在RVSM空域实施300米（1000英尺）垂直间隔标准运行的航空器适航批准

航空

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航空

咨询通告
中国民用航空总局航空器适航审定司
编    号：AC-21-13
生效日期：2007年7月3 1日
在R SM空域实施3 0 0米（1 0 0 0英尺）
    垂直间隔标准运行的
    航空器适航批准
中国民用航空总局航空器适航审定司
编    号：AC-21-13
下发日期：2007年7月31日
编制部门：AAD
    -上
批准人：  
  在RVSM空域实施3 0 0米（1 0 0 0英尺）
垂直间隔标准运行的航空器适航批准
目    录
1．目的……．    …(3)
2．适用范围………    …(3)
3．有关规章………    一(3)
4．有关参考资料一    …(4)
5．定义……．    …(4)
6．批准的过程…一    一(6)
7.RVSM性能……．    --(8)
8．航空器系统…一    ．(11)
    -1-
9．适航批准一一    (15)
10.持续适航（维修要求）    (23)
11.运行批准…    (27)
附录1 W／6的解释…．    ．(28)
附录2测高系统误差组成．    (29)
附录3建立和监测静压源误差…    (39)
附录4训练大纲与操作措施和程序…    (43)
附录5海洋空域的特殊程序．．．．    ．(44)
附录6对ICAO Doc*9574中高度保持参数的回顾……    ．(45)
-2-
    1．目的
    a．中国民航咨询通告《在RVSM空域实施300米(1000英尺)垂
直间隔标准运行的航空器适航批准(咨询通告AC-21-13》>（以下
简称“咨询通告”）是一种关于在RVSM空域实施300米（1000英
尺）垂直间隔标准运行的航空器适航批准要求。
    b．本“咨询通告”说明了RVSM运行的最低航空器系统性
能规范(MASPS)，为运营人执行关于RVSM运行的要求，补充
和修改公司运行规范、运行手册、飞行机组程序等提供指
导。
    c．本“咨询通告”为我国民航当局对实施RVSM运行的航
空器进行合格审定批准及监督检查提供指导。
    2．适用范围
    本“咨询通告”适用于所有在中华人民共和国进行国籍
登记并准备在RVSM空域运行的民用航空器，  以及实施
RVSM空域运行的在中华人民共和国依法设立的航空运营入。
    3．有关规章
    与本“咨询通告”有关的主要航空规章有：
    《民用航空产品和零部件合格审定规定》(CCAR-21)；
    《运输类飞机适航标准》(CCAR-25);
    《一般运行和飞行规则》(CCAR-91)；
    《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》
    -3 -
(CCAR- 121)；
    《民用航空器维修许可审定的规定》(CCAR-145)；
    以上规章均指现行有效版本。
    4．有关参考资料
    国际民航组织(ICAO)《在太平洋空域实施3 00米垂直间隔
标准的指导材料>
    美国联邦航空局(FAA)RVSM指导材料91 - RVSM(第2版)
    欧洲联合航空局(JAA)RVSM临时指导材料TGL-6
    5．定义
    本“咨询通告”中所使用的术语含义如下：
    a．航空器组
    对于有关影响高度保持能力的所有具体细节的设计和制
造在名称上都一致的一组航空器(参见9b(2))。
    b．高度测量系统误差(ASE)
    以国际标准大气压(ISA)标准地面气压设定(29.92英寸汞柱
／1013.25百帕)为基准，显示给飞行机组的气压高度与自由大气
的气压高度的差值。
    c．与指定高度的偏差(AAD)
    C模式应答机的高度和指定高度／高度层的差值。
    d．自动高度控制系统
    设计用来自动控制航空器使其保持在某个气压高度的系
-4-
统。
    e．电子系统误差(AVE)
    在将测量到的气压转化为电子化输出、使用静压源误差
修正(SSEC)和显示对应高度的过程中产生的误差。
    f．基本RVSM包线
    在FL290到FL410(或最大可用的高度层)之间，有理由认
为航空器能经常使用的马赫数和总重量的范围(见9b(4)(ii))。
    g．完全RVSM包线
    航空器在RVSM空域中可使用的马赫数、W／6和高度值的
整个范围(见9b(4)(i))。
    h.高度保持能力
    具有正确的操作措施和维修的航空器在正常的运行环境
下可以预计的航空器高度保持性能。
    1．高度保持性能
    观测到的航空器对于飞行高度层的符合性能。
    j．没有归组的航空器
    运营人申请批准是根据特定航空器的特性而非一个组别
的特性的航空器。
    k．剩余的静压源误差
    经过SSE修正后，剩余的未经修正或修正过多的静压源误
差。
    -5 -
    1．静压源误差
    由静压孔测量到的气压与未受扰动的环境气压之间的差
异。
    m.静压源误差修正(SSEC)
    对静压源误差的修正。
    n．总垂直误差(TVE)
    航空器实际飞行的气压高度和指定的气压高度（飞行高度
层）之间的垂直几何差值。
    o．W／6
    航空器的重量W除以大气压力比6。
    p．新造航空器
    2007年8月30日后出厂的全新航空器。
    6．批准的过程
    a．总则
    RVSM空域是需要具备特殊资格才能运行的空域。在实施
RVSM空域运行前，运营入欲使用的各型航空器应得到民航局
方的批准。本“咨询通告”对在RVSM空域运行的航空器的批
准提出了要求。
    b．航空器的批准
    在运行批准之前，运营人准备在RVSM空域使用的每一种
型号航空器都应按照第9节的要求申请民航总局的适航批准。
-6-
    (1)在役航空器：在役航空器，如拟用于RVSM空域的运
行，申请人（运营人、制造商或第三方）应先取得航空器制造国
的RVSM适航批准，然后申请中国民航适航审定部门对该批准
的认可。申请对其航空器在RVSM空域运行批准的运营人应与
有关型号的制造商和其运行合格证管理部门进行联系，以确
定RVSM批准的程序和步骤。航空器的批准需要运营人、运行
合格证管理部门、适航审定部门以及航空器制造商或设计单
位之间进行协调。
    (2)新造航空器：新造航空器如拟用于RVSM空域的运行，
则该航空器制造商应取得中国民航适航审定部门对该型号航
空器的适航批准或认可。
    (3)其它航空器：对于飞入和飞出中国境内的外国航空运
营人的航空器，如拟在RVSM空域运行，则该航空器应得到运
营入所在国或注册国的批准。试验用航空器应经过局方有关
部门的批准。
    c．运营入的批准
    第1 0节对RVSM运行的持续适航（维修）大纲提出了要求。
第11节对运营人应采用的RVSM运行程序和大纲提出了要求。
每个运营入应在计划开始运行前至少60天向局方运行合格证
管理部门提交这些大纲。第1 1节讨论了有关时间限制、程序
以及运营人应向局方提交用于审查和评估的维修和运行材
