月18号审核版导师定

NanjingUniversityofAeronauticsandAstronauticsTheGraduateSchoolCollegeofAerospaceTheoreticalStudyoftheoxygenconcentrationonaircraftfuel controllingtechnologyAThesisMan-Machine&EnvironmentEngineeringAdvisedbyProf.LiuWeihuaSubmittedinPartialFulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofMasterof 飞机油箱燃烧是当前航空安全的主要问题之一，对飞机燃油系统开展防火抑爆设相关文献资料的基础上，本文按物理-化学组成、热物理-化学性质、可燃因素研究等内容系统R3R3R3R3燃油的（1R3燃油的可燃下限影响甚微，但对其可燃2）R3燃油的可燃上、下限均无影响，但它在一定程（3）RP3（4）R3燃油的最小氧浓度及油箱惰化时所需的最小氮气浓度。FAA结果的主要因素研究，并采用正交实验法对诸因素大小进行了分析和比较；与此同时，本文研究成果不仅具有填补国内研究空白的重大科学意义，而且具有满内飞机研制迫Aircraftfireandexplosionofthefuel capacityisanimportantfactorthatmustbeconsideredbythedesignoftheaircraftfuelsystem,andtheneedtolimitaircraftfuel fromtheignitionsource,flammablevaporconcentrationandtheoxygenconcentrationtostart.In2008,FAAproposedtoassessthefuelcombustibleexposuretime,thismethodfocusesontheassessmentoftheflammabilitylimitofthefueltemperatureandfuel,flammablefueltogaintheexposuretime.Thisarticleisbasedonthisapproachtostudy.Firstofall,fromthephysicalandchemicalaspectsofthegeneralphysicalandchemicalpropertiesaswellasthermalphysicalandchemicalproperties,suchasadetailedysisoftheperformancecharacteristicsoftheRP-3,comparedwithforeignphysicalpropertiesofJetAfuel,bothalthoughmanystudieshaveshownthatrelativelysimilarperformancecharacteristics,butstillcannotreplaceeachother.ThenthispaperbasedonthebasicphysicalandchemicalpropertiesoftheRP-3,qualitativeysisoftheimpactfactorsoftheRP-3flammablelimit,andthendiscussthecalculationmethod,calculatetheflammablelimitsweresubstitutedintothevariousphysicalpropertiesoftheRP-3JetAdcalculationmethod,thelongitudinalcomparativeysisofthedifferentcalculationmethodsofRP-3obtainedthecombustiblelimit,anditsrelationshipwiththeflammablelimitunderthedifferentcalculationmethodsofJetAtransversecomparativeysisfoundthatusingDagautthreecomponentmodelmaybedeterminedfortheRP-3fuelsubstitute,andthuscanbemoreaccurayobtainedRP-3ofthecombustiblelimit,andhasalargergapintheflammablelimitoftheflammablelimitwithJetA,JetAfurtherdescriptionisnotreplaceRP-3.Respectively,thetemperatureandpressure.RP-3flammablelimittheimpactofthesaturatedvaporpressure,ignitionenergy,oxygen,inertgasandotherfactors,anditsinfluenceofoxygenandnitrogenisattributedascombustibleFIGestablishedontheRP-3combustiblerelationshipdiagram,throughtheestablishedRP-3combustiblediagram,notonlycanbeobtainedatvariouspointsoffuelvapor,oxygenandnitrogencompositionratiocanalsobedeterminedbycombustibleFIGrequiredminimumnitrogencontentintheRP-flammablelimit,theminimumoxygenconcentrationandthe ExposuretimeMonteCarloprogrambasedonthephysicalpropertiesoftheRP-3fuel,flammableandcombustiblelimittheuseofFAAassessmentgivencombustible,andysisatmospherictemperature,Machnumber,the umflightdistanceoffuelrate,coefficientofrestitution,cruisingaltitude,thermaltimeconstantandbalancedtemperatureandotherfactorstheleveloftheimpactofvariousfactorsontheprincipleofcombustibleexposedtheimpactofthetime,whiletakingadvantageoftheorthogonalexperiment,andfinallygettheMachnumberandthebalancetemperaturedifferenceofcombustibletimeexposureassessmentresultsthegreatestimpact.Finally,anewturbopropregionalaircraftfuelcombustibleassessmentoftheexposuretime,andorthogonalmethodtoimprovetheassessmentresults.: inerting;flammability;flammablelimit;flammablediagram; 摘 目 图表注释 缩略 第一章绪 研究现 第二章国产RP-3燃油性能特征研 RP-3燃油物理-化学组 RP-3燃油的一般物-理化学性 分子 粘 RP-3燃油热物理化学性 燃烧 热 闪 点火 本章小 第三章国产航空燃油可燃性与可燃极限研 概 国产RP-3燃油可燃极限及影响因素研 RP-3燃油与JetA燃油物理组分的对 不同计算方法下，RP-3燃油与JetA燃油可燃极限的比 RP-3燃油可燃极限影响因素研 本章小 第四章油箱可燃性评估方法与影响因素分 概 小 第五章总结与展 总 展 参考文 攻读期间（录用）情 图表图1.1可燃区域随高度变化关 图1.2平衡状态下燃油溶解氧浓度随温度变化关 图1.320℃下空气和氧在燃油中的溶解度与压力的关 图1.4不同激励方式对溶解氧逸出速率的影 图2.1RP-3号燃油的馏程曲 图2.2RP-3燃油密度随温度变化关 图2.3RP-3燃油运动粘度随温度变化关 图2.4RP-3燃油表面张力随温度变化关 图2.5RP-3燃油气体溶解度随温度变化关 图2.6RP-3燃油气体溶解度随密度变化关 图2.7RP-3燃油气体溶解度随压力变化关 图2.8气液比为4时RP-3燃油蒸汽压随温度变化关 图2.9RP-3燃油气化潜热随温度变化关 图2.10RP-3燃油定压比热随温度变化关 图2.11导热系数随温度变化关 图3.1飞机燃油箱起火三角 图3.2飞机燃油箱起火关系 图3.3可燃蒸汽可燃上限和下限随温度变化的规 图3.4可燃蒸汽的可燃极限随压力的变 图3.5可燃蒸汽的含量对可燃混合物点火所需的火花能量的影 图3.6可燃蒸汽的可燃极限 图3.7空气中甲烷的可燃性极 图3.8JetA的可燃极 图3.9RP-3和JetA可燃极限对 图3.10不同压力下RP-3的可燃极限随温度的变化规 图3.11不同温度下RP-3的可燃极限随压力的变化规 图3.12饱和蒸汽压对RP-3可燃极限的影 图3.13点火能对RP-3可燃下限影 图3.14点火能对RP-3可燃上限影 图3.15氧气含量与可燃上限的关 图3.16氮气气含量与可燃上限的关 图3.17RP-3-氧-氮气混合气体的可燃 图3.18可燃图计 图4.1蒙特卡罗程 图4.2MonteCarlo模型中的影响因 图4.3环境大气压力随高度变 图4.4巡航高度与飞行时间的关 图4.5最大航程为4500海里的航段距离分 图4.6油箱载油率随时间变 图4.7时间常数τ随时间变 图4.8可燃时间随大气温度变 图4.9可燃时间随最大航程变 图4.10可燃时间随恢复系数变 图4.11可燃时间随马赫数变 图4.12地面可燃时间随油箱空时候时间常数变 图4.13地面可燃时间随油箱满时候时间常数变 图4.14地面时候可燃暴时间露随平衡温差变 图4.15可燃时间随时间常数变 图4.16可燃时间随平衡温差变 图4.17可燃时间随巡航高度变 图4.18可燃时间随引擎启动时间变 图4.19可燃时间随油箱满空时间变 图4.20可燃性时间与因素水平关系 图4.21影响因素主次关系 图4.22燃油温度与可燃极限随飞行包线变 图4.23热物理性质对燃油温度影 图4.24飞机数 图4.25飞行数 图4.26油箱使用 图4.27机身油箱数 图4.28油箱热数 图4.29可燃时间评估结 图4.30改进后的可燃时间评估结 表1.1燃油箱点燃防护适航规 表1.2最小模拟次数和对应可以接受的可燃性水 表2.1国产喷气牌号及用 表2.2RP-3平均沸 表2.3RP-3的氢含 表2.4RP-3的烃族组 表2.5RP-3的非烃族化合物组 表2.6RP-3的平均分子量取 表2.7RP-3的中溶解的气体的溶解 表2.8RP-3的燃烧热计算 表3.1我国各类航空燃油的闪点、适用标准及主要用 表3.2RP-3燃油与JetA燃油物理化学性 表3.3国产RP-3燃油和JetA燃油的可燃极限比较（按单一组分计算方法 表3.4JetA和RP-3的替代 表3.5燃油混合物可燃极限计算结 表4.1环境大气温度分 表4.2飞行前准备时间分 表4.3发动机数和飞行航距与爬升时间关 表4.4JetA燃油闪点分 表4.5可燃性时间试验的因素水平 表4.6可燃性时间试验方案结果 表4.7方差分析 表4.8RP-3和JetA的闪点取 表4.9常温常压下RP-3和JetA热物理性质对 表4.10时间常数和平衡温差取 表4.11改进后的可燃性时间试验方案结果 库恩系 273K，0.1MPaδA 库恩系 273K，0.1MPaδAHtβtLfB 中平均沸

