ICS 49.090 V 45
HB 8519-2015
民用飞机电子设备机上安装和试验要求
Requirements for installation and test on-airplane of electronic
equipment for civil aircraft
2015-07-14 发布 2016-01-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按 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：邓浩昌、朱晓飞、苏江福、孙泓宏、黄永葵。
民用飞机电子设备机上安装和试验要求
1 范围
本标准规定了民用飞机机载电子设备安装和试验的通用要求。
本标准适用于民用飞机电子设备机上安装和安装相关的试验，可作为民用飞机主制造商安装和试验指南以及机载电子设备生产商设计研发参考。民用直升机机载电子系统也可参照采用。
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。凡是注版本的引用文件，仅所注版本适用于本文件。凡是不注版本的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
ARINC 654 综合模块化航电的封装和接口环境设计指南(Environmental design guidelines for integrated modular avionics packaging and interfaces)
ARINC 801 光纤连接器(Fiber optic connectors)
ARINC 803 光纤系统设计指南(Fiber optic system design guidelines)
ARINC 806 光纤的安装和维护程序(Fiber optic installation and maintenance procedures) CCAR-25 运输类飞机适航标准
RTCA/DO-160 机载设备的环境条件和测试程序(Environmental conditions and test procedures for airborne equipment)
MIL-C-172 机箱、安装底座和减振架(用于机载电子设备) (Cases;Bases，Mounting;and Mounts， Vibration (for use with electronic equipment in aircraft))
MIL-DTL -17 线缆、射频柔性和半刚性通用技术规范(Cables，radio frequency，flexible and semirigid，general specification for)
MIL-DTL-22931 线缆和射频柔性、半刚性、半绝缘性通用技术规范(Cables，radio frequency， semirigid，coaxial，semi-air-dielectric，general specification for)
MIL-F-15733 无线电干扰滤波器总规范(Filters and capacitors，and frequency inerference， General specification for)
MIL-HDBK-216 射频电路的传输与安装(Transmission lines and fittings)
MIL-HDBK-217 电子设备可靠性预测(Reliability prediction of electronic equipment)
MIL-HDBK-415 光纤通信系统的设计手册(Design handbook for fiber optic communications systems)
MIL-HDBK-419A 电子设备及其组件接地、搭接和屏蔽(Grounding，bonding，and shielding for electronic equipment and facilities)
MIL-HDBK-454 电子设备通用指南(General guidelines for electronic equipment)
MIL-HDBK-781 工程、研制鉴定和生产的可靠性测试方法、计划和环境手册(Reliability test methods，plans，and environments for engineering，development qualification，and production，handbook for)
MIL-HDBK-5400 机载电子设备通用指南(Electronic equipment，airborne general guidelines for) MIL-M-81288 软泡沫塑料安装座(Mounting bases，flexible plastic foam)
MIL-STD-464C 系统电磁环境效应要求(Electromagnetic enviromagnetic effects requirements for
air dielectric)，general specification for)
MIL -STD-7080 机载电子设备的选择和安装(Selection and installation of aircraft electrice equipment)
MIL-S-9129 静电放电器的通用规范(Dischargers，electrostatic，general specification for)
MIL-PRF-15733 滤波器、电容器和射频干扰通用规范(Filters and capacitors，radio frequency interference，general specification for)
MIL- PRF-28861 滤波器、 电容器和射频干扰抑制通用规范 (Filters and capacitors，radio frequency/electromagnetic interference suppression，general specification for)
MIL-PRF-85045 光纤电缆通用规范(Cable，fiber optics，(Metric)，General Specification for) MIL-R-7705 雷达天线罩总规范(Radomes，General specification for)
