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作者简介:

刘建国,男,硕士,工程师。主要研究方向:短舱结构设计。E-mail:liujianguo@comac.cc;

郭俊娴,女,硕士,助理工程师。主要研究方向:短舱结构设计。E-mail:guojunxian@comac.cc

通讯作者:

郭俊娴,E-mail:guojunxian@comac.cc

中图分类号:V228

文献标识码:A

DOI:10.19416/j.cnki.1674-9804.2021.03.010

参考文献 1
谈志晶.民用飞机短舱防火密封件防火方法研究[J].科技创新导报,2019,16(26):7-8.
参考文献 2
胡寅寅,蒋祖武.飞机发动机短舱防火墙结构和密封设计要求[J].科技视界,2016,11(23):281;306.
参考文献 3
杨燕,寇延清,杨成茂.飞机发动机短舱结构防火设计与试验验证[J].航空科学技术,2014,25:58-61.
参考文献 4
李森,陈西锋.民用飞机短舱防火试验件设计及验证[J].航空科学技术,2017,28(9):74-78.
参考文献 5
胡寅寅.民用飞机动力装置防火密封件设计及适航要求[J].科技视界,2016(16):112;149.
参考文献 6
周颂平.民用涡扇飞机短舱结构防火设计[J].科技传播,2013,5(12):82;85.
参考文献 7
张敏,李林辉,李立伟.航空用防火橡胶密封型材的研制[J].特种橡胶制品,2017,38(4):32-36.
参考文献 8
马建,戚学峰,唐宏刚.尾吊布局民机短舱防火区热影响计算分析[J].航空科学技术,2011(5):28-30.
参考文献 9
FAA.Powerplant installation and propulsion system component fire protection test methods,standards,and criteria:Advisory Circular NO.20-135[S].USA:Federal Aviation Administration,1990.
参考文献 10
中国民用航空局.中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准:CCAR-25-R4[S].北京:中国民用航空局,2011.
参考文献 11
Joint Aviation Authorities.NPA 25E-266 Resistance to fire of nacelle cowlings proposal for NPA[Z].[S.l.:s.n.],1997.
目录contents

    摘要

    对于涡扇发动机,短舱的核心舱为指定火区。如果附件齿轮箱(AGB)布置在风扇舱,风扇舱是指定火区。短舱应满足防火的要求,以将火区和非火区完全隔离,防止火区的火焰或高温气体进入到其它区域,造成危害。短舱防火密封件是短舱防火墙的重要组成部分,在短舱和吊挂之间,以及短舱各部件之间的界面通常设计有密封件,部分密封件位于火区的边界,因此需要满足相应的防火设计要求,而防火试验验证是目前普遍采用的适航验证方法。从防火适航要求入手,分析了防火试验的要求,包括试验件要求、试验设备要求、试验环境要求,详细阐述了密封件的防火试验方法。最后以块状橡胶密封件防火试验为例,对试验结果进行了分析。对于进行短舱的防火墙试验具有指导意义。

    Abstract

    For the turbofan engine, the nacelle core cowl is the designated fire zone. If the accessory gear box(AGB) is mounted in the fan compartment, the fan compartment is the designated fire zone. As the wrap up structure of the fire zone, the fire zone and non-fire zone should be isolated to prevent the fire or high-temperature gas from getting into other areas to result in damage. The fireproof seal is the important part of the nacelle fire barrier, which locate in the nacelle component and between pylon and nacelle. The seals locate in the fire barrier, which should meet the fireproof requirement. The fire test is the commonly used airworthiness verification method at present. Starting from the requirements of fire protection and airworthiness, this paper analyzes the requirement of the fire test, including the test article, the test equipment and the test environment, and expounds the fire protection test method of seals in detail. The article provides references for the fire test of the nacelle fire barrier.

