HB 7232-1995 军用飞机可靠性设计准则.pdf

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1、韭空工飞HB 7232-95 1995一12-13发布1996-01-01实施中国航空工业总公司批准目次1 主题内容与适用范围. . . . . . . . . . . . . . 2 3 引用标准一般要求. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4 详细要求. 4.1 起落装置系统. . 4.2 4.3 4.4 4.5 4.6 4.7 4.8 4.9 4.10 4.11 4.12 4. 13 4.14 4.15 飞行操纵系统飞行控制系统弹射救生系统. . . . . . . . . . 发动机安装与操纵系统环境控制系统. 电源、配

2、电系统. . . . . 液压系统燃油系统. 氧气系统. 防冰和防雨系统火警与灭火系统H仪表系统航空电子系统. 军械系统(1) (1) (2) (3) (3) (4) (5) (7) (8) (9) (10) (1 1) (13) (14) (15) (16) (16) (17) (20) 中华人民共和国空工业标准军用飞机可靠性设计准则HB 7232-95 用范围1. 1 本标准规定了战斗机主要系统(机体结构除外在研制阶段进行可靠性设计的要求。1.2 本标准适用于战斗机(歼击机亦适用于歼击轰炸机、强击机和教练机的可靠性设计，可作为可靠性设计、评审的依据。根据型号具体特点允许对本准则进行剪裁。2

3、 引用标准GJB 1A 机载悬挂物装置接合部位的通用设计准则GJB 33 半导体分立器件总规范GJB 151 军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求GJB 152 军用设备和分系统电磁发射和敏感度测量GJB 358 军用飞机电搭接技术要求GJB 362 印制板通用规范GJB 441 机械电子设备机箱，安装架的安装形式和基本尺寸GJB 450 装备研制与生产的可靠性通用大纲GJB 451 可靠性维修性术语GJB 457 机载电于设备通用规范GJB 546 电子元器件可靠性保证大纲GJB 597 微电路总规范GJB 768 故障树分析GJB 813 可靠性模型的建立和可靠性预计GJB 1003 飞机

4、燃油系统通用规范GJB 1130 飞机弹射救生系统可靠性、维修性通用要求GJB 1193 .S机环境控制系统通用规范GJB 1389 系统电磁兼容性要求GJB 1391 故障模式、影响及危害性分析程序GJB 1393 飞机座舱盖系统通用规范中国航空工业总公司1995一12-13发布1996-01-01实施HB 7232-95 GJB(Z 27 电子设备可靠性热设计手册HB 5929 飞机定量液压马达通用技术要求3一般要求3. 1 在方案论证阶段，承制方应根据使用方提出的可靠性要求并按GJB450原则进行可靠性论证，同时对性能、可靠性、安全性、维修性、费用等进行综合权衡，确定最佳总体方案。3.

5、2 根据使用方给定的任务剖面制定飞机整机、系统、设备的环境剖面，作为可靠性设计主要依据之一。3.3 研制初期，根据飞机整机、系统、设备的设计文件，建立基本可靠性、任务可靠性和安全性(飞机损失概率的框图及其数学模型，以进行可靠性预计。随着研制工作的进展，建模和预t工作应不断更新，以便与设计工作协调一致。3. 4 初步设计阶段，应对飞机可靠性指标进行合理的分配，确定系统及设备等的可靠性要求。分配到哪一层次要根据需要和已掌握的信息确定。3. 5 在进行设计工作的同时应进行故障模式、影响分析(FMEA)或故障模式、影响及危害性分析(FMECA)。对危及飞行安全和任务完成的系统还应进行故障树分析(FTA

6、)。在不同的研制阶段，分析工作应进行必要的迭代。3. 6 在满足战术技术要求的前提下应尽量简化设计方案，尽量减少零部件、元器件等的规格、品种和数量。3.7 尽量实施标准化、系列化、统一化设计;采用成熟的标准零部件5元器件、材料等。3. 8 设计中若采用新技术、新工艺、新材料、新元器件时，必须经验证合格。3. 9 设计中应分析功能测试、包装、贮存、装卸、运输、维修对可靠性的影响。3.10 设计中各系统、设备之间的接口应密切协调，确保接口的可靠性。3. 11 当采用简化设计、降额设计、选用高可靠性的零部件、元器件及设备等措施仍然不能满足任务可靠性和安全性要求时，应在体积、重量、费用与可靠性等之间进

7、行权衡，采用必要的冗余设计。3. 12 设计中应对电子、电气系统和设备进行电/热应力分析，并进行降额设计。电子元器件应遵照飞机型号元器件降额准则的要求进行降额使用。3. 13 对电子、电气系统中的关键电路应进行电子元器件和电路的容差分析。3. 14 元器件的选择和控制应根据型号元器件大纲和型号元器件优选清单的要求执行。3. 15 应选用军用等级并符合相应的国军标要求的元器件，如za半导体应符合GJB33的要求。b.微电路应符合GJB597的要求。3. 16 电子元器件组件或设备应进行筛选、老炼试验，必要时应进行机械零部件磨合试验，以消除因设计缺陷，工艺缺陷和其它因素造成的早期故障，以提高其可靠

