直升机燃油系统气塞现象的适航性设计及验证方法研究

董宏清，尹 晶，顾 新

( 中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

直升机燃油系统气塞现象的适航性设计及验证方法研究

董宏清，尹 晶，顾 新

( 中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

适航条款CCAR2729.961条要求直升机应通过试验验证其在热气候条件下正常工作的能力。通过对适航要求及验证方法的研究，提出了燃油系统设计及符合性验证的建议及指南，为后续型号设计及适航验证工作提供参考。

燃油系统；气塞；热油；适航

0 引言

直升机燃油系统中的燃油会吸收或释放出一些空气或燃油蒸汽，当燃油系统向发动机供油时，燃油中分离出来的空气和燃油蒸发的油气在燃油管路中产生大量的空气泡和蒸汽泡，这些蒸汽泡和空气泡还可能聚集起来，影响燃油系统向发动机正常供油，甚至造成供油中断，从而导致发动机工作不稳定，甚至间断或停车。这种由于燃油系统供油时燃油油气或空气混合物导致发动机正常工作改变的现象，通常称为气塞现象[1]。

由于气塞现象容易导致直升机发生飞行安全事故，因而引起了人们的高度关注。美国联邦航空局(FAA)、中国民用航空局(CAAC)等针对航空器燃油系统提出专门的适航条款27.961和29.961条“燃油系统在热气候条件下的工作”，要求采用抽吸式燃油系统和其它易形成油汽的燃油系统的直升机，应通过试验验证能够在形成油气最临界条件下正常工作。

1 适航条款要求

1.1 适航条款背景及修订情况

1964年，美国联邦航空局(FAA)在原民用航空规章CAR6(正常类旋翼航空器)、CAR7(运输类旋翼航空器)的基础上，发布了新版的旋翼航空器的适航规章FAR27(正常类旋翼航空器)、FAR29(运输类旋翼航空器)。其中，关于燃油系统在热气候条件下的工作的适航条款FAR27.961、29.961分别源自CAR6.417、7.417。

1988年10月，FAA经过广泛征询意见并深入探讨和研究后，对相关适航规章实施了新一轮完善更新，对FAR27、29部等动力装置相关适航规章进行了修订(修正案号为：27-23,29-26)。其中，关于27.961、29.961条“燃油系统在热气候条件下的工作”也进行了相应的修订，修订的内容主要如下：

1)增加了对条款中“临界工作状态”的补充说明，指出临界工作状态应包括2729.927(b)(1)和(b)(2)款所提出的超功率状态；

2)由于存在某些燃油系统经验证“不产生气塞现象”但是不能完全满足发动机泵入口要求，因而可能由于泵气蚀导致过度磨损等不安全的情况，因此，将原条款要求“不产生气塞现象”修改为“发动机能在合格审定范围内满意地工作”，使条款要求更加全面、更严格；

3)对原29.961进行简化，删除了原条款中对验证试验的一些不必要的细节的要求，这些要求可以纳入咨询通告中作为建议的验证方法，而不必作为规章标准。

1.2 适航条款原文

经修订后，27.961条与29.961条内容和要求基本相同，条款原文具体如下：

1)27.961条

“对虹吸式燃油系统和其它易形成油气的燃油系统，必须用试验表明，在临界工作条件下(如果适用，还包括第27.927 条(b)(1)和(b)(2)定义的发动机工作状态)，燃油温度为110℉(43℃)时，发动机能在合格审定范围内满意地工作。”[2]

2)29.961条

“对虹吸式燃油系统和其它易形成油气的燃油系统，必须表明在下述条件下能良好运行(在合格证限制范围内)：即在临界运行状态下，包括由第29.927 条(b)(1)和(b)(2)定义的发动机运行状态的适用情况，在形成油气的最临界温度下使用燃油。”[3]

中国民用航空局(CAAC)颁发的旋翼航空器适航规章CCAR-27部《一般类旋翼航空器适航规定》、CCAR-29部《运输类旋翼航空器适航规定》中，也制定了关于燃油系统在热气候条件下工作的适航条款，即27.96129.961条。1988年发布的原版条款CCAR27.96129.961条等同于FAR原始版要求，而2002年发布的经修订的R1版条款则等同于1988年修订后的FAR条款。

