高清可复制 HB 8583-2020 飞艇动力系统通用要求

　　ICS 49.050 V 30

　　HB 8583-2020

　　飞艇动力系统通用要求

　　General requirements of airship power plant 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 猛、陈慧明、王喜鹤、陶 威、李继雄、蒋鹏程、王 平、刘丽丽、万 蓉、谢秋琪、高家鸣、王慧丹。

　　飞艇动力系统通用要求

　　1 范围

　　本标准规定了飞艇动力系统的一般要求和详细设计要求。

　　本标准适用于升限在海拔 8000m 以下的飞艇动力系统(不含电动推进)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 7253-1995 飞机防火灭火系统通用规范

　　AC-21-AA-2009-09R1 飞艇的型号合格审定

　　3 术语和定义

　　下列术语和定义适用于本文件。

　　3.1

　　动力系统 propulsion system

　　包括发动机本身及实现发动机在飞艇上的安装、使用和可靠工作的系统和装置的总称。

　　3.2

　　保护罩 protector

　　包围在螺旋桨周围类似于涵道但不具备气动外形仅起安全性保护功能的结构部件。

　　4 一般要求

　　4.1 分类

　　按飞艇功能需求及使用模式，动力系统设计分为以下两类：

　　a) 固定推进式：拉(推)力方向固定，飞艇采用滑跑方式起降。

　　b) 矢量推进式：拉(推)力方向可转向，飞艇能实现垂直或短距起降。按螺旋桨与发动机的连接方式可归为两种基本形式：

　　1) 发动机随动式：发动机直接驱动螺旋桨，发动机及螺旋桨一起可以在转向范围内旋转，并按需求提供拉(推)力;

　　2) 发动机固定式：发动机扭矩通过传动轴系传递给螺旋桨，通过转向系统可实现螺旋桨在转向范围内旋转，并按需求提供拉(推)力。

　　4.2 组成

　　飞艇动力系统一般包含以下部件或分系统：

　　a) 发动机;

　　b) 螺旋桨;

　　c) 发动机安装;

　　d) 发动机起动;

　　e) 发动机操纵;

　　f) 进气;

　　g) 排气;

　　h) 滑油;

　　i) 通风冷却;

　　j) 防火;

　　k) 发动机监控与指示;

　　l) 传动(仅适合 4.1 b)中的 2)设计);

　　m) 涵道转向(仅适合 4.1 b)设计);

　　n) 燃油。

　　4.3 功能

　　飞艇动力系统功能包含：

　　a) 提供拉力(推力);

　　b) 驱动发电机、液压泵等附件的工作;

　　c) 为飞艇环境控制系统、燃油箱增压提供所需的气源;

　　d) 提供矢量力，参与飞艇起降及飞行姿态控制;

　　e) 保障驾驶员对动力系统的操纵和使用;

　　f) 保障向发动机连续地、不间断地供给燃油，并能在需要时有效切断燃油供给;

　　g) 若有需要，合适的油箱供输油策略可按需求改变飞艇重心。

　　4.4 性能

　　4.4.1 功率

　　功率要求如下：

　　a) 动力系统输出的最大持续功率应满足飞艇最大平飞速度的要求;

　　b) 动力系统输出的起飞功率应满足飞艇垂直起飞的要求。

　　4.4.2 动力传动效率

　　对 4.1 b)中的 2)类设计，其全程总的动力传动效率应不小于 80%。

　　4.4.3 螺旋桨效率

　　螺旋桨效率要求如下：

　　a) 飞艇动力系统的螺旋桨效率最大值应能达到 70%以上;

　　b) 螺旋桨最大效率的设计点视飞艇型号的需求确定，一般为发动机经济巡航状态。

　　4.4.4 转向范围

　　若无特殊要求，转向范围在-120˚~120˚范围内。

　　注：以螺旋桨拉(推)力线水平且与航线一致为飞艇初始 0˚位。

　　4.5 布置

　　动力系统在飞艇上的布置分为以下三种，具体设计应满足飞艇型号规范的要求：

　　a) 飞艇吊舱;

　　b) 气囊(头部、中部、尾部);

　　c) 以上两种情况的组合。

　　4.6 结构与强度

　　4.6.1 结构

　　结构要求如下：

　　a) 应具有合理拉(推)力传力路径的结构和剖面形状;

　　b) 应注意避免结构件的应力集中;

　　c) 主承力结构应采用锻件且使其纤维方向与主受力方向一致;

　　d) 连接及紧固件应有防松措施。

　　4.6.2 强度和刚度

　　强度和刚度应满足下列要求：

　　a) 各结构部件(零件)应能够承受限制载荷而无有害的塑形变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨碍系统安全运行。

　　b) 各结构部件(零件)应承受极限载荷至少 3s 不破坏，但当用模拟真实载荷情况的动力试验来表明其强度的符合性时，则此 3s 的限制不适用。

　　c) 动力系统各分系统及部件应按照其自身最大重量、飞艇在整个飞行包线范围内可能遇到的最大过载和最大惯性载荷进行设计，必要时还应当计及热应力及振动载荷的影响。

　　d) 各结构部件(零件)承受发动机、螺旋桨加载于动力系统的振动载荷条件下，不应发生共振和损坏。

　　4.6.3 载荷

　　4.6.3.1 总则

　　动力系统承受的载荷应包括飞艇在起飞、爬升、飞行、正常降落及应急着陆等各种工况下可能遭遇到的各种载荷及载荷组合。

　　4.6.3.2 发动机扭矩

　　除非另有说明，否则应按如下要求计算飞艇的发动机扭矩：

　　a) 发动机架及其支承结构，应按下列组合效应进行设计：

　　1) 起飞功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩和飞艇设计要求的机动情况的限制载荷的 75%

　　同时作用。

　　2) 相应于最大连续功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩和飞艇设计要求的机动情况的限制载荷同时作用。