料。为开始送一批准程序，运营人应向局方运行合格证管理
-7-
部门提交RVSM运行批准的申请。局方运行合格证管理部门可
向运营人提供RVSM运行批准的指导和技术支持资料。
    7．RVSM性能
    a．总则
    ICAO Doc.9574中关于航空器机群的统计性能描述（见附
录6）已转化为对ASE和高度控制的适航标准。下面的标准在某
些方面与该文件有所不同，但对RVSM的要求是一致的。
    b.RVSM飞行包线
    为了RVSM批准的目的，航空器的飞行包线可以分为两部
分：基本RVSM包线和完全RVSM包线(详细内容见9b(4))。基本
RVSM包线是航空器在大部分时间里使用的飞行范围。完全
RVSM包线包括航空器不经常使用的飞行范围，在该范围内，
可以允许较大的ASE值(见7c(3)和7c(4))。
    c．高度测量系统误差
    (1)为了根据RGCSP关于ASE性能的陈述（见附录6，第3
段）对系统进行评估，有必要确定ASE的平均值和3倍标准偏差
值（分别表示为ASE…。和ASE…）。因此需考虑不同原因引起的
ASE变化。影响ASE的因素如下：
    (i)机载电子设备从单元体到单元体之间的变化；
    (ii)使用环境对电子设备的影响；
    (iii)机身的变化对静压源误差影响的不同；
-8-
    (iv)飞行运行条件对静压源误差的影响。
    (2)对ASE的评估，不管是基于测量的数据还是基于预测
的数据，必须考虑7c(1)(i)、(ii)、(iii)和(iv)。其中7c(iv)项的影
响可以通过评估在RVSM飞行范围中最不利飞行条件下的
ASE而排除。
    (3)基本RVSM包线的要求如下：
    (i)当平均ASE在基本RVSM包线中达到最大绝对值时，这
个绝对值不应超过25米(80英尺)。
    (ii)当平均ASE加上3倍标准偏差在基本RVSM包线达到最
大绝对值时，这个绝对值不应超过60米(200英尺)。
    (4)完全RVSM包线的要求如下：
    (i)当平均ASE在完全RVSM包线达到最大绝对值时，这个
绝对值不应超过3 7米（1 20英尺）。
    (ii)当平均ASE加上3倍标准偏差在完全RVSM包线达到最
大绝对值时，这个绝对值不应超过7 5米(245英尺)。
    (iii)如果有必要，为了获得航空器组的RVSM批准，应规
定一个运行限制，  以限制航空器在平均ASE绝对值超过3 7米
（1 20英尺）和／或平均ASE加上3倍标准偏差超过75米(245英尺)的
区域运行。当规定了这样一个限制的时候，应在提交的申请
批准的数据中注明，并在相应的使用乎册中说明。然而，不
需要在航空器上提供与该限制有关的目视或音响警告。
    -9-
    (5)在1997年4月9日以后申请型号合格证或型号设计重要
更改的航空器型号，在其完全RVSM包线内应满足7c(3)中对基
本RVSM包线所确立的标准。
    (6) ICAO Doc.9574对于同组别中的每架航空器ASE应在
±60米（±200英尺）以内这个要求的讨论包括在9b(5)(iv)(F)中。
    (7)7c(3)、7c(4)和7c(5)中的标准不应适用于没有归组的航
空器批准中，  因为没有成组的数据以确定航空器之间的差
异，因此规定单个的ASE值确定为高度测量系统的各项误差总
和。为了控制总体分配，对于单个航空器的ASE值应设置小于
组别批准时用的值。
    (8)相应的，对9b(3)中定义的没有归组的航空器的批准的
标准如下：
    (i)对于基本RVSM包线中的所有情况：
    I剩余的静压源误差+电子设备最差的情况I≤50米（1 60英
尺）
    (ii)对于完全RVSM包线中的所有情况：
    1剩余的静压源误差+电子设备最差的情况l≤60米(200英
尺)
    注：电子设备最差的情况是指由制造商对安装在航空器
的高度测量设备规定的最大的允许误差值。这是剩余静压源
误差加上电子设备误差得到的最大的值。
    d．高度保持
-10 -
    应安装自动高度控制系统，并且这种系统应能在没有颠
簸和阵风的情况下，在直线平飞阶段控制航空器在要求高度
±20米（±65英尺）以内。
    注：在1 997年4月9日以前申请型号合格证或型号设计重要
更改的航空器型号，如果其自动高度控制系统带有飞行管理
系统／性能管理系统，且在没有颠簸和阵风的情况下输入允许
变化最大可达±40米（±1 3 0英尺），则不要求更换或改装。
    8．航空器系统
    a.RVSM运行的设备
    安装的最低设备要求如下：
    (1)两个独立的高度测量系统，每个系统应由下列部件组
成：
    (i)交叉耦合的静压源／系统，如果静压管在易结冰的区
域，应具有防冰能力；
    (ii)测量静压将其转换为气压高度，并显示给机组的设
备；
    (iii)为自动高度报告目的提供与显示的气压高度相对应的
数字化编码信号的设备；
    (iv)为了满足7c(3)和7c(4)或7c(8)中的性能要求，如需要，
进行静压源误差修正(SSEC);
    (V)安装的设备应能为所选定高度的自动控制和警告提供
基准信号。这些信号最好从满足本文件所有要求的高度测量
    - 11 -
系统中引出，但在所有情况下，应能满足8b(6)和8c的要求。
    (2)-部具有高度报告能力的二次监视雷达应答机(SSR)。
如果只安装了一部，它必须具有转换到任意一个高度测量系
统的能力。
    (3)高度警告系统。
    (4)自动高度控制系统。
    b．高度测量
    (1)系统定义
    航空器的高度测量系统包括在对自由大气的静压进行取
样并把它转换为气压高度输出过程中的所有部件。影响高度
测量系统的因素分为两个主要类别：
    (i)机身和静压源。
    (ii)电子设备和／或仪表。
    (2)高度测量系统的输出
    下列高度测量系统的输出对RVSM运行是很重要的：
    (i)气压高度的显示（气压修正）。
    (ii)气压高度报告数据。
    (iii)仅供自动高度控制设备使用的气压高度或气压高度偏差。
    (3)高度测量系统的精度
    总的系统精度应满足7c(3)和7c(4)或7c(8)中的要求（如适用）。
    (4)静压源误差修正(SSEC)
-12 -
    如果航空器和高度测量系统的设计和特点使得静压源由
于其位置和几何结构不满足7c(3)和7c(4)或7c(8)的要求，则应
在高度测量系统的电子部分使用合适的SSEC。设计SSEC的目
的就是为了使剩余的静压源误差最小，而不管这种修正采用
的是气动力的、几何的或电子化的方法。但在任何情况下，
这应使得7c(3)和7c(4)或7c(8)的要求（如适用）得以满足。
    (5)高度报告能力
    航空器高度测量系统应能按照批准当局的规定向应答机
系统提供输出。
    (6)高度控制输出
    (I)高度测量系统应能提供一个供自动高度控制系统使用
的输出，  以控制航空器在一个指定的高度上。这种输出可以
直接使用，也可以与其它传感器的信号结合在一起。如果为
了满足本文件中7c(3)和7c(4)或7c(8)的要求有必要使用SSEC，
则对于高度控制的输出必须使用相同的SSEC。该输出可以是
