ICS 49.080 V 38
民用飞机液压系统设计和安装要求
Design and installation requirements for commercial aircraft hydraulic systems
2013-04-25 发布 2013-09-01 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 7471-1996《民用飞机液压系统设计和安装要求》。与 HB 7471-1996《民用飞机液压系统设计和安装要求》相比主要变化如下：
a) 标准格式按照 GB/T 1.1-2009 的要求进行修改;
b) 补充了系统设计准则要求;
c) 将 CCAR 25、FAR 25 部、CS 25 部对适航要求融入设计要求;
d) 补充维修性、可靠性要求。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准负责起草单位：中国航空工业集团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：陆清、刘红、徐鹏国、丁学斌、刘学运。
民用飞机液压系统设计和安装要求
1 范围
本标准规定了民用飞机液压系统的设计和安装要求。
本标准适用于民用运输类飞机液压系统。
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 420B-2006 航空工作液固体污染度分级
HB 4-56～57 圆截面橡胶密封圈结构
HB 4-58 圆截面橡胶密封圈结构的保护圈
HB 4-59 螺纹连接件的密封圈结构的保护
HB 7799 飞机液压系统工作液采样点设计要求
ISO 12 航空航天-管路标识
ISO 6771 航空航天-流体系统和附件压力和温度型别
ISO 9206 航空航天-定量液压马达通用规范
ISO 12333 航空航天-35MPa 定量液压马达通用规范
ISO 22089 航空航天-液压动力转换装置通用规范
SAE AS 595 民用飞机变量液压泵
SAE AS 1055 软管、管组件、接头及类似组件耐火试验
SAE AS 1241 磷酸酯基阻燃液压油
SAE AIR 1569 宇航用软管组件使用和安装推荐经验
SAE AIR 1922 影响飞机液压泵寿命的综合因素
SAE AS 4716 O 型圈和其他橡胶密封的密封结构设计
CCAR 25 运输类飞机适航标准
3 设计准则
3.1 设计与结构
液压系统及各子系统和附件不应有经验表明是危险的或不可靠的设计特征。在设计阶段， 应强调审查以前飞机系统的设计，以确定曾遇到的安全性问题，并保证在新系统设计中不再出现类似问题。如果对一些要求不确定，则应在被装上飞机之前对其进行严格测试。
注：本条与 CCAR 25.601 的要求一致。
3.2 飞机采用一套主液压系统
如果飞机液压系统不为主飞行控制部位供压，则通常只需要一套主液压系统。如果液压系统是起落架收放系统的唯一能源，则在起落架不能靠自重放下时，应为放起落架提供一套备用能源。备用能源可
为一套简单的辅助液压系统或一套贮存气源的气压系统。如果刹车系统是靠液压操纵的， 则刹车系统的能源应贮存在独立的蓄压器中，或者应提供一个独立的液压源和液压泵，以保证在失去正常能源时，能使飞机安全着陆。
注：本条与 CCAR 25.729(c)条要求一致。
3.3 飞机采用两套独立液压系统
如果飞机液压系统只为一个主飞行舵面(如方向舵)的控制供压，其他主飞行舵面不用液压能源驱动;或者主飞行舵面以液压为能源，但在失去全部液压能源时可通过机械进行操纵，则宜设计两套液压系统。
采用两套液压系统，在一个液压系统故障时，对飞机操纵性能影响较小;在两个液压系统同时故障时，飞机应能安全飞行。但应采取以下措施，使飞机在出现一个或两个系统故障时仍能安全着陆：
a) 为刹车系统提供两套独立能源;
b) 如果起落架不能自由放下时，则应为放下起落架提供备用方法;
c) 如果飞机安全操纵需要襟翼系统动作，则应为襟翼放下提供第二套能源(液压或电)。
3.4 飞机采用多于两套的独立液压系统
如果飞机液压系统为机上所有的主和次飞行操纵舵面供压，且舵面没有手动操纵功能，则最少应设置三套液压系统。另外， 当考虑发动机转子爆破、轮胎爆破、鸟撞和其他系统故障时， 宜设置三套以上液压系统。如果需要液压提供能源的负载较多， 为了减小主泵和备用泵尺寸，优化液压能源系统余度设计，可采用四套独立的液压系统。但是当出现故障仅剩一套系统时，也应保证飞机能安全着陆。若起落架不能靠自重放下，则还应为起落架和刹车提供备用能源。
3.5 失去电源
在飞机飞行控制、液压等系统及需电驱动的附件(如电液伺服阀、泵模式选择阀、电磁阀等)所需电源系统发生故障时，飞机应能安全飞行和着陆。
3.6 飞机地面方向控制
如果液压系统为飞机地面方向控制系统供压，如前轮(和/或主轮)转弯、差动刹车和方向舵操纵，则应采用不同的液压系统分别为前轮转弯和正常刹车提供能源。在起飞滑跑阶段方向舵动作之前， 如果任一液压系统出现故障，飞行机组应仍能通过前轮转弯或差动刹车控制飞机方向。
3.7 辅助能源
每个独立液压系统包含一个主能源(如一台发动机驱动泵(EDP)或一台电动马达驱动泵(EMP))和一个辅助能源(如另外的 EDP、EMP、功率转换装置(PTU)、空气涡轮驱动泵和/或蓄压器)。当主能源发生故障时，辅助能源应能继续供压保证系统安全工作。
如果飞机的所有主和次操纵面均由液压系统供压，则在所有发动机都失效的情况下飞机应仍能操纵。可谓飞机配置一个冲压空气涡轮(RAT)，用于当飞机失去所有能源时，为一台液压泵或一台发电机(为一台 EMP 供电)提供动力，或为两者均提供动力，以保证基本的飞行控制。