    关键词

    短舱防火密封件试验

    Keywords

    nacellefireprooffireproof sealtest

  • 0 引言

  • 涡扇发动机短舱是包裹发动机的外部结构,其作用一是为发动机提供进气流道和气动外表面,二是保护发动机外围系统的管路和线缆。通常,短舱的核心舱为指定火区。如果附件齿轮箱AGB(Accessory Gear Box,简称AGB)布置在风扇舱,风扇舱是指定火区。短舱应满足防火的要求,以将火区和非火区完全隔离,防止火区的火焰或高温气体进入到其它区域,造成危害。短舱的防火密封件需要满足防火相关的适航条款要求,通过MOC4进行符合性验证。

  • 目前许多科研人员开展了关于短舱防火密封件设计及相关防火试验的研究。谈志晶[1]以核心舱的密封件为例,说明了所设计的密封件满足防火性能。胡寅寅[2]等人从防火条款要求入手,阐述了密封件的一般设计方法。杨燕[3]等人根据CCAR 25部适航条款的要求,设计了防火墙的结构,通过试验验证了短舱墙的防火性能。李森[4]等人针对短舱火区典型结构设计了防火试验件,通过试验比较了两种复合材料及防火涂层的防火性能,测试了防火橡胶型材进行密封防火的可行性。胡寅寅[5]等人阐述了橡胶防火密封件的设计影响因素和设计的一般流程。周颂平[6]等人研究的主要是火区的短舱结构防火墙与防火密封件的设计。张敏[7]等人根据飞机发动机短舱区密封型材的使用要求,以高强度、耐油、阻燃性好的氟硅橡胶为基材,高硅氧玻璃纤维布为骨架材料,研制出了航空用防火橡胶密封型材。马建[8]等人给出了尾吊布局的民机发动机短舱与机身组合体的三维空气流动与传热的物理和数学模型,根据发动机短舱和机身的组合模型特点,应用非结构化网格和柱状附面层网格对计算区域进行划分,采用湍流模型和相应的对流换热、辐射换热模型模拟了短舱风扇罩表面着火后对附近机身的热影响。

  • 1 短舱防火简介

  • 1.1 火区简介

  • 图1为短舱火区示意图。进气道区域由于没有含可燃液体的系统和管路,并通过后隔框与其它区域隔离,因此是非可燃液体泄漏区。由于AGB安装在风扇机匣,且布置有含燃油、滑油和液压油等可燃液体的管路和系统,因此风扇舱是指定火区。核心舱由于发动机核心机机匣表面温度较高,且布置有含燃油等可燃液体系统和管路,为指定火区。反推滑动罩区域没有名义点火源,但由于液压反推作动器在该区域,因此该区域也为可燃液体的泄漏区域。

  • 指定火区应满足防火设计要求,包括防火(Fireproof)和耐火(Fire Resistant)两种。根据AC20-135[9]的定义:

  • 防火(Fireproof):材料或结构在2 000 ℉±150 ℉的火焰下冲击15min,能够完成设计要求的功能。

  • 耐火(Fire Resistant):材料或结构在2 000 ℉±150 ℉的火焰下冲击5min,能够完成设计要求的功能。

  • 图1 短舱火区示意图

  • 1.2 防火密封件简介

  • 在短舱和吊挂之间,以及短舱各部件之间的界面通常设计有密封件,部分密封件位于火区的边界,因此需要满足相应的防火设计要求。防火密封件的设计要考虑以下因素:

  • 1) 防火密封件是防火墙的一部分,其防火要求和防火墙相同;

  • 2) 防火密封件必须设计成能够承受飞行中可预计的最大压差载荷,并满足泄漏率的要求;

  • 3) 防火密封件必须设计成连续的。如果需要的话,密封件的对接必须在直线段,并远离拐角区域;

  • 4) 防火密封件必须设计成满足耐流体要求。

  • 核心舱采用的防火密封件通常是球状密封件、指形密封件和块状密封件。

  • 1.3 防火适航要求

  • 根据CCAR-25部[10]要求,防火相关的条款主要为25.1181、25.1191和25.1193。以下文件可以用作满足适航条款的指导:

  • 1) FAA Advisory Circular NO.20-135[9];

