ICS 49.080 V 38
HB 8450-2014
民用飞机气动系统通用要求
General requirements for pneumatic systems 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 给定的规则起草。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：江西洪都航空工业集团有限责任公司、中国航空综合技术研究所。
本标准起草人：张立圣、毛德爱、焦奇峰、王莉、余晓俊、郭耀东。
民用飞机气动系统通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机气动系统的技术要求和验证要求。
本标准适用于民用飞机气动系统的设计、制造和验收。
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。
YB 611 铝和铝合金薄壁管
YB 678 航空用不锈无缝钢管
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
飞机气动系统 aircraft pneumatic system
飞机上以压缩空气为介质传递动力的系统。
3.2
飞机主气动系统 aircraft main pneumatic system
飞机上经常工作的各气动分系统的组合。
3.3
应急气动系统 emergency pneumatic system
当飞机主气动系统出现故障时，起应急作用的气动系统。
4 要求
4.1 尺寸
系统所属的所有各部件及附件的外廓尺寸应满足飞机的装机要求。
4.2 重量
系统的总重量应满足飞机总体要求。
4.3 外观质量
系统所属的所有附件外观不应有毛刺、锈蚀和漆皮皱裂等现象， 所有导管表面的航空管路识别标识应清晰可见。
4.4 标志
系统各部件应有明显标志，标志应包括型号(或名称)批次等内容。
对单向节流阀、过滤器和单向阀等附件，应采取方向标志措施确保安装方向正确。
应在飞机上提供相应的信息标识为维修人员日常维护气动系统提供帮助。典型信息标识如下：
a) 气动系统机上充气说明和应注意的事项,对主气动系统和应急气动系统应分别提供标识;
b) 机上充气部位维护口盖;
c) 主贮气瓶和应急贮气瓶维护口盖;
d) 空气压缩机维护口盖;
e) 气动系统放水部位;
f) 机上滤水器和空气滤口盖;
g) 其他需要经常维护的口盖;
h) 气动系统管路识别标志应符合 HB 5653 的规定，航空导管识别标带应符合 HB 5654～5655 的规定。
4.5 材料
对于系统中损坏可能对安全性有不利影响的零件，所用材料的适用性和耐久性应满足下列要求：
a) 建立在经验或试验的基础上。
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) 考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。
d) 飞机气动系统中所用的铝和铝合金薄壁管应符合 YB 611 的规定。对于暴露在外部的导管如起落架轮舱和起落架支柱上的导管应考虑防腐蚀和耐砂尘的要求，导管材料应采用不锈钢导管(YB 678)制造，对于工作压力大于或等于 21MPa 的导管材料也应采用不锈钢导管制造。
e) 所选材料应满足以上要求，并经鉴定合格，如采用新材料应经充分的试验证明符合使用要求。注：此条要求中的 a)、b)、c)与 CCAR-25-R4 §25.603(a)、(b)、(c)一致。
4.6 设计与结构
4.6.1 系统分类
4.6.1.1 按供压型别分
飞机气动系统按供压方式分为：
a) A 型系统——由机载压缩机提供压缩气体;
b) B 型系统——由地面气源提供压缩气体。
4.6.1.2 按压力级别分
