ATA47惰性气体系统 吴维
合集下载
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
ATA47惰性气体系统概述
大背景：
近 20 年来，全球范围内接连发生由于油箱 燃油蒸气过高造成的油箱爆燃事故。为此 FAA 通 过 25-981条款及SFAR 88，明确提出 了针对该领域的适航要求及系统安装标准。 同时，FAA、EASA 分别拟定于 2014 年12 月和2019年9月后，在其管辖范围内的 50% 运行的飞机上安装油箱惰性气体系统 （FTIS）。
ASM下游的氧气传感器，主要作用是测量经过ASM分离出来的 氮气流中的氧气含量，并将数据传递给ICU，用于监控 ASM和 FITS的性能状况。该传感器还能检测氮气压力用于帮助了解运 行情况。
一个零渗漏的单向活门组件位于燃油箱上部蒙皮，防止燃油从 燃油箱倒流进入IGGS。单向活门组件还有一个In-Tank套管
ATA47惰性气体发生系统描述
C.指示： 在巡航阶段，通过比对输入参数，与Gross-Failure Detection LookupTables表比较，ICU监控一次IGGS的健康状况，从而监控ASM是否故障。 如果ASM故障3次，ICU将故障信息传递给CCU，CCU产生故障警告并将它 传递给CFDIU，用于飞行结束后维护工作。
可能的原因： 1.CIV 压差监控失效 CCU 比 较 CIV 上、 下 游 管 路 内 的 压差变化，当压差变化为 0 时，则关闭 CIV。如 果 CIV 监控反馈功能失效，就 无法监控到打开的 CIV 压差变化，从而 导致 CCU 向 CIV 发送关闭指令。 2.CIV 位置监控反馈信息不一致 CIV 有两个位置反馈传感器 ( 全关 位 和 非 全 关 位 )。CCU 监 控 CIV 的 位 置 反 馈 信 息， 当 CIV 的 进 口 压 力 小 于7psi( 标准为 15psi) 时，CIV 关闭，CCU 应 只 接 收 全 关 位 传 感 器 发 送 的 状 态 信 息。 如 果 非 全 关 位 传 感 器 的 状 态 参 数 也 被 CCU 错误采集并处理，就会造成 CCU 接收的反馈信息不一致。 U、FWC 及 ICU 的 软 件 版 本低 目前未升级飞机装机 CCU 件号为3959A0000 K05，FWC 软 件 为 H2F5， ICU 件号 为 367-359-004，三者由于软 件处理能力的限制，会造成数据处理的 偏差和滞后，使 处理信息有误，从而造成故障/维护信息的出现。
3.高度在12192 m (40000.73 ft.)以上，氧气 浓度在第二点的标准下呈曲线关系；
ATA47惰性气体系统概述
FTIS主要有2个子系统组成
1、CSAS （Conditioned Service Air System伺服环控系统）
2、IGGS（Inert Gas Generation System 惰性气体发生系统）
ATA47惰性气体发生系统描述
ASM将分离出的富氧气体排出机外，而富氮气体在 氧气传感器、压力传感器的监控下，双通流量关断活门（ DFSOV）以及弹簧加载的单向蝶形活门（DFCV）进入油 箱，其氧气含量 已经满足要求，从而使油箱防爆。
双通流量关断活门的作用是：通过调节活门开度来调 节在飞机爬升、进近、下降三个不同 状态下进入油箱的 氮气流量，以保证油箱内部氧气含氧量在可控防爆水平。
ATA47惰性气体系统概述
目的：设计该系统的主要目的是为了除去 空气中的臭氧，因为臭氧会对ASM（空气 分离模块）里面的纤维造成损坏。其次将 热空气引气降低温度至60摄氏度左右满足 IGGS系统的工作的温度和压力要求； CSAS系统只工作在飞机飞行期间，在地面 上不工作。CSAS计算机是控制该系统的主 要计算机；该计算机通过控制活门，感受 温度和压力来提供需要的空气流量到惰性 气体发生系统。
