溫博，陸中

（南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院，南京　211106）

?

民用飛機(jī)燃油箱可燃性評估方法研究

溫博，陸中

（南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院，南京211106）

摘要：民用飛機(jī)燃油箱可燃性評估是民機(jī)燃油系統(tǒng)適航符合性驗證的重要內(nèi)容。美國聯(lián)邦航空管理局（FAA）對燃油箱可燃性評估方法進(jìn)行了深入研究與解讀，分析了飛機(jī)燃油箱可燃性影響因素，明確了燃油箱可燃性相關(guān)參數(shù)計算方法，給出基于蒙特卡羅仿真的民用飛機(jī)燃油箱可燃性評估流程。該程序以蒙特卡羅仿真為基礎(chǔ)，通過隨機(jī)模擬生成飛行航段中各時間增量的燃油溫度，以燃油溫度是否在燃油可燃性上、下限之間作為該時間增量內(nèi)燃油箱可燃的評判標(biāo)準(zhǔn)，求得燃油箱可燃時間，進(jìn)而求得燃油箱可燃性暴露率。

關(guān)鍵詞：適航審定；燃油閃點；可燃性上下限；燃油箱可燃性

安全性是民用飛機(jī)的重要屬性，飛機(jī)燃油箱爆炸會對飛機(jī)安全產(chǎn)生重大威脅。據(jù)機(jī)艙安全研究技術(shù)小組對1966到2009年間全世界3 726起飛機(jī)事故資料的統(tǒng)計，共有370起事故是由于飛機(jī)燃油箱的破裂、燃燒爆炸而引起的［1-2］。這些事故發(fā)生在飛機(jī)爬升、滑行、下降、巡航和著陸等各個飛行階段。

燃油箱可燃性暴露率是評估民用飛機(jī)燃油箱安全性的重要參數(shù)［3-5］，F(xiàn)AA頒布的燃油箱可燃性評估方法是目前評估燃油箱可燃性暴露率的主要工具。該方法通過建立一個比較型模型來確定某一特定機(jī)隊或飛機(jī)燃油箱的潛在可燃性。國內(nèi)已經(jīng)對FAA的燃油箱可燃性評估方法開展了初步研究［6-9］，但是對于該模型中每一個重要參數(shù)的具體計算方法與總體評估流程，目前文獻(xiàn)尚未詳細(xì)給出，本文將在這2個方面進(jìn)行深入研究，給出相關(guān)參數(shù)計算方法與詳細(xì)評估程序，為設(shè)計人員開展分析工作提供指導(dǎo)。

1　燃油箱可燃性評估模型概述及參數(shù)說明

燃油箱可燃性評估模型將模擬的每一次飛行分為多個時間增量，通過對每一個時間增量的燃油溫度與可燃性上、下限進(jìn)行比較，進(jìn)而判定每一個時間增量的燃油箱可燃性。當(dāng)燃油平均溫度在燃油可燃性上、下限所確定的范圍之間時，就認(rèn)為此時的燃油蒸汽是可燃的。應(yīng)用此方法確定每一個時間增量內(nèi)的燃油箱可燃性，然后統(tǒng)計出此次模擬飛行中的燃油箱可燃性。最后進(jìn)行多次模擬飛行，得到該條件下飛機(jī)的燃油箱可燃性。

評估模型中的參數(shù)分為3大類：分析人員輸入?yún)?shù)、文件規(guī)定參數(shù)和中間參數(shù)。分析人員輸入?yún)?shù)由工作人員針對某一具體的機(jī)型和飛行概況來進(jìn)行確定。文件規(guī)定參數(shù)為相關(guān)航空規(guī)章中提出的參數(shù)值，在未通過相關(guān)適航部門審定的情況下不允許修改，文中將會在使用到文件規(guī)定參數(shù)的公式后對其進(jìn)行標(biāo)注。中間參數(shù)是通過人為輸入?yún)?shù)和文件規(guī)定參數(shù)來計算燃油箱可燃性暴露率過程中的參數(shù)，由于計算過程繁瑣而龐雜，故單獨提出。其中輸入?yún)?shù)種類多且數(shù)量大，因而又詳細(xì)分為：飛機(jī)參數(shù)、飛行參數(shù)、油箱使用參數(shù)、油箱熱特性參數(shù)、機(jī)身油箱輸入?yún)?shù)和實驗?zāi)M參數(shù)。文中參數(shù)，時間單位統(tǒng)一為min，溫度單位統(tǒng)一為°F，高度單位為kft，距離單位為nm。

