HB Z 146-1989 飞机燃油系统通用设计规范.pdf

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1、中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准HB/Z 146-89 飞机燃油系统通用设计规范1989-05-13发布1989-12-01实施中华人民共和国航空航天工业部批准目次1. 主题内容与适用范围. (1) 2. 引用标准.(1)3. 术语. ( 4. 要求和质量保证措施.(纱4. 1 性能份4. 1. 1 一般要求.(幻4. 1. 2 发动机供油和输油分系统. . . . . . . . . . . . ., (4) 4. 1. 3 燃油箱分系统的4. 1. 4 4. 1. 5 地面加恼和放油分系统(11)空中加油分系统.(14) 4. 1. 6 应急放油分系统0日4. 1. 7 燃油箱通气

2、增压分系统. . .门的4. 1. 8 惰化/抑爆分系统. . . . . . . . . . (17) 4. 1. 9 附件.(17) 4.2 环境条件. . . . . . . . . . (20) 4. 2. 1 燃油温度. . . . 11. . 4.2. 2 环境空气温度. . 4.2.3 高空性4.2.1 工作环境4.3 接口关系4.3.1 飞机的接口(21)4.3.2 外部接口. 4. 4 危险和故障概念4. 4. 1 故障概念(23)4.2 减少着火危险性.(23) 4. 4. 3 闪电和静电. . . . . . . . . (23) 4. 4. 4 部件温度. . . .

3、. (23) 4.5 可靠性与维修性4. 5. I 维修性的一般要求(24)4.5.2 燃油系统导管的识别，. .t . . . . 111. . . . (24) 4.5.3 附件的检验. (24) 4.5. 4 过城器元件的拆卸. . . . . . . . . . . . . .t .,. . . 4.5.5 油箱口盖. . . . . . . . .t . . . . 1ft. . 4.5.6 能源和控制装暨的共用性. . . . . . . . (24) 4.5.7 附件的互换性(24)4. 6.8 防差错措施. . (24) 中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准飞机燃油系统通用

4、设计规范1 主题内容与适用范围,. 1 主题内容本规范规定了飞机燃油系统的设计、性能、相容性及验证要求。.2 适用范围H8/Z 146-89 本规范中所包括的各项要求和验证，适用于军用飞机燃油系统及设备的研制.本规范用以指导工程技术人员进行飞机燃油系统的设计。2 51用标准国家标准GB192 普通螺纹基本牙型GB193 普通螺纹直径与螺ii系列(直径1-600毫米GB196 普通螺坟基本尺寸(直径1 600毫米GB197 普通螺纹公差与配合直径1-355毫米)082515 普通螺纹术语082516 普通螺纹偏差表国家军用标准GjB60 压力1JUf由接头航空标准HB6-43 飞机擂铁线技术条件

5、HB4 - 55 钢和铝合金导管的最小弯曲半径HB5662 飞机设备电磁兼容性要求及测试方法HBti - 2 飞机电棍基本技术要求HB5644 飞机燃油系统供输油泵通用技术条件HB5653HB5G55 航空导管识别标志HB6208 插头一锥管式空中加油系统通用规币5 术谓3. 1 可用燃油飞机为;事机状态、地面加满燃袖，发动机辑浓重供油箱油尽借号灯第一吹闪费时脐输出的油景。3. 2 不可用燃油航空航天工业部1989吁05-13发布198912-01实施HB!Z146-89 不可用燃油是除去可用燃油后，飞机中保留的燃油。3. 3 集液懵燃油集液槽燃油是将可用燃油除去后，可以从飞机集油槽放出的燃油

6、。3. 4 残留油残留油是放出集油槽燃油后仍保留在飞机中的燃油。3. 5 供油箱供油箱是直接向发动机供泊的油箱。3. S 输油箱输油箱是指输送燃油到另一个油箱的油箱。1.7 膨胀空间膨胀空间是指袖箱满油油面和将要溢人通气系统时油面之间的提供燃油热膨胀的空间-3. 8 最大工作压力最大工作压力是附件和各分系统正常工作过程中出现的最大压力。3. 9 检验压力可连续加到分系统或附件上验证分系统完整性的压力。在检验压力下，分系统及附件应正常工作而没有故障、永久变形和外漏。3.10 极限压力分系统和它的附件所承受的最大压力。当承受极限压力时，分系统或附件可不工作。但压力减小到检验压力时，分系统或附件应正