一般来说，在飞行高度和气体的温度压力参数保持一定情况下，通过控制DFSOV的的 气流量大，则氮气内含氧量就大，油箱中氧气比例就高，反之亦然。在飞机下降阶段， 由于外界压力增大，必须增加气流量以保持油箱的内外平衡。油箱内含氧量也会偏高。
一般来说有三种控制模式： A.低流量模式 在爬升和巡航阶段，运用此模式，在这种模式下，低流量通路打开，中流量通路关闭， 流入的氮气量到最小，其中含氧量也逐步降低到最小量。 B.高流量模式 在下降或者进近阶段，中流量通路打开，关闭低流量通道，流入氮气量保持最大，直 至氧气含量到达高度标准。 C.中流量模式 这种模式是在最终进近过程中用，首先确定好最终垂直速度和高度后，保持中流量通 路打开，低流量关闭，但该水平低于最大供气量，处于一种中间状态。
ATA47惰性气体发生系统描述
解决方法： 1）参考 TSMTASK 21-58-00-810-802-A 进 行 引 气 测 试， 并 视 情 按 MEL 进行 10+10 天的故障保留。 2） 视 情 更 换 序 号 (S/N) 大 于 300 的 CIV。新生产的 CIV 解 决了内部因封 严造成的内漏问题，从而解决了压差比 较监控失 效的问题。 3） 建 议 在 关 闭 第 一 台 发 动 机 时， 打开 APU 引气，在一 定程度上确保压力 调节活门接到关闭指令，避免 CIV 失效。 4） 建议将 CCU 从 P/N ：3959A0000K05 升 级 到 3959A0000K06，ICU 从367-359 -004 升 级 到 367-359-005， 将 FWC 软件升级为 H2F6，这些措施在 一定程度上可有效解决 由于版本原因造 成的参数监控反馈不一致的问题。
ATA47惰性气体发生系统描述
ATA47惰性气体发生系统描述
FTIS 系统常见故障：
在 日 常 运 行 过 程 中， 有 时 会 遇 到 “CSAS ISOL VALVE (111HW)” 故 障 信 息以及“FUEL INERT”状态维护信息， ASM PERFORMANCE DEGRADED故障 信息，CSAS PRESS SNSR (117HW)、CRITICAL OVTEMP，CSAS ISOL VLV (111HW)，BYP VLV (113HW)故障信息 ；故障信息会锁定 FTIS。造成该故障的主要 原因可能是：CCU、CIV(CSAS ISOLATION VALVE) 和 FWC。
IGGS系统原理图
ATA47惰性气体发生系统描述
A. IGGS系统基本原理：
当满足条 件 的 气 体 通 过 IGGS 的单向活门,经 D-ULPA 气 滤、温度传感 器、 压力传感器后，将除去粉尘及悬浮颗粒后 适 宜 温 度(54 ℃)和 压 力(15 psi)的 清洁空气送入 IGGS 的核 心部件空气分离模块(ASM)。 ASM工作原理：
TCM控制温度大致在60摄氏度； TCM包括： 一个CSAS热交换器； 一个旁通活门； 一个温度传感器； 一个压力传感器
CSAS热交换器的主要目的是为了降低热引气的温度； 旁通活门作用主要是调节下游的出口温度，在一个合适的范围；由一个作 动筒作动的步进马达组成，蝶形阀控制打开和关闭位。 CSAS计算机根据IGGS系统的需求，控制隔离活门的进气量。
ATA47惰性气体系统概述
FTIS（燃油箱惰性气体系统）：
途径：1.FTIS在油箱的油面上部空间引入 惰性气体。2.减少油箱的可燃性气体的含量 使之到一个安全的水平。 目的：FTIS提供保护以减少中央油箱着火 和爆炸的危险。 Inert指不可燃，ullage space 指油箱的油面 上部空间。
ATA47惰性气体系统概述
