民用飛機機身燃油管路適墜性適航要求和驗證方法研究

朱德軒 葛 銳 卞 剛 周 偉∕ZHU Dexuan GE Rui BIAN Gang ZHOU Wei

(上海飛機設計研究院，上海201210)

民用飛機機身燃油管路適墜性適航要求和驗證方法研究

朱德軒 葛 銳 卞 剛 周 偉∕ZHU Dexuan GE Rui BIAN Gang ZHOU Wei

(上海飛機設計研究院，上海201210)

民用運輸類飛機機身內燃油管路系統的適墜性設計是提供飛機在墜撞情況下的安全性和乘員生還率的重要技術。通過對相關適航規章立法背景的研究以及行業實踐，總結分析了條款的適航要求，形成了機身燃油管路的適墜性設計指南和符合性驗證方法。

民用飛機；燃油系統；燃油管路；適墜性

0 引言

隨著民用航空技術的不斷發展，以及民航客機運營體系的不斷完善，民用飛機的安全性水平日益提高。根據國際航空運輸協會(IATA)2015年的分析報告，近年來噴氣類民航客機發生事故造成乘員死亡的概率大約穩定在五百萬分之一，即每運輸五百萬人次乘客發生一次乘員死亡[1]。

盡管如此，每一次空難仍然牽動全球億萬人的神經，引發全社會輿論對航空安全的高度關注。NASA曾開展了一項對美國民用飛機重大事故的統計分析[2]，結果表明雖然在全部重大事故中，只有22%的事故最終發生了火災，但這些事故造成的死亡人數卻占到了總遇難人數的75%。而且，這22%的事故中有近一半是發生在飛機著陸階段。如何避免應急著陸后失火是提高整機適墜性，增加乘員生還率的重要手段。

相對于燃油箱，布置于機身內的發動機(APU)供油管路的適墜性設計更需要引起重視。這些燃油管路通常布置在客艙下部的臨近區域，如在墜撞過程中受到沖擊破裂，泄漏燃油很可能起火。火災本身可能在短時間內威脅客艙乘員的安全，且其引發的濃煙也會給緊急撤離增加難度甚至直接造成乘員窒息死亡。

國際上，自上世紀60年代適墜性問題引發關注以來，工業方和審查方開展了大量的部段試驗乃至全機飛行墜撞試驗研究，分析機身結構、燃油系統部件和管路在墜撞過程中的動態響應和相互作用規律，以期掌握包括燃油管路的適墜性設計指南[3-4]。這一系列研究結果表明，由于大型民用客機的巨大尺寸導致機身各處在復雜墜撞情況下的響應極不一致，無論是通過試驗還是計算，都無法準確地定義飛機結構破壞級別和飛機墜撞工況之間的關系，也無法準確定義燃油管路的動態響應和破壞情況。

在國內，民用大型飛機機身燃油管路適墜性設計和適航驗證更是處在探索階段，本文擬通過對相關適航規章立法背景的梳理和研究，明確條款的適航要求，總結形成一套較為普適的機身燃油導管的適墜性設計指南和符合性驗證方法。

1 條款要求分析

美國運輸類飛機適航規章14CFR 25中，機身燃油導管適墜性要求相關條款有25.993(f)和25.994條款[5-6]。

1.1 條款要求

25.993(f)：機身內每根燃油導管的設計和安裝，必須允許有合理程度的變形和拉伸而不漏油。

25.994：必須對發動機短艙內或機身內的燃油系統部件進行保護，以防止在有鋪面的跑道上以25.721(b)條款所規定的各種工況進行機輪收起著陸時，發生燃油噴濺足以造成起火的損壞。

1.2 立法背景和演變過程

適航規章中對于機身燃油導管的適墜性要求源于1965年的鹽湖城事故。1965年11月11日，一架波音727飛機，由于飛行員操作失誤在鹽湖城機場著陸過程中墜毀起火。飛機觸地后，右主起落架超載向上刺穿機身燃油管路，造成燃油泄漏引發客艙起火，以致機上91名乘員中43名喪生。美國國家交通運輸安全委員會對事故進行了調查，指出這是一次可生還的事故，即死亡的絕大部分乘員在墜撞沖擊過程中并沒有受到致命傷害，而是死于墜撞之后的火災[7]。

