空客A320燃油箱惰性氣體系統介紹及故障分析

王翔

摘要：燃油箱惰性氣體系統是防止油箱爆炸的重要系統。本文在介紹了該系統的系統原理和主要部件后，對該系統出現過的故障做了總結和分類，并針對不同類別的故障提出不同的維護方案。根據維護當中的實際案例，重點對該系統的滲漏檢測做了詳細的說明，總結分享了維護經驗，為今后的維護工作提供了參考和借鑒。

Abstract： The fuel tank inerting system is an important system to prevent the explosion of fuel tank. After introducing the system principle and main components， this paper summarizes and classifies the faults of the system， and puts forward different maintenance schemes for different types of faults. According to the actual cases in maintenance， the leakage detection of the system is described in detail， and the maintenance experience is summarized and shared， which provides a reference for future maintenance work.

關鍵詞：燃油箱惰性氣體系統;空調勤務系統;空氣分離器;滲漏檢測

Key words： FTIS;CSAS;ASM;leakage detection

中圖分類號：V228.1 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1006-4311（2019）10-0115-03

0 ?引言

飛機燃油系統是飛機上最為關鍵的機載系統之一，為發動機和輔助動力裝置提供安全可靠地燃油[1]，而燃油箱爆炸是造成空難的重要隱患之一。近年來，已多次發生因燃油箱爆炸而導致飛機損壞或損毀的事故，造成重大生命財產損失[2]。為此，油箱惰化技術應運而生，根據油箱“起火三因素”——燃油蒸汽、氧氣、火源[3]，油箱惰化技術可分為被動式防火抑爆措施、主動式防火抑爆措施兩類。被動式防火抑爆措施主要通過填充抑爆泡沫，將油箱內混合氣體的燃燒控制在局部，即油箱在某一部分發生燃燒情況后，可抑制燃燒的蔓延，防止油箱內氣體壓力超過承載限度造成爆炸。主動式防火抑爆措施則通過某種技術降低油箱上部氣相空間氧濃度，使其在遭遇點火源的情況下，因無充足的氧氣而無法燃燒[4]。目前，抑制燃油箱爆炸的主要方法有向燃油箱填充網狀泡沫、氮氣、海倫1301或安裝機載惰性氣體系統等[5]。

1 ?惰性氣體系統簡介

1.1 系統原理

燃油箱爆炸是燃油箱惰性氣體系統（Fuel Tank Inerting System，FTIS）是一套可產生惰性化氣體并充灌至油箱空隙中以防止油箱內產生可燃混合物的系統。燃油箱內燃油液面上部空間充滿了燃油蒸汽和空氣的混合物，其有不確定的安全隱患。為了防止由于油箱中部件或系統失效而導致燃油箱著火爆炸，需要把油箱中的氧氣總量減少至12%或以下。因為空氣中有78%為氮氣，獲取方便，惰性化系統一般采用氮氣來充灌油箱[1]。

圖1為燃油箱惰性氣體系統原理圖，該系統包含兩個子系統，分別是惰性氣體產生系統（Inert Gas Generation System，IGGS）和空調勤務系統（Conditioned Service Air System，CSAS）。CSAS系統給惰性氣體產生系統提供正確溫度、壓力、流量的氣流，IGGS系統通過分離氣流來產生富氮氣體和富氧氣體。富氧氣體通過管道排出機體，富氮氣體則被充灌至燃油箱中。

氮氣是一種化學上不活潑的氣體，因為它不支持碳氫化合物燃燒反應，也不與燃料系統部件和設備的材料反應。當富氮氣進入燃油箱時，它將空氣中的氧氣通過排氣管排出燃油，使得燃油箱中出現惰性狀態。當油箱中的平均氧氣濃度達到以下要求時，油箱被認定為惰性狀態：

①海拔低于3048 m（10000.18 ft）時，氧氣濃度低于12%;

②海拔從3048 m（10000.18 ft）至12192 m（40000.73 ft）時，氧氣濃度上限為12%至14.5%線性直線，如圖2所示;

③或在高于12192 m（40000.73 ft）高度時小于或等于其線性外推值。

兩個系統分別有自己的核心計算機——IGGS控制組件（IGGS Controller Unit，ICU）和CSAS控制組件（CSAS Controller Unit，CCU），它們之間有數據交互接口。同時也單獨監控環境溫度，一旦一個檢測到不正確的信息，FTIS將停止工作。

