ICS 49.080 V 38
HB 8459-2014
民用飞机液压管路系统设计和安装要求
Design and installation requirements for hydraulic tubing system of
commercial aircraft
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：西安飞机工业(集团)有限责任公司、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：张亚平、秦建新、徐鹏国、王慧丹、马建平、张涛、闫坤。
民用飞机液压管路系统设计和安装要求
1 范围
本标准规定了民用飞机液压管路系统设计、安装以及验证等相关要求。
本标准适用于民用飞机液压系统管路系统的设计和安装。
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
HB 5653 航空导管识别标志
HB 5654～5655 航空导管识别标带
HB 7117 民用飞机液压系统通用要求
HB 7471 民用飞机液压系统设计和安装要求
HB 8451 民用飞机燃油系统电搭接要求
HB 8460 民用飞机液压系统污染度验收水平和控制水平要求
HB 8461 民用飞机用液压油污染度等级
HB/Z 5077 铝及铝合金化学氧化(磷酸-铬酸法)工艺
《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》(CCAR-25-R4) 中国民用航空总局
2011 年 11 月 7 日民航总局令第 209 号
3 设计
3.1 导管、接头及其连接型式
3.1.1 导管的选用原则
导管的选用应遵循以下原则：
a) 导管选择应与其工作压力相适应，既有足够的强度又使系统重量最轻。
b) 导管应与系统的工作介质相容，在系统工作条件下具有良好的防腐蚀性能。
c) 导管应与接头的连接型式相适应，使导管组件具有良好的密封性、抗振性和耐疲劳性。塑性较差的高强度薄壁导管应采用无扩口连接型式。
d) 扩口导管应有良好的扩口、成形、预装工艺特性。
e) 导管应与其使用的环境相适应，高温区、高振动区、常拆卸及外露部位导管应采用不锈钢或钛合金材料。
3.1.2 导管的种类
根据系统的设计要求，可选用不锈钢管、钛合金管或铝管。导管常用材料的物理性能参见附录 A.2. 1。
3.1.3 接头的选用原则
接头的连接型式应与导管相匹配，接头型式的选择应遵循以下原则：
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，既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性;
d) 接头和导管组件应具有良好的气密性、抗振性、耐疲劳特性以及良好的预装工艺性、维修性。
3.1.4 接头种类
用于飞机液压系统的接头有 74˚扩口、卡套式无扩口和挤压式无扩口等多种型式。常用接头的结构形式及说明参见附录 A.2.2。
3.2 导管规格确定
3.2.1 导管管径的确定
3.2.1.1 经验法则
系统管路内径的确定主要是根据管路中预期的流速、压降以及冲击压力进行计算，并反复进行修正。常用的经验法则有流速极限法、压降分配法和冲击压力极限法以及压降仿真分析法， 流速极限法、压降分配法和冲击压力极限法详细的计算方法参见附录 A.3. 1。
3.2.1.2 压降仿真分析法
压降仿真分析法是一种确定系统管路参数的有效方法。它是将液压系统的结构模型转换成数学模型，在计算机上进行求解，确定不同条件下系统中某处的压力、流量分布情况， 确认系统管路设计的合理性。压降仿真分析法有较高的计算精度，易于选择不同的系统管路参数，便于实现管路参数优化设计。计算有稳态仿真计算和瞬态仿真计算程序，一般应按稳态程序确定管路参数，然后按瞬态程序进行检查修正。
3.2.2 导管壁厚的确定
3.2.2.1 壁厚确定的一般原则
导管壁厚确定应考虑以下因素：
a) 导管材料特性，如拉伸强度极限、拉伸屈服极限、材料纵向强度和横向强度的差异性、抗疲劳性能等;
b) 承受的工作压力和安全系数;
c) 导管的管径;
d) 导管允许的尺寸公差和允许缺陷;
e) 经受的环境条件如温度、振动、冲击等;
f) 任何材料和规格的导管，其最小壁厚一般不应小于 0.5mm。
导管壁厚必须经合理的试验来验证，至少应进行脉冲试验、弯曲疲劳试验和弯管组件的爆破试验，爆破压力满足 CCAR-25-R4 §25. 1435 的要求。
3.2.2.2 壁厚确定的方法
飞机液压管路设计中对导管壁厚进行计算时，通常采用薄壁或厚壁圆筒的计算公式，并通过爆破压力的校核来最终确定。常用的确定导管壁厚的方法参见附录 A.3.2。
3.2.3 小尺寸导管
液压系统一般不采用外径小于 6mm 的导管，若采用小于 6mm 的导管则必须对它的安装、支承和保护特别注意，而且必须证明装用这类导管的附件能在规定的系统最低温度下正常工作。
3.3 导管尺寸精度
3.3.1 导管的弯曲
3.3.1.1 偏差
弯曲成形的导管，与标准导管实样的位置偏差应在 1.6mm 范围内，角度偏差应在 2˚范围内。高强度管材弯曲应考虑有合适的回弹量。
3.3.1.2 椭圆度
铝合金管和不锈钢管工作压力不小于 7.0MPa 时，其允许的椭圆度应不大于 5%;工作压力小于
7.0MPa 时，其允许的椭圆度应不大于 10%。
其中椭圆度的定义见公式(1)：
椭圆度=(最大外径-最小外径)/公称外径×100%………………………… (1)
3.3.1.3 皱折和划伤
导管上皱折或横向波纹状缺陷深度应满足：
a) 工作压力不小于 3.5MPa 时，不超过导管公称外径的 1%;
b) 工作压力小于 3.5MPa 时，不超过导管公称外径的 2%。
对于导管弯曲段上的皱折或横向波纹状缺陷的间隔见表 1。导管划伤在工作压力不小于 3.5MPa 时，不超过导管公称壁厚的 5%;工作压力小于 3.5MPa 时，不超过导管公称壁厚的 10%。
表 1 皱折缺陷的间隔要求
单位为毫米
3.3.2 导管端部
3.3.2.1 角度偏差
扩口导管自由端须与接头或附件管嘴平行，允许的偏差不超过 2˚ ,见图 1。
图 1 导管端部的角度偏差
3.3.2.2 径向偏差
