1、工HB/Z 313-98 1998-06-26发布1998-07-01实施中国航空工业总公司批准1范围1. 1 主题内容. . . . . . . . . . 1.2适用范围. . . . . . . . . . . . . . . . . . 2 引用标准.3术语4 一般技术要求. 4.1 系统设计. . . . . . . . . . . . . . . . . 4.2 附件设计5 详细技术要求5.1 系统设计5.2 附件设计. 5.3 安装和环境目次(1) (1) (1) (1) (1) (1) (1) (3) (3) (3) (7) (9) 中华人民共和国航空工业标准飞机发动机引气计和
2、安装要求HB/Z 313-98 1 范围1. 1 主题内容本标准规定了飞机发动机引气系统的设计和安装要求。1.2 适用范围本标准适用于军用飞机发动机引气系统的设计、安装和试验;也适用于民用飞机。2 引用标准GJB 150 HB 7080 HB/Z284 CCAR-25 3 术语本章无条款。4 -般技术要求4. 1 系统设计军用设备环境试验方法飞机引气系统规范飞机高温空气导管系统标准中国民用航空条例第25部飞机适航标准4. 1. 1 空勤人员工作负荷系统控制是空勤人员的主要工作负荷。控制规律是由飞行舱结构和飞行人员的工作任务决定的。飞机各舱对控制和显示的设计要求是不同的，为减少工作负荷，必须采用
3、严密的布局、自动控制和故障自动检测及纠正等技术;在需要监控系统和简化维修排故时，应采用有关信息的电子显示和数据处理系统。系统的设计目标应是以失效保护和增加余度的设计原则来保证:在正常飞行时，应尽量减少空勤人员动作;故障时应尽量简化空勤人员的操作程序。4. 1. 2 安全性引气系统的设计和安装必须考虑热泄漏、附件及导管破坏以及内部控制故障的影响。系统应按单一故障概念设计，即一个附件故障不应导致另一附件故障;单个附件故障不应引起发动机的运转故障。安全性设计还应包括以下内容:中国航空工业总公司1998-06-26发布1998-07-01实施1 HB/Z 313-98 a引气导管故障危及飞机构件完整性
4、和发动机运行时，引气口应装有流量限制装置3b.引气压力和温度应调节到符合使用系统要求的最低值;c应符合防火安全要求，系统应装有引气开关zd.为防止导管破裂导致引气外泄，引气开关应尽量接近引气源;e.导管表面温度应不超过允许值;f.对引气泄漏或导管破裂可能危及的各区域应装有过热探测，压力释放和通风装置;g为探测非偶然性故障，应备有足够的仪器和显示装置;h电气附件壳体与飞机构件应有电气搭接;i.在可燃气区域的电气设备应符合防爆试验要求3J应尽量地简化飞行人员的操作程序;k为防止引气串流应备有防护装置。民用飞机的系统设计应符合AR-25中第25.1309节中规定的系统故障的可接受性和为飞行员提供充足
5、的信息要求。4. 1.3 可靠性和维修性系统规范里应规定适用的可靠性准则、维修性准则以及综合设计指标。引气系统设计应符合以下要求2a附件的可达性:b关键附件的余度;c手动应急控制活门;d取消日常维修工作;e.故障隔离到外场可更换单元(LRU)。4. 1. 4 经济性耗。降低费用是引气系统重要设计目标，它包括综合降低系统设计费用、维修费用和工作消降低工作消耗是最重要的设计目标，具体要求如下:a.尽可能采用最低级的压气机引气口;b.严格地控制气动控制附件的外部泄漏;巳在重量和空气冷却剂间优化设计预冷器;d多台发动机引气量应均匀一致;考虑辅助压缩空气源。在地面空调中，应尽量使用机场气源，引气系统应与
