1、工HB 7117-94 1995-05-04发布1995-06-01实施中国航空工业总公司批准中华人民共和国民用飞机液压系空工业标准用规范HB 7117-94 1. 1 本规范规定了民用飞机液压系统的研制要求和验证方法。1.2适用范围本规范适用于民用飞机液压系统。本规范是指导订购方拟定采购规范、承制方拟定型号设计规范的技术要求纲要文件。在相应空栏内补充了液压系统有关性能的具体要求后，本规范才能为上述目的所用，作为合同规范内容之一部纳入系统研制合同。2 引用标准2. 1 规范和标准除另有规定外，下列规范和标准以及其中的补充文件，在本规范规定的范围内构成本规范的一部分。2.2 优先顺序如本规范的正
2、文和它所引用的文件相抵触，贝tl以本规范为准。3要求3. 1 飞机液压系统要靠机上或机外的能源产生液压动力，该动力可受到调节，并向飞机上靠液压动力实现正常操纵、转换或应急操纵的各分系统的控制装置和作动装置传输液压动力。液压系统的功率和结构应设计成能在飞机结构允许的所有条件下正常工作，这些条件包括加速度、负加速度、零过载、负过载、飞机可能作出的任何飞行姿态、结构变形、振动及其他环境条件等引起的作用力或状态。液压系统应这样布局，使任何缘故的损坏所引起的液压系统中任何两个会导致丧失油液或压力的故障不致于造成飞机全部丧失飞行操纵能力。液压系统动力能在地面和上述所有的飞行状态实现以下多种功能=一一一一一
3、3. 2 性能要求3. 2. 1 系统特性3.2. 1. 1 材料1995-05-04发布1995-06-01实施HB 7117 94 飞机液压系统所选用的材料应能满足预定用途，并经国家鉴定合格.所有的新材料均需进行充分的试验以证明符合使用要求。材料选择应按一一一一一一一。腐蚀控制要求应按。3. 2. 1. 2 泊液选择液压系统袖液选用。3. 2. 1. 3液压油箱3. 2. 1. 3. 1 油箱容量液压油箱的容量应设计成能容纳维持系统工作所需的最低油量和备用油量。3. 2.1. 3. 2 汹箱泊位每个泊箱的油量应能监控。3. 2.1.4 系统压力液压系统公称压力为MPa。3. 2. 1. 4
4、. 1 液压泵进口压力液压泵进口压力为MPa。3. 2.1.4.2 油箱增压油箱增压压力要足以避免在各种工作状态下，在液压泵进口处产生气穴。当油箱正常增压源(油箱自供增压或其他增压源)不能提供增压时，如果需要，应采取措施保持足够的油箱增压，以保证液压泵的正常工作。3. 2. 1.4. 3分系统压力凡工作压力低于系统公称压力的分系统，其设计均应能承受系统公称压力，并能在此压力下工作。3. 2. 1.4.4 系统压力指示每个液压系统应有检测装置检测液压压-力，并将其传输到3. 2. 1. 4. 5 系统低压警告应采用低压警告装置显示系统的压力低于MPa。3. 2. 1.5 压力控制系统应有全面、有
5、效的压力控制以保证系统正常、安全工作。3. 2. 1. 5. 1 压力调节系统应有可靠的压力调节装置。3.2.1.5.2超压保护系统应采取可靠、有效的超压保护，确保系统安全。3. 2. 1. 5. 3 峰值压力系统在任何工作状态下的峰值压力不应超过MPao 3. 2.1.5.4 液压泵压力脉动液压泵压力脉动不应超过MPa。2 HB 7117-94 3. 2. 1. 5. 5反压系统设计应使系统中任何装置的正常功能不受反压的影响。3. 2.1.6 固体颗粒污染的控制飞机在飞行、地面工作和汹汹操作过程中均应使用过滤器，以滤除油液中的固体颗粒污染物.滤芯的绝对过滤度应为3. 2. 1. 6. 1 滤
6、iS更换过滤器应便于接近，滤芯应能更换。更换滤芯时，除卸下的滤杯中泊液外，应无油液流失。3.2. 1.6.2 系统污染度当向订购方交付飞机时，液压系统的污染度验收水平不应超过。服役期间，控制水平不应超过一一一一一一一。系统应具有采集泊样的装置。3. 2.1.7 系统中空气的排除系统应设计成能在飞机的所有预定工作条件下，使混入的空气不致造成系统压力的持续损失和系统工作性能的下降。应在系统的必要部位设置放气装置，在维护时排放系统中的空气.3. 2. 1.B水分的排除液压系统的设计应能限制水分的吸入相积聚。3.2. 1. 9 泄漏控制对系统和附件应规定泄漏的允许极限。3.2. 1. 10 应急工作正
