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飛機燃油箱防爆系統設計與適航 版權信息
- ISBN：9787030717184
- 條形碼：9787030717184 ; 978-7-03-071718-4
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
飛機燃油箱防爆系統設計與適航 內容簡介
本書全面系統地介紹了飛機燃油箱安全防爆技術途徑、系統組成與適航規章，系統地總結了防爆系統總體和核心部件設計計算方法與適航要求，詳細論述了燃油箱防爆系統總體設計規范、通用要求、架構方式與試驗內容；闡述了臭氧轉換器、機載空分裝置、火焰抑制器等燃油箱防爆系統中關鍵部件的設計計算與適航符合性方法，其中，防爆系統總體設計、臭氧轉換器設計、空分裝置設計和火焰抑制器設計等內容為全書重點。 本書可為從事飛機設計、飛機燃油箱防爆系統設計、燃油防爆系統機載部件研發及相關專業的工程技術人員提供參考，也可作為大專院校航空動力工程、飛行器設計、人機環境工程和相關專業的研究生教材或教學參考書。
飛機燃油箱防爆系統設計與適航 目錄
目錄
前言
第1章 概述 1
1.1 飛機燃油箱安全防爆技術途徑 1
1.1.1 點火源控制 1
1.1.2 燃油蒸氣濃度控制 3
1.1.3 氧氣濃度控制 5
1.1.4 減輕燃油蒸氣點燃影響的技術措施 9
1.2 適航規章要求與防爆系統組成 12
1.2.1 適航規章要求與符合性方法 12
1.2.2 典型燃油箱防爆系統組成 18
1.3 飛機燃油箱防爆系統設計亟待解決的幾個問題 23
1.3.1 氧濃度控制指標問題 23
1.3.2 系統總體設計問題 30
1.3.3 核心部件自主研發問題 32
參考文獻 33
第2章 防爆系統總體設計 36
2.1 防爆系統設計工作流程 36
2.2 防爆系統設計技術要求 38
2.2.1 通用要求 38
2.2.2 系統內部接口要求 39
2.2.3 系統外部接口要求 40
2.2.4 性能要求 45
2.3 防爆系統構架設計 46
2.3.1 機載制氮子系統架構設計 46
2.3.2 富氮氣體分配子系統架構設計 50
2.3.3 控制子系統架構設計 52
2.3.4 監測與顯示子系統架構設計 52
2.4 防爆系統性能計算 53
2.4.1 引氣流量計算 54
2.4.2 雙流量模式比較 58
2.4.3 沖壓空氣流量計算 60
2.4.4 AMESim 計算模型示例 63
2.5 系統臺架試驗與飛行試驗 65
2.5.1 系統臺架試驗 65
2.5.2 飛行驗證試驗 68
2.6 系統安全性評估與適航符合性方法 69
2.6.1 系統安全性評估 69
2.6.2 適航符合性方法 72
參考文獻 77
第3章 臭氧轉換器設計 79
3.1 臭氧及處理方法 79
3.2 臭氧分解催化劑 80
3.2.1 貴金屬臭氧分解催化劑 82
3.2.2 過渡金屬氧化物催化劑 88
3.2.3 分子篩臭氧分解催化劑 99
3.3 臭氧分解機理 100
3.3.1 單一組分臭氧分解機理 100
3.3.2 臭氧分解動力學 104
3.4 臭氧分解催化劑失活 105
3.4.1 水分子導致催化劑失活 105
3.4.2 雜原子沉積導致催化劑失活 107
3.4.3 催化劑本征失活 108
3.5 規整結構臭氧分解催化劑制備技術 110
3.5.1 規整結構臭氧分解催化劑的制備 110
3.5.2 漿料制備工藝影響因素 112
3.5.3 陶瓷基體整體構型臭氧分解催化劑 115
