ICS 49.020 CCS V 06
HB 8724-2023
民用飞机雷电试验方法
Civil aircraft lightning test methods
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
本文件按照 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。
请注意本文件的某些内容可能涉及专利。本文件的发布机构不承担识别专利的责任。
本文件由中国航空工业集团有限公司提出。
本文件由中国航空综合技术研究所归口。
本文件起草单位：合肥航太电物理技术有限公司、中国航空综合技术研究所、中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所。
本文件主要起草人：段泽民、司晓亮、李志宝、张松、叶千枝、黄业园、张波、李小二、王森、瞿明磊、王伟科、孙巍、李海龙、尚嘉伟。
民用飞机雷电试验方法
1 范围
本文件规定了民用飞机及其设备的雷电试验程序、要求和方法。
本文件适用于民用飞机全机、系统、分系统、结构部件、机载设备、外挂物的雷电试验。直升机、无人机、浮空器、导弹等可参照使用。
2 规范性引用文件
下列文件中的内容通过本文件的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件;凡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 6167.24-2014 民用飞机机载设备环境条件和试验方法第 24 部分：雷电感应瞬态敏感度试验
HB 6167.25-2014 民用飞机机载设备环境条件和试验方法第 25 部分：雷电直接效应试验HB 8613-2021 飞机雷电环境试验波形
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
作用积分 action integral
时变电流的平方对其持续时间的积分。
3.2
实际瞬态电平 actual transient level (ATL)
由于外部环境作用而出现在设备接口电路中的瞬态电压或瞬态电流的电平。
3.3
孔缝 aperture
电磁透明开口。
3.4
电弧根 arc root
导电物体表面上伴随大电流流通的雷电通道附着位置。
3.5
附着点 attachment point
雷电与飞机表面的接触点。
3.6
线束 cable (wire)bundle
一组捆绑或敷设在一起的线缆或电线。
3.7
电晕 corona
由飞机与周围大气之间的电位差产生的辉光放电。
3.8
流光 streamer
直接雷击回击或即将发生雷电回击时出现的枝干型电离空气通道。
3.9
雷电直接效应 direct effects
雷电电弧附着时，伴随产生的高温、高压冲击波和电磁能量，对结构所造成的燃烧、熔蚀、爆炸、结构畸变和强度降低等效应。
3.10
设备瞬态设计电平 equipment transient design level (ETDL)
设备合格鉴定时所使用的瞬态信号峰值。
3.11
闪络 flashover
击穿空气间隙时产生的滑过或靠近介质表面但未引起介质击穿的电弧。
3.12
热斑点 hot spot
因雷电流传导加热而导致温度升高从而能够引燃混合物的表面，表面与燃料/空气混合物接触。
3.13
热火花 thermal sparks
导体材料因电流通过接触点而快速融化和汽化时所发射出来的燃烧颗粒。
3.14
电压火花 voltagesparks
两个分离的导体之间的气体电介质出现电气击穿。
3.15
介质击穿 puncture
对固体电介质材料局部不可逆的绝缘性能破坏。
3.16
瞬态控制电平 transient control level (TCL)
因定义的外部环境的影响导致在设备接口上允许出现的最大瞬态电平。
3.17
外部环境 external environment
用于设计和验证的飞机外部自然雷电环境。
3.18
内部环境 internal environment
外部环境在飞机内部产生的电磁场和结构电阻电压。
3.19
系统功能受扰 system function upset
系统运行的一种损害。
3.20
航线可更换单元 line replaceable unit (LRU)
飞机在航线维修期间可方便地使用标准工具在飞机上更换的产品。
4 一般要求
4.1 试验类型与试验件
试验类型及适用试验件推荐分类如下：
a) 研发评估试验;试验是对未取得合格证明、组装或非货架产品的试验件进行评估， 试验数据用于优化雷电防护设计;
b) 质量鉴定试验;试验件和试验装置应有合格证，按照适航认证部门认可的条件和数据开展试验，试验数据主要用于整个系统的适航认证;
c) 适航认证试验;包括所有的质量鉴定数据和部件符合性文件。适航认证的试验数据作为飞机雷电适航认证的一部分提交给适航审定部门。
4.2 试验大纲
试验大纲一般应包括以下内容。
a) 概述：
1) 试验范围;
2) 试验目的;
3) 试验地点;
4) 试验人员。
b) 试验件：
1) 试验件描述;
2) 试验件符合性说明。
c) 试验设备：
1) 试验设备说明;
2) 试验设备校准。
d) 试验安全要求。
e) 试验要求：
1) 试验方法;
2) 合格判据;
3) 电子/电气设备的工作模式和评估方法。
f) 试验的暂停、中断、恢复和终止。
g) 试验报告要求。
4.3 试验校准
在雷电试验开展前，需对试验装置和测量装置进行校准。
4.4 试验安全
试验室应具有足够的安全措施和严格的安全程序，试验应由专业人员进行，试验现场人员出入应严格执行实验室有关的安全规程，所有现场人员应有适当的安全防护措施。
4.5 试验配置
4.5.1 试验件设计
试验件的尺寸、形状、电搭接和接地、表面涂层等应与装机状态保持一致或能代表装机状态下部件的电磁特性。
4.5.2 试验波形
在开展雷电试验时，雷电流、雷电压试验波形应遵循以下原则：
