ICS 49.060 V 39
HB 8403-2014
民用飞机燃油系统通用要求
General requirements for civil aircraft fuel system
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归口。
本标准主要起草人：林厚焰、蒋军昌、徐鹏国、王慧丹、刘小锋、牛量。
民用飞机燃油系统通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机燃油系统的功能、性能设计和结构等的通用技术要求和验证要求。
本标准适用于民用飞机燃油系统的设计和验证。
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 60 飞机压力加油接头
GJB 3577 飞机燃油系统与附件的结冰要求和试验
HB 5653 航空导管识别标志
HB 5654～5655 航空管路识别标带
HB 6756 飞机燃油系统重力加油快卸口盖
HB 7169 飞机燃油系统地面模拟试验要求
HB 7252 民用飞机整体燃油箱通用规范
HB 8400 民用飞机燃油系统安装和试验要求
HB 8451 民用飞机燃油系统电搭接要求
HB 8452 民用飞机燃油系统飞行试验要求
HB 8453 民用飞机燃油附件通用规范
HB 8484 民用飞机氧气系统设计要求
3 要求
3.1 系统组成
飞机燃油系统一般由供油分系统、输油分系统、燃油箱分系统、燃油箱通气和增压分系统、燃油箱惰化分系统、燃油测量和管理分系统、地面加油和放油分系统以及空中应急放油分系统组成。
3.2 功能
燃油系统的功能主要是按型号规范规定的燃油压力和流量向发动机和辅助动力装置(APU)连续可靠地供油，同时维持飞机重心在一定的范围内。在发动机和飞机所要求的工作包线内不应限制飞机的性能或给发动机的工作带来不利影响。
注：3.2 条要求与 CCAR-25-R4 §25.951 的要求协调。
3.3 性能
3.3.1 供油流量
在每种预定的运行条件和机动飞行中，在临界可用油量状态、单供油泵(主油泵或应急泵)供油状态和燃油流量计停止工作状态(如果安装燃油流量计)下，燃油系统应至少向发动机提供 100%所需的燃油
流量。如果一台发动机可由一个以上的油箱供油，系统除应具备手动转换供油能力外，当为发动机供油的油箱内可用燃油耗尽，而向该发动机供油的其他油箱内还有可用燃油时，应防止该发动机供油中断，而无需飞行机组予以关注。每个供油系统应设置主油泵和应急泵。当主油泵失效时， 应急泵应能立即替代主油泵向发动机供油。
注：3.3. 1 条要求与 CCAR-25-R4 §25.955 的要求一致。
3.3.2 供油的独立性
应为每一台发动机提供一个独立的供油箱和独立的供油系统(包括相关的电气控制)。任意切断一台发动机(或数台发动机)供油，不应影响其余发动机的供油。
注：3.3.2 条要求与 CCAR-25-R4 §25.953 的要求协调。
3.3.3 交叉供油
对于有多台发动机的飞机，燃油系统应具有从任意一个供油箱向任意一台发动机或所有发动机供油的能力。
3.3.4 抽吸供油
当供油泵失效时，可依靠发动机增压泵的抽吸能力，消耗供油箱内全部可用燃油。
在燃油系统型号规范规定的高度范围内，发动机处于最大油门状态，燃油系统油滤处于或接近旁路状态，燃油温度为 45℃或最高燃油设计温度(取最高值)，供油泵失效时发动机应能正常工作。
3.3.5 热气候条件下供油
飞机在热气候条件下运行时，燃油系统应能良好工作。
注：3.3.5 条要求与 CCAR-25-R4 §25.961(a)的要求一致。
3.3.6 结冰条件下供油
燃油系统在最临界结冰条件下，使用未添加防冰剂的燃油时应能在整个流量和压力范围内持续工作。
注：3.3.6 条要求与 CCAR-25-R4 §25.951 的要求协调。
3.3.7 负加速度状态下供油
燃油系统应具有负加速度供油能力。在飞机所允许的工作包线内， 燃油系统不应限制飞机的性能或给发动机工作带来不利影响。
燃油系统设计应保证飞机在规定的负加速度条件飞行，发动机以最大连续推力工作，并且 APU 以正常的负载(如果飞行中使用)工作。
注：3.3.7 条要求与 CCAR-25-R4 §25.943 的要求协调。
3.3.8 供油切断能力
发动机和辅助动力装置供油管路上应有切断措施用来切断燃油。燃油切断阀关闭后不应有危险量的可燃液体排入任何指定火区。任何一台发动机的燃油切断阀的关闭不应中断对其余发动机的供油。应有措施防止燃油切断阀被误动，并能使机组在飞行中重新打开已关闭的燃油切断阀。任何切断动作不应影响其他设备以后的应急使用。燃油切断阀和控制装置应是防火的， 或者安置防护使火区内的任何着火不会影响其工作。油箱和发动机之间的每个燃油切断阀的安装位置应使动力装置或发动机安装的结构破损不会影响该阀的工作。除非系统中另有释压措施，燃油切断阀应具有热释压措施。