鹽湖城空難后，FAA在1967年同時增加25.993(f)和25.721(d)，從機身燃油導管的適墜性設計和起落架系統的破損安全設計兩個方面來提高整機的適墜性設計水平。

1970年，FAA再次發出修正案對25.721條款進行了調整，并增加25.994條款，進一步明確輕微墜撞著陸時對燃油系統部件和管路的適墜性設計要求，設計需避免危險量燃油泄漏造成著火的危害。

2014年，在航空立法咨詢委員會ARAC連續多年的協調下，FAA最終明確了25.994條款中考慮的輕微墜撞著陸工況與25.721保持一致，其飛機垂直下降率為5ft/s。

從立法過程可以看出，燃油導管適墜性條款的演變和起落架系統的25.721條款關系異常緊密。三個條款的歷史演變過程如圖1所示。

圖1 條款演變歷程

1.3 25.993(f)條款要求分析

通過對立法背景的分析可以明確，25.993(f)條款關注的是機身燃油導管的適墜性，要求機身燃油導管本身具有合理程度的柔性和變形能力，來防止在飛機墜撞過程中發生燃油泄漏而引發火災。在飛機墜撞情況下，位于機身內的燃油導管可能承受的變形和拉伸主要包括：如鹽湖城事件中起落架超載后對導管的沖擊作用，導管附近結構變形對導管的剪切作用，機身結構大變形對導管的拉伸作用等。

識別條款要求的幾個關鍵點是：

1)機身內的定義

根據FAA的15號修正案和AMC 25.963(d)[8]，“機身內”的定義不僅僅包括客艙、貨艙等增壓區，也包括所有那些無法與載人艙通過耐火屏蔽層進行物理隔絕的區域。因為從適墜性防范火災的角度，所有這些區域內管路發生破裂漏油都會直接威脅乘員生命。

2)燃油導管的定義

業界實踐中，機身燃油導管通常采用雙層套管設計。其內管為實際輸運燃油的供油管，如內管發生破裂漏油，泄漏液體會包容在外套管中，并通過一定的排液措施排放至機體外。在15號修正案中，也明確了外套管是防護漏油影響的設備，而不是防止漏油的設備。套管的設計要求應按照25.863可燃液體防火來確定，而不屬于本款的適用范圍。

3)合理程度的定義

條款及其相關解釋材料沒有給出“合理程度”的定量指標。

條款中“合理程度”的要求可解讀為在一種可生存墜撞工況下燃油導管應滿足的變形能力。這種墜撞過程中大部分乘員沒有因為墜撞沖擊力死亡。AC25-8《輔助燃油系統的安裝》指出可生存墜撞工況應比輕微墜撞工況更嚴酷：早期25.561條款中曾規定飛機應急著陸工況的垂直下降速率為5 ft/s[9]，但是對實際飛機事故研究發現，大量事故中飛機垂直下降速率超過5 ft/s，但仍有乘員幸存。

20世紀80年代，洛克希德公司和FAA聯合完成的一項對大型民用飛機燃油系統適墜性的研發研究表明：在基于沒有地面障礙物/突出物的墜撞假設下，垂直下沉速率22ft/s，0°俯仰角的墜撞很有可能引起機身外殼破裂，可視為超出適墜性范圍[10]。盡管如此，也有研究方對上述參數建議提出異議：對民航運營事故的分析顯示生還率和垂直下沉速率并沒有直接關聯。在真實的墜撞事故中，下降率僅是影響生還率眾多復雜因素之一。

