【航空工业行业标准(HB)】 飞机Ⅰ、Ⅱ型液压系统设计、安装要求

中华人民共和国航空工业部部标准HB5949-86
飞机I、Ⅱ型液压系统
设计、安装要求
1986-04-14发布
中化臣座国态
1986-12-01实施
1．·技术要求··
1.1材料·
1.2设计总则
1.3：油液**
密封装置
1.4.1·圆截面橡胶圈密封装置·1.4.2
螺纹连接件的密封装置
保护圈·
液压系统摸拟器·
1.6系统设计一般要求
1.6.1油液温度极限·
极限气候条件
强度·
附加载荷·
加速度载荷·
1.6.4压力极限·
系统压力·
反压力
压力调节·
16:5~液压油箱·增压
液压油箱的自供增压·
1.6.6油液流速限制·
1.6.6.1油液流量影响
1.6.6.2加速度影响
1.6.7分系统的隔离
1.6.8地面试验用连接装置
1.6.8.1地面试验用接头
1.6.8.1.1液压油箱增压接头
1.6.8.1.2液压油箱加油接头
1.6.9混入空气的排除
1.6..9.1·系统中空气含量允许极限·…·1.6.10．液压泵·
1.6.10.1··应急液压泵·.·
发动机驱动的多台液压泵·
1.6.10.3泵的脉动
泵的逆转
泵的供油切断阀·
专用工具
系统的压力指示
系统低压警告灯，
1.6.13.2压力表地面检查
1.6.14油液取样阀
1.7通用液压系统设计，
定义·
1.7.2机轮刹车系统．
1.8通用液压系统的应急系统设计1.8.1
增升装置
1.8.3应急管路的排油和排气．
1.9飞行操纵液压系统设计
1.9.1.1助力飞行操纵液压系统.1.9.1.2
动力飞行操纵液压系统·
飞行操纵通用组合液压系统·
系统隔离··
液压动力源损坏
应急动力系统设计，
断开和旁路
系统间隔·
分系统压力·
液压动力源··
系统温度·
附件设计
标准附件·
·小孔
对飞机飞行很重要的作动装置
附件试验用油
附件安装设计
防止反向安装
蓄压器·
1.11.2.1蓄压器气腔压力测量·1.11.2.2蓄压器的可接近性·
·（11)
（10）
·（10）
（10）
（10）
：（10）
·(10)
.（10)
（11）
蓄压器维护注意事项
对气体的要求·
作动筒·
放油阀·
刹车阀·
单向阀
方向控制阀，
方向控制阀操纵手柄的安装
多控制阀系统·
控制阀的操纵·
电磁阀·
控制阀接线··
电液伺服阀·
对油滤的要求
飞机液压油滤
油滤位置·
压力管路
1.11.9.2.1
1.11.9.2.2
1.11.9.2.3
1.11.9.2.4
1.11.10.1
回油管路··
液压油箱娜油管路
泵壳体回油管路
液压顺序阀的油滤·
管接头：
可调方向的管接头
分流阀
流量调节阀…
保护装置·
缓冲器
人工作动泵·
1.11.15.1
1.11.15.2
1.11.15.3
人工作动泵吸油管路.·
人工作动泵的单向阀…
手摇泵手柄长度
1.11.16·性连接
1.11.16.1
1.11.16.2
1.11.16.3
1.11.16.4
1.11.16.5
1,11,18
软管组件……．
软管的支承
软管弯曲半径·…
软管的保护
软管伸长和收缩
液压油锁
液压马达
·（11）
.（11）
.（11)
·（11）
（11）
（11）
（11）
（11）
（12）
..(12）
-（12）
·（12）
·(12)
·(12）
.. (12)
（12）
....(12)
...(12)
.(12）)
（13)
·（13)
（13）
... (13)
（13）
..(13)
（13）
.（13）
·（13)
·（13)
（13)
（14）
.. 14)
：（14）
...（14）
...(14)
1.11.19变量和定量液压泵
1.11.19.1·电动机驱动的泵
1.11.20·压力调节器（卸荷阀）1.11.21··系统安全阀和热膨胀释压阀·1.11.21.1··系统安全阀·
1.11.21.2·热膨胀释压阀
1.11.22．液压油箱···
1..11.22.1·液压油箱位置
1.11.22.2液压油箱的通气·
1.11.22.3气体增压液压油箱
1.11.22.4·液压油箱增压空气水分消除装置1.11.22.5液压油箱液面指示
节流阀·
分离自封阀·
1.11.24.1
飞机机体分离面
转换阀
压力继电器
旋转接头
·导管
1.11.28..