3.3.9 工作压力
燃油系统供油和输油的最大工作压力为 0.42MPa。供油和输油分系统中的冲击压力不应超过系统的检验压力。
3.3.10 不可用燃油量
燃油系统每个燃油箱的不可用燃油量应不小于由该油箱供油的所有预定运行和机动飞行，在最不利供油条件下(非故障状态)，发动机工作开始出现不正常时该油箱内的油量。
注：3.3. 10 条要求与 CCAR-25-R4 §25.959 的要求协调。
3.4 燃油
应规定飞机使用的基本燃油。基本燃油应与发动机型号规范中所规定的任何一种燃油相容。燃油系统应按照基本燃油进行设计和试验，所有其他燃油应注明为代用燃油或应急燃油。当使用代用燃油或应急燃油时，若引起性能下降，或需要有特殊的维护工作以及有其他使用要求，则应在燃油系统型号规范中予以明确规定。
3.5 设计和结构
3.5.1 燃油箱
3.5.1.1 总则
燃油箱应根据飞机的飞行任务以及系统的可靠性、维修性和坠撞安全性等各种因素进行综合评估和设计。每个燃油箱应能承受运行中可能遇到的振动、惯性、油液及结构的载荷而不损坏。机身内的燃油箱在受到表 1 所示的应急着陆情况的惯性过载作用时，应不易破裂并能保存燃油。油箱的安装位置应有防护，使油箱不擦地。对于增压油箱应具有故障安全措施， 防止油箱超压。燃油箱容量应满足飞机载油量要求。
表 1 应急着陆时机身油箱惯性过载
3.5.1.2 油箱输油
如果飞行中可将燃油从一个油箱泵送到另一个油箱，则油箱通气系统和燃油转输系统的设计，应使油箱结构不致因输油过量而损坏。
注：3.5.1.2 条要求与 CCAR-25-R4 §25.957 的要求一致。
3.5.1.3 重心控制
燃油箱的布置和燃油控制系统的设计，应以最简单的耗油顺序保证在所有装载和飞行条件下，飞机重心位置在所要求的范围内。
3.5.1.4 燃油箱出油口
燃油箱出油口或增压泵应安装燃油滤网。燃油滤网的流通面积应大于出油管路截面积的 5 倍。燃油
滤网的直径，应至少等于燃油箱出油口的直径。指形滤网应便于检查和清洗。
3.5.1.5 整体油箱
整体油箱的内部结构应有足够的通气孔和串油孔，以保证燃油能顺利地加入和输出，并降低不可用油量。整体油箱的设计按照 HB 7252 的规定。
3.5.1.6 软油箱
应根据特定用途选用合适的软油箱材料。安装在油箱上的附件(如油泵、切断阀、油量表传感器、通气导管和出油导管等)的载荷应传递给飞机结构。
软油箱重力加油口应设置排泄管，将溢出的燃油导往机外。
3.5.1.7 油箱口盖
燃油箱应有良好的可达性和合适的维护通道。在进行油箱检查修理和拆装油箱内附件、油箱维护口盖时，不需要拆卸飞机机体的主要结构部件、发动机和发动机附件。为防止燃油的流失量达到危险程度，所有口盖均应是耐火的，并使遭受轮胎碎片、低能量发动机碎片或其他可能的碎片打穿或造成变形的程度降至最低。
3.5.1.8 膨胀空间
每个燃油箱在飞机正常停机姿态(包括各种装载状态)下的膨胀空间应不小于油箱总容积的 2%，油箱通气管不能作为膨胀空间的一部分。当两个或两个以上油箱彼此连通组成一个油箱组时，其膨胀空间可设在其中一个油箱内。油箱重力加油口的位置应保证不会因加油过满而占据膨胀空间。
注：3.5.1.8 条要求与 CCAR-25-R4 §25.969 的要求一致。
3.5.1.9 沉淀槽
每个燃油箱均应有沉淀槽，其有效容积在正常地面姿态时不小于油箱容积的 0. 10%(且不小于0.24L)。在飞机处于地面姿态时，各燃油箱应使任何危险量的水从该油箱任何部分均能排入其沉淀槽。
注：3.5.1.9 条要求与 CCAR-25-R4 §25.971(a)、§25.971(b)的要求协调。
3.5.1.10 放沉淀装置
每个燃油箱沉淀槽均应具有符合下列要求的可接近的放沉淀装置：
a) 在地面上可以完全放出沉淀槽内的液体;
b) 排放液能避开飞机各个部分;
c) 具有手动或自动的机构，应可靠地锁定在关闭位置;
d) 放沉淀装置位置或其防护措施，能在起落架收起着陆时防止燃油喷溅。
注：列项 a) ～c)要求与 CCAR-25-R4 §25.971(c)的要求一致。
3.5.1.11 油箱承压能力
油箱应能承受本条 a)或 b)所规定的压力(取大者)，而不损坏或漏油。油箱表面应能承受本条 c)或d)所规定的压力(取大者)：
a) 24.2 kPa 的内部压力;
b) 在油箱内产生的最大冲压空气压力的 125%;