a) 雷电流试验和燃油系统试验中雷电流分量应连续施加，施加的雷电流分量的峰值根据试验件可能实际承载的量值进行调整;
b) 雷电压试验中单次试验施加单个雷电压波形;
c) 雷电间接效应试验中除了特殊要求和多脉冲组外，单次试验施加单个试验波形。
4.6 试验记录
所有试验均应记录温度、相对湿度、大气气压等环境条件， 并应记录试验地点、试验时间、试验人员等信息，试验数据和结果按照“试验方法”的具体要求进行记录。
5 雷电直接效应试验方法
5.1 高压附着试验
5.1.1 初始先导附着试验
5.1.1.1 适用范围和试验目的
本试验适用于飞机雷电 1A 和 1B 区试验件，如非导电复合材料翼尖、雷达罩、大型天线整流罩等。本试验用于：
a) 确定全尺寸结构上的雷电先导可能附着位置;
b) 评估雷达罩材料的雷电防护性能;
c) 优化雷电防护装置的位置;
d) 确定介质表面的闪络路径和击穿路径;
e) 评估雷电防护装置的性能，如雷达罩分流条。
5.1.1.2 试验件
试验件应是全尺寸批量产品或是典型的原型件。
试验件要求：
a) 应包含试验件表面涂层，特别是试验件表面的防静电涂层或介电涂层等;
b) 应包含与试验件相连的其他结构导体，如安装紧固件、框架、铰链及插销等。
5.1.1.3 试验布置
试验布置分为 A、B、C 三类。试验布置 A 和 B 适用于成品或样件试验，如雷达罩;试验布置 C适用于研究性试验，用于评估蒙皮设计和分流条配置。试验布置 A、B、C 见图 1～图 6。
对于所有试验布置：
a) 高压发生器回路应与接地平板连接;
b) 试验布置中的试验件与飞机结构的电气连接应与装机状态一致;
c) 试验中应布置拍照和试验数据采集设备，包括分压器、示波器、照相机等;
d) 在试验大纲中应明确试验件的尺寸和试验件的试验姿态。
5.1.1.3.1 试验布置 A
试验布置 A 见图 1。
标引序号说明：
1——接地平板;
2——试验件;
3——试验工装;
4——分流条或者其他导电物;
5——高压发生器。
注：l1 的大小应为足够防止边缘产生闪络的宽度(约 4d)。
图 1 初始先导附着试验布置 A
图 1 将接地平板作为试验电极，试验件置于接地平板上方，接地平板的尺寸不小于试验件最大宽度 d的 4 倍，高压发生器的高压端连接到试验工装上，试验件的试验姿态不少于 2 种。
为了保证试验的有效性，应满足以下 4 个条件：
a) 试验电极(接地平板)距离试验件的导电部件(不管在试验件外部或内部)的距离至少 1m;
b) 试验电极(接地平板)距离试验件表面至少 0.5m;
c) 试验电极(接地平板)产生的雷电先导与试验件产生的雷电先导的连接应发生在远离试验件的地方(可通过高速摄像机来确认)，如图 2 所示;
d) 试验电极(接地平板)的雷电先导不得产生于试验电极的边缘。
试验布置 A 中的试验件和试验工装，应满足以下要求：
a) 将试验件安装在试验工装上，试验工装用于模拟与试验件相邻的飞机表面，试验工装通常为金属导电材料;
b) 将试验件表面和内部的所有导电件电连接到试验工装上，试验工装与高压发生器连接。
标引序号说明：
1——试验件;2——试验件先导;3——先导连接点;4——外部电级先导;5——外部电极。
图 2 先导连接点
5.1.1.3.2 试验布置 B
试验布置 B 见图 3。
标引序号说明：
1——平板电击;2——高压发生器;3——雷电分流条或其他导电物;4——试验工装; 5——支撑件和高压发生器的接地连接线;6——接地平板;7——下部支撑。
注：l1 的大小应为足够防止边缘产生闪络的宽度(约 4d)。
图 3 初始先导附着试验布置 B
图 3 将平板电极作为试验电极。将试验件置于支撑件上， 试验件与接地平板的距离应大于试验件最大宽度 d。平板电极尺寸不小于试验件最大宽度 d 的 4 倍，试验件的试验姿态不少于 2 种。
为保证试验有效性，应满足以下 5 个条件：
a) 试验电极(平板电极)距离试验件的导电部件(不管在试验件外部或内部)的距离至少 1m;
b) 试验电极(平板电极)距离试验件表面至少 0.5m;
c) 试验电极(平板电极)产生的雷电先导与试验件产生的雷电先导的连接应发生在远离试验件的地方(可通过高速摄像机来确认)，如图 2 所示;
d) 试验电极(平板电极)的雷电先导不得产生于试验电极的边缘;
e) 分流条或其他导电部件与接地平板之间最小距离应大于试验件的最大宽度 d。
对试验件和试验工装的要求，除了试验工装与接地平板电气连接外，其他与试验布置 A 相同。
小型试验件可直接安装在接地平板上进行初始先导附着试验，典型布置见图 4 和图 5。可通过增加平板电极尺寸或降低平板电极和接地平板之间的距离来保证雷电先导从试验件上触发，同时要确保平板电极产生的雷电先导与试验件产生的雷电先导的连接应发生在远离试验件的地方。
标引序号说明：
1——机身模拟件(小翼、翼尖或水平/垂直尾翼翼尖); 2——试验件与接地平板距离大于 1 米;
3——接地平板;
4——先导连接;
5——安装在飞机模拟结构上的灯、天线或者其他外部电气设备。
图 4 小型试验件的初始先导附着试验布置 A
标引序号说明：
1——机身模拟件(小翼、翼尖或水平/垂直尾翼翼尖);
2——安装在飞机模拟结构上的灯、天线或者其他外部电气设备;
3——先导连接;
4——试验件与接地平板距离大于 1 米;
5——接地平板。
注 1：l1 应大于 1 米，确保先导连接点位于试验件和电极之间。
注 2：l2 应大于 1 米。
图 5 小型试验件的初始先导附着试验布置 B
5.1.1.3.3 试验布置 C
试验布置 C 见图 6。典型试验件为非导电材料平板(以下称“试验平板”)与安装在其上的雷电分流条，试验平板应包含全部表面涂层。
试验可用于确定雷电分流条之间的距离 D。
为保证试验有效性，应满足以下 4 个条件：
a) 将雷电分流条布置在试验平板上，试验平板下的导体模拟件与试验平板之间应有适当的距离 d;
b) 试验电极放置在试验平板上方，试验电极与试验平板的距离 a 应取试验平板长度和宽度中的较小值;
c) 试验平板、保护装置和试验平板下方的导电模拟件应接地;