7、常和应急系统及其控制装置的设计，应能在一系统首先启动或两个系统同时工作的情况下，都能获得满意的系统功能。3.2. 1. 11 强度3.2.1. 11. 1 附加载荷所有承受结构载荷或非液压载荷作用的系统和附件，应能经受住飞机所有工作状态下可能同时施加的各种载荷和所要求的耐压压力的联合作用，其应力不超过相应最高工作温度下的屈服点，不致于造成损坏或出现永久变形。3. 2. 1. 11. 2 加速度载荷受加速度载荷作用的作动筒和其他附件，以及与其连接的管路和接头，应能承受可能施加的最大加速度载荷和所要求的耐压压力的联合作用。其应力不超过相应最高工作温度下的屈服点，不致于造成损坏或出现永久变形。3.2
8、.1.11.3耐压压力在承受相应的耐压压力MPa时，附件和元件应不出现永久变形，并在试验后能保持正常功能。在承受功能，不致于出现永久变形。3.2. 1. 11. 4 爆破压力在承受相应的爆破压力MPa的耐压压力后，系统、附件和元件都应保持正常MPa时，附件和元件应不致爆破。3 HB 7117-94 3. 2. 1. 11. 5 压扁压力受抽吸作用的管路和附件应能经受住妨碍正常功能的发挥.3. 2.1.12 环境条件MPa压扁压力，不得出现异常变形而液压系统的设备(元、附件)应能经受下列环境条件，并能保持其正常的功能。环境要求沮度高度温度变化湿热飞行冲击和坠撞振动爆炸防水流体敏感性砂尘霉菌盐雾结
9、冰指定火区防火声振加速度磁影响电源输入电压尖峰电源线音频传导敏感性感应信号敏感性射频能量发射。3.2. 1. 12. 1 低温工作液压系统应能在的低温条件下工作。3.2.1.12.2 高温工作按体职计，最高的油液平均温度不高于。系统在空中、地面工作时油箱油液最高温度不高于L.系统油液的最高温度不高于Lo 4 HB 7117-94 3.2. 1. 13 电磁干扰电气元件应满足一一一一一一一的要求。3.2.1.14 电搭接液压系统的导管和附件应按进行搭接。3.2.1.15 防火和防爆飞机液压系统的完整性应符合。3. 2. 1. 16 间隙液压系统中活动元件与结构之间或与其他元件之间应保持一定的、合
10、适的问隙，以防止由于温度、气动载荷、结构变形、磨损、振动、制造误差等因素可能发生的联合作用而造成活动元件卡死、卡滞、摩擦或不灵活.为保证安装、拆卸、调整、更换附件的方便，也应留有足够的间隙.3.2.2 功能附件的特性3. 2. 2. 1 附件选择液压系统应优先选用航空标准附件。当不能提供航空标准附件时，可选用非标准附件。3. 2.2. 1. 1 标准附件只要航空标准附件能满足系统工作要求，应采用航空标准附件。3. 2.2. 1. 2 非标准附件在承制方的规范中应规定非标准附件的设计和性能要求.3. 2. 2. 1. 3 模块组合附件液压系统的设计应尽量采用模块组合附件。3. 2. 2.2作动装
11、置在承制方的规范中应规定作动装置的设计和性能要求。应采取措施，控制阻力载荷、助力载荷和空载情况下的工作速率.3. 2. 2.3 多个控制阀的使用在有两个或两个以上方向控制阀的系统中，应采取措施防止在阔的任何可能的调定位置，油液从一个阀的作动筒袖口意外地流入另一个阀的作动筒油口。3. 2. 2. 4 小孔所有对系统布关键影响的小孔，均应用过滤元件加以保护。滤层孔径选择应能充分保证相应的孔免受堵塞。小孔及其过滤元件应有足够强度，能经受住系统的设计流量和压力的作用而不损坏或产生对其性能有影响的永久变形。3.2.2. 5接头应采用直螺纹接头.在接头螺纹上不应使用润滑剂。尽量不采用非标准接头。3.2.2
12、.6 管路系统3. 2. 2. 6. 1 管路系统耐久性导管及连接装置应具有与飞机相等、或高于飞机的寿命。3.2.2.6.2管路标志所有液压管路都应以作出标志。5 HB 7117-94 3. 2. 2. 6. 3 导管间隔应保持一定的问隔，以防止导管之间、导管与附件或导管与结构之间，由于系统工作、机动飞行或试验压力所引起的直接接触E应有足够的安装间隔和支承以便于拧紧和拆卸。3. 2. 2. 6. 4 导管的维修和更换应规定导管和接头的维修和更换方法。这些资料应包括在相应的技术手册或技术文件中.3. 2. 2. 7 挠性连接应采用适当的挠性连接以适应相对运动。3.2.2.8 电动机用于驱动旋转液
13、压设备的电动机应按连续工作制设计，而不按间歇工作制设计。按间歇工作制使用的电动机应给出工作循环。3.2.2. 9 耐久性液压系统附件的工作总寿命应不低于一-一一一但除外。对附件的耐久循环寿命应作规定，其中包括脉冲压力。3. 3 可靠性液压系统可靠性要求及指标分配，应根据全机的可靠性大纲提出。可靠性设计按 3. 4 维修性液压系统维修性要求，应与全机的维修性大纲综合为一个整体，并应符合一一一一一一一一的要求。3. 4. 1 维护和可达性所有安装好的液压附件应能在检查、调整或用通用工具进行更换时，便于接近而不需拆卸发动机或飞机结构的主要零部件a例外情况应予以注明。3.5 安全性液压系统的安全性应符