可燃性气体完全燃烧时的化学 重量平均沸 混合气体的可燃极可燃气体在空气中完全燃烧的 平均分子

大气温 的折光系 地面温 巡航后半段大气温 燃油在指定温度和压力时的密 着陆地面温vTAP293K0.1MPa100% GSτSERλt0.1mpaKσ293K、0.1MPaFederalAviationFailureysisCentralConferenceofAmericanAmericanSocietyofTestingAdvisorySpecialFederalAviationFlammabilityReductionIgnitionMitigationSocietyofAutomotiveInternationalAirTransport第一章 研究背景及意性的影响大小排序，影响最大的为燃油系统，而燃油系统故障的最大又来自于燃油箱的燃烧和。因此，飞机燃油系统的防火防爆能力直接关系着飞机的生存能力、易损性以及飞行所谓燃烧和是指可燃物质与氧气发生剧烈的氧化反应，反应时还伴随着放热和发光效要抑制飞机燃油系统的燃烧与，提高飞机的安全性，无疑，可以从对点火源、可燃蒸特别是近年来，（FAA）已颁发了一系列的、咨询通报和适航规章[1-6]，强制要求在民用飞机燃油箱内采取有的效技术措施以降低点燃火源（SFAR88）、降低可燃蒸汽浓度（AC25.981-1A，AC25.981-1B，AC25.981-1C，AC25.981-2，AC25.981-2A）、减少运输类飞机的燃油箱可燃性（FAR25.981）。在上述适航规章的要求下，民机燃油箱设计和认证失效组合等原因不会引起点火源的产生等内容；而且也涉及到降低燃油箱可燃性措施（FRM-FlammabilityReductionMeans）或减轻燃油蒸汽点燃影响措施（IMM-IgnitionMitigation解度、密度、自燃温度等）与其易燃性能进行充分的研究，只有在真正了解和掌握客机所箱可燃性的真实评估，为客机的安全性提供技术保障。也就是说，燃油基本性能与易燃JP-4JetA航空燃油的[1,9,10，而物性及可燃极限的研究工作在此基础上将深入探讨FAA所飞机油箱可燃性评估方法，无疑，本文研究工作不仅具有填补国内研究空白的重大科学意义，而且具有满内飞机研究现为避免弹、雷电或火花点燃油箱内的可燃气体，发生燃烧、并破坏飞机结构，危及飞机和的安全，飞机设计中必须考虑采用有效的技术措施来减少燃油燃爆危害发生的概率，早期飞机设计采用的技术主要是针对燃油箱、油料进行预防性处理，如采用自封式油：经过大量的研究和试验，20世纪之后燃油箱安全设计的理念转变为针对燃油箱中可燃蒸汽、空气和潜在点火源进行预防性处理，即将燃油箱中空气进行惰性化，降低燃油箱内氧气浓度在因故障造成的点火源出现时仍能有效避免着火发生具体采用的惰化源有式液氮气体氮气、哈龙气体、空气分离氮气等113]。可能的点火源有：油箱结构紧固件连接处的闪电电弧、油箱内部件连接间隙处的静电火花、热源设备、油泵叶片摩擦造成火花等[3。：机燃油箱性事故的屡次发生以及惰化技术的成熟和成本的降低也促使FAA在2008燃油的易燃性研究现状众所周知，可燃蒸汽与空气按照特定比例混合以后才会发生燃烧或，而且该数量比例也不是一成不变的。研究表明，当混合物中可燃蒸气含量满足完全燃烧条件时，其燃烧反应最为剧烈。当可燃蒸气含量增大或减少时，火焰燃烧速度会相应地降低，且当可燃蒸气浓度低于或高于某一限值时，将不会发生燃烧或。因此，所谓的燃油易燃性研究，其实质就是依据燃烧学的基本原理，从物料平衡、燃烧反应、反应速度、热量产生、火焰等方面探讨燃油的可燃极限、数量比例及其变化规律。国外航空发达国家已对其民机所使用燃油的易燃性进行了大量的实验研究工作[9]基于燃烧学原理的理论分析和计算则鲜有。基于实用化原则，国外学者已通过对实验数据的整理和分析，给出了依据燃油闪点的可燃极限随闪点和飞行高度的变化关系[15]。JetA燃油，国外就定义其可燃极限和变化关系为：可燃上限=（燃油闪点-高度/512；可燃下限=（燃油闪点-10）-高度/808。同时规定，当燃油温度落入可燃极限之120℉时，可燃区域随飞行高度变化的关系。1.1国内民机大量使用的是RP-3号燃油，由有关资料可知，对于国内RP-3号航空燃油而言，JetARP-3RP-3RP-3号燃油也有待进一步研究。D1655JetA100℉，而对同型号燃油闪点变化的数据范围，就构成了机队可燃性评估中燃油闪点的正态分布数据（如：为了确定在役喷气燃油闪点，FAA对293份全球取样的燃油进行了研究，其研究结果可见：DOT/FAA/AR-07/30，该研究结果构成了MonteCarlo模型的标准闪点分布。（B（H（γ1.2反映了常压下燃油中溶解的氧浓度随温度的变化关系[21]。由图可以看出，燃油中溶1.2燃油中气体溶解度与压力的关系遵循亨利定律[21]1.3所示。从图可见，压力对气体 大庆RP-3孤岛RP-空气溶解氧气溶解氧、氧、空气溶解度/%（重量1.