与选择高度有关的高度偏离信号，也可以是适用的绝对高度
输出。
    (Ii)不管采用什么样的系统结构和SSEC系统，对高度控制
系统的输出和显示高度的差值必须保持最小。
    (7)高度测量的完整性
    在RVSM批准的过程中，必须用分析的方法确认不可探测
的高度测量系统失效的预期发生率不会趣过每飞行小时1X 10'
~13 -
次。需要对照这个指标，对通过驾驶舱交叉检查不易发现并
且导致高度测量、显示超出规定范围的所有失效和失效组合
进行评估。不需要考虑其它失效和失效组合。
    c．高度告警
    当显示给飞行机组的高度偏离预定高度一个标称值时，
高度偏离警告系统应给出一个警告信号。在1 997年4月9日以前
申请型号合格证或型号设计重要更改的航空器，这个标称值
不应大于±90米（±300英尺）。在1 997年4月9日以后申请型号合
格证或型号设计重要更改的航空器，这个标称值不应大于
±60米（±200英尺）。在应用此标称门限时，总的设备误差不应
超过±1 5米（±5 0英尺）。
    d．自动高度控制系统
    (1)至少应安装一套自动高度控制系统，并且这种系统应
能在没有颠簸和阵风的情况下，在直线平飞阶段控制航空器
在要求高度±20米（±65英尺）以内。
    注：在1 997年4月9日以前申请型号合格证的航空器型号，
如果其自动高度控制系统带有飞行管理系统／性能管理系统，
且在没有颠簸和阵风的情况下输入允许变化最大可达±40米
（±1 30英尺），则不要求更换或改装。
    (2)如果具有选择／获得功能，高度选择／获得的控制面板
的构型应使得飞行机组所选择的值与相应输出到控制系统的
值之问的差值不会超过±8米（±25英尺）。
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    9．适航批准
    a．总则
    获得RV SM适航批准需要分两步：第一步，制造商或设计
单位应制定适航批准所需要的数据包，并将该数据包提交给
局方适航审定部门以取得批准；第二步，  当适航审定部门批
准了该数据包以后，运营人执行数据包中的程序以取得局方
对使用该航空器在RVSM空域中飞行的批准。9b部分专门阐述
数据包的要求。
    b．数据包的内容
    (1)范围
    数据包至少应包括如下内容：
    (i)对数据包所针对的航空器组或没有归组的航空器的定义。
    (ii)对适用于该航空器的飞行包线的定义。
    (iii)用于表明符合第7节和第8节要求的数据。
    (iv)用于确保所有提交适航批准的航空器都能满足RVSM要
求的符合性程序。这些程序将包括适用的服务通告和批准的
飞机飞行手册的补充或修订。
    (V)用于确保持续满足RVSM批准要求的工程数据。
    (2)航空器组
    在RVSM批准中被认为是同一组的航空器应满足下列条件：
    (i)航空器应按照同样的设计来制造，并由同样的型号合
格证(TC)、型号合格证更改、补充型号合格证或重要改装批
准书（如适用）所批准。
-15 -
    注：对于衍生型的航空器，可以使用父构型的数据以减
少用于表明符合性的附加数据。附加数据的范围取决于父构
型和衍生型之间改变的情况。
    (ii)每架航空器的静压源应按相同的方式和位置安装。一
个组别的航空器应使用同样的SSE修正。
    (iii)为满足8a中最低的RVSM设备要求，安装在每架航空
器上的电子设备单元应按制造商相同的规范来制造，并且要
具有同样的件号。
    注：对于电子设备是由不同制造商制造的或件号不一样
的航空器，如果能证明电子设备的标准能达到同样的系统性
能，则可以认为是同一组别。
    (iv) RVSM数据包应由航空器制造商或设计组织制定或提
供。
    (3)没有归组的航空器
    如果航空器不满足9b(2)作为航空器组中一员的条件，或
作为单个的航空器申请批准，那么必须把它当作没有归组的
航空器以获得RVSM批准。
    (4)飞行包线
    RVSM的使用包线定义为RVSM空域中巡航飞行时可使用
的马赫数、W／6和高度值的范围。如7b段中的说明，任何飞
机的RVSM使用飞行包线可以分为如下两个区域：
    (i)完全RVSM包线：
    (A)完全RVSM包线包括了在RVSM空域中使用的马赫数、
W／6和高度值的整个范围。表1列出了应考虑的参数。
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表1．完全RVSM包线边界
┏━━━━━━━┳━━━━━━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━━━━━━━━━━━┓
┃              ┃    下边界定义为              ┃    上边界定义为                    ┃
┣━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃              ┃                              ┃    下列值的较小值：                ┃
┃              ┃                              ┃    ·FL410                         ┃
┃    高度      ┃    ·FL290                   ┃    ·航空器最大的审定许可高度      ┃
┃              ┃                              ┃    ·由下列因素限制的高度：巡航推  ┃
┃              ┃                              ┃    力、抖振、其它航空器飞行限制    ┃
┣━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃              ┃    下列值的较小值            ┃    下列值的较小值：                ┃
┃              ┃                              ┃  ·Mmo/Vmo                         ┃
┃马赫数或速度  ┃    ·最大续航（等待）速度    ┃                                    ┃
┃              ┃                              ┃  ·由下列因素限制的高度：巡航推    ┃
┃              ┃    ·机动速度                ┃    力、抖振、其它航空器飞行限制    ┃
┣━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃              ┃    ·适合于在RVSM空域运行的  ┃  ·适合于在RVSM空域运行的          ┃
┃    总重量    ┃                              ┃                                    ┃