14、合一一一一一的要求.3.6适航性液压系统的适航性应符合一一一一一的要求。3. 7 接口要求液压系统/附件的接口应予以明确，并应受到控制，以保证结构外形、配合和功能方面的相容性。3.7. 1 电气系统接口所有电气元件应以3.7.2 支持设备接口应设置与地面试验设备3.7.3检测装置的接口检测装置的接口应予以标识。6 所规定的电源工作。及维护设备栩连接的装置。HB 7117-94 4验证4. , 总则本规范规定的验证方法(检查或检验、分析、实验和试验)应有验证液压系统满足本规范第3章要求的能力。验证内容包括=制订计划、拟定程序、编写报告。系统验证是通过检查(检验、分析、实验或试验等方法或通过上述方
15、法的综合实施来完成。所有的验证项目应由承制方负责。订购方有权提出需要进行验证的项目及参加现场观察实验情况的要求。4.2 性能验证4.2. , 系统特性4.2. 1. , 材料系统的材料选择及其防腐控制应通过分析、检查和试验(新材料)来进行验证。4.2. 1. 2 泊液选择液压泊的选择应通过检查、综合对比、分析或试验来进行验证-4. 2. ,. 3 液压油箱4. 2. 1. 3. , 油箱容量液压油箱的容积应通过设计分析、检查、实验和试验来进行验证。4.2. 1. 3. 2 油箱泊位油箱内油量的量度和监控应通过检查和实验来进行验证。4.2. 1.4 系统压力系统公称压力应通过来进行验证。4.2.
16、 1. 4. , 液压泵进口压力液压泵进口压力应通过试验来进行验证。4.2. 1.4.2 油箱增压液压油箱增压应通过来进行验证。4. 2. ,. 4. 3分系统压力分系统压力应通过设计分析或系统试验来进行验证。4. 2. 1. 4. 4 系统压力指示系统压力的可显示性和测定应通过检验及试验来进行验证。4. 2. 1. 4. 5 系统低压警告系统低压警告应通过检验及试验来进行验证。4. 2. 1. 5 压力控制液压系统的压力控制成通过试验来进行验证。4.2. .5. 压力调节系统压力调节应通过检验、分析和/或试验来进行验证。4. 2. ,. 5. 2 超压保护7 HB 7117-94 系统的超压
17、保护应通过检验和/或试验来进行验证。4. 2. 1. 5. 3 峰值压力峰值压力特性应通过试验来进行验证。4.2. 1. 5. 4 液压泵压力脉动液压泵压力脉动特性应通过试验来进行验证。4.2.1.5.5反压反压对工作的影响应能过分析和试验来进行验证。4.2. 1.6 固体颗粒污染的控制滤除固体颗粒污染物的过滤器应通过检验和试验来进行验证-4.2. 1.6.1 滤芯更换为便于更换滤芯，机上过滤器的可达性及更换滤芯时油液流失程度，应通过检验和实验来进行验证。4.2. 1.6.2 系统污染度飞机液压系统的污染度验收水平及控制水平应通过试验来进行验证，4. 2. 1. 7 系统中空气的排除系统中吸入
18、空气的影响及其排除措施应通过实验和试验来进行验证.4.2. 1.8 水分的排除系统中限制水分吸入和积聚的装置应通过分析、检验或试验来进行验证，4.2.1.9 泄漏控制允许的泄漏率应根据各个附件的合格证明书、验收要求、实验评定和/或飞机极限温度试验以及飞机飞行、维护经验来进行验证。4.2.1.10 应急工作正常和应急工作预定的功能特性应通过试验来进行验证。4. 2. 1. 11 强度4. 2. 1. 11. 1 附加载荷附件承受所有施加的载荷的能力，应通过分析和试验来进行验证-4.2. 1. 11.2 加速度载荷附件承受加速度载荷的能力，应通过分析和试验来进行验证。4.2.1. 11. 3 耐压
19、压力耐压压力应通过试验来进行验证。4.2.1.11.4爆破压力爆破压力应通过试验来进行验证，4.2.1. 11. 5 压扁压力压扁压力应通过分析或试验来进行验证。4.2.1.12 环境条件环填试验应按以下要求进行:4. 2. 1. 12. 1 低温工作8 。HB 7117-94 低温工作性能应通过分析和/或试验来进行验证.4.2.1.12.2 高温工作高温工作性能应通过分析和/或试验来进行验证。4.2.1. 13 电磁干扰抗电磁干扰性能应通过来进行验证。4.2.14 电搭接电搭接性能应通过检验和试验来进行验证.4. 2. 1. 15 防火和防爆防火和防爆应通过4. 2. 1. 16 间隙来进行
