命内的设计用途和全部环境中预期会受到的所有累积应力和累积损伤。
3.1.10
完整性 integrity
使设备在规定的耐久性/经济寿命期内，在规定的工作条件下，达到规定的性能、可靠性、安全性和保障性的设备基本特性。
关键产品特性 key product characteristics
可测量的设计细节或参数，其变化会对性能、装配、耐久性/经济寿命、保障性或其他重要要求产生重大影响。
3.1.11
关键生产工艺 key production process
控制关键的产品特性的生产工艺(例如加工工艺、组装工艺、测试工艺、检查工艺和零件/材料选择工艺)。
3.1.12
关键产品特征 key product feature
一种重要的产品特征，它对于产品费用、性能和保障性是关键的。
3.1.13
裕量 margin
设计或生产参数的规范极限值与功能极限值(电路不在正常工作时的极限值)之间的可允许或可利用的增量，见图 1。
图 1 容量与裕量的关系
3.1.14
任务关键产品 mission critical item
其故障会阻止关键任务的执行、严重降低任务能力或在执行关键任务中严重增大系统易损性的产品。这些产品比耐久性关键产品要求更严的设计准则和生产过程控制。
3.1.15
机会维修 opportunistic maintenance
对已在作其他维修的“停机”产品趁机所作的维修。
3.1.16
安全关键产品 safety-critical item
其故障会导致系统损失、人员伤亡、关键设备或结构大范围损伤或严重损害环境的产品。
3.1.17
测试共同性 test commonality
在相同的环境条件下，测试所有下层组件的一组共同参数。在下层组件上进行的参数或功能测试应为在上层组件上测试的子集，以确保在装到上层组件时所要求的产品功能。
3.1.18
测试垂直性 test verticality
可在所有的系统组装级上和所有的维修级上作测试来验证性能和重现故障的能力。
3.2 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
BIT——built-in test，机内测试;
BITE——built-in test equipment，机内测试设备;
CDR——critical design review，关键设计评审;
CMB——cumulative maintenance burden，累积维修量;
CDRL——contract data requirement list，合同资料要求清单;
CFFOP——critical failure free operating period，无关键故障工作时间;
DCP——durability control point，耐久性控制点;
DID——data item description，资料项目说明;
DLT——durability/economic life test，耐久性/经济寿命试验;
ECS——environmental control system，环境控制系统;
EMD——engineering/manufacturing development，设计与制造开发;
ESD——electrostatic discharge，静电放电;
ESS——environmental stress screening，环境应力筛选;
FCA——functional configuration audit，功能技术状态审核;
FMECA——failure modes、effects and criticality analysis，故障模式、影响和危害度分析;
FRACAS——failure reporting and correction，故障报告及纠正措施系统;
ID——integrated diagnosis，综合诊断;
IMP——integrated master plan，综合主计划;
IMS——integrated master schedule，综合主进度;
IPT——integrated product team，综合产品组;
KPC——key product characteristics，关键产品特性;
KPP——key production process，关键生产工艺;
LRU——line replaceable unit，外场可更换单元;
LRM——line replaceable modules，外场可更换模块;
LSA——logistics support analysis，保障性分析;
MMH/FH——maintenance man-hours/flight hours，每飞行小时的维修工时;
MTBMA——mean time between maintenance actions，平均维修活动间隔时间;
MTTR——mean time to repair，平均修复时间;
NDI——non-destructive inspection，无损检测;
PDR——primary design review，初步设计评审;
RCM——reliability-centered maintenance，以可靠性为中心的维修;
RFP——request for proposal，招标书;
RTOK——retest OK，重测合格;
SOW——statements of work，工作说明;
SRU——shop replaceable unit，内场可更换单元;
WBS——work break-down structure，工作分解结构。
4 航空电子设备完整性要求
4.1 一般要求
为使航空电子设备在其耐久性/经济寿命期内的实际使用和环境中具有全部所需的性能，应对 4.2~ 4.5 所列的耐久性/经济寿命、使用、环境和保障性要求制定专门准则。
附录 A 给出了航空电子设备完整性应用指南，附录 B 给出了航空电子设备完整性工作指南，附录 C给出了订购方保障性要求转换成完整性要求方法。
4.2 耐久性/经济寿命要求
分系统和/或产品的耐久性/经济寿命应为年(列出每项产品及其相应的耐久性/经济寿命)。在 4.3 和 4.4 中规定的用法要求和环境要求，以及 4.5.3 中规定的维修时和/或之后， 在其耐久性/经济寿命期间应满足中规定的性能要求。
4.3 应用要求
4.3.1 一般要求
