ICS 49.080 V 38
HB 8500-2014
民用飞机气动系统设计和安装要求
Design and installation requirments for pneumatic system of
civil aircraft
2014-07-09 发布 2014-11-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1. 1-2009 给定的规则起草。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：江西洪都航空工业集团有限责任公司、中国航空综合技术研究所。
本标准起草人：王莉、邵明华、肖四英、张立圣、余晓俊、郭耀东。
民用飞机气动系统设计和安装要求
1 范围
本标准规定了民用飞机气动系统的设计要求(包括设计依据、设计准则、一般要求、详细要求、设计程序及设计验证)和安装要求。
本标准适用于民用飞机气动系统设计和安装。
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。
HB 4-1 扩口管路连接件通用规范
HB 4-55 导管弯曲半径
HB 5653 航空管路识别标志
HB 5654 航空管路识别标带
HB 5655 航空管路识别标带
HB 5966～HB 6075 挤压式无扩口组合导管连接件
HB 6129 飞机雷电防护要求及试验方法
HB 6134 航空气瓶通用技术条件
HB 6647 飞机气动系统作动筒通用技术条件
HB 6761 飞机机轮刹车系统设计要求
HB 7000 24˚无扩口导管安装拧紧控制及试验要求
HB 7300 飞机用液压马达驱动空气压缩机组通用规范
HB 8450-2014 民用飞机气动系统通用要求
HB 8499-2014 民用飞机气动系统附件通用要求
YB 611 铝和铝合金薄壁管
YB 678 航空用不锈无缝钢管
《中国民用航空规章第 23 部〈正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定〉》(CCAR-23- R3) 中国民用航空总局 2005 年 1 月 1 日民航总局令第 132 号
《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 术语和定义
HB 8450-2014 界定的术语和定义适用于本文件。
4 设计要求
4.1 设计依据
气动系统的设计依据如下：
a) 全机研制总要求和全机总体设计方案要求;
b) 良好的工艺性和经济性要求;
c) 适航所需的动静态特性要求。
4.2 设计准则
气动系统的设计应在使用、检查和维护等方面力求简单和安全可靠，并符合以下设计准则：
a) 在满足系统性能要求的情况下，应降低系统重量;
b) 气动系统每个元件，应能承受 1.5 倍的设计工作压力与可能同时产生的结构极限载荷;
c) 对于提供两个或更多主要功能的每个气动系统，应有向飞行机组指示系统内压力的装置;
d) 应有措施来保证系统中任何部分的压力不超过设计工作压力的安全限制;
e) 气动系统设计应符合 HB 8450-2014。
4.3 一般要求
4.3.1 系统供压型别
在设计中考虑供压型别时，应在保证基本功能和性能的前提下，力求系统结构简单。
4.3.2 系统压力级别
在气动系统设计中，按 HB 8450-2014 选择供压压力级别时，应根据发动机能提取的功率、压缩机选型、飞机重量要求、系统消耗等因素综合考虑。
4.3.3 系统组成及功能
4.3.3.1 系统组成
4.3.3.1.1 概述
系统组成应符合 HB 8450-2014 中 4.6.2. 1、4.6.2.2、4.6.2.3 的规定。
