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ICS 49.090 V 37
HB 8470-2014
民用飞机飞行控制系统地面试验要求
Ground test requirements for flight 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：赵京洲、谢殿煌、田力伟、孙运强、张 勇、马显超。
民用飞机飞行控制系统地面试验要求
1 范围
本标准规定了民用飞机飞行控制系统(以下简称飞行控制系统)模拟器试验、地面综合试验和机上地面试验等地面试验的要求。
本标准适用于民用飞机飞行控制系统的地面试验。
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。
MIL-STD-1558 飞行模拟器六自由度运动系统要求(Six-degree-of-freedom motion system requirements for aircrewmember trainning simulators)
3 一般要求
3.1 试验目的
检验飞行控制系统的功能、性能是否满足飞行控制系统的设计要求。
3.2 试验大纲
试验大纲应依据试验任务书的要求编写，一般应包括但不限于以下项目：
a) 试验名称;
b) 试验目的和要求;
c) 试验件的技术状态和安装图;
d) 参试设备的名称和技术状态;
e) 测试方法和测试设备及其精度要求;
f) 试验的详细步骤;
g) 试验数据记录以及数据处理的要求和方法;
h) 试验的判定;
i) 试验安全保障和试验中的问题处理;
j) 试验的具体分工和岗位职责;
k) 质量保证措施;
l) 所验证的适航条款、专用条件和等效安全等(针对适航符合性验证研发试验)。
3.3 试验条件
3.3.1 大气条件
除另有规定外，试验应在以下大气条件下进行：
a) 温度：15℃~35℃;
b) 相对湿度：40%～85%;
c) 大气压力：84 kPa～107 kPa。
3.3.2 试验件
3.3.2.1 总则
交付时，试验件应满足以下要求：
a) 试验件在交付之前，供应商应完成部件合格鉴定试验、验收试验、航线可更换部件验证试验、分系统软硬件确认和验证试验、分系统原理试验等以保证试验件质量;
b) 应根据适航研发试验的要求，在试验件上附带相应的适航标签;
c) 在试验件交付时应进行验收，验收合格后应附上合格证;
d) 试验件上应有明显的标记，以防止试验件装机使用。
3.3.2.2 地面综合试验台试验件
地面综合试验台一般应配置但不限于以下试验件：
a) 一架份真实的飞行控制系统成品试验件包括飞行控制系统驾驶舱操纵器件、各类控制开关、飞行控制系统电子设备、作动器、传感器、控制面、传动线系和飞行控制系统相关线缆与接插件;
b) 一架份与飞行控制系统控制面相配套的悬挂支臂、摇臂和安装支架等结构试验件;
c) 一架份左右操纵台、中央操纵台和驾驶员座椅等结构试验件。
3.3.3 试验设备
3.3.3.1 总则
进行飞行控制系统的模拟器试验、地面综合试验和机上地面试验等地面试验一般应采用工程模拟器、地面综合试验台和机上地面试验设备等试验设备。
3.3.3.2 工程模拟器
工程模拟器应满足以下要求：
a) 操纵输入与相应设备(仪表显示、运动系统和视景系统)响应之间的时间应不大于 150 ms。
b) 六自由度运动系统：
1) 六自由度运动系统应支撑工程模拟器的座舱，并通过模拟飞机在各个飞行状态下的运动以及大气扰流作用下的扰动、抖振等，提供给驾驶员逼真的飞行感受;
