高清可复制 HB 8505-2014(2017) 民用飞机燃油系统设计要求

　　ICS 49.060 V 39

　　HB 8505-2014

　　民用飞机燃油系统设计要求

　　Design requirements for commercial aircraft fuel system

　　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。

　　本标准主要起草人：林厚焰、蒋军昌、王慧丹、刘小锋、牛 量、徐鹏国。

　　民用飞机燃油系统设计要求

　　1 范围

　　本标准规定了民用飞机燃油系统设计和验证的适航审查要求。

　　本标准适用于使用涡轮发动机的民用飞机燃油系统设计、验证和适航审查。

　　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

　　HB 6756 飞机燃油箱重力加油快卸口盖

　　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 8484 民用飞机燃油系统安装和试验要求

　　HB 8501 民用飞机燃油系统地面模拟试验要求

　　HB 8504 民用飞机燃油系统和附件结冰试验要求

　　3 一般要求

　　3.1 系统及安装

　　燃油系统及安装应满足以下要求：

　　a) 燃油系统应保证在各种可预期的运行条件下能完成预定功能。

　　b) 燃油系统与有关部件的设计，在单独考虑以及与其他系统一同考虑的情况下，应符合下列规定：

　　1) 发生任何妨碍飞机继续安全飞行与着陆的失效情况的概率极小;

　　2) 发生任何降低飞机能力或机组处理不利运行条件能力的其他失效情况的概率很小。

　　c) 应提供警告信息，向机组指出系统的不安全工作情况并能使机组采取适当的纠正动作。系统、控制器件和有关的监控与警告装置的设计应尽量减少可能增加危险的机组失误。

　　d) 应通过分析，必要时通过适当的地面、飞行或模拟器试验， 或这些方法的适用组合表明符合本条 b)的规定。

　　注：本条与 CCAR 25. 1309 的要求一致。

　　3.2 设备功能和安装

　　燃油系统设备及安装应满足以下要求：

　　a) 其种类和设计与预定功能相适应;

　　b) 用标牌标明其名称、功能或使用限制，或这些要素的适用的组合;

　　c) 按对该设备规定的限制进行安装;

　　d) 在安装后功能正常;

　　e) 电气线路互联系统(EWIS)应符合有关要求。

　　注：本条与 CCAR 25. 1301 的要求一致。

　　3.3 使用限制和资料

　　应制定有关使用限制以及为安全运行所必需的其他限制和资料。应按有关规定， 使这些使用限制和为安全运行所必需的其他资料可供机组人员使用。

　　注：本条与 CCAR 25. 1501 的要求一致。

　　3.4 持续适航文件

　　应根据有关要求编制适航当局可接受的持续适航文件。如果有计划保证在交付第一架飞机之前或者在颁发标准适航证之前完成这些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。

　　注：本条与 CCAR 25. 1529 的要求一致。

　　3.5 系统设计

　　3.5.1 设计与结构总则

　　飞机燃油系统不应有经验表明是危险的或不可靠的设计特征或细节。每个有疑问的设计细节和零件的适用性应通过试验确定。

　　注：本条与 CCAR25.601 的要求一致。

　　3.5.2 负加速度

　　当飞机在规定的飞行包线内做负加速度飞行时，燃油系统不应出现危险的故障。应按预计的负加速度最长持续时间表明满足要求。

　　注：本条与 CCAR 25.943 的要求一致。

　　3.5.3 燃油系统总则

　　燃油系统设计应满足以下要求：

　　a) 燃油系统的构造和布置，在每种很可能出现的运行情况下，包括申请审定的飞行中允许发动机或辅助动力装置工作的任何机动飞行，应保证以发动机和辅助动力装置正常工作所需的流量和压力向其连续供油;

　　b) 燃油系统的布置，应使进入系统的空气不会造成涡轮发动机出现熄火;

　　c) 燃油系统在使用下述状态的燃油时，应能在其整个流量和压力范围内持续工作：燃油先在 27℃时用水饱和，并且每 10L 燃油含有所添加的 2mL 游离水，然后冷却到在运行中很可能遇到的最临界结冰条件;

　　d) 每一燃油系统应满足中国民用航空总局有关涡轮发动机飞机燃油排泄污染的要求。

　　注：本条与 CCAR 25.951 的要求一致。

　　3.5.4 燃油系统分析和试验

　　燃油系统应进行以下分析和试验：

　　a) 应使用分析和适航当局认为必要的试验表明燃油系统在各种可能的运行条件下功能正常。如果需要进行试验，则试验时应使用飞机燃油系统或能复现燃油系统被试部分工作特性的试验件。

　　b) 对于以燃油作为冷媒的任何热交换器，其可能发生的失效不应造成危险情况。

　　注：本条与 CCAR 25.952 的要求一致。

　　3.5.5 燃油系统的独立性

　　对于多发飞机，燃油系统应能给每台发动机供油。其中任一发动机供油系统故障不会影响其他发动

　　机的供油，也不应要求机组人员为了继续安全飞行而立即采取任何措施。为此可采用下列任何一种方法：

　　a) 系统向每台发动机的供油，能够不涉及该系统向其他发动机供油的任何部分;

　　b) 任何其他推荐的方法。

　　注：本条与 CCAR 25.953 的要求一致。

　　3.5.6 燃油系统闪电防护

　　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气：

　　a) 雷击附着概率高的区域直接被闪击;

　　b) 扫掠雷击可能性高的区域被扫掠雷击;

　　c) 燃油通气口处的电晕放电和流光。

　　注：本条与 CCAR 25.954 的要求一致。

　　3.5.7 燃油流量

　　燃油系统燃油流量应满足以下要求：

　　a) 在每种预定的运行条件和机动飞行中，燃油系统应至少提供 100%所需的燃油流量，应按如下规定来表明符合性：

　　1) 向发动机供油时，燃油压力应在发动机型号合格证规定的限制范围以内。

　　2) 油箱内的燃油量不得超过 3.5.9 条制定的该油箱不可用油量与验证本条符合性所需的油量之和。

　　3) 按每种运行条件和姿态验证本条符合性时所需的每一主燃油泵，应投入使用。此外， 还应验证相应的应急泵代替投入使用的主燃油泵的工作情况。

　　4) 如果装有燃油流量计，应使其停止工作，燃油应流经该流量计或其旁路。

　　b) 如果一台发动机可以由一个以上的油箱供油，燃油系统除了应具备合适的手动转换供油能力外，还应设计成，在正常运行过程中，当向发动机供油的任一油箱内可用燃油耗尽，但通常只向该发动机供油的其他油箱内还有可用燃油时，能防止该发动机供油中断，而无需飞行机组予以关注。

　　注：本条与 CCAR 25.955 的要求一致。

　　3.5.8 连通油箱之间的燃油流动

　　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：本条与 CCAR 25.957 的要求一致。

　　3.5.9 不可用燃油量

　　每个燃油箱及其燃油系统附件的不可用燃油量应不小于下述油量：对于需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，发动机工作开始出现不正常时该油箱内的油量。不必考虑燃油系统部件的失效。

