高清可复制 HB 8585-2020 飞艇燃油系统通用要求

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　　HB 8585-2020

　　飞艇燃油系统通用要求

　　General requirements for airship fuel system

　　2020-09-14 发布 2021-01-01 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：中国特种飞行器研究所、中航通飞研究院有限公司、湖北省标准化与质量研究院、湖北光谷标准创新科技有限公司、中国航空综合技术研究所。

　　本标准主要起草人：张常东、李继雄、王根辉、陶 威、龙 飞、刘丽丽、万 蓉、谢秋琪、高家鸣、王慧丹。

　　飞艇燃油系统通用要求

　　1 范围

　　本标准规定了飞艇燃油系统的一般要求、详细要求和试验验证要求。

　　本标准适用于升限在海拔 8000m 以下的飞艇燃油系统的设计和试验验证。

　　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 8403-2014 民用飞机燃油系统通用要求

　　HB 8451 民用飞机燃油系统电搭接要求

　　HB 8453-2014 民用飞机燃油附件通用规范

　　HB 8504 民用飞机燃油系统和附件结冰试验要求

　　HB 8521 民用飞机软油箱设计和安装要求

　　HB/Z 146-1989 飞机燃油系统通用设计规范

　　AC-21-AA-2009-09R1 飞艇的型号合格审定

　　3 一般要求

　　3.1 组成

　　飞艇燃油系统一般由供油和输油分系统、燃油箱分系统、燃油箱通气和增压分系统、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等组成。

　　3.2 功能

　　飞艇燃油系统用来储存发动机和辅助动力装置需用的燃油，并在飞艇允许的一切飞行状态和工作条件下，按一定的顺序向发动机和辅助动力装置不间断地供给规定压力和流量的燃油。不同型号的飞艇燃油系统可能需要不同的附加功能。

　　3.3 性能

　　3.3.1 性能指标

　　按照下列要求制定飞艇燃油系统的主要技术指标：

　　a) 飞艇最大载油量及典型的加油情况;

　　b) 燃油系统特定或附加功能的项目，以及主要设计指标;

　　c) 燃油系统的典型任务剖面;

　　d) 燃油系统的极限使用条件;

　　e) 燃油消耗过程中允许的重心变化范围;

　　f) 低油面警告油量;

　　g) 不可用油量指标;

　　h) 重量和能源的分配指标。

　　3.3.2 供油性能

　　燃油系统应保证飞艇在地面和各种飞行条件下向发动机和辅助动力装置可靠有效地供油，在发动机和飞艇工作包线内不应限制飞艇的性能或给发动机和辅助动力装置的工作带来不利影响。

　　3.3.3 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，飞艇的重心位置在所要求的范围内。

　　3.3.4 压力

　　燃油系统的压力应保证足够的安全裕度，防止由于偶然损伤、压力、冲击、疲劳或极端工作条件而引起的渗漏、破碎、裂纹或损伤。

　　设计燃油系统及附件时，应规定工作压力、检验压力和极限压力。燃油系统的工作压力应按工程分析的最大工作压力确定。除燃油箱外，其他系统的检验压力应为最大工作压力的 1.33 倍，极限压力为最大工作压力的 2.0 倍。

　　3.4 燃油

　　应规定飞艇使用的基本燃油。使用的基本燃油应与发动机和辅助动力装置型号规范中所规定的燃油相一致。燃油系统及其附件的性能应按照基本燃油进行设计和校验。经常大量使用的燃油应确定为基本燃油，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而引起的性能降低或需要有特殊的维护工作以及有其他使用要求时，均应予以明确规定。

　　3.5 燃油排放

　　装有燃油箱、燃油管路和附件的气室或隔舱， 应有排除漏油的措施，将所有的正常漏油排泄到艇外的安全区域。

　　3.6 油箱壁及气囊开孔

　　穿过油箱壁或气囊的所有燃油管、软管或电缆应采用密封式连接件。

　　3.7 材料

　　3.7.1 金属材料

　　金属材料要求如下：

　　a) 金属应是耐腐蚀的，经过处理后能够经受由于燃油、盐雾、潮湿及大气条件下引起的腐蚀， 能承受在运输、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，在无法避免时，接触部位应进行表面处理;