c) 油箱满油的飞机在最大限制加速度及相应变形时所产生的油液压力;
d) 飞机滚转和燃油载荷最不利组合时所产生的油液压力。
对于增压燃油箱，油箱应能承受地面或飞行中很可能出现的最大压力，而不损坏或漏油。
注：3.5.1. 11 条要求与 CCAR-25-R4 §25.965(a)的要求一致。
3.5.1.12 燃油箱耐振动和晃动
燃油箱应具有以下耐振动和晃动要求：
a) 每个具有大的无支承(或无加强)平面的金属油箱，如果其损坏或变形可能引起漏油，则应能承受规定的试验，而无漏油或油箱壁过度变形;
b) 除非安装条件相似的同类油箱已有满意的使用经验，否则软油箱应经受规定的试验，而无漏油或漏气。
注：3.5.1. 12 条要求与 CCAR-25-R4 §25.965(b)、25.965(c)的要求一致。
3.5.2 燃油箱通气和增压
3.5.2.1 一般要求
每个燃油箱应从膨胀空间的顶部通气，以便在任何正常飞行情况下都能有效地通气。燃油箱通气系统应满足燃油系统高空性能、耗油率、放油以及地面压力加油油箱排气等的要求， 还应具有防止燃油外溢、沸腾和出现虹吸的措施，并保证油箱不承受破坏性压力。
3.5.2.2 通气管路
通气管路设计应满足飞机正常飞行、最大升/降速率的爬升/俯冲、压力加油及放油时通气性能的要求，并满足在极限热燃油情况下的通气能力，以及防止压力加油时因控制附件故障造成油箱超压。通气导管的最小直径不应小于 13mm。飞机处于地面姿态或水平飞行姿态时，任何通气管路中都不应有会积水的部位，如果具有放液装置则除外。对于出口互相连通的油箱，其膨胀空间应相互连通。
3.5.2.3 通气口位置
通气管出口位置的选择应保证不使其排出的燃油或蒸汽吹回到飞机内或与排气系统相接触，应能防止由机轮扬起的外来物进入或堵塞通气口，还应能防止结冰。
3.5.2.4 通气管路的串油
通气管路的布置应防止各油箱(或油箱组)之间互相串油。个别难以避免时可允许油箱相互串通， 但应严格控制对飞机重心产生的不利影响和机外泄漏。
注：3.5.2.4 条要求与 CCAR-25-R4 §25.975 的要求协调。
3.5.3 燃油箱惰化
惰化系统应能完全自动地降低油箱气相空间的含氧浓度。当使用氮气进行惰化时， 在飞机典型任务剖面的地面和飞行的各个阶段中，以及各种环境条件下，燃油箱气相空间和通气系统的含氧浓度应在安全范围内。在飞行中， 空勤人员只需对燃油箱超温和超压指示灯进行监视，对整套系统的其余部分均不需要任何关注。
惰化系统附件应有备份功能，以保证一个单独的功能附件的故障不会终止油箱惰化。惰化系统的故障不会对飞机其他系统的工作造成不利影响，或者影响飞机的派遣。
3.5.4 燃油测量和管理
3.5.4.1 燃油量测量
各油箱油量均应可连续测量。油量测量精度和姿态范围按型号规范要求。
3.5.4.2 燃油量指示
应在驾驶舱和加油点提供连续的油量指示。驾驶舱应至少能提供每个主油箱的油量和全机总油量的直接指示。其他油箱的油量可通过转化器转换指示，但转换时间不应大于 5s。
油量指示的基准零点应是油箱内装有不可用油量时的情况，即油量指示出的油量是可用油量。
当任一油箱的不可用油量超过 3.8L 和该油箱容量 5%中的较大者，应提供可用油量零点以下油量指示。
3.5.4.3 状态监测和告警
应监测燃油系统主要工作状态，并将燃油系统异常状态按照不同危害等级告给飞行机组。可通过画面页提供更详细的系统状态。可将判断出的故障信息，供维护人员使用。
飞机燃油系统一般应在每个供油箱内设置一个独立于燃油量测量系统的低油面警告装置。对单座飞机，其警告信号应尽量是音响和视觉两者兼有。
除非另有规定，低油面警告装置指示的油量应是飞机在最大航程条件下至少飞行 20min 加上一次正常下滑着陆和一次复飞所需的燃油量。
每台发动机一个燃油压力警告装置，或所有发动机一个总警告装置，并有分离各单独警告的措施。
燃油滤网或燃油滤，应有一个指示器，在滤网或油滤的脏污程度影响发动机供油性能之前即指示出现脏污。
燃油系统应能提供以下的状态检测和告警功能：
a) 燃油温度指示和低温告警;
b) 每个主油箱燃油量低告警;
c) 全机总燃油量低告警;
d) 供油泵出口压力低指示;
e) 发动机入口供油压力低告警;
f) 左右燃油不平衡告警;
g) 燃油滤堵塞告警。
3.5.5 地面加油和放油
3.5.5.1 压力加油
3.5.5.1.1 一般要求
机内油箱燃油容积大于或等于 2 300L 的飞机均应设置地面压力加油系统。在不需要机外电源条件下压力加油系统应具有从单个接头向全机油箱(包括机外油箱)加油的能力，而且具有选择给任何单个油箱(组)加油或不加油的能力。在加油系统中不应遗留不可用燃油， 所有加油管路应能排放掉余油。燃油系统在加油时或加油之后均不应有外部泄漏。
