ICS 49.045 V 36
HB 8395-2013
民用飞机结构密封设计通用要求
General requirements of seal structure design for civil aircraft
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
本标准按 GB/T 1.1-2009 给出的规则起草。
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：王哲、焦志强、李旭东、田亮、石云侠、韩力全、李东。
民用飞机结构密封设计通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机结构密封形式、材料选择，典型结构密封设计及试验验证的通用要求。
本标准适用于民用飞机的结构密封设计。
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 3815 飞机气密舱设计要求
GJB 5431 飞机结构防水和排水设计要求
HB 7495 民用飞机机体结构通用设计要求
HB/Z 106 飞机结构密封工艺
CCAR 25 中国民用航空规章第 25 部运输类飞机适航标准
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
结构密封 structure seal
采用合理的结构形式、密封方法和材料阻止气、液体等介质渗透和流动的措施。
4 一般要求
4.1 总则
民用飞机结构密封除应符合 HB 7495 有关要求外，还应根据不同的结构形式应采取不同的密封方法，并考虑多种密封的综合运用。民用飞机结构密封主要包括增压区密封、防腐蚀密封、整体油箱密封等。
4.2 结构密封设计
结构密封设计应满足如下要求：
a) 根据密封部位的结构特点、防护要求以及可能遭遇的腐蚀环境和腐蚀类型合理选用密封材料和密封形式。
b) 结构件在密封连接部位应有相近的刚度，并尽量缩短密封连接缝的总长度。
c) 应简化结构间的协调关系，尽量减少结构密封部位的结合层数和造成的空腔。
d) 结构密封区域应具有良好的可达性、可见性。密封结构间隙或间隔尺寸应恰当， 以保证工具施工的可能。应有适合的边缘条件，不应留有齐平或凹陷的密封边缘。
e) 应考虑密封工艺实施和失效修理可能性，并满足 HB/Z 106 的要求。
4.3 结构密封形式
结构密封主要有以下三种形式：
a) 机械密封：对密封区域的紧固件(如一般铆钉、环槽铆钉、高抗剪铆钉和螺栓)可利用机械连接时钉杆和钉孔的干涉量达到密封;
b) 密封剂密封：对密封结构规定区域(如蒙皮对缝、气密线上加强垫板等处)可进行缝内和/或缝外涂密封剂的方式密封;
c) 密封件密封：对于较大的漏气源部位(如门、窗等各类开口部位)可用密封件的方式密封，密封件主要包括O形环、 U 形环、密封型材、气密带、密封垫圈和密封垫片等。
4.4 密封材料选择
密封材料选择原则如下：
a) 应综合考虑密封的结构形式、承受压力、使用环境、使用介质、表面处理及施工方法等因素;
b) 密封剂应具有良好的粘附力，尽量不对结构造成腐蚀，在施工期内有良好的可塑性及流动性，硫化后应有弹性;
c) 建立在经验或试验的基础上;
d) 符合经批准的标准(如工业或军用标准，或技术标准规定)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能;
e) 考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响;
f) 应满足使用寿命和环境保护要求;
g) 应具有良好的工艺性。
