高清可复制 HB 8676-2023 飞机高强辐射场（HIRF）防护符合性验证指南

　　ICS 49.020 V 35

　　HB 8676-2023

　　飞机高强辐射场(HIRF)防护

　　符合性验证指南

　　Compliance verification guideline of high intensity radiated field (HIRF)

　　protection for aircraft

　　2023-12-29 发布 2024-07-01 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 1.1-2020《标准化工作导则 第 1 部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定起草。

　　本标准由中国航空综合技术研究所归口。

　　本标准起草单位：中航通飞华南飞机工业有限公司、合肥江航飞机装备股份有限公司、中国航空综合技术研究所。

　　本标准主要起草人：包贵浩、梁红云、蔡志勇、石 磊、王咏梅、杨 报、田宪伟。

　　飞机高强辐射场(HIRF)防护符合性验证指南

　　1 范围

　　本文件提供了民用飞机高强辐射场(HIRF)防护符合性验证流程、验证方法及相关符合性文件的指南。

　　本文件适用于民用飞机，其他飞机可参考使用。

　　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。

　　for Conducting the Safety Assessment Process on Civil Airborne Systems and Equipment)

　　AC 20-158A 运行在 HIRF 环境下的航空器电子和电气系统合格审定(The Certification of Aircraft Electrical and Electronic Systems for Operation in the High-intensity Radiated Fields (HIRF) Environment)

　　AC 23.1309-1E 23 部飞机的系统安全性分析和评估(System Safety Analysis and Assessment for Part 23 Airplanes)

　　3 术语和定义

　　下列术语和定义适用于本标准。

　　3.1

　　高强辐射场 high intensity radiated field (HIRF)

　　大功率发射机对外辐射所形成的电磁场，主要来源于地面、舰船、海上平台或航空器上的雷达、通信、电子对抗等大功率发射设备。

　　3.2

　　审定 HIRF 环境 certification HIRF environment

　　民用飞机 HIRF 防护符合性验证所选用的高强辐射场环境，也称为 HIRF 环境 I。

　　3.3

　　正常 HIRF 环境 normal HIRF environment

　　民用飞机在正常飞行模式下所遇到的高强辐射场环境，也称为 HIRF 环境 II。

　　3.4

　　飞机高电平测试 aircraft high level test

　　通过审定 HIRF 环境或正常 HIRF 环境的电磁能量照射飞机，检查飞机电子电气系统的功能、性能是否正常，直接验证电子电气系统的 HIRF 防护能力。

　　3.5

　　飞机低电平耦合测试 aircraft low level coupling test

　　通过相对较低的电磁能量照射飞机，归一化求得飞机内部场强的衰减曲线和互联线束上感应电流的传递函数，再外推计算得到飞机外部为 HIRF 环境时所对应的机内射频环境电平。

　　3.6

　　低电平直接驱动测试 low level direct drive test (LLDD)

　　通过外部电磁场场强作用下形成的飞机表面电流直接注入到机体表面，测得飞机内部重要互联线束上的感应电流，归一化计算外部电磁场场强和飞机内部互联线束上感应电流之间的传递函数。测试频率范围为：10kHz～第一机身谐振频率(f0)/10。

　　3.7

　　低电平扫描电流测试 low level swept current test (LLSC)

　　通过低电平的射频能量照射飞机，测得飞机内部重要互联线束上的感应电流，归一化计算外部电磁场场强和飞机内部互联线束上感应电流之间的传递函数。测试频率范围为：第一机身谐振频率(f0)/10~ 400MHz。

　　3.8

　　低电平扫描场测试 low level swept field test (LLSF)

　　通过低电平的射频能量照射飞机，测得飞机内部电磁场场强，归一化计算外部电磁场场强对飞机内部电磁场场强的衰减曲线。测试频率范围为：100MHz～18GHz。

　　3.9

　　传递函数 transfer function

　　10kHz～400MHz 频率范围内 1V/m 场强下飞机互联线束上感应电流的包络。

　　3.10

　　第一机身谐振频率 the first resonant frequency (f0)

　　以飞机最大尺寸为波长对应的频率。

　　3.11

　　线束电流注入测试 harness current injection (HCI)

　　通过将射频电流注入到飞机受试系统互联线束上，测量机上受试系统频率范围为 10kHz～400MHz的传导敏感度。

　　3.12

　　飞机相似性评估 aircraft similarity assessment (ASA)

　　已验证飞机的飞机测试结果(传递函数/衰减曲线)应用于相似新飞机的飞机级验证方法。

　　3.13

　　系统相似性评估 system similarity assessment (SSA)

　　已鉴定系统的系统级和/或设备级测试数据应用于相似新系统的系统级验证方法。

　　4 HIRF 环境电平

　　4.1 审定 HIRF 环境电平

　　审定 HIRF 环境(也称为 HIRF 环境 I)的电平，见表 1。表 1 引自 CCAR-25-R4 的附录 L。场强是用调制信号周期内峰值的均方根表示。

　　表 1 审定 HIRF 环境电平

　　4.2 正常 HIRF 环境电平

　　正常 HIRF 环境(也称为 HIRF 环境 II)的电平，见表 2。表 2 引自CCAR-25-R4 的附录 L。场强是用调制信号周期内峰值的均方根表示。

　　表 2 正常 HIRF 环境电平

　　5 系统 HIRF 防护符合性验证过程

　　5.1 系统 HIRF 防护等级分类

　　飞机电子电气系统 HIRF 防护等级分类是开展系统 HIRF 防护符合性验证过程的第一步骤。飞机电子电气系统 HIRF 防护等级分为 A 、B 和 C 三类，见表 3。系统 HIRF 防护等级取决于其功能失效影响等级，飞机级功能危险性分析、系统故障模式及影响分析、故障树分析等安全性评估结论为飞机电子电气系统 HIRF 防护等级分类的依据。

　　表 3 飞机电子电气系统 HIRF 防护等级分类

　　5.2 A 级系统 HIRF 防护符合性验证过程

　　5.2.1 验证流程

　　A 级电子电气系统 HIRF 防护符合性验证主要包括：飞机级验证、系统级验证和抗扰度评估等， 验证流程，见图 1。

　　图 1 A 级系统 HIRF 防护符合性验证流程

　　本指南飞机级验证和系统级验证的频率范围为 10kHz～18GHz。当 A 级系统内部没有电路工作在18GHz～40GHz，若飞机级验证和系统级验证的测试结果能够表明 A 级系统在 12GHz～18GHz 频率范围 HIRF 防护的符合性，则可以应用 12GHz～18GHz 的测试结果来表明 A 级系统在 18GHz～40GHz 频率范围 HIRF 防护的符合性;否则要求飞机级验证和系统级验证的频率上限至 40GHz。