1.3 适航要求简析

本条款是针对燃油系统在形成油气最临界条件下的供油能力的要求，具体包括以下几方面：

条款适用对象：抽吸式燃油系统，或者其他易形成油气的燃油系统；

条款要求：要求燃油系统在最临界的工作状态下，在形成油气最临界的燃油温度(43℃)下，发动机能在合格证限制范围内良好地运行，包括不产生气塞现象。

验证方法：必须通过飞行试验进行验证，即热油飞行试验，模拟直升机在燃油温度达到43℃的条件下进行最临界工作状态的飞行。

2 燃油系统的油气及气塞现象

由于航空燃油具有易挥发性和空气相容特性，因此直升机燃油系统中通常会含有一定的燃油蒸汽和空气，当燃油系统的温度及外界气压变化时，燃油系统中的燃油会相应地吸收或释放一定的燃油蒸汽和空气，直到燃油系统中空气及燃油蒸汽压力与大气压力相等。

直升机燃油系统向发动机供油，特别是采用抽吸式供油时，发动机燃油泵入口处容易形成负压，溶解在燃油中的气体释放。当发动机燃油泵入口处释放的气体聚集到一定量时，就会产生气蚀现象，造成发动机工作不稳定。燃油系统中分离出来的空气和燃油蒸发的油气在燃油管路中产生大量的空气泡和蒸汽泡，生成的大量蒸汽泡和空气泡达到一定量时可能聚集起来，占据整个工作腔，造成供油中断，从而导致发动机工作不稳定，甚至间断或停车,引发飞行安全事故。这种由于燃油系统供油时燃油油气或空气混合物导致发动机不正常工作的现象，即为气塞现象。

业内常用汽液比(V/L)定义在某一温度下，处于平衡状态的汽相体积(包括空气和燃油蒸汽)和液相体积(溶解了空气的液体)之比。根据燃油的汽液比计算公式[4]：

式中：OC—在温度为t[℃]时的奥斯特瓦尔德系数(即一定温度和压力下，当汽液两相平衡时，单位液体中所溶解的气体的体积)；P1—燃油箱在初始条件下的绝对压力，KPa；Pf—发动机入口最终条件下的绝对压力，KPa；PTVP—温度为t时的燃油真实蒸汽压力，KPa；t—发动机燃油入口处温度，℃。

可知：燃油中汽液比与燃油温度、发动机入口最终条件下的绝对压力、燃油箱初始条件下压力与发动机入口最终压力差值(系统压力损失)以及燃油真实蒸汽压力和奥斯特瓦尔德系数值等因素相关，而其中燃油真实蒸汽压力及奥斯特瓦尔德系数则是燃油自身的属性，与燃油牌号相关。

综合上述分析，直升机燃油系统的设计(包括燃油牌号，燃油供油方式及燃油系统的压力损失)与外界条件(包括外界气压和燃油温度)构成了燃油系统气塞现象形成的两大方面因素。但是，直升机进行机动过载飞行或最大速度爬升时，所需燃油流量较大，对于燃油中存在油气更为敏感，也更容易发生气塞现象。因此，直升机产生气塞现象的影响因素主要包括：燃油牌号、供油管路的阻力损失、燃油温度、最大燃油负压头、飞行高度、燃油流量、直升机爬升速度、机动飞行产生的过载。

3 适航要求对燃油系统设计的考虑和建议

直升机燃油系统按照供油方式一般可分为发动机抽吸供油和增压供油两类。根据气塞现象的形成原理，抽吸式燃油系统极容易形成燃油系统的负压头，从而导致气塞现象发生。因此，适航条款中也明确规定了，抽吸式燃油系统必须考虑本条款要求。而对于增压供油系统，因为一般很难发生气塞现象，则通常不必考虑本条款的要求。然而条款提出对于其他易于形成油气的燃油系统，也应该考虑本条款的要求，并进行验证。因此，对于增压式燃油系统必须分析其燃油系统设计是否易于形成油气，如以下几点设计：

1)在燃油系统中，存在一个允许油汽积聚的高点位置，使燃油系统的油气以及原本溶解于燃油系统的空气及其它气体在此高点积聚，当发动机工作时，导致发动机供油中断，引发气塞现象；

2)发动机燃油进口压力相对燃油箱压力是负值，这是由于增压泵压力低或燃油系统压力损失大(但仍在燃油压力限制以内)之故。

3)机体增压泵实际没有浸入燃油中，以致系统的一部分变成抽吸式。

4)泵流量相对于容量较低的增压系统很难发生气塞，但以下两种情况下仍会发生：

① 如果燃油泵是带内旁路的正排量式油泵，而且泵容量大大超过系统要求，泵内的极度再循环可能显著地提高局部燃油温度，导致泵气蚀；

② 并联泵系统，一个泵提供大部分燃油量，另一个泵成“空载”泵，仅提供可能被忽视的小部分燃油。“空载”泵由于燃油会如①所述的那样产生极度再循环，可能遭受气塞和气蚀。