20、验证。附件的间隙要求应通过检验和实验来进行验证。4.2.2 功能附件的特性4. 2. 2. 1 附件选择4.2.2. 1. 1 标准附件标准附件的采用应通过4.2.2.1.2 非标准附件来进行验证.非标准附件的性能验证应符合承制方型号设计规范的有关要求.4.2.2.1.3 模块组合附件模块组合附件的性能验证应符合承制方型号设计规范的有关要求。4.2.2.2 作动装置作动装置的性能应通过检验和试验来进行验证-4.2.2.3 多个控制阀的使用多个控制阀工作的协调性应通过检验、实验和试验来进行验证。4.2.2.4 小孔小孔所要求的过滤保护应通过检验和试验来进行验证。4.2.2. 5 接头接头选择应通
21、过分析和检验来进行验证。4.2. 2. 6 管路系统4.2.2.6.1 管路系统耐久性管路系统耐久性应通过分析和/或试验来进行验证。4. 2. 2. 6. 2 管路标志管路标志应通过检验来进行验证。4.2. 2. 6. 3 导管间隔导管间隔应通过检验和试验来进行验证。4.2. 2. 6. 4 导管的维修和更换所选维修、更换导管和接头的方法是否合适，应通过分析、实验和试验来进行验证。9 HB 7117-94 4.2. 2.7 挠性连接实现相对运动的装置应通过分析、检验和试验来进行验证。4.2.2.8 电动机电动机驱动的液压设备的佳能，应通过附件或分系统试验来进行验证。4.2.2. 9 耐久性如需
22、要，系统和附件是否符合工作寿命要求应通过分析和试验来进行验证.4.3 可靠性可靠性是否符合规定的要求，应通过分析和/或试验来进行验证。4.4 维修性维修性是否符合规定的要求，应通过分析和/或试验来进行验证。4.4.1 维护和可达性维护和可达性应通过检验和实验来进行验证。4.5安全性安全性是否符合规定的要求，应通过分析和/或试验来进行验证。4.6 适航性液压系统的适航性要求应通过符合性检查来验证，4. 7 接口要求液压系统和飞机其他系统的接口，应通过分析、检验、实验和试验来进行验证。4.7. 1 电气系统接口电气系统接口应通过分析、检验、实验和试验来进行验证。4.7.2支持设备接口液压系统与规定
23、的支持设备间的接口，应通过分析、检验、实验和试验来进行验证。4.7.3检测装置的接口检测装置的接口应通过检查和试验来进行验证;测试仪器的精度和范围应通过检验和试验来迹行验证。10 A1 A 1.1 范围HB 7117-94 附录A民用飞机液压系统通用规范B使用指南(参考件)本附录为HB7117(民用飞机液压系统通用规范具体使用于某一型号飞机的液压系统，对其第3和第4章进行取舍改编提供必要的原理说明、指导和以往的经验教训11.A 1. 2 应用本附录用于指导订购方、承制方为满足液压系统研制要求，根据HB7117(民用飞机液压系统通用规范合理编制系统采购规范或型号设计规范.A1.3叙述方法本附录A
24、3章对规范第3章要求和第4章验证的相关条文集中提出了有关的原理、指导及经验教训等方面的论述。A 1.4 定义本附录论述的标题定义如下=a.原理。提出某项要求和相应验证的原理，及其对系统性能、安全、经济性等方面的影响，b.指导，为达到所述要求和通过相应的验证，提出某些建议、基本概念或设计上的考虑，经验教训。提供以往在飞机设计、制造、使用等方面的背景材料及经验教训。A2 参考标准A2.1 除另有规定外，下列文件仅为补充技术资料而提出.A2. 1. 1 国内的规范和标准GJB 312 GJB 368 GJB 380 GJB 420 GJB 450 GJB 456 GJB 638 GJB 775. 1
25、 GJB 900 GJB 1396 GJB 1407 GJB 1482 GJB 1389 飞机维修品质规范装备维修性通用规范飞机液压系统污染测试飞机液压系统工作液固体污染度分级装备研制与生产的可靠性通用大纲飞机液压系统温度型别和压力级别飞机I.II型掖压系统设计、安装要求军用飞机结构完整性大纲飞机要求系统安全性通用大纲飞机液压、应急气动系统试验要求和方法可靠性增长试验飞机液压系统附件通用规范系统电磁兼容性要求11 12 GJB 151 GJB 2188 GJB 1685 GJB 152 HB4-1 HB 4-55 HB 4-56 HB 4-57 HB 4-58 HB 4-59 HB/Z 4 H
26、B/Z 214 HB 56535655 HB 5663 HB 5825 HB 5854 HB 5876 HB 5929 HB 59666075 HB 6090 HB 6129 HB 6133 HB 6139 HB 6145 HB 6146 HB 6151 HB 6167 HB 6359 日B6639 HB 6649 日B6755 Q/SY 11507 SY 1181 YB 611 YB 678 CCAR 23 CCAR 25 HB 7117-94 军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求飞机变量液压泵通用规范航空直流电动机通用规范军用设备和分系统电磁发射和敏感度测量扩口管路连接件技术条件钢和铝合金