注：本条与 CCAR 25.671(d)的要求一致。
3.8 保护装置
3.8.1 单向阀
单向阀用于将子系统和主液压系统隔离开。当主系统故障时，可采用以下能源为子系统供压：
a) 一个为短时间操纵和/或有限的工作循环提供能源的蓄压器;
b) 一个独立于主系统液压泵的具有独立油源的液压泵。
单向阀还可安装在液压附件的回油管路上。当回油导管故障时， 单向阀将阻止油箱中的压力油经故障导管流出。
3.8.2 压力保持阀(PMV)
用于当阀的上游压力降低到限定值时，将一个子系统和主系统隔离开。安装在蓄压器前时可使蓄压器从主系统泵补充流量。当主系统故障时，PMV 关闭，保存蓄压器能量。
3.8.3 优先阀
当需要保存液压能源时，采用优先阀只为应急装置(如主飞行控制舵面)供压时，隔离开通用子系统的供压。当子系统内有流量/压力损失时，也可用于将该子系统与液压系统其余部位隔离开。
3.8.4 定量器
用于感应通过它的流量，如果通过的流量超标，则定量器关闭。定量器通常用于机轮刹车系统， 当轮胎爆破碎片打坏刹车导管或软管，导致油液泄漏超过规定值时，定量器关闭，可保存油液供给其他机轮刹车管路。
3.8.5 电控关断阀
主要用于切断油箱供油。由于漏油引起油箱油量降低到允许最低油位以下时， 关断阀应关闭，以保证应急液压装置的供油。
4 一般要求
4.1 总则
飞机液压系统应向所有飞行状态和地面工作状态的需要液压能源的作动装置提供足够流量和压力的油液。应急液压系统及附件应能保证飞机在结构损伤范围内还能完成其功能。包括由于加速度、负加速度、飞行高度、结构变形、振动或其他环境条件、故障或事故引起的作用力或状态。
4.2 材料
液压系统中使用的材料应满足相应的飞机标准。对于损坏后对飞机安全性有不利影响的零件， 所用材料的适用性和耐久性应满足下列要求：
a) 建立在经验或试验的基础上;
b) 符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中规定的强度和其他性能。
注：本条与 CCAR 25.603 的要求一致。
4.3 系统压力
液压系统额定工作压力按照 ISO 6771 进行选取，现役民用飞机液压系统额度工作压力一般为
21 MPa(3 000 Psi)。也可采用较高或较低的工作压力，采用其他压力级别的系统压力应考虑到地面设备的通用性。
4.4 系统油液
民用飞机液压系统应使用符合 SAE AS 1241 的磷酸酯基阻燃液压油，相应的地面支持设备也应使用相同的液压油。也可使用符合其他标准要求的航空液压油。但应注意以下条件：
a) SAE AS 1241 液压油与其他液压油不能混合或互换使用;
b) SAE AS 1241 液压油使用的密封材料与其他油液不相容。
4.5 温度
液压系统应能在飞机型号规范规定的低温条件下正常启动，并在飞机飞行包线范围内的任何条件下可靠工作，系统中任何部分的油液温度均不超过下列极限：
a) Ⅰ型系统：70℃;
b) Ⅱ型系统：135℃。
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。
4.6 密封
4.6.1 密封装置设计
除非密封材料有特殊要求，密封装置尺寸应该符合 HB 4-56～57、HB 4-59 或 SAE AS 4716的要求。
4.6.2 密封材料
系统采用密封圈橡胶材料应通过验证，证明与所采用的液压油相容。
4.6.3 保护圈
当液压系统额定工作压力超过 10.5 MPa(1 500 Psi)时，应在 O 型圈处安装保护圈。保护圈尺寸应满足 HB 4-58 的要求。
5 详细要求
5.1 压力限制
5.1.1 液压泵出口压力限制
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。
5.1.2 最大允许的系统压力
系统任一元件工作的最大压力应不大于系统额度工作压力的 125%。要考虑以下两方面内容：
a) 转换阀在快速打开和关闭时产生的瞬时峰值压力;
b) 当液压泵的压力调节功能故障或热膨胀安全阀动作使系统安全阀开启的系统最大压力。
注：本条要求仅为 CS 25.1435 的要求。
5.1.3 反压力
系统中任何附件(如作动筒内部锁)的正常工作，应不受到系统内最大反压力或反压力变化的影响。系统的设计也应保证系统内任一装置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。另外，还应考虑液压油低温高粘度和/或大流量下产生的较大反压力对其他装置或分系统造成的影响。
飞机处于地面时，任一附件工作所形成的反压力，不应该在刹车阀回油口处产生较大反压，应不大于使刹车片接触所需压力的 90%。
5.1.4 刹车压力
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，刹车系统的输入压力不应小于最
大刹车工作压力。
5.2 分系统压力
工作压力低于主液压系统的任何分系统，应能承受主系统压力，如果主系统压力对分系统造成损坏，则应在分系统减压阀出口管路中设置一个适当的安全阀。
5.3 系统互连
对于有两个或多个独立液压系统的飞机，各系统中不应有交汇点，以防止油液在系统间互串。
5.4 油箱增压
5.4.1 气体增压
5.4.1.1 气体增压系统装置
每个油箱应包含以下装置：
a) 一个外部安全阀。在以下条件下对油箱实施保护：
1) 气体增压系统调节阀故障;
2) 由于油箱加油过多造成压力过高;
