HB 7621-1998 民用运输类飞机燃油系统设计规范.pdf

1、中华人民共和国航空工业标准HB 7621-98 民用运输类飞机燃油系统设计规范1999-01-06发布1999-03-01实施中国航空工业总公司批准中华人民共和国航空工业标准民用运输类飞机燃油系统设计规范1 主题内容与适用范围1. 1 主锺内容HB 7621-98 本规范规定了民用运输类飞机燃汹系统的设计要求、验证要求和方法。1.2 适用范围本规范适用于民用运输类飞机燃汹系统的设计及验证。可供其它类飞机参照使用。2 引用标准GJB 181 飞机供电特性及对用电设备的要求GJB 358 军用飞机电搭援技术要求GJB 594 金属镀覆层和化学覆盖层选择原则与厚度系数GJB 716 飞机地而压力加汹

2、系统通用规范GJB 1907 飞机燃汹系统附件通用规范田6-72 飞机电器基本技术要求HB6-73 飞机电机基本技术要求HB54 飞机燃汹系统供输油泵通用技术条件HB 5653-HB5655 航空导管Q、别标志田5662飞机设备电磁兼容性要求及测试方法y.m 5889 飞机燃汹电磁开关通用技术条件HB 6178 电容式燃汹汹量测量系统的安装和饺准田6359失效模式、影响及危害性分析理序HB 6483 飞机燃油系统管防安装要求HB 6756 飞机燃汹箱重力加油快饲l口盖HB!Z325 飞机软汹箱设计和安装指南HB 7252 民用飞机整体汹箱设计规范田7253飞机防火灭火系统通用规范3术语3.1

3、最临界给冰条件中国航空工业总公司1999-01-06发布1999-03-01实施HB 7621-98 最临界结冰条件是指飞机在使用中可能达到的最低燃油温度和相应的燃汹冷却速度。3.2 闪电飞弧电荷从一个电荷中心转移到另一个电荷中心的整个内电现象。3.3 闪电附着闪电飞弧的主通道和飞机接触。3.4 附着点闪电飞弧和飞机表面的接触哉。3.5 电晕由于飞机和周围大气之间的电势差产生的发光成电现象。3.6 闪击闪电飞弧对飞机的任何附着。3.7 流光在直接冲击时出现，或在闪电冲击即将产生的情况下出现的树枝状的电离子通道。3.8 扫掠雷击由于飞机运动而使闪电飞弧扫过飞机表面所产生的一系列连续附着。3.9

4、临界发动机其故障将严重影响飞机性能或操纵品质的发动机。3.10 防火材料或零部件，在经受11:t65C火焰最少15min后，仍能完成其设计功能。3.11 耐火材料或零部件.在经受11:t65C火焰最少5min后，仍能完成其设计功能。3.12指定火区分。指定火区指下列各部分z8.发动机动力部分3b.发动机附件部分;C.发动机动力部分和附件部分之间没有隔开的整个动力装置舱gd.辅助动力装置舱:e.燃汹燃烧加温器和其它燃烧设备及其安装部分3f涡轮发动机的压气机和附件部分;g.包含输送可燃液体或气体管路或组件的涡轮发动机安装的燃烧室、涡轮和尾啧管部4技术要求4.1 -饭要求4.1.1 材料4. 1.

5、1. 1 金属金属应是耐腐蚀的或经过处理后，在燃油、盐雾、潮湿及大气条件下不彼腐蚀。2 HB 7621-98 4.1.1.2不同类金属不同类金属不准用于相互紧密接触处，在无法避免时，接触部位应进行表面处理，且应符合GJB594的规定。4.1.1.3 材料的耐油性金属材料应是耐燃油的或经处理后是耐燃油的。锐、铜和锯及其合金制件或镀有上述金属的制件禁止用于与燃泊接触处。非金属材料，如密封件、密封胶和软泊箱等都应是耐燃油的，并适合燃油系统的使用环境条件。4.1. 1. 4 防护处理制造燃油系统零、部件材料，在遭受盐雾、潮湿或其它大气条件下会引起腐蚀时，则必须进行防护处理。与燃油接触的零部件表团禁止采

6、用时效以及在极端气候和环境条件影响下产生裂纹、碎裂、脱皮或剥落的任何防护性覆层。4.1.2燃油燃泊系统所选用的燃油，应与发动机和辅助动力装置型号规范规定的燃油相一致，若采用代用或应急燃油，则必须经批准。4. 1. 3 电气设备与燃油系统有关的电气设备应符合HB6-72和HB6-73的规定，应满足E王B5662的电磁兼容性规定，电源应符合GJB181的规定。电气设备应尽可能与燃油隔离，以减少泄漏燃油及燃油蒸汽侵入电气设备。4.1.4 电搭接燃油系统应按GJB358进行电搭接。4.1.5 故障准则4.1.5.1 故障分析应对整个燃油系统进行故障分析并提供分析报告。该项分析应包含任一附件或系统故障对