　　5.2.2 飞机级验证

　　飞机级验证的主要工作是：

　　a) 飞机评估判定，从以下方法选择其一做飞机级验证：

　　1) 飞机测试;

　　2) 传递函数/衰减曲线(仅适用于 A 级显示系统);

　　3) 飞机相似性评估(有适用条件，见 6.4.2)。

　　b) 若飞机测试作为飞机级验证，则选择飞机测试方法。除特殊要求外，推荐采用低电平耦合测试;

　　c) 开展飞机低电平耦合测试，并以此测试结果外推得到的机内 HIRF 环境电平与系统级验证结果共同作为抗扰度评估的依据。飞机低电平耦合测试的分类和频率范围，见图 2：

　　1) 低电平直接驱动测试，频率范围：10kHz～f0/10;

　　2) 低电平扫描电流测试，频率范围：f0/10～400MHz;

　　3) 低电平扫描场测试，频率范围：100MHz～18GHz。

　　d) 若出于特殊要求选择飞机高电平测试，则直接采用审定 HIRF 环境或正常 HIRF 环境的电磁能量照射飞机，检查飞机 A 级电子电气系统的功能、性能是否正常，并以此测试结果直接进行抗扰度评估;

　　e) 若传递函数/衰减曲线(仅适用于 A 级显示系统)作为飞机级验证，则应结合飞机尺寸特征、 A 级显示系统及其互联线束的安装区域，选择合适的传递函数/衰减曲线，并以此传递函数/衰减曲线外推得到的机内 HIRF 环境电平与系统级验证结果共同作为抗扰度评估的依据;

　　f) 若飞机相似性评估作为飞机级验证，则将已验证飞机的飞机测试结果(传递函数/衰减曲线)应用于相似新飞机，并以此测试结果外推得到的机内 HIRF 环境电平与系统级验证结果共同作为抗扰度评估的依据。

　　图 2 飞机低电平耦合测试的分类

　　关于飞机级验证，本指南在第 6 章详细介绍飞机相似性评估(见 6.4)、飞机高电平测试(见 6.6)、飞机低电平扫描电流测试(见 6.7)、飞机低电平扫描场测试(见 6.8)。低电平直接驱动测试的前提是完

　　成飞机表面电流分析，飞机设计或测试人员可选择不做此测试，采用斜率为 20dB/10 倍频且截止频率至(0/10 的归一化曲线等效替代此测试结果。

　　5.2.3 系统级验证

　　系统级验证的主要工作是：

　　a) 系统评估判定，从以下方法选择其一做系统级验证：

　　1) 设备级和系统级测试;

　　2) 系统相似性评估(有适用条件，见 6.5.2)。

　　b) 若测试作为系统级验证，则依次开展设备级测试、系统级测试，得到系统级验证结果;

　　c) 若系统相似性评估作为系统级验证，则将已鉴定系统的系统级和/或设备级测试数据应用于相似新系统，作为系统级验证结果。

　　其中，系统级验证结果为 A 级系统能承受的 HIRF 敏感电平。针对试验室无法操作或无法准确测量的系统级传导敏感度测试，可在飞机上采用线束电流注入测试来替代。

　　关于系统级验证，本指南在第 6 章详细介绍系统相似性评估(见 6.5)、系统级测试(见 6.9)、设备级测试(见 6.10)、线束电流注入测试(见 6.11)。

　　5.3 B/C 级系统 HIRF 防护符合性验证过程

　　B/C 级电子电气系统 HIRF 防护符合性验证要求做设备级验证，不做飞机级验证和系统级验证，符合性验证流程，见图 3。

　　图 3 B/C 级系统 HIRF 防护符合性验证流程

　　本指南设备级验证的频率范围为 10kHz～18GHz。当 B/C 级系统内部没有电路工作在 18GHz~ 40GHz，若设备级验证的测试结果能够表明 B/C 级系统在 12GHz～18GHz 频率范围 HIRF 防护的符合性，则可以应用 12GHz～18GHz 的测试结果来表明 B/C 级系统在 18GHz～40GHz 频率范围 HIRF 防护的符合性;否则要求设备级验证的频率上限至 40GHz。

　　6 系统 HIRF 防护符合性验证方法

　　6.1 概述

　　电子电气系统 HIRF 防护适航验证的符合性方法，见表 4。

　　表 4 电子电气系统 HIRF 防护适航验证的符合性方法

　　6.2 说明性文件

　　6.2.1 目的

　　通过图纸、文件等说明性文件， 表明电子电气系统所采取的 HIRF 防护措施以及符合性验证的思路和方法。

　　6.2.2 文件要素

　　在电子电气系统方案论证、方案设计、详细设计、工艺装配等一系列的文件中，需要体现所采取的HIRF 防护措施，并在工程验证计划中体现 HIRF 防护符合性验证的思路和方法，验证的思路与方法应与 HIRF 防护审定计划的内容相对应。

　　电子电气系统方案论证、方案设计、详细设计、工艺装配等一系列的文件中有关 HIRF 防护的描述应包括：

　　a) 硬件电路的设计;

　　b) 软件采取的措施(若有软件);

　　c) 产品机箱、互联线束等的设计，包含屏蔽、电搭接和接地等;

　　d) 若产品已取美国联邦航空管理局颁发的技术标准规定项目批准书(TSOA)或中国民用航空局颁发的技术标准规定项目批准书(CTSOA)，无法提供上述 a)、b)、c)，对于 A 级系统则要表明产品鉴定试验中射频敏感度试验电平大于或等于飞机机内 HIRF 环境电平，对于 B/C 级系统则要提供产品鉴定试验中射频敏感度试验的合格证据;

　　e) 电子电气系统在机上的布置和安装;

　　f) 电子电气系统互联线束的选择、布置和安装;

　　g) 其他相关的 HIRF 防护设计。

　　6.3 系统安全性评估

　　6.3.1 目的

　　通过对电子电气系统的 HIRF 特定风险分析，将系统归类至合适的 HIRF 防护等级。

　　6.3.2 评估步骤

　　系统安全性评估步骤如下：

　　a) 飞机级功能危险性分析;

　　b) 系统故障模式及影响分析，故障树分析;

　　c) 识别受 HIRF 影响的功能，评估执行这些功能的电子电气系统失效后对飞机的安全性影响;

　　d) 按照失效影响等级(灾难性、危险性、重要性)，将电子电气系统归类至对应的 HIRF 防护等级，见 5.1 的表 3。

　　具体评估步骤参考 SAEARP4761A。

　　6.4 飞机相似性评估

　　6.4.1 定义

　　飞机相似性评估是将已验证飞机的飞机测试结果(传递函数/衰减曲线)应用于相似新飞机的飞机级验证方法。

　　6.4.2 适用条件

　　飞机相似性评估应满足以下要求方可使用：

　　a) 所参照的飞机已完成飞机低电平耦合测试，已通过 HIRF 防护符合性验证，没有不确定的 HIRF防护问题;

　　b) 分析新飞机和所参照的飞机之间的差异，这种差异主要包括设备和线缆的布局布线、机体材料和结构、影响 HIRF 能量屏蔽效能的孔缝等，新飞机和所参照的飞机之间的差异应是极小的。

