民用飛機冷卻降燃方案的局限性研究

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民用飛機冷卻降燃方案的局限性研究

0引言

1996年7月17日，美國環球航空800號班機(TWA 800)因燃油箱點燃發生空中爆炸，機上人員全部遇難。

通過美國國家運輸安全委員會多年的調查研究，發現事故起因是不明點火源引起中央油箱爆炸，鑒于此類飛機(類似波音747)的中央翼燃油箱經常是空的，位于機身內，且油箱下壁板附近有環控系統的高溫組件，散熱效果很差，故在起飛爬升階段油箱內油氣溫度很快進入可燃區間，加之油箱內存在潛在點火源[1-2]，大大增加了燃油箱爆炸的概率，如圖1所示。

最終，FAA通過大量研究認為：傳統的非加熱鋁制機翼油箱的安全性水平可以接受，該類燃油箱的機隊平均可燃暴露率(FAFE)約為3%左右，而對于部分或者全部位于機身內、?？盏娜加拖?非主燃油箱)，其可燃暴露率必須在熱天條件下地面和爬升階段都滿足3%才可以接受，條件極為苛刻，通常需要增加用于降低可燃性的措施(FRM)才能滿足要求。

因此，針對FRM的選擇及設計是燃油箱防爆設計一個重要方面，目前航空界通常采用惰化系統的FRM方案滿足條款要求；冷卻系統也屬于FRM，但是該方案尚無相關實際應用，為了分析相關限制原因，有必要從本質上研究冷卻方案的局限性機理。

圖1　不同類型燃油箱可燃趨勢示意圖

2適航條款要求及解讀

2.1可燃性要求

由FAR25.981條款[3]內容可知，若通常是空的(非主燃油箱)、位于機身內的燃油箱(條件缺一不可)，其可燃性應滿足25.981附錄M25.1熱天小于3%的要求；若不是上述類型燃油箱，其可燃性指標要求為FAFE小于3%或者等效傳統的非加熱鋁制金屬機翼油箱的可燃性，取大者。

參考AC25.981-2A[4]可知，FAA針對不同類型、不同取證時間段的飛機(如在役飛機、改裝飛機、新設計飛機)，可燃性要求有細微的差別，但本質的安全性要求水平是一致的，如表1所示。

表1　不同飛機類型及燃油箱類型的可燃性適用標準[4]

2.2FRM

針對不能滿足可燃性要求的燃油箱，為了滿足適航要求，飛機燃油箱需要采用FRM， FAA在125修正案或AC25.981-2A[4]中對FRM的方式或種類有說明，如惰化系統、降溫、增壓等。

FAA在FAR25.981[3]附錄M中對FRM有相關的設計或維護要求，如可燃性、可靠性、性能、維護、持續適航等方面。

參考目前全球民機研制項目案例，針對機身內非主燃油箱，除了輔助燃油箱采用增壓滿足附錄M25.1的可燃性要求外，全部采用惰化系統滿足附錄M25.1的可燃性要求。針對復合材料外翼燃油箱，也采用惰化系統滿足25.981(b)條的可燃性要求，故目前除了惰化系統和增壓油箱外無其它實際應用的FRM。

鑒于部分新設計飛機燃油箱構型的特殊性，如燃油箱為主油箱構型，且部分隔艙位于機身內，由25.981條款(b)(2)可知，此類燃油箱無需滿足附錄M25.1熱天3%的可燃性要求，促使工業界再次考慮將FAA曾提及并研究過的FRM——冷卻方案納入研究范疇，因為冷卻方案的特點是架構簡單，重量、經濟性、維護性相比惰化系統均要好很多。

雖然基于冷卻的FRM優點很多，但其適用性非常有限，僅適用于少數飛機，而其它燃油箱構型(機身內、非主燃油箱)的工程應用存在局限性。

3冷卻降燃方案的局限性

由FAR25.981條款可知，針對位于機身內的非主燃油箱，附錄M25.1要求在熱天情況下地面、爬升階段也要滿足可燃性低于3%的要求。在蒙特卡羅分析中，燃油箱可燃性就是各階段燃油處于可燃區間的時間和各階段歷經總時間的比值。

