飛機(jī)油面控制器結(jié)構(gòu)優(yōu)化及試驗研究

劉 祎，凡佳飛，邱恩舉，王 璐，任 濤，蔡登安，周光明

（1.中國航空工業(yè)集團(tuán)公司金城南京機(jī)電液壓工程研究中心，南京 211106；2.空軍裝備部駐上海地區(qū)軍事代表局駐南京地區(qū)第三軍事代表室，南京 211106；3.南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室，南京 210016）

飛機(jī)燃油系統(tǒng)作為整架飛機(jī)的核心系統(tǒng)之一，擔(dān)當(dāng)著保證飛行安全、激發(fā)飛機(jī)性能等使命和責(zé)任，其主要作用不僅是向發(fā)動機(jī)持續(xù)不斷且穩(wěn)定可靠地提供燃油；同時還扮演調(diào)節(jié)飛機(jī)重心、冷卻機(jī)載相關(guān)設(shè)備的角色。伴隨著對飛機(jī)性能極致的追求，現(xiàn)代飛機(jī)燃油系統(tǒng)呈現(xiàn)零件數(shù)目多、附件種類雜、構(gòu)成復(fù)雜、維修困難等特點［1］。

學(xué)者對飛機(jī)燃油系統(tǒng)的研究也愈發(fā)廣泛，涵蓋技術(shù)分析、產(chǎn)品優(yōu)化設(shè)計、地面模擬試驗及故障診斷等多方面［2-4］。楊波等［5］系統(tǒng)地介紹了燃油系統(tǒng)各模塊的工作原理。段福寬等［6］解決了飛行姿態(tài)導(dǎo)致的油量讀數(shù)偏差這一問題，為油量傳感器的設(shè)計提供了理論依據(jù)。此外，靳國濤等［7］、高澤海等［8］分別對左右機(jī)翼輸油不平衡、供油增壓泵葉片磨損導(dǎo)致系統(tǒng)性能退化等故障進(jìn)行了分析。技術(shù)的發(fā)展離不開可靠的試驗。朱紅等［9］提出了燃油系統(tǒng)全尺寸地面試驗邊界條件的模擬方法及相關(guān)數(shù)據(jù)測控系統(tǒng)的設(shè)計策略，具有極高的工程實用價值。

燃油系統(tǒng)體量龐大，構(gòu)造復(fù)雜。當(dāng)飛機(jī)輸油不平衡時，可能會造成左右機(jī)翼中油量有很大差異，導(dǎo)致重心偏移，會對飛機(jī)操縱造成影響，甚至危及飛行安全。例如某型飛機(jī)裝掛機(jī)翼副油箱飛行，偶發(fā)兩側(cè)副油箱輸油速度不一致問題，最大相差有時可達(dá)500 kg。目前的解決措施是設(shè)置一個告警點，當(dāng)左右機(jī)翼油量差值超過該值時，發(fā)出告警信息，使空勤人員采取提前返航等應(yīng)急處置措施。如此一來，直接影響飛行任務(wù)的執(zhí)行，降低了效率。

造成輸油不平衡的原因有：通氣油箱設(shè)計時考慮不充分、射流傳感器入口管路段漏油、輸油控制活門質(zhì)量等［10-12］，且這些故障模式較為隱蔽，不嚴(yán)重時不易發(fā)覺。雖然有一些應(yīng)對措施，如：定期更換輸油活門和射流傳感器；合理布置油表數(shù)目和安裝位置以求精準(zhǔn)測量；優(yōu)化增壓輸油管路設(shè)計，減少彎段，避免堵塞影響正常工作；事后，基于油量的估計區(qū)間進(jìn)行故障診斷［7］，避免再次發(fā)生。但這些都只是降低故障發(fā)生的概率，不能從根本上解決問題。

采用傳統(tǒng)的單油面控制器可以在一定程度上解決上述問題，但由于其關(guān)閉和打開油面高度差小，單次輸油持續(xù)時間很短，仍然在長時間累積后，造成了明顯的輸油不平衡。

雙油面控制器的設(shè)計，拉大了輸油系統(tǒng)打開油面與關(guān)閉油面的高度差，延長了單次輸油的持續(xù)時間，理論上可降低了左右機(jī)翼輸油不平衡的風(fēng)險。