　　若新飞机和所参照的飞机之间差异的影响存在不确定性，则需要额外的测试和分析用于解决这种不确定性问题。

　　6.4.3 操作步骤

　　飞机相似性评估步骤如下：

　　a) 按照 6.4.2 a)的要求，选择所参照的飞机，提供所参照飞机的相关 HIRF 防护设计文件、相关飞机级 HIRF 测试的试验大纲和试验报告;

　　b) 分析新飞机和所参照的飞机在设备及线束的安装布放、机体材料和结构、窗户、舱门、口盖等方面的共性特征和重要差异;

　　c) 对两个飞机之间的差异可能会产生的影响进行评估，若两个飞机之间差异的影响存在不确定性，则执行步骤 d)，否则执行步骤 e);

　　d) 进行额外的测试和分析，以解决差异影响所产生的不确定性问题;

　　e) 在满足 6.4.2 b)要求的前提下，利用所参照飞机的飞机低电平耦合测试试验大纲和试验报告，完成相似性评估。

　　6.5 系统相似性评估

　　6.5.1 定义

　　系统相似性评估是将已鉴定系统的系统级和/或设备级测试数据应用于相似新系统的系统级验证方法。

　　6.5.2 适用条件

　　系统相似性评估应满足以下要求方可使用：

　　a) 所参照的系统已完成系统级和设备级测试，已在其他飞机上完成 HIRF 防护符合性验证，没有不确定的 HIRF 防护问题;

　　b) 分析需验证的系统和所参照的系统在组成和安装上的差异，这种差异主要体现在设备电路接口、布线、接地、搭接、连接器、线缆屏蔽等方面， 需验证的系统和所参照的系统之间的差异应是极小的。

　　若两个系统之间差异的影响存在不确定性，则需要额外的测试和分析用于解决这种不确定性问题。

　　6.5.3 操作步骤

　　系统相似性评估步骤如下：

　　a) 按照 6.5.2 a)的要求，选择所参照的系统，提供所参照系统的相关 HIRF 防护设计文件、试验大纲、试验报告;

　　b) 分析需验证的系统和所参照的系统在组成、设计和安装等方面的共性特征和重要差异;

　　c) 对两个系统之间的差异可能会产生的影响进行评估，若两个系统之间差异的影响存在不确定性，则执行步骤 d)，否则执行步骤 e);

　　d) 进行额外的测试和分析，以解决差异影响所产生的不确定性问题;

　　e) 在满足 6.5.2 b)要求的前提下，利用所参照系统的试验大纲、试验报告，完成相似性评估。

　　6.6 飞机高电平测试

　　6.6.1 测试目的

　　本测试通过 10kHz～18GHz 频率范围内高电平的电磁能量照射飞机，直接验证 A 级电子电气系统的 HIRF 防护能力。

　　6.6.2 测试要求

　　本测试的具体要求如下：

　　a) 飞机所有系统中的设备和线束安装完毕，并与飞机构型的实际情况相符;

　　b) 测试在开阔场地进行，要求远离建筑物、金属反射物、架设或埋设的电力线路和大功率辐射源等，避免来自地面的不希望的干扰以及遮挡物的反射、多次反射、绕射等造成的多路径效应;

　　c) 测试前飞机上电检查受试系统的功能和性能是否正常，受试系统应为正常工作状态方可进行测试，若受试系统具备多种运行模式，则在不同的运行模式下，受试系统均应正常工作;

　　d) 用于受试系统运行的飞机外部或内部电源应符合飞机电源品质要求，且应采取有效的电磁防护措施，避免因被高电平电磁能量辐照而出现供电性能降低等问题;

　　e) 测试前应连接和调试用于监测受试系统工作状态的辅助测试设备，一般采用 BIT、图像和字符显示、声音输出以及其他信号输出等方式监测;

　　f) 取决于飞机尺寸和所需试验电平，可以采取发射天线局部化照射受试飞机的方式。结合飞机孔径位置(如风挡、窗户、舱门等)、受试系统及其互联线束安装位置， 调整发射天线的照射角度，保证在发射天线的照射方向上受试系统及其互联线束可获得最大耦合能量;

　　g) 在发射天线照射飞机的地面区域上铺设吸波材料，以减少任何来自地面反射波的影响;

　　h) 天线架设高度的选择具体由天线最有效照射效果确定，一种选择是飞机中轴线垂直于地面的高度，另一种选择是受试系统及线束集中位置处的高度。发射天线采用两种极化方式， 水平极化和垂直极化;

　　i) 对于 400MHz 以下频率，测试波形建议采用连续波、方波调制(调制深度不小于 99% 的 1kHz方波调制);对于 400MHz 以上频率，测试波形建议采用脉冲调制;测试波形也可考虑采用与受试系统相关的附加调制;

　　j) 测试前监测试验场地的电磁背景噪声，测试频率剔除大于噪底 6dB 的频点，以消除电磁背景噪声对测试的影响，测试频率点数至少应为每十倍频程 100 个，测试频率点的间隔应按对数分布;

　　k) 不计测试设备调整稳定所需的时间，每个测试频率点的驻留时间至少应为 1s ，且应充分考虑调制方式、受试系统的工作响应，必要时可增加每个测试频率点的驻留时间;

　　l) 飞机应放置在非金属地面上，无电接触地面，对于具备静电泄放功能的起落架轮胎，建议在轮胎和地面之间采用绝缘介质隔离，介质厚度典型值为 2cm;

