ICS 49.090 V 45
HB 8671-2020
民用飞机试飞用基准空速管规范
The specification for civil airplane air data boom using for flight testing
2020-09-14 发布 2021-01-01 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：太原航空仪表有限公司、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：杜振宇、方嘉民、石岩、贾晓、杜文杰、张亚军、段瑞、陈绪国。
民用飞机试飞用基准空速管规范
1 范围
本标准规定了民用飞机在试飞阶段校准或标定总压、静压、攻角、侧滑角等参数位置误差的基准空速管的要求、质量保证规定、交货准备及说明事项。
本标准适用于民用运输类飞机、通用类飞机、特种飞机试飞用基准空速管的研制、生产、检验、鉴定及交付，其他飞机可参考使用。
2 规范性引用文件
下列文件对于本标准的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅注日期的版本适用于本标准。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本标准。
HB 5870-1985 航空辅机产品运输包装通用技术条件
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 要求
3.1 总则
民用飞机试飞用基准空速管(以下简称基准空速管)应符合本标准和专用规范规定的要求。本标准的要求与专用规范要求不一致时，应以专用规范为准。
3.2 外形尺寸
基准空速管外形尺寸应符合专用规范或基准空速管外形图的要求。
3.3 重量
基准空速管重量应符合专用规范的要求。
除非另有规定，基准空速管重量应不大于 3kg(不包括电缆、电连接器和附件)。
3.4 外观质量
基准空速管外观质量应符合以下要求：
a) 基准空速管表面不应有龟裂、变形、锈蚀、镀涂层起泡、漆皮脱落、非金属件膨胀等缺陷。
b) 基准空速管表面不应有紧固件松动、导线和热缩管外皮破损、胶裂、标识不清晰等缺陷。
c) 基准空速管表面允许出现由于加热器通电后形成的氧化层、材料颜色改变及镀层颜色改变。
d) 基准空速管总压唇口和锥面应保持完整、锐边、无毛刺、无损伤。
e) 基准空速管的排水孔和静压孔应保持完整、锐边、无毛刺， 孔内不应有残留金属屑、毛刺、翻边或其他异物。
f) 基准空速管的总、静压气动感受型面(从总压口至最后一排静压孔后 25 mm 范围内)表面粗糙度不应低于 Ra1.6，型面上不应出现划伤、压坑、加工造成的接缝和凸起， 允许有加工形成的纹路。
g) 基准空速管攻角、侧滑角风标表面粗糙度不应低于 Ra1.6，风标表面上不应出现划伤、压坑和凸起等缺陷。
h) 沉头螺钉上端面不应高于所在部位的沉孔，下沉不应超过 0.5 mm。目测螺钉外圆与安装孔应同心，螺钉锥面与沉孔应贴合紧密，螺钉表面不允许有过度紧固造成的毛刺缺陷。
3.5 标志和代号
基准空速管的成品应按相应的规定刻印标志和代号，标识内容应清晰。除非另有规定， 内容应包含下列要求：
a) 基准空速管的总压气路接口部位应有“Pt”气压信号标识，静压气路接口部位应有“Ps”气压信号标识;
b) 基准空速管加温电路应采用不同颜色导线区分或在导线上进行标识区分，对于交流供电的基准空速管，线路端标识为“L ”、接地端标识为“N ”，对于直流供电的基准空速管，正极标识为“L+”、负极标识为“L - ”;
c) 基准空速管信号电缆应采用不同颜色导线区分信号，电连接器外壳上应标明电连接器型号;
d) 基准空速管应在成品上易观察的位置刻印标志和代号，如型号、序号、供方代码、供方商标、物品码、二维码等;
e) 必要时，在基准空速管的管体上适当位置标明安装方向;
f) 必要时，标记基准空速管的重量、生产日期、额定电压和功耗、经过批准的适航标准代号等信息。
3.6 材料
基准空速管所有零件宜选用防霉性能好、导电性能好、机械性能优、耐高温、耐腐蚀、无磁性、非黑色金属的材料，必要时可采取有效的表面处理方法来提高防护性能。
基准空速管的防/除冰关键部位应选用导热性能好的材料，导热系数不应低于 14.4W/m ·K(常温20℃条件下)。
基准空速管关键结构承力部位不应选用脆性材料。
基准空速管所有零件的材料选用应避免相互接触的零件之间产生电解腐蚀，必要时采取有效的表面处理方法避免电解腐蚀。基准空速管所有零件的材料选用应避免释放腐蚀性气体。
3.7 设计与结构
3.7.1 组成与结构
基准空速管整体呈直杆形，各组成部分根据实际需求设计，某型基准空速管外形示意图见图 1。一般基准空速管直杆前端设置总静压受感器组件;中间位置设置攻角传感器组件和侧滑角传感器组件;后端位置设置接口组件。
总静压受感器组件位于基准空速管前端，可感受总压和静压信号。
攻角传感器组件和侧滑角传感器组件位于基准空速管中间位置，攻角传感器组件在前，侧滑角传感器组件在后，两个组件之间应间隔足够的距离避免风标转动时相互干涉。攻角、侧滑角传感器宜选用膜式电位计，攻角、侧滑角各输出两路独立的角度信号，攻角/侧滑角电位计可采用两个单联电位计或一个双联电位计来实现双余度输出。基准空速管攻角/侧滑角风标机构可设计为单侧风标带动双联电位计结构，也可设计为双侧风标带动两个单联电位计结构。
接口组件位于基准空速管后端，用于基准空速管与飞机连接。基准空速管安装部位设计为圆柱形，并设计精确的尺寸公差，减小基准空速管的安装误差。基准空速管总压和静压信号通过气路接管嘴输出。攻角和侧滑角信号通过电缆输出，电缆尾部设计电连接器。
3.7.2 气动设计
基准空速管具有总压、静压、攻角和侧滑角的感受功能，其应根据功能和性能要求设计合理的气动感受型面和机构。基准空速管总压和静压的气动感受型面通常为旋成体外形， 管体前端设计总压口，侧面设计静压感受孔。总压口和静压孔设计应保证总压和静压感受具有较大的攻角和侧滑角不敏感范围。基准空速管攻角、侧滑角传感器组件都采用风标机构设计， 通过气流夹持风标旋转来感受角度。风标与壳体间应设计合适的距离，气动型面设计应合理，降低壳体对攻角、侧滑角测量的气动影响。
图 1 某型基准空速管外形示意图
基准空速管应安装在机上对总压、静压、攻角和侧滑角较为敏感且气流平稳的位置，避免飞机机身的气动影响。一般基准空速管宜安装在机头前方或机翼前方，并使用延伸杆远离机头或机翼。
3.7.3 防/除冰
基准空速管总静压受感器组件应设计防/除冰加温电路，应通过合理的功率设计和分配、选用良好的导热材料、合理的结构设计等方法保证其防/除冰能力。在结冰气象环境下，总静压加热器应能保证压力孔口和压力腔体不发生冰堵，且不应形成影响压力测量的外部积冰。
基准空速管攻角传感器组件和侧滑角传感器组件应考虑结冰影响，其旋转机构应内置于壳体内部。在结冰气象环境下，风标机构应能正常工作，基准空速管应能正常感受和输出攻角、侧滑角信号。
3.7.4 防水防尘