8、性。3.17 BIT电路的故障不应引起系统任何功能和逻辑的故障。3. 18 在设计上应采取措施，尽量避免出现给飞行员假警告。3. 19 导管卡箍相邻间隔及卡箍与固定件的问隙应符合系统管路安装要求。2 HB 7232-95 3. 20 对影响飞机飞行安全的关键系统应配备应急系统。当系统发生不能正常工作时，能自动或人工转入应急系统工作。3. 21 通过高温区的所有导管、操纵组件、电线、线束和其它附件均应采取防护措施并用耐高温材料和l成。3.22 设计中要采取防静电措施，要把雷击造成损伤的可能性减到最小程度。3. 23 飞机表面涂敷材料及机外安装的设备设计时，应尽量降低环境(如暴晒、雨淋、风沙、冰雪

9、等)的影响。3. 24 停机时外露的管口应有防虫、鸟、蛇、鼠等的措施。3.25 对有减振要求的设备应具有减振装置，在安装时与飞机周围结构应留有足够的问隙。3.26 对易腐蚀的部位，要选择耐腐蚀的材料，并要采用防腐蚀设计。3. 27 对易磨损的部位，要选择耐磨损的材料，并要采用防磨损的结构设计。3. 28 对应防止盐雾腐蚀的产品，要选择防盐雾的材料，要采用防盐雾的结构设计、密封设计，采用防护层等。3. 29 应防止霉菌腐蚀、生霉的产品，要选择防霉菌的材料，要采用防霉菌的设计。3. 30 设计应采取防冲击和振动的保护措施，包括安装座、紧固装置和隔离措施等。在针对冲击和振动这两个环境因素进行设计时必

10、须考虑下述基本要素=a.部件相对于支架的位置;b.元器件、组件对于冲击力或振动的方向;c.安装元器件、组件所采用的安装方式。3. 31 具有方向的部件应有防差错措施。3. 32 飞机总体设计时应进行区域安全性分析，对易燃、易爆区应有相应的设计防护措施。3. 33 系统应设计成d个附件的任何故障不应导致其它附件发生故障。3. 34 飞机总体布局时应尽量避免某系统或设备的故障或损坏而导致其它系统的故障。3. 35 飞机研制各主要阶段节点应按有关标准的规定对系统和设备进行可靠性设计评审，以确认设计的正确性以及是否转入下一阶段。4 详细要求4. 1 起落装置系统4. 1. 1 起落架的设计应保证:a.

11、飞机应具有足够的纵向、横向稳定性，b尽量减少起落架的收放环节gc.缓冲器不应有卡滞现象;d.轮胎不应发生明显的偏磨;e.具有满足使用功能的结构间隙，f.下位锁的布置应避免直接承受地面载荷zg.不允许机轮压在舱门上，不得用舱门支承固定起落架gh.结构形式力求简单、合理、便于拆装。3 HB 7232-95 4.1.2 起落架系统必须设有可靠的应急放下系统，并应加装保险和标记说明。4. 1. 3 起落架和舱门在收上和放F位置应具有可靠的自动的机械锁闭机构，且不依赖液压来保持锁住位置。4. 1.4 起落架舱门的操纵机构应有冗余，应急放下的操纵子柄，应加装保险装置并用标记说明。4. 1. 5 应提供一个

12、可靠的装置(如:空地联锁装置)以防止由任何操纵失误引起舱门、起落架的收上或放下。4. 1.6 起落架收上或放下并处于锁闭状态时，应通过电气的或机械的指示装置于以指示。如果起落架未完全放下和锁住，应有音响警告。4. 1. 7 对于双轮式起落架的飞机，若一个轮胎故障，余下的轮胎应能保证飞机安全地完成任务。4. 1.8 应提供一个自动的制动装置，使得刹车机轮离地收进轮舱以前停止机轮转动。4.1.9 不应将电气线路和液压管路布置在起落架舱门上。4. 1. 10 收放系统应保证平稳收放起落架而不产生冲击现象。4. 1. 11 起落架锁机构内应避免积水，防止结冰阻碍锁机构的工作。4. 1. 12 应安装应