7、燃油系统或任-燃汹附件的各种影响，以及燃油系统故障对飞机其它附件或其它系统的影响。该项研究不应局限于对单项故障的分析，而应包括应急情况下和严重飞行状态下对多项故障的影响分析。4.1.5.2故障准则燃油系统或向燃油系统提供动力的任何其它分系统的附件，其单个故障不影响完成规定的飞行任务;两个故障不应造成关键的结构故障或影响返航。4.2供油和输油4.2.1 供泊的有效性燃油系统应保证飞机在各种地面和飞行状态下，以发动机和辅助动力装置正常工作所需的燃油流量和压力向发动机和辅助动力装置供泊。其工作状态至少应包括以下几个方面za.起飞和爬升时向发动机供油;b.巡航和爬升时的交输供油Ec.起飞和爬升时的超控

8、供油;d.爬升和平飞状态下的拍吸供泊g3 HB 7621-98 e.热气候条件下的供油:f高含水量燃油在结冰条件下的供油zg.飞机负过载时的供油;h辅助动力装置地面和空中供泊。4.2.2供泊的独立性对于每台发动机般应提供一个独立的供泊箱和一个独立的供油系统。当任意一台发动机的供油系统故障时，应不影响其它各台发动机的工作。4.2.3交输供油对于多台发动机飞机应具有从任意一个供泊箱向任意一台发动机或向所有发动机供泊的能力。4.2 抽吸供泊发动机供油系统应设计成不使用供油泵能靠发动机增压泵的抽吸消耗供油箱内的全部可用燃油。抽吸供泊的最大乎飞高度般应不小于飞机设计巡航高度，发动机的工作状态为最大连续功

9、率。4.2.5热气候条件下的供油飞机在热气候条件下运行时，燃油系统应能良好的工作。4.2.6离含水量燃泊在结冰条件下的供油燃泊系统应不使结冰对系统工作产生有害影响。在不加防冰添加剂的燃泊中，在27t:饱和含水量情况下，再加入0.2cm3/1游离水，燃油系统应能在最I脂界结冰条件下，在整个流量和压力范围内持续工作。4.2.7 负过载状态下的供油燃油系统应具有负过载供油能力，在飞机所要求的工作包线内不应限制飞机的性能或给发动机工作带来不利影响。4.2.8供泊流量在各种预定的运行条件和机动飞行中，燃油系统至少向发动机提供100%所需的燃油流量。如果-台发动机可以由一个以上的油箱供油，燃油系统除了应具

10、备合适的予动转换供泊外，还应满足在正常运行过程中，当向发动机供泊的任一泊箱内可用燃泊能尽而向该发动机供泊的其它泊箱内还有可用燃油时，应能防止该发动机供油中断，而无需飞行机组予以关注。4.2.9燃油压力设计燃油系统及其附件时，应规定工作压力、检验压力和极限压力。除通气和压力加油系统外，系统工作压力均规定为O.42MPao通气分系统的工作压力应与油箱设计相一致。压力加油系统的工作压力规定为O.62MPao油箱加油、油箱之间开始或停止输油以及一台(或数台)发动机油门减小所引起的波动压力不应超过系统的工作压力的1.5倍。检验压力应为工作压力的2倍。极限压力应为工作压力的3倍。在检验压力下不应有损坏、失

11、灵、永久变形和外部泄漏。在极限压力下，应无外部泄漏，但不要求附件能工作。当压力从极限压力下降到检验压力时，附件应恢复正常工作。4.2.10燃油的输送和管理4 隙sHB 7621-98 c.发动机舱主要空气出口后面的发动机短舱蒙皮不应作为整体汹箱的箱壁;d.汹箱与我人舱之间必须采用防汹气及防燃汹的隔罩。4.3.5燃汹箱耐压他汹箱必须用试验表明能承受本条a或b规定的压力(取大者)而不损坏或泄漏。此外.必须用分析或试验表明，受到本条c或d所规定的压力取大者)作用的汹箱表面，能承受下述压力za. 24.2kPa的内部压力sb在汹箱内产生最大冲压空气压力的125%; c.泊箱满汹的飞机在簸大限制加速度及

12、栩应变形时所产生的泊液压力gd.飞机滚转和燃油我荷最不和j组合时所产生的油液压力。4.3.5.1 糟压汹箱汹箱应能承受地面或飞行中可能出现的最大压力而不损坏、漏汹或漏气。4.3.6燃油箱耐振动和晃动8.每个具有大的元文承(或无加强)平面的金属汹箱，如果其损坏或变形可能引起漏泊，则应经受5.2.3.3条规定的试验，而无漏泊、漏气或汹箱壁过度变形:b.除了已取得满意的使用经验的相似安装的同类软泊，精外，软油箱一放应经受5.2.3.4条规定的试验，而无漏汹或漏气。4.3.7燃油箱膨胀空间每个汹箱都必须具有不小子汹箱容积296的膨胀空间，在飞机处于正常地面姿态时.不可能由于疏忽而使所加燃油占用膨胀空间

