【航空工业行业标准(HB)】 军用飞机可靠性设计准则

中华人民共和国航空工业标准
HB7232-95
军用飞机可靠性设计准则
1995-12-13发布
1996—01-01实施
主题内容与适用范围
引用标准
一般要求
详细要求
起落装置系统
飞行操纵系统
飞行控制系统
弹射救生系统
发动机安装与操纵系统
环境控制系统
电源、配电系统
液压系统·
燃油系统
氧气系统
防冰和防雨系统
火警与灭火系统
仪表系统
航空电子系统
军械系统
(15）
(20）
中华人民共和国航空工业标准
车用飞机可靠性设计准则
主题内容和适用范围
1.1主题内容
HB7232—95
本标准规定了战斗机主要系统（机体结构除外）在研制阶段进行可靠性设计的要求。1.2适用范围
本标准适用于战斗机（研击机），亦适用于歼击轰炸机、强击机和教练机的可靠性设计，可作为可靠性设计、评审的依据。根据型号具体特点允许对本准则进行剪裁，引用标准
GJB151
GJB152
GJB358
GJB362
GJB 441
GJB450
GJB451
GJB457
GJB546
GJB597
GJB768
GJB813
GJB1003
GJB1130
GJB1193
GJB1389
GJB1391
GJB1393
机载悬挂物装置接合部位的通用设计准则半导体分立器件总规范
军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求军用设备和分系统电磁发射和敏感度测量军用飞机电搭接技术要求
印制板通用规范
机械电子设备机箱，安装架的安装形式和基本尺寸装备研制与生产的可靠性通用大纲可靠性维修性术语
机载电子设备通用规范
电子元器件可靠性保证大纲
微电路总规范
故障树分析
可靠性模型的建立和可靠性预计飞机燃油系统通用规范
飞机弹射救生系统可靠性、维修性通用要求飞机环境控制系统通用规范
系统电磁兼容性要求
故障模式、影响及危害性分析程序飞机座舱盖系统通用规范
中国航空工业总公司1995-12-13发布1996-0101实施
GJB/Z27
HB5929
3般要求
HB723295
电子设备可靠性热设计手册
飞机定量液压马达通用技术要求3.1在方案论证阶段，承制方应根据使用方提出的可靠性要求并按GJB450原则进行可靠性论证，同时对性能、可靠性、安全性、维修性、费用等进行综合权衡，确定最佳总体方案。3.2根据使用方给定的任务部面制定飞机整机、系统、设备的环境剖面，作为可靠性设计主要依据之一。
3.3研制初期，根据飞机整机、系统、设备的设计文件，建立基本可靠性、任务可靠性和安全性（飞机损失概率）的框图及其数学模型，以进行可靠性预计。随着研制工作的进展，建模和预计工作应不断更新，以便与设计工作协调一致。3.4初步设计阶段，应对飞机可靠性指标进行合理的分配，确定系统及设备等的可靠性要求。分配到哪一层次要根据需要和已掌握的信息确定。3.5在进行设计工作的同时应进行“故障模式、影响分析（FMEA）”或“故障模式，影响及危害性分析（FMECA）”。对危及飞行安全和任务完成的系统还应进行“故障树分析（FTA）”。在不同的研制阶段，分析工作应进行必要的送代。3.6在满足战术技术要求的前提下应尽量简化设计方案，尽量减少零部件，元器件等的规格品种和数量。
3.7尽量实施标准化、系列化、统一化设计，采用成熟的标准零部件：元器件、材料等。3.8设计中若采用新技术、新工艺、新材料、新元器件时，必须经验证合格。3.9设计中应分析功能测试、包装、贮存、装卸、运输、维修对可靠性的影响。3.10设计中各系统、设备之间的接口应密切协调，确保接口的可靠性。3.11当采用简化设计、降额设计、选用高可靠性的零部件，元器件及设备等措施仍然不能满足任务可靠性和安全性要求时，应在体积，重量、费用与可靠性等之间进行权衡，采用必要的几余设计：