　　注：本条与 CCAR 25.959 的要求一致。

　　3.5.10 燃油系统在热气候条件下的工作

　　热气候条件下燃油系统的工作能力应满足以下要求：

　　a) 飞机在热气候条件下运行时，燃油系统应工作良好。为验证满足此要求， 应表明在预定的所有运行条件下，燃油系统从油箱出口起到每台发动机止的部分，都经增压而能防止形成油气。否则，应采用爬升来验证，即从申请人选定机场高度爬升到飞机使用限制的最大高度。如果选用

　　爬升试验，则按下列条件进行爬升试验时，不得有气塞或其他不正常现象：

　　1) 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;

　　2) 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;

　　3) 爬升空速符合下列规定：对于涡轮发动机飞机，不得超过从起飞到最大使用高度所规定的最大爬升空速;

　　4) 燃油温度应至少为 43℃。

　　b) 本条 a)规定的试验可以在飞行中进行，也可模拟各种飞行条件在地面进行。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。

　　注：本条与 CCAR 25.961 的要求一致。

　　3.6 燃油箱

　　3.6.1 总则

　　燃油箱应满足以下要求：

　　a) 每个燃油箱应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。

　　b) 软油箱应经过批准，或应表明适合于其特定用途。

　　c) 整体油箱应易于进行内部检查和修理。

　　d) 机身内的燃油箱在受到表 1 所述应急着陆情况的惯性力作用时，应不易破裂并能保存燃油。此外，这些油箱的安装位置应有防护，避免使油箱擦地。

　　e) 油箱口盖应满足下述准则，以防止燃油的流失量达到危险程度：

　　1) 位于经验或分析表明很可能遭受撞击的区域内的所有口盖，应通过分析或试验表明，其遭受轮胎碎块、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已降至最低;

　　2) 所有口盖应耐火。

　　f) 对于增压燃油箱，应具备破损-安全特性措施，防止油箱内外压差过高。

　　注：本条与 CCAR 25.963 的要求一致。

　　表 1 应急着陆时机身油箱极限惯性载荷系数

　　3.6.2 燃油箱的膨胀空间

　　每个燃油箱都应具有不小于 2%油箱容积的膨胀空间，应使飞机处于正常地面姿态时，不可能由于疏忽而使所加燃油占用膨胀空间。对于压力加油系统， 表明满足本条要求时，可以利用符合 3.4 b)条的装置。

　　注：本条与 CCAR 25.969 的要求一致。

　　3.6.3 燃油箱沉淀槽

　　燃油箱沉淀槽应满足以下要求：

　　a) 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%或0.24L (两者中取大值)，除非所制定的使用限制保证在服役中积水不会超过沉淀槽的容积。

　　b) 在飞机处于地面姿态时，每个燃油箱应使危险量的水从该油箱任何部分均能排入其沉淀槽。

　　c) 每个燃油箱沉淀槽均应具有符合下列要求的可接近的放液嘴：

　　1) 在地面上可以完全放出沉淀槽内的液体;

　　2) 排放液能避开飞机各个部分;

　　3) 具有手动或自动的机构，能可靠地锁定在关闭位置。

　　注：本条与 CCAR 25.971 的要求一致。

　　3.6.4 油箱加油口接头

　　每个燃油箱加油口接头应能防止燃油流入油箱外飞机的任何部分。此外：

　　a) 每个能明显积存燃油的凹型加油口接头，应有放液装置，其排放液应能避开飞机各个部分;

　　b) 每个加油口盖应有耐燃油密封件;

　　c) 每一加油点均应有使飞机与地面加油设备电气搭铁的设施。

　　注：本条与 CCAR 25.973 的要求一致。

　　3.6.5 燃油箱的通气

　　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，并应满足下列要求：

　　a) 每个通气口的位置应能避免被污物或结冰堵塞;

　　b) 每个通气口的位置应能防止正常运行时产生燃油虹吸;

　　c) 在正常飞行、最大升/降速率以及压力加油和抽油情况下，通气量和通气压力应使燃油箱内外压差保持在可接受的范围内;

　　d) 对于出口互相连通的油箱，其膨胀空间应相互连通;

　　e) 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得有会积水的部位，如果具有放液设施则除外;

　　f) 通气或放液设施的终端不应位于从通气管出口排出的燃油会引起着火危险之处或油气可能进入载人舱之处。

　　注：本条与 CCAR 25.975 的要求一致。

　　3.6.6 燃油箱出油口

　　燃油箱出油口应满足以下要求：

　　a) 燃油箱出油口或增压泵都应装有能阻止可能造成限流或损坏燃油系统任何部件的杂物通过的燃油滤网;

　　b) 每个燃油箱出油口滤网的流通面积，应至少是出油口管路截面积的 5 倍;

　　c) 每个滤网的直径，应至少等于燃油箱出油口直径;

　　d) 每个指形滤网应便于检查和清洗。

　　注：本条与 CCAR 25.977 的要求一致。

　　3.6.7 燃油箱安装

　　燃油箱安装应满足以下要求：

　　a) 每个燃油箱的支承应使油箱载荷(由油箱内燃油重量引起)不集中作用在无支承的油箱表面，此外，还应符合下列规定：

　　1) 如有必要，应在油箱与其支承件之间设置隔垫，以防擦伤油箱;

　　2) 隔垫应不吸收液体，或经处理后不吸收液体;

　　3) 如果使用软油箱，则软油箱的支承应使其不必承受油液载荷;

　　4) 每个油箱舱内表面应光滑，而且不具有会磨损软油箱的凸起物，除非在凸起物处，具有保

　　护软油箱的措施或软油箱本身构造具有这种保护作用。

　　b) 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。如果油箱装在密封的油箱舱内，可以仅用排漏孔通大气，但排漏孔的尺寸应足以防止飞行高度变化而引起的过压。

　　c) 每个油箱不得安置在指定火区内，除非所装的液体、系统的设计、油箱所采用的材料、切断装置以及所有的连接件、导管和控制装置所提供的安全度， 与油箱或容器安置在该火区外的安全度相同。

　　d) 直接位于发动机舱主要空气出口后面的发动机短舱蒙皮，不应作为整体油箱的箱壁。

　　e) 燃油箱与载人舱的隔离，应采用防油气及防燃油的隔罩。

　　注：本条与 CCAR 25.967 的要求一致。

　　3.7 压力加油

　　压力加油系统应满足以下要求：

　　a) 每一压力加油系统燃油歧管接头应有措施，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。

　　b) 应装有自动切断设施，用以防止每个油箱内的燃油量超过该油箱经批准的最大载油量。该设施应满足下列要求：

　　1) 在油箱每次加油前，能够检查切断功能是否正常;