1.11.28.1
1.11.28.2.
导管材料
导管的湾曲
1.11.28.3··小尺寸导管的安装有相对运动的接头之间的导管·…·1.11.28:4
1.11.28.5
1.11.28.6
1.11.28.7
直导管
易着火区的导管
导管的标识··
1.11.28.8·导管的支承
1.11.28.9
1.11.28.10
液压导管的敷·设
导管的扩口和装配·
管路安装设计
1.11.29.1·附件管路
排油管路·
1.11.29.2.
1.11.29.3
1.11.29.4
1.11.29.5
轻附件的安装
振动·
导管间隙·
1.11.29.6:1
1,11.29.7
防蚀·
1.11.29.8动力驱动泵的吸油管路2质量保证规定，
...(14)
·（15）
...(15)
..(15 )
·（·15）
：（15）
：（16）
（16)
·(16)
（16）
.（16）
（16）
：（16）
..(17)
(·17)
（17）
.（17）
（17）
（17）
.（17）
·（17）
（17）
：（17）
·（17 ）
：(18)
：（18）
：（18）
（19）
（19）
（19）
（19）
+（19)
：（19）
（19）
：（19）
2.1检验
2.1.1振动
2.1.2地面试验和飞行试验·
2.2零件和系统的清洗
2.2.1批生产飞机的液压系统污染度测试3资料完备性要求，
3.1设计定型前应编制的典型资料3.1.1www.bzxz.net
液压系统方案论证报告
液压系统原理图
液压系统设计报告
液压系统地面试验和飞行试验报告新研制液压附件的专用技术条件、全套图纸和试验报告液压系统模拟器设计论证报告
试用和生产定型阶段的资料
附录A
（19）
(19）
（19）
（20）
·（20）
·（20）
（20）
（20）
（21）
·（21）
·（21）
·（21）
（22）
(22）
（23）
中华人民共和国航空工业部部标准飞机I、型液压系统
设计、安装要求
HB5949-86
飞机液压系统应按规定的温度型别和压力级别设计。本标准规定了符合HB5948~86的I型和Ⅱ型温度型别，B级和D级压力级别的飞机液压系统设计和安装要求。系统工作温度范围规定为：
- 55'C～ +70℃
-55℃～+135℃
系统公称压力规定为
其主压力控制装置的断开压力名义值为10500kPa（105bar），其主压力控制装置的断开压力名义值为21000kPa（210bar）。本标准适用于飞机液压系统的研制及批生产。当系统的技术要求超出本标准时，则须在本标准的原则指导下制定专用技术条件。1技术要求
1.1材料
制造军用飞机液压系统所用的材料应是高质量的，能满足预定用途，并经国家鉴定合格的材料。所有的新材料均需进行充分的试验以证明符合使用要求。1.2设计总则
液压系统及其附件应设计成能在飞机结构允许的所有条件下正常工作。这些条件包括加速度、负加速度、零过载、负过载、飞机可能作出的任何飞行姿态、结构变形、振动或其他环境条件等引起的作用力或状态。如有可能，液压系统应这样布局，即由于作战或其他缘故损坏所引起的液压系统中任何两个会导致丧失油液或压力的故障，不致于造成全部丧失飞行操纵能力。液压系统应具有这样的生存力：对于固定翼飞机，正常起飞和着陆能提供足以满足《有人驾驶飞机飞行品质规范》①*规定的保证安全操纵的最低要求的能力，对于旋翼机，应提供足以返回预定着陆场地（包括舰上和陆上）的操纵能力。1.3油液
液压系统和有关地面设备应使用符合SY1181-76的YH-10、符合Q/SY11507-79的YH-12航空液压油或符合专用技术条件要求的其他航空液压油。1.4密封装置
HB/Z4-67应作为密封装置的设计和计算的指导性文件。1.4.1圆截面橡胶圈密封装置
圆截面橡胶圈密封装置应符合HB4-56-76、HB4-57-76或满足使用要求的其他标准。*见附求4，文均[。
航空工业部1986-04-14发布
1986-12-01实施
1.4.2螺纹连接件的密封装置
HB5949-86
