民機引氣系統對25.1438適航條款的符合性方法研究

王重

【摘 要】本文對不同地區適航當局的25.1438適航條款進行比較，并結合典型的引氣系統案例，對條款驗證時的驗證和破壞壓力試驗工況進行了分析和確定，并給出了試驗驗證的一般方法。

【關鍵詞】適航；25.1438；引氣系統；驗證壓力；破壞壓力

0 引言

民用飛機在設計中需要考慮適航性，適航性是指民用航空器在預期的服役使用環境中和使用限制下，飛行的安全性和物理完整性的一種品質。這種品質要求航空器始終處于保持符合其型號設計標準和始終處于安全運行狀態，以保持乘坐飛機出行和自駕飛機飛行的人們可接受的安全水平。適航性的直接要求是適航規章，民用飛機在設計時需遵循適航規章的要求。25.1438條款是適航規章第25部運輸類飛機適航標準中的條款之一，它的主要內容是民用飛機機載增壓系統和氣動系統的元件的耐壓試驗要求。

引氣系統是民機的機載系統之一，它的主要功能是從飛機發動機、輔助動力裝置、地面氣源車進行引氣，為機上空調、客艙壓力調節、機翼和發動機進氣口防冰提供高壓氣體。引氣系統是一個典型的機載氣動系統。因此引氣系統在設計時需滿足25.1438條款的要求。

本文從不同地區適航當局的條款要求比較出發，結合案例就引氣系統對25.1438條款的符合性方法進行研究和分析，并得出引氣系統各部件在設計時需滿足的耐壓需求。最后給出試驗驗證的一般方法。

1 25.1438條款要求比較

不同地區適航當局提出的25.1438條款要求存在差異。中國民航局發布的CCAR25.1438條款規定[1]：

（a）增壓系統元件必須分別進行壓力值為最大正常工作壓力2倍的破壞壓力試驗和1.5倍的驗證壓力試驗。

（b）氣動系統元件必須分別進行壓力值為最大正常工作壓力3倍的破壞壓力試驗和1.5倍的驗證壓力試驗。

（c）可以用分析或分析和試驗相結合的方法，來代替本條（a）或（b）要求的各項試驗，條件是適航當局認為該方法與所要求的試驗等效。

美國聯邦航空管理局發布的FAR25.1438條款規定與CCAR25.1438完全一致。

相比之下，歐洲航空安全局發布的CS25.1438條款規定則有所不同，它對增壓系統元件和氣動系統元件不做區分，另外驗證壓力試驗和破壞壓力試驗的試驗工況不僅需要考慮正常工作狀態，還需考慮不同概率下的非正常狀態。不同工況下的驗證和破壞壓力試驗值如表1[2]。

2 引氣系統驗證案例

引氣系統是民機的機載系統之一，在設計中需滿足25.1438條款的要求。在進行25.1438條款符合性驗證工作時，應從系統的工作原理和工作場景入手，從各工況中選擇出最終的驗證和爆破壓力試驗工況。

該案例中引氣系統可從發動機的高壓級或低壓級引氣口進行引氣。當高壓活門打開時，引氣系統從高壓級引氣，單向活門在高壓引氣壓力的作用下關閉；當高壓活門關閉時，引氣系統從低壓級引氣，單向活門在低壓級引氣壓力作用下開啟。無論是在高壓級引氣還是低壓級引氣狀態下，引氣均會通過壓力調節活門的調節，引氣調節之后供給下游用戶。

本案例中我們可假設如下條件：

（a）在所有發動機工作狀態下，高壓級引氣口處的最大引氣壓力為10bar，對應溫度為500℃；

（b）在所有發動機工作狀態下，低壓級引氣口處的最大引氣壓力為4bar，對應溫度為350℃；

（c）當低壓級壓力大于2.5bar時，會自動關閉高壓活門，切換為使用低壓級引氣，此時高壓級引氣壓力為7bar，對應溫度為400℃；

（d）壓力調節活門將引氣壓力調節至最大3bar后供給下游用戶；

（e）高壓活門無法正常關閉的概率為10-5；

（f）壓力調節活門失去正常調節功能的概率為10-5；

（g）單向活門發生逆向進氣故障的概率為10-9。

有了上述案例假設后，則可根據CCAR/FAR/CS25.1438的要求確定系統各部段管路和設備的驗證和破壞壓力試驗工況。

3 CCAR/FAR25.1438要求下的壓力試驗工況確定

根據CCAR/FAR25.1438條款的要求，各部段管路和設備的驗證壓力應為該部段在正常工作狀態下可能暴露的最大壓力的1.5倍；破壞壓力應為該部段在正常工作狀態下可能暴露的最大壓力的3倍。

在本文的案例中，高壓活門及其上游管路可能暴露的最大工作壓力即為10bar，對應溫度500℃。因此高壓活門及其上游管路的驗證壓力試驗工況應為15bar，500℃；破壞壓力試驗工況應為30bar，500℃。

單向活門及其上游管路可能暴露的最大工作壓力即為4bar，對應溫度350℃。因此單向活門及其上游管路的驗證壓力試驗工況應為6bar，350℃；破壞壓力試驗工況應為12bar，350℃。

