ICS 49.080 V 38
HB 8664-2022
民用飞机刹车防滑系统通用要求
General requirements of braking antiskid system for civil aircraft
2022-04-24 发布 2022-10-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1.1-2009《标准化工作导则第 1 部分：标准的结构和编写》给出的规则起草。本标准由中国航空工业集团有限公司提出。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：航空工业第一飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所、西北工业大学。
本标准主要起草人：刘泽华、徐鹏国、陆继翔、李振水、魏张斌、秦成、贾爱绒、李胜军、谢彦。
民用飞机刹车防滑系统通用要求
1 范围
本标准规定了飞机刹车防滑系统的一般要求、详细要求和验证要求。
本标准适用于民用飞机用液压驱动的刹车防滑系统的研制，其他飞机可参考使用。
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。
HB 6761 飞机机轮刹车系统设计要求
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 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 20205 航空产品标识代码编制规则
CCAR-25-R4 中国民用航空规章第 25 部运输类飞机适航标准
RTCA/DO-160G 机载设备环境条件和试验程序(Environmental conditions and test procedures for airborne equipment)
RTCA/DO-178C 机载系统和设备合格审定中的软件考虑(Software considerations in airborne systems and equipment certification)
RTCA/DO-254 机载电子硬件的设计保证指南(Design assurance guidance for airborne electronic hardware)
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本标准。
3.1
刹车系统 braking system
对机轮实施刹车控制而为飞机提供减速度的系统。通常包括但不限于以下附件： 刹车阀或刹车指令传感器、差动阀、节流活门、定量器、刹车控制装置及伺服阀等。
3.2
刹车防滑系统 braking antiskid system
通过对飞机机轮实施刹车和滑动控制而使飞机减速并提供防滑保护的系统，由机轮刹车系统和防滑控制系统组成。
3.3
防滑控制系统 antiskid control system
对机轮实施滑动控制而给飞机提供防滑保护的系统。通常包括但不限于以下附件：机轮速度传感器、电磁阀、伺服阀及防滑控制单元等。
3.4
电传刹车系统 brake-by-wire (BBW)system
飞行员的刹车踏板指令通过电气传感器感知相应的电气信号并用来进行机轮刹车控制。
4 一般要求
4.1 组成
民用飞机刹车防滑系统一般包括但不限于以下组成部分：正常刹车、防滑控制、备用(应急)刹车、停机刹车、起落架收起止转刹车、自动刹车、机轮温度监控和轮胎压力监控等。
4.2 功能
系统应具备下列功能：
a) 在规定的飞机刹车环境下，通过人工控制或自动控制给机轮施加刹车压力，使机轮减速并安全地刹住飞机;
b) 在防滑控制有效的速度范围内，系统既能适时地施加和解除机轮刹车压力以有效地制动飞机，又能防止机轮进入深滑动状态，且不发生机轮刹死的情况;
c) 起落架收起时能使机轮停止转动;
d) 飞机地面辅助方向控制(差动刹车辅助);
e) 飞机地面停放时刹住机轮，防止机轮滚转导致飞机移动。
此外根据用户需求，刹车防滑系统还具有机轮温度监控和轮胎压力监控等功能。
4.3 重量
系统重量应满足飞机重量的限制要求，并符合专用规范的规定。
4.4 外观质量