6、地面气源相兼容。地面气源接头应符合有关规定。4. 1. 5 适航性民用飞机发动机引气系统的设计应满足飞机适航性要求。并在飞机规范中有明确规定。其要求应符合AR-25相应条款2第25.863节可燃液体防火第25.867节其它附件防火2 第25.1103节第25.1163节第25.1301节第25.1309节第25.1322节第25.1438节第25.1461节4.2 附件设计4.2. 1 材料和工艺HB/Z 313-98 进气系统导管和空气导管系统动力装置附件功能和安装设备、系统和安装警告汀、戒备灯和提示灯增压和气压系统高速转动设备制造引气系统的附件零组件材料应考虑特殊用途、加工和供应状态。制造
7、质量的一致性和等级要求应符合可靠性和安全性要求。4.2.2 环境要求引气系统附件零组件设计应能承受振动、冲击、过载、温度和压力等的环境条件。附件环境试验应符合GJB150或专用技术规范要求。4.2.3 故障模式附件故障模式应符合4.1.2安全性和系统要求模式。4.2.4 安全性附件的安全性设计应符合4.1.2条的要求。4.2.5 应尽量降低附件内外泄漏量，而且不应超过设备规范里所规定的数值。4.2.6耐压压力引气系统附件应满足承受以下较大的耐压压力应无永久变形:a.正常工作时，附件在相应温度下的耐压压力为最不利压力的1.5倍表压;b.在上游压力或温度控制l设备故障时，附件在相应的温度下的耐压压
8、力为最不利压力的1.1倍表压。4.2.7爆破压力引气系统附件应满足承受以下较大的爆破压力应不被破坏:a.在正常工作时，附件在相应温度下的爆破压力为最不利压力的2.5倍表压。民用飞机为3.0倍表压;b在上游压力或温度控制装置故障时，附件在相应的温度下的爆破压力为最不利压力的1.5倍表压。4.2.8搭接和接地系统应符合设备设计规范的电气搭接要求。任何防腐方法、表面涂层以及其它工艺过程不应降低搭接效果。5详细技术要求5. 1 系统设计3 HB/Z 313-98 发动机引气系统从每台发动机一个或多个引气口提取压缩空气，控制和调节引气压力和温度，并输送到分配总管中。辅助动力装置和地面高压气源车等备用气源
9、的压缩空气也应输入到分配总管中。从上述气源来的压缩空气经分配总管传送到使用的系统。为维持系统的基本功能，以防万一供气或使用系统故障，在分配总管中应有隔离活门和交叉断流活门。为防止引气倒流应有保护措施。图1是典型的飞机发动机引气系统原理图。s 来自地面气源7 左边分配总管jlJ jlJ 机空翼调防组冰件来自辅助动力装置守，到其它气动设备6 7 左边引气系统附件41 到舱盖防冰在左发动机官r销t风扇空气典型飞机发动机引气系统2单向活门3高压关断活门5 温度传感器6 压力调节活门8隔离(关断活门图1调节活门预玲器单向活门147 5. 1. 1 系统规模在允许的极限引气温度下，应根据使用系统的压力和流
10、量要求，来确定引气系统附件和导管的尺寸和重量。其引气系统导管设计应遵循皿lZ284标准。分配总管的表面极限温度，应根据易燃液体的自燃温度。在燃油蒸气区域允许暴露的外表面温度为232C。绝热层外表面的温度为260C。在空调组件入口处，引气温度应满足使用要求。应采用位于发动机舱的预冷器来控制要求的引气温度。5. 1. 1.1 预冷器预冷器设计应考虑以下主要因素:a.要求的热边温降;b要求冷却的引气量，c允许的热边压力降;4 d.冷边进口和引气的温差ge.允许的冷边压降;f制冷剂和引气量;g.安装限制;h.芯子的型式(管式或板一肋式); L维修性;j最佳重量和形状;k.发动机热膨胀影响。HB/Z 3
