1、中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准HB/Z 230-93 运输机系统可靠性设计准则1993-02-22发布1993-08-01实施中华人民共和国航空航天工业部批准目次1 主题内容与适用他用. . . . .111. 111 . . . . . . . . . (l) 1. 1 主题内容. . . . . . . . . t . . . . . . . . . . . . ( 1 ) 1. 2 适用范围. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ( 1 ) 2 引用文件. . . . . . . . . . . . . . . .
2、111. . . (1) 3 一般要求. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . (l) 4 详细要求. (3) l. 1 羊调系统. . . . . . . . . . . . (3) 4. 2 氧气系统)4.3 防冰、防网系统. . . . . . . . . . . . . . . . . . . (5) 4.4 液压系统. . . . . . . 111 111 . . . (5) 4. 5 空投、专降、空运系统. . 1 . . . . . . (6) 4. 6 救生系统. . . . . . . . . . . . . . . . . . ( 7
3、) 4.7 军械系统.t . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ( 7) 4. 8 辅助动力装留. . . . . . . . . . . . . 111 . . . . . . . . (8) 4. 9 动力装宦. . . . . . . . . . . . . . . . (8) 4. 10 发动机操纵系统. . . . . . . . . . . . . . . . ., . . . 111 . (9) 4.11 自动飞行控制系统. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . (9) 4
4、. 12 指示/记录系统. . . . . . . .,. . . . . (1 0) 4.13 通讯导航系统. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . (11) 4. 14 电源、照明系统. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . (12) l. 15 防火、灭火系统. . . . . . . . . . . . . . . . (1 4) 4. 16 飞行操纵系统. . . . . . . . . . . . . . . . . . . (15) 4. 17 燃油系统. . . . . . .
5、. . . . . . . . . . (6) 4. 18 滑油系统. .,. . . . . . . . . (17) 4.19 起落架系统. . . . . . . . . . . . 111. . (8) 4. 20 生活设施/水/污染系统. . . . . . . . . 111. . . . . . (1 9) 中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准运输机系统可靠性设计准则1 主题内容与适用范围,. , 主题内容HB/Z 230- 93 本标准规定了运输机系统、分系统、设备等可靠性设诈的一般要求和详细耍求。1.2 适用范围本标准适用于民用运输机和军用运输机系统、分系统、设备等的可靠