压力recirculationsloshing）及辐射加热（radiantunderheating）等三种不同方式下，海平面上燃油氧逸出速率的充分混充分混合（将上部气体充注至油箱底部摇晃油油箱底部辐射加载油量40%，初始燃油惰化至8%含氧氧浓氧浓度增加量/%（体积 时间1.4基于大量的实验研究成果，FAAJetＡ燃的时间常数为3500min，而在小于15000英尺的爬升高度内，无溶解氧逸出；在15000英尺高100min[23]。20850kg/m3[19]。液比为零时达到最大，也称为真实蒸汽压。747飞机TWA800起飞后，在爬升阶段翼油箱的可燃蒸汽被点燃导致飞机发生，全体机组人员丧生，该事故促使FAA开始关注燃油箱安全问题[22,24]。21世纪初，FAA开展了基于“渗透分子膜”空气分离装置的燃油箱惰化技术在民用飞机措施降低点燃火源，降低可燃蒸汽浓度，以减少类飞机的燃油箱可燃性，以增加燃油箱安FAA和NTSB（国家安全部）建议采取的措施为：燃油箱充氮气；燃油箱；加油前冷却燃油；翼油箱油量充足，避免干泵运转。并在2008年7月21日发布规章，确认采“降低类飞机燃油箱可燃性”这一要求通过于2008年9月定义生效并具有追溯系统成本和费用的降低，以及FAA适航逐渐明确而强制的要求，可以预测国内民用飞20089FAA25.981条款“燃油箱点燃防护”细则要求（FAR25估方法[1,25]。具体而言，颁布更新的25.981条款主要包含四方面的内容：（1）（2（3（41.1编 名CCAR25/FAR25 AirworthinessStandards:TransportCategoryAirplanesFAR26 ContinuedAirworthinessandSafetyImprovementsforTransportCategoryAmendment25- IgnitionAmendment25- IgnitionAC25.981- IgnitionSourcePreventionAC25.981-1C FuelIgnitionSourcePreventionGuidlinesAC25.981-2A FuelFlammabilityReductionMeans FuelFlammabilityAssessmentMethodUser’sManualAC25.1309-1A SystemDesignandysisSFAR88 TransprotAirplaneFuelSystemDesignReview,FlammablityReduction,MaintenanceandInspectionRequirements,ProposedRuleAC20- ProtectionofAircraftFuelSystemsAgainstFuelVaporIgnitionbyAC20- ProtectionofAircraftElectrical/ElectronicSystemsagainsttheEffectsofSAEARP AerospaceSystemsElectricalBondingandGroundingElectromagneticCompatibilityandSAEARP5416 AircraftLightningTestMethodsFAA在Amendment25-125规定了唯一可接受的燃油箱可燃性分析方法[23]，即使 年月 日发布的油箱可燃性评估方法V10版（FuelFlammabilityAssessmentMethodV10）。数据准确性，如表1.21.2Excel表格制作，因采用的是蒙特卡罗（MonteCarlo）概率统计方法计算程的问题，FAA颁布的使用手册FuelFlammabilityAssessmentMethoduser’smanual数据准确性，如表1.21.2