下面主要從熱天條件下蒙特卡羅分析的機理解釋冷卻方案的局限性原因。

3.1可燃區間

蒙特卡羅分析[3](25.981條款附錄N)中關于可燃區間的定義為：

(1)海平面的LFL=海平面燃油閃點溫度-5.56℃(10℉)。隨高度增加，每246m(808 ft)LFL 下降0.56℃(1℉)。

(2)海平面的UFL=海平面燃油閃點溫度+35.28℃(63.5℉)。隨高度增加，每156m(512ft)UFL下降0.56℃(1℉)

其中，蒙特卡羅分析程序中，燃油的閃點溫度選擇是呈正態分布，平均閃點溫度是120℉，標準差為8℉。典型的可燃區間示意圖如圖2所示。

圖2　典型的可燃區間圖(溫度VS時間)

3.2熱天燃油溫度特性

由蒙特卡羅分析程序可知[5]，熱天的標準就是地面氣溫超過80℉(約27℃的天氣條件，程序在每次運行時，隨機選取地面氣溫，而附錄M25.1熱天的可燃性計算中只分析地面氣溫大于80℉的航段子集，同時若隨機選取的地面氣溫超過飛機手冊中最大允許放飛溫度(OAT limit)，則按OAT定義值計算。飛機通常的OAT限制溫度為130℉左右(約55℃)。

綜上所述，蒙特卡羅評估程序隨機選擇的熱天條件(即燃油初始溫度)均大于80℉，小于130℉，而這個范圍內的燃油溫度已經有很大一部分跨入可燃區間，即初始的燃油就是可燃的，如圖3所示。

圖3　熱天條件下蒙特卡羅定義的燃油初始溫度

3.3可燃時間限制

由蒙特卡羅分析程序可知[5]，模擬不同航段飛行時，不同航段對應的地面、爬升時間也是不同的，程序計算采用的時間分別如圖4、表2所示。

圖4　不同飛行剖面各階段時間分布

發動機數量任務距離(占絕對最大航程的百分比)<20%<40%<60%<80%<100%100%220203030353532530353540404253540404550

由上可知，譬如針對支線飛機(下文均以此類飛機為例進行說明)，蒙特卡羅分析中模擬的絕大部分航段在地面的工作時間為30min，爬升時間也約為30min。

由條款要求可知，必須在地面或爬升的時間段內，處于可燃的時間占總時間比小于3%，即在地面的30min內允許的可燃時間為30min×3%=0.9min；爬升階段同樣允許約0.9min的可燃時間，可見只有這兩個階段的絕大部時間內燃油不可燃，才可能滿足條款要求。

3.4局限性機理分析

3.4.1地面階段

冷卻方案的原理即通過換熱將目標燃油箱內的燃油溫度降至可燃下限以下。

由章節3.3可知，為了滿足附錄M25.1熱天可燃性要求，相當于必須將每次航段中地面/爬升的可燃時間控制在不到1min的時間內。

因為小型飛機的油箱容量較小，分析結果更具有參考意義，故以某支線飛機機身內燃油箱為例說明，假設及計算條件如下：

(1)機身內燃油箱為非加熱燃油箱，即無內熱源；

(2)熱天條件為120℉(燃油初始溫度)；

(3)燃油箱油量為3 600kg；

(4)燃油比熱2 000J/kg·K；

(5)在1min內降至可燃下限，即溫降10℉(5.5℃)。

由傳熱學計算公式Q=C·M·△T[6]計算可知，降溫需要的冷卻功率為660kW。

絕對理想條件下(換熱效率為1)，660kW的冷卻功率約是普通家用空調冷卻功率(約5kW)的132倍，是小型飛機的空調最大冷卻功率(15kW)的44倍，是常規機場空調車最大冷卻功率(110冷噸，約375kW)的1.8倍。而實際換熱效率肯定小于1，若燃油箱有內熱源、燃油量更大時，需要的冷卻功率則更大。