航空电子设备在使用中和使用后应符合 4.3.2 和 4.3.3 规定的应用要求。
4.3.2 机载电子设备应用要求
机载电子设备应安装在内或上，并且位于。具体要求如下：
a) 飞行剖面和包线：飞行剖面和包线应如中所规定;
1) 运载包线：运载包线应如中所规定;
2) 工作包线：工作包线应如中所规定。
b) 任务剖面：任务剖面应如中所规定。
c) 任务配置：任务配置应如中所规定。
d) 气候剖面：气候剖面应如中所规定。剖面应包括环境控制系统、地理位置和使用频率。
e) 总飞行次数：设备在耐久性/经济寿命期内预期的总飞行次数应为。
f) 总工作小时数：设备在耐久性/经济寿命内预期的总工作小时数应为，具体规定如下：
1) 飞行(任务)小时数：在机载电子设备的耐久性/经济寿命期内，预期的飞行总时间应为小时。设备的工作(通电)时间应占总飞行时间的 %。未对设备进行外部源冷却时，设备应能按规定连续工作小时。与飞行有关的地面工作时间应占总飞行时间的 %。
2) 装机地面工作小时数：在设备的耐久性/经济寿命期内预期的装机地面工作时间应为小时。有外部源冷却的时间应占地面工作时间的 %。冷却源应符合所规定的特性。设备应能在没有外部源冷却的情况下，连续按规定工作小时。
3) 离机地面工作小时数：耐久性/经济寿命期内预期的离机地面工作时间应为小时。在没有外部源冷却的情况下，设备应能按规定连续工作小时。
g) 工作循环的次数和类型：工作循环数包括对设备施加应力的设备开关循环数、工作模式的变化次数和任务次数，工作循环数应按以下各部分规定：
1) 飞行环境中的工作循环数：在耐久性/经济寿命期内，机载环境中预期的工作循环总数应为 (有外部源冷却)和 (没有外部源冷却，又称自主冷却)。启动条件的组合应如所示。
2) 装机地面工作循环数：在耐久性/经济寿命期内，装机设备的预期全部地面工作循环数为 (有外部源冷却)和 (没有外部源冷却)。启动条件组合如所示。
3) 离机地面工作循环数：在耐久性/经济寿命期内，设备预期的离机工作循环数应为次。
4.3.3 地面电子设备应用要求
4.3.3.1 一般要求
地面电子设备应在安装或位于。
4.3.3.2 工作条件的次数和类型
工作条件应包括对设备施加应力的设备开关循环、工作模式的变化以及热或振动循环的变化， 工作条件的次数和类型规定如下：
a) 工作小时数：在耐久性/经济寿命期内预期的总工作小时数应为小时;
b) 工作循环次数：耐久性/经济寿命期内的工作循环总次数和类型应分别为和 ;
c) 气候剖面：气候剖面应如中所示。这些剖面应说明地理位置以及在这些位置上的使用频次。
4.4 环境要求
4.4.1 一般要求
本条为航空电子设备提供了一整套具有代表性的可剪裁的环境要求。必须按应用(单一平台或多个平台的组合)来选择和规定环境。如果需要，可增加对某种独特环境(如天线风力负载)的应用要求。
4.4.2 应用环境
设备在耐久性/经济寿命中经受所规定环境的任何组合的累积应力影响期间和之后，应能完好地工作。设备还应在其要求的应用环境中能抵抗疲劳破坏(如开裂和脱层)、耗损、恶化、热恶化、电应力、参数漂移、电介质失效和腐蚀，使得中规定的性能和保障性不会在其耐久性/经济寿命期内衰减。具体规定如下：
a) 温度：对 4.3 中的使用要求的温度剖面应为所示;
1) 高温：设备在工作中应能承受的高温。设备(不工作)在暴露于的高温环境中小时以后，应能具有中规定的性能。
2) 低温：设备在工作中应能承受的低温。设备(不工作)在暴露于的低温环境中小时以后，应能具有中规定的性能。
3) 温度冲击：在要求的耐久性/经济寿命期内，设备在经受的最大温度变化率和次温度冲击之时和之后，应能按的规定工作。
b) 振动：在经受如所示的设计用途中的振动剖面和振动谱之时和之后，设备应能按中的规定工作。
c) 加速度：设备在经受中所示的加速度谱之时和之后应能按中的规定工作。
d) 冲击：设备在经受中所示的冲击谱之时和之后应能按中的规定工作。
e) 噪声：设备在经受小时的中所示的噪声谱之时和之后，应能按中的规定工作。
f) 湿度：设备在温度范围为时经受 %和 %之间的相对湿度之时和之后，应能按中的规定工作。在耐久性/经济寿命期内，雾气或冷凝应不会造成中规定的设备性能的下降。
g) 低气压(高度)：设备应在经受低气压或最大高度之时或之后能按中的规定工作。
h) 太阳辐射：设备在经受小时的中的太阳辐射之时或之后，应能按中的规定工作。
i) 淋雨：设备在经受小时的中的淋雨之时或之后，应能按中的规定工作。
j) 霉菌：设备应在经受中所述的霉菌生长之时和之后，应能按中的规定工作。
k) 盐雾：设备在经受中的盐雾和盐水环境之时和之后，应能按中的规定工作。
l) 砂尘：设备在经受中的砂尘环境之时和之后，应能按规定工作。
m) 爆炸性大气：设备在中的爆炸性大气中工作时不应产生爆炸。
n) 浸渍：设备在因浸入的最大深度的水中而有些渗水的情况下应能按中的规定工作。
o) 积冰和冻雨：设备在暴露于中所述积冰和冻雨环境之时和之后，应能按中的规定工作。
p) 电磁和电源环境：在工作和不工作的状态下，航空电子设备的电磁和电源环境应符合 RTCA/DO
-160G、HB 6129-1987 等的有关规定。
q) 流体敏感环境：设备在经受用中所述类型和浓度的化学流体进行操作后，设备应能按中的规定工作。
r) 保障环境：在经受基层级(一级)、中继级(二级)和基地级(三级)环境(包括地面装卸、运输、
贮存和修理)之后，航空电子设备在耐久性/经济寿命期内应具有全部性能。保障环境应是。
s) 与制造和修理有关的热循环：与制造和修理电子设备子组件有关的热循环(如焊上/焊开循环)的最大允许次数应为次。
t) 高功率微波：设备应能经受中规定的高功率微波环境。
u) 腐蚀或化学剂引起的恶化：设备应能经受中规定的腐蚀或其他化学环境。
v) 微粒流静电：航空电子设备在经受的微粒流静电环境之时和之后，应能按中的规定工作。
4.5 保障性要求
4.5.1 一般要求
保障性要求应按 4.5.2～4.5.6 的规定。
4.5.2 可靠性
的可靠性应基于规定的耐久性/经济寿命、航空电子设备容错、减少修复性维修、累积维修量和以可靠性为中心的维修(RCM)等设计原理。具体规定如下：
a) 无关键故障工作时间(CFFOP)：在维修事件概率为条件下，设备的 CFFOP 应为 (工作小时、任务次数)。