7、常工作。3. 1 热加油飞机在一台或儿台发动机工作或辅助动力装置工作时的地面加油。4 要求和质量保证措施4. , 性能4. ,. 1 一般要求4. ,. 1. 1 材料制造飞机燃油系统所使用的材料应是优质的，并应与飞机的工作环境相适应。a.金属金愚应是耐腐蚀的，或者经过处理后能够在燃油、盐雾、潮温及大气条件下不被腐蚀。不同类金属不准用r-:9:榈紧密接触之处。镜、铜和铺及其合金制件以及镀有上述金属的制件禁止用于与煤油接触之处。b.燃油燃油系统及其附件的性能对于各种燃油可以是不同的。应按照基本燃油进行设计和系统校准，确定其全部性能。经常大量使用的燃油应确定为基本燃油，所有其它燃油应注明为代用或应

8、急燃油。当使用某种代用燃油或应急燃油而引起的性能降低或需要作特殊的维护工作以及有真它使用要求时，均应作出明确定规定。C.材料的耐袖性金属材料的选用应考虑燃油对它是否有腐蚀作用。非金属材料，如密封胶和软油箱等都应当是耐燃油的。2 HBjZ146-89 材料的耐油性应在附件研制阶段采用试验验证。4. 1. 1. 2 附件和系统设计应考虑水污染当使用的燃油没有防冰添加剂在燃油冷却到一11Oc时，在燃油中游离水的含量为O. 2cmJ /L的情况下燃油系统应正常工作。4.1. 1. 3 水污染情况下对系统工作的验证在规定的水污染条件下.系统工作应由系统试验和附件试验来验证。试验期间，冰的加速形成不应影响

9、活动零件，限流孔，引流孔的工作，不应堵塞金属阿或抽滤。4. ,. 1. 4 导管的安装在各种机动飞行情况下，在工作压力和检验压力的作用下，燃油系统的管路和附件发生变形后均不应与其它管路或结构相碰或摩擦。在静态情况下燃油系统管路和附件与其它管路、电缆或结构应有足够的间隙。这在设计阶段就应充分保证。在间隙达不到设计要求的个别部位应采取必要的保护措施，并规定适当的检验方法及标志。动力装置处的燃油导管的有关要求应符合动力装置有关标准。防止燃油导管的摩擦或损伤应在飞行试验中验证c4.1. 1. 5 隔舱的排袖与燃油箱相邻的隔舱或容有燃油管路和附件的隔舱，应有排除水和漏泊的措施，以便把水和漏油排放到机外的

10、安全位置。隔舱排泄情况及适用性应采用地面试验来验证。4. ,. , . 6 油箱壁开孔处的密封穿过油箱壁的所有燃油管、软管或电缆均应采用密封式连接件，以便充分保证油箱的密封性。4.7 油箱壁开孔处密封性的验证油箱壁开孔处的密封性应通过对各种不同连接形式的组件的试验以及地面和飞行试验进行验证。4. 1. ,. 8 电搭接为减少电荷聚集特别是减少油箱内部的电荷聚集，燃油系统的导管和附件应有效地电搭接。燃油系统的电搭接应符合HB6-43。4.9 电气布线附件的电缆和引线应有足够的长度以便在没有编结的情况下直接与终端或电源相连接。4. 1. 1. 10 最小弯曲半径金属导管的最小弯曲半径应符合HB4-

11、55。在有足够的保证质量的措施时允许减小导管的弯曲半径。4.11 热释压对于所有封闭的燃油管段及封闭腔都应采取在燃油受热膨胀时能世压的安全措施。合适的热释压装置应由飞机检验和附件试验进行验证。2 HB/Z146-89 4.1.1.12 外部燃油泄漏燃油系统不应有外部燃油泄漏.在2日报f期间不应有冒油、;世油现象。上述要求应由地面相飞行试验验证。4. 1. 2 发动机供油相输油分系统4. 1. 2. 1 供油的有放性燃油系统应保证飞机在各种地面和飞行条件下(包括极端条件和各种飞行情况不闽断地有效地向发动机供油e至少应保证在节列条件下向发动机可靠地供袖。a. IE常停祝姿态5b.起飞姿态FC.水平

12、飞行姿态(航线起落情况、最小重量、低窑、低速hd.着陆姿态接地), e.当着陆时可能达到的最大俯仰姿态，f.最大爬升事时所对应的姿态:g.最大俯冲率时所对应的姿态，h.最大读转速率时所对应的姿态;i.规定时间内的零、负过载飞行。发动机供袖和输油分系统中应尽量减少工作附件的数量，并应尽量减少这些附件可能的故障所带来的影响。还E立减少外部因素对燃油系统的影响。供油管路处应能防护由于维护、炮火、起落架卷入的扑来物以及其它设备的损坏而造成的损伤，尽量把更多的管路安装在油箱内部，并采用插入式附件减少油箱的进口、减少燃油系统的分解和精泊，尽量采用交流电摞或液压源驱动附件，所使用的附件能防止脏f阔的湾染包括