3) 由于作动器工作不稳定造成油箱回油压力过高。
b) 当外部压力高于油箱内部压力时(如失去增压压力)，应有一个内部安全阀保护油箱。
c) 提供油箱压力指示的压力表。用于对气体增压系统的检查， 确保在液压泵工作之前油箱能够正确增压。
注：压力表有时会因装有小尺寸管路导致振动引发潜在故障。
d) 一个低压开关，向飞行机组提供系统故障的低压警告信息。信息包括油箱不能充分增压以及可能导致液压泵流量不足或由于气穴出现的泵的早期故障。为了避免开关报虚警， 应注意开关的设置，防止由于引气压力低于调节压力使油箱增压压力降低而报虚警。
e) 向机上油箱增压的增压接口。
f) 一个安装在靠近油箱的气体增压管路上的单向阀。用于当发动机关闭时维持油箱中的压力， 以防止在备用泵工作、发动机启动等情况下液压泵出现气穴现象。
5.4.1.2 气体增压系统
气体增压系统应包括以下部分：
a) 集成的压力调节阀，主要包括：
1) 调节机构，将空气压力调整在要求的公差范围内;
2) 过滤器，防止气源中的颗粒污染物进入系统;
3) 安全阀，防止在阀的调压机构故障时油箱超压;
4) 节流器，用于当阀的下游空气管路故障时限制通过调节阀的气体的最大流量。
b) 除水装置，除去气体增压系统空气中水分的装置，以控制液压油中的水分含量。
5.4.1.3 气源
每个油箱应具有一个以上的气压源，在失去一个气源后油箱应能在后续飞行中增压。
5.4.2 充气增压
油箱充气增压应满足以下要求：
a) 每个油箱应有单独的充气阀、安全阀(保护油箱和系统不会超压)和压力表;
b) 油箱实际充气压力的确定应考虑油箱的环境温度和液面高度的影响，保证在最低正常操作液面
时仍具有足够的油箱压力;
c) 安全阀在正常油箱最高液面对应最大充气压力时不应打开。
5.4.3 液压增压
可在油箱中设置一个活塞，利用系统压力为油箱提供增压压力。
5.5 流量
5.5.1 液流速度限制
确定每个系统的导管尺寸和流速应考虑以下因素：
a) 最低工作温度下的允许压降;
b) 应限制由高流速和快速响应阀引起的压力冲击不应超过工作压力的 125%;
c) 回油管路中的反压力和液压泵出口压力;
d) 泵入口压力。
5.5.2 流量影响
系统任何设备或分系统不会因多泵系统中仅一个泵工作或发动机转速降低引起流量减小而出现故障。同时系统任何设备或分系统不会因流量增大而影响其正常功能。
5.6 分系统隔离
由同一压力源供压的两个或两个以上的分系统，其中一个系统为飞行控制供压，应采取以下隔离措施：
a) 确保当对液压源有大流量需求时优先为飞行控制分系统供压;
b) 最大可能地保证每套能源的配置，如果另一分系统故障，应能进行隔离，以保证为飞行控制供压的分系统可正常供压。
5.7 系统补油
应提供连接接头，并可通过低压补充方法对液压系统进行补油。通常采用自封活门或单向阀与地面补油设备接头相连接。应安装防尘盖，在不补油时用于保护接头。每个系统应有一个清晰可视的油量计。
任何进入系统回油管路的油液都应先过滤，应选用非旁通型过滤器，其过滤精度不应低于飞机的系统级过滤精度。不应采用向油箱中直接倒油的方式对系统进行补油，以防止将污染物带入系统。
5.8 油液污染控制
5.8.1 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， 以用来保护和维持油液污染度符合系统规定的水平。
5.8.2 滤芯更换
过滤器应便于接近，应有足够的操作空间以便更换滤芯。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。
5.8.3 系统污染控制指标
5.8.3.1 验收水平
交付飞机液压系统油液污染度验收水平应优于 GJB 420B-2006 规定的 8 级。飞机液压系统油液含
水量不应超过 100 ppm。
5.8.3.2 控制水平
服役飞机液压系统油液染度控制水平应优于 GJB 420B-2006 规定的 10 级。飞机液压系统油液含水量不应超过 250 ppm。
5.8.3.3 液压油污染度
加入飞机液压系统的油液污染度应优于 GJB 420B-2006 规定的 6 级。油液含水量不应超过
100 ppm。
5.8.3.4 地面支持设备污染度
与飞机液压系统连接工作的地面支持设备如油泵车、加油车、清洗车等设备， 其油液污染度水平应优于 GJB 420B-2006 规定的 6 级，油液含水量不应超过 100 ppm。
5.9 混入空气的排除
应采取措施去除混入系统中的空气，不应采用断开管路或拧松管接头的方法排除空气。系统中需要排气的特殊区域包括：
a) 刹车管路;
b) 隔离式液压油箱;
c) 泵吸油和壳体回油管路;
d) 高于油箱液面之上安装的作动器;
e) 由三位阀驱动的作动器。
每个液压系统均应设置空气排除装置。在油箱上应具有自动排除液压系统中未溶解气体的排气阀，自动排气阀如果在打开位置故障时，油液的泄漏量应很小。在最不利的飞行过程、压力和温度情况下，其泄漏量不应引起液压系统故障。自动排气阀可和手动放气阀及油箱安全阀组合在一起。
5.10 附件设计
5.10.1 标准件
当标准件能够满足要求时，应优先选用符合行业标准或军用标准要求的附件或已有的标准件。
5.10.2 附件的限制
附件的种类和设计与预定功能相适应。应保证液压系统中每一个附件均符合飞机制造商要求。
注：本条与 CCAR 25.1301 a)的要求一致。
5.10.3 附件识别
每个附件应有一个零件号和序列号，以及相应的功能和操作限制。相应的限制包括：
a) 使用的液压油牌号;
b) 系统工作压力;
c) 最高使用温度;
d) 泵或马达的旋转方向;