扩口导管自由端须与接头或附件管嘴保持在同一直线上，其偏差按导管每 100mm 长(从最近的支承件算起)不超过 0.3mm。见图 2。
图 2 扩口导管端部的径向偏差
3.3.2.3 长度方向偏差
扩口导管每 100mm 长的偏差不超过 0.3mm，对每根导管的总长偏差应控制在 0.8mm 以内，见图 3。
图 3 导管长度方向偏差
3.3.3 导管组件端部
3.3.3.1 扩口导管组件端部
为了保证可靠而良好的气密性，导管的扩口部分应与导管外径同轴，偏差不超过 0.15mm，其端部所在平面应与导管中心线垂直，偏差不超过 0.5˚,扩口应符合 HB 4-52 的规定。
对成形后的扩口部分，要求如下：
a) 扩口内锥体部分应均匀地过渡到圆柱部分，不允许形成横向波纹;
b) 内表面不允许有划伤和裂纹;
c) 边缘不应有环形下陷、纵向裂纹、缺口和严重划伤;
d) 扩口端面不得超出平管嘴 1.6mm，扩口处的壁厚应保证在距扩口端面 2mm 处不小于原导管公称壁厚的 70%;
e) 内表面粗糙度 Ra 应不大于 0.8μm。
3.3.3.2 卡套式无扩口导管组件端部
卡套式无扩口导管组件的管套的密封面应光滑、无裂纹和划伤， 无沿周向或轴向的工具压痕，不应将挤压胎模上的镀层粘附到管套上。管套预装在导管上后， 人工徒手作用下允许有轻微的转动，但不应有明显的轴向活动量或摆动量。
管套在导管上进行预装后，允许在管套刃口切入导管的内壁处有轻微的缩颈，其值应符合 GJB 859.1的规定。
3.3.3.3 挤压式无扩口导管组件端部
挤压式无扩口导管组件管套密封面应光滑、无裂纹和划伤，导管及管套的外表面不得有模具压痕，导管内表面凡是芯棒经过的区域不得有擦伤的痕迹。
3.4 导管应力
导管应力对导管的使用寿命和安全有重要的影响，在管路设计时应保证不会由于振动、冲击、压力脉动等因素引发管路共振。各型号飞机的管路应力水平难以规定统一的应力指标。一般采用测量机上的脉动应力，看其是否存在发散性共振，并通过模拟试验进行一定时间的强化考核，来确定应力水平对该型号飞机是否可以接受。对于管路系统发生变化的系统必须进行机上压力的脉动和脉动应力的测量， 测量时要准确模拟管路系统的状态，进行准确的压力测量。
应力测量的重点监测部分是油泵到蓄压器段和一些高频输入部件附近。
附录 A.7 给出了导管应力的计算方法和公式。
3.5 保护层
3.5.1 表面处理
铝合金导管的内部和外部表面可按 HB/Z 5077 进行保护和氧化。
3.5.2 外露部位处理
所有外露部位的导管，如轮舱、凹处等导管， 特别是与接头上平管嘴或管套接触部分都应考虑适当的保护措施。
3.6 管路布置
3.6.1 管路敷设的一般原则
敷设导管时应降低系统的复杂性，并减轻重量，使可能的损坏和泄漏减至最少。液压管路装置的设计应使其具有与飞机机体结构相当的工作寿命，并便于更换和维修。尽量减少弯管和分支， 采用最直接的线路并与其他要求相协调。
管路设计和敷设时应遵循以下基本原则：
a) 避免在两个刚性支承接头之间安装直导管。在必须安装这类直导管处， 应在附件或刚性接头的安装方面采取措施，保证导管和接头不承受过大的安装应力，并要考虑使用中的热应力。若有必要，可将导管制成半环形，以保证安装时易于对中和承受振动。
b) 在两个允许有相对运动的接头之间不采用铝导管和直钢管。
c) 避免液压管路进入驾驶舱和客舱内，并要远离人员所处的位置。此外， 液压管路应远离排气管道、热总管、电气线路、无线电线路、氧气管道、各种设备和绝缘材料。在所有场合下， 为防止导管泄漏引起着火，液压管路都要位于上述各种装置之下。不应将液压管路与其他易燃流体管路汇集在一起，以免各种不同系统相互接错。
d) 所有系统的压力管路和火区内的回油管路，应使用不锈钢管或钛合金管。
e) 铝合金导管仅限用于火区以外的回油和吸油管路。
f) 管路安装应保证合适的支承间隔。
g) 导管和导管之间，导管和结构、运动部件之间， 导管和其他系统之间应有足够的间隙，以保证在最不利的制造公差、最严酷的环境条件及最严重的变形条件下不产生相互接触和磨擦。
3.6.2 吸油管路
从油箱到油泵的吸油管路设计，应使飞机在最大升限上以可能的最大流量工作时，油泵进口处的油液仍有足够的流量和压力，此时要求油液的温度不低于-29℃。对于在上述飞行环境中油泵不工作的系统，可以适当地考虑一个比飞机升限较低的高度，但这一高度不应低于海拔 3 000m。
吸油管路上不应安装油滤，如有特殊需要，则应保证飞机在任何飞行状态下均不影响系统的工作，同时在油滤内要装上合适的旁通阀。
合理地选择吸油管径，以保证油泵在正常工作的条件下不产生气穴现象。油箱的增压压力值应同时满足稳态和瞬态的工作条件。稳态计算用于确定吸油管路的压降; 瞬态计算则考虑了当系统的流量需求变化时，吸油管路内流体加速所需的压力值。瞬态计算公式参见 A.3.1.4。
3.6.3 排油及通气管路
排油管不允许将排出的油液溅到机翼前缘、检查窗口、机轮舱、排气口、进气口及其他火源处。对于在飞行中通气口有可能向外少量漏油的系统，可将漏油引至一个容器中收集起来，在维修时放出。
从油泵、油箱或其他液压附件中引出的排油和通气管路， 不允许和飞机上其他管路和系统相连，避免其他管路和系统的油液被混合排出。
注：3.6.3 条要求与 CCAR-25-R4 §25. 1187 的要求协调。
3.6.4 样机
导管安装用的全尺寸样机用于确定管路最佳的走向、弯曲部位、连接型式以及最佳的支承部位。样机应模拟周围结构和相邻的设备，以验证是否有足够的安装操作空间、管路容差、可达性以及对中等。
3.6.5 温度
如果液压系统冷起动需要分支回路，应使回路回到油箱而不应直接回到液压泵，以免回路过短，不能散热而使系统升温，以致局部过热损坏油泵。
管路布置时应尽量避免使导管穿越电气设备、热总管或其他热源区。如导管必须靠近超过规定的最高温度的局部热源，则应采取有效的隔热、局部冷却或其他保护措施。
3.6.6 防火
液压系统设计时应与其他一些系统综合考虑，使液压系统消除或隔离附近的可燃气体、热源、发动机排气管或电气设备等可能造成的火险。凡是安置在会引起泄漏油液自发着火或持续燃烧的热源、着火源附近的液压管路和液压附件，均须由防火墙、防火罩或防止油液着火的相应装置加以保护。
液压管路不应敷设在货仓和行李里舱内，如必须通过，应保证舱内货物的移动不会损伤液压管路，而且液压管路的破裂不会引起着火危险。