2) 六自由度运动系统的设计应按 MIL-STD-1558 中的规定;
3) 应保证六自由度运动系统具备足够的安全性，既要保障试验人员的人身安全，也要防止对于系统设备的破坏;
4) 电传飞行控制系统和机械飞行控制系统都可选装六自由度运动系统。
c) 模拟座舱：
1) 应在模拟座舱中布置驾驶员座椅、驾驶杆/盘(或侧杆)、脚蹬、油门杆等操纵模拟器件以及相应的仪表显示模拟系统和各种控制模拟面板、控制模拟开关等， 使得模拟座舱的布置应尽量与真实飞机座舱的布置一致;
2) 模拟座舱中驾驶员座椅的布置应保证驾驶员的眼位和视野与驾驶员坐在真实飞机座椅上时的眼位和视野一致，操纵器件的布局、外形、表盘和效果等也应保持一致，仪表显示系统可采用真实的飞机仪表;
3) 操纵器件、仪表显示系统、视景系统与飞机六自由度运动方程之间应具有良好的响应匹配，可以为驾驶员评定飞行品质提供环境支持。
d) 操纵负荷系统：
1) 操纵负荷系统应模拟飞机各操纵器件的力感觉特性，包括纵向力—位移特性、横航向力—位移特性、油门杆力—位移特性和减速板杆力—位移特性等;
2) 操纵感觉是驾驶员评定飞机飞行品质的重要依据，应实时、逼真的复现飞机在不同飞行条件下和不同操纵方式下各操纵器件的静、动态特性。
e) 飞行仿真系统：
1) 飞行仿真模型的计算机系统应具有强大的性能和足够的实时性，以满足大量数据实时解算的要求;
2) 飞行仿真系统的实时仿真周期一般应不低于 5 ms，传输延迟时间应不大于 0.1 ms;
3) 飞行仿真系统应具备准确的仿真模型，且具有较强的抗干扰能力和较高的可靠性，其试验数据应来源于风洞试验数据或试飞数据;
4) 飞行仿真系统中应设置经其解算的飞行参数与各试验设备交联的接口。
f) 飞控仿真系统：
1) 飞控仿真系统可采用计算机数字仿真，应能够支持飞行控制系统控制律设计、优化、验证和飞行品质评估;
2) 飞控仿真系统应为模拟座舱操纵器件、各控制开关和飞行仿真系统等提供接口;
3) 如果工程模拟器不具备与地面综合试验台的接口，则应保留与真实飞行控制系统的接口。
g) 视景系统：
1) 视景系统应模拟驾驶舱外的景象，如机场、跑道、山川、河流等地形地貌以及云、雾、雨等气候特征，为驾驶员提供逼真的目视感觉，用以支持驾驶员评定飞行品质;
2) 视景系统应接受飞行仿真系统解算的飞行参数，并根据飞机飞行的不同姿态，响应不同的视觉画面;
3) 视景系统应提供给驾驶员足够的水平视场角和垂直视场角，画面应清晰真实;
4) 视景系统应具有足够的分辨率、刷新率和较强的实时性， 画面的响应应与座舱仪表的响应相协调。
h) 音响仿真系统应模拟飞机在各个飞行状态下的声音环境，如发动机启动声、风扇声、起落架收放声、襟缝翼收放声、驾驶舱内飞机告警语音、导航提示音等， 提供给驾驶员逼真的听觉感觉。
i) 综合控制开发台：
1) 综合控制开发平台应能够对工程模拟器进行控制和监视，即能够设置工程模拟器子系统的各个参数，设置飞机故障以及飞机飞行的外部环境，并作为测试设备，记录工程模拟试验中各种数据参数;
2) 综合控制开发平台应为工程师提供对飞行仿真模型、飞控仿真模型、航电仿真模型等数字仿真模型进行编写、优化以及对各种数据进行分析的接口;
3) 综合控制开发平台应具有合理的系统架构，可靠性高、实时性强、扩展性好的系统开发平台和具有良好人机交互界面的系统操作平台，并具备满足工程模拟试验、适航符合性验证研发试验需求的功能。
j) 航电仿真系统：
1) 航电仿真系统应模拟真实航电系统的功能，包括导航、通信、记录指示等;