13、。对于压力加泊系统，表明满足本条要求时，可以利用符合4.4.2.4条规寇的装置。4.3.8燃油箱沉淀槽4.3.8.1 沉淀槽容积每个汹箱应有沉淀槽，其有效容积在正常地面姿态时，应不小子泊箱容织的0.1096或0.24L(取大者)。4.3.8.2 沉淀槽集水在飞机处于地面姿态时.每个汹箱应使任何危险量的水均能从该汹箱任何部位排入其沉淀糟。4.3.8.3 放沉淀装置每个汹靠自沉淀糟均应具有符合下列要求的可援近的放液装置za在地面上可以完全放出沉淀槽内的液体:b.排放液能避开飞机各个音II位;c.具有手动或自动机构，使其能可靠地锁定在关闭位置。4.3.9燃油箱加汹口座4.3.9.1 加油口j!功能每

14、个汹精力n自口应应能防止燃泊流入飞机汹箱以外的任何部位。7 HB 7621-98 4.3.9.2 每个加油口应按以下规定作标记:燃油字样;b.许用燃油牌号:c.压力加油系统的最大允许加油压力和最大允许抽油压力。4.3.9.3 积汹加油口座每个能明显积存燃油的回型加油口座，应有放液嘴，并且其排放液应能避开飞机各个部位。4.3.9.4加泊口盖每个加油口盖应符合HB6756的要求。4.3.10燃油箱遮气每个油箱必须从膨胀空间的顶部通气，以便在任何正常飞行情况下都能有效地通气，并且应满足下列要求28.每个通气口的位置应能避免被污物或结冰堵塞zb.每个通气口的位置应能防止正常运行时产生燃油虹吸和溢油5c

15、.在正常飞行、最大升/降速率爬升或下降、压力加油和抽油等情况下，通气量和通气压力应使油箱内外压差保持在可接受的范围内;d.对于出口互相遥遥的油箱，其膨胀空间应相互连通;e.飞机处于地面姿态或水平飞行姿态时，通气管路中任何部位都不应积水，否则应具有排放设施:f.遇气或排放设施的出口不应位于排出的燃油和泊气会引起着火危险或可能进入载人舱之处;g.油箱遥气口一般应设置火焰抑制器，防止燃油蒸气的点燃。4.3. 11 燃油箱出油口过滤8.油箱出泊口或增压泵入口都必须装有便于检查和清洗，能防止可能造成限流或损坏燃油系统任何部件的杂物通过的滤网;b.各泊箱出口的滤网有效流通面军只至少为出泊口管道截面积的5倍

16、zc.每个滤网的直径至少应等于油箱出油口的直径。4.3.12燃油箱温度8.应确定油箱的最高温度，其数值应低于预计的油箱内燃油的最低自燃温度，并留有安全余量。-般在一个大气压下安全余量不小于28t:; b进入泊箱的气体温度不应超过4.3.12.a条确定的最高温度;c.泊箱内可能点燃燃油的任何部位，其温度均不应超过4.3.12.a条确定的最高温度Ed.如果任一部件的工作或故障可能提高油箱内的温度，则必须在该部件所有可能工作或故障情况下，表明其温度符合规定。4.4加油和放油4.4.1 重力加油4.4.1.1 加油口8 .HB 7621-98 在正常飞行条件下，输油分系统应保证燃油自动地输送到供汹箱，

17、而不应要求飞行员对控制程序、重心控制及泊泵的工作有任何操作动作。4.2.11 输泊流量当燃油从各输油箱转输到一个(或几个)供油箱时，向任意单个供油箱输袍的输油率应大于或等于各种飞行高度上发动机的最大耗油率。在使用超控泵直接向发动机供油时，应有同样的要求。泊箱通气和燃油转输分系统应保证在输油过量的情况下不损坏油箱结构。4.2.12 不可用燃油量燃油系统的布置，应使燃油系统的不可用燃油量最小。在飞机以最佳爬升角爬升、下滑着陆、侧滑飞行等最不利供泊条件下，供油箱的不可用燃油量一般不应超过该油箱油量的1%.在巡航姿态下，输油箱的不可用燃油量不超过该油箱油量的2%。不考虑燃油系统部件的失效情况。4.2.

18、13燃油重心及童心警告燃油箱的布置和燃油控制系统的设计，应以最简单的用泊顺序保证飞机在所有装裁和飞行条件下得到所需要的重心位置范围。当燃泊童心的变化会显著影响飞机的稳定性、操纵性或机动性时，燃油量测量系统应设置燃油重心指示器或者能使空勤人员对童心位置有清晰概念的燃油量指示器。当需要对燃池童心进行监测时，应设置一个独立于燃油量指示装置的燃油分布警告装置。4.2.14 低油面警告飞机燃油系统应在每个供油箱内设置一个独立于燃油量测量系统的低油面警告装置。除非另有规定，低油面警告装置应指示从海平面爬升到3000m.加上以最大航程速度巡航45min所需的燃油量。4.2.15 低燃油压力警告在每台发动机的