d) 高压发生器输出端与试验电极连接。
标引序号说明：
1——电极;
2——导电模拟件;
3——分流条;
4——非导电材料平板;
5——电极;
6——导电模拟件;
7——接地线。
图 6 初始先导附着试验布置 C
5.1.1.4 试验波形
试验布置 A 和 B 使用电压波形 D，试验布置 C 使用电压波形 A 或电压波形 D。在每个试验件的每个试验姿态下，正负极性各放电两次。
5.1.1.5 测量和数据记录
本方法应记录如下数据：
a) 每个试验布置的照片并加以说明;
b) 试验电压数据，包括极性、电压幅值和波形等;
c) 所有高压放电的照片，照片应能完全覆盖所试验的表面，同时应能根据照片对测试点进行现场初步分析，判断击穿情况，且保证先导于空中交汇;
d) 每个电极配置的照片;
e) 击穿位置的照片和其他重要试验现象的照片;
f) 记录试验程序的所有偏离;
g) 记录试验环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验人员、试验地点。
5.1.1.6 试验程序
本试验的试验程序如下。
a) 测量实验室环境条件。
b) 检查和执行安全操作程序。
c) 校准高压发生器和测量仪器：
1) 检查试验件瑕疵，确保这些瑕疵不会与后续试验结果混淆;
2) 用金属箔覆盖试验件;
3) 选择电压的初始极性，对金属箔放电，检查施加的电压波形和幅值，建议初始极性选择正极性;
4) 如果波形不符合要求，调节高压发生器参数或电极间距，直至获得定义的波形;
5) 设置电压的极性为负极性，重复步骤 3)～4);
6) 移除试验件上的金属箔。
d) 用接地棒对试验件进行静电电荷泄放。
e) 清洁试验件，清除灰尘、碎屑和其他可能影响试验结果的污染物。
f) 对试验件放电，测量放电电压波形，拍摄雷电电弧路径照片，确定先导放电于空中交汇。
g) 检查试验件，记录试验结果;如果发生击穿，应评估试验件是否失效，若试验件失效，试验终止。
h) 如果需要在等同条件下再次进行试验，重复步骤 d)～g)(对试验件的每个位置在每种极性下最多能进行 2 次放电试验)。
i) 调整高压发生器的输出极性。
j) 重复步骤 d)～g)。
k) 根据试验大纲，调整试验件及试验电极位置。
l) 重复步骤 d)～k)，完成全部试验。
5.1.2 扫掠通道附着试验
5.1.2.1 试验范围和试验目的
本试验适用于飞机雷电 1A 区但不暴露于初始先导附着位置的试验件;也适用于飞机雷电 1C、2A及 2B 区的试验件。
本试验用于：
a) 确定非导电表面上的雷电击穿位置;
b) 确定非导电表面上的雷电闪络路径;
c) 评估保护装置的性能，优化雷电防护装置的位置。
5.1.2.2 试验件
试验件应是全尺寸批量产品或是典型的原型件，应包含试验件表面涂层，特别是试验件表面的防静电涂层或介电涂层等。
5.1.2.3 试验布置
本方法的试验布置如下：
a) 试验件尺寸不小于 0.25m 时，试验布置如图 7，试验件在多个电极位置下进行试验;试验件尺寸小于 0.25m 时，试验布置如图 8，试验件在试验电极正下方位置下进行试验，球隙间距 g、试验件与试验电极间距 d 在试验校准时确定;
b) 将试验件安装在试验工装上，试验工装用于模拟实际安装试验件的飞机表面，试验件与试验工装的电气连接与实际安装状态一致，试验件应包含装机状态的铰链、紧固件、表面涂层、垫片和密封剂等;
c) 搭接和接地应与装机状态一致;
d) 将高压发生器输出端连接至试验电极。试验电极前端直径为 8mm ±1mm，电极直径为12mm ±1mm，电极长度不小于 50mm，如图 9;
e) 布置试验电压和试验电流测量设备。
标引序号说明：
1——航向;
2——电极位置(示例);
3——底板(未标出);
4——球隙间距;
5——试验电极;
6——高压发生器;
7——试验工装;
8——试验件;
9——用紧固件、垫圈和密封剂将试验件固定在试验工装上。
注 1：l1 为扫掠距离。
注 2：l2 为试验件尺寸，应大于 0.25m。
图 7 不小于 0.25m 试验件扫掠通道试验布置
侧视图
标引序号说明：
1——试验件;
2——底板和典型蒙皮(未标出);
3——球隙间距;
4——试验电极;
5——高压发生器;
6——试验工装;
7——试验件;
8——用紧固件、垫圈和密封剂将试验件固定在试验工装上。
注 1：l1 为扫掠距离。
注 2：l2 为试验件尺寸，应大于 0.25m。
图 8 小于 0.25m 试验件扫掠通道试验布置
注：l1 的最小长度为 50mm。
图 9 扫掠通道试验的试验电极
5.1.2.4 试验波形电压波形 A。
5.1.2.5 测量和数据记录
本方法应记录如下数据：
a) 每个试验布置和电极位置的照片并加以说明;
b) 对所有试验的照片，照片应能 360˚ 覆盖试验件，同时应能根据照片对测试点进行现场初步分析，判断击穿情况;
c) 击穿位置的照片和其他重要试验现象的照片;
d) 记录试验室环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验人员、试验地点;
e) 记录试验程序的所有偏离;
f) 记录每次试验结果，包括电压极性、幅值和波形等。
5.1.2.6 试验程序
本试验的试验程序如下。
a) 检查试验室环境条件。
b) 检查和执行安全操作程序。
c) 检查试验件瑕疵，确保这些瑕疵不会与后续试验结果混淆。
d) 校准高压发生器和测量仪器：
1) 设置高压发生器的输出电压，输出电压波形应符合波形 A 的要求;输出电压等于扫掠距离与 140kV/m 的乘积;如果扫掠距离小于 0.5m，则输出电压设置为 70kV;
2) 设置球隙间距 g;调整球隙间距和高压发生器参数，使球隙击穿电压为高压发生器输出电压的 120%～130%，球隙击穿应发生在电压波形 A 的上升沿。记录球隙的击穿电压;
3) 试验电极连接至高压发生器输出端;
4) 试验件安装在试验电极下方，使试验电极位于一个测试点位置上方，在试验件上方放置一张金属箔;将试验件、高压发生器回路和金属箔连接到地; 试验电极与试验件表面的间距 d 为 50mm;