飞机气动系统按供压压力分为：
a) A 级系统——气源压力为 4.90MPa;
b) B 级系统——气源压力为 10.50MPa;
c) C 级系统——气源压力为 16.00MPa;
d) D 级系统——气源压力为 21.00MPa。
4.6.2 系统组成
4.6.2.1 概述
气动系统一般由主气动系统和应急气动系统所组成。
4.6.2.2 主气动系统
主气动系统一般由机载空气压缩机、滤水器、压力调节阀、操纵开关、贮气瓶和作动器等组成。
4.6.2.3 应急气动系统
应急气动系统是主气动系统的备用系统，该系统一般由独立的应急贮气瓶、应急转换阀、应急操纵开关等组成。
4.6.3 设计
4.6.3.1 概述
气动系统设计应符合在飞机起飞、飞行、着陆过程中具有良好的工作性能， 并安全可靠地工作，且要求系统设计简单，使用维护方便。并应考虑由于操作错误， 操作顺序不符，而对系统安全的影响。气动系统特别是采用发动机带动的空气压缩机为动力源的气动系统，在设计上应采取有效措施，防止水分对系统附件造成的腐蚀以及结冰现象。
4.6.3.2 系统功能
主气动系统主要用于起落架的收放、襟翼的收放和机轮刹车等。
应急气动系统主要用于应急放起落架、应急放襟翼和机轮应急刹车等。
4.6.3.3 系统安装
每一系统及每一安装：
a) 在单发飞机上，应设计成在发生可能的故障或失效时将对飞机的危害减至最小。
b) 在多发飞机上，应设计成在发生可能的故障或失效时能防止对飞机的危害。
c) 在通勤类飞机上，应设计成在它们发生故障或失效时能保护飞机免受危害。
d) 在任何可预见的运行情况下完成其预定功能。
e) 当系统和有关部件在单独考虑以及与其他系统一起考虑时：
1) 任何可能妨碍飞机连续安全飞行和着陆的失效情况，其发生应是极不可能的。
2) 任何可能严重降低飞机或机组应对不利运行情况能力的其他失效，其发生应是不可能的。
3) 应提供警告信息提醒机组注意系统的不安全工作情况，并使机组采取相应的纠正动作。系统、操纵器件及有关监视和警告装置的设计应将可能产生附加危险的机组失误减至最小。
4) 应通过分析，必要时通过适当的地面、飞行或模拟器试验来表明符合本条 e)2)的要求。
分析应考虑下列情况：
——可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和损坏;
——多重失效概率和失效未被检测出的概率;
——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;
——对机组的警告信号、所需的纠正措施以及机组对故障的判定能力。
注：a)，b)，c)与 CCAR-23-R3 §23.1309 条(a)(2)，(a)(3)，(a)(4)一致。
d)，e)与 CCAR-23-R3 §23.1309 条(b)(1)，(b)(2)，(b)(3)，(b)(4)一致。
4.6.3.4 贮气量
气动系统的贮气容量，应满足飞机所有气动系统操纵部位工作的需要。如果采用压缩机， 则在加上贮气瓶的条件下，压缩机的供气量应保证所有操纵部位均能完成所要求的工作循环。
4.6.3.5 管路敷设
气动系统导管应尽可能不要敷设在驾驶舱和乘员舱内。气动系统管路安装应排列整齐，避免交叉，软管不应有扭曲现象。
4.6.3.6 发动机驱动的多台压缩机
如果多发飞机上的气动系统采用多台由发动机驱动的压缩机，则这些压缩机应至少有两台发动机驱动，使贮气瓶内保持充足的贮存能量，以保证必不可少的飞行操纵装置和安全着陆装置工作的需要。
4.6.3.7 压力指示装置和压力控制装置
气动系统应设置压力指示装置，指示系统压力及变化情况。A 型气动系统中应装设压力控制装置，阻止由于系统温度过高或外载荷过大，使系统内部压力超过规定而损坏系统。
4.6.3.8 应急气动系统
4.6.3.8.1 概述