发动机驱动液压泵吸油管路上应设置防火切断阀，用于在发动机区域出现火情时切断进入火区的液
压油。切断阀设置不应位于防火墙或隔火板装有发动机的一侧，但要尽可能靠近这些构件。切断阀相对发动机要有一定的距离，以保证发动机从连接结构上脱离时不影响切断阀。切断阀的关闭和打开应能在驾驶舱内进行操纵。
注：3.6.6 条要求与 CCAR-25-R4 §25.855(e)、§25.863、§25. 1189 的要求协调。
3.6.7 系统隔离
凡设置两套以上液压系统的，这些系统应尽量远离，以便最大程度地减少因机体意外损伤或发动机着火对系统带来的破坏作用。应尽可能将各系统分开布置在机身、翼梁的相对两侧， 或采取类似的隔离措施。
当考虑到应急系统而设置双重管路时，应使正常管路与应急管路尽可能地彼此远离，以保证即使一个系统被完全损坏时也不致影响另一系统工作。
注：3.6.7 条要求与 CCAR-25-R4 §25. 1309 的要求协调。
3.6.8 维护性
当系统出现导管或接头的损坏、泄漏等情况时， 应能方便地对管路进行维护和修理。导管和接头的修理应尽量不需拆下相邻的附件。
3.6.9 接头位置
所有可能需要拆卸的接头应该安装在易于接近的地方，以便进行拆装和检查。
3.6.10 附件上的管路
当一个液压附件与两个或两个以上管路相连，应采取有效的防差错措施。
3.6.11 间隔
3.6.11.1 并列管的间隔
系统导管最小间隔是根据扳手(或连接相配导管的其他工具)和导管端头尺寸要求决定的。导管间的间隔应尽可能地大一些。推荐的最小间隔参见附录 A.4.2。
3.6.11.2 相邻结构
要考虑振动、磨擦、结构变形、制造公差以及由于温度、压力变化造成的导管的偏移。 一些导管的间隙是由维修和工作的要求来决定的，另有一些导管的间隙是根据变形或其他性质的偏移来估计决定的。每段导管的更换或维修应不影响相邻的管路、结构或附件。
3.6.11.3 支承处
用卡箍将导管固定在结构或其他刚性零件上时，卡箍两边附近处导管与结构之间至少要留有 6mm的间隙，卡箍处则至少要有 2mm 的间隙。在相邻零件有相对运动处， 在最不利的情况下至少应有 6mm的间隙。
3.6.11.4 无支承处
为防止导管在工作中由于变形或运动而与零件的凸出部分、螺母、螺栓、卡箍或结构的锐边相接触，导管与上述装置之间应留有足够的间隙，在最不利的情况下应有不少于 6mm 的间隙。在卡箍间的设备与相邻结构之间一般应留有 10mm 以上的间隙。在导管通过护孔圈的地方，应防止护孔圈偏斜，以免导管与结构接触或划伤护孔圈。
3.6.11.5 其他管路和线路
液压附件、导管及连接件与操纵系统的钢索和联动装置的最小间隙为 25mm;在靠滑轮处的最小间隙为 13mm，但在钢索跨度的中间处应相距 50mm 以上。相互平行的氧气管路和液压管路之间至少要保持 50mm 的距离。所有接头和连接点应距交叉点至少 50mm。液压管路与电气线路相距至少 50mm，且一般液压管路应装在电气线路的下方。交叉的液压管路要进行固定，并保持至少 6mm 的距离。
3.6.12 弯管
在空间尺寸和卡箍的安装位置允许的条件下，应采用较大的弯曲半径。两个弯曲之间应有足够长的直线段，导管端头也应有足够长的直线段。弯曲半径和直线段长度应符合 HB 4-55 的要求。
3.6.13 接头
所有可能需要拆卸的接头布置原则如下：
a) 接头的安装部位应使各种附件便于拆下而不需松开或拆下管路;
b) 应使接头间的导管尽可能长一些，以减少接头数量，减轻重量，减少泄漏点;
c) 直接头、弯接头、三通接头等零件一端或两端的管路在 150mm 内应有支承。
3.6.14 防止破坏
3.6.14.1 工作应力
液压导管的破裂和接头的损坏主要是因弯曲疲劳所致。弯曲破坏主要有两种形式， 一种是由于支承结构的相对运动而产生的低频大振幅弯曲，这种情况大多出现在如隔板或附件等刚性连接处;另一种是高频小振幅振动将诱导管路的某一部分弯曲应力升高而导致疲劳破坏，这种情况多出现在导管支承处或中间无支承的连接处。
为防止弯曲破坏，应遵守以下准则：
a) 导管设计应考虑飞机结构变形对其产生的影响;
b) 管路的布置应根据预计的疲劳寿命进行应力分析，要计算由于导管各端头之间相对运动以及由于振动、热膨胀、导管在支承中的滑动等原因产生的应力;
c) 只有当计算证明由扭转、拉伸和压缩等作用产生的组合应力值低于导管材料极限应力值的 10%时，才允许钢导管的末端有相对运动;
d) 铝合金导管的末端不允许有相对运动。
3.6.14.2 机上事故
液压管路的布置应预先考虑机上可能发生的事故。应避免将管路安装在装配或维修时， 易当作扶手或台阶而遭破坏的地方。
应防止蓄电池中的酸液溅出对导管的损坏。
凡处于发动机舱内或其他易着火区内、以及穿过燃油箱的管路， 不论其所承受的压力如何都不应采用铝合金导管和铝合金接头。
液压管路的布置应尽可能地远离所有易燃流体的导管。
注：3.6.14.2 条要求与 CCAR-25-R4 §25. 1185 的要求协调。
3.6.14.3 腐蚀
应防止将铝合金管路布置在机轮舱内等开敞的区域，避免遭受腐蚀。在主起落架、前起落架的减震支柱上以及发动机舱内都不应采用铝合金管。要合理选择与接头相配的零件材料以及所用的润滑剂， 以免由于电化学腐蚀或材料与油液不相容而使零件遭受破坏。
3.6.14.4 外部事故
管路布置应考虑到由于机轮卷起的碎石及轮胎爆破可能对导管产生的破坏和发动机转子以及其他附件损坏对管路的威胁。要尽量利用飞机的主要结构和盖板所提供的保护作用。在起落架减震支柱上和机轮舱内的所有外露管路应尽可能受到保护。
注：3.6.14.4 条要求与 CCAR-25-R4 §25.729(f)、CCAR-25-R4 §25.903 的要求一致。
3.7 支承、卡箍和电搭接
3.7.1 导管支承的基本功能
导管支承的基本功能是：
a) 使导管与设备、电缆、结构或其他导管之间保持相对固定的距离;
b) 防止活动和振动，以免导管与相邻设备、操纵机构、结构、其他导管或支承本身发生摩擦而遭损坏;
c) 防止导管由于支承结构的偏移而损坏。
在实现以上功能的同时，可允许导管因热膨胀相对于卡箍有少量的轴向运动。
3.7.2 支承设计的一般要求