SAE AIR 4567 军用复合电连接器(Military composite electrical connectors)
SAE ARP 1199B 电子设备过流保护装置的选择、应用和检查(Selection，application，and inspection of electric overcurrent protective devices)
SAE ARP 1308C 航空器和相关设备首选的电气连接器(Preferred electrical connectors for aerospace vehicles and associated equipment)
SAE ARP 1481 封装设计过程抗腐蚀控制和传导性考虑(Corrosion control and electrical conductivity in enclosure design)
SAE ARP 1870 航天系统电磁兼容性与安全性考虑的电搭接和接地要求(Aerospace systems electrical bonding and grounding for electromagnetic compatibility and safety)
SAE ARP 4404B 飞机电气安装(Aircraft electrical installations)
SAE ARP 5672 飞机沉积静电合格审定 Aircraft precipitation static certification
SAE AS 4372 绝缘铜或铜合金电导线性能要求(Performance requirements for wire，electric， insulated copper or copper alloy)
SAE AS 4373 绝缘电导线检测方法(Test methods for insulated electric wire)
SAE AS 50881D 航空器的布线(Wiring aerospace vehicle)
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
组件 unit
组合采用电气或电子元器件、零部件和电子模块的、具有独立功能和独立壳体(或机箱)的产品。它是机载电子设备的主要组成部分，可直接或通过安装架安装在飞机机体上。
4 安装
4.1 一般要求
4.1.1 适航规章要求
机载电子设备的安装，应保证设备能完成其预期的功能，满足系统安全性要求，满足 CCAR25 部第 25.1301 条和第 25.1309 条的规定，同时，也要满足 CCAR25 部第 H 分部的规定。
4.1.2 安装责任
飞机制造商负责机载电子设备在飞机上的安装。设备供应商应提供所有安装数据给飞机制造商以便支持确定系统和子系统设备安装位置、符合适航要求(系统功能、安全性、可维护性等)的安装和试验要求。
设备供应商提供安装所需的三维数模、设备的鉴定试验程序(QTP)、电气和机械接口控制文件，重量重心、安装手册、设备规范等详细的安装要求给飞机制造商。飞机制造商负责提供区域分析报告(包括布线、液压管路、发动机爆破区域、结构信息等)给供应商。飞机制造商和供应商协同工作最终确定详细的设备安装要求。
4.1.3 安装要求的确定
4.1.3.1 确定安装要求的依据
确定安装要求时应遵循如下依据：
a) 经过评审且发布的系统需求规范
系统需求规范中详细描述了安全性要求、适航取证需求、客户需求、操作需求、性能需求、物理和安装需求、维护需求和接口需求。以经过评审且发布的系统需求规范为安装需求的输入文件，能确保安装需求文件满足安全性、适航性和功能性要求。
b) 详细的安装环境描述
参照 ARINC 654，飞机一般可划分为若干区域。如， 一般把运输类飞机分成雷达舱、驾驶舱、电子电气舱、前货舱、起落架舱、中央翼、发动机和短舱、后货舱、液压舱、垂直安定面、水平尾翼、升降舵和 APU 舱等 13 个区，如果有必要，可以对每个进行进一步分区，对每个分区给出建议的环境等级要求，设备的环境试验等级要符合 RTCA/DO-160 的要求。针对每个区，从以下几个方面详细分析说明每个区的环境条件：
1) 外部物理环境威胁：包括颗粒污染、液体腐蚀、温度、冲击危害、盐雾和气压等;
2) 外部电磁环境威胁：包括高强度辐射场、闪电和静电危害影响等;
3) 对外部环境的威胁：包括振动、加速度、噪音、射频、液体腐蚀、火灾危害和易燃易爆气体等危害的影响。
确定了每个分区的环境条件后，根据设备安装区域的环境要求，应考虑对该区域设备的设计和防护要求。
c) 设备位置、方位和冷却
设备的安装位置、安装方位和冷却方式， 均会影响到设备的安装方式，因此，确定详细的安装要求时，应考虑到设备位置、方位和冷却方式对设备安装的影响。
4.1.3.2 确定安装要求需要考虑的因素
确定安装要求时应考虑如下因素：
a) 人机接口，包括机组人员和维护人员;
b) 与其他系统的相互影响以及物理连接关系;
c) 安全性要求;
d) 安装环境，包括电磁兼容性(EMC)、噪声、振动、温度、湿度、液体敏感性，压力等;
e) 对飞机重量、重心的影响;
f) 对飞机装配的影响;
g) 可维护性;
h) 可靠性，包括连接和插拔寿命。
4.1.4 安装前准备
4.1.4.1 安装依据文件
应依据设备规范或安装手册等文件安装设备。
4.1.4.2 安装所需材料、元器件、零部件和组件
安装前，应按有关技术文件的规定备齐所需要安装的材料、元器件、零部件和组件。这些材料、元器件、零部件和组件应有清晰的标志和检验合格证明。
4.1.4.3 安装工具和仪器
安装前，应按有关技术文件的规定备齐安装所需要使用的工具和检测仪器。
4.2 材料、元器件、零部件和组件的选择
4.2.1 选择原则
材料、元器件、零部件和组件的选择应遵循以下原则：
a) 应优先选择标准的材料、元器件和零部件。只有当没有适用的或采购不到标准的材料、元器件和零部件时，才允许选择满足一定必要前提条件的非标准的材料、元器件和零部件;
b) 所选择的材料、元器件、零部件和组件应能满足飞机环境条件和系统规范的要求， 并应具有清晰的标志和检验合格证明;
c) 所选择的元器件和组件应有可靠性指标;
d) 所选择的材料、元器件、零部件和组件应不易燃、不易爆;
e) 不得选择有毒或含有其他有害物质的材料;
