王重

【摘 要】本文对不同地区适航当局的25.1438适航条款进行比较，并结合典型的引气系统案例，对条款验证时的验证和破坏压力试验工况进行了分析和确定，并给出了试验验证的一般方法。

【关键词】适航；25.1438；引气系统；验证压力；破坏压力

0 引言

民用飞机在设计中需要考虑适航性，适航性是指民用航空器在预期的服役使用环境中和使用限制下，飞行的安全性和物理完整性的一种品质。这种品质要求航空器始终处于保持符合其型号设计标准和始终处于安全运行状态，以保持乘坐飞机出行和自驾飞机飞行的人们可接受的安全水平。适航性的直接要求是适航规章，民用飞机在设计时需遵循适航规章的要求。25.1438条款是适航规章第25部运输类飞机适航标准中的条款之一，它的主要内容是民用飞机机载增压系统和气动系统的元件的耐压试验要求。

引气系统是民机的机载系统之一，它的主要功能是从飞机发动机、辅助动力装置、地面气源车进行引气，为机上空调、客舱压力调节、机翼和发动机进气口防冰提供高压气体。引气系统是一个典型的机载气动系统。因此引气系统在设计时需满足25.1438条款的要求。

本文从不同地区适航当局的条款要求比较出发，结合案例就引气系统对25.1438条款的符合性方法进行研究和分析，并得出引气系统各部件在设计时需满足的耐压需求。最后给出试验验证的一般方法。

1 25.1438条款要求比较

不同地区适航当局提出的25.1438条款要求存在差异。中国民航局发布的CCAR25.1438条款规定[1]：

（a）增压系统元件必须分别进行压力值为最大正常工作压力2倍的破坏压力试验和1.5倍的验证压力试验。

（b）气动系统元件必须分别进行压力值为最大正常工作压力3倍的破坏压力试验和1.5倍的验证压力试验。

（c）可以用分析或分析和试验相结合的方法，来代替本条（a）或（b）要求的各项试验，条件是适航当局认为该方法与所要求的试验等效。

美国联邦航空管理局发布的FAR25.1438条款规定与CCAR25.1438完全一致。

相比之下，欧洲航空安全局发布的CS25.1438条款规定则有所不同，它对增压系统元件和气动系统元件不做区分，另外验证压力试验和破坏压力试验的试验工况不仅需要考虑正常工作状态，还需考虑不同概率下的非正常状态。不同工况下的验证和破坏压力试验值如表1[2]。

2 引气系统验证案例

引气系统是民机的机载系统之一，在设计中需满足25.1438条款的要求。在进行25.1438条款符合性验证工作时，应从系统的工作原理和工作场景入手，从各工况中选择出最终的验证和爆破压力试验工况。

该案例中引气系统可从发动机的高压级或低压级引气口进行引气。当高压活门打开时，引气系统从高压级引气，单向活门在高压引气压力的作用下关闭；当高压活门关闭时，引气系统从低压级引气，单向活门在低压级引气压力作用下开启。无论是在高压级引气还是低压级引气状态下，引气均会通过压力调节活门的调节，引气调节之后供给下游用户。

本案例中我们可假设如下条件：

（a）在所有发动机工作状态下，高压级引气口处的最大引气压力为10bar，对应温度为500℃；

（b）在所有发动机工作状态下，低压级引气口处的最大引气压力为4bar，对应温度为350℃；

（c）当低压级压力大于2.5bar时，会自动关闭高压活门，切换为使用低压级引气，此时高压级引气压力为7bar，对应温度为400℃；

（d）压力调节活门将引气压力调节至最大3bar后供给下游用户；

（e）高压活门无法正常关闭的概率为10-5；

（f）压力调节活门失去正常调节功能的概率为10-5；

（g）单向活门发生逆向进气故障的概率为10-9。

有了上述案例假设后，则可根据CCAR/FAR/CS25.1438的要求确定系统各部段管路和设备的验证和破坏压力试验工况。

3 CCAR/FAR25.1438要求下的压力试验工况确定

根据CCAR/FAR25.1438条款的要求，各部段管路和设备的验证压力应为该部段在正常工作状态下可能暴露的最大压力的1.5倍；破坏压力应为该部段在正常工作状态下可能暴露的最大压力的3倍。

在本文的案例中，高压活門及其上游管路可能暴露的最大工作压力即为10bar，对应温度500℃。因此高压活门及其上游管路的验证压力试验工况应为15bar，500℃；破坏压力试验工况应为30bar，500℃。

单向活门及其上游管路可能暴露的最大工作压力即为4bar，对应温度350℃。因此单向活门及其上游管路的验证压力试验工况应为6bar，350℃；破坏压力试验工况应为12bar，350℃。