　　m) 测试过程中应保证测试人员和测试设备的安全，可采用屏蔽设施如屏蔽室或屏蔽方舱等进行电磁防护。

　　6.6.3 测试配置

　　6.6.3.1 高电平校准配置

　　按图 4 所示进行无飞机在场时的高电平校准配置。

　　a) 发射天线和接收天线(或场强探头)应在试验场地上方的同一测量高度，测量高度按 6.6.2 h)的规定。

　　b) 发射天线和接收天线(或场强探头)由非金属台架支撑，接收天线(或场强探头)通过光纤链路连接测试设备。

　　c) 按 6.6.2 f)，明确并记录发射天线至飞机的距离 D。

　　d) 由接收天线(或场强探头)和频谱仪(或场强计)测量无飞机在场时的电场场强。

　　e) 由定向耦合器和频谱仪记录功率放大器至发射天线的正向功率。

　　图 4 飞机高电平校准配置图

　　6.6.3.2 高电平测试配置

　　按图 5 所示进行飞机高电平测试配置。

　　a) 试验飞机定位在以电场测量点为中心。

　　b) 发射天线由非金属台架支撑，离场地平面的高度为 6.6.3.1 中的测量高度，至飞机中心的距离保持为 D，天线照射方向按 6.6.2 f)的规定。

　　c) 由定向耦合器和频谱仪记录功率放大器至发射天线的正向功率。

　　d) 由受试系统监测传感器和响应监测设备监测受试系统的响应。

　　图 5 飞机高电平测试配置图

　　6.6.4 测试方法

　　6.6.4.1 高电平校准方法

　　在试验场地施加电场进行高电平校准，以建立规定场强值的电场。电场场强应符合审定 HIRF 环境电平或正常 HIRF 环境电平的要求，见表 1 和表 2。

　　按 6.6.3.1 的校准配置，完成下列步骤：

　　a) 测试设备通电预热，使其达到稳定工作状态;

　　b) 将信号发生器调至测试频率，缓慢增加信号发生器和功率放大器的输出功率，直至电场校准数据达到规定的场强值，并记录功率放大器至发射天线的正向功率;

　　c) 按 6.6.2 i)、6.6.2 j)和 6.6.2 k)的测试要求，在 10kHz～18GHz 频率范围内进行扫描，重复步骤 b)，直至完成每个测试频率点的电场校准和正向功率记录;

　　d) 改变发射天线照射方向和极化，重复步骤 b)和 c)，直至完成发射天线所有照射方向和极化。

　　6.6.4.2 高电平测试方法

　　按 6.6.3.2 的测试配置，完成下列步骤：

　　a) 测试设备通电预热，使其达到稳定工作状态;

　　b) 飞机上电并开启受试系统，使其达到正常工作状态;

　　c) 按 6.6.2 i)和 6.6.2 k)的测试要求，将信号发生器调至测试频率，采用与校准相同的功率放大器至发射天线的正向功率对试验飞机进行照射;

　　d) 通过受试系统监测传感器和受试系统响应监测设备，监测受试系统的响应并记录其在该运行模式下的状态;

　　e) 按 6.6.2 j)的测试要求，在 10kHz～18GHz 频率范围内进行扫描，重复步骤 c)和 d)，直至完成每个测试频率点的测量和监测;

　　f) 改变发射天线照射方向和极化，重复步骤 c)、d)和 e)，直至完成发射天线所有照射方向和极化;

　　g) 若受试系统具备多种运行模式，则在受试系统不同的运行模式下，重复步骤 c)、d)、e)和 f)，直至完成受试系统所有运行模式下的测试。

　　6.6.5 数据处理

　　飞机高电平测试的数据处理包括：

　　a) 提供在 10kHz～18GHz 频率范围内无飞机时试验场地的电场场强数据、功率放大器至发射天线的正向功率，确认电场场强数据是否与规定场强值一致，其中规定场强值应符合审定 HIRF 环境电平或正常 HIRF 环境电平的要求;

　　b) 提供 10kHz～18GHz 频率范围内受试系统在所有运行模式下每个测试频率点的响应情况表格。

　　6.7 飞机低电平扫描电流测试

　　6.7.1 测试目的

　　本测试用来测量f0 /10～400MHz 频率范围内 HIRF 环境场强和飞机 A 级系统互联线束上感应电流之间的传递函数。

　　6.7.2 测试要求

　　本测试的具体要求如下：

　　a) 飞机所有系统中的设备和线束安装完毕，并与飞机构型的实际情况相符;

　　b) 测试在开阔场地进行，要求远离建筑物、金属反射物、架设或埋设的电力线路和大功率辐射源等，避免来自地面的不希望的干扰以及遮挡物的反射、多次反射、绕射等造成的多路径效应;

　　c) 发射天线与飞机中心之间的距离至少应为机身长度的 1.5 倍或飞机翼展宽，取二者中大者，以保证飞机被均匀照射，在整个飞机空间的场强变化小于 4dB;

　　d) 天线架设高度的选择具体由天线最有效照射效果确定，一种选择是飞机中轴线垂直于地面的高度，另一种选择是受试系统及线束集中位置处的高度;

　　e) 发射天线的照射方向至少应包括 4 个方向：机头、机尾、机翼左右两侧， 可考虑增加其他照射方向如 45˚ 、135 ˚ 、225 ˚ 、315 ˚ ,见图 6。照射角度可做适当调整，以适合机翼或飞机结构的尺度和布局。发射天线采用两种极化方式，水平极化和垂直极化;

　　f) 测试波形可选择采用连续波或方波调制，其中方波调制为调制深度不小于 90% 的1kHz 方波调制;

　　g) 测试前监测试验场地的电磁背景噪声，测试频率点剔除大于噪底 6dB 的频点，以消除电磁背景噪声对测试的影响，测试频率点数至少应为每十倍频程 100 个，测试频率点的间隔应按对数分布;

　　h) 不计测试设备调整稳定所需的时间，每个测试频率点的驻留时间至少应为 1s。

　　图 6 LLSC 测试发射天线的照射方向

　　6.7.3 测试配置

　　6.7.3.1 LLSC 校准配置

　　按图 7 所示进行 LLSC 校准配置：

　　a) 发射天线和场强探头应在试验场地上方的同一校准高度，校准高度按 6.7.2 d)的规定;

　　b) 场强探头由非金属台架支撑，并通过光纤链路连接测试设备。

　　图 7 LLSC 校准配置图

　　6.7.3.2 LLSC 测量配置

　　按图 8 所示进行 LLSC 测量配置：

　　a) 试验飞机定位在以校准点为中心;

　　b) 发射天线由非金属台架支撑，离场地平面的高度为 6.7.3.1 中的校准高度，至飞机中心的距离保持为 D，天线照射方向按 6.7.2 e)的图 6 中所示;

　　c) 电流探头置于距受试系统连接器 50mm 处，若连接器和基座壳总长超过 50mm，则电流探头应

　　尽量靠近连接器的基座壳，电流探头连接同轴电缆并通过光纤链路连接到测试设备。

　　图 8 LLSC 测量配置图

　　6.7.4 测试方法

　　6.7.4.1 LLSC 校准方法

　　按 6.7.3.1 的校准配置，完成下列步骤：

　　a) 测试设备通电预热，使其达到稳定工作状态;