3.5.5.1.2 加油时间、加油接头及管路
加油时间应满足飞机再次起飞准备所提出的要求。应根据加油时间要求和加油设备的能力， 设计加油管路并按表 2 要求设置加油接头数量。加油管路设计还应使所有油箱在理论上同时到达满油位置， 并满足加油和地面放油的流量要求。
如使用方无明确加油时间要求，可按照表 2 的规定确定最长加油时间。
3.5.5.1.3 最大加油容量
在飞机正常停机姿态，采用正常加油设备加油，应可达到最大加油容量。
3.5.5.1.4 压力加油分系统的压力
压力加油分系统的工作压力规定为 0.621MPa。加油油面控制阀在任意关闭情况下，压力加油分系统的最大冲击压力不应超过其检验压力。加油时，发动机供油管路不应承受来自加油系统的压力。
表 2 加油时间和加油接头数量
3.5.5.1.5 操作人员
对飞机进行加油和抽油的操作人员(不包括加油车操作人员或软管拖车操作人员)最多不超过两名。
3.5.5.1.6 压力加油接头
地面压力加油接头应符合 GJB 60 的规定，并应考虑到与加油同时进行的其他维护工作，使加油管拆装方便。在压力加油接头旁应有包含以下信息的标记：
a) “燃油”字样;
b) 许用燃油牌号;
c) 压力加油系统的最大许用加油压力和最大许用抽油压力。
3.5.5.1.7 压力加油操纵板
压力加油操纵板应位于压力加油接头附近，便于维护人员操作。
3.5.5.1.8 加油油面控制
加油油面控制装置应在可能的飞机加油姿态、流速和工作压力范围内良好地控制燃油油面。油面控制阀的关闭时间既要保证压力加油系统中最大冲击压力不超过压力加油分系统的检验压力，又要防止每个油箱(组)加油过多而占据油箱的膨胀空间。油面控制装置的传感装置应有合适的套罩， 以防止由于油面扰动而影响控制的准确性。
应装有自动切断装置，用以防止各油箱内的燃油量超过该油箱的最大载油量。该装置应满足下列要求：
a) 在油箱每次加油前，能够检查切断功能是否正常;
b) 在每个加油点处，当油箱达到经批准的最大装油量而切断装置未能切断油流时，应有指示。
3.5.5.1.9 溢油及超压防护
每一压力加油系统接头应有措施，能够在燃油进口阀一旦失效时防止危险量的燃油从系统中溢出，应具有在满油自动切断装置失效后防止损坏燃油系统的措施。
3.5.5.1.10 加油静电防护
应采取以下措施，防止加油时发生静电起火：
a) 全部燃油附件和管路应良好地电搭接并接地;
b) 管路流速不大于 7m/s;
c) 油箱入口流速不大于 1m/s，燃油应从底部进入油箱;
d) 加油过程中尽可能避免油箱内油雾的形成和过度的燃油冲刷。
3.5.5.1.11 压力加油接头电搭接
压力加油接头附近应设置接地插座。在加油时将加油设备上的插头与接地插座相连。接地插座距压力加油接头应不大于 500mm 且不小于 120mm，距燃油箱通气口应不小于 300mm。
3.5.5.1.12 热加油
为缩短飞机再次起飞准备时间，飞机应具有在发动机或辅助动力装置工作时进行加油的能力。热加油对通气口位置、加油接头位置以及加油系统控制阀的可靠性都有很大影响， 因此该项要求可根据使用方的要求确定。
3.5.5.2 重力加油
3.5.5.2.1 一般要求
飞机应具有重力加油能力。重力加油时不需引入机外电源，系统应能接受 750L/min 的流量。加油时，除取下加油口盖和进行加油枪电搭接外，不应要求有其他操作。对于油箱容量较小的飞机， 不能达到上述流量时，应使重力加油时间不超过 10min。
3.5.5.2.2 重力加油电搭接
为防止重力加油油枪与飞机加油口发生静电起火，应设置一个将重力加油油枪和飞机进行电搭接的插座。该插座应符合接地装置插座标准要求，其位置要求如下：
a) 距重力加油口应不小于 300mm 且不大于 1 000mm;
b) 距燃油箱通气口应不小于 300mm。
3.5.5.2.3 重力加油口口盖
重力加油口应采用快卸口盖。快卸口盖应能防止燃油流至油箱外飞机的任何部分。每个加油口盖均应有可靠的燃油密封措施。每个能明显积存燃油的凹型加油口接头， 均应有放液嘴，其排放液应能避开飞机各个部分。快卸口盖的设计应符合 HB 6756 的要求。
3.5.5.2.4 重力加油口的标记
在重力加油口旁应标记“燃油”字样和许用燃油牌号。
3.5.5.3 地面放油
3.5.5.3.1 正常放油
正常放油应符合下列要求：
a) 应能放出全部燃油，飞机的放油时间应根据飞行任务及燃油系统维护工作的需要加以确定。放油一般利用飞机上的输油泵、供油泵与地面放油设备连在一起进行。
b) 对于大载油量飞机，每个放油接头处的抽油流量一般按 750L/min 进行设计，对于小载油量飞机，放油流量可减少，同时应考虑供、输油流量。
