ICS49.020

CCSV00

SHUAJQ

團體標準

T/SHUA2023—0012

中大型電動垂直起降航空器分布式電推進

系統和海島場景環境試驗適航要求

Airworthinessrequirementsfordistributedelectricpropulsionsystemandisland

sceneenvironmentaltestsofmediumandlargeeVTOL

（征求意見稿）

在提交反饋意見時，請將您知道的相關專利連同支持性文件一并附上。

XXXX-XX-XX發布XXXX-XX-XX實施

上海市無人機產業協會??發布

T/SHUA2023—0012

II

T/SHUA2023—0012

中大型電動垂直起降航空器分布式電推進系統和海島場景環境試驗

適航要求

1范圍

本文件規定了電動垂直起降（eVTOL）航空器分布式電推系統和海島場景環境試驗適航要求。

本文件適用于在中國境內使用中大型eVTOL無人駕駛航空器。

中型無人駕駛航空器是指空機重量超過15千克，且最大起飛重量超過25千克不超過150千克的無人

駕駛航空器。

大型無人駕駛航空器是指最大起飛重量超過150千克的無人駕駛航空器。

2術語和定義

下列術語和定義適用于本文件。

2.1

電動垂直起降（ElectricVerticalTakeoffandLanding，eVTOL）航空器

是一種依靠電力推進系統可以垂直起飛、懸停和降落的航空器。

2.2

分布式電推進（DistributedElectricPropulsion，DEP）

由電機驅動分布在機翼或機身上的多個螺旋槳或風扇構成推進系統為航空器提供主要推力。

2.3

電弧故障（ArcFault）

電弧故障是指帶電線路中出現非人類意愿電弧的一種電氣故障。按照電弧故障發生時電弧與電路連

接關系，可將電弧故障（ArcFault，AF）分為串聯電弧故障（SeriesArcFault，SAF）、并聯電弧故

障（ParallelArcFault，PAF）、接地電弧故障（GroundingArcFault，GAF）和復合電弧故障（Complex

ArcFault，CAF）。

2.4

限制載荷（LimitLoads）

限制載荷是各安裝構件和結構在預期工作狀態下受到的最大載荷。

2.5

極限載荷（UltimateLoads）

極限載荷是各安裝構件和結構在異常工況下受到的最大載荷，一般由限制載荷的1.5倍和電機失

效工況下的載荷共同確定。

2.6

儲能裝置（EnergyStorageDevice）

以任何方式儲存某種形式能量的裝置。典型的儲能裝置包括但不限于電池、燃料電池或電容。電池

是一種由電化學電池組成的裝置，用于將化學能轉化為電能。電容是一種無源電氣裝置，由一對被介質

（絕緣體）隔開的導體組成。當導體之間存在電位差（電壓）時，電介質中就存在存儲能量的電場。

2.7

機載電子硬件（AirborneElectronicHardware,AEH）

如航線可更換件（LRU）、電路板組裝件、專用集成電路以及可編程邏輯器件。

2.8

航空器提供的數據（Aircraft-suppliedData）

航空器系統直接提供或經過航空器系統傳遞給控制系統的任何數據。

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2.9

電機控制系統（MotorControlSystem,MCS）

任何用來控制、限制或監控電機運行的系統或設備。

2.10

可編程邏輯器件（ProgrammableLogicDevice,PLD）

一種可以更改以執行特定功能的電子部件，包括但不限于可編程陣列邏輯（PAL）部件、通用陣列

邏輯（GAL）部件、可現場編程門陣列（FPGA）部件以及可擦除可編程邏輯器（EPLD）。

2.11

氣動特性（AerodynamicCharacteristics）

是指作用在航空器上的空氣動力和空氣動力力矩隨航空器幾何外形、飛行姿態（迎角、側滑角等）、

飛行速度、大氣密度、空氣粘度和壓縮性等參數的變化規律，是分析航空器性能的依據。

2.12

持續轉動（ContinuedRotation）

指的是電機停車后，電機的主轉動系統仍然維持轉動的狀態。造成持續轉動的原因可能是風或機械

效應，或者兩者的結合。機械效應包括傳動軸離合分離不徹底造成的停車后的持續轉動。

2.13

跛行模式（LimpHome）

是指電控設備出現故障的時候，一開始主要集中于電機控制和變速箱單片機，在模塊或者傳感器信