导管支承应直接或通过支架固定在结构上。应防止结构对导管施加有害的载荷。在设计上应考虑结构的振动特性，以及用以固定相邻支承的各种构件的不同弹性等因素。
3.7.3 支承的型式和应用
液压导管应采用符合 HB 3-25、HB 3-26、HB 3-27 形式的带垫的夹紧卡箍或符合要求的多管夹支承在刚性结构上。其应用参见附录 A.5. 1 和 A.5.2。
导管通过隔板处，过隔板接头可以作为导管的支承起固定作用。
3.7.4 支承间距
3.7.4.1 直管路
直管路上两个卡箍间最大距离的推荐值见表 2，对一些特殊用途的管路，其卡箍的间距可根据具体情况，按照表 2 进行确定。对承受较大载荷或有较大振动的管路应通过具体分析或试验来确定合适的支承间距。
表 2 液压管路支承间距
单位为毫米
表 2 液压管路支承间距(续)
单位为毫米
3.7.4.2 弯管
对于弯管附近的卡箍应尽量靠近弯曲处以减小伸出的悬臂，但不应卡在管子的弯曲段。
3.7.4.3 接头
当两个卡箍间装有直通接头和三通接头时，卡箍间距应减小约 20%。当直径不同的导管并排安装在一起时，其支承间距由最小导管直径确定。
3.7.4.4 安装在管路上的附件
自身没有安装座的轻重量附件可由其连接的导管来支承，但附件应安装牢靠，而且不会引起安装导管产生破坏性振动或其他不利状态。这些附件也可用卡箍或类似的装置固定在结构上，但应保证铭牌、流向箭头、各种标记或其他数据不被遮盖，而支承件也不影响附件的工作。如果一个卡箍不能支承附件，则在该附件两侧的导管上，距附件 50mm 的范围内安装两个卡箍将附件固定在结构上。
3.7.4.5 通过隔板孔的导管
当导管通过隔板时，可能需要使用过隔板接头，但在这样的装置中导管易遭到疲劳损坏。过隔板接头通常用于密封隔舱的结构上。当导管通过隔板孔时， 可在隔板上装卡箍或管夹作为导管和孔之间的支承。应避免使用护孔圈，因为护孔圈很容易遭到破坏，并导致板孔锐边对导管的损坏。
3.7.5 电搭接
为防止由于油液流动而产生过量的静电荷积累，应将导管与飞机结构进行电搭接。电搭接要求和搭接方法可按照 HB 8451 的规定。
3.8 挠性连接
3.8.1 挠性连接的应用原则
挠性连接装置常用于两个固定点有相对运动和承受振动的地方。一般用于以下场合：
a) 导管与运动附件相连，运动附件在工作中有较大的位移(如液压作动筒);
b) 用作补偿导管受热、受载的变形和安装的误差;
c) 用于隔离振动和阻尼振动。
3.8.2 软管
飞机液压系统软管一般采用橡胶软管和氟塑料软管，两种软管的主要特性参见 A.9。
3.8.3 软管安装
3.8.3.1 总则
在需要承受弯曲的地方，一般安装软管。当采用软管时， 其安装应符合以下要求及图 4 的规定。可根据实际安装特点选择直接头或 45˚、90˚的弯接头。
3.8.3.2 松驰或弯曲
高压软管在安装后不应使其承受机械载荷，升压后软管的长度将有-4%～2%的变化。应使其有足够的松驰段或弯曲段，用以补偿长度的变化及长度公差的影响，见图 4 a)。
3.8.3.3 防护隔板
处在高温热源如热管或热总管处的软管，应用防火套或金属隔板(见图 4 b))加以保护。
3.8.3.4 弯曲裕量
当软管装置承受较大的弯曲或振动时，应在两个刚性接头之间留有足够的松驰段，管路的弯曲点不应出现在末端接头处，见图 4 c)。
3.8.3.5 扭转
软管安装时不应出现扭转，以免管路发生破裂或使螺母松动。在外套或管套上画上一条或几条轴向线，这样可以便于检查安装时或工作中发生的扭转，见图 4 d)。
3.8.3.6 弯曲半径
应避免出现较小半径弯曲，弯曲半径通常应为软管外径的五倍或更大，见图 4 e)。当专用技术规范有明确规定时，则其安装的最小弯曲半径值不能小于专用规范的规定。
3.8.3.7 接头布置
应正确地使用弯接头或直接头，以避免管路杂乱，并便于检查和维修，同时也可使管路拐过一个较大的弯而不需过多的松驰段。应谨慎选用接头型式和规格，以防止同样规格但不同线路的导管交错连接，见图 4 f)。
3.8.3.8 间隙
在各种工作条件下，软管都应与所有其他管路、设备、相邻结构保持一定距离，以免损伤、损坏，或由于振动、弯曲以及某些部位的气动颤振而发生磨擦。
图 4 软管安装示例
3.8.3.9 支承
软管的支承应使其在相对运动时，硬管不承受弯曲。在两个刚性连接中间的软管也可根据需要加上必要的支承，但不应用紧而硬的卡箍在外径上进行刚性固定。如两个刚性连接中间的软管必须做轴向移动，在中间可采用如滑动尼龙块型卡箍类似型式的固定装置，以使软管管套不易磨坏。
3.8.4 旋转接头
旋转接头一般用在有大角度转动，且空间又相对窄小的地方，与采用软管相比具有重量轻的优点，但如装配不当，易造成泄漏，同时也会增大扭矩。
旋转接头的设计应尽可能地考虑液压平衡，以减小接合处的磨损和消除端部载荷。旋转接头的安装需特别仔细，除保证在安装的过程中不损坏密封胶圈外，还需保证有良好的对中性，并在设计的活动范围内转动自如。接头不承受非转动平面内的力。为了避免振动的不利影响， 应尽可能对转动接头做刚性固定。
4 设计
4.1 污染控制
4.1.1 污染控制要求
导管和软管组件的污染度验收水平原则上应优于在 HB 8461 规定的 7 级。油样的采集和检验方法按 GJB 380.2A-2004 的规定。
4.1.2 净化流体
4.1.2.1 清洗液
清洗液应与被清洗的管路组件相容，避免引起化学腐蚀，清洗液的污染度应与管路的污染度控制要求相适应，其污染度等级一般应优于管路污染度验收水平 1～2 级。
4.1.2.2 净化气体
用于管路净化、干燥和试验的气体应采用干净、干燥的氮气或空气。其污物的质量含量应小于3×10-6，含湿量应低于 0.036 g/kg(露点不高于-35℃)。
4.1.3 清洗设备
管路组件最后清洗用的设备应具有良好的自净化能力和防止污染侵入的措施，并能使被清洗的导管达到 4.1. 1 规定的污染度水平。清洗设备应有专门的污染控制维护、检测和管理制度。
4.1.4 导管制造
导管制造污染控制应注意：
a) 导管下料前管材应进行启封、脱脂处理和清洗，并应防止管材内外表面受机械损伤和化学腐蚀。
b) 用锉刀、刮刀等工具清理导管毛料端口， 应防止铁屑、铁末进入导管， 不允许使用钢丝刷和砂布刷磨导管表面。
c) 导管弯曲成形应采用机械弯曲技术，不采用热工艺方法。手工弯管时， 不允许以砂粒等物作为充填材料。