13、急刹车操纵系统。4. 1. 13 应提供表明防滑系统失灵的指示。4. 1. 14 应提供停机刹车蓄压器压力的指示。4.1.15 位于轮舱内而且对于飞机的安全使用不可少的设备必须加以保护，以免受到轮胎爆破或轮胎胎面尺寸变大而引起损坏。4. 1. 16 对无内胎刹车机轮应装有易熔塞，以防止因刹车过热引起爆胎。4. 1. 17 起落架和舱门运动机构在收放过程中应有足够的运动间隙，保证不会因受载变形等原因出现碰撞和卡滞。4.1.18 新设计的起落架系统应进行模拟气功载荷情况的地面收放试验，全面检查起落架、舱门、锁闭机构运动的协调灵活性、平稳性、运动间隙等;前起落架，还应进行转弯循环试验、刚度试验、摆振

14、试验、地面共振试验等，以保证系统功能可靠。4.2 飞行操纵系统4. 2. 1 操纵机构的设计必须保证当机身和机翼由于温度和空气动力影响而产生变形时不产生阻滞现象。4.2.2 辅助纲索操纵机构必须与主操纵机构(拉杆)尽量离开。4.2.3 驾驶舱必须设有操纵位置指示器并能准确指示出对安全起飞、飞行和着陆所必须的那些操纵面的位置。4.2.4 各舱面和副翼，应能分别操纵，同时保证操纵时的独立性，其前缘部分必须留有适当间隙，以便这些部分被敌炮火击伤时，不致由于蒙皮鼓起或其它损伤导致飞机操纵失灵。4.2.5 应当把系统在执行任务中遇到危险(如敌人袭击和极限环境条件)时的易损性减到最低限度，操纵系统的关键件

15、应安装在机身内部，而不应安装在裸露表面。4.2.6 驾驶舱中的布置不应妨碍驾驶员操纵戎弹射。4 HB 7232-95 4.2.7 操纵系统中的任何一部分发生故障，都不应引起或造成其它部分发生故障而导致影响飞行安全。4.2.8 扭力管的两端要用保护罩加以保护。4.2.9 对有可能同泄漏出来的酸或其它腐蚀性液体相接触的机构，应采用耐腐蚀材料制造。4.2.10 飞机操纵系统中影响安全的故障，必须提供清晰可辨的警告。4. 2. 11 当座舱由快速减压引起结构损伤时，操纵系统应仍能控制飞机飞行，并且能拉平到着陆姿态.4.2. 12 操纵系统运动构件及附件必须有防止外来物卡滞的设计，即应有保护和覆盖措施，

16、也要防止由于污垢及结冰而造成卡滞。4.2.13 必须用分析、试验或两者综合的方法表明，在起飞、爬升、巡航及正常转弯、F降到着陆过程中系统任何部件都不会发生卡滞现象。4.2. 14 所有采用液压助力的飞行操纵系统的各个部件，应当设计成单个故障不应导致其它故障的发生。4.2.15 对配合精度高而又相互运动的部位，应采取防磨蚀措施，避免系统卡死。4.2.16 拉杆之间以及拉杆与飞机设备或结构之间的问隙应符合要求。4.2.17 使用长拉杆时，应每隔一段距离安装有导向件，以防止拉杆受压失稳.4.2.18 根据需要系统中可设有可动翼面锁定机构，但必须确保锁定机构在空中不得接通。4.2. 19 线束、传动杆

17、和扭力管的布局，要考虑结构的变形及其对功能的影响，不允许相互干扰、摩擦。4.2.20 具有方向性的部件应当保证只能以正确的方位安装。4.3 飞行控制l系统4.3. 1 飞控系统应当按型号规定的最恶劣的气象条件和作战条件进行设计，使之具有在恶劣条件下飞行控制的能力。4.3.2 飞控系统在飞机上布局应使系统在执行任务中遇到I规定威胁(例如敌机攻击)时的易损性减少到最小。4. 3. 3 飞控系统应当设计得不易造成飞行员判断和操纵错误。4.3.4 飞控系统应有自测试能力，并能通过自测试表明每个通道是否处于正常工作状态。4.3.5 飞控系统的设计应符合飞行员的操作习惯。4.3.6 在自动驾驶期间，当自动

18、驾驶仪发生一次故障或超出自动驾驶限制范围，应自动切除自动驾驶模态，当飞机再次进入允许飞行范围，贝tl自动驾驶可再次自动接通z当飞行员要F预飞机操纵时，飞控系统应能方便地不需做真它任何附加动作可将自动驾驶系统切除，把系统切换到人工操作状态。4.3.7前缘襟翼驱动系统应设计成=a.不被卡死gb.系统任何故障状态不会造成前缘机动襟翼左右不对称，当液压系统或指令系统出故障时，能使前缘机动襟翼停在规定的位置。4.3.8 飞控系统冗余通道的布置，应使任一单个故障均不会影响一条以上通道的王作。5 HB 7232-95 4.3.9 飞控系统应与机上其他接口系统相协调，并满足型号研制规范所规定的要求。4. 3.