3.12设计中应对电子，电气系统和设备进行电/热应力分析，并进行降额设计。电子元器件应遵照飞机型号元器件降额准则的要求进行降额使用。3.13对电子、电气系统中的关键电路应进行电子元器件和电路的容差分析。3.14元器件的选择和控制应根据型号元器件大纲和型号元器件优选清单的要求执行。3.15应选用军用等级并符合相应的国军标要求的元器件，如：a.半导体应符合GJB33的要求。
b微电路应符合GJB597的要求。
3.16电子元器件组件或设备应进行筛选、老炼试验，必要时应进行机械零部件磨合试验，以消除因设计缺陷，工艺缺陷和其它因素造成的早期故障，以提高其可靠性。3.17BIT电路的故障不应引起系统任何功能和逻辑的故障。3.18在设计上应采取措施，尽量避免出现给飞行员假警告。3.19导管卡箍相邻间隔及卡箍与固定件的间隙应符合系统管路安装要求。2
HB7232--95
3.20对影响飞机飞行安全的关键系统应配备应急系统。当系统发生不能正常工作时，能自动或人工转入应急系统工作。
3.21通过高温区的所有导管、操纵组件、电线、线束和其它附件均应采取防护措施并用耐高温材料制成。
3.22设计中要采取防静电措施，要把雷击造成损伤的可能性减到最小程度。3.23飞机表面涂敷材料及机外安装的设备设计时，应尽量降低环境（如暴晒、雨淋、风沙、冰雪等）的影响。
3.24停机时外露的管口应有防虫、鸟、蛇、鼠等的措施。3.25对有减振要求的设备应具有减振装置，在安装时与飞机周围结构应留有足够的间隙。3.26对易腐蚀的部位，要选择耐腐蚀的材料，并要采用防腐蚀设计。3.27对易磨损的部位，要选择耐磨损的材料，并要采用防磨损的结构设计。3.28对应防止盐雾腐蚀的产品，要选择防盐雾的材料，要采用防盐雾的结构设计、密封设计，采用防护层等。
3.29应防止霉菌腐蚀、生霉的产品，要选择防霉菌的材料，要采用防霉菌的设计。3.30设计应采取防冲击和振动的保护措施，包括安装座、紧固装置和隔离措施等。在针对冲击和振动这两个环境因素进行设计时必须考虑下述基本要素：a。部件相对于支架的位置；
b，元器件、组件对于冲击力或振动的方尚，C。安装元器件、组件所采用的安装方式。3.31具有方向的部件应有防差错措施。3.32飞机总体设计时应进行区域安全性分析，对易燃、易爆区应有相应的设计防护措施。3.33系统应设计成-个附件的任何故障不应导致其它附件发生故障。3.34：飞机总体布局时应尽量避免某一系统或设备的故障或损坏而导致其它系统的故障。3.35飞机研制各主要阶段节点应按有关标准的规定对系统和设备进行可靠性设计评审，以确认设计的正确性以及是否转入下一阶段。4详细要求
4.1起落装置系统
4.1.1起落架的设计应保证：
a．飞机应具有足够的纵向、横向稳定性；b。尽量减少起落架的收放环节；C。缓冲器不应有卡滞现象；
d.轮胎不应发生明显的偏磨；
e。具有满足使用功能的结构间隙；f。下位锁的布置应避免直接承受地面载荷；g·不允许机轮压在舱门上，不得用舱门支承固定起落架；h。结构形式力求简单、合理、便于拆装。3
HB7232—95
4.1.2起落架系统必须设有可靠的应急放下系统，并应加装保险和标记说明。4.1.3起落架和舱门在收上和放下位置应具有可靠的自动的机械锁闭机构，且不依赖液压来保持锁住位置。
4.1.4起落架舱门的操纵机构应有元余，应急放下的操纵手柄，应加装保险装置并用标记说明。
4.1.5应提供一个可靠的装置（如：空地联锁装置）以防止由任何操纵失误引起舱门、起落架的收上或放下。
4.1.6起落架收上或放下并处于锁闭状态时，应通过电气的或机械的指示装置予以指示。如果起落架未完全放下和锁住，应有音响警告。4.1.7对于双轮式起落架的飞机，若一个轮胎故障，余下的轮胎应能保证飞机安全地完成任务。
应提供一个自动的制动装置，使得刹车机轮离地收进轮舱以前停止机轮转动。4.1.8J
4.1.9不应将电气线路和液压管路布置在起落架舱门上。4.1.10收放系统应保证平稳收放起落架而不产生冲击现象。起落架锁机构内应避免积水，防止结冰阻碍锁机构的工作。4.1.11
