ICS 49.080 V 38
HB 8506-2014
民用飞机液压系统试验要求
Test requirements for commercial aircraft hydraulic systems
2014-07-09 发布 2014-11-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准依据 GB/T 1. 1-2009《标准化工作导则第 1 部分：标准的结构和编写》进行起草。本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中航工业第一飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：李巍、王定卯、徐兰宝、寇张朋、王剑、徐鹏国。
民用飞机液压系统试验要求
1 范围
本标准规定了民用飞机液压系统的试验要求和方法。
本标准适用于工作压力在 21MPa～56MPa 之间、工作温度在-55℃~232℃之间的飞机液压系统。
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。
CCAR 25 中国民用航空规章第 25 部运输类飞机适航标准
3 一般要求
3.1 概述
新型飞机首飞前，应在一架或多架飞机上完成本标准所规定的试验。如果没有飞机模拟器， 则模拟器试验应在飞机上进行。液压系统试验主要是通过液压系统模拟器试验、机上地面试验以及飞行试验等验证飞机液压系统的各项功能和性能满足系统规范和适航要求的规定。
3.2 试验设备
液压系统试验设备要求如下：
a) 地面液压车或相应的液压源应能提供足够的压力以完成耐压试验，并能够提供足够的流量以驱动飞机操纵面和作动部位。
b) 应配备地面电源车或相应的电源，用于模拟飞机电源的供给。
c) 应配备空调设备，用于试验中冷却飞机液压系统和相关电子设备。
d) 应按需要配置控制柜和其他专用设备，用于完成试验中的各种操作。
e) 模拟器油箱应加油，蓄压器应充气，所有的电源应连接，所有的系统正常工作。
f) 模拟器上安装的设备应满足以下要求：
1) 液压元件的安装位置和安装方式应与飞机液压元件的安装位置和安装方式一致;
2) 带转速测量的变转速驱动设备;
3) 试验系统管路应与飞机液压系统管路一致，允许因加装测量装置导致的差异;
4) 根据测试需要，安装经校准的压力表(机械或电气式的)，流量计，温度指示设备和其他需要的设备。
g) 如需要对襟翼、减速板、操纵舵面等进行加载， 应安装相应的设备并进行充分的调整。应模拟门和结构封闭处的预加载。在同步性试验时，需要使用非对称加载。
h) 发动机相容性试验时安装在发动机上的液压管路应和飞机上一致(包括卡箍及其安装位置);从发动机到飞机结构的液压管路应根据实际情况尽可能与飞机一致，油箱增压方式应与飞机一致;发动机安装应与飞机一致。
i) 应根据试验要求配备千斤顶以顶起飞机。
j) 应在飞机上需要测试的部位，安装经校准的压力表(机械或电气式的)、流量计和其他各种需要的设备、温度指示设备等，预测的高振动的区域，应安装振动测试设备。
3.3 试验项目
液压系统试验包括模拟器试验、机上地面试验和飞行试验，其中机上地面试验又包括液压车试验、地面驱动试验和发动机开车试验。具体试验项目如下：
a) 模拟器试验：
1) 耐压试验;
2) 功能试验;
3) 故障状态试验;
4) 任务剖面试验;
5) 振动测量试验;
6) 压力测量试验;
7) 压力脉动试验;
8) 温度测量试验;
9) 发动机相容性试验;
10) 试验后检查。
b) 机上地面试验：
1) 液压车试验：
—— 耐压试验;
—— 功能试验;
—— 压力测量试验;
—— 压力脉动试验;
—— 试验后检查。
2) 地面驱动试验：
—— 功能试验;
—— 故障状态试验;
—— 振动测量试验;
—— 压力测量试验;
—— 压力脉动试验;
—— 温度测量试验;
—— 试验后检查。
3) 发动机开车试验：
—— 功能试验;
—— 振动测量试验;
—— 压力脉动试验;
—— 温度测量试验;
—— 试验后检查。