6、性设计。(不适用于水上飞机和直升飞机)根据运输机型号的具体需要，可对本标准进行剪裁。2 51用文件GJB 451 吁靠性、维修性术语CCAR-25 运输类飞机适航标准HB 6429 苓件选用控制大纲3 一般要求3. 1 在进行方案论证时，应根据可靠性要求.进行可靠性论证，并对性能、可靠仲、维修性、经济进行全面考虑，实现在寿命周期内费效比最佳。3.2 在进行方案论证时，要对运输机全机、系统、设备等可能危及安全飞行的故障，进行安全性分析。3.3 在进行整机、系统、分系统设计时，应考虑操作人员和乘客的环境和生理适应饨，进行人机工程设计。3.4 设计中要贯彻标准化要求，尽量采用标准的和互换性好的零部件
7、、元器件、已成熟的设备、分系统和系统。3.5 设计中若需要采用新技术、新工艺、新材料、新元器件、新设备时，应进行可靠性分析，并且应进行可靠性验证。3.6 在满足技术要求的条件下，应采用简化设计方案，尽量减少零部件、元器件和设备等的种类和数量。3. 7设计中各种设备与设备之间的接口应密切协调，以确保接口的可靠性。3. 8 根据任务剖面，确定载荷谱，确定设备的工作模式、环境条件、确定应力条件，作为可靠性设计的依据之一。航空航天工业部1993-02-22发布1993-08-01实施l HB/Z 230-93 3.9 设汁中要采取防静电、防雷击的措施，要把雷击带来的影响减到最低程度。3. 10 设计中
8、应近行防错设计。J. 11 根据整机、系统、分系统、设备的设计文件，建立基本可靠性和任务可靠性框图及其数学模型，以进行可靠性预计曰随着研制工作的进展，建模和预计工作应不断更新，以便与设计工作保持致，满足成熟期的目标值。3. 12 应将整机的可靠性、安全性指标分配给系统、分系统、设备等。分到哪一级要根据已经掌握的信息确定。分配工作应从整机的方案论证阶段开始，详细设计阶段结束，但主要分配工作应集中在初步设计阶段进行，在后面的分配工作是不断的调整。3.13 设计中应进行故障模式、影响分析(FMEA)，对关键产品应进行危害度分析(CA);对可能危及安全的系统，必须进行故障树分析(FTA)。根据FMEC
9、A、FTA的结果，提出可靠性的关键件和重要件的清单。3. 14 对复杂的电子系统应进行容差分析。3.15 对复杂的电子、电气系统，或复杂的管路系统.以进行潜在通路分析。3. 16 应制定元器件、零部件优选清单，制定的程序投HH6429;也应制定材料和设备的优选清单。3.17 设计中应研究功能测试、包装、，贮存、装卸、运输、维修对可靠性的影响。3. 18 设计应保证一个故障或几个可能故障组合不导致影响安全的故障发生u3. 19 对关键的软件应进行可靠性分析，分析时应注章软、硬件之间接口关系。3.20 在简化设计、阵额设计及选用高可靠度的零部件(或元器件)仍然不能满足任务可靠度、或安全性要求时，则
10、应采用冗余设计。在重量和体积允许时，选用冗余设计比其它可靠性设计法更经济、更能满足可靠性要求时，也应选择冗余设计。J. 21 对电子、电气系统应进行降额设计和热设汁，机械部仲、苓件也应考虑降额设计。3. 22 关键系统应尽量具备自检测能力。3.23 关键系统应配备警告装置。3.24 系统的故障显示装置或监测仪表发生故障，不应使系统发生任何故障3.25 关键系统的检测分系统和显示装置，也有判断工作状态的手段。3.26 关键系统应自己备应急系统，而应急系统应完全姐主FrE常系统.即正常系统发生不能正常工作的故障时，就自动或人工转入应急系统，应急系统五作完全不受正常系统任何影响。3.27 结构、机械
11、和电气系统以及其它装置的尺寸应加以控制.以保证在静)J、热环境、功载荷情况下有足够的间隙，以防止飞行中或在地面上发生机械卡住、攘伤、电气短路等。3.纫机械或机电的关键承力的结构及其构件等应考虑进行可靠性设计。3.29 在新产品研制、生产、使用过程中，要不断地改进可靠性设叶，增长产品的可靠性。特别是在研制阶段，要用增长试验暴露可靠性设计缺陷。3.30 要充分利用内场、外场信息进行可靠性设汁。3.31 尽量实施系列化设计，在成熟的产品上逐步扩展，构成系列。在一个新型号上不宜采用过多的新技术，采用新技术应考虑继承性。3. 32 设计应尽量降低环境影响的敏感性。2 HB/Z 230-93 3. 33
