1、中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准HB/Z 231-93 运输机维修性设计准则1993-02-22发布1995-08-01实施中华人民共和国航空航天工业部批准自次l 主题内容相适用范围. .,.,.,. (1) 1. 1 主题内容. . . . . . . . (1) 1. 2 适用范围.It. . .,. . .,. . .It. . . . . . .(1) 2 引用文件(1)3 一般要求. . . . . . . .-. . . . . . . _. . (1) 3. 1 维修停机时间短. . . . . . . . . (1) 3. 2 维修简便._. . . .,. . . .
2、 . . . . . . . . . . . . (1) 3.3 维修费用低. . (2) 3. 4 有防维修差错的措施. . . . _. (幻3. 5 满足与维修有关的人素要求. . . . . . . . . . (2) 3. 6 满足与维修有关的安全性要求. . . . . . . . . . . . . (2) 4 详细要求. . . . . . (3) 4. 1 空调系统. . . . . . . . . . . . . (3) 4. 2 氧气系统. . ._. .111 . . .111 _. ._. . . (3) 4. 3 荫冰防雨系统. . . ,. . . . . . .
3、 (4) 4. 4 液压系统. . . . . . . . . . -_. . _. _. . . . (4) 4.5 空投、空降、空运系统. . . (的4. 6 救生系统. . . . . . . (们4. 7 军械系统. . (5) 4. 8 辅助动力装置. . . . . . . . . . . . . . . . (6) 4. 9 动力装置. . . . . . . . . . . . . .(的4. 10 指示记录系统. . . . . . . . . . (7) 4.11 通R导航系统. . (7) 4. 12 电惊、照明系统. . . . . . . . . . . . (的4
4、. 13 防火、灭火系统. . (们4. 14 飞行控制系统. .伪15 燃油系统. . . . .仿)4. 16 起落架系统. . . . . . .们的4. 17 生活设施、水、污物系统. . . . . . . . . . . . . (1 0) 4. 18 飞机结构(10)4. 19 地面维修设备和随机工具. . . . . . . . (1 1) 附录A维修性设计基本特性检查表(参考件). . . . .,. . (13) 中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准1 主题内容和适用范围,. 1 主题内容运输机维修性设计准则HB/Z 231-93 本标准规定了运输机整机及其系统、结构的
5、维修性设计一般要求和详细要求及其对地面设备的要求。1.2 适用范围本标准适用于民用运输机和军用运输机的维修性设计，可作为维修性论证、设计、评审的依据。在编制具体型号维修卡t设计准则时，可以对本准则详细要求进行剪裁。2 51用文件GJB 451 可靠性维修性术语3 一般要求3. 1 维修停机时间短3. 1. 1 尽量采用无维修设计和很少需要进行预防维修的设备和组件。3. .2 系统和设备尽量采用功能模块化设汁。3. 1.3 发动机和需要掌握状态变化的关键系统和部件应设有监控装置。3. 1.4 重要的系统、设备应有故障显示、机内自测试和故障诊断手段。3.1.5 设计飞机时，选材、工艺、结构以及要求