　　3) 对于涡轮螺旋桨装置，除了 4.6.3.2 中 a) 1)和 4.6.3.2 中 a) 2)的规定情况外，相应于起飞功率及螺旋桨转速的发动机限制扭矩乘以 4.6.3.2 中b)1)系数后和 1g 平飞载荷同时作用。在缺少详细分析时，应取为 1.6。

　　b) 本条 a)考虑的发动机限制扭矩，应由平均扭矩乘以下列系数得出：

　　1) 对于涡轮螺旋桨装置，为 1.25;除非瞬时功率会产生较高的限制扭矩;

　　2) 对于有 5 个或 5 个以上汽缸的活塞发动机，为 1.33;

　　3) 对于有 4、3、2 个汽缸的发动机，分别为 2、3、4。

　　c) 对于涡桨发动机装置，发动机架及其支承结构应能承受下列每一种载荷：

　　1) 由于故障或结构损坏(例如压气机卡住)造成发动机突然停车所产生的发动机限制扭矩载荷;

　　2) 发动机最大加速所产生的发动机限制扭矩载荷。

　　d) 当飞艇偏航、俯仰或发动机转向时引起通过螺旋桨的气流不对称，应考虑附加力。

　　4.6.3.3 发动机推力

　　应考虑飞艇使用过程中螺旋桨产生的最大推力和最小推力及其作用方向。

　　4.6.3.4 动力系统重力

　　应考虑飞艇动力系统所产生的重力。

　　4.6.3.5 动力系统惯性力

　　应考虑飞艇运行过程中动力系统所产生的惯性力，该惯性力的计算不限于 AC-21-AA-2009- 09R1 中 3.8 和 3.9 规定的情况。

　　4.6.3.6 发动机架侧向载荷

　　除非另有说明，否则发动机侧向载荷按如下要求计算：

　　a) 发动机架及其支承结构应按横向限制载荷系数应不小于 1.33 或飞艇机动情况的限制载荷系数的三分之一;

　　b) 可假定 4.6.3.6 中 a)规定的侧向载荷与其他飞行情况无关。

　　4.6.3.7 发动机失效引起的载荷

　　对涡桨动力装置飞艇，发动机架及其支承结构应按任一发动机失效与螺旋桨阻力限制系统的单个故障相组合产生的载荷来设计。采用下列情况：

　　a) 由于燃油流动中断而引起功率丧失所产生的载荷作为限制载荷;

　　b) 由于发动机压气机与涡轮脱开或由于涡轮叶片损坏所产生的载荷作为极限载荷。

　　4.6.3.8 陀螺载荷

　　应考虑按 AC-21-AA-2009-09R1 中 3.8 所规定的机动情况与发动机在最大连续转速下，推力转向引起的最大角变化率的组合所产生的陀螺载荷。

　　4.6.3.9 空气动力

　　应考虑作用于动力系统各部分传递的空气动力。

　　4.6.3.10 排气反作用推力和力矩

　　应考虑发动机排气系统产生的反作用推力和力矩。

　　4.6.3.11 转向系统的起动载荷

　　应考虑转向系统以最大角变化率瞬间起动时所产生的载荷及摩擦力。

　　4.6.3.12 振动载荷

　　应考虑发动机在工作范围内传递给动力系统的振动载荷。

　　4.6.3.13 应急着陆载荷

　　动力系统应能经受飞艇应急着陆情况下所产生的极限惯性力，极限惯性力的大小和作用方向参考AC-21-AA-2009-09R1 中 3.26 (b)中(2)的规定。

　　4.6.3.14 转向系统的锁紧力矩

　　若设置了锁紧机构，则锁紧机构的锁紧力矩应大于任何状态下阻力矩总和的 1.5 倍。

　　4.6.4 安全系数

　　安全系数要求如下：

　　a) 除非另有规定，系统各结构部件(零件)设计所采用的安全系数应不小于 1.5;

　　b) 未经试验验证的重要接头系数为 1.15。

　　4.7 接口

　　4.7.1 机械接口

　　机械接口包含动力系统与安装框架、吊舱或气囊连接， 应考虑连接强度、刚度及发动机振动对接口的影响。

　　4.7.2 电气接口

　　电气接口包含起动电机、发动机、角位移传感器、转向电机及控制器(或舵机)与艇上设备的电气连接方式，应满足 HB 7390 的相关要求。

　　4.8 环境适应性

　　动力系统所有分系统和设备应能承受贮存、运输、地面停泊及飞行所规定的各种环境条件， 包括气候、大气压力、机械、生物环境适应性等。应满足 HB 6167 要求，由具体的飞艇型号规范确定。

　　4.9 电磁兼容性

　　动力系统的电气设备应能和飞艇平台其他设备兼容工作，应满足 HB 5940 要求，由具体的飞艇型号规范确定。

　　4.10 可靠性

　　动力系统可靠性指标应满足总体分配的的指标要求，应满足 HB 7232 的要求，由具体的飞艇型号规范中规定。

　　4.11 维修性

　　系统布置应便于安装、检查和维护， 大部件应布置合理的维护通道，其安装位置不应阻碍周边结构和设备的检查。应满足 HB 7231 的要求，由具体的飞艇型号规范中规定。

