1、中华人民共和国航空工业标准HB 7231-95 军用飞机维修性设计准则1995-12-13发布1996-01-01实施中国航空工业总公司批准目次1 主题内容与适用范围._. . . . . . .(1) 2 引用标准. . . . .(1) 3 术语. . . . . . . . . (1) 4 般要求. . . . . . . (1) 5 详细要求. . . . . . . . . . (4) 5. 1 飞机结构. . . . . . . . . . (4) 5.2 起落装置系统. . . . . . . . (6) 5.3 弹射救生系统. . . . . . . . . . . (7) 5
2、.4 发动机安装和操纵系统. . . . . . (8) 5.5 环境控制系统. . (9) 5.6 电源、配电系统. . . . . . . . (10) 5.7 液压气动系统. . . . . . . . . O) 5.8 燃油系统. . . . . . . . . . IIO. (12) 5.9 氧气抗荷系统. . . . . . . . . . (14) 5. 10 防冰防雨系统. . . . . . . . . (14) 5.11 火警系统. . . . . . . . (14) 5. 12 仪表系统. . . . . . . . . . . (15) 5. 13 飞行控制系统. .
3、 . . . . . . (1 6) 5. 14 航空电子系统. . . . . . . (17) 5.15 军械系统. . . . . . . . (8) 中华人民共和国航空工业标准军用飞机维修性设计准则1 主题内容与适用范围1. 1 主题内容本标准规定了军用飞机维修性设计准则。1.2适用范围HB 7231-95 本标准适用于歼击机、歼击轰炸机、强击机及其教练机的维修性设计，其他机种可参考使用。2 引用标准GJB 312 飞机维修品质规范GjB 431 产品层次、产品互换性、样机及有关术语GJB 451 可靠性维修性术语GJB 1130 弹射救生系统可靠性和维修性通用要求3 术语本标准使用的
4、可靠性维修性术语见GJ312和GJB451。4 -般要求4. 1 系统(或设备布局要求4. 1. 1 在飞机总体布局时，飞机上各系统、设备和部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，以免维修时交叉作业。4.1.2 飞机充填口、检查点应数量适当、布局合理。4.1.3 插头座和接线盒等应布置在不易受潮的位置。4.1.4 应考虑给维修人员在检查、测试和拆装设备、部件时，提供必要的维修空间或通道。4.1.5 管路、线路不应妨碍舱门、口盖等活动件的工作。4. 1. 6 敷设管路、线路时，两者应相隔一定的距离，一般线路应置于管路上方。不易接近和检查的部位，不应敷设管接头和接插件，燃油、液
5、压、气动等管路应排列整齐，尽量避免里外重叠，以便观察和维护。4. 1. 7 易被外物损坏的部位，如天线、传感器、操纵丽、空速管以及进气道等，均应有保护措中国航空工业总公司1995一12-13发布1996-01-01实施HB 7231-95 施，而且要保证保护装置的固定方便和可靠。4. 1. 8 合理布置安装于座舱内的设备和组件，尽可能在不拆卸弹射座椅或座舱盖的情况下，就可以拆卸、维修设备和组件。4. ,. 9 应设置电气、液压、冷气和环控等系统的外部检测点。这些点不得靠近放射源、进气口、排气口、放油点和可动操纵面等部位，而要布局在便于接近的位置。4. 1. 10 副油箱、武器外挂等飞机的最低部
6、位，不得影响维修人员的正常维修活动。4. 1. 11 起落架舱门和外接能源的维修口盖等，在飞机的各种外挂配置状态下，均应能自由打开和关闭。4.2 系统(或设备)设计要求4.2. 1 系统(或设备)的设计应贯彻以可靠性为中心的维修思想。4.2.2 尽量采用不需要和很少需要进行预防性维修的设备和组件。4.2.3 选材、工艺、结构以及要求的维修环境和条件都应与使用部门的维修能力和条件相协调，以便于排除故障。4.2.4 机械组件，如液压作动器的结构应简单，以便于拆装、调整。4.2.5 使用中容易发生磨损或故障的部位，应设计为叮拆卸的。4.2.6 系统在设计时应把日常维修工作减到最少。4.2.7 设计时