19、 10 数字式飞控系统应提供满足飞机安全和飞行品质所必须的舵面控制指令，并提供所有工作模态和功能要求。4.3.11 数字式飞控系统一般应有四余度结构，以保证故障工作/故障工作/故障安全。计算机三次故障后或在飞行员的请求下，系统控制由数字式飞控系统转换到应急备份系统控制。4. 3. 12 当一侧鸭翼故障，则左右侧鸭翼均应自动回到预定位置上，此时飞机由升降副翼控制。4. 3. 13 当一个升降副翼故障，则与其对称的升降副翼能自动回到预定位置上，此时，飞机由剩下的升降副翼及鸭翼控制。4. 3. 14 方向舵故障时，舵面应能自动地回到预定的位置上，此时飞机受升降副翼和鸭翼控制。4.3.15 当电源高效

20、时，飞控系统主模态应全时在线工作，不需专用开关启动电源。4. 3. 16 控制增稳系统应包括正常三轴控制增稳和降级控制增稳。控制增稳系统应该符合型号的控制律设计的有关规定。4. 3. 17 抗尾旋模态在飞机攻角超过了允许的攻角范围后，自动地接通抗居拉制律.当飞机攻角回到正常范围内，系统能回到正常的控制增稳系统模态。当飞机攻角超出允许范围，而抗尾旋模态控制律不能使飞机攻角回到正常范围内时，飞机可能进入尾旋，此时应人E地通过宣接连接模态操作控制舵面。4.3.18 在选择自动驾驶模态时，系统内的开关逻辑+允许两个相抵触的功能接通。4. 3. 19 飞控系统BIT应设计成它的线路的任何两个连续的故障不

21、会引起系统故障或规范所规定的性能降级。由于BIT故障导致飞机损失的概率不得超过规范中规定的值。4. 3. 20 数字式飞控系统软件和硬件应该提供重构管理和具有追踪并证实故障的能力，重构不应产生不可接受的瞬态。当发生多重故障时，应提供任务降级的控制增稳系统戎模拟式t空系统控制。4. 3. 21 数字式飞控系统的每个外场可更换单元。.RU)应该设计成冗余功能是分开的，在一个单独的车间可更换单元(SRU)中所实现的冗余功能仅限于该通道。通道之间的通讯应采用缓冲器以保证SRU的任何故障不会导致多于一个通道的损失。相隔小子15.7mm的两个电气接线之间的短路不应引起多于一个通道的损失。SRU布置应不会囚

22、一个SRU的灾难性破坏而导致多于一个通道的损失。4. 3. 22 数字式飞控系统设计和构成应保证在一个通道中(包括连接器和线束)的故障不应影响其他任何通道。当两个通道多个故障时，则数字式飞控系统应该提供非降级的王作性能。在一个LRU被打坏的情况下，数字式飞控系统最少应提供故障安全状态。4.3.23 飞控系统被检测到的故障，都应该通过状态灯、告警灯和多功能显示器给飞行民显示。当飞控系统发生可恢复故障并经适当延迟后，复位灯亮，以便飞行员进行人工复位。4. 3. 24 当飞控系统处于状态I-IV的每个状态时，相应的状态灯应亮。4. 3. 25 当飞行员请求时，多功能显示器应显示数字式飞控系统的详细故

23、障内容，在故障状态N发生时，多功能显示器应显示飞控系统故障和飞机性能限制的说明，当处于状态1时，应6 HB 7232-95 提供音响告警。4. 3. 26 为保证安全着陆，当起落架放下时，1s控系统应给飞行员着陆攻角指示或警告。4.3.27 飞控系统应提供可恢复故障的人工故障恢复能力，飞行员通过按压人工复位请求按钮启动人工恢复过程，但对号!起故障安全状态的故障不能复位。4. 3. 28 飞控系统应设计成具告警系统不受数字式飞控计算机故障的影响，数字式飞控计算机故障不应妨碍飞机工作状态的显示，告警系统的故障都应在非易失性读/写存贮器内记录。4. 3. 29 数字式飞控系统应提供交叉通道监控器和在

24、线监控器，用于满足故障安全容限和状态报告要求，交叉控制监控器软件应按数字式飞控系统所有冗余的输入和输出信号执行，数字式飞控系统的每个通道应使用自己的采样数据并与交叉通道数据链接收的其它通道的数据进行表决监控。所有在线监控应该是快速的，以满足型号规范规定的故障瞬态的要求。4.3.30 飞控系统电于设备除满足本身的特定要求外，还应满足4.14节中规定的设备通用可靠性设计准则要求。4.4 弹射救生系统4.4. 1 弹射救生系统可靠性要求应符合GJB1130 , 4.4.2 关键环节应采取冗余设计，当主系统故障后，应立即转为应急系统工作。4.4.3 安装在座椅上的救生伞、救生物品、供氧设备及个人装备应