c) 应规定放油的操作程序和放油的各项限制。地面放油时， 如没有电源使飞机油泵工作，则应借
助于抽油设备靠抽油的方法进行放油。抽油压力一般小于 0.021MPa。
3.5.5.3.2 故障情况下放油
当起落架在收起位置迫降后，应能通过加油接头或油箱上的可接近开口进行抽吸放油。
3.5.6 空中应急放油
3.5.6.1 空中应急放油系统的设置
飞机应设置空中应急放油系统，除非飞机最大起飞重量减去包括起飞、复飞和着陆在内的 15min飞行耗油量后的重量，能满足以下爬升要求：
a) 全发工作着陆爬升：当发动机功率是将油门操纵杆从最小飞行慢车位置开始移向复飞设置位置后 8s 时的可用功率， 着陆形态的定常爬升梯度不应小于 3.2%，爬升速度 VREF 不应小于
1.23VSRO、最不利情况的 VMCL 或提供足够机动能力的速度。
b) 单发停车爬升：在下列条件下，以相应于正常全发工作操作程序的进场形态，此形态的 VS 不超过对应着陆形态 VS 的 110%，定常爬升梯度，对于双发飞机不应小于 2. 1%，对于三发飞机不应小于 2.4%，对于四发飞机不应小于 2.7%：
1) 临界发动机停车，其余发动机处于复飞设置可用功率状态;
2) 最大着陆重量;
3) 按正常着陆程序制定的爬升速度，但不大于 1.4 VSR;
4) 起落架收起。
注：3.5.6. 1 条要求与 CCAR-25-R4 §25. 1001(a)的要求一致。
3.5.6.2 应急放油速率
应使飞机在 3.5.6. 1 所述重量状态下，在 15min 放出足够的燃油后，应满足 3.5.6. 1 规定的爬升性能。注：3.6.5.2 条要求与 CCAR 25. 1001(b)的要求一致。
3.5.6.3 空中放油控制装置
空中放油控制装置应满足以下要求：
a) 在各种飞行状态下，包括放下起落架和襟翼时，应能启动或中止空中放油工作。
b) 空中放油的控制装置应位于机组易于接近之处，在应急放油过程中的任何时刻都能关闭放油阀。
c) 空中放油的控制装置应使其被误动或意外操纵的可能性减至最小。
d) 空中放油系统控制装置应不会使燃油放到危险油量以下，危险油量为一次起飞着陆耗油量加巡航 45min 耗油量。如果有辅助控制器，则剩余燃油可用辅助控制器放出。
e) 除非表明改变机翼或其周围气流的任何手段(包括襟翼、缝翼和前缘襟翼)的使用，对应急放油无不利影响，否则应在应急放油控制器近旁设置标牌，警告飞行机组成员：在使用改变气流手段的同时，不应应急放油。
注：3.5.6.3 条要求与 CCAR-25-R4 §25. 1001 的要求协调。
3.5.6.4 空中放油的安全性
空中放油应满足以下安全性要求：
a) 应急放油系统及其使用应无着火危险;
b) 放出的燃油应避开飞机的各个部分;
c) 燃油和油气不应进入飞机的任何部位;
d) 应急放油对飞行操纵性应无不利影响;
e) 应急放油系统的设计，应使系统中任何有合理可能的单个故障，不会由于不对称放油或不能放油而造成危险;
f) 应具有措施，防止将起飞着陆所用油箱内的燃油应急放到小于从海平面爬升到 3 000m，然后再以最大航程速度巡航 45min 的需用油量。
3.5.7 附件设计和安装
3.5.7.1 设计准则
附件设计应符合 HB 8453 的规定。各个分系统应该考虑附件系列化或“插入式”结构，减少更换附件时的放油、断开管路等的工作量。与机体同寿命的固定式零件壳体不应该有可拆卸的零件。但那些起辅助密封作用或管路锁闭作用的装置可由外场可更换部件做更换的例外。对每个外场可更换部件和固定式零件壳体应编制专用技术条件。连接件和接头不应作为附件的配套件来考虑和采购。对所有类似的设备，设计动力和控制装置时应考虑能使用通用的装置。除非有特别的限制， 在系统设计时应满足附件规范要求。尽管有的附件规范要求是系统设计中所不需要的， 但只要不造成重量和价格严重增加，而且系统也不禁止实现这些要求，就应当满足附件规范要求。附件电缆穿过通道或导线管之前应完成端头连接。各个外场可更换部件和固定式壳体，应该有各自的标牌和编号。
3.5.7.2 安装要求
所有附件均应便于安装和拆卸，需要经常维护和操作的附件应安装在容易接近的地方，必要时可在蒙皮上设置快卸口盖。附件的支承应使其工作或加速度飞行所造成的载荷不会传给相连的导管。
3.5.7.3 润滑
在燃油中工作的燃油系统附件不应要求其他润滑，而应靠燃油进行润滑。
3.5.7.4 螺纹
燃油系统及其附件所用螺纹应符合相关标准规定的要求。燃油系统中除了永久性的封严之外， 不应采用锥形管螺纹。
3.5.7.5 螺纹保险
