ICS 49.090 V 35
HB 8714-2024
飞机空速系统校准飞行试验要求
Requirements for flight test of aircraft airspeed system calibration
2024-12-10 发布 2025-07-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本文件由中国航空综合技术研究所归口。
本文件起草单位：中国飞行试验研究院、中国航空综合技术研究所。
本文件主要起草人：屈飞舟、吴行、魏斌、王戈、陈晨、郗超、石晶、李宁、李剑。
飞机空速系统校准飞行试验要求
1 范围
本文件规定了飞机空速系统校准飞行试验的测试参数、试飞条件、试飞方法与内容、试飞结果与可接受判据等的内容和要求。
本文件适用于运输类飞机的空速系统校准飞行试验。其他类型飞机可参照执行。
2 规范性引用文件
下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件;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。
HB 8472 民用飞机飞行试验通用要求
《中国民用航空规章第 23 部(正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定)》(CCAR-23-R3)中国民用航空局 2004 年 10 月 12 日中国民用航空局令第 132 号
《中国民用航空规章第 25 部(运输类飞机适航标准)》(CCAR-25-R4) 中国民用航空局 2011年11月7日中国民用航空局令第209号
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
位置误差 position error
由空速管外形及其在飞机上的安装位置引起的空速表、高度表、马赫数表的误差。
3.2
静压源位置误差 static pressure position error
当飞机在飞行时，由于飞机机体的干扰作用，使静压源处静压值发生畸变，静压受感器所感受到的静压与自由流场中静压的差值，该差值主要与静压受感器的安装位置有关。
4 符号和缩略语
4.1 符号
下列符号适用于本文件。
MMO ——最大使用马赫数。
VD ——设计俯冲速度。
VDF ——最大俯冲验证速度。
VFE ——襟翼放下限制速度。
VMO ——最大使用速度。
VR ——起飞抬前轮速度。
VSR ——基准失速速度。
VSR0 ——襟翼展态基准失速速度。
VSR1 ——襟翼收态基准失速速度。
V1 ——决策速度(决断速度)。
V2 ——起飞安全速度。
4.2 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
AFM——飞机飞行手册(Aircraft Flight Manual)
DGPS——差分全球定位系统(Differential Global Position System)
GPS——全球定位系统(Global Positioning System)
SSEC——静压源误差修正(Static Source Error Calibration)
5 一般要求
5.1 试飞大纲
应根据飞行试验各阶段的任务性质、试验要求和试飞内容制定相应的试飞大纲， 经评审后报相应部门批准，作为试飞实施的依据性文件。试飞大纲应符合 HB 8472 的规定。
5.2 试验资源
5.2.1 试验机
与飞机空速系统校准飞行试验相关的飞机构型和技术状态(例如飞机空速系统的布局)应满足试飞大纲的要求，加装相应的测试设备(例如总静压支杆系统)应对飞机空速系统测量无影响，其他应符合HB 8472 的规定。
5.2.2 地面保障
