HB8689-2023民用飞机燃油箱惰化系统通用要求.docx

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1、ICS 49. 060CCS V 39HB中华人民共和国航空行业标准HB8689-2023民用飞机燃油箱惰化系统通用要求Generalrequirementsofcivilaircraftfueltankinertingsystem2023-12-29 发布2024-07-01实施中华人民共和国工业和信息化部发布目次前言II1范围12规范性引用文件13术语和定义14缩略语25通用要求25.1 总则25.2 功能与组成25.3 性能35.4 材料45.5 环境适应性45.6 安全性45.7 可靠性55.8 维修性55.9 测试性55.10 互换性55.11 安装布置55.12 接口55.13 运

2、行75.14 软件75.15 复杂电子硬件75.16 尺寸75.17 重量75.18 颜色及外观75.19 部件标识76验证试验要求76.1 环境适应性鉴定试验76.2 试验室验证试验86.3 机上地面验证试验86.4 飞行验证试验8本文件按照GB/T1.1-2020标准化工作导则第1部分：标准化文件的结构和起草规则的规定起草。请注意本文件的某些内容可能涉及专利，本文件的发布机构不承担识别专利的责任。本文件由中国航空综合技术研究所归口。本文件起草单位：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院、上海航空工业（集团）有限公司。本文件主要起草人：薛勇、张斌、郭军亮、高广拓、岳鹏、田玉雯、江华、胡锦

3、旋、银未宏、黄莎莎。民用飞机燃油箱惰化系统通用要求1范围本文件规定了民用飞机燃油箱惰化系统(下文简称惰化系统)的功能、组成、性能等设计要求和验证要求。本文件适用于基于空气分离膜式机载制氮系统的民用运输类飞机燃油箱惰化系统，其他类型燃油箱惰化系统可参考使用。2规范性引用文件下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。运输类飞机适航标准CCAR-25-R4HB5653航空管路识别标志HB6167民用飞机机载设备环境试验HB6483飞机燃油系统管路安装要求HB8545民用飞机机载制氮装置

4、规范HB/Z420民用飞机机载电子硬件合格审定保证指南HB/Z421民用飞机机载系统和设备软件合格审定保证指南3术语和定义下列术语和定义适用于本文件。3.1可燃的flammable对于液体或气体而言，“可燃的”是指容易被点燃的。3.21ttinert如果燃油箱每个舱室内的总体平均氧气浓度在海平面到3,048m(10,OOOft)高度之间不超过12%,3,048m(10,OOOft)到12,192m(40,OOOft)高度之间该浓度值从12$线性增加至14.5%,高于12,192m(40,OOOft)线性外推，则该油箱被认为是惰性的。3.3惰化inerting将不可燃的气体注入燃油箱内的空余空间

5、，使之变为惰性的过程。3.4可燃性暴露评估时间flammabilityexposureassessmenttime指从飞机航前准备开始，历经飞行和着陆，直至所有商教卸下、所有旅客和机组人员离开飞机的这一段时间。3.5机队平均可燃性暴露fleetaverageflammabilityexposure指按照CCAR25R4附录规定的环境条件和燃油特性，一个机型的机队在全世界范围内运行的各个航段距离范围上，每个燃油箱的空余空间处于可燃状态的时间占可燃性暴露评估时间的比例。3.6空余空间ullage指燃油箱内未被液体燃油占据的容积部分。3.7隔舱compartment飞机燃油箱内可作为整体进行可燃性分

6、析的最小空间单元。4缩略语下列缩略语适用于本文件。MTTR:平均修复时间(MeanTimetoRepair)CDCCL:关键设计构型控制限制(CritiCalDesignConfigurationControlLimitations)5通用要求5.1 总则惰化系统应能有效且可靠地降低燃油箱内空余空间的氧气浓度，使被惰化的燃油箱的机队平均可燃性暴露时间均不得超过可燃性暴露评估时间的3%,或所评估机型机翼燃油箱的可燃性暴露时间，取较大者。如果机翼不是传统的非加热铝制机翼油箱，则必须在假定的、与传统的非加热铝制机翼油箱等效的基础上进行分析。除主油箱外，飞机上的任何燃油箱，只要有部分位于机身轮廓线以内