为满足3%的可燃性水平可

MonteCarlo方法的输入数据与飞机型号特征密切相关，包括飞机参数、飞行参数、油箱使和热时间常数（ExponentialTimeConstant）MonteCarlo方法的输出参数为机队平均可燃性值热天各飞行阶段可燃性值以及R26部26.37节规定：于处于取证过的飞机，其型号合格证的申请时间在2001年6月6日之后且在 年月日之尚未获得型号合格证的则飞机必须满足R25.981要即采用降低燃油箱可燃蒸汽的技术措施，并依据25部附进行燃油箱可燃性水平分析。FAR2626.39节规定：对于波音（B737,747,767,777系列）2010920日后新生产FAR25.981要求，即具有降低燃油箱可燃蒸汽的技术措施。FAR26部26.33条，26.37条均要求类涡轮动力飞机（纯货机设计的除外）最大载客量为30人（含）以上，或最大商载为7500磅（含）以上进行可燃水平分析[1]。目前波音737和空客A320机型均在进行改装波音787和空客A380飞机设计均采用B747飞机作为验证机，对改装的系统进行了空中试验和测试。空客则在A320飞机上测试了类似的惰化系统。飞机中，已经和正在进行的改装惰化系统B737，747系列，777系列飞机[26,27]。存在问题分综上所述，虽然国外航空发达国家在燃油的易燃性、可燃极限及机队油箱可燃性时间评估方法等方面均进行了大量的研究工作，并形成了相应的规章和成评价体系，但上述工尚未开展满足FAA所要求的、油箱可燃性评估方法的研究尚未对可燃性评估方法中各相关参数的进行探索本文研究内评价方法研究是关键。项目研究将在充分了解和掌握国产燃油基本特征的基础上，依据完MonteCarlo随机数产生技术的机队燃油箱可燃性评价方法，并解决机队可燃性评估中所的理论和应用问题，以为我国客机燃油系统研制与机队可燃性评估等工作第二 国产RP-3燃油性能特征研RP-3号燃油的性能特征，这不仅可为本文的后续研究工作提供基础，而国产航空燃油型号与用途简我国喷气按照生产方法可以分为直馏喷气和二次加工喷气两类。按照馏分的宽窄、轻重又可分为宽馏分型、煤油型、重煤油型。国外还有将民用和喷气分开的，我国用和喷气使用同一品种牌号。我国喷我国喷气牌号及主要用途[19,20]见表2.1所示表2.1国产喷 牌号及用牌 代 类 主要用号喷 煤油 民机、军机通号喷气RP- 煤油 民机、军机通号喷气RP- 煤油 民机、军机通号喷气RP- 宽馏分 备用号喷气RP- 重煤油 舰载飞号喷 重煤油 军机特R1是我国50年代中试产喷气的第一个品种但R1在我国喷气产量中一直没有占主导地位产量最多时候也没有超过我国喷气总量的15这是因为我国原油多石腊基，燃油脱蜡、加氢裂化成本很高，因此不能大量生产。RP-2是煤油型喷气，是我国产量最多的喷气。它的主要特点是结晶点为-50℃。但随着国际交往和事业的发展，喷气需要具备国际通用性，而RP-2闪点为28℃，不198733.9%5%。RP-3也是煤油型喷气，是我国70年代为了适应国际通航和出口而研制的，它广泛用于出口、飞机和飞机。RP-3质量标准最主要的改变是闪点的较高（不低于38℃，采用冰点代替结晶点作为的低温性能指标，规定最高为-47℃。此外初馏点不控制，10%馏出相同。由于RP-3这些类似JetA的性质，使得其在国内使用的最多。气的收率高。一般情况下，RP-4是作为特殊情况的应急备用。RP-5是重煤油型喷气，是我国按照JP-5研制的，主要用于舰载飞机。它最60℃[28,29]。RP-6是我国为了适应飞机特殊需要研制的较大的喷气RP-3燃油是目前国内使用最为普遍的航空燃油，因此，在本章的燃油性能特征RP-3燃油的基本性能。RP-3燃油物理-化学组馏分组成表示中在一定温度范围内馏出的馏分的含量，用%（体）表示。一般按照标GB255[30]10%、20%、50%90%10%馏出温度可以用来判断的蒸发性以及与之相关的着火性。喷气的馏分组成的初馏点及馏出10%、20%至90%体积时温度是计算的平均沸点的起始数据，因此馏分组成是重要的基RP-32.1所示。2.1RP-3（tv

t10%t30%t50%t70%5

（tmolt1N2t2Niti

（Toub (VT1/3VT1/3VT1/3

1 2 i（tmid

tmol(Toub2

（tmtm1t12t2

2.2RP-3平均沸点体积平均沸点（馏分中各组分体积分数与其沸点乘积之和立方平均沸点（馏分各组分体积分数与其沸点的立方根乘积之和的立方分子平均沸点（馏分中各组分摩尔分数与其沸点乘积之和中平均沸点（分子平均沸点与立方平均沸点的算术平均值重量平均沸点（馏分中各组分重量分数与其沸点乘积之和然后按照体积平均沸点与馏程曲线斜率的关系（2-6）求出各种沸点对体积平均沸点的矫馏程曲线斜率计算公式为 t90%

90以及微量的金属杂质。因此，喷气主要的元素组成就是碳和氢。元素组成可用于计测定的氢含量的标准方法有ASTMD1018的燃烧法和ASTMD3701/IP338的低频核磁法[32,33ASTMD3343H )(9.1959 44A

如果硫和氧的含量可以忽略不计，则碳含量可以近似计算为（100-H）%。RP-313.66%～14.46%（重）[34]RP-32.3所示。2.3RP-3的氢含量油 密度芳烃%（体%（重SY2208RP-3的烃族组成[35]2.4所示。2.4RP-32.5所示。2.5RP-3的非烃族化合物组成物硫占总 RP-3燃油的一般物-理化学性 lgM1.9778

lg(n20d20

式中M—平均分子量d20—20℃时候相对密度，g/cm3；由公式（2-8）RP-32.62.6RP-3dtd20(to(0.8620.13d20)o

式中：dt—20℃时相对密度0.1~10MPa压力和-60℃~270℃温度范围内，燃油密度与温度、压力的关系可以进一步tt(0.56000.0082t)(

105)

20t20(0.56000.0082t)(

105) 式中：tp—燃油在指定温度和压力时的密度R3为例，在0.1Ma1Ma0.00%1200.01a1M0.2173（20℃~6℃911RP-30.1MPa2.2。由图可知，温度密度密度- - - 2.2RP-3lglg(0.73)A3.8265lg

式中，v——T时的运动粘度；A——由燃油性质确定的常数；T2.3RP-34MPa以下，因毛细管法测得我国RP-3喷气不同温度下与空气接触的表面张力[40,41]如图2.4所2.4RP-3在没有表面张力实测数据情况下，可以利用20℃密度按照公式（2-13）[20]计算得出29354.68d293

T27.9th(4dT)(0~

T T1质、空气湿度及燃油温度有关，一般控制加入飞机油箱中中游离水含量不大于30ppm。g

P(T

P0式中：g0—在293K、0.1MPa和100%湿度下的水溶解度值；n—指数，与性质有关的。RP-3可取11.5。（B库恩系数（γ）及阿斯特瓦尔德系数（L）等。其中本生系数是指溶于1m3中气体换算成0℃和0.1MPa下的体积，由本生系数可以求出气体在中的溶解度[44，45]。BM

T288.6G

d1

0.0224

d1

0.0224—00.1MPa0.0005951.21—d2.70.1MPa2.7RP-3的中溶解的气体的溶解度%（重%（重%（重度，%（重0图2.5为0.1MPa下空气，氧气，氮气和二氧化碳的溶解度与温度的关系，由图可以看出氧

- - 2.5RP-32.620℃，0.1MPa下，氧气，氮气和二氧化碳的溶解度与密度的关系，由图可知不同co2

密度

2.6RP-32.720℃下，空气，氧气的溶解度与压力的关系。由图可以看出，气体溶解度随着压 压力2.7RP-3响燃油的着火性及启动性、燃油系统的气塞和气蚀特性、的蒸发损失等。饱和蒸汽压4的条件下进行燃油饱和蒸汽压的测定的[46,47]。lg