应对试验支持设施和专用设备进行规划和安排，并根据试验选定的试验方法的特点配备专用设备，地面特殊保障设备/设施主要包括：
a) 用于风险科目监控的地面实时监控系统;
b) 用于地面空速校准的气象测量设备;
c) 用于地面空速校准的光电经纬仪;
d) 数据处理系统;
e) GPS 差分站;
f) 塔测设备。
5.3 试飞测试
飞机空速系统校准飞行试验测试应符合 HB 8472 的规定，并根据试验选定的试验方法的特点，配备和安装的机上专用设备，主要包括：
a) 拖锥或拖曳弹静压系统;
b) 总静压支杆系统;
c) GPS;
d) 光电经纬仪的角反射器。
5.4 试飞中断、恢复、重试
应符合 HB 8472 的规定。
5.5 试飞质量和安全
申请人表明符合性和审定飞行试验前应进行制造符合性检查，保证试验机构型满足试飞科目的要求。飞机空速系统校准飞行试验的质量保证和安全管理应符合 HB 8472 的规定。
6 详细要求
6.1 试验项目
飞机空速系统校准飞行试验的项目主要包括：
a) 地面空速系统校准;
b) 1.23VSR 到 VMO / VFE 的空速系统校准;
c) 1.23VSR 到 VSR 的空速系统校准;
d) VMO 到 VDF 的空速系统校准。
6.2 地面空速系统校准
6.2.1 试验目的
测量飞机在地面滑跑阶段的空速系统位置误差。
6.2.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：试验环境风速、风向稳定， 风速不大于 5.1m/s(10kn)，正侧风不大于 2.6m/s(5kn);
b) 重量和重心：大重量和小重量，重心的影响可忽略;
c) 速度范围：0.8 倍的 V1 最小值到 VR 的最大值;
d) 构型：襟翼在起飞位置。
6.2.3 测试参数
主要包括：总压、基准静压、指示空速、气压高度、大气总温、大气静温、发动机状态参数、襟翼位置、飞机重量、GPS 三向速度、GPS 经纬度、风速、风向。
6.2.4 试验内容与方法
飞机在起飞构型，发动机起飞功率，选取大小两个起飞重量。飞机从起飞线开始加速滑跑， 速度达到飞行包线范围内最大的 VR 时中断起飞或继续起飞。
地面空速系统校准可采用附录 A 中的蓄压式静压源法、距离测量装置法或 DGPS 综合法等方法。
6.2.5 试验结果与合格判据
6.2.5.1 试验结果
给出飞机在地面滑跑阶段的指示空速误差。
6.2.5.2 合格判据
空速系统的延迟引起的误差小于 1.5m/s(3kn)，延迟所导致的起飞距离或加速-停止距离增量不大于 30.5m (100ft)。
6.3 1.23VSR 到 VMO/VFE 的空速系统校准
6.3.1 试验目的
测量飞机在 1.23VSR 到 VMO 或 VFE 速度范围内的空速系统位置误差和在 1.23VSR0 (襟翼展态)至1.7VSR1 (襟翼收态)速度范围内的静压系统误差。
6.3.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：试验环境气流稳定，不在云中做试验动作;
b) 重量和重心：大重量和小重量(或大重量、中等重量和小重量)，重心的影响可忽略;
c) 速度范围：1.23VSR 到 VMO/VFE;
d) 构型：飞机所有的襟翼和起落架的组合。
6.3.3 测试参数
主要包括：总压、基准静压、指示空速、气压高度、大气总温、大气静温、迎角、三向姿态角、三向过载、GPS 三向速度、襟翼位置、起落架位置、飞机重量。
6.3.4 试验内容与方法
在飞机所有的襟翼和起落架组合的构型下，根据飞机重量范围，按照均布的原则，选取 2～3 个试验重量，根据飞机飞行包线选取试验高度(通常选取 3 个)进行试验。速度点间隔要求为：1.5VSR 以下5.1m/s(10kn)间隔一个点，1.5VSR 以上 10.3m/s(20kn)间隔一个点。