d) 不允许使用棉织品和易脱落纤维或颗粒的织品擦洗导管的内表面。
4.1.5 导管清洗
导管清洗所用的清洗液、净化气体和清洗设备均应符合 4.1.2. 1、4.1.2.2 和 4.1.3 的要求，导管清洗后应进行干燥处理。
4.1.6 导管包装
用清洁的塑料堵塞或堵帽封堵清洗合格的导管组件端口后，再将每一端头用洁净的聚乙烯薄膜袋包扎，也可用金属堵塞或堵帽封堵导管组件的端口，但金属材料必须和导管组件端头的材料相容。不应使用易脱落纤维和有污染颗粒的纸张或织物包扎导管组件的端头。
4.2 导管的标记
所有液压管路均应采用符合 HB 5654～5655 的航空导管识别标带，并按 HB 5653 的规定做标记。在整架飞机上要对所有液压管路做出明显标记，以便查找每一条管路。应根据需要重复做这些标记， 尤其是在出入封闭舱的管路上，以便进行安装、维护。对位于隔框和腹板上的接头， 要在每个接头附近的结构上做出相应的系统功能标记。
工作压力值不规定在系统标带上。对于维护和排故需要知道工作压力的位置，需另做标记。
4.3 导管模型和鉴定
导管模型包括导管实样和导管数据模型两大类。前者是生产导管的非功能性复制件; 后者是导管在
计算机中采用的几何数据描述，用于导管计算机辅助制造。导管模型的结构参数(即弯曲半径、弯曲间的距离、弯曲平面、弯曲角度、标志和卡箍的位置等)和产品管路组件的参数相同，导管模型是产品管路组件的生产和检验的依据。
4.3.1 导管实样
4.3.1.1 图样
4.3.1.1.1 管路安装图
管路安装图应尽可能完备。应给出管路的外径、壁厚、材料、连接型式、线路敷设、支承的位置和方式等。影响空间协调的因素应准确地进行几何模拟，无论在真实的或/和模拟的飞机结构上。不影响协调的装置、元件可以按工程制图规定简化。
4.3.1.1.2 管路组件图
每个管路组件中包括导管的外径、壁厚、材料，管路的连接型式、连接关系、端头零件代号、功能以及制造导管所需要的说明均应在管路组件图上表示清楚。
4.3.1.2 导管实样的辅助设备
4.3.1.2.1 取样管
取样管是为加速导管实样的研制而易于成形并能保持几何形状的“导管”。取样管必须能实现对导管准确的几何模拟。
4.3.1.2.2 可变长度装置
可变长度装置是一个长度可调节的工具。用于端部有几个弯段的长直管，以确定直线段的长度。
4.3.1.2.3 代用材料
为了加速导管实样的研制，可使用不同于实际导管材料的导管在飞机上进行系统协调。由代用材料制作的“导管”在进行空间协调时，对几何参数的模拟应当真实、准确。
4.3.1.2.4 导管实样制作
用任何类型辅助设备所得到的数据来制造一个与机上安装的导管材料、外径、壁厚、形状相同的模型管，即导管实样。导管实样在回弹后应具有正确的形状。
4.3.1.3 导管在样机上的协调
4.3.1.3.1 样机
制造导管实样所用的样机结构，特别是在空间紧张和协调复杂的部位，应尽可能和飞机结构相同，其尺寸公差应同飞机结构公差相同。在不影响导管安装的情况下， 对于协调关系较为简单的样机结构可以简化。
4.3.1.3.2 管路协调
在样机上进行管路协调应遵循如下原则：
a) 管路不允许进入运动机构的运动区域内;
b) 管路尽量不敷设在有较大结构变形的范围内，如在变形区内敷设管路，其间隙应予以重视;
c) 管路敷设应有良好的走向，避免迂回曲折，减少复杂形状，以减少流体阻力;
d) 管路之间、管路和其他系统以及结构之间应有合理的间隙，以防止发生相互磨擦，便于安装、
更换和维修;
e) 管路敷设的层次应考虑安全性和维修性;
f) 管路的支承、固定应合理而可靠;
g) 管路协调中先调整设计上灵活性大，而对全机影响小的次要结构和装置的位置，以保证管路合理敷设;
h) 样机上管路协调可采用导管模型辅助设备。
4.3.1.4 导管在研制批飞机上的协调
导管在研制批飞机上协调的目的是最终确定导管实样。决不能采用导管模型辅助设备， 而应采用符合飞机图样要求的导管。协调后的管路应符合飞机图样和技术条件的要求， 并使导管的安装应力减小到最低程度。
4.3.1.5 导管实样的鉴定
4.3.1.5.1 批准程序
必须对所有导管和有协调关系的元件、附件在飞机上安装并调整合格， 满足要求后，才能对每根导管实样履行批准手续。
4.3.1.5.2 应力考虑
每根导管实样安装到样机后，松开所有连接部位，检查导管实样的对中情况以及真实长度，安装应力状态。合理后才能进行鉴定。
4.3.1.5.3 弯曲半径和椭圆度
导管实样的弯曲半径和椭圆度应进行检查，应与相应文件规定相符。
4.3.1.5.4 批准会审
导管实样经检验并满足所有相关文件规定后，由设计、制造、质量控制等方面代表在鉴定文件上审签，最后经批准生效。
4.3.2 导管数据模型库
4.3.2.1 总则
导管数据模型库是导管数据记录的集合。数据库为导管的制造、检验提供所需全部技术数据和资料。导管数据模型库是计算机管路敷设辅助设计的结果，也是计算机辅助制造导管的检验依据。
采用导管 CAD/CAM 技术符合正常的设计程序，研制周期短，导管几何定义数据完整，协调性稳定，有利于提高导管质量，应当优先采用。
4.3.2.2 导管数据模型库的建立
4.3.2.2.1 导管数据模型
导管数据模型的功能等效于导管实样。导管数据模型包括导管和端头数据。导管数据又包括导管的几何定义和技术数据，导管的几何定义采用 LRA 座标系来描述导管的几何形状。LRA 座标系的三个参数是 DBB(弯曲间的直线段长度)、POB(两个相临平面间的夹角)和 DOB(弯曲的角度)。导管的技术数据包括导管的材料、外径、壁厚、试验压力、粗糙度、标志、长度和重量等。
4.3.2.2.2 导管数据模型的生成
导管数据模型由管路敷设计算机程序根据结构的环境、系统原理、附件布置、导管间隙、管路支承、
维修性、安全性要求，采用计算机管路敷设技术生成。设计过程是反复调整、修改、逐步优化的过程。
4.3.2.2.3 导管数据模型库的生成
将导管敷设计算机程序生成的符合要求的导管数据模型的集合组成的文件转换成导管数据模型库。根据该库的完善程度由低到高将其分成不同的等级状态，供不同级别的用户在不同的阶段产生、修改、审批和使用数据库。
4.3.2.3 导管数据模型库的发放
导管数据模型库随着设计过程的进展，按管路敷设软件的规定对导管数据模型状态进行升级。只有经过充分协调、敷设批准、技术数据认可， 数据不再做进一步修改，并经工程主管人员批准后，才可正式发放，作为制造导管和检验的依据。