b) 累积维修量(CMB)：在耐久性/经济寿命期内的(基层/中继/基地级)CMB(维修总工作小时)应不超过 (每个时间段工作小时)。CMB 包括所有与 BIT 指示错误和CND 故障(或异常现象)有关的工作。
c) 航空电子设备容错：执行关键(如安全、任务)功能后， 航空电子设备应按中的规定具有容错能力。
4.5.3 维修性
维修性要求规定如下：
a) 维修人员技术一致性：设备应在中规定的环境中，由中规定的维修人员进行基层级维修。设备应在中规定的环境中，由中规定的维修人员进行中继级维修;设备应中规定的环境中由中规定的维修人员(如技术级+工具)进行基地级维修。允许使用以可靠性为中心维修达到 4.5.2 中的 CFFOP 和/或 CMB 要求。
b) 平均修复时间(MTTR)：设备应在小时/分钟的平均时间内，在(1，2，或 3)级可由 a)规定的维修人员修复 %的故障应在小时/分钟内可修复。
4.5.4 诊断和测试性
应提供对各维修级别所有的可修件或可更换件的已知(或预期)的故障的检测和隔离。应使用的任务组合手段进行故障的检测和隔离。具体要求如下：
a) 测试垂直性/测试共同性：故障产品在各维修级别上测试时， 应能提供测试容差(容差锥)、范围、接口、顺序和技术对各维修级别的一致性，以便各维修级别能重复指示故障。应能在所有的测试级别和维修级别之间交换有关系统正常和测出故障的数据。试验级别包括 BIT 级、基层级、中继级和基地级各级。各测试级别应能进行该测试级别以下的所有测试级别的诊断和BIT 过程(如基地级测试应可作基层级和中间级测试)。各测试级别应利用该测试级别以下的所有测试级别的报告和诊断(含系统正常的)数据。
b) BIT 虚警：应将引起任务中止和/或维修的 BIT 虚警视作故障(包括间歇性和瞬变性故障的指示)，并被包括在 4.5.2 的 CFFOP 和 CMB 的计算中。
c) 测试性：具体的测试性要求应为或参见。
4.5.5 元器件、组件和设备对静电放电(ESD)的敏感度
设备应采取保护措施以最大程度地消除或减少对 ESD 损害的敏感度。对防静电放电敏感的电子元器件、组件和设备应按加以确定和控制。
4.5.6 限寿产品的管理规定
对有耐久性/经济寿命限制的安全关键产品(如硬件、软件、技术数据)应作以可靠性为中心的维修，来测量和跟踪工作用途、故障和/或应力，如履历、故障记录、开/关循环数、温度、振动等。建议对有耐久性/经济寿命限制的任务关键和/或耐久性关键的设备也包含这些规定。限寿产品的管理规定为。(注意：需要收集外场数据和按订购方的协议来执行本要求。)
5 航空电子设备完整性要求的验证
5.1 一般要求的验证
为保证航空电子设备满足第 4 章规定的要求，应按 5.2～5.5 进行验证。
5.2 耐久性/经济寿命要求的验证
耐久性/经济寿命要求应通过验证。
5.3 应用要求的验证
5.3.1 一般要求的验证
4.3 提供的数据用于制定设计准则，以及制定逐步试验、DLT、地面或飞行鉴定的试验计划与程序，不要求进行验证。
5.3.2 机载电子设备应用要求的验证
4.3.2 中提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
a) 飞行剖面和包线的验证：4.3.2 中 a)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证：
1) 运载包线的验证：4.3.2 a)中 1)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
2) 工作包线的验证：4.3.2 a)中 2)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
b) 任务剖面的验证：4.3.2 中 b)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
c) 任务配置的验证：4.3.2 中 c)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
d) 气候剖面的验证：4.3.2 中 d)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
e) 总飞行小时数据的验证：4.3.2 中 e)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
f) 总工作小时数的验证：4.3.2 中 f)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证：
1) 飞行(任务)小时数的验证：4.3.2 f)中 1)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
2) 装机地面工作小时数的验证：4.3.2 f)中 2)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
3) 离机地面工作小时数的验证：4.3.2 f)中 3)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
g) 工作循环的次数和类型的验证：4.3.2 中 g)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证：
1) 飞行环境中的工作循环数的验证：4.3.2 g)中 1)所提供的数据不要求验证;
2) 装机地面工作循环数的验证：4.3.2 g)中 2)所提供的数据不要求验证;
3) 离机地面工作循环数的验证：4.3.2 g)中 3)所提供的数据不要求验证。
5.3.3 地面电子设备应用要求的验证
5.3.3.1 一般要求的验证
一般要求不要求验证。
5.3.3.2 工作条件的次数和类型的验证
工作条件的次数和类型不要求验证，具体如下：
a) 工作小时数的验证：4.3.3 中 a)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
b) 工作循环次数的验证：4.3.3 中 b)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
c) 气候剖面的验证：4.3.3 中 c)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