所有螺纹零件都应正确防松或保险，油箱内部禁止使用防松垫片、打销钉、打冲眼和保险丝。
3.5.7.6 附件在污染油液中的工作能力
附件在污染油液中应能正常工作。附件在污染油液中工作的能力应通过附件试验验证。在循环试验中应始终保证污粒处于悬浮状态并连续均匀地进入附件入口。试验液污粒类型、规格和含量应满足飞机型号规范的要求，如型号规范没有明确规定，则应按表 3 的要求进行试验。
3.5.8 导管及其安装
燃油系统导管及其安装应满足 HB 8484 的规定。
3.6 材料
3.6.1 基本要求
用于飞机燃油系统的材料应适宜于飞机的工作环境，并应符合飞机材料选用要求。
3.6.2 金属
金属材料应符合下列要求：
a) 金属应是耐腐蚀的，经过处理能够经受由于燃油、盐雾、潮湿及大气条件下引起的腐蚀，能承受运输、储存和正常使用寿命期内可能发生的磨损;
b) 不同类金属不准用于相互紧密接触处，但经过适当的防电解腐蚀处理者除外。
表 3 试验液污粒类型、规格和含量
3.6.3 材料的耐油性
金属材料应耐燃油腐蚀。镁、铜和镉及其合金制件禁止用于与燃油直接接触的燃油系统功能附件上，与燃油接触的镀镉紧固件表面应进行耐油处理。非金属材料应是耐燃油的。
3.6.4 防护处理
材料在储存或使用寿命期内因气候及环境条件引起腐蚀时，应采用不影响本标准性能要求的方法，对其进行防护处理。在使用时效、极端气候及环境条件下，若所使用的防护性涂层会发生碎裂、裂纹、磨损、剥落或脱皮，则应禁止使用。
3.7 环境适应性
3.7.1 飞行高度
在飞机使用升限范围内，燃油系统应正常工作。
3.7.2 燃油温度
燃油温度在燃油冰点以上 3℃至 60℃或工程分析确定的最高温度范围内，燃油系统应正常工作。
3.7.3 工作环境
燃油系统在飞行可能遇到的各种环境条件下应正常工作。
3.8 安全性
燃油系统安全性应满足以下要求：
a) 燃油系统(包括电气系统部分)任何单一失效不应导致飞机丧失执行任务的能力。双重失效不应造成关键的结构失效或影响飞机返航。燃油系统发生的危险和影响任务完成的故障应能够告
警。
b) 燃油箱的安装应采取措施将燃油箱中可燃蒸汽的形成减至最少，或采取措施减轻燃油箱中燃油蒸汽点燃所造成的影响，以保证点燃导致的损伤不会影响持续安全飞行和着陆。
c) 燃油箱内燃油、燃油蒸汽和附件温度、油箱壁温或进入油箱内的气体介质温度不应超过 200℃。
d) 整体油箱不应靠近高温部位或处于高温环境中。在动力装置舱和环控预冷器上方布置的整体油箱，应采取措施，避免泄漏的燃油流入高温区。整体油箱与机身增压舱之间的隔离， 应采用防油气及防燃油的隔罩。贴近油箱表面的空间应通大气，以防止由于轻微泄漏而造成油气聚积。油箱布置还应考虑发动机转子爆破的危害。
e) 机身内燃油系统的布置应防止在飞机起落架收起着陆和轮胎爆破时损坏，而造成燃油喷溅起火。布置在机身增压舱和吊挂区内的燃油导管及其接头应有漏油防护措施。动力装置舱内的飞机燃油管路及配件应是耐火的。除供油管路外， 燃油管路不应穿过短舱或动力装置舱。通过防火墙的所有燃油系统导管、软管或电缆，在通过处应做到气密、不漏油。
f) 所有燃油系统附件应能在可爆环境中工作而不会引起爆炸。附件壳体应能承受各种内部的电气故障，不会导致壳体损坏。电气短路或内部爆炸不应点燃附件周围的易爆混合气。
g) 应采取措施，避免高能量电缆进入油箱。
h) 燃油系统应能防止雷击或静电放电引起的失火和爆炸危险。燃油系统应按 HB 8451 进行电搭接。燃油系统的设计和布局，应防止由于下列原因而点燃系统内的燃油蒸汽：
1) 雷击附着概率高的区域直接被闪击;
2) 扫掠雷击可能性高的区域被扫掠雷击;
3) 燃油通气口处的电晕放电和流光。
i) 燃油系统发生任何妨碍飞机继续安全飞行与着陆的灾难失效状态的概率应小于 10-9;发生任何降低飞机能力或其他危险失效状态的概率应小于 10-7。
注：列项 h)要求与 CCAR-25-R4 §25.954 的要求一致。
3.9 耐久性
燃油系统及其附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。燃油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。
燃油系统附件，应能承受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。
3.10 可靠性
燃油系统设计应采用成熟、可靠的技术， 并应力求简单，不应有经验表明是危险的或不可靠的设计特征。燃油系统可靠性设计应满足飞机分配的基本可靠性和签派可靠度指标。
3.11 维修性
燃油系统维修性设计应满足飞机分配的维修性指标，并应满足以下要求：
