高清可复制 HB 7117-2014(2017) 民用飞机液压系统通用要求

　　ICS 49.080 V 38

　　民用飞机液压系统通用要求

　　General requirements for civil aircraft hydraulic systems

　　2014-05-19 发布 2014-10-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本标准依据 GB/T 1.1-2009《标准化工作导则 第 1 部分：标准的结构和编写》进行起草。

　　本标准代替 HB 7117-1994《民用飞机液压系统通用规范》，与 HB 7117-1994 相比主要技术变化如下：

　　a) 修改补充了引用标准;

　　b) 补充完善了材料、油液选择、系统压力、压力控制、油液污染的控制、水分的排除、泄漏控制、应急工作、强度、环境条件、电搭接、防火和防爆、间隙、功能附件的特性、可靠性、维修性、安全性、适航性、接口要求等要求;

　　c) 补充完善了试验验证要求;

　　d) 补充了液压系统适航符合性验证方法等内容。

　　本标准由中国航空综合技术研究所归口。

　　本标准起草单位：中航工业第一飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。

　　本标准主要起草人：刘 红、苏 岚、徐鹏国、李 巍、秦 成、秦 杰。

　　HB 7117 于 1994 年首次发布。

　　民用飞机液压系统通用要求

　　1 范围

　　本标准规定了民用飞机液压系统的通用技术要求和验证方法。

　　本标准适用于民用飞机液压系统。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　GJB 380.2A-2004 航空工作液污染测试 第 2 部分：在系统管路上采集液样的方法

　　GJB 380.4A-2004 航空工作液污染测试 第 4 部分：用自动颗粒计数法测定固体颗粒污染度

　　GJB 380.7A-2004 航空工作液污染测试 第 7 部分：在液箱中采集液样的方法

　　GJB 1177 石油基航空液压油

　　HB 6167.2 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 温度和高度试验

　　HB 6167.3 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 温度变化试验

　　HB 6167.4 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 湿热试验

　　HB 6167.6 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 振动试验

　　HB 6167.10 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 砂尘试验

　　HB 6167.11 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 霉菌试验

　　HB 6167.12 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 盐雾试验

　　HB 6167.13 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 结冰试验

　　HB 6167.16 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 加速度

　　HB 8459 民用飞机液压管路系统设计和安装要求

　　HB 8460 民用飞机液压系统污染度验收水平和控制水平要求

　　ISO 6671 航空航天-液压系统和附件压力和温度型别

　　SAE AS 1241 飞机用磷酸酯基阻燃液压油

　　3 要求

　　3.1 功能

　　飞机液压系统应能依靠机上或机外的能源产生液压动力，并按照规定的压力和流量，向飞机上靠液压动力实现正常操纵、转换或应急操纵的各分系统的控制装置和作动装置提供液压动力。

　　液压系统应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、零过载以及飞机可能做出的任何飞行姿态、结构变形、振动及其他环境条件等引起的作用力或状态。

　　3.2 性能

　　3.2.1 系统压力

　　3.2.1.1 额定压力

　　液压系统额定压力级别应按照 ISO 6671 的规定进行选取。对于 28 MPa 以下压力级别，系统各状态下的压力应满足表 1 的规定。

　　表 1 民用飞机液压系统压力

　　3.2.1.2 液压泵入口压力

　　液压泵入口处应有一定的增压压力，以避免在各种工作状态下导致泵入口处产生气穴。

　　3.2.1.3 油箱增压

　　液压油箱增压压力要足以避免在各种工作状态下，在液压泵入口处产生气穴。当液压油箱正常增压源不能提供增压压力时，应采取措施保持足够的油箱增压压力，以保证液压泵的正常工作。

　　油箱增压方式的选取与系统的温度型别有关。对于Ⅰ型系统可采用非隔离式油箱增压方式， 对于Ⅱ型系统应采用隔离式增压方式。

　　3.2.1.4 系统压力指示

　　每个液压系统应有检测装置检测液压压力，并能将其传输到驾驶舱显示设备上。

　　3.2.1.5 系统低压警告

　　应在驾驶舱内显著位置安装合适的警告灯，当液压系统压力降低到某一值时向驾驶员发出警告。

　　3.2.2 压力控制

　　3.2.2.1 压力调节

　　系统应有可靠的压力调节装置。变流量液压泵应自含压力调节装置， 能按一定的流量压力函数关系调节系统的压力。定流量液压泵应配以蓄压器、卸荷阀或溢流阀来调节系统的压力。压力调节装置应有良好的静动态特性。