27、导管的最小弯曲半径圆截面橡胶密封圈结构的保护圈螺纹连接件的密封结构圆截面橡胶圈密封结构设计与计算指导性技术文件航空产品可靠性增长航空管路识别标志无扩口管路连接件技术条件航空液压系统用过滤器通用技术条件飞机供电特性及对用电设备要求飞机电搭接技术要求飞机定量马达通用技术条件挤压式无扩口导管连接件技术条件E机I、II型液压系统直线式作动筒通用技术条件飞机雷击防护要求及试验方法液压软管、导管、接头组件脉冲试验航空饥载设备可靠性试验飞机液压系统隔离式油箱通用技术条件航空高精度液压过滤器通用技术条件飞机液压系统非隔离式油箱通用技术条件民用飞机机载设备环境条件和试验方法失效模式、影响及危害性分析程序飞机UI
28、型液压系统污染度验收水平及控制水平飞机上II型液压系统重要附件污染度验收水平飞机液压管路系统设计、安装要求12号航空液压袖10号航空液压油铝及铝合金薄壁管航空用不锈无缝钢管普通类、通用类、特技类和通勤类飞机适航标准运输类飞机适航标准CCAR 27 CCAR 29 A2. 1. 2 国外的规范和标准BMS3一11MILJ5513 MILH5606 MILH6083 MILM7969 MILC8505 MILF87168 SAE ARP 584 JAR EHArC A3要求和验证A 3. 1 3.1 系统的功能HB 711794 普通类旋翼机适航标准运输类旋翼机适航标准波音公司磷酸脂液压油液压旋转
29、接头飞机导弹和军械石油基液压泊油封和工作用石油基准压泊飞机用400周115/200伏交流电动机通用技术条件带衬垫P型卡箍通用规范飞机防火防爆系统通用规范盘旋管欧洲联合航空要求经互会民用运输机统一适航标准。飞机液压系统要靠机上或机外的能源产生液压动力，该动力可受到调节，并向飞机上靠液压动力实现正常操纵、转换或应急操纵的各分系统的控制装置和作动装置传输液压动力。液压系统的功率和结构应设计成能在飞机结构允许的所有条件下正常工作，这些条件包括加速度负加速度、零过载、负过载、飞机可能作出的任何飞行姿态、结构变形、振动及其他环境条件等引起的作用力或状态。液压系统应这样布局，使任何缘故的损坏所引起的液压系统
30、中任何两个会导致丧失油液或压力的故阵不致于造成飞机全部丧失飞行操纵能力。液压系统动力能在地面和上述的所有飞行状态实现以下多种功能E。原理(3.1) 液压系统的功能是向在飞机所有飞行状态和地面工作状态下工作的液压作动装置提供具有足够压力与流量的油液.作动装置的作动速度取决于流量而作动力则取决于压力。飞机上以液压作为动力，是因其有传递功率大、重量轻、效率高的特点.近代飞机采用液压操纵的部位不断增多。液压系统的油液质量(如油液含污物、水分及空气)、油液泄漏的控制及温度性能(尤其在低于6. TC或高于107.2C)都对液压系统工作有很大影响。指导对飞机上依靠液压作动的所有工作装置，液压系统应提供足够的
31、动力，能安全、可靠、正确地操作.相应的工作状态包括2a.地面工作zb.滑行、起飞和着陆313 HB 7117-94 c.在结构允许范闺内所有的飞行状态gd.零过载和负过载ee.加速度和负加速度sf.在飞行包线内所有飞行高度sb结构变形gh.振动s1.所有发动机丧失动力pj.飞机可能作出的任何飞行姿态sk.应急或备用系统工作。系统及附件设计、安装及其遥用要求，能在第A2章的主要文件中见到，以下列出一些主要文件。民用飞机液压系统首先应符合CCAR中有关章节并包括适航鉴定机构提出的专门要求。运输类飞机适航标准的有关章节包括:CCAR 25. 603、25.671、25.729、25.735、25.7
32、77、25.855、25.863、25.865、25.903、25.1183、25.1189、25.1301、25.1309、25.1435和25.1438等等。GJ 638(飞机I.II型液压系统设汁、安装要求。该标准规定了以下温度及压力级别的液压系统的设计、安装要求.系统工作温度范围zI型-5570C11型55135C系统公称压力级别为zB级主压力控制装置的断开压力名义值:10. 5MPa D级主压力控制装置的断开压力名义值:21. OMPa GJB 1482(飞机液压系统附件通用规范。该规范规定了通用液压附件的设计要求，并与GJB 638相适应。液压系统为满足短期工作的功能，液压功率往往