3.5.4 金屬基體整體構型臭氧分解催化劑 117
3.6 臭氧轉換器集成設計與適航 124
3.6.1 臭氧轉換器集成設計 125
3.6.2 臭氧轉換器封裝技術 127
3.6.3 適航認證與臭氧轉換器性能測評 128
參考文獻 133
第4章 機載空分裝置設計 140
4.1 氣體膜分離技術 140
4.1.1 氣體膜分離技術發展歷程 141
4.1.2 氣體膜分離機理 142
4.1.3 氣體分離膜材料 144
4.1.4 氣體分離膜制備方法 146
4.2 機載中空纖維膜空分裝置設計 149
4.2.1 中空纖維膜制備方法 149
4.2.2 機載中空纖維膜空分組件設計 150
4.2.3 中空纖維膜空分裝置技術特點與發展趨勢 163
4.3 空分裝置性能影響因素與數學模型 163
4.3.1 空分裝置性能影響因素 163
4.3.2 空分裝置微分模型 166
4.3.3 空分裝置性能簡化計算 169
4.4 機載空分裝置性能實驗與規范 171
4.4.1 空分裝置實驗要求 171
4.4.2 空分裝置實驗條件 172
4.4.3 空分裝置實驗方法 174
4.4.4 空分裝置鑒定實驗 178
4.5 空分裝置適航符合性方法 179
4.5.1 空分裝置合格審定程序 179
4.5.2 空分裝置環境試驗與壽命要求 180
參考文獻 181
第5章 機載火焰抑制器設計 184
5.1 管道內火焰傳播規律與抑制機理 184
5.1.1 管道內火焰傳播規律 184
5.1.2 火焰抑制機理 187
5.2 火焰抑制器結構尺寸計算方法 189
5.2.1 火焰抑制器結構形式 189
5.2.2 阻火單元特征尺寸計算方法 192
5.3 機載火焰抑制器性能及影響因素分析 202
5.3.1 流通性能及影響因素分析 202
5.3.2 阻火性能及影響因素分析 207
5.4 機載火焰抑制器試驗與適航符合性方法 210
5.4.1 火焰抑制器標準 210
5.4.2 試驗系統與測試 215
5.4.3 適航符合性方法 219
參考文獻 224
前言
第1章 概述 1
1.1 飛機燃油箱安全防爆技術途徑 1
1.1.1 點火源控制 1
1.1.2 燃油蒸氣濃度控制 3
1.1.3 氧氣濃度控制 5
1.1.4 減輕燃油蒸氣點燃影響的技術措施 9
1.2 適航規章要求與防爆系統組成 12
1.2.1 適航規章要求與符合性方法 12
1.2.2 典型燃油箱防爆系統組成 18
1.3 飛機燃油箱防爆系統設計亟待解決的幾個問題 23
1.3.1 氧濃度控制指標問題 23
1.3.2 系統總體設計問題 30
1.3.3 核心部件自主研發問題 32
參考文獻 33
第2章 防爆系統總體設計 36
2.1 防爆系統設計工作流程 36
2.2 防爆系統設計技術要求 38
2.2.1 通用要求 38
2.2.2 系統內部接口要求 39
2.2.3 系統外部接口要求 40
2.2.4 性能要求 45
2.3 防爆系統構架設計 46
2.3.1 機載制氮子系統架構設計 46
2.3.2 富氮氣體分配子系統架構設計 50
2.3.3 控制子系統架構設計 52
2.3.4 監測與顯示子系統架構設計 52
2.4 防爆系統性能計算 53
2.4.1 引氣流量計算 54
2.4.2 雙流量模式比較 58
2.4.3 沖壓空氣流量計算 60
2.4.4 AMESim 計算模型示例 63
2.5 系統臺架試驗與飛行試驗 65
2.5.1 系統臺架試驗 65
2.5.2 飛行驗證試驗 68
2.6 系統安全性評估與適航符合性方法 69
2.6.1 系統安全性評估 69