　　b) 按 6.7.2 f)、6.7.2 g)和 6.7.2 h)的测试要求，在(0 /10～400MHz 频率范围内进行扫描，并记录场强校准数据、功率放大器至发射天线的正向功率;

　　c) 改变发射天线照射方向和极化，重复步骤 b)，直至完成发射天线所有的照射方向和极化。

　　6.7.4.2 LLSC 测量方法

　　按 6.7.3.2 的测试配置，完成下列步骤：

　　a) 测试设备通电预热，使其达到稳定工作状态;

　　b) 按 6.7.2 f)、6.7.2 g)和 6.7.2 h)的测试要求，在(0 /10～400MHz 频率范围内进行扫描，采用与校准相同的功率放大器至发射天线的正向功率对试验飞机进行照射，测量并记录受试系统互联线束上的感应电流;

　　c) 改变发射天线照射方向和极化，重复步骤 b)，直至完成发射天线所有的照射方向和极化;

　　d) 在下一个试验线束上布置电流探头，并重复执行步骤 b)和 c)，直至完成所有试验线束感应电流的测量。

　　6.7.5 数据处理

　　对于试验飞机的受试系统互联线束，LLSC 测试的数据处理步骤如下：

　　a) 统计在发射天线不同照射方向和极化下，受试系统互联线束在各测试频率点上的最大感应电流Imax (f );

　　b) 归一化计算受试系统互联线束上感应电流的传递函数 TLLSC (f )，TLLSC (f )=Imax (f )/EO (f )，其中 EO (f)为校准电场场强;

　　c) 提供f0/10～400MHz 频率范围内受试系统互联线束上感应电流的传递函数曲线，典型示例见图 9。

　　图 9 LLSC 测试数据处理结果示例

　　6.8 飞机低电平扫描场测试

　　6.8.1 测试目的

　　本测试用来测量 100MHz～18GHz 频率范围内一定外部场强下存在于飞机 A 级系统安装位置处的场强，以确定飞机机体所提供的 HIRF 能量衰减。

　　6.8.2 测试要求

　　本测试的具体要求如下：

　　a) 飞机所有系统中的设备和线束安装完毕，并与飞机构型的实际情况相符;

　　b) 测试在开阔场地进行，远离高大建筑、金属反射物、架设或埋设的电力线路和大功率辐射源等，避免来自地面干扰源的电磁干扰以及遮挡物的反射、多次反射、绕射等造成的多路径效应;

　　c) 在发射天线照射飞机的地面区域上铺设吸波材料，以减少任何来自地面反射波的影响;

　　d) 发射天线与飞机的距离约为 10m，天线架设的高度应使其与飞机的中心线或底部齐平;

　　e) 发射天线的照射方向见图 10，对于驾驶舱的照射角度为 0˚ 、45 ˚ 、90 ˚ 、270 ˚ 、315 ˚ ,若驾驶舱设计为对称，则只需从 0˚ 、45˚ 、90˚ 照射;对于设备隔间的照射角度为 45˚ 、90˚ 、135˚ ;这些照射角度可做调整，要考虑飞机孔径位置(如风挡、窗户、舱门等)， 以保证在发射天线的照射方向上可获得最大耦合能量。发射天线采用两种极化方式，水平极化和垂直极化;

　　f) 测试波形可选择采用连续波或方波调制，其中方波调制为 1kHz 方波以及不小于 90% 的调制深度;

　　g) 测试前监测试验场地的电磁背景噪声，测试频率剔除大于噪底 6dB 的频点，以消除电磁背景噪声对测试的影响，测试频率点数至少应为每十倍频程 100 个，测试频率点的间隔应按对数分布;

　　h) 不计测试设备调整稳定所需的时间，每个测试频率点的驻留时间至少应为 1s;

　　i) 飞机隔间内产生的各种驻波波形影响场的均匀性，为确定隔间内的最大值场，可结合实际试验情形选择以下三种方案之一：

　　1) 在一个位置测量，采用混响技术修正驻波波形，隔间内放置金属搅拌器，在搅拌器一个循环中的一个瞬间会出现隔间内测量位置的最大值场;

　　2) 在具有一个接收天线(或场强探头)的隔间内的不同位置进行多次测量;

　　3) 在具有大量接收天线(或场强探头)的隔间内在多个位置布置接收天线(或场强探头)。

　　a) 飞机驾驶舱区域 b) 飞机设备隔间区域

　　图 10 发射天线的照射方向

　　6.8.3 测试配置

　　6.8.3.1 LLSF 校准配置

　　按图 11 所示进行 LLSF 校准配置：

　　a) 发射天线和接收天线(或场强探头)应在试验场地上方的同一校准高度，校准高度的确定按6.8.2 d)所述;

　　b) 发射天线和接收天线(或场强探头)均由非金属台架支撑，接收天线(或场强探头)通过光纤链路连接测试设备。

　　图 11 LLSF 校准配置图

　　6.8.3.2 LLSF 测量配置

　　按图 12 所示进行 LLSF 测量配置：

　　a) 发射天线由非金属台架支撑，离场地平面的高度为 6.8.3.1 中的校准高度，在每个测试位置与飞机的间隔保持在 10m 处，照射方向按 6.8.2 e)的图 10 所示;

　　b) 接收天线(或场强探头)在机内各设备隔间中选择 6.8.2 i)中的一种方案进行测量，若机内采用接收天线，则接收天线应与发射天线在同一时刻保持相同极化方式(水平极化或垂直极化)。