12、对易腐蚀或易磨损的部位，要选择耐腐蚀或耐磨损的材料，并要采用防腐蚀或防磨损的结构设计。3.34 对应防止盐雾或霉茵腐蚀、生霉的产品，要选择防盐雾或防霉菌的材料，要采用防盐雾或防霉菌的结构设计，如对温度和湿度进行控制，采用防护层等。4 详细要求4. 1 空调系统4. 1. , 空调系统应至少有两套空调设备(小型运输机除外)，其中任何一套应满足供气要求。驾驶舱应有一套单础的空气流量和温度控制装置，若气源供气量不足或因其它原因引起的供气量不足，则应首先保证驾驶舱需要。4.1.2 空调系统阿设计成在预期最坏的自然极限环境情况下工作时，能满足规定的所有要求。4. ,. 3 系统应该设计成一个附件的任何故
13、障不应导致其它附件发生故障。4. .4 系统发生任何妨碍飞机持续安全飞行与着陆的失效概率也极小。4. .5 对极不希望发生的事件，如高温气体进入座舱，座舱内压力迅速增加或下降等，进行故障树分析，确定最小割集(或最小路集)，使这些事件发生的概率极小。4. 1. 6 必须向驾驶员提供系统不安全工作状态的警告信息，并提供机组人员采取修正动作的方法。4. 1. 7 应有防止气体倒流进入气源的装置，以排除发动机性能下降的可能性，以及当-个引气源发生故障时保证1巨确的气流控制。4. 1. 8 要求装有流量限制装置，以防一旦引气系统的导管或控制附件发生故障从引气源超量引气。4. .9 压力调节器发生故障后产
14、生的影响及后果要给予分析。如果压力调节器的故障将造成致冷附件损坏等后果，又不能证明这种故障是极不可能的，应有警告装置或进一步采取保护措施。4. .10 如果引气温度超过最大额定值，将会导致使用引气的致冷附件超负荷工作或损坏，又不能证明这种情况极不可能发生时，应采取保护措施或安置警告装置。4. 11 应装有截断进入座舱的所有气流的设备，至少应备有两套截断进儿座舱热气源的装置。截流装置最好安装在靠近发动机引气口处，使高温引气泄露或导管破裂造成的损坏最小。4. 1. 12 应装置分路截流活门，除了控制一个分系统的功能外，在不影响其他分系统工作的情况下，应能隔离损坏了的分系统。4, 1. 13 应按需
15、要绝热或屏蔽导管和附件，以防导线、结构或其他附件过热。引气导管应避免穿过电气设备多的地方。4. 1. 14 当引气导管的泄露在真途经的区域可能会引起结构或其附件的损坏时，应配有漏气检测装置。漏气检测装置应在驾驶舱内显示出来叮能有害的泄漏，使驾驶员迅速得到报警，立即采取措施。4. ,. 15 装有引气导管的飞机气密舱应使用保护装置，以防一旦导管发生故障产生对气密舱3 HB/Z 230-93 有害的超压或别的危害。4. 1. 16 温度控制系统应按具体可靠性指标进行设计。为达到规定的口J靠性要求，设计中应考虑下述几个方面。a.设计简单Fb.选用已经证明有良好使用性能的部件和元件;.降低额定值及保守
16、设计;d.精确确定环境极限条件并留出裕量;e.尽量减少由单一故障(系统内某组件或组件内的苓件)造成分系统不工作的可能性;1应配有与自动控制分离的手动控制分系统;g.系统应有高低温极限保护装置。4. 1. 17 分析和试验应表明，有损飞机机体的正、负压出现的概率应极小，包括在供气系统故障的情况下。4. ,. 18 单个部件的故障，传感器或控制线路的故障，不应引起压力调节器和安全活门同时不能正确地工作。4. 1. 19 座舱压力控制活门及静压感受U的安置或防护应能避开外来物或液体，避开灰尘多的地方(例如z地板F面).以免洁门结冰、堵塞。4. .20 应有快速卸匠活门(或其等效装置).以能应急排除舱
