飛機燃油系統結冰飛行試驗技術

韓斌

中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089

航空燃油中的水污染是一個普遍存在的現象。對于大型運輸類飛機，因其飛行任務剖面和燃油系統特點等多方面因素的影響，使油箱燃油中的水分存在結冰的風險，危及飛行安全。

燃油系統結冰所導致的災難性飛行事故在國際航空史上有多次記錄。1958年，在美國南達科他州，一架大型飛機由于供油管路存在結冰現象，從而導致三臺發動機失去動力而失事[1]。2008年1月，一架隸屬于英國航空公司的國際航班在經歷10多個小時飛行后，在飛抵英國希思羅機場降落前，左右兩翼發動機均突然失效，飛機迫降在距離跑道大約150m的地方。調查認為是由于飛機出現了燃油結冰的狀況，阻塞了發動機供油管路。

系統設計與適航標準的符合性最終需要通過試驗進行驗證，過度寬松的試驗標準無法充分驗證系統的安全性，過于嚴格的試驗標準又將導致過度設計，增加研制成本，甚至難以獲得滿足適航標準的試驗結果。結冰對燃油系統的影響較為復雜，試驗中影響因素眾多，結冰形成的過程具有一定的不確定性，而且飛行試驗驗證方法不成熟。國外對飛機燃油系統結冰現象的認識較早，對其成因和作用機理開展了很多研究工作，在系統設計和地面臺架試驗驗證方法上都有比較完整的體系支撐，雖然有關燃油結冰試驗的公開資料比較少見，但是根據國外航空業的發展情況，從側面不難看出設計和試驗體系是比較成熟的且為適航權威機構所認可的。國內對這一領域關注相對較晚，對于燃油結冰現象尚屬于摸索階段，在某型支線客機研發過程中，為了取得適航認證，委托國外專業機構承擔燃油結冰地面臺架試驗驗證。隨后，國內某試飛機構開展了關于航空燃油飽和狀態水含量的相關研究，同時開展了燃油飽和狀態制備技術探索。隨著國內運輸類飛機的迅速發展，迫切需要研究合適的燃油結冰飛行試驗方法和試驗手段等問題。本文在燃油結冰現象理解的基礎上，對影響試驗的關鍵因素進行分析，通過開展燃油系統結冰飛行試驗，獲得真實有效的試驗結果，對于今后形成燃油系統結冰飛行試驗標準具有重要意義。

1 航空燃油中的水分

1.1 航空燃油中水的來源

飛機在服役期間，有多個環節都有可能導致水分進入燃油箱。第一，油料在生產、運輸、貯存過程中帶入微量的水分，向飛機油箱加注時進入燃油箱，燃油加注到飛機油箱之前，應經過二級過濾，使進入的水量得以控制，按照標準要求經過過濾的燃油中含有的游離水不得超過15ppm；第二，飛機在地面長時間停放，晝夜溫差變化使燃油箱內外產生壓差，再平衡過程中發生的氣體流動，使外界環境中的水汽進入油箱，隨時間積累沉積在油箱低點；第三，大氣壓力隨海拔高度的梯度分布，使飛機下降過程中，為配平燃油箱內外壓力差而發生的氣體流動，外界大氣沿通氣系統進入燃油箱。

平衡燃油箱內外壓差時進入油箱的水量受多種因素影響，其中最主要的因素包含：燃油箱內外壓差大小、燃油箱體積、外界大氣含水量等。進入油箱的水量與油箱內外壓差、燃油箱體積和大氣含水量成正比。因此，受油箱壓力平衡效應的影響，具有較大油箱容積的運輸類飛機更易于面臨燃油結冰的問題。

1.2 水在航空燃油中的存在形態

根據水分在燃油中的存在形態，可以將其主要分為兩種類型：溶解水和非溶解水。非溶解水根據其體積大小又可以分為游離水和懸浮水。游離水通常是指由于聚集而沉淀在油箱底部的水，它與燃油由一個連續界面分開。懸浮水是指以微小顆粒狀懸浮于燃油中的小水珠[2]。

燃油中溶解水的量主要取決于燃油的溫度和水在燃油中的溶解度，溶解水相對油箱燃油中潛在的總水含量只是一小部分。游離水受到機械擾動或者溶解水由于燃油溫度降低析出均可能形成懸浮水。懸浮水經長時間靜置將會沉積下來并在油箱底部低點匯聚成游離水。燃油中的水分會隨著溫度變化而導致其存在形態的變化。通常認為，在略低于水的冰點附近，燃油中的水分開始形成冰晶，溫度進一步降低，冰晶開始易于附著而在油箱內部結構形成冰，當溫度低到一定程度，燃油中冰晶變大，對濾網、過濾器和節流孔等細隙構成一定影響。

