航空发动机叶片碎片对增压舱安全防护的适航要求分析

张健

摘 要：该文将根据运输类飞机适航标准介绍有关增压舱安全防护的适航条款，分别对增压舱结构防护、增压舱系统安全和增压舱释压的适航要求进行分析；然后再对美国联邦航空管理局颁布的有关非包容转子和增压舱咨询通告进行分析。

关键词：航空发动机 飞机增压舱 安全防护

中图分类号：V232 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2017）01（c）-0086-02

1 增压舱结构防护的适航要求分析

非包容转子爆破飞出的部分碎片会击中飞机增压舱，良好的增压舱结构能后抵挡一些能量小的碎片。适航审定中对转子非包容性的关注要素应包括：飞机关键部件和系统的布局，处于转子碎片影响区域内的关键部件和系统的防护、隔离和备份，以及对转子碎片影响安全分析。因此，对增压舱结构防护的适航条款进行分析。

1.1 条款内容

（1）CCAR25.365（e）：增压舱内部和外部的任何结构、组件或零件，如因其破坏而可能妨碍继续安全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使用高度由于以下每一情况使任何舱室出现孔洞而引起的压力突降：发动机碎裂后发动机的一部分穿透了增压舱[1]。

（2）CCAR571（e）损伤容限（离散源）评定，在下列任一原因很可能造成结构损伤的情况下，飞机必须能够成功地完成该次飞行。①受到1.80 kg（4 磅）重的鸟的撞击，飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面VC 或2 450 m（8 000英尺）0.85VC，两者中的较严重者；②风扇叶片的非包容性撞击；③发动机的非包容性破坏；④高能旋转机械的非包容性破坏[1]。

（3）CCAR25.903（d）（1）：涡轮发动机的安装对于涡轮发动机的安装有下列规定：必须采取设计预防措施，能在一旦发动机转子损坏或发动机内起火烧穿发动机机匣时，对飞机的危害减至最小[1]。

1.2 条款的技术解释

（1）CCAR25.365（e）条款：该条款规定了在飞机增压舱发生突然释压时，增压舱的隔框、隔板或者地板等结构必须能够经受住由于压力突然下降而产生的载荷。民用飞机的增压过程比较缓慢，并且地板、隔板之间是相同的，各个隔舱之间没有压差，增压舱内部的结构不受压差载荷，只有外壁承受压差载荷。如果增压舱发生破损，则各个隔舱将会由于突然释压而产生压力差，这种压力差可能会破坏机身结构，进而影响飞行安全。

（2）CCAR571（e）条款：该条款通过（a）4lb鸟的撞击，（b）风扇叶片的非包容性破坏，（c）发动机的非包容性破坏，（d）高速旋转机械的非包容性破坏，对以上4种外来物的撞击进行评定，能够使飞机受上述4种损伤的状态下完成此次飞行。

（3）CCAR25.903（d）条款：该条款是要求飞機结构设计必须采用必要的预防措施，来防止因为非包容的转子失效等引起的危害，并对所有的区域进行保护。其目的是要求采用必要的预防措施，以确保动力装置安装的各部件功能安全正常。

2 增压舱设备系统的适航要求分析

非包容转子碎片飞出后有可能还会击中一些安装在增压舱内部的一些关键系统部件，如液压系统、飞机操控系统，这些系统的安全也直接影响着飞机的安全飞行。因此，对增压舱系统安全的适航条款进行分析。

2.1 条款内容

（1）CCAR25.1309（a）凡航空器适航标准对其功能有要求的设备、系统及安装，其设计必须保证在各种可预期的运行条件下能完成预定功能[1]。

（2）CCAR25.1309（b）飞机系统与有关部件的设计，在单独考虑以及与其他系统一同考虑的情况下，必须符合下列规定：

①发生任何妨碍飞机继续安全飞行与着陆的失效状态的概率为极不可能；

②发生任何降低飞机能力或机组处理不利运行条件能力的其他失效状态的概率为不可能[1]。

（3）CCAR25.1309 （d）必须通过分析，必要时通过适当的地面、飞行或模拟器试验，来表明符合本条（b）的规定。这种分析必须考虑下列情况：

①可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和损坏；

②多重失效和失效未被检测出的概率；

③在各个飞行阶段和各种运行条件下，对飞机和乘员造成的后果；

④对机组的警告信号，所需的纠正动作，以及对故障的检测能力。

2.2 条款的技术解释

（1）25.1309（a）中的“各种可预期的运行条件”是指飞机可预期的所有运行条件，例如：高度条件、环境温度条件、飞行包线以及各种气象条件等。

（2）CCAR25.1309（b）是根据各种失效状态概率以及严重性之间存在合理而可接受的反比关系提出的总的要求。FAA提出飞机系统及相关部件的设计，在考虑单独设计及与其他系统相关联设计时，必须满足以下规定：

①每种灾难性失效状态不可且不能由单个失效导致；

②每种危险性失效状态是极其微小的；

③重大性的失效状态是绝对不可能发生的。

（3）25.1309（d）规定在使用分析方法时，应采用适当的飞行、模拟器或地面试验验证各种失效状态概率以及严重性之间存在合理而可接受的反比关系。若是灾难性失效状态无需试验来验证。该条款是为了保障有序且充分地对可见失效或其他事件对安全性的影响而提出的。