　　3.2.2.2 超压保护

　　系统应采取可靠、有效的超压保护措施，确保系统安全。

　　3.2.2.3 峰值压力

　　系统在任何工作状态下的峰值压力不应大于系统设计压力的 125%。回油管路中的附件、接头和导管应按 50%的系统设计压力设计，除非证明回油管路中附件、接头和导管经受足够次数的最大回油冲击压力作用后仍能保证其正常的功能和安全强度。

　　注：3.2.2.3 条要求与 CS §25.1435 的要求一致。

　　3.2.2.4 液压泵压力脉动

　　系统每个液压泵出口压力的脉动幅值不应超过额定工作压力的 10%，对于工作压力大于 21 MPa

　　的液压泵压力脉动幅值不应超过 2.1 MPa。

　　3.2.2.5 反压

　　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。系统的设计应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。

　　3.2.3 油液污染控制

　　3.2.3.1 过滤器选择

　　飞机在飞行、地面工作和加油操作过程中均应使用过滤器， 以滤除油液中的固体颗粒污染物。过滤器滤芯的过滤精度应按照系统污染度要求、附件运动时最小油膜厚度及流量要求等合理选择， 以保证和维持油液污染度达到系统规定的水平。对于民用飞机，应使用绝对过滤精度不大于 5 μm、过滤比不小于 75 的滤芯。

　　3.2.3.2 滤芯更换

　　过滤器应便于接近，应有足够的操作空间以便拆卸和更换滤芯。更换滤芯时，除卸下的油滤滤杯(下壳体)中有油液外，应无油液流失。

　　3.2.3.3 系统污染指标

　　飞机在交付和使用中液压系统以及地面设备的油液污染的指标要求按照 HB 8460 的规定。系统应设置采集油样的装置，以便于采集油样。

　　3.2.4 系统中空气的排除

　　系统应能在飞机的所有预定工作条件下，使混入的空气不致造成系统压力的持续损失和系统工作性能的下降。应在系统的必要部位设置放气装置，以排放系统中的空气。

　　3.2.5 水分的排除

　　液压系统应能限制水分的吸入和积聚。应考虑飞机因引入潮湿空气进行油箱增压、飞机清洗和在雨雪环境中工作所导致的水分侵入的影响。与液压系统有关的电气装置， 应采用可靠的密封措施以防止水的侵入。

　　3.2.6 泄漏控制

　　系统中的静密封不应有泄漏，应尽量减少动密封的泄漏。应在专用规范中规定系统和附件的泄漏允许极限值。

　　3.2.7 应急工作

　　对于正常系统和应急系统，应在一个系统先启动或两个系统同时工作的情况下，系统都能正常工作。应急系统应独立于正常系统，以保证两个系统的操作不相互干扰，一个系统故障不致影响另一个系统的正常工作。

　　3.2.8 强度

　　3.2.8.1 附加载荷

　　所有承受结构载荷或非液压载荷作用的系统和附件，应能经受住飞机所有工作状态下可能同时施加的各种载荷和所要求的耐压压力的联合作用，而不产生妨碍其预定功能的变形或永久变形。

　　附加载荷包括附件的作动载荷、磨擦载荷和其他各种非液压载荷。上述三种载荷， 在同一状态下的

　　叠加构成附件的总载荷，其中最严重的少数状态为强度设计状态。

　　在液压附件的设计中，应考虑热对附件配合间隙的影响，特别应注意温差大、温度变化急剧， 由不同材料构成的配合面间隙的变化带来的影响。

　　应尽量减小安装应力，因在强度计算中一般没有考虑安装不当造成的载荷。当导管直径较大时， 成形不精确，强迫安装往往会出现很大的安装应力。

　　3.2.8.2 加速度载荷

　　受加速度载荷作用的作动筒和其他附件，以及与其连接的管路和接头，应能承受可能施加的最大加速度载荷和所要求的耐压压力的联合作用。其应力不超过相应最高工作温度下的屈服点， 不至于造成损坏或出现永久变形。

