多电飞机电动环境控制系统适航要求分析

刘璐萱 王 磊 欧阳晶鹏

（1.中国商飞上海飞机设计研究院环控氧气部，上海 200135；2.中国民航大学安全科学与工程学院，天津 300300）

0 引言

目前全球的民用飞机设计公司主要以空客、波音为主，因此世界上先进的民用飞机环境控制系统（简称“环控系统”）的设计研发主要集中在以两家公司为主的研发机构。其中A380和B787飞机环控系统代表了目前世界上最为高性能的民用飞机环控系统，充分体现了“更经济、更安全、更舒适、更环保、更高效”的设计思想。

我国民机环控系统设计仍处于传统经验型阶段，以前人的经验和成熟的型号作为设计来源的输入，依据总体设计的基础和标准规范的指导，进行系统设计的开发。然而这往往受限于制造技术和总体设计本身，与国外先进环控系统存在很大的差距，尤其是在环控系统的核心组件和工艺制造技术方面。我国民机环控系统设计仍然采用传统发动机引气式环控系统，在环控系统产品及性能上缺乏完备的数据库，相比国外技术有很大的差距。在多电飞机研究方面，我国对电动环控系统的研究还处于概念阶段，主要通过借鉴研究国外典型电动环控系统，目前仅仅有少量概念与原理研究结果，而在系统方案、技术可行性及样机等方面的研究才刚起步，电动环控系统产品的样机还停留在低可靠性、低电功率、设计工作范围狭窄等初级阶段，尚未有实质性的可装机产品出现，在相关适航技术方面的研究也不系统深入。

本文以波音787系列飞机为例分析电动环控系统工作运行原理，分析适用电动环控系统的适航要求。

1 B787电动环控系统工作原理

图1展示了B787飞机电动环控系统运行工作的原理图。电动压气机C1将外部新鲜空气进行加压，同时伴随着温度的升高，随后经初级换热器HX1冷却，冷却过后的压缩空气在压气机C2中再一次被压缩。压缩过后的空气通过次级换热器HX2再次进行冷却，冷却过后的空气经回热器RH和冷凝器CON的热侧会形成冷凝液。然后空气进入水分离器WS，将其中的冷凝液进行分离和收集，并将冷凝液喷入次级换热器HX2的冷侧，从而达到传热效果。经水分离器WS处理后的干燥空气通过回热器RH的冷侧和涡轮T1膨胀进行降温降压。随后处理后的冷空气再通过冷凝器CON的冷侧和涡轮T2膨胀，最终达到满足驾驶舱和座舱所需通风空气的要求。

图1 B787电动环控系统[2]

2 电动环控系统适航要求分析

本文基于CCAR25、FAR25、CS25等国内外民用航空规章以及相应的咨询通告，以及电动环控系统适用的国际标准规范，分析适用电动环控系统的审定基础。审定基础是适航当局适航审定民用飞机型号适航性的技术依据，其包括四部分内容，即适航要求、豁免、专用条件和等效安全。本文主要以适用电动环控系统的适航要求进行分析。

电动环控系统虽然取消了传统发动机引气的方式，改为电动压气机为系统提供气源，但是其主要功能仍与传统环控系统一致，其主责条款仍为CCAR25.831通风、CCAR25.832座舱臭氧浓度和CCAR25.841座舱增压，除了主责条款外，电动环控系统由于包含了许多子系统，设备遍布整个机身，这些子系统与其他系统均有交联，由于系统之间交联关系的存在，环控系统部分适航条款的内容涉及多个系统，因此在进行适航符合性验证时需要多个系统提供证据文件表明符合性，需要明确符合性验证工作中交联部分的划分原则，为适航符合性验证工作的顺利开展提供基础。因此本文将除主责条款之外的交联条款划分为结构强度、设计构造、系统防火、系统安全性、电子电气和持续适航等几类要求。

2.1 主责条款

以CCAR25.831（a）为例，条款要求设计保证在正常运行情况和系统任何可能的会对驾驶舱和座舱通风空气有不利影响的故障情况都有足够的新鲜空气，通常情况下保证为每一位乘员提供0.55磅/分钟的新鲜空气。

因此在进行符合性验证的时候，需要考虑在正常情况下，来自空调组件的新鲜空气和再循环空气混合后的空气对驾驶舱和客舱进行通风，以及在失效情况下，来自外界的应急冲压空气通过混合腔后，经过低压管路对驾驶舱和客舱进行通风，均能满足机组人员和乘客对新鲜空气量需求。