　　2) 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。

　　c) 应具有在本条 b)规定的自动切断设施失效后，能防止损坏燃油系统的措施。

　　d) 飞机压力加油系统(不包括燃油箱和燃油箱通气口)应能承受的极限载荷，为加油时很可能出现的最大压力(包括波动压力)所引起载荷的 2 倍。应按各油箱阀有意或无意关闭的任何组合来确定最大波动压力。

　　e) 飞机抽油系统(不包括燃油箱和燃油箱通气口)应能承受的极限载荷，为飞机加油接头处最大允许抽油压力(正或负)所引起载荷的 2 倍。

　　注：本条与 CCAR 25.979 的要求一致。

　　3.8 应急放油

　　3.8.1 总则

　　应急放油系统应满足以下要求：

　　a) 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：

　　1) 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得小于 3.2%，爬升速度 VREF 不应小于 1.23 VSRO、最不利情况的 VMCL 或提供足够机动能力的速度。

　　2) 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%：

　　i) 临界发动机停车，其余发动机处于复飞设置可用功率状态;

　　ii) 最大着陆重量;

　　ⅲ) 按正常着陆程序制定的爬升速度，但不大于 1.4VSR;

　　iv) 起落架收起。

　　b) 应急放油系统应能够在本条 a)所述重量状态下，在 15min 放出足够的燃油后，应使飞机满足在本条 a)规定的爬升性能。

　　c) 应从最大起飞重量开始，在襟翼和起落架收起形态以及下列飞行条件下演示应急放油：

　　1) 以 1.3 VSR1速度无动力下滑;

　　2) 临界发动机停车，其余发动机为最大连续推力，以单发停车最佳爬升率的速度爬升;

　　3) 以 1.3 VSR1速度平飞，如果本条 c)1)和 2)规定条件下的试验结果表明平飞可能是临界情况。

　　d) 在本条 c)所述飞行试验中，应表明下列各点：

　　1) 应急放油系统及其使用无着火危险;

　　2) 放出的燃油应避开飞机的各个部分;

　　3) 燃油和油气不会进入飞机的任何部位;

　　4) 应急放油对飞行操纵性没有不利影响。

　　e) 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 3000m，然后再以最大航程速度巡航 45min 的需用油量。

　　f) 应急放油阀的设计，应允许飞行人员在应急放油过程中的任何时刻都能关闭放油阀。

　　g) 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，不得应急放油。

　　h) 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。

　　注：本条与 CCAR 25. 1001 的要求一致。

　　3.8.2 应急放油系统的操纵器件

　　每个应急放油系统的操纵器件应有防止其被误动的保护罩，应急放油操纵器件不应靠近灭火瓶的控制器件或用于灭火的其他控制器件。

　　注：本条与 CCAR 25. 1161 的要求一致。

　　3.9 附件设计

　　3.9.1 燃油泵

　　燃油泵应满足以下要求：

　　a) 燃油系统每个正排量式主燃油泵应具有旁路设施，作为发动机组成部分的注射泵(不在汽化器内完成注油时，此泵为注油提供适当的流量和压力)除外;

　　b) 燃油系统应具有应急泵(或通过其他主油泵)，在任一主油泵(批准作为发动机组成部分的燃油注射泵除外)失效后，能立即向相应发动机供油。

　　注：本条与 CCAR 25.991 的要求一致。

　　3.9.2 导管和接头

　　燃油系统导管和接头应满足以下要求：

　　a) 每根燃油导管的安装的支承，应能防止过度的振动，并能承受燃油压力及加速度飞行所引起的载荷;

　　b) 连接在可能有相对运动的飞机部件之间的每根燃油导管，应使用柔性连接;

　　c) 燃油管路中可能承受压力和轴向载荷的每一柔性连接，应使用软管组件;

　　d) 软管应经过批准，或应表明适合于其特定用途;

　　e) 暴露在高温下可能受到不利影响的软管，不应用于在运行中或发动机停车后温度过高的部位;

　　f) 机身内每根燃油导管的设计和安装，允许有合理程度的变形和拉伸而不漏油。

　　注：本条与 CCAR 25.993 的要求一致。

　　3.9.3 部件防护

　　应对发动机短舱内或机身内的燃油系统部件进行保护，以防止在有铺面的跑道上机轮收起着陆时，发生燃油喷溅足以造成起火的损坏。

　　注：本条与 CCAR 25.994 的要求一致。

　　3.9.4 燃油阀

　　除了满足 3.10.3 条对切断措施的要求外，每个燃油阀还应符合下列规定：阀门的支承应使阀门工作或加速度飞行所造成的载荷不会传给与阀门相连的导管。

　　注：本条与 CCAR 25.995 的要求一致。

　　3.9.5 燃油滤

　　燃油箱出油口与燃油计量装置入口，或与发动机传动的定排量泵入口(两种入口中取距油箱出口较近者)之间，应设置满足下列要求的燃油滤：

　　a) 便于放液和清洗，且应有易于拆卸的滤芯。

　　b) 具有沉淀槽和放液装置。如果滤网或油滤易于拆卸进行放液，则不需设置放液装置。

　　c) 安装成不由相连导管或滤网(或油滤)本身的入口(或出口)接头来承受其重量，除非导管或接头在所有载荷情况下均具有足够的强度余量。

　　d) 具有足够的滤通能力(根据发动机的使用限制)，以便在燃油脏污程度(与污粒大小和密度有关)超过有关适航标准对发动机所规定的值时，保证发动机燃油系统的功能不受损害。

　　注：本条与 CCAR 25.997 的要求一致。

　　3.9.6 放液装置

　　燃油系统放液装置应满足以下要求：

　　a) 应利用燃油滤网和油箱沉淀槽放液装置完成燃油系统的放液。

　　b) 本条 a)要求的每个放液装置应满足下列要求：

　　1) 使排放液避开飞机各个部分;

　　2) 有手动或自动的机构，能确实地锁定在关闭位置;

　　3) 放液阀应易于接近并易于打开和关闭，阀门位置或其防护措施，能在起落架收起着陆时防止燃油喷溅。

　　注：本条与 CCAR 25.999 的要求一致。

　　3.9.7 仪表

　　燃油系统仪表和指示应满足以下要求：

　　a) 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规定的滤通能力之前即指示出现脏污。

　　b) 防止燃油系统部件被冰堵塞的任何加温器，应有一个指示其功能是否正常的指示器。

　　c) 应装有指示装置向飞行机组成员指示飞行中每个油箱内可用燃油油量，单位为升，或者当量单位。此外，还应符合下列规定：

　　1) 每个燃油油量表应经过校准，使得在平飞过程中当油箱内剩余燃油量等于确定的不可用燃油量时，其读数为“零”;

　　2) 出口和空间都互通的若干油箱可以视为一个油箱而不必分别设置指示器;