高壓活門和單向活門下游，壓力調節活門上游的管路及壓力調節活門可能暴露的最大工作壓力即為7bar，對應溫度400℃。因此高壓活門和單向活門下游，壓力調節活門上游的管路及壓力調節活門的驗證壓力試驗工況應為10.5bar，400℃；破壞壓力試驗工況應為21bar，400℃。

壓力調節活門下游管路可能暴露的最大工作壓力即為3bar，對應溫度400℃。因此壓力調節活門下游管路的驗證壓力試驗工況應為4.5bar，400℃；破壞壓力試驗工況應為9bar，400℃。

4 CS25.1438要求下的壓力試驗工況確定

當以CS25.1438條款為要求時，需考慮各故障情況下的各部段管路和設備的暴露壓力。

高壓活門及其上游管路可能暴露的最大正常工作壓力即為10bar，對應溫度500℃。且無其他可能暴露在更高壓力下的故障模式。按照表1，驗證壓力試驗工況為15bar，500℃；破壞壓力試驗為30bar，500℃。endprint

單向活門及其上游管路可能暴露的最大正常工作壓力即為4bar，對應溫度350℃。此時驗證壓力試驗工況為6bar，350℃；破壞壓力試驗工況應為12bar，350℃。當發生單向活門逆向進氣故障時，可能暴露的最大工作壓力為7bar，對應溫度400℃，該場景的發生概率為10-9，按照表1不需考慮驗證壓力試驗，破壞壓力試驗工況為7bar，400℃，小于正常工況。因此最終驗證壓力試驗工況應為6bar，350℃；破壞壓力試驗工況應為12bar，350℃。

高壓活門和單向活門下游，壓力調節活門上游的管路及壓力調節活門可能暴露的最大工作壓力即為7bar，對應溫度400℃。此時驗證壓力試驗工況為10.5bar，400℃；破壞壓力試驗工況應為21bar，400℃。當高壓活門無法正常關閉時，可能暴露的最大工作壓力為10bar，對應溫度500℃，該場景的發生概率為10-5，按照表1，驗證壓力試驗工況為13.3bar，500℃；破壞壓力試驗工況為26.6bar，500℃，大于正常工況。因此最終驗證壓力試驗工況應為13.3bar，500℃；破壞壓力試驗工況應為26.6bar，500℃。

壓力調節活門下游管路可能暴露的最大工作壓力即為3bar，對應溫度400℃。此時驗證壓力試驗工況為4.5bar，400℃；破壞壓力試驗工況為9bar，400℃。當壓力調節活門失去正常調節功能時，可能暴露的最大工作壓力為7bar，對應溫度400℃，該場景發生的概率為10-5，按照表1，驗證壓力試驗工況為9.31bar，400℃；破壞壓力試驗工況為18.62bar，400℃，大于正常工況。當壓力調節活門失去正常調節功能且高壓活門無法正常關閉時，可能暴露的最大工作壓力為10bar，對應溫度500℃，但該場景的發生概率為10-10，按照表1可不再考慮。因此最終驗證壓力試驗工況應為9.31bar，400℃；破壞壓力試驗工況應為18.62bar，400℃。

通過比較可見，以CS25.1438為要求時高壓活門及其上游管路的驗證和破壞壓力試驗工況與以CCAR/FAR25.1438為要求時一致。

以CS25.1438為要求時單向活門及其上游管路的驗證和破壞壓力試驗工況與以CCAR/FAR25.1438為要求時一致。

以CS25.1438為要求時高壓活門和單向活門下游，壓力調節活門上游的管路及壓力調節活門的驗證和破壞壓力試驗工況比以CCAR/FAR25.1438為要求時更為嚴酷。

以CS25.1438為要求時壓力調節活門下游管路的驗證和破壞壓力試驗工況比以CCAR/FAR25.1438為要求時更為嚴酷。

5 驗證和破壞壓力試驗驗證

在確定了驗證和破壞壓力試驗工況后，即可正式通過試驗來驗證產品設計對25.1438條款的符合性。一般使用的試驗方法為以相應工況壓力和溫度對設備和管路內部進行供氣加壓，保持5-10分鐘后，對設備和管路的外觀和泄漏進行檢查。

在驗證壓力試驗后，要求設備和管路不發生任何永久變形，不發生泄漏。在破壞壓力試驗后，要求設備和管路不發生泄漏，但允許發生永久變形。

驗證壓力試驗和破壞壓力試驗的結果即可表明設計對25.1438條款的符合性。

6 結束語

25.1438是引氣系統在設計時應遵循的重要適航條款之一。對于目標為國際市場的民機型號，引氣系統在設計時應優先考慮CS25.1438條款的要求。在確定驗證和破壞壓力試驗工況時，應確保充分考慮了所有可能出現的正常或故障狀態。文中所展示的試驗工況確定方法和試驗驗證方法可為引氣系統設計在對25.1438條款表明符合性時提供指導和參考。

【參考文獻】

[1]中國民用航空局.中國民用航空規章第25部-運輸類飛機適航標準R4[Z].2011-11-07.

[2]European Aviation Safety Agency. Certification Specifications for Large Aeroplanes CS-25 Amendment 10[Z]. 2010-12-23.

[責任編輯：朱麗娜]endprint