4.3.3.1.2 供压系统
供压系统一般由贮气瓶、脱水器、过滤器、定量器、压力表、气动马达、密封装置、空气压缩机、卸荷装置、压力继电器、安全阀、排水装置、管路及连接件等组成。
4.3.3.1.3 起落架收放系统
起落架收放系统一般由作动筒、方向控制阀、转换阀、管路及连接件等组成。
4.3.3.1.4 襟翼收放系统
襟翼收放系统一般由作动筒、方向控制阀、节流阀、管路及连接件等组成。
4.3.3.1.5 机轮刹车系统
机轮刹车系统一般由刹车阀、减压阀、转换阀、管路及连接件等组成。
4.3.3.2 系统功能
系统功能应符合 HB 8450-2014 中 4.6.3.2 的规定。
4.3.4 系统的隔离
当同一压力源对两个或两个以上的系统提供压力，且一个系统对保证飞机安全是必要的，而另一个
系统对保证着陆安全是必要的，则两个系统应设置自动断开阀或相应装置进行隔离，以保证着陆用系统的任何损坏不致影响飞行用的系统的安全工作。
4.3.5 搭铁
飞机气动系统的附件和管路，应按 HB 6129 的有关规定在飞机上进行搭铁，并满足下列要求：
a) 防止飞机因受闪电而引起灾难性后果。
b) 对金属组件可用下列措施之一，表明符合本条 a)的要求：
1) 该组件正确地搭接到飞机机体上;
2) 该组件设计成不致因闪电而危及飞机。
c) 对非金属组件可用下列措施之一，表明符合本条 a)的要求：
1) 该组件的设计使闪电的后果减至最小;
2) 装有可接受的分流措施将产生的电流分流，以使其不危及飞机。
注：a)、b)、c)与 CCAR-23-R3 §23.867 条一致。
4.3.6 防差错设计
如几根导管(软管)连接于同一气动附件上，则应在设计上采取措施，以防止接错。对单向节流阀、流量调节器、过滤器和单向阀等附件，应采取方向标志措施确保安装方向正确。
4.3.7 气动系统元件的试验压力
气动系统元件的试验压力应符合 HB 8450-2014 中 4.6.4. 1 的规定。
4.3.8 保护
气动系统的管路和附件，尤其是双套管路系统的应急管路，应设置在尽可能受保护而不易被破坏的部位。
4.4 详细要求
4.4.1 总则
气动系统设计除应满足 HB 8450-2014 的要求，还应在飞机起飞、飞行、着陆过程中具有良好的工作性能，并安全可靠地工作，且要求系统设计简单，使用维护方便。应考虑由于操作错误， 操作顺序不符，而对系统安全的影响。气动系统特别是采用发动机带动的空气压缩机为动力源的气动系统， 在设计上应采取有效措施，防止水分对系统附件造成的腐蚀以及结冰现象。
气动系统中采用的所有附件除应符合 HB 8499-2014 的要求，附件的设计还应满足下列要求：
a) 附件的种类和设计与预定功能相适应。
b) 有标牌的附件标明其名称、功能或使用限制，或这些要素的组合。
c) 对需要维护、检查或其他保养的每个附件，应在设计中采取适当的措施，以便维护保养。
d) 应采取措施，以便进行为持续适航所必需的检查(包括检查主要结构元件和操纵系统)、更换正常需要更换的零件、调整和润滑。每一项目的检查方法对于该项目的检查间隔时间应是可行的。如果表明无损检查是有效的并在适航要求的维护手册中规定有检查程序，则在无法进行直接目视检查的部位可以借助无损检查手段来检查结构元件。
4.4.2 贮气瓶
应特别重视贮气瓶破裂时对空勤人员和乘员的保护问题。可用结构件作为贮气瓶， 但在设计中应注意疲劳和腐蚀问题。除由结构件构成的贮气瓶外，其他贮气瓶在设计时应符合 HB 6134 的要求。
在贮气瓶安装之处，应设置气压压力表，其位置应保证便于检查贮气瓶压力。应将贮气瓶安装在适
当位置，以保证它和转换阀之间导管的长度最小。