基准空速管的总压腔内应设计隔板或沉降室，或两者兼有，以减少液体或固体颗粒进入总压口。基准空速管总压腔内应至少设置一处排水孔，用于排出进入总压腔内的液体，如水或融化的冰。基准空速管结构应考虑固体颗粒进入压力感受腔体后对压力感受的影响，如冰、沙或尘等。
3.7.5 结构强度
基准空速管的结构设计应保证在使用中不会松动和断裂，应能够承受运输、储藏、安装和使用过程产生的拉力、晃动、振动、冲击、加速度和其他状况。
3.7.6 加热器电路密封
基准空速管的加热器电路部分应进行密封，将加热器与空气隔离，避免探头加温功能受到影响。密封部位应能够承受基准空速管自身加温产生的高温。
3.7.7 热变形
加热器长时间工作后，基准空速管的主体或支撑杆应无明显变形，符合性能要求。
3.7.8 压力管路
基准空速管的各气路应保证压力动态响应特性，降低压力延迟。
除非另有规定，基准空速管压力管路内径宜不小于φ4 mm。
基准空速管内部各气路导管宜平直铺设，导管最小弯折半径应不小于 R4 mm，导管截面形变后的内腔面积应不小于原截面积的 2/3。
3.7.9 防差错
基准空速管机械接口应设计防差错结构。基准空速管气路接嘴应有防差错措施， 宜采用不同规格或做明确标识。电路接口宜选用防差错的电连接器，导线宜通过颜色或者符号标识的方式进行区分。
3.7.10 互换性
基准空速管的设计应保证相同型号的产品可以完全互换。
3.7.11 标准件
基准空速管的电连接器宜选用带有锁紧功能和屏蔽功能的标准件。
基准空速管接管嘴宜选用宝塔形接嘴，接嘴内径不小于φ4 mm。
3.8 性能
3.8.1 气密性
基准空速管进行气密性检测时应保证压力管路系统密封，以减少压力传递的损耗。
总压气密性：在总压气路内建立不小于 170 kPa 的相对压力，将气路隔离，隔离后设备和管路容积不超过 164 cm3，保持 1 min，期间压力下降应不超过 100 Pa。
静压气密性：在静压气路内建立不小于 170kPa 的相对压力，将气路隔离，隔离后设备和管路容积不超过 164 cm3，保持 1 min，期间压力下降应不超过 100 Pa。
3.8.2 空气流量和空气消耗量
密封排水孔，分别在基准空速管总压和静压气路施加 13.3 kPa 的相对压力，通过总压气路和静压气路的空气流量应不小于 15 L/min。
密封总压口，在基准空速管总压气路施加 13.3 kPa 的相对压力，通过单个排水孔的空气消耗量应为 2 L/min～8 L/min。
3.8.3 功率消耗
在额定电压下工作，基准空速管防/除冰加热器的启动功率和稳态功率应符合专用规范的规定。
除非另有规定，基准空速管防/除冰加热器启动功率宜不超过 1500 W，常温静止大气条件下稳态功率宜不超过 300 W。
3.8.4 绝缘电阻
除非另有规定，在标准大气条件下，基准空速管绝缘电阻应符合如下要求：
a) 在加温电路与金属壳体之间施加直流+500 V±10 V 电压 2 min，其绝缘电阻应不小于 100 MΩ;
b) 在攻角、侧滑角传感器电路每个针脚与金属壳体之间施加直流+250 V±10 V 电压 2 min，其绝缘电阻应不小于 100 MΩ。
3.8.5 低气压抗电
基准空速管在气压相当于 15000 m ±600 m 高度的低气压环境中保持 2 h。在 2 h 接近结束时，进行基准空速管抗电强度试验，要求如下：
a) 在加温电路与金属壳体之间施加交流 550 V 电压，持续时间 1min，漏电流应不大于 0.275 mA;
b) 在攻角、侧滑角传感器电路每个针脚与金属壳体之间施加交流 550 V 电压，持续时间 1 min，漏电流应不大于 0.275 mA。
3.8.6 静摩擦力矩
除非另有规定，在标准大气条件下，基准空速管风标机构静摩擦力矩要求如下：
a) 单联电位计风标机构旋转的静摩擦力矩不大于 2 mN ·m;
b) 双联电位计风标机构旋转的静摩擦力矩不大于 4 mN ·m。
3.8.7 机械行程和电气行程
电位计机械行程;360˚连续。
除非另有规定，电位计电气行程：(-170˚~170˚)±2˚。
3.8.8 攻角、侧滑角静态输出精度
除非另有规定，攻角、侧滑角静态输出精度要求如下：
a) 在攻角-40˚~40˚范围内，攻角静态输出误差应不大于±0.3˚ ;
b) 在侧滑角-40˚~40˚范围内，侧滑角静态输出误差应不大于±0.3˚。
3.8.9 电位计总电阻
基准空速管电位计总电阻应符合专用规范的规定，推荐电位计总电阻为 5 kΩ±0.5 kΩ。
3.8.10 电位计线性度
电位计全电气行程线性度应不大于±0.3% F.S。
3.8.11 攻角、侧滑角跟踪误差
除非另有规定，攻角、侧滑角跟踪误差要求如下：
a) 在攻角-40˚~40˚范围内，攻角传感器两个余度之间的角度误差应不大于±0.3˚ ;
b) 在侧滑角-40˚~40˚范围内，侧滑角传感器两个余度之间的角度误差应不大于±0.3˚。
3.8.12 气动一致性
3.8.12.1 总压、静压一致性误差
基准空速管在使用范围内，其感受到的总压、静压必须具有良好的测量一致性。
所有装机的基准空速管应 100%通过校准风洞开展总压、静压一致性误差验证，用不小于 45 m/s的风速进行测试。基准空速管的总压、静压感受特性与气动标准样件进行比对， 总压一致性误差应不超过±0.005 qc，静压一致性误差应不超过±0.002 qc。
3.8.12.2 攻角、侧滑角气动零位误差
基准空速管攻角和侧滑角传感器的气动零位应与电位计电气零位重合，当风速为(57±2.5)m/s 时，攻角、侧滑角气动零位误差应不大于±0.2˚。
3.8.13 气动特性
3.8.13.1 总压误差
基准空速管应通过风洞试验对飞行包线内全马赫数范围、全攻角范围的总压误差进行标定， 除非另有规定，风洞试验点见表 1。总压误差 Cpt 应在公式(1)规定的范围内。
式中：
Cpt ——总压误差，无量纲;
Pti ——基准空速管感受总压，单位为帕(Pa);
Pt ——来流总压，单位为帕(Pa);
Ps ——来流静压，单位为帕(Pa);
α ——攻角。
3.8.13.2 静压误差
基准空速管静压误差包括产品自身静压误差和安装到飞机后的静压位置误差(参见附录 A)。
基准空速管应通过风洞对全马赫数和全攻角范围的自身静压误差进行标定，建立气动特性数据库。除非另有规定，风洞试验点见表 1。
表 1 基准空速管风洞试验点
3.8.13.3 攻角、侧滑角标定曲线
基准空速管应通过风洞试验提供基准空速管攻角和侧滑角风标转角与风洞真实攻角和真实侧滑角的标定曲线。除非另有规定，风洞试验点见表 2。
表 2 基准空速管风洞试验点
表 2 基准空速管风洞试验点(续)
3.9 接口
基准空速管接管嘴、电连接、安装部位的形式、结构、尺寸应符合专用规范的规定。基准空速管的接管嘴部位应有气压信号标识，且接管嘴应前后错开一定距离;电连接器应具备防错功能;安装部位应设计防错销或非对称的安装孔，防止安装错误。
3.10 环境适应性
3.10.1 温度变化
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 5 章温度变化试验中A 类的要求。