飛機在巡航階段，ICU監控IGGS，當探測到故障時，與系統內部存儲的正常邏輯比較，判斷空氣分離器（Air Separation Module，ASM）是否工作正常。當探測到ASM不正常工作三次或以上，ICU發送故障信息給CCU，CCU再給CFDIU一個ECAM警告，以便維護使用。

1.2 主要部件

本節介紹IGGS系統的主要部件。除了ICU，檢查活門，油箱安裝座之外，其余部件都依托在一個托架上。如圖3示，該托架安裝在機身左側空調組件區域非增壓的機腹整流罩內。

該組件核心部件是ASM，它內部包含成百上千個十分細小的空心纖維，用來分離空氣中的氧氣和氮氣。部件共有3個接口：空氣入口，富氧出口和富氮出口。

從CSAS來的引氣在進入ASM之前，首先要經過一個空氣過濾器（D-ULPA Filter），該過濾器能保障清潔的空氣進入ASM中而避免ASM被污染。同時過濾器還有一個溫度隔離的機制，確保進入ASM的空氣溫度要大于54℃。

之后再經過由ICU控制的隔離活門（Isolation Valve），當隔離活門滿足以下兩個條件時就會關閉：①氣流的壓力小于15 psi;②氣流的溫度高于85℃。隔離活門有一個用于故障診斷的機械式目視位置指示器和關閉位指示開關，以便于ICU監測隔離活門的操作并幫助故障的檢測。

ASM產生的富氮氣體再進入油箱之前，首先經過雙流量關斷活門（Dual Flow Shut-Off Valve，DFSOV）。該活門通常情況下是關閉狀態，將IGGS與油箱隔離，其關閉的條件與隔離活門條件一致。ICU通過兩個電磁閥操控DFSOV的打開來控制富氮流量的大小，其氣體流量的大小有低/中/高三檔。

在托架上一共有三個傳感器，分為兩類。一類是用于探測進入ASM之前的空氣參數的壓力傳感器和溫度傳感器，它們將收集到的數據信號傳送給ICU。第二類用于探測從ASM出來的富氮氣體的氧氣傳感器，在每一次飛行的巡航階段，該傳感器測量富氮氣體中的含氧量，將數據信號傳送給ICU。同時，氧氣傳感器也給出富氮氣體的壓力信號以便于監視不正常情況。

1.3 系統控制

當飛機處在地面時，除非有維護需求，正常情況下FTIS系統是不工作的。在維護操作期間，有兩種交互式自檢模式：無引氣自檢和有引氣自檢。自檢的引氣可以來自輔助動力裝置或者來自地面氣源（通過空調組件1提供）。在飛行期間，FTIS系統的ICU在接受到CSAS的GO信號后自動開始工作。該情況的發生必須滿足以下這些條件：

①引氣可用，該引氣可以通過1號發動機壓力調節活門打開獲得，或者通過2號發動機壓力調節活門和交輸活門同時打開獲得;

②輪胎重量信號為FALSE，即起落架沒有處在壓縮狀態;

③環境控制系統（Environmental Control System，ECS），空調組件1處在工作狀態，流量控制活門沒有完全關閉，或者空調組件2處在工作狀態，流量控制活門沒有完全關閉，組件1的按壓開關處在OFF位，交輸活門處在開位;

④IGGS沒有處在鎖定狀態;

⑤IGGS的全溫探測器所測量的溫度低于47℃（116.60 deg.f）;

⑥傳輸速率處在慢速位;

⑦發動機1沒有火情。

由于FTIS系統是自動工作，機組人員無法人工操作。如果上述①至⑦任一條件無法滿足，系統將自動停止工作。ICU包含數字通道和模擬通道，模擬通道提供獨立的超溫停止，溫度停止限制為瞬時90℃（194.00 deg.f）。數字通道控制系統以及停止功能，溫度停止限制如下：

①IGGS溫度高于66℃（150.80 deg.f），低于75℃（167.00 deg.f）。在這些條件下，如果IGGS以高流量運行，一分鐘后它變為中流;如果IGGS以中流運行，一分鐘后變為低流量;如果IGGS以低流量運行，則三分鐘后停止。