f) 所选择的材料、元器件、零部件和组件应是抗腐蚀、抗霉菌的， 或经过防腐蚀、防霉菌处理的;
g) 在选用元器件、零部件和组件的特性和公差时，应综合考虑其互换性和成本。
4.2.2 材料选择
4.2.2.1 概述
材料和元器件的选择应符合 MIL-HDBK-5400、MIL-STD-7080 以及本规范的相关要求。
4.2.2.2 标准件
在符合使用要求的情况下，设备的安装过程应使用标准件，在安装图中可使用件号来进行标识。
4.2.2.3 非标准件
如果零件具备适当的特性，且不用更改就能被零件目录表中或合同图纸中指定的标准件所替代，则螺栓、螺钉、螺母以及开口销等零件可以被使用。倘若在标书邀请发出的有效时间内没有合适的标准件，则可使用符合本规范要求的商用零件。使用非标准件之前， 应接受采购方的批准，应符合 MIL-HDBK -454 中规定的要求进行批准。
4.2.2.4 金属材料
金属元件材料选择和处理要符合 MIL-STD-889 的要求，选择金属材料时应考虑到设备安装位置的环境要求。
电子设备安装过程中涉及到的金属和相关的线缆，在正常的生命周期中，应是防腐蚀的或者经过保护可以防止腐蚀和电解的。
4.2.2.5 异种金属材料
异种金属材料的选择和使用应符合 MIL-STD-889 的要求，其中规定了异种金属的选择，表面接触保护和其他防腐蚀方面的因素。
4.2.2.6 非金属材料
塑料、布和表面处理材料等非金属应防潮、防火、防菌类的生长、耐油。具体要求应符合 MIL - STD-464C 中的相关规定。
4.2.2.7 抗腐蚀材料
选择抗腐蚀的金属或者通过表面涂层或通过特别的冶金处理来达到抗腐蚀的作用，抗腐蚀材料的选择应符合 SAE ARP 1481 的要求。
4.2.2.8 绝缘材料
绝缘材料的选择应符合 MIL-HDBK-454 的要求，应考虑如下因素：
a) 耐温性;
b) 潮湿的吸收和穿透能力;
c) 抗菌性;
d) 绝缘强度;
e) 介电常数;
f) 机械强度;
g) 耗散因子;
h) 抗氧化性;
i) 易燃性。
4.2.2.9 封装材料
用于密封导线接头、连接器入口、继电器和终端接头等的密封材料应符合 SAE ARP 1481 的要求，可参考 MIL-HDBK-454 的要求。
4.2.3 元器件选择
4.2.3.1 电池
选择电池时，应考虑下列因素：
a) 电池类型宜选择镍镉电池;
b) 电池重量;
c) 电池体积;
d) 电池成本;
e) 电池使用寿命和保存时间;
f) 放电速率;
g) 充电速率;
h) 易于维护。
4.2.3.2 开关
开关的选择和应用应符合 MIL-HDBK-454 的要求。
4.2.3.3 继电器
继电器的选择需要考虑其额定等级和继电器线圈电压，根据电流载荷的不同选择不同的继电器。要求如下：
a) 选用继电器时要首先确定继电器线圈使用电源种类如交流、直流等;
b) 继电器所在电路中的工作电源电压应等于继电器工作电压或为继电器工作电压的 80%，否则容易损坏继电器线圈;
c) 根据继电器所控制的电路特点来确定触点的数量及形式，再以出点控制电路中电流的种类、电压及电流的大小来选择触点容量的大小;
d) 根据实际电路对被控对象动作的时间要求，选择继电器的动作时间和释放时间;
e) 选用继电器时还要考虑继电器的工作环境，如温度、湿度、振动。
4.2.3.4 熔断器
通常情况下，熔断器用于电路保护和导线的过载保护。在执行电路保护功能时， 熔断器的选择应和飞机导线的热特性相符合。
熔断器的选择应考虑其额定电流、额定电压、额定中断能力以及环境要求。
4.2.3.5 断路器
断路器的选择通常情况下要符合设备可靠运行的最低要求，根据被保护用电设备的电流大小和启动时间，参考断路器的过载曲线，确定断路器的额定值;根据被保护电路和设备的工作情况、在飞机上的重要性、在故障的情况下是否仍然需要工作等情况，确定断路器类型。
不应将断路器作为开关使用。
断路器的选择应符合以下要求：
a) 一般应选择自动分离的断路器。只有在紧急情况下要求跳闸机构过载时， 才允许选择非自动分离的断路器。
b) 应选择具有易于识别的“接通 ”、“断开”(和“自动分离”)位置标志的断路器。
c) 所选择的断路器应符合设备可靠运行的最低要求。对于紧急电路， 应符合以电路保护的最高等级为前提的要求。
d) 对于需要大容量汇流条的大系统，应选择具有足够中断能力的断路器。这种断路器应具有在短路情况下能承受 1000A～5000A 电流的能力;
4.2.3.6 限流器
限流器的选择应考虑额定电压、额定电流、额定功率和温度、高度、大气、振动和冲击等环境因素。
4.2.3.7 电连接器、插座和其他端子
4.2.3.7.1 概述
连接器或端子的安装和维护不当造成的断路现象应在设计中给予消除。
4.2.3.7.2 螺栓和绝缘体
由于导线到接线片和接线片到螺栓之间的压降造成的热散失，流过电流的螺栓每单位长度的阻抗不
能大于导线的阻抗，螺栓的热量也不能大于导线的热量。
螺栓绝缘支撑的松弛不能影响电气接触效率。接线片或导线的支撑应贴近于螺栓以便阻止导线上带侧拉力的连接器的松动。
4.2.3.7.3 连接器的选择
选择连接器时，首先要认真评估电气和环境的要求，然后考虑尺寸、重量、工具、后勤保障和维护支持以及标准的符合性等因素。金属连接器的选择应符合 SAE ARP 1308C 文件的要求。复合材料制成的连接器的选择应符合 SAE AIR 4567 文件的要求。具体可以考虑以下方面：
a) 接触偶的数量应在实际所用数量和导线截面大小的前提下选用，并留有一定数量的空孔，以备日后更改使用。
b) 在相近位置安装的多个插头座应选择配合直径、接触偶数量或定位销不同的插头座，以防插错。禁止选用相同型号和件号的插头座。
c) 选择插头座时应注意带电一端的插头或插座为孔。
d) 在安装空间或导线弯曲半径达不到设计要求时应选用弯把插头座。
e) 密封框上安装的插头座应选择密封插头座。
4.2.3.7.4 导线接线端
导线接线端的选择应考虑以下因素：
a) 电流等级;
b) 导线尺寸和绝缘体的直径;
c) 导体材料的兼容性;
d) 螺栓尺寸;
e) 绝缘材料的兼容性;
f) 应用环境。
导线通常连接于接线条上。使用带隔板的接线条，可以有效防止相邻螺栓上的接线端之间相互接触。
导线接头的安装应符合 SAE AS 50881D 的要求，导线接头的固定应以保证连接导线的各部分之间的相对移动能够减少为原则。
4.2.3.8 滤波器