　　图 12 LLSF 测量配置图

　　6.8.4 测试方法

　　6.8.4.1 LLSF 校准方法

　　按 6.8.3.1 的测试配置，完成下列步骤：

　　a) 测试设备通电预热，使其达到稳定工作状态;

　　b) 按 6.8.2 f)、6.8.2 g)和 6.8.2 h)的测试要求，在 100MHz～18GHz 频率范围内进行扫描，并记录场强校准数据、功率放大器至发射天线的正向功率;

　　c) 改变发射天线照射方向和极化，重复步骤 b)，直至完成所有照射方向和极化。

　　6.8.4.2 LLSF 测量方法

　　按 6.8.3.2 的测试配置，完成下列步骤：

　　a) 测试设备通电预热，使其达到稳定工作状态;

　　b) 按 6.8.2 f)、6.8.2 g)和 6.8.2 h)的测试要求，在 100MHz～18GHz 频率范围内进行扫描，采用与校准中相同的发射天线正向功率对试验飞机进行照射，在机内被测设备隔间中选择 6.8.2 i)中的一种方案进行测量并记录最大值场强;

　　c) 改变发射天线照射方向和极化，重复步骤 b)，直至完成所有照射方向和极化;

　　d) 在下一个被测设备隔间中布置 LLSF 测试设备，并重复执行步骤 b)和 c)，直至完成机上所有A 级系统安装位置处的场强测量。

　　6.8.5 数据处理

　　对于试验飞机的每一个 A 级系统安装位置，LLSF 测试的数据处理步骤如下：

　　a) 统计在发射天线不同照射方向和极化下，飞机被测隔间在各测试频率点上的最大场强值Emax (( );

　　b) 归一化计算飞机被测隔间内的最小衰减值 Smin (( )，Smin (( )=-20log(Emax (( )/EO (( ))，其中 EO (()为校准电场场强;

　　c) 在一定带宽(简称为 5%BW)内对测试频率点的归一化最小衰减值 Smin (()取平均衰减值 SBW ，测试频率点(为 5%BW 的中心频率点，5%BW 的带宽为( ×5%，平均化计算结果示例见图 13;

　　d) 提供 100MHz～18GHz 频率范围内飞机被测隔间内的 5%BW 平均衰减曲线。

　　图 13 LLSF 测试数据处理结果示例

　　6.9 系统级测试

　　6.9.1 测试目的

　　本测试是用于检验其功能失效会对飞机造成灾难级影响的 A 级系统承受频率范围为 10kHz～18GHz的机内 HIRF 环境干扰的能力。

　　6.9.2 测试要求

　　本测试的具体要求如下：

　　a) 系统级测试的试验布置应尽可能与系统装机布置状态保持一致;

　　b) 测试在系统正常运行时展开，将系统设置为多种运行模式，以保证在系统最敏感的运行模式下完成系统级测试;

　　c) 若系统的线束分支为多根线束，则应对每个分支线束进行传导敏感度测试，当系统有冗余设计或多通道结构时，建议采用多通道传导敏感度测试;

　　d) 为系统定义合格判据，任何 A 级系统易受影响的状态、故障或功能异常等都应被记录和评估。

　　6.9.3 测试配置

　　测试配置参照 HB 6167-2014。

　　6.9.4 测试方法

　　测试方法参照 HB 6167-2014。

　　6.9.5 数据处理

　　系统级 HIRF 敏感度测试的数据处理包括：

　　a) 提供系统在 10kHz～400MHz 频率范围内HIRF 环境传导敏感电平和 100MHz～18GHz 频率范围内 HIRF 环境辐射敏感电平;

　　b) 提供系统 HIRF 环境传导/辐射敏感电平与频率的测试曲线。

　　6.10 设备级测试

　　6.10.1 测试目的

　　本设备级测试为射频敏感度测试，用于检验飞机电子电气设备承受频率范围为 10kHz～18GHz 的机内 HIRF 环境干扰的能力。

　　6.10.2 测试要求

　　测试要求参照 HB 6167-2014。

　　6.10.3 测试配置

　　测试配置参照 HB 6167-2014。

　　6.10.4 测试方法

　　测试方法参照 HB 6167-2014。

　　6.10.5 其他

　　本测试为电子电气设备鉴定试验中的测试项。产品供应商应按照 HB 6167-2014 完成设备鉴定试验，提供鉴定试验报告表明设备合格性。

　　6.11 线束电流注入测试

　　6.11.1 测试目的

　　本测试是将射频电流注入到飞机受试系统互联线束上，测量 10kHz～400MHz 频率范围内受试系统的传导敏感度。针对在试验台上无法进行或无法准确测量的系统级 HIRF 传导敏感度测试，可采用本测试等效替代。

　　6.11.2 测试要求

　　本测试的具体要求如下：

　　a) 受试系统的试验电平是在其 LLSC 测试的数据包络线上留最小 3dB 的裕度，见图 14;

　　b) 所选的试验频率应具有近似不变的变化比率，表 5 给出 10kHz～400MHz 频率范围内所要求的试验频率数量最少的一组频率。附加的试验频率应基于受试系统的认知和 LLSC 测得的强耦合频率来确定;

　　c) 测试采用如下试验波形，见图 15：

　　1) CW 波;

　　2) 在一频率组或 0.5Hz～3.0Hz(额定 1Hz)之间的调制方波，至少 90% 调制深度;

　　3) 在一频率组或 0.5Hz～3.0Hz(额定 1Hz)之间的调制方波，至少 90% 调制深度，附加在300Hz～3kHz 之间变化的扫描方波调制(与 0.5Hz～3.0Hz 方波“闭合”周期同步);

　　4) 可能需要包括基于受试设备知识和来自 EQE 的附加调制。

　　d) HCI 测试前，建议进行环路阻抗试验，对电流注入探头输入每单位正向功率，扫描测量线束感应的电流，然后将测量结果归一化到 1W 功率所对应的感应电流。环路阻抗试验结果能够用于表明 HCI 测试中频率扫描测量时线束感应电流的变化，尤其是线束共振时;

　　e) 对于受试系统内部或连接器壳体到飞机结构接地要穿行短导线的情形，电流注入探头应置于该接地线外的线束周围，如图 16 中的正确位置。电流探头的位置取决于接地线的长度，若接地线足够长，则选择位置 A，可替换位置是位置 B，见图 16。建议在 HCI 测试时，电流探头放置在与 LLSC 测试中电流探头相同的位置;

　　f) 对于屏蔽只能覆盖部分线束的情形，电流探头布置位置的优先选择如下：

　　1) 电流探头置于无屏蔽段线束上，并尽量接近受试系统，如图 17 中测试位置 1;

　　2) 电流探头置于屏蔽段线束上，离受试系统的距离为 50mm，如图 17 中测试位置 2。

　　图 14 受试系统 HCI 测试的试验电平

　　图 15 HCI 测试试验波形的调制要求

　　图 16 HCI 测试对接地线问题的处理

　　图 17 HCI 测试对不连续屏蔽问题的处理

　　表 5 典型 HCI 测试的试验频率

　　6.11.3 测试配置

　　电流注入探头和电流探头被钳在受试系统互联线束上，电流探头和连接器之间的距离为 50mm，电流探头和电流注入探头之间的距离为 50mm ，见图 18。注意电流注入探头不应与机身结构有金属接触，不应对受试系统的线束和连接器增加过多的重量。