　　3) 每个用作燃油油量表的外露式目视油量计应加以防护，以免损坏。

　　d) 如果装有燃油流量指示系统，则每个测量部件应具有在该部件发生故障而严重限制燃油流动时使供油旁路的装置。

　　e) 如果任一油箱的不可用燃油超过 3.8L 和该油箱容量的 5%中之大者，应在其油量表上从校准的零读数到平飞姿态下能读得的最小读数用红色弧线标示。

　　注：本条与 CCAR 25. 1305、CCAR 25. 1337、CCAR 25. 1553 的要求一致。

　　3.10 防火

　　3.10.1 输送可燃液体的组件

　　输送可燃液体的组件应满足以下要求：

　　a) 在易受发动机着火影响的区域内输送可燃液体的每一导管、接头和其他组件， 以及在指定火区内输送或容纳可燃液体的每一组件，均应是耐火的，指定火区内的可燃液体箱和支架应是防火的或用防火罩防护，如果任何非防火零件被火烧坏后不会引起可燃液体渗漏或溅出则除外。上述组件应加防护罩或通过合理安置，以防止点燃漏出的可燃液体。

　　b) 本条 a)不适用于下列情况：

　　1) 已批准作为型号审定合格的发动机一部分的导管、接头和组件;

　　2) 破损后不会引起或增加着火危险的通风管和排放管及其接头。

　　c) 在指定火区内，如果暴露在火中或者被火损坏时会出现下列可能，包括输送管在内的所有组件都应是防火的：

　　1) 导致火焰蔓延到飞机的其他区域;

　　2) 或引起对重要设施或设备的无意工作，或者失去工作的能力。

　　注：本条与 CCAR 25. 1183 的要求一致。

　　3.10.2 可燃液体

　　燃油系统可燃液体应满足以下要求：

　　a) 除整体滑油池外，作为装有可燃液体或气体的系统一部分的油箱或容器，不应安置在指定火区内，除非所装的液体、系统的设计、油箱所采用的材料、切断装置以及所有的连接件、导管和控制装置所提供的安全度，与油箱或容器安置在该火区外的安全度相同;

　　b) 每个油箱或容器与每一防火墙或用于隔开指定火区的防火罩之间，应有不小于 13mm 的间隙;

　　c) 位于可能渗漏的可燃液体系统组件近旁的吸收性材料，应加以包覆或处理，以防吸收危险量的液体。

　　注：本条与 CCAR25. 1185 的要求一致。

　　3.10.3 切断措施

　　燃油系统应采取以下切断措施：

　　a) 每台发动机安装和 APU 舱应有措施，用来切断燃油、滑油、除冰液以及其他可燃液体，或者防止危险量的上述液体流入或流过任何指定火区，或在其中流动。但下列情况不要求有切断措施：

　　1) 与发动机组成一体的导管、接头和组件;

　　2) 涡轮发动机安装的滑油系统(如果其处于指定火区内的所有组件，包括滑油箱，都是防火的，或位于不易受发动机着火影响的区域)。

　　b) 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。

　　c) 任何切断动作不得影响其他设备(诸如螺旋桨顺桨装置)以后的应急使用。

　　d) 可燃液体的切断装置和控制装置应是防火的，或者应安置和防护得使火区内的任何着火不会影

　　响其工作。

　　e) 切断装置关闭后，不应有危险量的可燃液体排入任何指定火区。

　　f) 应有措施防止切断装置被误动，并能使机组在飞行中重新打开已关闭的切断装置。

　　g) 油箱和发动机之间的每个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工作。

　　h) 每个切断阀应具有释放聚积过大压力的措施，如果系统中另有释压措施则除外。

　　注：本条与 CCAR 25. 1189 的要求一致。

　　3.10.4 可燃液体的防火

　　可燃液体防火要求如下：

　　a) 凡可燃液体或蒸气可能因液体系统渗漏而逸出的区域，应采取措施尽量减少液体和蒸气点燃的概率以及万一点燃后的危险后果。

　　b) 应采用分析或试验方法表明符合本条 a)的要求，同时应考虑下列因素：

　　1) 液体渗漏的可能漏源和途径，以及探测渗漏的方法;

　　2) 液体的可燃特性，包括任何可燃材料或吸液材料的影响;

　　3) 可能的引燃火源，包括电气故障，设备过热和防护装置失效;

　　4) 可用于抑制燃烧或灭火的手段，例如：截止液体流动、关断设备、防火的包容物或使用灭火剂;

　　5) 对于飞行安全是关键性的各种飞机部件的耐火耐热能力。

　　注：本条与 CCAR 25.863 的要求一致。

　　3.10.5 燃油箱燃烧保护

　　燃油箱燃烧保护应满足以下要求：

　　a) 在燃油箱或燃油箱系统每一处都不能存在由于燃油或者其蒸气燃烧引起灾难性失效的燃烧源。规定如下：

　　1) 确定燃油箱最高温度，其值应低于预计的油箱内燃油最低自燃温度，并留有安全余量。

　　2) 应证明燃油箱内可能点燃燃油的任何部位，其温度不会超过本条 a)1)规定的温度。如果任一部件的工作、失效或故障可能提高油箱内的温度， 则应证明在该部件的所有可能的工作、失效或故障情况下其温度符合规定。

　　3) 证明燃烧源不会由单一失效引起，不会由单个未证明可能性非常小的潜在失效条件与单一失效联合引起，不会由所有并非极端不可能的失效联合引起。制造的差异性、老化、磨损、腐蚀以及可能的损坏的影响应加以考虑。

　　b) 基于本条要求的评估，应建立关键设计构型的控制限制、检查或者其他程序， 以防止燃油箱系统内燃烧源的发展，这些程序还应包含适航当局认可的持续适航文件的适航限制部分中。标示设计关键特性的显眼的措施应放置在飞机上这样的区域(例如，使用彩色编码的电线来识别隔离限制)，在这些区域进行的维护、修理和改装是易于引起对关键设计构型限制的破坏。

　　c) 燃油箱的安装应包括：

　　1) 采取措施尽可能减少燃油箱中可燃蒸气的发展;

　　2) 采取措施减轻燃油箱中燃油蒸气的燃烧影响，以保证燃烧造成的损伤不会影响持续安全飞行和着陆。

　　注：本条与 CCAR 25.981 的要求一致。

　　3.11 标记

　　3.11.1 操纵器件标记

　　燃油系统有关操纵器件标记要求如下：

　　a) 对动力装置燃油操纵器件应满足下列要求：

　　1) 应对燃油箱转换开关的操纵器件做出标记，指明相应于每个油箱的位置和相应于每种实际存在的交叉供油状态的位置;

　　2) 为了安全运行，如果要求按特定顺序使用某些油箱，则在此组油箱的转换开关上或其近旁应标明该顺序;