5.4 环境要求的验证
5.4.1 一般要求的验证
环境要求应按 5.4.2 的规定验证。
5.4.2 应用环境的验证
应用环境要求应通过验证，具体规定如下：
a) 温度的验证：温度要求应通过验证;
1) 高温的验证：高温要求应通过验证;
2) 低温的验证：低温要求应通过验证;
3) 温度冲击的验证：温度冲击要求通过验证。
b) 振动的验证：振动要求应通过验证。
c) 加速度的验证：加速度要求应通过验证。
d) 冲击的验证：冲击要求应通过验证。
e) 噪声的验证：噪声要求应通过验证。
f) 湿度的验证：湿度要求应通过验证。
g) 低气压(高度)的验证：低气压(高度)要求应通过验证。
h) 太阳辐射的验证：太阳辐射要求应通过验证。
i) 淋雨的验证：淋雨要求应通过验证。
j) 霉菌的验证：霉菌要求应通过验证。
k) 盐雾的验证：盐雾要求应通过验证。
l) 砂尘的验证：砂尘要求应通过验证。
m) 爆炸性大气的验证：爆炸要求应通过验证。
n) 浸渍的验证：浸渍要求应通过验证。
o) 积冰和冻雨的验证：积冰和冻雨要求应通过验证。
p) 电磁和电源环境的验证：电磁和电源环境要求应通过验证。
q) 流体敏感环境：流体敏感环境的验证要求应通过验证。
r) 保障环境的验证：保障环境要求应通过验证。
s) 与制造和修理有关的热循环的验证：与制造和修理有关的热循环要求应通过验证。
t) 高功率微波的验证：高功率微波要求应通过验证。
u) 腐蚀或化学剂引起的恶化的验证：腐蚀或其他化学剂引起的恶化要求应通过验证。
v) 微粒流静电的验证：微粒流静电要求应通过验证。
5.5 保障性要求的验证
5.5.1 一般要求的验证
保障性要求应通过验证。
5.5.2 可靠性的验证
可靠性要求的验证要求如下：
a) 无关键故障工作时间(CFFOP)的验证：无关键故障工作时间(CFFOP)要求应通过验证;
b) 累积维修量(CMB)的验证：要求应通过验证;
c) 航空电子设备容错的验证：要求应通过验证。
5.5.3 维修性的验证
维修性要求的验证要求如下：
a) 维修人员技术一致性的验证：要求应通过验证;
b) 平均修复时间(MTTR)的验证：要求应通过验证。
5.5.4 诊断和测试性的验证
诊断和测试性要求应通过验证。
a) 测试垂直性/测试共同性的验证：要求应通过验证;
b) BIT 虚警的验证：要求应通过验证;
c) 测试性的验证：要求应通过验证。
5.5.5 元器件、组件和设备对静电放电敏感性的验证。
元器件、组件和设计对静电放电敏感性要求应通过验证。
5.5.6 限寿产品的管理规定的验证
限寿产品的管理规定应通过验证。
附录 A
(资料性附录)
航空电子设备完整性应用指南
A.1 范围
A.1.1 范围
本附录为应用本标准正文 4、5 章提供指南。
A.1.2 格式
本标准正文中 4 章的每条要求在本附录 A.2 章中讨论。为了便于研究，第 4 章和第 5 章中的顺序、条号、条标题和内容在 A.2 章中以加粗字体进行重复。为了确保在第 4 章中的要求与第 5 章中相关的验证要求作为一个整体进行前裁，第 4 章中的要求与 5 章中相关的验证要求在 A.2 章中交替排列。每条要求的讨论分三个部分：
a) 理由——该条要求存在的理由;提出该条要求的目的;
b) 导则——填写本标准正文的空格或删去该条要求的指南和原则;
c) 经验——与该条要求有关的实践经验的摘要。
A.2 要求和验证
A.2.1 一般要求
为使航空电子设备在其耐久性/经济寿命期内的实际使用和环境中具有全部所需的性能，应对 4.2~
4.5 所列的耐久性/经济寿命、使用、环境和保障性要求制定专门准则。
附录 A 给出了航空电子设备完整性应用指南，附录 B 给出了航空电子设备完整性工作指南，附录 C给出了订购方保障性要求转换成完整性要求方法。
理由
该要求意在通过设计确保设备能在其预计的耐久性/经济寿命周期内满足所有性能，并在所述的保障性要求中能被经济地维修。
导则
为达到航空电子设备的完整性，本章引入了合同要求文件中所需剪裁的性能要求及其验证要求，并在性能要求中引入了与使用、环境、耐久性/经济寿命与保障性有关的主要完整性概念。这些性能要求和剪裁要求的填写导则，参见以下所属各条。
经验
一个成功满足了订购方期望的工程项目，平衡了成本、性能和保障性三者的关系。这些工程项目大体是具有严谨的综合设计和制造过程的工程项目。它要求订购方和制造人员在设计决策的初期就参与进来。通过这种参与可适当考虑：设备使用的各个方面;在耐久性/经济寿命中，设备所承受的各种物理的和气候的环境;生产制造风险和工艺能力。
未应用同等水平严谨性、综合性和完整性的工程项目， 在满足所有成本、性能、生产和保障性要求方面成功程度是与前一种情况不同的。
A.2.2 一般要求的验证
为保证航空电子设备满足第 4 章规定的要求，应按 5.2～5.5 进行验证。
理由
为了确保设计过程满足完整性要求，需要进行逐步验证。以下各部分中包含了验证过程的具体细节。
导则
航空电子设备完整性验证应通过分析、检查、演示和试验来逐步完成。逐步验证应成为航空电子设备规范 5 章中的一部分，并反映在综合主计划(IMP)与综合主进度(IMS)中。建议使用一种包括验证要求与验证方式的工程项目里程碑矩阵。这种验证方式应反映设计的成熟度。
经验
许多工程项目直到正式鉴定试验才进行产品性能的验证。在工程项目中， 对于较晚发现的问题更正起来费用很大，并且在总体设计中难以平衡。事实上， 在工程项目研制过程中的验证要示求对软件作一些设计更改，以弥补如通过硬件重新设计来解决成本高的硬件问题。航空电子完整性大纲(航空电子设备完整性工作)强调通过选择性的分析、检查、演示和早期的试验[如工程研制试验(如小型、试样、材料特性的试验)和早期的样机试验]来验证各种要求，以便能够及时和较经济地进行设计更改。因此， 这种方法避免了因进行生产之后再要大量修改设计更改而造成的进度缓慢，并将产品的昂贵改装费用减至最低。
A.2.3 耐久性/经济寿命要求
(1) 分系统和/或产品的耐久性/经济寿命应为 (2) 年(列出每项产品及其相应的耐久性/经济寿命)。在承受 4.3 和 4.4 中规定的用法要求和环境要求，以及 4.5 中规定的维修后， (3) 在其耐久性/经济寿命期间应满足 (4) 中规定的性能要求。
理由
