1、国空工HB5949-86 1986-04-14发布1986-12-01实施中华人民共和国航空工业批准目录引言1 技术要求. . 1.1材料. . 1. 2 设计总则1 1 1 油液. . .( 1 ) 密封装置-E.(1 ) 1.3 1.4 1.4.1 圆截面橡胶圈密封装螺纹连接件的密封装置u置. 1.4.2 保护圈. h 1.4.3 液压系统模拟器. 系统设计一般要求.，. 1 :5 . . . . 1.6 . . . 1.6.1 i由温度极限. 1.6.1. 1 极限气候条件. 1. 6. 2 1.6.3 防火 . . . . . 强度. . 1. 6.3.1 附加载荷. 1 ( 2 )
2、( ) 2 ( 2 ) ( 2 ) ( 2 ) ( 2 ) ( 2 ) ( 2 ) ( 2 ) 1. 6.3.2 加速度载荷. ( 2 ) 压力极限. . . ( 1. 6.4 1.6.4.1 1.6.4.2 . . . . .-. . . 系统压力. . . . . . . . ( 压车反刹力. . . . . -. . . . 1.6.4.3 . . . . 3 ) 3 ( 4 ) ( 4 ) 1.6.4.4压力调节山俨. ._. ., . .( 4 ) l, 16js.液压油箱增压. . ( 5 ) 1. 6.5.1 液压油箱的自供增. . ( 5 ) 1. 6.6油液流速限制1.6.6
3、.1 由液流量影响H1.6.6.2 加速度影响1.6.7 分系统的隔离1.6 B 地面试验用连接装置 . ._ 1.6.8.1 地面试验用接头.电. 1.6.8. 1. 1 液压油箱增压接头. 1.6.8. 1. 2 液压油箱加油接头1.6.9 混大空气的排除1.6.9.1 系统中空气含量每许极限1.6.19 液压泵. 1.6.10.1 应急液压泵. ( 5 ) ( 5 ) ( 5 ) ( 5 ) ( 5 ) ( 5 ) ( 5 ) ( 6 ) ( 6 ) ( 6 ) ( 6 ) ( 6 ) 1.6.10.2 发动机驱动的多台液压泵. 1.6.10.3 泵的脉动.1.6.10.4 泵的逆转1.
4、6.11 泵的供油切断阀1. 6 .12 专用工具1. 6 .13 系统的压力指示. . 1.6.13.1 系统低压警告灯. 1.6.13.2压力表地面检查1.6.14 油液取样阀. 1.7 iI用液压系统设计. 1. 7.1定义. 1. 7.2机轮刹车系统u.E. ( 6 ) ( 6 ) ( 6 ) ( 6 ) ( 7 ) ( 7 ) ( 7 ) ( 7 ) ( 7 ) ( 7 ) ( 7 ) ( 7 ) 1.8 iI用液压系统的应急系统设计-. . . . . . . . . . . ( 7 ) 1. 8.1类型. . . . . . . ( 7 ) 1.8.2增升装置.,. . ( 8
5、) 1.8.3 应急管路的排油和排气1.9 飞行操纵液压系统设计1. 9.1定义1.9. 1.1 1. 9. 1.2 助力飞行操纵液压系统. . . 动力飞行操纵液压系统. . .,. . 1.9. 1. 3 飞行操纵一通用组合液压系统. 1. 9.2系统隔离1. 9.3 液压动力源损坏1.9.3.1 应急动力系统设计1.9.3.2断开和旁路1.9.4 系统间隔. 1. 9.5 1. 9.6 分系统压力. . 液压动力源. . . . . . 1.9.7 系统温度1.10 附件设计. . 1.10.1 标准附件1.10.2 小孔1. 10.3 对飞机飞行很重要的作动装置. 1.10.4 附件试
6、验用油. 1. 11 附件安装设计.1. 11. 1 防止反向安装1. 11. 2 蓄压器E. 1.11. 2.1 1.11. 2.2 3 蓄压器气腔压力测量. . 蓄压器的可接近性，!，!.，,., ! ,.!PP ( 8 ) ( 8 ) ( 8 ) ( 8 ) ( 8 ) ( 8 ) ( 8 ) ( 9 ) ( 9 ) ( 9 ) ( 9 ) ( 9 ) ( 10 ) ( 11 ) ( 10 ) ( 10 ) ( 10 ) ( 10 ) ( 10 ) ( 10 ) ( 10 ) ( 10 ) ( 10 ) ( 11 ) 1. 11.2.3 1. 11.2.4 1. 11. 3 1.11.4
7、 1.11. 5 1.11.6 1.11.7 1.11.7.1 1. 11.7.2 1.11.7.3 蓄压器维护注意事项.对气体的要求. . 作动筒. . 放油阀刹车阀单向阀. . . .,. 方向控制阀.方向控制阀操纵孚柄的安装. . . 多控制阀系统. . 控制阀的操纵. ,. ( 11 ) ( 11 ) ( 11 ) ( 11 ) ( 11 ) ( 11 ) ( 11 ) ( 11 ) ( 11 ) ( 11 ) .11.7.4 1.11.7.5 1. 11.8 电磁阀. . . .,( 12 ) 控制阀接线.( 12 ) 电液伺服阀.，. . . . . . . . . ., . .
