大型民用飛機應急放油系統適航符合性要求研究

王 鵬 朱德軒 / WANG Peng ZHU Dexuan

(1. 上海飛機設計研究院，上海 201210；2. 上海交通大學，上海 200240)

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大型民用飛機應急放油系統適航符合性要求研究

王 鵬1,2朱德軒1/ WANG Peng1,2ZHU Dexuan1

(1. 上海飛機設計研究院，上海 201210；2. 上海交通大學，上海 200240)

為了確保飛機在起飛后就出現飛機故障或緊急事件的情況下，能具有快速返場著陸能力，并盡可能降低應急著陸對飛機和飛機維護的影響，大型民用飛機通常需要安裝應急放油系統，以實現快速空中放油。通過研究對大型民用飛機應急放油系統適航條款的要求，總結了民用飛機應急放油系統適航要求的立法背景，以及適航條款要求的演變歷史和原因，并分析了具體的適航要求及相應的符合性驗證方法，對民用飛機應急放油系統適航驗證有一定借鑒和指導意義。

民用飛機；應急放油；適航要求

0 引言

與支線機和窄體干線機不同，大型民用飛機通常設置應急放油系統，以保證飛機在空中緊急情況下能夠實現快速空中放油，迅速降低飛機所攜帶的燃油重量，來降低飛機著陸風險。

緊急情況包括飛機起飛時就出現系統故障、飛機遭遇恐怖襲擊或者乘客突發疾病需要馬上降落就醫等。歷史上最大規模的飛機應急放油發生在2001年“9.11”恐怖襲擊當天，在恐怖分子挾持民航飛機撞擊世貿大樓和五角大樓之后五分鐘，FAA簽發指令禁止全美境內所有飛機起飛，并要求已在美國領空飛行的4 000多架飛機盡快尋找最近機場降落。與通航飛機和干/支線飛機直接降落不同，大量的大型客機通過應急放油降低飛機重量后才進入近進完成降落過程。最終在FAA發出指令后一個小時內，約3 500架飛機完成了最終降落。其中，應急放油系統在保證飛行安全，降低航后維護工作量方面起到了舉足輕重的作用。

本文研究了大型民用運輸類飛機應急系統相關的適航符合性要求和立法演變歷史，并分析形成了初步符合性驗證技術，為今后遠程寬體客機應急放油系統的符合性設計和驗證工作提供了理論支持。

1 應急放油系統概述

應急放油系統是飛機燃油系統的子系統，通過布置于燃油箱內的應急放油泵將燃油壓力泵入應急放油總管，通過隔離閥和機翼后緣的應急放油噴嘴，實現快速的空中燃油排放。

圖1 空中應急放油

通常而言，大型民用運輸類飛機的應急放油系統和供輸油系統深度交聯，以實現系統綜合優化設計。如對于超控供油構型，中央翼油箱的超控泵具有高出口壓力大流量的特性，非常適宜在應急放油過程中兼做應急放油泵。相應地，加放油總管通常也兼作應急放油總管使用。圖2給出了典型的應急放油系統架構。

圖2 典型民用飛機應急放油系統構架

2 應急放油系統的適航要求立法過程

14CFR25中的25.1001條款明確了對應急放油系統的要求，該條款源自于1953年的CAR4b.437?；陲w機運營經濟性的考量，通常情況下，飛機最大著陸重量要小于飛機最大起飛重量。而活塞發動機由于燃油消耗速率較慢，無法在飛機起飛就需要返場著陸的緊急情況下，快速地將飛機重量降低到著陸重量之下，由此提出了空中應急放油的要求。

隨后的數十年間，隨著工業界技術水平的不斷提高，FAA對25.1001條款也進行了相應修訂。

表1 25.1001條款演變歷史

1968年，隨著渦輪噴氣發動機飛機的出現，工業方和審查方都意識到渦輪發動機的燃油消耗率相對活塞發動機來說要快得多。且現有的飛機運營經驗表明，運輸類飛機的結構設計和起落架系統設計已經可以保證飛機在以最大起飛重量著陸時具有一定的安全性保證。反而是飛機在快速復飛后再次進場和著陸時，飛機過重可能對其爬升性能具有實質性不利的影響。因此，FAA認識到與其依據飛機的起飛/著陸重量比來粗略判斷是否需要設置應急放油系統，還不如根據飛機的爬升性能來確定必要性。25.119和25.121(d)分別是飛機全發著陸爬升和單發進場爬升的要求。因此，進場和著陸階段的飛機重量必須降到能夠滿足以上兩個條款爬升率所對應的飛機重量，才能保證返場飛行安全。最極端的情況是，飛機快速復飛后在起飛機場完成著陸。在這種情況下，一架未安裝應急放油系統的飛機，就必須保證在飛機重量為最大起飛重量減去復飛過程中發動機所消耗的燃油量的情況下，能滿足25.119和25.121(d)相關的爬升要求。否則必須加裝應急放油系統。

