航空發動機防火安全性設計與驗證分析

梁智超，王井科，雷友鋒

（復雜航空系統仿真重點實驗室，北京100076）

0 引言

航空發動機作為典型的熱動力機械，長時間工作于高溫高壓環境下，電纜線路接頭多，燃油、滑油和液壓油的管路錯綜盤繞，容易引發火災。一旦在飛行過程中引發著火，后果將十分嚴重，歷史上的半數飛行中火情造成了人員傷亡。而導致火災的起因不盡相同，據統計，航空燃油泄漏到高溫表面被引燃起火占火災總數的34%，高速碎片擊穿油箱或打斷油管起火占24%，燃油泄漏被吸入發動機引起喘振“回火”而起火占16%，發動機燃氣裝置損壞或密封失效導致燃氣外泄起火占5%，電器線路絕緣損壞或短路起火和燃油、滑油和液壓系統導管被破壞起火占5%，遭遇雷擊或靜電起火占8%，發動機超溫或燃油箱超壓爆破占3%，其余不明原因的火災占3%[1]。

鑒于發動機著火的危害性，國外航空管理部門對于發動機火災事故十分重視，在研制規范和適航標準中都有明確的防火要求，在設計上保證、在考核中驗證發動機的抵御火災或控制火災的能力。美國JSSG-2007《航空渦噴渦扇渦軸渦槳發動機聯合使用規范指南》[2]中第3.1.8.2條規定了防火要求，第4.1.8.2條規定了防火驗證；聯邦航空局適航標準FAR 25部[3]第4卷動力裝置中從飛機角度對動力裝置著火、隔離以及滅火進行了要求，自25.1181至25.1207共15個條款規定了火區、可燃液體排放、火的隔離檢測和滅火措施；FAR 33[4]部第33.17防火條款要求發動機能夠包容、隔離并且經受住火焰，并要求保證一定的發動機功能，不會導致危害性后果；第33.75安全性分析條款，明確不可控著火為7個危害性后果之一，可控的著火為重大發動機后果，對其發生概率進行嚴格限制。由于發動機工況日趨苛刻，以及新材料、新技術的應用，都增加了著火風險，在截至目前的FAR 33部共34次修正案中，關于防火的修正就有6次，逐步提出了更嚴格、更細致的要求。歐洲適航標準EASE和英軍標00-970中也有相近的防火要求。在試驗方面，美國已具備大型和小型氣/液體燃燒器等航空防火試驗器[5-7]；英國RR公司具備1∶1整機防火試驗能力，對防火結構、滅火系統的考核更加真實。

國內對于防火系統設計[8-10]、試驗[11-13]以及適航審定[14-15]等方面也開展了一系列研究工作，取得了一定成果，對于防火的認識水平逐步提高。但是由于條件限制和實踐經驗的缺乏，在型號研制過程中難以覆蓋適航安全性所要求的防火能力驗證，如防火試驗設備中大多無法全面滿足考核部件尺寸、振動環境等條件的模擬，火焰發生器的精度和穩定性有待發展，考核判據存在爭議等。

本文從航空發動機防火能力要求出發，研究防火設計策略，分析防火能力驗證的方法及判據。

1 航空發動機防火安全性要求

1.1 適航防火條款

適航標準CCAR 25.1181條款中規定了指定火區，包括發動機動力部分和附件部分；2部分之間沒有隔開的整個動力裝置艙；輔助動力裝置艙、燃油燃燒加溫器和其他燃燒設備及其安裝部分；渦輪發動機的壓氣機和附件部分；包含輸送可燃液體或氣體管路或組件的渦輪發動機安裝的燃燒室、渦輪和尾噴管部分。

適航標準CCAR 33.17條款要求：“發動機的設計和構造及所用材料必須使著火和火焰蔓延的可能性減至最小。此外，渦輪發動機的設計和構造必須使出現導致結構失效、過熱或其他危險狀態的內部著火的可能性減至最小”。

1.2 防火能力要求

根據適航標準對防火的安全性需求，航空發動機防火能力的總體要求如下：

（1）發動機零發生不可控失火的預期概率不超過極小可能概率（概率范圍：對于轟炸/運輸類飛行器發動機是10-7到10-9次／發動機飛行小時，對于戰斗類飛行器發動機是10-5～10-7次／發動機飛行小時）。

（2）發動機發生受控失火的預期發生概率不超過微小可能概率（概率范圍：對于轟炸/運輸類飛行器發動機是10-5～10-7次／發動機飛行小時，對于戰斗類飛行器發動機是10-4～10-5次／發動機飛行小時）。