號出現故障的時候，模塊仍舊能夠完成基本的功能，使得航空器仍能以最低要求的性能運行。

2.14

海島場景（IslandScene）

在地質學定義（中國國家標準《海洋學術語海洋地質學GB/T18190-2000》）中，海島指散布于海

洋中面積不小于500平方米的小塊陸地。1982年《聯合國海洋法公約》第121條的明確規定：“島嶼是四

面環水并在高潮時高于水面的自然形成的陸地區域”。

2.15

環境試驗（EnvironmentTest）

是為了產品在預期的使用、運輸或貯存的所有環境下，保持功能可靠性而進行的試驗。是將產品暴

露在自然的或人工的環境條件下經受其作用，以評價產品在實際使用、運輸和貯存的環境條件下的性能，

并分析研究環境因素的影響程度及其作用機理。

3中大型電動垂直起降航空器分布式電推進系統適航要求

3.1額定值和運行限制

額定值和運行限制應包括以下內容：

a)建立額定值和運行限制，包括基于本條款規定的運行條件和信息，以及電推進系統安全運行

所必需的任何其他信息所建立的額定值和限制。

b)運行限制包括任何確保電推進系統及其相關子系統安全運行的限制。

c)確定起飛功率/推力額定值、最大持續功率/推力額定值、應急額定值（如適用）、使用額定

值的最大允許時間。

d)應急額定值應與其他額定值分開建立，并且應定義與每個應急額定值相關聯的具體故障。

3.2材料

電推進系統所用材料的適用性和耐久性應滿足下列要求：

a)建立在經驗或試驗的基礎上；

b)符合經批準的規范（如工業或軍用規范），保證這些材料具有設計資料中采用的強度和其他

性能。

3.3防火

防火應滿足一下要求：

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a)電推進系統的設計和構造及所用的材料應使著火和火焰蔓延的可能性減至最小。

b)此外，高壓電氣連接互連系統應進行保護以防止電弧故障。任何沒有電氣線路互連保護的應

分析來表明電弧故障不會造成危害。

3.4耐久性

電機的設計和構造應盡量減少電機在維修間隔、大修周期內或適用的持續適航性文件（ICA）中描

述的強制性措施之間的不安全狀況。

3.5冷卻

當在運行限制范圍內運行時，電推進系統應包括安全運行所需的冷卻組件。運行手冊應規定電機和

儲能裝置的溫度限制。充電期間，還應考慮儲能裝置的冷卻規定。

3.6電機的安裝構件和結構

a)應規定電機安裝構件和相關的電機結構的限制載荷和極限載荷。

b)該電機安裝構件和相關的電機結構應能承受下列載荷：

1)規定的限制載荷并且沒有永久變形；

2)規定的極限載荷并且沒有破壞，但可以出現永久變形。

3.7儲能裝置的安裝

電推進系統儲能裝置應考慮預期飛行和緊急著陸傳遞到機身上的載荷。儲能裝置上的連接點應有數

據來正確設計機身安裝結構。應規定儲能裝置安裝附件和相關結構的最大允許限制載荷和極限載荷。

3.8超轉

轉子應滿足以下要求：

a)轉子超轉不得導致爆裂、轉子增長或損壞，從而導致危險的電機影響。符合本段的規定應通

過試驗、驗證分析或兩者的結合來證明。應聲明和證實適用的假設轉子轉速。

b)轉子應具有足夠的強度，在超過審定的運行條件和超過導致轉子超轉的故障條件時，有足夠

的破裂裕度。破裂裕度應通過試驗、驗證分析或兩者的結合來表明。

c)電機轉子轉速不得超過可能影響轉子結構完整性的轉速運行限制。

3.9電機控制系統

3.9.1適用性

本文件適用于作為電機型號設計的一部分，控制、限制、監控或保護電機運行并對電機持續適航必

不可少的任何系統或設備。

3.9.2電機控制

電機控制系統應保證電機不經歷任何不可接受的運行特征或超過其運行限制，包括故障情況下，故

障或失效導致控制模式的轉換、通道的轉換、主系統和備份系統（如果適用）的轉換。

3.9.3設計保證

軟件和復雜的電子硬件，包括可編程邏輯器件，應是：

a)采用結構化和系統化的方法進行設計和開發，該方法邏輯上提供了與設備所在系統的故障或

失效相關的危害相應的保證水平；

b)局方接受的驗證方法。

3.9.4驗證

控制系統的所有功能方面都應通過試驗、分析或它們的組合來證實，以表明電機控制系統在整個聲

明的運行包線內實現了預期的功能。

3.9.5環境限制

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不能通過耐久性試驗、驗證分析或兩者的結合充分證明的環境限制，應通過系統和部件試驗來證明。