25、便于操作和使用，固定牢靠，使真既不防碍机动飞行义不妨碍人/椅分离。4.4.4 双座飞机应设计和安装指令弹射系统，对两飞行员间的弹射离机顺序和离机间隔时间进行指令性控制，防止飞行员弹射离机.t互相干扰。4.4.5 弹射座椅及指令弹射系统的火药燃爆机构应设置地面保险装置，以避免飞行员或地面维护人员iE启动。4.4.6 座椅各操纵系统拉杆纲索的连接件应保证连接牢靠，并采取防止接反装混的措施。4.4.7 座椅弹射于柄戎拉环应有防止误启动的措施。于柄和拉环应选用规定的警告色并有警告文字，于柄k还应有保护罩。4.4.8 在整个救生包线范围内及其环境条件下，都能为飞行员提供应急离机的能力。4.4.9 座舱盖

26、所有的锁扣和仁锁机构必须!能可靠地响合并同步t锁，不得发生假上锁现象并能目测检查。座舱盖未上好锁时，应设有警告灯和机械指示。4.4. 10 座舱盖必须有足够而又适当的强度与刚度，使其在各种设计载荷下都不至于结构变形和弹性挠曲而造成座舱盖及其操纵机构功能失灵。4. 4. 11 座舱盖应通过操纵装置进行开启与关闭，并有从座舱内、外打开座舱盖的操纵手柄。座舱内、外子柄应能使穿着防护装具的人员实施操纵。4.4.12 座舱盖应急抛放的解脱装置，在正常汗启载荷与应急开启载荷下都必须具有足够的强度，以确保安全抛放。4.4.13 座舱盖抛放的操纵系统巾，应在路舱内、外部都装有与座椅弹射操纵无关的单独抛盖的操纵

27、机构。为防止意外启动，这些操纵机构应便于识别，并加以适当的保险和定位。4. 4. 14 座舱盖的操纵纲索、线束及导管的敷设应考虑在作战戎迫降着地时损坏呵能性最小。最大限度地减少防碍飞行员应急离机和营救工作的故障。7 HB 7232-95 4.4.15 气密系统在正常情况下保证工作可靠。在应急抛放时座舱盖与机体结构间的气密断接装置应易于分离，不应防碍座舱盖抛放和弹射救生。4.4.16 各种火王品必须保证在整机状态下，拆装过程中运输条件下的安全可靠。若采用打火机构时，一定要有抗电磁干扰措施。4.4.17 正确进行电路设计，正确使用引信的保险与解脱保险装置，最大限度地预防引信偶然起爆，以保证它们能适

28、应飞机的冲击和振动环境。4.4.18 严格鉴定电雷管对寄生电压的屏蔽性能。对于每一项设计，屏蔽性能应符合技术条件的规定。4.4. 19 系统中活动与固定件之间应保证一定的运动间隙，以保证系统安全、可靠、协调的工作。4.4.20 在无动力的情况下，应能靠人力开、关舱盖。4.5 发动机安装与操纵系统4. 5. 1 发动机安装设计，不应防碍或削弱发动机在各种特定环境下(诸如2高、低温，潮湿，盐雾，霉菌，沙拉和尘埃，振动和噪音等)的王作能力。4.5.2 发动机舱要有足够的空气进行通风冷却，以减少发动机热部件通过辐射、传导方式传给飞机的热量。4.5.3 发动机各安装节点的结构形式应能允许发动机工作时沿袖

29、向和径向自由膨胀。4.5.4 发动机在飞机上的安装.)在防止发动机工作时产生的有害振动由发动机传到飞机上，或反向传递。4. 5. 5 应按发动机最大热膨胀量和极限惯性载荷值，确定发动机和飞机结构，其它系统零、部件、成品之间的间隙。以防止发生摩擦、卡滞和损伤现象而危及飞行安全。4.5.6 在发动机最大热膨胀量和极限惯性载荷值以及飞机结构最大变形的情况下，飞机与发动机间的机械接口和电气接口，特别是泊、气管路连接点，应确保连接牢固，工作正常。4.5.7 为监控发动机的工作情况，需在座舱前仪表板明显部位设置发动机工作参数指示器、信号灯戎警告灯。4.5.8 发动机和附件的泄露管应能将正常和意外泄露的燃油

30、、滑油、液压油排到飞机机体外的安全地带。4.5.9 座舱内的发动机的重要开关、按钮(如停车开关)需设置防护装置，以免驾驶员或地面人员无意中启用而发生意外事故。4.5.10 发动机操纵系统应能平稳、准确和灵敏地操纵发动机。4. 5. 11 发动机操纵系统所属机构必须有足够的强度和刚度，在各种飞行条件下和各种发动机工作状态下，能够承受工作载荷而不损坏或产生过度变形，以保证对发动机的正常操纵。4.5.12 油门操纵杆在发动机停车位置应设置锁闭器，并要有一定的弹性行程，以保证发动机停车状态的安全可靠。4.5.13 油门操纵杆在发动机最大状态位置应设置止动器，并要有一定的弹性行程，以保证发动机在最大状态