　　3) 每台发动机的每个阀门操纵器件应做出标记，指明相应于所操纵的发动机的位置。

　　b) 对附件、辅助设备和应急装置的操纵器件有下列要求：每个应急操纵器件(包括应急放油操纵器件和液流切断操纵器件)应为红色。

　　注：本条与 CCAR 25. 1555 的要求一致。

　　3.11.2 燃油口盖标记

　　应在燃油加油口盖上或其近旁做如下标记：

　　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。

　　注：本条与 CCAR 25. 1557 的要求一致。

　　4 详细要求

　　4.1 系统设计

　　4.1.1 燃油系统功能

　　燃油系统的主要功能是在每种可能出现的运行情况下，向发动机和 APU 供给正常工作所需的燃油流量、压力和温度。每种可能出现的运行情况一般包括如下：

　　a) 在起飞和爬升时的发动机和 APU 供油;

　　b) 在巡航和爬升时的发动机交输供油;

　　c) 在起飞和巡航时的发动机和 APU 吸力供油;

　　d) 在热气候条件下的发动机和 APU 供油;

　　e) 在高含水量结冰条件下的发动机和 APU 供油;

　　f) 飞机负加速度飞行时的发动机和 APU 供油;

　　g) 在燃油系统典型故障状态下的发动机和 APU 供油。

　　一般燃油系统包括燃油箱及其通气系统、供输油系统、加放油系统和燃油指示系统等。

　　为了保证向发动机可靠供油，一般采用双泵供油，并且在主油箱中设置集油箱，将供油泵安装在集油箱内，保证供油泵吸油口淹没在燃油中。为了提高发动机抽吸供油高度， 可在供油管路上设置一条与供油泵并联的抽吸供油旁路。

　　为了保证 APU 供油，一般使用直流泵，并将 APU 供油管路与发动机供油管路交联，APU 地面起动时，使用直流泵供油，在发动机供油泵正常工作时，由发动机供油泵统一供油。

　　各条管路使用单向活门隔开。典型的发动机和 APU 供油系统如图 1 所示。

　　4.1.2 燃油系统的独立性

　　为保证燃油系统的独立性，每台发动机均应设置独立的供油系统，即独立的供油油箱、供油管路、供油附件及其控制电路。

　　为保证 APU 供油，使用独立的直流泵，并将 APU 供油管路与其中一台发动机供油管路交联。

　　图 1 典型的发动机和 APU 供油系统

　　4.1.3 燃油系统的闪电防护

　　4.1.3.1 雷电闪击区域的定义

　　飞机雷电闪击区，一般根据不同区域雷击概率的不同将外表面分成三个区域，如图 2 所示：

　　a) 区域 1：遭受直接雷击且附着概率高的飞机表面，如机头、发动机短舱头部、机翼和尾翼的翼尖及其宽 0.5m (18in)的区域;区域 1 又分为区域 1A 和区域 1B，区域 1A 是前缘或前部尖端及向后大约 0.5m 的部分，区域 1B 是后缘尖端。

　　b) 区域 2：从区域 1 遭受直接雷击附着点开始向后可能扫掠雷击附着的飞机表面，如机身及机翼根部宽 0.5m (18in)的区域、发动机短舱及机翼和尾翼根部被扫掠的区域;区域 2 又分为区域2A 和区域 2B;区域 2A 是区域 1A 后面延伸至整个长度所包括的表面，如机身壳体、发动机短舱和机翼表面部分;区域 2B 是区域 2A 后面的表面后缘。

　　c) 区域 3：直接雷击或扫掠雷击概率低的飞机表面。即区域 1 和区域 2 以外的区域。

　　4.1.3.2 燃油系统的布置

　　燃油系统应按以下进行布置：

　　a) 燃油箱、燃油系统的导管和附件不应布置在区域 1。

　　b) 燃油箱通气口应布置在区域 3，在机翼的下表面，距离翼梢大于 0.5m。建议采用 NACA 型淹没式空气进气口，并应采取措施防止进气口被直接雷击击中着火后，火焰通过通气管回窜入油箱，产生油箱爆炸。

　　4.1.3.3 燃油箱蒙皮

　　燃油箱蒙皮应满足以下要求：

　　a) 铝合金燃油箱蒙皮厚度应大于 2mm (无涂层)，以防止扫掠雷击的击穿;

　　b) 在区域 2 的燃油箱蒙皮建议为无涂层或者薄涂层，以减少闪电飞弧附着点在飞机上的停留时间，相应的减少闪电飞弧对油箱内的燃油蒸气加热。

　　4.1.3.4 防止电弧或电火花产生

　　4.1.3.4.1 整体油箱结合处

　　整体油箱结合处的设计应考虑以下准则：

　　a) 在结合部件处应提供导电通路，借助于铆钉或紧固件使结合部件的金属同金属接触，以便闪电电流通过。在所有电流通道上的紧固件应有足够的接触面， 以避免过高的电弧破坏紧固件或周围的结构材料。

　　b) 在飞机闪电电流的入口和出口的直接通路上，尽量不要设置绝缘材料的零部件。

　　c) 在使用寿命期内，应考虑可能会减少导电性的机械应力。在飞行加载条件下， 结构的连续往返弯曲可能使结合点松开，而产生电弧。

　　d) 用油箱密封剂涂层覆盖所有结合处，以抑制可能发生的电弧和火花。

　　图 2 典型飞机雷电闪击区域

　　4.1.3.4.2 维修口盖

　　维修口盖的设计要点包括：

　　a) 暴露在燃油蒸汽空间内的零件，应避免金属与金属间的接触;

　　b) 在口盖与其配合件之间，应提供能充分导电的通路，并远离燃油蒸汽;

　　c) 在其他可能出现电弧或火花源处，采用密封剂涂层覆盖，以防止燃油蒸汽接触。

　　4.1.3.4.3 加油口盖

　　重力加油口盖应按 HB 6756 所规定的雷电防护口盖设计要求进行设计。

　　4.1.3.4.4 管路连接

　　管路和接头的连接或管路和油箱结构界面接触，应具有良好的导电通路。对不良接触的管路和接头间的连接应采用电搭接线。电搭接设计应符合 HB 8451 的规定。

　　4.1.3.4.5 油箱内部导线

　　油箱内部导线应采用屏蔽线。电气装置的设计应能承受比较高的电压而不产生电火花。

　　4.1.3.4.6 燃油系统附件

　　燃油系统附件应按 HB 8451 的规定进行可靠的电搭接。

　　4.1.4 燃油流量

　　燃油系统在各种状态下，均应向发动机提供其规定的流量和压力。一般单台供油泵按 100%发动机最大状态所需的流量设计，如果供油泵同时给引射泵提供动流，则还应加上引射泵动流流量。

　　对于多供油箱发动机供油系统，要求在正常飞行状态下，无需机组人员特殊关注，某供油箱油尽后能够转换到其他仍然有可用燃油的供油箱供油，而不会引起发动机供油中断。一般多供油箱发动机供油系统采用超控供油原理实现供油箱供油自动转换和用油顺序控制。

　　4.1.5 连通油箱之间的燃油流动

　　对于采用增压泵转输燃油的燃油系统，燃油转输时通气应通畅，不会由于通气管堵塞或通气管太小而引起油箱超压导致油箱结构破坏。同时，应设置工作可靠的输油油面控制装置或高油位回油措施。