系统外观不应有龟裂、腐蚀和变形等缺陷，表面平整，保护层色调均匀。
4.5 标志和代号
标志和代号应符合 HB 20205 的规定，清晰正确无误。铭牌、标识应牢靠固定或直接加工在产品本体的明显位置，不得使用不干胶纸制作铭牌，标识内容应包括：型号、产品编号(含产品出厂年号、产品批次号或顺序码)及制造厂名称等，格式、尺寸和字体，并应符合专用规范的规定。
5 详细要求
5.1 系统详细功能
5.1.1 正常刹车
应具有在规定的飞机运营环境、在规定的跑道道面状态和不同的飞机构型下， 对运动的机轮施加刹车压力，使飞机减速直至停止的功能，且应能根据机轮的滑动状态适时地解除机轮刹车压力，防止机轮进入深滑动状态。
5.1.2 备用刹车(应急刹车)
备用刹车功能如下：
备用刹车子系统应完全与正常刹车系统隔开。
备用刹车子系统的设计应便于使用、维护和检查， 还应防止正常刹车系统的介质混入应急刹车系统的任何元件中，以免妨碍刹车系统转入备用状态。
5.1.3 自动刹车子系统
刹车防滑系统中自动刹车系统的设计应符合飞机自动刹车系统设计的要求。
5.1.4 起落架收起止转刹车
飞机起落架收起时，刹车防滑系统应使刹车机轮进入轮舱前在规定的时间内完全停止，并在起落架收起到位后松开刹车。当起落架在锁定状态或运动过程中， 收起止转刹车都不应对起落架带来不利的作用力。
5.1.5 停机刹车
所有飞机都应具有停机刹车子系统，在飞机各种停放条件下，停机刹车应能使飞机安全刹停。当施加停机刹车后，应有指示灯或等效装置显示停机状态。当停机刹车没有完全释放时， 驾驶舱中必须有提示。
5.1.6 差动刹车
应能对飞机左、右机轮(或机轮组)施加不同的刹车压力，辅助飞机在地面进行方向控制。
5.1.7 防滑控制
防滑控制应时刻检测飞机在地面刹车过程中机轮的滑动状态，并依据机轮的滑动状态控制施加给机轮的刹车压力，防止机轮出现深滑动。
防滑控制出现故障时，不应影响正常刹车功能。
5.1.8 接地保护
飞机接地前或虽已着陆而主轮还未充分起转时，刹车防滑系统应能防止对机轮施加刹车压力。只要所有主轮达到稳定转动状态，就应能对机轮施加刹车压力。在选择接地保护时，应避免引发其他故障。
5.1.9 轮间保护
刹车防滑系统应具有成对机轮的轮间保护功能，当成对机轮中低速轮转速明显低于配对机轮转速且差值超过规定的门限时，应能立即全部或部分地释放该机轮的刹车压力，直到两机轮速度差低于规定的门限值。
轮间保护不应影响飞机地面滑行时的差动刹车能力。
轮间保护的门限值一般可设置为：成对保护的两个机轮的轮速差与最高轮轮速之比为 30%。
5.1.10 滑水保护
当飞机在积水跑道着陆，机轮转速与飞机地速的差值超过规定的门限值时，刹车防滑系统应释放机轮的刹车压力。
飞机地速信号一般来自于飞机惯性基准系统。
5.1.11 轮胎压力监控
刹车防滑系统中可以综合有轮胎压力监控系统。刹车防滑系统中轮胎压力监控系统的设计应符合相关专用规范要求。
5.1.12 机轮温度监控
刹车防滑系统中可以综合有机轮温度监控系统。刹车防滑系统中机轮温度监控系统的设计应符合相关专用规范要求。
5.2 设计与结构
5.2.1 系统及附件
系统应符合 HB 7117 的相关要求，附件及导管、连接件等应符合 HB 7471、HB 8460 和 HB 8461的规定。
5.2.2 电连接器
电连接器应选用符合相关标准规定的形式，宜选用能快速分离并具有锁紧防松类型的电连接器。电连接器应是耐环境型，并能满足刹车防滑系统使用环境的要求。
5.2.3 导线和电缆
导线和电缆的绝缘、电容、老化、抗应力、浸渍和弯曲等特性应符合相关标准的规定。
电连接线一般应采用绞合芯线的导线，只有在引线长度小于 150mm，且连接端相互不运动的场合，才允许使用实芯导线。
5.2.4 电子元器件
电子元器件应选用优选目录内元器件，且有可靠性指标。集成电路器件及分立元器件均应进行二次筛选，半导体器件应密封，不应使用塑料封装的半导体器件。
5.2.5 电路板组件
印制电路板材料选用、性能、标志及加工质量应符合相关专用规范的要求。
5.2.6 绝缘电阻
相互绝缘的零组件之间的绝缘电阻应符合相关规范的规定。
未连接可触及导电件的电路(电源开关置于断开位置)、电源输入端子(电源开关置于接通位置)、有绝缘要求的外部带电端子与机壳之间的绝缘电阻值在常规大气条件下应不小于 20MΩ , 并应符合相关规范的规定。