　　4.12 安全性

　　应进行动力系统安全性评估，评估应包括功能危险性分析、初步系统安全性分析及系统安全性分析。

　　4.13 保障性

　　动力系统的保障性要求如下：

　　a) 结合飞艇的保障方案，开展保障性设计和分析工作，制定动力系统的保障方案，提供或规划保障资源，具备全寿命期内的保障能力。

　　b) 动力系统设计应最大限度地采用用户指明的标准通用工具进行维修、调整、装配和分解，所要求的工具应保持最少。新设计的专用工具、夹具和试验设备应保持在最低限度。

　　c) 若保障设备变更，承研单位应提供相关报告。

　　4.14 互换性

　　一般应满足 HB 6892 的要求，相同设备和零部件互换后应能正常工作。

　　5 详细要求

　　5.1 发动机

　　5.1.1 发动机的基本要求

　　发动机的基本要求如下：

　　a) 适合于飞艇的发动机主要以活塞发动机和涡桨发动机为主;

　　b) 发动机功率应满足飞艇飞行剖面内对拉(推)力、发电及增压等要求的功率需求的总和;

　　c) 发动机功率估算与飞行速度、空气密度、飞艇最大截面积、飞行阻力系数及输出效率相关， 必要时应通过仿真分析或风洞试验验证;

　　d) 应尽量选用功重比大的发动机;

　　e) 应尽量选用耗油率低的发动机，一般应以巡航阶段功率需求对应的耗油率为依据;

　　f) 发动机尺寸应满足具体飞艇型号对发动机安装空间的要求;

　　g) 载人飞艇的发动机应具备型号合格证或作为飞艇的一部分进行适航当局的合格审定。

　　5.1.2 发动机的使用要求

　　发动机的使用要求如下：

　　a) 可靠性;

　　b) 技术成熟度;

　　c) 大修间隔时间;

　　d) 维护性。

　　5.2 螺旋桨

　　5.2.1 螺旋桨选型

　　螺旋桨选型需要考虑的因素有：

　　a) 轴功率;

　　b) 螺旋桨类型;

　　c) 重量;

　　d) 变距方式;

　　e) 螺旋桨直径限制;

　　f) 桨叶形状;

　　g) 桨叶数;

　　h) 转速;

　　i) 飞行剖面的拉力需求;

　　j) 螺旋桨效率。

　　5.2.2 基本要求

　　螺旋桨应满足下列基本要求：

　　a) 对载人飞艇，螺旋桨应有型号合格证或作为飞艇的一部分进行合格审定。

　　b) 螺旋桨选型或新研应满足 HB 7809 的要求。

　　c) 在空间限制条件下，飞艇的推进器一般应设计为涵道桨。

　　d) 对于自由桨，可采取保护罩或其他措施防止桨叶破损对气囊、设备及人员造成的伤害。

　　e) 每台可顺桨的螺旋桨应具有在飞行中回桨的功能。

　　f) 对于需要在结冰条件下工作的螺旋桨应采用防冰设计。

　　g) 螺旋桨工作包线应≥发动机工作包线≥飞艇飞行包线。

　　h) 螺旋桨变矩滑油温度范围应≥发动机滑油温度范围。

　　i) 螺旋桨振动特性应满足 HB 7809 中相关规定的要求。

　　j) 螺旋桨应满足发动机安装手册中对螺旋桨系统提出的要求。

　　k) 螺旋桨组件及附件的电气接口、电源特性应与飞艇匹配协调。

　　l) 螺旋桨组件及附件的机械接口应与发动机匹配协调，接口连接应有防错装置。

　　m) 螺旋桨安装间距要求应符合 AC-21AA-2009-09R1 中 5.3 c)的规定。

　　n) 螺旋桨的变矩滑油系统应是独立式封闭系统。

　　o) 螺旋桨操纵应具有桨距锁定装置。

　　p) 当油门杆迅速自慢车状态推到起飞状态时，螺旋桨转速的急增不得超过规定的极限转速。转速急增后恢复到额定转速的时间，对涡桨发动机不得超过 6s，对活塞发动机不得超过 3s。

　　q) 对涡轮螺旋桨发动机，顺桨工作时间不超过 10s，发动机不工作时不超过 20s。

　　r) 对于涡轮螺旋桨发动机，在空中顺桨状态其转速不应超过螺旋桨规定转速的 4%，对于活塞发动机，空中顺桨后不论飞艇飞行速度如何，均不允许螺旋桨旋转。

　　s) 对涡轮螺旋桨发动机，螺旋桨最小安装角状态，螺旋桨应保证发动机能正常起动。

　　t) 对活塞发动机，螺旋桨最下安装角状态，当大气压力为 760mmHg，温度 15℃的标况下，在额定进气压力或起飞进气压力条件下，螺旋桨应保证获得额定转速或起飞转速，公差为 50r/min。

　　5.2.3 螺旋桨转速和桨距

　　螺旋桨转速和桨距应满足下列基本要求：

　　a) 应对螺旋桨转速和桨距加以限制，以确保在正常工作状态下发动机和螺旋桨安全运行。

　　b) 定距桨在发动机处于最大油门及最大允许进气压力状态，螺旋桨应限制发动机转速，使之不超过允许的最大转速。

　　c) 没有恒速控制装置的可控桨距螺旋桨实现空中手动变矩时，应采用桨距范围控制装置，以实现限制发动机转速，使之不超过允许的最大转速。

　　d) 带有恒速控制装置的可控桨距螺旋桨应满足以下要求：

　　1) 具有一种装置，在调速器工作时将发动机最大转速限制在最大允许起飞转速内;

　　2) 具有一种装置，在调速器不工作时，当桨叶处于可能的最小桨距位置、发动机为起飞进

　　气压力、飞艇静止且无风时，能将发动机最大转速限制到最大允许起飞转速的 103%。

　　5.2.4 螺旋桨操纵

　　螺旋桨操纵分为电气操纵和机械操纵，所有操纵器件设计应满足以下要求：

　　a) 应采取防止误动设计措施;

　　b) 操纵杆运动范围前后极限位置应设置前后制动点;

　　c) 螺旋桨操纵杆力不应超过 35N;

　　d) 如有螺旋桨顺桨操纵器件，每一螺旋桨应有一套独立操纵器件，且有防误操纵措施;

　　e) 需要调整的螺旋桨操纵构件(如摇臂、连杆等)， 要易于调整，应有锁紧装置，并涂有明显的标志，便于检查维护。

　　5.3 发动机安装

　　5.3.1 总则

　　发动机安装包括发动机自身安装及补偿安装(发动机通气、漏油及可能涉及的分离附件安装和功率提取轴安装)。

　　应采取合适的安装形式和结构，将发动机可靠地安装在飞艇上，使发动机在各种使用环境和飞行状态下都能正常工作，并将发动机工作时螺旋桨所产生的拉(推)力有效地转变为飞艇飞行的动力。