螺纹连接件的密封装置应符合HB4-59-76或满足使用要求的其他标准。1.4.3保护圈
圆截面橡胶圈密封装置的保护圈应符合HB4-58~76或满足使用要求的其他标准。1.5液压系统模拟器
为确定系统的性能必须建造液压系统模拟器。其布局必须模拟系统的全部功能、飞行载荷和飞行力。在系统的研制阶段试验时，可采用原型附件或相应的实验件，但在首次飞行前，应在模拟器上装上同首次飞行飞机上相同的附件进行试验。这些附件应包括飞行测试设备导管和接头等。要在模拟器上进行模拟各种任务剖面的试验，以模拟真实的飞行状态。依次检验系统中各种装置工作时异常的反压力、冲击压力、温度、液压泵压力脉动等。系统必须模拟起动、飞行操纵检查、关舱门、刹车、前轮转弯、收放襟翼、收放减速板、收放起落架，进气道调节、发动机尾喷口调节以及在起飞、巡航进场、着陆和滑行时的动力飞行操纵。对所有应急状态和系统各种故障状态都能进行验证和模拟。模拟器在飞机首次飞行前用于确定液压系统的性能，并且在飞机生产过程中用来评定对该系统所作的任何重大更改。1.6系统设计一般要求
液压系统要尽可能简单和可靠，并符合飞机设计要求所规定的有关设计、使用、检查和维修等方面的要求。
1.6.1油液温度极限
液压系统应能在飞机飞行包线范围内的任何条件下，包括1.6.1.1所规定的条件下进行工作，而系统中任何部分的油液温度均不超过下列极限：I型系统
70'℃
Ⅱ型系统
135℃
在这些温度下进行工作应不使系统或附件性能有任何下降。1.6.1.1极限气候条件
地面上工作、飞行中工作和运输贮存等过程中的极限气候条件应符合飞机战术技术要求的规定。
1.6.2防火
液压系统设计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、发动机排气管或电器设备等所造成的火险。凡是会引起泄漏油液自发着火或持续燃烧的热源与发火源附近的液压管路和液压设备，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。
1.6.3强度
1.6.3.1附加载荷
在飞机工作过程中受结构载荷或其他非液压载荷作用的所有液压系统附件，都应能经受这些载荷和表1中规定的相应耐压压力的同时作用，其应力不超过最高工作温度下的服点。1.6.3.2加速度载荷
受加速度载荷作用的作动筒和其他附件，以及它们的连接导管和接头，均应根据与实际最大压力相等的压力进行设计和试验，其应力不超过最高工作温度下的届服点。：2
.1.6.4压力极限
1.6.4.1系统压力
参数名称
（最；
爆破压力（
【最小）
HB5949-86
系统试验压力
试验压力
试验元件和系统管路段
a、导管、接头和软管
b，内部有受压气体和受压油
液的附件
c．泵吸油管路和壳体回油管
路中附件及油箱
非增压式油箱
自增压式油箱
气体增压式油箱
:d，仅受系统压力作用的附件
及压力管路（包括导管、接头
和软管）
仅受回油压力作用的附件
及回油管（包括导管、接头和
软管）
a．导管、接头和软管
b：内部有受压气体和受压油
液的附件
Ic．泵吸油管路和壳体回油管
路中的附件及油箱
非增压式油箱
自增压式油箱
气体增压式油箱
d：仅受系统压力作用的附件
e，仅受回油压力作用的附件
及回油管路(包括导管、接头
和软管）
受抽吸作用的元件
与系统公称
B级系统:D级系统
压力之比%：
（外部）（外部）
！或按相应航标
油箱工作 压力 的
油箱工作压力 的
软管的耐压压力应为
系统公称压力的
或按相应航标
油箱工作压 力 的
油箱工作 压力 的
软管的爆破压力应为
系统公称压力的
HB5949-86
系统压力要符合表2规定。在用电子设备或其他与此相当的方法进行测定时，系统工作中任一时刻产生的峰值压力应不超过主系统、分系统或回油系统等设计压力的135%。回油管路中的附件、导管和接头按二分之-一系统公称压力进行设计。表2
系统特征
自动压力调节器11-
定量泵系统
变量泵系统
参数名称
液压系统压力
系统公称压力
B级系统10500
a，调节器断开压力
b．所有附件的有效工作压力上限（调节器接通压力）