对保证飞行安全或着陆安全必须的所有气动操纵装置(如起落架、襟翼和机轮刹车等)， 均应设置应急气动系统。此系统相对于主气动系统应完全独立，但可不包括转换阀、作动筒或马达。
4.6.3.8.2 类型
应急气动系统可以采用压缩空气、直接机械操纵、电气机械装置、重力作用或其综合方法进行工作。 4.6.3.8.3 双套管路的隔离
应急气动系统管路与正常管路尽量相隔得远一些，以增强安全性。
4.6.3.8.4 应急管路的通气
从转换阀引出的应急管路，在应急系统不工作时，应通大气。
4.6.3.9 气动刹车系统
气动刹车系统及其相关系统的设计和构造，应使其在任何电气、气动或机械连接元件或传动元件(操纵脚蹬或手柄除外)损坏或者任何单个气压源或其他刹车能源丧失时，能使飞机在按规定着陆条件下停下，其着陆滑跑过程中的平均减速度至少等于按该条确定着陆距离时所得减速度的 50%。
使用刹车操纵器件时所需的操纵力不应过大。
飞机应具有停机刹车装置，当临界发动机为起飞功率(推力)时，驾驶员使用此装置后，无需进一步
关注就能防止机轮在有铺面的水平跑道上滚动，也无需防止机轮刹死时飞机在地面的移动。
如果装有防滑装置，则该装置及其有关系统的设计应使在发生任何可能的单个故障时都不会使飞机的刹车能力或方向操纵损失到危险的程度。
4.6.3.10 应急操纵
4.6.3.10.1 应急放措施
可收放起落架的陆上飞机，若不能手动放下起落架，则应具有应急措施在下列情况下放下起落架：
a) 正常起落架收放系统中任何合理可能的失效;
b) 动力源的任何合理可能的失效导致正常起落架收放系统不能工作。
注：与 CCAR-23-R3 §23.729 条(c)一致。
4.6.3.10.2 襟翼及起落架应急放
襟翼及起落架的应急放下应利用贮存的能量完成，而该能量的释放应使驾驶人员对操纵器件做一简单动作即能实现。
4.6.3.10.3 颜色
每个应急操纵器件应为红色，并且应按其使用方法标示。除应急操纵器件或附带应急功能的操纵器件以外，任何操纵器件不应用此颜色标示。
注：与 CCAR-23-R3 §23.1555 条(e)(2)一致。
4.6.3.11 反压力
系统设计应保证附件的预定功能不致受系统任何部分工作所形成的反压力的不利影响。
4.6.3.12 气动撞击
气动撞击往往对系统带来不利影响，在设计时应考虑避免出现此种情况。
4.6.3.13 附件的设计
附件的设计应满足以下要求：
a) 其种类和设计与预定功能相适应;
b) 有标牌标明其名称、功能或使用限制，或这些要素的适用的组合;
c) 按对该设备规定的限制进行安装;
d) 在安装后功能正常;
e) 系统中采用的所有附件按民用飞机气动系统附件通用规范;
f) 气动系统作动筒设计按 HB 6647;
g) 航空气瓶设计按 HB 6134。
注：a)，b)，c)，d)与 CCAR-23-R3 §23.1301 条(a)，(b)，(c)，(d)一致。
4.6.3.14 电气搭铁和闪电与静电防护
电气搭铁和闪电与静电防护应满足以下要求：
a) 飞机气动系统应具有防止闪电引起灾难性后果的保护措施;
b) 飞机气动系统的附件和管路应按 HB 6129 的有关规定在飞机上进行搭铁。
4.6.3.15 振动
气动系统的管路、附件及其支承， 相应安装应保证在发动机整个转速范围内不发生破坏性振动，还应避免机上其他激振源诱发的管路破坏性振动。
4.6.3.16 警告灯、戒备灯和提示灯
如驾驶舱内装有警告灯、戒备灯和提示灯，则除适航当局另行批准外，灯的颜色应按照下列规定：
a) 红色，用于警告灯(指示危险情况，可能要求立即采取纠正动作的指示灯);
b) 琥珀色，用于戒备灯(指示将可能需要采取纠正动作的指示灯);
c) 绿色，用于安全工作灯;
d) 其他颜色，包括白色，用于本条 a)至 c)未作规定的灯，该颜色要足以与本条 a)至 c)规定的颜色相区别，以避免可能的混淆;
e) 在驾驶舱所有可能的照明条件下都有效。