　　5.3.2 发动机安装要求

　　发动机安装要求如下：

　　a) 发动机安装不应引起发动机超转、超温、超过振动指标以及产生其他故障，不应导致发动机喘振、熄火、停车等事故， 也不应引起飞艇其他系统和部件的失效、损坏或影响它们的工作性能;

　　b) 发动机安装应使飞艇重量和气动阻力的增量要尽可能减少，保证发动机的特性得以充分发挥，并与飞艇特性达到最佳匹配，从而获得良好的飞行性能;

　　c) 发动机安装系统应有足够的强度，能够承受飞艇在各种大气条件和各种飞行状态，以及发动机在各种状态下工作时所产生的各种载荷;

　　d) 发动机安装系统应有合适的刚度，能够补偿发动机在各种状态工作时产生的热变形和机械变形，隔离或吸收、减小发动机(螺旋桨)工作时所产生振动、传递给飞艇其他系统或部件的振动或来自飞艇的反向振动传递，特别要防止与飞艇结构产生共振而引发发动机和飞艇结构的损坏;

　　e) 应有合理的发动机补充安装系统，以确保发动机正常工作;

　　f) 应保证发动机安装拆卸方便，并在发动机技术检查和维护过程中接近其所有附件;

　　g) 各发动机的安装布置和相互间隔应使任一发动机失效或故障时，不至于发生妨碍其余发动机继续安全运转或需要飞艇驾驶员(或操纵员)立刻采取措施以保持其余发动机继续安全运行。

　　5.3.3 发动机补充安装要求

　　发动机补充安装要求如下：

　　a) 发动机通气管应保证与外界大气相通，不允许飞行过程中由于气流冲压造成堵塞、气流倒灌的现象产生。

　　b) 发动机上需要漏油的部位，以及发动机舱中可能积存可燃液体的地方，均应设置漏(排)油装置，并保证能将可燃液体通畅地排至外部。

　　c) 通气管和漏油管的出口位置选择应保证排除的液体或气体不会被重新吸入发动机，且在任何飞行姿态下均不会进入规定火区而造成起火的危险。

　　d) 处于发动机高温部位的漏油管应采用不锈钢制造。

　　e) 所有通气管、漏油管应能承受振动和飞艇飞行使用过程中可能遇到的各种冲击载荷。

　　f) 所有通气管、漏油管的接头应有可靠的放松措施。

　　g) 导管出口伸出短舱蒙皮的长度一般应在 7mm～10mm 之间。

　　h) 导管敷设时，应注意和其他导管、结构件、活动件之间的间隙， 防止因热膨胀或结构变形造成的互相碰撞或摩擦的情况发生。间隙的一般要求为：

　　1) 导管固定处，导管与导管之间的间隙不小于 3mm;

　　2) 导管与附近结构的间隙不小于 5mm;

　　3) 导管与导管之间的间隙不小于 5mm;

　　4) 导管与运动件之间的间隙不小于 8mm;

　　5) 由于各种原因，不能满足以上要求时，导管上应包裹橡胶或皮革等包覆物， 避免导管磨损。

　　5.4 发动机起动

　　发动机起动分系统要求如下：

　　a) 飞艇起动系统一般以电起动为主。

　　b) 发动机起动系统，应具有独立起动能力。而不需借助任何地面辅助设施。

　　c) 根据使用要求，起动系统应具有高温起动和低温起动的能力。

　　d) 飞艇发动机起动系统主要用于地面发动机起动，但在起动包线内，应能实现任意发动机的空中再起动。

　　e) 对于多发飞艇应具有起动任意一台发动机的能力，并可利用已经起动的发动机能源起动随后的其它发动机。

　　f) 应确保在不需要对艇上设备进行充电或加油的情况下，平稳多次起动发动机，总的气动次数应多于艇上发动机的台数。

　　g) 通过传动系统输出功率的动力系统，应配置较大功率起动电机。

　　h) 起动系统应具有保护措施，当起动过程出现危险的振动、超转、喘振、发动机涡轮前温度超过允许的极限值等现象时，应有立即终止起动的措施。

　　i) 除蓄电池外，每台发动机的起动系统应相互独立。

　　j) 蓄电池容量，应足以同时满足发动机起动系统和使用同一电源的电气部件的最大用电量之和。

　　k) 对载人飞艇，如果电气系统任一部分发生故障引起发动机点火所需的蓄电池连续放电，则应有警告飞艇飞行机组人员的措施。

　　5.5 发动机操纵

　　发动机操纵分系统包括安装在飞艇上的机械式、液压式、气动式和电动式联动机构， 以及在把驾驶舱内发动机操纵杆与发动机上的状态控制机构连接到一起的连接部件。其要求如下：