滤波器的选择和应用应符合 MIL-PRF-15733 和 MIL-PRF-28861 的要求。
4.2.3.9 导线和电缆
4.2.3.9.1 概述
电缆的选择应符合 MIL-DTL-17，MIL-DTL-3890，MIL-DTL-22931 的要求。其他型号电缆的使用应符合特殊应用所需的规范或者得到采购方的批准方可使用。航空领域的电缆不能使用聚氯乙烯绝缘的电缆。
MIL-HDBK-216 可以用做电缆的安装和使用技术信息指南。对于超过 400 MHz 的导线和射频电路的导线选择应考虑环境要求、螺旋线、接地和衰减性、电容和结构损耗等电气特性。
4.2.3.9.2 导线和普通电缆
导线类型的选择应考虑以下几个因素：
a) 导线绝缘体的抗磨损性;
b) 液体对导线绝缘体的影响;
c) 老化对导线绝缘体的影响;
d) 导线绝缘体的抗热性;
e) 导线绝缘体的抗火性;
f) 导体、镀层或绝缘层不超过最高额定温度。
选用导线电缆考虑的典型因素是压降、电流、温度、机械强度、磨损、柔韧性、气压高度和极端的环境(例如在强风和严重潮湿(SWAMP)的区域或易受流体凝聚影响的位置)、成束的导线和电缆数量，导线电缆管和其他缠包物的热影响、电连接器的相容性(适合压力和高度要求)、电晕特性、传输损耗、特性阻抗、电磁干扰、隔离、屏蔽、体积、重量、价格等。
影响导线电缆降级的因素是：物理特性、使用时间、使用环境(如振动、温度和湿度等)， 安装及维护质量等导线的选择、敷设及导线导管的安装应符合 SAE AS 50881D 的要求。当选择 SAE AS 50881D中没有涉及到导线，应符合 SAE AS 4372 和 SAE AS 4373 的要求。
4.2.3.9.3 同轴电缆
使用同轴电缆连接器时，应当采用适当的方式，保证液体或湿气不进入同轴电缆或连接器中，以便阻止潮湿或腐蚀引起的漏电现象。
为了减少冷流对同轴电缆绝缘材料的影响，最小弯曲半径应足够大，至少应大于电缆规范中推荐的尺寸。
4.2.3.10 光纤、光缆及其元件
4.2.3.10.1 光纤
光纤介质的设计应符合 ARINC 803 的要求。选择光纤时主要考虑其衰减系数和色散系数，这两方面单模光纤优于多模光纤，选择光纤需要考虑的其他因素有光纤的带宽、传输距离、功耗、可靠性、可替换性和使用寿命等。多模光纤连接简单、费用低、芯径大、集光能力强， 抗弯曲性强。单模光纤色散小，适合远距离传输。
4.2.3.10.2 光缆
光缆的选择应考虑长度、连接器数量、安装的转弯半径、抗环境退化能力等，符合MIL-PRF-85045的要求。
4.2.3.10.3 连接器
光纤连接器的选择应考虑如下因素：插入损耗、回波损耗、可重复性、连接器安装的容易程度、插拔寿命、可互换性、预连接性和成本等。
光纤连接器的选择应符合 ARINC 801 要求。
4.2.4 零部件选择
4.2.4.1 紧固件
应选择符合强度要求的螺钉、螺栓等紧固件来固定其他的零部件和组件，以确保在所有的状态下(包括在飞行中可能出现的最大加速度和可能出现的偶然性超负载情况)均能固定相应的零部件和组件而不发生弯曲或断裂等严重损伤。
4.2.4.2 安装架及其附件
所有架子均应符合 MIL-C-172 的材料、搭接、屏蔽和性能要求。安装底座应符合 MIL-C-172或 MIL-M-81288 的要求，安装和振动隔离装置应经受采购方的批准。
4.2.5 组件选择
在满足飞机环境条件和系统规范规定的条件下，应选择货架商品。
4.3 安装要求
4.3.1 一般要求
在安装前，应对准备安装的所有元器件、零部件和组件进行检查和试验，符合要求后方可装机。
所有元器件、零部件和组件均应准确定位、焊接可靠、固定牢固， 避免由于安装不当或接触不良而造成故障。
所有元器件、零部件和组件的定位和安装应便于人员观察、操作和维修。
对于主要的元器件、零部件和所有组件，应在其安装位置临近的飞机结构上做出永久、清晰的标志，以便于安装、维护和更换。
4.3.2 元器件
4.3.2.1 一般要求
元器件的安装应符合其相应的专用技术条件、图纸、设备说明书以及其他经订货方批准的相关文件。当本标准的要求与机载电子设备的专用安装技术条件或实验要求相矛盾时，以后者为准。
4.3.2.2 电池
应合理选择电池的安装位置，以便在不拆卸相邻零部件的情况下能快速方便地进行安装、维护、测试和取出。
在安装位置处的相应机体上应装有固定电池的装置。安装位置处周围的隔板应能承受在电池工作、充电、损坏时， 由于热、气体、液体或释放化学物质所产生的压力， 并能阻止这些物质进入相邻的机体和组件中。
应在安装处的明显位置上标出合适的标记(如连接、极性、额定电压、类型和最低允许电压等)。电池的安装应尽量布置于其他电子设备的下部，以防止电池腐蚀液体泄露腐蚀其他电子设备。
4.3.2.3 开关
在飞行中使用的开关应安装在便于接近和操作的位置。
开关的安装位置和方向应符合人机工程学要求。
安装扳动开关时，应使开关操作手柄在垂直方向。其断开位置，对于二位置开关，应在下面位置;对于三位置开关，应在中间位置。当为了使其某一功能更加明了或操作方向与预定结果一致时(如左—右控制)，可将开关按水平方向安装。
为避免操作失误，应注意开关的组合和位置。在装有四个或四个以上开关的控制面板上， 应考虑提供备份开关的安装位置。
4.3.2.4 继电器
继电器的安装位置应使其引出端易于检查，以便检测和更换。
安装继电器时，应将连接线扎紧并加以固定，但不能固定在继电器上，以免产生破坏性应力。
在绝缘材料上安装金属壳继电器时，应使其外壳有良好的接地。
没有经过专门设计的非密封继电器不应安装在可能有水汽或可燃性气体的区域内。
4.3.2.5 熔断器
熔断器应满足以下要求：
a) 熔断器应安装在便于接近的位置处，其安装方式应便于更换;
b) 当选择管状熔断体和熔断器盒时，负载应连接到熔断器盒可拆下的另一端;
c) 应在安装位置处的明显位置上标出熔断器的额定电流值等标志;
d) 识别标签应位于熔断器的上方;
e) 影响飞机持续安全飞行的熔断器，应可以远程重置或定位以便机组人员在正常的操作灯下，在正常的位置可以识别、重置或更换断开的熔断器;
f) 对于不影响飞机正常安全飞行的熔断器，可以任意布置，但需满足在飞行过程中容易重置或更换的要求。
4.3.2.6 断路器
断路器应满足以下要求：
a) 断路器应安装在尽量靠近汇流条的位置上，以缩短未被保护导线的长度;
b) 影响飞机飞行安全的断路器应安装在便于机组人员接近的位置处，以便在飞行中重置因过载而断开或自动分离的断路器;