┃              ┃    最小总重量                ┃    最大总重量                      ┃
┗━━━━━━━┻━━━━━━━━━━━━━━━┻━━━━━━━━━━━━━━━━━━┛
    (ii)基本RVSM包线：
    (A)基本RVSM包线的边界与完全RVSM包线相同，但马赫
数上界除外。
    (B)对于基本RVSM包线，马赫数上界可以限制到航空器
组预计可以合理经常使用的范围。这应由制造商或设计机构
对每一种航空器类分别进行公布。这个边界可以定义为完全
RVSM包线的马赫数／空速的上界，或者是一个规定的较小的
值。这个较小的值不应低于远程巡航马赫数加上0.04马赫，除
非此值受巡航推力、抖振或其它航空器飞行限制。
    注：远程巡航马赫数是指在特定W／6情况下最佳燃油里
程马赫数的99%。
    (5)数据要求
    数据包应包含足够的数据以表明能满足第7节所规定的精
度标准。
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    (i)总则
    (A) ASE通常会随着飞行条件的变化而变化。数据包应覆
盖整个RVSM范围，以确定基本和完全RVSM包线中的最大误
差。注意，对于航空器组的批准，7c(3)和7c (4)要求下的最坏
的飞行条件可能会不同，应对每种情况分别进行评估。
    (B)为得到或验证高度测量系统的性能，可采用如下的精
密飞行校准方法。只有当相应的地面检查完成以后，才可以
使用飞行校准。必须对采用的校准方法的不确定性进行评
估，并在数据包中加以考虑。
    ①精密航迹跟踪雷达连同在测试高度上的大气压力校准。
    ②曳锥法。
    ③同步飞行飞机。
    ④批准当局可接受的其它方法。
    注：  当使用同步飞行飞机时，应明白同步飞行的飞机必
须按已知的标准进行直接校准。用另一架同步飞行航空器来
校准同步飞行航空器是不可接受的。
    (ii)高度测量系统误差的预算值
    在7c中的要求中，暗含着对于航空器组和没有归组航空
器的批准，构成ASE的各项误差源可以做出相互间的交换。
本文件没有规定各种误差源对ASE平均值和变化量的影响限
制，  只需要满足7c中总的ASE精度要求。例如，对于组的批
准，组的平均值越小，对电子设备标准的要求越严，SSE变化
允许的范围也就越大。在所有情况下，在数据包中应队误差
预算的方式提出所采用的误差分配方案，这应包括主要的误
~18 -
差源。
    (iii)电子设备
    应根据功能和件号来确定电子设备。必须能够证明在RVSM运
行可能遇到的运行环境中，电子设备能满足按照误差预算所
规定的要求。
    (iv)航空器组
    当寻求获得对航空器组的批准时，数据包必须能证明可
以满足7c(3)和7c(4)的要求。因为这些要求是统计性的，数据
包的内容在组与组之间可能有很大的差别。
    (A) ASE的平均值和飞机与飞机之间的差异性应根据对一
定数量飞机进行试飞校准来确定。当可使用分析性的方法
时，有可能增加试飞数据，并根据几何检查和台架试验或其
它批准当局可接受的方法跟踪随后平均值和可变性所出现的
变化。对于衍生型的航空器，可以使用父构型的数据作为资
料的一部分。（例如，机身加长的飞机，可以只使用分析的办
法可靠地计算出不同组别ASE平均值的差异。）
    (B)应对航空器和航空器之间每一误差源的差异进行评
估。对误差的评估可根据误差源的特性和大小以及可用数据
类型而采取各种不同的方式。例如，对于一些误差源（特别是
一些小的误差源），可以采用规范中的值来代替3SD。对于其
它误差源（特别是一些大的误差源），可能需要采用综合的评
估方法，这尤其是对于机身误差源对ASE影响的值没有在规范
中规定的惰况。
    (C)在许多情况下，一个或多个主要ASE误差源是由空气
-19 -
动力原因造成的（例如在静压源附近航空器表面轮廓的差
异）。如果是根据几何测量来对这些误差的进行评估，则应列
举数据以表明所采用的方法可以确保对要求的符合性。
    (D)应确定一个误差预算以确保7c (3)和7c(4)的标准能得
以满足。如9b(5)(i)(A)所述，这些标准最坏的飞行条件可能
会有所不同，因此各分量的误差值也可以不同。
    (E)为了表明对总要求的符合性，误差分量应以合适的方
式进行组合。在许多情况下，可以采用的办法有误差平均分
量的代数相加，误差变化分量的平方和的根(rss)，以及rss与
总平均值绝对值的和。（需要注意的是只有相互独立的误差源
才能通过rss把误差变化分量组合在一起）。
    (F)以上对组别批准所使用的方法是统计性的。这是风险
分析统计性和附录6中Sa和Sb中统计性描述的结果。对于统计
性的方法，附录6中Sc要求重新评估。原文是：“航空器组中
的每一架航空器应当保证ASE在±60米（±200英尺）以内。”该
陈述不应理解为每架航空器应通过曳锥法或等价的方法来显
示ASE在60米（200英尺）以内。这种解释将在考虑允许一小部
分航空器的ASE超过60米（200英尺）的风险分析时导致不必要
的麻烦。然丽，如果任何航空器被确认误差超过±60米(±
200英尺)，应对它采取改正措施，这种办法是可接受的。
    (V)没有归组的航空器
    当航空器作为没有归组的航空器寻求获得批准时，应有
足够的数据以显示能满足7c (8)的要求。数据包应规定如何在
剩余静压源误差和电子设备误差之间分配ASE预算。运营入
- 20 -
和当局应在需要什么样的数据以满足批准要求方面达成一
致。应建立下列数据：
    (A)应要求航空器的精密试飞校准以确定它在RVSM范围
内的ASE或静压源误差。飞行校准应在审定当局同意的飞行包
线的特定点进行。应采用9b(5)(i)(B))中的一种方法。
    (B)为确定剩余静压源误差而对试飞所用电子设备的校
准。测试点的数目应得到审定当局的同意。因为试飞的目的
是为了确定剩余的静压源误差，可能需要使用经过专门校准
的高度测量系统。
    (C)安装的高度测量电子设备的规范，用以确认最大允许
误差值。
    (D)使用9b(5)(v)(A)、9b(5)(v)(B)和9b(5)(v)(C),
表明满足7c (8)节的要求。如果在航空器得到RVSM运行批准
后，安装了另外制造商或件号不同的电子设备，应证明该电
子设备的标准可提供相同的高度测量系统性能。
    (6)符合性程序
    数据包必须包括程序、检查／测试以及限制的规定，这些
都是用来保证所有按照数据包批准的航空器“与型号一致”，
也就是说，对于所有将来的批准，不管是新制造的或是正在
服役的航空器，都满足按照9b(5)(ii)的误差预算许可范围。误
差预算许可范围应包括在数据包中，这其中应包括使得能跟
踪新遣航空器误差平均值和标准偏差的方法。必须对每一种
可能的误差源规定符合性要求。
    (7)当采用了运行限制(见7c (4) (111))时，数据包应包括
- 21—
这些限制所需要的数据和资料。
    (8)持续适航
    (i)应对下列项目的有关内容进行审查和更新：
    (A)结构修理手册。该手册应特别考虑静压源附近的区
域、攻角探测器和门（如果它们可能会对前述传感器的气流有