（3）發動機結構采用的材料必須使失火和火焰蔓延的可能性減至最小。

（4）渦輪發動機的設計和構造必須使出現導致結構失效、過熱或其他危險狀態的內部失火的可能性減至最小。

（5）對于可能受失火影響的每個構件，必須確定其防火/耐火能力。

（6）在預期的飛行任務和發動機工作條件下，發動機所用材料和構件在失火時，必須具有足夠的強度，以保證飛行員/機組人員能夠對著火進行正確處置。

（7）有明確裝機對象時或預定的典型安裝條件下，應保證因材料著火燃燒釋放出的氣體不進入飛行器座艙空氣調節系統。

根據上述需求，對典型零部件結構的具體防火能力要求如下：

（1）在發動機正常工作期間存留或輸送易燃液體的每個外部管路、接頭和其他部件，必須是耐火的或防火的（通常滑油系統要求防火、燃油、液壓系統要求耐火）。屬于發動機部分并與其相連的易燃液體油箱及其上的易燃液體關停裝置和支架必須是防火或用防火罩防護，任意非防火的零部件被火燒壞后不會引起危險量的易燃液體泄漏或濺出則除外。

（2）位于火區內的發動機控制系統構件必須是耐火的或者防火的；任何容易或者具有潛在產生靜電放電或電氣故障電流的構件、單元或設備，必須設計和構造成與發動機基準點等電位接地，以使可能出現易燃液體或蒸汽的發動機外部區域被點燃的風險減至最小。

（3）當發動機表面溫度（一般為206℃）足以點燃可能濺到發動機上的易燃液體時，應在發動機界面文件上特別指明這些區域；如果溫度足夠點燃易燃液體的熱表面，能夠引起失火，則應用防火罩防護。

（4）用作防火墻/防火罩的設計、構造和安裝必須是防火的和防腐蝕的。

2 航空發動機防火設計策略

航空發動機要求其設計、構造、材料和所采用的工藝必須將導致結構失效、過熱或其他有害情況的內部著火的可能性、后果及火災蔓延的趨勢減至最小。在設計策略上，應盡量避免產生火焰，應能包容、隔離和承受已經發生的火災并防止向火焰提供可燃材料和空氣。

2.1 合理選材控制可燃物

設計選材應選用適合工作環境的材料，使著火和火焰蔓延的可能性減至最小。當使用易燃材料（如鈦合金、鎂合金）時，應采取措施防止發生不可接受的火災。

鈦合金由于其密度小、比強度高和抗腐蝕性強的優點而曾經廣泛使用，但由于摩擦或沖擊可能導致鈦或鈦合金零件起火燃燒，由此引發過多次損傷或燒毀的事件。在選用鈦材時，可以考慮以下措施：

（1）在靜態鈦合金存在區域，當壓力超過200 kPa、相對氣流速度超過50 m/s、靜止鈦合金構件結構相對薄且可能直接或脫落后與轉子件發生碰摩時，則應評估發生鈦火的可能性。

（2）應分析鈦火燃燒產物可能流經的通道，保證鈦火能包容在發動機內；如果鈦火中熔化的顆粒可能導致非包容失效或其他危害性發動機后果，則必須更改發動機設計。

（3）對于鈦合金轉子葉片，應避免鈦-鈦摩擦，改進不合理結構，例如加強轉子的薄弱環節、改進篦齒封嚴環、轉子葉片加強和調頻等。

（4）對于鈦合金壓氣機靜子葉片，應確保其位于軸流壓氣機的前面級且葉片尺寸足夠大、并采取了能防止被吸入外物打傷的措施。

（5）對于鈦合金壓氣機機匣，應確保采取了合適的防護措施，能防止發生非包容失火及其導致的損傷。

（6）應對所有鈦合金轉子或靜子封嚴件進行評估，確保其采取了合適的措施防止鈦合金被點燃并且將燃燒擴展的可能性降至最低。

對于鎂合金零部件，在產生碎片或粉末狀態時是非常易燃的。當鎂應用在一些薄壁件或有碰摩或高速摩擦的情況時，應仔細和慎重評估其著火的可能性及產生的后果。

此外，在風扇、壓氣機和渦輪單元體的旋轉葉片和靜子機匣間常采用可磨襯墊，設計時需確定在這些部位所采用的材料。通過設計和分析評估來防止摩擦掉落的可磨襯墊材料與火源接觸被點燃，并防止細小襯墊材料粉末與熱燃氣接觸或在軸承腔中混合發生自燃。其他吸附性材料、纖維和樹脂材料應分析評估其支持火災持續燃燒的可能性。