3.9.6電機控制系統故障

電機控制系統應：

a)有適用于航空器預期應用的最大失去功率控制（LOPC）率；

b)在完整構型時，對涉及LOPC事件的電氣、電氣檢測和電子故障，由局方確定為單一故障容錯；

c)無任何單一故障導致危險的電機影響；

d)擬用航空器沒有任何可能導致局部事件的失效或故障。

3.9.7系統安全性評估

申請人應進行系統安全性評估。這種評估應識別影響正常運行的故障或失效，以及這些故障或失效

預計發生的頻率。為了保證電機控制系統安全性的評估是有效的，應考慮到預期的航空器應用。

3.9.8保護系統

電機控制裝置和系統的設計和功能，連同電機儀表、運行說明書和維修說明書，應確保電機在使用

中不會超過運行限制。

3.9.9航空器提供的數據

任何單個失效導致航空器提供的數據（除航空器電源指令信號外）丟失、中斷或損壞，或航空器提

供的數據在單個電機內的電機系統之間或完全獨立的電機系統之間共享，應包括：

a)不會導致危害性的電機影響；

b)能夠被控制系統檢測和包容。

3.9.10電機控制系統電源

電機控制系統的設計，應確保控制系統電源的丟失、故障或中斷不會對電機造成危險的影響、不可

接受的錯誤數據傳輸，或在沒有控制功能的情況下電機繼續運行。電機控制系統應能夠在航空器供電恢

復到規定的范圍內時恢復正常工作。

申請人應在電機安裝手冊中聲明航空器為起動和運行電機而向電機控制系統提供的任何電源的特

性，包括瞬態和穩態電壓限制，以及電機安全運行所必需的其他特性。

3.10儀表連接

3.10.1除非在結構上能防止錯接儀表，否則，按航空器適航標準要求的動力裝置儀表所設置的每個連

接件或者為保證電機工作符合任何電機使用限制所必需的每個連接件，都應作標記以識別出與其相應的

儀表。

3.10.2申請人應制定保證電機在其使用限制內工作的儀表的安裝規定。按照提出的安全分析或任何其

他的規范要求，如果所依賴的儀表在假定航空器的安裝中不是強制的，則該儀表應在電機安裝說明中指

定，并在電機批準文件中聲明為強制性的。

3.10.3傳感器及相關電線和信號調節器應在物理上和電氣上進行隔離，以確保從儀表的監測功能向控

制功能傳遞故障的概率與該故障的影響一致，反之亦然。

a)應評估儀表、傳感器或連接器不正確安裝的可能性和后續影響。在可行的情況下，申請人應

設計上防止系統不正確的裝配。

b)機組人員能夠監測電機冷卻系統的運行情況，除非有證據顯示；

1)現有的其他儀表可以提供足夠的故障或即將發生故障的警告；

2)冷卻系統的故障在檢測前不會導致危險的電機影響；

3)冷卻系統發生故障的概率極低。

3.11應力分析

a)機械、熱力和電磁應力分析應有足夠的設計余量，以防止不可接受的運行特性和危險的電機

影響。

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b)電機的最大應力應通過試驗、驗證分析或兩者的結合來確定，且應證明不超過最小的材料屬