　　3.2.8.3 耐压压力

　　系统、附件和元件在承受表 2 规定的耐压压力后，附件和元件不应出现永久变形，并在试验后能保持正常功能。

　　表 2 系统试验压力

　　3.2.8.4 爆破压力

　　在承受表 2 规定的破坏压力时，附件和元件应不致爆破。

　　3.2.8.5 压扁压力

　　受抽吸作用的管路和附件应能经受住表 2 规定的压扁压力，不应出现异常变形而影响其正常功能。注：3.2.8.5 条要求与 CCAR-25-R4§25.1435 的要求一致。

　　3.3 材料

　　飞机液压系统所选用的材料应能满足预定用途，并经鉴定合格。所有的新材料均需进行充分的试验以证明其符合使用要求。材料选择应按型号专用规范的要求， 应考虑飞机可能遇到的各种环境条件的影响。

　　注：3.3 条要求与 CCAR-25-R4§25.603 的要求协调。

　　3.4 设计和结构

　　3.4.1 油液选择

　　液压系统油液应优先选用符合 SAE AS 1241 的磷酸酯基阻燃液压油，也可选择符合 GJB 1177的石油基航空液压油。

　　3.4.2 液压油箱

　　液压油箱应能提供液压系统在各种工作状态下所需的最低油量和备用油量，且各油箱均应具有油箱油位监测和低油位告警功能。

　　3.4.3 电搭接

　　液压系统导管和附件应采取雷电防护和静电防护措施，电搭接方法应按照专用规范的规定。

　　3.4.4 间隙

　　液压系统中活动附件与结构之间或与其他附件之间应保持一定的、合适的间隙，为保证安装、拆卸、检查、调整、更换附件的方便， 也应留有足够的间隙。对于一个运动附件和周围构件，在最不利的情况下，其最小间隙应不小于 5 mm;对于两个相对运动附件，在最不利情况下，其最小间隙应不小于 6 mm。

　　3.4.5 附件设计

　　3.4.5.1 附件选择原则

　　应优先选用航空标准附件。当航空标准附件不能满足使用要求时， 可选用非标准附件，并在专用规范中规定非标准附件的设计和性能要求。

　　3.4.5.2 模块组合附件

　　液压系统的设计应尽量采用模块组合附件。模块组合附件应符合以下要求：

　　a) 单项功能符合单项规范;

　　b) 综合实现互不干涉的多项功能要求;

　　c) 将原理上相近的附件集中组合。

　　模块组合附件一般适用于安装空间较大的大型飞机。

　　3.4.5.3 多个控制阀的使用

　　在有两个或两个以上方向控制阀的系统中，应采取措施防止在阀的任何可能的调定位置上油液从一

　　个阀口意外地流入另一个阀口。

　　3.4.5.4 小孔

　　直径大于 0.13 mm 但小于 1.8 mm 的小孔，均应由网孔直径为被保护小孔直径 1/3 到 2/3 的相邻滤网加以保护。禁止使用直径小于 0.13 mm 的小孔、固定孔径的限流器。推荐用多层节流孔来代替单个节流孔，其小孔直径将会扩大，并允许使用较粗的滤网，将堵塞的危险性降到最小。小孔处的滤网应有足够的强度能经受系统设计流量和压差的作用而不被破坏，不发生永久变形。

　　3.4.5.5 接头

　　应采用直螺纹接头。在接头螺纹上不应使用除液压油外的其他润滑剂。尽量不采用非标准接头。接头的连接形式应与导管相匹配，并应满足以下要求：

　　a) 接头材料应与导管材料、工作介质相容，有良好的防腐蚀性能;

　　b) 接头选择应与工作压力相适应，有足够的强度，又使系统重量最轻;

　　c) 接头选择应考虑加工工艺;