2) 航电仿真系统应通过相应接口，实时提供飞控仿真系统、飞行仿真系统等所需各传感器信号，并根据飞机飞行状态提供显示、告警等信息。
k) 实时网络系统：
1) 实时网络系统应提供一个实时网络环境以保证整个系统的实时性以及各试验设备的交互;
2) 应根据型号的不同要求配置不同通讯协议的实时网络系统;
3) 实时网络系统的传输延迟时间应小于 0.1 ms;
4) 实时网络系统的数据同步时间应小于 1 ms。
l) 应为工程模拟器的各子系统提供所需的直流电源与交流电源，并提供空调通风系统和火灾警报系统等周边辅助系统。
3.3.3.3 地面综合试验台
地面综合试验台应满足以下要求：
a) 地面综合试验台系统指标：
1) 驾驶舱操纵输入与仪表显示系统之间的响应时间应不大于 200 ms;
2) 驾驶舱操纵输入和视景系统之间的响应时间应不大于 180 ms;
3) 系统传输延迟时间应小于 0.1 ms;
4) 试验环境接地电阻应小于 1Ω。
b) 试验台架：
1) 试验台架本身不需要满足适航制造符合性检查的要求，但是试验件在台架上的安装应与相应成品在真实飞机上的安装一致，并满足适航制造符合性检查的要求;
2) 试验台架固定支架的固有频率应为舵面偏转频率的 2 倍～3 倍;
3) 对于电传飞行控制系统，试验平台可不按照真实飞机尺寸来布局，但其应具有足够的强度和刚度，以保证飞行控制系统在较为逼真的环境下运行。
c) 模拟驾驶舱：
1) 试验台的模拟驾驶舱采用不运动座舱，其布置应与真实飞机驾驶舱的布置一致：既要布置驾驶舱飞行操纵器件，又要布置仪表显示系统;
2) 模拟驾驶舱的仪表显示系统可采用仿真仪表，至少应能用于适航研发试验，其功能应尽量与真实飞机仪表显示系统的功能一致，并且应能够显示通过传感器激励设备获得的传感器信号，提供与综合试验台视景系统同步的响应，为驾驶员提供较为真实的飞行参数;
3) 设计模拟驾驶舱结构时，应考虑操纵器件力和位移传感器等测试传感器的安装，并为激励操纵器件运动的信号发生设备设置相关的接口，其固有频率设计为操纵器件频率的 4 倍~
5 倍。
d) 飞行仿真系统应按 3.3.3.2 中列项 e)的规定。
e) 视景系统应按 3.3.3.2 中列项 g)的规定。
f) 音响仿真系统应按 3.3.3.2 中列项 h)的规定。
g) 传感器激励设备：
1) 转台应具有足够的静态特性和动态特性;
2) 总静压模拟器应具有足够的气压输出范围并符合相应静态特性和动态特性要求。
h) 舵面加载系统：
1) 应尽量减小强位置耦合带来的误差，提高系统的动态响应，满足力系统的跟踪要求;
2) 静态误差应不大于 1‰，多余力误差应不大于 5%;
3) 舵面行程的 10%之内，幅值裕度应小于 10%，相位裕度应小于 10˚ ;
4) 应设置多重安全保护措施，使得舵面加载系统具有良好的可靠性和抗电磁干扰能力。
i) 专用测试设备：
1) 应能够监测、截断、接通飞行控制系统子系统之间以及飞行控制系统与其他飞机系统之间的信号，能够在所设置的节点上注入测试、故障等信号;
2) 应根据飞行控制系统设计与试验要求的不同而设置相应试验器的信号测试与注入节点，应主要考虑满足系统静态检测试验的要求来设置测试节点，应主要根据飞行控制系统的余度配置、故障模拟的要求来设置注入节点，在条件允许的情况下应尽量设置较多的测试点，
在某些试验中测试节点也可以用来注入信号;
3) 应通过制造符合性检查。
j) 试验数据采集系统：
1) 应能够采集、存储、处理和分析试验数据;