　　4.1.6 不可用燃油量

　　对于主油箱应按最不利供油条件确定不可用燃油量。而其他油箱按巡航供油条件确定不可用燃油量。最不利供油条件不包括在工作中不一定遇到的极端情况，但一般应包括：

　　a) 最佳爬升角爬升;

　　b) 下滑着陆;

　　c) 侧滑飞行;

　　d) 最大俯仰姿态的复飞;

　　e) 进场和着陆形态运行期间预定的稳态侧滑。

　　为了减少不可用燃油量，一般在主油箱中设置集油箱，并尽量减少集油箱底面积，在集油箱外低处适当设置引射泵。

　　允许用飞机姿态限制来减少不可用燃油量，但姿态限制不应影响飞机正常下降、复飞、进场和着陆机动，并在飞行手册中应明确在低油量告警后限制这些姿态的机动飞行，以确保飞行安全。

　　在飞机飞行手册中应给出燃油泵故障对不可用燃油量的影响。

　　4.1.7 燃油系统在热气候条件下的工作

　　为了保证在热气候条件下供油可靠，一般采用增压泵供油。对于使用高度大于 12，000m 的飞机，应考虑对油箱进行增压。

　　4.2 燃油箱

　　4.2.1 总则

　　燃油箱壁板应使用耐燃油且经过批准的材料。同时应采取预防措施防止由于燃油中污染引起油箱结构腐蚀。

　　燃油箱应在应急着陆情况下承受惯性力的作用而不破坏。同时，其不能位于飞机在应急着陆情况(例如：机轮收起着陆或一个起落架故障的情况)下首先触地的区域内。在这种情况下要说明机身与跑道接

　　触和滑擦过程中，燃油不会泄漏。

　　燃油箱内部压力应保持在规定范围内。燃油系统限压附件应充分考虑故障状态， 设置应有的设计冗余。

　　4.2.2 燃油箱的膨胀空间

　　油箱膨胀空间一般指最大满油面到通气管口间的空间，不包括通气管容积，如图 3 所示。

　　利用重力加油口和压力加油应急油面控制位置保证任何加油疏忽时油箱膨胀空间都不小于油箱总容积的 2%。

　　图 3 膨胀空间示意图

　　一般燃油的热膨胀系数为 0.08%/1℃, 2%的膨胀空间可满足温差为 24.5℃的膨胀需求，这个温差值一般可以覆盖所有地区的昼夜最大温差。

　　燃油系统设计时还应关注以下两种情况：重力加油时，满油时仍未关闭加油枪;压力加油手动模式时，满油时仍未关闭加油阀。

　　可采取以下措施：

　　a) 最大满油面至通气口间应保证至少 2%的空间;

　　b) 压力加油应设置应急高油面控制措施，控制点应不高于最大满油面，一般采用浮子式关断措施;

　　c) 重力加油口位置应保证不超过最大满油面;

　　d) 以上均应考虑正常停机坪坡度和停机角的范围。

　　4.2.3 燃油箱沉淀槽

　　燃油箱的设计应能保证可聚集、隔离和排放因加油、通气和冷凝等在油箱中形成的水分。应能避免危险量的水分供给到发动机和 APU。

　　燃油箱沉淀槽用于收集燃油中的水分等杂质。沉淀槽是一个在油箱底部的最小尺寸的集水点，以便使聚集在油箱底部的杂质和水分能够从油箱排出。沉淀槽的位置应便于收集油箱内的杂质和水分。沉淀槽最低处应布置放液装置，以便放出所有杂质和水分。该放液装置应便于地面维护。

　　从油箱出油口以下，到放沉淀口以上的区间的容积为沉淀槽的容量。沉淀槽容量至少是该油箱容积的 1‰。对于小油箱至少要有 0.24L 的沉淀槽容量。

　　原则上，沉淀槽的设计应保证在地面停机状态时，油箱底部的沉淀油应能由重力作用而聚集到沉淀槽内。一个油箱可将底部的一个凹陷区域设置为沉淀槽，也可以多个油箱的底部连通到一个更低的箱体内形成共用的沉淀槽。如果是共用的沉淀槽，其容积也应至少是其对应油箱总容积的 1‰。

　　输油箱因与供油箱底部不联通，因此应另设沉淀槽，不能因供油箱内有沉淀槽而不设置沉淀槽。

　　4.2.4 油箱加油口接头

　　重力加油口的设计应满足 HB 6756 的要求。压力加油接头的设计应满足 GJB 60 的要求。压力加油接头和重力加油口附近应设置接地插座。

　　4.2.5 燃油箱的通气

　　应保证足够的油箱通气性能，并防止在各种可能的工作条件下从通气系统排放出危险量的燃油。与外界相通的通气口可采用 NACA 浸没型通气口，并且布置在飞机雷击区域 3 处。

　　每个油箱应至少设置两个通气口，在飞机任何机动飞行时都能保证有一个通气口保持通气。

　　通气系统管路的设计应考虑飞机以最大爬升率和下降率飞行，以及压力加油控制附件故障等极限状态下的通气和排油量。

　　与外界相通的通气口处应采取必要的技术措施，以避免该通气口处的燃油蒸气因意外点燃后火焰蔓延到油箱并引起爆炸。

　　4.2.6 燃油箱出油口

　　供油泵和吸力供油口处应使用滤网保证油箱内形成的冰、杂物或碎片不会直接进入泵芯和供油管路内，以免造成限流或损坏燃油系统附件。由于滤网自身也是一种阻力元件，因此滤网的流通面积和直径等应按规定的要求设计。

　　4.3 压力加油

　　压力加油接头应有自封功能，以防加油控制阀失效造成大量燃油泄漏。压力加油系统应设有预检功能，以检查加油控制装置功能是否正常。

　　当加油控制装置失效后，多余燃油应能从通气管路排出机外而不损坏油箱。加油时可能出现的最大压力应按下列情况确定，其值应小于系统的检验压力：

　　a) 在最大流量下，所有加油控制装置同时关闭;

　　b) 在最大流量下，每个加油控制装置在其他所有加油控制装置处于关闭位置时单独关闭;

　　c) 在最大流量下，所有加油控制装置在满油后同时关闭。

　　压力加油系统的布置应使燃油的进入口位于油箱底部或靠近底部，以降低加油期间油箱产生静电的可能性。

　　4.4 应急放油

　　为了应急放油系统具有故障安全特性，使得单一故障时仍能够应急放油，一般将左右机翼油箱应急放油连通。

　　为了应急放油系统具有防止将燃油放至低于飞机安全余油量的能力，一般将应急放油泵的吸油口设在集油箱外。

　　应急放油口的设置应保证应急放出的燃油及其油雾不会喷到飞机任何表面或进入飞机任何部分，避免导致着火危险。

　　放油系统操纵器件的设计应保证机组人员随时能够终止应急放油。每个应急放油系统的操纵器件应有保护罩，防止其被误动，且应急放油操纵器件不应靠近灭火控制器件。

　　4.5 附件设计

　　4.5.1 燃油泵

　　每台发动机供油系统应设置相应的主油泵和应急泵，并且主油泵和应急泵应相互独立。应急泵与主油泵一起连续运行或在主油泵失效时应能够立即自动起动，以确保发动机连续供油。

　　对于多发飞机，一台发动机的主油泵可以兼任另外一台发动机的应急泵，但要求该泵应能够至少向两台发动机提供最大所需的燃油流量。

　　4.5.2 导管和接头

　　燃油系统导管安装应满足 HB 8484 的规定。燃油系统导管支承应有足够的强度和刚度，使其能够承受导管内力和相应的惯性载荷，并保证系统不会发生有害的振动。燃油系统导管与发动机或 APU 之

