飞机燃油箱防爆系统设计与适航

第1章 概述 自有动力飞行以来，油箱爆炸就成为一个与飞机燃油系统设计和使用有关的、反复出现的问题，但直到 20 世纪 60 年代[1，2]，情况才有所改变，人们开始有目的地开展燃油箱防火抑爆系统设计，并逐渐使得该技术步入实用阶段，它通过对燃油箱空余空间混合气体中氧浓度实施有效控制来降低燃爆发生概率，以为飞机及飞机燃油系统提供安全保障。 1.1 飞机燃油箱安全防爆技术途径 燃烧与爆炸是指可燃物质与氧化剂 (氧气) 发生激烈的氧化反应，反应中伴随着放热和发光效应。具体而言，产生燃烧、爆炸必须具备三个条件：一是要有足够的氧化剂 (氧气)；二是要有足够的可燃物质；三是要有一定能量的点火源。 图 1.1 所示为飞机燃油箱内可燃蒸气形成与燃烧、爆炸的产生过程。由图可见，要抑制飞机燃油系统的燃烧与爆炸，提高飞机的安全性，可以从控制点火源、氧气浓度、燃油蒸气浓度和减轻燃油蒸气点燃影响等方面着手[3]。 图 1.1 飞机燃油箱内可燃蒸气形成与燃烧、爆炸产生过程 1.1.1 点火源控制 与敌方炮火穿透燃油箱导致油箱空余空间内可燃混合气体的燃烧/爆炸有所不同，民用飞机点火源主要来自燃油系统设计不当以及运行、维护过程中所出现的故障。对燃油系统因设计或故障而产生的点火源，按照其方式不同，可分为四类[4]。 1. 电火花和电弧 电火花和电弧来源于飞机内部向燃油箱引进能量的电子和电气系统 (如燃油量指示系统 (fuel quantity indication system，FQIS)) 线路故障所引起的放电现象。此外，还包括环境条件所产生的瞬间电流 (如闪电、高强度辐射场、流星撞击)等所引起的放电现象。试验测得电火花点燃燃油蒸气所需的*小点火能为 200mJ，因此要防止由于电火花和电弧所产生的点火源，必须将燃油箱内产生的电火花和电弧能量限制在 200mJ 之内。为此，在美国联邦航空管理局 (FAA) 颁布的咨询通告 AC 25.981-1C 中，特别强调了应采取有效措施，避免由闪电、静电、热源、摩擦造成的点火源，并将系统正常运行时进入燃油箱的电能限制在 50mJ 之内，故障发生时*大电能限制在不超过 200mJ。 静电火花和静电弧也可归入此类。燃油和物体表面发生相对运动时会产生静电荷，这些物体包括加油管、滤清器、喷嘴、燃油箱结构和飞机管路等。为了降低静电荷的积累，燃油流速设计时规定，管道内流速 V × D 不能超过 0.5m2/s[5](来自 SAE AIR 1662A 要求)；油箱内，加油出口被燃油覆盖之前由于与燃油箱壁面摩擦较大，燃油流速不应超过 1m/s，覆盖后流速不应超过 6～7m/s (来自 AC25.981-1C 要求)。 2. 细丝加热电流限制 试验表明：当大约 100mA 均方根 (root mean square，RMS) 电流存在于细长导线的截面时，将点燃燃油蒸气。对于燃油箱内的电气或电子系统 (例如，燃油量指示系统 (FQIS))，需要对进入燃油箱的电流加以严格限定。AC 25.981-1C 规定：对于细丝加热类点火源，如油量测量系统，电流限制值为：正常状态下限制在 25mA RMS 以内，失效情况限制在 50mA RMS 以内，闪电时引起的瞬间峰值电流限制在 125mA 以内。 3. 摩擦火花 燃油系统维修和营运经验表明：泵入口单向阀，导流片，螺母，螺栓，铆钉，紧固件，保险丝，定位销，开口销，钻、磨屑和元件碎屑等，如果进入油泵并接触到叶轮，有可能使得金属沉淀物附着在油泵转动和静止的部件上，导致摩擦火花的产生，并在油液环境中产生极大的点燃风险，因此相关设备和部件必须假定该类摩擦火花一定会产生，并采用 “失效–安全” 的设计方法，防止摩擦火花点燃燃油蒸气。 4. 