规定耐久性/经济寿命的目的是：确保设备能满足分系统(设备)耐久性/经济寿命期内的性能、耐用性和保障性要求，而没有过早的耗损、衰退或恶化。
导则
耐久性/经济寿命是航空电子设备在能被经济地使用和维修的整个时间。耐久性/经济寿命应与维修策略相一致，并反映订购方能承受的维修量。耐久性/经济寿命数值必须反映如工作小时数、热循环数、振动循环数、开关循环数、维修活动次数以及在该耐久性/经济寿命期间导致累积环境应力的各种环境因素。这些因素是预期分系统(设备)会在工厂和外场遇到的。耐久性/经济寿命数值应分配给组件和部件，以确保它们与顶层系统及分系统(设备)的耐久性/经济寿命(或平台使用耐久性/经济寿命)的要求相一致。如果耐久性/经济寿命的计算表明：组件或部件预期会在系统或设备的耐久性/经济寿命之前发生故障，则除非故障损失小于预防性维修，否则设备或组件应标明有耐久性/经济寿命限制，并在维修计划和维修量计算中应包括一些确保执行必要的保障性要求的条款，以便在耐久性/经济寿命期内来保障该设备。
空格(1)和空格(3)应填在研分系统(设备)的名称;空格(2)应填入具体年数。填写年数时应考虑：
a) 新系统的预计设计使用耐久性/经济寿命或在研分系统(设备)的现役平台的剩余使用耐久性/经济寿命;
b) 订购方对分系统(设备)的预期耐久性/经济寿命;
c) 技术淘汰耐久性/经济寿命。
空格(4)应填入性能要求文件和其他的维修要求文件的名称或编号。
应在主要的设计评审阶段评审耐久性/经济寿命要求的分析、定义和到部件级的分配，以确保订购方和承制方达成一致。评审内容主要有：
a) 对子组件和已确定的有寿分系统(设备)或组件的每个层次所分配到的耐久性/经济寿命数值是适当的;
b) 性能和保障要求相一致的;
c) 费效比是好的。
如果评审表明设计方案不平衡，则应进一步进行权衡研究与分析。这可能会改变耐久性/经济寿命、性能或保障性要求。这些改变应写入规范，纳入合同。
经验
将设计纯粹地建立在性能的基础上而忽视保障性的做法，会导致许多系统在耐久性/经济寿命期内需要很高的使用和保障费用。例如，一些系统的设计未考虑防止“过早的”耗损、衰退或恶化。过去，发现耗损的唯一方法是注意到成熟系统的费用(这部分费用是未预想到的)的日益增长，或者维修人员的故障报告率高于以往的故障率。规定一整套基于完整性的性能要求，能使分系统(设备)的生产和其耐久性/经济寿命期内的维修具有良好的经济性。
A.2.4 耐久性/经济寿命要求的验证
耐久性/经济寿命要求应通过 (1) 验证。
理由
在设计过程中需要作逐步验证以确保：最终的产品在承受 4.3、4.4 和 4.5 中分别规定的用法、环境和维修时，能在整个耐久性/经济寿命期内提供所要求的性能。
导则
空格 1 填写验证方法类型和说明验证方法的文件名称或编号。
对航空电子设备能在整个耐久性/经济寿命期中按规定工作的验证应使用以下步骤：
a) 分析
分析是用作逐步评估和验证设备在承受 4.3 规定的设计用途、4.4 规定的设计环境以及 4.5 规定的维修时，将在耐久性/经济寿命期内符合 4.2 中性能要求的一种方法。分析的目的是验证： 如开裂、腐蚀、耗损、衰退或过电应力等不会对设备性能产生不利的影响或要求做超出 4.5.2 累积维修量(CMB)规定的维修，并同时满足 4.5.2 中规定的无关键故障工作时间(CFFOP)。分析应包括验证与材料、生产过程、部件参数容差和老化有关的变化性，不会对设备在耐久性/经济寿命期内所要求的性能和保障特性产生不利影响。对部件参数容差和老化影响的分析必须考虑耐久性/经济寿命期内的使用和环境要求。应分析考虑所有主要的疲劳应力对累积损伤的影响。分析的类型包括：
1) 用文献或外场已知数据进行耐久性/经济寿命预测(注意：该类数据为平均值，并且经常会过时);
2) 用材料特性数据进行耐久性/经济寿命预测;
3) 用各种故障模式和材料开发的模型进行耐久性/经济寿命预测分析;
4) 其他适用的工程技术分析(如附录 C 所示的故障概率)。
如果生产过程中更改了设计，则必要时应修改上述的分析来评定这些更改对耐久性/经济寿命所造成的影响。在一些情况下，可能还需要进行工程试验。
当具体应用中选用不需改装(或只需作较小改装)的现有电子设备时，则应采用剪裁过的航空电子设备完整性工作。它对耐久性/经济寿命评定至少应包括比较新旧用法、环境和保障性的差别。按照改装的性质以及现有设备的新旧用法与环境的差别， 也许还要作其他的航空电子设备完整性工作。对进行了大改装的现有设备， 在航空电子设备完整性工作要求上应与新的研制工程项目同等对待。对现有设备(不要求改装和只要求小改装)的应用，耐久性/经济寿命的评定和分析一般包括以下步骤：
1) 建立、导出和估计现有设备在每个耐久性/经济寿命周期阶段的应用(如工作、非工作、维修、运输和贮存)中会经受的主要应力(如等级和经历的时间)。应力的类型应包括(但不限
于)热循环、电力循环、振动、时间(导致重大故障的温度、化学和电应力等所经历的时间)。承制方在此工作中应运用现有的外场和/或已知数据。如果无法获取这些数据，则所需数据也可通过运用适用的技术(如工程分析、估算、测量和试验等)来获取或产生。
2) 确定、导出和估计相同设备在各耐久性/经济寿命周期阶段中作新应用时的应力类型。承制方应考虑设备改装时对应力的影响。如果合同要求把这项工作列为单独的工作， 则承制方应利用环境分析来做这项工作。
3) 从应力的严酷性和应力对设备耐久性/经济寿命和可靠性的影响的角度，来比较以上两个步骤的应力(如等级和经历时间)。如果无法直接比较，可使用适当的技术来评定这些应力对设备耐久性/经济寿命和可靠性的影响。
4) 如果新的用途和环境比现行的应用严格，则承制方要确定设备新的耐久性/经济寿命极限值或可靠性极限值。如果设备不能符合新用途中的要求， 则需要改装或订购方改变此工程项目。如果该工程项目的经济分析或其他工程项目的效益/需求能予以支持，则其改变就是适宜的。
b) 工程研制试验
当现有数据没有或不足时，由工程研制试验来提供数据，以验证本标准的要求。对样机硬件(如材料、部件)进行小型试验， 以验证上述分析的结果和下述耐久性/经济寿命试验中难以验证的要求。这些试验用来验证设计分析，确定设计分析活动中未揭露的的故障机理或易出故障点，确定或验证有寿设备的耐久性/经济寿命，验证设计过程中导出的关键产品特性裕量，并增加对成功完成最终产品的耐久性/经济寿命试验和环境鉴定试验置信度。工程研制包括(但不限于)以下试验和测量：