由以上計算可知，上述冷卻功率需求飛機上無法提供，即使通過地面輔助設備在實際應用中也是不易實現的。況且，即使有充足冷源，受飛機燃油箱構型限制，也無法在如此短暫的時間內實現超效率換熱。

綜上，地面階段，通過冷卻方案的FRM將“高溫”燃油在規定的時間內降至可燃區間以下，在實際飛機上不易實現。

3.5.2爬升階段

以某支線飛機機身內燃油箱為例說明爬升階段需要的冷卻功率：

(1)燃油量為3 600kg；

(2)燃油比熱2 000J/kg·K；

(3)由可燃下限曲線變化率可知，每分鐘閃點溫度變化率為1.2℃。

為保證飛機在爬升階段燃油溫度時刻低于可燃下限，其下降率和閃點溫度的下降率至少應一致，即每分鐘溫降應至少為1.2℃。

由公式Q=C·M·△T計算可知，為保證飛機在爬升階段燃油溫度的下降率，每分鐘需要的冷卻功率為144kW。

由于飛行中，冷源通常由環控系統提供。以該型支線飛機自帶的環控系統空調組件的制冷能力為例進行分析：

(1)假設爬升開始階段，燃油溫度為可燃下限溫度110℉(43.3℃)；

(2)空調冷氣出口溫度為20℃；

(3)全部冷氣流量為40kg/min；

(4)空氣比熱1 000J/kg·K；

(5)“空氣-燃油”換熱為絕對理想條件(換熱效率為1)。

同樣由公式Q=C·M·△T計算可知，完全理想情況下，空調冷氣提供的最大冷卻功率為15.5kW。

可見，即使該飛機全部冷源按絕對理想條件進行冷卻(15.5kW)，也遠不能滿足燃油的溫降需求(144kW)，故飛行階段，通過冷卻方案的FRM將燃油溫度降至可燃區間以下，也不易實現。

4熱天可燃性滿足途徑

4.1油箱控溫增壓

由AC25.981-2A可知，針對位于增壓區的輔助燃油箱，通常采用客艙引氣轉輸燃油。另由環控壓調系統設計規范可知，客艙內的氣體壓力在8 000ft以上壓力恒定不變，故輔助燃油箱內的氣相空間壓力在8 000ft[4]以上也恒定不變，鑒于閃點和壓力高度變化直接相關，故燃油箱內燃油的閃點下降幅度相比普通開式燃油箱變化很小，如圖5所示。

另外，在針對機身內油箱(輔助燃油箱)的蒙特卡羅分析，燃油初始溫度為此油箱周圍的環境溫度，而輔助燃油箱的周圍環境溫度與客艙接近，通常約為75℉(24℃)，由圖5所示，整個航段內燃油溫度幾乎不可能進入可燃區間，故此類燃油箱可以很容易滿足附錄M25.1熱天的可燃性要求。

圖5　典型的增壓油箱燃油可燃區間圖

4.2加裝惰化

由本文2.2節可知，目前針對機身內的非主燃油箱(除輔助燃油箱外)，全部采用惰化系統滿足附錄M25.1熱天的可燃性要求。

惰化系統的工作原理是通過控制燃油箱內氣相空間氧氣濃度低于可燃濃度要求(通常規定為12%)達到降燃目的。

同樣由本文3.3節可知，為了滿足附錄M25.1熱天的可燃性要求，無論采用何種FRM，必須將每次飛行地面/爬升階段的可燃時間控制在不到1min或者更短的時間內。故即使加裝了惰化系統，也必須保證在如此短的時間內將油箱內氧氣濃度從外界大氣的21%降至不可燃的12%。