19、供泊管路上，靠近发动机燃油入口处都应设置低燃油压力警告器，采用多泵供油时，每台泵都应设有低燃油压力警告器。当输油泵的性能影响飞机性能时，则输油泵也应设有燃油压力警告器。4.2.16 供泊的切断能力每台发动机的供油管路上，在燃油流入发动机舱之前，都应设有由飞行员应急关断燃泊的开关，应急关断开关应靠近发动机，但不能位于发动机舱内。应急关断开关在空中和地面均应能可靠的关闭和打开。4.2.17燃油温度指示当燃油温度对燃油系统及发动机工作将产生影响时，则应设置燃泊温度指示装置。4.2.18燃油污染为防止燃油污染对燃油系统及发动机产生有害影响，除要求系统附件按GJB1907具有抗污染燃油的能力外.还应严格

20、控制燃油污染度。加油时燃油应经加油车或地面加油设备充分过滤，并对加入飞机的燃油进行严格检查，保证加入到飞机中燃池的固体颗粒含量少于O.26rng/l，游离水含量少于15ppm，杂质的最大颗粒为5mo整体油箱湾染度按HB7252有关规定。飞机燃油系统污染度指标必须满足发动机型号规范的规定。5 HB 7621-98 4.3燃油箱4.3.1 一般要求a.每个泊箱必须承受运行中可能遇到的振动、惯性、油液及结构的载荷而不损坏zb.机身内油箱在受到表1应急着陆的惯性力作用时，不应破裂并保存燃油，此外这些油箱应安装于受保护的位置上，防止应急着陆时擦伤汹箱使燃油泄漏z表1应急着陆时的机身泊箱惯性过载过载方向|

21、 过载(g)向上I 2.0 向下I 4.5 向前侧向C.对于增压油箱应具有故障安全措施，防止泊箱超压。9.0 1. 5 4.3.2整体泊箱整体油箱应易于内部检查和修理，整体油箱的设计、性能和试验应符合HB7252规定。4.3.3软油箱应根据特定用途选用合适的软泊箱材料，软油箱的设计、试验和安装应符合田lZ325规定。4.3.4燃油箱安装4.3.4.1 燃泊箱支承每个泊籍的支承必须使油箱载荷(由泊箱内燃油重量引起)不集中作用在无支承的油箱表面上。此外还必须满足下列规定:a.如有必要，在泊箱与其支承件之间应设置隔垫，以防擦伤泊箱5b.隔垫必须不吸收液体，或经处理后不吸收液体;C.软油箱的支承必须使

22、其不必承受油液载荷;d油箱舱内表面必须光滑，而且不应有会磨损软油箱的凸起物，除非在凸起物处，具有保护软油箱的措施或者软油箱本身构造具有这种保护作用。4.3.4.2 油箱表面空间贴近油箱表面的空间必须通大气，以防止由于轻微泄漏而造成油气聚积。如果油箱装在密封的泊箱舱内，可以仅用排泄孔通大气，但排泄孔的尺寸必须足以防止飞行高度变化而引起的超压。4.3.4.3 油箱安置a泊箱一般不应安置在指定火区内，除非油箱安装所提供的安全度与油箱安置在火区外的相同;b每个油箱与每一防火墙或用于隔开指定火区的防火罩之间，必须有不小于13mm的问6 HB 7621-98 飞机上应设置将燃汹直接加入汹箱的加汹口。4.4

23、. 1. 2 电搭接飞机上应设置一个将加油枪和飞机进行电摇钱的错座，该插座应符合有关标准要求，某位置如下2a.距重力加油口不大于1Omm;b.距燃油箱通气口和重力加泊口均不小子3nun。4.4.2 压力加汹机内燃油容积等于或大于2300L时，应设置压力加汹系统。4.4.2.1 加汹时间、加汹接头及加油管路加泊时间应满足飞机再次起飞准备所得时间，以及与之匹配的地面加油设备的能力。应根据加泊时间要求和加油设备的能力设计加油管路并配置合适数量的加油2牵头。压力加油接头的位置及安装空间应符合GJB716的规定.并应考虑到与加汹同时进行的其它维护工作，使地面压力加汹接头拆倒l方便。JJU汹管路的设计应使

24、所有的汹箱在理论上同时达到满汹状态。加油时间由使用方提出.若无明确要求，可J1(表2作为设计依据。根据如下条件设计加油管路和计算加汹时间ga.地面压力加油设备在加油接嘴处的压力为0.345MPa，每个加汹接头的簸大流量为15L/min; b.在压力加油刚开始时，除了供汹箱外，其它汹箱均是空的，且飞机总汹量的10%均分布在各个供泊箱内。表2加汹时间和加汹接头数量飞机燃油总量加油接头数量最大加汹时间L 个mm 250。4 40 20 4 32 I创)02 32 6 2 20 3 1 20 一一一-一-15)0 1 12 5创)01 5 2列。1 2.5 每一压力加油系统燃油歧管接头必须有措施，能够

25、在燃汹迸口阅一旦失效时防止危险蠢的燃油从系统中溢出。4.4.2.2 量大力日汹容量9 HB 7621-98 飞机在正常停机姿态，采用正常bUI自设备加泊，应达到摄大加油容量。4.4.2.3 操作人员飞机进行加油和拍泊的操作人员(不包括加油车操作人员)量多不超过两名。4.4.2.4 自动切断装置必须装有加汹自动切断装置，并且在各泊箱每次加油前，应检查切断装置工作是否正常。同时，当切断装置故障而未能在预定的汹面停止加油时.应有指示。切断装置失效后.应有防止然汹系统损坏的措施。4.4.2.5 静电防护应采取以下措施.防止加油时发生静电起火;8.全部燃泊系统管路和附件进行电搭援和接地sb.管路流速不大