　　d) 接头和导管的组件应具有良好的气密性、抗振性和耐疲劳特性，有良好的预装工艺性和维修性。

　　3.4.5.6 管路设计

　　液压系统的管路设计应满足 HB 8459 的规定。

　　3.5 环境适应性

　　3.5.1 高温工作

　　液压系统油液的长期工作温度应不超过 100℃。系统在空中、地面工作时， 油箱油液温度应不超过100℃,系统油液短时间工作的最高温度应不超过 135℃。

　　3.5.2 低温工作

　　液压系统及附件应能在飞机规定的低温环境下正常工作。

　　3.5.3 温度-高度

　　液压系统及附件在 HB 6167.2 规定的温度-高度条件下应能正常工作，性能满足规定的要求。

　　3.5.4 温度变化

　　液压系统及附件在 HB 6167.3 规定的温度变化条件下应能正常工作，性能满足规定的要求。

　　3.5.5 湿热

　　液压系统及附件在 HB 6167.4 规定的湿热条件下应能正常工作，性能满足规定的要求。

　　3.5.6 振动

　　液压系统及附件在 HB 6167.6 规定的振动条件下应能正常工作，性能满足规定的要求。

　　3.5.7 砂尘

　　液压系统中安装在机舱外的附件在 HB 6167.10 规定的砂尘条件下应能正常工作。

　　3.5.8 霉菌

　　液压系统及附件在 HB 6167.11 规定的霉菌条件下应能正常工作，性能满足规定的要求。

　　3.5.9 盐雾

　　液压系统及附件在 HB 6167.12 规定的盐雾条件下应能正常工作，性能满足规定的要求。

　　3.5.10 结冰

　　液压系统安装在机舱外的附件在 HB 6167.13 规定的结冰条件下应能正常工作。

　　3.5.11 加速度

　　液压系统及附件在 HB 6167.16 规定的加速度条件下应能正常工作，性能满足规定的要求。

　　3.6 电磁兼容性

　　液压系统电气附件应有良好的抗电磁干扰能力，在飞机电磁场环境中，应能正常工作。液压系统电气附件及其电缆的敷设对其他系统所引起的电磁耦合影响程度应减到最小。

　　3.7 闪电防护

　　液压系统应采取闪电防护措施，以保证飞机在遭遇闪电环境时液压系统正常工作不受影响。

　　注：3.7 条要求与 CCAR-25-R4§25.1316 的要求协调。

　　3.8 高能辐射场(HIRF)防护

　　液压系统应采取防护措施，以保证飞机在遭遇高能辐射场(HIRF)时液压系统正常工作不受影响。注：3.8 条要求与 CCAR-25-R4§25.1317 的要求一致。

　　3.9 防火

　　为减少液压系统的着火危险，应当对系统进行有效的渗漏控制、温度控制、压力控制和强度控制。在系统设计中应考虑下列防火因素：

　　a) 选择良好的阻燃液压油;

　　b) 系统有良好的密封性和生存力，尽量减少潜在的渗漏源;

　　c) 合理的系统布置和管路敷设，尽量减少可能引燃的原因;

　　d) 提高各液压元件和附件耐热、耐火性能;

　　e) 采用有效的火险告警装置、切断措施和控制灭火措施;

　　f) 易着火区应采取有效可靠的排气和通风措施;

　　g) 处于高温区的液压元件、附件应采取有效降温防火措施。

　　注：3.9 条要求与 CCAR-25-R4 §25.863、§25.869、§25.1183、§25.1185、§25.1189 液压系统相关的防火要求协调。

　　3.10 耐久性

　　对液压系统附件的耐久循环寿命应做出规定，并在确定时考虑脉冲压力的影响。

　　液压系统元件的机械部分的最小工作总寿命，应与维护良好的整架飞机的使用寿命相同。液压系统附件还应给出寿命的其他指标，如首次翻修期限、翻修间隔期限等。

　　液压系统附件应能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，而不产生妨碍执行其预定功能的变形，并能无损坏承受 1.5 倍的设计工作压力与合理的可能同时产生的结构极限载荷的复合载荷。设计工作压力为除瞬时压力外最大正常工作压力。