17、内的烟雾及有害气体，解除过高的或影响使用的座舱照力。4.1.21 须设置座舱高度报警器，当座舱气密饨遭破坏等危险情况下，空勤人员能立即做出反应。4.2 氧气系统4.2.1 氧气系统不能在其本身或操作方法上出现危险，也末能影响其它系统。4.2.2 必须根据对氧及臭氧的相容性来选择所有材料，与氧气直接接触的材料都必须是无味、无毒、不可燃的和无爆炸性质的。4.2.3 减压器应尽可能靠近高压氧气瓶安装。并应采取保护措施，保证其失灵不会导致下游部件发生故障。4.2.4 若系统不能降压，就要采取足够大的安全系数，保证能够安全地承受压力源的压力。4. 2. 5 固定氧摞必须单强地装有能排除由于温升产生超压氧
18、气的装置。排出的氧气必须用导管引到机外，管路应用不锈钢管。向机外排气的导管必须避免安装在可能积水的任何低处和高温区。超压安全装置(保险隔膜和安全活门等)本身的设计和安装必须避免结冰的影响4.2.6 要有切断氧源的阀门，这种阀门装在离氧源尽可能近的地方。并有措施防止气瓶的气体流入已损坏或世漏的气瓶中。4.2.7 气瓶阀门设计所具有慢开特性，以减少快速打拜形成绝热压缩而引起爆炸。4.2.8 设备、分系统与氧气瓶的安装必须符合下列规定:a.尽可能避免任何漏气的危险;b.意外漏出的氧气不致引起别的系统正常工作时戎因故障而产生的油脂、油液或聚积的蒸汽的燃烧，不能造成周围附件严重氧化;4 HB/Z 230
19、-93 C.尽可能地远离电气装置sd.不应安装在有可能超过部件设计规定的温度环境之中。4.2.9 所有管路及其接头的构造和固定必须能防止振动的影响。导管在必要的地方采取用软垫圈等方法以防擦伤。4.3 防冰、防雨系统4.3. 1 飞机外表面、发动机短舱、风挡玻璃、天线、冲压空气进口等，除非能证明在设计和布局上已保证不可能结冰或结冰后不会影响使用性能和安全，否则必须有防冰措施。4.3.2 必须安装合适的结冰探测装置，能及时准确地向空勤组发出结冰警告信号，以便及时接通防冰系统。如果误用了防冰防雨系统，也必须向空勤组发出误用警告信号。4.3.3 防冰系统正常工作或单个故障下不应造成过热或超压等不良影响
20、。必要时，要采取自动保护和警告措施。4.3.4 机翼前缘若采用热气防冰，右机翼与左机翼应有单独的控制开关，左、有机翼系统应相互联接具有交叉引气能力。4.3.5 每台发动机进气口应有独立的防冰系统和控制装置。4.3.6 驾驶舱风挡玻璃应有高叮靠性的防冰防雨系统，一般应采用余度设汁。驾驶舱每个风挡应设置完全独立的防冰防雨分系统。4.3. 7 如果用热空气除霜除雾，则应采取措施使座舱的过热降至不影响机上其官设备正常工作的程度。当以电动切断阀控制座舱的热气除霜除雾时.在电动阀万一发生故障的情况下，机务人员应能用手动辅助装置关闭除雾热空气。4.4 液庄系统4.4. 1 系统的反计必须保证一个故障或一个原
21、因所引起的任何故障组合不导致发生重大事故。4.4.2 液压系统附件的任何单一故障，不应造成多于一个的被压系统发生故障。4.4.3 对系统控制装置如开关、手柄等，应加以保护，防止意外触动而可能导致的危险。4.4.4 在满足使用要求的情况下，驾驶舱控制装置的数量应尽量少，应有措施保证任何错误控制不会导致发生重大事故。4.4.5 在系统中必须提供适当精度的液压油滤，以防止由于破压油污染而导致附件损坏或系统失灵。4.4.6 必须采取措施，使油液温度保持在设计允许的范围之内。4.4.7 所有的与液压油直接接触的材料都应经过液体适应性检验，凡是在液体适应性上有疑问者，均应进行试验。4.4.8 进出油口均应