5) 高压发生器放电，使试验电极产生闪络，记录试验电极的击穿电压。如果试验电极击穿电压大于步骤 1)中设置的预期输出电压，可通过减少间距 d，使试验电极击穿电压在设置的预期试验电压(-0/+10%)范围内;
6) 移除试验件上的金属箔。
e) 清洁试验件，清除试验件表面灰尘、碎屑和其他可能影响试验结果的污染物。
f) 对试验电极施加试验电压，测量电压波形并拍摄所有闪络照片，如果试验件表面未发生闪络，说明试验件表面能够承受雷电扫掠通道电压。
g) 检查试验件，记录试验结果，对试验件上的所有击穿和其他试验现象进行标记和照相。
h) 如果发生击穿，应评估试验件是否失效，若试验件失效，试验终止。
i) 重复试验步骤 d)～g)，完成试验大纲中规定的所有电极极性和电极位置试验，对试验件的每个位置在每种极性下最多能进行 2 次放电试验。
5.1.3 缩比模型雷电附着试验
5.1.3.1 试验目的
本试验用于确定飞机雷电初始先导附着区域。
本试验包括两种试验布置，分别用于模拟自然雷电先导附着和飞机触发雷电先导附着。
5.1.3.2 试验件
试验件应为体现飞机外部结构的精确缩比模型，其最大尺寸应不小于 1m，且模型表面应具有良好导电性。对于常规尺寸飞机，模型缩比比例不应小于 1/20;对于气动外形相对比较扁平的飞机，模型缩比比例不应小于 1/15，以避免试验结果出现明显失真。
如果飞机存在多种构型，应对每种飞机构型进行缩比模型雷电附着试验。
注：对于原型尺寸小于 1m 的飞行器，可直接使用等尺寸模型或真实样件开展试验。
5.1.3.3 试验布置
本试验的试验布置如下。
a) 将缩比模型安装在电气绝缘的工装上，或使用绝缘绳将缩比模型悬挂于高压试验电极与接地平板之间。
b) 模拟自然雷电先导附着时，试验布置如图 10，试验电极应采用棒电极或直径不超过 50mm 的球电极。
c) 模拟飞机触发雷电先导附着时，试验布置如图 11，试验电极应采用平板电极，平板电极和接地平板的尺寸至少是缩比模型最大尺寸的 3 倍。
标引序号说明：
1——接地平板;
2——飞机坐标系;
3——试验电极。
图 10 模拟自然雷电先导附着试验布置
在每个平面以30度的
增量对模型进行试验(对称位置排除 )
1
l1
l2
2
标引序号说明：
1——平板电极;
2——接地平板。
注 1：l1 为雷击距离(50m 乘以缩比模型缩比系数)。
注 2：l2 应大于最大模型尺寸。
图 11 模拟飞机触发雷电先导附着试验布置
d) 缩比模型试验姿态。以缩比模型俯仰、滚翻和偏航为轴，按照 30˚ 增量在 360˚ 内调整模型的试验姿态。当评估特定区域(如发动机舱)的雷电附着可能性时，根据需要可额外增加试验姿态。
e) 试验电极与缩比模型之间的最小距离，按缩比模型的缩比系数对 50m 雷击距离进行缩比(如缩比模型的缩比系数为 1/30，则试验电极与缩比模型表面的最小距离为 50m/30=1.67m)：
1) 对于模拟自然雷电先导附着试验，缩比模型与接地平板距离不小于缩比模型的最大尺寸。当改变缩比模型试验姿态时，应调整试验电极的位置，保证试验电极与缩比模型之间的最小距离。对于每一试验姿态，试验电极应位于缩比模型中心的正上方位置;
2) 对于飞机触发雷电先导附着试验，缩比模型应放置在试验电极和接地平板的中间位置。缩比模型与试验电极和接地平板的距离应相同。当改变缩比模型试验姿态时， 试验电极位置不需要重新调整。
f) 选择一个初始试验极性，将高压发生器分别连接到试验电极和接地平板。
g) 布置照相机和试验波形记录设备。应布置至少两台照相机， 并明确辨认缩比模型上所有的雷电附着点。
5.1.3.4 试验波形
模拟自然雷电先导附着试验采用电压波形 C，施加的波形应能在 2μs±1μs 内对模型产生闪络。
模拟飞机触发雷电先导附着试验采用电压波形 D，施加的波形应能在 50μs～250μs 内对模型产生闪络。
5.1.3.5 数据记录
本试验应记录的数据包括：
a) 每个试验布置的照片并加以说明;
b) 每次试验的电极配置和试验放电过程的照片;
c) 试验结果数据，包括在每个极性下每个模型位置的试验电压;
d) 记录试验环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验人员、试验位置;
e) 记录试验程序的所有偏离。
5.1.3.6 试验程序
本试验的试验程序如下。
a) 检查试验室环境条件。
b) 检查和执行安全操作程序。
c) 校准电压发生器和测量设备，调整试验电压，直至闪络发生时间满足 5.1.3.4 要求，并确定先导放电于空中交汇。
d) 按试验要求，完成缩比模型试验布置。
e) 每个试验姿态，在每个极性下，对模型进行 10 次有效放电。
f) 将模型按要求调整到下一试验姿态，调整试验电极位置，保证试验间隙满足 5.1.3.3 要求。
g) 重复步骤 d)～e)直到完成所有模型姿态试验。
h) 调整高压发生器极性，重复试验步骤 d)～f)，直到完成全部试验。
5.2 大电流物理损伤试验
5.2.1 电弧引入试验
5.2.1.1 适用范围和试验目的
本试验适用于雷电 1A、1B、1C、2A、2B 区内的飞机结构，用于确定飞机雷电通道附着位置或机身大电流路径产生的直接效应。
本试验用于评估：
a) 弧根损伤;
b) 引起的热斑;
c) 熔穿;
d) 保护层的损伤情况;
e) 连接点的损伤情况;
f) 关注点的电压和/或电流。
5.2.1.2 试验件
试验件应是全尺寸批量产品或是典型的原型件，也可以是平板件、样件或飞机结构部段。平板件、样件或飞机结构部段的制造工艺、涂复和表面处理、连接方式和材料等应与装机状态一致。
5.2.1.3 试验布置
本试验的试验布置如下：
a) 将试验件固定在夹具或飞机结构段上;
b) 试验件接地;
c) 将高压发生器回路连接到试验件和试验固定装置上，使雷电流从试验件传导出的方式与飞机遭受雷击时一致，确定试验布置内与电流传导相关的磁力效应和其他效应与飞机遭受雷击时一致;