2) 应具有足够的采样频率和采样精度、足够小的丢包率、足够大的数据存储能力以及较高的抗干扰能力;
3) 带宽应不低于被测试系统的 10 倍，通常不小于 1 kHz，数据传送延迟时间不大于 1 ms，系统精度应低于 1 个数量级，量程应大于 20%～30%。
k) 信号发生器：
1) 应能够实现阶跃、正弦、脉冲和三角波等多种信号的生成;
2) 应具有较高的静态精度和较宽的动态响应，线性度应不大于 1%，动态指标应满足：幅值裕度不超过±1%，相位裕度不超过±1˚。
l) 航电仿真系统：
1) 地面综合试验台应能够连接真实的航电系统和航电仿真系统两种系统，并设置两者之间切换;
2) 真实的航电系统和航电仿真系统应为飞行控制系统提供控制律计算所需的信号，并根据飞行状态提供显示、告警等信息。
m) 地面电源系统：
1) 飞行控制系统单独试验过程中，一般应配置一套模拟飞机电源系统的地面电源系统，为飞行控制系统的调试和试验提供电源;
2) 地面电源系统应包括由 115 V 的交流电源和 28 V 的直流电源组成的主电源系统和具有相同供电能力的应急/备份电源系统;
3) 地面电源系统应具有足够小的指令响应时间和输出延迟时间，并满足飞行控制系统电源故障试验的要求;
4) 除地面电源系统外，可根据需要配置一套真实的飞机电源系统，满足飞行控制系统与电源系统的交联试验需求。
n) 地面液压系统：
1) 地面液压系统一般应配置紫油(磷酸酯基液压油)系统、红油(石油基液压油)系统和油车;
2) 紫油系统应模拟真实的飞机液压系统，为飞行控制系统伺服作动器提供能源，并保持与飞机液压系统相同的压力和流量;
3) 红油系统应为综合试验台舵面加载系统和其他试验设备提供液压能源，供油压力、回油压力和流量应符合舵面加载系统的最大输出力、动态响应等要求;
4) 油车的功能应与红油系统和紫油系统相同;
5) 除以上地面液压系统外，地面综合试验台上应配置一套真实的飞机液压系统，用以进行飞行控制系统与液压系统的交联试验，该液压系统的性能、附件、管路、布置等应与真实飞机的液压系统完全一致。
3.3.3.4 机上地面试验设备
飞行控制系统机上地面试验在真实飞机上进行，应满足以下要求：
a) 驾驶舱操纵系统信号发生器应能够产生正弦、阶跃和脉冲等标准信号， 并在动态响应试验中提供输入信号;
b) 飞行仿真系统应按 3.3.3.2 中列项 e)的规定，并且应具备便携性和可移动性;
c) 信号综合仿真设备应能够模拟航电、动力、液压和起落架等系统与飞行控制系统的交联信号，
并且飞行控制系统应能够接受该设备发送的信号，检查并验证不同飞行状态、工作模式下控制律的功能;
d) 专用测试设备应按 3.3.3.3 中列项 i)的规定;
e) 在动态响应试验中，接口装置应能够接收飞控计算机传给舵回路的信号，并将该信号与动态分析仪的扫频信号进行综合后输出至舵回路综合，然后接口装置将作动器或舵面的位置反馈信号、来自飞控计算机的控制信号一起传送至动态信号分析仪，从而在一次扫频中实现舵回路频响测试和大闭环频响测试;
f) 试验数据采集系统应按 3.3.3.3 中列项j)的规定，并且应具备便携性和可移动性。
3.3.4 试验设备布置
试验设备布置一般应满足以下要求：
a) 按照就近原则布置;
b) 符合飞机布局习惯;
c) 考虑维修和散热等因素，符合人机工效的要求;
d) 对于影响环境、涉及人员安全的试验设备应进行隔离布置，增加防护设施。
3.3.5 试验线缆敷设
试验线缆敷设一般应满足以下要求：
a) 尽量与飞机真实线缆敷设一致;
b) 减少试验线缆的长度、分离面和分叉数量;