注：a)，b)，c)，d)与 CCAR-25-R4 §25.1322(a)，(b)，(c)，(d)一致。
4.6.3.17 地面试验和充气连接装置
气动系统应设置地面试验和充气用连接装置，以便能在地面上对系统的贮气瓶进行充气，而不必在飞机起飞前或地面维护过程中开动机上压缩机对系统充气。
充气接头应符合 HB 4-95 的要求。在 A 型系统中，连接接头应安装在压力管路除水设备的出口管路上，在地面充气中应设置专门的除水设备。
4.6.3.18 地面试验和充气注意事项
飞机地面试验和充气连接装置附近应永久地标出下列内容：
a) 系统充压的最大压力值及充压时的温度;
b) 压力—温度图表(实际误差±10℃)，应标在紧靠接头处;
c) 其他注意事项。
4.6.4 结构
4.6.4.1 结构强度
气动系统零部件应满足以下要求：
a) 气动系统零部件应有足够的结构强度。每个零部件分别进行压力值为最大正常工作压力 3 倍的破坏压力试验和 1.5 倍的验证压力试验的要求。
b) 可用分析或分析与试验相结合的方法，来代替 a)要求的各项试验，条件是适航当局认为该方法与所要求的试验等效。
4.6.4.2 附加载荷
在飞机工作过程中受结构载荷，其他气动载荷作用的气动系统和所有气动附件，应能经受这些载荷和验证压力同时作用，其应力不超过最高工作温度下的屈服点。
4.6.4.3 加速度载荷
承受加速度载荷作用的作动筒和其他附件，以及它们的连接导管和接头，无论安全阀的调定压力值如何，均应根据可能产生的最大压力进行设计和试验，其应力应不超过最高工作温度下的屈服点。
4.7 性能
4.7.1 工作介质
4.7.1.1 概述
A 型和 B 型气动系统均应根据 4.7.1.2 和 4.7.1.3 规定的工作介质进行设计。
4.7.1.2 标准空气
标准空气是指具有表 1 所列特性的空气。
表 1 标准空气特性
4.7.1.3 地面充气气体
地面充气所用的气体(包括空气、氮气或其他惰性气体)，应经过滤和干燥，其含湿量不超过0.036g/kg。
4.7.2 系统压力
气动系统压力调定范围应符合表 2 的规定。
表 2 气动系统压力
单位为兆帕
4.7.3 工作温度和工作高度范围
工作温度为-55℃~70℃,工作高度与飞机的升限相同。
4.7.4 气密性
气动系统应有良好的气密性。对于 B 型气动系统，所有附件和管路的总泄漏量应足够小，保证可用的贮存能量不致下降到低于在规定的飞机准备时间加上最长飞行时间过程中所需要的最低能量。
4.7.5 含湿量
在 A 型系统中应采用脱水器，用以除去发动机带动的压缩机所引入的湿气中的水分。脱水器输出的空气的含湿量不应超过 0.0172g/kg。脱水器也应能除去由空气带入系统的极微量的压缩机润滑油。
4.7.6 工作时间
气动系统工作时，应使飞机各装置满足工作时间(从一个极限位置到另一个极限位置时间)的要求。
4.7.7 污染度
应按需要设置过滤器。以滤除尺寸大于 25μm 的杂质。过滤器应满足使用要求。
4.8 接口
4.8.1 机械接口
气动系统的机械接口应符合以下要求：
a) 系统内部件、附件之间、系统与外部装置(着陆装置、发动机和燃油等)之间的交联机械接口应相协调，并采用标准联接形式;
b) 系统与地面支持设备(机上充气装置)的机械接口应协调;
c) 接口流通面积应满足各操纵部位的使用要求;
d) 各接口的功能不相同时，应给出相关接口的名称或代号，通向各接口管路的标识标志应符合HB 5654～5655 的规定。
4.8.2 电气接口
气动系统与机上其他系统之间交联的电气接口的选用应符合相关规范的要求。
4.9 环境适应性
4.9.1 温度和高度
气动系统在 HB 6167.2-2014 中规定的范围内应能正常工作，且性能应满足 4.7.4 的要求。
4.9.2 湿热