7、，其机队平均可燃性暴露时间在温暖天气条件下处于地面或起飞/爬升阶段不得超过该部分的3%。5.2 功能与组成5.2.1 功能惰化系统的功能是将从气源系统(或客舱)引入的气体进行调温、调压、过滤、臭氧转换等处理后，通过空气分离装置制取富氮气体，富氮气体经分配系统充入燃油箱空余空间，使油箱惰化，富氧气体排出机外。5. 2.2组成惰化系统一般包含机载制氮分系统、富氮气体分配分系统、控制分系统、监测与显示分系统，其组成见图1。图1情化系统组成5.3性能5. 3.1情化要求在正常的航线运营中，除了下降阶段外，惰化系统应能保证燃油箱每个隔舱中的总体平均氧气浓度值满足惰性状态。5.2.2 空气分离器性能在各飞

8、行阶段，空气分离子系统产生的富氮气体的氧浓度应满足如下要求：a） 地面和爬升阶段，富氮气体氧浓度值应不大于10%;b） 在典型的120OOm巡航高度，富氮气体氧浓度值不应大于5%;c） 下降阶段，富氮气体氧浓度值不应大于14.5%,可采用大流量模式；d）空气分离器应在寿命期内保持上述性能。5.2.3 情化用气量惰化用气量应满足惰化系统全飞行包线范围的需求，应考虑惰化系统工作前燃油箱内的氧浓度、飞机降落后的氧浓度、富氮气体氧浓度、油箱空余空间、惰化时间、燃油箱通气系统进气流量（受飞机下降率影响）、飞机停放温差等因素。5. 3.4系统压力设计惰化系统及部件时，应规定工作压力、验证压力和破坏压力：a

9、） 惰化系统验证压力应为工作压力的1.5倍，破坏压力应为工作压力的3倍；b） 从气源系统到空气分离器的气体管路正常工作压力范围一般为0kgcr1124.2kgcm2;c） 富氧气体管路的正常工作压力范围一般为0kgcm21.41kgcm2;d） 冲压空气管路的正常工作压力范围一般为0kgcm20.14kgCm2。5.3.5气体温度进入空气分离器的气体温度不应对其寿命造成影响，其适合的工作温度范围一般在40120，亦可根据空气分离膜材料的不同规定不同的工作温度范围。在任何情况下，进入燃油箱的气体温度不能超过204,惰化系统应具有高可靠性的超温切断功能，阻止高温气体进入燃油箱。5.3.6控制控制器

10、应自动控制惰化系统运行，无需机组进行相关操作。若运行过程中出现相关故障，系统应能自动关闭，并将故障记录在机载维护系统中。当系统发生气体超温超压或设备异常等严重故障时，应自动关闭惰化系统，并切断电源。惰化系统关断阀门应具有断电关闭功能，以保证失效安全。5.3.7监测与显示惰化系统应具备关键参数（如引气温度、压力、氧气浓度、阀门状态等）的状态记录及惰化系统状态显本功能。5.3.8富氮气体分配在进行富氮气体分配系统设计时，应满足以下要求：a）按不同飞行剖而燃油箱惰化要求，控制进入燃油箱的富氮气体流量和氧浓度；b）进入燃油箱的富氮气体喷嘴设计和位置应使得富氮气体在燃油箱内快速均匀扩散：c）富氮气体分配

11、管路设计应避免燃油倒流进入上游损坏空气分离器等其他设备；d）防止在惰化系统不工作期间，各油箱之间通过分配管路产生串油；e）防止富氮气体过多地流失到燃油箱外。5.4 材料情化系统使用的材料应适宜于飞机的工作环境，并应符合飞机材料选用要求。5.5 环境适应性惰化设备、管路及附件应按照HB6167的要求来进行环境适应性验证。5.6 安全性5. 6.1安全性指标惰化系统的安全性指标应满足飞机型号的安全指标要求。6. 6.2安全性评估惰化系统安全性评估主要包括如下内容：a）系统功能危险性评估；b）部件故障模式和影响分析；c）初步系统安全性评估：d）系统安全性评估；e）共因分析（包括特定风险分析、区域安全