22、有保护盖，以防泊液外泄及杂物进入。保护盖上应有系留带，以防丢失或弄脏。4.4.9 液压附件及其连接管路设计、安装、定位或防护应满足以下几点要求:a.能经得住飞机在地面和飞行中所遇全部环境的作用(振动、冲击、腐蚀、磨损、机械损伤等)，而不降低其使用功能;b.能经得住因系统故障而产生的可能的最高油温;5 HB/Z 230-93 C.能够承受设计工作压力载荷与作用其上的结构限制载荷的复合载荷，而不产生妨碍其预定功能的变形和损坏。4.4.10 液压泵的设叶与安装，要求在流向泵的液压油中断后，不产生危及继续安全飞行和着陆的危险。4. 4. 11 如果泵是根据不能逆转的条件设计的，则系统和附件的设计应使任
23、何一个故障均不导致泵的逆转。4.4.12 液压油箱的设计，应满足如下要求:a.设1+应保证袖液以最大速率流入时不被损坏Fb.每个液压油箱应有一个单独的增压系统，保证一个增压系统发生故障后，不会影响一个以上液压油箱的正常供油1C.油箱的增压压力要足以避免在各种工作状态下在泵的进口处产生气穴;d.要安装释压阀，避免液压油箱和有关设备的压力过大。4.4.13 必须提供装置，用以保护系统的全部部件，防止由于任何反常的原因(例如极迅速的温度变化或减压活门的故障可能产生的超过部件所能承受的压力。4.4.14 系统的设计应使任一附件的正常工作不受系统内反压力或反压力变化的影响，也应保证系统内任-_.附件发生
24、的故障不会使任何其他系统、应急系统或备用系统因反压力作用而失灵。4.4.15 泵的供油切断阀的设汁，应满足如下要求:a.对安装在指运火区的每个液压泵的进袖口一侧，必须提供断流装置，以阻止达到危险量的浓压泪流入任何指寇火区，每个泵的出口必须装有单向活门1b.应有措施预防断流装置意外工作，同时，在飞行中断流装置一旦关闭后，能使驾驶人员发现并可以再次打开:C.断流装置的使用，不得中断对其他系统的供油或不妨碍其他设备以后的应急使用。4.4.16 应设置正副驾驶员均可观察到的指示显示警告，以便监控主要的液压系统参数并报警可能发生的不安全状态，至少应设置下列信号ta.每个液压系统有一个低压信号;b.每台液
25、压油泵杳一个低压信号;C.每个系统油箱有低油量信号;d.每个系统和/或油泵回路有过热警告灯指示油温已超过允许值。信号设备、警告灯或监控系统或它们的附件损坏不应使被监控的分系统恶化。4.4.17 货舱和行李舱内不得安装其损坏或失灵将影响飞机安全工作的任何谊压管路或液压设备，若要安装这些管路或设备应得到充分的保护，以使它们不会由于舱内物体运动而遭受损坏。同时，这些部件发生故障或损坏不构成着火的危险。4.5 空投、空降、空运系统4. 5. 1 力求用最简单、最少数量的装卸设备，能省人省时地将空运货物装进飞机，且在不损坏飞机结构的情况下，方便地安放好这些货物。4.5.2 分系统设备及装机货物，应有措施
26、牢靠地固定在货舱地版上，并能承受飞行及起飞、着HB/Z 230-93 陆时产生的过载，而不损坏飞机或设备。4.5.3 舱中应挂有飞机地板的承载能力图表标牌。装载不应超过飞机滚棒载荷和地板载荷的限制。4.5.4 对侧导轨上的货台锁戎控制机构要求;a.能进行目测，以确定锁舌与平台上的锁槽是否完全啃合;b.施加静态或动态载荷时，不会由于部件产生的加速度而意外的开锁或上锁。4. 5. 5 货物系留快卸固定装置应尽可能简单紧凑，其结构应保证在使用中零件不致松动，能经受装运、贮存、安装和使用中所遇到的冲击和振动，所有机械不得导致对操作人员的伤害。4.5.6 货物装卸系统所有的结构均应按足够的强度进行设计，
27、使得在限制载荷下，不致于屈服，在极限载荷下，不致于发生结构破坏。4.5.7 系留钢索应避免钢索转折半径过小而破坏。4.5.8 应采用防差错设汁，使得零件只有在安装位置正确的情况下，才能装上。4.5.9 空勤人员应能正常或应急操纵打开、关闭货舱门，正常或应急投货;应能直接观察或通过显示机构观察货舱门所处的位置及投货情况。4.5.10 货台挂钩应能应急开锁，且应有上锁和开锁的指示灯。4.5.11 必须对空投危险尺寸的货物进行离机轨迹计算、试验，确保货物牵引离机或靠重力离机时，不得有碰击飞机的可能。4.5.12 应进行可靠性分析(FMEA、FMECA或FTA)空投过程中有可能出现的妨碍飞机安全飞行的