　　图 18 HCI 测试试验配置图

　　6.11.4 测试方法

　　按 6.11.3 的测试配置，完成下列步骤：

　　a) 设置第一个试验频率，对电流注入探头施加试验波形，逐渐增加所注入信号的试验电平，直至以下情况之一出现，并执行相应步骤：

　　1) 受试系统出现敏感现象，继续执行步骤 b);

　　2) 受试系统 HCI 测试的试验电平已达到，记录试验电平和正向输入功率，并转至步骤 c)继续执行。

　　b) 在试验频率和前一个试验频率的中间频率点上进行测量，并重复扫描部分频率，以确保敏感度数据未遗漏。在每个中间频率点，减少试验电平 30dB，逐渐增加至敏感电平检查窗口效应。逐渐降低再增加试验电平到超过敏感阈值进行回滞检查。记录试验频率、敏感电平和正向输入功率，直至完成到达下一个试验频率前的传导敏感度曲线;

　　c) 对下一个试验频率进行扫描测量，调整试验电平，维持所需试验等级。若环路阻抗试验数据表明在两个试验频率间线束感应电流变化明显，则建议在两个试验频率之间的等距频率点检查感应电流，若扫描出现敏感现象，则重复步骤 b)。若试验频率未出现敏感现象， 记录试验频率、试验电平和正向输入功率。每 5 个试验频率后，正向输入功率要减少 30dB，并增加回到试验电平，做窗口效应检查;

　　d) 重复步骤 c)，直至所有试验频率都已覆盖;

　　e) 在下一个试验线束上布置 HCI 测试设备，并按照步骤 a)重复执行。

　　6.11.5 数据处理

　　测试完成后，根据测试结果标绘 HCI 测试曲线。

　　对于飞机任何 A 级电子电气系统，LLSC 测试曲线不可以达到或超过 HCI 测试曲线。

　　6.12 结果分析与评估

　　6.12.1 A 级系统抗扰度评估

　　A 级电子电气系统抗扰度评估的步骤如下：

　　a) 利用感应电流的传递函数和电磁场场强的衰减曲线进行外推计算，得到飞机外部为 HIRF 环境

　　I 时(见 4.1)，A 级系统互联线束上的感应电流和设备安装位置处的电磁场场强;

　　b) 比较系统级HIRF 敏感度测试数据与A 级系统互联线束上的感应电流和设备安装位置处的电场场强;

　　c) 若系统级HIRF 敏感度测试数据低于A 级系统互联线束上的感应电流或设备安装位置处的电场场强，则认为 A 级系统的 HIRF 抗扰度是不可接受的，需采取一定的修正措施。

　　6.12.2 B/C 级系统抗扰度评估

　　B/C 级电子电气系统抗扰度评估的步骤如下：

　　a) 检查 B/C 级系统的设备级 HIRF 敏感度测试数据，观察 B/C 级系统的 HIRF 敏感现象，判断其是否满足合格判据;

　　b) 若 B/C 级系统 HIRF 敏感度测试不满足合格判据，则认为 B/C 级系统的 HIRF 抗扰度是不可接受的，需要采取一定的修正措施。

　　7 HIRF 防护符合性文件

　　7.1 审定计划

　　在开始 HIRF 防护适航符合性验证活动之前，应制定 HIRF 防护审定计划。HIRF 防护审定计划至少应包括以下内容：

　　a) 工作范围;

　　b) 引用文件;

　　c) 缩略语说明;

　　d) 引用/关联的审定计划;

　　e) 专业描述(包含飞机外部和内部 HIRF 环境分析、电子电气系统的 HIRF 防护等级说明、HIRF防护设计等);

　　f) 构型管理(含构型文件结构图);

　　g) 审定基础;

　　h) 符合性方法(包含验证条款、符合性验证思路说明、符合性方法表);

　　i) 供应商(含试验供应商概述以及供应商支持计划);

　　j) 符合性验证试验(包含试验项目清单、试验件和试验设备清单、试验计划);

　　k) 符合性文件清单;

　　l) 计划实施(包含符合性验证资料提交计划、试验计划等)。

　　7.2 相似性评估报告

　　相似性评估应使用之前在 HIRF 符合性程序中被验证的飞机和系统的验证数据，相似性评估报告至少应包含如下内容：

　　a) 相似性评估目的;

　　b) 相似性评估范围;

　　c) 被相似性评估的系统描述;

　　d) 之前被验证的飞机和系统的验证数据;

　　e) 被相似性评估与被验证的飞机/系统的共性特征及重要差异;

　　f) 相似性不确定度的描述及飞机和系统的重要差异影响评估;

　　g) 结论。

　　7.3 试验大纲

　　HIRF 防护符合性试验包括飞机级 HIRF 试验、系统级 HIRF 防护试验、设备级 HIRF 防护试验。 HIRF 防护符合性试验大纲至少应包括以下内容：

　　a) 试验目的(包含拟验证的适航条款);

　　b) 试验件(含对飞机、被试系统构型和安装的描述);

　　c) 试验设备;

　　d) 试验要求(包含试验场地、人员要求、试验件和试验设备的制造符合性要求等);

　　e) 试验预期如何表明对拟验证条款符合性的说明;

　　f) 试验布置;

　　g) 试验步骤;

　　h) 试验成功判据;

　　i) 异常情况的处理等。

　　在试验大纲中引用的文件、数据资料应有明确的说明，必要时可提供审查。

　　7.4 试验报告

　　HIRF 防护符合性试验报告至少应包括以下内容：

　　a) 试验目的(包含拟验证的适航条款);

　　b) 试验件(包含试验件的构型及偏离、制造符合性检查及试验件构型偏离的影响评估等);

　　c) 试验设备;

　　d) 试验布置;

　　e) 试验程序(包括试验步骤及其记录、试验推迟的次数和原因);

　　f) 试验数据(包含试验数据整理后的结果、曲线以及数据处理方法和修正方法等);

　　g) 试验结论。

　　7.5 适航符合性报告

　　HIRF 防护适航符合性报告需多个符合性验证报告作为附件来支撑，至少应包括以下内容：

　　a) 工作范围;

　　b) 引用文件;

　　c) 缩略语说明;

　　d) 审定基础;

　　e) HIRF 防护设计说明;

　　f) 符合性验证步骤(包括符合性验证流程、验证方法等);

　　g) 符合性验证结果分析;

　　h) 符合性验证文件清单;

　　i) 结论。

　　附 录 A

　　(资料性)

　　A 级显示系统的典型传递函数和衰减曲线

　　A.1 典型传递函数

　　传递函数是 10kHz～400MHz 频率范围内，1V/m 场强下飞机线束上感应电流的包络。不同尺寸的飞机对应不同的传递函数，见图 A.1～图 A.4。传递函数可用于计算外部 HIRF 环境下飞机 A 级显示系统互联线束上的感应电流。