　　a) 操纵系统的操作、调整、检查和维护应尽可能最简单、最直接，并有防错操作措施。

　　b) 系统操纵应灵活、平稳、跟随性好、准确度高，并易于确定和保持在选定的工作位置。

　　c) 发动机操纵应尽量呈线性运动关系。

　　d) 操纵线系敷设应合理，以提高系统灵敏度、减少摩擦力、减轻重量和增加可靠性。

　　e) 对载人飞艇，应保证驾驶员操纵主要操纵杆时不改变自己的位置。

　　f) 对载人飞艇，偶尔使用和应急使用的操纵机构在任何情况下都方便操作。

　　g) 对载人飞艇，意外动作就会发生危险的操纵机构，应当加设保护装置。

　　h) 对载人飞艇，应按油门、螺旋桨变距、油气混合比顺序从左至右布局操纵杆， 且高度递次减短。

　　i) 每台发动机应有单独的点火开关来进行控制，且有快速切断所有点火电路的措施。

　　j) 油门杆、油气混合比操纵杆行程一般为(110±10)˚ ,并在设有止动钉和定位销。

　　k) 操纵杆能对全部发动机分别独立操纵，也能进行同时操纵。

　　l) 操纵机构能承受工作载荷而不失效或没有过度变形。

　　m) 操纵机构的运动和作用应符合：向前推动操纵杆为开启、增大，向后拉回时为减小、关闭。

　　n) 操纵系统应能调整，并能锁紧，使操纵杆处于阻尼状态，防止驾驶员误碰造成危险。

　　o) 操纵机构在任一方向上，都不应靠弹簧来驱动联动机构。

　　p) 对于手动阀门，在打开和关闭位置应有机械止动器，并在全开和全关位置应有明确的指示。

　　q) 当自动装置发生故障时应能切换到手动操纵。

　　r) 对于配置汽化器的活塞发动机，每台发动机应有单独的汽化器空气温度控制装置。

　　s) 载人飞艇若配置辅助动力装置，则在驾驶员座位处应有装置能起动、停止和应急切断每一台辅助动力装置。

　　t) 操纵线系在可能失火的区域应采用耐火材料制造。

　　u) 发动机油门操纵杆和螺旋桨操纵杆应设计限位装置。

　　v) 在全行程内，单发操作油门杆或油气混合比杆所需力应不超过 35N 且不小于 10N，对于多台发动机，同时操纵所有油门或螺旋桨变矩杆所需最大力不超过 140N。无外力作用时油门杆不应有位移，油门杆在整个行程范围内移动力矩应无突变。

　　w) 有多个螺旋桨转速或桨矩操纵杆的，应并排布置，既能单独操纵每一台螺旋桨，也要求能同时操纵所有螺旋桨，同时操纵所有螺旋桨时应使所有螺旋桨同步。

　　5.6 进气

　　进气分系统要求如下：

　　a) 应在飞艇型号规范要求的各种运行条件下，向发动机提供所需的稳定而均匀的空气流量;

　　b) 进气道应尽量满足空气从自由流状态到发动机进气口所需状态的总压损失最小;

　　c) 每一台活塞发动机应至少有两个进气口，且应有防止出现回火火焰的手段;

　　d) 进气系统应有防冰措施设计;

　　e) 可能有相对运动的部件之间的进气管应采用柔性连接;

　　f) 对于涡桨发动机飞艇，应有措施防止燃料系统的放液嘴、通气口或其他部件漏出或溢出的可燃液体进入发动机进气系统;

　　g) 对涡桨发动机飞艇，其进气道的位置或防护应使其在起飞、着陆和滑行过程中吸入外来物的程度减至最小。

　　5.7 排气

　　排气分系统要求如下;

　　a) 排气系统应安全地排出废气，没有着火危险，在任何载人舱内不应有一氧化碳污染;

　　b) 排气系统表面高温零件的安装和屏蔽，应保证不会由于液体或蒸汽接触而导致着火;

　　c) 排气系统部件均须通风散热，防止部件温度过高;

　　d) 若有飞艇结构靠近排气管，则应有防火的屏蔽件相互隔离;

　　e) 不得在任何易燃液体、可能引起火情的通风口或排液口附近排放废气;

　　f) 废气排出所引起的闪光不应在夜间严重影响驾驶员的视觉;

　　g) 如果存在较大的积油处，涡桨发动机排气系统应设置放油嘴，在任何正常的地面和飞行姿态下，排放油液均应避开飞艇;

　　h) 排气管应是防火和耐腐蚀的，并有措施防止由于工作温度引起的膨胀而造成损坏;

　　i) 排气管歧管和总管的支撑，应能承受使用中可能遇到的各种振动和惯性载荷;

　　j) 连接在可能有相对运动的部件之间的排气管零件应采用柔性连接。

　　5.8 通风与冷却

　　5.8.1 总则

　　在飞艇型号规定的飞行剖面内，通风与冷却系统应能使动力部件、发动机所有液体温度保持在规定的温度限制以内，且应保证包含动力系统安装的任何部分的隔舱，应有通风措施以防止易燃蒸气的积聚。

　　5.8.2 发动机舱

　　发动机舱的要求如下：

　　a) 所有发动机舱应是独立和互相隔开的;

　　b) 冷却气体在舱内的流动应畅通、无流动死区和节流;

　　c) 冷却气流的流量和压力确定需要参照发动机散热要求及气流的沿程阻力;

　　d) 导流板、挡风板的设计应满足冷却气流对发动机及部件的散热需求， 且遵循冷端进、热端出的原则;

　　e) 发动机固定式布局的通风冷却系统设计应充分考虑冷却空气的获取方式，必要时采用强制通风措施满足设计要求;

　　f) 发动机罩的结构和支承，应能承受在运行中可能遇到的任何振动、惯性和空气载荷;

　　g) 在飞艇正常的地面或飞行姿态状态，发动机舱具有迅速、全部排出整流罩各部分液体的能力，且排放不得引起着火的危险;

　　h) 发动机罩应是耐火的。

　　5.8.3 液体冷却

　　液体冷却的要求如下：

　　a) 每一台液冷式发动机应有一个独立的冷却系统(包含冷却液箱)，并按以下要求安装：

　　1) 冷却液箱支承，应使液箱载荷分布在液体箱的大部分表面。

　　2) 在冷却液箱及其支座之间应装有隔垫，以防擦伤。

　　3) 在充液或工作时，除膨胀箱外，冷却系统的任何部分不能集存空气和蒸气。隔垫应是不吸液材料。

　　b) 冷却液箱的容积应至少为 1 美加仑(3.78L)。此外，还应满足以下要求：

　　1) 每个冷却液箱应能承受在运动中可能遇到的振动、惯性力及液体载荷;

　　2) 每个冷却液箱至少应有整个冷却系统容量 10%的膨胀空间;