28、披障，在设计上必须消除或采取足够的安全措施。4.6 救生系统4.6. 1 必须有措施锁定每个应急出口并且上好保险，防止在飞行中被人无意地或因机构损坏而打开。此外，机组成员能确定锁是否已完全锁好。4.6.2 应急出口能用助力器操作打开，在助力系统发生故障的情况下，也能用人力打开。4.6.3 必须有措施使应急出口在轻度撞损着陆中因机身变形而被卡住的概率减至最小。4.6.4 必须采取同飞机恃性相容的各种切实可行的设计措施，来尽量减少同急降落时因飞机的运动和状态使乘员立即受伤或不能撤离的概率。4.6.5 充气滑梯、救生船及救生笼在设计上应保证，在局部漏气的情况下不致整体漏气而不能使用，力求不会被鞋钉等
29、物刺破，并具有一定的耐高温和高贮存寿命。4.6.6 远距离发信装置等救生设备应有储藏设施，这些设备要安置在易于接近，位置明显，并能保证这些设备不会意外损坏的地方。4. 6 7 应急照明电源应是与飞机电源独立的电池。电池的贮存寿命要长，能在应急的情况下可靠地提供照明。4.6.8 应在容易发生火灾的洗盟间、货舱等处安装烟火探测器，该探测器感受火焰和烟雾信号后，以警告灯和警铃向乘务员报警，此系统的能掠应是电池，不受飞机电源的影响，保证在任何情况下正常工作。舱内灭火器易于使用，能有效地扑灭舱内一般火灾。4. 7 军械系统4. 7. 1 航空军械的发射和装弹按钮应保证飞机在停放、起飞、牵引、滑行、着陆中
30、不自动接通;HBjZ 230-93 按压后能自动返回，保证断开电路。4.7.2 航空军械发射用的操纵于柄、开关和按钮应有防护盖或其它防护措胞。4.7.3 航空军械各电路的开关，若集中密集配置，应采取措施，防止振动某一开关时触动邻近的其它开关。4.7.4 使用电底火的炮弹、火药弹的武器、设备及飞机上相应的控制电路，都必须采取防止感应电流点火或起爆的措施。4. 7. 5 在航空军械中，凡易发生操作错误及危险之处都应设有警告或提醒标志。4.7.6 航炮、航炮装弹、照像枪等控制电路应设置总开关，以便飞机在地面或空中非战斗时断开控制电路。4. 7. 7 一般航炮装于飞机尾部，为使炮塔能处于正常工作状态，
31、应安装整流罩、防尘帘等装置。4.8 辅助动力装置4.8.1 辅助动力装置的设计，必须保证在各种可能的条件下都能承受可能的载荷、振动和冲击。4.8.2 进气道及其关联的管道应经得住喘撮压力，应不产生有害变形。4.8.3 存留或输送易燃液体的每一条外部管路、接头和其它部件必须是耐火的，或进行防护，或有防止点燃泄漏易燃液体的措施。4.8.4 必须用排放或通风的方法防止易燃的液体及易燃的蒸汽有害聚集。4.8.5 用于燃烧的空气、燃油或者混合气体所通过发动机进气道的设计与构造，必须使冰的聚集减至最小(只适用于活塞式发动机。4. 8.6 流体喷射(除燃油外)装置及控制装置的设汁，必须能做到控制喷射的流量只
32、适用于活塞式发动机。4.8.7 辅助动力装置应有故障显示装置，当发生故障时，显示装置应立即显示所发生的故障，辅助动力装置应能自动停车。4.8.8 辅助动力装置的火警控制器应安装在驾驶舱中，并提供视觉和听觉的火警信号。4.9 动力襄置4.9.1 与发动机相连的易燃液体箱及支架，必须是防火的或用防火罩防护。活塞式发动机上容量很小的整体油池可没有本项要求。4.9.2 发动机的安装和排列的位置，应当考虑当短舱内的发动机发生故障时，尽可能减少对别的短舱工作的影响。4.9.3 进气道设计应防止金属零件、紧固件的松动和脱落。4.9.4 设计应当满足:当发生任何单个故障或可能的故障组合，最多只影响一个反推力装