　　c) 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，与燃油接触的镀铬

　　紧固件表面应进行耐油处理。

　　3.7.2 非金属材料

　　非金属材料要求如下：

　　a) 非金属材料应具有足够的抗老化性能;

　　b) 与燃油或燃油蒸汽接触的非金属材料，如密封件、密封胶和软油箱等应具备足够的耐油性能。

　　3.7.3 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。

　　3.8 电磁兼容性

　　燃油系统电气附件的电磁干扰应符合 HB 5940 的规定，其所在分系统也应满足飞艇系统电磁兼容性的要求。

　　3.9 安全性

　　3.9.1 故障

　　燃油系统或向燃油系统提供动力的任何其他分系统的附件，其单个故障不应影响完成规定的飞行任务;双重故障不应造成关键性的故障或影响飞艇返航。

　　3.9.2 燃油系统防火

　　凡燃油和油气可能渗漏的区域，必须有措施尽量减少燃油和油气点燃的概率以及避免万一点燃后的危险后果。飞艇燃油系统防火应符合 AC-21-AA-2009-09R1 中 4.40 的规定。动力装置舱内的飞艇燃油管路及配件应是耐火的。除供油管路外的所有燃油管路， 均不应通过短舱或动力装置舱。对于必须穿过乘员舱或货舱燃油管路，其接头数量应减至最少，并且这些接头应设有套筒及放沉淀装置。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。电气设备和电缆一般应与燃油系统隔开，减少泄露燃油或燃油油气与电气设备和电缆接触的可能性。高能量电缆一般不应进入燃油箱。

　　3.9.3 闪电和静电

　　燃油系统设计应能防止雷电或静电放电引起的失火和爆炸危险。飞艇燃油系统电搭接应符合HB 8451 的规定。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。

　　3.9.4 电气故障和可爆环境

　　所有燃油系统附件都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而不会导致壳体损坏。电气短路或内部爆炸不应点燃附件周围的易爆混合气。

　　3.9.5 部件温度

　　燃油箱内的附件、油箱壁或进入油箱内的气体介质温度应低于燃油的自燃温度。

　　3.9.6 燃油系统部件防护

　　应对发动机舱或吊舱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，造成

　　损坏而漏出足以引起着火危险的燃油。

　　3.10 可靠性

　　燃油系统及附件应采用成熟、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。燃油系统及附件的可靠性应满足整个飞艇系统的可靠性指标要求。

　　3.11 维修性

　　燃油系统及附件的维修性应满足整个飞艇系统的维修性指标要求，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、燃油箱或飞艇重要结构件， 使用机械工具箱内的常规工具就能对燃油系统部件进行检查、调整和更换。

　　b) 所有燃油系统管路均应按 HB 5653 和 HB 5654 的规定进行标记。在燃油箱内的燃油管路标记不应破碎、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能力的附件，应提供定期检查其功能的方法，通过地面检查来确定附件的工作能力。当附件的正确定位对飞行安全至关重要时，应有位置指示装置。该装置应指示被控零件的实际位置，而与控制装置的位置或原动力作用无关。

　　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，以便对油箱内部及其零、附件进行检查、清洗和修理。

　　3.12 防差错措施

　　燃油系统导管和附件的设计应便于连接，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。燃油箱口盖应满足防差错设计要求。

　　3.13 互换性

　　具有相同图号的零件在功能和尺寸方面应做到互换。具有相同图号的系统附件应能直接互换， 安装之前不需要进行调整或标定。

　　3.14 燃油附件的标准化

　　燃油系统应采用标准化的口盖、加油口、放油口、排放塞、压力加油接头、管路接头、软管组件等。

　　3.15 环境适应性

　　燃油系统应能在下列环境条件下正常工作：

　　a) 温度-高度;

　　b) 温度变化;

　　c) 振动;

　　d) 加速度;

　　e) 冲击;

　　f) 湿热;

　　g) 淋雨;

　　h) 砂尘;

　　i) 霉菌;