e) 有方向限制附件的油液流向。
注：本条与 CCAR 25.1301 b)的要求一致。
5.10.4 固定油孔
对于直径大于 0.13 mm (0.005 in)但小于 1.8 mm (0.070 in)的各类油孔，均应由网孔直径为油孔
直径 1/3 至 2/3 的滤网加以保护。禁止使用直径小于 0.13 mm (0.005 in)的油孔。可采用多孔固定孔径限流器以增大油孔直径，并可使用较粗滤网，将堵塞的危险性降到最小。油孔和滤网在其组合情况下，应能经承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。
5.10.5 蓄压器
蓄压器应防止在结构损坏或端盖脱落时，对飞行和地面维护人员、乘客伤害以及飞机应急部件造成损坏。蓄压器不宜采用镶嵌式安装以防结构故障使故障零件进入舱内或飞机地板。
对需要进行定期充气的蓄压器，其充气阀周围应留有足够的空间，以便于连接充气设备。
5.10.6 通用阀
5.10.6.1 方向控制阀
方向控制阀应使系统工作不会受到反压、过大流量或冲击压力的影响。
5.10.6.2 控制阀的操纵
可通过拉杆或钢索等直接或通过电气间接操纵控制阀。所有的操纵机构都应能利用外部或内部止动装置来防止阀的操纵手柄的行程过长或过短。电动阀应具有机械超调控制机构， 用于在不供电时对阀进行维修。
5.10.6.3 阀的位置指示
当需要提供阀位置指示时，可由以下方式提供：
a) 电方式——通过使用独立于阀的微动开关来实现;
b) 机械方式——通过使用连接在阀上或阀线圈上的指示器来实现。
5.10.6.4 单向阀的错误使用
当一条管路上还有其他功能时，不应采用单向阀来保持压力。因为单向阀的故障可引起操作的错误顺序发生。
5.10.6.5 同一子系统中关断阀和单向阀的安装
在同一分系统中安装关断阀和单向阀时，关断阀应位于单向阀的上游，油液膨胀可通过单向阀释放出去。若位置安装颠倒，关断阀的操作可使油液封闭在两个阀之间，有液膨胀将损坏关断阀。
5.10.7 过滤器
5.10.7.1 总则
液压能源的过滤器组件应用来过滤系统中所有的循环油液，并且应满足以下要求：
a) 应能提供滤芯几乎堵塞或完全堵塞的警告信息，在液压油温度低时因避免误指示;
b) 当拆掉过滤器滤碗更换滤芯时，应有自动关断阀阻止油液从过滤器入口和出口流出，并减少空气吸入;
c) 如果滤芯堵塞会引起其他系统出现故障，则过滤器组件应设置一个旁通阀。
5.10.7.2 滤芯
滤芯的过滤精度应按照系统设备的要求进行选择，以用来保护和维持油液污染度等级满足系统规定的要求。
5.10.7.3 过滤器位置
5.10.7.3.1 总则
对于飞机上所有可更换的过滤器，其安装位置应便于滤芯的拆卸，并且在更换安装新的滤芯时不会出现飞机外部其他碎片进入系统的危险。
在每个独立系统油箱和系统液压泵吸油口之间不应设置吸油过滤器，以防止由于使用吸油过滤器引起泵的气穴。
5.10.7.3.2 压力过滤器
每个独立系统的压力管路中应设置一个非旁通型过滤器，其安装位置应使来自系统液压泵和地面试验设备压力接头的所有油液在流入系统任何重要设备或附件之前均被过滤。
5.10.7.3.3 回油过滤器
每个独立系统回油管路中均应设置一个过滤器。过滤器应是旁通型的，除非过滤器装有 DPI 的监控使其能够及时更换滤芯。流入回油管路的全部油液应在进入液压泵吸油管路和液压油箱回油管路之前流经该过滤器。
5.10.7.3.4 泵壳体回油过滤器
飞行中连续使用或间歇使用的每台液压泵的壳体回油管路中均应设置一个过滤器。
5.10.7.4 液压顺序阀的过滤装置
如果液压顺序阀控制对系统很关键，并且污染会妨碍正确的控制顺序，则每个顺序阀均应用网式滤芯加以保护。
5.10.7.5 附件内部集成过滤装置
如果附件工作性能受污染影响明显，则可在附件内部应设置过滤装置。附件内部过滤器的过滤精度应低于主系统过滤器精度等级，用于防止系统中小尺寸颗粒污染物循环时堵塞附件。
5.10.7.6 出口过滤器
除线圈接口和阀的密封口或油液排气口外，所有油液出口均应安装出口过滤器加以保护。
5.10.7.7 蓄压器附件过滤器
当过滤器靠近蓄压器安装时，应装在蓄压器上游。
5.10.8 流量调节阀
在液压系统内部可采用流量调节阀来限制油液流量。另外，流量调节阀可以用来调节承受正向/反向载荷的线性作动器和/或液压马达驱动系统的速度。可采用流量调节阀限制 PTU 流入马达的流量，以防止：
a) 当马达入口流量超出允许值时 PTU 可能会超速;
b) 当为 PTU 的泵供压的系统漏油时可能会丧失两套液压系统。
5.10.9 缓冲器
如果液压压力传感器、液压压力开关和液压压力表容易受到系统压力突然变化的影响， 应使用压力缓冲器对这些附件加以保护。
5.10.10 泵
5.10.10.1 总则
液压泵的寿命应与飞机结构相一致，为了保护泵轴密封的寿命和其他泵组成元件，壳体回油压力应保持为正常工作情况下的最小值。轴密封处的所有外泄漏可导入一个收集容器中，或可排出机外。
为防止液压泵受到其他泵产生的系统压力的作用，在每台泵高压管路中应设置一个单向阀。
泵内部泄漏应满足以下要求：
a) 保证泵的冷却以达到要求的使用寿命;
b) 如果液压系统中没有安装油液冷却器，应保持泵的功率尽量低并避免液压系统过热。
5.10.10.2 变量液压泵
变量液压泵一般作为飞机液压系统的主能源，可由发动机直接驱动，也可由电动机驱动。变量液压泵应符合 SAE AS 595 的要求。
5.10.10.3 定量液压泵
定量液压泵在任何液压系统中不应作为液压主能源使用。
5.10.10.4 电动机驱动泵
