环球800空难分析-适航设计

飞行器适航基础
环球800空难分析
学院名称：航空科学与工程学院专业名称：飞行器设计与工程学号：
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摘要：
本文以波音747的油箱设计不当为研究对象，分析环球800客机油箱爆炸发生的原因及相关处理过程，并分析基于该问题所衍生出来的相关适航指令、适航标准。

该事故促使FAA关注燃油箱安全问题，先后颁发了特殊联邦航空规章(SFAR88)、修正案25-102和修正案25-125以及与之相对应的咨询通告(AC 25.981-1B，AC 25.981-1C，AC25.981-2，AC 25.981-2A)，强制要求在飞机燃油箱内采取有效措施减少燃油箱点火源，降低可燃蒸汽浓度，减少运输类飞机的燃油箱可燃性，以增加燃油箱安全。

在上述分析的基础上，提出在进一步的设计中针对该方面的问题应该采取一些相应的措施，以达到减少未来民航客机油箱的安全隐患，提高飞机的运营安全性，减少事件和事故的发生。

另外，经过波音公司的研发，经此事故后，美国联邦航空局要求大飞机需要在中央油缸加入惰化系统。

我国的大飞机项目目前在研制中，如何合理设计油箱，保证安全性也是我国相关研究人员需要重点关注的对象。

关键词：环球800，适航条例，FAA，NTSB，油箱
目录
一、事件过程 (1)
二、事故调查 (2)
1，波音747系列油箱配置 (2)
2，油量的运作方式 (2)
3，燃油引燃条件 (2)
4，分析研究过程 (3)
5，结论 (4)
三、针对性适航条例分析 (5)
3.1，名词解释 (5)
3.2，飞机燃油箱防爆适航要求 (5)
3.2.1 燃油箱防爆适航要求的发展过程 (5)
3.2.2 修正案25-102 (6)
3.2.3 修正案25-125 (6)
四、进一步采取的设计措施 (8)
4.1，点火源防护 (8)
4.1.1 导致可燃蒸汽被点燃的主要现象 (8)
4.1.2 点火源防护设计措施 (9)
4.2，可燃性暴露因素 (9)
4.2.1 燃油箱可燃性暴露的影响因素 (9)
4.2.2 燃油箱可燃性限制措施 (10)
4.2.3 燃油箱可燃性暴露分析方法 (10)
五、总结 (11)
参考文献 (12)
一、事件过程
环球航空800号班机（TWA800），于1996年7月17日，从纽约肯尼迪国际机场起飞，预定抵达巴黎戴高乐机场。

班机是环球航空的波音747-100型，飞机编号N93119，搭载212名乘客及18名机组人员。

不过起飞后不久便在纽约长岛上空附近爆炸，造成机上全部人员罹难。

800号班机原计划于19时起飞前往巴黎，但由于一名乘客被误认为行李已经登机，而人却未登机；于是起飞时间被迫延迟了整整1个小时，后来才核实该乘客已经登机。

最后班机于20时02分才离开机场第五航站楼27号门。

20时19分，飞机滑行到22R跑道。

经过一段爬升后，不久后飞机已经到达巡航高度。

20时30分，机组人员进行了最后一次无线电通话，机组人员得到波士顿航空交通控制中心的允许，爬升至15000英尺（4,572米）。

20时31分12秒，班机的应答机最后一次返回信息到雷达上。

38秒后，在同一空域飞行的东风航空507号班机（波音737客机）上的驾驶员目睹了事发的整个过程；飞机爆炸后，800号班机同时从航管中心的雷达屏幕上消失。

东风航空的驾驶员向航管中心汇报了这一情况（东风航空班机驾驶员与塔台的录音），他是第一个报告飞机坠毁的人；同时，航管中心试图用无线电与班机联络，但没有任何回应。

事发时，飞机正飞至纽约长岛上空，航管员允许TWA800爬升至更高的高度以避让其他飞机；中央油箱突然发生爆炸，接着飞机的机头部分（驾驶舱以及部分客舱）从高空脱离，导致飞机失去控制，剩下飞机的中央和机尾部分由于惯性，且引擎仍在运转，剩余部分仍在半空，约30秒后，飞机失去动力，开始下坠，突然左翼部份再次发生爆炸，最后飞机变成碎片，坠毁于大西洋。