7、应留有足够的修理余量，并保证修理容差大于制造容差。4.3 可达性要求4.3.1 飞机的系统、设备、部件应根据故障频率的高低、调整工作的难易、拆装时间的长短、重量的大小、标牌的位营利安装特点等，将其配置在可达性不同的位霄，上，尽量做到在检查或拆卸任一故阵部件时，不必拆匍l其它设备、部件。4.3.2 接头、开关应布置于可达性较好的位置上，常需拆卸的接头、开关应设置专用口盖。4.3.3 设备检测点应布置于设备的外侧，以便打开口盖即可进行检测，常用检测点应设置专用口盖。4.3.4 所有的润滑点均应具有良好的可达性。4.3.5 维修口盖的尽寸和位置应符合可达性要求。4.3.6 尽量采用不用工具就可打开的
8、口盖。4.4 互换性要求4.4.1 同型号、同功能的部(组)件应具有互换性。4.4.2 设计人员应根据产品的使用维修条件，提供合理的使用容差，以提高其物理(结构、外形、材料)和功能上的互换性。4.4.3 飞机对称安装的部(组)件，应尽可能设it成左右件可以互换使用。4.4.4 不同工厂生产的相同型号的设备、组件必须具有互换性，设备、组件等的原型产品与改型产品一般应有良好的安装互换性。4.4.5 应尽量采用标准化设计。在标准选用范围内，尽量选用可靠性高的部件、模块租元器件。4.5 防差错要求2 HB 7231-95 4.5. 1 在设计时应充分考虑并采取措施，以防止在连接、安装时发生差错。做到即
9、使发生连接和安装差错也能立即发现、避免导致损坏装置和发生事故等后果。4.5.2 凡是需要维修人员引起注意的地方或容易发生维修差错的设备或部位，都应在便于观察的位置设有维修标志、符号或说明标牌，说明标牌上应有准确的数据和有关的注意事项。4.5.3 对于外场使用中容易发生维修差错的重点设备或部位应采取错位装不上的特殊措施。4.5.4 在连接、装配、安装、盖口盖和其它维修操作中，可能出现错误的部位，设计上应有防错措施。4.5.5 对于有固定操作程序的操纵装置都应有操作顺序号码和运动方向的标记。4.5. 6 标记应根据机种的特点及维修的需要，按有关标准规定采用文字、数据、颜色、象形图案、彩圈、符号或数
10、码等表示。标记在飞机使用、存放、运输条件下应保持清晰牢固。4.5. 7 在有流向要求的附件上应标明流体方向，以防装反。4.6 人素工程要求4.6. 1 测试点、调整和连接机构要便于识别和维修操作。4.6.2 尽可能使维修人员在飞机上进行维修时，有比较合适的操作姿势。4.6.3 尽可能使维修人员在飞机上进行维修时，有比较合适的照明条件。4.6.4 设计时应遵循:单人搬动的部件重量不超过16千克，两人搬动的部件重量不超过32千克，重量超过32千克的部件，应采取相应的起吊措施。4.6.5 设汁系统及设备时，应设法降低对维修人员的技能等级要求。4. 7 安全性要求4. 7. 1 应避免维修人员在接近高
11、温、高电压、毒性物质、微波、放射性物质以及其它有害环境中进行维修工作。不可避免时，应有防护措施。4.7.2 凡是可能发生危险的部位，都应在便于观察的位置设有醒目的标志、艾字警告，以防止发生事故和危及人员、设备的安全。4, 7.3 工作舱口的开口和口盖部件的棱边必须是倒角和带圆弧的，并应有足够的开度便于操作。4.7.4 应急电门、按钮或把手等应有防护措施，防止因误碰而伤人或损坏设备。4.8 测试性要求4.8. 1 机载电子设备均应具有机内测试(BIT)功能，机械和机电设备的关键或重要部位也应设置机内测试装置或测试接口。4.8.2 需通过地面检测设备检测的系统、设备，应在飞机上设置检测接口，以便实