注：c)、d)、e)条的内容与 CCAR 25.603 的要求一致。
5 详细要求
5.1 增压区密封
增压区密封设计除应满足 GJB 3815 的要求外，还应根据具体的结构形式采取如下不同的密封方法：
a) 增压区内的蒙皮与框、剪切片、长桁连接处，应填角密封;
b) 壁板的纵向搭接、对接处，应进行贴合面、填角密封;
c) 壁板的横向对接处，应进行贴合面密封;
d) 纵、横向对缝交叉处，应进行贴合面、填角密封;
e) 承受气密载荷的框和地板的铆钉支撑头应尽可能放置在承压区，同时对非干涉铆钉进行钉头密封。
5.2 防腐蚀密封
防腐蚀密封应满足如下要求：
a) 应使可能渗漏的孔洞数量尽量减少，使可能渗漏的缝隙尽量小;设计的密封区应有足够的刚度，避免密封材料在过度挠曲和循环受力变形中脱胶、开裂,造成密封失效,产生渗漏;
b) 所有位于外部或内部腐蚀环境中的接缝，包括起落架舱、附件舱、外表面口盖和整流结构等，均应用密封剂或密封件密封;口盖紧固件的数量和间距应依据口盖、口框刚度(刚度大间距可大，刚度小则适当增加紧固件数量)确定，以保证相邻紧固件制件口盖同口框密切结合，必要时应通过试验确定紧固件数量;
c) 所有穿过蒙皮通向机外的附件，如天线、拉杆、导管、电缆等， 应对连接缝和紧固件进行可靠的密封;
d) 飞机上的设计分离面，如前、后机身结合处，应进行密封;蒙皮的接缝，特别是机体上表面、侧面和其他可能渗水的接缝，应嵌缝或填角密封;紧固件应湿装配，例如先在沉头窝表面或钉孔柱面上涂湿密封剂。
5.3 整体油箱密封
整体油箱结构密封应满足如下要求：
a) 应尽量保持整体油箱结构的整体性，减少安装在密封面上的零件数量。整体油箱内部组合件的连接应尽量在油箱内部完成，以减少穿透密封面的紧固件数量。
b) 在使用中卸下或更换零件、附件、支架、接头等操作不应破坏整体油箱的密封性。
c) 应控制结构变形，保证在限制载荷作用下，各密封接缝和邻近密封紧固件不产生滑动或明显的分离。应尽量避免在油箱壁上作用较大的集中载荷， 不可避免时，应把集中载荷分散到一个较大的面积上。
d) 整体油箱结构应有足够的刚度，并限制其挠曲的大小。使梁、肋腹板及蒙皮在限制载荷作用下不失稳，并有利于密封。
e) 所有密封面上都应采用低挠曲的受剪连接(优先采用干涉配合连接)宜按受拉螺栓定力，以使螺栓连接的预紧力大，结构不易产生分离及变形。
f) 沿着密封边界安装的管道、线路或其他设备、附件的位置应离开密封部位一定距离，以便不干扰密封的检查修理。
g) 在油箱边界结构上，所有永久性连接紧固件(间隙配合)应用密封剂湿装配，以防止燃油渗漏。油箱内部，一般选用镀锌紧固件，当选用的紧固件表面镀层为镀镉时，应将镉层完全用密封剂包覆，或在镀镉表面再刷一层防腐剂，以防燃油破坏紧固件上的镉层。
5.4 典型结构件密封
5.4.1 外蒙皮表面
蒙皮搭接应按顺气流方向由前搭后、由上搭下在搭接宽度的贴合面密封铆接， 并在蒙皮边角处进行填角密封及在铆成头涂密封剂。
蒙皮对接应在贴合面间涂有高粘接力密封剂，外表蒙皮对缝应留有适当缝宽(通常为 2 mm~ 2.5 mm)进行防腐蚀密封。蒙皮对缝间隙中应采用密封剂填充密封，在蒙皮边角也应填角密封，铆成头涂密封剂。
对于外表面的对接、搭接缝，可涂掺铝密封剂，以便表面光滑密封。
5.4.2 连接件
连接件密封设计应满足如下要求：
a) 设计中采用以下形式的紧固件，一般应事先在孔内柱面涂密封剂，然后插入紧固件紧固，并进行钉头密封：
1) 与钛合金、复合材料接触的紧固件;
2) 与不锈钢、铜、黄铜接触的镀镉紧固件;
3) 铝合金上的钢紧固件;
4) 不锈钢上的铝紧固件。
b) 除非使用自密封紧固件，所有紧固件应填角密封。每一个紧固件在渗漏的情况下，应能进行检修(包括自密封紧固件)。