13、结冰)I 应尽量减少空气经供油管吸入发动机.而影响发动机的正常工作.在飞机和发动机所允许的工作包线之内，燃油系统不应限制飞机性能就给发动机带来不利影响e当低油面姿态变化时，供袖泵吸泊口不应露出袖面。4. ,. 2. 2 供油有成性的验证向发现机供泊的有效性应在规定的条件下采用分析、模拟试验和飞行试验进行验证.分析供输油系统的性能时，必须带虑到各种单项和多项故障影响燃袖系统工作的情况.供油有效性应通过燃油暴统模拟it险和飞行试跄验证.严重的姿态角在模拟台上进行试碰，动恋情况如爬升、攘转，非对称机动最好在飞机的飞行试验中进行。应注意给出严重状态组合的试验情况包括故障情况，4. .2.3 流量性能对

14、单发飞机、供油系统除7提供用于冷却方面的燃油流量和使燃油驱动泵运动的流量外，4 HBjZ146-89 还应提供00 %的东动机最大燃烟消辑率F的流埠M对多发飞机、供油系统必须至少能对另外一台处于全功罪状态的发动机提供交叉供油的流量。因此，发动机供讪系统应提供200%的发功机最大燃油消解率下的流量及冷却所需畏的燃油流量。4.1.2.4 流量性能的验证每台发动机供油系统的燃泊流幢性能应采用分析、模拟台磁及飞行试验进行验证。袖温、飞行高度和高度变化事对供油系统的供油能力影响很大，试验时应明确这些参数4. ,. 2. 5 抽眼供油发动机供抽系统在谩失油装动力的情况下，拙吸供油时.飞机在降低高度和减小提

15、动机油门状态的情况下应保证发动机的正常工作。快油分系缆在任-单项故障的情况下，分系统JE.提供足够的燃泊流量用以维排起飞功率茧最低飞行高度3000m0 4. .2.6 抽吸供泊的脸证抽吸供泊的性能采用地面模拟试验进行验证、试瞌应规定故障敬和最严重的试验参数.如严重的燃油温度、燃料的燕汽压以及油糠情况清惰的或脏的)。4.2.7 压力性能制定燃油系统压力要求时，必须保证系统具有足够的安全格度.防止由于偶然损伤、压力、冲击、疲劳或极端卫作条件而引起的潘湘、裂纹、破碎成损伤.供油条统检验压力为最大工作压力的二倍，极限压力为最大工作压力的三倩.供烟系缆j芷能承受蓓的负压力。4. .2.8 压力性能的验证

16、系统的承压能力应用首飞前的组件性能和系统试验来验证-4. .2. 9 冲击压力发动机供输油系统中的冲击压力不应越过雄验压力。4. 1. 2. 10 冲击压力的验证发动讥供油和输m系统中的冲击压力应采用分析和地面试险进特.证.必须用敏感的测试仪糖测量冲击压力，应采用一退秒响应的压力传感器和与其相间响应的显示理及陆最仪。4. .2. 11 防止脏吻随燃油选人发劫机在制造新飞机现更换油箱时，在发现机开牵Htr必须对袖箱避行清悦。加油时燃油应给加1由车就地面加油设备吃分:过捕.应对加入到飞机的燃油进行严格检查、保tlE加入重Ij飞机中的燃油是糟糟的.袖tf.应尽量设置在发劫机上.如果在飞机供袖系统中设

17、世过浦器.它应处于供油管路中封闭开荣的r游，油据不应太细(问孔不小于04mm) 4. ,. 2. 12 燃柑1巾宵腋物程度的验证飞机燃油系统防止燃油中的如愤世入发动帆的能力，应采用附件试验和检查飞在n.巾的燃抽进行验证。HB;Z4S -89 4.2.13 发动机供油独立性在多发动机的飞机上，当切断任意一台发动机的情路时，不应影响其它发动机的供袖，因此要求对每台发动机都应有单独的供油箱和单独的供油路。对两台发动机的非战斗型飞机，两台发动机可共用一个油箱，但供油系统必须是各自确立的。4.2.14 发动机供油独立性的验证发动机供油油立性应采用分析法、地面试验和飞行试验进行验证。4.1.2.15 发动