4.4.3 脱水器
在 A 型气动系统中应采用脱水器，用以除去飞机压缩机所引入的湿气中的水分。脱水后空气的含湿量不应超过 0.0172 g/kg。脱水器也应能除去由空气带入系统的极微量的压缩机润滑油。
4.4.4 过滤器
应按需要设置过滤器，可以滤除尺寸大于 25μm 的杂质。过滤器应满足使用要求。
4.4.5 定量器
凡需要之处，可在系统内设置气动定量器，以便隔开已破坏的管路，防止气动系统压力完全丧失。
4.4.6 压力表
凡需要之处，均应设置气压压力表。压力表应安装在地勤人员或飞行员便于读数的位置。
4.4.7 气动马达
气动马达应便于维护和检查。
4.4.8 密封装置
密封装置均应满足使用要求。
4.4.9 空气压缩机
4.4.9.1 概述
空气压缩机可由发动机直接或通过齿轮箱驱动，或者由其他动力源驱动。
4.4.9.2 设计保证
如果由专用马达驱动，则压缩机装置及其马达应能承受飞机构架所承受的各种环境条件，及由飞机所传递的各种载荷。安装座的设计应保证其能承受它在飞机上所处位置的振动和冲击。
压缩机的安装部位应便于检查和维护。
4.4.9.3 冷却
压缩机可采用空气或液体冷却，以保证压缩机的正常工作温度。
4.4.9.4 进气压力
压缩机的进气压力为外界空气压力。应设置满足要求的过滤器。
4.4.9.5 专用马达
当驱动空气压缩机的专用马达为液压马达时，应符合 HB 7300 规定的要求。如果液压马达的输入功率大于所需值，就应备有限速装置。这些装置应能减小液压系统中的压力冲击，若不能减小压力冲击，则应采取其他方法保证马达良好工作。液压马达应备有防过载装置。
4.4.10 卸荷装置
由发动机驱动的压缩机，应设置卸荷装置。
4.4.11 压力继电器
在气动系统中由其他动力源单独驱动的压缩机，可采用压力继电器对气体压力进行调节。压力继电
器也可以用于发出低压信号等目的。
4.4.12 安全阀
安全阀应保证系统压力不超过设计工作压力的安全限制，防止所有管道中由于足够长时间的封闭可能产生气体体积变化而引起的超压，并应按相关的要求进行安装。安全阀可成为其他装置的一部分。安全阀应安装在主要供压系统中或需要进行释压的系统中。
4.4.13 排水装置
系统的较低部位应设置排水装置，以便能排出冷凝水。
4.4.14 作动筒
作动筒设计应符合 HB 6647 规定的要求。
作动筒的安装应便于维护和检查。若有可能，应将作动筒安装在受保护部位。如果处于外露部位，则应加以保护，使其在飞机起飞和着陆时免受砂尘的破坏。
4.4.15 方向控制阀
4.4.15.1 概述
方向控制阀的安装应符合其使用功能要求，保证系统的工作不受压降、流量变化或其他条件的影响。在驾驶舱内或空勤人员舱内，应尽量不装方向控制阀。
4.4.15.2 方向控制阀操纵柄
如果方向控制阀操纵柄有效长度超过 20mm，则应在阀的外部设置极限限制止动装置。这些止动装置应能承受 333 rN ·m 极限载荷(其中 r 为操纵柄有效长度)，且其位置能保证在阀内部止动点处不受载荷作用(专门按承受载荷作用条件设计的阀除外)。
4.4.15.3 多控制阀系统
在设有两个或两个以上方向控制阀的系统中，应采取措施，防止气流在阀的任何可能调定状态下意外地从一个阀的通作动筒气口流入另一阀的通作动筒气口。
4.4.15.4 控制阀的操纵
可直接(通过拉杆、钢索)或间接地(通过电气方法)操纵控制阀。拉杆只要求少量调整或不要求调整。钢索操纵的设计应保证调整量最少和操纵可靠。一般不采用带套软式操纵机构。所有控制阀操纵结构的设计，均应能利用外部或内部止动装置来防止阀的操纵行程过大或不足。如实际可行， 则电动阀应备有机械超调控制机构。
4.4.16 节流阀