12、现机上原位检测。4.8.3 应尽量将故障隔离到可更换单元上，并能简易迅速地进行系统、设备修复后的检验工作。4.8.4 每个LRU的测试接头，必须与地面测试设备相兼容。每个LRU必须具备有足够的内部测试点，以便利用测试设备将LRU的故障隔离到内场可更换单元(SRU)上。4.8.5 应保证检测设备发生故障时不导致被检测系统发生故障。3 HB 77.31-95 4.8.6 检测点应有合适的标志，每个检测点都应有唯一的代号予以区分，正常的信号或预期的测试输出都应标注在检测点附近的标牌上。4.8.7 系统中发生的关键故障应尽可能通过系统级的指示装置给予明确的指示。4.9 组装和安装要求4.9. 1 故障
13、指示器、耗时指示器、手柄和接头等应安装在LRU正面的面板上。4.9.2 应最大限度地按功能划分模块进行组装。4.9.3 应有安装的防错措施。4.9.4 机载电子设备应设计成快卸的安装形式。4.9.5 组装设计应与修理级别分析结果相符，可修复产品的设计应考虑、维修保障措施，如测试点、可达性、插入式元件等;凡列为弃件式的产品应予以封装，成本也应降低。4.9.6 应最大限度地使用插入式模块或组件，但若使用插入式模块或组件会严重降低设备的可靠性，则此种情况例外。4.9. 7 进行模块或组件的维修时，拆卸任一组件.应做到不需拆卸其它组件，应尽可能避免组件或元件堆叠。4.9.8 对于因空间限制模块或组件必
14、须堆叠的区域，应按预计的拆换频率来安装模块，凡需经常维修的产品，应有较好的可达性。4. 10调整与校准4. 10. 1 安装LRU时，应不需要调整和校准。如果有必要，也应能够迅速准确地进行调整和校准工作。4. 10. 2 应明确调整和校准的要求和频率34.10.3 调整和校准的要求应最少。4. 10.4 调整点(部位)应可达。4. 10. 5 调整和校准点的位置应同进行该项调整和校准的维修级别相适应。4.10.6 应有消除调整和校准时的相E干扰因素的措施。4. 10. 7 调整和校准点应有标志。4. 11 其它要求4. 11. 1 飞机设计时应使充、填、加、挂等日常保障工作简单、易行。4. 1
15、1. 2 飞机上必须设置维护所需的充填口或检测接头，如重力加油口、压力加油接头、充气接头、座舱气密试验接头、液压系统试验接头、外接能源接头、地面检测设备连接点等。必要时还应有供地面试车时机内外通话用的耳机插头或具有相应功能的其他设备。4. 11. 3 应按国家统一标准设计充填头与外接插头，以便通用和维修。4.11.4 应备有容器、护罩等以防系统或设备的脆弱部分在搬运时损坏。5 详细要求5. , 飞机结构5. 1. 1 总则5. ,. ,. 1 结构设汁时，应使飞机的主要承力件便于在外场进行目视或无损探伤等检查，以保4 HB 7231-95 证在飞机使用寿命期间内，外场能用有效的监控装置对上述部
16、件进行监控。5. ,. ,. 2 结构设计时，应保证发动机安装时的定位性和导向性，以减少发动机更换时间和简化地面维护设备的设汁。5. 1. 1. 3 合理设置结构工艺分离面，以保证修理工作面开敞，镀金装配件应有足够的刚度，易于在外场无型架条件下修理和组装。5. 1. 1. 4 在要求维修的区域应提供通道，其通道和入口需要有足够的咫寸。5. 1. ,. 5 飞机结构应选用易于修理并能满足供应的航空材料。采用新材料、新工艺则必须充分考虑其可修性。5. ,. 1. 6 非金属部件、连接件不应位于飞机结构的封闭区内，一般应便于检查和维护。5. ,. 1. 7 需要用目视检查的维修部位，应提供视线租照明
17、的通路戎提供使用内视镜检查的条件。5. ,. ,. 8 对维护、保养和检查频率较高的部位，在设计上应提供快速可达的条件。5. ,. ,. 9 设计时应采取措施，防止由于人为差错而将低强度零件误认为高强度零件装机使用。5. ,. ,. 10 装在飞机上的可拆卸组件，尽可能使用托板螺母固定。5. 1. 1. 11 结构应设置必要的排水孔，排水孔应设置在结构蒙皮的最低点，以防止有害液体在结构中积聚。对所有的静压孔和通气孔，应采取防虫措施，以防堵塞。5. 1. 1. 12 设计时禁止考虑用垫片校正结构件和整流罩等的安装位置。5. 1. ,. 13 各主要部件(如机翼、机身、舱盖等均应设置起吊点和(或)