由惰化系統的核心部件空氣分離模塊(ASM)工作原理可知[7]， ASM本身要達到預期分離性能需要一定預熱時間，通常至少數分鐘；而為了使得整個燃油箱內氧氣濃度從21%降至12%，則需要更長時間?？梢姡词辜友b了惰化系統，若將燃油箱內氧氣濃度每次均從21%降至12%，顯然從時間上不可能滿足條款要求。

為了解決上述問題，目前民機的惰化系統采用和燃油箱通氣系統交聯設計解決方案，可以保證惰化系統初始工作過一次后，即使飛機過夜停放，隔天飛行前油箱內氧氣濃度仍然能控制在12%以下，即每次飛行前的燃油箱是不可燃的，才能滿足條款苛刻的要求。典型的燃油箱內氧氣濃度分析如圖6所示。

圖6　燃油箱內氧氣濃度分析示例

5結論

通過對民用飛機燃油箱25.981適航條款要求的解讀，歸納出適航對燃油箱可燃性的要求以及對應降低燃油箱可燃性的措施，結論如下：

(1)燃油箱可燃性的要求和燃油箱構型相關，其中針對位于機身內的非主燃油箱要求更嚴酷，需滿足附錄M25.1熱天的可燃性要求；

(2)降低燃油箱可燃性方法有加裝惰化系統、降低燃油溫度、燃油箱增壓等多種措施；

(3)基于冷卻的降燃方案適用性非常有限，無法滿足位于機身內非主燃油箱構型的可燃性要求；

(4)分析表明只有通過加裝惰化系統或燃油箱增壓才能滿足熱天可燃性要求。

參考文獻：

[1]AC 25.981-1C.Fuel Tank Ignition Source Prevention Guidelines[S].Sep 19，2008.

[2]張斌，周宇穗，王澍，周偉.民用飛機燃油箱點火源防護符合性分析及驗證研究[J].民用飛機設計與研究，2013，3:62-66.

[3]FAR-25(Amendment 125).Reduction of Fuel Tank Flammability in Transport Category Airplanes[S].July 9，2008.

[4]AC 25.981-2A. Fuel Tank Flammability Reduction Means[S]. Sep 19，2008.

[5]DOT/FAA/AR-05/8.Fuel Tank Flammability Assessment Method User’s Manual[S]. May,2008.

[6]楊世銘，陶文銓. 傳熱學(比熱)[M]. 北京：高等教育出版社，1998 .

[7]SAE ARP6078.Aircraft Fuel Tank Inerting Systems[S].Oct 1， 2012.

Research on the Limitations of Cooling Mechanism Based on FRM for Civil Aircraft

張斌 /

Zhang Bin

(上海飛機設計研究院，上海 201210 )

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

摘要：

民用飛機降低燃油箱可燃性設計是燃油箱防爆設計的一個重要方面，有必要對其開展相關研究。通過對民用飛機燃油箱25.981適航條款要求的解讀，總結了適航對燃油箱可燃性要求以及對應的降低燃油箱可燃性措施(FRM)，并對基于冷卻降燃方案的適用性進行分析研究，研究結果表明該方案在實際應用中具有一定局限性，尤其是無法滿足位于機身內非主燃油箱的可燃性適航要求。

關鍵詞：民用飛機；防爆；可燃性；FRM；冷卻

[Abstract]The fuel tank flammability reduction means design for civil aircraft is an important part of fuel tank explosion proof design, it is necessary to carry out the related research. By studying the 25.981 airworthiness requirements for civil aircraft, this paper summarizes the fuel tank flammability requirements and the corresponding FRM (flammability reduction means), and also studies the applicability of cooling mechanism based on FRM. The results show that this concept has some limitations in actual application, especially it can’t meet flammability airworthiness requirement for the fuel tank within the fuselage configuration.

[Key words]civil aircraft；explosion prevention；flammability；FRM(flammability reduction means)；cooling

中圖分類號：V228.1

文獻標識碼：A