18、机的交叉供油发动机供油系统应具有交叉供油的能力，对于多发动机飞机，应具有从任意一个供油箱到任意一台发动机或到所有的发动机的供油能力。对于单发动机的飞机应具有从任意一个供油箱到发动机的供油能力。4. .2. 1 S 发动机供油系统交叉供油能力的验证发动机供油系统交叉供油能力应在模拟试验台上在严重姿态条件下用试验碰证，在正常飞行条件下由飞行试验进行验证。4. 1. 2. 17 燃油的输送和管理对单座飞行员的飞机燃油的输油系统应保证燃油能自动地输送到供油箱，不应要求飞行员对控制程序、重心控制和油泵的工作有任何操作动作。对具有三个飞行员或一个空中工程师的飞机，可采用半自动化系统，使飞行员对输油顺序，袖

19、泵工作和交叉供油进行操作。在正常飞行条件下，该系统不能要求飞行员随时随地注意和作出反应34.1.2.18 燃油输送和管理系统的验证自动供油和控制装置应采用分析法，地面试验和飞行试验进行验证-4. ,. 2. 19 燃油重心化。燃袖在消耗过程中必须控制燃油消耗顺序，保持飞机平衡所要求的重心在一定范围内变燃油系统应以最简单的用油顺序来保证重心在一定范围内变化。设汁燃油管理系统应考意系统的故障状态以及各种可能的载荷和飞行情况.燃油管理系统所保证的重心范围不应限制飞机的机动或飞行剖面。4.2.20 燃油重心的验证果用机上地面试验或系统模拟试验台的试验来验证燃油的重心变化。试验时应模拟单面发动机不工作情

20、况和抽吸供袖情况，并应尽量模拟飞机条件和油门状态。试验状态应包括所有可程安装的副油箱和辅助油箱以及有效载荷状态。所有可能的燃油管理控制状态和最严重的飞机姿态情况。各项试验应在飞机正常飞行姿态的各种情况下进行。从发动机供袖系统管路中输出的燃油流量和压力均应满足要求，试验测得的辑油过程中飞机童心变化曲线与计算曲线进行比较。4. 1.2.21 燃油重心警骨当燃油不平衡将导致飞机重心离开所允许的范围时，燃油不平衡警告装置向飞行员发出6 HBjZ146-89 警告，为保证安全可不做机动或改变飞行状态，如进场和着陆。重心不平衡警告系统应尽量姐立于油量测量系统，并应能检查其工作是否正常04. .2.22 燃

21、油重心警告系统工作性能的盼证燃油重心警告系统的主作应采用分析法和地面试验进行验证。4.1.2.23 低油面警告每个发动机供油箱都应有低油面警告装置，其它所有油箱或油箱组都应有油尽指示器。低油面警告装置及与真相连的电缆应独立于油量测量系统。该装置应能及时发出信号并能延时，免得因燃油晃动时使信号消失。各种单座飞行员的飞机其警告信号应尽量是音响和视觉两者兼有。并尽可能使该警告信号同时被用于打开输油活门，使所有可用油量都输到发动机供油箱。发出低油面警告信号时的余袖应能保证在最佳巡航状态和飞行高度下至少飞20min及一个正常下滑着陆和一次复飞所需的油量。4. .2.24 低油面警告装置发出信号时的油面验

22、证低油田警告装置发出信号时的油面应在地面试验中验证。警告油画下的可用油量，可用标定时测定的油量高度曲线确定或用称重法确定。其油量所能保证的飞行时间用分析法确定。4.1.2.25 输泊流量燃油系统中从输油箱输到发动机供油箱的输油流量应等于或大于发动机的耗油量。当发动机最大燃油消耗率很大而输泊流量难以满足时，允许输油流量不与发动机供油流量相匹配，所能允许的输泊流量应按照工作情况确定，但应满足在输油箱仍有可用燃油的情况下不应发出低油面警告的要求。当输油流量不够时，供油箱应能给以补充，并保证系统工作正常，飞机童心符合要求。4.2.28 输油流量的验证从输油箱到供油箱的输油流量应采用分析法和模拟台试验进

23、行验证。4.2.27 供油箱的可用油量在飞行、着陆和地面状态下，飞机的供油箱特别是最后用尽的供油箱应尽量保证有99%的燃料是可用，并应按要求的流量和压力供给发动机。供油箱的可用油量是指在最不利供油条件下第一次发生供泊流量中断(可以供油泵油尽信号灯第一次闪亮为标志时已供给发动机使用的全部油量。最不利的供油条件就是要考虑到电行剖面的着陆阶段.包括有机头向下和机头向上、四转弯、正和负加速度及非对称机动(例如侧滑)等情况下作用在燃泊中的所有的力对油面的影响c4.1.2.28 供油箱可用油量的验证供油箱最大可用油量应采用地面试验进行验证。4. ,. 2.29 输油箱的叮用油量输油箱至少有98%的油量在巡