11、13-98 应考虑上述因素在任意组合条件下的影响，而允许的压力降对预冷器尺寸和重量的影响最为重要。在系统要求和导管规格标准的限用范围里，引气和制冷剂允许压力降应尽可能的大。飞机的飞行状态或系统故障模式可作为紧凑预冷器的设计依据。这些状态主要是za.在几个引气系统工作时，一个引气系统故障后，剩余的系统必须提供引气;b.引气防冰系统工作3c.大流量情况使用的系统故障;d.空勤人员错误的操作;e.一般临界设计状态z飞机结冰、双发飞机仅一个引气系统工作、空调和防冰系统都打开。上述条件可作为使用控制程序或成为允许排气温度达到极限温度的依据，以避免使用的预冷器过重。预冷器应采用适用的计算程序进行优化设计。
12、5.1. 1. 2 活门和导管引气系统活门和导管直径尺寸是由系统的允许压力降和限制的马赫数确定。在发动机起动、飞机下降和飞机结冰等系统临界工作状态下，活门和导管尺寸应能提供足够的压力满足使用的系统的要求。在正常工作时导管内空气的最大马赫数应小于0.2505. 1.2 压力控制a在正常或单一故障状态等条件下，压力应调节到最低的要求标准。压力调节的容差应满足导管设计和发动机流量分配要求;b.发动机引气开关应设计成:在整个巡航飞行期间使用中间级引气;当中间级引气压力不足时，系统就应自动转换到高压级引气，且应避免下游系统快速和过大的压力波动。同时压力感受线路的设计布局应防止积水和结冰;c.对于所有的引
13、气系统，应装有过压保护装置。保护装置可以采用备用压力调节、安全活门或过压关闭活门。过压保护装置应充分地响应由于突然节流产生的瞬态压力。在正常工作时，应比正常操纵控制值高，以消除保护装置的动作;使用系统不工作时，安全活门根据从上游供气活门提供最大正常泄漏量与下游活门的零泄漏量来确定其尺寸的大小;d用真空膜盒气动控制来实现引气开关的程序设置点和以高度为函数的压力调节器的最佳控制。5 HB/Z 313-98 5. 1. 3温度控制a温度控制可用预冷器的热旁路或控制预冷器的冷边流量来实现。控制预冷器冷边流量对飞机通常是最有效的方法，而热旁路是最简易的控制。选择调节冷边流量作为温控原理，应考虑压力恢复;
14、b.温度控制传感器应位于预冷器的下游或混合点处以保证测量精度。对于允许的温度控制型式，温度控制允许偏差在系统要求限度内应尽可能地大。系统至少要有两个温度控制点:一个是正常工作控制点，一个是防冰控制点。5.1.4 流量控制对于多台发动机的引气系统，在发动机推力控制允许的容差范围里，在发动机引气极限流量容差内，在从全推力一直到引气压力与压力调节装置设定值一致的条件下，各发动机间的引气流量应均匀一致。双台发动机飞机的双空气调节组f牛通常以独立的引气源工作保证流量控制。系统应防止高压气源倒流到低压气源，可采用单向活门或多功能活门等防护装置。5. 1.5 动态性能发动机引气系统应满足稳态和动态性能精度要
15、求。控制系统不应出现发散或持续振荡。5. 1. 6 噪声考虑引气系统设计应使系统工作所产生的座舱噪声等级满足有关规范要求。5. 1. 7 座舱显示和控制座舱飞行仪表板上应具有显示系统和告警装置。显示器和告警的线路与电源应是独立的。自动控制功能故障后，系统应保持可控制状态。要求显示参数应包括2a引气总管压力(压力调节活门下游压力); b过热;c过压;d.局部产生过热导致导管破坏。应为空勤人员提供关闭每个引气源的控制装置。5. 1. 8 电源引气系统电源设计应符合以下要求:a控制和显示功能装置应单独供电;b电气系统故障后，应保证引气系统的正常控制和工作;C.在飞机全部发电机失灵后，应维持安全返航飞
16、行和着陆所必需的座舱增压等引气功能;d.尽量减少对蓄电池的要求。5. 1. 9 故障考虑应对引气控制活门进行故障分析。使系统在电源完全丧失的条件下，引气系统至少应能有效的维持座舱增压。手扳动式活门应当锁闭在安全位置上。6 HB/Z 313-98 导管破裂或卡箍故障可能导致区域温度或压力突然升高，应考虑用手动关断活门隔离。如果手动太慢，也应考虑自动隔离。引气系统的附件设计，应防止发动机将故障部件吸入的可能性。为防止引气泄漏可能产生损坏或危及安全，系统应具备探测引气泄漏功能。机内自检设备(BI)应能检查外场可更换单元(LRU)是否正常工作。系统设计应符合以下要求:a如果BI装置降低系统的可靠性，B