18、支撑点。5. 1. ,. 14 机身上应有起吊点，便于整架飞机起吊。在飞机的适当部位应设置系留点。5. ,. ,. 15 在飞机下部应设置支撑点，以便支撑整架飞机以及更换前、主起落架机轮及刹车装置等。5. ,. ,. 16 在飞机损坏时吁作为支撑点的强受力点，应在结构上标出。这些受力点不同于一般的支撑点，它们仅在飞机损坏而不能使用正常支撑点时用来支撑整架飞机。5. .2 维修口盖及舱门5. .2. , 维修口盖分为以下三类:一一一A类，打开或关闭时间小子lmin，这类口盖使用饺链锁;一-B类，打开或关闭时间在1至IOmln之间，这类口盖既可用饺链锁，又可用快卸紧固牛;一一C类，盯开或关闭时间取
19、决于口盖上的螺钉数量，这类口盖应使用标准螺钉，而不使用佼链锁或快卸紧固件。5. 1. 2. 2 所有壳、填、加、注点和飞行前、飞行后需要检查的产品必须通过A类口盖可达。5. ,. 2. 3 对于频繁检查或拆卸的产品应通过B类口盖可达。5. ,. 2.4 不要求频繁检查或拆卸的产品，则可通过C类门盖自J达。5. ,. 2. 5 维修口盖的尺寸设计，应尽可能满足各种维修活动的要求(考虑工具、工作活动空间和目视检查等活动必要的尺寸.)。5. .2.6 所布可拆卸的维修口盖、舱门及其对应的蒙皮开口应一一标出识别标志。如果是对HB 7231一95称的，则还应分别作出上、下、前、后、左、右等标志。5. 1
20、. 2. 7 佼接口盖上应有上锁和非上锁位置的识别标志。5. 1. 2. 8 口盖应有名称、编号和必要的说明，且应有防冰、防水的措施。5. ,. 2. 9 大尺寸的舱门应设有开启撑抨，以便于维修。5. 1. 2. 10 若口盖用不同长度的螺钉固定，则各种长度的螺钉的直径不应相同，以免装错，并在口盖上打出字样。5.1.2.11 易装错的口盖和舱门均应有防盖错措施。5.1.2.12 打开、关闭维修口盖时，应尽量避免使用专用工具。5. 1. 2. 13 在结构受力允许的情况下，维修口盖应尽量采用快卸形式。5. ,. 3 紧固件5. 1.3. 1 尽可能减少固定可拆卸口盖的紧固件品种和规格。5. .3
21、. 2 在结构连接处如采用销子固定时，则应使用可更换的衬套。5. ,. 3. 3 应采用要求的镀层或其它措施，以避免主要结构连接销或螺栓的锈蚀。5. ,. 3. 4 选择使用标准工具装拆的紧固件。5. ,. 3. 5 尽可能采用标准件和通用件，以便提高互换性。5. 1.4 座舱设计要求5. .4. 1 应尽量减少设置在座舱内的附件。座舱内的设备、部件的位置应便于检查和拆装。5. .4.2 座舱内设备、组件应有良好的可达性，为此应满足以下要求:a.前风挡不应防碍仪表板的维护，必要时应设计成易于拆卸的形式Eb.座舱盖锁闭装置及应急抛放装置必须易于日视检查。座舱中需经常拆装、校测的设备、组件的紧固件
22、应易于拆装，不能目视安装的应有盲目安装的定位万法和检查方法;C.需要维护的座舱下部的部件、管路必须有良好的可达性zd.座舱地板应便于清除灰砂与杂物。5. .4.3 座舱内各种装置的调节部位应加以保险和防护。5. ,. 4.4 除其他简单方法能进行座舱密封性判断、试验外，在座舱设计中应考虑以F要求:a.座舱气密试验能在座舱无人条件下进行;b.应有能检查判定座舱漏气部位的设备或工具。5.2 起落装置系统5.2.1 起落架5.2. 1. 1 起落架的润滑点和保养点，应能目视检查并具有良好的可达性。为便于润滑，作动器固定点、起落架舱门和锁销、上位锁和锁销，以及作动器活塞杆等处应直接可达。5.2.2 主
23、要受力部件应尽可能原位检测。5.2. 1.3 起落架应有排水结构设计，以防止结构凹部积水。5.2. .4 采取切实可行的措施，防止起落架在维修期间意外收上。5. 2. ,. 5 在前m主起落架的支柱附近，应标出支柱的伸缩量与压力变化的比例关系，以便为支柱的高度测量提供参照标志。5.2.1.6 起落架上的导管、软管和导线等的安装应有防错措施。6 HB 7231-95 5.2. 1. 7 在起落架上应设置标准牵引杆或牵引车的连接件，以便用来牵引飞机。5.2. 1. 8 在起落架上应设置于斤顶的支撑点。5.2. 1. 9 起落架及其舱门的正常收放，应不影响飞机副油箱、武器的装卸及武器的校准。5.2.