应安装应急刹车操纵系统。
应提供表明防滑系统失灵的指示。应提供停机刹车蓄压器压力的指示。4.1.15位于轮舱内而且对于飞机的安全使用不可少的设备必须加以保护，以免受到轮胎爆破或轮胎胎面尺寸变大而引起损坏。4.1.16对无内胎刹车机轮应装有易熔塞，以防止因刹车过热引起爆胎。4.1.17起落架和舱门运动机构在收放过程中应有足够的运动间隙，保证不会因受载变形等原因出现碰撞和卡滞。
4.1.18新设计的起落架系统应进行模拟气动载荷情况的地面收放试验，全面检查起落架、舱门、锁闭机构运动的协调灵活性、平稳性、运动间隙等；前起落架，还应进行转弯循环试验、刚度试验、摆振试验、地面共振试验等，以保证系统功能可靠。4.2飞行操纵系统
4.2.1操纵机构的设计必须保证当机身和机翼由于温度和空气动力影响而产生变形时不产生阻滞现象。
4.2.2辅助纲索操纵机构必须与主操纵机构（拉杆）尽量离开。4.2.3驾驶舱必须设有操纵位置指示器并能准确指示出对安全起飞、飞行和着陆所必须的那些操纵面的位置。
4.2.4各舱面和副翼，应能分别操纵，同时保证操纵时的独立性，其前缘部分必须留有适当间隙，以便这些部分被敌炮火击伤时，不致由于蒙皮鼓起或其它损伤导致飞机操纵失灵。4.2.5应当把系统在执行任务中遇到危险（如敌人袭击和极限环境条件）时的易损性减到最低限度，操纵系统的关键件应安装在机身内部，而不应安装在裸露表面。4.2.6驾驶舱中的布置不应妨碍驾驶员操纵或弹射。4
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4.2.7操纵系统中的任何一部分发生故障，都不应引起或造成其它部分发生故障而导致影响飞行安全。
4.2.8扭力管的两端要用保护罩加以保护。4.2.9对有可能同泄漏出来的酸或其它腐蚀性液体相接触的机构，应采用耐腐蚀材料制造。4.2.10飞机操纵系统中影响安全的故障，必须提供清晰可辨的警告。4.2.11当座舱由快速减压引起结构损伤时，操纵系统应仍能控制飞机飞行，并且能拉平到着陆姿态。
4.2.12操纵系统运动构件及附件必须有防止外来物卡滞的设计，即应有保护和覆盖措施，也要防止由于污垢及结冰而造成卡滞。4.2.13必须用分析、试验或两者综合的方法表明，在起飞、爬升、巡航及正常转弯、下降到着陆过程中系统任何部件都不会发生卡滞现象。4.2.14所有采用液压助力的飞行操纵系统的各个部件，应当设计成单个故障不应导致其它故障的发生。
4.2.15对配合精度高而又相互运动的部位，应采取防磨蚀措施，避免系统卡死。4.2.16拉杆之间以及拉杆与飞机设备或结构之间的间隙应符合要求。4.2.17使用长拉杆时，应每隔一段距离安装有导向件，以防止拉杆受压失稳。4.2.18根据需要系统中可设有可动翼面锁定机构，但必须确保锁定机构在空中不得接通。4.2.19线束，传动杆和扭力管的布局，要考虑结构的变形及其对功能的影响，不允许相互干扰、摩擦。
4.2.20具有方向性的部件应当保证只能以正确的方位安装4.3飞行控制系统
4.3.1飞控系统应当按型号规定的最恶劣的气象条件和作战条件进行设计，使之具有在恶劣条件下飞行控制的能力。
4.3.2飞控系统在飞机上布局应使系统在执行任务中遇到规定威胁（例如敌机攻击）时的易损性减少到最小。
4.3.3飞控系统应当设计得不易造成飞行员判断和操纵错误。4.3.4飞控系统应有自测试能力，并能通过自测试表明每个通道是否处于正常工作状态。4.3.5飞控系统的设计应符合飞行员的操作习惯。4.3.6在自动驾驶期间，当自动驾驶仪发生一次故障或超出自动驾驶限制范围，应自动切除自动驾驶模态，当飞机再次进入允许飞行范围，则自动驾驶可再次自动接通，当飞行员要干预飞机操纵时，飞控系统应能方便地不需做其它任何附加动作可将自动驾驶系统切除，把系统切换到人工操作状态。
4.3.7前缘襟翼驱动系统应设计成：a：不被卡死；