6、的维修环境和条件都应尽量与使用部门的维修能力条件相协调。3. ,. 6 尽量创造条件，使飞机上的系统、设备、组件能进行原位检测。3. 1. 7 设备、组件、导管、电缆的拆装、连接、紧固，检查窗口的开关等都要做到简易、快速。3. 1. 8 飞机的日常保障工作，如各种油料和恃种液体、气体的加灌充填、饮用水和食品的补充、货物相行李的装卸、弹药的补充、装挂、在p取等应尽量机械化、自动化，操作简单、易行。3.2 维修简便3. 2. 1 系统、设备的检查点、测试点、检查窗、润滑点以及燃油、液压等系统的维护点都要布置在便于接近的位置。3. 2. 2 根据地面服务(如补充水、食品等)的需要来布置服务舱门的部位
7、，尽量使大部分服务车辆能同时接近飞机。3.2.3 给维修人员在拆装设备、组件时提供必要的维修空间。航空航天工业部1993-0222发布1993-08一01实施H8/Z 231-93 3. 2. 4 飞机的系统、设备、组件的安装设计应根据产品发生故障概率的大小，调整工作的难易，拆装时间的投短.重量的大小，标牌位置和安装特点等，将其配置在可达性不同的部位上.在检查或拆卸某故障设备时.应尽量不拆动其它设备、组件.3.2.5 飞机上各专业的系统、分系统、设备、组件应尽量采用专舱布局，各专舱中的设备及组件应尽量单层排列。3.2.6 飞机对称安装的部、组件，应尽量设计成左右可以互换使用自同型号、同功能的部
8、、组件应具有互换性。3. 2. 7 应保证系统、设备和维修设施能配套使用。3- 2. 8 在保证维修工作正常进行的前提下，飞机的维修工具、辅助工具、设备种类和数量尽量少，尽量采用标准化工具.3.3 维修畏用低3.3. 1 应采用标准化设计.3.3.2 专用工具、设备和维修设施要少-3.3.3 零备件和器材的消能率要小。3. 3- 4 可修性要好，工作中容易发生磨损或故障的组件，应设计成可拆装的组合件.设计系统、设备、组件、零件时，应留有一定的调整、维修余量.供检修时使用。3.3.5 对维修人员的技术等级要求不应过高.3.4 有防维修差错的措施3. 4. 1 在设计时应充分考虑并采取措施，以防止
9、维修时发生损坏、疏忽、误用或乱用等现象.要做到即使发生操作差错也能立即发觉，不会导致损坏装置和发生事故。3- 4. 2 应注意减少或消除维修工作中的由于危险、肮脏、疲劳等因素引起的人为差错。3.4.3 凡是需要维修人员引起注意的或容易发生维修差错的设备和部位，都应在便于观察的位置设有维修标志、符号或说明标牌，说明标牌上应标有准确的数据和有关的注意事项，3.4.4 飞机上和说明标牌上的标志、符号及其颜色的含义应符合有关标准.维修设备上的标志、符号及其颜色的含义应与之统一。3. 4. 5 对于有固定操作程序的操纵装置都应有操作顺序说明和运动方向标记，3. 5 满足与维修有关的人素要求3.5.1 测
10、试点、调整部位和连接机构要便于识别和维修操作.3. 5. 2 维修通道和窗口的尺寸、方向、位置等都要便于操作者观察和操作.3. 5.3 噪声应符合工业环境标准，不超过人的忍受能力，如难以避免，对维修人员应有保护措施。3. 5.4 应对飞机上维修工作提供自然的或人工的适度照明条件。3.5.5 应防止维修人员在过度振动条件下工作，以免产生操作困难，判读不准，工作效率下降等现象。3. 5. 6 设计时应遵循:单人搬动的机件重量不超过16kg;两人搬动的机件重量不超过32kg;重量超过32kg的机件，应采取相应的起重措施。3- 6 满足与维修有关的安全性要求2 HB/Z 231-93 3.6. 1 严
11、重危及安全的设备、组件应有故障自动防护措施，不致当一个组件或设备发生故障或损坏时，导致伤害人员及损坏其它设备、组件.尽量不要将损坏后容易发生严重后果的系统、组件(如燃油箱布置在易被损坏的部位。3.6.2 应避免使维修人员接近或处于高电臣、高温、毒性物质、电磁波、放射性物质、有害视觉以及其它有危害的环境.3.6. 3 应急电门、应急舱口的按钮、把手应设置在可达性最好的位置，并有防护措施，防止因错动、误碰而发生伤人或损坏设备的可能性。3. S. 4 维修窗口和口盖的边缘锐边必须倒圃，并应奋足够的开度，以防划伤碰伤.3. S. 5 设备、设施上有可能发生危险的部位，应标有醒目的标记、符号或文字警告，