8、. . . . . ( 1 ) 1. 11.9 对油滤的要求.飞机液压油滤. . 油滤位置. . 压力管路回油管路. 液压油箱加油管黯. 泵壳体回油管路. 液压顺序阀的油滤. 1. 11.9.1 .11.9.2 .1.9.2.1 1. 11. 9. 2.2 1.11.9.2.3 1.11.9.2.4 1. 11.9.3 1.11.10 管接头. . . . 可调方向的管接头1.11.10.1 1.11.11 分流阀1. 11.12 流量调节阀. . . 1.11.13 保护装置. .11.14 缓冲器. . . . 1. 11.15 人工作动泵. . 人工作动泵吸油管路人工作动泵的单向阀手摇泵
9、手柄长度.1. 11. 15.1 1.1.15.2 1.11.15.3 1.11.16 挠性连接. 1.11.16.1 1. 11.16.2 1.11.16.3 1.11.16.4 1.11.16.5 软管组件. . 软管的支承. 软管弯曲半径. 软管的保护. . 软管伸长和收缩1.11.17 液压油锁L 11，18液压马达. . . .,. . .,. . . . . . .，.，.，I.，.，. . ( 12 ) ( 12 ) ( 12 ) ( 12 ) ( 12 ) ( 12 ) ( 12 ) ( 12 ) ( 12 ) ( 13 ) ( 13 ) ( 13 ) ( 13 ) ( 13
10、) (13 ) (13 ) ( 13 ) (13 ) (13 ) (13 ) ( 14) (14 ) (14) ( 14) (14) ( 14) R 1.11.19 变量和定量液压泵.1. 11. 19.1 电动机似动的泵1.11. 20. fE力调节器(卸荷阀) 1.11. 21 系统安全阀和热膨胀释!王阀. 1.11. 21. 1 系统安全阀. 1.11. 21. 2 热膨胀释压阀.,. . 1. 11. 22 1.11. 22.1 1.11. 22.2 1. 11. 22.3 1. 11. 22.4 1. 11. 22.5 液压油箱- . . . . . . 液压油箱位置. 液压油箱的通
11、气. 气体增压液压油箱. . . . . . . . . 液压油箱增压空气水分消除装置. . . . . . 液压油箱液而指示.; . . . 1. 11. 23 节流阀1. 11. 24 分离自封阀. 1. 11. 24.1 飞机机体分离雨. . . . 1. 11. 25 转换阀. . 1.11. 26 底为继电器1.11. 27 旋转接头1.11.2击1.11. 28.1 1.11.28.古1.11. 28. 3 L 11. 28. 4 1. 11. 28.5 1. 11. 28.6 1. 11. 28.7 1. 11. 28.8 导管导管材料导管的弯曲小尺寸导管的安装. . . . .
