飞机运行高度增加引起的适航要求分析

居世超

（上海飞机设计研究院，上海 200030）

随着喷气动力运输机的发展以及更高飞行速度的要求，航空工业不断尝试在更高的高度上飞行，但是这会给机组和旅客带来一定的环境风险。在20世纪50年代初期，FAR制定的合格审定标准使早期的涡轮喷气运输机能够在某些最大使用高度为41 000 ft或42 000 ft（1 ft=0.304 8 m，以下同）上安全飞行。其后，工业界为一些飞机提出了批准其在更高高度上飞行的请求，这类大多是小的公务运输机，申请的高度范围达51 000 ft[1]。

1996年6月FAA发布的修正案25-87[2]（Docket No.26070）至今有效，该修正案所采纳的条例更改，对以往通过专用条件应用于已取证亚音速飞机的各种不同高度准则进行了编辑整理，形成法规。而且，通过这次更改确认了34 000 ft为人类生理极限，高于此高度层，不使用补充氧气对于人类是非常危险的。为了保证在25部的实施中与其他条款的一致性或等效性，对于任何给定的失效，其危害程度与其发生概率是一种反比关系。灾难性的失效，必须被表明是极不可能的事件；危险性的失效，必须被表明为很不可能的事件。

当时FAA并没有展望运输类飞机会广泛应用于51 000 ft以上的高度。其批准最大可用于51 000 ft高度的一个主要因素是在座舱泄压情况下的应急下降，此时必须表明其所引起的最大座舱高度不超过40 000 ft。所以相应地，修正案25-87所采纳的各项更改，已为这类飞机的最大至51 000 ft高度的安全飞行提供了适当的标准。对于想要批准在超过该高度使用运输类飞机的申请人，为了飞行安全可能还需要补充标准，需要采用适当的专用条件。虽然美国的超音速运输机在商业运行中没有出现，但英法两国联合研制的协和式客机最终被批准可以运行的最大高度为60 000 ft。

从以上分析可以看出，飞机运行高度增加引起的安全考虑涉及通风、座舱降温、座舱增压和压力舱的完整性、以及氧气设备等。以下各段以公开规定和机型实例为基础，分别说明随着运行高度的增加，需要考虑的设计思路变更及审定要素分析。

1 通风

在修正案 25-87 发布之前，FAR25.831（a）[2]要求为每个客舱和机组舱通风而且要保证每个机组舱有足够的新鲜空气，使机组成员能够履行其职责而不会有过分的不适或疲劳。对机组舱要求为每个机组成员提供至少10 ft3/min的新鲜空气。虽然25.1309（特别是25.1309（b）（2）和 25.1309（d）（3））也要求分析必要系统的任何失效对乘员的影响，但是25.1309是一项总则性的规章，不会具体规定最小空气流量的要求。

FAA过去已经采用对公务运输机专用条件补充25.831（a）的要求，规定在正常飞行期间必须向每位机组成员提供至少10 ft3/min新鲜空气的流量。这些专用条件还同时要求在正常飞行情况下以及在任何一个对座舱通风会产生不利影响的可能系统失效以后，能够为每位乘员供给足够的无污染空气以提供其合理的舒适性。修正案25-87修正了25.831的要求，把以前专用条件中的补充空气流量要求包括进去，规定通风系统的设计必须能够向每位乘员提供10 ft3/min（转换成以磅计）的空气。

1996年9月发布的AC25-20[3]指出，修正后的25.831（a）款规定通风系统必须设计成在正常操作条件下提供至少每个人0.55 lb/min（1 lb=0.453 96 kg，以下同）新鲜空气（在8 000 ft压力高度和客舱温度75℉下10 ft3/min）。如果飞机装有二次循环系统，要求的新鲜空气可以与经过滤的再循环空气混合。由于其他考虑，可能需要更大量的新鲜空气，如设备冷却、窗户或挡风玻璃除霜、烟雾或毒烟控制或排烟。对于可能的失效条件，通风系统应设计成能够提供足够的新鲜空气来防止如二氧化碳等污染物聚积。在这种条件下，如果时间超过5 min，则新鲜空气的供应量应不小于0.4 lb/（min·人）。该值也出现在JAA相关咨询资料中。如果座舱环境维持在对乘客无害的水平下，临时的供应量降低是可接受的。此外，设备冷却和烟雾通风应在失效条件下予以考虑。应考虑的条件包括风扇、阀和管路等失效，单个空调系统或引气系统失效，2套空调系统或引气系统失效。