电动机驱动泵可用于液压系统的正常操作、备份操作、应急操作或地面维护操作。
5.10.10.5 功率转换装置(PTU)
PTU 可用于液压系统的地面维护操作、备份操作或应急操作，用于在一个系统和另一个系统之间没有油液传递时进行功率转换。功率转换装置应满足 ISO 22089 的要求。
5.10.10.6 空气涡轮驱动泵
空气涡轮驱动泵包含有一个空气涡轮、关断阀和速度控制阀、传动装置和润滑系统。涡轮由发动机压缩引气驱动。空气驱动泵可用于作为液压能源系统的正常、应急或地面维护用能源。空气涡轮驱动泵一般用于提供系统负载要求高时(如收放起落架)的间歇额外流量补充，或作为正常液压能源损失情况下的余度能源。
空气涡轮驱动中的气动元件在 1.5 倍的验证压力下不会产生永久变形，在 3 倍最大正常工作压力下不应破裂。
注：本条与 CCAR 25.1438 b)条一致。
空气涡轮中的高能转子应能承受因故障、振动、异常速度和异常温度引起的损伤。转子机匣应能包容住高能转子叶片破坏所引起的损伤。空气涡轮必须安装在转子破坏时既不会危及乘员， 也不会对继续安全飞行有不利影响的部位。
注：本条要求与 CCAR 25.1461 一致。
5.10.10.7 人工驱动泵
永久性安装在液压系统中的人工驱动泵具有以下功能：
a) 充当备用泵;
b) 地面维护时驱动液压装置，或充填停机刹车蓄压器;
c) 将油液从油罐或油桶中吸出并加注到液压系统中。
系统中若要安装人工驱动泵，可使用手摇泵或脚踏泵。如果泵的安装位置允许人处于站立状态驱动，宜采用脚踏泵。
泵的吸油管路中不应设置滤网或过滤器。吸油管路要有合适的管径和长度， 以使泵的吸油腔充分注油。
在泵的压力管路中应安装一个安全阀，以限制泵所产生的最高压力。
当手摇泵在设计工作压力下为液压系统增压时，手摇泵手柄的有效操纵长度应使手柄载荷不超过227 N(501 b)，该手柄在握把处的行程长度不应超过 0.46 m (18 in)。
5.10.11 马达
液压马达应当便于维护和检查，应具有返回各自系统液压油箱的回油管路。从轴的密封处泄漏的油应收集到有排油管的容器中。液压系统一般采用定量马达。额定工作压力为 21 MPa 定量液压马达应满足 ISO 9206 的要求，额定工作压力为 35 MPa 的定量液压马达应满足 ISO 12333 的要求。
5.10.12 系统安全阀和热膨胀安全阀
5.10.12.1 总则
正常压力调节装置发生故障时，安全阀可用于防止系统爆破或系统损坏;在封闭的油路中，可用于释放由于流体热膨胀或作动组件过载造成的过高压力。安全阀不应作为供压回路中唯一的限压措施，仅用于安全阀使用。
液压泵的补偿器和安全阀可能发生动态耦合，可通过使安全阀的最小开启/复位压力充分大于液压泵补偿器的最大压力来避免耦合发生。
5.10.12.2 系统安全阀
系统安全阀应保证系统任何部分的压力不超过该部分正常设计压力的 125%。系统安全阀的流量应大于或等于最大液压泵的额定流量。
5.10.12.3 热膨胀安全阀
热膨胀安全阀用于防止系统油液温度升高而引起压力上升超过系统工作压力的 125%。热膨胀安全阀应将油液释放到系统的低压边，热膨胀安全阀的压力应稍高于系统安全阀，以保证在液压泵压力失控时油液流过系统安全阀。
5.10.13 液压油箱
5.10.13.1 总则
每个独立的液压系统都应有各自的液压油箱。任何油箱加油或排油管路破裂时， 不使油箱间油液互串或使任何其他液压油箱的油液流失到危害系统的正常工作。液压油箱可采用安全阀加以保护， 防止系统中的油液迅速排入油箱时对油箱造成损害。应对油箱采取保护以防止加油过满引起超压。
5.10.13.2 液压油箱位置
液压油箱的位置应满足以下要求：
a) 在飞机各种正常飞行姿态下应提供给手摇泵或动力驱动泵油液静压头;
b) 液压泵吸油管路的长度应在满足要求情况下最短;
c) 应能防止发动机着火或轮胎残片引起的损害;
d) 应保证油箱减压阀便于维护。
5.10.13.3 油箱排油口
如果设有油箱排油口，应保证在机动飞行或地面操作时不会通过排油口造成油液损失。
5.10.14 作动器
作动器的内部位置锁不应因油液特性影响而开锁或上锁。在使用一个以上且每个都由不同的液压系统供压的作动器操作飞控舵面时，应满足以下要求：
a) 一套液压系统故障应不妨碍其余作动器的操作。
b) 一套或多套液压系统故障不应引起操纵面摆动。
c) 应防止作动器间的抵触。
d) 作动器应有一个液压或机械的锁，以保证当液压系统故障时操纵面能保持在锁定位置。开锁应由正常液压系统控制。
e) 如果作动器端头处的运动会引起作动器的内部损坏，则应在作动器端头设置缓冲装置。
5.10.15 自封活门
自封活门周围应留有足够的空间以便于拆卸和连接。相邻的自封活门应具有相互不同的尺寸标识，以保证不会装错。系统中需安装自封活门的典型位置包括：
a) 每台液压泵的出入口;
b) 刹车装置供油管路;
c) 系统中需要经常拆卸的部位。
5.10.16 压力开关
压力开关在用于提供液压系统低压提示。如果使用隔膜式压力开关， 可在其上游应安装一缓冲器或小孔节流，以防由于瞬时压力冲击造成隔膜损坏从而导致液压系统油液损失。
5.10.17 旋转接头
在不宜使用较长使用寿命的弯曲导管或软管的位置，可使用旋转接头。若利用导管或导管接头驱动旋转接头，导管或导管接头要有足够的支撑，并且有足够的强度。不宜采用由多个旋转接头组合而成的旋转接头组件。
5.10.18 油液散热器
应通过热负载分析来确定是否需要油液散热器，以防止在飞行和地面操作时系统油液过热。散热器的尺寸和散热介质的选择应考虑飞机的循环使用和重复飞行可能引起的温度缓慢升高。油液散热器通常采用以下冷却介质：