5.2.7 接地
电气和电子装置的电连接器中，应有一个用于壳体接地的接触件。壳体的所有导电表面均应实现良好结合或搭接，使得壳体接触件和壳体上任何一点的直流电阻符合相关规范的规定。
5.3 性能
5.3.1 正常刹车
正常刹车系统作用在刹车脚蹬上的初始操纵力、最大操纵力、刹车踏板初始位置、操纵行程和正常刹车响应时间应满足 HB 6761 的要求，并符合相关专用规范的要求。
5.3.2 备用刹车(应急刹车)
备用刹车应最大程度地提供与正常刹车相似的作动方式、相似的驾驶员力感和相似的刹车性能。
备用刹车在应急时，蓄压器应具有足够的能力提供至少 6 次不带防滑的全刹车(刹车踏板满行程并
松开)或者提供完全的防滑保护，假设刹车装置被调整到推荐间隙，则在推荐间隙下的最后一次刹车应提供轮胎和跑道间的最小结合系数为 0. 18。
手操纵刹车系统的刹车手柄力、手柄操纵行程应满足 HB 6761 的要求。
备用刹车在应急时所需液压油的体积应满足规定的减速度要求，并考虑到三次冷态刹车和七次热态刹车所需要的压力和排量。
5.3.3 停机刹车
停机刹车应能将规定重量、处于关车状态的飞机刹停在规定坡度跑道上， 且能保持规定的时间，并在此期间不能启动液压泵向系统供压，上述的规定重量、坡度和时间等条件应在专用规范中明确。
对于双发飞机，在一台发动机处于最大功率，另一台发动机处于地面最大慢车状态时，停机刹车应能保证飞机在干燥的有铺面的水平跑道上不滚动。
手操纵刹车系统的刹车手柄力、手柄操纵行程应满足 HB 6761 的要求。
停机刹车应有补偿预定泄漏和温度变化的装置，以便在发动机关车以及温度下降 20℃情况下至少保持停放刹车力矩的 75%达 1h 以上。温度比开始停放刹车时上升 20℃,不应导致刹车系统超压。
5.3.4 自动刹车
如果配置有自动刹车系统，则自动刹车应达到设定的减速率水平。
5.3.5 防滑控制
刹车防滑系统的防滑工作频度应远远避开起落架的纵向自振频率，不应由于刹车防滑系统的工作引起飞机动态不稳定、起落架走步和起落架振动等现象。
a) 刹车防滑系统在干跑道上的刹车效率应不低于 90%;
b) 刹车防滑系统在湿跑道上的刹车效率应不低于 80%;
c) 防滑失效速度一般应在 16km/h～30km/h 之间。
刹车防滑系统的刹车效率和防滑失效速度应符合相关专用规范的要求。
刹车效率的评定方法一般应采用阻力效率方法或滑移率方法。
5.4 故障检测及指示
5.4.1 机内自检测
系统应具有机内自检测能力，至少能够进行上电自检、周期自检和着陆前自检， 可以对系统中除纯粹机械附件外的其他附件进行故障检测，并将故障信息存储在系统的非易失性存储器中。
在滑行或停机期间进行系统检测时，应不影响刹车防滑系统的正常工作。
5.4.2 故障指示
在刹车防滑系统中发生可能危及飞机安全的故障时，系统应能向座舱提供光或声的故障指示，并应位于驾驶员视野范围内的显著部位。
5.4.3 故障存储
防滑刹车如果采用计算机控制，系统的故障信息应存储在非易失性存储器中，以便于在任何情况下系统的故障信息能够被地面维护人员所提取。故障信息应能定位到 LRU 级。
5.5 接口
系统及其附件需满足规定的机械、液压、电气及电子设备接口的要求。
5.6 环境适应性
5.6.1 自然环境
系统及其附件应符合 RTCA/DO-160G 中规定的相关要求，根据飞机的环境要求能承受专用规范规定的温度、高度、霉菌、盐雾、淋雨、湿热和砂尘等自然环境条件， 并在使用寿命期内能够正常工作。
5.6.2 机械环境
系统及其附件应符合 RTCA/DO-160G 中规定的相关要求，根据飞机的环境要求能在专用规范规定的振动、冲击、加速度和噪声等环境条件下，应保证系统能够正常工作。
5.6.3 电磁环境效应
5.6.3.1 电磁干扰防护
系统及其附件应符合 RTCA/DO-160G 中规定的相关要求，所属的电子/电气设备与控制装置的设计和安装应保证机上所有电子/电气设备与控制装置同时工作都不受电磁干扰和不利影响。
5.6.3.2 闪电防护
5.6.3.2.1 金属和非金属组件
系统应具有防止闪电引起的灾难性后果的如下保护措施：
a) 金属组件应设计成不致因闪击而危及飞机，或者金属组件合适地搭接到飞机机体上;