试验共 2 个循环，每个循环先降温至-55℃,保持 30 min;升温至 70℃,保持 30 min;降温至-55℃,保持 90 min;升温到环境温度，保持 30 min。试验期间温度变化速率不小于 10℃/min，单次循环试验条件见图 2 所示。试验期间， 在每个温度点保温时间结束前，向基准空速管加温电路施加额定电压，使其工作 1 min，其加温功率应符合专用规范的要求。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.1、3.8.2、3.8.3、3.8.4、3.8.8 的要求。
图 2 温度变化试验曲线
3.10.2 温度-高度
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 4 章温度-高度试验的要求。
温度-高度试验共 5 个程序，分别为：地面耐受低温试验、低温工作试验、地面耐受高温试验、高温工作试验、高度试验。试验条件具体要求详见表 3。其中低温工作试验、高温工作试验、高度试验时
间为 2 h，地面耐受低温试验、地面耐受高温试验时间为 24 h。
表 3 温度-高度试验条件
在地面耐受低温试验和地面耐受高温试验过程中基准空速管加温电路不工作。在低温工作试验、高温工作试验、高度试验结束前， 向基准空速管加温电路施加额定电压，使其工作 1 min，其加温功率应符合专用规范的要求。该项试验中低温工作、高温工作试验允许与 3.10.1 的试验合并进行。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.1、3.8.2、3.8.3、3.8.4、3.8.8 的要求。
3.10.3 湿热
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 6 章湿热试验 C 类的要求。试验共进行 6个循环，单循环试验条件见表 4。
表 4 湿热试验条件
在试验最后一个循环步骤 2 时，在箱内进行基准空速管绝缘电阻的测试。在基准空速管加温电路与金属壳体间施加 500 V±10 V 直流电压，其绝缘电阻应不小于 0.5 MΩ;在攻角、侧滑角传感器电路每个针脚与金属壳体之间施加 250 V±10 V 直流电压，其绝缘电阻应不小于 0.5 MΩ。
试验后，从试验箱中取出基准空速管并清除冷凝水(不能擦拭)。待基准空速管恢复到标准大气条件，目视检查基准空速管金属构件表面及接触处应无锈蚀，非金属材料应无明显泛白、膨胀、起泡、皱裂等现象，允许有试验过程中形成的水印斑纹。
试验后，恢复标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.1、3.8.2、3.8.3、3.8.4、3.8.8 的要求。
3.10.4 振动
3.10.4.1 性能振动
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 8 章振动试验中 R 类的要求，试验类型为随机振动，试验曲线和量值见图 3 和表 5。
性能振动方向为 X、Y、Z 三轴向(产品轴向示意图参见附录 B)，每个轴向持续 10min。试验期间，沿基准空速管管体轴线，向总压口施加 120 km/h～200 km/h 速度的气流，同时向基准空速管加温电路施加额定工作电压，使其持续工作。
试验后恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.1、3.8.2、3.8.3、3.8.4、3.8.8 的要求。
3.10.4.2 耐久振动
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 8 章振动试验中 R 类的要求，试验类型为随机振动，试验曲线和量值见图 3 和表 5。
耐久振动试验方向为 X、Y、Z 三轴向(轴向示意图参见附录 B)，每个轴向持续 3 h。
试验后基准空速管应无明显的裂纹、变形和机械结构损坏。
加速度功率谱密度(g2/Hz)
图 3 振动试验曲线
表 5 振动试验量值
3.10.5 工作冲击和坠撞安全
3.10.5.1 工作冲击
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 7 章工作冲击 B 类的要求。
基准空速管工作冲击试验的具体要求见表 6，试验方向为±X、±Y、±Z 三轴六向(轴向示意图参见附录 B)。
试验期间，沿基准空速管管体轴线，向总压口施加 120 km/h～200 km/h 速度的气流，同时向基准空速管加温电路施加额定工作电压，使其持续工作。
试验后基准空速管应无明显的裂纹、变形和机械结构损坏。恢复到标准大气条件， 基准空速管应符合 3.8.1、3.8.2、3.8.3、3.8.4、3.8.8 的要求。
表 6 工作冲击试验条件
3.10.5.2 坠撞安全
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 7 章坠撞安全 B 类的要求。
基准空速管坠撞安全试验分为冲击试验和持续载荷试验两个程序。
基准空速管坠撞安全试验中的冲击试验要求见表 7，持续载荷试验要求见表 8，试验方向为±X、 ±Y、±Z 三轴六向(轴向示意图参见附录 B)。试验中，基准空速管加温电路不工作。
试验后，基准空速管允许有弯曲、变形，但不应有安装失效。
表 7 坠撞安全冲击试验要求
表 8 坠撞安全持续载荷试验要求
3.10.6 霉菌
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 13 章霉菌试验中F 类的要求，具体试验条
件见表 9、表 10 和表 11。
试验结束后，目视观察基准空速管表面长霉等级，应不超过表 12 中规定的 2 级程度。
表 9 霉菌试验通用条件
表 10 无机盐溶液组分及含量
表 11 试验菌种
表 12 外观影响评定等级
3.10.7 盐雾
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 15 章盐雾试验中 S 类的要求，具体试验条
件见表 13。对于海边停放或使用的飞机上安装的基准空速管，及其他安装在遭受严酷盐雾大气环境的基准空速管，应符合 RTCA/DO-160G 第 15 章盐雾试验中T 类的要求。
试验后检查基准空速管外观应符合下列规定：
a) 金属表面无明显发暗变黑;
b) 金属防护层腐蚀面积不大于金属防护层面积的 30%;
c) 涂漆层除棱边外，应无气泡、起皱、开裂或脱落，且底金属未出现锈蚀;
d) 非金属无明显泛白、膨胀、起泡、皱裂及凹坑等。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.1、3.8.2、3.8.3、3.8.4、3.8.8 的要求。
表 13 盐雾试验条件
3.10.8 砂尘
3.10.8.1 砂试验
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 12 章砂尘试验要求。
在基准总压腔内倒入 Ws 重量的砂，向总压系统施加 6.6 kPa 的相对压力，测量总压腔内有砂存在时通过排水孔的空气消耗量。在总压腔内有砂的条件下， 其空气消耗量不应低于总压腔无砂状态空气消耗量的 50%。