　　j) 盐雾。

　　上述环境条件的具体要求应在飞艇型号规范中进行规定。

　　3.16 接口关系

　　燃油系统与飞艇、发动机和辅助动力装置、其他系统以及外部设备的接口应符合 HB/Z 146-1989

　　中 4.3 的规定。

　　4 详细要求

　　4.1 供油和输油

　　4.1.1 供输油流量

　　供输油流量要求如下：

　　a) 重力供油系统(主供油和备用供油)的燃油流量，应不小于发动机在批准的最大起飞功率状态下要求燃油流量的 150%。

　　b) 每台活塞式发动机的泵供油系统(主供油和备用供油系统)的燃油流量，应不小于发动机在批准的最大起飞功率状态下要求燃油流量的 125%。对于每个主燃油泵和应急泵， 都应具备上述流量要求。对于每个手摇泵，每分钟应不超过 60 个循环(120 个单行程)的条件下达到该流量要求。

　　c) 在各种预定运行条件下和机动飞行中，每台涡桨发动机燃油系统应至少提供发动机所需燃油量的 100%。

　　d) 从输油箱输油至供油箱，其输油能力应大于等于发动机最大连续功率下的供油流量，当输油流量不够且不造成低油面警告的情况下可允许供油箱参与消耗或其他输油箱参与补充燃油。向大主油箱输油的小辅助油箱，可以采用较低的燃油流量，只要设有一个合适的标牌，注明在主油箱用到某一预定燃油量之前辅助油箱不得向主油箱输油。

　　4.1.2 供油独立性

　　在多发动机的飞艇上，每台发动机应提供一个独立的供油系统。当切断任意一台发动机(或数台发动机)供油时，应不影响其他各台发动机的工作。

　　4.1.3 交叉供油

　　如有交叉供油的多台发动机飞艇，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。

　　4.1.4 抽吸供油

　　供油系统设计应考虑在供油泵失效的情况下，依靠发动机增压泵的抽吸能力，消耗供油箱内的全部可用燃油。在飞艇升限范围内，抽吸供油时发动机的工作状态为最大连续功率。

　　4.1.5 热气候条件下的供油

　　在飞艇型号规范要求的所有临界运行条件下，且燃油温度应至少为 43℃时，飞艇的每套燃油系统均不得发生气塞或其他不正常现象。

　　4.1.6 高含水量燃油在结冰条件下的供油

　　燃油系统在临界结冰条件下，使用未添加防冰剂的燃油时应能在整个供油流量和压力范围内持续工作。

　　4.1.7 不可用油量

　　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。

　　4.1.8 燃油输送和管理

　　在正常飞行条件下，输油系统应能保证燃油能自动地输送至供油箱，而不应要求飞行员或地面操作人员对控制程序、重心控制以及油泵的工作有任何操作。

　　4.1.9 供油切断能力

　　每台发动机的供油管路上，在燃油泵流入发动机舱之前，均应设有燃油切断阀。燃油切断阀应靠近发动机，但不能位于发动机舱内。燃油切断阀在地面和空中均能可靠的关闭和打开。燃油切断阀关闭后不应有危险量的燃油排入发动机舱，即排入发动机舱的燃油量一般不应超过 0.947L(如果表明是安全的，也可超过此油量)。

　　4.1.10 燃油污染

　　为防止燃油污染对燃油系统及发动机产生有害影响，除要求系统附件应符合 HB 8453-2014 中

　　4.8.5 规定的抗燃油污染能力外，还应严格控制燃油污染度。当加油时燃油应经加油车或地面加油设备充分过滤，应对加入到飞艇的燃油进行严格检查，保证加入燃油箱中燃油的固体颗粒含量少于0.26mg/L，游离水含量少于 15ppm，杂质的最大颗粒为 5μm。飞艇燃油系统的污染度指标应满足发动机型号规范的规定。

　　4.2 燃油箱

　　4.2.1 燃油箱结构

　　燃油箱的要求如下：

　　a) 燃油箱必须能够承受运行过程中可能遇到的振动、惯性、油液及结构的载荷而不被损坏。

　　b) 整体油箱应易于内部检查和修理，整体油箱的结构应按照飞艇型号规范的要求，并按 HB 7252进行设计、制造和试验。

　　c) 软油箱应是可接受的类型，应根据特定用途选用合适的软油箱材料。软油箱的设计、试验和安装应符合 HB 8521 的规定。

　　4.2.2 燃油箱耐压性

　　每个燃油箱应能承受 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.16 a)规定的压力而不损坏或漏油。