12、 . 有相对运动的接头之间的导管.直导管易着火区的导管.导管的标识E.导管的支承1.11. 28.9 液压导管的敷设.1.11.28.10 导管的扩口和装配1. 11. 29 管路安装设计1. 11. 29.1 1.11. 29.2 1.11. 29.3 1. 11. 29.4 1. 11. 29. 5 1. 11. 29.6 1. 11. 29.7 1. 11. 29.8 附件管路. . 排i由管路轻附件的安装. 搭铁振动. . 导管间隙. 防蚀动力驱动泵的吸油管路. . . 2 质量保证规定. 4 ( 14) ( 14) ( 14) ( 15 ) ( 15 ) (15 ) (15 ) (
13、15 ) ( 16 ) (16 ) ( 16 ) ( 16 ) ( 16 ) ( 16 ) ( 16 ) ( 17) (17 ) ( 17) (17) (17) ( 17 ) ( 17) ( 17) ( 17) ( 17) ( 17 ) ( 18 ) ( 18 ) ( 18 ) ( 18 ) ( 18 ) ( 19 ) ( 19 ) ( 19 ) ( 19 ) ( 19 ) ( 19 ) ( 19 ) ( 19 ) 2.1检验.U的2.1.1振动. ( 19 ) 2. 1. 2 地面试验和飞行试验(19 ) 2.2 零件和系统的清洗E.-.-. ( 20 ) 批生产飞机的液压系统污染度测试(2
14、0 ) 2.2.1 3 资料完备性要求. ( 20 ) ( 20 ) 3.1 设计定型前应编制的典型资料. 3.1. 1 液压系统方案论证报告(20 ) 3. 1. 2 液压系统原理图.( 21 ) 3. 1. 3 液压系统设计报告. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ( 21 ) 3. 1. 4 液压系统地面试验和飞行试验报告.( 21 ) 3. 1. 5 新研制液压附件的专用技术条件、全套图纸和试验报告( 21 ) 3. 1.6 液压系统模拟器设计论证报告. . . . . E . ( 22 ) 3.2 试用和生产定型阶
15、段的资料.( 22 ) 附录A. . . . . . . . . . . . .( 23 ) s 中华人民共和空准飞机上E型液压系统HB5949-86 设计、代替飞机液压系统应按规定的温度型另IJ和压力级别设计。本标准规定了符合HB5948-86的I型和E型温度型别，B级和D级压力级别的飞机液压系统设计和安装要求。系统工作温度范围规定为gI型-55C- + 70C E型-55C- + 135C 系统公称压力规定为gB级其主压力控制装置的断开压力名义值为10500kPa(105bar) , D级其主压力控制装置的断开压力名义值为21000kPa(21 Obar)。本标准适用于飞机液压系统的研制及
16、批生产。当系统的技术要求超出本标准时，则须在本标准的原则指导下制定专用技术条件。1 技术要求1. 1 材料制造军用飞机液压系统所用的材料应是高质量的，能满足预定用途，并经国家鉴定合格的材料。所有的新材料均需进行充分的试验以证明符合使用要求。1. 2 设计总则液压系统及其附件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、振动或其他环境条件等引起的作用力或状态。如有可能，液压系统应这样布局，即由于作战或其他缘故损坏所引起的液压系统申任何两个会导致丧失油液或压力的故障，不致于造成全部丧失飞行操纵能力。液压系统应具有这
17、样的生存力2对于固定翼飞机，正帘起飞和着陆能提供足以满足有入驾驶飞机飞行品质规范)(1/规定的保证安全操纵的最低要求的能力，对于旋翼机，应提供足以返回预定着陆场地(包括舰上和陆上)的操纵能力。1. 3 油液液压系统和有关地面设备应使用符合SY1181-76的YH-10、符合Q/SY11507-79的YH-12航空液压i由或符合专用技术条件要求的其他航空液压油。1. 4 密封装置H日/24-67应作为盆封装置的说计和计算的指导性文件。1. 4. 1 圆截面橡胶圈密封装置圆截面1橡胶圈密封装置应符合HIJ4-56-76、HB4-57-76或满足使用要求的其他标准。且附习._.I立1)J 航空工业部