　　频率 (MHZ)

　　图 A.1 机身长度≤25m 的飞机的传递函数

　　图 A.2 25m ≤机身长度≤50m 的飞机的传递函数

　　频率(MHz)

　　图 A.3 机身长度≥50m 的固定翼飞机的传递函数

　　图 A.4 适用于所有飞机的传递函数

　　A.2 典型衰减曲线

　　100MHz～18GHz 频率范围内飞机隔间内的典型衰减曲线，见图 A.5。衰减曲线可用于计算外部HIRF 环境下飞机 A 级显示系统及其互联线束安装位置处的场强。

　　图 A.5 适用于所有飞机的衰减曲线

　　其中，每条衰减曲线的分析如下：

　　a) 0dB 衰减：A 级显示设备及其互联线缆所安装在飞机上的区域没有 HIRF 防护，如未保护非导电复合结构的区域、无电搭接的结构区域、无屏蔽的开口区域，采用 0dB 衰减。对于在飞机的大部分区域均有安装的设备，也可以采用 0dB 衰减;

　　b) 6dB 衰减：A 级显示设备及其互联线缆所安装在飞机上的区域有最小 HIRF 屏蔽，如涂有最小屏蔽层的非导电复合材料机身中的驾驶舱、机翼前缘和后缘、起落架舱，采用 6dB 衰减;

　　c) 12dB 衰减：A 级显示设备及其互联线缆安装在飞机上的所有区域都有一些 HIRF 屏蔽，在金属材料飞机的机身或屏蔽效能等效于金属的复合材料飞机的机身上，采用 12dB 衰减的区域包括无舱壁密封的航空电子设备舱、驾驶舱、无电磁干扰(EMI)密封垫的舱门、窗户、检修口盖等附近区域。还有液压管路上的载流线、操纵索、线缆束等未全部电搭接到它们所穿过的舱壁，也采用 12dB 衰减;

　　d) 20dB 衰减：A 级显示设备及其互联线缆所有安装在飞机上的区域都有中等的 HIRF 屏蔽，在金属材料飞机的机身或屏蔽效能等效于金属的复合材料飞机的机身上，采用 20dB 衰减。穿过这些区域隔板的线缆束有屏蔽层且电搭接到隔板上，线缆束的安装靠近具有屏蔽特性的金属结构，还有液压管路上的载流线、操纵索、线缆束等全部电搭接到它们所穿过的舱壁，也采用20dB 衰减;

　　e) 32dB 衰减：A 级显示设备及其所有互联线缆全部安装在飞机上的区域有非常有效的 HIRF 屏蔽，形成一个电磁罩，采用 32dB 衰减。

　　对于飞机 A 级显示系统，在不同的频率范围可以采用不同的衰减值，但应提供支撑性理由。

　　附 录 B

　　(资料性)

　　关于 CCAR-23 部 I 、II 、III 类飞机 HIRF 防护符合性验证的建议

　　B.1 概述

　　本附录描述了一种可接受的符合性方法，但不是唯一的方法，仅适用于 CCAR-23 部 I 、II 、III 类飞机。目的是定义一种 23 部 I、II、III 类飞机 A 级电子电气系统 HIRF 防护符合性验证的替代方法，无需进行完整的飞机级验证。对于 23 部 IV 类飞机 HIRF 防护符合性验证，应遵循本标准提供的指南。

　　23 部 I 、II 、III 、IV 类飞机的定义见 AC 23.1309-1E，其中 I 类飞机是指最大重量不大于 2722 公斤(6000 磅)的单台活塞发动机飞机;II 类飞机是指最大重量不大于 2722 公斤(6000 磅)的多台活塞发动机飞机、单台/多台涡轮发动机飞机;III 类飞机是指最大重量大于 2722 公斤(6000 磅)的单台/多台活塞发动机飞机、单台/多台涡轮发动机飞机。

　　23 部飞机基于定量的故障率进行设计。依据 AC 23.1309-1E，对于 23 部 I 类飞机，发生灾难性事件的故障率应小于 10-6;对于 23 部 II 类飞机，故障率应小于 10-7。基于 23 部飞机设计经验， I、 II 类飞机的 HIRF 防护要求应满足 AC 23.1309-1E 中的安全目标。

　　B.2 验证方法和试验电平的建议

　　本附录推荐的 HIRF 防护符合性方法和试验电平，适用于 23 部 I、II、III 类飞机 A 级电子电气系统(包括 A 级显示和非显示系统)。具体建议如下：

　　a) 推荐采用典型的 HIRF 防护试验电平，飞机级验证可不作为 A 级电子电气系统 HIRF 防护的符合性验证过程;

　　b) 若可表明执行某项 I 类(失效影响为灾难级)功能的设备间的相互关系，且每个设备均进行设备级测试以验证其具备一定的 HIRF 防护能力而不会导致 I 类功能失效的发生，则系统级测试可不作为 A 级电子电气系统 HIRF 防护的符合性验证过程。否则，仍需进行系统级测试;

　　c) 对于 23 部 I 类飞机 A 级显示和非显示系统，HIRF 防护试验电平可从以下选取：

　　1) 依据审定 HIRF 环境或正常 HIRF 环境，选择附录 A 中典型的传递函数和衰减曲线外推计算试验电平;

　　2) 图 B.1 和图 B.2 给出的系统级测试(传导和辐射)的试验电平。

　　d) 对于 23 部 II 、III 类飞机 A 级显示和非显示系统，HIRF 防护试验电平可从以下选取：

　　1) 依据审定 HIRF 环境或正常 HIRF 环境，选择附录 A 中典型的传递函数和衰减曲线外推计算试验电平;

　　2) 图 B.3 和图 B.4 给出的系统级测试(传导和辐射)的试验电平。

　　较高类别飞机选取的 HIRF 防护试验电平在所有情况下对于较低类别飞机都是可接受的。譬如， II 、III 类飞机的 HIRF 防护试验电平在测试频率范围内均适用于 I 类飞机。

　　1

　　频率 (MHZ )

　　图 B.1 系统级测试(传导)的试验电平(23 部 I 类飞机 A 级显示和非显示系统)

　　1

　　频率 (GHZ)

　　图 B.2 系统级测试(辐射)的试验电平(23 部 I 类飞机 A 级显示和非显示系统)

　　图 B.3 系统级测试(传导)的试验电平(23 部 II 、III 类飞机 A 级显示和非显示系统)

　　频率 (GHZ)

　　图 B.4 系统级测试(辐射)的试验电平(23 部 II 、III 类飞机 A 级显示和非显示系统)