1.1飛機(jī)參數(shù)

對燃油箱可燃性進(jìn)行評估時所需的飛機(jī)參數(shù)包含飛機(jī)的最大飛行范圍、發(fā)動機(jī)數(shù)和外界環(huán)境溫度限制。

最大飛行范圍與模擬飛行次數(shù)共同決定一個飛行任務(wù)分布，模型應(yīng)用這一任務(wù)分布為每一次飛行隨機(jī)選取飛行任務(wù)長度。此外，最大飛行范圍與巡航馬赫數(shù)共同決定飛行時間。發(fā)動機(jī)數(shù)和飛行任務(wù)長度共同決定每一個班次中，飛機(jī)爬升至巡航高度的時間。外界環(huán)境溫度限制限定了飛機(jī)所處的最大環(huán)境溫度。

1.2飛行參數(shù)

飛行參數(shù)包括巡航馬赫數(shù)和用戶定義巡航高度。巡航馬赫數(shù)為飛機(jī)在常規(guī)飛行中，位于巡航高度上的馬赫數(shù)，此參數(shù)用于決定每一次的飛行剖面和飛行時間。飛行時間的長短又決定了飛行剖面中存在幾個不同的巡航高度。模型中假定2個巡航高度之間的轉(zhuǎn)換是瞬間完成的，不同于從起飛到第一巡航階段的過程中存在爬升率。

1.3油箱使用參數(shù)

模型中燃油箱使用的參數(shù)包括起飛前發(fā)動機(jī)的啟動時刻，著陸前油箱處于滿油的最后時刻和著陸前油箱處于空油的最初時刻。起飛前發(fā)動機(jī)的啟動時刻將方便模擬來自發(fā)動機(jī)或系統(tǒng)的額外熱輸入的燃油箱，此輸入是飛機(jī)起飛前發(fā)動機(jī)或系統(tǒng)開始向油箱傳熱的時刻。而飛機(jī)著陸前油箱處于滿油的最后時刻和著陸前油箱處于空油的最初時刻用于計算燃油溫度的下降率，此下降率需考慮飛行各階段的燃油溫度。

1.4機(jī)身油箱輸入?yún)?shù)

機(jī)身油箱輸入?yún)?shù)包含5個參數(shù)，分別用于確認(rèn)油箱是否位于機(jī)身內(nèi)且沒有直接來自外界環(huán)境的冷卻；確認(rèn)飛行中油箱是否增壓；油箱與外界環(huán)境壓力的壓力差；飛機(jī)起飛前油箱增壓系統(tǒng)開始工作的時刻和油箱所在機(jī)艙的溫度。需要注意的是，如果不是機(jī)身油箱，5項輸入?yún)?shù)都應(yīng)被置0。

1.5油箱熱特性參數(shù)

模型需要的燃油箱熱特性數(shù)據(jù)為平衡溫差和一系列熱時間常數(shù)。此項輸入是在給予足夠時間的情況下，相對外界環(huán)境溫度的燃油溫度修正。這一數(shù)值必須由油箱的熱特性動態(tài)分析和環(huán)境系統(tǒng)的測定得出。為更好地表示發(fā)動機(jī)和其他裝備對燃油箱的熱輸入，需要輸入發(fā)動機(jī)和系統(tǒng)在運(yùn)行和停車兩種狀態(tài)下的熱平衡參數(shù)。模型需要6個熱時間常數(shù)，它們定義了飛機(jī)處于各種狀態(tài)下，燃油箱中燃油對于外界熱量的反應(yīng)，這6個狀態(tài)如表1所示。