33、置。4.9.5 若反推力装置动作的动力源发生故障，无法执行指令时，则应保持在故障前的指令位置上。4.9.6 反推力装置处于任何可能的位置时，飞机都能安全飞行相着陆。反推力装置工作时，反推力的增加或减少应当尽量平稳。4.9. 7 反推力装置对发动机在正推力状态下工作时的性能不得有严重影响。8 HB/Z 230-93 4. 10 发动机操纵系统4. 10. 1 发动机的操纵系统应以足够的精度、瞬间响应和稳定性(控制发动机的工作来满足飞机的使用要求和安全性要求.保证性能和安全性不受影响。4. 10. 2 系统的布局应当防止热膨胀、结构变形、振动、冲击和惯性力等原因造成推力或响应特性有显著变化，这种变
34、化不允许超过极限值。4. 10. 3 操纵机构连接的接头数量应当尽量少，以便降低间隙，提高可靠性，从而提高系统的响应能力和可靠性。4.10.4 位于发动机舱内的操纵部分应是耐火的。4.10.5 当发动机参数超过规定值时，其关键参数(如转速和温度)应及时显示出来，并向驾驶员发出警告。4.10.6 系统应具有保护措施，以防止发动机转速超过极限值。4. 10. 7 发动机操纵系统操纵机构的安装部位必须是:进出驾驶舱或在驾驶舱中正常活动，决不会改变操纵位置，而且也不会因为去掉操纵载荷或振动改变操纵位置。4. 10. 8 发动机操纵系统的操纵机构必须具有足够的强度和刚度，以便在承受其工作的可能最大载荷时
35、，不损坏，不发生有害变形。4.10.9 发动机的控制必须满足高温环境条件。4. 10. 10 发动机操纵系统的任何电源故障，应不使发动机处于不安全状态。4.10.11 发动机控制系统发生一个故障或几个可能的故障组合，应不导致一个以上的发动机失控，也不应姑碍在需要时切断发动机的燃油。4.11 自动飞行控制系统4. 11. 1 自动驾驶位和推力管理系统应当设计成2在ccAR -25运输类飞机适航标准允许进行人工导引的条件下，所发生的故障不妨碍出航和营运。4. 11. 2 系统的设计应使驾驶员错误操作的概率减至最小。4.11.3 自动飞行控制系统若存在使飞行航迹有危险偏离的可能，应考虑驾驶员采取必要
36、措施时的正常反应时间。4. 11. 4 自动驾驶仪的故障工作状态配置方案。4.1 1. 4.1 检测到首次明显故障后，应当自动转换为故障消极防护状态，同时向飞行机组发出有关系统状态的确切指示。4.11.4.2 朝故障消极防护状态的自动转换，不得造成明显不稳定的机动动作，也不得对随后的性能产生明显影响。4.11.4.3 系统设汁应当使己有故障的元件在检测出失效之后能同系统自动隔离，以防止失效影响的积累。4. 11. 5 自动驾驶仪的故障一一消极防护配置方案。4. 11. 5. 1 检测到首次明显的故障后，应当通知飞行机组并使飞机处于下述状态:飞行机组能够进行控制并以正常方式对飞机进行人工操纵。4
37、.11.5.2 系统应设计成单个故障或故障组合不会造成飞机明显不稳定的机动动作。4.1 1- 6 自动驾驶仪的故障一一自动防护配置方案。9 HB/Z 230-93 4. 11. 6. 1 应当通过工作范围、伺服率限制和系统监控器来提供安全防护，以保证飞机能继续安全飞行和着陆。4.11. 6. 2 系统设计应使单个故障或故障组合不会使飞机任何部分超出容许限制载荷。4.11. 6. 3 系统设计应当有辅助的防护措施，使系统故障诱发的飞机机动动作减至最小。4.11.7 飞行导航系统中与自动驾驶仪不共用的那些元、器件(或零、部件)的故障，不得扩散到自动驾驶仪。4. 11. 8 应当有措施使自动飞行控制
38、系统所有警告接入飞机主警告系统。4. 11. 9 当系统或系统的某一部分对飞机的飞行安全有重大影响时，应设有自检测设备，以便在起飞前进行迅速而又方便的检测和在飞行中实行监控。4.11.10 每一飞行指寻|仪显示器都要有专用的通一断开关。4.11.11 应当有迅速而又可靠的措施，能将自动驾驶仪和有关伺服机构同主飞行操纵系统断开4.11.12 自动驾驶义的设计应当保证能用装在驾驶盘上的断开开关来进行正常的人工断开，而且在控制版上也应绝对地断开。当自动驾驶仪处于故障工作状态时，能防止整个系统的自动断开-4.11.13 增稳系统的通一断开关应当独立于自动飞行控制系统的其它功能。4. 11. 14 自动