节流阀用以控制气动系统管路中的气体流量，以调节执行机构的运动速度。节流阀应满足以下要求：
a) 流量调节范围大，调节时流量变化均匀;
b) 不易堵塞，特别是小流量时不易堵塞;
c) 气体温度变化和负载变化对流量的影响要小。
4.4.17 转换阀
转换阀用于主气动系统和应急气动系统向作动筒部位进行压力的转换，其性能应满足使用要求。
凡是在转换阀两个进气口会同时达到力平衡从而使该阀可能限制出气口气体流量的场合，均不应采用转换阀。当必须用转换阀将作动筒连接于正常系统和应急系统时，可将转换阀安装在作动筒进气口处。
如果上述方法不能实现，则允许在作动筒和转换阀之间装有一段刚性导管，但刚性导管和转换阀都应牢靠地固定于作动筒上。在作动筒进口和转换阀之间不应采用软管。
4.4.18 刹车阀
刹车阀是一个人工动力减压阀，通过此阀将系统压力减至所需的刹车压力。使用刹车阀所需的操纵力不应过大。刹车阀的性能应符合 HB 6761 的要求。
4.4.19 减压阀
减压阀是使系统压力减小至系统所需合适压力的一种装置。如果减压阀带有释压元件， 而其释放流量不能满足系统要求时，应在系统中设置外部释压阀。减压阀的安装位置应便于维护时接近。
4.4.20 管路及连接件
4.4.20.1 软管
4.4.20.1.1 概述
凡是在两个接头之间有相对运动之处，一般情况下宜采用软管。在条件允许的情况下， 也可采用旋转接头或金属盘旋管。软管安装应保证在任何工作条件下软管不产生扭转， 并且不会导致其连接接头松动。在气动系统中不应采用卡箍式的软管安装方法。
4.4.20.1.2 软管支承
软管的支承应保证在任何可能产生的相对运动情况下不会导致刚性导管的变形。两刚性接头之间的软管，可在必要处限制其过大的相对运动，但软管不应受刚性支承，例如用卡箍沿软管外径夹住等。
4.4.20.1.3 软管弯曲半径
软管的最小弯曲半径，取决于软管的尺寸和软管安装后受弯曲的范围。软管的最小弯曲半径应不小于规定的最小弯曲半径，并且软管在弯曲前，离软管接头套筒处应保持一定的直线段。
4.4.20.1.4 软管的保护
软管组件排布时，应防止与尖锐物体、运动部件或其他软管组件发生摩擦。凡需要之处， 均应对软管作适当保护以免受擦伤。
4.4.20.1.5 软管伸长和收缩
软管的选择和安装，应保证在软管标准规定范围内的压力作用下，软管所产生的伸长和收缩，不致对它产生不利的影响，即不会使端部接头受到变形或使软管过分弯曲而被卡住或擦伤。
4.4.20.2 导管
4.4.20.2.1 材料
导管材料选取应符合 YB 678、YB 611 的规定。可采用经国家认可的鉴定机构鉴定合格并符合要求的新材料。一般不采用 20A 薄壁无缝钢管。起落架支柱上安装的所有导管、工作压力等于或大于 21 MPa的导管和起落架舱内的导管应采用耐蚀钢导管。在高温和强烈振动区域工作的导管， 根据材料的适应性确定。
4.4.20.2.2 防蚀
所有外露部位的导管(如轮舱和凹处等导管)，特别是接触平管嘴或管套的部分都应考虑适当的防护措施。对安装过程中造成的防蚀层任何破坏，均应予以修复或更换。
4.4.20.2.3 导管的弯曲
导管弯曲处应均匀，其弯曲半径应符合 HB 4-55 的要求。
4.4.20.2.4 盘旋管
在有相对运动的两接头之间不应采用环形或直的铝合金导管和直钢管，可采用符合使用要求的钢制盘旋管。
4.4.20.2.5 直导管
在两个刚性接头之间应尽可能避免安装直导管。在必须安装直管之处， 应在附件或刚性接头的安装方面采取措施，保证导管和接头不产生过大变形。若有必要， 可在导管中设置半环件，以保证安装时正确对准和承受振动。
4.4.20.2.6 导管的标记