12、性分析、共模分析）。7. 6.3燃油箱安全燃油箱内的惰化系统及部件设计应满足燃油箱点火源防护要求：a）在可能由于燃油或其蒸气的点燃导致灾难性失效发生的燃油箱或燃油箱系统内的任一点不得有点火源存在；b）针对关键点火源防护设计特征，应定义为关键设计构型控制限制项目（CDCCL）加以保持，防止燃油箱内形成点火源。5.7 可靠性情化系统应具有良好的可靠性设计，满足以下要求：a）根据CCAR-25-R4附录M25.1,当惰化系统不工作时，燃油箱可燃的概率应不超过1.8%。b）惰化系统及部件的可靠性指标应满足飞机型号的可靠性指标要求，签派可靠度一般应不低于95%。c）必须提供可靠性指示以识别惰化系统的隐性

13、失效，包括惰化系统不工作的情形。5.8 维修性惰化系统应具有良好的维修性设计，满足以下要求：a）在可能存在危险气体的有限空间或封闭区域的接近口盖和面板处，必须用永久的标记或标牌警告维修人员可能存在的富氮或富氧气体。b）惰化系统及部件的维修性应符合飞机型号的维修性指标要求，惰化系统MTTR一般应不大于30分钟；c）臭氧转换器的清洗时间间隔宜不小于6000飞行小时；d）空气分离器的强制更换时间间隔宜不小于21000飞行小时；e）过滤器的强制更换时间间隔宜不小于6000飞行小时。5.9 测试性惰化系统及部件的测试性应符合飞机型号的测试性指标要求。5.10 互换性同一构型的惰化系统部件应能直接互换，不

14、需调节或外场校准。5.11 安装布置对于惰化系统的安装布置，至少应满足如下要求：a）惰化系统所有部件应便于安装和拆卸，需要经常维护和操作的部件应安装在容易接近的地方，必要时可在机体结构上设置快卸口盖。部件的支承应使其工作或加速度飞行所造成的载荷不会传递给相连的导管；b）惰化系统导管和部件的连接，应能有防止由于错误的安装造成系统失灵或破坏的措施。在相邻部位的软管接头、导管接头、电插头等连接点不允许交叉连接；c）惰化系统的导管安装应符合HB6483及飞机型号的相关要求；d）惰化引气调节子系统的安装布置应考虑高温管路散热及高温气体泄漏对周边环境的影响（若有高温引气），必要时需对高温引气泄漏进行探测并

15、设置相应切断措施：e） 富氧气体和冷却空气排气口应尽量设置在飞行中机体表面的负压区，同时应远离高温热源或热表面；f） 富氧气体管路应防止将闪电引入到空气分离器中，防止空气分离膜点燃；g） 若富氮气体分配系统管路穿过增压区，应考虑富氮气体泄漏后对乘员的影响。5.12 接口5.12.1 机械接口惰化系统与气源/空调系统、飞机结构等存在机械接口，机械连接形式应符合飞机型号的具体相关要求。5.12.2 功能接口5.12.2.1与气源/空调系统的接口惰化系统应从气源/空调系统获取所需的空气，相关要求可参考HB8545。应至少包括下列主要参数：a）空气流量；b）空气压力；c）空气温度；d）空气污染物浓度。

16、5.12.2.2与燃油箱通气系统的接口惰化系统与燃油箱通气系统的设计应满足以下要求：a）燃油箱内富氮气体出口位置应避免接近通气系统管路开口；b）侧风情况下燃油箱内富氮气体不会迅速流失；c）在最大富氮气体流量下燃油箱不能超压。5.12. 2.3与过热探测系统的接口当惰化系统高温气体泄漏对周围结构或系统产生危害时，惰化系统高温部件连接位置或附近结构应布置过热探测器。当探测器检测到惰化系统高温气体泄漏时，惰化系统应能停止工作。5.12.3 电气接口惰化系统用电需求应与飞机电源系统相匹配，主要包括下列用电参数：a） 电源类型（交流或直流）；b） 电压；c）电流；d）功率。电气系统与惰化系统的电气接口应

