| 【摘 要】本文介绍了防火密封件的适航要求和设计输入，并重点总结了一套可行的防火密封件设计流程，为今后民用飞机的防火密封件设计提供指导。
【论文关键词】防火；密封件；适航
0 引言
飞机是一个由数万计的零部件组成的复杂系统，各零部件之间不可避免地存在缝隙，因此大部分结构之间的接口均涉及到密封件。密封件主要功能是消除气体或液体的泄露，阻止腐蚀，并防止空气、灰尘、沙粒、雨水和火焰等通过零件的界面向其他区域泄露。防火密封常用于防火墙结构处，阻止危险量的液体、气体或火焰穿过火区到达非火区的其它零件和结构。
动力装置的密封件必须设计成能够将火区与非火区完全隔离，以避免火焰进入其他区域引起灾难性后果。同时这些密封件处于发动机运行的强机械振动、高温、强声振动环境中，设计时需要考虑各种复杂工况下零件之间的相对运动，对密封件设计是一个新的挑战。
本文主要介绍了动力装置防火密封的设计要求，重点总结防火密封设计方案。
1 适航要求
短舱结构防火设计适用的条款主要有：
CCAR 25.1181 指定火区
CCAR 25.1191防火墙
CCAR 25.1193短舱和蒙皮
CCAR 25.1207符合性
短舱的防火密封件需要满足防火墙相关的适航条款，对于金属结构，文献[1]定义的金属材料厚度进行适航符合性说明。对于非金属结构，如橡胶密封件，只能通过对比分析和试验验证的方式进行适航符合性验证。对比分析是指将该型号的具体设计细节（如截面、载荷、工作环境等）与经过适航验证的成熟机型的设计相对比，若该型号设计的具体细节与成熟机型类似，或者优于成熟机型的设计，则认为该设计满足条款的要求。试验验证是在FAA AC 20-135的指导下进行，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2000°F+/-150°F的，热通量密度不小于9.3BTU/ft2-sec。测试防火密封件飞行载荷下承受15分钟的火焰而不被烧穿。为了说明密封件在任意飞行包线内均满足要求，试验应选取最严酷的工况开展。
2 设计方法
2.1 设计工况
文献[2]对密封件的设计和分析应考虑的工况和着火场景给出了一些介绍：
a.飞行工况假设的着火场景是：在极热天气的飞行中，发动机正常工作并处于最严酷的飞行工况，此时发生着火，并持续5分钟，第5分钟时，发动机关闭并处于风车状态，飞机依然保持飞行姿态，持续10分钟。
b.飞机进场工况假设的着火场景是：在极热天气的进场状态，发动机正常工作并处于最严酷的正常飞行工况，此时发生着火，并持续5分钟；第5分钟时，发动机关闭并处于风车状态，飞机依然保持空中姿态，持续10分钟。
c.地面着火：在极热天气的地面状态，发动机处于地面慢车工况，此时发生着火，并持续5分钟；第5分钟时，发动机关闭并处于风车状态，持续10分钟。代写论文毕业论文
综上，密封件的设计必须考虑且验证以上三种着火工况下都能满足防火要求。然而国内目前比较缺乏成熟的防火设计应用经验，现阶段一般通过零部件试验，参照文献[1]的试验方法开展适航符合性验证工作。
2.2 设计输入
相对运动量是指压板相对于支撑板的运动量，如压板和支撑板的名义间隙为D，如图1，不同工况下，温度、载荷、振动及装配公差也发生变化，由此引起压板相对于支撑板有一定的运动量d1和d2。
压板和支撑板之间的运动量d1和d2主要由三部分引起：装配公差、热变形和机械受载变形。装配公差由单个零件的制造公差、工装定义以及零件的装配顺序决定，需要开展公差累计分析得到。热变形和机械变形通过有限元模型加载相应的热边界和载荷边界计算分析得到。将这三种变形按照矢量方向叠加在一起即为压板和支撑板的相对位移。
假设密封件的直径Φ，则密封件的最大压缩量为：Φ-D+d2，最小压缩量为：Φ-D-d1。设计时应保证压缩范围介于15%-55%之间。对防火密封件而言，小于15%的压缩量通常是不可接受的，容易在着火工况下发生火焰泄漏的危险。
2.3 设计流程
根据以上设计输入及要求，总结了密封件设计流程如图2所示。
第一步，明确结构方案，确定火区和非火区的分界面结构，定义压板和支撑板的间隙D。
第二步，收集各零件、部件的制造公差和装配公差，开展公差累计分析工作；同时建立有限元模型，分析不同载荷工况下的机械变形和热变形，d1和d2。
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