A

t

式中Ps—在t℃时饱和蒸汽压A、B、C—与气液比和性质相关的常数图2. 气液比为4时RP-3燃油蒸汽压随温度变化关RP-3燃油热物理化学性燃烧热又称作净热值，是指单位体积完全燃烧时候释放出的热量。的燃烧热与其烃族组成和馏分成分有关，的C/H原子越大，其燃烧热越低，即中芳烃含量增多时，燃烧热降低。喷气的燃烧热可以用标准热量计实验测定，也可以利用的密度和苯胺点Qp41.67960.00025407(A Q'Q(10.01S)0.1016

G—15.6℃时的指数，APIRP-32.8表2. RP-3的燃烧热计算 气化潜热是指在沸点条件下使得单位重量的液体变为同温度下蒸汽所需的热量0ll0

Tpc

)04

TpcT式中：l0—常压下的气化潜热；T50%—50%馏出温度，K；2.9RP-3气化潜热气化潜热 2.9RP-3Gp(0.68110.308G(0.0008150.000306G)t)(0.055K0.35)4.1868(2-式中：Gp—的定压比热容t—温度，℉；K—Watson特性因子。由公式（2-20）RP-3比热比热- 2.10RP-3AAMAd3Alg

λ—t0.1mpa下的导热系数；n—t系数，在21，RP-导热系数导热系数- 2.11RP-3可燃性因素研FP0.653t10%0.537(t10%t0%RP-3进行修正后，可以得出公式（2-FP0.3136t0%0.3578t10%

P1P1L0(MfMaPf

P—L0—化学当量系数，即完全燃烧1kg所需要的理论空气质量a—即tL0.67t10%

43.54LL

Qp

L

M0LLLU—分别为着火浓度下限和上限；根据链锁反应理论，自燃延滞期与温度压力的关系为CPneE/

τ—n—幂指数，对喷气可取0.75；lg0.22ET

点火能也称火花能，是指火花点燃给定的可燃混合物所需的最小能量，这个能量取决于燃料的性质合物组成无助燃剂或抑制剂气速度温度力等喷气在20℃和0.1MPa0.2~0.25mJ[3火能将减小，这个关系如式（231）

(273)3T

Qpt—P，TQ0—273K，0.1MPa下点火能，mJ；Q

AW1

A—气流速度，m/s；本章小RP-3RP-3燃油的物性分析了闪点、着第三 国产航空燃油可燃性与可燃极限研概飞机燃油箱火灾是飞机燃油箱起火、失去控制且蔓延的一种性燃烧现象。如图3.13.1在飞机燃油箱中，航空燃油会以气体的形式从燃油中蒸发出来，并于液体燃油上方体航空燃油，其燃油蒸汽浓度较低，小于航空燃油起火燃烧的浓度的下限要求，所以不燃油表面，在这一区域中有大量的燃油蒸汽存在，已经超过航空燃油起火燃烧的浓度上43.4g[4]生。燃烧波或行为；而可燃极限是指可燃与不可燃性行为之间的边界图3.2是常压下，航空燃油的闪点、自燃点、蒸汽压和可燃极限随燃油蒸汽浓度和燃油温所以它只是引起着火的最低温度。随着燃油温度升高，燃油蒸汽的蒸发速度也提高，当燃可能发生。燃油蒸汽压也将随着燃油温度的升高而升高，燃油蒸汽在气相空间的浓度也相3.2由此可见，所谓的可燃极限就是燃油蒸气与空气混合物的可发生燃烧的浓度范围。它航空燃油的闪点对航空安全至关重要，它是衡量航空燃油火灾性的一个重要参数。根据各类航空燃油的闪点，可以区分出其火灾性的大小。如表3.1所示，是我国各类航空燃油的闪点及其可燃性分类[39]。显然，燃油闪点越低，航空燃油火灾性就越大。3.1 适用标准 未 特10%可以用这两个温度的经验公式（3-）进行计算。FP0.654t10%0.537(t10%t0%FP—t0%—t10%—10%（体）

Zabetaki[54]的研究表明，在不同的外部温度下，大多数的可燃极限是不稳定的。具体3.3所示，图中显示了可3.3

10.000784(T10.000721(T

式中：LFL25—25℃下可燃蒸汽的可燃下限；LFLT—T下可燃蒸汽的可燃下限；UFLT—T下可燃蒸汽的可燃上限。4：式中Pv—蒸汽压T—C1、C2—

PvC1expC2/T

3.3中可以看出，虽然可燃蒸3.4所示[54]。从图中可以直观地看出，随着3.4

LFLP—P下可燃蒸汽的可燃下限；UFLP—P下可燃蒸汽的可燃上限。（MIE100毫焦耳）和相对较大的功率密度（1兆瓦/立方厘米）[54]3.5表示了可燃蒸汽含量3.51的摩尔热容是相似的，因此在10聚在一个点上，在该点上氧浓度被称为最小氧浓度（C，低于该最小氧气浓度的和空3.610%60%燃上限的影响是巨大的。3.6LLf70lgO2

式中：Lf上—当发生燃烧或时，空气中存在的任何易燃材料的浓度将高于可燃下限值与低于可燃上限值。为控制燃烧和的发生，惰性添加剂（既不是，也不是氧化剂的物质）有时会被3.7所示。图中表明了在标准条件下加入一组惰性气体后，空气中甲烷的可燃极3.7Besnard[59]计算可燃气体和惰性气体混合系统可燃极限的经验公式为LfL

1

)

100Lf1式中：Lf—限。如：BartknechtConrad[60,61]将可燃蒸汽混合物恰好能够点火的可燃气体浓度称之为可燃极限；而Zabetakis和Lees[62,63]则曾将火焰离开点火源，并蔓延到整个可燃蒸汽混合物中时的可DIN玻璃管内的火焰蔓延现象与测试20升球状体内的压力在其增加2%时的实验数据值是基本吻合的；Heinonen[65]根据自己所得的实验结果，提出将点火后压力增加2%时的可燃气体浓度标准的密闭式球体到体积为20升的钢制球体[66]；从矿山局标准的竖直开口式玻璃管[67]到ASTME681-94标准的密闭式玻璃球[68]；可燃容器的设计随着研究的不断加深而在不断地发生相应地变化。AkifumiTakahashi[69]做了不同的尺寸容器的对比实验，：可燃容器对实验结果的主要影响为：（1）容器壁的熄火作用；（2）过热气体在容器顶部的；（3）预热不可电极放电点火。如：Moorhouse[70]1毫米的平板断面式钨电极来对烷烃的最小点火能进行研究。Kondo[71]在分析点火时间与电极间距对可燃极限的影响时，提出了点火时间0.1~0.2s6-8mm是采用交流电源进行点火的最佳实验条件。；GB/T12474-90也规定了空气中的可燃蒸汽燃爆极限测定方法[72]。实验测定装置可燃极限最小点火能以及可燃压力的试验装置理工大学[74]根据国标所搭建的实验装置，；进行实验研究需要花费大量的时间精力，需要大批量的气体样本，并且还存在一定的对于单一组分的可燃气体来说，其可燃极限计算方法研究起步得较早。NuzdhaShbeko降低了估算误差；Melhem[76]采用化学平衡法来估算可燃极限。Suzuki[77]在对可燃气体的可燃对理查特里法则进行修正。ShebekoVidal[80,81](CAFT)的方式估算可燃极限过提出了修正后的LeChaier计算法则。可燃极限计算方法研基于燃烧所需氧气量经验公式