c) 断路器的安装位置相对于正常垂直或水平方向的永久倾斜角应小于相关标准的规定，以保证断路器能正常工作;
d) 所有断路器应能手动跳开或重置，跳开的断路器需在驾驶员在正常位置上可以明显地观察到;由于安装位置的原因，突发激励会导致断路器跳开的情况，应采取保护措施防止意外跳开;
e) 影响飞机持续安全飞行的断路器，应可以远程重置或定位以便机组人员在正常的操作灯下，在正常的位置可以识别、重置或更换跳开的断路器;
f) 对于不影响飞机正常安全飞行的断路器，可以任意布置，但需满足在飞行过程中容易重置或更换;
g) 正常的系统操作中，不能将断路器作为控制开关使用;
h) 重要的断路器应布置于最显眼最容易接近的地方;
i) 断路器的指示器和控制板应正对驾驶员从左到右布置;
j) 开关类型的断路器的触发方式应符合具体的飞机型号使用操作要求;
k) 识别标签应位于断路器的上方。
4.3.2.7 限流器
限流器的安装应采取合适的散热要求。
4.3.2.8 电连接器、插座和其他端子
4.3.2.8.1 电连接器
电连接器的安装应符合 SAE AS 50881D 文件的要求，通常要考虑以下原则：
a) 应尽量选择快速分离的电连接器。
b) 应避免在相邻位置上安装相同的电连接器。当无法避免时，应采取防插错措施。
c) 对于飞行有关的关键系统，应安装不同的电连接器。用于传输系统操作信号的导线和用于传输系统故障告警信号的导线，应连接到不同的电连接器上;用于传输系统指示信号的导线和用于传输系统故障告警信号的导线，应连接到不同的电连接器上。
d) 对于和外部电路连接的具有多个接触件的电连接器，应留有备份的接触件，且备份的接触件应留在电连接器的边缘。一般不应采用一个完整的电连接器作为备份使用。
e) 选择使用压接接触密封电连接器时，所有未用的孔应填入封线塞。
f) 选择使用灌封电连接器时，对于不使用的接触件，应焊有一定长度(建议长度不小于 150mm)最大截面积的导线。在导线上应标有相应接触件的序号，且在导线末端应涂上防潮涂料。
g) 所有未配合的电连接器，应盖上带有保险连接的金属盖或塑料盖。
h) 位置临近的连接器应根据外壳尺寸、连接方式和键位的不同进行防插错。
i) 设备不能安装在液压、燃油、水/废水管接头下部，防止流体泄露污染线束。
j) 对环境敏感的设备，应给出设备附近不能敷设相关类型线束的间距有裸露电源接线柱的设备，裸露接线柱之间必须有隔离和保护，防止外部物体脱落引起短路，并且应留有定力扳手操作空间。
4.3.2.8.2 电源插座
电源插座的安装应符合下列要求：
a) 为测试设备提供直流、交流或交直流电压的插座， 其安装位置应这样确定：保证在地面对已安装在飞机上的组件测试时，测试设备所需的电源线长度不大于 2.5m;
b) 当需要在飞机上同一位置安装多个相同的电源插座时，应在下列前提条件下，根据维修要求尽量减少插座的数量：
c) 导线规格和保护装置的容量应满足最大测试功率的要求;
d) 频率调节范围应满足每种设备的要求：
e) 插座相对于设备的位置应符合有关图样的要求;
f) 当设备接线盒的安装位置与被测设备的距离较近时，测试设备电源插座可直接安装在接线盒的壳体上;
g) 每个电源插座均应有清晰的识别标志(包括插座所提供的电源类型、功率和频率等)。
4.3.2.8.3 其他端子
其他端子的安装应符合下列要求：
a) 当采用螺栓固定导线接头时，对导线的支承应尽量靠近螺栓，且螺栓绝缘体的松紧程度不应影响电气接触效率;
b) 导线接头应固定牢固，以防止导线连接的各部分之间产生相对位移。
4.3.2.9 滤波器
滤波器的选择和安装应符合 MIL-PRF-15733 和 MIL-PRF-28861 的要求。
4.3.2.10 导线和电缆
4.3.2.10.1 导线和普通电缆
导线和普通电缆的敷设应符合下列要求：
a) 所有的导线和电缆(包括线束，下同)应尽量靠近飞机结构件敷设，且敷设电缆时，应采用卡箍等紧固装置将其固定牢固。
b) 为了不影响减震器的正常工作，不应将导线电缆通过组件安装架敷设。
c) 敷设导线电缆时，应尽量避开高温区。
d) 敷设导线电缆时，应避免与尖锐的角、棱以及粗糙和不规则的表面相接触。无法避免时， 应采取防护措施，以防止损坏导线电缆和相邻零件。
e) 导线电缆的屏蔽层应采用防护措施，以避免接触或短路到裸露的载流元件上。
f) 当导线电缆必须穿过气密隔板或飞机结构分离面时，应采用电连接器进行连接。
g) 为了避免发生火灾和降低火灾影响，应采用金属管保护导线电缆。该金属管应固定牢固， 且应连接到飞机的结构上，其接地电阻值应不大于 0.1Ω,以实现良好的接地。
h) 点火接地线的敷设应保证对线束的任何危害不会影响到两个发动机的运行。
i) 导线和线束应自下而上的进入接线盒或组件，以防止湿气、污垢、金属颗粒进入接线盒或组件，当必须自上而下的进入时，应对其进入口进行密封，或有足够的空间形成漏水孔。
j) 铝线不应通过振动过大的区域。当铝线连接到需要经常维修更换的防振安装的组件上时， 在接近组件的部分，应采用铜线来代替铝线。
k) 单根导线或同轴电缆单独敷设时，最小弯曲半径为该线外径的 6 倍;线束或组合线束的最小弯曲半径为其外径的 6 倍但不得小于线束中所含最粗导线外径的 10 倍。
l) 电缆需要弯曲时，其弯曲半径不宜过小，以避免产生永久变形。
m) 对系统内的电缆应按对所传输的信号干扰最小的原则分组进行敷设，每组连线应捆扎成束，且每组之间应留有一定的距离。
4.3.2.10.2 同轴电缆
同轴电缆的敷设应符合下列要求：
a) 同轴电缆的敷设应尽量直，避免不必要的弯曲。当必须弯曲时， 其弯曲半径应大于电缆规范中的规定值;
b) 在严寒条件下易受损坏的同轴电缆不应弯曲敷设;
c) 在同轴电缆弯曲部分的两端应加以固定;
d) 同轴电缆的敷设应保证在不移动固定蒙皮或固定组件的情况下便于维修和更换;
e) 经非密封舱的壁板或其他非密封结构部件敷设同轴电缆时，应采用橡皮护套加以保护，或用合适的卡箍将其固定，以防止磨损;
f) 使用同轴电缆连接器时，应采用适当的防护措施，确保湿气或液体不会进入电缆或连接器。
4.3.2.11 光纤、光缆及其附件
光纤的安装和维护应满足 ARINC 806 的要求，应考虑以下因素：
a) 光缆敷设的深度：建议的最低敷设深度为 101.6 cm (40 in);