表1　飛機(jī)的6種狀態(tài)Tab.1　Six conditions of civil aircraft

1.6實驗?zāi)M參數(shù)

實驗?zāi)M參數(shù)包括模擬的航班次數(shù)、是否凍結(jié)隨機(jī)數(shù)的產(chǎn)生以及是否只在高溫天氣中運(yùn)行。凍結(jié)隨機(jī)參數(shù)便于通過改變某一特定參數(shù)來深入了解模型。是否在高溫天氣中運(yùn)行這一參數(shù)中的高溫特指地面溫度超過80°F。

2　中間參數(shù)的計算方法

2.1單次飛行范圍

單次飛行范圍（Lsf）由飛行任務(wù)長度（Lmis）和最大飛行范圍（Lmax）決定。在已知分布的條件（即上述2個參數(shù)已經(jīng)確定）下，可通過仿真隨機(jī)生成單次飛行范圍。方法如下：

1）生成服從0-1均勻分布的隨機(jī)數(shù)Rml；

2）用P（i，Lmax）表示CCAR-25-R4附錄N的表2中飛機(jī)最大飛行范圍為Lmax列的第i行，則必然存在某一自然數(shù)Rs滿足式（1），即

其中：Rs表示生成飛行任務(wù)分布時的步長基數(shù)，取值范圍在0～49之間。

3）生成隨機(jī)仿真的單次飛行范圍，即

2.2飛行時間

飛行時間（t）f指飛機(jī)從起飛后到著陸前的時間間隔，不包含地面時間。飛行時間由單次飛行范圍（Ls）f和巡航馬赫數(shù)（Mc）r共同決定，即

隨后應(yīng)用最大飛行范圍（Lma）x對其進(jìn)行修正，則

2.3巡航模式

巡航模式（Xm）o由飛行時間（t）f確定，根據(jù)飛行時間不同，將巡航模式分為4種：無巡航階段、在1種巡航高度上巡航、在2種巡航高度上巡航和在3種巡航高度上巡航，這4種巡航模式分別對應(yīng)數(shù)字1、2、3、4，即

2.4單次飛行任務(wù)時間

單次飛行任務(wù)時間（tmi）s包含航前地面時間（tb）f，飛行時間（t）f和航后地面時間（ta）f。航前地面時間根據(jù)飛行時間的不同分為3類，即

航后地面時間規(guī)定為30 min，故單次飛行任務(wù)時間即

2.5飛機(jī)起飛時的環(huán)境溫度

飛機(jī)起飛時環(huán)境溫度（Tg）的初步確定由隨機(jī)參數(shù)（Rb）和地面平均溫度（Th）與標(biāo)準(zhǔn)差（X）i共同確定，即

在已知這3個參數(shù)的情況下，通過式（9）計算飛機(jī)起飛時的環(huán)境溫度為

隨后通過外界環(huán)境截止溫度（T0）對式（9）中產(chǎn)生的Tg進(jìn)行修正，即

2.6馬赫數(shù)

飛機(jī)處于不同的海拔高度，具有不同的馬赫數(shù)（M）x、外界環(huán)境溫度和總溫。此時海拔高度（A）x從0開始，以1為增量，增至Au3，即用戶定義的第3階段巡航高度。馬赫數(shù)由海拔高度（Ax）和巡航馬赫數(shù)（Mc）r共同確定，即