4.3.2.4 限制
采用 CAD/CAM 技术的管路设计限制如下：
a) 每根导管只能采用同一大小的弯曲半径;
b) 两个弯曲段之间至少有长度为 1.5 倍导管外径的直线段，推荐采用大于 2D(D 为导管的外径)的直线段;
c) 导管的最小弯曲半径(弯曲中心到导管中心线的距离)应大于 2.5 倍导管外径，推荐采用大于 3D的最小弯曲半径;
d) 导管两端的直线段由导管端头的加工方法确定。
4.4 允许的导管缺陷和修理
4.4.1 总则
导管在制造和安装过程中可能会造成缺陷。缺陷在不引起系统故障的情况下允许存在。弯曲、划伤、磨损和压痕等缺陷是否允许，取决于缺陷的严重程度。导管的使用条件(温度、振动、冲击、弯曲、抖动和压力脉动等)是分析判断缺陷的一个因素，一般很难精确地确定各种缺陷的极限值。
4.4.2 常见缺陷及其处理
对常见缺陷可按下述原则处理：
a) 纵向划伤，无论深浅，在扩口管的扩口内表面或无扩口管套与相配接头接触的密封表面上都是不允许的。
b) 接头、喇叭口、管套和导管上的裂纹都是不允许的。
c) 导管上的压痕只要不影响流量和在压痕范围内不至引起应力增加则是允许的。光滑压痕应是一个圆形的凹陷，它的表面不应有骤然的弯曲，不应有折痕、划伤、擦伤和金属的缺失。最小压痕半径的确定可按照表 3 进行确定。
d) 由毛坯或冷拉导管而引起的重叠、裂纹和各种材料缺陷都是不允许的。
e) 在导管急弯处的表面上不允许有裂纹、划伤、磨损。
4.4.3 新飞机允许的缺陷
一般来说，装在新飞机上的导管应没有压痕、划伤、磨损或擦伤等缺陷。
当发现交付装配的新机导管有缺陷(小于公称壁厚 5%的外表划伤除外)时，一般应退回导管制造部门重新进行耐压检查，视情进行修复或更换。保留的允许缺陷应有检验和适航部门认可的标志或手续。
不经设计、相关检验和适航部门的批准和用户的同意， 在新机上绝不允许修改导管的标准外形或用添接方法进行修理。
表 3 允许的最小压痕半径
单位为毫米
4.4.4 使用中飞机导管缺陷的修理
飞机上的导管组件应符合相关标准并可更换，且在更换时应保证导管组件的标准结构不变。安装在飞机上的导管的缺陷维修参见 A.8. 1。
4.5 管路系统和管路件的清洗
液压管路系统及其管路件的清洗应符合 HB 7471 的规定。不应采用氯化剂溶液清洗液压管路和接头。液压管路系统的各个元件均应在安装前进行彻底清洗。
对系统管路进行清洗时，应断开系统中的高精度液压附件和影响飞机安全的关键液压附件，以防止将污染物带入这类附件。系统中的盲管要适当地连接于跨接装置上进行彻底清洗。每个新安装好的液压系统都要进行清洗，并使每个被驱动的装置至少全行程工作 10 次，以保证全部循环油液经过过滤。清洗后的系统，其固体颗粒污染度、含水量的验收水平应满足 HB 8460 的规定。在清洗后应对清洗过程中使用过的过滤器滤芯进行更换。
5 验证
5.1 验证要求
在研制批和成批生产的每一架飞机上，应检验液压管路系统是否符合液压系统型号规范、适航条款和有关专用技术规范的要求。不符合规定的任何项目都必须排除。液压管路系统的检验在承制方的厂内
进行。液压管路系统检验可单独进行， 也可与飞机液压系统的检验同时进行。若合同中包括液压系统型号规范未规定的检验要求，承制方还应保证液压管路系统符合合同要求。
5.2 验证程序
5.2.1 总装检验
5.2.1.1 总则
装机前要对所有管路系统的元件进行目视检查，确定是否存在影响管路系统性能的明显损伤和缺陷。按装配图样检查装配情况也是主要的要求。在整个装配过程中， 导管的装配应由检验员按装配程序进行检验。有些位置，特别是狭窄的地方应采用有效的检验方法。
5.2.1.2 间隙检验
所有导管和软管的装配，应检查管路间隙，以保证和其他管路、结构、其他系统和飞机元件间的最小间隙。在整个运动范围内都应保证软管的最小间隙。需要防磨保护和防火管套的地方必须正确地装到合适的部位并连接好。
5.2.1.3 不正确装配
应检查导管不对中的情况。如怀疑接头的对中有问题， 必须拆开，经确认后进行校正。对有螺纹的接头，如必须用拧紧螺母的方法才能强迫导管对中，或把接头的装配面强拉到位，且其数值大于图 1、图 2 和图 3 所示的允许值时，连接是不合格的。导管的连接还应检查不正确的装配， 外套螺母的旋转位移。在抽样检查发现装配错误的地方，接头处应做标记并做进一步的检查。
5.2.1.4 支承及其可靠性
应检查所有管路支承、紧固件是否漏装，装配是否正确，如果有保险丝，应检查其正确性，并按3.7 和相应的专用规范检查间隙是否正确，还应检查卡箍是否损坏或遗漏衬垫。如果设计的支承允许管路在一个或几个方向运动，应仔细检查以保证运动的自由度不受限制。结构支承不合适的需修改设计。
5.2.1.5 表面缺陷
所有管路系统元件的表面应目视检查，凡在装配过程中所产生的损伤或以前漏检的缺陷，如超过
4.4 中的限度或相应元件规范中的规定，则应拆除并做处置。
5.2.1.6 软管
软管装配应检查扭曲和最小弯曲半径，其极限值规定在详细的软管规范和工艺资料中。
5.2.1.7 标记
所有管路系统元件，应检查零件标记是否正确，所有管路也应检查分系统功能和流向的标志是否正确，标记应符合 4.2 和相应的专用规范。
5.2.1.8 连接正确性检查
所有装好元件的管路，应检查是否装反或有其他不正确的装配。应检查连接不同类型元件的管路，以保证不出现交错连接(例如：起落架收起管路连到了作动筒的放下管嘴上，或独立系统交错连接)。对于每一个独立系统应制定一个检查流体流动情况的详细程序。
5.2.1.9 连接质量检查
应检查所有连接处的连接情况，为此需制定合适的试验方法。有保险的地方要检查保险是否正确，
带内螺纹的连接孔座要目视检查连接和密封座是否正确可靠，对方向可调接头尤其要严格检查。
5.2.2 压力试验
5.2.2.1 总则
管路系统的各部分应进行组件低压试验和耐压试验。系统的某些部位如果在飞机上无法接近时， 应在容易接近时进行试验。应该正确地测量压力， 以保证所有管路和元件都能受到规定的压力。在任何压力试验前，液压系统必须排除残留气体。试验用介质应和飞机液压系统所用的介质相同。压力试验应并入全系统检查和试验程序中。
5.2.2.2 组件低压试验