31、下不超温、不起转。4. 5. 14 油门操纵杆在发动机各典型工作状态应设置定位器，以保证发动机各典型工作状态8 HB 7232-95 操纵的准确性。4.5. 15 发动机各典型工作状态定位器的锁紧力应适当，既不要使操纵杆的操纵力过大，也不能使操纵杆自动移动。4.5.16 当发动机的工作参数超过规定限制指标时，发动机参数指示系统应给飞行员明显显示或警告，以便及时处理。4. 5. 17 座舱内操纵机构的安装部位，必须不影响飞行员进、出座舱，也不能妨碍飞行员在座舱内的正常活动。4.5.18 软式操纵的钢索其一端应4可调整间隙机构，以保证对发动机操纵调整的准确性。4.6 环咙控制系统4.6.1 飞机环

32、控系统应能在规定的自然环境条件下正常工作，并满足规定的所有要求。4.6.2环控系统必须具有在发动机引气受到干扰和当冲压空气的温度和压力由于瞬间机动动作而发生变化的情况下作出迅速响应的能力，即具有良好的动态控制能力，以保证驾驶员的舒适性和电子设备工作的可靠性要求。4.6.3 环控系统应设置j洼，舍、冲压空气分系统，以便当主系统发生故障时，保证飞机降级使用。4.6.4 在选择驾驶舱内部材料时，应避免采用燃烧时产生有毒气体的材料。4.6.5 应采取措施防止游离水分损害用空气冷却的电子设备。4.6.6进入座舱的空气应无毒、无嗅味，对能见度无不良影响。4.6.7 系统所有转动机械的外壳或涡壳，应完全包容

33、因故障而造成叶片或转子破裂所产生的碎片，而不损伤人员、设备和飞机结构。4.6.8 飞机增压舱应有安全活门，活门的安装部位与防护措施应能避开外来物或液体，以免导致活门结冰和堵塞。4.6.9 引气管路中应安装单向活门，以防止引气系统损坏时造成增压舱快速失压。4. 6. 10 座舱风挡、透明玻璃应布有效的除雾系统，并设有人主控制阀门，以便在环控故障时，可以快速接通或断开。4.6.11 应该为前风挡装设有效的热空气除霜除雾系统，以防止电加温玻璃发生故障时内表面水汽的凝结。4. 6. 12 进入座舱除霜除雾的热空气流量、温度应予以控制，当电动控制阀门故障时，飞行员应能用手动关闭除霜除雾热空气，以防止座舱

34、过热。4. 6. 13 冲压空气进气口的安装位置应能防止吸入大量泥沙，同时在设计上应能保证在吸入一定尘埃和碎石后造成的损伤程度最小。4.6.14 在稳态飞行时或在高温高湿的环境条件下，当飞机从巡航高度以最大速度俯冲时，除雾分系统应能使关键视野区有效地除雾。4.6.15 系统高温导管应包扎绝热层。4.6. 16 系统导管和柔性接头的设计与安装应考虑下列诸因素a.气密性要求gb.热膨胀影响gc结构变形对导管系统的影响;9 d.热冲击影响ge附加载荷的影响;f.高速气流产生共振zg.环境温度sh.强度与疲劳要求sHB 7232-95 1与易燃物和高温敏感部件的相对位置。4.6.17 根据飞机的任务和

35、预计的威胁，应采取相应的防化学、生物武器和放射性的保护措施。4.6.18 电子设备的增压分系统应设有单向活门，防止空气倒流泄压。4.6.19 座舱温度控制应具有手动和自动两种方式。4. 6. 20 环控系统空气流量的分配应设计成在给定的环境内不会使飞行员不舒适或明显地使设备吁靠性降低。4.6. 21 环控系统应设计成在飞机飞行包线内不会超过空气循环冷却装置的最大安全转速。4.6.22 环控系统应提供电子设备供气温度超温、座舱压力下降和环控系统关闭等告警信号。4. 7 电源、配电系统4. 7. 1 系统因开关转换、排除故障或其它原因引起的系统瞬变，不应使重要负载不工作或引起短路等故障。4.7.2

36、 线路应当设置保护。以尽量减少和尽可能防止一旦发生电气故障、设备故障或过载情况时损坏电源设备、配电设备，以防止火灾的发生。4.7.3 系统保护应当设计成能够有选择地隔离发生故障的部分而对电源的干扰尽量少，并且使无故障的电源系统和无故障的用电设备尽可能正常工作。4.7.4 机t应设置应急电源，当主电源故障时，由应急电源供电，此时，对重要负载供电应负有最高的优先权，以便赢得救生时间或安全返航。4. 7. 5 机上汇流条应按交流或直流和其负载的重要性来划分。4.7.6 电源系统故障或损坏的情况下，系统控制应能识别故障单元或故障的电源，并把它们隔离，以便按要求为飞机重要负载继续供电。4.7.7 驾驶员