综合上述分析，可以根据适航条款要求给出以下对直升机燃油系统设计的建议：

1)应对燃油系统出口(即发动机入口)的汽液比值进行计算，评估是否满足发动机汽液比参数的限制要求；

2)应尽可能减小燃油系统的压力损失(包括管路的压损和设备的压损等)，并对燃油压损进行计算和测量，确保满足发动机入口压力要求；

3)应检查系统设计是否存在容易引发气塞现象的以上4点问题。

4 适航符合性验证方法研究

4.1 适航要求分析

根据条款要求，燃油系统在临界工作状态下，形成油气最临界的温度下，发动机能在合格审定的范围内满意地工作。

1)形成油气最临界的温度

虽然在同样的气压下，使用较热燃油会导致更多的油汽形成，但FAR27部规定采用110℉，即43℃，FAR29部咨询通告也推荐使用该温度。

2)临界工作状态下

在本条款中，是指在形成气塞现象或导致严重油气发生的最临界的工作状态。当直升机处于燃油最大负压头或所需燃油流量较大的工作状态时容易引发气塞现象，即为最临界工作状态，如：飞行升限高度飞行，最大爬升速度，大机动飞行，大功率及最大扭矩状态等。

3)发动机能在合格审定的范围内满意地工作

FAA将原条款的“不产生气塞现象”，修订为“发动机能在合格审定的范围内满意地工作”，要求燃油系统应在上述临界条件下，确保发动机不发生气塞现象，且燃油供给不能超过发动机的燃油入口要求，发动机各工作参数也应在规定的范围之内。

4.2 适航符合性验证指南

4.2.1 试验条件

试验燃油应加热到至少43℃，如果直升机没有限定使用燃油牌号，则试验所用燃油应在43℃条件下，具有最高真实蒸汽压力(TVP)[1]。

燃油应尽可能迅速加热，因为加热时间太长，汽化发生时间更长，会导致试验结果不偏于保守。同样地，加热燃油在目标温度以上，然后允许燃油冷却到大气温度，这样大大地导致“雷德”汽压下降，并且使试验不偏保守。[1]

如果试验在低温环境下进行，燃油管路、燃油箱等必须保温，以确保燃油进口温度和热气候情况下的进口温度大致一致，这应通过测量发动机进口燃油温度予以证实。

燃油的油面应该是符合试验安全的最低油面，因为：29.955(a)(2)要求在低油面条件下具有足够的燃油流量；此外，条款提出了“在临界工作状态”下验证热燃油良好工作的规定，此规定是指在最大爬升率和最大燃油负压头下的验证，最大燃油负压头在最低油面时产生。

4.2.2 试验程序要求：

1)机动飞行试验，最大功率爬升到某一选择的中等飞行高度,并在这一高度进行下述各种机动飞行：

① 低功率下降并迅速过渡到起飞功率；

② 用类似于飞行应变测量的载荷系数，转弯和变距拉起；

③ 对具有30min和(或)2.5min一台发动机不工作额定功率的多发旋翼航空器，从低功率到发动机最大功率做单发快速加速飞行，接着以一台发动机不工作的30min功率进行巡航飞行。

2)使用升限飞行试验，即爬升至最大使用升限，并在此高度上重复进行上述机动飞行试验中的①～③。

除过渡状态和下降状态外，所用的可用功率应与海平面昼间温度37.8℃和每1000m压力高度温度下降6℃的功率相当。

4.2.3 试验判据

整个试验期间发动机工作应该是正常的，即无喘振、失速、熄火等，并且发动机燃油输入不应当超出要求。

4.3 AC313直升机热油试验验证实例分析

4.3.1 AC313直升机燃油系统介绍

AC313直升机为中国直升机设计研究所研制的13吨级中大型运输直升机，于2012年1月5日完成适航取证，取得民用航空器型号合格证。AC313直升机装配了3台PT6B-67A发动机，其燃油系统分三组装配了8个燃油箱：其中1、2号油箱为前组，供给1号发动机；3、4、5号油箱为中组，供给3号发动机；6、7、8号油箱为后组，供给2号发动机和APU发动机。AC313直升机三台发动机的燃油系统相互独立，并且每台发动机分别装有2台燃油增压泵。由于发动机自吸油能力较强，AC313直升机手册中规定在4500m高度以下允许不开泵飞行，飞行高度达到4500m时才强制要求打开燃油增压泵。因此，AC313直升机存在着两种供油方式，即在4500m以下高度，为发动机抽吸供油方式；4500m以上时，为增压供油方式。根据CCAR29.961条要求，AC313直升机应进行热油飞行试验，以验证当采用发动机抽吸供油方式时，燃油系统在热气候条件下能够给发动机提供适当的燃油，满足发动机正常工作需要。