26、于9rrJs;C.汹箱入口流速不大于如山，燃汹应从底部进入泊箱。4.4.2.6 电指按压力加油接头附近应设置接地捅座。在力ul由时将加油设备上的摇头与接地描座相连。接地描座距压力加油接头不大子5mm.也不小于120mm.距泊箱通气口不小子3mm。4.4.3地面拍、放汹4.4.3.1 抽油飞机的拍汹系统(不包括汹箱和汹箱通气)应能承受极限压力，该压力为飞机加汹拯头处最大允许抽油压力(正或负)的2倍。4.4.3.2 地面放汹飞机的地面放汹-利用飞机上的输汹泵、供汹泵与地面放汹设备连在一起进行。放汹时间应根据飞行任务及燃汹系v但在护工作的需要加以确定。4.4.3.3 故障情况下成油设计燃泊系统时.必

27、须考虑在任一单项故障时能放撑每个汹箱的燃油。当起落架在收起位置着陷后.也应能通过加汹接头或汹箱上的可接近开口进行抽吸放泊。4.4.4 应急放汹4.4.4.1 系统的设置飞机应设置应急放汹系统.除非飞机的最大起飞重量减去15nn飞机作起飞、复飞和出航机场着陆过覆中的发动机屁汹量后的重量能满足4.4.4.1.1条和4.4.4.1.2条要求。4.4.4.1.1 着陆爬升-金发工作在着陆形态下，定常爬升锦度不得小子3.2%.此时z.发动机功率(攒力)是将汹门操纵抒从最小飞行慢车位置开始移向起飞位置后&时的可用功率(推力); b爬升速度不大于1.3倍的飞机失速速度或可操纵的簸小稳定飞行速度(1.3Vs)

28、。4.4.4.1.2 爬升-单发停车在下列条件下，以相应于正常金发工作操作程序的进场形态(在此程序中该形态的V.不组过对应着陆形态Vs的110%)定常爬升梯度.对于双发飞机不得小于2.1%1对于三发飞机10 HB 7621-98 不得小于2.4%;对于四发飞机不得小于2.7%.此时za. I自界发动机停车，其余发动机处于可用起飞功率(推力)状态zb.最大着陆重量;C.按正常着陆程序制定的爬升速度，但不大于1.5忌。4.4.4.2放油时间设有应急放油系统的飞机，应从最大起飞重量开始在lSmin内放出足够量的燃油以满足4.4.4.1条要求。4.4.4.3 系统设计a.系统设计必须使系统中任何合理可

29、能的单个故障，均不会由于不对称放泊或不能放泊而造成危险;b.应设置应急放油控制装置，该装置可以是自动的，也可以是手动的，并且在放油过程中均可手动关闭;c必须具有措施，防止将起飞着陆所用的泊箱内的燃油应急放到小予4.2.14条规定的油量。但是，如果装有与应急放油主控制装置相独立的辅助控制装置，则可将应急放油系统设计成利用应急放油辅助控制装置放出余下的燃油5d.除非标明改变机翼或其周围气流的任何手段包括襟翼、缝翼和前缘襟翼的使用，对应急放泊无不利影响，否则必须在应急放油控制装置附近设置标牌，警告飞机机组人员，在使用改变气流手段的同时不得应急放泊。4.5 燃油量测量和指示4.5.1 燃油量测量所有油

30、箱的燃油均应进行测量。测量系统的安装应满足HB6178的规定。4.5.2燃油量指示总燃油量和每个供油箱的燃油量应采用单独的可以连续读数的指示器进行指示。其它泊箱可以用几个指示器或带有转换装置的一个指示器进行指示。当使用转换装置时，获得一个读数所需要的时间不应大于缸。在地面，可利用无滴液泊尺(手动磁性指示器)直接读出泊箱油量。4.6 燃油系统防火凡燃油和油气可能渗漏的区域.必须有措施尽量减小燃油和汹气点燃的概率以及万一点燃后的危险后果。燃油系统防火应符合HB72S3规定。4.7燃油系统的闪电防护4.7.1 燃油系统的设计和布局设计和布局必须防止由于下列原因而点燃系统内的燃油蒸气:雷击附着概率高的

31、区域直接被闪击zb.扫掠雷击可能性高的区域被扫掠雷击3C.燃泊通气口处的电晕放电和流光。4.7.2雷电闪击区域雷电闪击区域几图1和图211 HB 7621-98 IB (g 因1典型雷电闪击区12 HB 7621-98 JB区28区2A区图2典型雷电闪击区13 HB 7621-98 a.1A区:闪电飞弧通道悬停可能性较小的初始附着点区Eb.lB区z闪电飞弧逍遥悬停可能性较大的初始附着点区zc.2A区z闪电飞弧通道悬停可能性较小的扫击区;d.2B区:闪电飞弧通道悬停可能性较大的扫击区:e. 3区:飞机表面上除1区、2区的全部区域。在3区内，闪电飞弧通道直接附着的可能性较小。4.7.3 飞机雷电闪