c) 做好电磁隔离和屏蔽，减少信号衰减和干扰;
d) 使线缆阻抗匹配，不影响信号传输。
3.3.6 试验线缆搭接
试验线缆搭接应满足以下要求：
a) 满足试验件、试验设备的防电击接地、防静电接地要求;
b) 屏蔽电缆和屏蔽连接器等均搭接，一般情况下将屏蔽线两端接地，特殊系统将屏蔽一端接地;
c) 各系统的电子设备、电气设备、控制板、接触器盒的壳体都经安装底座直接接地， 接触电阻不大于 600μΩ,底座不能直接搭接者，安装搭接线进行搭接;
d) 搭接时，如果表面有金属镀层的零件，只能用酒精清洗表面，不允许打磨，如果表面有油漆和氧化层，则应将机体打磨呈金属光泽，采用螺栓或螺钉和自锁螺母固紧，接线端子和机体表面应平整并且要牢固贴合，并且多余打磨处和紧固件头部涂绝缘漆;
e) 搭接电阻应采用精度不低于 2.5 级的微欧表测量搭接电阻。
4 详细要求
4.1 分类
本标准规定的飞行控制系统地面试验分类如下：
a) 工程模拟器试验：
1) 驾驶舱操纵器件特性试验;
2) 开关逻辑与显示功能试验;
3) 控制律确认与验证试验;
4) 瞬态试验;
5) 故障试验;
6) 飞行品质评定;
7) 工程模拟器适航研发试验。
b) 地面综合试验：
1) 系统级试验;
2) 飞控子系统试验;
3) 接口兼容性试验;
4) 瞬态试验;
5) 机内自检测试验;
6) 余度管理试验;
7) 操纵品质试验(驾驶员在环);
8) 功能可靠性试验;
9) 试验室适航研发试验;
10) 其他参考试验。
c) 机上地面试验：
1) 飞行控制系统机上性能校核试验;
2) 结构模态耦合试验;
3) 飞行控制系统全机电磁兼容性试验;
4) 机上地面适航研发试验。
4.2 工程模拟器试验
4.2.1 驾驶舱操纵器件特性试验
驾驶舱操纵器件特性试验应包括但不限于以下内容：
a) 确认驾驶杆(盘)或侧杆、脚蹬、襟缝翼操纵手柄、减速板手柄、油门杆等的极性、启动力、摩擦力、最大行程、精度、阻尼等特性;
b) 确认配平开关的极性、行程等特性;
c) 确认操纵器件的杆力—杆位移梯度特性;
d) 验证控制板或控制开关的控制逻辑。
4.2.2 开关逻辑与显示功能试验
应检查和确认开关逻辑功能和相应的显示功能符合设计要求。
4.2.3 控制律确认与验证试验
控制律确认和验证试验应满足以下要求：
a) 应覆盖所有可能的飞行状态：终端飞行(起飞、进近、复飞、着陆)、空中飞行(配平飞行、纵向操纵、水平盘旋、横向操纵、航向操纵、空间机动、平飞加减速等)等;
b) 应覆盖整个飞行包线，并且根据所需进行扩大;
c) 应通过驾驶员和工程设计人员操纵操纵器件分别输入各种动作，进行确认和验证。
注：机械飞行控制系统不考虑本条要求。
4.2.4 瞬态试验
4.2.4.1 正常状态下的瞬态试验
正常状态下的瞬态试验主要对系统的转换逻辑进行验证，一般应包括但不限于以下内容：
a) 自动飞行断开、接通转换瞬态;
b) 各工作模式间转换瞬态。
4.2.4.2 故障状态下的瞬态试验
故障状态下的瞬态试验侧重于对飞行控制系统的余度管理策略进行验证，即检查飞行控制系统对故障的监控、检测、诊断、隔离、重构的能力。由于不同型号的余度管理策略不同， 可根据需要模拟不同的故障状态。
故障状态下的瞬态试验一般应包括但不限于以下内容：
a) 飞控计算机故障;
b) 操纵面作动器故障;
c) 传感器故障。
注：机械飞行控制系统不考虑本条要求。
4.2.5 故障试验
在工程模拟器中进行的故障试验主要用于分析、确认飞行控制系统故障模式、故障影响和功能危险性。故障试验应包括但不限于以下内容：