b) 弯曲限制：当只有一个拉力拉升时，不能遭受超过 90 度的弯曲;通常情况下，在有载荷的情况下，光缆的转弯半径不得小于其直径 20 倍，没有载荷情况下的转弯半径不得小于其直径 10倍;
c) 张力约束：由于光线不能拉升，光缆的最大额定张力等级由光缆生产商指定，安装时应参照生产商的规范。机械安装过程中， 光缆承受的拉力值应被持续监视以防止对光纤的损坏。没有永久支撑的情况下，最大的垂直安装距离为 3962.4 cm～50292 cm (130 英尺～1650 英尺);
d) 光缆管道的敷设：在设计光缆敷设管道时，尽量减少不同方向上的弯曲数量，避免较小转弯半径的出现;
e) 光缆的拼接：光缆的拼接昂贵，耗时且容易引起衰减，应尽量减少光缆的拼接数量;
f) 光缆的标识：光缆的标识信息至少包括线缆大小、型号、使用和生产标识数据;
g) 安装记录：所有安装都应完整的文件记录，详细的记录有助于持续管理，运行和维护。
4.3.3 零部件
4.3.3.1 紧固件
应根据被紧固零部件的材料性质(硬性、软性和脆性)和连接方式，选择合适的紧固件和紧固方式。
4.3.3.2 异种金属零件
当异种金属零件直接接触时，应考虑电化学腐蚀的影响，并采用相应的措施。
4.3.3.3 天线和天线罩
天线和天线罩应符合以下要求：
a) 天线装置不应存在积水，应有防水、防静电和防雷击的措施;
b) 天线及连接电缆、天线调谐装置、支座和绝缘端子等不应装在有废气影响的区域;
c) 为防止无线电干扰，应按设计规定要求合理的使用屏蔽、搭接线和滤波器等措施;
d) 天线的设计、定位和安装都应符合 MIL-STD-877 的要求;
e) 天线罩的设计、制造和试验应符合 MIL-STD-464C 和MIL-R-7705 的要求。
4.3.3.4 静电放电器
静电放电器安装设计应符合 MIL-S-9129 和 SAE ARP 5672 的要求。
4.3.4 组件
4.3.4.1 强度
用于安装和固定组件的零部件(如支承构件、支架、安装架等)应有足够的强度(和刚度)，并应与飞机整体结构设计和组件的机械特性要求相一致。
4.3.4.2 安装位置
在确定组件安装位置时，应优先安排与飞行安全相关的组件位置，以保证这些组件易于拆卸、检查和维护。
机组人员在飞行中使用的显示器应安装在操作人员的前方，以便操作人员观察、判读和调节。当在某一操作位置上安装多个显示器时，应按其重要程度进行布置。
4.3.4.3 安装方位
组件在飞机上的安装方位应符合组件规范中的要求。当不能按组件规范中的规定安装时， 应根据组件的操作方式、安全性和寿命要求进行安装。
对在正常工作状态下要求特定方位的组件，应按组件规范中规定的方位(组件壳体上的方位标志)安装，其安装方位误差不应超过组件规范中的规定。
4.3.4.4 安装间隙
组件与其相邻的零部件、其他组件和飞机结构之间应留有足够的间隙， 以便为电缆敷设、组件冷却(包括通风)提供足够的空间，同时也为组件的机上测试、更换和操作提供保证。
对于带有减震器的组件，其间隙应保证在振动和冲击条件下不与相邻的零部件、其他组件和飞机结构发生摩擦或碰撞。
4.3.4.5 电搭接和接地
用于安装和固定组件的零部件应与组件有良好的电搭接，并与飞机结构有良好的接地。
4.3.4.6 组件用电
安装组件设计时，应保证组件用电的最大载荷安全的控制在飞机供电系统的额定输出范围内。 4.3.4.7 多余度系统中组件的安装
多余度系统的安装必须保证，当其中一个系统中的任何组件出现故障不会影响其余系统执行预定功能的能力。通常情况下， 这样的系统应有独立的电源连接或独立电源、独立的接地、元器件(包括导线)的物理隔离。
4.3.4.8 防潮湿和防机械冲击安装
组件的安装应能经受潮湿和机械冲击的环境影响。
4.3.4.9 可燃性气体区内的组件安装
未进行过防爆炸试验的组件不应安装在可能有可燃性气体的区域内。
4.3.4.10 有灰尘区内的组件安装
受灰尘堆积后影响其正常工作的组件不应安装在有过量灰尘的区域内。当必须安装时， 应对组件进行抗灰尘试验。
4.3.4.11 排水区内的组件安装
位于可能出现水溅、水滴或渗出液体区域内的、且易受其影响的设备， 安装时应保证液体不会通过导线电缆连接口或其他入口进入设备。
4.3.4.12 电池附近的设备安装
易受电池电解液损坏的组件，不应安装在电池附近。
4.3.5 安装方式
元器件、零部件和组件应直接或通过支撑件(或安装架)用螺钉或螺栓固定在其相应位置处。
4.3.6 保护
4.3.6.1 电路保护
4.3.6.1.1 电过载保护
应采用保护电路、保护装置(包括熔断器、断路器等)对电路实施过载(包括过流、过压)保护。
4.3.6.1.2 电击穿保护
对不同电位的元器件、零部件之间， 安装时应留有足够的间隙和漏电距离，或选择合适的绝缘材料实施隔离，必要时应采用封装措施，以保证在规定的工作电压、环境条件(温度、湿度、冷凝和气压)下，在规定的使用寿命期间，不会发生电击穿现象。
4.3.6.2 组件保护
组件保护应满足以下要求：
a) 应采取 4.3.6.1 中的相应措施来保护组件，防止组件中的电路过载或击穿;
b) 对于所安装的非屏蔽导线，其绝缘护套必须有足够的等效绝缘厚度，以防止产生电晕放电，干扰组件正常工作。在高强度电场中的所有金属零件， 不应有锐利的棱角;在组件处于正常工作位置时，所配备的吸潮装置应能吸收冷凝的水汽，并能排除积水;必须采取保护措施，防止水和飞机上的各种液体泄漏、聚集在组件上，并防止组件过热以及易燃气体和液体对组件的影响;
c) 必须采取保护措施，防止组件因摩擦、人员行动、操作不当、货物的装卸和移动等所造成的损伤;组件的安装应保证组件和设备组件之间、组件和导线电缆之间、组件和管路之间、组件和飞机结构之间不造成损伤。
4.3.7 安全性设计
安全性应满足以下要求：
a) 对于人员可能接触到的直流或交流电压有效值超过 30V 的端子，应按电位的高低采取相应的保护措施(包括“高压危险(最大电压值)”等标志)，以防止人员触电;
b) 应避免用开关接地，特别是 115V 交流电路中的接地;
c) 电连接器分离时，其插针不应带电;
d) 所有接到机箱、铰链、屏蔽层等金属件上的搭接线，均不应作为载流地线;
e) 除同轴电缆外，其他所有导线电缆，均不应将外屏蔽层作为载流地线。
4.3.8 可达性考虑
4.3.8.1 一般要求
可达性应满足以下要求：
a) 各系统设备的检查点、测试点、检查窗、润滑点、添加口及燃油、液压等系统的维修点， 都应便于观察、接近和进行相关操作。