  • 2) EASA Advisory Circular Joint NPA-25E-266[11]

  • 短舱结构防火主要涉及的CCAR-25部[10]条款如表1所示。

  • 表1 短舱吊挂结构防火适用条款

  • 2 防火试验要求

  • 2.1 试验件要求

  • 试验件的安装必须模拟真实的安装构型。例如,密封件的压缩量需按设计要求的最小压缩量进行安装;

  • 一般情况下,试验件(包含夹持防护区域)尺寸应不小于24in×24in(610mm×610mm)。如果需要适应测试的关键特征,需要采用较大的试验件。如果所有的设计特征都包括在内,且试样能代表构型特征,可选取尺寸较小的试验件,但需要对试验件背面进行保护,以免暴露在火焰中。

  • 2.2 试验设备要求

  • 防火试验主要设备有燃烧器、热电偶、热流密度测试设备、摄像设备、计时器等。

  • 燃烧器:需稳定提供输出温度1 100℃±80℃和热通量密度(116kW/m2±10kW/m2)的火焰,采用液体燃料。

  • 热电偶:一个热电偶测试设备,至少含有5根测试电偶(铬镍合金或铝镍合金材料,直径0.6mm~1mm)。如果热电偶金属丝外层有金属保护套,整体单个热电偶直径不应超过3mm。热电偶的排布间距25mm±2mm。

  • 热流密度测试设备:每秒钟应可测量达到170kW/m2热流的装置,用于校准燃烧器。

  • 摄像设备:应能保证试验全程记录,记录火焰喷口上的试验件状态、试验件背面的状态以及整个试验台架的状态,因此一般摄像设备不少于3个。

  • 计时器:一个秒表或其他设备,时刻记录能够精确到1s内,用于记录燃烧器火焰作用于试验件以及校准设备的时间。

  • 2.3 试验环境要求

  • 防火试验按咨询通告AC 20-135的要求进行。防火试验必须满足以下要求:

  • 1)燃烧器火焰温度为2 000 ℉(+/150 ℉);

  • 2)燃烧器火焰热通量为9.3BTU/ft2-sec (10.6W/cm2);

  • 3)试验持续15min;

  • 4)燃烧器的温度和热通量在试验前经过校准;

  • 5)必须考虑防火墙或防火密封件所处的压差载荷。根据AC 20-135,如果压差载荷低于0.5psi,可以忽略该压差的影响;

  • 6)前5min,发动机仍在运行,需要考虑发动机振动的影响,一般按ISO2685的要求进行;

  • 7)后10min,考虑飞行员已经意识到火情并关闭发动机。在飞行条件下,假设发动机处于风车状态;在地面状态下,假设发动机处于停车状态。

  • 3 防火试验方法

  • 3.1 试验工装

  • 密封件的试验工装通常采用如图2所示的装配体。每进行一次试验,安装相应密封件和压板的装配件,并对试验件的装配和面板的贴合面和紧固件进行密封,保证整个防火试验工装的密封性。

  • 图2 密封件防火试验台架示意图

  • 3.2 试验程序

  • 防火试验按照AC 20-135或ISO 2685的标准进行。燃烧器采用煤油燃烧器。试验前需进行火焰温度和热流密度的校准,满足火焰温度和热流密度的要求。前5min需要考虑振动的影响。防火试验时间为15min。试验前后对试验件进行检查,拍照并记录偏离情况,并对试验过程进行摄像。

  • 3.3 试验判据

  • 试验判据为:1) 试验件承受至少15min火焰燃烧而未被烧穿;2) 整个试验过程中,非受火侧(非火区)无点燃现象;3) 火焰移除后,允许密封件继续燃烧,但残余火焰需在1min内熄灭。

  • 4 试验结果与分析

  • 以块状橡胶密封件为例,对防火试验结果进行分析。

  • 4.1 试验火焰参数

  • 试验前燃烧器火焰校准参数如表2所示,热流量为12.6W/cm2

  • 表2 试验前燃烧器火焰校准

  • 4.2 试验结果和图片

  • 约4min时,试验件背腔冒烟,3min 45s背部出现闪火现象。在15min防火试验过程中试验件未被烧穿,非受火侧未被点燃。满足试验判据要求,试验通过。试验件试验前后照片如图3所示。