d) 将试验电极置于在试验件上方不小于 50mm 处，如图 12，试验电极应采用图示的喷射偏转型电极;
e) 设置高压发生器为负极性。如果仅施加电流分量 A 或D，也可设置为正极性;
f) 可使用直径不超过 0.1mm 的细金属丝将电弧引入至试验件上关注点位置，细金属丝末端距离试验件不小于 2mm，可使用图 13 左图中所示的胶带辅助布置细金属丝;
g) 布置试验监测和记录设备。
标引序号说明：
1——电极;
2——电弧喷射;
3——引弧细金属丝;
4——绝缘球;
5——试验件;
6——耐火黏土(表面绝缘)。
图 12 典型喷射偏转型试验电极
标引序号说明：
1——直径小于 0.1mm 的细金属丝; 2——试验件;
3——试验件。
图 13 试验细金属丝布置
5.2.1.4 试验波形
试验波形应根据试验件所在的雷电区域来选择，具体要求如表 1 所示。
表 1 适用于不同雷电区域的电流分量
5.2.1.5 数据记录
本试验应记录的数据包括：
a) 每个试验布置的照片并加以说明;
b) 试验件放电前后状态的照片;
c) 试验件损伤照片并加以说明;
d) 记录试验环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验员、试验地点;
e) 记录试验程序的所有偏离;
f) 记录每次放电数据，包括放电极性、电流幅值和波形、波形时间及上升率等。
5.2.1.6 试验程序
本试验的试验程序如下。
a) 检查试验室环境条件。
b) 检查和执行安全操作程序。
c) 校准发生器和测量仪器：
1) 在试验回路中接入一个与试验件材料属性类似的模拟件，使高压发生器放电时不损坏试验件;
2) 对模拟件放电，测量施加的电流;
3) 如果电流大小或波形不符合要求，调整发生器的参数;
4) 重复步骤 3)和 4)，直至获得波形符合要求为止;
5) 移除模拟件。
d) 接入试验件，对试验件进行放电。
e) 检查试验件，记录试验结果。
f) 根据试验大纲调整试验电极位置，并重复步骤 d)和 e)直至试验完成。
5.2.2 飞机非导电表面雷电流试验
5.2.2.1 适用范围和试验目的
本试验适用于雷电 1A、1C 和 2A 区的飞机表面。用于确定雷电通道扫掠通过飞机风挡玻璃、天线整流罩和其他非导电表面引起的效应。
本试验用于评估：
a) 冲击波损伤及热效应损伤;
b) 雷电弧对内埋线缆或内部线缆影响;
c) 内层“剥落”效应;
d) 对非导电结构件的雷电效应;
e) 感应或直接耦合到内部导体上的电压与电流。
5.2.2.2 试验件
试验件应是全尺寸批量产品或是典型的原型件。
5.2.2.3 试验布置
本试验的试验布置如下。
a) 将试验件安装在试验工装或飞机结构件。图 14 的试验布置，用来确定飞机内层“剥落”效应，试验件安装在通用的试验工装上，试验件在试验工装上的安装角度与非导电表面实际安装角度一致，试验件前方连接的金属板模拟非导电表面实际安装状态下的前方机身。图 15 的试验布置，用来进行风挡玻璃在雷电损伤后的压力试验，一个全尺寸的风挡玻璃安装在飞机结构件上(或模拟机身结构件的试验工装上)，如果试验件干湿状态对试验结果有影响，试验应在干、湿两种状态下分别进行。
b) 试验件接地。
c) 将发生器的回路连接到试验件和试验工装上，使雷电流从试验件传导出的方式与飞机遭受雷击时一致，确定试验工装内与电流传导相关的磁力效应和其他效应与飞机遭受雷击时一致。
d) 把喷射偏转型试验电极安装在试验件区域的上方，试验电极中心与试验件的距离不小于200mm。
e) 试验电极应对准试验件中心位置或对准距离试验件前方边缘 300mm 位置，对准点取距离前方边缘较小值的位置。
f) 发生器的输出端连接至电极。
g) 本试验正极性和负极性均可使用。
h) 使用直径不超过 0.1mm 的细金属丝，将电弧直接引至试验件上关注点的位置，然后在距离非导电表面上方 50mm 处，细金属丝与表面近似平行向前延伸，最后直接连接到前端的飞机结构(或金属板)上。
i) 布置监测和记录设备。
标引序号说明：
1——风挡玻璃金属骨架;2——试验电流;3——试验件;4——见证板;5——喷射偏转型电极; 6——引弧细金属丝;7——发生器回路;8——金属板;9——电弧喷射偏转型电极;
10——300mm 或风挡玻璃前、后边缘距离的一半，取最小值。
图 14 风挡玻璃模拟件试验
标引序号说明：
1——试验电流;
2——试验电极;
3——细金属熔丝;
4——发生器回路。
图 15 风挡玻璃试验
5.2.2.4 试验波形
根据试验件所处雷电分区，试验波形分别选用电流分量 A(1A 区)、分量 AH (1C 区)或分量 D (2A 区)。如需评估试验件表面产生的热效应，选用电流分量 B 和 C*，试验时把电极向试验件前缘移动，缩短细金属丝。
5.2.2.5 数据记录
本试验记录的数据应包括：
a) 每个试验布置的照片并加以说明;
b) 如适用，对风挡玻璃加热电路和其他相关结构记录并加以说明;
c) 放电前、后，试验件的照片;
d) 试验后，试验件损伤的照片并加以说明;
e) 记录试验环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验人员、试验地点;
f) 记录试验程序的所有偏离;
g) 记录每次放电结果，包括极性、电流幅值和波形、波形时间及上升率等;
h) 如适用，记录加热电路中的感应电流、电压的幅度和波形;
i) 如适用，见证板上“剥落”的试验件照片。
5.2.2.6 试验程序
本试验的试验程序如下。
a) 检查试验室环境条件。
b) 检查和执行安全操作程序。
c) 校准发生器和测量仪器：
1) 在试验回路中接入一个与试验件材料属性类似的模拟件，使发生器放电时不损坏试验件;
2) 对模拟件放电，测量施加的电流波形;
3) 如果电流大小或波形不符合要求，调整发生器的参数;
4) 重复步骤 3)和 4)，直至获得波形符合要求的波形为止;
5) 移除模拟件。
d) 清洁试验件，清除灰尘、碎屑和其他可能影响试验结果的污染物。
e) 对试验件放电。
f) 检查试验件，记录试验结果。