b) 故障率高、维修频繁(维护、检查)的产品应布局在易于接近的位置，不应受到结构或其他设备、组件的阻碍。对于相互关联的装配件、固定架或设备应集中布局。
c) 飞机的设备、零组件应根据产品故障频率的大小、预防性维修的频繁程度、调整工作的难易、拆装时间的长短、重量的大小、标牌位置和安装特点等， 将其配置在可达性不同的部位上，尽量做到检查或拆卸任一故障件时，无需拆卸其他设备、零组件。
d) 应保证故障频率高、预防性维修频繁的设备具有良好的维修可达性; 尽可能避免飞机航线维修频繁且维修交叉作业多的设备出现布局不合理的问题。
e) 在设备安装布局设计时，应考虑给维修人员在拆装设备、零组件时留有必要的维修空间。
f) 精密部件应安置于在对设备操作时不被损坏的地方。
g) 需要频繁目视检查的部件应布置在无需移动面板、覆盖物或其他器件就能看到的地方。
h) 接头、开关应尽可能布置在可达性较好的位置上，常需拆卸的接头、开关应设置专用口盖。
i) 管路、线路连接部分应设在舱(窗)口或口盖处，以易于拆装和更换，但不应妨碍舱门、口盖等活动件的工作。管路、线路应排列整齐，尽量避免里外重叠，以便观察和维护。
j) 根据维修工作的频度和要求确定维修口盖的开启形式，维修口盖的尺寸和位置应使维修人员能看得见、够得着所要维修的部位， 而且应使维修人员便于操作。维护口盖的大小应能满足设备维修的可达性要求。
k) 维修时，一般能看见内部操作，其通道除了能容纳维修人员手臂外，还应留有适当的间隙以供观察。
l) 应合理布置电气连接器，使得连接部位的所有插针标识均能很容易被看见。
m) 工作舱门、口盖的尺寸、方向、位置等都要使维修人员工作方便，有一个合适的操作姿态。
n) 在飞行中需要调节、控制和检查的装置，应安装在便于操作人员安全接近的位置处。
o) 在操作、维修、电磁兼容性和封装要求不相矛盾的前提下， 应合理确定所安装元器件、零部件和组件的位置，以实现最佳的可达性。
4.3.8.2 电路保护器
飞行中维护所需要的电路保护器(包括熔断器、断路器和限流器)应安装在机组人员能重置的位置处。其他电路保护器应安装在地面维护人员易于维护的位置处。
4.3.8.3 继电器
所有继电器的安装均应满足检查和更换时的可达性要求。
4.3.8.4 连接器
连接器应满足以下要求：
a) 连接器的安装应满足检查和排故时的可达性要求。当电连接器必须安排在可达性差的位置处时，应选择使用安全的导线类型或正向固定连接类型。
b) 连接器的安装方向不应向上，防止水汽进入连接器腐蚀接触体。所有的连接器在对接前应使用
保护盖进行保护。
c) 设备连接器与附近结构、其他设备或部件的最小间距不得小于 150mm，防止因弯曲半径低于要求而引起线路疲劳损坏，对于大直径的线束或端子应增加预留空间。
d) 圆形连接器附近应留有足够的空间，可以在不使用工具的情况下对连接器进行安装和拆卸，在连接器连接环的周围最少保持 25.4mm 的空间。连接器的安装轴线成水平时，连接器的主键位应在上方，轴线成垂直时，连接器的主键应朝向机头的方向。无论插头和插座，极性键(多个)的啮合和定位应明显。
e) 设备安装时应考虑到设备连接端的可达性，设备的安装位置和方向应易于线束的拆卸、维护和更换。
f) 当导线与运动部件相连或位于移动部件附近时，应为接线端和布线留有足够的空间。
4.3.9 电磁兼容性
4.3.9.1 一般要求
元器件、零部件和组件安装(包括电缆敷设)布置时，就需考虑电磁环境防护设计要求，电磁环境效应应符合 MIL-STD-464C 的要求;安装后，需要检验系统是否满足电磁兼容性要求，电磁兼容性应满足 SAE ARP 1870 要求。
4.3.9.2 磁罗盘偏差
元器件、零部件和组件的安装(包括电缆敷设)所导致的磁罗盘偏差，不应超过 10 度。
4.3.9.3 电搭接和接地
4.3.9.3.1 电搭接
电搭接应满足 SAE ARP 1870 的要求，其次，可参考 MIL-HDBK-419A。
a) 设备的搭接
为了提供无线电频率回路和电子设备噪声的减少，无线电设备和雷达设备与飞机结构之间的搭接满足低阻抗的要求。
b) 金属表面的搭接
所有大型的金属外表面，如机翼、尾翼、发动机舱和门等应有机械方面安全可靠的电气连接，接地电阻小于 1Ω,无论什么情况，该电阻都不能超出上限。
c) 零件的搭接
飞机内部和外部，面积大于 19.35 cm2 (3 in2)和长度大于 7.62 cm (3 in)的所有单独的零件，应与结构之间在机械方面有安全的电气连接，在干燥清洁的情况下，其阻抗应小于 0.5Ω。
d) 预防电击的搭接
电压大于 50V 以上的金属导体或设备与结构之间的阻抗应小于 0.1Ω, 以便防止维护人员遭受电击。
e) 天线的闪电放电系统搭接
天线的闪电放电系统和相应的隔离装置应安装在外部天线的输入端，以便阻止闪电电压和电流进入飞机内部，从而产生火花、火灾、过热导致的烟雾以及危害无线电设备。
f) 静电放电装置搭接
自动将飞机接地以便释放累计的静电。
g) 闪电防护搭接
采用特殊的搭接，使飞机的任何两个终端之间传输的闪电放电电流不会危及飞行控制或产生超过 500V 的电压。这种搭接的设计是基于电流浪涌 10μs 内上升到 100000A 和 20μs 内下降到
50000A。
4.3.9.3.2 接地
a) 电流回路
地回路应有足够满足与其连接的电子电气设备的正常操作。使用一定量的绝缘导线代替裸露的接地跳线是有用的。通常情况下， 有大电流通过的设备，应当有接地端或内部接地。直接连接到镁结构的接地回路是不允许的。
b) 内部接地的设备的电流回路
如果能够适当安装的话，设备的内部接地是可以避免的。结构和设备连接件上的保护漆应去掉以保证到主结构的接地路径具备足够的电流承载能力。尤其是， 燃油系统和相似系统中使用的内部接地应仔细检查以实现适当的接地路径。
c) 故障保护接地
所有金属导管和接线盒与结构之间的连接阻抗应小于等于 1/10Ω , 以保证导管或接线盒内部出现短路的情况下电路保护器能正常工作。
d) 共同接地
除非故障不会产生危险的状况，否则，多个电路或功能不允许共同接地的使用。
e) 敏感电路的接地
敏感电路的接地，需做如下特殊考虑：
1) 通过电源电路实现信号电路的接地，将向信号电路引入电源电流回路压降;
2) 交换器的两个元件单独接地将会给系统引入飞机与接地之间的电压变化。
4.3.9.4 滤波器
滤波器的设计应符合 MIL-F-15733 的要求，滤波器的安装应向采购方表明符合 MIL-STD - 464C 的要求。