24、航姿态下是可用的。4. .2.30 输油箱最大可用油量的验证输油箱的最大可用袖章可在地面上模拟飞行姿态的条件下进行充分的试验测出。也可在7 HB/Z14S俨-89空中搜规定资态将输油箱的燃油用尽.然后在地面上测出残余油量。4.1.2.31 低燃油压力警告在每台发动机的供油管路上靠近发动机燃油进口处都应设置低压力警告器，采用多泵供油时每白菜都应设有低股力瞥告据.当输油泵的性能影响飞机性能时，则输油泵也应设有低压力警告楠，4. 1.2. 32 低燃油压力警告黯启动压力值的险证低燃油压力警告器的启动压力值应采用地面试验方法来确定。4.2.33 燃油温度的指示当情要知道油箱内或流到发动机的燃油温度时，

25、则应采用温度指示.4. 1.2. 34 对燃油温度指示梯工作的也证燃捕温度指示糟的工作应呆用附件试验，地面试险和飞行试磁选行脸证-4.2.35 应，也关晰能力每白发现帆的供袖管路上在燃怕流入发动机舱之前，都应设有由飞行员应急关断燃油的开关.应急柴断开关应靠近发动机，但不能在发动机舱内.应急关断开关在空中和地面均应能关闭和打开。4. 1. 2. 36 应，急关断能力的跄证应急关断的能力应通过地面试验进行验证-4.1.2.37 零和负过戴状态下的供油多数飞机应具有负过撒飞行能力，战斗机在全油门状态(加力状)保持负过戴的飞行时间一般要求为105，在部分油门状态则可为30s.对于战斗机和其它特种飞机也

26、可要求在近似于零过翻状态下保持一定飞行时间e4. .2. 38 牢或负过载状态下供油流量的验证零骂自负过截状态下的供1由流量和飞行时间可通过地面模拟试险和飞行试验选行跑证.4. 1.3 燃油箱分原锐4. 1. 3. 1 呢?由略胀空间每个燃油箱在飞机的正常停机姿态r.包括各种辘.情况)均应有-个膨胀空间.燃油膨胀空间与燃油的种类和承受的温度有关，对国产航空燃油膨胀空间应铮于或大于油箱总容积的3%，对舰戴飞机膳胀空间为油箱总容积的4%，油箱通气管不能作为膨胀空间的一部分.当两个战两个以i的袖箱彼此连通组成一个油箱组时，其膨胀空间可设在这些油箱中的俨制箱内。4. 1.3.2 燃油膨胀空间的捡证燃油

27、膨胀宅|啕应来用地面模拟试验进行验证.试验时应考虑飞机在不同装撒条件下严生的备，种接恋.试验的资芯角w.考虑按各轴线运少有土2仰的姿态变化.4 .3.3 揣液槽每个袖精均应有一个集愤槽，供囊集沉淀物和水份a当飞机在停机姿态时，集液槽应位于Mt箱的最低址.集液槽容积应为油箱容糊的O.25 % 0 1棉被捕!茧设有排泄口，柿、随口的面积应保证排由流量足以冲刷集液懵的沉淀物，排地口不8 HB/Z146-89 能因结冰影响集液槽的排泄而导致集戒槽区燃油停滞。4. ,. 3. 4 集液槽容积的验证集液槽的容积应采用地面试验的方法进行验证。即在地面停机姿态，用飞机油泵将油箱内燃油全部输出，然后测量从集液槽

28、放出的袖章。4. .3.5 放沉淀装置为防止水份和沉淀物聚集影响发动机工作和对油箱产生腐蚀，在油箱的最低处应设置放泪淀装置。放沉淀装置应能通过一定的排泄流量，并应在损失较小燃油的情况下能放出全部聚集的沉淀物和水份。油泵上的放沉淀塞，不能作为油箱中的放沉淀装置。容积等于和大于3700L的大型飞机油箱，应有自动水分离系统，同时也应设有人工放沉淀的沉淀阀。4.1.3.6 放沉淀装置的验证放沉淀装置的排水能力应果用地面试验的方法进行验证。集液槽容积试验和排水试验可综合在一起进行。4. ,. ;3. 7 油箱的检验压力和极限压力飞机油箱设计应采用1.33倍最大工作压力作为检验压力，1.5倍的检验压力作为

