航空發動機燃油系統及其附件爆炸大氣試驗技術研究

李 瓊，張 華

（中國航發控制系統研究所，江蘇無錫214063）

航空發動機燃油系統及其附件爆炸大氣試驗技術研究

李 瓊，張 華

（中國航發控制系統研究所，江蘇無錫214063）

燃油系統及其附件爆炸大氣試驗在航空發動機研制過程中極其重要。簡述了航空發動機燃油系統及其附件爆炸大氣試驗技術的特點及國內外發展現狀，分析了其試驗技術發展需求。詳細給出了航空發動機燃油系統及其附件爆炸大氣試驗的分類、試驗要求、試驗條件、試驗方法和試驗判據，并開展了某型航空發動機燃油系統液壓機械裝置爆炸大氣試驗驗證。結果表明：該試驗方案可行、數據可靠、結果有效，為航空發動機燃油系統及其附件爆炸大氣試驗的研究驗證工作提供了依據。

燃油系統；附件；爆炸大氣試驗；航空發動機

0 引言

燃油系統是航空發動機的重要組成部分，其主要功能是向發動機燃燒室供給精確計量的燃油用于燃燒。燃油系統包括燃油泵、燃油濾及報警指示裝置、燃油計量裝置、燃油噴嘴、各類傳感器以及燃油管路等部件，多暴露于油氣等復雜的工作環境下，危險性較高[1-4]。根據航空發動機適航要求，燃油系統必須嚴格按適航規定進行爆炸大氣試驗驗證，GJB 241A、GJB 242等規范也明確要求開展爆炸大氣試驗，用來驗證燃油系統及其附件對爆炸大氣環境的耐受能力。GJB 150A、HB 6167、RTCA/DO-160F、MIL-STD-810F 等規范則明確了爆炸大氣試驗的具體要求和方法。國外對航空發動機燃油系統附件的爆炸大氣試驗已形成分類明確、流程清晰的試驗標準和規范，有專業的實驗室，具備針對機電液多類型航空產品開展爆炸大氣試驗的設備條件，為航空產品防爆性能研究提供物理基礎，并在此基礎上提煉設計指南規范，指導產品設計[5-9]。例如法國透博梅卡公司（Turbomeca）對航空發動機產品的防爆設計開展了大量的理論分析和模擬試驗研究，并應用于Arrius、Ardiden等系列渦軸發動機及相關產品設計中。而中國在航空發動機燃油系統及其附件的防爆性能研究方面起步晚，發展緩慢，國內的試驗資源主要針對電子產品，缺少燃油系統及附件的試驗環境，且溫度、高度模擬等條件無法滿足標準和實際工況要求。受試驗條件等限制，目前中國還沒有開展航空發動機燃油系統及附件的防爆性設計和爆炸大氣試驗的驗證。

本文闡述了航空發動機燃油系統及其附件爆炸大氣試驗類別、試驗條件、試驗要求、試驗方法和試驗判據，并開展了爆炸大氣試驗驗證，為航空發動機燃油系統及其附件防爆性研究驗證工作提供了參考。

1 試驗標準

1.1 試驗類別

爆炸大氣試驗是軍用裝備環境試驗方法系列標準中的重要內容之一，適用于在爆炸性大氣附近使用的所有裝備。參照國內外相關標準，對爆炸大氣試驗方法的解析如下：

（1）國內外爆炸大氣試驗標準有GJB 150A、HB 6167、RTCA/DO-160G、MIL-STD-810F 等 ，HB6167.7是參照RTCA/DO-160G第9章（爆炸大氣）進行編寫的，其內容基本一致，GJB 150.13A與MIL-STD-810F中511.4章節內容基本一致。針對試驗分類，HB 6167.7、GJB 150.13A、MIL-STD-810F（511.4）的對比見表1。

表1 爆炸大氣試驗標準對比

（2）爆炸大氣試驗的目的是檢查機載設備的外殼隔斷其內部發生的爆炸和燃燒而使之不蔓延到該設備外部的能力（即隔爆能力），或檢查機載設備在易燃氣體中工作而不引起爆炸的能力（即防爆能力）；

（3）對應上述2種不同的試驗目的，試驗程序分為A類、E類和H類試驗（RTCA/DO-160G、HB 6167中的規定），或程序Ⅱ和程序Ⅰ（GJB 150A、MIL-STD-810F中的規定）；

（4）在隔爆試驗過程中要求將可燃氣體引入試驗件內部并使用火花隙與標準描述一致引爆，試驗件內部的爆炸不應引起試驗箱內混合氣體的爆炸；

（5）在防爆試驗過程中要求試驗件處于運行狀態且全部電接觸器正常工作，不應引起試驗箱內混合氣體的爆炸；

（6）防爆（熱點）試驗主要針對密封、存在熱點表面并且在正常工作條件下不產生火花的設備，要求試驗件在正常使用條件下，任何外表面溫度不會升高到引燃周圍易燃氣體的程度。在試驗過程中試驗箱不通可燃氣體，僅要求試驗件處于運行狀態且全部電接觸器正常工作，試驗件溫度不應超過204℃。HB 6167.7中的H類試驗程序與之對應，而GJB 150A、MIL-STD-810F中沒有對應的試驗程序。