　　3.11 可靠性

　　液压系统可靠性指标应满足总体分配的指标要求。系统可靠性设计应考虑以下因素：

　　a) 系统应采用多余度设计，保证系统主要功能在主系统故障时能用应急系统或备份系统完成，以保证飞机安全;

　　b) 液压某分系统附件的任何单一故障，不应造成其他分系统的故障;

　　c) 系统控制装置如开关、手柄等，应有措施，防止误操纵而可能导致的危险;

　　d) 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;

　　e) 系统附件的安装与支承必须能防止产生共振、磨损、腐蚀和机械损伤、并能承受惯性载荷;

　　f) 应有措施保证系统附件和管路发生故障或损坏时不会构成着火的危险。

　　3.12 维修性

　　附件周围应留有足够的间隙，以便提供维护工具所需的操作空间，与地面支持设备相连的附件要有良好的可达性和操作空间。间隙大小由使用的工具确定， 应有足够的空间便于附件的安装、拆卸、检查、调整和更换。

　　需要经常检查的附件应有良好的可视性、可达性， 应设置便于检查所需的口盖。附件的安装应合理地分层次，易损的、需经常调整的应安装在外层，并采用快卸口盖。

　　液压系统维修性要求，应与全机的维修性大纲综合考虑。维护和可达性应满足以下要求：

　　a) 所有安装好的液压附件应能在检查、调整或用通用工具进行更换时， 便于接近而不需拆卸发动机或飞机结构的主要零部件;

　　b) 当无法设置开敞的通道时，应考虑设置检查维修口盖和采用组合附件板;

　　c) 为了检查过滤器污染指示器的显示情况，应在过滤器附近开设快卸口盖;

　　d) 导管接头处应留有足够的空间，以便拆装。频繁拆卸的附件，应尽量位于易接近的部位;

　　e) 液压泵和马达装置应设计和安装的能以最快的速度拆卸和更换;

　　f) 如果通过一个油箱加油阀就能分别给几个液压油箱压力加油，则油箱加油阀和转换开关应在同一部位;

　　g) 应采取管路、附件的防差错措施，以避免不正确的安装或错误连接。

　　3.13 接口

　　液压系统及附件的接口应予以明确，并应受到控制，以保证结构外形、配合和功能方面的相容性。

　　应设置与地面试验设备及维护设备相连接的装置。每个液压系统与地面支持设备相连接的接口， 包括电气接口和检测装置的接口应受到控制，以保证结构外形、尺寸、配合、参数和功能方面的相容性。

　　检测装置的接口处应予以标识，并应有足够的操作空间。

　　4 验证

　　4.1 总则

　　应通过本标准规定的验证方法验证液压系统满足本标准第 3 章规定的各项要求。

　　液压系统中与适航条例相关的要求应通过确定适航符合性方法表，依据各条款确定的符合性方法进行符合性检查来验证。

　　常用的符合性方法根据实施的符合性工作的形式分为四大类共 10 种方法，详见表 3。10 种符合性方法可以单独使用，亦可以组合起来使用，这主要取决于要验证的适航条款内容。一般而言，涉及面广的比较重要的条款往往需要使用多种符合性方法来验证。

　　表 3 符合性方法表

　　表 3 符合性方法表(续)

　　通常 MC0 用符合性检查单来表明符合性的条款，MC1 用符合性说明报告来表明符合性的条款， MC2 用于需要进行分析/计算来表明符合性的条款，MC3 用于要求进行安全性分析的条款，MC4、MC5、 MC6、MC8 主要适用于需要进行试验来表明符合性的条款，MC7 适用于无具体测量方法规定的条款， MC9 一般用于装机设备(或材料)的符合性验证。一般选用原则如下：

　　a) 通过说明性文件和试验都可以进行符合性验证时，优选说明性文件;

　　b) 通过实验室试验、地面试验、飞行试验都可以进行符合性验证时，优选实验室试验或地面试验;

　　c) 通过试验和检查都可以进行符合性验证时，优选检查;