　　3) 飞艇在正常地面姿态时，应有措施保证不能因误操作导致膨胀空间被占用。

　　c) 冷却液散热器应能承受振动、惯性力及冷却液压力载荷。此外，还应满足以下要求：

　　1) 每个散热器的支承应允许由于工作温度而引起的膨胀，并能防止将有害的振动传给散热器;

　　2) 选用可燃冷却液时，冷却液散热器进气道的位置应使起火时从发动机短舱来的火焰不能触及散热器;

　　3) 设计时应考虑足够的散热空气余量，一般应选择具有防低温装置的散热器成品。

　　5.9 传动

　　传动分系统仅适合 4.1 b)中的 2)类发动机固定式飞艇动力系统设计，系统包括减速器、传动轴、联轴器、轴系轴承座以及支撑结构。传动分系统要求如下：

　　a) 传动系统载荷，可用计算方法或实验确定，计算时，除考虑其传递的功率外，还应考虑螺旋桨传来的载荷、转向操纵载荷及惯性载荷等;

　　b) 传动系统静强度确定，应考虑飞艇在飞行状态中的主要载荷情况，以及使用中可预期的其他验证载荷情况;

　　c) 传动系统的任一部件的线性或扭转振动都不应导致静态和交变组合的应力超过该部件极限强度的 50%，包含发动机、螺旋桨、齿轮箱、传动轴及联轴器的所有传动分系统部件， 作为一个组合应具有扭转稳定性;

　　d) 镁或铝合金材料轴承座内应装有钢质或其他适当的衬套，且应采用可靠的锁紧方式限制轴承衬套的转动和滑移;

　　e) 传动轴系上的任一段的临界转速和其工作转速之间应最少留有 10%的裕度;

　　f) 联轴器安装同轴度应保证传动分系统正常工作;

　　g) 减速器的润滑和润滑使用应符合飞艇详细规范的规定;

　　h) 在任何使用条件下，减速器内压力不得超过大气静压 3kPa;

　　i) 通气孔应尽量小，并保证在所有工作状态中都不应有滑油从减速器中流出;

　　j) 每个减速器都应有独立的滑油系统，并尽可能位于减速器内部，滑油的压力波动不应超过 10%，滑油温度应保证不超过其限定的温度;

　　k) 其他传动部件(联轴器、花键、轴承座等)的润滑要求应满足飞艇型号规范的要求;

　　l) 减速器的散热设计应满足散热计算要求，且应进行试验验证。

　　5.10 涵道转向

　　涵道转向分系统要求按 HB 8584 中的规定。

　　5.11 防火

　　5.11.1 隔离

　　隔离的要求如下：

　　a) 飞艇防火分系统以预防设计为主，首先是使发生着火危险的可能性减至最小，其次是使着火后造成的危害性减至最小;

　　b) 每台发动机应设置防火墙，且防火墙周围的部件、导管与接头的制造材料和离防火墙的距离，应使它们在防火墙靠发动机一侧的部分受到温度不低于 1093℃(2000℉)的火焰作用 15min 时，不会导致足以使飞艇发生危险的损坏;

　　c) 防火墙发动机一侧的全部部件应是耐火的。

　　5.11.2 切断

　　切断的要求如下：

　　a) 每台发动机应有单独的措施，用来切断燃油、滑油、防冰液以及其他可燃液体;

　　b) 燃油切断阀的关闭，不应导致其他发动机的供油中断;

　　c) 切断装置应布置在发动机舱外部;

　　d) 应有措施防止切断装置被误操作。

　　5.11.3 通风

　　包容动力装置安装的任何部分的隔舱，都应有通风装置以防止易燃蒸汽的积聚。

　　5.11.4 冷却

　　发动机舱或短舱的冷却系统应保证发动机在任何工作状态下，都不超过所有规定的温度极限。

　　5.11.5 电气搭接

　　电气搭接设计应符合 HB 8412 的有关规定。

　　5.11.6 火警探测系统

　　火警探测系统设计应符合 HB 7282 的有关规定要求。

　　5.12 滑油

　　5.12.1 总则

　　滑油分系统的要求如下：

　　a) 每台发动机应有独立的滑油系统，在不超过安全连续运转温度值的情况下，能向发动机供给适量的滑油。

　　b) 可用滑油量为最大滑油消耗量、系统循环量和最低余量之和。

　　c) 对于没有滑油转输功能的滑油系统，只能考虑油箱的可用油量。不得考虑发动机滑油管路、滑油散热器内的滑油量和顺桨储油。

　　d) 如果有滑油转输系统，则可将转输油泵能从这些管路中输出的油量计入滑油油量内。

　　5.12.2 滑油箱

　　每个滑油箱的安装应满足：

　　a) 滑油箱的安装位置应靠近发动机且简单可靠。

　　b) 滑油箱应能承受在正常工作中可能受到的任何压力、振动、惯性和流体载荷而不损坏和变形。

　　c) 滑油箱应留有足够的膨胀空间。用于活塞发动机的每个滑油箱，应具有不小于 10%油箱容积或 0.5 美加仑(1.89L)的膨胀空间(取大值)。

　　d) 用于涡桨发动机的每个滑油箱，应具有不小于 10%油箱容积的膨胀空间。

　　e) 飞艇处于正常地面姿态时，不应使滑油占用膨胀空间。

　　f) 在各种正常飞行情况下通气接头均不能被滑油淹没。

　　g) 滑油箱通气口的布置，应防止因低温造成蒸气冻结。

　　5.12.3 滑油散热器

　　滑油散热器的要求如下：

　　a) 滑油散热器应能承受在工作中可能受到的各种振动、惯性和滑动压力载荷而不损坏。

　　b) 在发动机起动时，为便于冷滑油通过，在散热器上应有旁通阀(防急增阀)。

　　5.12.4 滑油滤网(滑油滤)

　　每台涡桨发动机安装，应包括能过滤发动机全部滑油并满足下列要求的滑油滤网(滑油滤)：

　　a) 具有旁路的滑油滤网和滑油滤，其构造和安装应使得在该滤网或油滤完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分;

　　b) 使用活塞发动机的动力装置安装中，滑油滤网或滑油滤的构造和安装，应使得在该滤网或油滤滤芯完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的速率流经系统的其余部分。