a) 所有燃油系统附件应是可达的，不需要拆除发动机、燃油箱或飞机重要结构件，使用常规工具，就能对燃油系统部件进行检查、调整和更换。安装在油箱上的燃油泵、控制阀等电机附件应设计成无需放油就可更换的独立单元。
b) 所有燃油系统管路均应按 HB 5653～5655 规定进行标记。用于油箱内的燃油管路标记不应破碎、裂缝、脱皮、擦伤和褪色。
c) 在正常工作和使用期间不能确定其工作性能的附件，应提供定期检查其功能的方法，通过地面检查验证附件的工作性能。
d) 油滤或滤网元件应能在不排放燃油的情况下，在短时间内进行拆卸、清洗和更换。
e) 油箱应设有检查口盖，以便对燃油箱内部及其零、附件进行检查、清洗和修理。
f) 燃油系统导管和附件设计应便于正确连接，应防止由于错误安装造成失效或破坏。在同一部位的软管接头、导管接头、电插头等不允许交叉连接。
g) 具有相同图号的零件在功能和尺寸方面应做到互换。具有相同图号的燃油系统附件应能直接互换，安装之前不需要进行调整或标定。
h) 燃油系统应采用标准化的口盖、重力加油口、放沉淀装置、压力加油接头、管路接头和软管组件等。
4 验证
4.1 验证分类
4.1.1 文件审查验证
通过对燃油系统型号规范、技术说明、三维数模或二维图样、技术条件、设计总结及相关技术文件等进行审查，验证燃油系统与本标准第 3 章中相应要求的一致性。
4.1.2 分析和计算验证
通过燃油系统设计分析和性能计算，验证燃油系统与本标准第 3 章中相应要求的一致性。
4.1.3 安全性评估验证
通过燃油系统安全性分析，验证燃油系统与本标准第 3 章中相应要求的一致性。
4.1.4 实验室试验验证
通过燃油系统附件(含分系统)试验、系统模拟试验， 验证燃油系统与本标准第 3 章中相应要求的一致性。
4.1.5 机上地面试验验证
通过燃油系统机上地面试验，验证燃油系统与本标准第 3 章中相应要求的一致性。
4.1.6 飞行试验验证
通过燃油系统飞行试验，验证燃油系统与本标准第 3 章中相应要求的一致性。
4.1.7 飞机检查验证
通过对飞机燃油系统进行检查，验证燃油系统与本标准第 3 章中相应要求的一致性。
4.1.8 附件合格审查验证
通过对燃油系统附件的产品规范、技术说明、试验报告、产品及其合格证等进行审查或燃油系统附件试验目击，验证燃油系统附件与本标准第 3 章中相应要求的一致性。
4.2 验证要求
4.2.1 功能
通过燃油系统附件合格审查、实验室试验、机上地面试验和飞行试验， 验证燃油系统功能满足规定的要求。
4.2.2 性能
4.2.2.1 供油流量
通过分析和计算、实验室试验、机上地面试验和飞行试验，验证燃油系统供油流量，应符合 3.3.1的要求。在每种预定的运行条件和机动飞行中，应在临界可用油量状态、单供油泵(主油泵或应急泵)供油状态和燃油流量计停止工作状态(如果安装燃油流量计)下验证发动机供油流量。
4.2.2.2 供油的独立性
通过燃油系统相关文件审查、实验室试验、机上地面试验，验证燃油系统供油的独立性，应符合
3.3.2 的要求。
4.2.2.3 交叉供油
通过燃油系统相关文件审查、实验室试验、机上地面试验、飞行试验， 验证燃油系统交叉供油，应符合 3.3.3 的要求。交叉供油试验包括：
a) 低空、低速水平飞行;
b) 低空、高速水平飞行;
c) 高空、高速水平飞行;
d) 以最大姿态角爬升;
e) 以最大姿态角下滑。
4.2.2.4 抽吸供油
通过分析和计算、实验室试验、机上地面试验、飞行试验，验证燃油系统抽吸供油，应符合 3.3.4的要求。抽吸供油起飞试验包括：
a) 供油箱抽吸供油起飞试验，被试验的供油箱内至少有一半燃油，燃油温度为 45℃或按工程设计分析所确定的最高温度。模拟台位于起飞状态， 使抽吸供油流量相当于海平面条件下发动机起飞功率时的燃油消耗率。对被模拟的发动机燃油泵进口处的燃油汽液比(V/L)和压力进行测量。改变燃油流量调定值和飞行高度变化率来模拟飞机以最大爬升率爬升到 3 000m，并按600m 高度的增量间隔测量燃油汽液比(V/L)。燃油的雷德(Reid)饱和蒸汽压应在每次飞行模拟的前后进行测量和记录。
b) 供油箱抽吸供油着陆试验油箱内至少加油到其容积的 10%，模拟台处于典型的飞机着陆姿态。供油流量模拟飞机在着陆阶段油门位置下的发动机燃油消耗率。当燃油流量下降到低于所需流量而出现脉动时，测量和记录此时留在油箱内的燃油量。除着陆状态外， 还应模拟接地、复飞等状态进行试验。
c) 警告油面时的抽吸供油最大高度试验受试油箱加油到警告油面位置，抽吸供油流量相当于最大航程巡航功率时的燃油消耗率。增大飞行高度，直到不能保持所要求的燃油流量为止。
4.2.2.5 热气候条件下供油