c) 对热处理后拉伸强度大于 1500 MPa 的高强度钢螺栓以及用于有干涉配合连接的紧固件，应采用湿法装配。裸露钉头应选用粘附力强的室温硫化密封剂密封。
5.4.3 口盖
口盖密封设计应满足如下要求：
a) 口盖密封材料应有较好的弹性压缩性能，口盖周边与口框接合面应用密封剂或耐蚀橡胶垫、管、带等密封件进行安装，保证密封材料压缩量均匀。
b) 口框区域密封应进行填角密封。对于机身上表面的口盖应采用专门的密封剂， 并与隔离剂配套使用。
c) 增压舱开口周围所有构件之间，包括接头在内应涂宽约 25.4 mm 的密封剂。
d) 对位于气密线上可拆卸的口盖、整流包皮的连接件的螺母(托板螺母或桶形螺母)应选用密封的桶形螺母或密封的托板螺母。
5.4.4 地板
应采用具体的设计措施，以防液体通过地板渗漏到机身下部区域内。可根据结构使用环境条件和内部设备的具体要求，设计通风装置，防止湿气、液体滞留与聚积。
地板和骨架的接触面应涂密封胶或加装密封件，地板对缝处应填充尼龙绳并涂密封剂。对于盥洗室、厨房、登机门处的地板还应增加铺覆聚脂膜。地板连接应采用密封连接。
5.4.5 蜂窝及胶接结构
蜂窝件边缘应进行防腐蚀密封，蜂窝件对接时应先作表面处理后填入耐水密封剂，蜂窝芯与面板胶接处应用阻蚀型密封剂进行填角密封，蜂窝芯边缘应采用耐水、高粘结力密封剂。穿过胶接蜂窝件的连接件应湿装配。金属胶接后应用阻蚀型密封剂进行填角密封， 板与板之间应涂缓蚀粘结底胶，应用阻蚀型密封剂进行贴合面密封。
5.4.6 舱门、舱盖及窗
舱门、舱盖及窗的密封主要采用橡胶型材密封件。对于驾驶舱的风挡及通风窗玻璃，通常采用注胶、压模修平、胶带衬垫的综合密封。舱门开口外露部分的蒙皮、口框、带板等， 至少应在第一排紧固件连接处采用密封剂封口铆接。对于夹层结构式的舱门， 通气时应采用密封铆接或空腔内充填聚脂泡沫。安装在窗口带状加强件上所有构件(包括铣切处)，应涂宽约 25.4 mm 的密封剂作贴合密封。
5.4.7 隔音吸振结构
隔音设计中采用毡层等多孔材料作衬垫时，应事先用密封剂封闭表面孔隙并作防水处理。毡层应衬垫在机体骨架上，避免接触蒙皮。所有系统开口和穿孔应用与该区域同样厚度的隔音层封堵或包覆。舱门和开口四周的减振密封橡胶型材，在关闭状态下应有预压缩。
5.4.8 穿越气密线系统件
电缆通过孔采用密封接头或包扎密封剂充填密封，导管通过孔采用法兰盘固定并用密封剂充填密封，操纵机构件采用橡胶气密接头密封。可拆卸件密封应用低粘接力密封剂， 电器零件防潮密封应用有机硅、聚氨脂或硫化类绝缘密封剂。
5.4.9 整流包皮
可拆卸整流包皮与机体贴合面上应贴有密封垫或涂低粘度密封剂，并适当增加紧固件数量。不可拆卸的整流包皮与机体贴合面上应涂密封剂进行密封铆接。整流包皮尖角部位应用密封剂填角密封。
6 试验验证
6.1 增压舱气密试验
应按照飞机型号专用规范要求进行增压舱气密试验。
6.2 防腐蚀密封试验
全机或部件应按要求进行淋雨试验，以确定腐蚀密封效果，若渗漏及时填补。淋雨试验应符合GJB 5431 要求。在选择新型密封材料和密封形式时，应进行选型试验。对型号未采用过的密封结构形式在初步设计过程可在不增压条件下按照 GJB 5431 的要求进行淋雨试验。
6.3 整体油箱密封试验
整体油箱应进行充压试验检查密封性，主要包括以下内容：
a) 充压气密试验：一般充 0.035 MPa～0.05 MPa 压力，并保持一段时间后检查整体油箱的密封质量;
b) 充压停放试验：将油箱充满燃油，一般停放一天后检查各部位的密封情况;
c) 燃油充压试验：将试件充燃油并加压(一般用脉冲压力)至在飞行中所受的最大油压后，检查各部位的密封情况。