12、以防止发生事故和危及人员、设备的安全.4 详细要求4. 1 空调系统4. ,. , 应设有供地面空调车用的通用接头，以便对系统进行维护和检查。4. .2 所有通风口、安全活门、排气活门、空气捷、通大气的导管端头均应有防止砂尘、昆虫等污物进入的措施.4. 1. 3 对机上大的管路及不容易拆装的部件或设备，如散热器，应采用无维修设计，一般要求在飞机首翻期内不需维修.4. .4 对于高速旋转的成、附件，如涡轮冷却器、回流风扇等，应能方便地进行润滑。4. 1. 5 安全活门应便于检查、拆佣清洗。4. 1. S 机上温度选择器、通风控制器等设备附件的调整部位应有指示刻度或标记，符合顺增逆减、上增下减的规
13、定;管路安装接口应有气流方向的标记，4. .7 调温控制装置的安装应有防差错措施，以免造成开关冷热位置与实际情况不符的现象，4. .8 主要设备相附件应集中安装在空调设备舱内，便于集中检查与维修，可达性要好。4. 1.9 应配备相应的仪表监测装置，来检测压力调节、温度调节等环境控制因素是否正常。4.2 氧气系统4.2. 1 系统由高压气瓶供氧时，氧气瓶应装高醒目的使用标牌.4.2.2 应能在不拆系统管路的情况下更换氧气瓶。4.2.3 使用化学供氧装置时，应有明确的使用维护标志并规定换装化学剂的周期，更换化学剂方法应简单，对人员无危害.如果化学氧化发生器表面温度超过规定，应有告警装置。4.2.4
14、 系统主要设备应尽量集中安装，维修检查应方便。4.2.5 应有向空勤组或地面维护人员显示系统工作是否正常的装置及检测设备。可供使用的氧气源贮量能直观显示。4.2. S 氧气面罩与接氧咀对接容易，不使用时能自动切断氧源。4.2. 7 应采用标准接头，高压段与低压段接头应有所区别。4.2.8 系统附件及管路安装应有标记，如流向、压力等。为防止安装差错，应采取防差错设计3 HB/Z 231-93 措施.4.2.9 充氧咀、股氧咀、示流器接咀等.不使用时能用自封活门形式或加堵塞对管路进行封闭。堵塞应有根系留装置，以免丢失。4.2. 0 氧气管路应能分段进行清洗。4. 3 防泳和防雨系统4. 3. 1
15、热空气及电热防冰、防雨装置在地面相空中均应能进行检查，检查操作程序应简单。使用中加热系统发生故障时，应能发出告警信号。4. 3. 2 对细t!i时间、加m强度、加温次序需要作出限制或要求的系统及部件应采用简单的自动控制及保护装置。4.5.5 热空气加温系统管路及金属构件.应采用温度补偿、防锈、抗疲劳、防振、防脱落等设计手段，实现无维修设计。4. 3. 4 对可能出现故障的产品，如电动防冰开关、防雨刷、加温控制装置、结冰信号装置等，应有便于拆卸修理的空间及安装标记。4.3.5 产生放射性物质的结冰信号器应有地面保护装置4. 3. S 伸出机外的设备如探冰棒、结冰信号传感器、探冰灯等，不应带有尖角
16、，不宜伸出过快，注意安装高度.以免引起地面加盖飞机蒙布困难或自身损坏。4. 3. 7 飞机应有防雨排水措施.对于有可能帜存雨水的低凹处，应加排水孔。4.4 液压系统4.4. 1 应采用高闪点不易燃的液压油，液压油对导管应无腐蚀作用，对人员无毒害。4. 4. 2 加液压油应采用压力充填形式。加油接头必须易于连接B也可以直接给液压油箱注油，但注油咀应可见、易达。口盖外应保证不积水，便于擦拭尘土。液压油箱上有油量直观显示装置。4. 4. 3 应设置放油活门，放油时应操作方便，能用软管将玻出的液压油导入容器。4. 4. 4 附件的安装佳置应具有良好可这性，易于完成检查、拆卸初更换。4. 4. 5 系统