L下

4.76

L上

44.76N

L

可燃气体分子一般用CαHβOγ1moln,则燃烧反应式可以CHOnO2生成气 11nC11n

CH

nOCO1H

212

0 CH4

2H2O

11nC11n

n则

L下0.55

因此,甲烷的可燃下限为5.2%L上25

L

该方法可以用于计算脂肪族碳烃类的可燃极限[64],nc与L上L下的关系式求得1L0.1347nc1L下

0.043

10.01337

0.051

LcL上基于碳数量与氧浓度的计算方α与可燃气体的可燃上限所2n之间存在着直线关系[64]。对于烷烃,其关系为：2n00.52.0,1,2n00.52.5,

L上

0.209

易燃液体的蒸汽浓度达到燃烧下限时的温度，所以可以用易燃液体闪点及其他物性参数来估算At[3]（32（32：LFLFP32*0.55612.20.3*h/UFLFP32*0.55617.50.3*h

080001000012000140000--高度3.8JetA计算可燃气体混合物的可燃极限[80,83。

Lm

12 式中：Lm为混合气体的可燃极限，体积分数/%L1,L2,L3为形成混合气体的各单独组分气体的可燃极限,体积分数/%V1,V2,V3为各单独组分气体在混合物中的浓度,体积分数/%；其中气体可燃极限的计算,则首先得利用单一组分计算公式分别计算出各组分的可燃极限,其次才能利用理-n2n+2步，A计算可燃极限的方法[82]。用1mol摩尔数A替代经验公式中的,并进行一定的变形,可得:L下

4.76A24.74.76A2

L上

而可燃气体在空气中完全燃烧的化学计量浓度为X0

4.76A

对比（3-30）（3-31）式和（3-32）式，在化学计量浓度时,1mol的有机可燃气体完全Amol的氧气,4.76Amol的空气(空气中,21∶100≈1∶限时,氧气供给不足,A/2mol。那么,1mol有机可燃气体分别处于可燃下限和可燃上限时,实际供给的氧气是否为(2A-1)A/2molKK1L(下限或上限

理.查特里法则成立的前提条件是假设n种可燃气体混合以后其混合物的可燃极限仍可以计氧气系数分别为A1,A2,…,An，则1mol可燃混合气体处于可燃极限时所需的空气体积应当为各VV空气1V空气2V空气n476

4.76

则混合气体的可燃极限为

4.76aAiVi

1molA混=∑AiVi,则(3-33)式可表示为L上限或下

4.76aA

A国产RP-3燃油可燃极限及影响因素研RP-3JetA 饱和烃含量ASTMD1655 饱和烃含量ASTMD1655芳烃含量ASTMD16558总硫含量ASTMD1655初馏点ASTMD1655ASTMD1655-ASTMD1655ASTMD1655 ASTMD1655终馏点闪点终馏点闪点 密度（kg/m3（20℃）ASTMD1655（kPa（FP℃）8 净热值 （℃（0.1MPa）ASTMD1655ASTMD1655平均分子量ASTMD16553.2中看出，JetARP-3燃油在馏分组成含量以及馏出温度上都具有一定的差JetARP-3的想法是不合理的。JetARP-3在空气中完全燃烧的化学反应式为JetA:C11H22+16.5O2=11CO2 RP-3:C10H22+15.5O2=10CO2 不同计算方法下，RP-3JetA根据文献[86]RP-3JetAC10H22C11H22表示的纯净有机物，利用上述单一组分计算方法，可分别计算出国产RP-3燃油和JetA燃油在不同计算方法下3.3所示可燃下限可燃上限可燃下限可燃上限--3.3JetARP-3的可燃极限并不相同，两者差值6%~10%RP-3JetA的可燃极限略微大些。，针对JetAFAA于2008年在可燃性评估方法的咨询通告§25.981-2A中提出利用燃油闪点计算燃油可燃极限的计算方法[6]3-253-26计算。，3.2JetA51℃和RP-3433-253-26中得3.9所示。RP-3LFLRP-3UFLJetRP-3LFLRP-3UFLJetALFLJetA0--- 8000100001200014000高度图3. RP-3和JetA可燃极限对从图中可以看出，JetARP-3的可燃极限的变化趋势是一致的，即随着高度的升高，压JetARP-3JetA可燃性极限的RP-3的可燃极限。又基于闪点计算的公式有很多经验常数，缺Dagaut的三组份模型[86]。该3.4JetARP-3的替代燃油组分。3.4JetARP-3 Jet 结合表3.43.53.5--理.3.5可以看出，利用理查特里法则计算得到的可燃上下限与单一组分计算得到的结果相差并不大，同时RP-3和JetA的可燃上下限计算的结果差值分别在8%和6%左右，这与单一6%~10%之间的差值相同。综上所述，首先不管是用单一组分可燃极限计算方法还是混合物可燃极限计算方法，JetARP-36%~10%JetA的可燃极限代RP-3RP-3燃油的物理化学性质显得尤为重要；其次RP-3JetA可燃极限的差值均在6%~10%之间波动，这也说明了上诉各种计算方法在理论上正确的；最后，比较RP-3可燃极限的计算结果和实验数据，说明上面计算方法存在一定的不足，不能与RP-3燃油由于产地的不同或多或少会存在一定的物性RP-3燃油就有可能得到不同的实验结果，但总的来说，利用上述计算RP-3可燃极限还是比较准确的。RP-3范围以内的，会因为可燃范围的缩小而不会发生燃爆；相反地，原本可燃浓度范围以外的也会因为可燃范围的扩大而发生燃爆，由此可见可燃极限不是固定不变的，它随着各种因RP-32，3.10RP-3可燃极限随温度的变化情况。50 3.10RP-33.10可以看出，不同温度下，RP-3的可燃下限几乎是没有变化的，由此可见温度对RP-3的可燃下限影响几乎为零；而在同一压力下，RP-3的可燃上限随着温度的增加而增加。RP-3可燃极限范围是随着温度的增加而变宽的。40 压力3.11RP-33.1R33R3的可燃下限影响几乎为零；而在同R3R3其可燃极限的影响。RP-3logPA