2.6.2 適航符合性方法 72
參考文獻 77
第3章 臭氧轉換器設計 79
3.1 臭氧及處理方法 79
3.2 臭氧分解催化劑 80
3.2.1 貴金屬臭氧分解催化劑 82
3.2.2 過渡金屬氧化物催化劑 88
3.2.3 分子篩臭氧分解催化劑 99
3.3 臭氧分解機理 100
3.3.1 單一組分臭氧分解機理 100
3.3.2 臭氧分解動力學 104
3.4 臭氧分解催化劑失活 105
3.4.1 水分子導致催化劑失活 105
3.4.2 雜原子沉積導致催化劑失活 107
3.4.3 催化劑本征失活 108
3.5 規整結構臭氧分解催化劑制備技術 110
3.5.1 規整結構臭氧分解催化劑的制備 110
3.5.2 漿料制備工藝影響因素 112
3.5.3 陶瓷基體整體構型臭氧分解催化劑 115
3.5.4 金屬基體整體構型臭氧分解催化劑 117
3.6 臭氧轉換器集成設計與適航 124
3.6.1 臭氧轉換器集成設計 125
3.6.2 臭氧轉換器封裝技術 127
3.6.3 適航認證與臭氧轉換器性能測評 128
參考文獻 133
第4章 機載空分裝置設計 140
4.1 氣體膜分離技術 140
4.1.1 氣體膜分離技術發展歷程 141
4.1.2 氣體膜分離機理 142
4.1.3 氣體分離膜材料 144
4.1.4 氣體分離膜制備方法 146
4.2 機載中空纖維膜空分裝置設計 149
4.2.1 中空纖維膜制備方法 149
4.2.2 機載中空纖維膜空分組件設計 150
4.2.3 中空纖維膜空分裝置技術特點與發展趨勢 163
4.3 空分裝置性能影響因素與數學模型 163
4.3.1 空分裝置性能影響因素 163
4.3.2 空分裝置微分模型 166
4.3.3 空分裝置性能簡化計算 169
4.4 機載空分裝置性能實驗與規范 171
4.4.1 空分裝置實驗要求 171
4.4.2 空分裝置實驗條件 172
4.4.3 空分裝置實驗方法 174
4.4.4 空分裝置鑒定實驗 178
4.5 空分裝置適航符合性方法 179
4.5.1 空分裝置合格審定程序 179
4.5.2 空分裝置環境試驗與壽命要求 180
參考文獻 181
第5章 機載火焰抑制器設計 184
5.1 管道內火焰傳播規律與抑制機理 184
5.1.1 管道內火焰傳播規律 184
5.1.2 火焰抑制機理 187
5.2 火焰抑制器結構尺寸計算方法 189
5.2.1 火焰抑制器結構形式 189
5.2.2 阻火單元特征尺寸計算方法 192
5.3 機載火焰抑制器性能及影響因素分析 202
5.3.1 流通性能及影響因素分析 202
5.3.2 阻火性能及影響因素分析 207
5.4 機載火焰抑制器試驗與適航符合性方法 210
5.4.1 火焰抑制器標準 210
5.4.2 試驗系統與測試 215
5.4.3 適航符合性方法 219
參考文獻 224
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飛機燃油箱防爆系統設計與適航 節選