　　4.2.3 燃油箱耐振动和晃动

　　燃油箱的耐振动和晃动要求如下：

　　a) 每个具有大的无支承(或无加强)平面的金属油箱，应能够经受 5.2.2.2 规定的试验而无漏油、漏气或油箱壁过度变形;

　　b) 如果整体油箱所采用的构造和密封方法未经试验验证或使用经验证明是合适的，则该油箱应按

　　5.2.2.2 的规定进行振动试验;

　　c) 除了已经具有成功使用经验的相似安装的同类软油箱外，软油箱应能经受 5.2.2.2 的规定试验而无漏油或漏气。

　　4.2.4 燃油箱安装

　　燃油箱的安装应符合 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.17 的规定。

　　4.2.5 燃油箱的膨胀空间

　　每个燃油箱应具有不少于 2%燃油箱容积的膨胀空间。在飞艇处于正常地面系泊姿态时， 不应由于疏忽而使所加燃油占用膨胀空间。燃油箱通气管不能作为膨胀空间的一部分。当两个或两个以上的燃油

　　箱彼此连通组成一个油箱组时，其膨胀空间可设在这些油箱中的一个油箱内。

　　4.2.6 燃油箱沉淀槽

　　每个燃油箱均应有可排放的沉淀槽，供聚集沉淀物和水份。当飞艇在正常地面和飞行姿态时， 其有效容积应不小于油箱容积的 0.10%或 0.24L(两者中取大值)。在飞艇处于地面姿态时，沉淀槽应位于油箱最低处，各燃油箱应使任何危险量的沉淀物和水从该燃油箱所有部位排入其沉淀槽。燃油箱沉淀槽的放液嘴应在燃油损失较小的情况下能放出全部聚集的沉淀物和水份，其放液嘴应符合 4.7.5 的规定。

　　4.2.7 燃油箱加油口接头

　　燃油箱加油口接头要求如下：

　　a) 应在燃油加油口盖上或其近旁做出标记如下：

　　1) “燃油”字样;

　　2) 最低燃油牌号(对于活塞发动机);

　　3) 许用燃油牌号(对于涡桨发动机);

　　4) 压力加油系统的最大许用加油压力和最大许用抽油压力。

　　b) 每个加油口应能防止溢出的燃油流入油箱舱，或流入燃油箱外飞艇的任何部位。

　　c) 每个主加油口的加油口盖应有耐燃油密封装置。但是燃油加油口盖可以有用于通气或作为量油计穿过口盖的通路，只要水份不能进入燃油箱即可。

　　4.2.8 燃油箱出油口

　　燃油箱出油口要求如下：

　　a) 燃油箱出油口或增压泵都应装有符合下列规定的燃油滤网：

　　1) 对于活塞发动机飞艇，该滤网为 8 目～16 目;

　　2) 对于涡桨发动机飞艇，该滤网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。

　　b) 每个燃油箱出油口滤网的有效流通面积应至少为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。

　　4.3 燃油箱通气和增压

　　燃油箱通气和增压系统的设计、安装和试验应符合和 HB 7585 的规定。燃油箱通气系统应满足下列要求：

　　a) 每个燃油箱应从膨胀空间顶部通气，应至少设置两个通气口。此外，还应满足下列要求：

　　1) 每个通气口的位置和构造应使冰或其他外来物堵塞的概率减至最小;

　　2) 每个通气口的构造应能防止正常运行时产生燃油虹吸和溢油;

　　3) 通气量应能够迅速地消除油箱内外的过大压差;

　　4) 对于出口互相连通的油箱，其膨胀空间应连通;

　　5) 飞艇处于地面姿态或正常飞行姿态时，通气管路中不应有会积水而不能排放的部位，否则应具有排放设施;

　　6) 通气管或排放设施的出口不应位于排出的燃油和油气会引起着火危险或可能进入载人舱之处。

　　b) 每个具有蒸汽消除接头的汽化器和每个使用蒸汽返回装置的燃油喷射发动机，应有单独的排放管路将蒸汽引回到某一燃油箱内。如果装有多个燃油箱， 以及由于某种理由必须按一定顺序使用各燃油箱时，除非这些油箱的相对容量表明将蒸汽引回到其他油箱更为可取，否则应将蒸汽排放管路引至首先使用的燃油箱。