所有气动系统导管均应按 HB 5653～HB 5655 作标记。在整架飞机上应对足够数量的气动系统导管于明显部位做出标记，以便在安装、维护时能辨明每根导管。这种标记应表明所操纵的装置和气流方向。应根据需要在同一导管上重复这些标记，尤其是在出入封闭舱的导管上，以便于维护。对位于隔框上和腹板上的接头，应在每个接头附近的结构上做出管路所属系统的功能标记。
4.4.20.2.7 导管的支承
所有气动系统导管应采用符合使用要求的卡箍，使之支承在刚性结构上。在卡箍安装处应采取措施，允许导管长度由于收缩或膨胀发生变化。推荐的支承间距见表 1 规定。在由导管支承直通接头和三通接头处，间距应比表 1 所规定的数值减小约 20%。直径不同的导管互相连接处，可采取按相应长度的换算间距。支承应尽可能靠近弯曲处， 以尽量减小导管外伸量。为便于检查和维修， 不应将导管捆扎在一起。
4.4.20.2.8 导管的敷设
4.4.20.2.8.1 概述
气动系统管路应尽可能不敷设在驾驶舱或座舱内，且应远离人员所在处位置。所有导管应安装在能使积聚的水分流入容器或专门设置的排水处。附件在管路中的位置应保证在检查、调整和维修时容易接近。附件和导管的安装设计应将轮胎爆破或石块、水和雪等进入起落架舱内造成附件和导管损坏的程度降至最低。
位于轮舱内且对于飞行安全运行必不可少的设备应加以保护，使之不会因下列情况而损伤：
a) 轮胎爆破(除非表明轮胎不会因过热而爆破);
b) 轮胎胎面松弛(除非表明由此不会引起损伤)。
注：此条要求与 CCAR-25-R4 §25.729(f)规定一致。
4.4.20.2.8.2 导管间隙
当导管支承在结构件或其他刚性构件上时，导管和这类构件之间的间隙不应小于 2 mm;导管和相邻刚性结构、导管或其他装置之间的间隙不应小于 3 mm;与有相对运动附件之间的间隙，在最不利情况下仍应保持不小于 6 mm。
4.4.20.3 连接件
系统管路连接件应按不同连接形式符合 HB 4-1、HB 5966～HB 6075 的规定，或满足使用要求的其他标准要求。
气动系统中两个接头之间有相对运动时，可采用旋转接头。旋转接头的设计应满足使用要求。
如果利用导管或接头带动旋转接头时，则导管或接头应有适当支承，并应有足够强度保证安装可靠地工作。
表 1 气动系统管路支承间距
单位为毫米
4.5 设计程序
气动系统设计程序流程图见图 1。具体设计程序如下：
a) 按本标准 4. 1 要求，进行总体方案设计;
b) 按本标准第 5 章要求，进行结构布置、初步方案设计和新技术运用分析和论证;
c) 方案评审;
d) 结构细节参数确定;
e) 按本标准 4.3. 1、4.3.2 要求进行选型试验;
f) 新材料、新工艺试验和功能试验;
g) 详细初步设计;
h) 按本标准 4.3、4.4 要求进行气动系统及成品的详细设计;
i) 按本标准 4.6 要求进行设计验证，包括设计分析、仿真分析、模拟试验、演示验证和系统联试。
4.6 设计验证
4.6.1 验证项目
气动系统的设计验证项目主要有：
a) 设计分析;
b) 仿真分析;
c) 模拟试验;
d) 演示验证;
e) 系统联试。
图 1 气动系统设计程序
4.6.2 验证要求
4.6.2.1 设计分析
气动系统设计应符合 HB 8450-2014 中 5. 1 的规定。
4.6.2.2 仿真分析
4.6.2.2.1 仿真计算
在方案论证阶段，可通过数字仿真来定义和初步确定主要技术参数，对系统功能进行验证，从而论证技术方案的可行性，为气动系统方案评审阶段提供重要的参考依据。随着设计的进行， 可建立更加详细的系统模型，通过数字仿真技术，对气动系统的相关性能进行仿真分析与参数优化。
4.6.2.2.2 运动仿真