18、1986-04-14发布1986-12-01实施l 1-1 &5949-86 1. 4.2 螺纹连接件的密封装置虫草纹连接件的密封装置应符合HB4-59-76或满足侥周要求的其他标准。1. 4.3保护圈哺因截面橡胶圈密封装置的保护圈应符合HB4-58-76或满足使用要求的其他标准。1.5 液压系统模拟噩为确定系统的性能必须建造液压系统模拟器。其布局必须模拟系统的全部功能、飞行载荷和飞行力。在系统的研制阶段试验时，可采用原型附件或相应的实验件，但在首次飞行前，应在模拟器上装上同首次飞行飞机上相同的附件进行试验。这些附件应包括飞行测试设备、导管和接头等。要在模拟器上进行模拟各种任务剖面的试验，以模
19、拟真实的飞行状态。依次检验/%;统中各种装置工作时异常的反压力、冲击压力、温度、液压泵压力脉动等。系统必须模拟起功、飞行操纵检查、关舱门、刹车、前轮转弯、收放襟翼l、收放减速板、收放起落架、进气道调节、发动机尾喷口调节以及在起飞、巡航、进场、着陆和滑行时的动力飞行操纵。对所有应急状态和系统各种故障状态都能进行验证和模拟。模拟器在飞机首次飞行前用于确定液压系统的性能，并且在飞机生产过程中用来评定对该系统所作的任何重大更改。1. 6 系统设计-般要求液压系统要尽可能简单和可靠，并符合飞机设计要求所规定的有关设计、使用、检查和维修等方面的要求。1.6.1 油液温度极限液压系统应能在飞机飞行包线范围内
20、的任何条件下，包括1.6.1.1所规定的条件下进行工作，而系统中任何部分的油液温度均不超过下列极限gI型系统70 C E型系统135CC 在这些温度下进行工作应不使系统或附件性能有任何下降。1. 6. 1.1 极限气候条件地面上工作、飞行中工作和运输贮存等过程中的极限气候条件应符合t机战术技术妥求的规定。.1. 6.2 防火液压系统设计应与其他一些系统综合考虑，使液压系统消除或隔离附近的可燃气体、热源、发动机排气管或电器设备等所造成的火险。凡是会引起泄漏油液自发着火或持续燃烧的热源与发火源附近的液压管路和液压设备，均须由防火墙、防火罩或防止油液着火的相应装置加以保护。1. 6.3 强度1. 6
21、.3.1 附加载荷在飞机工作过程中受结构载荷或其他11液压载荷作用的所有液压系统附件，都应能经受这些载荷和表l中规定的相应耐压压力的同时作用，其应力不超过最高工作温度下的屈服点。1. 6.3.2 加速度载荷受加速度载荷作用的作动筒和其他附件，以及它们的连接导管和接头，均应根据与实际最大压力相等的压力进行设计和试验，其应力不超过最高工作温度下的屈服点。2 HB5949-86 1.6.4压力极限1.6.4.1 系统压力kPa 系统试验压力表1试验压力 一一一一一一|与系统公称B级系统D级系统:1翩。J21000压力之比%;42000|2001 42000 I 200或按相应航标j主AU O O 1
22、 9 试验元件和系统管路段参数各称耐350 i由箱工作压力的150% 油箱工作压力的200% 软管的耐压压力应为系统公柏:压力的125% 350 压150 70 la.导管、接头和软管I 21000 b.内部有受压气体和受压油|J液的附件| c .泵吸油管路和壳体回油管l路中附件及油箱(1) 非增压式油箱(2) 自增压式油箱31500 15800 7900 (3) 气体增压式油箱J .仅受系统压力作用的附件及压力管路(包括导管、接头il和软管)e .仅受回i由压力作用的附件|及回油管包括导管、接头和i软管)压最小v力a .导管、接头和软管b.内部有受压气体和受压油浓的附件! c .泵吸油管路和