c．系统最大流量条件下系统安全阀最大调定压力
a：安全阀全流量调定压力
b．全流量工作压力上限
c．系统最大流量条件下系统安全阀调定压力
a．泵卸荷压力
b．系统全流量压力的最大极限
ic．系统最大流量条件下系统安全阀最大调定压力
热膨胀释压阀最大调定压力
1,6.4.2反压力
D级系统21000
系统设计压力
系统设计压力
系统设计压力
！等于系统安全
阀调定压力加
上所示值
系统的设计应使任--附件的正常工作不受系统内反压力或反压力变化的影响。系统的设计也要保证系统内任一附件发生的故障不会使任何其他分系统、应急系统或备用系统因反压力作用而失灵。
1.6.4.3刹车
飞机处于地面时任一附件工作所形成的反压力，不应在刹车阀回油口处产生较大的反压，此反压应不大于使刹车片接触所需压力的90%。此外，在滑行、着陆或起飞过程中飞机上任一其他分系统工作的条件下，刹车系统的入口压力应不降到低于最大刹车工作压力。1.6.4.4压力调节
液压泵由动力驱动的液压系统，要采用压力调节装置和单独的限压装置。若泵的驱动机构是连续运转的，如发动机或传动装置，则须采用变量泵。若泵由电动机驱动，则可以利用压力继电器来断开电动机，作为压力调节的主要方法。在任何情况下，均应设置单独的安全阀。
1.6.5液压油箱增压
HB5949-86
泵进口要求增压的I型系统，可采用非隔离式增压油箱（气体和油液接触）或隔离式油箱（气体和油液隔离）。Ⅱ型系统的液压油箱应使系统工作时油液不接触空气。油箱的增压压力要足以避免在各种工作状态下在泵进口处产生气穴。1.6.5.1液压油箱的自供增压
液压油箱应能在系统丧失正常提供给油箱自供增压所需压力的情况下保持增压。1.6.6油液流速限制
确定每个系统的导管尺寸和油液最大流速时必须考虑以下各点：a最低工作温度下的允许压降多
b。油液流速和快速响应阀引起的冲击压力C。回油管路内的反压力。该反压力将影响刹车和泵壳体回油管路，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。同时应考患冲击压力和气穴作用。
1.6.6.1油液流量影响
设计系统时应使任何一个附件或分系统都不会因多泵系统中单泵运转或发动机转速降低等引起流量减少而产生故障。系统的设计也要保证流量增天时不会对任何附件或分系统的正常工作产生不利影响。例如蓄压器放压或受气动力载荷影响的附件等引起流量增大。1.6.6.2加速度影响
系统和附件的工作应不受飞机可能产生的最大（正的和负的）过载的不利影响。要考虑过载对被作动装置、液柱、其他具有较大质量的油液、操纵对象质量以及其他可能承受飞机过载作用的附件或分系统等的影响。1.6.7分系统的隔离
由同一压力源供压的两个或两个以上的分系统，其中一个对飞行操纵是必要的，而另一个悬非必要的，就应进行适当的隔离，以保证对飞行操纵必要的分系统不会因为非必要的分系统的任何损坏而受到不良的影响。1.6.8地面试验用连接装置
每个液压系统应包括一套自封连接装置，供连接地面试验设备用。液压系统地面试验连接装置应这样设计，即在飞机上试验一个液压系统时不必对飞机上其他液压系统增压。特别是只用一个液压试验设备试验飞机液压系统时，在试验设备和飞机系统之间不采用“Y”型连接，而应用第二个地面试验设备连接到飞机上另一液压系统（过滤要求见1.11.9）。各个液压系统应尽量集中设置地面试验连接座。该连接座上要有连接地面试验设备用的各种接头，供系统检查、系统清洗、液压油箱排气，液压油箱加油以及蓄压器充气之用。应采取槽施防止水分、空气及其他污染在加油试验过程中通过地面连接装置进入系统。1.6.8.1地面试验用接头
由隔板式半法兰接头和保护盖组成的成套自封接头，应安装在飞机上从地面容易接近的适当部位，以连接地闻试验设备。机上地面试验用接头要与地面试验设备上的接头相适应。应急系统或辅助系统中使用的电动机驱动泵不用于地面试验，除非电动机按连续工作要求设计。1.6.8.1.1液压油箱增压接头
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