民用飞机短舱防火密封件防火方法研究①

2019-02-06谈志晶

科技创新导报 2019年26期

谈志晶

摘要：民用飞机短舱结构作为包裹发动机火区的结构，是防火墙的一部分，必须能够将火区与非火区进行有效的隔离。除了主体结构的防火，防火墙的边缘也必须能够阻止火焰的穿透，因此需要布置防火密封件进行火焰的封堵。本文从短舱防火适航条款入手，分析了短舱防火适航要求，介绍了短舱防火密封设计方法。通过某型飞机发动机外部涵道与核心舱之间的Ω型防火密封件的设计和防火试验为例，表明本文所设计的密封件满足防火性能。

关键词：短舱火区防火墙密封件

中图分类号：V223 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2019）09（b）-0007-02

用涡扇发动机短舱是包裹发动机的结构，除为其提供合适的进气通道、风扇排气通道及光滑流线的气动外表面外，还为安装在发动机机匣外的系统附件、管路、元件提供保护。根据CCAR-25-R4第25.1181条“指定火区的范围”，发动机的核心舱为指定火区，如果发动机附件齿轮箱安装在风扇机匣，风扇舱也为指定火区。短舱中部分结构作为包裹住火区的结构，是防火墙的一部分，必须将火区与非火区进行有效的隔离，以避免火区的火焰进入到非火区，导致非火区的结构或设备功能失效，进而影响整个飞机的飞行安全。

因此本文重点阐述防火密封件设计及其防火试验方法的研究，以满足适航条款的要求。

1 短舱防火密封件设计

短舱结构上一般用到中空型密封件（可细分为P型密封件、Ω型密封件、枕型密封件）、长条型密封件和实心密封件。可以根据不同结构的特点选择适当形式的密封件，例如风扇罩两个半罩体之间通常采用Ω型密封件进行火焰封堵;短舱大部分维护口盖（例如发动机滑油口盖）通常采用长条型密封件进行火焰封堵。密封件更多的结构形式可参考《近年橡胶密封技术进展》。

参考《飞机发动机短舱防火墙结构和密封设计要求》以及《民用涡扇飞机短舱结构防火设计》，防火密封件要根据整个飞行包线内的空气压差载荷和机械载荷的大小综合确定。

关于短舱防火密封件设计的适航符合性验证方法，由于其防火性能与设计尺寸、安装环境、使用工况等紧密相关，因此通常需要以试验验证的方式来验证其满足防火要求。

2 典型防火密封件设计

本节以某型飞机发动机外部涵道與核心舱之间的防火密封件为例，详细介绍密封件的设计过程。由于该处分界面结构为搭接形式，且密封件隔离两侧压差较大，该密封件必须能够承受发动机核心区高温高压气流，并阻止火焰的烧穿进而危害到整个飞机的飞行安全，故此区域采用高压球形硅橡胶密封件（Ω型）。

其次，影响密封件防火性能的最重要的两个参数为相对位移量和压力载荷。密封件挡板相对于密封件的相对位移量主要由装配公差、热变形和机械受载变形决定，将三者引起的相对变化量相加即得到相对位移量。压力载荷主要由密封件内外两侧的压差引起，选取飞机典型的各种工况作为分析软件的数据输入，最终计算得到最大压差作为密封件的设计输入。

依据上述得到的相对位移量以及压力载荷数据，设计Ω型密封件的截面尺寸。依据经验，一般防火密封件的压缩范围在15%～55%之间。密封件的设计往往需要得到试验的验证，不断地迭代更新而得到最终满意的产品。

3 Ω型密封件防火性能试验验证

根据FAA AC 20-135，试验时将密封件放在距离火焰1/4英寸距离内，火焰温度范围为1 100℃±65℃，热通量密度范围为116kW/m2±10kW/m2。测试防火密封件正常飞行载荷下承受15min的火焰而不被烧穿。

3.1 试验设备

首先需要一个煤油燃烧器提供火源，FAA AC 20-135对火焰的燃烧温度以及热通量提出了具体要求，因此需要分别使用热电偶和热流计来校准火焰的温度和热通量。短舱在空中飞行工况下，受到发动机的振动影响，一直处于振动状态，根据ISO2685的要求，需要振动台架模拟真实状态。最后需要摄像设备记录整个试验过程。

3.2 试验件

本试验选取三组等直段Ω型密封件，作为防火试验样件。

3.3 防火密封件装夹工装

因飞机真实的飞行工况下，该处密封件内外侧存在压差，工装除了提供夹持的功能之外，还需能够调节密封件内外侧压差。

3.4 试验步骤

试验按照如下步骤如下：

（1）将试验件安装到试验夹具上，布置好测温热电偶，拍摄试验件安装后的照片。

（2）调整热电偶耙、热流计安装支架位置。

（3）火焰参数调试：校准热电偶耙以及热流计。

（4）选定摄影和摄像的拍摄角度，开始拍摄。

（5）温度、热流满足要求后将燃烧器迅速定位到试验位置，根据飞行与地面状态的振动条件启动振动台，同时开启计时和温度记录，对试验件进行15min防火试验。

（6）在试验时间到达后，关闭燃烧器，记录试验现象和试验件温度，拍摄试验件燃烧后的照片。