因此，目前業界對于可生存墜撞仍沒有明確的指標定義，具體每個機型適用的可生存墜撞條件仍需個案定義。

對“合理程度”的另一個解讀思路是借鑒25.1703條款立法過程中的要求。25.1703要求“從機身主電源電纜(包括發電機電纜)的設計和安裝必須允許合理程度的變形和拉伸而不會失效。”FAA在立法過程中給出解釋：制定該條款的原因與25.993(f)款相同。即燃油管路或電源電纜未徹底斷開的情況下，存在機身結構可能發生部分分離或破壞的情況。允許一定量的拉伸將有助于將機身內燃油引起的火警概率降至最低，25.1703條款建議將“合理程度的變形拉伸”定義為電纜長度的10%左右。因此，對于機身燃油導管變形能力的要求也可參考25.1703條款。

1.4 25.994條款要求分析

現行的25.994條款明確地給出了需考慮的工況為25.721(b)條款中定義的輕微墜撞工況。這種工況下飛機操作可控，機輪全部收起，在有鋪面的跑道上著陸，垂直下降率控制在5 ft/s之內。在這種情況下，要求對位于發動機短艙或機身內的燃油系統部件(包括管路在內)進行保護，以免噴濺足量的燃油從而構發起火的危險。

從立法目的上來說，25.994條款更側重于機身結構的燃油系統部件和管路的保護。即燃油系統部件和管理應避免布置在飛機墜撞損毀區，而應該布置與機身主結構附近以受到足夠保護。同時，通過設計成盡可能減少可能的燃油泄漏量，并對泄漏燃油和點火源/潛在點火源進行隔離設計，降低起火風險[11]。

2 機身燃油導管適墜性設計指南

在初期應充分考慮飛機機身燃油管路的適墜性設計，包括全機布局、管路安裝布置、管路材料選用等。

2.1 全機設計保證的考慮

1)管路布置區域

從飛機全機角度，在應急著陸狀態下，位于飛機機腹的龍骨梁結構可吸收著陸沖擊力，并減少飛機刮蹭過程對包括燃油系統在內的飛機各系統的破壞。因此，機身腹部區域的結構可能因巨大沖擊能量而變形破壞，通常認為位于機腹最底部為高風險的墜撞損毀區，其典型的變形形式如圖2所示[10]。在飛機總體設計初期，應對墜撞損毀區進行定義，燃油管路的布置應盡可能遠離這些區域，以避免結構變形導致管路嚴重受損甚至破裂。

圖2 墜撞條件下典型機身段下部變形

2)起落架系統設計

起落架系統設計應具有應急斷離銷設計，在飛機大速度著陸起落架超載的情況下，確保起落架結構和機身脫離，避免沖擊燃油管路。

3)燃油切斷措施

應在燃油管路出油箱口附近設置切斷閥以按需切斷燃油供應，避免燃油管路破裂后持續不斷燃油泄漏的危險。對于機身內存在發動機供油管的情況，應在相關手冊中要求飛行員在應急著陸后及時切斷燃油供應。對于APU供油管路和轉輸油管路，則應盡可能避免在著陸階段使用這些管路，以使切斷閥始終保持在關位。

2.2 管路安裝布置的考慮

1)管路布置的保護

燃油管路應盡可能布置在飛機主結構附近，如貨艙三角區等，以避免受結構大變形的影響。行業實踐中，燃油管路也通常布置于客艙地板夾層，但應特別注意在管路穿過地板梁減輕孔時需提供足夠的間隙防止應急著陸中地板變形對管路造成破壞。

2)管路布置余度

燃油管路應避免完全布置成直線狀，應適當增加彎管設計。彎管可為管路提供相當程度的延展變形能力。尤其在一些潛在的機身斷裂點或預計發生大變形區域的附近，應布置彎管或采用其它柔性設計，并配合弱連接支架等允許管路發生局部大變形[12]。

3)管路接頭

管路接頭在管路拉伸變形時是薄弱環節，應盡可能少使用接頭以提高管路整體變形能力。尤其應避免使用帶90°彎的連接接頭，其承受變形能力最弱，如圖3所示。對于金屬管，應采用柔性接頭，以允許兩側管路有一定程度的軸向或角度變形。