a) 燃油，油液散热器安装在机翼油箱或供油管路中;
b) 空气，通过风扇或抽风机/导流轮将周围空气吸进或吹出油液散热器;
c) 废气，废气通过油液散热器降压排到大气中。
5.11 附件安装
5.11.1 作动器的安装
液压作动器应不与相邻结构相互干涉，而且容易接近。如有可能，作动器应安装在受防护的部位。如果处于外露部位，应防止遭受起飞和着陆时飞溅沙石的损伤。
5.11.2 导管的敷设
5.11.2.1 敷设原则
液压管路敷设原则如下：
a) 不应敷设在驾驶舱和客舱内。
b) 液压系统排油管路和通气管路所通往的区域，应保证油液不喷入机体内，不应积聚于结构凹处，不喷在排气管、排气支管或其他热源上或它们附近。排油管路和通气管路应通过在机外的排油管与油箱相连。
c) 管路的安置应使其在维护中不作为踏板、扶手或由于使用工具而被损坏。
d) 不应将液压管路作为导线、别的管路等飞机上其他装置的支撑。
5.11.2.2 与其他流体管路
液压管路不应与其他流体管路并行，以免错接。
5.11.2.3 与电气系统
液压管路不应位于电气线路以上，应敷设在配线束、电连接器等的下方。如电气电缆夹子损坏， 电缆不应接触到液压导管，即使电缆接触到导管，其中的电流不应击穿液压导管。
5.11.2.4 与环控系统
液压系统管路不应靠近环控系统管路，靠近环控系统高温管路可使液压系统局部被加热或者导致环控系统被液压油污染。
5.11.2.5 与其他系统或附件
对液压油污染比较敏感的系统或附件应远离液压系统管路。
5.11.3 导管
5.11.3.1 导管材料
导管材料选用应符合有关标准规定。任何压力管路和作动管路都不能使用铝合金导管， 铝合金导管一般只能用于泵吸油管和回油管。任何一种材料或规格的导管，其壁厚不应小于 0.5 mm。
在飞机易燃区，所有的导管应采用不锈钢管。
在轮胎爆破或受轮胎碎片打击的主起落架和前起落架舱区域，低压导管中所有的直径小于或等于25.4 mm (1 in)的管子都应采用不锈钢材料。
5.11.3.2 导管的弯曲和椭圆度
管子最小弯曲角度不能小于 5˚。在两个连续的弯管之间应有一段直管。
允许的最大椭圆度应根据每个飞机项目在专用规范中确定。各种材料管子推荐的椭圆度为：钛合金 3%，抗腐蚀钢 5%，铝合金 10%。
5.11.3.3 小尺寸导管的安装
采用导管外径小于或等于 6.35 mm (0.25 in)的液压导管时,应对其采取相应的支撑和保护。
5.11.3.4 刚性直导管
在固定附件之间起连接作用的刚性管子上应有一个弯曲，为热胀冷缩和挠曲提供余量。
5.11.3.5 管路和接头的标识
除非另有规定，液压管路应按照 ISO 12 的要求做永久标识，在整架飞机上应对液压管路的明显部位做出标记，以便查找每条管路。应标明所操纵的装置和液流方向。
对于隔框和腹板上的接头，应在每个接头附近的结构上做出相应的系统功能标记。
5.11.3.6 导管支撑
所有液压导管应由带软垫的钢卡箍或合适的多孔管夹支撑在刚性结构上。所选的软垫材料应与液压油和管路材料相兼容性。
支撑应尽可能靠近弯曲处，以减小导管外伸量。应在支撑部位采取措施， 以防止导管长度随膨胀和收缩而变化。为便于检查和修理，不应将导管捆扎在一起。
5.11.3.7 紧固
为消除振动和接触的危险，应留有一定的弹性空间。紧固导管禁止使用捆扎线。
5.11.4 管路系统
5.11.4.1 附件管路
连接到一个液压附件上的两条或两条以上的管路，应加以区别，以防止与附件连接时发生错误。
5.11.4.2 液压泵吸油管路
吸油管路的布置应使发动机停车后和飞机停放期间能维持液压泵的吸油液柱。
5.11.4.3 液压泵壳体回油管路
如果液压泵壳体回油管路的布置不能防止在发动机关闭后因重力引起的液柱中断，则应在该管路中设置一个单向阀。
5.11.4.4 排油管路
从液压泵、液压油箱或其他液压附件引出的排油管路或通气管路， 不应与飞机上其他管路或任何其他流体系统相连接，以免不同流体的混和物在附件处排出。
5.11.4.5 轻附件的安装
对于不具有安装条件的轻附件可由导管来支撑，但附件不应使所安装的导管产生破坏性的振动或其他不利情况。如果附件在管夹之间， 那么在管夹间的导管长度应减小 20%。如果标牌、液流方向指示箭头、标记或其他数据不被遮盖， 而且支撑不影响附件的工作，则可利用卡箍或类似装置将这些附件支撑在结构上。
5.11.4.6 振动
液压系统管路和附件应能承受系统振动、压力脉动和飞机使用过程中可能遇到的各种冲击载荷。
5.11.4.7 导管间距
当导管支撑在结构上或其他刚性构件上时，导管相对这类构件的最小间距应等于管夹的厚度。与相邻附件或管子如燃油管子、空气管路等有相对运动的地方，对于大型飞机间距不小于 12.5 mm (0.5 in)，小型飞机间距不小于 6.35 mm (0.25 in)。另外，要有足够的间距，以便于对导管进行安装和拆卸。
5.11.4.8 腐蚀防护
对于暴露在外部的管路，如机轮舱中和机翼后梁区域，应进行保护以防腐蚀。
5.11.4.9 集成块
将各分系统附件统一安装在一个集成块内，并利用集成块内部通道使附件相互连接，可提高液压系统的可靠性和维修性。应在拆除所有安装在其上的附件时不需要拆下导管或不需要从飞机上拆下集成块。
5.11.5 软管
5.11.5.1 位置
软管宜用于以下部位：
a) 在作动器有较大偏转的液压系统附件处，如起落架作动器等;
b) 在用硬管连接较难安装或拆卸的附件等处;
c) 为方便拆卸和更换，且禁止油液泄漏和空气进入而在附件上增加的自封活门处。
5.11.5.2 软管组件