24、1.10起落架应采用一种类型的润滑剂。5.2.2 机轮刹车和防滑装置5.2.2. 1 刹车系统应设置放袖活门，并把放油点布置在系统放油时不必拆卸机轮的位置上。同时，放油点也可作为系统压力的测试点。5.2.2.2 拆卸刹车组件时，不应与机轮拆卸相互干扰。5.2.2.3刹车组件应装成一个独立单元。在机上维修装拆刹车的机械部分时，不应给液压部分带来影响。5.2.2.4 刹车装置应设置一个外部可见的刹车片耗损指示装置。5. 2.2.5 应急刹车蓄压器和充氮嘴应有良好的可达性。5.2.2.6 对轮轴上装有防滑传感器的机轮，应保证不必拆卸防滑传感器，就能更换机轮和轮胎。5.2.2. 7 防滑系统应设置BI
25、T装置。5.2.2.8 拆换控制盒时，不必拆卸其它部件。5.2.2.9 阻力伞投放机构必须能在地面校验。5. 2.2. 10 机轮的固定方式应考虑尽可能减少更换机轮的时间。5.2.3前轮操纵5. 2. J. 1 拆换控制盒时，不必拆卸其它部件。5.2.3.2 前轮操纵系统应设置BIT装置。5.3 弹射救生系统5.3. 1 合理布置安装于座舱内的设备和部件，在飞机上拆装弹射救生系统时应不需要拆下座舱中的其它设备、部件。而拆装座舱中的其它设备、部件时一般也不需要先拆下弹射救生系统。5.3.2 压动弹射手柄和拉动打火拉环的力的大小应保证空中压付的动，又要考虑地面维护安全，不能轻轻一压(拉就动作。5.
26、3.3 弹射手柄和拉环应装在不易被误动的地方。于柄和拉环应是红色的，手柄上还应有护罩并有醒目的警告文字。5.3.4 弹射救生系统的操纵传动系统的拉杆、钢索和摇臂等应有护罩、护套或护盖遮蔽，以防意外牵拉发生危险。5.3.5 座椅不应有锐边，其内侧不应有突出物以免卡住、夹住、损坏服装和伤害人员。5.3.6 应尽量减少弹射座椅地面保险销的个数。5.3. 7 在不拆卸其它任何组件的情况下，便可拆卸和更换限位开关。5.3.8 野战级维修应能更换座舱盖玻璃。5.3.9打开和关闭舱盖的主方法应为动力操纵方式，而人力备份上锁、开锁、打开和关闭舱盖应在飞机的左侧完成。完成人力上锁、开锁、打开或关闭舱盖只需-件工
27、具。5.3. 10 在飞机左侧提供A类口盖，以便在应急情况下，不进入座舱就能汀开座舱盖。7 HB 7231-95 5.3. 11 抛放系统的零件或组件应布置在能实施快速而简易检查的部位上。在不拆卸其它系统的情况下，就能检查和辨别出过度磨损、损坏及潜在的失效。5.3.12 在零件或组件的调整、维护或更换时，不应对其它设备的元件或组件带来影响。5.3.13 抛放系统的所有控制组件和机械起爆燃气组件，在维修时应有保险装置。5.3. 14 尽可能减少座舱盖机械系统的润滑点。5. 3. 15 弹射救生系统的其它维修性要求见GJB1130 0 5.4 发动机安装和操纵系统5.4.1 发动机安装5.4. 1
28、. 1 发动机应采用机身大开口的拆卸及安装形式。5.4. 1. 2 发动机和飞机之间的连接件数量应尽可能少，尽可能简化管路、电缆的敷设。5.4. ,. 3 发动机和其它各功能、系统间的管路接头及电缆插头应采用快卸形式。5.4. 1.4 发动机装入机身时，发动机上应设有导向件及定位件，以保证发动机较容易拆卸、安装和定位。发动机安装节(主、副安装节)及加力喷管吊挂在飞机上应容易拆装。5.4.1.5 更换发动机时，除用发动机拖车之外，不需其它专用工具。发动机应作为一个整体较容易地拆下而不需要拆卸发动机上的任何附件。5.4. 1.6 发动机和飞机结悔之间应有适当的间隙，以保证发动机在拆卸、安装时不被碰