2 適航條款及驗證方法

為了解決燃油中水分結冰的情況，在飛機燃油系統設計和使用維護時，會采取相應的措施，比如，第一種在飛機加油車上安裝水分過濾裝置，降低隨加注燃油而進入飛機油箱的水分；第二種在飛機各組油箱較低的位置布置除水裝置，將水分帶入供油系統并由發動機燃燒掉，并設置放沉淀閥，定期排放油箱內聚集的水分；第三種對供油系統所帶有油濾裝置的，應設計旁路，在油濾堵塞的情況下打開旁路，降低供油中斷的可能性。以上方法均可以在一定程度上緩解水分對燃油系統的影響，但是，并不能從根本上消除燃油系統結冰的危害。

由中國民用航空局頒布的CCAR25《運輸類飛機適航標準》第25.951（c）條款規定了燃油系統結冰要求，條款規定“用于渦輪發動機的燃油系統在使用下述狀態的燃油時，必須能夠在其整個流量和壓力范圍內持續工作：燃油先在27℃（80℉）時用水飽和，并且每10L燃油含有所添加的2mL游離水（每1美加侖含0.75mL），然后冷卻到在運行中很可能遇到的最臨界結冰條件。”[3]在GJB2022《飛機燃油系統安裝和試驗要求》中第4.15項“燃油系統結冰”的一般要求，“燃油系統的設計應考慮避免系統中出現結冰的部位，或結冰對系統工作不造成危害。當系統內為27℃含飽和水分的燃油，在燃油溫度低至-11℃及飛行中可能達到的最低溫度時，燃油系統應能正常工作。在上述溫度條件下，當系統內燃油含有0.2mL/L的游離水時，系統應在不危及飛機安全的情況下連續工作，至少應滿足飛行中所需的發動機最小功率狀態下，維持不少于30min供油。”[4]

由于通過飛行試驗進行燃油結冰試驗評估具有相當的難度和風險，并且CCAR25部第25.952條（a）款規定“必須用分析和適航當局認為必要的試驗”表明其符合性，國內外運輸類飛機在適航認證過程中也采用分析方法再輔以部件試驗和系統級臺架試驗來表明符合條款要求也是被認可的。系統級、部件級試驗方法多以美國自動化機械工程協會SAE ARP1401和SAE AIR790C為指導，并為業界所廣泛接受，其方法見表1[5]。

參考適航當局對條款的解釋，一般認為結冰試驗本質上是為了防止燃油系統供油的中斷，而不是要求工作不受到任何限制，因此該項條款的合格判據是系統能夠“持續”工作，而不是“連續”工作，即只要求燃油系統的工作在能夠保證安全飛行所需的功率下維持發動機運轉。

表1 燃油系統結冰實驗室模擬試驗狀態表Table 1 Test conditions for fuel system icing rig simulating test

3 燃油結冰試驗用油的制備

燃油結冰試驗時燃油中的水含量等級直接影響試驗結果，燃油飽和狀態下水含量δT與溫度T有關。過少的水分達不到預期的試驗條件，不能達到驗證的目的；過量的水會導致試驗條件過于苛刻，既不能代表飛機實際使用中可能遇到的典型情況，也有可能導致系統不必要的過度設計。通過正常程序加注到飛機上的燃油中含有的水分較少，燃油結冰試驗需要在燃油加入飛機油箱前進行調制，以均勻增加水含量。

配制含水燃油的設備如圖1所示，具體制備方法如下：

圖1 燃油結冰試驗用油制備示意圖Fig.1Schematic diagram of fuel conditioning system for fuel icing test

（1）將未添加防冰添加劑的燃油置于儲存油箱A，構建燃油加溫回路，利用水浴加溫回路對燃油進行加熱循環，直到燃油溫度被加熱到27℃。

（2）構建飽和燃油配制回路。燃油在配水管路內進行循環，利用噴嘴注水，注水總量按每升燃油1mL水的比例加注，注水流量根據燃油循環流量計算確定。當全部的水注入燃油后，應繼續循環以確保完全混合。

（3）使燃油經過油水分離器管路，分離多余的水分，這時儲存油箱B內的燃油應處于飽和狀態。測量儲存加油車油箱內的含水量應不低于90ppm，也不應比該燃油在27℃時飽和狀態的含水量高15ppm。

（4）構建過飽和燃油配制回路。燃油在配水管路內進行循環，利用噴嘴注水，注水總量按每升燃油0.2mL水的比例加注。注水流量根據燃油循環流量計算確定，所有的水應在試驗油箱中燃油溫度降到7℃而使溶解的水分明顯析出前加完[5]。

4 飛行試驗方法

結合適航標準對燃油系統結冰的要求和條件，并對比相關標準系統級地面臺架試驗方法，制定燃油結冰飛行試驗方法并進行試驗。飛行任務應建立機載數據遙測系統，將飛行狀態、各系統工作狀態和發動機工作狀態等發送至地面站實時遠程監控，監控參數至少包括飛行高度、飛行速度、大氣溫度、油箱燃油溫度、供油泵后供油壓力、發動機增壓泵入口供油壓力、供油流量、發動機轉速等。具體試驗方法如下：

（1）配制試驗用含水燃油。使燃油達到27℃且含水量達到飽和，取樣檢測，每升燃油中再加入0.2mL的游離水。將配制的含水燃油加注到飛機燃油箱，燃油加注后飛機應盡快起飛。