　　5.13 燃油

　　燃油分系统的要求按 HB 8585 中的规定。

　　5.14 监控与指示

　　5.14.1 总则

　　监控与指示的要求如下：

　　a) 应根据用户要求确定发动机状态监控的功能、发动机所要监控的性能参数等， 并保证具有满足要求的测试精度;

　　b) 发动机状态监控与指示系统应与相关艇载系统和设备以及地面测试系统具有协调的接口关系;

　　c) 发动机状态监控与指示系统应有较高的测试有效性，它是发动机工作状态评定的依据;

　　d) 发动机状态监控与指示系统应有数据保护措施，在动力中断时应有标记，不使发动机状态数据丢失;

　　e) 发动机状态监控与指示系统应尽可能具备自检功能，通过自检可随时掌握工作状态。

　　5.14.2 传感器

　　对于飞艇，应配置的动力系统传感器如下：

　　a) 每台发动机设有 1 个燃油压力警告装置，或所有发动机设 1 个主警告装置，并带有使其与各单独警告装置隔开的装置。

　　b) 每台发动机每个独立的滑油系统设 1 个滑油压力传感器。

　　c) 每台发动机单独设 1 个滑油压力警告装置。

　　d) 每台发动机设 1 个滑油温度传感器。

　　e) 每台气冷式活塞发动机至少设 1 个汽缸头温度传感器，安装在气缸头温度最高的气缸上。

　　f) 每台发动机设 1 个燃油压力传感器。

　　g) 每台发动机设 1 个燃油流量传感器。

　　h) 每台发动机设 1 个转速传感器。

　　i) 每台发动机设 1 个进气压力传感器。

　　j) 每台发动机设 1 个排气温度传感器。

　　k) 每台发动机设 1 个火警指示器。

　　l) 安装有防冰系统的飞艇应有指示防冰系统功能的指示器。

　　m) 每一个具有矢量转向装置的动力装置应单独设置 1 个角位移传感器，且应显示转向角度。

　　n) 对于涡桨发动机，除以上指示传感器外还应设置如下传感器或指示器：

　　1) 每台发动机应设置 1 只燃气温度传感器;

　　2) 每台发动机应设置 1 只力矩传感器;

　　3) 每台逆桨矩螺旋桨设一个指示装置，当螺旋桨处于逆桨矩时向驾驶员发出指示。

　　6 验证

　　6.1 验证分类

　　6.1.1 分析

　　在检查、地面试验和飞行试验等存在危险或不易实现时， 可以通过分析来验证是否满足第 4 章和第

　　5 章的要求。所进行的分析可以是线性的或非线性的，确定性的或概率性的，并应选取其中最合适的、最恰当的方法。

　　6.1.2 检查

　　通过检查设计文件、实际安装的实物状态等， 检查验证设计是否满足第 4 章及第 5 章的要求，且实际的成品、部件及加工零件等是否与设计一致。

　　6.1.3 试验室试验

　　通过试验室试验，验证动力系统是否符合第 4 章和第 5 章的要求。

　　6.1.4 地面试验

　　通过地面台架试验和艇上地面试验验证动力系统是否满足第 4 章和第 5 章的要求。

　　6.1.5 飞行试验

　　通过飞行试验验证动力系统是否满足第 4 章和第 5 章的要求。

　　6.2 验证要求

　　6.2.1 试验室试验

　　6.2.1.1 滑油箱试验(有外滑油系统动力装置)

　　滑油箱试验要求按 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.33 的规定。

　　6.2.1.2 冷却液箱试验(有水冷系统动力装置)

　　冷却液箱试验要求按 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.43 的规定。

　　6.2.1.3 燃油箱试验

　　燃油箱试验要求应符合 AC-21-AA-2009-09R1 中 5.16 的规定。

　　6.2.2 地面试验

　　6.2.2.1 发动机安装验证试验

　　发动机安装验证试验要求如下：

　　a) 应测取发动机安装架在所有使用状态下的振动及频率值，检查发动机安装架的振动特性及振动值是否符合飞艇型号规范的要求;

　　b) 在地面试验中，每当出现与发动机有关的临界载荷之后应进行目视检查，以确保没有因发动机(或发动机部件)与艇体之间的过度变形而产生明显的有害机械干扰和永久变形;

　　c) 对于与发动机短舱一起安装到艇体的发动机，应对安装点进行无损检测，确保无损伤;

　　d) 试验结论应给出发动机各工作状态下振动峰值以及振动值随发动机工作时间变化的曲线，并与发动机型号规范的规定值进行对比和评定;

　　e) 发动机安装支架应进行极限载荷试验验证;

　　f) 采用减振器时，应进行承载性试验验证;

　　g) 若有必要应开展地面静强度、刚度、动强度、疲劳/损伤容限试验和飞行试验;

　　h) 刚度试验、静强度试验及疲劳/损伤容限试验应采同一试验件;

　　i) 刚度试验的载荷一般不大于设计载荷的 40%，静强度试验一般应按 100%设计载荷进行试验;

　　j) 疲劳/损伤容限试验，首先应考核设计使用寿命的疲劳试验，再进行为飞行安全提供保障的裂纹扩展寿命和剩余强度试验。

　　6.2.2.2 螺旋桨工作特性测试试验

　　螺旋桨工作特性测试试验要求如下：

　　a) 螺旋桨的安装应为装艇状态;

　　b) 按螺旋桨设计要求进行变矩、顺桨、回桨、反桨检查试验;

　　c) 应测试发动机在慢车、经济巡航、最大连续功率、最大功率状态工作下螺旋桨的拉力;

　　d) 试验结果中至少应包含发动机转速、油门杆角度、推力(拉力)的关系曲线。

　　6.2.2.3 发动机起动系统验证试验

　　发动机起动验证试验要求如下：

　　a) 起动系统应按装艇状态配置。

　　b) 发动机起动电源应采用艇上电源。

　　c) 在起动系统试验中，应尽可能的范围内利用气候极值(或室内模拟环境)完成，以确定该系统是否满足使用要求。

　　d) 发动机的详细起动程序应按发动机型号规范要求的工作条令规定进行。试验中应至少进行以下起动程序的验证：

　　1) 地面正常起动：应验证在整个试验程序中起动系统始终能对发动机进行成功起动的能力，以及在起动过程中能圆满地进行自行和结束起动，并在规定时间极限内能进行成功的连续起动;