g) 如果需要，调整电极位置，并重复步骤 e)和 f)。
5.2.3 传导电流试验
5.2.3.1 适用范围和试验目的
本试验适用于雷电 3 区中的飞机结构及部件。
本试验可用于评估：物理损伤、电弧和火花、磁力效应及热效应。
5.2.3.2 试验件
试验件应是全尺寸批量产品，如结构部件样件或结构截取段样件，应包含粘接接头、紧固接头、铰链、轴承、维修口盖等的结构部件。为使样件有足够的横截面雷电流分布，样件尺寸应足够大。
5.2.3.3 试验布置
本试验典型的试验布置如图 16。
a) 将试验件安装在工装上。
b) 试验件接地。
c) 将发生器输出端和回路分别连接至试验件，使得雷电流在试验件上传导通过的方式与飞机遭受雷击时一致。确保试验布置内雷电流产生的磁力效应和其他相互作用与装机状态一致。
d) 布置监测和记录设备。
标引序号说明：
1——耦合网络;2——准同轴电流感应系统;3——金属板;4——准同轴电流回路系统;5——照相机;
6——金属纵梁操纵杆等(两端连接);7——金属板;8——试验件;9——电流探头;10——屏蔽电缆束(两端连接); 11——接收器(记录设备);12——屏蔽室;13——电缆屏蔽层接地;14——雷电发生器。
图 16 电流传导试验的典型试验布置
5.2.3.4 试验波形
本试验的试验波形采用电流分量 A、B、C、D，电流分量连续施加。试验电流分量大小应根据试验件所在区域的机身雷电流密度来进行缩比，雷电流密度可通过数值分析方法或低电平 CW 扫描试验等来确定。
5.2.3.5 数据记录
本试验记录的数据应包括：
a) 每个试验布置的照片并加以说明;
b) 连接点的照片;
c) 放电前、后，试验件的照片，试验件损伤的照片并加以说明;
d) 记录试验环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验人员、试验地点;
e) 记录试验程序的所有偏离;
f) 记录每次放电结果，包括极性、电流幅值和波形、波形时间及上升率等。
5.2.3.6 试验程序
本试验的试验程序如下。
a) 检查试验室环境条件。
b) 检查和执行安全操作程序。
c) 校准发生器和测量仪器：
1) 把发生器输出端、试验回路与试验件的连接断开， 将发生器输出端、试验回路连接至与试验件材料属性类似的模拟件上;
2) 对模拟件放电，测量施加的电流波形;
3) 如果电流大小或波形不符合要求，调整发生器的参数;
4) 重复步骤 2)和 3)，直至获得符合要求的波形为止;
5) 移除模拟件，将发生器的输出端和试验回路与试验件重新连接。
d) 对试验件放电。
e) 检查试验件，记录试验结果。
5.3 外部安装设备瞬态感应试验
5.3.1 外部安装设备的注入瞬态测量
5.3.1.1 适用范围和试验目的
本试验方法适用于雷电 1A、1B、1C、2A 及 2B 区中含电路的外部安装设备，如天线、结冰探测器、攻角传感器、电加热空速管、电加热除冰装置和航行灯等。本试验用于测量雷电直接附着时耦合到设备内部电路的感应电压和电流。本试验可与 5.2.1 和 5.2.3 同时完成。本试验可作为全机雷电间接效应试验的补充。
5.3.1.2 试验件
试验件应是全尺寸批量产品或是典型的原型件。试验件结构、布线和设备安装的电磁特性应与装机配置一致。试验件应包含垫片、连接跳线、涂层和密封剂等安装配件， 电气线束的安装与装机状态一致。
5.3.1.3 试验布置
本试验典型的试验布置如图 17 所示：
a) 将试验件安装在试验夹具上，试验夹具应能代表机身结构并模拟试验件布线方式。试验件安装的平板材料应与飞机结构实际使用材料相同;
b) 将试验件和试验夹具接地;
c) 选择初始试验极性，将发生器回路连接至试验工装上，选择的连接位置应使试验电流从试验件上传导的方式与飞机遭受雷击时一致;
d) 将试验电极置于试验件上方可能遭受实际雷电附着的位置，试验电极距离试验件距离不小于50mm (或与试验件直接接触)，试验电极采用喷射偏转型电极;
e) 布置电压和电流测量探头以及记录设备;
f) 所有的测量探头和记录设备应进行屏蔽处理，以降低测量噪声;瞬态感应测量探头和记录设备之间应使用合适的屏蔽线缆或光纤进行连接。
g) 测量感应电压和电流时，试验件线缆两种端接方式;第一种用来测量最严酷的电平，将线缆终端开路或短路，测量开路电压 VOC 和短路电流 ISC;第二种用来测量电路实际感应的电压和电流，将线缆终端用实际电路阻抗端接，测量实际电路阻抗下的感应电压和感应电流。总线束电流 IB 在两种端接方式中均应可测。
标引序号说明：
1——雷电试验发生器;2——试验件;3——试验安装平板;4——测量仪器;5——试验工装。
图 17 典型试验布置
5.3.1.4 试验波形
本试验应根据试验件所处雷电区域来选择电流分量(见表 2)，通常选用电流分量 A，D，H。试验次数一般为 3 次，波形峰值不做要求，最后将试验测量的数值推算到标准规定的峰值要求。
表 2 瞬态信号测量试验波形
5.3.1.5 数据记录
本试验应记录的数据包括：
a) 每个试验布置的照片并加以说明;
b) 电路的测量仪器探头及配线布置的照片并加以说明;
c) 记录试验环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验人员、试验地点;
d) 记录试验程序的所有偏离;
e) 记录每次放电结果，包括放电极性、电流幅值和波形、波形时间及上升率等;
f) 记录试验件电路终端感应电压/电流的幅值和波形。
5.3.1.6 试验程序
本试验的试验程序如下。
a) 检查试验室环境条件。
b) 检查和执行安全操作程序。
c) 校准发生器和测量仪器：
1) 把发生器输出端、试验回路与试验件的连接断开， 将发生器输出端、试验回路连接至与试验件材料属性类似的模拟件上;
2) 对模拟件放电，测量施加的电流波形和电路测量仪器中的感应信号;
3) 如果施加的电流幅值或波形不符合要求，调整发生器参数直至符合要求;
4) 如果测量仪器电路的感应噪声电平高于预期值，调整测量仪器布置，降低感应噪声电平;