计算倒入砂的重量 Ws，见公式(4)：
Ws=0.3370×d 2……………………………………………(4)
式中：
Ws ——倒入砂的重量，单位为毫克(mg);
d ——总压进气口端面内径，单位为毫米(mm)。
3.10.8.2 尘试验
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 12 章砂尘试验要求。
在基准总压腔内倒入 Wc 重量的尘，向总压系统施加 6.6 kPa 的相对压力，测量总压腔内有尘存在时通过排水孔的空气消耗量。在总压腔内有尘的条件下， 其空气消耗量不应低于总压腔无尘状态空气消耗量的 50%。
计算倒入尘的重量 Wc，见公式(5)：
Wc=3.0380×d 2……………………………………………(5)
式中：
Wc ——倒入尘的重量，单位为毫克(mg);
d ——总压进气口端面内径，单位为毫米(mm)。
3.10.9 防/除冰
3.10.9.1 防冰
除非另有规定，基准空速管应通过冰风洞试验验证防冰能力。
基准空速管防冰试验具体试验条件见表 14，L1-IM、L2-IM、L3-IM 三个步骤必须全部进行。试验过程中，向基准空速管加温电路施加额定电压，保持加热器工作。试验期间， 基准空速管总压口和静压孔周围不应产生影响压力测量的积冰，其感受到的总压、静压数据应正常(参见附录 C);攻角、侧滑角风标机构允许有积冰，但是攻角、侧滑角输出应正常，旋转机构应能正常工作。
表 14 过冷液态水试验条件
3.10.9.2 除冰
除非另有规定，基准空速管应通过冰风洞试验验证除冰能力。
基准空速管除冰试验具体条件按表 14 中 L2-IM 执行：马赫数为 0.56，温度为-20℃,水含量为1.9 g/m3，高度 3000 m，水滴直径为 20μm，试验攻角为 0˚。
试验时，基准空速管断开加温保持在结冰条件下，至总压口结 13 mm 长度的冰帽。继续保持试验条件，向基准空速管加温电路施加额定电压，1 min 内总压和静压指示应能恢复至结冰前的正常值(参见附录 C)，2 min 内应能完全去除压力孔周围的积冰。
3.10.10 地面结冰
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 24 章地面结冰试验中C 类的要求。
将基准空速管置于-10℃环境中保温 0.5 h，使基准空速管表面结冰，积冰应覆盖总压口、排水孔。总压口、排水孔截面顶端冰层厚度不小于 1 mm，其余部分没有积冰厚度要求。表面积冰须透明而坚硬，不应有“白色”或带气穴。
结冰完成后，保持在-10℃环境条件下，向基准空速管加温电路施加额定电压，90 s 内其表面积冰应完全清除。
3.10.11 防水
3.10.11.1 防连续流水
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 10 章防水试验中 S 类设备规定的防连续流水试验的要求。
基准空速管应按装机方式安装于试验箱内，并距离水流出口 1 m～2 m，水流压力要求为通过直径为 6.4 mm 的喷嘴后能产生至少 6 m 高水柱。水流方向为基准空速管管体轴线方向和垂直于管体轴线方向，每个方向持续 5 min。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.1、3.8.2、3.8.3、3.8.4、3.8.8 的要求。
3.10.11.2 防降雨
除非另有规定，基准空速管应模拟空中实际使用环境，在雨风洞中考核其空中防降雨性能，试验条件具体见表 15。
试验过程中，基准空速管加温电路需接通额定电压。试验期间基准空速管的总压和静压感受应正常，不应出现因管路进水导致的明显压力输出变化，总压和静压压力感受值应正常(参见附录 C)。
表 15 防降雨试验条件
3.11 电磁兼容性
3.11.1 磁影响
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 15 章磁影响试验中A 类设备的要求。
因基准空速管加温电路工作所引起的自由磁体的偏转角度差不应大于 5˚。
3.11.2 电源输入
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 16 章电源输入试验的要求。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.3、3.8.4、3.8.12 的要求。
3.11.3 音频传导敏感性
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 18 章音频传导敏感性试验的要求。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.3、3.8.4、3.8.12 的要求。
3.11.4 电压尖峰
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 17 章电压尖峰试验中B 类设备的要求。试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.3、3.8.4、3.8.12 的要求。
3.11.5 感应信号敏感性
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 19 章感应信号敏感性试验的要求。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.3、3.8.4、3.8.12 的要求。
3.11.6 射频敏感性
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 20 章射频敏感性试验的要求。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.3、3.8.4、3.8.12 的要求。
3.11.7 射频能量发射
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 21 章射频能量发射中M 类射频传导发射、 M 类射频辐射发射的要求。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.3、3.8.4、3.8.12 的要求。
3.11.8 静电放电
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 25 章静电放电试验中A 类设备的要求，试验点为基准空速管总压口边缘。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管应符合 3.8.3、3.8.4、3.8.12 的要求。
3.11.9 雷电感应敏感性
除非另有规定，基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 22 章雷电感应敏感性试验的要求。