17、ITE装置应与正常系统工作或与它的监控装置分开3b复合式LRU故障不应只提供一种综合显示;c应自动地储存信息，以便能获得最后几次飞行故障信息，故障信息应是隔离地分别获得，以前的信息应自动地从储存器里删去;d应考虑线路的检测能力，以避免线路和接头的故障引起不必要的LRU拆除。5. 1. 10 防火设计5.1.10.1 防火区域应将通过动力舱、加热器和与其有关运载可燃液体的系统导管和附件在专用规范中划定防火区。5.1.10.2 防火措施a.不允许把大量的空气排入和引气泄漏在防火区内;b.系统应装有自动地控制的关断活门。防火区的关断活门应能承受1093C火焰温度，5min后能够关闭。10nn后，活门
18、体完好无损，且仍具有关闭性能;C.位于防火区中的所有导管和活门体应是耐火的。应能够承受火焰温度1093C15nn。5.1.11 号|气质量a.发动机引气不应含有有害气体、剌激性的、毒性的和不适宜的并达到有害程度的外来物质;b.对发动机工作所带来或发动机进气道空气中所含有的团体颗粒，发动机引气口设计应尽量减少引气中固体颗粒含量，以提高引气系统或其它使用的系统设备的使用寿命。发动机引气口应综合设计且装有高效颗粒分离装置或引气过滤清洁器。5. 1. 12 地面试验装置在附件功能原位检查和性能监控中，对泄漏和压力试验的试验设备应有连接措施。在不需发动机工作时，导管和附件地面的试验，应采用防止倒流装置。
19、BIE主要用于气动控制和驱动器等引气系统附件的检测和故障隔离。当不需要发动机工作探测附件故障时，应注意避免增加系统的复杂性。5.2 附件设计5. 2. 1 通用活门设计对于起调节和关断作用的通用活门设计应符合以下要求:a.活门体上应有箭头或永久标志表示气流方向;b.每个活门外部应装有活门位置指示器;7 HB/Z 313-98 C.活门在关闭或打开状态时，不应有内部零件突出活门壳体端部;d.在规定的工作条件下，气动力或振动环境不应影响活门性能3e.对工作有爆炸危险的活门开关应符合防爆检验要求。开关应密封和防潮;f.活|、丁和压力控制管路的安装位置应防止积水的冻结和腐蚀可能引起活门故障;g.过滤器
20、和下游传感器端丽应防止外来物进入活门控制机构而引起活门故障。过滤器不应要求定期维护;h活门体应按要求限热。保证表面温度符合4.1要求:1.伺服活门传动装置应尽量减少使用引气量，防止控制部件过热。电动马达传动装置，应与引气热隔离。5.2.2单向活门引气系统里应安装单向活门，以防止反向流动。a瓣式单向活门的安装应尽量减少压力和气动作用力分布不均匀，保证瓣式单向活门工作稳定性;b.单向活门应能承受关断活门和地面气源车突然打开或关闭的压力载荷;C.单向活门应尽量减少由于摆动、碰撞和振动产生的磨损;d单向活门应进行防差错设计，使活门在安装时不能反向安装，e单向活门内部应禁止采用易损的小型零件，以防止被破
21、坏后进入发动机。5.2.3 压力调节与关断活门对每一个单独的引气源应装有关断活门或压力调节与关断活门。在多个引气源的系统里，应采用关断活门用于隔离和交叉断流。a.活门应能从座舱里控制。b应考虑引气系统中的高温和高压影响。5.2.4 风扇和引射器当预冷器冷却空气不足时，应用风扇或引射器为引气系统的预冷器提供冷却空气。5.2.4.1 风扇风扇应用机上直流或交流电源、液压和气动方式。风扇应选用永久性滑润轴承，且应不需定期维护;应有屏蔽和其它结构预防对人的损害和被外来物的损坏。应有防止或限制自转装置。风扇应作以下试验:a.超转试验在最大工作温度条件下，应承受正常最大工作转速的120%的超转试验，在5m