a) 系统部件故障，如飞控计算机、传感器、作动器及其组合故障等;
b) 丧失操纵器件或操纵面控制，如操纵器件卡阻、操纵面卡阻等;
c) 操纵面急偏或振荡;
d) 能源系统丧失。
注：机械飞行控制系统不考虑列项 c)的要求。
4.2.6 飞行品质评定
应通过驾驶员和工程设计人员采用客观和主观两种方式评定飞机的飞行品质，应包括但不限于以下内容：
a) 纵向飞行品质评定试验项目：纵向静稳定性、飞行轨迹稳定性、纵向模态特性(长周期、短周期)、纵向配平、纵向操纵效能、纵向操纵力和操纵位移、故障纵向响应、构型或模式变化时的纵向响应;
b) 横航向飞行品质评定试验项目：横航向模态特性(荷兰滚振荡、滚转模态、螺旋稳定性)、横航向动态响应(滚转角速率振荡、滚转角振荡、协调转弯)、定常侧滑中横航向特性(偏航力矩、滚转力矩、侧力)、横航向配平、滚转操纵性能(滚转操纵效能、滚转线性度)、侧风中横航向操纵、单发失效横航向操纵(横向操纵、航向操纵、最小操纵速度)、横航向操纵力和操纵位移、故障纵向响应、构型或模式变化时的纵向响应;
c) 失速试验评定项目：失速速度、失速特性、失速警告和失速演示;
d) 操纵协调评定试验项目;
e) 人机闭环耦合振荡评定试验项目;
f) 驾驶员座位处的加速度评定试验项目;
g) 剩余振荡评定试验项目;
h) 高速特性评定试验项目;
i) 大气扰动下飞行品质评定试验项目。
注：机械飞行控制系统进行试验时，可选择执行以上项目。
4.2.7 工程模拟器适航研发试验
工程模拟器适航研发试验一般应覆盖飞行控制系统计划审定中所对应的全部模拟器适航条款。
注：适航研发试验指研制阶段覆盖适航条款的试验，不是适航当局批准的最终符合性方法试验。
4.3 地面综合试验
4.3.1 系统级试验
4.3.1.1 系统级静态特性试验
系统级静态特性试验应包括但不限于以下内容：
a) 检查从杆到舵面的极性;
b) 验证从杆到舵面的传动比。
4.3.1.2 系统开环特性试验
系统开环特性试验中应检查飞行控制系统的极性、静态传动比以及各个支路频率响应特性， 具体包括：
a) 操纵器件指令—飞控计算机输出响应特性;
b) 反馈传感器—飞控计算机输出响应特性;
c) 伺服作动器—操纵面响应特性;
d) 不同飞行状态下控制律的参数调节;
e) 不同工作模式下的控制律开环特性。
4.3.1.3 系统闭环响应试验
系统闭环响应试验应包括但不限于以下内容：
a) 闭环频率响应试验：
1) 应在全飞行包线范围内和飞行控制系统的各个工作模式下按纵向和横航向分别进行试验;
2) 输入信号频率范围应为 0.1 rad/s～10 rad/s，输入幅值应采用取全行程的 10%。
b) 闭环时域响应试验：
1) 应在全飞行包线范围内和飞行控制系统的各个工作模式下按纵向和横航向分别进行试验;
2) 应通过操纵机构输入小幅值信号、中幅值信号和大幅值信号， 求取不同信号幅值下飞行控制系统的性能。
4.3.1.4 系统稳定性试验
除另有规定外，应在闭环条件下选择合理的动力学模型，对飞机的纵向和横航向分别测试系统的稳定程度。系统稳定性试验应覆盖飞行包线和飞行控制系统各个工作模式。
4.3.2 飞控子系统试验
4.3.2.1 飞控驾驶舱操纵器件试验
飞控驾驶舱操纵器件试验应包括但不限于以下内容：
a) 验证驾驶杆(盘)或侧杆、脚蹬、襟缝翼手柄、减速板手柄等的静态特性，包括启动力、行程、最大操纵力、摩擦力、极性、精度、阻尼等特性;
b) 检查驾驶杆(盘)或侧杆、脚蹬等操纵机构之间是否存在干扰、联动;