　　间连接，应使用防火软管组件。机身内燃油系统导管的设计和安装， 应保证在适当的变形和拉伸情况下不会漏油。

　　4.5.3 部件防护

　　发动机和 APU 供油系统应在安全部位设置防火切断阀。短舱内或机身内的燃油系统部件应布置在结构部件上方，利用结构部件遮蔽保护，或远离可能变形的区域，或使用专用柔性软管，避免机轮收起着陆时燃油系统部件损伤漏油。对于不能受到上述措施有效保护的发动机短舱内或机身内的燃油系统部件应按要求进行专门保护。

　　4.5.4 燃油阀

　　燃油阀安装应保证不会将燃油阀工作压力和质量载荷传给燃油导管。燃油阀应直接或通过支架可靠地安装在飞机结构上。

　　4.5.5 燃油滤

　　通常发动机内部有燃油滤，一般不要求在飞机燃油系统中设置燃油滤。如果要求设置燃油滤， 则燃油滤应具有沉淀槽和堵塞指示，并便于放液和清洗。

　　4.5.6 放液装置

　　设置燃油滤网和油箱沉淀槽放液装置，供燃油系统放液使用。放液装置应使用方便、工作可靠， 并且不会在起落架收起着陆时造成燃油泄漏。

　　4.5.7 仪表

　　与燃油相关的仪表有发动机供油低压指示、油箱燃油量指示、燃油流量指示、油滤堵塞指示、燃油加温器故障指示等。

　　设计可采取以下措施：

　　a) 每个发动机都有供油低压警告功能;

　　b) 每个油箱有油量指示，对于相互连通的油箱组可以只有一个指示;

　　c) 每台发动机应有一个耗油流量指示。

　　在燃油滤出入口间设压差传感器，当燃油滤堵塞到一定程度时，压差升高，触发指示，提醒更换滤芯。

　　可通过供油温度指示来反映防止燃油结冰的燃油加温器的故障状态。

　　经过飞行试验确定了不可用油量后，应该调整油量指示系统，当油箱内的燃油是不可用燃油量时，油量指示调整为零，调零后飞机油量指示系统指示的油量为可用油量。

　　4.6 防火

　　4.6.1 燃油箱燃烧保护

　　燃油箱燃烧保护措施如下：

　　a) 燃油箱内的附件表面温度、油箱壁板温度和进入油箱内的空气温度均不应超过 204℃。

　　b) 根据燃油箱的布局，采用定性分析方法，通过“传统非加热金属油箱”来说明符合 3.10.5 条要求。

　　c) 采用燃油箱惰化系统降低燃油箱可燃性。

　　d) 应将高能量燃油电气附件的电缆和插头隔离在油箱以外。油箱中有输入能量的电气、电子系统(燃油测量系统)应在正常和失效的情况下，确保输入到油箱中的能量低于 200μJ。

　　e) 燃油箱内可能由于故障引起温升的附件，如供油泵和散热器等应设置超温切断和报警装置。

　　f) 选用已经通过适航取证的燃油泵和燃油测量系统等技术成熟附件。

　　g) 将燃油箱及其通气口布置在雷电闪击可能性低的区域，并按雷电防护要求设计。

　　h) 燃油箱及其内部系统管路和附件应进行可靠的电搭接，油箱内不应使用编织搭接线进行电搭接。

　　4.6.2 可燃液体的防火

　　应尽量降低泄漏的燃油或燃油蒸汽被点燃的概率及被点燃的危害，燃油系统应有下列技术措施：

　　a) 燃油系统布置应离开潜在点火源(包括热空气、电气设备等)。

　　b) 应在火区外的发动机和 APU 供油管路上设置防火切断阀。

　　c) 火区内及安装在防火墙上的燃油导管及其连接应是防火的。

　　d) 防火墙上燃油导管通过孔间隙应使用防火材料封严，防止热空气的扩散。

　　e) 起落架舱内燃油导管应有遮蔽或防护措施，以防轮胎爆破造成危害。

　　f) 驾驶舱、客舱、电子设备舱、增压区内的设备舱和货舱内燃油导管应有护套， 护套应能收集泄漏的燃油和燃油蒸汽，并通过排漏管排出机外。可通过设置多个排漏管的方法将泄漏的燃油完全排出机外，排漏管的位置应在火区以外且便于地面检查。

　　4.6.3 输送可燃液体的组件

　　在火区内和安装在防火墙上的每一燃油导管和接头应采用耐火材料。

　　4.6.4 可燃液体

　　火区内不应安装燃油箱或通气油箱。除非证明安装在火区内的燃油箱或通气油箱具有与安装在火区外相同的安全度。每个油箱或通气油箱与每一防火墙或防火罩之间的间隙应不小于 13mm。临近燃油箱或通气油箱的材料不应有吸液作用。

　　4.6.5 切断措施

　　燃油切断阀应按以下要求进行设计：

　　a) 每台发动机供油系统应设置燃油切断阀;

　　b) 燃油切断阀和控制装置安装在火区外，否则燃油切断阀和控制装置应是防火的或者采取防护使火区内的任何着火不会影响其工作;

　　c) 燃油切断阀的控制装置应防止误操作;

　　d) 燃油切断阀应安装在发动机转子爆破区外;

　　e) 燃油切断阀应具有热释压阀，除非另有释压措施。

　　4.7 标记

　　各种阀门控制装置应进行标记。阀门主要包括多油箱供输油的输油转换开关、交输阀、防火阀等。设计时应保证有明确的标记，使得防火阀对应的发动机、输油转换开关每档位置对应的油箱、交输阀对应的供油管路等应标记清晰。

　　在加油口设置标记和标牌，应明确许用燃油种类、加油压力、抽油压力等。

　　5 验证

　　5.1 总则

　　5.1.1 文件审查

　　通过对燃油系统型号规范、技术说明、三维数模或二维图纸、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。