通过燃油系统实验室试验、机上地面试验、飞行试验，验证燃油系统热气候条件下供油，应符合
3.3.5 的要求。应在选定机场进行以下爬升试验，不应有气塞或其他不正常现象：
a) 发动机应以起飞功率(推力)工作，持续时间按验证起飞航迹时所选定的值，其余爬升时间，以最大连续功率(推力)工作;
b) 飞机的重量应是油箱满油、带有最小机组以及配重(保持重心在允许范围内所需)时的重量;
c) 爬升空速不应超过从起飞到最大使用高度所规定的最大爬升空速;
d) 燃油温度应大于 43℃;
e) 如果进行飞行试验时的气候冷到足以影响试验正确实施，则受冷空气影响的燃油箱表面、燃油管路以及燃油系统的其他零部件应绝热，以尽可能模拟热气候条件下的飞行。
4.2.2.6 结冰条件下供油
通过燃油系统实验室试验、机上地面试验、飞行试验， 验证燃油系统结冰条件下供油，应符合 3.3.6的要求。燃油系统结冰试验按 GJB 3577 的规定进行。
4.2.2.7 负加速度条件下供油
通过飞行试验，验证燃油系统负加速度条件下供油，应符合 3.3.7 的要求。负加速度条件下供油飞行试验按 HB 8452 的规定进行。
4.2.2.8 供油切断能力
通过燃油系统相关文件审查、实验室试验、机上地面试验，验证燃油系统供油切断能力，应符合
3.3.8 的要求。
4.2.2.9 不可用燃油量
通过燃油系统实验室试验、飞行试验， 验证燃油系统不可用燃油量，应符合 3.3. 10 的要求。不可用燃油量燃油系统模拟试验按 HB 7169 的规定进行。不可用燃油量飞行试验按 HB 8452 的规定进行。
4.2.3 燃油
通过燃油系统实验室试验、机上地面试验和飞行试验验证燃油系统对该燃油和代用燃油的适应性，应符合 3.4 的要求。
4.2.4 设计和结构
4.2.4.1 燃油箱
通过燃油系统相关文件审查、分析和计算、机上地面试验， 验证燃油箱各项要求符合 3.5. 1 的要求。燃油箱容量试验在正常停机姿态下，采用计量加油(或放油)法确定每个燃油箱容量。
4.2.4.2 燃油箱通气
通过燃油系统相关文件审查、分析和计算、实验室试验、机上地面试验、飞行试验， 验证燃油箱通气分系统设计准则，应符合 3.5.2 的要求。
4.2.4.3 燃油箱惰化
通过燃油系统相关文件审查、分析和计算、实验室试验、机上地面试验、飞行试验， 验证燃油箱惰化分系统，应符合 3.5.3 的要求。
4.2.4.4 燃油测量和管理
通过实验室模拟台试验验证油量测量精度和姿态范围符合 3.5.4 的要求，地面停机姿态时油量测量的精度通过机上地面试验验证。
如果设置有机械油尺测量功能，应通过实验室试验(燃油模拟台架试验)、机上地面试验验证其测量范围、测量精度符合型号规范要求，试验时模拟台应为地面停机姿态。
4.2.4.5 地面加油和放油
4.2.4.5.1 压力加油
通过附件合格审查、实验室试验(燃油模拟台架试验)、机上地面试验表明燃油系统地面压力加油的加油操作、加油时间以及加油容量等符合 3.5.5.1 的要求。
4.2.4.5.2 重力加油
通过检查和机上地面试验等验证燃油系统重力加油口盖、加油口标记以及加油操作应符合 3.5.5.2的要求。
4.2.4.5.3 地面放油
通过检查和机上地面试验等验证地面放油应符合 3.5.5.3 的要求。
4.2.4.5.4 空中应急放油
通过分析和计算、实验室试验、机上检查、飞行试验等验证燃油系统空中放油速率以及空中放油安全性应符合 3.5.6 的要求。
4.2.4.6 附件设计
通过燃油系统附件合格审查、实验室试验、机上地面试验和飞行试验， 验证燃油系统附件设计，应符合 3.5.5.3 的要求。
4.2.4.7 导管及其安装
通过燃油系统相关文件审查、实验室试验、飞机检查、机上地面试验和飞行试验， 验证燃油系统导管及其安装，应符合 3.5.8 的要求。
4.2.5 材料
通过燃油系统附件合格审查、文件审查，验证燃油系统材料，应符合 3.6 的要求。
4.2.6 环境适应性
通过燃油系统附件合格审查、附件实验室试验、飞行试验， 验证燃油系统对环境条件的适应性，应符合 3.7 的要求。
4.2.7 安全性
通过燃油系统附件合格审查、文件审查、飞机检查和安全性分析，验证燃油系统安全性，应符合
3.8 的要求。
4.2.8 耐久性
通过燃油系统附件合格审查、系统分析和计算，验证燃油系统耐久性，应符合 3.9 的要求。
4.2.9 可靠性
通过燃油系统相关文件审查、可靠性分析和计算、飞机检查，验证燃油系统可靠性，应符合 3.10的要求。
4.2.10 维修性
通过燃油系统相关文件审查、维修性分析和计算、飞机检查，验证燃油系统维修性，应符合 3.11的要求。