影响的话）。
    (B)主最低设备清单(MMEL)。
    (ii)数据包应包括没有包括在9b(8)(i)中，但需要用来确
保持续符合如下RVSM要求的特定程序。这些RVSM要求如
下：
    (A)对于适航批准是基于试飞的没有归组航空器，应通
过周期性的地面和飞行试验，以演示航空器和高度测量系统
能周期性地得到批准当局的同意。然而，如果能表明可以掌
握以后的机身／系统性能下降和其对高度测量系统精度影响之
间的关系并给予正确地的补偿／修正，则可以减小对飞行试飞
的要求。
    (B)在可能的范围内，应规定飞行中的缺陷报告程序，以
帮助对高度测量系统误差源的确认。这种程序应包括主和副
静压源之间可接受的差值，以及其它适用的内容。
    (C)对于建立在几何检查基础上的对航空器组别的批准，
应进行周期性的重新检查，检查间隔应明确规定。
    c．对数据包的批准
    所有必要的数据都应提交适航审定部门。
    d.RVSM适航批准
- 22 -
    运营人应使用经批准的数据包演示对RVSM性能标准的符
合性。
    e．批准后的修改
    对初始安装所作的任何更改／改装如影响到RVSM批准，
则需要飞机制造商或经批准的设计部门作出解释说明，并向
局方表明不会影响到RVSM的符合性。
    10.持续适航（维修要求）
    a．总则
    (1)为确保高度测量系统持续满足RVSM标准，设计特性
的完好性应通过定期的试验和／或检查以及经批准的维修大纲
来确认。运营人应检查它的维修程序，并说明持续适航中所
有受RVSM影响的内容。
    (2)每个运营人应表明具有足够的维修设施以保证持续地满
足RVSM维修要求。
    b．维修大纲
    每个申请获得RVSM运行批准的运营人应制定RVSM维修
和检查大纲，这应按照适航当局的要求制定并被当局所接
受，其中应包括数据包中的维修要求（见9．b）。运营人应在其维
修大纲中包括这些措施，以获得维修大纲的批准。
    c．维修文件的要求
    为获得RVSM维修批准，应对下列项目进行审查：
    (1)维修手册(Maintenance Manuals)。
    (2)结构修理手册(Structural Repair Manuals)。
-23 -
    (3)标准施工手册(Standards Practices Manuals)。
    (4)图解零件目录(Illustrated Parts Catalogs)。
    (5)维修计划(Maintenance Schedule)。
    (6)主最低设备清单／最低设备清单(MMELIMEL)。
    d．维修实施
    如果运营入遵守一部现行的经批准的维修大纲，该大纲
应包括每一种型号航空器及适用的航空器和部件制造商维修
手册规定的维修措施。如果运营人没有遵守一部批准的维修
大纲，则应评估下列项目以符合RVSM要求：
    (i)所有的RVSM设备应按照部件制造商的维修要求和在
批准的数据包中规定的性能要求进行维护。
    (ii)以任何方式对初始RVSM批准所做的任何改装、修理
或设计改变，都必须按局方可接受的方法进行设计审查。
    (iii)没有包含在批准的文件中，但可能影响持续RVSM批
准完整性的任何维修，例如皮托管／静压管的对准、静压盘凹
陷或变形的修复，都必须由局方进行设计审查。
    (iv)内置式的测试设备(BITE)的测试用于系统校验是不
可接受的（除非由飞机制造商或经批准的设计单位同意，并得
到批准当局认可），它只能用于失效隔离或排故目的。
    (V)某些航空器制造高认为快速拆除和替换组件后重新连
接，如果连接恰当，可以不要求漏气检查。虽然这种方法当
连接适当时可能符合静压系统审定标准，但不能永远保证装
配连接的完整性，除非在替换连接后检验系统的完整性。因
此当快速脱开静压管重新连接后，应进行系统漏气检查或进
- 24 -
行目视检查。
    (vi)应按照航空器制造商的检查标准和程序对航空器机
体和静压系统进行维护。
    (vii)为了确保符合航空器制造商对RVSM允许误差的要
求，维护航空器几何尺寸以使表面轮廓保持正常，减小高度
测量系统的误差，应进行表面测量和蒙皮曲度检查。这些测
试应按航空器制造商的规定进行测试和检查。这些检查应在
可能影响机身表面和气流的修理或更换之后进行。
    (viii)维修和检查大纲中有关自动驾驶仪的部分应保证自
动高度控制系统的持续精度和完整性满足RVSM运行中关于高
度保持标准的要求。这些要求通常是通过设备检查和可用性
检查来满足的。
    (ix)当已有设备的性能通过演示证明满足RVSM批准的要
求，还应确认现有的维修也与持续RVSM批准相一致。例如：
    (A)高度告警。
    (B)自动高度控制系统。
    (C)二次监视雷达高度报告设备。
    (D)高度测量系统。
    e．对于不符合要求的航空器的维修
    如果已确认高度保持性能误差超过规定（TVE大于或等于
±90米（±300英尺）、ASE大于或等于±75米（±245英尺）、
AAD大于或等于±90米（±300英尺）），进行调查的航空器不应
在RVSM空域中运行，直到采取了下列措施：
-25 -
    (1)失效或故障已经被确认和隔离。
    (2)按照9b(5)(iv)(F)采取了改正措施，并确认满足RVSM批
准的完整性。
    f．维修训练
    新的训练对于支持RVSM批准是必要的。对于有关人员的
初始训练和复训重点是：
    (1)航空器几何方面的检查技术。
    (2)测试设备校验／使用技术。
    (3) RVSM批准所引入的特殊文件或程序。
    g．测试设备
    (1)总则
    测试设备应能表明持续符合RVSM批准初始数据包中的参
数，或被局方所批准。
    (2)标准
    测试设备应使用参考标准进行校验，这些校验标准应证
明符合国家标准。测试设备应以批准当局同意的时间间隔周
期性地进行校准。批准的维修大纲应包括一个有效的质量控
制计划，该计划包括如下内容：
    (i)对测试设备要求的精度。
    (ii)根据更高级标准对测试设备进行定期的校验。校验的
间隔取决于测试设备的稳定性。校验间隔应根据历史数据来
确定，以使测试设备的精度下降比较小。
    (iii)应对校验设施进行定期审核。
- 26 -
    (iv)持续具有可接受的车间和航线维修措施。
    (V)控制操作员误差和特殊环境条件（可能影响校验精
度）的程序。
    11.运行批准
    （略）
-27 -
附录1  W／6的解释
    1．第9(b)(4)节叙述了在各种飞行状态的范围内，必须表明
测高系统误差标准的符合性。叙述涉及了参数W／6。下列的
讨论对不熟悉这个参数使用情况的人提供方便。
    2.在单个图表上建立的RSM包线中，表明全部的总重
量、高度和速度状态是困难的，这是由于这些包线的大多数
速度边界是高度和总重量的函数。因此，相对于每一个航空
器总重量要求制作独立的高度与马赫数的图表。飞机性能工
程师通常使用下列技术解决这个问题。
    3．对于很多喷气运输机，如果使用恰当的近似法，采用
了W／6参数（重量除以大气压力比），飞行包线能够简化为单独
的一张图。这是由于W／6与基本空气动力学变量M和升力系