c) 飞行试验：
1) 功能试验;
2) 故障状态试验;
3) 振动测量试验;
4) 压力测量试验;
5) 温度测量试验;
6) 飞行能力试验;
7) 试验后检查。
3.4 模拟器试验
3.4.1 耐压试验
3.4.1.1 附件试验
所有液压附件在在安装系统前进行耐压试验，各附件耐压试验的试验压力见表 1。注：本条要求与 CCAR 25. 1435 条一致。
表 1 系统试验压力
3.4.1.2 系统耐压试验
模拟器液压系统的耐压试验应在全部附件安装到位的状态下进行。系统耐压试验压力由设计使用压力(DOP)定义，并满足 CCAR 25 部第 1435 的规定，系统试验压力为 1.5DOP。
3.4.2 功能试验
应在模拟器上进行系统功能试验，以验证系统和分系统是否满足设计要求。模拟器的管路和附件及其安装应和首飞飞机相同。完整液压系统应在飞机正常的所有相关用户系统运行的操作状态下进行功能试验。所有正常和应急工作都应在最不利的状态下予以验证。
3.4.3 故障状态试验
应在飞机首飞之前进行故障模式及影响试验，以对那些危及安全的、或通过故障模式及影响分析无法预料其后果的故障模式进行评价。
3.4.4 任务剖面试验
为验证液压系统能完成全部的正常飞行任务，应进行任务剖面试验。试验应包括起动、滑行、起飞、爬升、巡航、机动飞行、返航、着陆、滑行和停车。
3.4.5 振动测量试验
为确保在液压系统内不引起有害共振状态。应在模拟器上进行振动测量试验。
3.4.6 压力测量试验
应在模拟器上进行压力测量试验，以证明系统压力峰值不会超出设计规范要求。
3.4.7 压力脉动试验
应进行压力脉动试验，以确保泵和其他脉动发生装置不会对液压系统或飞机产生有害的或破坏性影
响的共振。对泵或其他脉动发生装置的全部正常工作转速范围都应进行脉动试验。
3.4.8 温度测量试验
应在模拟器上进行温度测量试验，监测系统温度，验证温度预计结果，并对测量结果与预计结果之间的差别进行分析和解决。可通过让系统温度上升到模拟器的极限温度， 并根据飞行的使用包线对试验结果进行拟合，估算出飞机系统的温度极限。
3.4.9 发动机相容性试验
安装在发动机上的液压附件和系统，应验证其与发动机工作的相容性。相容性试验应在相应的试验台上进行，例如发动机试验台、进气道控制试验台、反推力试验台等。
3.4.10 试验后检查
每项试验结束后，应进行试验后检查，确定液压系统的状态。记录温度、液位、蓄压器压力、空气溶解量等数据。对任何偏离预计值的数据，都应予以分析和解决。
3.5 机上地面试验
3.5.1 液压车试验
3.5.1.1 耐压试验
对飞机上安装的液压系统要进行耐压试验，验证系统满足 CCAR 25. 1435 规定的耐压压力。
3.5.1.2 功能试验
所有可通过地面液压车驱动的系统都应进行系统功能试验，验证所有系统的工作均符合要求，并与指定的地面液压车相匹配。
3.5.1.3 压力测量试验
应进行压力测量试验，验证系统在连接地面液压车工作时，其压力峰值不超出设计规范要求。
3.5.1.4 压力脉动试验
应进行压力脉动试验，确保在连接地面液压车工作时，不对液压系统或飞机产生有害的或破坏性影响的共振。应特别注意泵和高压油滤之间的飞机液压管路安装。对泵和其他脉动发生装置的全部正常工作转速范围都应进行脉动试验。
3.5.1.5 试验后检查
每项试验后均应进行检查，确定是否存在液压附件、管路的泄漏或结构的损坏。
3.5.2 地面驱动试验
3.5.2.1 总则
应用地面驱动装置驱动飞机液压泵进行功能试验，泵的位置应与真实位置一致。与泵相连的液压管路的安装应与真实飞机相同。地面驱动试验应验证使用飞机液压泵情况下飞机液压系统的正常工作。
3.5.2.2 功能试验
功能试验应覆盖发动机起动、发动机全转速范围和发动机停车。系统所有正常和应急状态均应进行试验。
3.5.2.3 故障模式试验
应在飞机上完成规定的故障模式试验，验证不出现危及飞行安全的情况。
3.5.2.4 任务剖面试验
应在飞机上模拟规定的任务剖面，验证液压系统能完成全部的正常飞行任务。试验应包括起动、滑行、起飞、爬升、巡航、机动飞行、返航、着陆、滑行和停车。