32、击区位置的确定a.像机头、机翼梢和尾翼梢、尾锥、装在机翼上的发动机短舱和其它明显突出部分这-类尖端应认为是直接闪击区，为初始先导的附着点。前缘或前部尖端应为1A区，后缘尖端应为lB区。lA区只限于离前部尖端向后大约0.5m的邻近部分sb.直接挨在lA区后面的表面应划为2A区。通常.2A区应是lA区后面延伸至整个长度所包括的表团，如机身壳体、发动机短舱和机翼表面部分;c.2A区后面的表面后缘应划为2B区，但是如果初始附着发生在这些表团则应划为lB区;d.由本条a和b所确定的初始附着点或妇击附着点两侧各约0.5固的表团应被认为是同一区域;e.处于上述区域之间，但不包括上述的任一区域之中的，闪电飞弧

33、通道直接附着的可能性较小的飞机表面被划为第3区。4.7.4雷电防护措施按飞机表面各区域具有不同的雷电附着特性或传递特性，采取如下的防护措施ga.燃油系统附件和导管的可靠电搭按:b.燃油通气口的位置尽可能设置在3区;c.在2A区内的整体泊箱蒙皮厚度应大子或等于2mmo4.8 系统附件4.8.1 燃油泵4.8. 1. 1 主汹泵主泊泵泵出的燃油其流量和压力，应在飞机每种可能运行的条件下均能满足发动机和辅助动力装置的要求，且应符合HB5644的规定。对每台正排量式主泊泵，都必须有旁路通汹措施。4.8.1.2应急泵应急泵应能在任一台主泊泵失效时，立即代替主泊泵向发动机供泊。4.8.2燃油切断阀a.在每

34、台发动机的供油管路上应装有燃油切断阀，并且任何一台发动机的燃泊切断阀关闭，不得中断其余发动机的供泊;b.燃油切断后，不得有危险量的燃油排到任何指定火区:C.燃油切断阀必须有防止误动的措施，并且在飞行中当切断阀关闭后，空勤组可以重新打开:14 HB 7621-98 d.燃汹切断阀必须有得压装置.除非系统中设有别的放压装置;e.指定火区内的燃泊切断阀必须是防火的，除非其防护可以使得火区内的任何着火不会影响燃泊切断阀的工作;f阀门的支承应使阀门工作或在各种加速飞行条件下产生的载荷不会传递给阀门相连的导管sg.电磁切断阀应符合田5889的规定，也机驱动的燃汹切断阀按有关规定zh.燃汹切断阀!主设有外部

35、位置指示器，并根据需要在座位内设置指示灯。4.8.3 燃油滤网或燃油滤在发动机供泊管踏上应设置燃汹滤网或燃油滤，该滤网或燃汹滤必须满足下列要求ga有足够的滤通能力(根据发动机的使用限制).以便在燃汹脏污程度(与污位大小和密度有关)超过有关适航标准对发动机所规定的值时，保证发动机燃油系统的功能不受损害zb.其设计应不须排放系统中的燃油就能更换滤网或燃油滤;C.所有的燃汹滤都应设置旁路，且应有旁路状态指示器;d.具有沉淀丰富和放液嘴，如果滤网或汹滤易予拆卸遂行放液.则不需设置放液嘴;e.安装时应使重量不应由与其相连的导管或其本身的入口(或出口)接头来承受.除非导管和接头在所有载荷情况下均有足够的强

36、度余量。4.8.4燃汹系统放液嘴燃油系统的放液必须用滤网和汹箱沉淀槽放液嘴来完成.每个放液嘴必须满足下列要求ga.放液时避开飞机各部分sb.有子动或自动装置，使之可靠地锁紧在关闭位置EC.具有满足下列要求的放液阀2易于tt近并易于打开和1关闭;阀门位置或其防护措施能在起落架收起着陆时防止燃油喷溅。4.8.5燃油热交换稽利用燃汹作为介质的任何热交换器，其可能发生的损坏，均不得造成危险情况。4.8.6 燃汹系统部件发动机短舱或机身内的燃汹系统部件必须加以保护，以防止在有铺面的跑道上机轮收起着陆时.造成损坏而漏出足以引起着火危险的燃汹。4.8.7燃汹系统导管和按头a.每根燃油导管的安装和文承都必须能

37、防止过度的振动，并能承受由于燃汹压力和各种加速度飞行条件所产生的我荷，燃汹系统导管及其安装应符合HB83的规定gb.在可能有相对运动的飞机部件之间相连的各燃泊导管必须使用柔俭连接sC.可能承受压力和轴向我荷的燃油导管的每一柔性连接.必须采用软管组件sd.软管必须是经批准的或必须表明是适合于该特定使用情况的3不耐高湿的软管，不得用在工作中或在发动机停车后出现高温的部位;f.在火区内和易受发动机着火影响的区城内的燃油导管接头和组件均必须是耐火的zg.穿过载入舱、货舱的燃油导管必须采用管套式导管加以防护z15 HB 7621-98 h.机身内燃油导管的设计和安装，必须允许出现合理程度的变形和拉伸而无