2.7外界環(huán)境溫度

外界環(huán)境溫度（T）x由海拔高度（A）x、地面環(huán)境溫度（T）g和巡航溫度（Tc）r初步確定為

然后由機(jī)身環(huán)境溫度Tbt對其進(jìn)行修正，即

Ybt用于確認(rèn)油箱是否為機(jī)身油箱。

2.8總溫

總溫（Tt）o用于計算修正溫差，由馬赫數(shù)（M）x和外界環(huán)境溫度（T）x初步確定為

然后由機(jī)身環(huán)境溫度（Tb）t進(jìn)行修正，即

2.9修正溫差

修正溫差（T）s是指某一時刻燃油溫度與長期慣例溫度的差值。它由該時刻總溫（Tt）o、初定燃油溫度（Tfu）和參數(shù)（Tg）f共同決定。Teo為飛機(jī)處于地面且發(fā)動機(jī)啟動的條件下，外界環(huán)境溫度給予足夠時間的情況下燃油最終達(dá)到的溫度，Tes為起飛前發(fā)動機(jī)啟動的時刻。Tgf為飛機(jī)在地面且發(fā)動機(jī)未啟動時，燃油因外界環(huán)境溫度在給予足夠時間的條件下最終會達(dá)到的溫度，且在確定修正溫差之前，應(yīng)先進(jìn)行修正，即

然后通過該時刻所處飛行階段確定修正溫差為

Tff為飛行條件下，外界環(huán)境溫度給予足夠時間情況下最終達(dá)到的溫度。

2.10燃油溫度

某一時刻的燃油溫度（Tfu）由前一時刻的燃油溫度和修正溫差共同決定，即

其中：Xtg和Xtf是飛機(jī)處于地面和飛行中2種不同狀態(tài)下的溫差修正系數(shù)。

2.11燃油可燃性上、下限

燃油可燃性上、下限（Tul，Tl）l是確定某一時刻燃油箱可燃性的重要參數(shù)，當(dāng)某一時刻的燃油溫度處于可燃性上下限之間時，認(rèn)為該時刻燃油可燃。燃油可燃性上限由燃油閃點（Tfp，由文件參數(shù)易得），燃油箱高度（A）t和規(guī)章規(guī)定的參數(shù)共同確定，即

燃油可燃性下限的求法與可燃性上限的求法相似，即

其中：At為燃油箱高度，Xld、Xls、Xud和Xus為文件規(guī)定的計算燃油箱可燃性上、下限的參數(shù)。

2.12燃油箱的可燃性

通過某時刻的燃油溫度（Tfu）和該時刻的燃油可燃性上、下限（Tul，Tl）l，即可判定該時刻燃油箱的可燃性（Y）i。當(dāng)燃油溫度處于可燃性上、下限之間時，該時刻燃油箱是可燃的，即

模型中的可燃時間（tt）f是該次模擬飛行中所有燃油可燃時間增量（Y）i的匯總，即

其中：n為時間增量的個數(shù)。

可燃時間占總體評估時間（tmi）s的比例，就是該燃油箱在該給定條件下的可燃性（P），即

得到一次模擬飛行的燃油箱可燃性（P），重復(fù)進(jìn)行多次模擬，通過獲得的每一次燃油箱的可燃性即可得到該種飛機(jī)燃油箱在特定環(huán)境下的可燃性。

3　燃油箱可燃性評估流程

燃油箱可燃性評估模型采用蒙特卡羅（MC）法評估燃油箱的可燃性，而MC法的本質(zhì)是重復(fù)進(jìn)行大量模擬實驗，當(dāng)實驗次數(shù)達(dá)到某種數(shù)量程度時，某事件的發(fā)生頻率就可以認(rèn)為是該事件發(fā)生的概率。該模型流程可簡化為2個嵌套的循環(huán)過程，主循環(huán)流程的循環(huán)次數(shù)為模擬的航班次數(shù)，子循環(huán)流程的循環(huán)次數(shù)是由單次飛行任務(wù)時間確定的時間增量的個數(shù)。

評估開始時先根據(jù)模擬機(jī)型和飛行條件設(shè)定輸入?yún)?shù)，計算出單次飛行任務(wù)時間。通過判定每一個時間增量的燃油箱可燃性得到單次飛行任務(wù)時間中的燃油箱可燃時間，進(jìn)而得到本次飛行的燃油箱可燃性暴露率。依據(jù)模擬的航班次數(shù)進(jìn)行多次循環(huán)，將每一次的燃油箱可燃性暴露率進(jìn)行匯總，求得該條件下飛機(jī)燃油箱可燃性暴露率，流程如圖1所示。