22、in周期内，旋转部件无磨损，对引气系统其它附件也无不利影响;b包容性在故障诱发超速或最大正常工作转速的125%条件下，风扇外壳应能包容来自旋转叶片和叶轮损坏的碎片。碎片可以穿入包容的外壳，但不应穿通外壳。由于故障造成穿过迸出口的碎片和零件应由连接的导管包容;C.平衡风扇应有措施维持一定的平衡等级，使风扇不能传递过大振动载荷到飞机结构上。5.2.4.2 引射器8 HB/Z313-98 空气一空气引射器为预冷器提供冷边空气。引射器的引射流应是来自发动机高压压气机的引气。应尽量提高引射器的效率，以降低引气量。5.2.5 压力开关压力开关应能显示压力调节器的正常工作或故障状态，或用于改变系统的工作模式
23、。a.应有自动联锁机构，以防止由于振动引起接触振颤声3b开关外亮和膜盒应是抗腐蚀材料。安装时应能避免冷凝水的积存。5.2.6 温度开关温度开关应能指示温度控制系统的正常工作或故降状态，或提供关闭引气源的信号。开关的工作机构应是自动连锁型，以防止由于振动引起接触震颤声。5.2.7 温度传感器温度传感器应是温度敏感元件。a在砂尘颗粒、气动力和振动的作用下，传感器应无裂纹和损害;b传感器在工作寿命期内，其工作特性不应改变。热敏电阻传感器应能够防止自身加热的影响。5.2.8 预冷器温度控制器温度控制器应接收相应传感器的输出信号，并把信号转换成活门的控制信号。当无控制信号时，活门位置应稳定，并保持设计要
24、求的温度。通过控制活门调节冷边空气或调节预冷器旁路中的引气量，实现预冷器的温度控制。a.在满足下游温度要求条件下，温度控制偏差尽可能大，以保证温控系统简单和可靠;b.对于气动控制j系统，温度控制范围应不小于土11C; C.温度控制系统失效模式为全冷工作模式。5.2.9 预冷器预冷器应根据安装形式、压力、效率、流量和用途等进行设计。a.预冷器应采用耐高温、耐高压和抗腐蚀材料制造;b根据实际飞行的循环热应力，预冷器应承受压力和温度循环试验。试验后，预冷器不应出现超过设备规范里所规定的结构故障和泄漏;C.冲压空气口应位于避免结冰或外来物吸入的功能故障的位置;d冷边散热叶片前缘应设计成当颗粒物质总量不
25、超过允许值时，不降低预冷器的预汁寿命;应便于用简单的方法除去降低热性能的污染物;f.应便于用简单的方法以最小换热器性能损失修理内部泄漏。5.2.10 引气导管a.引气导管设计应遵循田/2284标准。b引气导管应按田7080进行试验。5.3 安装和环境5. 3. 1 安装环境位于发动机舱中的引气系统附件将承受舱温高达370C，承受发动机表面高达815C的热9 辐射3同时引气温度可高达6501:。5.3.2 安装要求H/Z 313-98 a.附件安装应能承受由加速度，冲击、振动和热膨胀引起的所有载荷。在某种情况下可采用减振装置;b.预冷器安装应尽量减少对发动机和管路系统可达性的影响。不应与发动机导
26、管和电缆相干扰;c应采取隔热和屏蔽措施，防止电缆、燃油箱、塑料件和附近的飞机结构过热;d.在高温引气泄漏危及飞机的区域应采用泄漏探测系统;e.在导管破坏可能损坏飞机结构的区域装有安全装置;f.要求定期维护和检查的附件应位于易接近的位置，压力试验接头必须具有良好的可达性和足够的操作空间;活门位置指示器应位于能直接观察的位置;g引气系统混度传感器应远离发动机;h防止附件过热，可采用屏蔽:i. BITE不应安装在发动机舱内;J设备鉴定条件按照GJB150。附加说明:本标准由航空工业总公司提出。本标准由航空工业总公司第兰0一研究所归口。本标准由航空工业总公司第六0一研究所负责起草。本标准主要起草人:宋季深、贾玉东、武文华。10