宜采用附录 A 中的拖锥法进行空速系统校准，也可采用附录 A 中的拖曳弹法、GPS 法、总静压支杆法、飞越塔法、速度里程法或标准机法等方法。
6.3.5 试验结果与合格判据
6.3.5.1 试验结果
分别给出不同飞行高度、速度、重量以及不同飞机构型条件下的指示空速和气压高度的位置误差曲线和 SSEC 曲线。
6.3.5.2 合格判据
合格判据如下：
a) 在下列状态的整个速度范围内，空速的安装误差(不包括空速指示仪表校准误差)不得超过 3%或 2.6m/s(5kn)，两者中取大值：
1) 从 VMO 至 1.23VSR1，襟翼在收上位置;
2) 从 1.23VSRO 至 VFE，襟翼在着陆位置。
b) 每个静压系统的设计和安装必须使在海平面标准大气下所指示的气压高度的误差(不包括仪表校准误差)，在 1.23VSRO (襟翼展态)至 1.7VSR1 (襟翼收态)速度范围内对应的飞机形态下，每51.4m/s(100kn)不超过±10m (30ft)，速度小于 51.4m/s(100kn)时， 气压高度误差允许为±10m (30ft)。
6.4 1.23VSR 到 VSR 的空速系统校准
6.4.1 试验目的
测量飞机在 1.23VSR 直至失速速度范围内的空速系统位置误差。
6.4.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：试验环境气流稳定，不在云中做试验动作;
b) 重量和重心：大重量和小重量(或大重量、中等重量和小重量)，重心的影响可忽略;
c) 速度范围：1.23VSR 到 VSR;
d) 构型：飞机所有的襟翼和起落架的组合。
6.4.3 测试参数
主要包括：总压、基准静压、迎角、指示空速、气压高度、飞机重量、大气总温、大气静温、三向姿态角和三向过载、GPS 高度、GPS 三向速度。
6.4.4 试验内容与方法
在飞机所有的襟翼和起落架组合的构型下，根据飞机重量范围选取 2～3 个试验重量，根据飞机飞行包线选取试验高度(通常选取 3 个)进行试验。
可采用附录 A 中的 DGPS 综合法、拖锥或拖曳弹法、总静压支杆法等。
6.4.5 试验结果与合格判据
6.4.5.1 试验结果
绘制指示空速随校准空速的变化曲线。
6.4.5.2 合格判据
从 1.23VSR 到失速警告速度的范围内，指示空速随校准空速的变化率不小于 0.75，以及在低于失速警告速度以下指示空速不得以不正确的趋势发生变化，即指示空速与校准空速的变化趋势应相同。
6.5 VMO 到 VDF 的空速系统校准
6.5.1 试验目的
测量飞机在 VMO 直至 VDF 速度范围内的空速系统位置误差。
6.5.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：试验环境气流稳定，不在云中做试验动作;
b) 重量和重心：大重量和小重量(或大重量、中等重量和小重量)，重心的影响可忽略;
c) 速度范围：VMO 到 VDF;
d) 构型：襟翼在巡航位置，起落架收上。
6.5.3 测试参数
主要包括：总压、基准静压、指示空速、气压高度、飞机重量、三向姿态角和三向过载。
6.5.4 试验内容与方法
飞机襟翼在巡航位置，起落架收上的构型下，根据飞机重量范围选取 2～3 个试验重量，根据飞机飞行包线选取试验高度(通常选取 3 个)进行试验。飞机从 VMO 平飞加速或俯冲加速到 VDF。
宜采用附录 A 中的拖锥法。
6.5.5 试验结果与合格判据
6.5.5.1 试验结果
绘制指示空速随校准空速的变化曲线。
6.5.5.2 合格判据
从 VMO 到 VMO+2/3(VDF -VMO)的速度范围内，指示空速随校准空速的变化率不小于 0.5，以及在直到 VDF 的较高速度下指示空速不得以不正确的趋势发生变化，即指示空速与校准空速的变化趋势应相同。