气动系统在 HB 6167.4-2014 中规定的严酷湿热环境或外部湿热环境中应能正常工作，金属表面、涂层、防腐蚀用的表面处理等不应出现锈蚀、起泡、起皱、开裂、脱落及其他缺陷。
4.9.3 振动
气动系统在 HB 6167.6-2014 中规定的振动条件下应能正常工作，各成品不应出现导线脱焊、紧固件松动及结构损伤等，且性能应符合气动系统振动要求。
4.9.4 盐雾
气动系统在 HB 6167.12-2014 中规定的盐雾条件下应能正常工作，金属表面、涂层、防腐蚀用的表面处理层等不应出现锈蚀、起泡、起皱、开裂、脱落及其他缺陷。
4.9.5 霉菌
气动系统在 HB 6167.11-2014 中规定的霉菌条件下应能正常工作，霉菌覆盖的面积应不大于 30%，中量程度繁殖。
4.9.6 砂尘
气动系统在 HB 6167.10-2014 中规定的砂尘条件下应能正常工作，各成品的轴承、油脂密封处、润滑部位等处应无砂尘积聚，且电气及机械性能应满足技术性能要求。
4.10 磁影响
气动系统中对电磁兼容性比较敏感的系统，如电子防滑刹车系统，应按 HB 6167.17-2014 中规定的磁影响条件进行电磁兼容试验，在整个试验过程中不应产生对系统的不利影响。
4.11 可靠性
4.11.1 系统应进行可靠性设计分析与可靠性预计分配。
4.11.2 设计时应满足飞机制造商、飞机运营商达成一致的可靠性保障要求和适航要求。
4.11.3 系统及各部件的寿命和可靠性指标应符合相关技术规范要求。
4.12 维修性
气动系统的设计应简单、安全，便于维护操作。所有的维修和功能说明应清晰和简洁。
维修性设计应考虑以下设计原则：
a) 系统各部件在安装、使用、拆装及试验时应具有良好的可达性;
b) 采用防差错设计措施;
c) 产品拆卸应考虑尽量采用标准工具;
d) 系统的设计应在地面使用最少的外部设备，以减少飞机地面维护时间;
e) 应具有最少的定期检查和维护项目;
f) 尽量减少日常维护工作量。
4.13 安全性
4.13.1 飞机不应有从经验表明是危险的或不可靠的设计特征或细节。每个有疑问的设计细节和零件的适用性应通过试验确定。
4.13.2 不应发生任何妨碍飞机连续安全飞行和着陆的失效情况。
4.13.3 应提供报告信息提醒机组注意系统的不安全工作情况，并能使机组采取相应的纠正动作。系统操纵器件以及有关的监视和警告装置的设计，应将可能产生附加危险的机组失误减至最小。
4.14 互换性
4.14.1 气动系统中的成品附件在功能和尺寸上应具有互换性。
4.14.2 应尽量采用标准化设计和采用标准化的设备、附件和零件。与维修相关的尺寸、螺纹规格、气动系统压力级别等，均应实现标准化。
4.15 保障性
气动系统的保障性指标必须向下分解为可明确定义的下层属性的指标, 包括可靠性、维修性(包括测试性)、气动系统各项机载和地面保障资源的指标。
4.16 附件和管路安装
气动系统附件和管路的安装要求应符合民用飞机气动系统设计和安装要求。
5 验证
5.1 验证分类
民用飞机气动系统验证分为设计分析、试验室试验、机上地面试验、发动机开车试验和飞行试验。系统环境适应性的要求应通过系统各附件的环境适应性试验进行验证。
5.2 验证要求
5.2.1 设计分析
5.2.1.1 对气动系统的设计原理是否满足飞机相关的功能应给出分析报告。
5.2.1.2 气动系统设计是否设置了应急系统，单独靠应急系统是否能够完成返航着陆的功能。
5.2.1.3 在 A 型气动系统中，一般情况下压缩空气中含水量较高，对系统中选用的脱水器是否满足含湿量的要求应进行论证分析。
5.2.1.4 气动系统常见的故障模式是泄漏。因此，气动系统中设计应给出允许的最大泄漏量，在此情况下仍能保证系统正常工作。
5.2.1.5 对气动系统中所选用的材料及成品附件是否满足飞机的使用环境条件和性能要求应进行分析和论证。