29、伤。5.4. 1. 7 发动机和飞机之间的各连接件的茸茸应有良好的可达性。便于操作并容易发现连接件意外接反、接错等，便于检查油液管路接头处是否渗漏油。连接件的位置分布必须考虑能在各连接位置同时作业而不相互防碍。5. 4. 1. 8 发动机舱内拆卸频繁的附件应布置于可达性较好的位置上，必要时应设置专用口主皿5.4. 1. 9 燃油调节器的各调节部位应便于调整，具有良好的可达性。5.4. 1. 10 发动机设计应与飞机设计相协调，以便对装在飞机上的发动机进行日常维修及快速测试。对要求日常维修、检查、更换较频繁的零部件，应在其所在部位设有快速的检查维修口盖或透明的检查窗。5. 4. 1. 11 发动
30、机滑油箱应具有重力和压力加油口，油面指示尺和便于观察油田的透明观察窗，加油口盖应具布防假上锁的措施。5. 4. 1. 12 在发动机上应最大限度地使用无损探伤技术和多用途的测试、探伤设备。5. 4. 1. 13 发动机应具有必要的孔探仪检视窗口。5.4. ,. 14 发动机应设有机载的、地面的诊断与监控设备。5. 4. 1. 15 应设计发动机状态记录仪，记录各工作状态数据，确定发动机负荷指标。5.4. 1. 16 调整部位应能自动锁紧，呵经调整后，在整个工作范围内就不需要再进行任何调整。5.4. 1. 17 发动机安装调整符合要求后，所有连接拉轩的调整部位均应作出标志(如涂红漆) 外场使用过
31、程中再拆装发动机时，按其标志将拉杆保持原状，不需要进行调整，以减少工作量和缩短拆装发动机时间。5.4. 1. 18 各进气整流罩与机身的连接应采用螺钉或螺栓连接，进气短管之间的连接应采用8 HB 7231-95 间隙套接形式，以便于进气整流罩或进气短管裂纹破损时进行外场更换。5.4. 1. 19 需要日常维护的下列发动机组件应提供A类口盖=a.发动机滑油量指示器;b.发动机滑油充填接头;C.滑油金属屑探测器和最低滑油压力指示器;d.发动机滑油压力测量Fe.发动机燃气温度测量;i发动机转速测量。5.4.20 发动机的主要部件应按单元体结构设计。5.4.2 发动机操纵系统5.4. 2. 1 发动机
32、操纵系统的钢索及拉杆均应有防止被卡死的设计措施。5.4.2.2 发动机操纵系统通路中所有调整部位均应具有良好的可达性。张力调节器f茸茸亦应具有可达性和可视性，以便目视张力调节器上的刻线位置。钢索、滑轮的状态也应具奋可达性和便于目视检查。5.4.2.3 在保证发动机操纵系统功能完善的情况下，应使调整部件和连接部件的数量减至最少。5.4.2.4 左右发动机油门抨应设有双发联锁机构，以便于地面调整双发的问步性。5.4.2.5 油门操纵台应易于拆卸和安装。5.4.2.6 所有位于油门操纵台上的止动器都应便于调整，在油门操纵台t提供发动机状态区域标志，与状态操纵器上的正确位置相适应。5.4. 2. 7
33、油门于柄应可在座舱内拆卸和安装。5. 5 环境控制l系统(E臼)5.5. 1 环控系统主要设备、附件应集中安装在环控设备舱内，以便集中检查和维修，可达性要好。5.5.2 环控系统的所有外界气源接头和测试接头均应与现有的地面保障设备协调。5. 5.3 尽可能提供在飞行中可以识别系统故障的BIT装置，为地勤人员提供系统的故障信息。并设置必要的测试点作为BIT的备份或弥补BIT的不足。5.5.4 需要调整的附件的调整部位应有指示刻度戎标记。不易掌握的应有自动限量装置。调整的顺序应符合顺增逆减，上增下减的规定。管路安装接口应有气流方向的标志。5.5.5 为压力调节器和关断活门提供一个超压指示器，通过A