17、中需要经常维修和拆卸的附件进、出油口处和管路中需要脱开的分离处.应设置自封式分离活门，周围要有足够的操作空间。自封活门应有保险措施，防止由于不完全连接而造成意外脱开。4. 4. S 液压系统必须能在地面发动机不开车的情况下，检查其各项功能。有一套独立的地面测试接头，并能容易地与地面测试标准设备相连接。接头附件应有数据标牌，标明液压油牌号、压力、油滤过滤精度等内容。4.4.7 所有液压管路、附件应按有关规定设置永久性标牌，必要的位置应有流向标记。4.4. 8 管路连接应采用防差错设计，如错开接头位置或使用不同规格的的接头，使得任何管路、软管、阳、I件的锚i罢安装都不可能发牛. 4.4.9 应能在
18、不拆管Hi和其它附件的条件下更换液压油滤法芯。4. 4. 10 同型号的液压泵应能互换。更换液压泵应便于操作。4. 4. 11 作动简结构应简单、便于拆装、调整，密封装置应可靠耐用并易于更换。4. 4. 12 应在系统回油路的油滤前设置油液取样活门。必要时，也可在其官位置设置。油液取HB/Z 231 -93 样活门必须可达性好，并能在系统工作的条件下进行取样，活门上应有系留保护盖。4.4. 13 应根据系统的具体特点设置若干检测点和污接指示器。对重要的分系统应设置断路隔离装置，并能在地面定期检测重要分系统的内部泄漏和附件的磨损。4.5 空投、空降、空运系统4.5. 1 凡是在空中执行空投、空降
19、的执行机构、操作控制机构，如投物伞挂钩、降落伞挂钩、开锁器、货台锁机构、浓棒系统、伞绳回收机构等，均应能在地面进行检查，可以通过日视检查，灯光信号或采用简单模拟等手段，方便地检查系统工作状态。4.5.2 系统电缆应单祖成束敷设，并有独恃标记。4.5.3 根据执行空投、空降、空运任务的不同.货舱能迅速改变布局.L:L适应装载军辆、货物、人员等不同用途，货物的系留装置应用快卸锁连接。4.5.4 根据飞机的多种用途，统一考虑设计地板和货舱侧壁的通过孔、安装孔和系留环等.系国用的专用设备如钢索、带等互换协调性要好。4.5.5 机上安装的固定民备不得盖住或遮挡维修口盖和观察窗口。4.5.6 对于容易装销
20、或有特殊安装要求的设备应有明显标记。4.5.7 安装在地相互下的设备的检查、维护、拆装应留布足够的工作空间。经常使用的部件如电缆对接插件、地板困定销等应能在地板上可达。4. 5. 8 兼作货桥的大门应能在开启的任何位置停留，以满足地面维护租装部货物方便，并与各种标准装卸车对撞容易。4. 5. 9 装货要求及系留方法的标牌，应设置在飞机货舱醒目位置。4. 5. 10 带有坡度的地饭应有防滑踏面，大件货物装卸应有吊车、绞车等装卸工具，操作过程应允许操作人员戴手套等。4. 6 缸生系统4.6. 1 应急出口、通道、门、窗应位置适中、通达，打开时方法简单，不需用过大的力并萄醒目标记说明，关闭时应牢固.
21、其锁紧机构应能进行目视检查。4. 6. 2 应急出口、通道、门、窗应有防止积、漏雨水，防止锈蚀、变形的措施。4. 6. 3 应急撤离滑梯应轻便，并能快速拆卸收藏和重新安装。4. 6. 4 急救氧气瓶应能目视检查贮氧量，填充方便。4. S. 5 所有应急救生设备一般应不需维修。4. 7 军械系统(本条仅适用于装有航炮和可以外挂军械的军用运输机)4.7.1 航炮及其配套附件应尽量重量轻、体积小，便于拆装。4.7.2 拆装较重设备如航炮、弹箱、炮架等，可采用电动升降炮架或手动绞车等省力机构，以减轻劳动强度，使得维修时间尽可能短.所需人数应不超过两人。4. 7. 3 设备一般应采用专舱布局，并留有足够
22、的拆装、维修操作空间。4.7.4 拆装、维修时应尽量不用或少用专用工具、设备。饥务准备应能与其它系统的机务准备工作问步迸行。4.7.5 与机上电路、液体和气体的管路连接应是快卸式的，井有安装标记。4.7.S 一般再胶州动机务准备，应不需要做性能、工作和安装情况的检查，也不需要维护。5 HB/Z 231-93 4. 7. 7 系统应有保险装置，保证地面维修时旦发生单一的操纵失误或单一零件故障，不会导致走火或误投.4.7.8 重要的操纵手柄、开关、按钮等均应加装保护盖，容易与飞机脱开的小保护盖应有系留措施。4. 7. 9 易发生危险的部位应有醒目的警告标志或说明。备种电爆装置工作电阻的测量应有安全