　　2) 热起动：根据发动机型号规范工作条令中预先规定的程序，按发动机停车后进行热车再起动程序进行。

　　6.2.2.4 发动机操纵验证试验

　　操纵分系统验证试验要求如下：

　　a) 在试验期间，应将发动机的所有附件和部件按装艇状态布局安装;

　　b) 发动机混合比杆、节气门杆在试验前应进行调整，保证各工作状态下的位置与发动机转速相对应;

　　c) 通过试验应能证明，操纵台(如果有)的止动器和摩擦力调节不影响控制范围和精度,各操纵力在限制范围内,外部变化因素对操纵者的操作没有不良的影响,并且对所要求的移动力有一定的余量;

　　d) 试验结果中发动机转速与油门杆角度的关系曲线在大转速范围内应平滑，发动机转速与油门杆的关系曲线的斜率应为常数。

　　6.2.2.5 通风冷却验证试验

　　通风冷却分系统验证试验要求如下：

　　a) 通风冷却试验应在无风速状态下进性;

　　b) 检验冷却气流对发动机在各个工作状态下的冷却效果应在发动机型号规定范围内;

　　c) 检验通风冷却专用装置(如果有，如冷却风扇、气流导板)工作应安全可靠;

　　d) 应能根据冷却气流通道内的总压、静压测量，判定冷却气流为单向流动。(在某区域若总、静压相等即为死区，气流无流动;若总压小于静压即为回流区);

　　e) 可满足 HB 7079 的试验要求按需求开展。

　　6.2.2.6 进气、排气验证试验

　　进气系统验证试验要求如下：

　　a) 检验进气系统是否能够为发动机在所有工作状态下提供足够的进气量;

　　b) 检验备用进气口是否在主进气口堵塞情况下为发动机在所有工作状态下提供足够的进气量;

　　c) 检验通过备用进气口供给发动机空气，是否除由于空气温度上升引起的功率损失之外，未引起过多的功率损失;

　　d) 检验进气系统防冰及防冰措施工作的是否满足 AC-21-2009-09R1 中 5.44 的要求;

　　e) 检验发动机各个工作状态下的排气温度、压力是否与发动机型号规范一致，评定排气系统的设计是否与发动机匹配。

　　6.2.2.7 传动验证试验

　　传动分系统应进行充分的地面试验，以确定传动系统的工作性能。发动机应在所有的功率状态下工作，并进行必要的检查，以验证传动系统满足所有要求。采用传动部件将发动机功率传递到螺旋桨的传动系统，试验应至少进行以下验证：

　　a) 减速器磨合运转

　　1) 应无漏油;

　　2) 滑油温度和压力满足飞艇型号规范的要求;

　　3) 油滤或磁性螺塞收集的金属屑量在规定的范围内;

　　4) 齿轮接触印痕在可接受范围内。

　　b) 最大连续功率和转速：应以最大功率和转速运转 1h，减速器滑油温度和流量应满足设计要求，全系统部件工作正常。

　　c) 最大额定扭矩运转：减速器在其最大额定扭矩下运转 5min，全系统部件应无损伤且功能、性能正常。

　　d) 传动系统持久试车：按飞艇型号规范中最大连续飞行时间的 1.5 倍进行。

　　e) 重要动部件可进行疲劳试验，根据其载荷谱确定寿命。

　　6.2.2.8 涵道转向功能性验证试验

　　涵道转向分系统功能性验证试验要求如下：

　　a) 转向系统应进行充分的地面试验，以确定转向系统的工作性能是令人满意的，没有不适宜的工作和特性;

　　b) 验证转向锁紧装置的工作可靠性;

　　c) 验证发动机以所有使用的状态下工作时，螺旋桨可分别偏转到限定的角度极值;

　　d) 发动机以某一状态稳定工作(推荐慢车状态)，转向系统偏转到限定的最大角度，人为的设置超角度偏转信号，验证转向系统转向故障保护可靠性;

　　e) 发动机以某一状态稳定工作(推荐慢车状态)，转向系统偏转到一定角度时，进行转向系统双余度转换试验，验证辅助装置工作可靠性。

　　6.2.2.9 防火系统验证试验

　　飞艇防火系统试验主要进行火警探测及告警试验验证，应符合 HB 7253-1995 中 4.2.2.2 的要求。

　　6.2.2.10 发动机状态指示试验

　　除非使用部门另有规定，在每次动力系统试验时，状态指示系统各部件应呈工作状态。同时技术文件应给出各参数传感器的测量范围、信号采集的方式及相应频率，并应按具体型号规范的要求进行标定。动力系统所有要求的地面试验都应在状态指示系统工作情况下进行。

　　6.2.2.11 燃油验证试验

　　燃油分系统试验验证要求符合 HB 8585 的规定。

　　6.2.3 飞行试验

　　通过下列飞行试验验证动力系统是否满足第 4 章和第 5 章的要求：

　　a) 动力系统正常状态下的飞行试验。

　　b) 动力系统极限工作状态的飞行试验：

　　1) 发动机大功率爬升状态的通风冷却试验;

　　2) 飞艇升限高度的动力系统性能试验;

　　3) 极限飞行姿态下的动力系统功能及性能试验;

　　4) 转向系统应急状态功能试验;

　　5) 若有必要，对载人飞艇应进行发动机空中再起动试验。