29、极限压力。油箱压力设计标准应与适当的飞行过载包括燃油晃动形成的过载来规定油箱结构设计的总应力标准。4. ,. 3. 8 抽箱耐压能力的验证每架飞机的每个袖箱都应采用1.33倍的最大工作压力进行气密性试险.时间至少2min，油箱不应育任何形式的永久变形或损坏3其极限压力强度应果用2惰的最大工作压力(即相当1.5倍的检验压力)进行试脸验证。在该压力下允许有水久变形，但不能有任何破裂迹象。该试验应在一架静力试验样机上至少选取个受力严重的油箱进行试验验证，其余泊箱应雄分析方法进仔验证.4. 1. 3. 9 整体油箱设计整体油箱的结掏设计和世封形式设计应符合有关标准，油相应密封可靠不允许捕袖。整体油精内

30、表面应是防腐蚀的，密封剂和防嘴榆料应按有关规范选用.整体油箱中不能排泄的低四处应用低密度的密封荆徐填，以防燃湘骤集严生腐蚀。4. .3. 10 整体油箱设计的验证整体油箱设计应通过静力试峻，油箱克压强度试验.ft压搜好试险和动力试险来验证。4. ,. 3. 11 思用板设计危险区应用第二层阴晴板与燃捕箱隅离，以防止燃袖涌入.第二层板与油箱壁之i回构成一个空隙，此腔应能连续的排油和通气型j防火区以外的大气中。第三层隔板的压力设计标准应与油箱费相同.4.3. 2 双层隔板设计的脸证危险区与燃袖箱的隔离烛果应通过梯机柏前仲试验来瞌旺。9 HB/Z14689 4. .3. 3 自封式油箱自封油箱和其护

31、板应保证密封，自封油箱应能在14.5mm口径炮弹穿透下密封。除非另有规寇，自封油箱所保存的燃油量应能使飞机从最远的飞行任务处返回。为保证有效的密封，自封油箱内部压力j丑不大于O.013gMPa(O. 141kg/ cm)。4. 1. 3. 14 自封式袖箱自封能力的验证自封油箱的自封能力是否满足要求应通过一个模型油箱的试验进行验证。模型油箱应是电机油箱中形状最复杂的一个油箱。试验油箱应带有与飞机上相同的护板(或支衬)的飞机结构。自封油箱所能保存的燃油量应通过分析计算方法确定。4. ,. 3. 15 软油箱槽的密封软油箱槽应气密并应具有排泄装置，为减少自封材料破裂时造成的燃油溢出。自封油箱排泄装

32、贯的口径应比普通软泊箱的排泄口径大。4.3.16 软油箱槽密封性的验证在安装软油箱之前，应通过地面试验检查软油箱槽的密封性。4. .3.17 可拆卸机内硬油箱的支承可拆卸机内硬油箱的支承应防止在过载和撞击作用下损坏。4. 1. 3. 18 吁拆卸机内硬咱箱支承形式的验证可拆卸机内硬油箱的支承形式应通过部件试验验证。部件试验应模拟油箱的支承形式。4.1.3.19 副油箱战斗机上的副油箱应设计成快速安装和拆卸的。对快速转场无明确要求时，一般规定副油箱的安装拆卸时间为2在工作人员不多于3人时，最长时间为15min。对投放式副油箱其功能附件，如通气活门，抽面控制活门和预检控制板应尽量安装在飞机上。4.

33、3.20 副油箱安装和拆卸时间的验证副油箱安装和拆饵i时间应采用地面演示方法进行验证，对演示条件如设备条件、人员数，油箱内余油应予以规定。4. ,. 3. 21 副油箱的速度范围副油箱允许的最大速度、过载及投放速度和姿态，必须根据飞机的战术技术要求确定。4. 1. 3.22 副油箱工作范围和弹射投放!范围的验证副袖箱的工作范围和弹射投放范围应通过风洞试验，地面投放试验和飞行试验来验证。4. 1.3.23 燃袖箱的清洁度安装的新油箱、经维护和修理的油箱必须进行清洗。清I先后的油箱从集液槽放出的燃油装瓶用目视检查，真杂质不应超过有关规定。4. 1. 3. 24 燃捕箱的泄漏10 燃油箱在下列最恶劣