t

RP-3，A5.3958，B1053.6，C240.7，因此饱和蒸汽压就是RP-3LFLp/

3-383-39可以得到饱和蒸汽压和温度对燃油RP-3饱和饱和蒸汽BA可燃可燃极限浓度30-0

温度3.12RP-3ARP-3闪点时计算的饱和蒸汽压值，而与可燃上限的交点B为式3-29计算得到的可燃下限值正好等于RP-3可燃上限值时候对应的饱和蒸汽压值，RP-3A点对应的饱和蒸RP-3RP-3可燃极限范围是有一定影响的。RP-3理论上，RP-30.7%~5.6%，不同的RP-3浓度对应着一个最小点火能，随少，所以根据文献[87]RP-3可燃极限随点火能的变化进行数据拟合，所得3.133.14所示。3.13RP-33.14RP-33.133.14可以看出，RP-3浓度与最小点火能呈指数函数关系变化，点火能越大，RP-3可燃极限范围越宽，但这种变化不是的，随着点火能的变大，RP-3可燃上限下降RP-3浓度下降到某一值时，由于没有足够的RP-3RP-3的可燃强度，都不会发生燃爆。RP-3浓度增大到某一值时，由于没有足够的氧气用来进行反应，无论环境条件如何改变以用来加强RP-3的可燃强度,也都不会发生燃烧。从图中还可以看出,点火能量对RP-310J时,0.88%;点火能量为1J时,可燃上限为5.4%;450J时,可燃下限变为0.68%,可燃上限变为6.3%.LFL2.8*1011E43.2*108E31.3*105E20.0024E

UFL2*1012E52.6*109E41.3*106E30.00028E20.027E

RP-33.12RP-3可燃极0 3.153.15可以清楚看出，随着氧浓度的增加，RP-3的可燃下限几乎不变，这是因为当混RP-3的可燃上限则随着氧浓度的增加而显著增大，这是因为氧代替了空气中的氮，使反应RP-3惰性气体对可燃极限具有一定的影响，但是目前缺少这方面的数据和公式，国内对于其相关的研究工作也很少。因惰性气体不参与化学反应，对此可以通过绝热火焰温度来确定可燃气体与惰性气体混合物的可燃极限[1p0计算出火焰的最高温度。此外惰性气体（）并氧气与可燃气体的接触，对燃烧过程具有一定的冷却降温作用。当燃烧产物为CO2和H2O时，在可燃气体与空气混合物的可燃下限处绝热火焰温度Tad约为1500K[80]。在此温度下可认为此时的燃烧产物为CO2和H2O，忽略其他产物，从而得到燃烧Hfva0HancHco0.5nHHHOco

可燃下限可表示为

cLFL100/(1va0

又2HfHfncHc0.5nHHH0.5nO2

4345cLFL100/(1gfHfgcncgHnHgOnO

在惰性点（惰性点又称可燃临界点）CO和H2O时的COH2O时所得到的能量守恒方程为： Hfva0HavdHdncHCO0.5nHHHOCO

vaHavd

其中

2va(100/cO)CO/2vdgfHfgcncgHnHgOnO

cdi100Vd/(1vavd)cfi100/(1vavd)

Shebeko等人通过研究燃烧机理，并分析实验数据[62]0到抑制燃烧42cfcd的关系为:cfcLFL((cflcLFL)/cdl)

从抑制燃烧点到惰性点以及惰化曲线的上半部分，cfcdcfcfl((cficfl)/(cdicdl))(cdcdl

cfcUFL((cUFLcfi)/cdi)

52543.16。可燃上限可燃上限可燃下限6RP-3RP-343210 3.163.16可以看出，随着氮气含量的增加，可燃下限基本保持不变，而可燃上限则大幅度即使得可燃上限剧烈下降。当氮气含量增大到惰性点（NP点）的时候，可燃上下限重合，无论氧气和RP-3蒸汽浓度怎么变化，都不会燃烧RP3域最有效的图表，可以快速确定可燃性混合物是否存在，三角形可燃图对研究燃油的燃烧与爆炸性方面是非常有用的。我们只要知道可燃气体在空气中的可燃极限，就可以绘制出混合气体可燃三角图，并从图中可以判定燃爆的可能性，也可以用来确定临界氧浓度。RP-3C，O，N，分ULCAu和可lLl、U和uLl、Uu成三角形，最后过顶点作平行于CNEB。C UM1空气

临氧浓度L L O

A20 氧气浓度3.17RP-3-氧-3.17RP-3——氧气——氮气三组分混合气体可燃图。由上述绘制CLUlu，则直线Ll表示上限)Uu(表示下限)ELlULEA21%CACN的线表示氧浓EB即为为临界氧浓度。如果添加氮气，可燃3.17中，三角形围成的内部区域就是可燃性气体的可燃区域。该三角形具有如下特性：CA上任一点氧氮比为21:79，因此RP-3CACAu、lRP-3M1RP-3CM1的各M2OM1，CN边表示氧浓度为零的线，平行该线表示氧浓度为一定值时的混合气体。在这些直就是油箱惰化时候的氧浓度指标，对于JetA燃油这个值一般取12%，而由图3.17可以看出，针对国产燃油RP-3，这个氧浓度值也差不多就是12%，因此我们在设计飞机油箱惰化系统的时12%。1m³50%RP-3燃油蒸汽和空气的混合物，RP-330%，那么要想惰化该油箱，使其上部空间不可燃，所需的最少氮气量RP-330%M13.18M1NRP-38%。3.18VN

308*1*0.50.37m3

0.37m³RP-3蒸汽浓度可以由公式因此，通入的实际氮气量为

c

exp(VNV

V 0.5*ln(8)