3.5.2.5 振动测量试验
应进行振动测量试验，确定是否存在液压系统与结构耦合产生的异常诱发振动模态。
3.5.2.6 压力测量试验
应进行压力测量试验，验证系统在地面驱动工作时，其压力峰值不超出设计规范要求。
3.5.2.7 压力脉动试验
应进行压力脉动试验，以确保在地面驱动工作时，不对液压系统或飞机产生有害的或破坏性影响的共振。应特别注意泵和高压油滤之间的飞机液压管路安装。对泵和其他脉动发生装置的全部正常工作转速范围都应进行脉动试验。
3.5.2.8 温度测量试验
应进行温度测量试验，确定系统温度是否在液压系统规范规定的范围之内。
3.5.2.9 试验后检查
每项试验后均应进行检查，确定是否存在液压附件、管路的泄漏或结构的损坏。
3.5.3 发动机开车试验
3.5.3.1 功能试验
应在发动机开车情况下进行功能试验。除起落架和其他不能在地面安全试验的系统外， 其他子系统均应进行试验，其工作性能应满足要求。
3.5.3.2 振动测量试验
应安装测量设备进行振动测量试验，确定振动危险区域。
3.5.3.3 压力脉动试验
应进行压力脉动试验，确保不对飞机产生有害的或破坏性影响的共振。应特别注意泵和高压油滤之间的飞机液压管路安装。对泵和其他脉动发生装置的全部正常工作转速范围都应进行脉动测试。
3.5.3.4 温度测量试验
应监测系统温度，验证温度预计结果。在地面发动机开车过程中对高温区域应进行连续的温度监测。
3.5.3.5 试验后检查
每项试验后均应进行检查，确定是否存在液压附件、管路的泄漏或结构的损坏。
3.6 飞行试验
3.6.1 功能试验
应进行飞行功能试验，验证所有子系统在其设计包线极限范围内的工作能力，如起落架在最大设计空速时收上等。备用系统的工作能力也应验证，如应急放下起落架、襟翼及应急飞行操纵。
3.6.2 故障状态试验
应在飞行试验中进行模拟故障状态试验，验证余度和备用系统的充分程度，故障状态的飞行试验应模拟飞机时遇到的主要故障模式。
3.6.3 振动测量试验
在整个飞行试验期间，振动危险区应该安装仪器进行监测。振动危险区应根据模拟器试验和发动机开车试验的结果确定。
3.6.4 压力测量试验
应对各种飞行试验中的峰值压力进行监测。对于在模拟器试验或其他地面试验中发现的关键部位，应安装仪器进行连续监测。
3.6.5 温度测量试验
应监测系统温度，验证温度预计结果。在关键的飞行任务剖面应对高温区域进行连续的温度监测。
3.6.6 飞行能力试验
应对系统的设计临界飞行包线进行试验，验证系统的设计是否满足要求。在早期飞行试验中应进行正常的飞行包线试验，以对系统的基本设计进行验证。
3.6.7 试验后检查
每次飞行后应进行试验后检查，确定是否存在液压附件、管路的泄漏或结构的损坏。所有的故障都应当在下次飞行前予以排除。
4 详细要求
4.1 模拟器试验
4.1.1 试验系统状态
被试系统状态如下：
a) 试验台(含液压泵)与飞机系统相连接的方式应与真实飞机能源系统与飞机相连的方式一致。
b) 应安装所有需要的特殊试验设备，并完成所有的系统更改。
c) 应对液压系统进行充分地排气，并将油箱油位加至指定的位置。
d) 应按规定对所有的蓄压器进行充气，并对整套系统、部件、连杆及机构进行调整。
e) 如果有两套或多套独立的液压系统，则各系统应可单独操纵。应采取措施使各系统按照正确的关系工作。
f) 油箱增压压力应与飞机的状态一致，可使用压缩空气代替发动机引气。
g) 应将所有试验的系统位置放置于正常状态。
4.1.2 耐压试验
为验证各个部件连接处的完善性，应进行耐压试验。应向系统施加如表 1 所述的耐压压力，压力应保持至少 5min，并检查是否有渗漏或其他故障，如果正常则恢复到正常压力。操纵各子系统到另一位置，并重复进行耐压试验。完成系统检查后将系统恢复至原来的状态。
4.1.3 功能试验
4.1.3.1 正常系统试验
向整套液压系统施加正常工作压力，操纵每个开关和控制阀，使相应的作动装置工作至少两个整循环。另外， 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。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和记录：