因此设计人员需要从系统构型和方案进行说明，系统采用余度设计，双套组件和单套组件都有足够的能力保证整个系统的运行并能保证系统性能，如果两套组件都失效，还设有应急通风系统可以保证系统继续工作，来满足飞机的通风需求。通过安全性分析说明系统正常工作和失效条件的概率，通过计算分析各工况下机组人员和客舱乘员的新鲜空气量，表明符合此条款要求。考虑安装对空调供气的影响，在预期的严酷环境条件下进行机上地面试验验证和飞行试验验证系统在正常和失效条件下供入驾驶舱和客舱的新鲜空气量符合此要求。

2.2 结构强度

结构强度主要有CCAR25.561应急着陆、CCAR25.581闪电防护等。以CCAR25.581闪电防护为例，条款对飞机闪电防护的直接效应提出了要求。条款要求不仅包括结构件的直接效应，还包括闪电可能直接附着到的系统部件。因此电动环控系统需要考虑在内。CCAR25.581（a）要求飞机必须具有防止闪电引起的灾难性后果的保护措施。CCAR25.581（b）和CCAR25.581（c）分别对金属组件和非金属组件的设计与安装提出了闪电防护要求。

因此设计人员在考虑符合性验证方法时，可以采用说明性文件来表明电动环控系统设计与安装对闪电防护的符合性。

2.3 设计构造

设计构造主要有CCAR25.603材料、CCAR25.605制造方法和CCAR25.607紧固件等。以CCAR25.603材料为例，条款对飞机零件所用材料的适用性和耐久性提出了要求，其中材料包括金属材料、非金属材料或复合材料。但是“零件”不是指所有的飞机零件，而是指其失效或损坏会影响飞机安全的零件，其中包括结构零件以及一些非结构零件，比如密封件、隔热层等。材料的适用性和耐久性分别指材料的力学性能、功能以及零件制造过程对零件的适用性和材料能够长期处在预期服役环境中抵抗破坏的耐久性。其中，服役环境条件包括应力、温度、湿度、光照、磨损、腐蚀、氧化等使材料性能随时间延长而衰退的环境因素。

因此在进行符合性验证方法时，设计人员可以通过文件和图纸的方式表明系统内具体零件所用材料在预期服役环境的暴露情况，零件所用材料是经过批准的标准或规范符合的，以及零件所用材料成功在飞机上服役使用过的经验。

2.4 系统防火

系统防火中包括CCAR25.863可燃液体的防护、CCAR25.899电搭接和防静电保护以及CCAR25.981燃油箱点燃防护等。以CCAR25.863可燃液体的防护为例，该条款的目的是要求包含潜在点火源的区域和可能会有可燃液体或蒸汽泄漏的系统，必须有措施将点燃的可能性降到最低，或者在点燃发生时有措施来使危险降低至最小化。如果得出的结论是可燃液体或蒸汽不能进入包含潜在点火源的区域，或者所涉及的液体是非可燃的，那么本条将不适用该区域。

因此在进行符合性验证方法时，系统可以采用说明性文件和防火专业提供的特定风险分析报告进行安全性评估表明有措施尽量减少渗漏液体或蒸汽的点燃概率。

2.5 系统安全性

系统安全性主要是CCAR25.1309功能和安装，其适用于航空器上任何安装的设备或系统。

CCAR25.1309（a）要求设备“在各种可预期的运行条件下能完成预定功能”。如果设备或系统在延长的或在重复暴露的运行和/或环境条件（即风险暴露时间很长）下发生失效，则认为其满足CCAR25.1309（a）的要求。相反地，如果这样的失效发生在单次暴露于运行和/或环境条件下，通常将它们视为不符合CCAR25.1309（a）的要求。然而，如果这些失效被判定为不会显著地引起风险，且在CCAR25.1309（b）要求下可以被接受，则有时认为存在这些失效的型号设计是可以被接受的。因此设计人员在考虑该条款的符合性验证方法时可以采用系统描述将表明系统的设计能够保证在飞机运行和环境条件下完成预定功能，并通过试验室试验、机上地面试验、飞行试验和模拟器试验进一步验证，并提供设备鉴定试验程序和鉴定试验报告。

CCAR25.130（b）款对每种失效状态的严重性及其发生概率的关系提出了一般要求。CCAR25.1309（b）要求：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）各灾难性失效状态是极不可能的且不能由某个单个失效所导致；

（2）各危险的失效状态是极其微小的；

（3）各较大的失效状态是不可能的。

因此电动环控系统及相关的组件需表明任何灾难性的失效状态是极不可能的，并且不会因某个单个失效引起。必要时通过分析以及适当的地面试验，飞行试验或模拟器试验来表明符合条款要求。