软管的安装设计应符合 SAE AIR 1569 规定的要求。软管组件在安装和系统工作时不应出现扭曲变形。软管组件应使用带有永久螺纹的管接头。
起落架上的所有软管组件应符合高压软管标准要求。起落架舱内的高压或低压组件， 其软管接头应采用不锈钢材料制造。
在聚四氟乙烯软管内壁应加入一条碳丝，用于将流经软管的液压油产生的静电引走，以防止静电荷从软管内部到软管金属编织层而击穿软管。
5.11.5.3 软管支撑
软管的支撑应保证在任何可能产生相对运动的情况下决不会导致刚性导管的变形。选择卡箍类型、安装位置和支撑位置时应使软管在其可挠曲位置上不受限制，并且在任何偏移位置部分不与结构或相邻构件发生摩擦。
5.11.5.4 软管弯曲半径
软管组件的最小弯曲半径取决于软管的尺寸和安装后所受弯曲的范围。软管的最小弯曲半径应符合标准的规定。
5.11.5.5 软管的保护
如软管可能会受到相邻结构、导管、电线和其他设备的损伤， 应对软管进行保护。在起落架舱内的软管宜使用防磨整体编织软管。任何靠近热表面的软管应有隔热层或在软管与热源之间加装金属隔热装置。
5.11.5.6 软管伸长和收缩规定
在规定的压力作用下的伸长和收缩不应对软管组件产生不利影响。
5.11.6 接头
5.11.6.1 永久性连接接头
永久性连接接头连接方式有外陷型连接、低温收缩和熔焊或铜焊。与可分离式连接相比， 永久性连接具有不容易泄漏和重量轻的优点。在飞机维修手册中需标明， 在飞机使用之前应可对熔焊或铜焊焊缝处进行修补。
5.11.6.2 可拆卸连接接头
宜采用 24˚无扩口可拆卸标准接头，不宜使用非标接头，接头应使用螺母拧紧，不宜使用保险丝锁紧。
高压系统的接头材料宜采用不锈钢或钛合金，不宜用铝或碳钢的接头。低压系统的接头材料一般使用铝合金，在易着火区应使用不锈钢材料。
5.12 隔离
5.12.1 总则
飞机上液压系统元件和管路应具有隔离措施，以将故障造成系统损坏的影响降至最小。应考虑发动机非包容性转子爆破、轮胎松弛或轮胎爆破、松弛转轴的影响及结构损坏的影响。
5.12.2 发动机碎片的防护
液压系统设计时应采取预防措施，在发动机非包容性转子爆破或发动机内起火烧穿发动机机匣时，对系统的危害减至最小。
注：本条与 CCAR 25.903(d)(1)要求一致。
5.12.3 轮胎松弛或轮胎爆破的防护
对于安装在起落架舱内的导管应采取防护措施，以防止轮胎爆破或轮胎胎面松弛而对系统产生破坏。
注：本条与 CCAR 25.729(f)要求一致。
5.12.4 松弛转轴的防护
应对松弛转轴(例如襟翼驱动轴损坏)采取防护措施，以防止对系统产生危害。应限制损坏的驱动轴的最大可能的运动，并且隔离驱动轴区域内的各独立液压系统。
5.12.5 结构损坏影响最小化
对安装在任一侧水平安定面、垂直安定面和机翼末端的液压系统的设计都应经过评审。应保证上述任一处结构损坏引起故障(如空中碰撞)时飞机仍可飞行，有足够的液压源能使主(和次，及必需的)飞行控制部位完成功能。液压系统设计还应考虑其他情况的影响， 如迅速减压及发动机短舱从机身或机翼上脱落。另外， 在发生如地板破裂或其他坚固结构损坏的硬着陆事件中，能够保存为刹车系统供压的液压能源，以便能使飞机安全着陆。
5.13 防火
5.13.1 预防流体或蒸汽着火
在任何液压流体或蒸汽可能被点燃的地方，都应有防止流体或蒸汽被点燃的措施。主要包括：
a) 覆盖可能的装置;
b) 用熔断丝防止过量的液压流体碰撞导热的表面，特别是机轮刹车装置或高温导管;
c) 在发动机失火时操作发动机灭火手柄关闭液压泵吸油切断阀，以隔离液压泵吸油管路;
d) 通风以防止蒸汽大量形成。
注：本条与 CCAR 25.863 的要求一致。
5.13.2 发动机驱动泵装置的防护
在发动机驱动泵安装的地方，要采取以下防护措施：
a) 发动机驱动泵要设计成防火的而且要经过相应的测试验证;
b) 在易燃区的任何驱动泵吸油、压力和回油管路、接头都应完全用不锈钢制造;
c) 任何在易燃区的软管都应有耐高温的措施，宜采用完整的耐火层，耐火层应符合 SAE AS 1055的要求。
注：本条与 CCAR 25.903 和 25.1183 的要求一致。
5.13.3 液压油箱的安装
液压油箱不应安装在火区内。液压油箱之间或与防火墙之间应至少有 12.7 mm (0.5 in)的间隙或与着火区域隔离。任何靠近液压系统附件的有吸收性的材料都应予以处理以防吸到危险数量的液压油。
注：本条与 CCAR 25.1185 的要求一致。
5.14 液压系统指示和警告
液压系统应向机组提供系统故障告警信息，并具有向机组告警潜在的系统不安全工作条件和使机组或电子设备管理系统采取适当纠正措施的能力。
系统控制、监控与告警装置的设计应尽量减少可能增加危险的机组失误。为了满足要求， 液压系统应提供以下指示和告警信息：
a) 每个独立液压系统的压力;
b) 低压告警——告知机组一个液压系统故障或一个液压泵故障;
c) 过热告警或温度计提供的油温过高信息;
d) 每个独立液压系统油箱的油量指示;
e) 油箱低油位告警;
f) 阀位置指示——告知机组一些重要选择阀误操作指示。
注：本条 CCAR 25.1309 c)的要求一致。
5.15 告警灯、戒备灯、指示灯颜色
对于液压系统中用于警告用途的灯，显示有危险需立即采取纠正措施，则应采用红色。
对于系统中用于戒备用途的灯，提示将可能需要采取纠正措施，则应采用琥珀色。例如系统低压、油箱低油位警告。
对于系统中状态指示用途的灯，显示安全工作，则应采用绿色。
当系统操作正常时，应该没有警告灯、戒备灯闪亮。
注：本条要求与 FAR/CS/CCAR 25.1322 的要求一致。