4.3.2 试验情况介绍

根据局方审查代表要求，为考核出最临界的气塞状态，AC313直升机进行热油试验时，应以抽吸供油方式进行到最高使用升限高度或达到燃油低压告警或其它异常状态。AC313直升机共进行了3次热油飞行试验以验证适航符合性，3次热油试验的情况见表1。

4.2.3 试验结果及验证符合性分析

以上三次热油试验，均选取供油最为临界的1号发动机燃油系统作为热油试验对象，1号发动机供油油箱(即前组油箱)试验前装载600kg油量，以满足试验所需油量的最低油面要求。

三次试验时，发动机入口燃油温度均达到60℃，远大于条款规定的43℃，满足适航条款规定的燃油温度。试验采用专门的燃油加热设备，通过热水循环加热的方式加热燃油，避免直接加热燃油带来的安全隐患。

表1 AC313直升机燃油系统热油试验情况介绍

三次热油试验的内容及结果分别如下：

1)第一次试验，采用增压供油方式，飞行高度达到了6000m，并进行了加减功率、左右转弯、俯冲拉起等机动动作飞行。在整个飞行过程中，发动机入口燃油压力满足发动机的要求，发动机无喘振、失速、熄火等异常现象，发动机工作正常。

2)第二次试验，采用发动机抽吸供油方式，飞行高度达到了4500m，并进行了加减功率、左右转弯、俯冲拉起等机动动作飞行。在整个飞行过程中，发动机入口燃油压力满足发动机的要求，发动机无喘振、失速、熄火等异常现象，发动机工作正常。

3)第三次试验，采用发动机抽吸供油方式，飞行高度达到了5900m。从地面爬升至高度5800m飞行试验过程中，发动机入口燃油压力满足发动机的要求，发动机无喘振、失速、熄火等异常现象，发动机工作正常；在爬升至5900m高度时，1发燃油压力低告警，并导致发动机停车，未能完成加减功率、左右转弯、俯冲拉起等机动动作的飞行。

根据上述三次试验可以看出，AC313直升机进行了3次热油试验，试验条件均满足适航要求；第1次试验，完成了增压供油方式的使用升限飞行试验；第2次试验，完成了抽吸供油方式的使用升限飞行试验，并可作为中等高度的机动飞行试验；第3次试验，完成了抽吸供油方式下的最大爬升试验，并验证出了发动机抽吸供油时最大的飞行高度。综合三次试验，完成了适航条款中要求的形成油气最临界温度下的临界的工作状态的验证，可以表明AC313直升机能够在热气候条件下进行最临界的工作，不会发生气塞现象或其它故障状态，满足适航要求。

4 总 结

本文从条款的内容出发，通过对燃油系统气塞现象的形成原理及影响因素进行分析，深入分析了直升机关于气塞现象相关的适航要求，据此提出了燃油系统的设计建议和考虑，并结合AC313直升机验证实例，提出了直升机燃油系统耐油气的热油试验的符合性验证方法指南，对于民用直升机燃油系统设计及适航条款验证具有一定的指导意义。

[1] 中国民航沈阳航空器适航审定中心.美国联邦航空局运输类旋翼航空器适航规定咨询通告[S].2010.

[2] 中国民用航空局.正常类旋翼航空器适航规定[S].2002.

[3] 中国民用航空局.运输类旋翼航空器适航规定[S].2002.

[4] 叶宁武.燃油系统汽液比计算方法[J].直升机技术，2009(1):27-30.

Study of Airworthiness Design and Verification Method on Vapor Lock of the Helicopter Fuel System

DONG Hongqing, YIN Jing, GU Xin

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

The airworthiness regulation CCAR2729.961 of helicopters require that the helicopter should be demonstrated that it can operate well in hot weather by tests. On the basis of the research on airworthiness requirement and means of compliance, the suggestion and guidance of fuel system designing and compliance was proposed。

fuel system; vapor lock; hot fuel; airworthiness

2015-09-21 作者简介：董宏清(1987-)，男，江西省万年县人，本科，工程师，主要研究方向：适航技术与取证管理。

1673-1220(2016)02-045-05

V233.2；V221+.91

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