②IGGS溫度超過75℃（167.00 deg.f）和低于85℃（185.00 deg.f），兩分鐘后停止。

③IGGS溫度為85℃（185.00 deg.f），壓力閾值為60 psi（4.1369 bar）。

飛機必須在地面上才能進行數字和模擬通道復位。數字鎖存器重置發生在自檢以后，模擬鎖存器重置發生在電源重啟。ICU控制和監控IGGS系統，并執行自檢功能以便監控系統健康。

2 ?故障分析及處理

2.1 故障分析

根據統計，在2018年度期間，某基地A320系列飛機關于惰性氣體系統故障共計發生11例。現把故障進行分類，方便于以后遇見類似故障進行快速辨別，建立排故方案。

第一類，部件類故障。該類故障的原因是由于某一個部件的失效導致整個系統的故障。有故障歷史的部件有：ICU，溫度傳感器，過濾器，隔離活門，氧氣傳感器和ASM。該類故障較易處理，只需做無引氣測試，根據故障信息更換相應的部件。

第二類，性能降級類故障。該類故障原因是因為ASM氮氣供應不足導致的性能下降。而氮氣供應不足可能由多種原因造成：①ASM部件故障，使得無法從空氣中分離出足夠的氮氣，進而導致氮氣供應不足。②管路滲漏。管路滲漏會導致氣流壓力不足。管路的滲漏不僅僅包括ASM管路的滲漏，甚至包括CSAS系統里的管路。

2.2 排故方案

針對第一類故障的方案一：

①首先可以對系統進行復位，再進行無引氣測試系統，確認是否為真故障。

②根據測試反饋的故障信息，拆換相應的部件。有時在不確定該部件是否工作正常的時候，需要與其他飛機進行串件來驗證。

③在更換傳感器時，可能故障依舊存在，這時需要考慮更換ICU。

④完成更換后，需要再進行系統測試，并跟蹤飛機狀態，確保故障的排除。

針對第二類故障的方案二：

①首先進行帶引氣測試。

②在測試開始后，使用滲漏檢測劑或者是肥皂水對整個組件進行滲漏檢測。當發現滲漏時，及時對滲漏處進行適當的處理。

③如果沒有發現滲漏，則更換ASM。

④在更換ASM更換后還沒有顯示故障排除，則需重新對管路進行更仔細的滲漏檢測，同時要注意檢查CSAS系統中的管路是否有滲漏。

⑤排除故障后，需要再進行系統測試，并跟蹤飛機狀態，確保故障的排除。

2.3 排故經驗

整個排故過程中，最費時費力的是滲漏檢測。在此有幾個小提示：

①滲漏檢測一定要在帶引氣的測試過程中進行，因為ASM在地面時是不工作的，只有在引氣測試過程中，才會工作。一般測試過程大概維持3分鐘，對于檢測來說時間是不夠的，因此需要多次測試，以保證有充足的時間對整個管路進行滲漏檢測。

②重點檢查各個管路之間的接口，在接口處會有紫色的卡子，特別是ASM兩端的卡子，如果安裝不當特別容易泄露。此前有過這樣的實際案例。

③當出現性能降級的警告時，排故人員可以查詢該飛機在近期間有沒有做過空調方面的維護，有的話，也可以從空調艙入手檢查滲漏。此處有實際案例，某架飛機的滲漏處就出在空調艙里的一根管路上，該管路在安裝時由于不方便接近，沒有正確的安裝而漏氣，從而導致了IGGS的性能降級。

3 ?總結

本文首先介紹了燃油箱惰性氣體系統的原理和部件組成，通過對機隊一整年的故障數據進行分析，總結歸納了針對該系統的維修方案。并在經驗分享中，結合實例分析典型故障現象和處理方法。經實踐表明，針對不同故障信息采用不同的檢測和維修方法，節省了維修成本和時間，提高了航線的維修效率。

參考文獻：

[1]管天麟.利用OBIGGS降低飛機燃油箱內水分[J].科技視界，2015（26）：97-98.

[2]李大海.淺談民用飛機燃油箱點火源防護適航條款[J].科技視界，2017（07）：269-270.

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[4]何勇，李超越.飛機燃油箱地面預洗滌技術理論研究[J].海軍航空工程學院學報，2016，31（01）：95-100.

[5]金峙良，卞朋交，周佐俊.通氣系統對直升機燃油箱惰化系統的影響[J].直升機技術，2016（02）：26-31.