在爆炸点下方数千尺，空军国民兵一架直升机正好在进行练习，他们也目睹了这个事故，由于着火的碎片从他们周围落下。

他们唯有离开以防螺旋翼被打中，待碎片减小后，他们立即返回现场。

事发后，海岸防卫队、空军国民兵等马上赶往事发地点，但是机上无人生还。

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二、事故调查
1，波音747系列油箱配置
波音747系列飞机配有四具发动机，每具发动机推力5万余磅，因此在设计上每具发动机有其专属的油箱，油箱编号由机头朝前方向自左至右分别为一号、二号、中油箱、三号及四号主油箱，747-400系列与100～300系列不同之处在于取消了一号及四号备用油箱，并增加了水平尾配重油箱，不过主油箱配油运作的基本概念不变。

2，油量的运作方式
由于飞机的升力来自于飞机的主翼，因此为避免主翼于大荷重起飞时受力过大而产生超负荷的型变，导致金属疲劳及升力减低。

因此，航机加油时，尽可能的将油量往翼尖放，燃油重量平摊在双翼之中增加机翼的重量，待机翼油箱装满时，多余的油料才会装在中油箱里，举例来说：假设一、四号油箱满油量各是2万磅，二、三号油箱满油量各是5万磅、备用油箱满油量各是7000磅，中油箱满油量是10万磅，反之亦然，油料也自中油箱优先使用。

3，燃油引燃条件
NTSB于事发后1年（1997/ 7）以一架借自美国长青航空（Evergreen Airlines）的747-100进行实验，显示当模拟TWA800状况条件下，油箱中的油气为可燃状态。

根据NTSB的乔‧寇力（Joe Kolly）博士以50加仑的Jet-A残油，用空调包的正常运作热度于起飞前在机坪加热中油箱三小时后发现，中油箱内的油气温度可以达到114℉（45.5℃-可燃），而若是飞机位于13800呎高度时，Jet-A油气的闪点为96℉（35.5℃）。

而根据一份FAA更精确的报告指出，燃油气体的可燃温度随着油品种类、油箱内气压以及油箱内溶氧浓度（自液态油品中因震动及压力变化而释放至油气中的氧气）而有所不同。

以使用最普遍的Jet A为例，于海平面高度时，当环境温度低于100℉时，油气处于过贫状态，而若是高于175℉则为过富。

另外，根据加州理工学院以四分之一（25%）缩尺模型油箱模拟的实验结果而言，该油箱内油气可以用0.5至500微焦耳引燃（相较冬天人们穿着毛衣时，
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指尖接触到门把时所放出的静电能约为1-10微焦耳）。

种种研究都证明油箱内的油气在相当多的情况之下都是可燃的。

基本上747中油箱结构所能承受的压力极限为25psi，然而当油气爆炸时会产生39-42psi的压力，结构因而瓦解。

当时证据显示，TWA800事件中，第一块掉落出来的东西是来自于中油箱内，假想的情形是：油气爆炸，炸断了主翼梁，断裂的主翼梁往前冲，撞击到前翼梁留下了许多不可磨灭的“吻痕”，爆炸的气体及碎片持续向前冲，在前段机身下侧穿出了个大洞，机身结构因破损而承受不住机头的重量而崩解，当机头段脱离机身下坠时，机身失去机首重量的平衡而持续上飘直到失速。