23、措施.4. 7. 10 复杂的电子火控系统应高自测试功能.无自测试功能的军械设备应能进行机上原位检测.4.8 辅助动力装置4. 8. 1 维修人员工作的部位应避开排气方向.4.8.2 在拆卸和安装辅助动力装置的任何附件时，尽可能不动其它设备或邻近的滑油和燃油控制装置和管路。4.8.3 过滤器和其它要求定期维修的器件，应可用普通的手动工具进行拆卸和更换。4.8.4 过滤器应具有良好的互换性，通用性强，规格尽量少。4.8.5 使用可拆卸紧固件的所有结构连接，应采用可更换的衬套.4.8.6 安装架和连接机构的设计应能保证在规定的时间要求内，完成辅助动力装置的更换工作.4. 8. 7 应具有使故障隔离
24、到航线外场)可更换单元的能力。4. 8. 8 应明确地标明维护调整点，并设有耐久、明显的说明标志。4. 8. 9 辅助动力装置应有机内自测试措施。4. 9 动力每置4. 9. 1 设计上应保证易于接近所有需要进行维护以及进行常规检查的区域和部件。4.9.2 应有快速拆卸、安装发动机的设计，更换发动机的时间不应超过规定的要求-4. 9. 3 发动机和飞机之间的连接件数量应尽可能少，管路和电缆的敷设尽可能简化.4. 9. 4 飞机设计时，应尽可能考虑采用单元体设计的发动机，单元体之间应能互换.4.9.5 发动机相飞机之间的连接位置应有良好的可达性，容易发现连接件的接反、接错等连接差错以及油液管路接
25、头处是否渗漏泊。4.9. S 在安装或拆卸发动机上的附件时，可不必断开滑油、液压油、燃油管道或拆卸装在发动机上的其它附件(除了那些直接装在该附件上的以外)。4.9. 7 发动机的安装设计应考虑对电缆、管路的支撑和紧固件有适当的防护措施，以免在维护时可能无意中被当作把手或脚蹬使用而受到损坏。4.9.8 可卸加油口盖包括塞子和其它一些配件，应有切实的方法保持好，以防丢失。4.9.9 应为目视检查发动机滑油液位提供切实的方法。4. 9. 10 进气道的设计应能方便地从发动机上拆装。4. 9. 11 为了在机场进行常规的维护和保养，应能使整流罩壁板保持在开肩位置。4. 9. 12 整流罩上的锁扣用通用
26、工具就可拆卸、更换和调节，不必拆下整流罩。4. 9. 3 对要求日常推护、调整、更换校频繁的发动机零部件，应在其所在部位设有快甸的检H8/Z 231-93 查维修口盖或透明的观察窗。4.9. 14 发动机应有机载的、地面的诊断与监控措施。在发动机上应尽可能地使用无损探伤技术和多用途的测试、探伤技术和设备。4. 9. 15 燃油调节器的调整部位应便于调整，具有良好的可达性。4.9. 1 S 调整部位应能自锁，一经调整后油门杆的工作行程在整个工作范围内就不需要再进行任何调整.4.9. 17 在翻修间隔期间内应尽量少调整或不调整，燃油调节器更换后不应要求与其它部件选配及与转速指示系统配套校正.4.
27、9. 18 手动操纵系统应能在维修中进行必要的检查调整。4. 10 指示记录系统4. 10. 1 驾驶舱主仪表板和操纵台上的仪表应便于拆装或更换，而不需拆卸或移动安装板、防眩护罩和英它仪表或结构.4. 1 Q. 2 仪表板应设计成可折倒相易拆卸的，以便容易从仪表极后面进行所需的检查相修理-4. 10.3 需要经常拆卸的设备应采用托板螺母或直接用手操作的紧回件。经常拆装的领金件盖子、面板和壳体应采用快卸的紧固件.保险丝座的盖子应是快卸的，不用工具即可拆装。4. 10.4 膜盒仪表的全静压系统管路应便于识别，接口管路应有防错措施，可设置明显不同的颜色标志。4. 1 Q. 5 连接应采取防差错措施.