（2）飛機在外界大氣溫度最低、續航時間最長以及飛機系統中燃油加熱值最小的典型飛行剖面進行長時間飛行。

（3）典型高度下，燃油結冰前后，被試發動機以中間狀態、額定狀態穩定工作，錄取供油系統狀態參數，檢查發動機工作情況。

（4）飛機下降高度返場，在機場上空進行著陸-復飛，錄取供油系統狀態參數，檢查發動機的工作情況。

5 試驗結果分析

飛機按照典型任務剖面進行飛行，起飛后發動機以額定狀態爬升，在巡航高度長時間飛行，燃油溫度持續降低，燃油結冰試驗的燃油溫度、供油壓力等時間歷程曲線如圖2所示，具體試驗結果如下：

圖2 飛行剖面歷程曲線Fig.2 Flight profile envelop

（1）燃油溫度加溫至31.9℃并使含水量達到飽和，對儲存油箱內飽和燃油取三個樣本，采用卡爾費休法檢測水含量均大于100ppm。

（2）在巡航高度，大氣溫度最低-52.7℃，平均溫度-50.8℃，飛機外側機翼油箱燃油溫度逐漸降低，從-2.0℃開始計時，飛行52 min后油溫降至-18.0℃，在-19.0℃以下，保持在巡航高度繼續飛行32 min。飛行中燃油中的水含量在δT ~ 288ppm范圍之內，且隨著飛行時間的增長，燃油溫度持續降低，燃油中的溶解水持續析出，在最低燃油溫度時溶解水含量達到最小值。飛行后對油箱中燃油取樣檢測水含量小于30ppm。

（3）飛機爬升至巡航高度進入長時間平飛航段之前，發動機分別以中間狀態工作1min，再推至額定狀態工作1min。飛機供油壓力（PF4）、燃調壓力（PFC4）、燃油流量（Qfe）、油門桿角度（PHI4）歷程曲線如圖3所示。長時間平飛后，試驗油箱燃油溫度-24℃，重復試驗一次，歷程曲線如圖4所示。飛行過程中，發動機供油壓力隨飛行高度變化而明顯改變，在巡航高度長時間飛行，供油壓力基本穩定。受飛行試驗條件所限，目前尚缺少直接實時監測飛機供油管路內部結冰情況的手段，通過分析燃油系統結冰地面全尺寸模擬臺架試驗觀測結果判斷，隨著燃油溫度持續降低，冰晶逐漸形成并附著在供油泵入口處濾網、供油泵葉輪、發動機油濾等關鍵部位，試驗持續期間內供油泵壓力、發動機燃調壓力均與結冰溫度之前差異不大，表明在此次試驗巡航高度飛行時段內所形成的冰未對發動機正常工作構成明顯影響。

圖3 供油系統工作參數（油溫6℃）Fig.3 Parameters of fuel supply system （fuel temperature at 6℃ ）

圖4 供油系統工作參數（油溫-24℃）Fig.4 Parameters of fuel supply system （fuel temperature at -24℃ ）

（4）下降階段至700m高度，發動機以中間狀態、額定狀態工作，此時試驗油箱燃油溫度上升到-17℃以上，但尚未達到能夠使附著冰晶發生相變的程度，濾網、油濾仍保持局部存在冰晶阻塞的狀態，發動機瞬時燃油消耗量較大，此高度上發動機推至額定狀態時最大瞬時流量Qfe超過220%Qfe巡航高度。飛機供油壓力、燃調壓力、燃油流量等結果如圖5所示。

圖5 供油系統工作參數（油溫-17℃）Fig.5 Parameters of fuel supply system （fuel temperature at -17℃）

6 結論

飛機燃油系統內存在冰形成的條件，對相關適航條款和航空標準的理解把握是燃油系統設計、試驗和適航取證的基礎。本次試驗所制定的飛行試驗方法既符合適航的條款要求，也滿足了該項試驗對水含量、溫度等試驗條件的要求。試驗演示驗證了通過飛行試驗進行燃油系統結冰條件下工作能力的可行性，對今后開展運輸機燃油系統結冰現象進一步研究以及相關試驗的實施具有一定的借鑒意義。

[1] SAE Report. SAEARP1401B Aircraft fuel system and component icing test[R]. SAE International， 2012：3-4.

[2] Langton R， Clark C， Hewitt M， et al. Aircraft fuel system[M].United Kingdoms： John Wiley & Sons Ltd.， 2009：233-234.

[3] 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[S].中國民用航空局，2011：104.CAAC. Chinese civil aviation regulations Part25： Airworthiness requirements for transport category airplanes[S]. CAAC， 2011：104.（in Chinese）

[4] 國防科學技術工業委員會. GJB 2022 飛機燃油系統安裝和試驗要求[S].國防科學技術工業委員會，1994：11.Defense Science & Technology Industry Committee. GJB2022 Airplane fuel system installation and test requirements[S].Defense Science & Technology Industry Committee， 1994：11.（in Chinese）

[5] SAE Report. SAEAIR790C Considerations on icing formation in aircraft fuel systems[R]. SAE International， 2006：6-8.