23、先体回油管路中的附件及油箱(1) 非增压式j由箱(2) 自增压式j由箱400 84000 42000 l或技相应航标400 84000 42000 :油箱工作压力的i300% i 由箱工作压力的400% 700 700 气体增压式油箱(3) 爆破压力(最小250 52500 26300 350 350 (外部)(外部)的的响川卡川川臣4三千破日爆称的八Ad管统一软系仍一150 31500 15800 d .仅受系统压力作用的附件e .仅受回油压力作用的附件|及国油管路包括导管、接头和软管)压扁压力受抽吸作用的元件I、。1-1 115949-86 系统压力要符合表2规定。在用电子设备或其他与此相
24、当的方法进行测定时，系统工作中任一时刻产生的峰值压力应不超过主系统、分系统或回油系统等设计压力的135%。回油管路中的m件、导管和接头按二分之一系统公称压力进行设计。表2液压系统压力kPa 系统公称压力系统特征参数名称注IB级系统1050010级系统21000l动自压蓄il a.调节器断开压力10500 21000 系统设计压力8800 18200 主(调节器接通压力节lc.系统最大流量条件下系统安全13300 27000 于l阀最大调定压力占1系统设计压力力l等于系统安全阀调定压力加上所示值t 系21000 20600 27000 18900 21000 1100 1100 9500 105
25、00 1050Q 10100 13300 a 安全阀全流量调定压力|b.金流量工作压力上限|c.系统最大流量条件下系统安全;阀调定压力la.泵卸荷压力b .系统全流量压力的最大极限l c .系统最大流量条件下系统安全ll阀最大调定压力i热膨胀释压|同最大调定压力变量泵系统量泵系统1. 6.4.2 反压力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。系统的设计也要保证系统内任一附件发生的故障不会使任何其他分系统、应急系统或备用系统因反压力作用而失灵。1.6.4.3 刹车飞机处于地面时任一附件工作所形成的反压力，不应在刹车阀回油口处产生较大的反压，此反压应不大于使刹车片接触所
26、需压力的90%。此外，在滑行、着陆或起飞过程中飞机上任一其他分系统工作的条件下，刹车系统的入口压力应不降到低于最大刹车工作压力。1. 6.4.4 压力调节液压泵由动力驱动的液压系统，要采用压力调节装置和单独的限压装置。若泵的驱动机构是连续运转的，如发动机或传动装置，则须采用变量泵。若泵由电动机驱动，则可以利用压力继电器来断开电动机，作为压力调节的主要方法。在任何情况下，均应设置单独的安全闷。4 HB5949-86 1.6.5 液压油箱增压泵进口要求增压的I型系统，可采用非隔肖式增压油箱(气体和油液接触)或隔离式油箱(气体和油液隔离).n型系统的液压油箱应使系统工作时油液不接触空气。油箱的增压压
27、力要足以避免在各种工作状态下在泵进口处产生气穴。1.6.5.1 液压油箱的自供增压液压油箱应能在系统丧失正常提供给油箱自供增压所需压力的情况下保持增压。1.6.6 油液流速限制l确定每个系统的导管尺寸和油液最大流速时必须考虑以下各点ga. 最低工作温度下的允许压降，b. 油液流速和快速响应阀引起的冲击压力，c. 回油管路内的反压力。该反压力将影响刹车和泵壳体回油管路，d. 泵进口压力。该压力受吸油管路长度和高响应率变量泵的影响。同时应考虑冲击压力和气穴作用。1.6.6.1 油液流量影响设计系统时应使任何一个附件或分系统都不会因多泵系统中单泵运转或发动机转速降低等引起流量减少而产生故障。系统的设
28、计也要保证流量增大时不会对任何附件或分系统的正常工作产生不利影响。例如蓄压器放压或受气动力载荷影响的附件等引起流量增大。1. 6.6.2 加速度影响系统和附件的工作应不受飞机可能产生的最大(正的和负的)过载的不利影响。要考虑过载对被作动装置、液柱、其他具有较大质量的油液、操纵对象质量以及其他可能承受飞机过载作用的附件或分系统等的影响。1.6.7 分系统的隔离由同一压力源供压的两个或两个以上的分系统，其中一个对飞行操纵是必要的，而另一个是非必要的，就应进行适当的隔离，以保证对飞行操纵必要的分系统不会因为非必要的分系统的任何损坏而受到不良的影响。1.6.8 地面试验用连接装置每个液压系统应包括一套