1) 小型试验;
2) 试样试验;
3) 以验证如对电介质击穿、电晕的故障机理的要求的小型试验;
4) 面包板试验(如确定自然频率转变功能，电路板变形);
5) 电子设备的热测量;
6) 包括周围环境和冷却系统的热测量;
7) 振动测量;
8) 宿主平台的功率测量。
c) 耐久性/经济寿命试验(DLT)
DLT 在系统、外场可更换单元(LRU)或外场可更换模块(LRM)上进行，以验证系统、LRU 或LRM 可在 4.2 的耐久性/经济寿命内按 4.3 的设计用途、4.4 的环境以及 4.5 的维修中所规定的要求工作。当系统包括多个 LRU、LRM 和软件时，DLT 应在整个系统上进行。当实际上不能进行整个系统试验但可对 LRU 或 LRM 进行单独试验时，则试验要模拟 LRU、LRM 的所有接口和工作参数。
4.2 中的耐久性/经济寿命要求、4.5.2 中设备的 CFFOP 要求和 CMB 要求应在 DLT 中加以验证。如果承制方已提出任何预防性维修事件(如定期更换限寿产品)，则这些事件就应在 DLT 中试做并验证。DLT 应如下进行：
1) 试件应尽量接近产品的技术状态。
2) DLT 应模拟主要的环境和工作累积应力，这些应力是指设备在耐久性/经济寿命中会遇到的且会影响设备的故障过程的应力。DLT 试验循环按从 4.3 的设计用途和 4.4 的环境中导出的环境和工作应力剖面建立。循环中所模拟任务的顺序应代表使用用法。环境和工作应力应包括静应力和交变应力(即疲劳)，如热循环、振动、电力循环、电压、湿度等。
3) DLT 的最小持续时间应等于一个耐久性/经济寿命。至少要求用一个试验件来完成一个耐
久性/经济寿命的试验。然而由于以下的一个或多个原因，建议 DLT 在一个耐久性/经济寿命之后继续做。
验证并批准纠正措施;
验证规定的设计裕量;
验证未定的耗损、恶化、退化的产生时间等于或大于耐久性/经济寿命;
确定耗损阶段中增加的故障机理;
为确定老化效应的特征，并确保产品在耐久性/经济寿命期内不会老化。DLT 持续时间定义为设备通电工作时间，不可与试验室内的试验时间或日历时间相混淆。DLT 应模拟设备耐久性/经济寿命期内所要求的工作时间。
4) 由于受费用、进度和试验设施的限制，在实时的基础上模拟所有的耐久性/经济寿命应力可能是不可行的。在这种情况下，试验剖面应不包括小应力的使用时期以减少试验次数。另外，还可采用已由文献证明的或由承制方内部试验和测试导出的时间压缩技术，但事先应经订购方批准。如果使用时间压缩技术， 它必须结合用在耐久性控制点(DCP)的作为所消耗的疲劳耐久性/经济寿命的近似值的累积疲劳损伤。DCP 应在设计阶段中的分析或较低层次产品的试验中确定。在试验中通过提高应力等级来压缩时间时， 应注意这样做会导致不代表所设计的外场用法的故障机理。
5) 应分析所有在 DLT 中发生的故障，并采取和验证其纠正措施。在 DLT 中发生故障时，承制方的一个选择是停止试验，一直等到进行故障调查与分析，并确定与执行纠正措施。另一个选择是修理试件(如拆换故障的 SRU 或零件)后继续试验，同时分析设备的故障原因和设计纠正措施。纠正措施可包括更改设计、更换零件供应商、更改生产过程或过程控制。纠正措施的验证通常是这样完成的：在试验件上执行的措施经受一个耐久性/经济寿命期的试验而无任何故障或维修。在一些情况下，如果存在技术上的合理性证明和理由，则对纠正措施的验证也可通过分析、单独的低层次的试验或两者的结合来完成。合同应明确规定 DLT 造成的更改(包括硬件更改和文件更改等)所形成的责任和义务，同时还必须确立造成缺陷应负的责任。
6) 本试验可结合 5.4 中环境鉴定试验所要求的部分。
7) 应作试验后的检查和数据评定，包括一个完全的分解检查和无损检测(NDI)。如果存在故障，就可能要求作破坏性的检查。
8) 所需的备件量应在试验计划时准备好，以便于 DLT 在故障发生后能顺利地继续进行，因故障后需要作调查和分析以确定根本原因，确定纠正措施并将其实施于试件上。必须制定合同条款以保证所需的试验硬件的可用性。
9) 具有航空电子设备完整性工作要求的工程项目，在 LRU 内的各个耐久性控制点上进行了耐久性分析。这些分析揭示了：一个部件会在耐久性/经济寿命中因热疲劳而失效。通过增加部件支座的高度，减少了引线和焊点的热疲劳应力，因而达到了其使用耐久性/经济寿命。此更改是在图样放行前完成的，此时设计更改相对容易。
经验
某个雷达工程项目遭受了外场间歇性的故障。在大量事例中找出该故障的根源为： 零件的变化和部件参数容差随温度变化而漂移的。间歇性故障的根本原因确定为： 设计裕量不足，未建立关键特性，以及在设备的设计和制造中没有确定或使用耐久性控制点。
在另一个工程项目中，只在考虑射频的基础上选用了一个无柔性引线的部件。耐久性分析揭示了该部件会过早地出现故障。通过分析各种引线的结构方式， 选用了一个既符合耐久性要求又符合射频要求的部件。
A.2.5 应用要求
A.2.5.1 一般要求
航空电子设备应在使用中和使用后符合 4.3.2 和 4.3.3 规定的性能要求。
理由
航空电子设备在其耐久性/经济寿命期内会因老化和使用而导致其性能下降，使用过程中所积累的应力会影响其耐久性。应在设计过程确定和考虑这些应力的特性，以研制耐久的硬件。
导则
本条介绍的各部分组成一套可剪裁的使用性能要求。订购方必须制定设备的使用要求。用法应作为招标书的一部分，由订购方提供。这项工作的最初计划应包括完成这项工作所需要的时间和人力。这项工作不应推给承制方，除非订购方没有能力在现有的时间内或在研制阶段的早期完成此项工作。如果此项工作委托给承制方，则在工程项目的 IMP 和 IMS 中必须包括所需的资金。
承制方应将机载平台任务剖面数据转化成航空电子设备使用剖面，如有更改则应向订购方提出建议。承制方应进行权衡研究， 来建立以费用为变量的耐久性/经济寿命函数(与费用有关的因素有耐久性 /经济寿命周期费用、重量、性能)。这些权衡研究的结果应提交给订购方， 以确立与预计的用法相匹配的耐久性/经济寿命。航空电子设备的使用应考虑具体安装中的使用应力/环境的可变性和与不同平台上安装有关的应力/环境变化。这种设计用途应包括在合同规范(主项目研制和制造规范和综合主计划)中，并在必要时可被修订和完善。