4，分析研究过程
1，调查人员把近一百万个碎片组合；
2，发现最初的断裂，都是来源于某个区域，他就是位于机身的前翼梁前方，靠近飞机的底部；
3，调查人员找出飞机的解体方式是从飞机的下方的断裂向下扩散将整个机腹扭落，机身底部脱落后，又沿着巨无霸喷气机的两侧向上延伸
断裂汇合后，机鼻脱离；
4，调查人员认为：中央油箱发生了爆炸；
5，爆炸的撞击导致断裂，让加强版弯曲受损，前翼梁因此开始断裂，导致机身断裂；
6，调查人员检查甘西迪机场的加油记录；
7，NTSB和联邦航空总署的科学家展开了一项大胆的实验重演环航800的遭遇，发现高温使得油箱达到易爆点；
8，调查员调查了飞行中油箱爆炸的许多案例，和数十个可能的火源；
9，调查人员排除了很多可能的火源后，发现嫌疑的就是油量指示系统的配线；
10，检查油箱外部的油量侦测器电线；
11，调查人员判定老旧747上残破的电线可能导致高压电流短接到油箱电箱，电流可能进入油箱，导致短路，短路产生的火花，引燃燃料
蒸汽；
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12，油箱爆炸导致环航800的解体，爆炸是有短路产生的火花造成的，但他们没有证据，开始调查黑匣子；
13，调查人员发现，在录音结束前，出现了两处短暂的停顿，每个停顿只有2微妙长，但却是记录电力中断的证据。

5，结论
空难前两分半钟，环航800 起飞，空调在延误起飞期间不断运作，同时把中央翼油箱的喷射燃油加热到燃点。

油箱内装了50立方公尺的高爆燃料空气混合物。

这架波音747飞机成了一个飞行炸弹，在空难前44秒，爬升到一万五千尺，受损的配线让高压电流接到中央翼油箱外侧的电线，并向下传输到油箱内。

电流传输到电线外露处时，便跨接到另一个金属表面，形成短路。

短路产生的火花，引燃了燃料和空气的混合物。

由此产生爆炸。

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三、针对性适航条例分析
该事故促使FAA关注燃油箱安全问题，先后颁发了特殊联邦航空规章(SFAR88)、修正案25-102和修正案25-125以及与之相对应的咨询通告(AC 25.981-1B，AC 25.981-1C，AC25.981-2，AC 25.981-2A)，强制要求在飞机燃油箱内采取有效措施减少燃油箱点火源，降低可燃蒸汽浓度，减少运输类飞机的燃油箱可燃性，以增加燃油箱安全。

此外，经过波音公司的研发，经此事故后，美国联邦航空局要求大飞机需要在中央油缸加入惰化系统（向油箱充入氮气）。

3.1，名词解释
(1) 等效传统不加热铝机翼油箱：是指亚音速飞机半硬壳式不受热铝机翼内的整体油箱。

(2) 主油箱：直接给一台或几台发动机供油的燃油箱，并且它在每次飞行中必须持续保存所需的燃油量。

(3) 可燃性暴露评估时间：是指飞机从准备起飞开始，经过飞行和着陆，直到所有货物被卸完，乘客和机组人员都已离开的时间。

(4) 机队平均可燃暴露水平：在修正案25-125附录N中定义。

表示某种类型飞机机队在各种飞行距离、各种环境条件和燃油性能条件下飞行时，其燃油箱空余部分是可燃的时间与可燃性暴露评估时间的百分比。

(5) FRM：即Flammability Reduction Method，意思是可燃性减少方法。

(6) IMM：即Ignition Mitigation Mean，意为减轻点燃影响措施。

3.2，飞机燃油箱防爆适航要求
3.2.1 燃油箱防爆适航要求的发展过程
自从1996年波音747飞机由于燃油箱爆炸失事后，FAA针对燃油箱安全开展了大量调查和研究，于2001年6月6日发布生效了修正案25-102 和14 CFR21部SFAR88(注：14 CFR即为美国航空规章)，其中修正案25-102为新型号飞机的初始适航要求，SFAR88是持续适航要求，它是针对在役和在审飞机（载客30人/商载7500磅以上）的追溯，它要求对在役和在审飞机进行设计更改，消除并评估已发
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现的潜在点火源。