性。

3.12關鍵件和限壽件

申請人應通過安全性分析或局方可接受的方法，表明旋轉或運動部件、軸承、軸、靜態零件和非冗

余安裝部件應作為關鍵件或限壽件在其整個服役期內進行歸類、設計、制造和管理。

注1：關鍵件是指應滿足規定的完整性規范，以避免其發生關鍵失效，從而很可能導致危險電機影響的部件。

注2：限壽件是指轉子和主要的靜態結構件，其因低周疲勞（LCF）或任何LCF導致耦合蠕變的失效可能對電機造成

危害性影響。壽命是運行限制，規定了申請人在將該件從電機中拆除之前，其所能承受的最大允許飛行循環

次數。

3.13潤滑系統

潤滑系統應考慮以下內容：

a)潤滑系統的設計和構造，應在電機計劃的維修間隔期間及運行預期的所有飛行姿態和大氣條

件下，能夠正常工作。

b)潤滑系統的設計應防止電機軸承和潤滑系統部件受到污染。

c)申請人應通過試驗、驗證分析或兩者的結合來證明a)和b)的獨特潤滑特性和功能。

3.14動力響應

電機的設計和構造，包括它的控制系統，應使：

a)從最小功率設置增加到最高額定功率時，不會對電機造成不利影響。

b)從飛行中和地面可獲得的最小功率增加到確定為航空器運行安全的時間間隔內的最高額定功

率。

c)在對電機或航空器沒有不利影響的情況下，從最小扭矩增加到能夠確保航空器結構完整性或

航空器氣動特性的最高扭矩。

3.15持續轉動

如果設計允許空中任何電機停車后其主旋轉系統持續轉動，這種持續轉動不得導致任何對電機的危

害性影響。

3.16鳥、冰雹和外物撞擊

應考慮鳥、冰雹和外物撞擊。

a)電推進系統的設計、安裝必須確保在任何一次飛行中可能發生鳥或冰雹的吸入或撞擊，或者

其他異物的撞擊不會導致任何危害性影響或災難性影響。

b)如果在審定基礎中定義，還必須表明a)中定義的影響不會由于不可接受的后果而妨礙航空器

的繼續安全飛行和降落：

1)性能損失；

2)電推進系統/航空器操縱特性惡化；

3)超出任何電推進系統運行限制。

c)a)和b)中必須考慮多次撞擊的可能性，除非能證明不太可能在飛行中發生。

3.17液體系統

3.17.1用于電機部件潤滑或冷卻的每一種液體系統的設計和構造，應使其能夠在電機預期運行的所有

飛行姿態和大氣條件下正常工作。

3.17.2如果用于電機部件潤滑或冷卻的液體系統不是自包含的，則到該系統的接口應在電機安裝手冊

中定義。

3.17.3申請人應通過試驗、驗證分析或兩者的結合，確定所有承受較大氣體或液體壓力負荷的靜態部

件不會：

a)在正常工作壓力和最大工作壓力下，出現超出使用極限的永久性變形，或出現可能造成危險

狀況的泄漏。

b)當承受最大可能壓力中較大的一個時出現斷裂或破裂。

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3.17.4符合4.17.3條的必須考慮以下內容：

a)部件的工作溫度；

b)除壓力載荷外，任何其他顯著的靜態載荷；

c)代表零件構造中使用的材料和工藝的最小性能；

d)型號設計允許的任何不利的物理幾何條件，如最小材料、最小半徑等。

3.17.5經批準的冷卻劑和潤滑油應列在電機安裝手冊中。

3.18低電荷狀態性能

在“接近無電”的儲能設備或緊急“跛行”模式下，只要在運行手冊中有記錄，任何顯著的功率下

降都是可以接受的，并通過電推進系統儀表清楚地告知該限制。

3.19儲能裝置充電測試

每個電推進系統都應進行測試，以確認儲能裝置在使用設計/制造商為系統指定的任何電源充電時，

能夠完全充滿，而不會造成損壞或退化。在規定的測試期間，應認為電源端的電流是無限制的，電壓是

為電源定義的完整范圍。此外，儲能裝置應進行測試以確定其被審定的生命周期數。所確定的周期壽命

應記錄在運行、維護和大修手冊中。

3.20振動演示

3.20.1電機的設計和構造應使其在轉子轉速和電機輸出功率的正常工作范圍內（包括規定的超出范圍）

發揮作用，不得因振動而在任何電機部件中引起過大的應力，也不得給航空器結構帶來過大的振動。

3.20.2每個電機設計都應進行振動測量，以確定在特定的安裝配置下，在整個聲明的飛行包線和電機

工作范圍內，那些可能受到誘導振動的部件的振動特性是可接受的。測量應評估誘發振動的可能來源是

機械的、氣動的、聲學的或電磁的。這項調查應通過試驗、驗證分析或兩者的結合來證明。