FAA认为可以通过分析、地面试验和/或飞行试验来表明符合性。由于不可能测量每个乘员位置的空气流量，每个乘员每分钟供应的新鲜空气可以通过将总客舱新鲜空气量和驾驶舱新鲜空气量与乘员人数平均的方式计算。应在飞机操作包线的极限位置检查环境系统。试验和/或分析应被用于确定在飞机在使用过程中可能遭遇的环境条件下，环境控制系统的能力。对于气候极值的指南可参考MIL-STD-210B[4]“军用设备的气候极值军用标准”。当环境控制系统不能正常使用时，如果通风系统为客舱和驾驶舱在短期内持续提供可接受的环境，在空气调节装置或引气系统“关闭”条件下飞机起飞可以作为可接受的程序。

2 座舱温度

早在20世纪80年代对SST（超音速运输飞机）进行评审期间就有人指出，某些增压系统失效，无论是其本身失效或是与使用热冲压空气的应急增压相组合的失效，都可能导致座舱温度超过人类的耐受容限。所以FAA决定要求必须表明，任何会导致过分不适温度暴露情况的失效或失效的组合为很不可能的事件，但许可对一些可能发生的失效采取简捷的纠正措施（如选用替代设备或程序）。任何可能导致无法忍受温度暴露情况的失效或失效组合必须为极不可能的事件，但许可对一种很不可能失效的情况采取重大的纠正措施（如应急下降，改变飞机形态）。

25.831（g）不允许在给定温度下的持续时间超出图1中曲线所规定的值，还要求保持飞机内的湿度低于27 mbar。该规章的目的是限制驾驶舱和客舱内暴露在高温下的时间，以防止危害持续安全飞行和着陆。

图1 温度—时间限制曲线Fig.1 Temperature-time limit curve

25.831（g）对于座舱湿度的限制，换算成相对湿度为120 mg·lb每磅干空气，相当于22℃时饱和空气湿度。但后来发现在飞机下降和着落时，无论在何种操作环境下，当环控系统（ECS）失效失去供气时，座舱内的温度和湿度很难达到25.831（g）的要求，特别是在温暖或者潮湿气候环境下，更难满足25.831（g）的规定。

FAA与波音、空客等飞机制造商就此条款进行了多轮讨论协商，最终得出结论：有必要将FAR 25.831（g）进行适当的改写。当前各型号客机对FAR 25.831（g）条款的符合性说明都是在FAR 25.1309条款指导下，通过分析其等价的安全规则来实现的。即通过验证等效的安全法则：“飞机设计必须考虑到在任何极小概率的通风系统失效情况下，满足：①座舱环境不会影响机组人员工作，从而影响飞行安全；②座舱环境不会对乘客构成持久的生理伤害”。间接证明飞机对适航条款FAR 25.831（g）的符合性。随后，ARAC MSHWG（规章制定建议委员会机械系统协调工作组）制定了基于性能的新标准，这个标准通过在可能的热应力环境下，限制机组人员代谢作用和环境的热负荷而得到一个可接受的环境。在公开的等效安全（TC9618SE-T-ES-5）[5]备忘中表明B787机型也采用了ARAC建议的方法来表明25.831（g）条款的符合性。

3 增压

现行的 25.841（a）（增压）与 25.1447（c）（氧气设备）为亚音速飞机在其最大可达到高度上飞行提供了必要的安全标准。这是申请人选择演示验证的最高高度，即在发生未经表明为极不可能的单项失效或失效组合所引起的座舱泄压以后：①飞行机组能够继续保持清醒并驾机飞行；②座舱乘员将不会出现反应迟钝的（hypoxia）情况；③当发生某些乘员得不到补氧的事件时，他们至少不会发生永久的器质性损伤。