第1章 概述 自有動力飛行以來，油箱爆炸就成為一個與飛機燃油系統設計和使用有關的、反復出現的問題，但直到 20 世紀 60 年代[1，2]，情況才有所改變，人們開始有目的地開展燃油箱防火抑爆系統設計，并逐漸使得該技術步入實用階段，它通過對燃油箱空余空間混合氣體中氧濃度實施有效控制來降低燃爆發生概率，以為飛機及飛機燃油系統提供安全保障。 1.1 飛機燃油箱安全防爆技術途徑 燃燒與爆炸是指可燃物質與氧化劑 (氧氣) 發生激烈的氧化反應，反應中伴隨著放熱和發光效應。具體而言，產生燃燒、爆炸必須具備三個條件：一是要有足夠的氧化劑 (氧氣)；二是要有足夠的可燃物質；三是要有一定能量的點火源。 圖 1.1 所示為飛機燃油箱內可燃蒸氣形成與燃燒、爆炸的產生過程。由圖可見，要抑制飛機燃油系統的燃燒與爆炸，提高飛機的安全性，可以從控制點火源、氧氣濃度、燃油蒸氣濃度和減輕燃油蒸氣點燃影響等方面著手[3]。 圖 1.1 飛機燃油箱內可燃蒸氣形成與燃燒、爆炸產生過程 1.1.1 點火源控制 與敵方炮火穿透燃油箱導致油箱空余空間內可燃混合氣體的燃燒/爆炸有所不同，民用飛機點火源主要來自燃油系統設計不當以及運行、維護過程中所出現的故障。對燃油系統因設計或故障而產生的點火源，按照其方式不同，可分為四類[4]。 1. 電火花和電弧 電火花和電弧來源于飛機內部向燃油箱引進能量的電子和電氣系統 (如燃油量指示系統 (fuel quantity indication system，FQIS)) 線路故障所引起的放電現象。此外，還包括環境條件所產生的瞬間電流 (如閃電、高強度輻射場、流星撞擊)等所引起的放電現象。試驗測得電火花點燃燃油蒸氣所需的*小點火能為 200mJ，因此要防止由于電火花和電弧所產生的點火源，必須將燃油箱內產生的電火花和電弧能量限制在 200mJ 之內。為此，在美國聯邦航空管理局 (FAA) 頒布的咨詢通告 AC 25.981-1C 中，特別強調了應采取有效措施，避免由閃電、靜電、熱源、摩擦造成的點火源，并將系統正常運行時進入燃油箱的電能限制在 50mJ 之內，故障發生時*大電能限制在不超過 200mJ。 靜電火花和靜電弧也可歸入此類。燃油和物體表面發生相對運動時會產生靜電荷，這些物體包括加油管、濾清器、噴嘴、燃油箱結構和飛機管路等。為了降低靜電荷的積累，燃油流速設計時規定，管道內流速 V × D 不能超過 0.5m2/s[5](來自 SAE AIR 1662A 要求)；油箱內，加油出口被燃油覆蓋之前由于與燃油箱壁面摩擦較大，燃油流速不應超過 1m/s，覆蓋后流速不應超過 6～7m/s (來自 AC25.981-1C 要求)。 2. 細絲加熱電流限制 試驗表明：當大約 100mA 均方根 (root mean square，RMS) 電流存在于細長導線的截面時，將點燃燃油蒸氣。對于燃油箱內的電氣或電子系統 (例如，燃油量指示系統 (FQIS))，需要對進入燃油箱的電流加以嚴格限定。AC 25.981-1C 規定：對于細絲加熱類點火源，如油量測量系統，電流限制值為：正常狀態下限制在 25mA RMS 以內，失效情況限制在 50mA RMS 以內，閃電時引起的瞬間峰值電流限制在 125mA 以內。 3. 摩擦火花 燃油系統維修和營運經驗表明：泵入口單向閥，導流片，螺母，螺栓，鉚釘，緊固件，保險絲，定位銷，開口銷，鉆、磨屑和元件碎屑等，如果進入油泵并接觸到葉輪，有可能使得金屬沉淀物附著在油泵轉動和靜止的部件上，導致摩擦火花的產生，并在油液環境中產生極大的點燃風險，因此相關設備和部件必須假定該類摩擦火花一定會產生，并采用 “失效–安全” 的設計方法，防止摩擦火花點燃燃油蒸氣。 4. 高溫熱表面 閃電或其他原因，將可能導致燃油箱壁面溫度高達 204℃ 以上，并達到燃油蒸氣的自燃點，引起燃油箱的燃爆事故。 1996 年 7 月 17 日，美國環球航空 800 號 (TWA 800) 航班，一架具有 25 年機齡的波音 747-100 系列飛機，在紐約長島上空附近發生爆炸并解體，全機 212名乘客與 18 名機組人員全部喪生。