28、两个相邻设备上的连接器如果插针数、尺寸、形状都相同，为了避免交叉错接，一个连接器用孔一一针对接，而相邻的一个必须用针一一孔对接，4. 10.6 应尽量减少维修所需的测试项目和测试设备的种类和数量。4. 10. 7 仪表的内部布线应采用不同颜色的导线，绑扎应整齐，以便查找故障。4.10.8 综合飞行仪表系统与多功能电子显示器等，应有自测试功能。4.10.9 电子设备中的模块或部件应采用接插件.4.10. 10 座舱内应设置故障记录装置，能随时记录主要电子设备的故障现象，并能使故障记录再现.记录装置应体积小，重量轻，拆装方便和自动化。4. 1 Q. 11 尽可能设置综合数据记录系统，作为状态监控的
29、基础。4.11 通信导航系统4. 11. 1 电子设备各组合的结构设计、机上安装应分层排列.牢固可靠，拆装方便，有自动保险措施.4. 11. 2 各组件的安装排列，应尽量做到不重叠。易出故障和需经常调整的组件(如雷达发射机的高频组件应排列在容易接近和便于拆装的位置，如果必须里外或上下重叠时，应将易出故障或需经常检查和调整的组件排列在外层或上层。4. 11. 3 设备应有自测试功能，尽量具有故障隔离能力。4. . 4 设备应尽量减少外场调整、校准的元件和内容，调整、校准工作应简便。4. 11. 5 外场调整元件EZ位于各组合的面板上或特定的位置，以便于调整时不必脱掉组合外壳或拆下组合。调整元件与
30、显示器的位置应尽量靠近，以便一个人边调边观察，4. 11. 6 调整元件应有一定的调整范圄供调整选挥用，其极限位置应有机械止动装置及明显HB/Z 231-93 标志，以防过调或损坏元件。4. 11. 7 所有调整元件均应有锁紧装置，以便调好后随时锁紧。4. 11. 8 电子设备的外部测试点应集中设置在组合的面板上，以便于外场使用。测试点所选择的测试内容，应是外场检查、判断各组合、系统的性能故障所需要的各种电压、电流和信号.为了便于与地面的测试设备相连接，这些测试点应集中于多孔的插座上。4. 1l. 9 为r使电f设备便于在维修基地相修理1进行脸查、调整和排故，设备内部还应配置较多的测试点.测试
31、点所选择的内容应是各系统电路和基本电路的输入、输出信息如电压、电流、阻扰和波形等。4. 11. 10 测试点的附近应标出测试参数的额定值及编号。4. 11. 11 外场可更换单元应设计成插件形式，便于拆装。4. 11. 12 外形、尺寸相同而功能不同的组合、组件、印刷电路板等应设有防装错的定位滑轨或定位销。对需要分解的组合、组件中可能装错的机件，应有防错的措施，以防维修时装错损坏-4. 11. 13 保险丝应装在组合的面板上或其它可达部位，保险丝所在位置应标明其额定值和功用.4.12 电源、照明系统4. 12. 1 导线柬应留有备用民度，以保证在修理时，每根导线的两端留有足够三次修理余量的民度
32、，并且勿需拆开导线束，即可将不易接近的设备从固定处拆下取出，并移到宽敞的地方进行栓查。4.12.2 所有网络的撞地点均应设置在便于检查和排除故障的地方.且远离燃油箱、燃油附件及导管.4.12.3 所在导线均应在导线末端印上xx系统号标记。4.12.4 所有设备应布置得易于接近，以便险查和维护。在保证系统可靠性的前提下，使连接导线转接最少和长度最短。4.12.5 在电机的规定翻修间隔期间内，不应要求加、换润滑剂。4.12. S 在飞机的翻修间隔期内，应尽量减少电刷的更换次数。电刷更换应简便。4. 12. 7 飞机上所用灯泡的品种、数量应尽可能少E4. 12. 8 更换灯泡时不需用梯子和工作台。4
33、. 12. 9 更换整体照明仪表灯、仪表板灯泡.应尽量不使用专用工具。更换灯泡应从正面进行，不需拆卸仪表或仪表桶。4. 12. 10 蓄电航应设置在便于拆装、远离热糠、通风良好的地方，并且应有防止酸液泄漏的措施。拆装蓄电瓶不应拆卸其它部件，拆卸工作只需一个人即可完成。4. 12. 11 应在机上适当位置设置工作灯与照明灯的插座。4. 13 防火、灭火系统4. 13. 1 应有检测火警电路的手段。4. 13. 2 火警探测系统的传感器应布置在不姑碍其它维护工作，且不易受油液目染的部位-4. 13.3 灭火瓶应专舱布置.且容易更换。4. 13. 4 检测灭火系统(瓶电气线路时，不允许辑放灭火剂。8