5) 重复步骤 2)到 4)，直到满足要求为止;
6) 移除模拟件，将发生器的输出端和试验回路与试验件重新连接。
d) 对试验件放电，测量施加的电流波形和线缆上的瞬态感应信号。
e) 检查试验件，记录试验结果。
5.3.2 电路绝缘的耐压评估试验
5.3.2.1 适用范围和试验目的
本试验适用于所有飞机雷电区域，在这个区域，因磁通变化和结构阻性电压所引起的感应电压可能会导致绝缘导线对周围结构绝缘形成闪络或击穿。可用于直接效应引起的间接效应的评估。图 18 中，当雷达罩上安装的空速管遭受雷击时，在空速管加热器和空速管之间产生感应电压。
5.3.2.2 试验件
试验件应是全尺寸批量产品或是典型的原型件。与试验件有关的关注系统布线、设备类型和设备安装、线缆走向等应与实际装机状态完全一致。
5.3.2.3 试验布置
本试验典型的试验布置如下。
a) 本试验采用 5.3.1.3 或 6.1.6.1 中的试验布置。
b) 如图 19所示，将试验件电路某一终端进行临时短路，在试验件电路的另一端测量开路电压VOC。
5.3.2.4 试验波形
本试验采用电流波形 A、D 或 H。
5.3.2.5 数据记录
同 5.3.1.5 或 6.1.6.4 中相关内容。
a) 雷电附着
b) 等效电路
标引序号说明：
1——雷电附着; 2——绝缘体;
3——空速管加热器;
4——电气布线;
5——非雷达导电罩;
6——结构地;
7——电源;
8——结构地;
9——结构;
10——雷电流路径-电离分流条;
11——空速管;
12——雷电流-iL;
13——结构电阻-RS;
14——磁通量-Ф。
图 18 空速管加热器绝缘体上的雷电感应电压
b) 电源共模电压测量
标引序号说明：
1——空速管;
2——绝缘体;
3——空速管加热器;
4——非雷达导电罩;
5——结构;
6——短路。
图 19 感应电压测量位置
5.3.2.6 试验程序
同 5.3.1.5 或 6.1 中相关内容。
6 雷电间接效应试验方法
6.1 全机雷电试验
6.1.1 试验目的
本试验用于确定飞机电子/电气系统线缆中的实际瞬态感应电平(ATLs)和瞬态感应波形。通常在线束屏蔽层或单根导线上测量瞬态感应电流和电压。测量的 ATLs 可用于确定或验证机载设备瞬态控制电平(TCLs)和瞬态设计电平(ETDLs)。本试验也可用于测量非电气系统导体， 如操控钢索、燃油、液压、引气系统管路等的瞬态感应电流和电压，也可用于燃油系统和结构的雷电防护设计及适航取证。
6.1.2 试验件
试验在完整且功能正常的飞机、飞机主要舱段或发动机上进行。
a) 如果试验用于飞机或发动机的适航认证，试验件应为飞机或发动机批量产品。
b) 如果试验用于获取工程研发试验数据，试验件可以使用原型件、实物模型、飞机或发动机的主要部分。结构、线束和设备安装的电磁特性应与生产构型的飞机或发动机一致。
c) 全机试验中飞机系统不上电，但需保证电气回路的连续性。
d) 在安装测试探头和仪器时，不得影响雷电流通路或在飞机上增加额外的开口。
e) 飞机主要舱段或发动机进行全机试验时，应包括其到飞机其余部分的雷电流通路，以获得真实的电流分布。
f) 发动机试验时，试验布置中应包括发动机、短舱、挂架、支撑杆及机身之间的所有雷电流通路。
g) 为保证试验安全，应移除试验件内的燃油、电爆装置(EEDs)等危险品;并应排空燃油蒸气或用惰性气体填充;确保可燃气体在安全数值内。
6.1.3 回路导体布置
本试验回路导体布置要求如下。
a) 全机雷电试验中，雷电流通路可通过电流发生器和回路导体与飞机的连接来模拟。典型固定翼飞机和直升机的雷电流进、出点配置见表 3。
b) 全机雷电试验中，应结合飞机分区试验，并选取对测量点影响最严酷的雷电流进出点配置。
c) 回路导体和电流发生器的布置应最大程度反应飞机遭遇真实雷击时机身的雷电流分布情况。
d) 回路导体应布置为同轴回路结构形式，客机回路导体布置如图 20，直升机回路导体布置见图 21。
e) 严格控制返回导体数量、间距以及距蒙皮距离，确保雷电流流过飞机时，密度均匀达 90%以上。
f) 试验回路中应布置匹配电阻，保证波形各项参数满足要求。
g) 应用绝缘板将飞机与地面或接地平板隔离。
标引序号说明：
1——脉冲电流发生器;2——飞机;3——回路导体;4——光线发射器;6——绝缘支撑;
7——光线接收器;8——测量仪器。
图 20 大型客机回路导体布置
标引序号说明：
1——雷电流发生器撑; 2——直升机;
3——回路导体;
4——绝缘支。
图 21 直升机回路导体布置
表 3 典型的试验雷电流进、出点配置
6.1.4 试验测量
全机雷电试验用于测量 ATLs 数据;也用于测量磁场耦合产生的感应电压、结构电压和结构表面电流。
a) ATLs 数据有以下 5 种类型，如图 22：
1) 开路电压(Voc);
2) 短路电流(Isc);
3) 线束电流(Ibc);
4) 负载电压(VL);
5) 负载电流(IL)。
b) 对于开路电压和短路电流的测量，应将测量点设备移除，使用短的、低感导线将测量点就近接地。
c) 测量线束电流、负载电压和负载电流时， 测量点两端设备需保持;若测量时设备发生移动，需将其外壳就近接地。
d) 测量磁场耦合产生的感应电压时，试验线缆的布置应形成穿过孔缝的磁场，将试验线缆一端接地，在另一端测量感应开路电压。
e) 测量结构电压时，沿结构表面布置试验线缆，试验线缆与飞机结构的距离应尽可能短，并将试验线缆一端接地，在另一端测量感应电压。
f) 测量飞机结构表面电流时，通过在结构表面安装电流探头或磁场探头来测量。
g) 具备外部源触发的能力。
1
2 Voc
a) 开路电压测量
3
4 \
Isc
b) 短路电流测量
c) 线束电流测量
VI,II
6
d) 负载电压测量和 e)负载电流测量
标引序号说明：
1——短接跳线;2——飞机地;3——短接跳线;4——飞机地;5——短路跳线;6——接线盒(内有电压或电流探头)。
图 22 测量类型示意图
6.1.5 全机扫频雷电试验
本试验用于测量飞机的感应电压或电流的传递函数。频域传递函数乘以相应雷电环境的频谱后， 进行反傅氏变换，得到时域的感应瞬态电压或电流。