a) 各种功能是否满足规范要求。
b) 所有部件的运动是否平稳和可靠。
c) 安全阀、动作自动终止装置、压力控制装置、转换开关和信号器、音响或其他告警装置以及类似装置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有旁路油液)。
d) 所有的指示装置应工作正常，并与其对应部件工作协调一致。
e) 规定的工作压力应受控，且不应超过工作极限。
f) 所有的导管和接头以及附件外密封应无泄漏。附件允许的外渗漏量应不超过承制方技术条件规定的值。
g) 所有的导管、接头和附件之间的间隙应符合技术条件的要求， 试验过程中不应有过分的运动或发生摩擦。
h) 所有运动部件在整个运动范围内应与相邻附件和结构保持足够的间隙，不应造成对周围结构的损坏。应特别注意柔性连接件不被挤压或拉伸。
i) 如有机械锁装置，则不应因为液压背压造成其意外开锁。
j) 应对正常飞行工作条件或任何可能会造成系统故障的误动作进行模拟。
k) 应记录工作温度和环境温度。
l) 应根据试验程序对作动装置半循环或整循环作动时间进行测量。
注：地面试验时进行的这种测量对于某些作动装置来说是必要的，但因为缺乏风、惯性和其他类似的载荷， 地面测试所得的工作时间是不真实的，其目的是用于与生产型飞机进行比较。
4.1.3.2 油箱油位试验
4.1.3.2.1 低油位试验
油箱低油位试验方法如下：
a) 将油箱油位调整到允许的最低加油油位。
b) 放掉系统内最大的蓄压器的充气压力，且将其余所有蓄压器的充气压力置为最低值。
c) 如有油箱增压，则应将其调整为正常压力范围的下限。
d) 使各操纵装置按正常操纵顺序至少工作一次。
e) 应调整控制阀模拟正常工作中最少量的油液流回油箱的情况。
f) 对于油气不分离式油箱，应检查泵的吸油管口是否可能外露而使空气侵入系统。对于油气隔离式油箱，应检查泵的吸油管路，以检查泵入口压力是否低于推荐值的最低限。
4.1.3.2.2 满油位试验
满油位试验时应将油箱加油至溢出状态，模拟正常的工作顺序，即从滑行、起飞、着陆、停机和关机的整个过程。应记录油箱或其他任何部件的损坏情况。试验中允许油液流失到不低于最高加油油位。
4.1.3.3 手摇泵或备用泵工作试验
使用手摇泵或备用泵工作时，应断开地面能源，并使所有的功能至少工作一个完整的循环。在正常系统试验中规定需记录或检查的项目，只要适用，均应进行重复。另外， 应记录任何油箱之间的不正常的串油，并予以必要的纠正。应记录使用手摇泵驱动系统任何一个部分所需要的作动次数。可使用弹簧秤对作动力进行测量，并进行记录。当电动泵为非连续工作设计时，应注意使其不要超温。
4.1.3.4 应急系统工作试验
应对所有正常需使用液压作动的装置进行应急工作试验。维修文件应包含必要的放气或恢复系统到正常工作条件的维护程序。对于可自动从正常系统供压转换到应急系统供压的舵面助力或动力作动系统，应按照最不利的方式降低正常系统压力，以使应急系统自动接入。应检查系统的转换过程是否平稳、连续。如果应急系统使用两套系统同时对某个作动部位进行作动，则每套系统应在另一套系统不工作(模拟)的情况下对该作动部位进行工作试验。在最严酷的工作条件情况下，作动部位的工作性能仍应满足设计要求。
4.1.4 故障状态试验
应在模拟器上进行故障模式试验，对液压系统抵抗以下所有故障的能力进行评估。飞机研制中确定的其他故障模式也应予以验证。
a) 任一系统丧失油液;
b) 任一系统丧失压力;
c) 任一系统压力不稳定;
d) 液压系统中混入空气的影响;
e) 蓄压器丧失充气压力;
f) 发动机停车;
g) 所有应急程序的工作。
4.1.5 任务剖面试验
应在液压系统模拟器上进行任务剖面试验，应模拟所有预期的飞行能力。除应完成下述试验外， 还应进行额外的试验以验证系统在最不利的任务剖面下的工作能力：
a) 地面慢车和滑行直至最长允许时间，返回至起飞线，并关机(无飞行模态);