1984年FAA對條款進行第二次修訂，主要澄清了針對活塞發動機飛機和渦輪發動機飛機間關于應急放油系統的要求差別，同時還對文字進行了簡化。

2002年FAA對條款進行第三次修訂，對應急放油演示飛行的飛行速度進行了修訂，由1.4VS1修訂為1.3VSR1。

3 25.1001條款要求及分析

3.1 適航條款要求

從條款本身來說，現行的14CFR25、CS25以及CCAR25中，對應急放油系統的適航要求是一致的：

25.1001 應急放油系統

(a)飛機必須設置應急放油系統，除非證明該飛機在下述條件下能滿足25.119和25.121(d)的爬升要求：飛機重量為最大起飛重量減去15min飛行(包括在出航機場起飛、復飛和著陸)所需燃油的實際重量或計算重量，而飛機形態、速度和功率(推力)滿足本部有關的起飛、進場和著陸爬升性能要求。

(b)如果要求設置應急放油系統，則該系統必須能從本條(a)給定的重量開始，在15 min內放出足夠量的燃油，使飛機能滿足25.119和25.121(d)的爬升要求，假定應急放油在本條(c)所述飛行試驗的最不利條件(重量條件除外)下進行。

(c)必須從最大起飛重量開始，在襟翼和起落架收起形態以及下列飛行條件下演示應急放油：

(1)以1.3VSR1 速度無動力下滑；

(2)臨界發動機停車，其余發動機為最大連續功率(推力)，以單發停車最佳爬升率的速度爬升；

(3)以1.3VSR1 速度平飛，如果本條(c)(1)和(2)規定條件下的試驗結果表明平飛可能是臨界情況。

(d)在本條(c)所述飛行試驗中，必須表明下列各點：

(1)應急放油系統及其使用無著火危險；

(2)放出的燃油應避開飛機的各個部分；

(3)燃油和油氣不會進入飛機的任何部位；

(4)應急放油對飛行操縱性沒有不利影響。

(e)對于活塞式發動機飛機，必須具有措施，防止將起飛著陸所用油箱內的燃油應急排放到小于以75%最大連續功率飛行45min的需用油量，如果裝有與應急放油主控制器相對獨立的輔助控制器，則可將應急放油系統設計成利用應急放油輔助控制器放出余下的燃油。

(f)對于渦輪發動機飛機，必須具有措施，防止將起飛著陸所用油箱內的燃油應急放到小于從海平面爬升到3 000m(10 000ft )，然后再以最大航程速度巡航45min的需用油量。但是，如果裝有與應急放油主控制器相獨立的輔助控制器，則可將應急放油系統設計成利用應急放油輔助控制器放出余下的燃油。

(g)應急放油閥的設計，必須允許飛行人員在應急放油過程中的任何時刻都能關閉放油閥。

(h)除非表明改變機翼或其周圍氣流的任何手段(包括襟翼、縫翼和前緣襟翼)的使用，對應急放油無不利影響，否則必須在應急放油控制器近旁設置標牌，警告飛行機組人員：在使用改變氣流手段的同時，不得應急放油。

(i)應急放油系統的設計，必須使系統中任何有合理可能的單個故障，不會由于不對稱放油或不能放油而造成危險。

3.2 適航要求分析

25.1001條款從系統必要性、系統性能、飛行驗證、系統操作和安全性等多個角度對應急放油系統的符合性設計和驗證過程進行了明確。

表2 25.1001條款要求分析

(a)條規定了需要安裝應急放油系統的條件：如果飛機在15min飛行(包括最大重量起飛和立即返航著陸)后現存的重量條件下能滿足25.119及25.121(d)的爬升要求，就不需要應急放油系統。飛行時間定義為15min是因為典型的一次快速復飛過程需要15min。

(b)條規定了如果因不能滿足(a)條要求，需要設置應急放油系統時，應急放油系統最低流量率的條件。實際飛行中，總共的飛行過程是30min，其中15min是典型的起飛、復飛以及進場飛行所消耗的時間，另15min是實際用于應急放油至25.1001(a)條規定重量的時間。通常而言，25.1001(a)條規定重量仍大于飛機的最大著陸重量，飛機應具有繼續放油的能力，以供飛行員根據緊急事件的實際情況評估是否還需繼續放油，以降低著陸過程對飛機的影響，并降低檢修維護的工作量，此時繼續放油時間則不受限制。