33、设计得比需要的大。液压系统通常包括有一定数量的、相互隔离的独立系统，以满足执行任务或使用应急措施时的多余度要求，保证飞行安全操作能力的最低要求，在所有飞行阶段和相应的发动机转速调定位置下液压系统接口处必须有能力满足故障状态下飞行性能要求.多个系统应设计得能相互独立和隔离，而在应急时又能相互转换，近代一些飞机采用液压能源转换装置实现这一功能。实践证明，系统油液的污染控制水平及污染控制方法对飞机的安全可靠工作有重要影响。液压系统一般是采用发动机驱动液压泵作为主要能源.同时配置电动机驱动的液压泵作为辅助能源。有时配置电动泵或风动泵作为应急能源，而使用维护配置有手摇泵。目前大飞机常采用多泵或双泵并联工
34、作的能痕，满足低速大流量工作状态。确定液压泵功率时应考虑系统工作时有提高功率的要求，系统功率应有足够的余量。为减轻系统的重量和节省空间，国外已在研究800Opsi(55.2MPa)的液压系统。14 HB 7117-94 经验教训系统要有足够的功率。使用双泵并联系统，要求两泵能匹配工作。对系统油液工作温度及油液污染控制应给予足够的重视。4.1 总则本规范规定的验证方法(检查或检验、分析、实验和试验)应有验证液压系统满足本规范第3章要求的能力。验证内容包括z制定计划、拟定程序、编写报告。系统验证是通过检查(检验分析、实验或试验等方法或通过上述方法的综合实施来完成E所有的验证项目应由承制方负责。订购
35、方有权提出需要进行验证的项目及参加现场观察实验情况的要求.原理(4.1)对能否实现规范的要求，应进行验证，证明要求的合理性和可行性.在进行全面研制前，必须充分了解为满足使用性能要求所需要的设计性能和工作性能。指导液压系统的设计及使用功能，可以文件的形式提交来验证。在初步设计审查和详细设计审查之前，版提交附有最新修改版本的设计初始报告，使要求更改的设计和分析与现行设计情况致囚系统工作性能，要以附件试验、分系统联试、地面模拟器试验、机t地面试验和飞行试验(以GJB1396为指导)来验证。附件试验应按订购占戎承制方制定的有关规范进行。试验通过的判据应视其是否满足了所有试验的日的。如通过与其他项目早先
36、的验证作有充分根据的对比，能证实某项验证，则该项目验证可以免去。典型的验证方法定义如下za检验(或检查。检验定义为直观验证，即验证系统，包括系统文件的提供是否符合规范要求。检验可通过对液压系统有关设计图纸、文件及对实体装置和/或表明其相互机械关系的图纸的检查，或通过对反映规范要求的验证状态文件的审查等方式来进行。b.分析，分析验证，即通过对计算公式、图表及已处理数据的评定，通过与已有的试验数据作分析、对比等方式来验证是tj达到规范要求。验证分析不包括对在地面试验或飞行试验阶段所得数据的常规分析。c实验。实验是一种不用仪器设备的检查，只需通过观察确定其结果，如对配合和功能的检查和要求简单定性测定
37、的检查。d.试验。试验是指在规定的环堤条件下，以规定的试验程序对规范的要求所进行的验证，以及通过对试验所得数据的分析对试验合格结论的确认。e.类比法验证。是利用以往研制并经验证合格的项目验证资料来完成验证的。以往项目验证资料必须随设计资料一起提交检查以证实以下结论=15 求.HB 711794 在新的应用中，设备要完成与其以往验证时相同的功能p与以往的应用相比，环境和工作的限制无更多的要求或降低s新项目不具有使以上二项判断成为无效的相异之处s按平均故障间隔时间和其他外场故障资料所表明的情况，设备满足其早先的使用要表明整个液压系统满足飞机的使用要求，通常采用以下方式=a.分析液压系统的说明和分析
38、报告g静态和动态性能的计算机程序分析报告。b.实验室试验验证具体附件和系统设计及性能要求的验证试验，包括耐久性和环境要求事一必要的系统局部联试5一具有全尺寸功能的液压系统模型和模拟器。C.地丽和飞行试验承制方的试验g使用方的试验。d.检验与图纸的相符性p一标志的验证.e.试验验证试验的指南包括在为主要文件(如GJB638 ,GJB 1482等)所引用的附件文件中。地面和飞行试验的指南也包括在GJB1396中。A 3. 2 3.2 性能要求3.2.1 系统特性3. 2. 1. 1 材料经验教训11(无)飞行液压系统所选用的材料应能满足预定用途，并经国家鉴定合格.所用的新材料均需进行充分的试验以证
39、明符合使用要求。材料选择应按。腐蚀控制要求应按 。原理(3.2.1. 1) 液压系统的附件、密封件、袖液、导管、接头等材料的正确选用和防腐蚀的控制是十分重要的，它影响系统性能、寿命、可靠性及维护性。材料的选择及采用的防腐措施应充分考虑民航及16 HB 7117-94 其他使用部门的经验。指导系统所用的材料要满足系统性能、强度和环境条件要求，并要考虑其经济性。使用的新材料，在装机前必须经过充分的试验，证明其满足使用要求.试验内容包括材料的性能、使用环坡下的耐久力、抗损伤能力以及和相邻材料的相容性等.有些材料可能还有其他特殊要求.飞机的腐蚀越来越引起各国的重视，采取各种措施加以控制与预防，各国都制