1.2 試驗要求

爆炸性大氣試驗適用于在爆炸性大氣環境中使用的所有裝備。設備的防爆性能取決于設備在正常使用狀態或故障條件下防止/耐受爆炸的能力[9]。

根據航空發動機燃油系統及其附件的組成架構和實際使用情況，故障發生引起燃油溢出或者泄漏時，產品會暴露在可燃混合液體或氣體的大氣環境中，由于外殼不具有防火焰和爆炸蔓延功能，按要求應進行防爆試驗和熱點試驗。

2 試驗條件

2.1 燃料選擇

使用比例適當的均一燃料和空氣混合氣體進行爆炸性大氣試驗。除另有規定外，使用正已烷作為燃料（試劑級或者含95%正已烷、5%正已烷異構體的混合氣體），主要原因有[10-13]：

（1）正已烷在可燃性大氣中的燃燒和爆炸特性相當于辛烷值為100/130的航空汽油、寬餾分噴氣燃料和高閃點噴氣燃料；

（2）正已烷與空氣的最佳混合比氣體的自燃溫度最低，其能在低至234℃的熱點溫度下點燃，而寬餾分噴氣燃料和空氣最佳混合比氣體的最低自燃溫度為242℃，100/130辛烷值的航空汽油和空氣最佳混合比氣體的最低自燃溫度為440℃；

（3）點燃正已烷與空氣最佳混合比氣體的火花能量最低。正已烷和100/130辛烷值的航空汽油所需的最低火花能量基本相同，而點燃寬餾分噴氣燃料和高閃點噴氣燃料與空氣最佳混合比氣體所需要的能量比100/130辛烷值的航空汽油所需的最低火花能量高出1倍多；

（4）正已烷是1種具有較高揮發性的液體（揮發速度比酒精快），能夠有效防止氣體冷凝對燃料濃度的影響。

2.2 溫度

燃料和空氣混合氣體應加熱達到試件在實際工作中所遇到的最高環境溫度，并在此溫度下完成所有試驗。

2.3 高度模擬

點燃燃料和空氣混合氣體所需的能量隨著壓力的降低而增加，但對于低于海平面的試驗高度，這一能量降低則不明顯。因此，除另有規定外，至少應模擬2個高度開展試驗。1個是裝備預期的最高使用高度，該高度不應超過12200 m（在此高度以上爆炸的可能性消失）；另1個是在壓力為78～107 kPa之間，代表大部分地面環境壓力[12]。

2.4 燃料用量

式中：N為95%正已烷體積，mL；V為試驗箱凈容積，L；P 為試驗箱壓力，Pa；T 為試驗箱溫度，K；ρ為正已烷的比重，g/mL，如圖1所示。

3 試驗方法

3.1 防爆試驗

3.1.1 試驗流程

防爆試驗流程如圖2所示。

在試驗過程中，應注意以下事項[14-15]：

（1）試驗前應對試件進行分析，在不影響試件正常工作的情況下，應將試件外部密封外殼拆去或者松開，以便于爆炸性混合氣體滲入內部；

（2）試驗時要求試件處于工作狀態，且應根據產品的工作特性設置或模擬試件可能處于的能量輸出、溫度提升等最高邊界情況；

（3）針對由飛機供電的設備，應考慮電源瞬變對產品本身以及爆炸性大氣試驗造成的影響。試驗應規定試件的電載荷，在通電工作的同時，進行電壓尖峰和過壓浪涌測試，應合理設置通斷電頻數和通斷電時間，與試驗過程中的模擬高度降低速率相匹配；

（4）爆炸性大氣試驗是1個低氣壓試驗，通過降低壓力模擬試驗高度，因此密封性要求較高，應考慮在機械負載連接、油氣及引線接口等方面可能產生的氣體、液體、電等泄漏對試驗的影響。