37、应能得到主电源供电中断的指示和警告。4.7.8 系统主要部件和重要汇流条应分开安装，使它们相互间保持规定的距离，以便使易损性减到最小。4.7.9 汇流条馈线和负载电路的所有分配电路都要有短路和过载保护.负载电路应各自保护以防止其单独故障时影响其它关键功能。4. 7国10日IT电路的故障不应引起系统任何功能和逻辑的故障。4. 7. 11 电源装置应当设有自动的保护系统，当主电源、外接电源的电压不在电源品质极限以内时，把它从电气系统断开。4.7. 12 1s机不因某种任何一个电气系统故障而丧失全部电源。4.7.13 电气系统中任一回路故障不应造成另外回路的电源或变电装置丧失功能。10 HB 723

38、2-95 4. 7. 14 电线的布局和部件的位置，应保证不管在任何预定的工作条件F使用都不会在端头产生过大的机械变形;活动部件和开关处的电线布线时要留出备用部分5070mm长。4.7.15 应采用防差错设计，防止电路接错。4.7.16 线束的安装和支撑应当牢固，以防在飞机使用期间绝缘材料被磨损，在强烈振动和结构有相对运动的区域中，应采用特殊的安装预防措施，包tli排得很密的支撑卡箍来防止电线磨损，连接在运动件上的电线，要固定在运动件上。4.7.17 为减少电磁干扰，或者为了在安装相维护达不到的区域中走线，可以使用管道。电线在管道中所占截面积应小于80%。4.7.18 电线或线束的布贯一般应在

39、燃油和氧气、液压管路上，并留有足够的间距，在特定高温区附近的电线或线柬要使用高温绝缘材料保护。4.7.19 正常E作时，由蓄电池逸出的易爆或有毒气体，或由于充电系统和蓄电池的任何故障而逸出的易爆或自毒气体，均不得损坏周围的飞机结构琪邻近的重要设备。4.7.20 须装有蓄电池超温控制系统，当电池温度超过规定允许范围时，将蓄电池与其充电电源断开。4.7. 21 与冗余系统有关的电线和设备在机械上、电气上应与主系统的电线和设备隔开，以使其他系统中发生的故障不会影响冗余系统，反之亦然。对于冗余系统线路应单独接地。4. 7. 22 系统应设计得使电线的接头和端头尽可能的少。4.7.23 对接线板采取口I

40、靠的保护措施，防止因与各种碎片接触或者卤受环境因素影响而发生短路。4.7.24 连接器仅限f在要求经常拆卸的地方使用。4.7.25 对焊接线路而言，禁止把电源线相信号线的端头接在连接器的相邻的插孔上。4.7.26 冗余系统和主系统的元件不能通过同个连接器。4.7.27 外部电源插座的安装位置，要尽可能远离易燃蒸汽或液体的集结点。4.7.28 主系统和冗余系统的电路不得通过同一条电源干线和l断路器供电。4. 7. 29 装在火警区、易燃l孟缆易爆区中的所有电气设备和电线&.满足下列要求za防爆sb.设备安装时应双重搭接zc.对安全有关键影响的线路应使用阻燃电线，其它线路应使周高温电线;d.所有电

41、气接头均应于以保护，以防止产生电弧和火花5e.电线靠近易燃液体管路或密封油箱表面，安装时应防止在故障或短路情况燃烧。4.7.30 凡是对人员可能有危险的地方，都要使用联锁、屏蔽、保护装置和绝缘套管，并刷上警告标记。4.8液压系统4.8. 1 液压系统应保证飞机在下列状态下安全可靠地工作=a.不同高度上，不同飞行条件下作各种机动飞行(如倒飞和过载飞行), b.发动机以相当于着陆下滑转速下工作zc地面滑跑。11 HB 7232-95 4.8.2 防止工作液压因周围空气温度升高而超过允许的压力，在液压系统管路中应装设热膨胀活门。4. 8 3 、王急系统与主系统的管路应分开，并另设液压油箱.4.8.4

42、 当飞机操纵系统机构(舵面、襟翼、机轮刹车等)的正常液压系统发生故障时，应及时转换到应急系统。4.8. 5 液压系统管路，均应涂上标记及表示方向的箭头，以便于识别导管的用途。4.8.6 液压助)系统应设单独的油箱，只有在紧急情况下，液压助力系统才许可由主系统供池。4.8.7 液压泵应符合下述要求=a.变量泵符合HB5929, b.定量泵应设置压力调节器.4.8.8 在安装液压油箱时，要采取可靠的防护措施，尽量避免把液压油箱安装在发动机高温区。4.8.9 采用气体增压的油箱时.液压系统E作中不得产生气穴现象-4.8.10 过滤器的过滤度应符合系统污染等级的要求。4. 8. 11 在高温环境条件下

