直升機燃油系統氣塞現象的適航性設計及驗證方法研究

董宏清，尹 晶，顧 新

( 中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

直升機燃油系統氣塞現象的適航性設計及驗證方法研究

董宏清，尹 晶，顧 新

( 中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

適航條款CCAR2729.961條要求直升機應通過試驗驗證其在熱氣候條件下正常工作的能力。通過對適航要求及驗證方法的研究，提出了燃油系統設計及符合性驗證的建議及指南，為后續型號設計及適航驗證工作提供參考。

燃油系統；氣塞；熱油；適航

0 引言

直升機燃油系統中的燃油會吸收或釋放出一些空氣或燃油蒸汽，當燃油系統向發動機供油時，燃油中分離出來的空氣和燃油蒸發的油氣在燃油管路中產生大量的空氣泡和蒸汽泡，這些蒸汽泡和空氣泡還可能聚集起來，影響燃油系統向發動機正常供油，甚至造成供油中斷，從而導致發動機工作不穩定，甚至間斷或停車。這種由于燃油系統供油時燃油油氣或空氣混合物導致發動機正常工作改變的現象，通常稱為氣塞現象[1]。

由于氣塞現象容易導致直升機發生飛行安全事故，因而引起了人們的高度關注。美國聯邦航空局(FAA)、中國民用航空局(CAAC)等針對航空器燃油系統提出專門的適航條款27.961和29.961條“燃油系統在熱氣候條件下的工作”，要求采用抽吸式燃油系統和其它易形成油汽的燃油系統的直升機，應通過試驗驗證能夠在形成油氣最臨界條件下正常工作。

1 適航條款要求

1.1 適航條款背景及修訂情況

1964年，美國聯邦航空局(FAA)在原民用航空規章CAR6(正常類旋翼航空器)、CAR7(運輸類旋翼航空器)的基礎上，發布了新版的旋翼航空器的適航規章FAR27(正常類旋翼航空器)、FAR29(運輸類旋翼航空器)。其中，關于燃油系統在熱氣候條件下的工作的適航條款FAR27.961、29.961分別源自CAR6.417、7.417。

1988年10月，FAA經過廣泛征詢意見并深入探討和研究后，對相關適航規章實施了新一輪完善更新，對FAR27、29部等動力裝置相關適航規章進行了修訂(修正案號為：27-23,29-26)。其中，關于27.961、29.961條“燃油系統在熱氣候條件下的工作”也進行了相應的修訂，修訂的內容主要如下：

1)增加了對條款中“臨界工作狀態”的補充說明，指出臨界工作狀態應包括2729.927(b)(1)和(b)(2)款所提出的超功率狀態；

2)由于存在某些燃油系統經驗證“不產生氣塞現象”但是不能完全滿足發動機泵入口要求，因而可能由于泵氣蝕導致過度磨損等不安全的情況，因此，將原條款要求“不產生氣塞現象”修改為“發動機能在合格審定范圍內滿意地工作”，使條款要求更加全面、更嚴格；

3)對原29.961進行簡化，刪除了原條款中對驗證試驗的一些不必要的細節的要求，這些要求可以納入咨詢通告中作為建議的驗證方法，而不必作為規章標準。

1.2 適航條款原文

經修訂后，27.961條與29.961條內容和要求基本相同，條款原文具體如下：

1)27.961條

“對虹吸式燃油系統和其它易形成油氣的燃油系統，必須用試驗表明，在臨界工作條件下(如果適用，還包括第27.927 條(b)(1)和(b)(2)定義的發動機工作狀態)，燃油溫度為110℉(43℃)時，發動機能在合格審定范圍內滿意地工作。”[2]

2)29.961條

“對虹吸式燃油系統和其它易形成油氣的燃油系統，必須表明在下述條件下能良好運行(在合格證限制范圍內)：即在臨界運行狀態下，包括由第29.927 條(b)(1)和(b)(2)定義的發動機運行狀態的適用情況，在形成油氣的最臨界溫度下使用燃油。”[3]

中國民用航空局(CAAC)頒發的旋翼航空器適航規章CCAR-27部《一般類旋翼航空器適航規定》、CCAR-29部《運輸類旋翼航空器適航規定》中，也制定了關于燃油系統在熱氣候條件下工作的適航條款，即27.96129.961條。1988年發布的原版條款CCAR27.96129.961條等同于FAR原始版要求，而2002年發布的經修訂的R1版條款則等同于1988年修訂后的FAR條款。