17、符合飞机型号的具体相关要求。5.12.4 航电接口1.12 .4.1输入参数惰化系统需从航电系统获取下列主要参数：a）飞行高度：b）飞行速度；c）大气压力；d）飞行阶段（起飞、爬升、巡航、下降、着陆）；e）上游引气低压信号；O上游引气超温信号；g）引气泄漏告警。1.13 .4.2输出参数通常惰化系统应将下列信息提供给航电系统；a）惰化系统工作状态信息，发送至航电系统，通常为“惰化系统不工作/故障”；b）惰化系统部件状态、故障信息，发送至中央维护系统，通常应包括：1）电控阀门信息；2）富氮气体氧浓度信息；3）温度传感器信息；4）压力传感器信息；5）控制器信息。1.14 运行惰化系统可以按需在地面

18、或飞行中选择性工作，但须保证适航条款的相关性能要求及可靠性要求。惰化系统故障不工作的情况下，可以按主最低设备清单放行，允许飞机飞行60h或10天（以先到为准）。1.15 软件惰化系统若包含软件，软件的开发及验证工作应满足HB/Z421中相应要求。1.16 复杂电子硬件惰化系统若包含复杂电子硬件，硬件的开发及验证工作应满足HB/Z420中相应要求。1.17 尺寸零部件与管路的最大外轮廓尺寸和安装接口应符合相关详细规范，并满足飞机的要求。1.18 重量系统的重量应符合相关详细规范，并满足飞机的重量指标要求。5. 18颜色及外观若对惰化系统及部件的颜色及外观有特殊要求，应在设计图样或相关规范中明确规

19、定。5.1 部件标识标志和代号应清楚正确无误，铭牌、标识应牢固固定或直接加工在产品本体明显位置，标识的内容至少应包括：型号、产品编号及制造厂名称等，格式、尺寸和字体应符合相关规范规定。惰化系统管路标志应符合HB5653及飞机型号的相关规定。6验证试验要求5.2 境适应性鉴定试验惰化系统及部件应按HB6167等相关要求进行鉴定试验，功能和性能应符合设计要求。6. 2试验室验证试验惰化系统应开展试验室验证试验，满足以下要求：a）航电交联试验应验证航电系统和惰化系统的信号交联正常；b）系统功能试验应验证惰化系统的功能正常，应包括：1） 超温切断试验；2）超压切断试验；3）设备信号状态异常试验：4）空

20、气分离器健康监测试验。c）机载制氮系统性能试验应验证惰化系统产生富氮气体的流量和浓度是否满足设计要求，应采集如下参数：1） 空气分离器富氮出口氧气浓度；2） 空气分离器富氟出口辆气浓度；3）引气流量；4）富氮气体流量；5）燃油箱各隔舱氧气浓度；6）系统关键压力参数；7）系统关键温度参数。d）富氮气体分配试验应验证富氮气体在燃油箱内的分配是否均匀。6.3 机上地面验证试验惰化系统应开展机上地面试验，包括如下项目：a）惰化系统应进行机上地面功能试验，表明惰化系统在飞机上的功能正常；b）燃油箱惰性保持试验应验证飞机燃油箱对富氮气体的保持能力，验证温度变化和时间变化导致的燃油箱内的氧浓度变化情况。6.4 飞行验证试验惰化系统应开展飞行验证试验，包括如下项目：a）惰化系统应进行功能试飞试验，表明惰化系统在飞机上的功能正常：b）惰化系统应进行性能试飞试验，表明惰化系统在飞机上的性能满足要求，关键要求如下：1）应采集惰化系统的相关温度、压力、流量等参数；2）在飞行试验中，下降阶段应以不低于2500ftmin的平均下降率下降至场高4000fl,然后以平均不低于500ftmin的下降率进近着陆（对下降率有要求的特殊机型除外）；3）在典型验证剖面下，飞机落地后且惰化系统停止工作时，被惰化的燃油箱隔舱的氧浓度应不大于11%11.5乐以保证次日飞行前燃油箱仍处于惰化状态。