只有当必须选择使用滤波器才能确保满足系统电磁兼容性要求时，才允许安装抗干扰滤波器。
4.3.10 冷却系统接口
当设备设计需要飞机提供冷却介质时，组件及其冷却系统接口的安装应能保证，直接进入组件的冷却介质符合组件规范中规定的重量流量和温度供给。
4.3.11 振动和机械冲击
组件的安装应使其所承受的振动和机械冲击不超过组件规范中规定的极限值。
元器件、零部件和组件安装(包括电缆敷设)完毕后，应能承受飞机规范中规定的相应安装区域内的振动和机械冲击条件。
4.3.12 可靠性
为了防止、检测和纠正可靠性设计缺陷、零件缺陷、工艺缺陷， 提供可靠性相关数据，可靠性目标和相关的计量方法应包含在合同需求中，可靠性工程的实施应满足 MIL-HDBK-781 和 MIL-HDBK -217 指南的要求。
4.4 安装质量
元器件、零部件和组件应按有关安装工艺标准和经规定程序批准的安装工艺文件进行安装。
4.5 安装后的组件性能
在元器件、零部件和组件安装(包括电缆敷设)完毕后，应按规定程序批准的技术文件对组件进行调
试和检验，当其单独或与其他组件一起工作时，其性能应符合组件规范的规定。
5 试验
5.1 试验分类
与机载电子设备的安装有关的试验分类如下：
a) 装机前试验。
b) 飞行前试验;
1) 飞行前安装试验;
2) 飞行前验收试验。
c) 飞行试验;
1) 合格审定前飞行试验;
2) 合格审定目击试验;
3) 合格审定后飞行试验。
5.2 试验条件要求
设备供应商应负责提供用于设备研发、鉴定、合格审定和验收/功能试验的试验设施、试验设备、试验人员和试验件。
在整个飞机项目期间，飞机制造商应对设备供应商样机和试验设施有使用权。
5.3 装机前试验
设备供应商应按照飞机制造商的规范要求，负责提供验证和确认计划，表明该设备符合飞机制造商、营运人和合格审定的要求。设备供应商应将验证和确认计划、试验程序和试验结果提交飞机制造商进行审查和批准。
设备供应商应对其提供的每一台电子设备进行鉴定试验，以验证该设备达到或超过规定的设计要求，同时将试验结果纳入鉴定试验报告。
设备供应商应按照飞机制造商的试验规范要求，负责制定鉴定试验程序，并把鉴定试验结果纳入鉴定试验报告。如果飞机制造商不接受该鉴定试验报告，设备供应商应采取必要的措施(包括重新试验)来修订该报告并通过验收。设备供应商最终提交的鉴定试验报告应反映飞机的合格审定构型。设备构型更改的验证需要对更改后的构型重新进行鉴定试验。飞机制造商和设备供应商应就鉴定试验的范围达成一致。
若合同允许，如果产品和批生产产品相似，并在任何重要方面如功能、材料、表面处理、操作条件和环境等不存在差异，则产品的鉴定数据可以在相似性的基础上提交给飞机制造商审批。
每一台电子设备在装上飞机之前，均应在试验台架上的相应安装位置进行试验，检查该设备在运输、贮存或更换部件、组件的过程中有无损坏，以保证其功能和基本性能符合有关指标要求。在新机研制(包括改进改型)过程中，还应进行系统试验。
5.4 飞行前试验
5.4.1 概述
应对电子设备的完整安装进行飞行前的试验和调整，以保证电子设备在安装到飞机上以后能够正常操作。飞行前试验将验证飞机的安装，确认系统在飞机地面环境的操作，以及保证相关成员系统的接口。应进行合格审定飞行前试验向适航当局展示证明系统能够执行其预定功能。飞行前试验还将确认系统和其他飞机系统互不干涉。
5.4.2 飞行前安装试验
飞行前安装试验应在电子设备首次安装到飞机上时执行，该试验的目的是检查电子设备在首次安装在真实飞机环境下的适应性和功能完整性。此外，试验和调整并确保所敷设的电缆和主电源也满足要求。安装天线不应造成结构上的损伤，并保证设备工作在最低验收标准之上。需要时， 可对设备的安装给出严格的要求，以减少对安装好的设备所进行的调整，从而改善互换性，缩短维修时间。
飞机制造商负责飞行试验构型控制程序的制定。设备供应商应按照飞机制造商的程序来制定飞行试验设备构型控制文件、设备安装后的试验程序，用于安装试验。
5.4.3 飞行前验收试验
飞行前验收试验应在合格审定飞行试验前进行，以验证电子设备在飞机上的安装和操作。系统的构型符合性将基于该试验安装在飞机上的电子设备来建立。
5.5 飞行试验
5.5.1 概述
飞行试验包括合格审定前功能验证试飞和合格审定目击试飞。
5.5.2 合格审定前飞行试验
合格审定前飞行试验将审查电子设备的操作、性能和精度， 该审查将包括所有电子设备工作模式和所有飞行阶段。通常， 这种试验不要求对天线的方向图、电磁兼容性、设备环境温度和作用距离等作定量检查。
设备供应商应在后续制造中纳入所有飞行试验所规定的更改。
5.5.3 合格审定目击试验
所有合格审定飞行试验都应在飞行试验规范中进行概述，并通过飞行试验报告对试验结果进行总结。
5.5.4 合格审定后飞行试验
为确保整个电子系统工作协调、正常， 批生产的每架飞机都应对所有独立的电子设备和系统进行飞行试验。
5.6 试验方法
装机前试验、飞行前试验和飞行试验的方法， 应由飞机制造商提出，按照适航法规或咨询通告要求或建议的试验内容进行试验。
5.7 故障纠正和故障报告
5.7.1 故障定义
所有设备在运到飞机制造商的工厂后，应能正常工作，或通过在允许范围内的纠正和调整后能正常工作的。当设备通过上述调整后仍不能满足适航法规或飞机制造商所规定的性能要求时， 则认为该设备有故障。
5.7.2 故障纠正
对于已查明原因的故障，设备供应商应依据对故障分析的结论制定纠正措施，填写纠正措施表，并通过故障报告、分析与纠正措施系统上报飞机制造商。
对于可能出现相同故障模式的类似产品，飞机制造商与设备供应商共同研究是否需要采取措施。
对故障设备的纠正和调整所包含的范围(如更换晶体管、集成电路、电阻器、电容器和其他易于更换的组件以及修理松动或虚焊的接点等)由飞机制造商与设备供应商共同商定。
5.7.3 故障报告
对任何交付到飞机制造商工厂后有故障的设备，由飞机制造商准备设备故障报告并提交设备供应商处理。
5.8 试验记录和试验报告
飞机制造商应把每台设备的试验结果记录在试验报告中，并存档以备适航当局审查。
6 说明事项
6.1 目标
本标准通过对设备的安装和试验需要达到的主要性能提出要求，以满足现代大部分民用飞机的设计要求和适航审定要求。
6.2 开箱和机械损坏的检查
开箱时应注意避免损伤设备，开箱后应注意外观检查。当接收到有问题的设备时，应立即提出报告，并通知设备供应商。