5.16 负加速度
在飞机可能遇到的负加速度条件下，液压系统中的液压油箱应能向液压泵正常供油。油箱设计应满足以下要求：
a) 如果液压系统为闭式系统，采用自增压油箱，或在液和气之间采用活塞式、金属风箱或气囊式气体增压;
b) 如果液压系统油箱与空气连通，可在泵的吸油口附近集成一个容腔，确保在负垂直加速度条件下液压油流动不会受阻。
注：本条与 CS 25.1315 的要求一致。
5.17 强度
液压系统每个元件，应设计成能够承受设计工作压力载荷与可能作用在其上的结构限制载荷的组合载荷，而不产生永久或暂时的妨碍其预定功能的变形。
液压系统每个元件，应能够承受 1.5 倍的设计工作压力与有可能同时产生的结构极限(最大工作)载荷的组合载荷而不破坏。设计工作压力为除瞬时压力以外的最大正常工作压力。
注：本条 CCAR 25.1435 a)条的要求一致。
5.18 运动、振动、瞬时压力和疲劳
在整个飞机寿命周期内液压系统要经受住不同原因引起的施加在其上的变载荷。
为满足此要求，在液压系统设计时要进行变载荷分析。为确定载荷的频率和大小， 应通过液压台架(铁鸟台)或飞机的飞行测试得到详细数据。
注：本条与 CS 25.1435 的要求一致。
5.19 腐蚀
液压系统和附件的安装应考虑其使用环境。为减少附件的腐蚀，应注意以下几点：
a) 液压油液在正常和故障条件下的温度不应腐蚀液压元件;
b) 液压附件应与液压油液兼容，且在正常操作情况下不应有内部腐蚀。
注：本条与 CS 25.1435 的要求一致。
5.20 油液和材料兼容性
所选的液压系统元件的材料要与所用的油液兼容。如果材料和油液不互相兼容， 就可能造成附件外部或内部泄漏或无法操作而故障。在飞机可能受到液压油喷溅或油液薄雾影响的地方， 涂料要与油液兼容。
注：本条与 CS 25.1435 的要求一致。
5.21 泄漏和磨损
液压系统和附件的设计可允许正常操作造成的降级。在液压系统和附件设计中要有足够的余量， 以保证在整个飞机寿命周期内液压系统的操作不会降级到不可接收的程度(如：操作过慢、流体经常温度太高)。
注：本条与 CS 25.1435 的要求一致。
5.22 维修性
5.22.1 总则
民用飞机应考虑运营成本。液压系统的设计应简单和安全， 便于维修。所有用于检查和维修系统的设备应便于操作。
飞机上的管路和附件应具有通道和足够的空间，以便于对其进行检查、修理和更换。
邻近的导管和软管的接头应具有不同的尺寸，以免维护时交叉接错。
有缺陷的附件应易于识别、能快速安全地更换，并便于检查。
5.22.2 标志
应在飞机上提供相应的标志。典型的标志信息包括以下内容：
a) 使用的液压油;
b) 油箱加油/放油说明;
c) 液压油箱的充气说明(当采用气增压油箱时);
d) 蓄压器充气说明;
e) 重要元件的说明，包括系统油箱;
f) 卸压阀或手动选择阀的操作程序。
5.22.3 最小定期维修
系统的设计应具有最少定期检查和维修要求。
在定期检查时，附件应进行在线监测，而不应拆卸后检查。不应要求对危及飞行安全操作的附件进行定期拆卸检查。
5.22.4 日常维护
系统应便于安全地完成日常维护，系统中需要经常维护的附件应有很好的可达性，如液压油箱、油箱减压阀、系统排气和放油嘴、蓄压器、充气阀、油液采样阀和油滤等。
如果蓄压器由地面维护设备充气，则在蓄压器气腔一端应安装一个标准充气阀和一个永久性压力表。如液压油箱是通过干燥空气或氮气增压， 应配置这些设备。当蓄压器具有相同的充气压力， 也可以集中为蓄压器气腔充气。
如需要采集系统油样，采样方法应简单，并保证油样能精确反映油液的状态。每个独立系统中应安装采样阀，采样阀应设置在便于接近且容易使用采样容器的区域。采样点设置应按照 HB 7799 的要求。
5.22.5 外部设备
系统应在地面工作时应使用尽量少的外部设备，可使用机上主泵或备用泵。以便于在设备缺乏的偏远机场能方便完成系统检查、系统油液采样和系统放油。
5.22.6 液压能源车
液压能源车提供的油液应通过机上的压力油滤过滤。返回液压车的回油应通过一个不低于飞机系统油滤过滤精度的回油滤过滤。
为了保证液压能源车与飞机系统兼容，飞机制造商应向飞机运营商提供以下详细资料：
a) 最大系统工作压力;
b) 最小系统流量;
c) 液压能源车连接接头;
d) 系统油液牌号。
5.22.7 内漏检查
应能够检查每个独立系统的超常内漏并能诊断出缺陷附件。可通过采用嵌入式阀并监测蓄压器的功能衰减率或电动泵的电流图来实现。
对液压系统附件无法进行的内漏的监测和诊断，可以按 SAE AIR 1922 中对泵的监测要求进行。泵的壳体回油流量和温度、泵的排油量和伺服作动器的静止内漏流量可通过与计算机监控系统相连的嵌入式流量传感器和温度传感器进行测量。
5.22.8 系统加油和排气
应便于为液压系统加油，并减少使用专用地面设备。液压系统和附件应能自动提取游离空气传送至液压油箱或其他不影响使用的采集点，并能方便地将空气释放出去。
5.22.9 清洗和放油
系统油液污染度超过飞机制造商规定的指标时，应对系统进行清洗或更换油液。氯化物溶解能力、酸的数量、运动粘度和特殊引力限制应由飞机制造商规定。
5.22.10 专用工具
液压系统应在安装或拆卸附件时不需要使用专用工具。
5.22.11 卸压阀
在装有蓄压器的子系统中，卸压阀可在不需子系统工作的情况下使蓄压器减压。当释放压力后为防止卸压阀长开，卸压阀应能返回正常关闭位置。
当油箱增压时，应在容易接近的地方设置卸压阀，用于使液压油箱减压，以便在更换任何液压附件时不会流出较多油液。
5.22.12 通用零件
为了减少制造成本，系统中宜采用通用零件。