7 报告
按照 HB 8472 的要求编写民用飞机空速系统校准飞行试验试飞报告，试飞报告应包括以下内容：
a) SSEC 曲线;
b) 指示空速和气压高度位置误差曲线;
c) 符合性分析。
附录 A
(资料性)
推荐的空速系统校准试飞方法
A.1 蓄压式静压源法
A.1.1 试验原理
蓄压式静压源法是飞机在跑道上加速时把同一时刻试验用空速表所指示的空速值与产品型空速表的空速值进行比较。对于机械式空速表， 可以用电影摄像机或电视摄像机记录空速数据;如果采用传感器式仪器，则可用电子设备记录空速数据。
A.1.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：地面风速不大于 5.1m/s(10kn);
b) 重量和重心：地面滑跑过程中的校准对重心不敏感。重量会对加速时的动态效应有影响，试验重量的变化应该足够大，以考虑由重量引起的任何可测量的影响;
c) 速度范围：对于 CCAR25 部的运输类飞机，速度范围应从 0.8 倍的 V1 最小值到 VR 的最大值(对于 CCAR23 部的飞机，速度范围应从 0.8 倍的 V1 最小值到 1.2 倍的 V1 最大值，除了扩展起飞数据需要直到 VR 的更大值的情况之外);
d) 构型：襟翼在起飞位置。
A.1.3 试验程序
试验程序包括：
a) 飞机对正跑道;
b) 在发动机慢车功率和座舱门打开的状态下，打开阀门，使蓄压瓶内的气压达到外界静止大气的状态，然后关闭阀门，记录试验用高度表的读数;
c) 关闭座舱门;
d) 按正常起飞程序进行起飞加速，应在足以包含所要求的空速范围的区间内，用摄像机记录两个空速表指示的速度;
e) 如果可能，起飞滑跑应该一直持续到超过所要求的最大速度，然后中断起飞;当飞机在发动机慢车情况下处于静止时，再次打开阀门，并观察试验用高度表;高度表指示的高度有任何明显突变或变化都表明可能存在系统漏气、跑道坡度太大或其他使试验结果无效的因素。
A.1.4 数据采集和处理
在要求的范围内，以任意选定的速度增量判读记录的数据(胶片或录像)，记录并完成下列各项内容：
a) 产品型空速表的指示空速、试验用空速表的指示空速以及构型;
b) 对试验用空速表的指示空速进行仪表误差修正，在采用电子仪器的情况下，进行任何已知的动态效应的修正，假定蓄压瓶里的静压不会引起位置误差，这些修正后的空速值可以认为是校准空速;
c) 计算空速系统的误差(修正后的试验用空速表的指示空速与产品型空速表的指示空速之差)，在要求的速度范围内绘制指示空速随校准空速变化的曲线。
A.2 距离测量装置法
A.2.1 试验原理
距离测量装置法是在所要求的速度范围内用地速的读数得到校准空速，并将这些值与同一时刻的产品型空速表的读数进行比较。对于机械式空速表来说， 可以用电影摄像机或电视摄像机记录空速表的读数;如果采用传感器式仪器，则可用电子设备记录空速表读数。应该有一种使记录的空速同由距离测量装置系统得到的校准空速相互关联的方法。
A.2.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：地面风速应当稳定，且尽量小，不应超过 5.1m/s(10kn)。风向应尽可能接近于跑道方向;
b) 重量和重心：与蓄压式静压源法要求相同;
c) 速度范围：与蓄压式静压源法要求相同;
d) 构型：与蓄压式静压源法要求相同。
A.2.3 试验程序
试验程序包括：
a) 使飞机对正跑道;
b) 按正常起飞程序进行起飞加速，应用距离测量装置记录/测定地速，用摄像机记录产品型空速表的速度和时间或用计数器使速度相关联;
c) 当超过所需要的最大速度时，可以继续起飞或中断起飞;
d) 记录每次试验时的风速、风向、地面大气温度和跑道的气压高度。
A.2.4 数据采集和处理