5.2.1.6 对 A 型系统中，应对空气压缩机在飞机升限范围内，随着飞行高度的增加，压缩机进口处的气压可能不满足要求。因此， 对压缩机的进气是否需要增压应进行计算分析。在单台发动机驱动的空气压缩机气动系统中，一般都设有贮气瓶，在此类气动系统中还应进行返航着陆任务剖面的气动系统冷气消耗量计算，以确保飞机返航着陆的安全。
5.2.1.7 在 B 型系统中，只靠飞机上贮气瓶蓄存的压缩空气来完成飞机所需要操纵的部分，因此，对该系统应进行贮气量的计算。
5.2.1.8 起落架采用气动系统收放时，飞机上主系统贮气瓶内的贮气量一般应满足飞行中收放起落架 2～3 次，应急贮气瓶内应保证应急放起落架 1～2 次，和应急刹车的需求。是否满足要求应进行计算分析。
5.2.2 试验室试验
5.2.2.1 试验项目
民用飞机气动系统应进行表 3 所列的试验室试验。
表 3 试验项目
5.2.2.2 强度试验
5.2.2.2.1 对系统进行强度试验，试验压力应符合 4.6.4.1 的要求，验证压力至少保持 5min。
5.2.2.2.2 验证压力试验前应断开主系统安全阀，各作动部分应处于工作状态。用主气动系统压力使各子系统处于某一状态，然后向系统施加验证压力，保持 5min，检查无故障和无泄漏后，使系统压力恢复正常工作压力值状态，然后操纵子系统处于另一种状态后，再次施加验证压力，并保持 5min，经检查无故障和无泄漏后，使系统恢复到初始状态，试验至少进行两次。
5.2.2.3 性能试验
5.2.2.3.1 主气动系统试验
起动空气压缩机，给气动系统中的贮气瓶充气至规定的工作压力后，压缩机自动停止工作，然后操纵每个开关和控制阀，使相应的装置(如起落架、襟翼等)至少工作两个整循环(此时允许空气压缩机重新起动给系统充压)进行该项试验后，还应使每个装置工作不满半个循环，接着进行一次完全反向的工作(一个循环是指一个装置从一个极限位置运动到另一个极限位置，再回到初始位置的全过程)。上述操作在两个方向上均应进行，试验中应对下列情况进行检查或记录：
a) 各种性能是否满足飞机相关性能要求。
b) 所有部件的运动是否平稳和可靠。
c) 安全阀、工作自动终止装置、压力控制装置、转换开关和信号器、音响或其他告警装置等是否起到了预定的作用(任何附件正常工作时，安全阀都不应向外界排气)。
d) 所有指示装置是否起作用，并与它们各自对应的附件同步工作。
e) 规定的工作压力是否得到控制，并不超过规定值。
f) 所有的导管、接头和附件之间的间隙应符合飞机附件安装要求规定，试验过程中不应发生摩擦。
g) 所有导管、接头和附件是否有外渗漏，渗漏量应符合飞机相应成品附件要求规定。
h) 所有锁紧装置是否在规定的位置能可靠的锁闭，一个子系统工作时不应造成另一个带有锁闭装置子系统的附件意外开锁。
i) 所有运动附件或部件在整个运动范围内与相邻的附件和结构间的间隙是否满足飞机成品附件安装的要求。
j) 在有载或无载的情况下，各对称升阻装置的动作是否同步。进行同步试验时需施加不对称载荷。
k) 记录现场工作温度。
5.2.2.3.2 应急系统试验
在进行应急系统工作试验前，应对正常状态下由主气动系统控制作动装置进行操纵试验验证。对必须进行的维护应做规定，如排除空气，把系统重新恢复到正常状态，包括气瓶充气等。
在一般情况下，主气动系统不工作时，利用应急气动系统中的贮气瓶的能量进行起落架和对称升阻装置(如襟翼)的应急放下功能试验，试验结果应满足飞机应急系统工作的要求。
5.2.2.3.3 刹车系统试验
对人力操纵的气动刹车系统应进行下列试验：
a) 主气动系统
应使每一刹车踏板(或手柄)至少做 25 次快速往返动作，保证在这样条件下操纵刹车性能良好;
b) 应急气动系统
验证所要求的应急操纵是可行的。
5.2.2.3.4 气密性试验
在正常工作压力下，对气动系统及其子工作系统保压 30min，压力下降应符合相应技术规范规定，对子系统的控制作动装置(如起落架、襟翼等)应在其各个工作状态保压 30min，压力下降应符合相应规范规定。