該事故促使了 FAA 進一步探討民用運輸類飛機燃油箱燃爆潛在安全性問題的合理解決途徑，為此，FAA 在 1999 年發布立法咨詢通告 NPRM No.99-18，提出了三個不同的立法要求：.1 要求特定運輸類飛機的設計批準持有人對飛機燃油箱系統進行安全審查，并對任何確定需要重復檢查或維護的事項制定具體的燃油箱系統維護和檢查文件；.2 要求禁止這些飛機在指定的時限外運營，除非這些飛機的運營人已將燃油箱系統的維護和檢查文件置入他們的檢查程序之中；.3 對于新的設計，建議將燃油箱系統的可燃性降至*低，要求進行詳細的失效分析來排除燃油箱內出現點火源的可能，并在持續適航文件的限制部分中加入強制的燃油系統維護措施；同時，在持續適航文件的適航限制章節中加入燃油系統強制性的維護、檢查要求和關鍵構型限制項目等內容。 2001 年 5 月，FAA 發布了*終規定 (final rule)《運輸類飛機燃油箱系統設計評審：降低可燃性、維護和檢查要求》和 FAR21 部特別適航條例 SFAR88《燃油箱系統容錯評估要求》，特別要求型號合格證和補充型號合格證的持有人/申請人對在役飛機和新設計飛機進行深入評估，查明所有潛在點火源，并制定點火源防護相關的適航限制類維護、檢查和關鍵構型控制的限制項目，同時也初步提出了對燃油箱可燃環境控制的要求。 在隨后的研究中，FAA 發現：制造商在完成 SFAR88 中的阻止點火源形成審查后，還是有不可預測的失效和維修差錯將繼續產生不可預期的點火源，為此，FAA 又發布了多個在 SFAR 審查中沒有識別的潛在點火源 (不安全狀況)，要求制造商做進一步的審查，如 AD 2006-06-14、AD 2006-12-02、AD 2006-15-15 等。根據這些案例，FAA 得出不可能識別和根除所有可能點火源的結論；要有效降低油箱燃爆發生概率，除采取 “失效–安全” 設計方法限制點火源產生外，還必須有效地控制油箱可燃性暴露時間[6]。 所謂的 “可燃性暴露時間” 是指油箱空余空間內混合氣體處于可燃狀態的時間，它可以通過控制燃油蒸氣濃度或氧氣濃度來實現。 1.1.2 燃油蒸氣濃度控制 飛機燃油箱中裝載有大量由多種碳氫化合物組成的航空燃油，燃油蒸氣彌散在油箱的整個空余空間內？刂普魵鉂舛瓤梢詮膬蓚方面出發，一是通過富集燃油蒸氣，造成燃油蒸氣濃度過高，使其超越可燃上界限 (upper flammability limit，UFL)，具體而言，可以通過加熱燃油、促使燃油快速蒸發來實現；二是稀釋燃油蒸氣，造成燃油蒸氣濃度過低，使其落入可燃下界限 (lower flammability limit，LFL) 以下，它可以通過冷卻液體燃油或燃油蒸氣及 “移走” 燃油蒸氣來實現。 1. 加熱燃油 加熱燃油使其快速蒸發以造成蒸氣濃度超越可燃上限的措施，雖然理論上可行，但在實際應用中，由于燃油可燃上界限變化范圍較大 (圖 1.2)，控制不易，且容易產生其他附加的危險，因此，現階段尚無相關詳細研究和應用報道。 圖 1.2 燃空比隨高度的變化曲線 注：圖中數據來自 FAA 咨詢通告 AC 25.981-2，附錄 1；JETA、JETA-1 燃油可燃界限 2. “移走” 燃油蒸氣 FAA 曾評估過從燃油箱中移走可燃蒸氣混合物和其他改進燃油箱安全的方案，如：采用燃油箱上部空間氣體吹襲方式等，但*終結論為：從燃油箱中移除可燃蒸氣的方案并不可行 (見 AC 25.981-2A)。例如，為了降低飛機墜毀地面著火時燃油箱爆炸危險，也有人曾建議采用能 “擦洗” 液面氣相空間內蒸氣的系統，即通風燃油箱，以阻止可燃蒸氣的形成，但 FAA 認為：重量、復雜性、可靠性和對環境的破壞作用使得這些設想并不切合實際 [6]，更重要的是移走燃油蒸氣后的不可燃狀態不具有持續性，移走燃油蒸氣的相關系統停止后，液體燃油會持續蒸發至平衡狀態，導致燃油箱恢復到可燃狀態。 