(c)條規定了驗證飛行的飛行條件。

(d)條規定了驗證飛行中應驗證應急放油過程不能使飛機有著火危險或對飛機操縱有不利影響。

(e)(f)條分別規定了活塞式發動機飛機和渦輪發動機飛機的應急放油系統最小余油要求。即即使出現誤操作，系統設計也應能保證避免將燃油箱內燃油全部放出。

(g)條要求應急放油閥的設計必須允許飛行人員在應急放油過程中的任何時刻都能關閉放油閥。

(h)條要求如機翼作動面對應急放油有不利影響，必須在應急放油控制器近旁設置標牌，警告飛行機組人員。實際在大型民用運輸類飛機上，應急放油嘴的布置可避免各種機翼作動面對放油過程的不利影響。

(i)“合理可能的單個故障”參考25.1309條款的要求，指發生概率大于10E-5的單點故障，尤其考慮供電失效的影響。因此，在實際設計中，應急放油系統需要采用余度、失效安全設計特征，使系統在出現單故障時還能實施應急放油(有可能放油速率降低)。

3.3 其它考慮

除了25.1001條款所要求的爬升性能要求之外，實際在確定是否需要應急放油系統時，為確保安全返場著陸，還必須考慮返場著陸的性能要求：

1)飛機重量是否超出最大著陸重量，以及這種超重著陸對飛機的危害和對維護工作的影響；

2)超出合格審定批準的最大剎車能量限制；

3)超出輪胎速度限制；

4)可操縱性(即液壓或飛行操縱系統失效)；

5)襟翼標牌速度的余量，或紊流情況下襟翼卸載操作速度的余量；

6)著陸距離(包括濕跑道、防滯功能喪失、擾流板失效等)。

4 應急放油系統適航驗證要求分析

驗證方法主要有以下幾個方面：

1)設計說明

通過應急放油系統設計、工作原理和安裝圖，表明系統能滿足相關功能要求。

2)計算分析

通過計算分析，表明應急放油系統應能滿足相關的應急放油速率要求，還需考慮各種失效情況對飛機放油性能和重心的影響。

3)安全性分析

通過安全性分析，驗證應急放油系統對(i)款要求的符合性，即系統中任何合理可能的單一故障，不會由于不對稱放油或不能放油而造成危險。

4)地面試驗

開展必要的臺架試驗或機上地面試驗，驗證應急放油系統的功能和性能。

5)飛行試驗

通過飛行試驗，演示在合理預期的飛行條件下，應急放油系統能在規定的時間內放出規定量的燃油，放出的燃油沒有進入飛機其它部位，無著火或對飛行操縱品質有不利影響的危險情況發生。飛行試驗中，還應演示在應急放油過程中中斷放油，實施人工關閉放油閥的操作的有效性。此外，還應通過試飛驗證，在操縱襟/縫翼放下情況下，應急放油操作不會受到不利影響。

特別的，放油應在規定區域進行，放油高度盡可能不低于3 000m，以保證燃油落地前經過霧化、揮發。放油要避開強靜電區域，需要保持飛行間距避免穿越放油油帶。在放油實施前，必須向該空域的空管報告，以便及時調度該空域內其他航空器避讓開放油區域。

5 總結

本文回顧了應急放油系統適航條款立法過程，條款要求修訂內容和原因。研究總結了大型民機應急放油系統適航條款的要求，并通過分析條款具體要求內容和含義，給出了初步適航符合性驗證方法建議，可為后續大型民用飛機型號應急放油系統設計、驗證提供幫助和借鑒。

[1] 中國民用飛機航空局.CCAR-25中國民用航空規章第25部：運輸類飛機適航標準[S].北京：中國民用航空局，2011.

[2] Amdt. 25-18， 33 FR 12226，Aug. 30，1968.

[3] Amdt. 25-57，49 FR 6848， Feb. 23，1984.

[4] Amdt. 25-108， 67 FR 70827，Nov. 26，2002.

Research on Airworthiness Requirement of Jettison System for Large Commercial Aircraft

(1. Shanghai Aircraft Design Institute, Shanghai 201210, China;2. Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China)

In case of aircraft fault or emergency right after take-off, in order to ensure quick return landing and reduce the impact of emergency landing on aircraft and its maintenance, jettison system is necessary on large civil aircraft for quick in-flight fuel jettison. This paper studies the airworthiness requirements of jettison system, summarized the legislative background, along with airworthiness requirements evolution and causes, and recommends compliance method. The method can be used as reference for civil aircraft jettison system design and airworthiness verification.

commercial aircraft; jettison system; airworthiness requirement

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.03.006

V221+.91

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