CCAR25.1309（c）款对系统监控、失效警告和机组人员的恰当纠正动作的能力提出一般要求。CCAR25.1309（c）要求对于下述事件，向飞行机组提供警告信息，向飞行机组告诫系统的不安全的工作情况。

（1）该事件是指系统或设备发生任何潜在灾难性后果的一部分；

（2）该事件是指与任何潜在继发失效事件或者与先前事件结合会导致灾难性失效状态、且在飞行机组发生差错之前的失效事件。

系统对该条款的符合性验证方法可以采用系统描述的方法，通过简图页、EICAS信息、PFD信息表明系统能够将不安全工作情况提供给机组。对经过安全性评估需要立即采取纠正行动的故障，提供警告级别的EICAS信息。在进行系统设计时，需要将由于机组人员错误导致的附加危害及可能的机组失误最小化。并将通过安全性分析、模拟器试验和飞行试验评估特殊故障情况产生的影响及相关评级是否恰当。

CCAR25.1309（d）款要求用分析的方法，必要时采用适当的地面、飞行或模拟器试验来验证在每个失效状态的概率和严重性之间存在合理而可接受的反比关系。但是，对假设是灾难性的失效状态并不需要用试验来证实。25.1309（d）款的目的是对可预见的失效或其他事件能够有程序地和充分地对该失效状态的安全性影响进行评估。该条款的符合性验证方法可按照条款要求进行。

CCAR25.1309（e）要求除上述要求之外，需特别考虑电气系统的临界环境条件。该条款需要根据电动环控系统的实际适用情况，针对性地采用设计符合性说明、分析/计算、安全性评估、试验室试验、地面试验、飞行试验、机上检查、合格鉴定等符合性方法或其组合来表明符合性。

2.6 电子电气

电子电气包括CCAR25.1317高强辐射场（HIRF）防护、CCAR25.1431电子设备等。以CCAR25.1317高强辐射场（HIRF）防护条款为例，条款要求“系统或功能不会受到不利的影响”的具体指标需要根据不同的系统架构和设计方案来确定。在飞机设计的初期阶段HIRF防护的设计目标是通过采用各种防护设计，确保当飞机遭遇HIRF环境时电子电气系统（尤其是关键和重要系统）和与之相连的导线不会受到HIRF的不利影响。在飞机级设计时，其目标是降低所安装的电子电气设备附近的内部环境等级；而在系统级时HIRF防护的设计目标是增强系统及其安装的鲁棒性。飞机级设计时需要考虑的防护措施包括耦合/频段、电磁环境进入点、接地、搭接、屏蔽、导线屏蔽、滤波、光缆；系统级设计时需要考虑的防护措施包括系统架构方面的考虑、硬件设计、电路设计措施、模拟装置、数字装置、软件设计等。

因此设计人员可以采用设计说明和设备合格鉴定等验证方法表明系统对高强辐射场（HIRF）防护的有效性。其中设计说明包括系统原理（方案）说明、设计图纸、HIRF防护的设计顶层要求等。其中设备鉴定可参考CCAR25部附录L中A、B和C级系统的设备级试验。

2.7 持续适航

持续适航主要是CCAR25.1529持续适航文件、CCAR25.1581总则等。以CCAR25.1529持续适航文件为例，CCAR25.1529条对申请人编制持续适航文件提出了两点要求，其一是申请人编制持续适航文件必须按照CCAR25部附录H的要求进行，并且通过适航当局批准或认可。其二是要求申请人完成持续适航文件并通过适航当局认可的时间必须在飞机交付或者颁发适航证之前。但是如果申请人在颁发型号合格证之前能保证在经局方认可的时间计划内完成所有的文件，则持续适航文件可以是不完备的。

美国FAA颁发的适航指令《持续适航文件职责、要求和内容》（Order8110.54A）和中国民航局颁发的咨询通告《航空器的持续适航文件》（AC91-11）分别对该条款的符合性进行了说明，系统的符合性声明可参照以上文件进行编写。

3 结语

综上所述，采用电动环控系统使系统之间的交联更加复杂，这无疑会增加系统适航符合性验证的难度本。因此本文将适用电动环控系统的适航要求进行分类，主要分为主责条款、结构强度、设计构造、系统防火、系统安全性、电子电气和持续适航等几类，并针对每种分类的适航要求进行举例分析，给出电动环控系统符合性验证方法思路的建议，为电动环控系统的研究和发展提供参考。