　　4.4 燃油测量和管理

　　4.4.1 燃油量测量

　　所有油箱的燃油均应可连续测量。油量测量精度和姿态范围应符合飞艇型号规范的要求。

　　4.4.2 燃油量指示

　　总燃油量和每个供油箱的油量应采用单独的可以连续读数的指示器进行指示。其他油箱可以用几个指示器或带有转换装置的一个指示器进行指示。当使用转换装置时， 获得一个读数所需要的时间不应大于 5s。

　　油量指示的基准零点应是燃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。

　　若任一油箱的不可用油量超过油箱容量的 5%或 3.8L(取大者)，应提供可用油量零点以下的油量指示。

　　4.4.3 状态监测和告警

　　状态监测和告警要求如下：

　　a) 应监测燃油系统的主要工作状态，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。

　　b) 飞艇燃油系统应在每个供油箱内设置一个独立于燃油测量系统的低油面警告装置。对于单人操作的飞艇，其警告应是视觉和声响两者兼有。低油面警告油量应符合飞艇型号规范的要求。

　　c) 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。

　　d) 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污染。

　　e) 当燃油温度对燃油系统及发动机工作将产生影响时，则应设置燃油温度指示装置。

　　f) 当燃油重心的变化会显著影响飞艇的性能时，应设置燃油重心指示器或能使空勤人员对重心位置有清晰概念的燃油量指示器。

　　g) 燃油系统应能提供以下的状态监测和告警功能：

　　1) 供油箱燃油量低告警;

　　2) 全艇总燃油量低告警;

　　3) 发动机入口供油压力低告警;

　　4) 供油泵出口压力低指示;

　　5) 燃油滤堵塞告警;

　　6) 燃油温度指示和低温告警。

　　4.5 地面加油和放油

　　4.5.1 重力加油

　　重力加油要求如下：

　　a) 飞艇应具备重力加油能力。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艇，应使重力加油时间不超过 10min。

　　b) 重力加油口应采用快卸口盖，其设计应符合 HB 6756 的规定。快卸口盖应能防止燃油流至油箱外。每个加油口的加油口盖应有耐燃油密封装置。对于能够明显积存燃油的凹型加油口接口，应设置放液嘴，其排放液能够避开飞艇的各个部位。

　　c) 飞艇上应设置一个将重力加油油枪和飞艇进行电搭接的插座。该插座距重力加油口不大于1000mm，距燃油箱通气口和重力加油口不小于 300mm。

　　4.5.2 压力加油

　　压力加油要求如下：

　　a) 飞艇燃油容积大于或等于 2300L 时，应配置压力加油系统。

　　b) 加油时间应满足飞艇起飞准备所提出的要求以及与之匹配的加油设备的能力。应根据加油时间要求和加油设备的能力设计加油管路并配置合适的加油接头数量。加油管路设计应使所有油箱在理论上同时达到满油位置，并满足加油和地面放油的流量要求。

　　c) 飞艇在正常地面系泊姿态，采用正常加油条件下应达到最大加油容量。

　　d) 燃油系统中直到油箱为止的承受加油压力的各部分，其检验压力和极限压力应符合 3.3.4 的规定。加油油面控制阀在任意关闭情况下，加油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总管的压力。

　　e) 飞艇进行加油和抽油操作人员(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。

　　f) 压力加油接头应符合 HB 8403-2014 中 3.5.5.1.6 的规定，并考虑到与加油同时进行的其他维护工作，使加油管拆卸方便。

　　g) 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。

　　h) 应装有加油自动切断装置，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。每次在对各油箱加油前，应检查切断装置工作是否正常。当切断装置故障而未能在预定的油面停止加油时，应有指示。切断装置失效后，应有防止燃油系统损坏的措施。

　　i) 应采取以下措施，防止加油时发生静电起火：

　　1) 全部燃油附件和管路应良好电搭接并接地;

　　2) 管路流速不大于 9m/s;

　　3) 油箱入口流速不大于 3m/s，燃油应从底部进入油箱。

　　j) 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不大于 500mm，也不小于 120mm，距油箱通气口不小于 300mm。