在要求的速度范围内，以任意选定的空速增量判读所记录的数据(胶片或录像)。对于这些相同的增量，由距离测量装置系统确定地速。记录并完成下列各项内容：
a) 产品型空速表的指示空速、地速、地面大气温度、跑道的气压高度及相对于跑道方向的风速和风向;
b) 计算每个数据点的校准空速，可按如下方法进行：
1) 求出平行于跑道的风速分量;
2) 计算相应的真速;
3) 计算空气密度比;
4) 计算校准空速。
c) 计算空速系统的误差(校准空速与产品型空速表的指示空速之差);
d) 在要求的速度范围内绘制指示空速随校准空速变化的曲线。
A.3 DGPS 综合法
A.3.1 试验原理
DGPS 是把一部 GPS 接收机放在位置已精确测定的基准点上，将此接收机提供的定位数据与其基准相比较，以求得 GPS 系统在该点的误差。将这些误差通过基准点的差分台播发出去，周围用户在接
收到来自差分台的误差信号后，用其来校准自己的 GPS 测试值，从而达到提高精度的目的。
DGPS 综合法可用于飞机地面段空速系统校准和低速段空速系统校准。
A.3.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：平稳的大气。用于地面空速系统校准时，风速不应超过 5.1m/s(10kn);
b) 重量和重心：空速校准通常对重心不敏感，但可能对重量敏感，尤其在低速(大迎角)时，需选择 2～3 个试验重量进行空速系统校准;
c) 速度范围：1.23VSR 到 VSR 或地面滑跑阶段;
d) 构型：飞机所有襟翼和起落架组合的构型。
A.3.3 试验程序
试验程序包括：
a) 确定静压基准点(对于地面段空速系统校准，静压基准点是飞机在起飞线静止时的那一点;对于低速段空速系统校准，静压基准点是飞机进入减速前稳定平飞的那一点)，记录该点的气压高度和 DGPS 高度;
b) 记录试飞过程中每一点的 DGPS 高度;
c) 计算试飞过程中每一点与基准点之间的 DGPS 高度差，将 DGPS 高度差换算成气压高度差;
d) 得到的气压高度差加上基准点气压高度，即为校准高度;
e) 通过校准高度计算真静压，从而可以得到空速系统的静压误差和空速误差。
A.3.4 数据采集和处理
需要记录的试验数据包括：
a) DGPS 高度;
b) 飞机指示空速;
c) 飞机气压高度;
d) 大气温度。
使用公式(A.1)将 GPS 高度差换算成气压高度：
ΔHp = ΔHDGPS ×………………………………………(A.1)
式中：
ΔH ——气压高度差，m;
ΔHDGPS ——DGPS 高度差，m;
Tstd ——标准大气温度，K;
Tatm ——试验时的大气温度，K。
A.4 拖锥或拖曳弹法
A.4.1 试验原理
拖锥或拖曳弹，用于测量飞机周围大气的静压。拖锥位于飞机后方足够远处， 拖曳弹位于飞机后下方足够远处，以避免受到飞机周围压力区的影响。拖曳长度须经过飞行试验验证。拖曳程度确定后， 需要测量系统的延迟时间并对系统进行校准。这样，拖锥或拖曳弹才能作为基准静压源。
拖锥或拖曳弹可被用于校准飞机的静压源或者确定高度表的位置误差修正量。使用基准静压源校准
空速系统时假定总压的误差为零。基准静压源可以与高度表相连接，从而给出飞机气压高度的读数。
A.4.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：使用拖曳弹或拖锥进行空速系统校准时空气必须是稳定的;
b) 重量和重心：空速校准通常对重心不敏感，但可能对重量敏感，尤其在低速(大迎角)时，需选择 2～3 个试验重量进行空速系统校准;
c) 速度范围：校准范围应该从 1.23VSR 到 VMO/MMO 或者最大平飞速度，两者取大者;拖曳弹在高速时可能变得不稳定，则较高的速度范围内使用其他可接受的方法进行校准，如拖锥法或标准机法;
d) 构型：飞机所有襟翼和起落架组合的构型。