3 增压舱释压的适航要求分析

非包容转子碎片击破飞机蒙皮结构后，增压舱则会发生快速释压现象。飞机释压导致客舱内空气不足而威胁飞行人员的生理健康，因此，对有关增压舱释压方面的适航条款进行分析。

3.1 条款内容

CCAR25.841（a） 载人增压舱和隔舱必须有装备为飞机在最大使用高度的正常运行条件下保持不超过8 000英尺的座舱压力高度。

如申请25 000英尺以上的运行合格审定，飞机的设计必须使得在增压系统发生任何可能的失效情况后，乘员不会暴露于超过15 000英尺的座舱压力高度。

CCAR25.841（2）：飞机必须设计成在发生任何未经表明是极不可能的失效情况而导致释压后不会使乘员经受超出下列座舱压力高度：

（1） 7 620 m（25 000 英尺），超过2min；或

（2） 12 192 m（40 000 英尺），任何时段。

CCAR25.841（a）（3）：在评估座舱释压情况时应考虑机身结构、发动机和系统的失效[1]。

3.2 条款的技术解释

CCAR25.841（a）（2）：人可以承受的最大大气压力极限为海拔高度4 500 m，若在一定时间内，人所承受的压力超过该海拔高度，这会对人生理上造成伤害，甚至会出现生命危险。因此，本条（a）款要求飞机在正常运行时，增压座舱压力高度不应高于7 620 m超过2 min，或者任何时段座舱压力高度都不能超过12 192 m。（a）（2）中要求在所有能够引起增压客舱释压的故障中，对故障发生概率在1×10-9以上的情况进行释压分析，故障包括发动机非包容转子爆破、轮胎爆裂等。在应急下降分析时，不仅要考虑动力损失，还要考虑发动机损坏造成的其他影响，如供气量减少和发动机液压动力的丢失。

4 有关非包容转子和增压舱的咨询通告的分析

由于非包容转子爆破的事故原因很多，所以对所有失效的可能的预防很难，同时也很难对所有的区域进行防护。适航规章33部中33.75b中要求不能出现转子爆破碎片击穿机匣的事故，但由于当前制造和材料本身等原因，以及发动机转子叶片长期在恶劣环境下工作，使得发动机叶片断裂和老化问题不可避免。法规中规定，必须采取设计预防措施，使得非包容爆破事故对飞机的危害降至最低[2]。但飞机的结构非常复杂且部件较多，因此适航规章中要求对飞机的重要部件要进行隔离、防护或者备份处理。

咨询通告AC20-128A对于小碎片的要求：小碎片的尺寸大小为转子叶片末端的一半[2]。根据维修经验，只有少数的非包容小碎片能够击穿增压舱蒙皮，大多数小碎片都不能穿透增压舱。对要防护的部件和系统，首先要对小碎片能够影响的区域进行安全性分析，根据分析的结果进行相应的防护。

AC20-128A中对增压舱的要求：对于申请需要在41 000英尺以上高空飞行的飞机，发动机应布置在增压舱不会受到非包容性碎片影响的位置。或者能够表明，由碎片造成最大洞口尺寸所造成的快速泄压率和相关舱的压力泄漏率能够满足紧急降落，其间不能让机组人员和乘客失去工作能力，机组人员启动紧急降落系统的反应时间为17 s。

咨询通告AC25-20中要求[3]：发动机转子爆破、发动机风扇失效爆裂、非包容发动机叶片失效等离散源对压力容器（增压座舱）的损伤，应通过分析证明对增压的影响。基于使用经验，应考虑发动机在巡航高度推力完全丧失下，飞机的释压相关情况。

咨询通告AC25-20在释压后应急下降中指出[3]：飞机增压客舱开始释压和飞机开始应急下降之间有一段机组人员的反应时间，该反应时间主要分为机组人员意识到释压时间和氧气面罩插管的时间。根据飞机机组人员在应急状态下的模拟时间的平均值为17 s，这17 s时间代表了75%的机组人员反应时间；而飞机在安装面罩的5 s内开始应急下降。也就是说，飞机从释压起到飞机开始应急下降的时间需要22 s。

5 结语

通过分析适航条款和相关咨询通告，结果如下：

（1）对于申请需要在41 000英尺以上高空飞行的飞机，发动机应布置在增压舱不会受到非包容性碎片影响的位置。或者能够表明，由碎片造成最大洞口尺寸所造成的快速释压率和相关舱的压力释压率能够满足紧急降落，其间不能让机组人员和乘客失去工作能力。

（2）CCAR25.841中要求飛机释压后，座舱压力高度大于7 620 m时不能超过2 min。

（3）飞行驾驶人员的反应时间分为：17 s的机组人员意识到释压时间和5 s的氧气面罩插管的时间，即飞机从释压开始到飞机正式应急下降的时间需要22 s的反应时间。

参考文献

[1] 中国民用航空总局.运输类飞机适航标准CCAR-25-R3 中国民用航空规章第25部[S].北京：中国民用航空总局，2001.

[2] 美国联邦航空管理局.AC20-128A[S].华盛顿：美国联邦航空管理局，1997.

[3] 美国联邦航空管理局.AC25-20A[S].华盛顿：美国联邦航空管理局，1996.