高压活门和单向活门下游，压力调节活门上游的管路及压力调节活门可能暴露的最大工作压力即为7bar，对应温度400℃。因此高压活门和单向活门下游，压力调节活门上游的管路及压力调节活门的验证压力试验工况应为10.5bar，400℃；破坏压力试验工况应为21bar，400℃。

压力调节活门下游管路可能暴露的最大工作压力即为3bar，对应温度400℃。因此压力调节活门下游管路的验证压力试验工况应为4.5bar，400℃；破坏压力试验工况应为9bar，400℃。

4 CS25.1438要求下的压力试验工况确定

当以CS25.1438条款为要求时，需考虑各故障情况下的各部段管路和设备的暴露压力。

高压活门及其上游管路可能暴露的最大正常工作压力即为10bar，对应温度500℃。且无其他可能暴露在更高压力下的故障模式。按照表1，验证压力试验工况为15bar，500℃；破坏压力试验为30bar，500℃。endprint

单向活门及其上游管路可能暴露的最大正常工作压力即为4bar，对应温度350℃。此时验证压力试验工况为6bar，350℃；破坏压力试验工况应为12bar，350℃。当发生单向活门逆向进气故障时，可能暴露的最大工作压力为7bar，对应温度400℃，该场景的发生概率为10-9，按照表1不需考虑验证压力试验，破坏压力试验工况为7bar，400℃，小于正常工况。因此最终验证压力试验工况应为6bar，350℃；破坏压力试验工况应为12bar，350℃。

高压活门和单向活门下游，压力调节活门上游的管路及压力调节活门可能暴露的最大工作压力即为7bar，对应温度400℃。此时验证压力试验工况为10.5bar，400℃；破坏压力试验工况应为21bar，400℃。当高压活门无法正常关闭时，可能暴露的最大工作压力为10bar，对应温度500℃，该场景的发生概率为10-5，按照表1，验证压力试验工况为13.3bar，500℃；破坏压力试验工况为26.6bar，500℃，大于正常工况。因此最终验证压力试验工况应为13.3bar，500℃；破坏压力试验工况应为26.6bar，500℃。

压力调节活门下游管路可能暴露的最大工作压力即为3bar，对应温度400℃。此时验证压力试验工况为4.5bar，400℃；破坏压力试验工况为9bar，400℃。当压力调节活门失去正常调节功能时，可能暴露的最大工作压力为7bar，对应温度400℃，该场景发生的概率为10-5，按照表1，验证压力试验工况为9.31bar，400℃；破坏压力试验工况为18.62bar，400℃，大于正常工况。当压力调节活门失去正常调节功能且高压活门无法正常关闭时，可能暴露的最大工作压力为10bar，对应温度500℃，但该场景的发生概率为10-10，按照表1可不再考虑。因此最终验证压力试验工况应为9.31bar，400℃；破坏压力试验工况应为18.62bar，400℃。

通过比较可见，以CS25.1438为要求时高压活门及其上游管路的验证和破坏压力试验工况与以CCAR/FAR25.1438为要求时一致。

以CS25.1438为要求时单向活门及其上游管路的验证和破坏压力试验工况与以CCAR/FAR25.1438为要求时一致。

以CS25.1438为要求时高压活门和单向活门下游，压力调节活门上游的管路及压力调节活门的验证和破坏压力试验工况比以CCAR/FAR25.1438为要求时更为严酷。

以CS25.1438为要求时压力调节活门下游管路的验证和破坏压力试验工况比以CCAR/FAR25.1438为要求时更为严酷。

5 验证和破坏压力试验验证

在确定了验证和破坏压力试验工况后，即可正式通过试验来验证产品设计对25.1438条款的符合性。一般使用的试验方法为以相应工况压力和温度对设备和管路内部进行供气加压，保持5-10分钟后，对设备和管路的外观和泄漏进行检查。

在验证压力试验后，要求设备和管路不发生任何永久变形，不发生泄漏。在破坏压力试验后，要求设备和管路不发生泄漏，但允许发生永久变形。

验证压力試验和破坏压力试验的结果即可表明设计对25.1438条款的符合性。

6 结束语

25.1438是引气系统在设计时应遵循的重要适航条款之一。对于目标为国际市场的民机型号，引气系统在设计时应优先考虑CS25.1438条款的要求。在确定验证和破坏压力试验工况时，应确保充分考虑了所有可能出现的正常或故障状态。文中所展示的试验工况确定方法和试验验证方法可为引气系统设计在对25.1438条款表明符合性时提供指导和参考。

【参考文献】

[1]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R4[Z].2011-11-07.

[2]European Aviation Safety Agency. Certification Specifications for Large Aeroplanes CS-25 Amendment 10[Z]. 2010-12-23.

[责任编辑：朱丽娜]endprint