A.4.3 试验程序
试验程序包括：
a) 带襟翼和起落架收起状态，在失速速度之上大约稳定水平飞行 30s，记录数据;
b) 按 6.3.4 给出的速度增量重复 a)，以获得每个构型下适当的校准曲线。
A.4.4 数据采集和处理
每个试验点需记录的数据包括：
a) 飞机指示空速;
b) 飞机气压高度;
c) 拖锥/弹的高度;
d) 襟翼位置;
e) 起落架位置;
f) 飞机重量。
数据处理过程如下：
从拖锥或拖曳弹获得的基准高度与飞机飞行高度之间的差值是一个特定的飞机构型和速度下的高度表位置误差修正量。
上述高度表法易受到高度表读数精度、高度表修正误差和迟滞的影响。迟滞是指高度增加和减小时高度表修正量的差异。
一个更为精确的技术是将拖曳静压源与飞机静压源送入一个压差传感器，可以直接读出压力差。假定总压没有误差，拖曳弹和拖锥可用于校准空速系统。
对于低速飞机，飞行速度在 370.4km/h(200kn)以内，飞行高度低于 3048m (10000ft)，压缩性修正量可以忽略。
根据飞机每个指示空速下的压力差，则可以得出空速系统位置误差修正量的数据。
A.5 GPS 法
A.5.1 试验原理
GPS 法是使用 GPS 设备确定地速，按照后文所述的试验程序飞行，解算风速，然后获得飞机的真空速。经过标定的合格的 GPS 设备都可以使用。
然后，假定所有的总静压误差都源于静压孔，可按照拖曳弹/拖锥法中描述的方法计算高度和空速位置误差。
A.5.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：大气应尽可能平静，紊流要小，风速和风向应稳定;
b) 重量和重心：空速校准通常对重心不敏感，但可能对重量敏感，尤其在低速(大迎角)时，需选择 2～3 个试验重量进行空速系统校准;
c) 速度范围：飞机可以稳定平飞的任何速度;
d) 构型：飞机所有襟翼和起落架组合的构型。
A.5.3 试验程序
GPS 方法包括 GPS 正反航向法、GPS 三边法、GPS 四边法等，下面给出常用的 GPS 三边法的试验程序，包括：
a) 在期望的试验速度构型下，飞机进行稳定平飞，记录指示空速、气压高度， 外界大气温度和飞机构型，方法如下：
1) 数值稳定后(可以从稳定后 10s 开始记录)，记录 GPS 设备给出的航迹和地速;
2) 转 60˚ ~120˚ 之间的任一方向，当在新的航向上以相同的速度和高度重新稳定后，记录新的航迹和速度;相比速度上的变化来说，高度的变化(最大至 30.5m (100ft))更好一些。指示空速上 0.5m/s(1kn)的速度变化会在真速上引起至少 0.5m/s(1kn)的变化，但是
30.5m (100ft)的高度变化仅引起密度比 0.5%到 1%的变化;
3) 在 60˚ ~120 ˚ 之间转相同的方向，记录第三组航迹和速度。
b) 对于一个给定的指示空速和构型，当获得三组航迹和速度，然后以足够的速度增量重复步骤
a)，以获得每个构型下的校准曲线。
A.5.4 数据采集和处理
该方法基于假定三个航向上有相同的真速(指示空速、大气温度和气压高度是相同的)并且在三个航向飞行过程中风速没有改变，从三组航迹和速度中计算真速。风速和风向是中间的输出量。假如一系列试验点在几乎相同的时间、高度和空域中完成， 计算而得的风速和风向的一致性可证明计算所得真速的有效性和正确性。
A.6 总静压支杆法
A.6.1 试验原理
假如飞行试验中总静压支杆安装在飞机上，这样总压管(总压头)不受气流角的影响而静压源在飞机压力区域以外，然后可以假定支杆的数据没有位置误差。支杆的数据可以被作为基准数据。支杆上的总静压探头必须离机体足够远，使其不会与飞机的压力区域相互干涉。支杆的长度通常为机身最大直径的1.2 倍至 1.5 倍以上。总静压支杆在大迎角和大速度下应该校准。