高温热表面 闪电或其他原因，将可能导致燃油箱壁面温度高达 204℃ 以上，并达到燃油蒸气的自燃点，引起燃油箱的燃爆事故。 1996 年 7 月 17 日，美国环球航空 800 号 (TWA 800) 航班，一架具有 25 年机龄的波音 747-100 系列飞机，在纽约长岛上空附近发生爆炸并解体，全机 212名乘客与 18 名机组人员全部丧生。该事故促使了 FAA 进一步探讨民用运输类飞机燃油箱燃爆潜在安全性问题的合理解决途径，为此，FAA 在 1999 年发布立法咨询通告 NPRM No.99-18，提出了三个不同的立法要求：.1 要求特定运输类飞机的设计批准持有人对飞机燃油箱系统进行安全审查，并对任何确定需要重复检查或维护的事项制定具体的燃油箱系统维护和检查文件；.2 要求禁止这些飞机在指定的时限外运营，除非这些飞机的运营人已将燃油箱系统的维护和检查文件置入他们的检查程序之中；.3 对于新的设计，建议将燃油箱系统的可燃性降至*低，要求进行详细的失效分析来排除燃油箱内出现点火源的可能，并在持续适航文件的限制部分中加入强制的燃油系统维护措施；同时，在持续适航文件的适航限制章节中加入燃油系统强制性的维护、检查要求和关键构型限制项目等内容。 2001 年 5 月，FAA 发布了*终规定 (final rule)《运输类飞机燃油箱系统设计评审：降低可燃性、维护和检查要求》和 FAR21 部特别适航条例 SFAR88《燃油箱系统容错评估要求》，特别要求型号合格证和补充型号合格证的持有人/申请人对在役飞机和新设计飞机进行深入评估，查明所有潜在点火源，并制定点火源防护相关的适航限制类维护、检查和关键构型控制的限制项目，同时也初步提出了对燃油箱可燃环境控制的要求。 在随后的研究中，FAA 发现：制造商在完成 SFAR88 中的阻止点火源形成审查后，还是有不可预测的失效和维修差错将继续产生不可预期的点火源，为此，FAA 又发布了多个在 SFAR 审查中没有识别的潜在点火源 (不安全状况)，要求制造商做进一步的审查，如 AD 2006-06-14、AD 2006-12-02、AD 2006-15-15 等。根据这些案例，FAA 得出不可能识别和根除所有可能点火源的结论；要有效降低油箱燃爆发生概率，除采取 “失效–安全” 设计方法限制点火源产生外，还必须有效地控制油箱可燃性暴露时间[6]。 所谓的 “可燃性暴露时间” 是指油箱空余空间内混合气体处于可燃状态的时间，它可以通过控制燃油蒸气浓度或氧气浓度来实现。 1.1.2 燃油蒸气浓度控制 飞机燃油箱中装载有大量由多种碳氢化合物组成的航空燃油，燃油蒸气弥散在油箱的整个空余空间内。控制蒸气浓度可以从两个方面出发，一是通过富集燃油蒸气，造成燃油蒸气浓度过高，使其超越可燃上界限 (upper flammability limit，UFL)，具体而言，可以通过加热燃油、促使燃油快速蒸发来实现；二是稀释燃油蒸气，造成燃油蒸气浓度过低，使其落入可燃下界限 (lower flammability limit，LFL) 以下，它可以通过冷却液体燃油或燃油蒸气及 “移走” 燃油蒸气来实现。 1. 加热燃油 加热燃油使其快速蒸发以造成蒸气浓度超越可燃上限的措施，虽然理论上可行，但在实际应用中，由于燃油可燃上界限变化范围较大 (图 1.2)，控制不易，且容易产生其他附加的危险，因此，现阶段尚无相关详细研究和应用报道。 图 1.2 燃空比随高度的变化曲线 注：图中数据来自 FAA 咨询通告 AC 25.981-2，附录 1；JETA、JETA-1 燃油可燃界限 2. “移走” 燃油蒸气 FAA 曾评估过从燃油箱中移走可燃蒸气混合物和其他改进燃油箱安全的方案，如：采用燃油箱上部空间气体吹袭方式等，但*终结论为：从燃油箱中移除可燃蒸气的方案并不可行 (见 AC 25.981-2A)。