圖1　燃油箱可燃性評估流程圖Fig.1　Flow chart of fuel tank flammability assessment

每一個時間增量的燃油箱可燃性由燃油溫度和燃油可燃性上、下限共同確定。依據(jù)上文提到的中間參數(shù)及其計算方法，即可得到單位時間增量的燃油箱可燃性，如圖2所示。

圖2　判定單位時間增量的燃油箱可燃性流程圖Fig.2　Judgement flow chart of flammability in each unit time

4　結(jié)語

本文對FAA頒布的燃油箱可燃性評估模型進(jìn)行深入研究，該方法的核心思想是通過大量飛行仿真模擬真實飛行，以仿真情況下燃油箱可燃的頻率作為真實情況下燃油箱可燃的概率。本文完成了如下工作：

1）將評估模型為實現(xiàn)不同飛行模擬條件而設(shè)定的大量參數(shù)進(jìn)行分類解讀，并列出具體計算方法。

2）將評估模型進(jìn)行深入解讀后給出具體的評估流程，為適航審定人員提供技術(shù)支持。

參考文獻(xiàn):

［1］GCSCR. CSRGT Aircraft Accident Database［M］. Ware：R G W Cherry& Associates Limited，2010.

［2］吳玉軍，隆小慶.飛機(jī)油箱維護(hù)與安全［J］.中國民用航空，2007，77 （5）：62.

［3］A Study of The Flammability of Commercial Transport Airplane Wing Fuel Tanks，DOT/FAA/AR-08/8［S］. FAA，2002.

［4］Fuel Tank Flammability Assessment Method User’s Manual，DOT/ FAA/AR-05/8［S］. FAA，2008.

［5］FuelTankFlammabilityAssessmentMethod（MonteCarlo-Model）Version10［S］. FAA，2007.

［6］燃油箱可燃性防護(hù)，CCAR-25-R4［S］.中國民用航空局，2011.

［7］溫文才.飛機(jī)燃油箱可燃性評估方法研究［J］.民用飛機(jī)設(shè)計與研究，2009（2）：31-34.

［8］郭軍亮，周宇穗，王澍，等.飛機(jī)燃油箱可燃性定量分析的燃油箱熱參數(shù)計算方法研究［J］.民用飛機(jī)設(shè)計與研究，2011（3）：20-22.

［9］郭軍亮.民用飛機(jī)燃油箱熱特性數(shù)值仿真［J］.航空計算設(shè)計，2013，43（1）：65-68.

（責(zé)任編輯：劉智勇）

Research on fuel tank flammability assessment for civil aircraft

WEN Bo，LU Zhong

（College of Civil Aviation，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 211106，China）

Abstract:Fuel tank flammability assessment for civil aircraft is a vital part of civil aircraft fuel system airworthiness certification. A further research on the evaluation method provided by FAA is given. Factors which can affect the fuel tank flammability are analyzed，the parameter calculation method related to the fuel tank flammability is cleared，and the civil aircraft fuel tank flammability assessment process based on Monte Carlo simulation is given. Whether the temperature of fuel in unit time is between the upper and lower flammability limit will decide the fuel tank flammability at that point. The ratio of flammable time account for the total time is a vital reference to the fuel tank flammability assessment.

Key words:airworthiness certification；flashpoint；upper and lower flammability limit；fuel tank flammability

中圖分類號：V288.1+1

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1674－5590（2016）02－0006－04

收稿日期：2015-10-10；修回日期：2015-11-10基金項目：國家自然科學(xué)基金項目（U1333118）；江蘇省自然科學(xué)基金（BK20130811）；南京航空航天大學(xué)研究生創(chuàng)新實驗基地開放基金（kfjj201448）

作者簡介：溫博（1990—），男，遼寧本溪人，碩士研究生，研究方向為系統(tǒng)可靠性與安全性.