圖3 90°彎連接接頭

4)管路安裝的其它通用標準

管路的安裝還應依照通用的燃油系統管路安裝標準[13-14]。所有的管路應具有支撐；管路應與附近操縱鋼索、機身結構、導線具有足夠間隙，避免相互摩擦；避免將燃油管路布置在高溫熱源或電纜附近，確實無法避開電纜時，也應合理布置使可能泄漏的燃油不會滴落在導線上。

2.3 管路材料選用的考慮

管路建議使用具有鋼絲編織加強層的軟管或者具有一定厚度的不銹鋼管。具有鋼絲編織加強層的軟管具有較強的抗沖擊能力和拉伸性能。若采用不銹鋼管，則燃油導管的布置設計以及連接件的選用應考慮隨結構變形可適當伸長移動，從而防止在強烈拉伸或剪切載荷下發生失效。不建議使用鋁合金導管，相對于不銹鋼管和軟管，鋁合金管路更易被拉伸破壞，抗沖擊能力也較弱。

3 符合性驗證方法

3.1 設計說明

從布置、安裝、連接等角度對機身燃油導管的適墜性設計特征進行設計說明。進一步，可從機身結構的保護作用、燃油系統設計及防火設計三個方面出發，分別按防止燃油泄漏、控制泄漏量、隔離泄漏燃油這三步來說明符合性。

3.2 計算分析

對應合理程度的兩種解讀模式，計算分析也存在兩種思路。

1)強度分析法

首先定義可生存墜撞工況，再進行可生存墜撞情況下機身結構變形強度分析得到結構變形情況。對于金屬燃油導管構型，可通過燃油導管強度應力分析以驗證燃油導管不會破裂漏油。

2)工程分析法

通過工程分析，表明管路全局布置時已經考慮并具有一定程度的布置余量。

3.3 沖擊試驗

通常用于軟管的符合性驗證。通過地面沖擊試驗，驗證在起落架超載沖擊或其它各種墜撞條件下軟管具有足夠變形能力并保持完整。

試驗可分兩步。首先開展軟管段試驗，選用一典型長度的軟管開展系列拉伸和沖擊試驗，以得到軟管的變形性能。然后，基于軟管段試驗結果和飛機結構適墜性強度分析結果，開展局部或全長軟管管路的沖擊試驗，應輔以一定的計算分析表明該試驗段和試驗條件的選擇可覆蓋最嚴酷工況。

試驗驗證可采用地面沖擊試驗的形式，具體試驗標準可按照飛機具體情況制定。試驗中軟管應采用機上典型的安裝形式進行固定，必須對軟管進行增壓以模擬真實的飛機使用情況。試驗中燃油管路應滿足預設變形條件且不發生燃油泄漏。

3.4 相似性分析和服役經驗分析

與前續機型的相似性設計說明，前續機型的服役經驗也可作為表明符合性的重要證據。

4 結論

飛機適墜性設計的目的是提高飛機在墜撞條件下乘員的生還率。機身燃油導管的適墜性設計是全機適墜性設計的重要環節。

本文討論并分析了相關適航條款的要求，目前，適航要求中明確了燃油導管適墜性設計的最低要求：導管設計需要考慮飛機輕微墜撞條件。同時，基于飛機的具體特征，申請人也需要和審查方共同確定更嚴酷的可生存墜撞條件，并表明導管的適墜性。

本文同時總結形成了機身燃油管路設計指南和適航驗證方法，供民用運輸類飛機燃油系統研制參考使用。

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Research on the Crashworthiness Airworthiness Requirement and Compliance Method for Civil Airplane Fuselage Fuel Line

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

The crashworthiness design of fuselage fuel line system for civil transport airplane is critical to enhance the airplane safety and increase passenger survivability during crash condition. By analyzing the legislation history for related regulations and industry practice, this paper summarizes the airworthiness requirement, and forms the crashworthiness design guideline and compliance method for fuselage fuel line.

civil aircraft; fuel system; fuel line; crashworthiness

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.04.014

V228

A