数之间的如下关系所致：
    W/6—14 81.4C。M 2S
    6：飞行高度的外部压力除I 29.92126英寸汞柱的海平面
标准气压
    W／6：重量除以大气压力比
    C。：升力系数
    M:马赫数
    S…:机翼参考面积
    4．所以，采用W／6制图比高度与马赫数对比制图更好一
些，飞行包线可以简化为一张图。对于一个给定的高度，  6
是一个固定值，重量可以从给定的条件通过简单运算，用
W／6值乘以6获得。
    5.在整个RVSM高度范围，对于给定的航空器，位置误差
非常近似她只与马赫数、W／6有关。
- 28 -
附录2  测高系统误差组成
    1．介绍
    第9b(5)(ii)节指出，经批准的数据包中必须建立和提供误
差预算。对于航空器组和未归组的航空器来说，这个误差预
算的要求在第9b(5)(iii)节和第9b(5)(v)节进行了讨论。本附录
的目的是提供指导，对每一种特殊类型的误差都有助于确保
全部潜在误差源都能进行识别，并且包括在误差预算中。
    2．高度测量系统预计的目标
    A．ASE预算的目的是论证在测量高度系统中不同部件容
差的分配，对于特殊数据包，是与整个统计的ASE要求是一致
的。这些ASE预算范围内的单个容差，定义在适航批准数据包
中，将会被用于论证RVSM要求的飞机的安全性。
    b．确保误差预算考虑了所有ASE组件的影响。
    C．对于航空器组数据包的批准，确保这种预计是必要的，从统
计学的现实意义上说，这种预计评估了各种组成误差的共同
影响，并且这种预计也使用了最恶劣情况的指定值。
    3．高度测量系统误差(ASE)
    a．分解
    图2-1给出了完整ASE的主要组成部分，每一误差框表示
的误差都与需要产生压力高度显示的一种功能相关联。尽管
- 29 -
不同的系统结构可能由于不同组件而略有差异，但这个分解
包含了整个测量高度系统全部可能发生的误差。
    (1)真实高度：压力高度，与未扰环境压力相对应。
    (2)静压源误差：由静压孔测量到的气压与未受扰动的环境
气压之间的差异。
    (3)静压管路误差：是沿管路的压力差（迟滞误差）。
    (4)压力测量和转换误差：它包括通过电子设备测量的气
动输入转换过程和将最终压力信号转换成高度信号过程中的
误差。图2-1给出了自感高度测量系统，系统中压力测量和高
度转换功能通常是不可分离的。在大气数据计算机中，这两
个功能是单独实现的，然而，静压源误差修正有可能在压力
高度(Hp)计算前就进行了。
    (5)理想静压源误差修正：在任何时间对SSE进行正确地误
差校正。如果这种校正能够实现，那么由系统计算的压力高
度最终值与真实高度只仅仅会因为静压管路误差加上压力测
量和换算误差而不同。通常，这种情况是不能实现的。因
此，尽管“真正的静压源误差修正”可以期望消除静压源误
差的影响，但是完全的校正是做不到的。
    (6)剩余静压源误差：仅适用于电子设备系统修正静压源
误差。它是静压源误差(SSE)和实际施加的校正之间的差值。
因此，压力高度(Hp)的校正值是实际庄力高度与由静压管路
误差、压力测量与转换误差和静压源剩余误差的总和之间的
差值。
- 30 -
    (7)在Hp和显示高度之间产生气压高度校正误差和显示误
差。图2-1给出了自感高度测量系统中它们的顺序。大气数据
计算机系统可以用多种方式进行气压校正，这些方式可能与
方框图有略微的不同，但是这些误差仍然是气压校正功能和
显示功能的综合。仅有的例外是，当RVSM运行时，使用了标
准地面气压设置，直接显示来自于压力高度信号可以消除气
压校正误差。
    b．组成
    针对表2-1提出的高度测量系统误差和第3a节的叙述进行
下列展开讨论。
    (1)静压源误差
    表2-1提供了SSE的组成部分和控制这些误差量级的因素。
    (I)对单架航空器或航空器组来说，基准静压源误差是真
实静压源误差的最佳评估，它来源于飞行校准测量。它是一
个随运行条件而变化，表现特性可以简化为马赫功能的W／6
曲线。它包括任何气动力补偿的影响，一旦这个气动力补偿
被确定，它就有可能并入相应的设计中；尽管静压源误差可
以根据后来的数据进行细微修订，但是，对于单架航空器或
航空器组来说，基准静压源误差是固定的。
    (ii)通常，即使将已知的测试设备误差从数据中排除，用
于建立基准静压源误差的测试技术也会有某些测量的不确定
- 32 -
性。对于曳锥测量法来说，  由于受压力测量精度、曳锥装置
的校准、安装差异的限制带来了不确定性。一旦基准静压源
误差确定下来，真实的测量误差就固定了，但是，正如它是
未知的，它被作为一个预计的不确定因数放在ASE预算里。
    (iii)机身可变性和传感器或传感器端口变化组件提高了个
体机身和传感器之间的差异，机身和传感器端口的样品通常
用于建立基准静压源误差。
表2-1静压源误差（空气动力扰动为自由气流状态）
    （原因：空气动力学的气流扰动）
┏━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━━━━━━━━━┓
┃    因  素                                ┃    误差组成                    ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃  机体影响                                ┃                                ┃
┃  运行状态  （马赫数、压力高度、0【、D）  ┃                                ┃
┃                                          ┃  1)经飞行校准测量建立的基准静  ┃
┃  几何形态：机身外形                      ┃    压源误差值。                ┃
┃    静压源位置                            ┃                                ┃
┃    静压源附近表面轮廓的变化              ┃  2)飞行校准测量的不确定性。    ┃
┃    附近门、蒙皮板或其它项目安装配合      ┃  3)飞机机身的差异。            ┃
┃    的变化                                ┃                                ┃
┃  传感器／端口的影响                      ┃  4)传感器／端口的差异。        ┃
┃  运行状态  （马赫数、压力高度、仅、p）   ┃                                ┃
┃  几何形态：传感器／端口形状制造变化      ┃                                ┃
┃    安装变化                              ┃                                ┃