　　4.5.3 地面放油

　　4.5.3.1 正常放油

　　正常放油应符合下列要求：

　　a) 应能放出全部燃油，飞艇的放油时间应根据飞行任务和燃油系统维护工作的需要加以确定。放油可以利用飞艇上的输油泵、供油泵与地面放油设备连在一起进行。

　　b) 对于大载油量的飞艇，每个放油接头处的抽油流量一般按 750L/min 进行设计。对于小载油量的飞艇，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限制。地面放油时， 如没有电源使飞艇油泵工作，则应借助于抽油设备进行抽油。抽油压力一般小于 0.021MPa。

　　4.5.3.2 故障情况下放油

　　设计燃油系统时，应考虑系统在任一单项故障时应能放掉每个油箱的燃油。

　　4.6 空中应急放油

　　如飞艇安装空中应急放油系统，应符合 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.30 的规定。

　　4.7 燃油系统附件

　　4.7.1 附件设计准则

　　燃油系统附件应符合 HB 8453-2014 的规定。除非有特别的限制，在燃油系统设计时应满足附件规范的要求。

　　4.7.2 燃油泵

　　燃油泵应符合 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.24 的规定。主油泵泵出的燃油流量和压力， 应在飞艇各种可能运行的条件下均能满足发动机和辅助动力装置的要求。对于每台正排量式主油泵， 均应有旁路通油措施。应急泵应能在任一台主油泵失效时，立即代替主油泵向发动机供油。

　　4.7.3 燃油阀和燃油控制器

　　燃油阀和燃油控制器应符合 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.27 的规定。

　　4.7.4 燃油滤网和燃油滤

　　燃油箱出油口与燃油计量装置入口或与发动机传动的正排量泵入口(取距燃油箱出口较近者)之间，应设置燃油滤网或燃油滤。该滤网或燃油滤应满足下列要求：

　　a) 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;

　　b) 应便于放液和清洗，其设计应不须排放系统中的燃油即可更换滤网或燃油滤;

　　c) 具有沉淀槽和放液嘴，如果滤网或油滤易于拆卸进行放液，则不必设置放液嘴;

　　d) 安装时应使重量不应由与其相连的导管或其本身的入口(或出口)接头承受，除非导管和接头在所有荷载情况下均有足够的强度余量。

　　4.7.5 燃油系统放液嘴

　　燃油系统的放液应用滤网和油箱沉淀槽的放液嘴来完成，使飞艇处于正常地面姿态时能够放出整个系统内的油液。每个放液嘴应满足下列要求：

　　a) 放液时避开飞艇的各个部位;

　　b) 有手动或自动的机构，使之可靠地锁定在关闭位置;

　　c) 有便于接近的放油阀门，并易于打开和关闭;阀门位置或其防护措施应能在起落架收起着陆时防止燃油喷溅。

　　4.7.6 燃油系统导管和接头

　　燃油系统导管和接头要求如下：

　　a) 每根燃油导管的安装和支承，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，燃油系统导管及其安装应符合 HB 6483 的规定;

　　b) 可能有相对运动的飞艇部件之间相连的燃油导管应采用柔性连接;

　　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) 软管应是经过批准的或应表明适合于该特定使用情况的;

　　e) 不耐高温的软管，不得用于在运行中或发动机停车后温度过高的部位;

　　f) 在火区内和易受发动机着火影响的区域内的燃油导管接头和组件应是耐火的;

　　g) 穿过载人舱、货舱的燃油导管应采用管套式导管加以保护。

　　5 验证

　　5.1 验证分类

　　5.1.1 试验室试验

　　通过燃油系统附件(含分系统)试验、地面模拟试验，验证燃油系统与本标准第 4 章相应要求的一致性。

　　5.1.2 艇上地面试验

　　通过艇上地面试验，验证燃油系统与本标准第 4 章相应要求的一致性。

　　5.1.3 飞行试验

　　通过飞行试验，验证燃油系统与本标准第 4 章相应要求的一致性。飞行试验应在艇上地面试验验证合格后方可进行。

　　5.2 验证要求

　　5.2.1 供油和输油验证

　　5.2.1.1 燃油流量验证

　　每台发动机供油系统的燃油流量性能应通过试验室试验、艇上地面试验及飞行试验进行验证， 输油流量应通过分析和地面模拟试验验证，并应符合 4.1.1 的要求。试验应在最小加油量情况下进行， 同时对应急状态下由应急燃油泵代替主泵工作时的供油流量也需进行验证。如果供油管路上装有涡轮流量计，则应模拟流量计故障状态，此时燃油经过停止工作的流量计或其旁路，但其供油压力和流量应满足发动机要求。