3.1.2 試驗判據

在試驗過程中，燃料和空氣的混合氣體被點燃，則判定試驗未通過。

3.2 熱點試驗

熱點試驗按以下步驟進行：

（1）調整試驗溫度至在產品實際工作狀態下可能達到的最高工作環境溫度；

（2）試件通電并按正常模式工作。根據產品的工作特性設置或模擬試件可能處于的能量輸出、溫度提升等最高邊界情況，直到其達到熱穩定，記錄試件表面的最高溫度。

判據：在試驗過程中，試件表面溫度超過204℃，則判定試驗未通過。

4 試驗實例

4.1 試驗原理

試件為某型渦軸發動機燃油系統液壓機械裝置，包括齒輪泵、活門組件、電磁閥、電液伺服閥、位移傳感器、溫度傳感器等部件；試驗原理如圖3所示。

按照試驗要求，開展防爆試驗和熱點試驗。

4.2 試驗過程

根據設計文件確定試件的工作狀態、試驗溫度、試驗高度、燃料用量：

（1）試驗溫度：0～75 ℃；

（2）試驗高度：8000 m、地面高度；

（3）正已烷用量：97、195 mL；

（4）試件工作狀態：轉速為5490 r/min，燃油流量為220 L/h，電氣成附件：電磁閥、傳感器、電液伺服閥等根據工作狀態通額定電流或電壓。

4.3 試驗結論

防爆試驗結論：按流程完成防爆試驗（圖2），在試驗過程中試件工作正常，未點燃可燃氣體，通過防爆試驗。

熱點試驗結論：試件在工作過程中，表面最高溫度未超過204℃（重點關注部位，如齒輪泵、電磁閥處溫度測量數據，如圖4所示），通過熱點試驗。

5 總結

（1）通過研究航空發動機燃油系統及附件爆炸大氣試驗技術，確定了試驗方法和試驗流程。

（2）通過對某型航空發動機燃油系統及附件產品開展爆炸大氣試驗，驗證了試驗方法、試驗流程，試驗結果滿足爆炸大氣試驗要求。

（3）航空發動機燃油系統及附件產品可參照本文方法開展爆炸大氣試驗，具體型號產品開展試驗時應考慮產品自身的需求。

[1]Oliver H,MMI Engineering,Brookline,et al.Assessing explosion hazards in gas turbine enclosures[R].AIAA-2011-527.

[2]Planas C,Eulàlia,Vílchez.Fire and explosion hazards during filling/emptying of tanks[J].Journal of Loss Prevention in the Process Industries,1999,12（6）：479-483.

[3]Andrei R,Heinz W,Pietro M.Risk assessment of hydrogen explosion for private car with hydrogen-driven engine[J].International Journal of Hydrogen Energy,2011,36（3）：2398-2406.

[4]Troitzsch,Juergen.Fire safety of E and E equipment standards,tests and studies [J].Polymer Degradation and Stability,1999,64（3）：557-560.

[5]Kim A,Liu Z,Crampton G.Study of explosion protection in a small compartment[J].Fire Technology,2007,43（2）：145-172.

[6]Akinin N I,Matveev A A.Improved classification of explosion and fire safety[J].Coke and Chemistry,2014,57（11）：448-452.

[7]Bokulich F.Explosion suppression foam used on aircraft[J].Aerospace Engineering,1999,19（3）：12-13.

[8]Markowski.Adam S.A review of layer of protection analysis techniques for oil and gas industry[J].International Journal of Oil,Gas and Coal Technology,2012,5（1）：66-79.

[9]Broeckmann B,Alfert F,Rogers R L.Fire and explosion protection in dryers[J].Occupational Health and Industrial Medicine,1997,36（1）：18.

[10]Tamanini F,Chaffee J.Mixture reactivity in explosions of stratified fuel-air layers[J].Process Safety Progress,2000,19（4）：219-227.

[11]Li X R,Lim W S,Iwata Y.Thermal characteristics and their relevance to spontaneous ignition of refuse plastics/paper fuel[J].Journal of Loss Prevention in the Process Industries,2009,22（1）：1-6.

[12]Chughtai A R,Kim J M,Smith D M.The effect of air/fuel ratio on properties and reactivity of combustion soots[J].Journal of Atmospheric Chemistry,2002,43（1）：21-43.

[13]Bulysova L A,Gorban V D.The effect of fuel and air agitation on the combustion process in a low-emission combustion chamber[J].Thermal Engineering,2013,60（9）：619-627.

[14]Yildiray Y,Anuradha M A,Diana Y.Spark ignition engine fuel-to-air ratio control:An adaptive control approach[J].Control Engineering Practice,2010,18（2）：1369-1378.

[15]Johnson R T,Schlose W F.Explosion-proof test criteria for reconnaissance equipment[R].AIAA-1957-387.

Research on the Explosive Atmosphere Testing Technology of the Fuel System and its Accessories

LI Qiong,ZHANG Hua
（AECC Aero Engine Control System Institute,WuXi Jiangsu 214063,China）

The explosive atmosphere testing technology of the fuel system and its accessories are important in development process of aeroengine.The characteristic and development status of the technology in the world were reviewed.The development requirement of the technology was analyzed.The test categorization,test requirement went,test conditions,test procedure and test criterion for the explosive atmosphere testing technology of the fuel system and its accessories were provided in detail.Explosive atmosphere tests of an aeroengine fuel system hydro-mechanical unit were carried out.Results show that the test plots are feasible,the data are reliable and the results are effective,which provide an efficient method for explosive atmosphere test of aeroengine fuel system and its accessories.

fuel system;accessories;explosive atmosphere test;aeroengine

V 231.2

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.03.014

2016-05-09 基金項目：航空動力基礎研究項目資助

李瓊（1986），女，碩士，工程師，從事航空發動機燃油系統總體設計；E-mail:angelqiong@126.com。

李瓊，張華.航空發動機燃油系統及其附件爆炸大氣試驗技術研究[J].航空發動機，2017，43（3）：74-77.LI Qiong,ZHANGHua.Research on the explosiveatmospheretestingtechnologyofthefuelsystemanditsaccessories[J].Aeroengine，2017，43（3）：74-77.

（編輯：趙明菁）