1.3 適航要求簡析

本條款是針對燃油系統在形成油氣最臨界條件下的供油能力的要求，具體包括以下幾方面：

條款適用對象：抽吸式燃油系統，或者其他易形成油氣的燃油系統；

條款要求：要求燃油系統在最臨界的工作狀態下，在形成油氣最臨界的燃油溫度(43℃)下，發動機能在合格證限制范圍內良好地運行，包括不產生氣塞現象。

驗證方法：必須通過飛行試驗進行驗證，即熱油飛行試驗，模擬直升機在燃油溫度達到43℃的條件下進行最臨界工作狀態的飛行。

2 燃油系統的油氣及氣塞現象

由于航空燃油具有易揮發性和空氣相容特性，因此直升機燃油系統中通常會含有一定的燃油蒸汽和空氣，當燃油系統的溫度及外界氣壓變化時，燃油系統中的燃油會相應地吸收或釋放一定的燃油蒸汽和空氣，直到燃油系統中空氣及燃油蒸汽壓力與大氣壓力相等。

直升機燃油系統向發動機供油，特別是采用抽吸式供油時，發動機燃油泵入口處容易形成負壓，溶解在燃油中的氣體釋放。當發動機燃油泵入口處釋放的氣體聚集到一定量時，就會產生氣蝕現象，造成發動機工作不穩定。燃油系統中分離出來的空氣和燃油蒸發的油氣在燃油管路中產生大量的空氣泡和蒸汽泡，生成的大量蒸汽泡和空氣泡達到一定量時可能聚集起來，占據整個工作腔，造成供油中斷，從而導致發動機工作不穩定，甚至間斷或停車,引發飛行安全事故。這種由于燃油系統供油時燃油油氣或空氣混合物導致發動機不正常工作的現象，即為氣塞現象。

業內常用汽液比(V/L)定義在某一溫度下，處于平衡狀態的汽相體積(包括空氣和燃油蒸汽)和液相體積(溶解了空氣的液體)之比。根據燃油的汽液比計算公式[4]：

式中：OC—在溫度為t[℃]時的奧斯特瓦爾德系數(即一定溫度和壓力下，當汽液兩相平衡時，單位液體中所溶解的氣體的體積)；P1—燃油箱在初始條件下的絕對壓力，KPa；Pf—發動機入口最終條件下的絕對壓力，KPa；PTVP—溫度為t時的燃油真實蒸汽壓力，KPa；t—發動機燃油入口處溫度，℃。

可知：燃油中汽液比與燃油溫度、發動機入口最終條件下的絕對壓力、燃油箱初始條件下壓力與發動機入口最終壓力差值(系統壓力損失)以及燃油真實蒸汽壓力和奧斯特瓦爾德系數值等因素相關，而其中燃油真實蒸汽壓力及奧斯特瓦爾德系數則是燃油自身的屬性，與燃油牌號相關。

綜合上述分析，直升機燃油系統的設計(包括燃油牌號，燃油供油方式及燃油系統的壓力損失)與外界條件(包括外界氣壓和燃油溫度)構成了燃油系統氣塞現象形成的兩大方面因素。但是，直升機進行機動過載飛行或最大速度爬升時，所需燃油流量較大，對于燃油中存在油氣更為敏感，也更容易發生氣塞現象。因此，直升機產生氣塞現象的影響因素主要包括：燃油牌號、供油管路的阻力損失、燃油溫度、最大燃油負壓頭、飛行高度、燃油流量、直升機爬升速度、機動飛行產生的過載。

3 適航要求對燃油系統設計的考慮和建議

直升機燃油系統按照供油方式一般可分為發動機抽吸供油和增壓供油兩類。根據氣塞現象的形成原理，抽吸式燃油系統極容易形成燃油系統的負壓頭，從而導致氣塞現象發生。因此，適航條款中也明確規定了，抽吸式燃油系統必須考慮本條款要求。而對于增壓供油系統，因為一般很難發生氣塞現象，則通常不必考慮本條款的要求。然而條款提出對于其他易于形成油氣的燃油系統，也應該考慮本條款的要求，并進行驗證。因此，對于增壓式燃油系統必須分析其燃油系統設計是否易于形成油氣，如以下幾點設計：

1)在燃油系統中，存在一個允許油汽積聚的高點位置，使燃油系統的油氣以及原本溶解于燃油系統的空氣及其它氣體在此高點積聚，當發動機工作時，導致發動機供油中斷，引發氣塞現象；

2)發動機燃油進口壓力相對燃油箱壓力是負值，這是由于增壓泵壓力低或燃油系統壓力損失大(但仍在燃油壓力限制以內)之故。

3)機體增壓泵實際沒有浸入燃油中，以致系統的一部分變成抽吸式。

4)泵流量相對于容量較低的增壓系統很難發生氣塞，但以下兩種情況下仍會發生：

① 如果燃油泵是帶內旁路的正排量式油泵，而且泵容量大大超過系統要求，泵內的極度再循環可能顯著地提高局部燃油溫度，導致泵氣蝕；

② 并聯泵系統，一個泵提供大部分燃油量，另一個泵成“空載”泵，僅提供可能被忽視的小部分燃油。“空載”泵由于燃油會如①所述的那樣產生極度再循環，可能遭受氣塞和氣蝕。