34、 1I0/Z 231-93 4. 13. 5 灭火系统应选用对飞机结构和周围无腐蚀作用，喷射后易于消除的灭火剂，其毒性应最小，不能妨碍工作人员正常工作。4. 13. 6 在使用部门有要求时，灭火脱上应设置安全抨压信号装置.压力表释放的超压灭火剂应对周围设备无不良影响，压力表必须便于饥务人员观察.4. 14 飞行控制系统4. 14. 1 系统部件的设计、安装、布置和机上所提供的舱口，应能方便地完成栓查、装配、拆卸、修理和润滑工作，4.14.2 系统能够在地面提供动力糠的条件下进行检查。4.14.3 为保证安全，在安装调试时，应有将系统与动力部分断开的装置。4.14.4 助力操纵组件、活门等的检查
35、、维修、更换不应要求系统重新调整。4. 14. 5 电液伺眼机构应具有良好的互换性，在飞机上的安装、固定和连接形式应简单可靠。对维修可能造成差错的部位，应有防差错措施，4. 14. 6 电液伺服机构的检查工作应能在机上原位进行，系统的调节工作应简易并集中进行，调整部位应有良好的可达性。4. 14. 7 电液伺服饥构应有良好的密封性，要求检查世漏的部位从设计上提供方便和可行的检查措施。4. 14. 8 导向件应用耐磨损、不吸湿的材料制造，应便于拆卸和清洗。4. 14. 9 运动构件必须有防止外廉物进入引起卡滞的措施，也要防止由于海垢及结冰而造成卡滞的现象。4. 14. 10 系统中有关电子设备的
36、维修性要求参照4.11。4. 15 燃油系统4. 15. 1 应设有防水、通气、排放沉淀物的装置，并能在地面抽出油箱中的燃油。4.15.2 飞机既能进行重力加油，又能进行压力加油。必须能在规定的时间内完成加油工作。4. 15.3 重力加油口要尽量少，应便于从加油口观察油平面，并尽量设有直观的显示装置。重力加油口的分布便于油车向各油箱组加油，溢出的燃油应能排出机外。4.15.4 重力加油口盖必须密封可靠，开关简易，并有防止口盖虚盖的结构设计.4.15.5 压力加油撞制装置的操作应简单，并有醒目的显示设备。该装置的电气部分，必须有防跳火花设计a4. 15. 6 燃油箱通气管应设置在排气畅通、不易受
37、到损伤、着火、结冰的位置。通气口应有防冰、防止杂物相昆虫进入油箱的措施。4. 1 S. 7 对盲工作介质通过且有流向要求的附件，应标出介质的流向。4. 15. 8 系统应设计成不需进入油箱，或排放出油箱内的燃油便可拆卸增压泵、电动开关及沉淀槽放液开关，4.15.9 整体油箱在使用期内一般不需维修，特殊情况应能简便维修。4. 15. 10 橡胶油箱应便于检查、维修和拆卸修理，橡胶油箱必须有防静电积聚的有效措施.4. 15. 11 当压力加油到规定油量或由于系统内的故障而使管路压力增高时，应给操作者或机务人员发出信号或警告显示(不包括座舱的油量表)。9 HH/Z 231-93 4. 1 S 起落架
38、系统4. 1 S. 1 主要受力构件应能原位检测.4. 1 S. 2 应能用地面设备、工具完成起落架的拆装工作。4.16.3 应有防止结构凹部积水的措施.4. 16. 4 附件、管路的标记应根据维修的需要，按照有关标准规定表示.标记的大小和位置适当，便于机务人员观察。4. 16. 5 缓冲器的设计应考虑到正常的维修充气、换油和检查时，不需要从飞机上卸下缓冲器，4. 1 S. S 刹车装置应易于从轮轴上拆下，安装位置应便于目视检查，4. 16. 7 刹车装置应能原位瞌查并确定刹车磨损情况.磨损指示器应易于观察。4. 16.8 轮预设计应便于进行检查和更换机轮，有热屏蔽装置的机轮，屏蔽装置不应影响