6.1.5.1 试验布置
本试验方法的布置如图 23，布置试验时应注意：
信号发生器的阻抗应与飞机和回路导体的阻抗相匹配。如果这个方式无法保证驱动足够电流流过飞机机身，来获得合适的低频部分(低于 1MHz)测量数据，则可以把飞机远端直接短接到回路导体上。
标引序号说明：
1——射频放大器;
2——直升机;
3——回路导体;
4——绝缘支撑;
5——光纤发射器;
6——光纤接收器。
图 23 扫频试验布置
6.1.5.2 试验波形
本试验使用频率为 100Hz～50MHz 的低电平正弦电流波形，在确定的频率范围内，有扫频和步进两种电流注入方式。
如测量的传递函数没有足够的信噪比，可提高注入电流的电平。
6.1.5.3 试验设备及要求
本试验的试验设备及要求如下。
a) 信号发生器通过射频放大器将电流信号注入机身。
b) 将电流互感器安装在射频放大器和飞机的连接导体上。电流互感器与网络分析仪的参考通道连接，测量注入飞机的电流，可使用多个电流互感器，以获得足够的测量带宽。
c) 试验探头可以是电流探头或电压探头。
d) 采用网络分析仪采集试验探头的信号，包括与参考电流相对应的感应信号的幅值和相位。
e) 试验探头用光纤连接至网络分析仪。
6.1.5.4 测量和计算
本试验需进行传递函数的测量和计算。
a) 测量的感应瞬态响应是与飞机进入点电流相关的传递函数。传递函数与雷电流分量无关， 传递函数乘以电流分量 A、D、D/2 或 H 的频谱，再进行反傅氏变换，就可得到飞机线缆上感应的瞬态响应。
b) 应对测量系统进行校准，获得探头、同轴回路导体、网络分析仪和射频放大器等的频率响应特征，用校准传递函数 HC (f )表示。每种探头和试验布置均应测量校准传递函数，包括频率、幅度和相位等数据。测量点响应传递函数 HT (f)计算如下：
式中：
HT (f)——测量点响应传递函数，单位为安培/安培(A/A)或伏特/安培(V/A);
X(f)——测量点响应，单位为安培(A)或伏特(V);
I(f)——进入点电流，单位为安培(A)。
测量点响应传递函数必须进行校正，消除测量系统误差。校正后的传递函数 HTC (f)计算：
HTC……………………………………………(2)
式中：
HTC (f)——校正后的测量点响应传递函数，单位为安培/安培(A/A)或伏特/安培(V/A);
HT (f)——测量点响应传递函数，单位为安培/安培(A/A)或伏特/安培(V/A);
HC (f)——校准传递函数(校正系数)。
c) 在飞机每个测量位置点均应测量噪声响应。
6.1.5.5 数据记录
本试验应记录如下数据。
a) 每个试验布置的照片并加以说明。
b) 典型的试验数据记录，包括：
1) 测量系统的校准传递函数HC (f);
2) 线束屏蔽电流传递函数;
3) 单根导线电压/电流传递函数;
4) 电压/电流噪声测量传递函数;
5) 每对进、出点配置通路的输入阻抗;
6) 磁场耦合电压传递函数;
7) 结构电压传递函数;
8) 结构表面电流传递函数。
c) 记录试验环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验人员、试验地点。
d) 记录试验过程中的所有偏离。
6.1.5.6 数据处理
试验后，需将测量的传递函数乘以雷电流分量频谱，再进行反傅氏变换，得到对应雷电流分量下的时域脉冲响应。
6.1.6 全机脉冲雷电试验
本试验用于测量感应瞬态电压和电流的波形和幅值。
6.1.6.1 试验布置
本试验方法的布置如图 24，布置试验时应注意：
a) 低电平全机脉冲电流试验时，飞机不上电;
b) 飞机与回路导体应保持足够的安全间距，防止飞机与回路导体间形成电弧或闪络。
标引序号说明：
1——绝缘板;
2——光纤发射器;
3——光纤接收器;
4——测量仪器;
5——接地平板;
6——脉冲电流发生器。
图 24 脉冲电流试验布置
6.1.6.2 试验波形
本试验采用缩比电流分量 A、D 及 H 波形，幅值一般为 1kA～20kA。
6.1.6.3 试验设备及要求
本试验的试验设备及要求如下：
a) 电流发生器应能产生符合试验要求的幅值和波形;
b) 电流发生器能够幅值连续可调，波形快速切换;
c) 测量仪器及测量探头应有合适的带宽;
d) 测量仪器与测量探头的连接同轴电缆应屏蔽处理且尽量短，必要时，测量仪器与测量探头采用光纤连接;
e) 使用可开合式电流传感器，以保护被试线束;
f) 使用环路阻抗测试仪对飞机线束的环路阻抗进行测试;
g) 对机上测量系统应进行屏蔽处理，就近接地。
6.1.6.4 数据记录
本试验应记录如下数据。
a) 全机试验布置的照片并加以说明。
b) 每个测量点的试验布置的照片。
c) 试验前后线束环路阻抗。
d) 典型的试验数据记录，包括：
1) 线束电流;
2) 单根导体电压/电流;
3) 负载电压/电流;
4) 电压/电流噪声;
5) 注入电流;
6) 磁场耦合电压;
7) 结构电压;
8) 结构表面电流。
e) 记录试验环境数据(如温度、压力和湿度)、试验日期、试验人员、试验地点;
f) 记录试验过程中的所有偏离。
6.1.6.5 数据处理
试验后，按下列原则进行数据处理：
a) 测量的瞬态响应应该超过噪声测量值的 2 倍，或者噪声测量值应该低于测量点 TCL 的十分之一;
b) 感应电压和感应电流应线性外推至全电平状态;
c) 需要进行瞬态响应波形拆分，以便与 ETDLs 进行针对性比较。
6.2 设备级和系统级雷电间接效应试验
本试验用于验证单个设备或系统承受雷电感应瞬态过程的能力，通过施加瞬态电压和电流的波形来实现。本试验有两种类型，分别为损伤容限试验和功能受扰试验。
6.2.1 设备损伤容限试验
按照 HB 6167.24-2014 中 6.2 提供的引脚注入试验描述的内容进行。
6.2.2 设备功能受扰试验
单个设备的功能受扰试验，按照 HB 6167.24-2014 中提供的电缆束试验进行。由两个或以上设备部件组成的系统，其功能受扰试验，按 6.2.3 进行。