39、油门的设计应满足当在有风切变中仍保持操纵时，要减少对紊流的敏感性。4. 11. 15 驾驶员应无需断开自动油门就能人工干与。4. 11. 16监控传感器的设计应按故障自动防护为基础。4.11. 17 系统的设计应能使驾驶员在不断开自动飞行控制系统的情况下，以强力克服自动飞行控制系统的伺服装置的作用去操纵飞机，此强迫操纵力不得超过有关规定数值。4.12 指示/记录系统4. 12. 1 必须采取措施使仪表板振动不致降低任何仪表精度或损坏任何仪表。4. 12. 2 对飞行安全至关重要的仪表应有冗余，这类仪表还必须满足:a.应有措施能使正驾驶工作位置处的仪表与独立的工作系统相连接;b.设备、分系统和安
40、装应设汁成z当发生不属于极不可能(概率10一勺的单个故障或故障组合后，无需增加空勤人员动作，仍能使驾驶员获得包括姿态、航向、空速和高度等对飞行安全必不可少的信息显示;C.其官仪表、系统或设备不得连接到此类仪表工作的系统上，除非有措施保证其它仪表、系统或设备发生不属于极不可能的失效后，此类重要仪表仍能继续正常工作。4.12.3 使用能源的、对飞行安全至关重要的仪表其能源必须有冗余，能源的转换可以手动或自动完成。4.12.4 对具有输电装置(导电刷和滑环)和电动机件(微电机等)的指示器与传感器应尽量采用气密并充以惰性气体，以提高真工作可靠性与寿命。4. 12.5 为避免电磁干扰，仪表系统中控制讯号
41、的导线应加以屏蔽。4.12.6 每个空速指示系统的安装必须尽可能防止由于湿气、尘埃或其它杂物浸入而发生故障或产生严重误差。10 HB/z 230-93 4. 12. 7 每个空速指示系统必须采取措施以防止因结冰而发生故障，若装有空速管加温系统，则必须设置指示系统，当其发生故障时应向空勤人员发出指示。4.12.8 如果使用二套空速指示器，它们各自的空速管之间必须相隔足够的距离。4.12.9 全静压受感器的设汁和位置必须使真受气流变化、湿气、结冰或其官外来物的影响最4.12.佣金静压系统的设计和安装必须具有排放水的措施，要避免在导管拐弯处过分弯曲造成严重限流;要避免导管揍伤;所用材料应是耐用的并能
42、防腐蚀。4. 12. 11 除通大气的孔外，全静压系统都要气密。4. 12. 12 每个磁航向指示器的安装必须保证其精度不受飞机振动及磁场的严重影响。4. 12. 13 使用可燃液体的每个动力装置和辅助动力装置仪表，其安装和布置必须使液体的逸出不会造成危险。4. 12. 14 动力装置和辅助动力装置仪表的每根管必须满足=a.导管的安装和支承必须能承受油液压力及加速度飞行所引起的载街;b.管路的安装和布置要使液体的逸出不会造成危险。4.12.15 燃油流量指示系统的每个测量部件都必须设有个旁路供油或等效旁路的装置，以防测量部件出故障时严重限制燃油流动。4. 12. 16 如果驾驶舱录音机装布抹音
43、装置，其安装设计必须使误动的概率以及在碰撞冲击时抹音装置工作的概率减至最小。4. 12. 17 每台飞行记录器和驾驶录音机必须满足;a.其供电来自对飞行记录器的工作最为可靠的汇流条，而不危及对重要负载或应急负载的供电sb.应备离音响或目:视装置，能在飞行前憧查记录带运转是否正常;C.除了由发动机驱动的发电机系统单独供电的记录器外，应备有自动装置，在碰撞冲击10分钟内，能使具高数据抹除装置的记录器停止工作并停止抹除装置的功能。4. 12. 18 每个非弹出一一记录器的位置和安装必须能将该设备受碰撞冲击破裂以及随之起火中而毁坏记录的概率减至最小。4. 13 通讯导航系统4. 13. 1 无线电设备的设计和安装应保证:a.使元线电设备在预定的工作条件下，能可靠地、有效地发挥其技术性能，并符合恃殊设备的要求Fb.在使用这些设备和设备叮能出现失效或故障的