3.12 加温工作循环
基准空速管加温电路接通额定电压，并向基准空速管总压口施加 120 km/h～200 km/h 的气流，气流方向与管体轴线一致。试验过程中， 密封压基准空速管的气路接口。基准空速管加温电路通电 1 h、断电 15 min，为一个循环，共进行 50 个循环。试验期间，基准空速管加温功率应符合专用规范规定。试验后，检查基准空速管外观，应无镀层脱落、永久性变形和翘曲; 检查基准空速管的主体尺寸，应符合 3.2 的要求;检查基准空速管的性能，应符合 3.8.1、3.8.2、3.8.3、3.8.4、3.8.8 的要求。
3.13 可靠性
基准空速管应按专用规范的规定进行可靠性设计、分析和试验等工作。
3.14 维修性
基准空速管的维修方式是状态监控，视情维修。
基准空速管是外场不可维修产品，其 MTTR 应符合专用规范的规定。
3.15 保障性
基准空速管应按专用规范的规定进行保障性设计、分析，制定设备保障方案。
除另有规定外，基准空速管应配套外场使用的气密性测试夹具、角度测试夹具及总静压受感器组件和风标部分的保护套。
3.16 安全性
基准空速管应按专用规范的规定进行安全性分析和评估工作。
基准空速管的设计应保证其在运输、贮存、维护和使用时安全可靠。
3.17 耐久性
除非另有规定，基准空速管使用期限的工作寿命应符合如下要求：
a) 基准空速管寿命不应低于 5000 飞行小时，每 400 飞行小时应对基准空速管精度进行标定;
b) 风标机构的旋转寿命：大于 100 万次。
4 质量保证规定
4.1 检验分类
本标准规定的检验分类如下：
a) 符合性验证检验;
b) 验收检验。
4.2 检验条件
4.2.1 标准大气条件
除非另有规定，本标准所述的各项检验均应在下列条件下进行：
a) 温度：15℃~35℃;
b) 相对湿度：≤90%;
c) 大气压力：84 kPa～107 kPa(1525 m～-460 m)。
4.2.2 环境试验条件容差
除非另有规定，在除上述环境条件外的其他环境条件下进行测试，试验条件容差如下：
a) 温度：±3℃;
b) 高度：规定压力的±5%。
4.2.3 试验设备与测试仪器
试验设备与测试仪器应符合 RTCA/DO-160G 第 3 章的规定。
专用设备按专用规范规定。
4.3 符合性验证检验
4.3.1 检验项目与顺序
除非另有规定，基准空速管符合性验证检验项目和顺序按表 16 的规定执行。试验过程允许多项试验组合进行，可以使用多个试验件验证不同试验的符合性。若要求累积试验， 或对单个试验件进行多项试验时，应按照如下原则进行：
a) 盐雾试验不应在霉菌试验之前进行;
b) 砂尘试验不应在霉菌、盐雾和湿热试验前进行。
表 16 检验项目表
表 16 检验项目表(续)
4.3.2 受验样品数
受验样品自验收合格的基准空速管中抽取，数量应按专用规范。
4.3.3 合格判据
在完成规定的全部符合性验证检验项目且均符合本标准或专用规范的要求时，则判定该产品符合性验证检验合格。如在其中出现任何一项性能不符合本标准或专用规范的要求时，则判定该产品符合性验证检验不合格。对于不合格的样品进行故障分析，在采取相应的措施后，重新进行符合性验证检验。
4.4 验收检验
4.4.1 检验项目与顺序
除非另有规定，基准空速管验收检验项目和顺序按表 16 的规定执行。
4.4.2 受验样品数
受验样品数量应按专用规范。
4.4.3 合格判据
在完成规定的全部验收项目且均符合本标准或专用规范的要求时，则判定该产品验收合格。如在其中出现任何一项性能不符合本标准或专用规范的要求时，则判定该产品验收检验不合格。对于不合格的样品进行故障分析，在采取相应的措施后，重新进行验收检验。
4.5 检验方法
4.5.1 外形尺寸
在标准大气条件下，测量基准空速管外形尺寸，结果应符合 3.2 的要求。
4.5.2 重量
在标准大气条件下，使用电子衡器对基准空速管进行称重，待读数稳定后，记录基准空速管重量，结果应符合 3.3 的要求。
4.5.3 外观质量
在昼光或正常照明条件下，目视检查基准空速管外观质量，结果应符合 3.4 的要求。
4.5.4 标志和代号
在昼光或正常照明条件下，目视检查基准空速管的标志及代号，应使用电子扫描枪对二维码内容进行检查，结果应符合 3.5 的要求。
4.5.5 性能
4.5.5.1 气密性
在标准大气条件下，使用专用夹具密封基准空速管总压口和排水孔，将总压气路接嘴与压力源连接，在总压气路建立不小于 170 kPa 的绝对压力，待压力源稳定后，测量 1 min 内总压气路压力下降值，结果应符合 3.8.1 的要求。
在标准大气条件下，使用专用夹具密封基准空速管静压孔，将静压气路接嘴与压力源连接，在静压气路建立不小于 170 kPa 的绝对压力，待压力源稳定后，测量 1 min 内静压气路压力下降值，结果应符合 3.8.1 的要求。
4.5.5.2 空气流量和空气消耗量
在标准大气条件下，密封排水孔，分别将总压气路接嘴、静压气路接嘴与压力源连接， 在各气路分别施加 13.3 kPa 的相对压力，用流量计测量流经各气路的空气流量，结果应符合 3.8.2 的要求。
在标准大气条件下，密封总压口，将总压气路接嘴与压力源连接，在总压气路施加 13.3 kPa 的相对压力，用流量计测量流经排水孔的空气消耗量，结果应符合 3.8.2 的要求。
4.5.5.3 功率消耗
在标准大气条件下，将基准空速管的加温电路与额定电源连接，按专用规范要求的时间对基准空速
管进行通电，读取并记录电流值和电压值，计算功率值或者直接读取功率值，结果应符合 3.8.3 的要求。
4.5.5.4 绝缘电阻
在标准大气条件下，将绝缘电阻测试设备的线路端接线夹与基准空速管电路连接，接地端接线夹与基准空速管金属外壳连接。启动绝缘电阻测试设备，向线路端和接地端施加直流电压，并持续 2 min时间。2 min 后测量的绝缘电阻值应符合 3.8.4 的要求。
4.5.5.5 低气压抗电
将基准空速管放在低气压试验箱内，设置试验条件为 15000 m ±600 m。将基准空速管信号电路、加温电路及壳体端从低气压试验箱中转接出来。启动低气压试验箱，待条件稳定后保持 2 h。2 h 后保持低气压试验环境，将抗电强度测试设备线路端与信号电路或加温电路连接，将接地端与基准空速管壳体端连接。启动抗电强度测试设备，向线路端和接地端施加交流 550 V 电压，每个电路持续 1 min 时间，通过设备观察 1 min 后的漏电电流。其结果应符合 3.8.5 要求。
4.5.5.6 静摩擦力矩
在标准大气条件下，使用测力设备带动风标机构转动，测量使风标机构开始转动所需的力矩，其结果应符合 3.8.6 的要求。
4.5.5.7 机械行程和电气行程
将基准空速管风标机构 360˚连续旋转，风标机构旋转应无卡滞。
将基准空速管攻角、侧滑角传感器接通 10V 工作电压，通过专用转角试验器给定攻角、侧滑角角度，攻角、侧滑角传感器输出电压不应为零， 基准空速管攻角、侧滑角输出电压不为零的区域应不小于(-170˚~170˚)±2˚。其结果应符合 3.8.7 的要求。
4.5.5.8 攻角、侧滑角静态输出精度