低压试验的目的是在比较低的压力下发现明显的缺陷，这些缺陷在比较高的压力下可能引起流体喷射。在进行耐压试验之前， 对组件低压试验中发现的问题必须排除并重做试验。对每种特定用途， 应确定试验压力、试验介质和详细试验程序。在液压系统(或其一部分)的额定压力小于 3.5MPa 时，不进行组件低压试验。
5.2.2.3 耐压试验
对已装配好的管路系统每一部分应按照 HB 7117 规定的压力进行耐压试验。试验压力应以 3.5MPa或更小的增量逐步增加，在每一增量上至少保持 2min。达到耐压压力后应保持符合型号规范的时间，以检查所有的连接和其他密封点是否超过系统规定的渗漏。如果发现了缺陷应释放压力， 进行必要的修复后重做一次耐压试验。
5.2.3 污染检查
管路系统的污染检查应是装配好的系统全面检查的一部分。 对于每一个特定的系统应按GJB 380.2A-2004、GJB 380.4A-2004 和 GJB 380.7A-2004 制定该型号飞机液压油的取样方法、测试方法的详细规程。
附录 A (资料性附录)应用指南
A.1 适用范围
本标准适用于民用飞机液压系统。管路的设计和试验须满足 CCAR 25 部、FAR 25 部或 CS 25 部的相关适航条款要求。
相应型号改进、改型飞机的液压系统和气动系统可参照使用。本标准为指导性设计标准， 允许根据型号的特点对本标准做科学合理的剪裁。
本标准规定的大多数设计原则和设计方法，航空航天器的其他流体系统(如燃油、环控系统等)的管路设计亦可参照执行。
注：为便于正确使用和理解本标准，特编写此“应用指南”，对标准的部分内容进行说明，并提供部分设计计算方法和公式，供使用人员参考。本附录中方括号内的章条号为本标准正文的章条号。
A.2 导管、接头和连接型式
管材的选择应和连接型式综合考虑。高强度薄壁管由于扩口困难建议采用无扩口连接型式。无扩口连接比扩口连接具有重量轻、密封性好、耐振、抗疲劳性能好等优点， 挤压式无扩口连接尤其适用于薄壁管。在新机研制中应推广使用无扩口连接型式，但需相应提高工艺制造质量。
在 A.2. 1 和 A.2.2 中介绍了我国已经使用和经试验考核的管材、接头和连接型式，供选用时参考。 A.2.1 导管的种类
A.2.1.1 铝合金导管
铝合金导管一般用于液压系统的回油管路、吸油管路、放油管路以及其他低压管路， 飞机液压系统较为普遍使用的国产铝合金导管是 LF2M，此材料的物理性能如表 A. 1 所示。
表 A.1 LF2M 管材的物理性能
A.2.1.2 不锈钢导管
不锈钢导管一般用于液压、气动系统的压力管路和高温区、振动区、常拆卸及外露部位的管路。目前主要采用 0Cr18Ni9 不锈钢导管，此导管材料具有优良的抗氧化性酸均匀腐蚀性能，而耐应力腐蚀及点蚀性能比较差，是较为普遍使用的国产不锈钢导管材料。此管材的物理性能如表 A.2 所示。
表 A.2 0Cr18Ni9 管材的物理性能
A.2.2 接头种类
A.2.2.1 74。扩口连接件
74˚扩口连接件结构简单，但需用保险丝锁紧以防松脱。由于导管扩口部分是在冷状态下加工的，所以适用于低强度有较高延伸率的管材。装配时应防止拧紧力矩过大造成扩口部分的损坏。
A.2.2.2 卡套式无扩口连接件
卡套式无扩口连接件密封接触面积较小，只需较小的拧紧力就可以构成封闭线，取得良好的密封性，同时具有良好的抗振性，管路连接后不需要金属丝保险。由于它不需要导管扩口， 适用于较高强度和延伸率较低的薄壁管材。
A.2.2.3 挤压式无扩口连接件
挤压式无扩口连接件具有卡套式无扩口连接件的优点，而且有良好的密封性、抗疲劳特性、管路连接装配性，但需要专用的预装设备。卡套式与挤压式无扩口连接件可互相通用，是完全兼容的。
由于挤压式无扩口连接件体积小、重量轻，目前在国外民用飞机上得到普遍应用。
A.3 导管规格的确定
在液压系统方案设计阶段，合理地确定管径至关重要，它将影响系统的重量、流阻特性、冲击力大小等，不合适的管径选择甚至可能带来热设计的麻烦。
管径的确定应符合设计状态。设计状态主要取决于系统用户的流量需求、复合情况和油温。这些参数的选取要合情合理。
A.3.1 确定管径的基本要求和经验法则
A.3.1.1 流速极限法
当导管中的液体流量一定时，导管内径可由导管截面的液体平均流速决定：
d=[4Q /(π •υ)]0.5……………………………………(A. 1)式中：
d ——导管直径，单位为米(m);
Q ——导管中流体体积流量，单位为立方米每秒(m3/s);
v ——导管中流体截面平均流速，单位为米每秒(m/s)。
确定每个系统的导管尺寸和油液最大流速时，必须考虑(但不限于)以下几点：
a) 最低工作温度下的允许压降;
b) 油液流速和高速响应所引起的冲击压力;
c) 回油管路内的反压力;
d) 泵进口压力，该压力受吸油管路长度和高响应率变量泵的影响，同时应考虑冲击压力和气穴作用。
A.3.1.2 压降分配法
压降分配法广泛用于初步选定液压系统管路尺寸。该经验方法是在全性能最低设计温度的条件下，将相当于 1/3 工作压力的压降分配在管路上，其余 2/3 的压力用于满足多种液压驱动装置和阀类等所需的最大额定驱动力，并由此决定尺寸。
A.3.1.3 冲击压力极限法
压力冲击是由于蓄压装置向管路或作动器迅速释放能量，或在高流速情况下，阀的瞬间换向或关闭所致。对后一种情况，压力的增高值与原流速成正比，对硬管而言，压力升高为：
ΔP = Δυ • ρ •C………………………………………(A.2)
C=(E1 / ρ )0.5=(E0 / ρ )0.5 /[1+E0 • d /(E • δ)]0.5……………………(A.3)式中：
ΔP ——冲击压力，单位为帕(Pa);
Δυ ——油液流速变化值，单位为米每秒(m/s);
ρ ——油液密度，单位为千克每立方米(kg/m3);
C ——油液冲击波的传递速度，单位为米每秒(m/s);
E1 ——当量系统的弹性模数，单位为帕(Pa);
E0 ——油液的容积弹性模量，单位为帕(Pa);
E ——导管材料的弹性模数，单位为帕(Pa);
δ ——导管壁厚，单位为米(m)。
民用飞机液压系统在任何工作状态下，各附件工作所产生的峰值压力应不超过系统公称压力的l25%，当然，此数值越小越好。
应当注意，上述的液压冲击，都是在假设阀门突然关闭的条件下产生的，实际的冲击压力值会因油液流动通道关闭的快慢程度不同而有差异。