40、定了有关适航标准.腐蚀控制可以CCAR25.603作指导.经验教训1982年9月17日一架日航配-8客机在上海降落时由于高压气瓶内壁产生应力腐蚀裂纹而爆破，损坏液压系统管路，致使刹车全部失效，使飞机冲出跑道造成事故。4.2性能验证4.2. 1 系统特性4. 2. 1. 1 材料系统的材料选择及其腐蚀控制应通过分析、检查和试验新材料来进行验证E原理(4.2.1.1)选用材料肘，不应使用对其性能不了解或性能有问题或牌号不明的材料.应选用经充分试验和国家鉴定合格、牌号明确的材料。指导恰当的材料选择和腐蚀控制可通过对图纸的检查来进行验证。对一些特殊情况，航空材料标准未作规定时，则应进行充分的试验，以验
41、证使用的合理性。在设计审查时应对材料性能和试验作切实认真的评定以保证材料选择及腐蚀控制符合要求。3.2. 1. 2 油液选择液压系统油液选用。经验教训(无) 原理(3.2. 1. 2) 液压系统使用的油液对系统性能的影响是至关重要的。选用油液要考虑和系统附件、密封材料的相容性，油液中的水分含量、含气量及氧化物含量的限制及油液污染度的等级要求.17 HB 7117-94 指导油液的选择决定于袖液的热稳定性、化学稳定性、粘度、对氧化腐蚀的抑制能力、润滑性、与密封材料及系统材料的相容性、价格和后勤保障等各种因素。GJ 638中规定液压系统租有关地面设备应使用符合SY1181的YH-10及Q/SY11
42、507的YH-12航空液压油或符合专用技术要求的其他航空液压油。磷酸脂基液压袖广泛用于民用飞机液压系统，新设计的运输类飞机要使用磷酸脂液压油，这种泊液具有较好的抗燃性，但由于热分解性在长期使用时限制在2501021 C)以下.使用磷酸脂基液压袖系统应定期检查其粘度变化及酸值，防止对系统导管及附件造成腐蚀。磷酸脂基油与一些密封材料在化学上不相容。经验教训系统地面设备和系统附件的油封和试验应使用系统工作汹液，以减少清洗、维护工作，避免混泊现象，保障系统安全可靠工作。4.2. 1. 2 汹液选择液压油的选择应通过检查、综合对比、分析或试验来进行验证a原理(4.2.1.2)应以实验、分析来验证泊掖选择
43、的正确性。指导泊液选择的验证，应基于对油液物理、化学性能测定以及实验室台架试验、飞行试验、或对某项性能综合对比研究试验进行分析和评定。经验教训液压系统所选择的汹液应与系统、附件及密封装置的材料相容。石油基的YH-I0和YH-12袖液与丁脯橡胶相容，而与三元乙丙橡胶不相容。曾有一台用三元乙丙橡胶密封的液压泵在用YH-10液压泊试验时，因橡胶圈膨胀而改变了产品的性能。磷酸脂基液压油与三元乙丙橡胶相容。温度对袖液的粘度有影响，泊液粘度变化又影响系统及附件的工作性能。另外温度高使油液容易老化。高速转动的设备对液压油的特性特别敏感，因此在改用特性明显不同的液压油时，应对液压泵及马达一类附件进行充分的验证
44、。3.2. 1. 3 液压油箱3. 2. 1. 3. 1 油箱容量液压袖箱的容量应设计成能容纳维持系统工作所需的最低油量和备用油量。18 HB 7117-94 原理(3.2.1. 3. 1) 液压油箱的大小应考虑系统工作时进出油箱油量差值、可压缩性、热膨胀影响及泄漏。在所有工作条件下和飞机姿态时，油箱应能向液压泵提供充足的油液。飞机的液压油箱有下列类型za.非增压式油箱5指导b.增压式油箱。蹭压油箱又分为=自增压式油箱，气体增压油箱，机械式增压油箱。油箱设计应遵循HB6151和HB61450 油箱的容量和注油量应合理地确定，要保证在规定的飞行包线内，规定的温度范围内，满意地向液压泵供泊。油箱最
45、小有效容积设计应考虑下述因素2a.能维持系统良好的循环及液压泵正常抽吸sb.收放作动筒的容积差，c.蓄压器充填的泊液;d.系统中定量器的定量容;e.系统增压到正常工作压力时管路、附件变形和泊液的可压缩性，f.为减少加油次数，最大和最小泊位差值为不少于5%的系统J总容棋油液$g.系统工作温度范围内的热膨胀容积。在GJB638中有对油箱的要求可作为指南。经验教训飞机液压油箱的设计、安装应考虑za系统中的几个油箱应保持各自的独立性，应有各自的增压系统，应急系统也应有单独油箱5b.为防止系统中两个油箱同时损坏.安装时应相互远离sc.油箱安装应便于维护和观察油位gd.油箱应设有安全装置。4.2. 1.