现行的 25.841（a）（2）规定，在泄压后，飞机乘员的暴露高度限制在不超过40 000 ft的座舱高度。该要求相对25部为原来使用稀释肺式（飞行机组）和连续流量（旅客）氧气设备的运输类飞机合格审定所制订的要求没有更改。

25.841（a）（2）最早根据 CAMI的建议进行制订，其基础则是由James G.Gaume撰写的“安全无知觉时间”概念。在快速泄压到超过34 000 ft的座舱高度后，使用连续流量氧气面罩也许并不能防止旅客发生反应迟钝的情况。而且，还可能会有一些旅客在泄压以后不使用氧气即暴露于较高的座舱高度，少数旅客在34 000 ft座舱高度可能会失去知觉。在更高的高度上，可能会有更多的旅客即使是使用了连续流量氧气设备也会失去知觉。在25 000 ft座舱高度以上，暴露时间超过2 min而不补氧时，可能引起永久的器官性（大脑）损伤。所以，为了演示验证对于本项规章的符合性，必须制订经批准的应急下降程序并进行座舱高度分析，以保证在发生未经表明为极不可能的泄压失效以后，不会超过上述高度限制。

现行的25.841（a）（3）规定了在评估座舱泄压时必须考虑的失效情况。需评估的可能的失效模式包括由于外来原因引起的故障和损坏，如轮胎爆破、机轮破坏、非包容性发动机破坏、发动机风扇、压气机或涡轮的多个叶片破坏及天线掉落。对于系统失效、系统失效的组合、系统失效与压力舱泄漏相组合、系统失效引起发动机停车、发动机非包容性破坏引起结构和系统损坏，以及无系统失效的结构破坏等情况均必须进行评估。典型的系统包括发动机引气系统、空调系统、动力源、通气阀和操纵系统等。对于会造成乘员暴露于座舱高度超过25 000 ft达2 min以上或于40 000 ft的任何时间的失效情况，则均必须表明为极不可能的事件。

25.841（a）（2）（ii）规定乘客不能暴露在减压后的40 000 ft以上。应通过使用临界孔尺寸和位置、应急程序和经验证的应急下降剖面来计算客舱减压剖面以表明符合性。应急下降剖面如图2所示，从中可以看出，当应急下降速度相同时，对于运行在更大高度的运输机，通常需要更长时间，为了保持座舱高度满足安全要求，就需要使用更小的临界孔尺寸。

图2 应急下降剖面Fig.2 Emergency descent profile

证明符合座舱增压要求时，应假设飞机在操纵高度41 000 ft以上时使用氧气设备，并且应急下降应根据批准的应急程序进行。在客舱高度警告和下降措施开始之间的时间应包含机组人员对减压的意识时间和氧气面罩插管时间。应通过在最大飞机高度的飞行试验验证有最严厉影响的可能系统失效。对于不可能的失效，应通过分析来确定客舱高度或较低高度的试验。

客舱高度警告后，在下降构型起动之前，应保留足够的时间，使机组人员有17 s反应时间并完成氧气罩插管。17 s反应时间来源于在飞机机组人员对给定应急状态下对模拟器应急反应的平均值，实际存在压力损失或一些其他应急状态。17 s代表了75%的机组人员反应时间。42名飞行员暴露在飞机的总体客舱减压率直到最大客舱高度为30 000 ft。83%的飞行员在15 s内可插完氧气面罩。在安装面罩的5s内开始应急下降。

咨询通告AC25-20要求，必须通过在飞机最大高度的系统失效试验，演示验证临界情况（可能发生的系统失效）。对于完全不可能的失效情况，可以用分析制定座舱高度，必要时还可在1个低得多的高度上进行试验并把结果外插到较高的高度来进行核查。