┗━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┻━━━━━━━━━━━━━━━━┛
    (2)剩余静压源误差
    (i)表2-2表示出了这些组成和因素。剩余静压源误差由这
些误差组成构成，它使得真实的静压源误差不同于基准值，
表2-1中组成2、3和4的，加上一个总量，这个总量是真实静压
源误差修正与将要严格校正基准值的羞，表2-2中的组成
2(a)、(b)和(c)。
-33 -
    (ii)通常，在对基准SSE精确补偿的SSEC与电子设备采用
的SSEC之间有一个差异。这是由于实际电子设备设计的限
制。对于特定的飞行条件、单个航空器或航空器组来说，其
最终误差组成2(a)是固定的。由于这些因素产生的变化误差
2(b)和2(c)，导致了电子设备的特别设置，采用了一个实际的
SSEC，这个值有别于设计值。
    (iii)图2-2示出了在静压管路误差、压力测量和换算误差
为零时，理想静压源误差修正、基准静压源误差修正、设计
静压源误差修正和真实静压源误差修正之间的关系。
表2-2剩余静压源误差（安装电子静压源误差修正设备的飞机）
    （原因：实际采用的SSEC与实际SSE之间的区别）
┏━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┳━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┓
┃    因  素                                ┃    误差组成                          ┃
┣━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━╋━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┫
┃    1)静压源误差                          ┃                                      ┃
┃    加卜                                  ┃                                      ┃
┃    2)静压源误差修正函数的输入数据源      ┃                                      ┃
┃    a)静压源误差修正是马赫数的函数        ┃                                      ┃
┃    1) Ps传感器：与基准静压源误差的差异。 ┃1)基准静压源误差                      ┃
┃    ii) Ps测量技术：压力转换误差。        ┃表2 -1中组成的(2)  (3)  (4)           ┃
┃    iii) PT误差：主要的压力转换误差。     ┃    加上                              ┃
┃    b)静压源误差修正是攻角的函数          ┃2a)为飞行校准基准静压源误差匹配       ┃
┃    1)阿尔法角的几何形态影响：            ┃    的设计静压源误差近似值。          ┃
┃    传感器误差                            ┃2b)实现设计静压源误差修正时产品       ┃
┃    安装误差                              ┃    变化的影响（传感器和电子设备）。  ┃
┃    局部表面变化                          ┃2c)实现设计静压源误差修正时运行       ┃
┃，    ii)测量误差：角度传感器精度         ┃    环境的影响（传感器和电子设备）。  ┃
┃    3)静压源误差修正功能的实现            ┃                                      ┃
┃    a)输入数据的静压源误差修正计算        ┃                                      ┃
┃    b)未校正高度与静压源误差修正的纽合    ┃                                      ┃
┗━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┻━━━━━━━━━━━━━━━━━━━┛
- 34 -
图2-2在高度测量系统中静压源误差／静压源误差修正的关系
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（静压管路、压力测量和换算误差为零）
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-35 -
    (iv)静压源误差相对于基准特性产生变化的因素必须能按
照两个步骤给予说明。首先，按照表2-1记录自身的静压源误
差；其次，按照表2-2的2(a)(i)因素对进行静压源误差修正的影
响进行说明。同样，静压测量误差必须按照两个独立步骤分
别说明。主要的影响是来自压力测量和换算组成，而次要影
响来自表2—2的2(a)(ii)因素。
    (3)静压管路误差
    静压管路误差由泄漏和气动延迟产生。在水平巡航飞行
中，对于一个系统通过正确地设计和正确地安装可能忽略它
的影响。
    (4)压力测量和换算误差
    (i)这个功能元件是静压的管路传输，误差性质可以是机
械的、电动机械或固态的，和压力信号到压力高度的换算过
程。
    (ii)误差的组成是：
    (A)校准的不确定性；
    (B)标称设计性能；
    (C)单元与单元间制造差异；
    (D)运行环境的影响。
    (iii)通常，设备规范覆盖各种误差成分的综合影响。如果
在误差预算中使用的压力测量和换算误差的数值是最严重情
- 36 -
况的规范值，分别评估各种误差组成是不必要的。然而，校
准不确定性、标称设计性能和运行环境的影响都可能对在设
备误差范围内的误差偏移产生影响。因此，如果要得到在公
差范围内误差分布的统计说明，那么，考虑到这些特殊硬件
的设计，评估它们之间可能的相互作用是必要的。
    (iv)确保预期申请的运行环境特性的适当性是非常重要
的。
    (5)气压设置误差
    其定义为，施加给系统的值与显示的值之间的差值。RVSM运
行中，显示的值应该始终是ISA的标准地面气压，除非设置错
误，尽管它是总垂直误差的一部分，而不是高度测量系统误
差的组成部分。
    (i)气压设置误差的组成部分：
    (A)设置旋钮／显示的分辨率（可设置性）；
    (B)显示值的传送；
    (C)传送值的应用。
    (ii)这些因素适用性和它们的组合方法取决于具体的系统
结构。
    (iii)对于远程显示测量功能的系统，可能有管路传输和／或
施加或传输值误差成分的因素，这些成分产生于两位置间所
需的传送与接收的设置。
-37 -
    (6)显示误差
    其产生的原因是高度信号有缺陷地换算成显示信号，误
差组成是：