34、类维修口盖可达。5.5.6 提供航空电子系统地面通风接头，应为地面通风接头提供A类维修口盖，单向活门的安装方向应有防错措施，不能装反。5. 5. 7设置座舱增压系统地面充压接口，以检查座舱的气密性，这些接口应通过B类口盖可达。5.5.8 管路的所有连接部位都应可达，以便进行气密性检奇。5.5.9 重要的活门应带盲目视位置指示器，而且指示器应具有良好的可达性。5.5. 10 对于高速旋转的产品(如涡轮冷却器、四流风扇等).应提供A类口盖，以便注油和检HB 7231一95查油面高度。5. 5. 11 环控系统的电气部分，尽可能采用插拔式连接。5. 5. 12 为附件提供良好的可达性，尽量不拆卸其它
35、附件就可对其进行维护。5. 5. 13 所有通气孔、安全活门应有防止砂尘、雨水、昆虫、鸟类等进入的措施，以保证系统的正常工作。5. 5. 14 座舱调温控制装置的安装应有防差错设计，以免造成开关冷热位置与实际情况不符的现象。5.5. 15 安全活门应便于检查、拆卸和清洗。5.5. 16 开启舱盖前，若没有电源，舱盖气密系统压力应能自动释放。5.6 电源、配电系统5.6. 1 电源系统5.6. 1. 1 应设置电气设备舱，尽量增大口盖敞开面积，以防止拆装电气设备时相互干扰。5.6. 1. 2 需维修人员地面检查时操作的开关、配电盒，应尽量集中在一个舱内，并设置在便于检查的部位。5.6. 1. 3
36、 电气设备的安装尽量采用快卸形式，少用螺钉固定，尽量避免倒装、侧装.5.6. 1. 4 电源系统应尽可能具有BIT功能，在外场级不需要调整，也不需要专用的机外测试设备。5.6. 1. 5 地面电源插座的安装位置要便于地勤人员方便迅速地插拔和起飞前迅速离机。5.6. ,. 6 对外部电糠插座应提供A类口盖。5.6.1.7 主交流发电机及地面电源监控用指示灯、开关等应开设专用的观察口盖。5.6. 1. B 在电机的规定翻修期内不应要求加、换润滑剂。5.6.1.9 在电机的翻修期内，应尽量减少电刷的更换次数，电刷更换要简捷、方便。5.6. 1. 10 应急发电机应通过快卸装置装在传动机匣上。5.6.
37、 1. 11 蓄电池应带检测接口，以便测量单元电池电压和总电压，并在蓄电池上提供子柄以便地勤人员装拆。5.6. 1. 12 蓄电池与电网的连接应使用电连接器，不得使用接线柱，蓄电池通过B类口盖可达。5.6. 1. 13 对可充电的蓄电池，应设置蓄电池充电系统，尽可能利用BIT装置对蓄电池进行、功能检测和告警。5.6. 1. 14 在没苟地面电源供电时，对那些特殊的、个别的设备(如座舱盖作动器、维修监控板等进行检修时，蓄电池可进行短时供电。JSY.允许利用蓄电池完成地面压力加油。5.6. 1. 15 蓄电池的安装和拆卸应尽可能不用任何专用工具。拆卸蓄电池不应拆卸其它部件，并只需由一人完成。5.
38、6. 1. 16 蓄电池盒及其安装部位应有防止电解液腐蚀的措施。5.6.2 配电系统5. 6.2. 1 继电器应尽量采用插入方式连接。继电器盒采用托架安装，便于外场更换。5.6.2.2 电路保护开关和熔断器应通过A类口盖可达。熔断器的额定值应标在熔断器盒的10 HB 7231-95 显著位置上。5.6.2.3 为便于继电器和接触器引出线的连接，继电器和接触器的安装应留有足够的间隙，以便更换继电器和接触器。5.6.2.4 不需从飞机上拆卸配电盒或安装板，就容易接近安装在配电盒里或安装在面板上的接触器或熔断器。5.6.2.5 开关应安装在标准化的控制面板上，并且控制面板应按模块化要求进行设计。5.