油箱含氧量与不可燃状态的关系：
1.当飞机海平面高度在3048m(10000.18 ft.) 的高度时，氧气浓度低于12%时才能保持不 可燃状态；
2.飞机高度在3048 m (10000.18 ft.)—— 12192 m (40000.73 ft.)，氧气浓度的比重可 以允许从12%上升到14.5%以下，并呈现线 性关系；
短停一般有该系统相关维护信息，可以通过W/B BITE模式进行测试， 大部分情况下都能测试通过。
ATA47惰性气体发生系统描述
2.控制
机组不操控FITS系统，在飞行中是自动启动的。 FITS系统只有在不满足操作限制或者系统操作故障时候才会停止工作。 CCU和ICU互相独立又相互交互，两者之一检测到不正常，都会停止工作。 ICU有数字和模拟通道。 数字通道控制系统运行和停止功能。温度限制如下： IGGS温度大于66摄氏度并且小于75摄氏度，在此条件下，如果IGGS处于高 流量状态下，一分钟后转为中流量，并小于85摄氏度时，系统运行两分钟后停止； 当温度在85摄氏度时，压力门槛值是60psi; 模拟通道，在温度瞬间达到90摄氏度时，给与一个独立关断。 只能在地面上才能重启数字和模拟通道，数字通道重启通过一个互交BITE, 模拟通道需要在重新供电情况才能重启。 ICU控制和监控IGGS，有BITE功能，并监控整个系统的健康状况。
ATA47惰性气体发生系统描述
B、操作，控制和指示 1.操作限制 除了地面维护工作之外，FTIS基本在地面基本不工作。 在地面维护工作中有两种互交BITE模式： 无引气互交模式； 从APU和地面气源车引气的互交模式，并且满足PACK1打开，
PACK2关闭；
飞行过程中FITS自动发生，当从CSAS接受到一个GO的指令信号。 一般我们可以通过MCDU的空调和惰性气体章节进入进行BITE测试。
CSAS给IGGS提供正常温度、压力和流量 的空气流，以保证IGGS中ASM的效率。 IGGS从空气流中清除氧气，并且产生富氮 空气Nitrogen Enriched Air (NEA) 和富氧空 气Oxygen Enriched Air (OEA) 。
ATA47惰性气体系统概述
CSAS系统介绍： 该系统主要在21章的AMM21-58-00;系统原理图如下：
ATA47惰性气体发生系统描述
通过DFSOV（双流量关断活门）调节的流量操作模式： 设计目的：1.提供低氧浓度氮气；2.提供足够增压空气，以保证油箱内外的压力平衡。 为了解决飞机 在爬升和下降阶段不同的引气量及浓度 需 求 的 问 题，A320 飞 机 惰 化 系 统 通 过 DFSOV 活门调节双通流量控制模式。
ATA47惰性气体系统概述
工作原理：
CSAS系统将热引气通过一个隔离活门，再进入一个臭氧转化炉。该隔离 活门控制整个系统的空气流量； 当没有引气压力和断电时候，CSAS隔离活门自动关闭，该系统不工作。 从臭氧转化炉流出来的空气通过一个管道，到一个温度控制模块（TCM)， 该模块位于空气热交换器进口处；
其中的双超气滤有热绝缘层，能保证进入ASM的气流 温度大于54摄氏度。
IGGS ICU通过控制隔离活门的电磁阀来控制隔离活 门，当隔离活门在进口压力低于15psi,或者进口温度大于 85摄氏度时，关闭隔离活门。双通流量关断活门也会在上 述条件下关闭。
ATA47惰性气体系统概述
温度传感器和压力传感器用于监控进入ASM的空气的温度和压 力，并将信号传递给IGGS ICU。
圆筒形，其内由上千根直径很小的聚苯醚中空纤维透膜管组 成， 经过净化、压力调节和温度调节的空气流过纤维透膜管路， 利用氧气和氮气在 膜中的溶解度和扩散度系数的差别，在纤维 透膜管两侧压力差的作用下，使氧气和氮气在纤维透膜中的渗 透率产生差异，由于氮气的渗透率相对于氧气较高，故其优先 于氧气透过渗透膜并在膜外聚集，从而达到氧气和氮气分离的 目的。