46、3 液压油箱4. 2. 1. 3. 1 油箱容量液压油箱的容积应通过设计分析、检查、实验和试验来进行验证.原理(4.2.1.3. 1) 汹箱袖液和全部储油量系数是根据经验和试验确定的。19 HB 7117-94 指导液压油箱的大小和容量要求，可通过分析、检验、地面和飞行试验以及实验等来进行验证。经验教训11(元)3. 2. 1. 3. 2 油箱泊位每个油箱的油量应能监控。原理(3.2.1.3. 2) 油箱油位指示为及时察觉由于油液流失而即将出现的系统故障提供了直观的方法.泊位指示也是对油箱正确加油和维护所必需的。指导飞机的每套液压系统都应有一个精确的油量指示系统，指示系统的指示装置最好是驾驶舱
47、仪表的一部分，它可以用模拟式或数字式的显示方法。在油箱上或袖箱附近还应有一个泊位指示器，以便于日常观察汹位及维护。经验教训应将透明的有机玻璃油箱泊位观察计装在金属的保护套内，不使碰坏。同时在油箱增压情况下有机玻璃的软化温度应高于袖箱使用的最高温度，不然将会被压出造成故障.4. 2. 1. 3. 2 油箱泊位油箱内油量的量度和监控应通过检查和实验来进行验证。原理(4.2.1.3. 2) 为了飞行操作和维护，袖箱泊位的正确性必须进行验证。指导油箱油量指示系统应通过检验、地面联试和飞行试验来进行验证。经验教训I(元)3.2. 1. 4 系统压力液压系统公称压力为MPao 原理(3.2.1.4)系统压
48、力是液压系统最基本参数之一，合理选择系统的压力级别，对提高系统王作性能、减轻系统重量等方面均有较大影响.同时对系统附件规定的设计和试验要求，如耐压压力、爆20 HB 7117-94 破压力及液压泵、马达、安全阀、蓄压器、压力传感器等附件的设计、试验以及座舱的设计和飞行试验、地面试验、仪表参数的确定等都是需要的。指导液压系统压力级别按GJB456选取.系统压力应根据飞机液压系统的重量、安全、可靠性、设计，载荷、费用、技术水平、地面支持设备等情况进行选取，另外还应考虑现有的附件情况以减少研制、采购、试验及系统的后勤保障费用，缩短研制周期回经验教训11(元4.2. 1. 4 系统压力系统公称压力应通
49、过来进行验证.原理(4.2.1.4)应通过分析证明压力选择对系统、附件工作的合理性并应通过试验对所选的王作压力级别进行修正.指导系统压力通常是通过对设计单位的设计报告、文件、图纸的分析、附件的试验以及系统地面试验和飞行试验来进行验证，经验教训(元)3. 2. 1. 4. 1 液压泵进口压力液压泵的进口压力为MPa。原理(3.2. 1. 4. 1) 在液压泵进口必须有足够的压力，以免因液压泵吸泊不足而产生气穴，或在大流量工作和瞬态流量工作时工作性能的降低，特别是在液压泵刚起动或在极限低温下液压泵抽吸不足。飞机在最大飞行高度时，有些高空性能差的被压泵往往因拙吸汹液不足而产生气穴现象.指导液压泵进口压力与袖箱增压系统、液压泵进口管路布置、管径大小、液压泵的设计等因素有关，它影响着系统的高空性能。对液压泵的进口压力，除了作严重情况下的稳态分析外，还应作严重情况下的动态分析。所以应就液压泵的进口压力推荐值与