3.21超出允許扭矩

當申請批準電機的瞬態最大超出允許扭矩時，申請人應通過試驗、驗證分析或兩者的組合，證明電

機在最大超出允許扭矩條件下沒有維修行動仍能繼續工作。在進行超出允許扭矩測試以表明符合此專用

條件或與超出允許扭矩測試相結合進行的任何其他測試結束后，每一個電機部件或單個組件組應滿足分

解檢查的要求。

3.22校準保證

每臺電機都應經過校準測試，以確定其功率特性和耐久性演示之前和之后的條件。

3.23耐用度演示

申請人應對電機進行一次局方可接受的耐用度演示，以證明電機的極限能力。

耐用度演示應包括發動機功率設置的增減，以及電機在額定性能水平、運行限制以及驗證電機極限

能力所需的任何其他條件或功率設置下所經歷的極端物理條件所持續的功率設置。

3.24溫度限制

電機的設計應證明其在溫度極限和可接受的裕度下的承受能力。申請人應量化并向局方說明每一額

定條件下的余量。應對所有聲明的工作循環和相關額定值以及會影響溫度限制的運行環境進行重復驗證。

3.25運行演示

電機設計應展示安全的運行特性，包括但不限于在其聲明的飛行包線和工作范圍內的動力循環、起

動、加速和超速。所聲明的電機運行特性應考慮安裝負載和影響。

3.26耐久性演示

電機應經過耐久性演示以證明電機的每個部件在大修期間或在未確定大修的電機更換間隔期間的

設計和構造已將系統的不安全狀況降至最低。該試驗必須模擬電機預期在工作狀態下運行的條件，包括

典型的起停循環。

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3.27系統及部件測試

申請人應證明系統和部件將在所有聲明的環境和運行條件下履行其預期功能。

3.28包容性

電機應具有以下包容特性，以防止旋轉部件可能造成的危害：

a)旋轉部件外殼的設計應在發生故障時提供旋轉部件的密封裝置，除非申請人表明轉子爆裂的

余量排除了轉子爆裂的可能性。

b)如果爆裂的余量表明外殼在發生故障時應具有包容特性，則外殼應規定包容故障的旋轉組件。

申請人應通過試驗、驗證分析或兩者的結合，并在電機安裝手冊中記錄由主轉子故障引起的

損傷釋放出的碎片的能量水平、軌跡和大小，以及通過殼體前后的碎片。

3.29電池和配電系統

每個電池和配電系統，應當滿足下列要求：

a)對于有多套電池及配電系統的，應當設計和布置成各系統之間具有獨立性，使得一套系統內

的任一部件失效不會導致其他系統電池或者配電功能的喪失。

b)應當設計和布置成當可能暴露在閃電環境時，能夠防止由于閃電的直接影響或者間接影響而

導致的災難性事件。

c)為動力裝置安裝提供有適當裕度的電能，以確保在所有允許的和可能的運行情況下，考慮可

能的部件失效情況,能夠安全工作。

d)為機組人員提供一種確定總可用能量的手段，并在系統正確操作時提供該能量的不間斷供應，

并考慮到可能的能量波動。

e)提供一種將系統中存儲的能量與航空器安全地移除或隔離的手段。

f)設計用于在所有可能的操作條件下保持能量，并最大程度地減少緊急著陸或其他可生存沖擊

（墜機著陸）后對乘員的危害。

g)每個儲能系統應當滿足以下要求：能夠承受可能的運行條件下的載荷而不失效；與人員艙隔

離并免受因非預期溫度影響造成的危害。

h)每個儲能充電系統的設計應當滿足以下要求：防止不當加油或充電；防止在充電期間對航空

器或人員造成危險。

3.30功率或推力控制系統

功率或者推力控制系統是指對通過直接設定控制的功率或者推力進行調節的系統。

a)在設計任何動力或推力控制系統，反推系統或動力裝置控制系統時，必須確保在系統正常運

行期間不會導致不安全狀況。

b)動力或推力控制系統，反推系統或動力裝置控制系統的任何單點失效或可能的故障或故障的

組合，均不得妨礙航空器繼續安全飛行和著陸。

c)必須阻止機組人員無意誤操作動力或推力控制系統、反推系統或動力裝置控制系統。如果不

能有效阻止，則不得妨礙飛機持續安全飛行和著陸。

d)除非功率或者推力自動控制系統的失效概率為極少發生，否則該系統應當：

1)為飛行機組提供確認系統處于工作狀態的措施；

2)為飛行機組提供超控自動功能的措施；

3)防止被無意解除。

3.31螺旋槳

螺旋槳需滿足CCAR-35中適用的要求或者局方接受的其他標準。

4中大型電動垂直起降航空器海島場景環境試驗適航要求