綜合上述分析，可以根據適航條款要求給出以下對直升機燃油系統設計的建議：

1)應對燃油系統出口(即發動機入口)的汽液比值進行計算，評估是否滿足發動機汽液比參數的限制要求；

2)應盡可能減小燃油系統的壓力損失(包括管路的壓損和設備的壓損等)，并對燃油壓損進行計算和測量，確保滿足發動機入口壓力要求；

3)應檢查系統設計是否存在容易引發氣塞現象的以上4點問題。

4 適航符合性驗證方法研究

4.1 適航要求分析

根據條款要求，燃油系統在臨界工作狀態下，形成油氣最臨界的溫度下，發動機能在合格審定的范圍內滿意地工作。

1)形成油氣最臨界的溫度

雖然在同樣的氣壓下，使用較熱燃油會導致更多的油汽形成，但FAR27部規定采用110℉，即43℃，FAR29部咨詢通告也推薦使用該溫度。

2)臨界工作狀態下

在本條款中，是指在形成氣塞現象或導致嚴重油氣發生的最臨界的工作狀態。當直升機處于燃油最大負壓頭或所需燃油流量較大的工作狀態時容易引發氣塞現象，即為最臨界工作狀態，如：飛行升限高度飛行，最大爬升速度，大機動飛行，大功率及最大扭矩狀態等。

3)發動機能在合格審定的范圍內滿意地工作

FAA將原條款的“不產生氣塞現象”，修訂為“發動機能在合格審定的范圍內滿意地工作”，要求燃油系統應在上述臨界條件下，確保發動機不發生氣塞現象，且燃油供給不能超過發動機的燃油入口要求，發動機各工作參數也應在規定的范圍之內。

4.2 適航符合性驗證指南

4.2.1 試驗條件

試驗燃油應加熱到至少43℃，如果直升機沒有限定使用燃油牌號，則試驗所用燃油應在43℃條件下，具有最高真實蒸汽壓力(TVP)[1]。

燃油應盡可能迅速加熱，因為加熱時間太長，汽化發生時間更長，會導致試驗結果不偏于保守。同樣地，加熱燃油在目標溫度以上，然后允許燃油冷卻到大氣溫度，這樣大大地導致“雷德”汽壓下降，并且使試驗不偏保守。[1]

如果試驗在低溫環境下進行，燃油管路、燃油箱等必須保溫，以確保燃油進口溫度和熱氣候情況下的進口溫度大致一致，這應通過測量發動機進口燃油溫度予以證實。

燃油的油面應該是符合試驗安全的最低油面，因為：29.955(a)(2)要求在低油面條件下具有足夠的燃油流量；此外，條款提出了“在臨界工作狀態”下驗證熱燃油良好工作的規定，此規定是指在最大爬升率和最大燃油負壓頭下的驗證，最大燃油負壓頭在最低油面時產生。

4.2.2 試驗程序要求：

1)機動飛行試驗，最大功率爬升到某一選擇的中等飛行高度,并在這一高度進行下述各種機動飛行：

① 低功率下降并迅速過渡到起飛功率；

② 用類似于飛行應變測量的載荷系數，轉彎和變距拉起；

③ 對具有30min和(或)2.5min一臺發動機不工作額定功率的多發旋翼航空器，從低功率到發動機最大功率做單發快速加速飛行，接著以一臺發動機不工作的30min功率進行巡航飛行。

2)使用升限飛行試驗，即爬升至最大使用升限，并在此高度上重復進行上述機動飛行試驗中的①～③。

除過渡狀態和下降狀態外，所用的可用功率應與海平面晝間溫度37.8℃和每1000m壓力高度溫度下降6℃的功率相當。

4.2.3 試驗判據

整個試驗期間發動機工作應該是正常的，即無喘振、失速、熄火等，并且發動機燃油輸入不應當超出要求。

4.3 AC313直升機熱油試驗驗證實例分析

4.3.1 AC313直升機燃油系統介紹

AC313直升機為中國直升機設計研究所研制的13噸級中大型運輸直升機，于2012年1月5日完成適航取證，取得民用航空器型號合格證。AC313直升機裝配了3臺PT6B-67A發動機，其燃油系統分三組裝配了8個燃油箱：其中1、2號油箱為前組，供給1號發動機；3、4、5號油箱為中組，供給3號發動機；6、7、8號油箱為后組，供給2號發動機和APU發動機。AC313直升機三臺發動機的燃油系統相互獨立，并且每臺發動機分別裝有2臺燃油增壓泵。由于發動機自吸油能力較強，AC313直升機手冊中規定在4500m高度以下允許不開泵飛行，飛行高度達到4500m時才強制要求打開燃油增壓泵。因此，AC313直升機存在著兩種供油方式，即在4500m以下高度，為發動機抽吸供油方式；4500m以上時，為增壓供油方式。根據CCAR29.961條要求，AC313直升機應進行熱油飛行試驗，以驗證當采用發動機抽吸供油方式時，燃油系統在熱氣候條件下能夠給發動機提供適當的燃油，滿足發動機正常工作需要。