在修正案25-102生效实行后，大量实际经验证明不可预测的失效及维修差错仍然继续产生意想不到的点火源，FAA得出结论：不可能完全消除所有潜在点火源。

同时，由于降低燃油箱可燃性措施FRM（如机载燃油箱惰性化系统）研究取得突破，设计和改装成本大幅下降，FAA于2008年月19日发布了关于燃油箱可燃性的最终规章(Final Rule)[1]，即修正案25-125和14 CFR 25部附录M、N以及修正案26-2，其中修正案25-125是对新型号飞机提出的初始适航要求，修正案26-2是对在役和在审飞机的持续适航要求。

3.2.2 修正案25-102
该修正案将14 CFR 25.981的名称由“燃油箱温度”更改为“燃油箱点燃防护”。

它要求以涡轮发动机为动力的运输类飞机以及这些飞机以后任何改型设计批准持有人，证明燃油箱系统的设计排除了飞机燃油箱内点火源的存在。

该规章还要求形成维修和检查文件并加以执行，以保证燃油箱系统的安全性。

该规章还要求演示验证在失效状态下燃油箱内不可能存在点火源；并要求制定点火源防护相关的适航限制项目、CDCCL，以确保点火源的防护的持续适航；它初步提出了对燃油箱可燃环境的控制要求，规定在燃油箱内必须具有最小化可燃蒸汽形成的措施（FRM）或者降低可燃蒸汽点燃影响（IMM）的措施。

3.2.3 修正案25-125
该修正案在修正案25-102的基础上要求强化对燃油箱可燃环境的控制，以降低燃油箱可燃性，并明确提出用燃油箱机队平均可燃暴露水平作为燃油箱可燃性量化指标。

修正案25-125的主要内容是：
(a) 保留了原修正案25-102中(a)条关于点火源的要求，要求燃油箱系统的设计排除了燃油箱内点火源的存在，并要求验证在失效状态下不会产生点火源。

(b) 对主油箱、除主油箱之外有任何部分位于机身的油箱的机队平均可燃暴露水平作出如下具体规定和要求：
(1) 主油箱：≤ 3%，或与等效的传统无加热铝机翼油箱相当；
(2) 除主油箱之外且有任何部分位于机身的油箱，按附录M要求。

(3) 规定确定燃油箱机队平均可燃性暴露水平时，必须按照附录N 和《燃油
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箱可燃性评估方法用户手册》[2]中定义的、FAA开发的Monte Carlo分析程序[3]进行。

(c) 如果采用“减轻点燃影响措施”(IMM)并有效保证飞机继续安全飞行和着陆，则可替代对燃油箱可燃暴露水平的要求。

(d) 必须制定FRM和IMM措施相关的关键设计构型控制限制(CDCCL)、检查和相关程序，并纳入持续适航文件(ICA)的适航限制部分(ALI)。

(e) 附录M[1]提出了对于“除主油箱之外位于机身的油箱”的机队平均可燃暴露水平的具体规定和要求，包括采用“降低可燃性措施”（FRM）的油箱的机队平均可燃性暴露水平需满足下列要求：
(1)≤ 3%，且其中FRM失效或不工作的机队平均可燃性暴露时间≤ 1.8%；
(2) 对于采用FRM的油箱，必须采用分析、地面试验和试飞验证表明FRM 措施有效性；
(3) 对于FRM措施，需要有可靠性指示，并且这些指示对于维修人员或机组人员具有充分的可达性，同时还必须具有维修危险的指示标牌；
(4) 在具有FRM措施的飞机服役最初5年内，每6个月向局方提交一份FRM可靠性评估报告；
(5) 确定FRM措施有关部件的检查和/或维护工作的适航限制，并纳入持续性适航文件中。