4 压力舱的完整性

修正案25-87中，25.365（d）把机身释压活门的安全系数1.33增大了25%，即加大至1.67，把原来属于SST专用条件中的标准作为法规规定下来。公务运输机的专用条件也有类似加大的结构安全系数，旨在减少结构破坏的可能性，并且在即使发生破坏时，也要限制其裂孔的大小。

1）较高的使用高度可能由于机身蒙皮出现裂纹导致客舱压力丧失。因此，承压结构应设计成比现有飞机更可靠。额外的损伤容限要求是必要的，用于防止导致快速降压的疲劳和腐蚀损坏。

2）在包含4个正常检查间隔的初始可探测裂纹增长导致的最大压力舱泄压时，客舱高度/时间历程不能超过25.841（a）的限制。应考虑蒙皮-长桁和蒙皮-框的裂纹。压力舱的结构完整性对于高空操作是非常必要的。

3）对于离散源损伤如电线爆裂、机轮失效、发动机转子爆裂、发动机风扇失效、非包容发动机叶片失效、失去天线等导致的压力舱开启进而导致压力容器的损伤，应通过分析证明对增压的影响。

4）应假设完全失去窗户或风挡，除非可以证明完全失去是非常不可能的。25.775要求风挡和窗户是失效安全的；因此，由于疲劳损伤导致的窗户完全缺失非常不可能，如果窗户设计成失效安全并能够承受完全客舱压力与外部空气动力压力有如下的安全系数：①对于从批准压力高度到45 000 ft，仅主要面板为1.5，仅失效安全面板为1.15；或②对于从批准压力高度为45 000 ft以上的，主要和失效安全面板为1.5。

5）应考虑可能导致有差别的负向压力的压力容器结构失效（洞或裂纹），因为这种条件可能导致客舱高度超过飞机高度。

6）计算客舱高度减压曲线时，除非可以通过FAA接受的合理分析来确定不同的值，应假设失去窗户的孔补偿系数Cd=0.75，机身损伤的Cd=0.5。

5 氧气设备

当使用氧气设备的人员暴露在高度逐渐增加的环境中时，稀释剂型和压力型供氧气设备必须被证明在客舱压力高度40 000 ft下令人满意。按修正案25-87标准要求的氧气设备将为规章允许的客舱高度的缺氧影响提供保护。具体要求见25.1447氧气装置设备标准。

6 结语

在更高的速度和高度运行是运输类飞机的总体发展趋势，其要求的安全性更改涉及通风、座舱降温、座舱增压和压力舱的完整性以及氧气设备等。通过以上的分析可以得到以下设计思路：

1）高空空气密度更小，为满足乘员新鲜空气需求，环控系统需要更多的能源要求；

2）环控系统失效时，高空运行的飞机需要时间下降，很难采用应急通风的办法保持座舱温度一直处于可接受的范围，但可以通过特定的方法保证乘员热负荷处于安全水平，间接证明符合安全标准的规定。

3）对于高空运行的飞机为了保持座舱高度满足安全要求，就需要使用更小的临界孔尺寸。

4）为了保持压力舱的完整性，需加大结构安全系数，减少结构破坏的可能性，并且即使发生破坏，也要限制其裂孔的大小。

[1]FAA.14 CFR Part 25，Standards for Approval of Transport Airplanes[S].Washington，DC：Federal Aviation Administration，DOT.

[2]FAA.Amendment No.25-87，Standards for Approval for High Altitude Operation of Subsonic Transport Airplanes[S].Washington，DC：ANM-111 Transport Airplane Directorate 1996（Volume 61，Number 109）.

[3]FAA.AC 25-20，Pressurization，Ventilation and Oxygen Systems Assessment for Subsonic Flight Including High Altitude Operation[S].Washington，DC：ANM-110 Transport Airplane Directorate 1996.

[4]MIL-STD-210B，Military Standard Climatic Extremes for Military E－quipment[S].1997.

[5]ALMER S P.Equivalent Level of Safety（ELOS）for Acceptable High Temperature Physiological Environment During Failure Conditions on Boeing Model 787 Series Aircraft[R].Memo No.TC6918SE-T-ES-5，Washington DC：FAA，April 2006.