b) 非金属组件的设计使闪击的后果减至最小，或者非金属组件具有可接受的分流措施，能将产生的电流分流而不致危及飞机。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.581 的要求协调。
5.6.3.2.2 电子/电气设备
每一执行关键或重要功能的电子/电气设备的设计和安装，在飞机遭遇闪电环境时，应保证执行这些功能设备的工作与工作能力不受影响。
5.6.3.3 高强度辐射场防护
电子/电气设备的设计和安装应满足 CCAR25. 1317 的要求。
5.6.3.4 电搭接和防静电保护
电搭接和防静电保护的设计应使得造成人员电击受伤、点燃可燃蒸汽或者干扰安装的电子/电气设备的静电积聚最小。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25.899(a)的要求协调。
5.6.4 供电特性
系统及其附件应与飞机的供电特性兼容，任一故障或保护时不应导致飞机供电系统或其他系统故障：
a) 在飞机规定的供电特性条件下，系统及其附件应能正常工作，并在承受电压尖峰和瞬态、瞬变等，不发生任何故障;
b) 在符合规定的任何非正常供电条件下，用电设备一定不能被损坏或引起不安全的状态，并符合相关详细规范的规定;供电恢复正常后，用电设备应能恢复正常的工作性能。
5.7 可靠性
系统应遵循简化设计、优先选用成熟技术、防差错、余度设计、污染控制设计、保护设计、耐环境设计和人机工程设计等可靠性设计准则。
开展系统可靠性预计与分配等方法对系统可靠性设计进行评估，对发现的设计中的薄弱环节，采取改进或防护措施。
系统及其附件可靠性应满足型号专用规范的规定。
5.8 维修性
维修性设计应考虑以下原则：
a) 系统各部件在安装、使用、拆装及试验时具有良好的可达性;
b) 采用外场可更换单元和内场可更换单元的结构形式;
c) 采取防差错设计措施;
d) 产品拆装尽量采用标准工具，并减少工具的种类和规格，不用或少用专用工具。
系统维修性指标符合型号详细规范的规定。
5.9 测试性
5.9.1 通则
系统应具备状态监控、故障检测隔离和维护管理功能， 可将故障隔离到外场可更换单元(LRU)或模块，并符合相关详细规范的规定。
5.9.2 自检测
自检测应满足如下要求：
a) 自检测准备和测试操作，提供完整程序用以验证系统的完整性;
c) 用于自检测的硬件或软件的增加不影响系统的功能;
d) 故障监控应能存储连续的、间断的故障，且地面维护设备能将其读出;
e) 自检测能进行控制和评估;
f) 自检测时间、断电时间不大于 600ms。
5.9.3 故障检测率
系统上电、周期自检测，故障检测率不小于 90%，维护自检测率不小于 95%。
5.9.4 故障隔离率
故障隔离率一般应满足下列要求：
a) 自检测时，故障隔离到外场可更换单元的概率不小于 95%。检测设备检测时， 故障隔离到外场可更换单元的概率不小于 98%;
b) 启动自检测加检测设备检测，故障隔离到一个内场可更换单元(SRU)的概率至少为 85%，隔离到两个内场可更换单元的概率至少为 95%，隔离到三个外场可更换单元的概率为 100%。
5.9.5 虚警率
自检测和检测设备检测的虚警率不大于 2%。
5.10 保障性
系统应与保障需求协调一致。各种接口应标准化，尽量减少对保障资源需求。
系统的保障资源应符合型号详细规范的规定。
5.11 安全性
5.11.1 通则
在单独和与其他系统一同考虑的情况下，系统及其部件的设计应满足下列要求：
a) 妨碍飞机继续安全飞行与着陆的任何灾难性失效状态是极不可能的(失效概率不大于 1×10-9 )，单一故障不会导致灾难性的失效;
b) 极大降低飞机运行能力或安全裕度的任何危险失效状态是极微小的(失效概率不大于 1×10-7但大于 1×10-9);
c) 较大降低飞机运行能力或安全裕度的任何主要失效状态是微小的(失效概率不大于 1×10-5 但大于 1×10-7);
d) 较轻降低飞机运行能力或安全裕度的任何次要失效状态是可能的(失效概率不大于 1×10-5 )。
5.11.2 纠正措施
应提供告警，向机组之处系统的不安全工作情况并能使机组成员采取适当的纠正动作，系统、控制器件和有关的监控与告警装置的设计应尽量减少可能增加危险的机组失误。
注：本条要求与 CCAR-25-R4§25. 1309(c)的要求协调。
5.11.3 软、硬件