　　5.1.2 分析和计算

　　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。

　　5.1.3 安全性评估

　　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。

　　5.1.4 试验室试验

　　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。

　　5.1.5 机上地面试验

　　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。

　　5.1.6 飞行试验

　　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。

　　5.1.7 飞机检查

　　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。

　　5.1.8 附件合格审查

　　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。

　　5.2 系统设计

　　5.2.1 设计与结构

　　飞机包括零部件在内的所有设计细节应通过与原准机或同类飞机对比分析，说明其工作是安全、可靠的。

　　对于不能对比分析的新设计或新结构应根据其技术原理与设计结构进行计算或分析论证，说明其工作是安全、可靠的。

　　对于计算或分析论证存在限制的新设计或新结构应进行模拟试验、机上地面试验或飞行试验， 说明其对环境、边界和制造工艺等条件的适应性。

　　5.2.2 负加速度

　　符合性验证方法包括分析说明和飞行试验，负加速度飞行试验验证按 HB 8452 的要求。

　　5.2.3 燃油系统分析和试验

　　符合性验证方法包括图纸和原理图的审查，分析说明，以及试验室试验、机上地面试验和飞行试验。

　　a) 在高含水量结冰条件下的发动机和APU 供油试验室试验、机上地面试验和飞行试验按HB8504的要求;

　　b) 在热气候条件下的发动机和 APU 供油地面试验和飞行试验按 5.2.9 条的要求;

　　c) 飞机负过载时的发动机和 APU 供油飞行试验按 5.2.2 条的要求;

　　d) 除热气候和高含水量结冰条件试验外，燃油系统其他模拟试验按 HB 8501 的要求;

　　e) 除热气候和高含水量结冰条件试验外，燃油系统其他飞行试验按 HB 8452 的要求。

　　5.2.4 燃油系统的独立性

　　燃油系统的独立性的符合性验证方法包括图纸和原理图的审查以及分析说明。

　　5.2.5 燃油系统的闪电防护

　　燃油系统的闪电防护的符合性验证方法包括图纸和原理图的审查以及机上检查、系统分析说明。

　　5.2.6 燃油流量

　　燃油流量的符合性验证方法包括图纸和原理图的审查以及机上检查、系统分析、试验室试验、机上地面试验和飞行试验。

　　5.2.7 连通油箱之间的燃油流动

　　连通油箱之间的燃油流动的符合性验证方法包括图纸和原理图的审查、分析说明，以及试验室试验。

　　5.2.8 不可用燃油量

　　不可用燃油量的符合性验证方法包括分析说明、飞行试验。

　　通过飞行试验确定每个燃油箱不可用燃油量，同时也作为燃油流量确定和燃油油量表的校准依据。对每个燃油箱均应进行飞行试验以确定不可用燃油量。

　　应根据飞机特点确定主油箱最不利的燃油供给条件和临界飞行姿态，一般主油箱应进行下列飞行试验(而其他油箱按巡航供油条件确定不可用燃油量)：

　　a) 最佳爬升角爬升;

　　b) 下滑着陆;

　　c) 侧滑飞行;

　　d) 最大俯仰姿态的复飞;

　　e) 进场和着陆形态运行期间预定的稳态侧滑。

　　如果用飞机姿态限制来减少不可用燃油量，还应进行飞行试验以保证姿态限制不会影响飞机正常下降、复飞、进场和着陆机动。

　　5.2.9 燃油系统在热气候条件下的工作

　　推荐的符合性验证方法包括飞行试验或由飞行试验数据支持的试验室试验。试验室试验按 HB 8501的要求。飞行试验要求：

　　a) 高温季节(场温在 30℃以上)，用燃油加热设备将燃油加热，给右侧油箱加入热燃油，使飞机右侧油箱的初始燃油温度不低于 43℃。热燃油试验油箱为满油，飞机为最小装载时的重量。

　　b) 正常供油

　　1) 飞机起飞后，以最大爬升率爬高到升限，改平，发动机以最大连续状态平飞，然后发动机以允许状态工作，连续下滑;

　　2) 分别在低空和中空高度，以不同的发动机状态进行稳定平飞和加减速飞行。

　　c) 吸力供油

　　1) 在规定的高度上，关闭加热燃油油箱内的燃油增压泵进行稳定平飞(发动机状态分别为最大连续、巡航、慢车)、加减速飞行。

　　2) 关闭加热燃油油箱内的燃油增压泵进行爬升试验，直至发动机出现转速不稳定或停车现象时，停止爬升，确定热燃油的最大吸力供油高度。如果发动机停车， 在发动机起动包线内起动发动机。

　　3) 关闭加热燃油油箱内的燃油增压泵，进行热燃油起飞吸力供油试验。

　　d) 该试验中，APU 供油也是热燃油，并一直处于工作状态。

　　5.3 燃油箱

　　5.3.1 总则

　　符合性验证方法包括燃油箱布置原理图、材料选用说明和工程图纸的审查、油箱受载分析和计算报告的审查、燃油系统限制油箱压力的附件工作原理说明文件的审查， 以及油箱维护口盖耐火试验和机上检查验证。

　　5.3.2 燃油箱试验

　　燃油箱试验应满足以下要求：

　　a) 应采用试验表明，装机后的油箱能承受本条 a)1)或 2)所规定的压力(取大者)，而不损坏或漏油。此外，应采用分析或试验表明，受到本条 a)3)或 4)所规定的压力(取大者)作用的油箱表面，能承受下述压力：

　　1) 24.2kPa 的内部压力;

　　2) 在油箱内产生的最大冲压空气压力的 125%;

　　3) 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;

　　4) 飞机滚转和燃油载荷最不利组合时所产生的油液压力。

　　b) 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，则应能承受下列试验或等效试验，而无漏油或油箱壁过度变形：

　　1) 应采用完整的油箱连同其支承件做振动试验，试验时的固定方式应模拟实际安装情况。

　　2) 除了本条 b) 4)的规定外，油箱应装有 2/3 油箱容量的水或其他合适试验液，以不小于0.8mm 的振幅(除非证实可采用其他振幅值)振动 25h。

　　3) 振动试验频率应按如下规定：

　　i) 如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中没有临界频率，则振动试验频率应为 2，000r/min;

　　ii) 如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中只有一个临界频率，则应以此频率作为试验频率;

　　iii) 如果在发动机正常运转转速范围内，由转速引起的振动频率中有多个临界频率，则应以其中最严重的作为试验频率。

　　4) 在本条 b) 3) ii)和 iii)的情况下，应调整试验时间，使达到的振动循环数与按本条 b) 3) i)规定频率在 25h 内所完成的振动循环数相同。

　　5) 试验时，应以每分钟 16～20 个整循环的速率绕最临界的轴摇晃油箱，摇晃角度为水平面上下各 15˚(共 30˚)，历时 25h。如果分别绕不同轴的运动都是临界的，则油箱应绕每根临界轴摇晃 12.5h。

　　c) 除非表明安装条件相似的同类油箱已有满意的使用经验，否则非金属油箱应经受本条 b) 5)规定的试验，所用燃油温度为 43℃。试验时，应将有代表性的油箱试件安装在模拟装机情况的支承结构上。

　　d) 对于增压燃油箱，应采用分析或试验来表明，油箱能承受地面或飞行中很可能出现的最大压力。

　　5.3.3 燃油箱安装

　　符合性验证方法包括油箱材料选用说明和工程图纸的审查，以及针对 3.6.7 条 b)～e)进行的机上检查验证。

　　5.3.4 燃油箱的膨胀空间

　　验证审查的要点包括 2%膨胀空间的定量指标是否达到，以及是否不可能由于疏忽而占据该空间。

　　符合性验证方法包括油箱膨胀空间说明性文件的审查、压力加油系统说明性文件的审查、油箱膨胀空间分析和计算报告的审查，以及油箱膨胀空间模拟试验