b) 常规任务(起飞、飞行、降落)。
4.1.6 振动测量试验
在液压系统工作过程中，应通过目测和仪器测量获取管路和附件的振动情况，确定在不同的工作模式下液压系统内产生的振动。对于安装有旋转部件的区域，以及有大惯性负载的系统应予以特别的重视。除此之外，高频周期输入(如自动驾驶和飞控系统)应引起特别的注意。
4.1.7 压力测量试验
应在最不利的真实工作状态下测量液压系统的峰值压力。大惯性载荷和换向阀快速换向都会引起高的峰值压力。
4.1.8 压力脉动试验
应对任何压力脉动发生装置在管路和附件中产生的压力脉动进行测量。试验程序应涵盖泵的全转速范围和多个泵同时工作的情况，且包含泵起动和停止的情况，以确保液压系统中不会存在有害的压力脉动。应对每一个共振频率点进行足够长时间的测试，以确信系统有足够的疲劳寿命。
4.1.9 温度测量试验
应结合任务剖面试验进行温度测量试验，测量系统温度，并对测量结果与预计结果之间的差别进行分析。对所有的任务剖面均应进行试验和监控，并针对每一个任务剖面进行比较。
4.1.10 发动机相容性试验
在发动机相应的试验台上，进行发动机各种工作状态的试验，检测泵源系统输出压力、流量等是否满足规定的要求。
4.1.11 试验后检查
每次有效试验后都应进行试验后检查，测取数据并注明系统状态，记录发生的异常现象和处理说明。在停车后应立即至少测取下列数据，并与初始值或预计值做比较。
a) 系统温度;
b) 油箱油位;
c) 油滤污染指示器位置;
d) 蓄压器充气压力;
e) 所有作动器的位置;
f) 系统泄漏情况;
g) 油滤滤芯和滤碗中的沉淀物;
h) 油液污染度。
4.2 机上地面试验
4.2.1 液压车试验
4.2.1.1 试验系统状态
液压设试验系统状态要求如下：
a) 应对液压系统进行充分地排气，并将油箱油位加至指定的位置;
b) 应按规定对所有的蓄压器进行充气，并对整套系统、部件、连杆及机构进行调整;
c) 飞机应顶起并安全固定到位，以保证所有液压作动装置或部件能正常工作;
d) 油箱已加油，蓄压器已充气，所有的系统可正常工作;
e) 应确认所有的电源已连接，所有的继电器器处于正确的位置;
f) 应将所有系统置于正常状态。
4.2.1.2 耐压试验
为验证各个部件连接处的完善性，应进行耐压试验。应向系统施加如表 1 所述的耐压压力，压力应保持至少 5min，并检查是否有渗漏或其他故障，如果正常则恢复到正常压力。操纵各子系统到另一位置，并重复进行耐压试验。完成系统检查后将系统恢复至原来的状态。
4.2.1.3 功能试验
4.2.1.3.1 正常系统试验
液压车系统功能试验中，对于正常系统试验除完成 4.1.3. 1 规定的试验外，还应进行以下试验：
a) 所有液压作动的舱门和整流罩在关闭位置时是否与周围表面平齐，阶差应符合图纸规定。
b) 在加载和无载的情况下，襟翼的动作均应同步且没有过大的游隙。进行同步试验时需要进行不对称加载。
4.2.1.3.2 油箱油位试验
4.2.1.3.2.1 低油位试验
液压车试验的低油位试验要求同 4.1.3.2. 1。
4.2.1.3.2.2 满油位试验
液压车试验的满油位试验要求同 4.1.3.2.2。
4.2.1.3.3 手摇泵或备用泵工作试验
使用手摇泵或备用泵工作时，应断开地面能源，并使所有的功能至少工作一个完整的循环。在正常系统试验中需记录或检查的项目，均应进行重复。除此之外， 应记录任何油箱之间的不正常的串油，并予以必要的纠正。应记录使用手摇泵驱动系统任何一个部分所需要的作动次数。可使用弹簧秤对作动力进行测量，并进行记录。当电动泵为非连续工作设计时，应使其不超过规定温度。
4.2.1.3.4 应急系统工作试验
应对所有正常需使用液压作动的装置进行应急工作试验。维护文件应包含必要的放气或恢复系统到正常工作条件的维护程序。对于可自动从正常系统供压转换到应急系统供压的舵面助力或动力作动系统，应按照最不利的方式降低正常系统压力，以使应急系统自动接入。应检查系统的转换过程是否平稳、连续。如果应急系统使用两套系统同时对某个作动部位进行作动，则每套系统应在另一套系统不工作(模拟)的情况下对该作动部位进行工作试验。在最严酷的工作条件情况下，作动部位的工作性能仍应满足设计要求。