34、的条件F不允许世漏ta.由于振动引胆的翘曲:b.由于起飞、滑行和着陆产生的呻击载荷:C.由机动飞行引起的液压冲击pd.由系统工作产生的压力载荷。4. 1. 3. 25 燃油箱泄漏的验证HB; Z146-89 燃油箱在恶劣环境下的密封性应在首飞前，由部件试验验证。4. 1.4 地面加油和放油分系统4. 1. 4. 1 重力加油飞机上应设置通过油箱上的加油口将燃油直接加入油箱内的重力加油口。4. ,. 4. 2 压力加油机内燃油容积等于或大于2300L时，除设置重力加油口外还应配置压力加泊系统。靠地面加油管路(或加油车上的加油管)与飞机的加油总管相连接，燃油靠压力从飞机加油管输到各油箱。加油接头应

35、符合GJB60要求。4. ,. 4.3 加油时间地面加油时间的确定应考虑飞机再次起飞准备所需时间，以及与之匹配的地面加油设备的能力.允许的加油时间取决于使用方，当使用方没有明确要求时，下列的加油时间可作为设计依据。见表10表1地面压力加泊的加油时间飞机总油量加油接头数量加90%油量的最大时间(L) (个(min) 250000 4 40 200000 4 32 一一100000 2 32 60000 2 20 30000 20 -15000 1 12 5000 1 5 2300 2. 5 上述时间仅指加油时，燃油流动时间，不包括停置飞机和加油设备的辅助时间。4. ,. 4. 4 加油时间的验证

36、飞机的加油时间应在实际飞机上做加油演示验证。一般规定加泊的起始条件为供油箱平均分布10%的总泊量.4. ,. 4. 5 压力加油分系统的压力采用压力加油时，为保证管路及附件承压的安全峪度，规定压力加油系统最大工作压力为11 HB/Z14S 89 O.621MPaQ检验压力为最大工作压力的2倍。极限压力为最大工作压力的3倍。4. ,. 4. S 压力加油分系统压力的验证加捕系统的检验压力应在压力加油分系统模拟fTt用气J.:k进行验证。另外还应在飞机上用此压力进行气密试验:系统的极限压力应在系统的所有附件试验中进行验证。4. ,. 4. 7 最大冲击压力当飞机上加油控制涵门关闭时，由于流动的燃油

37、突然停止流动，!tl在系统中产生一个压力液。该冲击压力比燃油流动状态时的稳态压力大得多。冲击压力不应超过系统的检验压力。系统中影响冲击压力的i主要因素有ta.袖面控制活门的单个关闭pb.油面控制活门的同时关闭FC.单向活门的关闭zd.燃油泵的并联工作3e.起动和关闭燃油泵。4. 1.4.8 冲击压力的验证冲击压力应在燃油系统模拟台上或飞机上进行压力加油试验验证。测量时应采用灵敏度为一毫秒的压力传感器及相应的记录仪器。4. ,. 4. 9 最大加油容量飞机应处在正常停机状态，按照所要求的飞行任务.在正常加油t压力加油和重力b日油)f达到的最大加油容量。4.4.10 最大加油容量的验证飞机的最大加

38、油容量应在飞机上进行试验验证。4.1.4.11 压力加油接头的位置t压力加油接头位置的确定应便于地勤人员对接加油接头。而不霄采用地丽升降设备，并考虑加油时伴随进行的典官工作.4.1.4.12 飞机再次越飞准备能力的验证飞机再次起飞准备(包括加油、充氧等等的能力应采用地面演示试验验证。4.1.4.13 加油能惊的要求压力加油系统应具有不使用机外电嘛，而仪罪机内电源对飞机加油的能力.4. 1.4. 14 在规定的加油能螺f，加油能力的战证在规寇的加油能拥f.飞机加油能为应在飞机上进行加油演示试验验证。4. 1. 4. 15 加袖控制开关的位置力IH由控制开关和油量费应位于凰力加油摇头附近惯于地勤人

39、员操伟加油接管嘴和加油控制开菜。4.4.18 加油控制开安和油巅费位霞的瑜证加拍控制开关和油量费的位置应由实际飞机制油操作精示试验验证-4.1 . 4.17 脐带的如油人员敬飞机上董多有两名维护人员就可进行加恼和抽油.一各位于ho袖接头和控制饭处，进行12 HB/Z146 r-89 加抽控制a另名全面观察飞机的加油安全，加油车的操作人员不计入维护人员之内。4.1.4.18 所需阳rlU人民数的确定飞机加油aJ所需的如1袖人员数应由地面加油演示确定。4. ,. 4. 19 热拥:由为缩短飞机再次起飞准备时间.飞机应具有在发动机成辅助动力毅置工作时，进行加油的能力。热力u袖对通气口位置、加油接头相