b.系统任何故障状态不会造成前缘机动襟翼左右不对称，当液压系统或指令系统出故障时，能使前缘机动襟翼停在规定的位置。4.3.8飞控系统亢余通道的布置，应使任一单个故障均不会影响条以上通道的工作。5
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4.3.9飞控系统应与机上其他接口系统相协调，并满足型号研制规范所规定的要求。4.3.10数字式飞控系统应提供满足飞机安全和飞行品质所必须的面控制指令，并提供所有工作模态和功能要求。
4.3.11数字式飞控系统一般应有四余度结构，以保证故障工作/故障工作/故障安全。计算机三次故障后或在飞行员的请求下，系统控制由数学式飞控系统转换到应急备份系统控制。4.3.12当一侧鸭翼故障，则左右侧鸭翼均应自动回到预定位置上，此时飞机由升降副翼控制。
4.3.13当一个升降副翼故障，则与其对称的升降副翼能自动回到预定位置上，此时，飞机由剩下的升降副翼及鸭翼控制。
4.3.14方向舵故障时，舵面应能自动地回到预定的位置上，此时飞机受升降副翼和鸭翼控制。
4.3.15当电源有效时，飞控系统主模态应全时在线工作，不需专用开关启动电源。4.3.16控制增稳系统应包括正常三轴控制增稳和降级控制增稳。控制增稳系统应该符合型号的控制律设计的有关规定。
4.3.17抗尾旋模态在飞机攻角超过了允许的攻角范围后，自动地接通抗尾控制律，当飞机攻角回到正常范围内，系统能回到正常的控制增稳系统模态。当飞机攻角超出充许范围，而抗尾旋模态控制律不能使飞机攻角回到正常范围内时，飞机可能进入尾旋，此时应人工地通过直接连接模态操作控制能面。
4.3.18在选择自动驾驶模态时，系统内的开关逻辑不充许两个相抵触的功能接通。4.3.19飞控系统BIT应设计成它的线路的任何两个连续的故障不会引起系统故障或规范所规定的性能降级。由于BIT故障导致飞机损失的概率不得超过规范中规定的值。4.3.20数字式飞控系统软件和硬件应该提供重构管理和具有追踪并证实故障的能力，重构不应产生不可接受的瞬态。当发生多重故障时，应提供任务降级的控制增稳系统或模拟式飞控系统控制。
4.3.21数字式飞控系统的每个外场可更换单元1.RU）应该设计成亢余功能是分开的，在一个单独的车间可更换单元（SRU）中所实现的穴余功能仅限于该通道。通道之间的通讯应采用缓冲器以保证SRU的任何故障不会导致多于一个通道的损失。相隔小于15.7mm的两个电气接线之间的短路不应引起多于个通道的损失。SRU布置应不会因一个SRU的灾难性破坏而导致多于一个通道的损失。4.3.22数字式飞控系统设计和构成应保证在一个通道中（包括连接器和线束）的故障不应影响其他任何通道。当两个通道多个故障时，则数字式飞控系统应该提供非降级的工作性能。在一个LRU被打坏的情况下，数字式飞控系统最少应提供故障安全状态。4.3.23飞控系统被检测到的故障，都应该通过状态灯、告警灯和多功能显示器给飞行员显示。当飞控系统发生可恢复故障并经适当延迟后，复位灯亮，以便飞行员进行人工复位。4.3.24当飞控系统处于“状态I一V”的每个状态时，相应的状态灯应亮。4.3.25当飞行员请求时，多功能显示器应显示数字式飞控系统的详细故障内容，在故障状态IV发生时，多功能显示器应显示飞控系统故障和飞机性能限制的说明，当处于“状态”时，应6
提供音响告警。
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4.3.26为保证安全着陆，当起落架放下时，飞控系统应给飞行员着陆攻角指示或警告。4.3.27飞控系统应提供可恢复故障的人工故障恢复能力，飞行员通过按压人工复位请求按钮启动人工恢复过程，但对引起故障安全状态的故障不能复位。4.3.28飞控系统应设计成其告警系统不受数字式飞控计算机故障的影响，数字式飞控计算机故障不应妨碍飞机工作状态的显示，告警系统的故障都应在非易失性读/写存器内记录。4.3.29数字式飞控系统应提供交义通道监控器和在线监控器，用于满足故障安全容限和状态报告要求，交叉控制监控器软件应按数字式飞控系统所有余的输入和输出信号执行，数字式飞控系统的每个通道应使用自已的采样数据并与交叉通道数据链接收的其它通道的数据进行表决监控。所有在线监控应该是快速的，以满足型号规范规定的故障瞬态的要求。4.3.30飞控系统电子设备除满足本身的特定要求外，还应满足4.14节中规定的设备通用可靠性设计准则要求。