4.3.2 試驗情況介紹

根據局方審查代表要求，為考核出最臨界的氣塞狀態，AC313直升機進行熱油試驗時，應以抽吸供油方式進行到最高使用升限高度或達到燃油低壓告警或其它異常狀態。AC313直升機共進行了3次熱油飛行試驗以驗證適航符合性，3次熱油試驗的情況見表1。

4.2.3 試驗結果及驗證符合性分析

以上三次熱油試驗，均選取供油最為臨界的1號發動機燃油系統作為熱油試驗對象，1號發動機供油油箱(即前組油箱)試驗前裝載600kg油量，以滿足試驗所需油量的最低油面要求。

三次試驗時，發動機入口燃油溫度均達到60℃，遠大于條款規定的43℃，滿足適航條款規定的燃油溫度。試驗采用專門的燃油加熱設備，通過熱水循環加熱的方式加熱燃油，避免直接加熱燃油帶來的安全隱患。

表1 AC313直升機燃油系統熱油試驗情況介紹

三次熱油試驗的內容及結果分別如下：

1)第一次試驗，采用增壓供油方式，飛行高度達到了6000m，并進行了加減功率、左右轉彎、俯沖拉起等機動動作飛行。在整個飛行過程中，發動機入口燃油壓力滿足發動機的要求，發動機無喘振、失速、熄火等異常現象，發動機工作正常。

2)第二次試驗，采用發動機抽吸供油方式，飛行高度達到了4500m，并進行了加減功率、左右轉彎、俯沖拉起等機動動作飛行。在整個飛行過程中，發動機入口燃油壓力滿足發動機的要求，發動機無喘振、失速、熄火等異常現象，發動機工作正常。

3)第三次試驗，采用發動機抽吸供油方式，飛行高度達到了5900m。從地面爬升至高度5800m飛行試驗過程中，發動機入口燃油壓力滿足發動機的要求，發動機無喘振、失速、熄火等異常現象，發動機工作正常；在爬升至5900m高度時，1發燃油壓力低告警，并導致發動機停車，未能完成加減功率、左右轉彎、俯沖拉起等機動動作的飛行。

根據上述三次試驗可以看出，AC313直升機進行了3次熱油試驗，試驗條件均滿足適航要求；第1次試驗，完成了增壓供油方式的使用升限飛行試驗；第2次試驗，完成了抽吸供油方式的使用升限飛行試驗，并可作為中等高度的機動飛行試驗；第3次試驗，完成了抽吸供油方式下的最大爬升試驗，并驗證出了發動機抽吸供油時最大的飛行高度。綜合三次試驗，完成了適航條款中要求的形成油氣最臨界溫度下的臨界的工作狀態的驗證，可以表明AC313直升機能夠在熱氣候條件下進行最臨界的工作，不會發生氣塞現象或其它故障狀態，滿足適航要求。

4 總 結

本文從條款的內容出發，通過對燃油系統氣塞現象的形成原理及影響因素進行分析，深入分析了直升機關于氣塞現象相關的適航要求，據此提出了燃油系統的設計建議和考慮，并結合AC313直升機驗證實例，提出了直升機燃油系統耐油氣的熱油試驗的符合性驗證方法指南，對于民用直升機燃油系統設計及適航條款驗證具有一定的指導意義。

[1] 中國民航沈陽航空器適航審定中心.美國聯邦航空局運輸類旋翼航空器適航規定咨詢通告[S].2010.

[2] 中國民用航空局.正常類旋翼航空器適航規定[S].2002.

[3] 中國民用航空局.運輸類旋翼航空器適航規定[S].2002.

[4] 葉寧武.燃油系統汽液比計算方法[J].直升機技術，2009(1):27-30.

Study of Airworthiness Design and Verification Method on Vapor Lock of the Helicopter Fuel System

DONG Hongqing, YIN Jing, GU Xin

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

The airworthiness regulation CCAR2729.961 of helicopters require that the helicopter should be demonstrated that it can operate well in hot weather by tests. On the basis of the research on airworthiness requirement and means of compliance, the suggestion and guidance of fuel system designing and compliance was proposed。

fuel system; vapor lock; hot fuel; airworthiness

2015-09-21 作者簡介：董宏清(1987-)，男，江西省萬年縣人，本科，工程師，主要研究方向：適航技術與取證管理。

1673-1220(2016)02-045-05

V233.2；V221+.91

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