29、自封连接装置，供连接地面试验设备用。液压系统地面试验连接装置应这样设计，IJ在飞机上试验一个液压系统时不必对飞机上其他液压系统增压。特别是只用一个液压试验设备试验飞机液压系统肘，在试验设备和飞机系统之间不采用y型连接，而应用第二个地面试验设备连接到飞机上另一液压系统(过滤要求见1.11.9)。各个液压系统应尽量集中设置地面试验连接座。该连接座上要有连接地面试验设备用的各种接头，供系统检查、系统清洗、液压油箱排气、液压油箱加j由以放蓄压器充气之用。应采取措施防止水分、空气及其他污染在加油试验过程中通过地面连接装置进入系统。1.6.8.1 地面试验用接头由隔板式半法兰接头和保护盖组成的成套自封接头
30、，应安装在飞机上从地面容易接近的适当部位，以连接地面试验设备。机上地面试验用接头要与地面试验设备上的接头相适应。应急系统或辅助系统中使用的电动机驱动泵不用于地面试验，除非电动机技连续工作要求设计。1.6.8. 1. 1 液压油箱增压接头。HB5949-86 若液压油箱由压缩空气或压缩氮气增压，则应装有地面增压接头。i直接头的端头尺寸应符合HB4-3-83，以便于连接地面增压装置。为了在不使用时保护此接头，应装有带安全链条的符合HB4-69-83的培盖。1.6.8.1.2 液压油箱加油接头应采用低压压力加油方法对油箱加汹，而不要设计成通过加油口直接把i由液倒入油箱。油箱加油接头的端头尺寸应符合H
31、B4-3-83，以便连接地面加油设备。为了在不使用时保护此接头，应装有带安全链条的符合HB4-69-83的培盖。1.6.9 昆入空气的排除凡是混入的空气会妨碍液压系统正常工作之处，均应采取如安装排气阀等那样的合适方法来排除，而不采用断开管路或松开导管螺母的方法。前直压系统和液压设备的布局要尽可能使系统中游离空气能自动流向液压油箱或其他不致于影响工作且使于排出的聚积处。1. 6.9.1 系统中空气含量允许极限系统应这样设计和布局g在飞机规定的各种工作条件下，系统中混入的空气不致于引起系统压力的下降或性能的降低。1.6.10 液压泵液压泵必须与飞机液压系统相适应，而且对飞机液压系统不产生不正常或不
32、良影响。相同型号的液压泵在形状上和功能上必须14换，相互之间也能相容，以便允许在多泵系统中混合使用。1.6.10.1 应急液压泵直接为飞行操纵或其他重要飞行用途提供应急液压动力的液压泵，不可用于其他目的-1. 6.10.2 发动机驱动的多台液压泵如果多台发动机飞机上的液压系统采用由发动机驱动的多台液压泵，则至少应由两台发动机驱动这些泵。要设置足够数量的由发动机驱动的泵，必要时辅之以其他动力源(电动机、辅助动力装置、冲压空气涡轮或气功能源等)驱动的泵，保证在维持飞行中发动机组合台数最少的情况下操纵面助力操纵或动力操纵能进行工作，在发动机组合台数最少的情况下滑行时，保证液压刹车系统和任何其他必须的
33、装置能进行工作。1. 6.10.3 泵的脉动对于所有液压动力源附件发动机驱动泵、动力组件、功力转换装置等)，应控制泵的脉动，使其不致于对飞机液压系统导管、附件和支承装置产生不利影响。必须通过试验确定泵的脉动对液压系统的影响。初步试验应在模拟器上借助合适的记录设备进行。试验要包括全部工作范围z从零转速到泵在飞机上需承受的最大转速、压力和流量。必须消除包括诱导共振在内的各种不利影响。应将液压泵脉动影响的模拟器试验结果写成报告供评审，并在第一架飞机上验证该试验结果。所要求的任何改正措施均须在首次飞行前完成。1.6.10.4 泵的逆转如呆泵是根据不能边转的条件设计的，则系统和附件的说计应使任何一个故障