A.6.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：大气应尽可能平静，紊流要小;
b) 重量和重心：空速校准通常对重心不敏感，但可能对重量敏感，尤其在低速(大迎角)时，需选择 2～3 个试验重量进行空速系统校准;
c) 速度范围：飞机可以稳定平飞的任何速度;
d) 构型：飞机所有襟翼和起落架组合的构型。
A.6.3 试验程序
试验机在机头或机翼上安装总静压支杆，在要求的高度和速度下稳定飞行。
A.6.4 数据采集和处理
试验数据包括：
a) 试验机的空速;
b) 试验机的气压高度;
c) 机头或机翼支杆的空速;
d) 机头或机翼支杆的气压高度。
计算每个构型下全速度范围内的空速位置误差和高度位置误差。数据处理方法与拖锥/拖曳弹法相同。
A.7 飞越塔法
A.7.1 试验原理
飞越塔法是空速校准的一种基准高度法，它是直接确定气压高度的静压误差结果的一种方法。飞机在跑道上空 15m (50ft)～30m (100ft)高度上以不同的襟翼、起落架构型和速度稳定平飞，跑道旁的高建筑物上布置有高精度静压传感器、通过比较飞机飞行高度和静压传感器高度可以获得飞机基准静压， 进行飞机空速校准。该方法也适用于对拖锥等其他空速系统进行校准。
因为高度表和空速系统使用相同的静压源，所以高度表位置误差与空速误差能够直接关联起来。这种关联假定总压系统没有误差。可以使用雷达高度表或差分 GPS 修正飞越塔法，确定高于地面基准压力测量站的几何高度。
A.7.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：平稳的大气;
b) 重量和重心：与拖锥/拖曳弹法的要求相同;
c) 速度范围：校准的范围从 1.23VSR 到 1.7VSR ;VMO 或 MMO 这样的更高速度通常研究获得，全速度范围内的误差包含在 AFM 中;
d) 构型：飞机所有襟翼和起落架组合的构型。
A.7.3 试验程序
试验程序包括：
a) 飞机沿一条地面基准线飞行，以恒定的速度和与塔大致相同的高度稳定飞行，经过高塔;在飞行中保持一个恒定的气压高度，塔上装了一个灵敏的高度表和温度计;每一次飞越中要记录的数据包括：塔上的气压高度和温度，以及经过高塔时飞机的气压高度，空速和温度，塔上的高度表必须置于塔上的零点位置;
b) 以足够的速度增量在不同速度点上重读步骤 a)，以便覆盖每种襟翼设置下要求的速度范围。 A.7.4 数据采集和处理
每个试验点需要记录以下数据：
a) 飞机空速;
b) 飞机气压高度;
c) 飞机的 GPS 高度;
d) 塔上观测的气压高度;
e) 塔上的 GPS 高度;
f) 机翼襟翼位置;
g) 起落架位置;
h) 飞机已用油量;
i) 温度。
数据处理的过程如下：
飞机真实的气压高度计算见公式(A.2)：
T
Hcref = Hitower + ΔHGPS………………………………………(A.2)
式中：
Hcref ——飞机真实的基准气压高度，m;
Hitower ——塔上观测的气压高度，m;
ΔHGPS ——飞机的 GPS 高度和塔上的 GPS 高度之间的差值，m;
Ts ——试验高度处的标准日绝对温度;
Tt ——以绝对温度为单位的试验日温度。
温度修正是为了将高于塔上的基准零点的飞机几何高度转换为气压高度以便与塔的气压高度相加。飞机真实的基准气压高度与飞机的经过仪表修正的气压高度之间的差值就是位置误差修正量。
通过飞越塔法获得每个速度和飞机构型下的气压高度校准值。
假如假定总压的误差为零，则可以通过飞越塔法获得空速系统的位置误差修正量。
A.8 速度里程法
A.8.1 试验原理
速度里程法是利用地面基准线来确定飞机的指示空速和地速之差。该方法需要一段经过准确测量的地面基线，基线长度的选择应与所飞行的空速相适合。飞越基线的时间过长会降低试验结果的精确度。