38、渗漏。4.9可靠性a.燃汹系统及附件的可靠他大纲和指标应满足整个飞机的可靠位大纲和指标要求:b.按HB6359的4.3.3条关于严酷度的分笑，对于严酣度为I、II类的故障模式，至少不应是没有检查维修措施的隐蔽的故障模式.A好应采取设计措施，使严酷度降为m类以下.否则应具有高的可雄性或有监控措施。4. 10 维修性a.燃泊系统和附件的维修性大纲和指标应符合整个飞机的维修位大纲和指标要求:b.所有燃油系统附件应是可接近的.不儒要拆除发动机，燃泊箱飞机重要结构件.使用常规工具，就能对塾个系统部件进行检查.清洗.调整和更换;C.所有燃汹系统导管均应tIHB 5653 - HB 5655或其他有关规定进

39、行标记。在汹箱内的燃汹导管标i己不应破隙，脱皮和褪色;d.在正常工作和使用期间.不能确定其工作能力的附件，应提供定期检查其功能的方法，通过地面检查来确定附件的工作能力。当附件的正确定位对飞行安全至关重要时，应具有位置指示装置。该装置应指示被控零件的实际位置，而与控制装置的位置或原动力作用无关;e.汹泵、汹滤或滤网元件应能在不排放泊箱燃泊的情况下，在短时间内进行拆卸和更换sf.汹箱应设有检查口盖.以便对汹箱内部及其零、附件进行俭查、清洗和修理$g.燃泊系统导管和附件设计应便于正确连线，应防止由于错误安装造成失灵或破坏。在同一部位的软管接头、导管接头、电插头不允许交叉连接。汹箱日益应满足防差错设计

40、要求sh.具有相同图号的零件在功能和尺寸方面应做到互换。具有相同图号的系统附件应能直接互换，安装之前不需要进行调整或标定;1.燃油系统应采用标准化的加汹口、放汹口、排放塞和压力加汹接头。5验证要求5.1 供j也有效性的验证供汹有效性应通过燃油系统模拟试验和飞行试验验证.并符合4.2.1条要求。模拟试验应至少包括地面起飞(含单发停车)、爬升(含单发停车)、巡航、着陆复飞、应急供泊、抽吸供泊、高含水量燃泊在结冰条件下系统供泊等状态下的试验验证。飞行试验应至少包括正常供汹、交输供泊、超控供泊、拍吸f共泊、热气候条件下的系统供泊、飞机负过载时的系统供泊及辅助动力装置的地面和空中共泊等状态下的试验验证。

41、5.1.1 交输共汹能力的验证交输供汹能力应通过他面试验和飞行试验验证，并符合4.2.3条规定。5.1.2拍吸供汹能力的检证拍吸供泊能力应通过地面模拟试验和飞行试碰验证，以确定飞机在供泊箱汹泵失效时.发动机以最大连续状态工作下，飞机所能达到的最大爬升高度及最大平飞高度.并应符合4.2.4条规定。5.1.3 热气候条件下供泊能力的验证16 HB 7621-98 热气候条件下供油能力应通过飞行试验验证，也可以通过地面模拟试验验证，并应满足4.2.5条要求。试验验证应在选定机场后进行从地面至使用升限的爬升试验，不允许有气塞或其它不正常现象，并应满足下列要求z发动机必须以起飞功率工作.持续时间按验证起

42、飞航迹时所选定的值，其余爬升时间以最大连续功率工作;b.飞机的重量必须是泊箱满泊，带有最小机组及配重(保持重心在允许范围内所需)时的重量;c.爬升空速不得超过从起飞到最大使用高度所规定的最大爬升空速3d.燃油温度至少为43C; e.如果进行飞行试验时的气候冷到足以影响试验正确实施时，则受冷空气影响的燃油箱表面、燃油管路及燃油系统的其它零部件必须绝热，以尽可能模拟热气候条件下的飞行。5.1.4 高含水量燃油在结冰条件下供油能力的验证高含水量燃油在结冰条件下的供油能力应通过地面试验或飞行试验验证并符合4.2.6条规定。当发动机装有燃泊热交换器对燃油加温时，飞机燃泊系统可不进行该项试验，但发动机型号

43、合格证内应含有适航当局对本条的认可。5.1.5 负过载状态下供油能力的验证负过载状态下的供油能力应通过飞行试验验证，并符合4.2.7条规定。在飞机的飞行包线内按规定的飞行状态进行负过载试验。如果满足不了上述试验要求，可以在一次飞行中，在小于一O.lg条件下，发动机以最大连续功率工作，累计飞行总时间应为l1s，其中一次5s和三次2s。5.1.6 供泊流量的验证供泊流量应通过地面模拟试验及飞行试验验证，并符合4.2.8条规定。试验应在最小加油量情况下进行，同时对应急状态下由应急燃油泵代替主泵工作时的供泊流量也需进行验证。如果在供油管路上装有涡轮流量计，则必须模拟流量计故障状态，此时燃油经过停止工作