34、均不导敛泵的逆转。1. 6.11 泵的供油切断阀根据特定型号飞机的防火要求可说置液压泵供油(吸油切断阀。若要设置这类阀，则6 HB5949-86 币一-不应位于防火墙或隔火板的装有发动机的一侧，但要尽可能靠近这些构件。阀相对发动机耍，有一定距离，保证在发动机从连接结构t脱离时阀的工作不受影响。此类阀的关闭和打开应能在驾驶舱内进行操纵。1.6.U专用工具除特殊情况外，液压系统的设计应保证附件的安装和拆卸不采用专用工具。1. 6.13 系统的压力指示应根据飞机设计要求来指示液压系统或分系统的系统压力。f在力指示器要安装在容易被驾驶员看清的部位。1. 6.13.1 系统低压警告灯应在驾驶舱内引人注意
35、的位责安装合适的警告灯，以便当液压系统压力降低到某一值时向驾驶员发出警告。警告灯是对压力指示要求的补充而不是代替。警告灯由系统内的压力继电器进行控制。在正常工作情况下，飞行操纵动作的任何组合都不应导致警告灯发亮或闪光。地而检芒f过程巾警告灯的瞬间闪烁只有在相应的飞机使用维护说明书中对这种情况有明确规定时才允许，而且在飞行过程中除系统有故障外，不应出现这种情况。1. 6.13.2 压力表地面检查需要在肘子前、飞行府或日常进行检奇的同力表，)3L :生竟在不使用工作台也可梭沓的部位。1.14 油液取样阀在总回ifh滤的入口前设置i由液取样阀。取样阀的要求参照(型液压系统职样和放油阀。该阀要位于容易
36、接近的部位，并便于使用取样容器，根据设计要求，也可在系统的其他部位设置油液取样阀。取样阀须保证能在系统处于全压力情况下取出有代表性的油液样晶。这种阀工作时产生的污垢应不足以影响油液样品的污染度。阀的喷嘴要设计成易于穿透取样容器颈部的塑料薄膜罩如果布的话)。阀嘴要有保护盖，而保护盖应在!何发生故障时也能防止外部泄漏。保按盖须备有链条或类似零件以免丢失戎被弄脏。1. 7 通用液压系统设计对于执行飞机基本任务很重要的各种液压操纵装置如炸弹舱门、空中加油等装置), 以及对于着陆和停机必需的各种液压操纵装置如起落架、刹车等装置)，均应有应急操纵的设备。通用液压系统的任何故障都不应导致飞行事故。1. 7.
37、1 定义!用液压系统包括供飞机上任何装置正常工作的所有系统，但供飞机主操纵而工作用的系统除外。1. 7.2 机轮刹车系统机轮刹车系统的要求参照飞机机轮刹车系统的设计1. 8 通用液压系统的应急系统设计如果要求通用液压系统内设置应急装置，则应急系统与通用液压系统应完全独立，独立部分范围直到j但不一定包括转换阀、作动筒或液压马达。系统的设计要保证一俗分系统内一个作动器的损坏不致于同时妨碍或破坏另一个分系统的正常和应急工作。1 .8.1 类型7 HB5949-86 应急系统可以采用液Hfl由、)f缩气体、气体发生装置、机械操纵、电气机械装贯或重力等。1.8.2 增71装置如果不利用液压操纵的增升装置
38、便不能进行安全着陆，则增升装置要由双套液压系统操纵，或备有适当的应急系统。1. 8.3 应急管路的排油和排气在应急系统不工作时，从转换阀引出的应急管路通住液压油箱或低压(最多超过液压油箱增压压力100kPa表压)无冲击回油管路。如果转换阀泄漏不很严重，管路可通大气。在)f缩气体应急系统工作结束后，系统应直接通大气而不通向液压油箱。1. 9 飞行操纵液压系统设计工作时需要液压动力的飞行操纵系统参照有人驾驶飞机飞行操纵系统设计、安装和试验通用规范。在双套飞行操纵液压系统中，两个系统的设计都要保证地面试验设备能连接到其中的任一系统，而且一个系统的工作不会对另一未工作系统产生不利影响，如造成系统间串油
39、或其他任何零件损坏。为实现这一要求，应使未工作系统内的油液能M助力器的一腔自动旁通至另一院。1. 9. 1 定义飞行操纵液)f系统是指那些驱动副翼、方向舵、升降舵以及组合功能操纵而等翼面用的液压系统。1. 9. 1. 1 助力飞行操纵液压系统助力飞行操纵液压系统是一种可逆的操纵系统，在系统中，驾驶员通过对一套机械连杆所加的力，在这些连忏中的某一点由液压予以放大。1. 9. 1. 2 动力飞行操纵液压系统动力飞行操纵液压系统是一种不可逆操纵系统，在系统中，驾驶员借助电气方法或机械方法作动一动力控制的伺服机构。此伺服机构驱动主操纵丽戎相威装置。1. 9. 1. 3 飞行操纵-一通用组合液压系统飞行