例如，为了降低飞机坠毁地面着火时燃油箱爆炸危险，也有人曾建议采用能 “擦洗” 液面气相空间内蒸气的系统，即通风燃油箱，以阻止可燃蒸气的形成，但 FAA 认为：重量、复杂性、可靠性和对环境的破坏作用使得这些设想并不切合实际 [6]，更重要的是移走燃油蒸气后的不可燃状态不具有持续性，移走燃油蒸气的相关系统停止后，液体燃油会持续蒸发至平衡状态，导致燃油箱恢复到可燃状态。 3. 冷却液体燃油 通过降低燃油温度来控制其蒸发速度、降低燃油箱可燃性暴露时间已是业内共识。如果放置在燃油箱内或附近的热源显著增加可燃蒸气的形成，设计中就应考虑使用通风或冷却空气来降低燃油温度。对于未能满足可燃性暴露时间适航规章要求的现役民用飞机，甚至还有人提出改变飞机油箱结构布局，采用主动通风或冷却空气来降低燃油温度 (如：充分利用机翼燃油箱良好的冷却能力或设置冲压空气换热器冷却燃油等)，然而，这些设想受到客观条件限制，在实际应用中面临诸多困难，目前并未见应用实例。根据 CCAR 25.981 (b)，如果机翼不是传统的非加热铝制机翼，则必须在假定的、与传统的非加热铝制机翼油箱等效的基础上进行可燃性分析，但复合材料油箱的广泛应用，使得该设想实现更为困难。 4. 冷却燃油蒸气 由于飞机载油量较大，通过冷却来降低液体燃油温度所需冷量巨大，难以实现，为此，2009 年，波音公司曾提出将燃油箱空余空间中的混合气体抽吸，通过冷却使得燃油蒸气冷凝，并将除去燃油蒸气后的气体送回燃油箱空余空间，以降低蒸气浓度的技术措施，并申请了专利保护 (CN103121508，US6016078)[7，8]。波音公司 Gupta 所撰写的 SAE 报告[9]，对该技术措施作了如下说明：.1 由于机载燃油量巨大，将燃油冷却是不现实的，但去除燃油蒸气则简单可行；.2 燃油蒸气在温度低于饱和温度时会变成液体，方法是将无油空间的燃油蒸气以高于其产生的速度冷凝；.3 抽出一部分蒸气混合气体由冷却和冷凝系统进行冷凝，抽出流量需大于蒸气产生流量；.4 利用蒸气冷却和冷凝系统将无油空间降至 0～3℃，使一部分流量的蒸气冷凝为液体燃油，另一部分保持气态。 该专利中还设计了两套冷却系统，一套是无油空间冷却机 (ullage cooling machine，UCM)，另一套是无油空间气体制冷器 (ullage gas chiller，UGC)。 虽然波音公司所提出的冷却燃油蒸气技术措施理论上可行，且具有诸多优势，但自 2009 年此概念提出后，该项工作并未见后续研究与应用报道。 1.1.3 氧气浓度控制 油箱空余空间气体混合物中 “氧浓度” 控制技术又可称为燃油箱 “惰化” 技术，按控制方式不同，它可划分为稀释、消耗和吸附等三种类型。 1. 稀释 稀释就是将惰性气体不断充入燃油箱，并与油箱空余空间气体充分混合后由通气管路排入外界环境，以达到逐步降低 “氧浓度” 的目的。依据稀释气体 (惰性气体) 的来源不同，通过稀释方式来控制燃油箱空余空间氧浓度的技术又可分为机载瓶装气体惰化技术、机载制氮燃油箱惰化技术和燃油箱地面惰化技术。 1) 机载瓶装气体惰化技术 常用的机载瓶装惰性气体有液氮、气氮和哈龙 1301 (Halon 1301) 等，它主要应用于早期的军用飞机，其特点是可以满足军用飞机瞬时大流量惰化气量需求，但由于气体携带总量有限，持续惰化时间较短，且对地勤保障系统要求高，目前该方式已逐渐被淘汰[10]。 气氮惰化系统出现在 20 世纪 50 年代末和 60 年代初，F-86 和 F-100 飞机演示过气氮惰化系统为这些飞机燃油箱提供了部分时间的惰化。其中，F-86 所用系统的质量为 52.6kg，仅能提供 9min 的燃油箱惰化使用时间；经过重大改进后的 F-100 所用系统为 19kg，惰化时