在标准大气条件下，将专用转角试验器安装到基准空速管攻角机构上，通过专用转角试验器带动风标机构旋转，分别给定攻角量程-40˚~40˚范围内数个测试点(至少每间隔 5˚一个测试点)的机械转角，使用专用的角度测试设备测量每个测试点对应的攻角电位计输出，其结果应符合 3.8.8 的要求。
侧滑角静态输出精度按攻角的测试方法进行。
4.5.5.9 电位计总电阻
在标准大气条件下，使用数字三用表测量电位计每一余度的总电阻，其结果应符合 3.8.9 的要求。
4.5.5.10 电位计线性度
检查电位计线性度，其结果应符合 3.8.10 的要求。
4.5.5.11 攻角、侧滑角跟踪误差
在标准大气条件下，将专用转角试验器安装到基准空速管攻角机构上，通过专用转角试验器带动风标机构旋转，分别给定攻角量程内数个测试点(至少每间隔 5˚一个测试点)的机械转角，使用专用的角度测试设备测量每个测试点对应的攻角电位计两个余度输出角度值，并计算两个余度之间的角度输出误差，其结果应符合 3.8.11 的要求。
侧滑角跟踪误差按攻角的测试方法进行。
4.5.5.12 气动一致性
4.5.5.12.1 总压、静压一致性误差
将基准空速管置于校准风洞中，基准空速管前端应与风洞喷口有一固定距离。基准空速管总压口应对准气流，管体中心轴线与气流的夹角应在±0.5˚的范围内。风洞风速应调节到不低于 45 m/s，风速稳定后读出总、静压数据。将总、静压数据与标定过的气动标准样件数据进行比较， 即可得到基准空速管的总压、静压一致性误差。其结果应符合 3.8.12.1 的要求。
4.5.5.12.2 攻角、侧滑角气动零位误差
将基准空速管置于校准风洞中，风标机构前端放置到喷口中央，应与风洞喷口有一固定距离。调整基准空速管壳体水平，保证壳体的轴向与气流的夹角在±0.1˚的范围内。风洞风速应调节到 57 m/s ±2.5 m/s，风速稳定后，使用专用角度测试设备测试攻角、侧滑零位时输出角度值，此角度值即为攻角、侧滑角气动零位误差。其结果应符合 3.8.12.2 的要求。
4.5.5.13 气动特性
4.5.5.13.1 总压误差
将基准空速管安装于风洞中，基准空速管应模拟在飞机上的安装方式，将风洞流场的总压作为标准的来流总压。
按表 1 要求的试验点进行总压误差风洞试验，其结果应符合 3.8.13.1 的要求。
4.5.5.13.2 静压误差
将基准空速管安装于风洞中，基准空速管应模拟在飞机上的安装方式，将风洞流场的总压作为标准的来流总压。
按表 1 要求的试验点进行静压误差风洞试验，其结果应符合 3.8.13.2 的要求。
4.5.5.13.3 攻角、侧滑角标定曲线
将基准空速管安装于风洞中，基准空速管应模拟在飞机上的安装方式，基准空速管的真实攻角和真实侧滑角值由风洞机械转角结构给定。
按表 2 要求的试验点进行攻角、侧滑角标定试验，其结果应符合 3.8.13.3 的要求。
4.5.6 环境适应性
4.5.6.1 温度变化
按 RTCA/DO-160G 第 5 章中A 类温度变化试验方法进行试验。
将基准空速管置于温度变化试验箱中，基准空速管加温电路引出试验箱并连接到额定电源。按要求设定试验条件并启动设备，达到第一个循环起始条件后，保持 30 min，以稳定条件。条件稳定后，按图 2 规定的条件进行试验。试验期间， 在每个温度点保温时间结束前，向基准空速管加温电路施加额定电压，使其工作 1 min，其加温功率应符合专用规范的要求。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管按 4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8的方法进行试验，其结果应符合 3.10.1 的要求。
4.5.6.2 温度-高度
按 RTCA/DO-160G 第 4 章中温度和高度试验方法进行试验。
将基准空速管置于温度-高度试验箱中，基准空速管加温电路引出试验箱并连接到额定电源。按要求设定试验条件并启动设备，试验条件稳定后，按表 3 规定的试验条件进行试验，3.10.2 规定的 5 项程序必须全部完成。在低温工作试验、高温工作试验、高度试验每个过程试验结束前， 向基准空速管加温电路施加额定电压，使其工作 1 min，其加温功率应符合专用规范的要求。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管按 4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8
的方法进行试验，其结果应符合 3.10.2 的要求。
4.5.6.3 湿热
按 RTCA/DO-160G 第 6 章中C 类外部湿热环境试验方法进行试验。
试验前，清除基准空速管表面灰尘、油污， 并进行外观检查，记录缺陷。将基准空速管处于非工作状态放入湿热试验箱中，将基准空速管电缆引出试验箱外。按要求设定试验条件并启动设备， 条件稳定后，开始按表 4 的规定进行试验，试验共进行 6 个循环。试验过程中，在试验箱中检测基准空速管绝缘电阻，应不小于 0.5 MΩ。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管按 4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8的方法进行试验，其结果应符合 3.10.3 的要求。
4.5.6.4 振动
4.5.6.4.1 性能振动
按 RTCA/DO-160G 第 8 章振动试验程序进行试验。
利用刚性夹具将基准空速管模拟装机情况固定在振动试验台上，监控点选在安装架上尽量靠近基准空速管安装点的位置。基准空速管依次开展三个正交轴向的随机振动试验， 正交坐标系参见附录 B。按要求设置试验条件，启动设备开始试验，每个方向持续 10 min。试验期间，沿基准空速管轴向方向，向总压口部位吹速度为 120 km/h～200 km/h 的风，同时向基准空速管加温电路施加额定工作电压，使其持续工作。
试验后，恢复到标准大气条件，基准空速管按 4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8的方法进行试验，其结果应符合 3.10.4.1 的要求。
4.5.6.4.2 耐久振动
按 RTCA/DO-160G 第 8 章振动试验程序进行试验。
利用刚性夹具将基准空速管模拟装机情况固定在振动试验台上，监控点选在安装架上尽量靠近基准空速管安装点的位置。基准空速管依次开展三个正交轴向的随机振动试验， 正交坐标系参见附录 B。按要求设置试验条件，启动设备开始试验，每个方向持续 3 h。试验期间，基准空速管加温电路不工作。
试验后基准空速管应无明显的裂纹、变形和机械结构损坏，其结果应符合 3.10.4.2 的要求。
4.5.6.5 工作冲击和坠撞安全性
4.5.6.5.1 工作冲击
按 RTCA/DO-160G 第 7 章中 7.2 规定的工作冲击试验方法进行试验。