　　5.2.1.2 供油独立性验证

　　发动机供油独立性应通过试验室试验和艇上地面试验进行验证，并应符合 4.1.2 的要求。

　　5.2.1.3 交叉供油验证

　　发动机供油系统交叉供油能力应通过试验室试验、艇上地面试验和飞行试验进行验证，并应符合

　　4.1.3 的要求。

　　5.2.1.4 抽吸供油验证

　　抽吸供油应通过试验室试验、艇上地面试验和飞行试验进行验证， 以确定飞机在供油箱燃油泵失效时，发动机以最大连续状态工作下，飞艇所能达到的最大爬升高度以及最大平飞高度，并应符合 4.1.4的要求。

　　5.2.1.5 热气候条件下的供油验证

　　热气候条件下的供油能力应通过飞行试验进行验证， 也可通过试验室试验进行验证，并应符合

　　4.1.5 的要求。

　　5.2.1.6 高含水量燃油在结冰条件下的供油验证

　　高含水量燃油在结冰条件下的供油能力应通过试验室试验、艇上地面试验或飞行试验进行验证， 并符合 4.1.6 的要求。燃油系统结冰试验应符合 HB 8504 的规定。当发动机装有燃油热交换器对燃油加温时，飞艇燃油系统可不进行该项试验，但发动机型号合格证应含有适航当局对本条的认可。

　　5.2.1.7 不可用油量验证

　　不可用燃油量应通过试验室试验进行验证，并应符合 4.1.7 的要求。

　　5.2.1.8 燃油输送和管理验证

　　燃油输送和管理应通过艇上地面试验和飞行试验验证，并应符合 4.1.8 的要求。

　　5.2.1.9 供油切断能力验证

　　供油切断能力应通过艇上地面试验进行验证，并应符合 4.1.9 的要求。

　　5.2.1.10 燃油污染验证

　　燃油污染应通过试验室试验验证，并应符合 4.1.10 的要求。

　　5.2.2 燃油箱验证

　　5.2.2.1 燃油箱耐压性验证

　　燃油箱应通过耐压试验验证。燃油箱耐压试验应符合 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.16 a)的规定。

　　5.2.2.2 燃油箱耐振动和晃动验证

　　燃油箱应通过振动和晃动试验验证。燃油箱耐振动和晃动试验应符合 AC-21-AA-2009-09R1中 5.16 b)、c)及 d)的规定。

　　5.2.2.3 燃油箱膨胀空间验证

　　在地面正常系泊姿态下，将试验油箱正常加满燃油，再添加经过计量的燃油直至将油箱通气管口为止。此时，经计量的添加油量即为膨胀空间的容积，并应符合 4.2.5 的要求。

　　5.2.2.4 燃油箱沉淀槽验证

　　燃油箱沉淀槽的容积应采用艇上地面试验的方法进行验证。即在地面正常系泊姿态下， 将油箱内的燃油全部放出，然后测量从集液槽放出的油量，该油量即为集液槽的容积，并应符合 4.2.6 的要求。

　　5.2.3 燃油箱通气和增压验证

　　燃油箱通气和增压系统应通过试验室试验和飞行试验进行验证，并应符合 4.3 的要求。

　　5.2.4 燃油测量和管理验证

　　油量测量精度和姿态范围应通过试验室试验和艇上地面试验进行验证，并应符合 4.4 的要求。

　　5.2.5 地面加油和放油验证

　　5.2.5.1 重力加油验证

　　重力加油应通过艇上地面试验进行验证，并应符合 4.5.1 的要求。

　　5.2.5.2 压力加油验证

　　压力加油系统应通过试验室试验、艇上地面试验进行验证，并应符合 4.5.2 的要求。

　　5.2.5.3 地面放油验证

　　地面放油应通过艇上地面试验进行验证，并应符合 4.5.3 的要求。

　　5.2.6 空中应急放油验证

　　空中应急放油系统应通过试验室试验、飞行试验进行验证，并应符合 4.6 的要求。

　　5.2.7 燃油系统附件验证

　　燃油系统附件应通过试验室试验、艇上地面试验和飞行试验进行验证，并应符合 4.7 的要求。