4.4弹射救生系统
4.4.1弹射救生系统可靠性要求应符合GJB1130。4.4.2关键环节应采取完余设计，当主系统故障后，应立即转为应急系统工作。4.4.3安装在座椅上的救生伞、救生物品、供氧设备及个人装备应便于操作和使用，固定牢靠，使其既不防碍机动飞行义不碍人/椅分离。4.4.4、双座飞机应设计和安装指令弹射系统，对两飞行员间的弹射离机顺序和离机间隔时间进行指令性控制，防止飞行员弹射离机时互相干扰。4.4.5弹射座椅及指令弹射系统的火药燃爆机构应设置地面保险装置，以避免飞行员或地面维护人员误启动。
4.4.6座椅各操纵系统拉杆纲索的连接件应保证连接牢靠，并采取防止接反装混的措施。4.4.7座椅弹射手柄或拉环应有防止误启动的措施。手柄和拉环应选用规定的警告色并有警告文字，手柄上还应有保护罩。4.4.8在整个救生包线范围内及其环境条件下，都能为飞行员提供应急离机的能力。4.4.9座舱盖所有的锁扣和上锁机构必须能可靠地啮合并同步上锁，不得发生假上锁现象并能目测检查。座舱盖未上好锁时，应设有警告灯和机械指示。4.4.10座舱盖必须有足够而又适当的强度与刚度，使其在各种设计载荷下都不至于结构变形和弹性挠曲而造成座舱盖及其操纵机构功能失灵。4.4.11座舱盖应通过操纵装置进行开启与关闭，并有从座舱内、外打开座舱盖的操纵手柄。座舱内、外手柄应能使穿着防护装具的人员实施操纵。4.4.12座舱盖应急抛放的解脱装置，在正常开启载荷与应急开启载荷下都必须具有足够的强度，以确保安全抛放。
4.4.13座舱盖抛放的操纵系统中，应在座舱内、外部都装有与座椅弹射操纵无关的单独抛盖的操纵机构。为防止意外启动，这些操纵机构应便于识别，并加以适当的保险和定位。4.4.14座舱盖的操纵纲索、线束及导管的敷设应考虑在作战或迫降着地时损坏可能性最小。最大限度地减少防碍飞行员应急离机和营救工作的故障。7
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4.4.15气密系统在正常情况下保证工作可靠。在应急抛放时座舱盖与机体结构间的气密断接装置应易于分离，不应防碍座舱盖抛放和弹射救生。4.4.16各种火工品必须保证在整机状态下，拆装过程中运输条件下的安全可靠。若采用打火机构时，定要有抗电磁干扰措施。4.4.17正确进行电路设计，正确使用引信的保险与解脱保险装置，最大限度地预防引信偶然起爆，以保证它们能适应飞机的冲击和振动环境。4.4.18严格鉴定电雷管对寄生电压的屏蔽性能。对于每一项设计，屏蔽性能应符合技术条件的规定。
4.4.19系统中活动与固定件之间应保证一定的运动间隙，以保证系统安全、可靠、协调的工作。
4.4.20在无动力的情况下，应能靠人力开、关舱盖。4.5发动机安装与操纵系统
4.5.1发动机安装设计，不应防碍或削弱发动机在各种特定环境下（诸如：高，低温，潮湿，盐雾，霉菌，沙粒和尘埃，振动和噪音等)的工作能力。4.5.2发动机舱要有足够的空气进行通风冷却，以减少发动机热部件通过辐射、传导方式传给飞机的热量。
4.5.3发动机各安装节点的结构形式应能允许发动机工作时沿轴向和径向自由膨胀。4.5.4发动机在飞机上的安装，应防止发动机工作时产生的有害振动由发动机传到飞机上，或反向传递。