5.2.2.3.5 含湿量测量
使用空气含湿量测试设备进行测试，在空气压缩机工作过程中，从脱水器输出的压缩空气含湿量不应超过 0.0172g/kg。
5.2.2.3.6 工作时间试验
在上述的一些试验中，应测量各装置从一个极限位置到另一个极限位置的时间(如从收上位置到放
下位置)，各装置的动作时间应符合各装置在飞机上工作时间的要求。
5.2.2.3.7 空气压缩机性能试验
试验方法如下：
a) 机上系统贮气瓶充气压力为零时，测量空气压缩机从启动至停止工作的时间(当系统压力达到规定压力时);
b) 机上系统贮气瓶压力为 1/3 系统工作压力时，测量空气压缩机从启动至停止工作的时间;
c) 机上系统贮气瓶压力为 1/2 系统工作压力时，测量空气压缩机从启动至停止工作的时间;
d) 气动系统在飞机飞行过程中系统压力可能遇到的其他压力下降情况时，测量空气压缩机启动和停止工作的试验。
5.2.2.4 故障状态试验
故障状态试验用于评价气动系统抗下列故障的能力：
a) A 型气动系统中空气压缩机工作失灵单独依靠系统贮气瓶供压;
b) 主气动系统失压，只靠应急系统贮气瓶供压，测量运动装置保证正常功能的工作循环次数。
5.2.2.5 任务剖面试验
应按所有预先拟定的任务剖面进行试验，至少应考虑进行起飞—飞行—着陆的飞行剖面。
5.2.2.6 振动试验
试验时应记录导管和附件上测量所得的数据，以查明各种不同的工作状态气动系统中激起的振动应力大小。
5.2.2.7 系统压力试验
应在最不利的真实工作状态下测量气动系统的压力变化情况。如大惯性载荷和换向阀快速换向引起的压力变化，同时还应测量满足气动系统运动装置能正常工作的最低贮气瓶压力。
5.2.2.8 温度试验
温度试验应与任务剖面试验同时进行，应在试验中测量空气压缩机的出口和贮气瓶的进口温度。
5.2.2.9 试验后的检查
每次有效试验后都应做试验后检查，测取数据并注明系统状态，至少应在停止试验后全部测取下列数据，并与初始值和预计值作比较：
a) 系统温度;
b) 空气滤的污染情况;
c) 所有作动装置的位置;
d) 系统泄漏情况;
e) 贮气瓶的气体压力;
f) 发生的异常现象和处理情况。
5.2.3 机上地面试验
5.2.3.1 试验项目
民用飞机的气动系统在完成了试验室试验后，还应进行在真实飞机上的试验，以验证机上试验和试验室试验结果是否基本相一致，并进行研究分析给出结论。机上地面试验项目见表 3。
5.2.3.2 性能试验
5.2.3.2.1 主气动系统试验
按 5.2.2.3.1 规定的方法执行。
5.2.3.2.2 应急系统试验
按 5.2.2.3.2 规定的方法执行。
5.2.3.2.3 刹车系统试验
按 5.2.2.3.3 规定的方法执行。
5.2.3.2.4 气密性试验
按 5.2.2.3.4 规定的方法执行。
5.2.3.2.5 工作时间试验
按 5.2.2.3.6 规定的方法执行。
5.2.3.3 故障状态试验
按 5.2.2.4 规定的方法执行。
5.2.3.4 任务剖面试验
按 5.2.2.5 规定的方法执行。
5.2.3.5 振动试验
按 5.2.2.6 规定的方法执行。
5.2.3.6 系统压力试验
按 5.2.2.7 规定的方法执行。
5.2.3.7 温度试验
按 5.2.2.8 规定的方法执行。
5.2.3.8 试验后检查
按 5.2.2.9 规定的方法执行。
5.2.4 发动机开车试验
5.2.4.1 试验项目
民用飞机气动系统应进行表 3 所列发动机开车试验。
5.2.4.2 性能试验
5.2.4.2.1 主气动系统试验
起动发动机，待空气压缩机给气动系统中的贮气瓶充气至规定的工作压力后，空气压缩机自动停止工作，然后操纵每个开关和控制阀，使相应的装置至少工作两个整循环。此外， 还应使每个装置工作不满半个循环，接着进行一次完全反向的工作(一个循环是指一个装置从一个极限位置运动到另外一个极限位置，再回到初始极限位置的全过程)。