(f) 附录N对燃油箱机队平均可燃性暴露水平分析的要求、分析方法、所使用的参数和统计数据进行了规定和说明。

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四、进一步采取的设计措施
根据以上适航要求，对于新设计民用运输类飞机关于燃油箱防爆适航要求的符合性设计和分析主要应从以下两个方面进行。

4.1，点火源防护
4.1.1 导致可燃蒸汽被点燃的主要现象
在燃油箱内有四种主要现象能够导致可燃蒸汽点燃[4]：
(a) 电气火花（电压火花）和电弧（热火花），包括燃油系统静电；
(1) 彼此隔离的导体间在电气系统故障、闪电或其他电气条件下可能出现电压不同从而产生电气火花或电压火花；相互接触的导体、或者导体与发热材料接触时，接触点通过的电流如果超过接触点传送电流的能力时，它们之间就会产生电弧或电火花；
(2) 当燃油流过燃油软管、过滤器、加油喷嘴、或加油管时，在这些接触表面会产生静电荷；当燃油的电传导率大于50 PS/m时，静电荷将安全地消散到液面下燃油箱的壁面。

然而如果不加防静电剂，典型的JET A燃油的电传导率只有1-2 PS/m。

当燃油的电传导率太低时，燃油表面将集聚大量静电荷，这样燃油表面将会产生很高的电压。

一旦电压超过燃油上部空间油气混合物击穿电压时，电荷将通过这种介质释放到结构上，从而可能引发油气起火。

(b) 细丝加热；
把电能引入燃油箱的电气或电子系统，例如燃油测量系统，当它们的导线上的电流超过一定限制时，导线发热可能会点燃燃油，成为点火源。

(c) 摩擦火花；
泵的入口单向阀、螺母、螺钉、卡箍以及一些结构上的碎片可能会被吸入燃油泵，当燃油泵工作时，这些吸入物将会与叶片发生磨擦，从而产生火花。

(d)发热表面点燃或自燃；
当流体表面的温度高于燃油蒸汽自燃温度减去50 华氏度的温度值时，就会成为点火源。

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4.1.2 点火源防护设计措施
由于上述因素，点火源的防护设计必须考虑：
(a) 在正常工作和预期失效情况下，燃油箱内部或临近区域部件不应存在导致点燃燃油蒸汽：
(1) 油箱内部件最高表面温度≤AIT﹣50℉，AIT为燃油蒸汽的自燃温度；
(2) 电火花能量≤0.02mj、闪电导致电火花能量（瞬时）≤0.2mj；
(3) 燃油量测量系统安全电流≤10mA RMS（细丝加热Filament Heating）
(4) 部件试验和分析，需证明其满足下列标准的防爆安全要求：MIL-STD-810E, Method 511,Procedure I and II（机械部件）、RTCA DO-160D, Section 9（电子/电气设备）；
(5) 位于燃油箱临近区域的可燃液体泄露区，也应认为时刻存在可燃蒸汽，因此其部件和导线施工也应满足防爆安全要求。

(b) 潜在失效的模式、失效的组合设计必须考虑，在下列失效状态下也不能产生点火源：
(1)任一单点失效，而不管其发生的概率多小；
(2) 任一单点失效与任一未表明其发生概率为不大可能（extremely remote）的潜在失效的组合（“潜在+1”）；
(3)所有未表明其发生概率为极不可能（extremely improbable）的失效的组合；
(4) 应对包括类似机型服役情况、部件拆换/订件记录和可靠性数据、供应商产品使用故障情况等进行评估，确定所有可能的失效模式，包括磨损、老化等情况。

4.2，可燃性暴露因素
4.2.1 燃油箱可燃性暴露的影响因素
燃油箱的可燃性取决于两个方面的因素：燃油箱内氧气浓度和可燃蒸汽的形成。

控制燃油箱内的氧气浓度能够有效地减少燃油箱的可燃性暴露时间。

影响可燃蒸汽形成的主要因素有：燃油类型、燃油温度和能够增加燃油雾化可能性的设计特征。

(a) 燃油的晃荡、溅泼或雾化能够导致燃油箱内液面上方空间燃油分子浓度
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增加，从而显著增大可燃性暴露时间。