4.5.5应按发动机最大热膨胀量和极限惯性载荷值，确定发动机和飞机结构，其它系统零、部件、成品之间的间隙。以防止发生摩擦、卡滞和损伤现象而危及飞行安全。4.5.6在发动机最大热膨胀量和极限惯性载荷值以及飞机结构最大变形的情况下，飞机与发动机间的机械接口和电气接口，特别是油、气管路连接点，应确保连接牢固，工作正常。4.5.7为监控发动机的工作情况，需在座舱前仪表板明显部位设置发动机工作参数指示器、信号灯或警告灯。
4.5.8发动机和附件的泄露管应能将正常和意外泄露的燃油、滑油、液压油排到飞机机体外的安全地带。
4.5.9座舱内的发动机的重要开关、按钮（如停车开关）需设置防护装置，以免驾驶员或地面人员无意中启用而发生意外事故。4.5.10发动机操纵系统应能平稳、准确和灵敏地操纵发动机。4.5.11发动机操纵系统所属机构必须有足够的强度和刚度，在各种飞行条件下和各种发动机工作状态下，能够承受工作载荷而不损坏或产生过度变形，以保证对发动机的正常操纵。4.5.12油门操纵杆在发动机停车位置应设置锁闭器，并要有一定的弹性行程以保证发动机停车状态的安全可靠。
4.5.13油门操纵杆在发动机最大状态位置应设置止动器，并要有一定的弹性行程，以保证发动机在最大状态下不超温、不超转。4.5.14油门操纵杆在发动机各典型工作状态应设置定位器，以保证发动机各典型工作状态8
操纵的准确性。
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4.5.15发动机各典型工作状态定位器的锁紧力应适当，既不要使操纵杆的操纵力过大，也不能使操纵杆自动移动。
4.5.16当发动机的工作参数超过规定限制指标时，发动机参数指示系统应给飞行员明显显示或警告，以便及时处理。
4.5.17座舱内操纵机构的安装部位，必须不影响飞行员进出座舱，也不能妨碍飞行员在座舱内的正常活动。
4.5.18软式操纵的钢索其一端应有调整间隙机构，以保证对发动机操纵调整的准确性。4.6环境控制系统
4.6.1飞机环控系统应能在规定的自然环境条件下正常工作，并满足规定的所有要求。4.6.2环控系统必须具有在发动机引气受到干扰和当冲压空气的温度和压力由于瞬间机动动作而发生变化的情况下作出迅速响应的能力，即具真有良好的动态控制能力，以保证驾驶员的舒适性和电子设备工作的可靠性要求。4.6.3环控系统应设置应急冲压空气分系统，以便当主系统发生故障时，保证飞机降级使用。4.6.4在选择驾驶舱内部材料时，应避免采用燃烧时产生有毒气体的材料。4.6.5应采取措施防止游离水分损害用空气冷却的电子设备。4.6.6进入座舱的空气应无毒、无嘎味，对能见度无不良影响。4.6.7系统所有转动机械的外壳或涡壳，应完全包容因故障而造成叶片或转子破裂所产生的碎片，而不损伤人员，设备和飞机结构。4.6.8飞机增压舱应有安全活门，活门的安装部位与防护措施应能避开外来物或液体，以免导致活门结冰和堵塞。
4.6.9引气管路中应安装单向活门，以防正引气系统损坏时造成增压舱快速失压。4.6.10座舱风挡、透明玻璃应有有效的除雾系统，并设有人工控制阀门，以便在环控故障时，可以快速接通或断开。
4.6.11应该为前风挡装设有效的热空气除霜除雾系统，以防止电加温玻璃发生故障时内表面水汽的凝结。
4.6.12进入座舱除霜除雾的热空气流量、温度应予以控制，当电动控制阀门故障时，飞行员应能用手动关闭除霜除雾热空气，以防止座舱过热。4.6.13冲压空气进气口的安装位置应能防止吸入大量泥沙，同时在设计上应能保证在吸入-定尘埃和碎石后造成的损伤程度最小。4.6.14在稳态飞行时或在高温高湿的环境条件下，当飞机从航高度以最大速度俯冲时，除雾分系统应能使关键视野区有效地除雾。4.6.15系统高温导管应包扎绝热层。4.6.16系统导管和柔性接头的设计与安装应考虑下列诸因素：a.气密性要求；
b.热膨胀影响；
C，结构变形对导管系统的影响：9
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