　　d) 通过试验进行符合性验证时，优选能验证尽可能多的适航要求的试验方法。

　　4.2 功能

　　液压系统的功能应通过系统模拟器试验、飞机地面试验以及飞行试验进行验证。

　　4.3 性能

　　4.3.1 系统压力

　　4.3.1.1 压力级别

　　选定的系统压力级别应通过设计分析、附件试验以及系统地面试验和飞行试验进行验证。

　　4.3.1.2 液压泵入口压力

　　液压泵入口压力应通过液压泵的实验室试验、飞机地面试验和飞行试验进行验证。

　　飞机地面和飞行试验中应对液压泵入口压力进行测定和评价。

　　4.3.1.3 油箱增压

　　液压油箱增压要求应通过计算分析、系统模拟器试验和飞机地面试验进行验证。

　　4.3.1.4 分系统压力

　　分系统压力应通过设计分析、附件的试验以及分系统模拟器试验等进行验证。

　　4.3.1.5 系统压力指示

　　系统压力的可显示性和测定应通过系统模拟器试验和飞机地面试验进行验证。

　　4.3.1.5.1 系统低压警告

　　系统低压警告应通过分析和模拟器试验进行验证，并应在飞机地面试验和飞行试验中进行验证。

　　4.3.2 压力控制

　　4.3.2.1 压力调节

　　系统压力调节应通过分析、系统模拟器试验和飞机地面试验进行验证。

　　4.3.2.2 超压保护

　　系统的超压保护应通过分析、系统模拟器试验和飞机地面试验进行验证。

　　4.3.2.3 峰值压力

　　峰值压力特性应通过模拟器试验和飞机地面试验进行验证。

　　4.3.2.4 液压泵压力脉动

　　液压泵压力脉动特性应通过计算分析、系统模拟器试验和飞机地面试验进行验证。

　　4.3.2.5 反压

　　反压及其变化对工作的影响应通过分析和系统模拟器试验进行验证。

　　4.3.3 油液污染控制

　　飞机液压系统以及地面设备的污染度验收水平及控制水平应通过对交付飞机、服役飞机以及相应的地面设备的污染度检测进行验证， 检测方法按照 GJB 380.2A- 2004 、GJB 380.4A- 2004 、 GJB 380.7A-2004 的规定进行。

　　4.3.4 系统中空气的排除

　　系统中吸入空气的影响及其排除措施应通过分析和飞机地面试验进行验证。

　　4.3.5 水分的排除

　　系统中限制水分吸入和积聚的装置应通过分析和对油箱的检查进行验证。

　　4.3.6 泄漏控制

　　允许的泄漏量应根据各个附件的合格证明书、验收要求、试验评定和/或飞机极限温度试验以及飞机飞行、维护经验进行验证。

　　4.3.7 应急工作

　　应急工作预定的功能特性应通过系统模拟器试验、飞机地面试验以及飞行试验进行验证。

　　4.3.8 强度

　　4.3.8.1 附加载荷

　　附件承受所有施加的载荷的能力，应通过分析和附件的实验室试验进行验证。

　　4.3.8.2 加速度载荷

　　附件承受加速度载荷的能力，应通过分析和附件的实验室试验进行验证。

　　4.3.8.3 耐压压力

　　系统的耐压压力应通过系统模拟器试验、飞机地面试验进行验证。

　　4.3.8.4 极限压力

　　附件的极限压力应通过计算分析以及附件的实验室试验进行验证。

　　4.3.8.5 压扁压力

　　附件的压扁压力应通过分析或附件的实验室试验进行验证。

　　4.4 设计和结构

　　系统油液的选择应通过计算分析进行验证，油箱容量应通过分析和系统模拟器试验进行验证。

　　4.5 环境适应性

　　液压系统的环境适应性应通过系统的环境适应性分析以及附件的环境适应性试验进行验证。

　　4.6 电磁兼容性

　　液压系统的电磁兼容性应通过分析和电磁发射与敏感性元件的电磁兼容性试验进行验证。

　　4.7 闪电防护

　　液压系统的闪电防护应通过系统设计分析进行验证。

　　4.8 高能辐射场(HIRF)防护

　　液压系统的高能辐射场防护应通过系统设计分析进行验证。

　　4.9 防火

　　液压系统的防火应通过系统的设计分析和耐火附件的实验室试验进行验证。

　　4.10 耐久性

　　系统和附件是否符合工作寿命要求应通过分析和重要附件的寿命试验进行验证。

　　4.11 可靠性

　　可靠性是否符合规定的要求，应通过分析进行验证，并通过整个研制和试飞期间的试验进行综合评定。

　　4.12 维修性

　　维修性是否符合规定的要求，应通过分析和/或试验以及演示进行验证。维护和可达性应通过检验和演示进行验证。

　　4.13 接口

　　液压系统和飞机其他系统的接口，应通过分析、检验和飞机地面试验进行验证。