大背景：
近 20 年来，全球范围内接连发生由于油箱 燃油蒸气过高造成的油箱爆燃事故。为此 FAA 通 过 25-981条款及SFAR 88，明确提出 了针对该领域的适航要求及系统安装标准。 同时，FAA、EASA 分别拟定于 2014 年12 月和2019年9月后，在其管辖范围内的 50% 运行的飞机上安装油箱惰性气体系统 （FTIS）。
ASM下游的氧气传感器，主要作用是测量经过ASM分离出来的 氮气流中的氧气含量，并将数据传递给ICU，用于监控 ASM和 FITS的性能状况。该传感器还能检测氮气压力用于帮助了解运 行情况。
一个零渗漏的单向活门组件位于燃油箱上部蒙皮，防止燃油从 燃油箱倒流进入IGGS。单向活门组件还有一个In-Tank套管
ATA47惰性气体发生系统描述
C.指示： 在巡航阶段，通过比对输入参数，与Gross-Failure Detection LookupTables表比较，ICU监控一次IGGS的健康状况，从而监控ASM是否故障。 如果ASM故障3次，ICU将故障信息传递给CCU，CCU产生故障警告并将它 传递给CFDIU，用于飞行结束后维护工作。
可能的原因： 1.CIV 压差监控失效 CCU 比 较 CIV 上、 下 游 管 路 内 的 压差变化，当压差变化为 0 时，则关闭 CIV。如 果 CIV 监控反馈功能失效，就 无法监控到打开的 CIV 压差变化，从而 导致 CCU 向 CIV 发送关闭指令。 2.CIV 位置监控反馈信息不一致 CIV 有两个位置反馈传感器 ( 全关 位 和 非 全 关 位 )。CCU 监 控 CIV 的 位 置 反 馈 信 息， 当 CIV 的 进 口 压 力 小 于7psi( 标准为 15psi) 时，CIV 关闭，CCU 应 只 接 收 全 关 位 传 感 器 发 送 的 状 态 信 息。 如 果 非 全 关 位 传 感 器 的 状 态 参 数 也 被 CCU 错误采集并处理，就会造成 CCU 接收的反馈信息不一致。 U、FWC 及 ICU 的 软 件 版 本低 目前未升级飞机装机 CCU 件号为3959A0000 K05，FWC 软 件 为 H2F5， ICU 件号 为 367-359-004，三者由于软 件处理能力的限制，会造成数据处理的 偏差和滞后，使 处理信息有误，从而造成故障/维护信息的出现。
3.高度在12192 m (40000.73 ft.)以上，氧气 浓度在第二点的标准下呈曲线关系；
ATA47惰性气体系统概述
FTIS主要有2个子系统组成
1、CSAS （Conditioned Service Air System伺服环控系统）
2、IGGS（Inert Gas Generation System 惰性气体发生系统）
ATA47惰性气体发生系统描述
ASM将分离出的富氧气体排出机外，而富氮气体在 氧气传感器、压力传感器的监控下，双通流量关断活门（ DFSOV）以及弹簧加载的单向蝶形活门（DFCV）进入油 箱，其氧气含量 已经满足要求，从而使油箱防爆。
双通流量关断活门的作用是：通过调节活门开度来调 节在飞机爬升、进近、下降三个不同 状态下进入油箱的 氮气流量，以保证油箱内部氧气含氧量在可控防爆水平。
ATA47惰性气体系统概述
目的：设计该系统的主要目的是为了除去 空气中的臭氧，因为臭氧会对ASM（空气 分离模块）里面的纤维造成损坏。其次将 热空气引气降低温度至60摄氏度左右满足 IGGS系统的工作的温度和压力要求； CSAS系统只工作在飞机飞行期间，在地面 上不工作。CSAS计算机是控制该系统的主 要计算机；该计算机通过控制活门，感受 温度和压力来提供需要的空气流量到惰性 气体发生系统。