39、机轮的常规检查.4. 16. 9 轮锻与轴承的安装操作必须简易，要有结构保证到位措施。避免出现由于错装、漏装等原因而造成飞机掉轮的严重事故.4. 1 S. 10 轮胎的充气嘴应具有良好的互换性和密封性，气嘴应具有足够的外伸量，以便于充气和检查轮胎气压。4. 16. 11 轮轴或起落架支柱应设有千斤顶顶窝，4. 16. 12 刹车装置的液压部件应有自封接头，且易于拆卸.4. 16. 13 应尽可能避免调整工作，包括对活门和作动筒的行程进行调整，使得装配工作量减到最少。4. 17 生活设施、水、污物系统4. 17. 1 水箱的设计和安装应便于清洗和检修.维修口盖应足够大，能用手卸下口盖.并可用机械
40、的方法将其固定。4. 17.2 在机身外的维护口盖处，用常规的地面服务设备就能充填和排放水箱里的水，维护程序应简便。4. 17. 3 抽水马桶的冲挽泵和过撞装置应设计成使维护人员容易接近。4. 17.4 在机外应当设置污物系统维护口盖，并且是容易接近的。4. 17.5 在各维护口盖处，应设置具有维护说明和安全性规定的永久性标牌。4. 17. S 具有装饰表面保护层或装饰层压板的厨房墙壁，应考虑到便于维护和大修时的拆装，维护相拆装方法应简便.4. 17. 7 盟洗室的基本部件及设备应易于移动，以便维修和更换，在必要的地方应设有维修通道。4. 17. 8 在冲水槽的底部应装有一个防帖、防飞溅的防护
41、板不透明)t并能拿出清洗，4.18 飞机结构4. 18. 1 结构设计时.应尽可能使飞机的重要结构项目便于进行目视或无损探伤检查。应配备有效的测试装置以便及时发现损伤裂纹，保证在飞机使用寿命期间，对重要结构项目进行有效的监控。10 HB/Z 231 -93 4. 18. 2 飞机的部件、零件和主要支撑面，除在短时间内能经济地更换、修理外，应保证在设计使用寿命期间，不发生过度磨损而妨碍功能.4. 18. 3 在要求维修的区域应提供通道、入口，其通道、入口需有足够的尺寸.4. 18. 4 可卸地恒的设计应是能快速拆卸的，并且便于互换，要尽量减少地板的规格数量-4. 18. 5 地板件的尺寸大小应设
42、计成由一个人就容易搬走。4. 18. 6 座椅滑轨和地板件应当终止在机身分段处，以便进行装配，地艇的端部应与滑轨端部相吻合.4. 18. 7 尽可能使地轨梁和地极件标准化。4. 18. 8 机翼、尾翼操纵面内部机构和结构需进行撞查和维护的部位，应有良好的可达性，勿需从飞机上卸下操纵面.4. 18. 9 经常拆卸、校栓的设备、组件的紧固件应易于拆卸，不能目视安装的设备需有盲目安装的定位装置和检查方法。4. 18. 10 结构设计时，座舱下部应为附件、管路提供可达性，便于维修。4. 18. 11 座舱地板应便于清除灰砂与杂物.4. 18. 12 非金属构件、连接件不应安置在飞机结构的封闭区内，以便
43、于检查和维护.4. 18. 13 采用新材料、新工艺.则须充分考虑其可修性.4. 18. 14 合理设置结构工艺分离面，以保证修理工作面开敞.额金装配件应有足够的刚度，能够在无街架条件下修理和组装。4. 18. 15 允许修理的零件应在设计时留有适当的修理容差，不允许修理的零件应在有关资料中予以说明。4. 18. 16 对于容易损坏的构件要易于拆装，零部件应保证五换。4. 18. 17 使用频繁的口盖，一般应设置在机身侧面与人体胸部齐平的部位。在机身封闭结构上的口盖，需有防止外来物掉入或掉入后能顺利取出的结构措施。4. 18. 18 位接的维修口盖，处于开启位置时不应与其它打开的舱门、口盖、活动翼面及飞机外挂物相干扰，以便各项维修工作能同时进行。4. 18. 19 飞机上的口盖上应编号，口盖上应作识别标记，识别标记应与规定的部位相一致.口盖上还应有名称、开关方向等标记。向外开的口盖应在两面作识别标记。4.18.20 口盖上应有防止不正确安装的措施。4.18.21 飞机结构中容易积水的部位应有良好的排水措施(排水孔、排水活门等。4.18.22 在重要的维护区域，应