c) 验证控制板或控制开关的控制逻辑。
4.3.2.2 飞控作动子系统试验
飞控作动子系统试验应满足以下要求：
a) 作动子系统静态特性试验应包括但不限于以下内容：
1) 检查作动子系统极性和作动系统增益(传动比);
2) 检查作动子系统行程;
3) 检查作动子系统的速度特性(空载偏转速率和有载偏转速率);
4) 检查作动子系统的精度、门限和滞环。
b) 作动子系统动态特性试验应包括但不限于以下内容：
1) 检查有载和无载情况下、不同工作模式下作动子系统频率响应;
2) 检查有载和无载情况下、不同工作模式下作动子系统瞬态响应;
3) 检查作动子系统稳定性。
4.3.3 接口兼容性试验
接口兼容性试验应包括但不限于以下内容：
a) 飞行控制系统各部件之间的兼容性——检查飞控计算机与作动器控制装置、飞控计算机与作动器、传感器与作动器控制装置或飞控计算机之间的接口的正确性与兼容性;
b) 飞行控制系统与其他系统之间的接口兼容性——检查飞行控制系统与航电、液压、供配电等系统的兼容性。
4.3.4 瞬态试验
瞬态试验应按 4.2.4 的规定。
4.3.5 机内自检测试验
机内自检测试验应包括但不限于以下内容：
a) 上电自检测试验;
b) 飞行前自检测试验;
c) 维修性自检测试验。
机内自检测试验中应设置高覆盖率的故障，以充分验证机内自检测的正确性。
4.3.6 余度管理试验
余度管理试验中应依次检查控制系统故障(杆到舵面，杆到飞机)，应包括但不限于以下故障：
a) 操纵器件故障;
b) 飞控计算机故障;
c) 作动系统故障;
d) 各种传感器故障;
e) 振荡试验;
f) 急偏试验;
g) 液压故障和电源故障。
注：机械飞行控制系统不考虑列项 e)、列项 f)的要求。
4.3.7 操纵品质试验(驾驶员在环)
操纵品质试验(驾驶员在环)应测试但不限于以下内容：
a) 驾驶舱操纵机构的特性、操纵的灵敏度;
b) 飞机工作模式的转化以及转换过程中的响应;
c) 系统典型故障转换瞬态;
d) 座舱仪表显示、控制开关等人—机接口的合理性;
e) 部分驾驶员在环振荡试验。
注：电传飞行控制系统考虑列项 e)的要求。
4.3.8 功能可靠性试验
功能可靠性试验应包括但不限于以下内容：
a) 正常状态下的时间强化试验;
b) 故障状态下的软件信任检查;
c) 功能可靠性试验不少于 100 个飞行起落试验或应不少 200 h。
注：机械飞行控制系统不考虑本条要求。
4.3.9 试验室适航研发试验
试验室适航研发试验一般应覆盖飞行控制系统计划审定中所对应的全部试验室适航条款。
注：适航研发试验指研制阶段覆盖适航条款的试验，不是适航当局批准的最终符合性方法试验。
4.3.10 其他参考试验
4.3.10.1 ad-hoc 试验
ad-hoc 试验主要用于发掘系统中存在的潜在故障，一般可作为可选试验项目在完成既定的试验任务的前提下进行。
4.3.10.2 场景研发验证试验
场景研发验证试验主要用于确认、优化和验证飞行控制系统的复杂功能逻辑以及发掘飞行控制系统的潜在故障，即通过模拟飞机不同条件下的飞行场景，对飞机的瞬态响应、故障模式等进行分析， 最终确认、优化、验证在复杂飞行条件下复杂功能逻辑的正确性， 确认飞行控制系统故障影响、功能危害性分析。
场景研发验证试验一般可作为地面综合试验的可选试验项目。
4.4 机上地面试验
4.4.1 飞行控制系统机上性能校核试验
飞行控制系统机上性能校核试验应测试但不限于以下内容：
a) 飞行控制系统极性和静态增益;
b) 作动系统的极性、增益和稳定性;