一般来说，在飞行高度和气体的温度压力参数保持一定情况下，通过控制DFSOV的的 气流量大，则氮气内含氧量就大，油箱中氧气比例就高，反之亦然。在飞机下降阶段， 由于外界压力增大，必须增加气流量以保持油箱的内外平衡。油箱内含氧量也会偏高。
一般来说有三种控制模式： A.低流量模式 在爬升和巡航阶段，运用此模式，在这种模式下，低流量通路打开，中流量通路关闭， 流入的氮气量到最小，其中含氧量也逐步降低到最小量。 B.高流量模式 在下降或者进近阶段，中流量通路打开，关闭低流量通道，流入氮气量保持最大，直 至氧气含量到达高度标准。 C.中流量模式 这种模式是在最终进近过程中用，首先确定好最终垂直速度和高度后，保持中流量通 路打开，低流量关闭，但该水平低于最大供气量，处于一种中间状态。
ATA47惰性气体发生系统描述
解决方法： 1）参考 TSMTASK 21-58-00-810-802-A 进 行 引 气 测 试， 并 视 情 按 MEL 进行 10+10 天的故障保留。 2） 视 情 更 换 序 号 (S/N) 大 于 300 的 CIV。新生产的 CIV 解 决了内部因封 严造成的内漏问题，从而解决了压差比 较监控失 效的问题。 3） 建 议 在 关 闭 第 一 台 发 动 机 时， 打开 APU 引气，在一 定程度上确保压力 调节活门接到关闭指令，避免 CIV 失效。 4） 建议将 CCU 从 P/N ：3959A0000K05 升 级 到 3959A0000K06，ICU 从367-359 -004 升 级 到 367-359-005， 将 FWC 软件升级为 H2F6，这些措施在 一定程度上可有效解决 由于版本原因造 成的参数监控反馈不一致的问题。
ATA47惰性气体发生系统描述
ATA47惰性气体发生系统描述
FTIS 系统常见故障：
在 日 常 运 行 过 程 中， 有 时 会 遇 到 “CSAS ISOL VALVE (111HW)” 故 障 信 息以及“FUEL INERT”状态维护信息， ASM PERFORMANCE DEGRADED故障 信息，CSAS PRESS SNSR (117HW)、CRITICAL OVTEMP，CSAS ISOL VLV (111HW)，BYP VLV (113HW)故障信息 ；故障信息会锁定 FTIS。造成该故障的主要 原因可能是：CCU、CIV(CSAS ISOLATION VALVE) 和 FWC。
IGGS系统原理图
ATA47惰性气体发生系统描述
A. IGGS系统基本原理：
当满足条 件 的 气 体 通 过 IGGS 的单向活门,经 D-ULPA 气 滤、温度传感 器、 压力传感器后，将除去粉尘及悬浮颗粒后 适 宜 温 度(54 ℃)和 压 力(15 psi)的 清洁空气送入 IGGS 的核 心部件空气分离模块(ASM)。 ASM工作原理：
TCM控制温度大致在60摄氏度； TCM包括： 一个CSAS热交换器； 一个旁通活门； 一个温度传感器； 一个压力传感器
CSAS热交换器的主要目的是为了降低热引气的温度； 旁通活门作用主要是调节下游的出口温度，在一个合适的范围；由一个作 动筒作动的步进马达组成，蝶形阀控制打开和关闭位。 CSAS计算机根据IGGS系统的需求，控制隔离活门的进气量。
ATA47惰性气体系统概述
FTIS（燃油箱惰性气体系统）：
途径：1.FTIS在油箱的油面上部空间引入 惰性气体。2.减少油箱的可燃性气体的含量 使之到一个安全的水平。 目的：FTIS提供保护以减少中央油箱着火 和爆炸的危险。 Inert指不可燃，ullage space 指油箱的油面 上部空间。
ATA47惰性气体系统概述
油箱含氧量与不可燃状态的关系：