3. 冷卻液體燃油 通過降低燃油溫度來控制其蒸發速度、降低燃油箱可燃性暴露時間已是業內共識。如果放置在燃油箱內或附近的熱源顯著增加可燃蒸氣的形成，設計中就應考慮使用通風或冷卻空氣來降低燃油溫度。對于未能滿足可燃性暴露時間適航規章要求的現役民用飛機，甚至還有人提出改變飛機油箱結構布局，采用主動通風或冷卻空氣來降低燃油溫度 (如：充分利用機翼燃油箱良好的冷卻能力或設置沖壓空氣換熱器冷卻燃油等)，然而，這些設想受到客觀條件限制，在實際應用中面臨諸多困難，目前并未見應用實例。根據 CCAR 25.981 (b)，如果機翼不是傳統的非加熱鋁制機翼，則必須在假定的、與傳統的非加熱鋁制機翼油箱等效的基礎上進行可燃性分析，但復合材料油箱的廣泛應用，使得該設想實現更為困難。 4. 冷卻燃油蒸氣 由于飛機載油量較大，通過冷卻來降低液體燃油溫度所需冷量巨大，難以實現，為此，2009 年，波音公司曾提出將燃油箱空余空間中的混合氣體抽吸，通過冷卻使得燃油蒸氣冷凝，并將除去燃油蒸氣后的氣體送回燃油箱空余空間，以降低蒸氣濃度的技術措施，并申請了專利保護 (CN103121508，US6016078)[7，8]。波音公司 Gupta 所撰寫的 SAE 報告[9]，對該技術措施作了如下說明：.1 由于機載燃油量巨大，將燃油冷卻是不現實的，但去除燃油蒸氣則簡單可行；.2 燃油蒸氣在溫度低于飽和溫度時會變成液體，方法是將無油空間的燃油蒸氣以高于其產生的速度冷凝；.3 抽出一部分蒸氣混合氣體由冷卻和冷凝系統進行冷凝，抽出流量需大于蒸氣產生流量；.4 利用蒸氣冷卻和冷凝系統將無油空間降至 0～3℃，使一部分流量的蒸氣冷凝為液體燃油，另一部分保持氣態。 該專利中還設計了兩套冷卻系統，一套是無油空間冷卻機 (ullage cooling machine，UCM)，另一套是無油空間氣體制冷器 (ullage gas chiller，UGC)。 雖然波音公司所提出的冷卻燃油蒸氣技術措施理論上可行，且具有諸多優勢，但自 2009 年此概念提出后，該項工作并未見后續研究與應用報道。 1.1.3 氧氣濃度控制 油箱空余空間氣體混合物中 “氧濃度” 控制技術又可稱為燃油箱 “惰化” 技術，按控制方式不同，它可劃分為稀釋、消耗和吸附等三種類型。 1. 稀釋 稀釋就是將惰性氣體不斷充入燃油箱，并與油箱空余空間氣體充分混合后由通氣管路排入外界環境，以達到逐步降低 “氧濃度” 的目的。依據稀釋氣體 (惰性氣體) 的來源不同，通過稀釋方式來控制燃油箱空余空間氧濃度的技術又可分為機載瓶裝氣體惰化技術、機載制氮燃油箱惰化技術和燃油箱地面惰化技術。 1) 機載瓶裝氣體惰化技術 常用的機載瓶裝惰性氣體有液氮、氣氮和哈龍 1301 (Halon 1301) 等，它主要應用于早期的軍用飛機，其特點是可以滿足軍用飛機瞬時大流量惰化氣量需求，但由于氣體攜帶總量有限，持續惰化時間較短，且對地勤保障系統要求高，目前該方式已逐漸被淘汰[10]。 氣氮惰化系統出現在 20 世紀 50 年代末和 60 年代初，F-86 和 F-100 飛機演示過氣氮惰化系統為這些飛機燃油箱提供了部分時間的惰化。其中，F-86 所用系統的質量為 52.6kg，僅能提供 9min 的燃油箱惰化使用時間；經過重大改進后的 F-100 所用系統為 19kg，惰化時
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