海島場景環境多種多樣，此適航要求選取溫度、濕度、風力、鹽霧、氣壓五個自然環境因素形成通

用要求，可根據實際情況增加相應的海島場景非自然環境因素適航要求。

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4.1溫度試驗

a)地面存活低溫試驗和短期運行低溫試驗

在環境溫度下，eVTOL未運行時，在適當地面存活低溫下穩定eVTOL，至少保持該溫度3小時。對于

未運行的eVTOL，以最低每分鐘2°C的速率將溫度升至短期運行低溫。一旦溫度達到短期運行低溫，保

持30+5/-0分鐘或直至eVTOL內部溫度達到穩定。讓eVTOL處于運行狀態，并保持空氣溫度在適當短期運

行低溫至少運行30分鐘。試驗剖面見圖1。

圖1地面存活低溫試驗和短期運行低溫試驗

b)運行低溫試驗

在eVTOL運行時，在環境溫度下，將室內空氣溫度調整到適當運行低溫。在eVTOL溫度穩定后，至少

使eVTOL運行2小時，同時在運行低溫下維持室內的空氣溫度。在該運行期間，確定符合適用的eVTOL性

能標準。試驗剖面見圖2。

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圖2運行低溫試驗

c)地面存活高溫試驗和短期運行高溫試驗

在環境溫度下，eVTOL未運行時，在適當地面存活高溫下穩定eVTOL。至少保持該溫度3小時。對于

未運行的eVTOL，以最低每分鐘2°C的比率，將溫度降低到短期運行高溫。一旦溫度達到短期運行高溫，

將eVTOL均熱30+5/-0分鐘，直到確定內部穩定。讓eVTOL處于運行狀態，在適當短期運行高溫下維持實

驗室的空氣溫度。至少使eVTOL運行30分鐘。試驗剖面見圖3。

圖3地面存活高溫試驗和短期運行高溫試驗

d)運行高溫試驗

在eVTOL運行時，在環境溫度下，將室內空氣溫度調整到適當運行高溫。在eVTOL溫度穩定后，至少

使eVTOL運行2小時，同時在運行高溫下維持室內的空氣溫度。在該運行期間，確定符合適用的eVTOL性

能標準。試驗剖面見圖4。

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圖4運行高溫試驗

e)飛行中的冷卻損失試驗

在室內環境壓力下運行時，根據規定條件提供冷卻空氣，將室內空氣溫度調整到規定的值，使eVTOL

溫度穩定。關掉eVTOL冷卻空氣供給，使eVTOL工作相應類別規定的時間，將實驗室內的空氣維持在規定

值。在此期間，確定是否符合適當eVTOL性能標準。試驗剖面見圖5。

圖5飛行中的冷卻損失試驗

f)溫度變化試驗

如果能在一個周期的溫度變化時間內確定符合適用的eVTOL性能標準時，只需要在第二個周期內進

行試驗。如果在溫度變化的時間內不能確定符合適用的eVTOL性能標準時，應進行多個周期的試驗，以

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完成對符合性的確定。溫度上升導致eVTOL在試驗中有冷凝的潛在風險時，應對實驗室內的空氣濕度進

行控制，以消除冷凝。試驗剖面見圖6。

圖6溫度變化試驗

4.2濕度試驗

濕氣應由水蒸氣或PH值在6.5到7.5之間的水蒸發而來的，當在25攝氏度下試驗時，水電阻率不應少

于250,000歐姆/厘米。整個敞開區域的空氣速度應在每秒0.5米到1.7米之間。實驗室應有一個朝向大氣

的排氣口，防止壓力聚集，同時應制定相應的條款防止水滴入到eVTOL上。試驗剖面見圖7。

圖7濕度試驗

4.3風力試驗

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自然界的風是一個隨機過程，一般可以分為平均風和脈動風。平均風是指風速大小及方向不隨時間

而變化的部分，其對eVTOL產生的力的作用周期遠大于其運動周期，因此可等效為靜力作用。脈動風反

映了大氣邊界層的紊亂性和隨機性，其大小及方向隨時間按隨機規律變化，對eVTOL產生的力的作用周

期較短，即通常所說的動態作用。需要按照表1給出的風速進行eVTOL風力等級試驗。

表1風力等級表

等級風速（m/s）浪高（m）

00.0-0.20.0

10.3-1.50.1

21.6-3.30.2

33.4-5.40.6

45.5-7.91.0