4.2.1.4 压力测量试验
应在最不利的真实工作状态下测量液压系统的峰值压力。大惯性载荷和换向阀快速换向都会引起高的峰值压力，比如在起落架系统中，因此应特别注意。
4.2.1.5 压力脉动试验
应对任何压力脉动发生装置在管路和附件中产生的最大应力进行测量。试验程序应涵盖泵的全转速范围和多个泵同时工作的情况，且包含泵起动和停止的情况，以确保液压系统中不会存在有害的压力脉动。应对每一个共振频率点进行足够长时间的测试，以确信系统有足够的疲劳寿命。
4.2.1.6 试验后检查
试验后检查要求同 4.1. 11。
4.2.2 地面驱动试验
4.2.2.1 试验系统状态
机上地面驱动工作试验泵的位置应与真实位置一致。应对液压系统进行充分排气， 并将油箱油位加至指定的位置。应按规定对所有的蓄压器进行充气，并对整套系统、部件、连杆及机构进行妥善调整。飞机应顶起并安全固定到位，以保证所有液压作动装置或部件能正常工作。
4.2.2.2 功能试验
4.2.2.2.1 正常系统试验
地面驱动试验的正常系统试验方法同 4.2.1.3. 1。
4.2.2.2.2 低油位试验
地面驱动功能试验的低油位要求同 4.1.3.2. 1。
4.2.2.2.3 满油位试验
地面驱动功能试验的满油位要求同 4.1.3.2.2。
4.2.2.2.4 应急系统工作试验
地面驱动的应急系统工作试验要求同 4.2.1.3.3。
4.2.2.3 故障状态试验
应进行故障模式试验，对液压系统抵抗以下所有故障的能力进行评估。飞机研制中确定的其他故障模式也应予以验证。
a) 任一系统丧失油液;
b) 任一系统丧失压力;
c) 任一系统压力不稳定;
d) 液压系统中混入空气的影响;
e) 蓄压器丧失充气压力;
f) 发动机停车;
g) 所有应急程序的工作;
h) 安全阀故障或泵调节器故障;
i) 一套系统故障时备用系统的工作(两套系统);
j) 两套系统故障时备用系统的工作(三套系统)。
4.2.2.4 任务剖面试验
应进行任务剖面试验，应模拟所有预期的飞行能力。除应完成下述试验外， 还应进行额外的试验以验证系统在最不利的任务剖面下的工作能力：
a) 地面慢车和滑行直至最长允许时间，返回至起飞线，并关机(无飞行模态);
b) 常规任务(起飞、飞行、降落)。
4.2.2.5 振动测量试验
在液压系统工作过程中，应通过目测和仪器测量获取管路和附件的振动情况，确定在不同的工作模式下液压系统内产生的振动。对于安装有旋转部件的区域，以及有大惯性负载的系统应予以特别的重视。除此之外，高频周期输入(如自动驾驶和飞控系统)应引起特别的注意。
4.2.2.6 压力测量试验
应在最不利的真实工作状态下测量液压系统的峰值压力。大惯性载荷和换向阀快速换向都会引起较高的峰值压力。
4.2.2.7 压力脉动试验
应对任何压力脉动发生装置在管路和附件中产生的最大应力进行测量。试验程序应涵盖泵的全转速范围和多个泵同时工作的情况，且包含泵起动和停止的情况，确保液压系统中不存在有害的压力脉动。应对每一个共振频率点进行足够长时间的测试，验证系统有足够的疲劳寿命。
4.2.2.8 温度测量试验
应结合任务剖面试验进行温度测量试验，应测量系统温度，并对测量结果与预计结果之间的差别进行分析。对所有的任务剖面均应进行试验和监控，并针对每一个任务剖面进行比较。
4.2.2.9 试验后检查
每次有效试验后都应进行试验后检查，测取数据并注明系统状态，记录发生的异常现象和处理说明。在停车后应立即至少测取下列数据，并与初始值或预计值做比较。
a) 系统温度;
b) 油箱油位;
c) 油滤污染指示器位置;
d) 蓄压器充气压力;
e) 所有作动器的位置;
f) 系统泄漏情况;
g) 油滤滤芯和滤碗中的沉淀物;
h) 油液污染度。
4.2.3 发动机开车试验
4.2.3.1 试验系统状态
发动机开车试验时应对液压系统进行充分地排气，并将油箱油位加至指定的位置。应按规定对所有的蓄压器进行充气，并对整套系统、部件、连杆及机构进行妥善调整。飞机的固定应安全可靠。