40、操纵一一通用组合液压系统(即组合系统是既提供飞行操纵系统工作所需的部分液压动力，又提供通用系统工作所需液压动力的一种液压系统。1. 9.2 系统隔离如果飞行操纵系统需要提供液压动力，则应设置一个完全独立的、完整的和合适的液压系统，供飞行操纵专用。此液压系统不向任何其他系统或附件提供液压动力，满足规定的设计要求者除外。此液压系统应尽可能简单，并使所含的附件尽量少。双腔助力器系统可利用飞行操纵通用组合液压系统提供二分之一液压动力，在这种情况下，飞行操纵系统必须要优先取得液压动力。此外，飞行操纵一一通用组合液压系统尽可能设计成仅在起飞和着陆阶段才工作的那部分(如操纵起落架或襟翼用的)，能依靠可以在座
41、舱内进行操纵的、装在压力管路中的适当的切断阀与系统的其余部分隔开，而单向阀在回油路内的位置应保证在系统切断阀关闭情况下，通用系统中任何部分的破裂都不会使油液从液压油箱内流失。如果飞行操纵一一通用组合液压系统中采用切断阀来隔开非主要的飞行操纵部分，则系统要设计成能在滑行或地面工作的过程中防止意外的切断，从而保证机轮刹车、前轮转弯或其他重要操纵任8 HB5949-86 务的执行。1. 9.3 液压动力源损坏如果飞机上液压动力源损坏后直接利用机械操纵不足以使飞机操纵能力满足有人驾驶飞机飞行品质而规定的保证安全操纵的最低要求，贝1I必须设置应急动力源提供所要求的操纵能力。1. 9.3.1 应急动力系统
42、设计应急动力系统的接通方法有人工的或自动的，其方法应最简单、最可靠，并符合飞机的要求。如呵能，最好采用人工接通方法。如果飞机只有一台发动机，则应急动力源应与此发动机的工作无关。在多发动机飞机上，应急动力源所依赖的发动机必须不是主动力源所依赖的发动机。在有些情况下，若适用液压系统与飞行操纵液压系统之间不相互连接而且任何一个故障都不会导致两个系统同时失效，则允许利用通用液压系统作为应急动力源。对于燃油花尽因而所有发动机均不再运转时着陆的可能性应给予考虑。由于有些涡轮喷气发动机在着陆时其风车转速不能提供足够的飞行操纵动力，因此有必要设置不依赖发动机的应急动力源。对于没有发动机动力也能着陆的飞机，上述
43、情况不作为应急情况考虑，但应采取措施保证在燃油耗尽而且一个动力操纵系统失效的条件下进行着陆。针对这种情况进行设计时，必须特别注意不降低动力操纵系统的可靠性。在应急液压系统工作眉飞行操纵液压系统必须始终能重新接通或回复到正常状态。如果采用冲压空气涡轮作为应急动力源，则该涡轮应能在任何飞行条件下伸出工作和收进。1.9.3.2 断开和旁路如果供飞行操纵用的液压系统损坏后将直接利用机械操纵，或根据其他系统设计条件认为有必要，则应采取措施使油液能从飞行操纵系统助力器的一腔自动地直接旁路至另一腔。若助力器能从系统中断开，则不要求旁路。对于双腔助力器，若有必要，!lJI两个系统都必须向动旁路。1. 9.4
44、系统间隔凡在设置双套液压系统之处，这些系统应尽量离得远些，以便最大程度地减少炮火或发动机着火对双套系统所引起的破坏作用。应尽可能将双套系统分开布置在机身、翼梁的相对两侧，或采取类似的隔开措施。对安全飞行必需的各系统应尽量做到相距450毫米。如在飞机上有必要使这些系统互相靠拢，例如操纵面用的双腔助力器则根据设计要求加以防护。对于飞行操纵系统运动附件与飞机结构或其他附件之间的问隙须给予足够的重视，保证温度影响、气动载荷以及结构变形等可能的综合作用不造成飞行操纵系统任何部分的卡滞、摩擦或不灵活。1 .9.5 分系统压力凡工作压力低于系统全压力的分系统，均应设计成能承受全压力并能在全压力下工作。如果全压力会带来危害或危险，则该系统要在减压阀出口管路中装有合