2.2 細節設計消除著火源

摩擦是產生火源的重要因素之一，在發動機設計時已盡可能降低整機振動水平，在保證效率前提下增大轉靜件的間隙，以減少碰摩發生。

意外電荷積累電流也可能導致點火，電氣接地是阻止意外電荷積累電流的有效方法，特別是可以減小易燃材料由于靜電累積產生點火的風險。可能引起或對這些影響敏感的部件、單元體或設備必須有地線（接地）連到主發動機相關基準部位。

2.3 防火墻阻止火勢蔓延

每臺發動機、輔助動力裝置及其燃燒室、渦輪和尾噴管部分，均必須用防火墻、防火罩或其他等效設施與飛機的其他部分隔離。

此外，還有一些防火措施需要在設計中加以考慮，例如，外部附件、管路不應漏油；在發動機容易泄漏燃油滑油的位置要有排油的通道和措施；在每個火區布置火警探測器等。

3 航空發動機防火能力驗證

上文提出了航空發動機設計時應考慮的防火策略，但是當火災不可避免時，應盡可能降低著火所導致后果的嚴重程度。對于關鍵零部件，需要進行考核試驗以證明其在火災條件下保證安全的能力。

3.1 耐火與防火試驗

在試驗考核時，分為耐火試驗和防火試驗。其劃分依據為：在火災條件下，為了給傳感器探測失火、飛行員/機組人員確認并進行正確處置留出時間，要求某些構件在遭受著火的初始5 min內保持一定功能，這類構件通常應是耐火的；采取切斷供油閥、關停發動機等處置措施后，仍然可能提供支持火焰持續燃燒的物質構件、自身失效或故障可能造成火焰蔓延的構件應是防火的。需要進行防火試驗驗證的部件主要包括油液系統、承力結構、電子電氣部件等。

油液系統包括燃滑油附件、液壓機構、管路、接頭及支架等。通常，當飛機具有燃油切斷閥時，要求燃油系統構件具備耐火能力；滑油系統附件（包括滑油箱）、液壓系統附件以及飛機不提供切斷閥的燃油系統構件，應要求具備防火能力。穿過火區的易燃液體管線，如果其切斷閥位于火區外且處于下游，則要求其是防火的。

承力結構防火主要應考慮發動機安裝節和承力機匣。安裝節應與飛機研制部門共同分析確定防火要求。承力機匣一般采用鋁合金、不銹鋼或高溫合金，可以通過分析材料在火焰條件下性能衰減的試驗數據進行評估驗證。

對于火區內的電子電氣部件，其防火能力驗證的目標是要求能夠保證5 min內切斷燃油功能（且不出現意外切斷）、不引起意外反推打開等其他危害性后果。對于切斷燃油功能，涉及電子控制器、燃油泵-調節器的停車電磁閥以及相關的電纜，需進行5 min耐火試驗。還應通過具體分析，對可能由于著火導致反推意外打開、毒氣進入引氣系統等后果的部件進行相應的試驗考核。

3.2 試驗火焰條件

火焰條件包括火焰溫度、熱流密度、火焰面積和沖擊位置。火焰溫度反映火焰的能量水平，決定了試驗件的表面溫度，標準火焰溫度為1093℃±66℃。熱流密度為火焰傳熱過程中熱量的轉移量，反映火焰燃燒破壞的威力，決定了試驗件的初始熱響應，防火試驗的熱流密度為116±10 kW/m2。

火焰面積應當包圍試驗件表面，當無法實現一次包圍時，可以分步試驗，但是要求最薄弱位置和每個潛在的漏油點都能經過試驗考核。作用時間區分防火與耐火，防火試驗為15 min，耐火試驗為5 min。

試驗火焰應施加到失火后對構件功能完好影響最關鍵的試驗件特征上。火焰沖擊位置選取應綜合考慮材料、幾何特點、零件關鍵特征、局部火焰影響、振動、內部液體充滿度/壓力/流速、表面涂層、濕度等。采用安裝分析方法確定火焰沖擊位置時，必須基于實際真實安裝，且應考慮整流罩結構、發動機短艙結構、相鄰結構的防火罩、整流罩下的空氣流、發動機在飛行器安裝的硬件、易燃液體源、空氣源等潛在安裝影響，以及構件本身的防火罩、防火涂層等火焰防護特征影響。