4.2.3.2 功能试验
4.2.3.2.1 正常系统试验
发动机开车时正常系统要求同 4.2.1.3. 1。
4.2.3.2.2 低油位试验
发动机开车功能试验的低油位试验要求同 4.1.3.2. 1。
4.2.3.2.3 满油位试验
发动机开车功能试验的满油位试验要求同 4.1.3.2.2。
4.2.3.2.4 应急系统工作试验
应对所有正常需使用液压作动的装置进行应急工作试验。维修资料应包含必要的放气或恢复系统到正常工作条件的维护程序。对于可自动从正常系统供压转换到应急系统供压的舵面助力或动力作动系统，应按照最不利的方式降低正常系统压力，以使应急系统自动接入。应检查系统的转换过程是否平稳、连续。如果应急系统使用两套系统同时对某个部位进行作动， 则每套系统应在另一套系统不工作(模拟)的情况下对该作动部位进行工作试验。在最严酷的工作条件情况下， 作动部位的工作性能仍应满足设计要求。
4.2.3.3 振动测量试验
在液压系统工作过程中，应通过目测和仪器测量获取管路和附件的振动情况，以确定在不同的工作模式下液压系统内产生的振动。对于安装有旋转部件的区域， 以及有大惯性负载的系统应予以特别的重视。除此之外，高频周期输入(如自动飞控和飞控系统)应引起特别的注意。
4.2.3.4 压力脉动试验
应对任何产生压力脉动的装置在管路和附件中产生的最大应力进行测量。试验程序应涵盖泵的全转速范围和多个泵同时工作的情况，且包含泵起动和停止的情况，确保液压系统中不会存在有害的压力脉动。应对每一个共振频率点进行足够长时间的测试，验证系统有足够的疲劳寿命。
4.2.3.5 温度测量试验
应结合任务剖面试验进行温度测量试验，应测量系统温度，并对测量结果与预计结果之间的差别进行分析。对所有的任务剖面均应进行试验和监控，并针对每一个任务剖面进行比较。
4.2.3.6 试验后检查
每次有效试验后都应进行试验后检查，测取数据并注明系统状态，记录发生的异常现象和处理说明。
在停车后应立即至少测取下列数据，并与初始值或预计值做比较。
a) 系统温度(发动机停车后应继续测量，并记录最高温度);
b) 油箱油位;
c) 油滤污染指示器位置;
d) 蓄压器充气压力;
e) 所有作动器的位置;
f) 系统泄漏情况;
g) 油滤滤芯和滤碗中的沉淀物;
h) 油液污染度。
4.3 飞行试验
4.3.1 试验系统状态
飞行试验前应对液压系统进行充分地排气，并将油箱油位加至指定的位置。应按规定对所有的蓄压器进行充气，并对整套系统、部件、连杆及机构进行妥善调整。
4.3.2 飞行前检查
发动机起动后滑行前，应操纵除起落架之外的其他作动装置，使其至少工作一个完整循环，保证系统能正常工作。
4.3.3 滑行试验
如果条件允许并保证安全，则飞机应滑跑到着陆速度。任何设计为在飞机滑行、起飞和着陆过程中使用的功能，都应在其正常和应急状态下分别进行试验，其功能和性能均应满足要求。
4.3.4 功能试验
4.3.4.1 试验高度
在飞行试验下，各种装置应根据其适用情况，分别按以下规定高度，用正常液压系统操纵 3 次。飞机应以适宜的速度飞行，但不要逼近最大飞行速度。
a) 最低安全高度;
b) 飞机型号规范中规定的实用升限，或条件更严酷的某一中间高度。
4.3.4.2 工作时间试验
飞行试验中，应在尽量接近各自的设计飞行状态下，对所有作动装置的工作时间都要测定。应对以下特定的作动时间进行测量：
a) 收起落架：飞机以发动机起飞状态、起飞飞行姿态和设计起飞表速近地飞行时收起落架。在试验中整个起落架系统的温度应高于-29℃。可通过在飞行中反复收放起落架使温度上升。应在试验中记录起落架各部件(主起落架、前起落架、尾轮)的工作顺序、工作时间、环境温度和液压系统温度。时间应从扳动起落架操纵开关开始到起落架全部收上、锁住和所有舱门关闭为止。
b) 放起落架：在正常进场发动机状态和规定的表速下，用正常系统放起落架。记录起落架各部件的工作顺序、工作时间及系统温度。时间应从扳动起落架操纵开关开始到所有起落架放下并锁住为止。
4.3.4.3 对称升阻装置试验