40、控制开关位置及加油系统的可靠性都啃较大影响，因此!草根据使用方的要求确定。4- 1.4.20 热加袖的验证在发动机或辅耽J力装置工作时，进行加油的能力必须在完成宽分的条镜安全性分析之后.采用地面演示试验验证。4.1.4.21 Y由箱加油的选择力11泊系统应具有选择In任何一组袖箱(包括副油精)加袖的能力或相反地对任何一组油箱不加泊的能力。4. .4.22油箱选择加袖的验证加油系统对一组油箱加稿、力日部分J幸!l对规定的油箱不加油的能力应采用分析法进行验证。珩比较震杂的刀I!r曲系统，应采用演示试验验证。4. 1. 4. 23 加油控制活门的预栓加油控制活门及湘西控制活门的预检系统应具有能隔离有

41、故障油田控制活门的功能，提高加油安全性电4. 1. 4. 24 预检系统的验证加油时预幢系统工作情况应由地面加油澳示试验验证-4.1.4.25 放袖时问飞机的放油时阔J.根据飞行任务及燃袖东统维护r作的需要加以确定。放油一般利用飞机上的输油泵、供油延与地面放油设备连在一起进行。对于大油量的飞机，每个放油接头处的流量一般按750L/mn进行设计，对于小油量的飞机，放油流量可。在少，同时应考虑供、输油流量。4. 1. 4.26 放泊时间的验证飞机的放油时间应采用地面放油演示试验验证。试验程序上应规定飞机的油量及其分有了。4.1.4.27 放油方法应规定放油的操作程序和就袖的各项限制。若没有电拥(吏

42、飞机袖寒工作，则必须借助于捕油设备事抽油的方法选行就怕94. 1. 4. 28 放袖方法的验证放油方、法应采用地面演示试验验12.4. 1. 4. 29 敢隐情况F的放袖肢i由系统设计应考虑系统中各个油箱单顶故障时，具有放泊的功能。4. ,. 4. 30 故障情况-F煎捆的验证13 HB/Z146-89 在规定的各个抽箱单项故障时，飞机的放油应采用分析方法验证-4.1.4.31 坠撞情况下的放油当飞机着陆故障时，应具有对各个油箱放泊的能力。一般可利用飞机上的加油口盖、附件口盖4将软管插入油箱中进行放袖.4. ,. 4. 32 坠撞情况下放袖的撞证飞机放油接头损坏时，放油能力应采用分析法进行验证

43、-4.1.4.33 加油时的静电燃油系统设计，必须使油箱中跳火的可能性喊少到最小.以保证飞机的安全.通常减少聚集电荷的生成，采取下列措施Ea.全部燃油附件和管路应良好电搭接井接地Eb.限制管路流速不大于9m/的C.限制油箱入口流速不大于3m/504. .4.34 加油时静电的验证加油时，防止油箱中跳火采用燃油系统模拟试验或相似系统的试撞鼓据分析碰证-4. ,. 4. 35 重力加油油枪的电搭接防止重力加油油枪与飞机油滤口处产生跳火.应安装一个用于重力加油接头与飞机搭铁的插座，该插座应符合有关标准规定.4.1.5 空中加油分系统空中加油具有伸缩管式和插头一一锥管式两种.前者般适用于大飞机、大流量

44、，后者适用于小飞机、小流量。4. ,. 5. 1 空中加油时间空中加捕时间的确定应考虑地面压力加油时间，为使加油时间减少到最小，受油机的受油流量可比空中加油机的流量大.下列的受油机的加油时间可作为设计依据.见表2.表2受油机的加油时间飞机总油量流量(L/min)加90%油量的时间(L) (min) 150000 -200000 5670 23-42 60000-150000 4540 12-28 30000-60000 3400 8-16 15000-30000 2270 6-12 5000-15000 1510 4.9 。-50001130 -5 上述时间仅指加油时燃油流动时间，不包括加油时完成对接所需要的时间和受油机消耗14 HBjz146-89 油所需要的时间。4. ,. 5. 2 空中加油时间的验证空中加油时间应由模拟试验和飞行试验验证。4. ,. 5.3 空巾加油分系统的压力空中加油分系统最大工作压力应为O.621MPa，检验压力为最大工作压力的2倍，极限压力为最大工作压力的3倍。当空巾加油系统与其官分系统，如输油分系统、发动机供油，分系统、地面加油分系统共用_.些附件时，这些分系统必须按较