3.3 試驗狀態選取

試驗運行特性和參數應該與產品的實際著火條件一致，并盡量偏于保守，即應施加對于發生失火最不利的實際工作載荷和環境條件（比如氣流和/或液體流速、壓力、結構載荷等）。

在影響散熱的因素中，流量越小、溫度越高越不利于散熱，條件越苛刻。在防火/耐火試驗前5 min，應當選擇慢車狀態最低流量；在防火試驗后10 min，應選擇最危險工作狀態（如空中停車狀態）對應的流量。液體壓力和溫度選取原則類似于流量，當液體基本處于不流動狀態時，應選取型號規范規定的最高壓力和最高溫度。液體容量（主要是滑油箱）應選擇正常工作狀態下的最低容量，不超過最小加油量減去最長任務的最大消耗量和正常吞入容積。

對于管線、接頭、電纜等，應考慮實際工作中結構載荷。對于停車電纜，應當在油液中充分浸泡后并加載振動載荷進行試驗并實時檢測阻抗特性，以驗證受到油液污染后、在振動環境中涂層可能脫落的風險下仍然具備正常工作的能力。

3.4 試驗程序要求

防火/耐火試驗的試驗程序應滿足以下要求：

（1）在燃燒器校準后和實際試驗完成前，不允許關閉燃燒器，且測量試驗過程中火焰溫度的熱電偶應位于試驗件前6.35 mm處。

（2）試驗件距燃燒器的距離，應與燃燒器校準時測量火焰溫度的熱電偶以及測量熱流量密度的測試裝置距燃燒器的距離相等。

（3）應能保證火焰溫度和熱流密度達到規定值后的持續時間滿足試驗要求。

（4）試驗中釋放的氣體，如滑油蒸汽等，應評估其爆炸性、毒性、揮發性及其可能引起的損傷。

3.5 試驗考核判據

在試驗結束后，應依據下述判據判別試驗結果。

（1）能夠保持必要的功能。在著火條件下的功能應基于實際情況進行評估，而并非保持全部功能，需要發動機研制方與使用方和航空管理部門協調確定。例如，發動機停車功能應當保持，燃油控制部件在持續運行狀態下不會引起危害性后果，燃油控制閥應當具有防火能力，在火災發生5 min內可以操作將其關閉，或者默認關閉，并且能夠在15 min內保持在關閉狀態而不會引發危險量的液體泄漏；結構支承件在發生火情15 min內能夠具備承載結構的能力，不產生有害的變形。

（2）無危險量的易燃液體、蒸汽或其他材料的泄漏。危險量是指易燃液體、蒸汽或其他材料的泄漏量可以維持或者加劇火焰燃燒。要求在試驗過程中或試驗結束后的任何時間，不能有危害性量的易燃液體、蒸汽或其他材料泄漏的情況發生。試驗火焰移除后或者試驗件依然在承壓狀態下，需要對試驗件進行觀察來判別是否發生泄漏以及泄漏程度。

（3）無助燃現象。在試驗過程中，試驗件本身材料沒有助燃現象，材料不會析出易燃液體或其他易燃材料。

（4）無殘余火。試驗火焰移除后能夠快速自動熄火并且不會重新點火。但是，必須考慮試驗火焰移除后火焰繼續燃燒的情況。這種情況可能是試驗件材料的燃燒，也可能是易燃液體泄漏的燃燒（不考慮防火墻的情況）。一般來說，這些是由于試驗失效引起的，除非能表明殘余的火不會很大程度增加著火危害性。試驗結果的可接受程度需要通過具體情況來確定，要考慮試驗中部件的類型和功能。

（5）無防火墻失效。在綜合考慮壓力和機械載荷作用時，防火墻不會被燒穿，在火焰移除后不會繼續燃燒。

（6）無其他危害性后果發生。應通過分析評估表明不會引發適航標準33.75條中規定的其他危害性后果。

4 總結

（1）根據防火安全性需求，航空發動機應能包容、孤立并且經受火災，將可燃材料引起著火的可能降至最低，將可能發生的著火帶來的危害性降至最低。通過合理選材控制可燃物、細節設計消除著火源、防火墻阻止火勢蔓延3方面開展防火設計工作，可以有效提高航空發動機的防火能力。

（2）為了證明航空發動機在火災條件下保證安全的能力，需要開展試驗驗證。本文對部件防火與耐火能力要求，試驗火焰溫度、熱流密度、火焰面積和沖擊位置，試驗件環境條件和載荷進行了系統的分析，明確了試驗狀態和程序。

（3）對于防火試驗考核通過的判據，應從完成功能能力、危險量易燃液體、蒸汽等泄漏，助燃和殘余火現象以及是否導致防火墻失效和其他危害性后果的發生綜合判斷。

（4）從設計策略和能力驗證角度開展的研究工作可為航空發動機承研單位提供指導，為使用部門鑒定或適航審查提供依據，為相關標準的修訂提供參考。

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