所有由两个或更多个操纵面或翼面组成的液压作动的装置，都应在飞行中进行同步试验。使飞机处于侧滑姿态，或使各独立翼面或操纵面上产生最大安全不对称载荷，并使这些装置工作，测量其工作同
步情况。
4.3.4.4 舵面助力操纵系统试验
舵面助力操纵系统应在最不利的飞行姿态、速度和高度下工作。在正常动力源作用下， 舵面操纵应安全、平稳。旁通阀、系统切断阀及切断装置， 以及从正常系统转换到应急系统的自动转换装置，都应在飞行中模拟正常系统故障的情况下进行工作，验证这些装置的工作是否正常。应检查转换过程中飞机的操纵是否平稳连续，并检查动力源转换过程中及转换后飞机的可操纵性和飞行品质。
4.3.4.5 油箱油位试验
对于油气接触式油箱，应检查油箱吸油口是否可能外露而使系统混入空气。对油气隔离式油箱， 需检查油泵最低入口压力。本试验应在允许的最低加油位下进行。为模拟此情况， 首先将油箱油液排到允许的最低加油位，然后按 4.1.3.2. 1 的方法放掉蓄压器中的气压，或在安全飞行允许的条件下将部分蓄压器的充气压力排掉，但不应大于蓄压器压力的一半。
4.3.4.6 可能的误操纵试验
应对所有控制阀的可能的误操作进行检查。例如， 每个控制单元应当在尚未工作到半个循环时就反向工作。此操作在两个方向上都应进行。
4.3.4.7 手摇泵或备用泵工作试验
在规定使用条件下，用手摇泵或备用泵作动所有指定的装置。如果需要， 试验时可使用换向阀将主泵的输出油液旁通至油箱。
4.3.4.8 应急系统工作试验
所有可由应急系统作动的装置至少用应急系统工作一次。这些试验须在正常系统试验中所规定的高度上或其他适当条件下完成。由多套系统同时驱动的装置， 每个系统须在其他系统失效(模拟)的情况下进行试验。由多套系统驱动的装置应工作到最低设计余度。
4.3.4.9 独立液压系统试验
独立液压系统应根据本标准规定的适用部分进行试验。
4.3.4.10 负加速度试验
应在飞机设计飞行包线内验证可用的系统在负加速度状态下是否也具有良好的性能。除非分析已证明该种状态对系统性能没有影响，可不做此试验。
4.3.5 压力测量试验
在飞行试验中应测量系统的工作压力、峰值压力和压力脉动(应注明所用仪器的类型)，以检查所有的作动装置和能源系统是否在其规定的压力范围内工作。试验过程中应检查油箱增压压力及其随飞行高度的变化、液压泵进口和出口压力、壳体回油口压力或旁路压力。
4.3.6 温度测量试验
需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，如舱外温度、外界气温和飞行速度等。在液压系统中， 下列各点由于温度高、有较大节流、散热条件差或靠近热源，其温度较为关键：
a) 油箱入口、出口温度;
b) 液压泵入口、壳体回油或旁路油液温度;
c) 散热器的入口、出口温度。
通过试验应证实系统温度不超过系统附件的设计要求，并考虑所经受的各种温度和状态的工作时间比。应将所记录的温度换算成标准的+38℃热天的温度。
4.3.7 故障模式试验
应进行故障模式试验，对液压系统抗特定故障的能力进行评估。
4.3.8 振动测量试验
在液压系统工作过程中，应记录导管和附件上的振动数据，以确定在不同的工作模式下液压系统内产生的振动。对于安装有旋转部件的区域， 以及有大惯性负载的系统应予以特别的重视。除此之外， 高频周期输入(如自动驾驶和飞控系统)应引起特别的注意。
4.3.9 飞行能力试验
应在对于液压系统较为严酷的飞行条件下，验证液压系统的工作是否满足要求。应考虑以下飞行状态：
a) 滑行;
b) 起飞;
c) 爬升;
d) 巡航;
e) 使用升限;
f) 最大速度;
g) 慢车下滑;
h) 着陆;
i) 货物装卸，设备运转。
4.3.10 飞行后检查
每次飞行试验后都应进行飞行后检查，测取液压系统数据并注明系统状态。在停车后应立即至少测取下列数据，并与初始值或预计值做比较。
a) 系统温度(发动机停车后应继续测量，并记录最高温度);
b) 油箱油位;
c) 油滤污染指示器位置;
d) 蓄压器充气压力;
e) 所有作动器的位置;
f) 系统泄漏情况;
g) 油滤滤芯和滤碗中的沉淀物;
h) 油液污染度;
i) 发生的异常现象和处理说明。