上述过程在两个方向上均应进行。起落架和任何在发动机开车时工作会危害飞机安全的子系统都不准工作。
其试验结果检查按 5.2.2.3.1。
5.2.4.2.2 应急系统试验
按 5.2.2.3.2 规定的方法执行。
5.2.4.2.3 刹车系统试验
从主气动系统或应急气动系统引气，对机轮进行刹车。刹车压力应满足飞机刹车系统要求。
5.2.4.2.4 工作时间试验
按 5.2.2.3.6 规定的方法执行。
5.2.4.3 振动试验
按 5.2.2.6 规定的方法执行。
5.2.4.4 温度试验
应在发动机开车期间测量空气压缩机的出口温度，高温区气动附件的环境温度和贮气瓶的进口温度，以此温度与预计温度做比较。发动机停车后应继续监测温度， 直到温度不再上升为止，以使测得最高温度值。
5.2.4.5 试验后检查
检查方法如下：
a) 系统温度(发动机停车后应继续监测温度，并记录下最高温度);
b) 按 5.2.2.9 b)规定的方法执行;
c) 按 5.2.2.9 c)规定的方法执行;
d) 按 5.2.2.9 d)规定的方法执行;
e) 按 5.2.2.9 e)规定的方法执行;
f) 按 5.2.2.9 f)规定的方法执行。
5.2.5 飞行试验
5.2.5.1 试验项目
民用飞机气动系统应进行表 3 所列的飞行试验。
5.2.5.2 性能试验
5.2.5.2.1 主气动系统试验
主气动系统试验应按以下要求进行：
a) 在飞行试验时，各种装置应按飞机各装置相关要求进行起飞着陆飞行剖面的飞行试验，操纵2～3 次。
b) 按飞机相应的飞行高度，以适宜的速度飞行，模拟的飞行任务中各种装置的操纵。在进行如起飞时收起落架、收襟翼，返航着陆时、放起落架、放襟翼，着陆后进行机轮刹车等。
c) 飞行试验中还应测量系统压力、系统温度和振动。
5.2.5.2.2 应急系统试验
所有可由应急系统作动的装置至少用应急系统工作一次。由多套系统同时驱动的装置， 每个系统需在其他系统失效(模拟)的情况下进行试验。
5.2.5.2.3 工作时间试验
在尽量接近设计飞行状态下，测量所有运动装置的工作时间。
5.2.5.2.4 对称升阻装置
所有设计或一起工作的，由两个或更多操纵面组成的，由气压作动的装置，都应在飞行中进行同步试验，使飞机处于侧滑，或采用其他方法在被操纵面产生安全不对称载荷，并使这些装置工作，测量这些装置工作的同步情况。
5.2.5.2.5 可能的误操纵试验
应对所有控制阀的可能误操作进行检查，例如控制装置尚未工作到半个循环时就反向工作。此种操作在两个方向上都应进行。
5.2.5.2.6 零过载或负过载试验
应在飞机设计飞行包线内验证可用的系统在零过载或负过载状态下是否也具有良好的性能。若分析已充分证明这些过载状态对系统性能没有重要的影响，则可不作此试验。
5.2.5.3 故障状态试验
应在飞行中模拟气动系统规定的相关系统故障，以评价气动系统抗这些故障的能力。
5.2.5.4 振动试验
应记录选定导管和附件上的振动数据，以查明各种不同的工作状态在气动系统中激起的振动应力大小，对有大惯性载荷的区域(如起落架)应给予特别的注意。
5.2.5.5 系统压力试验
飞行试验中应测量系统的工作压力和峰值压力，以确定所有装置和能源系统是否在规定的压力范围内工作。在系统中应监测空气压缩机出口和贮气瓶的气体压力。
5.2.5.6 温度试验
应在系统的所有关键点和预计的最热和最冷点，测量最高和最低稳态工作温度。并记录相应的状态数据。在气动系统中下列各点的温度是重要的：
a) 空气压缩机的出口;
b) 贮气瓶的储气压力对应温度;
c) 靠近热源的附件;
d) 飞机轮舱内的附件。
通过试验应证实系统温度不超过系统附件技术规范要求。
5.2.5.7 试验后检查
试验后检查方法同 5.2.2.9。
