航空发动机军标和适航防火要求对比分析

航空发动机军标和适航防火要求对比分析

张德明

中国航发哈尔滨东安发动机有限公司黑龙江哈尔滨150066

摘要：通过研究、对比分析国军标与适航标准中的有关防火要求，从防火等级、试验判据以及试验实施等方面给出一些建议，为高可靠性、高安全性要求的发动机研制中，开展防火验证提供一定的参考和借鉴。

关键词：航空发动机；防火试验；标准；分析

1引言

为满足航空发动机日益提高的安全性和可靠性要求，随着民机适航的发展，军机也在研制过程中逐步参考适航要求。在发动机防火相关研制过程中需综合考虑国军标与适航规章中有关防火的规定，将两标准中有关要求进行对比分析后融合。旨在通过研究、对比分析国军标与适航标准中的防火要求，为发动机研制过程中贯彻防火要求提供参考和借鉴。

2标准要求

2.1军机要求

航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机规范（GJB241A-2010）中3.13.2（易燃液体系统）要求为：所有外部输送易燃液体的管路、接头和附件应是耐火的（1190℃，5min），滑油系统和液压系统附件应是防火的（1190℃，15min）。在上述条件下，发动机在整个工作包线和环境条件的范围内，遇到最低流量、最高压力和最高温度同时作用下，管路及附件应能正常输油。在4.4.1.2.5（防火试验）中规定输送可燃液体的导管、接头、附件或组件应按HB7044规定，以发动机整个工作包线和环境条件下遇到的最坏可能的流体参数组合进行试验。这些特定的流体参数（流量、压力、温度）和发动机状态和应在附录B.1.2的试验前资料中规定，如果在试验期间内无泄露现象，则认为已经达到3.13.2的要求。

2.2适航要求

航空发动机适航规定（CCAR-33R2）中关于防火的要求：

（a）发动机的设计和构造及所用的材料必须使着火和火焰蔓延的可能性减至最小。此外，涡轮发动机的设计和构造必须使出现导致结构失效、过热或其他危险状态的内部着火的可能性减至最小。

（b）除（c）条规定外，在发动机正常工作期间存留或输送易燃液体的每一外部管路、接头和其他部件，必须由中国民用航空局确认是耐火的或是防火的。上述部件必须有防护或正确安装以防止点燃泄漏的易燃液体。

（c）属于发动机部分并与发动机相连的易燃液体箱和支架必须是防火的或用防火罩防护，任一非防火的零部件被火烧坏后不会引起易燃液体泄漏或溅出则除外，活塞式发动机上容量小于23.7升（25夸脱）的整体湿油池，既不必是防火的，也不需用防火罩防护。

（d）用于防火墙的发动机零件，其设计、构造和安装必须是：

（1）防火的；

（2）构造上不会使任何危险量的空气、液体或火焰绕过或穿过防火墙；

（3）防腐蚀的。

（e）除（a）和（b）条要求外，位于指定火区内的发动机控制系统部件必须由中国民用航空局确定是防火的或者耐火的。

（f）必须通过排放和通风的方法防止发动机内易燃液体非故意的积聚达到危险量。

（g）任何容易或者具有潜在产生静电放电或电气故障电流的部件、单元或设备，必须设计和构造与发动机基准点等电位接地，以使可能出现易燃液体或蒸汽的外部区域点燃的风险减至最小。

本条款实质要求是：发动机的设计、构造及材料必须使着火和火焰蔓延的可能性减至最小。

3对比分析

本文对国军标和适航两种标准主要从防火等级、试验判据及试验实施等方面要求进行对比分析。

3.1防火等级

GJB241A-2010中3.13.2（易燃液体系统）中明确了所有外部输送易燃液体的管路、接头和附件应是耐火的（1190℃，5min），滑油系统和液压系统附件应是防火的（1190℃，15min）的。

CCAR-33R2要求适用的所有输送易燃液体的零、部件必须是耐火的或防火的，装载易燃液体的容器和其相关的关闭阀是防火的。耐火的标准主要适用于在着火的最初5分钟里可以可靠地执行功能的部件，以便给机组人员留出时间探知火灾并安全关闭发动机。如果调节装置在发动机停车后失效或者故障可引起火势扩散，则该控制装置必须是防火的。

通常，如果通过关闭阀可以切断正常输送的易燃液体，用于输送易燃液体的部件可以被评估为耐火级别。然而，在发动机停车后由于持续转动导致滑油系统部件中的滑油继续流动。因此，需要以火险的观点来评估滑油系统部件用以判定耐火或防火规格是否适用。过去的经验表明，绝大多数的滑油系统部件被评估为防火规格。

终上，适航中对防火等级的判别更加细致，建议在军机研制中可以借鉴适航对防火等级的判定。

3.2试验判据

航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机规范（GJB241A-2010）中规定，如果在试验期间无泄露现象，则认为满足要求。

适航规章中要求防火试验通过准则符合AC33.17-1A：

a）在着火情况下保持预定功能；

b）没有危险量的易燃液体、蒸汽或其它物质泄漏；

c）试验件材料或泄漏的易燃液体等不会维持现有火情；

d）没有余火；

e）防火墙不失效；

f）不会导致其它危险状态。

针对试验是否通过判据方面，适航和国军标两种标准中的侧重点有一定的区别。军标中认为在试验期间无泄漏现象即满足要求，而在适航中的要求则更加严格，因此建议在军机研制中借鉴适航要求。

3.3防火试验的实施

3.3.1试验设备

航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机规范（GJB241A-2010）中规定试验设备应符合HB7044的要求，火焰温度为1090±80℃，火焰热容量为1320+60-20，火焰中心高度应不小于178mm。

适航中要求试验设备及测量设备满足ISO2685-1998对于部件防火/耐火试验的要求，火焰温度为1100±80℃，热流密度为116k±10kW/m²，试验件离燃烧器出口的垂直距离为100mm。

综上，国军标和适航中试验设备中火焰温度要求基本一致，只是在火焰热流密度及火焰试验件的距离上有略微差异，建议在军机研制中可以借鉴适航要求。

3.3.2火焰冲击位置确认

航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机规范（GJB241A-2010）和适航中都是要求通过关键位置分析，确定火焰冲击最严苛位置。

3.3.3确定试验件工况

航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机规范（GJB241A-2010）4.4.2.2.5.5中规定以发动机整个工作包线内最低流速、最高系统压力和最高流体温度进行防火试验。

AC33.17-1A中规定试验件的工作特性和参数应该一致，但相对于在型号设计产品中实际发生起火的情况，需要更加谨慎。例如液体内部高速流动增强了散热效应，则降低了火焰易感性，应详细说明试验的最小流动条件。涉及的液体内部温度、数量或其他参数也是如此。

综上，国军标和适航对于试验件的工况都是要求在最低流速、最高系统压力和最高流体温度进行防火试验。

4结论

本文通过对GJB241A和中国民航局颁布的《航空发动机适航规定》CCAR-33R2中33.17条的对比分析，得出防火验证的根本目的是包容、隔离和抵御火焰；防止其他易燃材料源向已存在火源传输；在着火时仍可执行发动机的既定功能并且不会导致危险情况的发生。为后续发动机型号研制中防火条款的符合性验证提供借鉴意义。

参考文献：

[1]中国人民解放军总装备部.GJB241A－2010航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范[S].2010：39-40.

[2]中国民用航空局.CCAR33-R2航空发动机适航规定[S].2011：30，57-58.

[3]FederalAviationAdministration.ACNo.33.17-1AEngineFireProtection[S].