  • 图3 试验件试验前后实物图

  • 5 结论

  • 短舱防火密封件是短舱防火墙的重要组成部分,而防火试验验证是目前普遍采用的适航验证方法。本文从防火适航要求入手,分析了防火试验的要求,包括试验件要求、试验设备要求、试验环境要求,详细阐述了密封件的防火试验方法。最后以密封件防火试验为例,对试验结果进行了分析。主要结论如下:

  • 1) 防火试验按咨询通告AC 20-135要求进行;

  • 2) 防火试验需考虑防火密封件所处的压差载荷。根据AC 20-135,如果压差载荷低于0.5psi,可以忽略该压差的影响;

  • 3) 试验件的安装必须模拟真实的安装构型。例如,密封件的压缩量需按设计要求的最小压缩量进行安装;

  • 4) 前5min,发动机仍在运行,需要考虑发动机振动的影响;

  • 5) 后10min,考虑飞行员已经意识到火情并关闭发动机。在飞行条件下,假设发动机处于风车状态;在地面状态下,假设发动机处于停车状态。

  • 参考文献

    • [1] 谈志晶.民用飞机短舱防火密封件防火方法研究[J].科技创新导报,2019,16(26):7-8.

    • [2] 胡寅寅,蒋祖武.飞机发动机短舱防火墙结构和密封设计要求[J].科技视界,2016,11(23):281;306.

    • [3] 杨燕,寇延清,杨成茂.飞机发动机短舱结构防火设计与试验验证[J].航空科学技术,2014,25:58-61.

    • [4] 李森,陈西锋.民用飞机短舱防火试验件设计及验证[J].航空科学技术,2017,28(9):74-78.

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    • [6] 周颂平.民用涡扇飞机短舱结构防火设计[J].科技传播,2013,5(12):82;85.

    • [7] 张敏,李林辉,李立伟.航空用防火橡胶密封型材的研制[J].特种橡胶制品,2017,38(4):32-36.

    • [8] 马建,戚学峰,唐宏刚.尾吊布局民机短舱防火区热影响计算分析[J].航空科学技术,2011(5):28-30.

    • [9] FAA.Powerplant installation and propulsion system component fire protection test methods,standards,and criteria:Advisory Circular NO.20-135[S].USA:Federal Aviation Administration,1990.

    • [10] 中国民用航空局.中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准:CCAR-25-R4[S].北京:中国民用航空局,2011.

    • [11] Joint Aviation Authorities.NPA 25E-266 Resistance to fire of nacelle cowlings proposal for NPA[Z].[S.l.:s.n.],1997.

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    • [3] 杨燕,寇延清,杨成茂.飞机发动机短舱结构防火设计与试验验证[J].航空科学技术,2014,25:58-61.

    • [4] 李森,陈西锋.民用飞机短舱防火试验件设计及验证[J].航空科学技术,2017,28(9):74-78.

    • [5] 胡寅寅.民用飞机动力装置防火密封件设计及适航要求[J].科技视界,2016(16):112;149.

    • [6] 周颂平.民用涡扇飞机短舱结构防火设计[J].科技传播,2013,5(12):82;85.

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    • [8] 马建,戚学峰,唐宏刚.尾吊布局民机短舱防火区热影响计算分析[J].航空科学技术,2011(5):28-30.

    • [9] FAA.Powerplant installation and propulsion system component fire protection test methods,standards,and criteria:Advisory Circular NO.20-135[S].USA:Federal Aviation Administration,1990.

    • [10] 中国民用航空局.中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准:CCAR-25-R4[S].北京:中国民用航空局,2011.

    • [11] Joint Aviation Authorities.NPA 25E-266 Resistance to fire of nacelle cowlings proposal for NPA[Z].[S.l.:s.n.],1997.

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