一般说来，对于 128.6m/s(250kn)以上的空速，应飞越 8000m 的基线;低于 51.4m/s(100kn)时，应把基线限制到 1600m 长。基线的垂直“端线”(道路、输电线等)应当足够长，以考虑偏航及准确地对准端线通过。102.9m/s(200kn)时，在 3200m 的基线上 1 秒的时间误差会导致 3.1m/s(6kn)的速度误差。
当用飞机上的可见基准来截获时间时，全部试验状态的高度都应尽量低，但是至少应保持高于最高的地面标高 1.5 倍的翼展，以使飞机避开地面效应的影响。当条件允许用飞机的影子截获时间时， 可以用离地 152.4m～609.6m (500ft～2000ft)的高度进行速度里程法试验。每对状态的往返试验应在相同的高度上进行。
每个速度均应进行往返飞行，以消除风的影响。并且， 为消除风的影响，应把每个方向得到的地速进行平均。但不要把每个方向的飞行时间进行平均。航向应当保持恒定， 并且在试验状态的整个过程中都应平行于速度测定基线。必要时，允许飞机“偏航”，以便能够消除侧风的影响。
A.8.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：大气应尽可能平静，即紊流和风要小;进行试验时，风速应不超过大约 5.1m/s(10kn);
b) 重量和重心：空速校准通常对重心不敏感，但可能对重量敏感，尤其在低速(大迎角)时，需选择 2～3 个试验重量进行空速系统校准;
c) 速度范围：速度范围应从 1.23VSR 到低空飞行可以达到的最大平飞速度;
d) 构型：飞机所有襟翼和起落架组合的构型。
A.8.3 试验程序
试验程序包括：
a) 进入速度测定基线之前，使起落架和襟翼处于要求的构型，使飞机以试验速度进行稳定平飞;
b) 飞越速度测定基线过程中，速度、高度和航向保持不变，记录数据;
c) 以相同的速度，相反的航向，重复步骤 a)和 b);
d) 以足够多的速度增量数(最少为 5 次)，重复步骤 a)到 c)，以便为每种构型提供一条适当的校准曲线。
A.8.4 数据采集和处理
在进行每一试验状态过程中，要记录以下数据：
a) 进行该状态飞行的时间;
b) 气压高度;
c) 供向大气静温修正的大气总温(飞机仪表值);
d) 指示空速;
e) 襟翼位置;
f) 起落架位置;
g) 飞行方向。
根据 A.8.1 给出的速度里程法的原理处理试验数据。
A.9 标准机法
A.9.1 试验原理
标准机法是用一架校准过的标准飞机的静压源作为基准静压进行空速校准的方法。试验时， 标准飞机与试验机以密集编队形式进行等高度稳定平飞，确定试验飞机的静压位置误差校准。该方法也适用于对拖锥等其他空速系统进行校准。一架总静压系统经过可接受的飞行试验方法校准后的飞机即为标准机，可用于校准试验机的总静压系统。
A.9.2 试验条件
试验条件包括：
a) 大气环境：大气应尽可能平静，紊流要小，风速和风向应恒定;
b) 重量和重心：空速校准通常对重心不敏感，但可能对重量敏感，尤其在低速(大迎角)时，需选择 2～3 个试验重量进行空速系统校准;
c) 速度范围：飞机可以稳定平飞的任何速度;
d) 构型：飞机所有襟翼和起落架组合的构型。
A.9.3 试验程序
标准机和试验机在相同的高度和速度下编队飞行。飞机必须足够近以确保相对速度为零， 但又要足
够远以便两架机的压力区域不会相互干涉。读数通过无线电协调一致。
A.9.4 数据采集和处理
需要采集的数据包括：
a) 试验机的空速;
b) 试验机的气压高度;
c) 标准机的空速;
d) 标准机的气压高度;
e) 两架飞机的构型;
f) 两架机消耗的油量。
标准机的位置误差是已知的，两架飞机上空速系统的仪表误差通过实验室试验获得，然后比较两架机的空速和气压高度数据，计算每个构型下所有试验点的空速误差和高度误差。