气动系统按型号飞机进行三维电子样机设计，通过空间分析、机构运动模拟等工具来检查运动空间、间隙及干涉情况。
4.6.2.2.3 虚拟装配
利用计算机工具，而不需要产品或者支持过程的物理实现，对气动系统进行虚拟装配。通过分析、预建模、可视化以及数据表示等进行或者辅助进行气动系统装配相关的工程决策。在虚拟装配时， 对产品零部件进行虚拟分析和虚拟设计，以解决零部件从设计到生产所出现的诸如设计不合理和装配干涉等技术问题。
4.6.2.2.4 半实物仿真
将实物利用计算机接口嵌入到软件环境中，在实时条件下模拟整个气动系统的运行状态，对气动系统的实际过程进行实时仿真，为气动系统的设计、改进以及参数的优化提供试验依据。如通过对飞机刹车系统的半实物仿真，模拟飞机在各类环境下起飞和着陆的运行状态，为刹车系统的设计、改进以及参数的优化提供试验依据。
4.6.2.3 模拟试验
新原理、新材料、新成品、新技术、新工艺原则上都应经模拟试验验证， 使新原理、新材料、新成品、新技术、新工艺在工程研制的实施中做到可行、可靠。
4.6.2.4 演示验证
4.6.2.4.1 起落架
应在机上对起落架收放系统进行如下演示验证：
a) 护板与起落架的收放顺序是否正确;
b) 起落架收放时间是否符合要求;
c) 两主起落架间的协调性是否符合要求;
d) 应急放起落架功能是否正常。
4.6.2.4.2 襟翼
应在机上对襟翼收放系统进行如下演示验证：
a) 襟翼收放时间是否符合要求;
b) 左、右襟翼间的协调性是否符合要求。
4.6.2.5 系统联试
4.6.2.5.1 主气动系统试验
主气动系统试验应符合 HB 8450-2014 中 5.2.2.3. 1 的规定。
4.6.2.5.2 应急气动系统试验
应急气动系统试验应符合 HB 8450-2014 中 5.2.2.3.2 的规定。
5 安装要求
5.1 一般要求
5.1.1 概述
附件的安装应满足下列要求：
a) 按对该设备规定的要求进行安装。
b) 附件在安装后功能正常。
c) 各种标准件或附件的安装应能适应其技术要求所允许的极限尺寸和工作条件。附件应安装牢固，使之能承受加速度、扭转及振动等载荷的作用。应尽量将附件装在管路的较高点， 防止冷凝的湿气导致附件发生故障。
5.1.2 清洗
为保证气动系统清洁，应对系统、附件、元件的制造、装配、安装过程加强污染控制措施， 严格清洗系统、附件、元件的内部，严防在装配、安装过程中污物、水分或其他污染物进入系统、附件内部。
5.1.3 连接与固定
系统附件、管路的连接与固定可采用铆接、螺纹连接等方式。采用螺纹连接方式应具有防松措施，以防止使用过程中可能的松动或脱落。
5.1.4 轻附件安装
本身不具备安装孔且安装后不要求调整的重量小的标准附件可由导管支承，但导管卡箍应尽量靠近附件的每一侧。与上述附件类似的非标准件，可采取同样方法进行安装。
5.1.5 振动
气动系统的管路、附件及其支承， 应安装保证在发动机整个转速范围内不发生破坏性振动。还应避免机上其他激振源诱发的管路破坏性振动。
5.2 贮气瓶
贮气瓶安装架应牢固。贮气瓶应能不拆卸充气，并排出积水。
5.3 压力继电器
为保证压力继电器的正常工作，应注意防止振动。
5.4 刹车阀
刹车阀的安装应符合 HB 6761 的规定。
5.5 导管
扩口导管安装的拧紧力矩应符合 HB 4-1 的规定。
无扩口导管的安装按 HB 5966～HB 6075 规定，其拧紧力矩应符合 HB 7000 的规定。
5.6 安装验证
5.6.1 验证项目
气动系统的安装验证项目主要有：
a) 演示验证;
b) 系统联试。
5.6.2 验证要求
5.6.2.1 演示验证
按 4.6.2.4 规定。
5.6.2.2 系统联试按 4.6.2.5 规定。