航空电子设备的使用剖面和所要求细化到的层次应在主要设计评审点进行评审。评审目的是确保订购方和承制方达成一致：保证组件的每一个层次所分配的使用剖面和所确定的检查间隔周期正确;与性能和保障要求一致;与所分配的耐久性/经济寿命数值一致;费用效益良好。应在 PDR 之前确定设计用途。
经验
对于以往许多工程项目来说，设计师在研制阶段早期对航空电子设备在耐久性/经济寿命期内的使用不甚理解，造成了不恰当的设计。这种设计没有考虑应用环境施加于设备上的一些应力。其结果是，发生了过多的故障和维修，导致了高的耐久性/经济寿命周期费用。在一些情况下，订购方在设计过程开始后已修改了用法。承制方在研制阶段早期建立了订购方所要求的信息，为设计提供了基线。
A.2.5.2 一般要求的验证
4.3 提供的数据用于制定设计准则，以及制定逐步试验、DLT、地面或飞行鉴定的试验计划与程序，不要求进行验证。
A.2.5.3 机载电子设备用法要求
机载电子设备应安装在 (1) 内或上，并且位于 (2)。具体要求如下：
理由
应明确飞行器或系统的类型，以便于承制方评估将要研制的航空电子设备要承受的热、振动、噪声、湿度和其他环境。航空电子设备在机载平台中的位置，对于确定设备在其耐久性/经济寿命期内可能遇到的环境是至关重要的。
导则
空格(1)中应填入载体系统的识别符。如果工程项目要求航空电子设备在一个以上的机载平台上安装或使用，则应包括所有平台。空格(2)中应填入每个设备的位置(在每种机载平台上)的位置。
经验
一些航空电子设备要安装于各种类型的系统上。飞行器具有实质性不同的环境和使用要求。为影响设计和防止高代价的设计更改，应在早期确定要装航空电子设备的系统的任何改变。
A.2.5.4 机载电子设备应用要求的验证
4.3.2 中提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
a) 飞行剖面和包线飞行剖面和包线应如 (1) 中所规定
理由
飞行包线为确定航空电子设备将遇到的应力提供了基线。
导则
空格(1)中应填入适用的飞行包线文件的名称。飞行包线应由订购方提供，作为招标书的一部分。对于现有的航空器， 这些数据可从技术规程或工程报告中获得。对于新航空器， 飞行包线应以主承制方制定的最佳的飞行性能估算值为依据。
经验
对于以往许多工程项目来说，设计师在研制阶段早期对航空电子设备在耐久性/经济寿命期内的使用不甚理解，造成了不恰当的设计。这种设计没有考虑应用环境施加于设备上的一些应力。其结果是，发生了过多的故障和维修，导致了高的耐久性/经济寿命周期费用。在一些情况下，订购方在设计过程开始后已修改了应用。承制方在研制阶段早期建立了订购方所要求的信息，为设计提供了基线。
飞行剖面和包线的验证 4.3.2 中 a)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
1) 运载包线运载包线应如 (1) 中所规定;
理由
运载(外部油箱、吊舱)内或上的电子设备， 可能在部分飞机飞行包线中设备不能正常工作或会发生故障。这部分包线的界线定义了设备的运载包线。可能并不要求航空电子设备在飞行包线中的某些部分中工作，但它们在偏移入这部分包线后必须仍能工作。
导则
在空格(1)中填入规定的运载包线文件的名称。此条不适用时，可删除。
经验
对于以往许多工程项目来说，设计师在研制阶段早期对航空电子设备在耐久性/经济寿命期内的使用不甚理解，造成了不恰当的设计。这种设计没有考虑应用环境施加于设备上的一些应力。其结果是， 发生了过多的故障和维修，导致了高的耐久性/经济寿命周期费用。在一些情况下，订购方在设计过程开始后已修改了应用。承制方在研制阶段早期建立了订购方所要求的信息，为设计提供了基线。
运载包线的验证 4.3.2 a)中 1)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
2) 工作包线工作包线应如 (1) 中所规定。
理由
运载物内或上的航空电子设备，在运载包线的某些部分中，可能有工作上的限制，而达不到性能要求。
导则
在空格(1)中填入规定的工作包线文件的名称。此条不适用时，可删除。
经验
对于以往许多工程项目来说，设计师在研制阶段早期对航空电子设备在耐久性/经济寿命期内的使用不甚理解，造成了不恰当的设计。这种设计没有考虑应用环境施加于设备上的一些应力。其结果是， 发生了过多的故障和维修，导致了高的耐久性/经济寿命周期费用。在一些情况下，订购方在设计过程开始后已修改了应用。承制方在研制阶段早期建立了订购方所要求的信息，为设计提供了基线。
工作包线的验证 4.3.2 a)中 2)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证。
b) 任务剖面每种系统的任务剖面应如 (1) 中所规定;
理由
任务剖面用于确定航空电子设备在耐久性/经济寿命期中将遇到的设计工作循环。
导则
任务剖面应由订购方提供，并作为招标书的一部分。在空格(1)中填入任务剖面或引用的文件名称。
经验
在系统预期的应用发生改变时，订购方也许要改变任务剖面。在某一时间点，任务剖面必须基线化，以便确定设计工作循环。这应在设计阶段尽早地完成。
任务剖面的验证 4.3.2 中 b)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
c) 任务配置任务配置应如 (1) 中所规定;
理由
需用任务配置来确定航空电子设备将遇到的设计工作循环。
导则
任务配置内容应由订购方提供，并作为招标书的一部分。在空格(1)中应填入任务组合的标识符。
经验
对于以往许多工程项目来说，设计师在研制阶段早期对航空电子设备在耐久性/经济寿命期内的使用不甚理解，造成了不恰当的设计。这种设计没有考虑应用环境施加于设备上的一些应力。其结果是，发生了过多的故障和维修，导致了高的耐久性/经济寿命周期费用。在一些情况下，订购方在设计过程开始后已修改了应用。承制方在研制阶段早期建立了订购方所要求的信息，为设计提供了基线。
任务配置的验证4.3.2中c)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
d) 气候剖面气候剖面应如 (1) 中所规定。剖面应包括环境控制系统、地理位置和使用频率;
理由
气候剖面为确定一部分低循环疲劳设计准则提供了基础。它们是确定最高和最低工作温度的基础，用于确定初始的启动温度条件(可用于计算热膨胀值和频率)，以及用于计算日循环的数值、频率和来自太阳辐射的影响成分。