V 本章小JetRP-3号燃油所获数据为评判依据，通过对完全燃烧化学理论浓度较，从计算结果可知利用JetA的可燃极限代替RP-3的可燃极限是不可行的，从而说明了研究RP-3号燃油物性的重要性，并确定了合适的国产燃油燃爆极限计算方法。RP-3的可燃极限，RP-3燃油可燃极限的影响因素进行了全面分析，所得到的结论为：温度越高，RP-3压力对RP-3的可燃下限影响几乎为零，对可燃上限影响很大，压力越高，可燃上限RP-3RP-3可燃极限范围是有RP-3浓度与最小点火能呈指数函数关系变化，点火能越大，RP-3可燃上限越小，可R3R3R3量增大到惰性点时，无论氧气和RP-3蒸汽浓度怎么变化，都不会燃烧。根据RP-3号燃油与氧气、氮气三者的关系，建立了RP-3可燃关系图，并通过所建立的RP-3进行惰化时所需控制的最小惰性气体含量，对国产大飞第四 油箱可燃性评估方法与影响因素分概，为了进一步强调和加强客机的安全性，近年来，FAA已颁发了一系列、咨询通报和适航规章[1-6]，强制规定了和正在研制飞机均要进行改装或加装惰化系统[15]。目前波音B737和空客A320机型均在进行改装飞机中，已经和正在进行改装惰化系统的还B747、B777等系列飞机。，在2001年FAA民用飞机适航条例AC25-R3中[88]，§25.981条款明确规定了控制燃部提出了一系列修正草案最后于2008年颁布了的适航条例即AC25-R4，其中对§25.981在可能由于燃油或其蒸气的点燃导致性失效发生的燃油箱或燃油箱系统内的任一架飞机上每一燃油箱的机队平均可燃性时间均不得超过可燃性评估时（FEET）3必须建立必要的关键设计构型控制限制（CDCCLCDCCL25.1529条所要求的持续适航文件的适航限制部分。由上述条款可知，油箱可燃性评估的就是：点火源控制的评估与可燃性时间控制即当燃油温度落入这个区域时，油箱被认为是可燃的。在整个飞行过，燃油温度落入这个区域的时间则称之为可燃性时间。因此，所谓的可燃性时间评估就是指采用合适的计算制。当前为各国适航唯一认可的可燃性时间评估就是FAAMonteCarlo分析方法[23]。MonteCarloMonteCarlo统计思想的、具有通用性的一种计算方法，该方成大量模拟飞行的数据以及燃油箱平均可燃性数据进行分析计算，得出估算燃油箱的可燃性时间。。由于概率统计的方法存在可信度的问题，FAA颁布的使用手册FuelFlammabilityAssessmentMethoduser’smanual规定了特定的可燃性水平要求、需要可燃性评估模型的结构与输入参FAA利用Monte-Carlo基本思想开发出的基于ExcelVBA语言的油箱可燃性评估程（FTFAM）Excel4.1所示，程序根据用户输入的数据和一系4.14.1显示的用户输入框。这里需要用户输入的数据有飞机数据（包括最大航程距离、外飞行实验次数。其内容是通过用户输入的和程序产生的随机数来计算特定飞行条件下油箱MonteCarlo四大部分相互独立却又相互关联共同构成程序的参数如图4.2如果确定了这四个因素，MonteCarlo方法就能得出特定飞机模型燃油箱的机队平均可燃性时间。4.2MonteCarlo3,048米（10,000英尺）3,048米（10,000英尺）ISA变化率。其计算公式为：40℉计算公式也不相同。TambTgrd3.57Alt(TgrdTambTgrdTgrd4.3Alt(Tgrd

3.57℃。10000

TambendTgrdland3.57*Alt(TgrdlandTambendTgrdlandTgrdland4.3Alt(Tgrdland40℉)

9500

4.14.1地面环境温度巡航环境温度--tat(Tamb460)(10.18Mach2)

式中：tat为大气总温，Tamb为大气温度，Mach环境大气压力，其随高度的变化服从国际标准大气（ISA）4.386420 高度4.3304.2。飞行时间（Flight334430459050100100200分钟，可以到达两个巡航2001/34.4。图4. ARAC1998年资料[58]200海里相对最大航程的百分比给出，4.5000航程4.54500尺0.49,144米（30,000英尺MachAlt10Machcruise0.4Alt为飞行高度，Machcruise

4.3表4. 飞行航距（占最大航程的百分比2344.6所示。4.6（或闪燃）4.44.4JetAJetA燃油闪点 平均 48.89（120℉）负一个标准 正一个标准 ττ是一个与油箱载油量相关的参数，τ4.7所示。0 4.7ττTfuel,iTfuel,i11TequilTfuel

式中，Tequil为最后的平衡温度，Tfuel为某一时刻的燃油温度，tMonteCarlo可燃性评估方法的影响因素分析与比MonteCarlo10000次，结合各因素对可图4. 可燃时间随大气温度变从图4.8中可以看出，大气温度对可燃性时间有一定的影响，而且影响率在16.7%左航段距离对可燃时间的影图4.9可燃时间随最大航程变从图4.9中可以看出，最大航距对可燃性时间影响不是很大，影响率在1.6%左右，随恢复系数对可燃时间的影图4.10可燃时间随恢复系数变4.100.8%左右，由此可见，恢复飞行马赫数对可燃时间的影图4.11可燃时间随马赫数变从图4.11中可以看出，飞行马赫数对可燃性时间影响很大，影响率在70%左右，这是地面时候的时间常数和平衡温差对可燃时间的影图4.12地面可燃时间随油箱空时候时间常数变图4.13地面可燃时间随油箱满时候时间常数变4.140.8%，4.149.6%上升为飞行中时间常数和平衡温差对可燃时间的影图4.15可燃时间随时间常数变图4.16可燃时间随平衡温差变从图4.16中，飞行中平衡温差对结果影响很大，影响率在76%左右，这是因为在计算燃油巡航高度对可燃时间的影图4.17可燃时间随巡航高度变4.17中可以看出，巡航高度变化对结果有一定的影响，但影响不是很大，影响率在引擎开启时间对可燃时间的影图4.18可燃时间随引擎启动时间变油箱满和油箱空的时间对可燃时间的影图4.19可燃时间随油箱满空时间变进行可燃性时间评估时，由于影响因素多，且因素的取值变动大，按全面实验法进行2，如果是为了找到最燃时间影响性的分析，可选择影响比较大的七个因素，即外界大气温度OAT、最大航程RangMa、平衡温差ΔT、油箱空时间常数τ1、油箱满时间常数τ2和巡航高度Atti734.5表4.5可燃性时间试验的因素水平3因素2水平时可以选择L4(23)，也可采用L8(27)；当有4~7个因素时，一般采用L8(27)；若3~43L9(34)。如果需要考查的各因素水平数不同，那么可选择混合正交针对可燃时间评估结果的分析，我们有7个因素3个水平，因此可以采用L18(37)的4.6。表4.6可燃性时间试验方案结果12356789k1=112.98/6=18.83用因素的水平作横坐标，平均可燃时间（ki）作纵坐标，绘出因素与指标的关系图，4.20。图4.20可燃性时间与因素水平关系4.20CD（即飞行马赫数和平衡温度）对结果影响最大。R，排出影响因素的主次关系（R越大的因素越重要4.21所示4.21时间越小，油箱越安全，因此这五个因素应选取平均可燃时间ki最小的水平，即（140℉（4500nm（0.5（30