    (i)显示输入信号的转换；
    (ii)网格或格式精度；
    (iii)可读性。
    (7)自感高度表通常会将压力测量和换算的误差区分开。
- 38 -
附录3  建立和监测静压源误差
    1．在总条款的9b节讨论了数据包的要求。在9b(5)(iv)(C)中
阐述，用于建立静压源误差的方法必须被证实。在9b(6)中进
一步阐述，要建立确保新制造航空器的符合性的程序。可能
有许多满足这些要求的做法，下面仅讨论两个范例。
    2．范例一
    a．图3-1示出了表明符合RVSM要求的全过程。图3-1说明，
飞行测试校准和几何形态检查要在给定数量的航空器上进
行。这种飞行校准和检查应持续进行，直到两者之间建立一
种相互关系。还要建立几何形态公差和静压源误差修正，以
满足RVSM要求。对于正在生产的航空器，第N架航空器应进
行详细检查，第M架航空器应进行飞行测试校准。此处的N和
M由制造商确定和由授权的适航部门批准。由N检查和M飞行
校准产生的数据应当用于跟踪平均值和3SD值，以保证持续地
符合模型和第7节的要求。对于已获得的附加数据，应该评估
以决定是否合适按照获得结果的品质去改变N和M的值。
    b．有多种方法进行飞行测试和检查数据以用于建立这种
相互关系，在图3-2所示的范例中表明一个过程，在这个过程
中，对于多个航空器的每一个误差源的评估是基于试验台测
试、检查和分析。这些评估与真实飞行测试结呆之间的相互
关系会用于验证这种方法。
    c．图3-1和图3-2所示的方法适用于新型号，因为它不依赖
- 39 -
任何航空器组以前的数据。
    3．范例二
    A.图3-3示出飞行测试校准应该在指定数量的航空器上执
行，和对所有相关系统间的大气数据信息的一致性规则进行
检验。建立满足要求的几何允差和静压源误差修正。建立设
计允差和一致性规则之间的相互关系。对正在生产的航空
器，全部航空器的大气数据信息都应该按照各种巡航状态一
致性规则进行核查，每一架M航空器都应该进行校准，M航空
器由制造商确定和被授权的适航部门批准。M航空器飞行校准
产生的数据应当用于跟踪平均值和3SD值，以保证航空器组持
续符合第7节的要求。
    图3-1表明机身静压系统初始和持续符合性的程序
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厶
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1
图3-2地面与飞行测试相互关系过程的符合性示范案例
图3-3对于运营中的和新型飞机的
静压系统表明初始和持续符合性的程序
对应的文件与结果
夺静压误差的标识
◇建立大气数据计算机
  的静压源误差规则
夺审查单，验证各项要求
的符合性
夺定义一致性规则
◇改进静
压孔和其
它传感器
周围表面
的品质和
数量规则
◇更新最低性能标准
(MPS)：平均值、偏差
    注1：为获得校准数据，飞行测试安装选择应该有相应性能等级的兼
容精度，应当提供这个精度的验证和分析。在飞行测试期间，这个精度
的任何可能的降低都应该予以监控和纠正。
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附录4训练大纲与操作措施和程序
    （略）
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附录5  海洋空域的特殊程序
    （略）
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附录6  对ICAO Doc．9 5 74中高度保持参数的回顾
    1.ICAO Doc.9574《在FL290和FL410(含)之间实施300米
（1 000英尺）垂直间隔标准的手册》包括了在一个给定空域为获
得一个可接受的安全水平对影响因素的总的分析。
    2．在ICAO Doc.9574的2.1.1.3，垂直重叠概率的要求被重
新定义为单个航空器的总高度保持误差，它必须包括在总垂
直误差(TVE)中，且同时满足下列4个条件。
    a．高度保持误差超过9 0米（3 0 0英尺）的比例小于2.0×
1 0  。
    b．高度保持误差越过1 5 0米（5 00英尺）的比例小于3.5×
1 0。
    c．高度保持误差超过2 00米（6 5 0英尺）的比例小于1.6×
1 0  。
    d．高度保持误差在290米（950英尺）和320米（1 050英尺）之间
的比例小于1.7×10。
    3.ICAO Doc.9574提供的下列特性是按ICAO Doc.9536的结
论制定的，它们统计性地适用于在空域运行的标称一致的每
组航空器。为了达到系统的TVE要求，在服役中航空器组的
性能特性需得到满足，这其中不包括人为因素误差和极端的
环境影响。以下特性是本文件编制的基础。
    a．该航空器组别的平均ASE值不应超过±25朱（±80英尺）；
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    b．该航空器组别平均ASE的绝对值与3倍ASE标准偏差的和
不超过75米（245英尺）；
    c．高度保持误差应在平均值为O米（O英尺）两侧对称分布，
标准偏差值应不大于1 3米（43英尺）。大误差值出现的频率呈指
数衰减。
    4.ICAO Doc.9574承诺专家研究小组将制定详细的规范以
确保每一航空器组在RVSM空域的完全使用包线内可以满足
TVE的目标。在确定系统各部件允许的误差时，必须使得航
空器和各系统在正常的产品差异性的条件下，包括机体静压
源误差和正常的使用老化，能够满足总的目标要求。
    5．在ICAO Doc.9536第2卷中的研究报告的基础上，ICAO
Doc.9574建议在使用性能和设计能力之间应有一定的裕度，
这是通过保证满足下列性能要求来实现的。这其中Sb的要求
误差特意小一些，为的是允许随着使用时间的增加有一些性
能的下降。
    a．航空器组未修正的剩余误差（静压源误差）不应超过±
25米（±80英尺）；
    b．该航空器组别平均ASE的绝对值与3倍ASE标准偏差的
和不超过60米（200英尺）：
    c．航空器组中单个航空器的ASE不应超过±60米（±200英
尺）；
    d．应具有自动高度控制系统，并能在高度保持模式下，
在元颠簸和阵风的条件下，直线平飞时，控制飞机在要求的
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高度±1 5米（±5 0英尺）。
    6．这些标准是机身、高度测量、高度测量设备和自动高
度控制系统等分系统性能要求的基础。重要的是应认识到，
这些限制是基于Doc.9536第2卷的研究结果，这个结果是：对
于航空器组来说，ASE趋于按特征平均值正常分布。因此，在
文件中应提供控制措施，  以防止出现对单个航空器的批准可
能会使得小规模机队的平均ASE的大小显著超过25米(80英
尺)。例如，高度表测量系统的部件在平均修正的静压源误差
之外还产生了偏差误差时，这种情况就可能会出现。
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