设油液流动通道关闭的时间为 t 秒，而冲击波从始点到终点再反射到始点的时间为 T 秒，则：
T=2L/ C……………………………………………(A.4)式中：
L——导管长度，单位为米(m)。
如果 t
ΔP = ρ • C • υ0…………………………………………(A.5)
式中：
υ0 ——导管内流体原有流速，单位为米每秒(m/s)。
如果 t>T，油液通道为逐渐关闭，并非完全冲击，此时冲击压力可由下式计算：
ΔP = ρ • C • υ0 / t………………………………………(A.6)
由上式可知：此时不完全冲击压力比完全冲击压力要小，而且 t 越大，则 ΔP 越小。因此在大流速管路系统内，必须慎重确定阀的关闭时间，阀的关闭时间 t 可用下式确定：
t = ΔP • T • ΔPa…………………………………………(A.7)式中：
ΔPa ——允许的冲击压力值，单位为帕(Pa)。
A.3.1.4 吸油管路的瞬态计算
吸油管路的瞬态计算可按下式进行：
ΔPR =LR • ΔυR • ρ/ tR………………………………………(A.8)式中：
ΔPR ——吸油管路内流体加速所需的压差，单位为帕(Pa);
LR ——吸油管路长度，单位为米(m);
ΔυR ——吸油管路内的流速增量，单位为米每秒(m/s);
tR ——油泵响应时间，单位为秒(s)。
在油箱增压压力已确定的条件下，可以求得油液流速，以此来确定吸油管径。
A.3.2 确定壁厚的方法
A.3.2.1 薄壁圆筒壁厚的计算公式
当导管壁厚小于或等于 0.05 倍的内径时，可采用薄壁圆筒计算公式：
δmin=Pb • d /(2σb)…………………………………………(A.9)
式中：
Pb ——导管的爆破压力值，为 4 倍的工作压力，单位为帕(Pa);
σb ——导管材料的拉伸强度极限最小值，单位为帕(Pa)。
A.3.2.2 厚壁圆筒的计算公式
当导管的壁厚接近或超过 0. 1 倍的外径时，应采用厚壁圆筒的计算公式：
δmin=0. 5 • D{1_ [(σb _ Pb)/(σb + Pb])0.5 }………………………………(A. 10)
式中：
D ——导管的外径，单位为米(m)。
A.3.2.3 实用的壁厚计算公式
此公式在计算壁厚值时考虑了导管材料的变薄值及壁厚的公差值，此公式是源于二向应力的薄壁筒公式：
δmin =d • P /(2 • [σ ]+0.8P) + K1 • 10_3……………………………………(A. 11)
式中：
P ——导管内流体的工作压力，单位为帕(Pa);
[σ]——导管材料的许用应力，单位为帕(Pa);
K1 ——为安全余量，其值由表 A.3 给出，单位为毫米(mm)。
表 A.3 不同管径安全余量推荐值
单位为毫米
A.3.2.4 薄壁管管壁公式
管路设计中对导管壁厚进行计算时，可采用一个含有管材拉伸极限值和屈服极限值关系在内的公式：
δmin=Pb • D /(2K2 • σb+1.4Pb)…………………………………(A. 12)
式中：
K2 ——计算系数，K2=0.6+0.4 • σ0.2 / σb ;
σ0.2 ——拉伸屈服极限最小值，单位为帕(Pa)。
当 σ0.2<0.5σb 时，上述公式不能应用，此时
δmin=Pn • D /(2 • K2 • σ0.2+1.4Pn )………………………………(A. 13)
式中：
Pn ——导管的耐压压力，为 2 倍的工作压力，单位为帕(Pa)。
A.3.2.5 爆破压力的经验公式
对导管的壁厚经初步计算确定后，可用下式进行爆破压力计算：
Pbmin = σb {(d/ δmT + 1)/[0.5(d/δmT)2 + d/ δmT+1]}………………………(A. 14)式中：
Pbmin ——最小爆破压力，单位为帕(Pa);
δmT ——最小壁厚，应将极限公差计入在内，单位为米(m)。
当由上式核定的最小爆破压力不能满足大于或等于 4 倍工作压力的要求时，应当对所选取的导管壁厚值进行修正，以满足要求。
A.4 管路布置
A.4.1 总则
管路布置是否合理直接影响系统的性能、重量， 特别影响系统的维修性。管路系统应和飞机机体结构的寿命相适应，并具有良好的维修性。为此，本标准提出了较全面的管路布置应遵循的准则。
导管间留有一定的间隔是为了保证系统管路在飞行中不会因为变形而造成磨擦损坏。对本标准提出的最小间隔应予以满足。对于局部区域保证一定的间隔特别困难时，可以采用保护层加以保护，但这样的部位应在维护时易于观察，以便有问题能及时观察和发现。
并列管的间隔是根据扳手(或连接相配导管的其他工具)和导管端头尺寸的要求决定的。在 A.4.2 中给出了适用于 74˚扩口导管的三种情况的间隔要求，供参考。
导管的弯曲，特别是小半径弯曲对强度影响较大，导管的布置应尽量避免小半径弯曲，其端部要保证必要的直线段，当导管布置达到上述要求有困难时，应采用其他措施来解决，如采用弯接头等。导管的弯曲半径和直线段应符合 HB 4-55 的规定。
采用数控弯管，弯曲半径和两个弯曲间的直线段应符合所用弯管机的规定。
外露的导管处在恶劣的环境中，除水分多、湿度大、有盐雾侵蚀外，还要经受风沙、飞石的损伤。对外露的钢管除采用不锈钢管外，还应采取必要的保护措施。
对于海军用飞机和水上飞机更应采取有效的防护措施。
A.4.2 并列管的间隔
下面推荐的最小间隔适用于 74˚扩口导管。
图 A. 1 和表 A.4 给出的导管中心线间的最小尺寸仅用于空间尺寸受到极大限制的地方。在这些地方如不拆下相邻管路就没有足够的空间进行导管的维修。
图 A.2 和表 A.5 给出的导管中心线间的最小尺寸考虑了扳手的使用，适用于相邻导管所装接头不在同一平面内，以及相间的导管所装接头可以在同一平面内的情况。
图 A.3 和表 A.6 给出的导管中心线间的最小尺寸考虑了扳手的使用，适用于过隔板接头或相邻导管所装接头在同一平面内的情况。
表 A.4 最小管间间隔(不带接头)
单位为毫米
表 A.4 最小管间间隔(不带接头) (续)
单位为毫米
图 A.1 最小管间间隔(未考虑扳手所需空间)
表 A.5 最小管间间隔(相间排列接头)
单位为毫米
图 A.2 装配相间排列接头扳手所需空间
表 A.6 最小管间间隔(相邻排列接头)
单位为毫米
图 A.3 装配相邻排列接头扳手所需空