43、，液压泊混不得超过极限介质工作温度-4. 8. 12 系统应能长时间在SSC温度的环境下王作。4. 8. 13 液压油箱应按系统油泵油的入口要求进行增压，在各种飞行高度应防止油箱发生超压或产生负压。4.8. 14 一个液压系统故障不会影响继续安全飞行.4.8.15 一个液压系统故障不会引起机轮刹车失控(包括防滑控制)及转向失灵。4.8.16 液压系统单个或多个故障不妨碍所有起落架无动力放下至下位锁锁住位置。4. 8. 17 系统的液压附件应当设计成z任何单个故障不应造成其它故障的发生。4. 8. 18 液压管路的敷设尽量避免与电线线路相接触，当不能保证时，应采取可靠的防护措施.4.8. 19

44、驾驶舱内液压系统控制装置的数量，在满足使用要求的前提下应尽量少，在设计上应防止驾驶员无意碰动控制装置而引起不安全因素。4.8.20 应设置驾驶员能观察到的指示器和警告灯，以便监控主要的液压参数并对可能发生的不安全状态报警。4.8. 21 液压附件的安装应考虑振动、摩擦、腐蚀、盐雾、霉菌、静电干扰、机械损坏及惯性载荷的影响。4.8.22 进入火区或通过火区的易燃液体管道要安装截流阀，并保证火焰不会影响截流阀或控制电路的工作。4.8.23 应防止在飞行期间液压泊或其蒸汽在驾驶舱内积聚。4.8.24 液压泵的设计与安装应防止当流向泵的液压油流失引起发动机失火和停车，危及飞行和着陆安全。4.8.25

45、液压系统应尽量设置下列警告信号:12 a.每个液压系统有一个低压信号gb.每个系统的油箱高低泊量信号gHB 7232-95 c.每个系统和油泵回路有过热警告灯指示油温已经超过允许值。4.9 燃油系统4.9. 1 燃油系统及为燃油系统提供液压力、气压、电气系统中单个设备发生故障时，不应造成燃油系统重大的结构破坏并能使飞机安全返航。4.9.2 燃油系统在使用时，应当可靠、安全、简便，并应保证=a.在发动机和飞机允许的任何飞行状态下能可靠地、不间断地向发动机提供足够压力和流量的燃油5b.当某一燃油箱损坏时，应保证其余燃油箱内的燃油不受损失;c.能严防燃油系统附件和导管内结冰，并能防止机械杂质和水经通

46、气管进入油箱，d.能从燃油箱完全放出沉淀ze.在规定飞行状态下，均能按规定顺序自动供油5f.机上燃油泵应有冗余措施。4.9.3 通气增压系统在规定的飞行状态下(含应急放油n.行时，应保持油箱内的压力符合技术规范的要求。4.9.4 所有燃油断开控制设备必须是耐高温的，以保证发生火警时具有切断燃油进入发动机的能力.4.9.5 进入火区或通过火区的易燃液体管道要安装截流阀，并保证火焰不会影响截流阀戎控制电路的工作。4.9.6 在设置通气口的飞机上，通气口应装在不易着火、结冰和堵塞的地方。4.9.7 装有应急放油系统的飞机，应保证放油时燃油不放到机体上，特别是发动机高温区及尾喷流区域。4.9.8 应急

47、放油系统在使用时不应对飞机的操纵性造成不利影响。4.9.9 应急放汹系统的设计应保证当系统的单个故障造成不对称放油时，不应引起危险情况。4. 9. 10 应急放泊系统的操纵开关必须有可靠的保护罩，以防止其意外工作。4. 9. 11 燃油导管和燃油箱应尽可能远离发动机的高热部分和管路。在特殊情况下，应有可靠的隔热措施。4.9.12 可投放的副汹箱在机上的固定应简便、可靠;带副油箱的飞机在各种容许飞行状态F投放副泊箱时，无论副油箱内是否有泊，都应安全可靠。4.9.13 当某一机翼外悬挂的副泊箱在飞行中脱落时，另对称位置的副油箱应能自动投下。4.9. 14 当燃油温度在设计规定的范围内，以及飞机作各种容许过载飞行时，副汕箱与飞机导管连接处的密封性始终保持良好z副油箱投下后，主油箱的燃油不得经过油箱的连接导管流出.4.9. 15 清洗剂不得遗留在系统内。4.9. 16 泊箱设计应考虑战伤时的自密封性，并应保证具有最大限度的碰撞防护能力。13 HB 7232-95 4. 9. 17 燃油系统设计和安装应保证把燃料泄漏在发动机舱附近带来的影响减小到最低限度。4.9.18 加油系统应具有满油切断的自动控制能力，以保证油箱的规定加油量