系统的软、硬件的研发应参照 RTCA/DO-178C 中 2.2 和 RTCA/DO-254 中第 2 章的规定，合理确定系统的软件危险等级和硬件设计的保证等级。
5.12 耐久性
系统及其附件应能在规定的工作环境下，在规定的寿命周期内正常工作，并应符合相关规范的规定。
5.13 互换性
同一型号的系统、附件及产品可拆卸零组件在功能和性能等方面应能互换。
5.14 运输性
系统及其附件应适应铁路、公路、航空和水路的运输条件， 不应松动、损坏， 并应符合相关规范的规定。
5.15 人机工程
系统操作和指示应简单、便于操作， 提供的操作空间和界面应舒适、适宜并易于观察， 操作错误的风险应减至最小，并符合相关专用规范的规定。
5.16 经济性
系统的研制应保证在整个飞机生命周期内的费效比最佳，并与飞机总的经济性要求相一致。
6 验证
6.1 概述
通过试验室、机上地面和飞行试验验证民用飞机刹车防滑系统是否满足功能、性能和环境适应性等要求。
应通过本标准规定的验证方法验证民用飞机刹车防滑系统满足本标准第 4 章、5 章规定的各项要求。常用的符合性方法根据实施符合性工作的形式分为四大类共 10 种方法，详见表 1。10 种符合性方
法可以单独使用，亦可以组合使用，这主要取决于要验证的适航条款内容。一般而言，涉及面广、比较重要的条款往往需要使用多种符合性方法来验证。
表 1 符合性方法表
通常 MC0 用符合性检查单来表明符合性的条款，MC1 用符合性说明报告来表明符合性的条款， MC2 用于需要进行分析/计算来表明符合性的条款，MC3 用于要求进行安全性分析的条款，MC4、MC5、 MC6、MC8 主要适用于需要进行试验来表明符合性的条款，MC7 适用于无具体测量方法规定的条款， MC9 一般用于装机设备(或材料)的符合性验证。一般选用原则如下：
a) 通过说明文件和试验都可以进行符合性验证时，优选说明性文件;
b) 通过试验室试验、地面试验、飞行试验都可以进行符合性验证时，优选实验室试验或地面试验;
c) 通过试验和检查都可以进行符合性验证时，优选检查;
d) 通过试验进行符合性验证时，优选能验证尽可能多的适航要求的试验方法。
6.2 试验室试验
6.2.1 计算机仿真试验
根据飞机对系统的要求以及系统方案，搭建系统数学模型，进行系统性能初步计算，验证系统方案和控制律设计的合理性。
6.2.2 半物理仿真试验
系统半物理仿真试验中，刹车指令传感器、电子控制单元可采用飞机上相应的配套产品， 飞机及刹车作动装置等可采用数学模型，建立虚拟视景系统，以刹车过程中主仿真机上输出的飞机运动姿态及航向速度等参数为输入，控制模拟飞行员所能看到的舱外虚拟视景播放速度，可根据需要实现各种环境下的视景播放。试验应覆盖飞机所有的实际工作条件及各种跑道状态，试验结果用于检验刹车人机功效、控制律设计对要求的满足情况。
6.2.3 惯性台试验
刹车系统惯性台动态模拟试验中，机轮、刹车装置与轮胎等系统之外的附件应采用飞机上相应的配套产品;系统所属各类附件应按飞机上的相互关系配置连接，液压管路长度及导管弯曲半径宜接近飞机
的实际情况;单个机轮承受的停机载荷、每套刹车装置所吸收的动能、开始刹车速度、刹车压力等试验参数应与飞机的真实工作参数相同，并应考虑不同的跑道表面状态。在条件允许的情况下， 宜模拟气动阻力所消耗的飞机动能及飞机升力对机轮载荷的影响。
试验应覆盖飞机所有的实际工作条件及各种跑道状态，试验结果应满足民用飞机刹车防滑系统控制律设计要求。
6.2.4 附件试验
系统附件功能、性能试验应满足相应要求， 除非另有规定，附件应进行环境适应性试验等，试验结果应满足相关详细规范的规定。
6.2.5 交联试验
系统应在综合试验台架上完成系统交联试验，以验证系统各部分接口交联关系的正确性、功能性能匹配性，试验结果应满足相关专用规范的规定。
6.3 机上地面试验
机上地面试验一般应包含测定刹车升降压时间试验、应急刹车试验、牵引刹车试验、起落架收上止转刹车压力试验、停机刹车压力试验、低电压试验、轮间保护试验和防滑刹车性能试验， 防滑刹车性能试验在有效速度范围内分别按载荷来进行试验，试验结果应满足相关专用规范的规定。
6.4 飞行试验
刹车防滑系统功能性能最终应通过飞机的飞行试验进行验证，包括正常刹车、备用刹车和防滑等功能，以表明飞机刹车防滑系统满足飞机的使用要求。