39、6.2.6 电缆的布线应避免急剧弯折。5.6.2. 7 电缆布线应防止因夹紧而产生伸缩。5. 6. 2. 8 电缆的位置应适当，便于维修人员查看。5.6.2.9 电缆的固定夹紧方式应简便。5.6.2. 10连接件应是快速断开式的。5. 6.2. 11 设备表面的插座之间的间隔应便于插头的插拔。5.6.2.12连接件应有标志，并能锁定。5.6.3 照明系统5. 6. 3. 1 照明灯具的类型应尽可能少。5.6.3.2 照明灯具上应注明灯泡类型、电压和功率，当拆下灯盖或光罩时就可看到灯泡.应便于更换灯泡。5.6. 3. 3 照明灯应具有弹簧压载或卡口插座等快速断开装置。5. 6.3.4 照明灯插座
40、应有良好的绝缘性，以免发生维修人员触电等事故。5. 6.3. 5 更换座舱仪表板与操作面板上或其导光板的灯泡时，应不需要拆卸邻近的部件。5.6.3.6 飞机上应设置工作灯与照明灯的插座。5. 7 液压气动系统5. 7. 1 液压系统5. 7. 1. 1 液压系统必须能在地面发动机不开车的情况下检查各项功能，每套液压系统必须有一套独立的地面试验接头，并易于与地面试验设备相连接。试验接头附近应布注明压力值、油滤过滤精度等内容的数据标牌。5. 7. 1. 2 所有液压管路、附件应按有关规定设置永久性标志。必要的位置应有流向标志。5. 7. 1. 3 一个液压附件上如果有两条以上的管路有可能接错，则应
41、采取错开接头位置，或采用不同规格的连接接头等防差错措施。5. 7. , . 4 附件的设计、定位和安装应具布较好的可达性，易于完成检查、拆卸、修理和更换.在液压系统中需要经常维修和拆卸的附件进、出袖口处和液压管路中经常脱开的结构部件的分离处应设置自封式分离活门，活门周围要有足够的操作空间。5. 7. 1. 5 液压系统应设置放油活门，放油时应不必拆卸其它附件，并能用软管将放出的液压油导入容器。5. 7. 1. 6 液压油箱的安装位置，应便于油位指示器和温度指示器的安装和观察。5. 7. 1. 7 液压油箱加油活门应安装在泊位指示器和温度指示器附近，通过A类口盖可达或装在主轮舱内)标牌应安装在快
42、速加油接头的附近。11 HB 7231-95 5. 7. 1.8 蓄压器充气活门和压力表应能可达，操作说明标牌应安装在充气活门和压力表附近。5. 7. 1.9 高压汹滤和回油油滤上的压差指示器或者污染指示器，应能通过A类口盖进行目视检查。5. 7. 1. 10 在系统回油路的油滤之前设置油液取样活门，必要时也可在其它位置设置取样活门。该活门必须易于接近，便于取样。取样活门能在系统工作条件下进行取样，活门上应设有带系留的保护盖。取样间应通过A类口盖可达，5. 7. 1. 11 同型号(同用途的液压泵应能互换。装拆液压泵时，不需拆卸其它的部件或附件，并应有充分的操作空间，便于使用工具。5.7.12
43、 在不拆卸其他附件的情况下应能更换液压泊滤的滤芯。5. 7. 1. 13 应根据系统的具体特点设置若干检测点，对重要的分系统应设置断路隔离装置。5. 7. 1. 14 为使液压管路的敷设紧凑，便于迅速观察和维修，应采用集合接头。5. 7. 1. 15 应将导管和导线置于机械师可直接接触到的部位，尽量不置于难拆卸的附件后面或下面。5. 7. 1. 16 导管的固定要便于维修，避免在维修过程中损坏导管。要有足够的空间，便于维修人员装拆导管和附件。5. 7. 1. 17 维修中为了便于子和工具的进出，接头附近需要一定的空间。空间范围应考虑以下因素:a.尽量使维修任务在垂直或水平方向上完成pb.完成维
44、修任务所需的力或扭矩的大小。5. 7. 1. 18 应急排油点的设计、定位和安装要求如下:a.应设在机械师不费力就够得着、打得开的位置;b.地液不能排放或溢流到设备或维修人员的身上zC.排油点应设在机身的最低点;d.允许将油液直接排放到废液容器中，而不用专门的容器收集ze.液压油和其它可燃液体不能流向并聚积到危险区域。5. 7.2 气动系统5. 7. 2. 1 通过A类口盖就可看到气动充气压力表指示，在压力表或者竟气活门附近应设有压力与温度换算表的标牌.5. 7.2.2 充气活门应与压力表和安全阀安装在同一组件上，并具有良好的可达性。5. 7. 2. 3 使用快卸卡箍安装和固定冷气瓶。5. 7
45、. 2. 4 玲气滤应在良好的可达性，以便于更换撞芯。5. 7. 2. 5 当管路在连接、断开、拆卸和装配时，不致使导管变形，并确保弯曲半径不小于导管出厂时的弯曲半径。5.8 燃油系统5.8. 1 系统设计应考虑以下因素5.8. 1. 1 燃油系统必须设有防水、通气、排放沉淀物的装置，并能在地面抽出系统燃油。HB 7231-95 5. 8. 1. 2 对有工作介质通过而且有流向要求的附件应标出介质流向，或标以进、出等字样。5.8. ,. 3燃油系统通气管应设置在不易受到损伤和排气通畅的位置，并有防止杂物和昆虫进入的措施，还应有在地面防止燃油漏出的结构设计。5.8. .4 所有通向飞机外部的开口，如卸压口、漏袖口及漏水口等，应考虑采取防异物进入的措施。5.8. .5 用机外检测设备