导则
订购方应提供预期的地理应用或机场位置(其引用文件填入空格(1)中)，以及航空电子设备所在位置的耐久性/经济寿命比率。说明具体机场位置可防止裕量过大的设计。如果设备在其整个耐久性/经济寿命期内只在一个机场上使用，并且该位置的气候特别严酷，则它就应成为基线地理位置，环境极端条件除外。
经验
航空电子设备在其耐久性/经济寿命期内一般在各种地理位置上轮流使用。然而在某些情况下，一台设备可能总在一个地方使用，这会引起较大的温度变化。例如在极北的地点， 可能经常出现寒冷。同样地，在沙漠地区大量的太阳辐射会产生超过规定值的热量(尤其是在座舱内)。
气候剖面的验证 4.3.2 中 d)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
e) 总飞行次数设备在耐久性/经济寿命期内预期的总飞行次数应为 (1) ;
理由
需要估计总飞行次数，以确定航空电子设备在整个耐久性/经济寿命中将遇到的应力循环的次数。
导则
计划的总飞行次数应由订购方提供并填入空格(1)中。
经验
对于以往许多工程项目来说，设计师在研制阶段早期对航空电子设备在耐久性/经济寿命期内的使用不甚理解，造成了不恰当的设计。这种设计没有考虑应用环境施加于设备上的一些应力。其结果是，发生了过多的故障和维修，导致了高的耐久性/经济寿命周期费用。在一些情况下，订购方在设计过程开始后已修改了用法。承制方在研制阶段早期建立了订购方所要求的信息，为设计提供了基线。
总飞行小时数据的验证 4.3.2 中 e)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
f) 总工作小时数设备在耐久性/经济寿命内预期的总工作小时数应为 (1)，具体规定如下：
理由
应明确产品预期的总工作小时数，以制定耐久性/经济寿命的设计要求。
导则
应从飞机的设计用途和已确定的维修方案中导出预期的总工作小时数。空格(1)内填入预期的总工作小时数。
经验
对于以往许多工程项目来说，设计师在研制阶段早期对航空电子设备在耐久性/经济寿命期内的使用不甚理解，造成了不恰当的设计。这种设计没有考虑应用环境施加于设备上的一些应力。其结果是，发生了过多的故障和维修，导致了高的耐久性/经济寿命周期费用。在一些情况下，订购方在设计过程开始后已修改了应用。承制方在研制阶段早期建立了订购方所要求的信息，为设计提供了基线。
总工作小时数的验证 4.3.2 中 f)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证：
1) 飞行(任务)小时数在机载电子设备的耐久性/经济寿命期内，预期的飞行总时间应为 (1) 小时。设备的工作(通电)时间应占总飞行时间的 (2) %。未对设备进行外部源冷却时，设备应能按规定连续工作 (3) 小时。与飞行有关的地面工作时间应占总飞行时间的
(4) %;
理由
当航空电子设备在机载环境中工作时，会受到应力作用而耗损。如果设备没有适当冷却，则可能加速衰退与耗损过程。
导则
飞行(任务)小时总数可以从已知数据或计划中得到，填入空格(1)中。设备通电工作时间的百分比可从任务剖面或任务配置中导出，填入空格(2)中。当规范用于航空电子系统或分系统时，飞行小时数应包含在一个表中，这个表包括每个 LRU/LRM。
空格(3)中应填入设备可在没有外部源冷却时工作的小时数。可利用已知数据来确定这一要求。
一些航空电子设备要求有地面预热时间;其他一些航空电子设备可能要求进行地面校准，这可看作任务的一部分。由于某些原因，可能有必要在空格(4)中填入与飞行有关的地面工作小时数。
经验
对于以往许多工程项目来说，设计师在研制阶段早期对航空电子设备在耐久性/经济寿命期内的使用不甚理解，造成了不恰当的设计。这种设计没有考虑应用环境施加于设备上的一些应力。其结果是， 发生了过多的故障和维修，导致了高的耐久性/经济寿命周期费用。在一些情况下，订购方在设计过程开始后已修改了应用。承制方在研制阶段早期建立了订购方所要求的信息，为设计提供了基线。
飞行(任务)小时数的验证 4.3.2 f)中 1)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
2) 装机地面工作时间在设备的耐久性/经济寿命期内预期的装机地面工作时间应为 (1) 小时。有外部源冷却的时间应占地面工作时间的 (2) %。冷却源应符合 (3) 所规定的特性。设备应能在没有外部源冷却的情况下，连续按规定工作 (4) 小时;
理由
为了维修、检查完好状态和其他理由， 需要装机的航空电子设备能在地面工作。装机的航空电子设备在地面工作时，会受到应力作用而耗损。如果设备在没有冷却的情况下工作，则可能加速衰退与耗损过程。另外， 地面供给的外部电源和冷却空气的质量可能与主发电机和辅助动力装置提供的有差别，这会导致衰退与损耗速率的变化。
导则
地面工作小时数可从已知数据或计划中获得，填入空格(1)中。设备使用航空器上的电源冷却的工作时间百分比可根据航空电子设备的维修方案估算。预期使用机上电源冷却的工作时间占全部地面工作时间的百分比填入空格(2)中。余下的地面工作时间将使用外部地面电源和冷却源。冷却源的特性应在冷却源规范或技术规范中规定。空格(3)中应填入规定地面冷却特性的文件的名称和编号。注意： 由保障设备提供给航空器的冷却，可由航空器的 ECS 环境控制系统来调整和控制。在没有外部源冷却的情况下，预期设备能连续工作的最大小时数应填入空格(4)中。应利用已知数据来确定该要求。
经验
国外某些技术规程允许航空电子设备在没有外部源冷却的情况下工作 15 min。对于在没有外部源冷却的情况下工作的具体设备，对外部气温没有限制。这样会使设备受到应力作用，大大加速衰退、恶化与耗损过程。此外， 从使用角度来看，很难控制设备在没有冷却空气情况时所能允许的工作时间限制。另外，电源车在最大功率输出点处于最佳调节状态。当这些电源车用于维修航空电子设备时，其典型的负载只是其最大负载能力的很小一部分。使用这样的负载时， 电源车的调节能力最差。因此， 航空电子设备可能经受非常大的瞬变过程和应力。
装机地面工作小时数的验证 4.3.2 f)中 2)所提供的数据是用于制定设计和试验准则的设计信息，不要求验证;
3) 离机地面工作小时数