(b) 燃油的闪点越低，可燃蒸汽就能在越低的燃油温度下形成。

(c) 燃油温度升高能显著增加燃油箱内的可燃性蒸汽。

4.2.2 燃油箱可燃性限制措施
由于以上因素，对燃油箱可燃性进行限制措施包括：
(a) 使用高闪点燃油；
(b) 减少或杜绝减少或杜绝对燃油箱的热量传递，防止导致燃油温度升高；
(c) 采取降低燃油雾化和喷溅程度的设计特征，合理布置油箱内进油口和管路布置；
(d) 采用惰化系统（即FRM）对燃油箱内无油空间进行惰化，以降低燃油箱内氧气浓度。

从修正案25-125内容可知，FAA实质是在引导申请人通过采用FRM 措施表明满足降低可燃性的要求。

4.2.3 燃油箱可燃性暴露分析方法
为了表明上述措施对适航要求的符合性，需要对燃油箱的可燃性暴露进行分析。

FAA 提供了两种燃油箱可燃性暴露的分析方法：定性分析和定量分析[5]。

(a) 如果飞机油箱可以被等效为传统未加热铝机翼油箱，并且该油箱未使用FRM，采用定性分析的方法来说明飞机燃油箱的可燃性即可满足适航条例的要求。

(b) 飞机油箱均可以采用定量分析的方法即Monte Carlo分析方法来对燃油箱可燃性进行评估[6]，对于传统未加热铝机翼油箱以外的油箱和采用了FRM的油箱，必须通过定量分析的方法来证明其可燃性符合要求。

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五、总结
燃油箱防爆是适航当局关注的重点问题，为此，发布了大量的且十分复杂的适航要求以确保飞机的安全性。

本文对环球航空800航班的空难事故进行详细分析，并查阅大量资料文献，系统阐述了因为这次空难引起的适航认证管理等条例的改进，尤其是降低油箱爆炸的风险，并对FAA发布的关于燃油箱防爆的适航要求进行了全面分析研究，并且提出了民航飞机对于符合这些要求的设计思路和措施，期待未来客机不会再因为油箱问题而发生事故。

此外，希望我国正在研制的大飞机项目能够全面系统考虑油箱的设计，保证客机的安全性。

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参考文献
[1] 14 CFR Parts25、26、121 et al, Reduction of Fuel Tank Flammability in Transport Category Airplanes; Final Rule. Federal Aviation Administration, July 21, 2008. [2] DOT/FAA/AR-05/8, Fuel Tank Flammability Assessment Method User’s Manual. Federal Aviation Administration, May 2008.
[3] Fuel Tank Flammability Assessment Method (Monte Carlo Model) V ersion10, Federal Aviation Administration, June 28, 2007.
[4] AC25.981-1C, Fuel tank ignition source prevention guidelines. Federal Aviation Administration, Sep 19, 2008.
[5] AC25.981-2A, Fuel tank flammability reduction means. Federal Aviation Administration, Sep 19, 2008.
[6] 温文才. 飞机燃油箱可燃性评估方法研究. 民用飞机设计与研究, 2009.6.30.
[7]National Transportation Safety Board. In-flight Breakup Over The Atlantic Ocean, Trans World Airlines Flight 800, Boeing 747-131, N93119. 2000.
[8] 雷延生，王澍. 基于FAA适航要求的飞机燃油箱防爆技术研究.上海飞机设计研究院动力燃油系统设计研究部,2011.
[9] 毛文懿，李涛，贾洪. 运输类飞机适航标准CCAR25.963（d）条款要求和验证思路浅析. 中国商飞上海飞机设计研究院, 2013.3.
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