将基准空速管用刚性夹具安装在冲击试验台上，监控点安装在尽量靠近基准空速管安装点的位置。基准空速管依次开展三个正交轴 6 个方向的冲击试验，每个方向 3 次。试验期间，沿基准空速管轴向方向，向总压口部位吹速度为 120 km/h～200 km/h 的风，同时向基准空速管加温电路施加额定工作电压，使其持续工作。
试验后，检查基准空速管应无明显的裂纹、变形和机械结构损坏。恢复到标准大气条件， 基准空速管按 4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8 的方法进行试验，其结果应符合 3.10.5.1 的要求。
4.5.6.5.2 坠撞安全
4.5.6.5.2.1 冲击
按 RTCA/DO-160G 第 7 章中 7.3.1 规定的冲击试验方法进行试验。
将基准空速管用刚性夹具安装在冲击试验台上，监控点安装在尽量靠近基准空速管安装点的位置。基准空速管压力接嘴后端宜模拟一定长度的机上管路连接和固定，并密封末端管路。基准空速管依次开展三个正交轴 6 个方向的冲击试验，每个方向 1 次。试验期间，基准空速管加温电路不工作。
试验后，检查基准空速管允许有弯曲、变形， 但不应有安装失效，其结果应符合 3.10.5.2 的要求。
4.5.6.5.2.2 持续载荷
按 RTCA/DO-160G 第 7 章中 7.3.3 规定的持续载荷试验方法进行试验。
将基准空速管用刚性夹具安装在冲击试验台上，监控点安装在尽量靠近基准空速管安装点的位置。基准空速管压力接嘴后端宜模拟一定长度的机上管路连接和固定，并密封末端管路。基准空速管依次开展三个正交轴 6 个方向的持续载荷试验，每方向达到规定量值后持续时间≥3 s。
试验后，检查基准空速管允许有弯曲、变形， 但不应有安装失效，其结果应符合 3.10.5.2 的要求。
4.5.6.6 霉菌
按 RTCA/DO-160G 第 13 章中霉菌试验方法进行试验。
将基准空速管置于霉菌试验箱中，按要求调配试验溶液、选定菌种并设定试验条件。启动设备， 按要求进行试验，基准空速管试验周期(每个试验周期为 24 h)为 28 天。
试验后，自试验箱中取出基准空速管，目视检查基准空速管表面长霉情况，应符合 3.10.6 要求。
4.5.6.7 盐雾
按 RTCA/DO-160G 第 14 章中盐雾试验方法进行试验。
试验前去除基准空速管表面的油污、油脂和灰尘， 并用蒸馏水冲洗基准空速管表面，检查和记录基准空速外观质量。基准空速管处于非工作状态， 放入试验箱中，基准空速管与设备支架的接触面应使用蜡进行保护。启动试验设备，按表 13 规定的条件进行盐雾试验，试验时间为 96 h。
试验结束后，在 1 h 内将基准空速管取出，用不高于 28℃的清水冲洗表面，检查基准空速管外观，应符合 3.10.7 的规定的外观要求。将基准空速管在 60℃下烘干 24 h，然后恢复至标准大气条件，按4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8 的方法进行试验，其结果应符合 3.10.7 的要求。
4.5.6.8 砂尘
4.5.6.8.1 砂试验
砂试验程序如下：
a) 密封基准空速管的总压口，保持排水孔畅通，向总压系统施加 6.6 kPa 的相对压力，测量通过排水孔的空气消耗量，并记录。
b) 按公式(2)计算 Ws，即倒入砂的重量。按计算的重量，称取砂并倒入总压腔内。
c) 将基准空速管总压口密封，水平晃动探头至少 5 秒，然后将基准空速管保持排水孔朝下。
d) 重复 a)步骤，测量总压腔有砂存在时通过排水孔的空气消耗量。
e) 将总压口向下，通过抖动和毛刷清扫，将残留在探头总压腔内的砂清理干净。
f) 使用相同重量的砂，重复步骤 b)、c)、d)、e)两次。
g) 计算三次总压腔内有砂时空气消耗量的平均值。
h) 总压腔内有砂状态三次测量的空气消耗量平均值不应低于总压腔内无砂状态空气消耗量的50%。
其结果应符合 3.10.8.1 的要求。
4.5.6.8.2 尘试验
尘试验程序如下：
a) 密封基准空速管的总压口，保持排水孔畅通，向总压系统施加 6.6 kPa 的相对压力，测量通过排水孔的空气消耗量，并记录。
b) 按公式(3)计算 Wc，即倒入尘的重量。按计算的重量，称取尘并倒入总压腔内。
c) 将基准空速管总压口密封，水平晃动探头至少 5 秒，然后将基准空速管保持排水孔朝下。
d) 重复 a)步骤，测量总压腔有尘存在时通过排水孔的空气消耗量。
e) 将总压口向下，通过抖动和毛刷清扫，将残留在探头总压腔内的砂清理干净。
f) 使用相同重量的尘，重复步骤 b)、c)、d)、e)两次。
g) 计算三次总压腔内有尘时空气消耗量的平均值。
h) 总压腔内有尘状态三次测量的空气消耗量平均值不应低于总压腔内无尘状态空气消耗量的50%。
其结果应符合 3.10.8.2 的要求。
4.5.6.9 防/除冰
使用专用夹具按装机方式将基准空速管安装在冰风洞中，接通各气路、电路，按 3.10.9 的要求设定试验参数，启动各设备，开始试验。
试验期间，基准空速管除冰和防冰性能，以及总压、静压、攻角和侧滑角测量值应符合 3.10.9 的要求。
4.5.6.10 地面结冰
基准空速管应符合 RTCA/DO-160G 第 24 章地面结冰试验中C 类方法进行试验，应符合 3.10.11的要求。
4.5.6.11 防水
4.5.6.11.1 防连续流水
按照 RTCA/DO-160G 第 10 章中 S 类设备规定的防连续流水试验方法进行。
将基准空速管模拟装机方式安装于试验箱内，电缆甩出试验箱外或采取防水处理。启动试验箱， 对基准空速管 X 向和 Y 向进行连续喷水，每个方向持续 5 min。
试验结束后，恢复到标准大气条件，按 4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8 的方法进行试验，其结果应符合 3.10.11.1 的要求。
4.5.6.11.2 防降雨
基准空速管的防降雨性能在雨风洞试验中考核，具体试验步骤如下：
a) 将基准空速管安装在雨风洞内，校准基准空速管水平，基准空速管总压口位于风洞的中央有效流场。将总、静压气路接通压力采集设备，加温电缆连接加温设备。
b) 启动雨风洞，将风速调节到表 15 中 R1 试验条件规定的风速。
c) 启动压力采集设备，持续记录总压和静压数据。
d) 启动基准空速管加温电源，持续记录加温功率。
e) 待加温稳定 1 min～2 min 后，按表 15 中R1 试验条件规定的含水量和水滴直径喷水。
f) 按 R1 试验条件中规定的攻角试验点转动攻角，每个攻角点试验时间应大于 1 min，总试验时间为 15 min。注意每个攻角试验点时，总压口都应位于有效流场中。试验过程中，持续观察管路内部进水情况。
g) 全部攻角试验完成后，关闭雨风洞喷雾和加温电源，继续保持吹风 1 min～2 min。关闭压力采集设备，记录数据。
h) 按照 a)～g)的方法依次开展表 15 中要求的其他试验，直至完成所有项目的试验。
其结果应符合 3.10.11.2 的要求。
4.5.7 电磁兼容性
4.5.7.1 磁影响
按 RTCA/DO-160G 第 15 章规定的 A 类要求试验方法进行，结果应符合 3.11.1 的要求。