c) 典型飞行剖面下的系统闭环稳定性检查和稳定储备;
d) 典型飞行剖面下的控制律性能;
e) 典型故障状态下的余度管理;
f) 系统各个工作模式的瞬态转换。
4.4.2 结构模态耦合试验
结构模态耦合试验应包括但不限于以下内容：
a) 飞机在地面状态下、不同工作模态下横航向和纵向结构模态耦合;
b) 飞机在空中状态下、不同工作模态下横航向和纵向结构模态耦合。
4.4.3 飞行控制系统全机电磁兼容性试验
全机电磁兼容性试验应包括但不限于以下内容：
a) 静态检查飞行控制系统功能和性能是否能够满足飞行控制系统设计要求(杆到舵面);
b) 动态检查飞行控制系统功能和性能是否能够满足飞行控制系统设计要求(10 个飞行起落)。
注：机械飞行控制系统可不考虑本条要求。
4.4.4 机上地面适航研发试验
机上地面适航研发试验一般应覆盖飞行控制系统计划审定中所对应的全部机上地面适航条款。
注：适航研发试验指研制阶段覆盖适航条款的试验，不是适航当局批准的最终符合性方法试验。
4.5 试验报告
试验报告应包括但不限于以下内容：
a) 试验报告编制的依据、目的和要求;
b) 试验项目名称;
c) 试验内容;
d) 试验件名称、技术状态和数量;
e) 试验设备名称、技术状态和数量;
f) 检查项目、测量参数及其准确性要求;
g) 试验质量要求;
h) 故障和问题处理;
i) 所验证的适航条款、专用条件、等效安全等(针对适航研发试验)。
4.6 质量控制
4.6.1 文件控制
试验文件应包括但不限于以下文档：
a) 试验任务书;
b) 试验方案;
c) 试验大纲;
d) 试验程序;
e) 试验日志。
试验文件应是有效的最新版本，并且经过质量部门的会签以及上级部门或有关方面的批准。
4.6.2 试验件控制
所有参加试验的试验件应满足 3.3.2 的要求。
4.6.3 试验设备和测量设备控制
应按以下要求对试验设备和测量设备进行控制：
a) 试验设备的研制应符合试验要求;
b) 试验设备应具有合格的证明文件和标志;
c) 试验设备和测量设备的精度应满足试验要求，一般情况下试验设备的精度应比试验允许的误差要高;
d) 在进行试验时，试验设备和测量设备应经过计量合格鉴定，具有合格证，并且在有效期内;
e) 在非试验时期，应做好试验设备和测量设备的维护和维修;
f) 试验设备和测量设备发生故障，经维修后，应重新进行验收、计量， 再经检验合格后，方可投入试验。
4.6.4 试验过程控制
应按以下要求对试验过程进行控制：
a) 在进行试验前，应对试验件、试验设备和测量设备等进行检查，确保各相关设备处于完好状态;
b) 试验应完全按照批准的试验任务书、试验大纲等文件中的规定执行;
c) 试验过程中应设置相关人员负责试验现场的安全。
4.6.5 试验人员的控制
应按以下要求对试验人员进行控制：
a) 试验人员应定岗、定职，并且应对试验中的关键岗位实行多人轮岗、监岗;
b) 对于新上岗或调换岗位的参试人员，应进行培训，培训合格后，授予上岗证，方可上岗参试;
c) 试验人员应牢记其岗位职责，熟悉其岗位内容，并严格遵守试验相关规定。
4.6.6 质量问题归零
4.6.6.1 技术问题归零
应对试验件、试验设备等非人为因素造成的技术问题进行处理， 并在技术问题归零后，将质量问题发生的原因和纠正措施等进行整理归档，并将信息反馈给上级主管部门，防止同类问题再次发生。
4.6.6.2 管理问题归零
由于试验人员操作失误、职责未明等造成的管理问题发生后， 应查明问题发生的全过程，从试验管理上的每一环节入手，查清问题的根源，完成管理问题归零。