1.当飞机海平面高度在3048m(10000.18 ft.) 的高度时，氧气浓度低于12%时才能保持不 可燃状态；
2.飞机高度在3048 m (10000.18 ft.)—— 12192 m (40000.73 ft.)，氧气浓度的比重可 以允许从12%上升到14.5%以下，并呈现线 性关系；
短停一般有该系统相关维护信息，可以通过W/B BITE模式进行测试， 大部分情况下都能测试通过。
ATA47惰性气体发生系统描述
2.控制
机组不操控FITS系统，在飞行中是自动启动的。 FITS系统只有在不满足操作限制或者系统操作故障时候才会停止工作。 CCU和ICU互相独立又相互交互，两者之一检测到不正常，都会停止工作。 ICU有数字和模拟通道。 数字通道控制系统运行和停止功能。温度限制如下： IGGS温度大于66摄氏度并且小于75摄氏度，在此条件下，如果IGGS处于高 流量状态下，一分钟后转为中流量，并小于85摄氏度时，系统运行两分钟后停止； 当温度在85摄氏度时，压力门槛值是60psi; 模拟通道，在温度瞬间达到90摄氏度时，给与一个独立关断。 只能在地面上才能重启数字和模拟通道，数字通道重启通过一个互交BITE, 模拟通道需要在重新供电情况才能重启。 ICU控制和监控IGGS，有BITE功能，并监控整个系统的健康状况。
ATA47惰性气体发生系统描述
B、操作，控制和指示 1.操作限制 除了地面维护工作之外，FTIS基本在地面基本不工作。 在地面维护工作中有两种互交BITE模式： 无引气互交模式； 从APU和地面气源车引气的互交模式，并且满足PACK1打开，
PACK2关闭；
飞行过程中FITS自动发生，当从CSAS接受到一个GO的指令信号。 一般我们可以通过MCDU的空调和惰性气体章节进入进行BITE测试。
CSAS给IGGS提供正常温度、压力和流量 的空气流，以保证IGGS中ASM的效率。 IGGS从空气流中清除氧气，并且产生富氮 空气Nitrogen Enriched Air (NEA) 和富氧空 气Oxygen Enriched Air (OEA) 。
ATA47惰性气体系统概述
CSAS系统介绍： 该系统主要在21章的AMM21-58-00;系统原理图如下：
ATA47惰性气体发生系统描述
通过DFSOV（双流量关断活门）调节的流量操作模式： 设计目的：1.提供低氧浓度氮气；2.提供足够增压空气，以保证油箱内外的压力平衡。 为了解决飞机 在爬升和下降阶段不同的引气量及浓度 需 求 的 问 题，A320 飞 机 惰 化 系 统 通 过 DFSOV 活门调节双通流量控制模式。
ATA47惰性气体系统概述
工作原理：
CSAS系统将热引气通过一个隔离活门，再进入一个臭氧转化炉。该隔离 活门控制整个系统的空气流量； 当没有引气压力和断电时候，CSAS隔离活门自动关闭，该系统不工作。 从臭氧转化炉流出来的空气通过一个管道，到一个温度控制模块（TCM)， 该模块位于空气热交换器进口处；
其中的双超气滤有热绝缘层，能保证进入ASM的气流 温度大于54摄氏度。
IGGS ICU通过控制隔离活门的电磁阀来控制隔离活 门，当隔离活门在进口压力低于15psi,或者进口温度大于 85摄氏度时，关闭隔离活门。双通流量关断活门也会在上 述条件下关闭。
ATA47惰性气体系统概述
温度传感器和压力传感器用于监控进入ASM的空气的温度和压 力，并将信号传递给IGGS ICU。
圆筒形，其内由上千根直径很小的聚苯醚中空纤维透膜管组 成， 经过净化、压力调节和温度调节的空气流过纤维透膜管路， 利用氧气和氮气在 膜中的溶解度和扩散度系数的差别，在纤维 透膜管两侧压力差的作用下，使氧气和氮气在纤维透膜中的渗 透率产生差异，由于氮气的渗透率相对于氧气较高，故其优先 于氧气透过渗透膜并在膜外聚集，从而达到氧气和氮气分离的 目的。