4.5.7.2 电源输入
按 RTCA/DO-160G 第 16 章规定的试验方法进行。试验结束后， 恢复到标准大气条件，按 4.5.7、 4.5.8、4.5.16 的方法进行试验，结果应符合 3.11.2 的要求。
4.5.7.3 音频传导敏感性
按 RTCA/DO-160G 第 18 章规定的试验方法进行。试验结束后， 恢复到标准大气条件，按 4.5.7、 4.5.8、4.5.16 的方法进行试验，结果应符合 3.11.3 的要求。
4.5.7.4 电压尖峰
按 RTCA/DO-160G 第 17 章规定的 A 类要求试验方法进行，尖峰值为 600 V。
基准空速管在额定电压下工作，向电源的输入端施加规定的尖峰信号，在 1 min 内施加至少 50 次瞬变信号，结果应符合 3.11.4 的要求。
试验结束后，恢复到标准大气条件，按 4.5.7、4.5.8、4.5.16 的方法进行试验，结果应符合 3.11.4的要求。
4.5.7.5 感应信号敏感性
按 RTCA/DO-160G 第 19 章规定的试验方法进行，结果应符合 3.11.5 的要求。
试验结束后，恢复到标准大气条件，按 4.5.7、4.5.8、4.5.16 的方法进行试验，结果应符合 3.11.5的要求。
4.5.7.6 射频敏感性
按 RTCA/DO-160G 第 20 章规定的试验方法进行，结果应符合 3.11.6 的要求。
试验结束后，恢复到标准大气条件，按 4.5.7、4.5.8、4.5.16 的方法进行试验，结果应符合 3.11.6的要求。
4.5.7.7 射频能量发射
按 RTCA/DO-160G 第 21 章规定的试验方法进行，M 类射频传导发射试验，M 类射频辐射发射试验，结果应符合 3.11.7 的要求。
试验结束后，恢复到标准大气条件，按 4.5.7、4.5.8、4.5.16 的方法进行试验，结果应符合 3.11.7的要求。
4.5.7.8 静电放电
按 RTCA/DO-160G 第 25 章规定的 A 类要求试验方法进行，试验点为总压口边缘，结果应符合
3.11.8 的要求。
试验结束后，恢复到标准大气条件，按 4.5.7、4.5.8、4.5.16 的方法进行试验，结果应符合 3.11.8的要求。
4.5.7.9 雷电感应敏感性
按 RTCA/DO-160G 第 22 章规定的试验方法进行，结果应符合 3.11.9 的要求。
4.5.8 加温工作循环
将基准空速管安装在专用夹具上，基准空速管与电源、控制器连接。启动电源和控制器，按 3.12要求进行试验。期间每个循环记录一次启动电流、稳态电流和结束前电流，结果应符合 3.12 要求。
试验结束后，恢复到标准大气条件，按 4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8 方法进行试验，结果应符合 3.12 的要求。按 4.5.1 的方法检查基准空速管外形尺寸，结果应符合 3.2 的要求。
4.5.9 可靠性
基准空速管的可靠性应通过可靠性预计和分析、符合性验证试验、试飞使用等获得的数据进行评估，结果应符合 3.13 的要求。
4.5.10 维修性
基准空速管在设计过程中开展维修性分析，核查、评估其维修性。基准空速管装机使用后， 应根据实际使用情况对产品的维修性进行定量和定性评估，结果应符合 3.14 要求。
4.5.11 保障性
基准空速管应符合 3.15 要求。
4.5.12 安全性
基准空速管通过安全性分析、试验等方法开展安全性评估，结果应符合 3.16 要求。
4.5.13 耐久性
基准空速管耐久性的验证采用定时截尾的寿命试验方法。试验件数量按专用规范规定， 试验剖面应根据寿命剖面和任务剖面制定，试验应力种类应至少包括：振动、气流、电压和风标旋转。试验时间按公式(6)执行。
TL = TS…………………………………………………(6)
K
式中：
TL ——使用期限试验值;
TS ——截尾时间;
K ——经验系数。
除非另有规定，经验系数 K一般取 1.5。
试验完成后，恢复到标准大气条件，按 4.5.5.1、4.5.5.2、4.5.5.3、4.5.5.4、4.5.5.8 的要求检查基准空速管的性能，结果应符合 3.17 的要求。
5 交货准备
5.1 防护包装
检验合格的基准空速管应按 HB 5870-1985 的规定进行干燥、配套与防护包装。
5.2 装箱
按订货合同规定，选用铝皮箱、木箱装运， 在装运箱显眼处应有贮运要求的标志，至少应有“小心轻放 ”、“怕潮湿 ”、“向上”等贮运标志。装箱前校核基准空速管的标记、标牌、履历本和随机配套件。
基准空速管在装箱前应检查配套项目，除另有规定外，配套项目应包括表 17 的要求。
表 17 基准空速管配套表
5.3 运输和贮存
5.3.1 运输
包装后的基准空速管可以任选运输方式，但是不允许易燃、易爆及易腐蚀的物品放在一起运输。装有基准空速管的包装箱，在运输过程中应小心轻放，避免抛掷、碰撞、敲击、翻转和淋雨。
5.3.2 贮存
基准空速管贮存要求如下：
a) 基准空速管的贮存期限为 5 年或按专用规范规定，贮存期从封存包装之日开始计算。
b) 经包装的基准空速管应贮存在环境温度为 0℃~40℃、相对湿度不大于 80%、地面干燥的库房内。库房不允许有各种有害气体与易燃、易爆及腐蚀的化学物品， 并且无剧烈的机械振动、冲击和强磁场的作用。
5.4 标识
包装箱外应有标识注明制造商商标，基准空速管名称、型号、数量、编号、封存日期和储存期等。
6 说明事项
6.1 预定用途
基准空速管是集成了总压、静压、攻角、侧滑角等大气参数感受功能的多功能探头， 其一般安装在飞机机头前端延伸杆或机翼前缘等受机体气动影响较小的位置，用于飞机试飞阶段校准或标定总压、静压、攻角、侧滑角等参数的位置误差。
6.2 术语和定义
下列术语和定义适用于本标准。
6.2.1
气动标准样件 aerodynamics standard sample piece
经气动特性测试或飞行验证合格，并经认可、批准的，用于大气数据探头气动一致性校准的样品。 6.2.2
静压位置误差 static source error
静压感受装置实际感受到的静压(局部静压)与飞机来流的静压(远场静压)之间的差值，称为静压位置误差。
附录 A
(资料性附录)
静压位置误差说明
飞机在空中飞行时，空气因受机体的扰动作用，会在飞机周围形成扰流场。由于扰流的存在， 飞机上静压感受装置实际感受到的静压(局部静压)与飞机来流的静压(远场静压)会存在一定的差异，其差值就是静压位置误差。
基准空速管安装于飞机后，应通过仿真分析、风洞试验、试飞验证等方法对其感受的静压位置误差开展分析与评估，以用于静压位置误差的修正。在飞行包线范围内， 经软件修正后的静压位置误差应符合图 A.1 中曲线 A 和表 A.1 的要求，未经软件修正后的静压位置误差应符合图 A.1 中曲线 B 的要求。
图 A.1 静压位置误差容限
表 A.1 静压位置误差容限值
附录 B
(资料性附录)产品轴向示意图
产品轴向示意图见图 B.1。
图 B.1 产品轴向示意图
附录 C
(资料性附录)
总压和静压允差说明
在冰风洞和