44、的流量计或其旁路，但其供油压力和流量必须满足发动机要求。5.1.7 燃油压力的验证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，并符合4.2.9条规定。供输油系统的冲击压力应采用分析和地面试验来验证。测量冲击压力，应采用1ms响应的压力传感器和与其响应相同的显示器及记录仪。5.1.8 燃油输送和管理的验证燃油的输送和管理应通过地面试验和飞行试验验证，并符合4.2.10条规定。5. 1. 9 输泊流量的验证输泊流量应通过地面模拟试验验证，并符合4.2.11条规定。5. 1. 10 不可用燃油量的验证不可用燃油量应通过地面模拟试验和飞行试验验证，试验应符合4.2.12条规定。5. 1. 11

45、 燃油重心及重心警告的验证燃油重心及重心警告装置性能应通过地面模拟试验验证。试验时应模拟单边发动机不工17 HB 7621-98 作情况及抽吸供泊情况，并应尽量模拟飞行条件和戴汹状态.试验状态应包括所有可能的燃拍管理控制状态相对童心影响最严重的飞机姿态情况。5.1.12 低汹面警告装置的验证低汹面警告装置发出信号时的汹面应在地面试验中验证.并符合4.2.14条规定。警告汹面下的可用燃汹量可用油箱标定时，!J定的汹量高度曲线确定或用称重法确定。其泊量所能保证的飞行时间用分析法确定。5.1.13 低燃油压力警告压力值的验证低燃泊压力警告压力值应采用地面或飞行试验来确定。5. 1. 14 供泊切断能

46、力的验证提泊切断能力应通过地面试验验证。5. 1. 15燃泊温度指示器工作的验证燃油温度指示器的工作应采用附件试验，地面试验和飞行试验验证。5. 1. 16 抗污染燃泊的验证抗污燃汹的能力应通过附件试验验证.燃汹消洁度及汹箱清活度应通过地面检查来验证。5.2燃油箱验证燃泊箱必须经受下列条款的试验室验证25.2.1 燃汹箱耐压验证a汹箱力口1商泊，并施加4.3.5.c或d条规定的液压载街(取大者); b.汹箱充气到4.3.5.0或b条坝定的压力(取大者); c.在上述载荷下保持30min;d.检查泊幸自应符合4.3.5条规定。5.2.2 增压泊箱试验验证a.汹箱如l满汹:b汹箱充气到4.3.5.

47、1条规定的压力.并保挎3Omin;c.检查汹箱应符合4.3.5.1条规定。5.2.3 耐振动和晃动验证5.2.3.1 气密试验a.油箱充气王IJ4.3.5.a条或b条规定的压力(取大者); b.在上述压力下，保持30min;c.检查汹箱应无漏气现象。5.2.3.2 汹密试验a.汹箱加注80%-85%容积燃汹3b.泊箱充气J4.3.5.a或b条规定的压力(取大者).并保f守约min;c检查汹箱应无漏气.漏汹现象。5.2.3.3 晃振试验将经过气密、泊密试验合格的大的无支承(或无加强)平面的金属汹箱tIi如下规定进行晃18 HB 7621-98 振试验.检查汹箱应符合4.3.6.a条规定。5.2.

48、3.3.1 汹箱的固定用完整的泊箱连同其支承件作试验，试验件的固定方式应模拟实际安装情况。5.2.3.3.2 汹箱振动泊箱加注2/3容积的水.或其它合适的试验液.并充气到使用压力.以不小子0.8mm的金银帽(除非证实可采用其它振帽值)振动25h。5.2.3.3.3 振动频率的确定:a.如果在发动机正常运转速范围内.囱转速引起的振动频率中没有1隘界频率.则振动频率为33.3:t1Hz; b.如果在发动机正常运转转速范围内，囱转速引起的振动频率中只有一个临界频率，则振动频率按l自界频率;C.如呆发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中有多个临界频率，则振动频率按最严重的临界频率。5.2.3

49、.3.4 振动循环数确定在5.2.3.3.3.b和5.2.3.3.3.c情况下，必须调整试验时间.使试验达到的振动循环曼史与按3.5.3.3.3.a规定的频率在25h内所能完成的振动循环致相同。5.2.3.3.5 晃动时间试验时，应以每分钟16-20个整循环的速率统簸临界的辅晃动汹箱.晃动角度为自水平面上下各15，历时25h。如果分别绕不同铀的运动都是恼界的则泊箱必须绕怨恨临界输晃动12.5h。5.2.3.4 晃动试唆将经过5.2.3.1条和5.2.3.2条气密、泊密试验合格的软汹箱Ii如下规定遂行晃动试验，检查汹箱应符合4.3.6.b条规定。a.试验时，应将有代表性的汹箱样件安装在模拟装机情况的支承结构上。b.汹箱加注2/3容权燃油.燃油温度保待在431:，并且汹箱充气到使用压力，其它条件Ii5.2.3.3.5条规定。5.2.4 燃油箱膨胀空间验证在地面正常停机姿态下，利用压力加油(或重力加油)，使泊箱加油至正常满泊量.然后.再添加经过i十量体积的燃汹直到l汹绩通气管口为止，j!IJ所