但是，實際應(yīng)用中仍然發(fā)現(xiàn)在某些入口壓力下，控制器的實際工作情況和設(shè)計目標(biāo)差異較大等現(xiàn)象。鑒于此，本文在介紹雙油面控制器的工作原理基礎(chǔ)上，通過CFD 計算仿真得到了不同入口壓力下3 個通道中燃油流量，分析故障可能的原因。在此基礎(chǔ)上優(yōu)化了結(jié)構(gòu)，并通過試驗對優(yōu)化前后的關(guān)閉和打開油面差進(jìn)行了測量。油面控制器的優(yōu)化改進(jìn)，從根源上杜絕了故障發(fā)生，改善了輸油系統(tǒng)的工作穩(wěn)定性，進(jìn)一步保障了飛機(jī)飛行安全，對后續(xù)產(chǎn)品優(yōu)化有重大借鑒意義。

1 油面控制器的工作原理和存在問題

1.1 工作原理

軍用飛機(jī)燃油傳輸系統(tǒng)多采用增壓輸油技術(shù)，某型飛機(jī)從左右兩機(jī)翼副油箱增壓輸油工作原理如圖1 所示。燃油從左、右翼副油箱出發(fā)，經(jīng)輸油控制活門、加油控制活門后到達(dá)供油箱。加油控制活門是否開啟受油面控制器控制。

圖1 機(jī)翼副油箱增壓輸油原理圖Fig.1 Schematic diagram of pressurized fuel delivery from auxiliary wing tanks

原方案為單浮子結(jié)構(gòu)，構(gòu)造原理如圖2 所示，當(dāng)供油箱內(nèi)油面高到一定程度時，浮子上浮，鐘形活門關(guān)閉，使得加油控制活門的控制腔建壓關(guān)閉，輸油中止；隨著燃油的消耗，浮子隨供油箱油面下落，鐘形活門打開，加油控制活門控制腔泄壓打開，輸油開始。雖然理論上打開、關(guān)閉油面為同一油面，但實際受摩擦力、油壓、振動、飛行姿態(tài)等因素影響，打開油面與關(guān)閉油面存在5～10 mm 的高度差［13］。

圖2 單油面控制器結(jié)構(gòu)原理圖Fig.2 Structural schematic diagram of single oil surface controller

但是單油面控制器在實際使用中，由于左右機(jī)翼管路布置、成品性能存在個體差異，尤其是左右活門打開、關(guān)閉過程（通常不超過3 s）的性能表現(xiàn)互異，影響短時輸油油量。而該結(jié)構(gòu)下油面上升不超過10 mm 即輸油中止，單次輸油持續(xù)時間很短，放大了活門個體差異，長時間累積后，造成了明顯的輸油不平衡現(xiàn)象。

顯然，增加單次輸油的持續(xù)時間，使活門盡可能工作在全開的穩(wěn)定狀態(tài)，可以使單次飛行左右機(jī)翼副油箱油量偏差控制在一個較小的、可接受的范圍內(nèi)，實現(xiàn)左右機(jī)翼輸油的相對平衡。因此，用圖3 所示雙油面控制器替代單油面控制器理論上可以解決上述問題。

雙油面控制器在排油口處新增由下浮子控制的壓膠活門組件，使浮子腔不再與供油箱直接連通，下浮子組件用于控制打開油面，上浮子組件用于控制關(guān)閉油面，實現(xiàn)打開與關(guān)閉油面的單獨控制。供油箱初始處于高油位時，隨著燃油消耗，油面降低至打開油面，下浮子組件落下，浮子腔內(nèi)油液經(jīng)排油口流出至供油箱，于是上浮子組件落下，鐘形活門打開泄壓，指令加油控制活門開始輸油。輸油過程持續(xù)到供油箱內(nèi)油面上升至打開油面時，下浮子浮起，排油口封閉；繼續(xù)輸油，油面再上升至關(guān)閉油面，燃油通過上窗口進(jìn)入浮子腔，上浮子組件浮起，鐘形活門關(guān)閉建壓，加油控制活門關(guān)閉，輸油結(jié)束。

雙油面控制器下，打開與關(guān)閉油面的高度差設(shè)計值為40～60 mm，相較于單油面控制器，輸油時間增長了近7 倍，對解決左右機(jī)翼輸油不平衡問題有著實質(zhì)性的幫助。

1.2 實際應(yīng)用中存在的問題及分析

實際產(chǎn)品中測試顯示，副油箱增壓上升后，油面差逐漸減少，當(dāng)達(dá)到某一上限值時，供油箱出現(xiàn)關(guān)閉油面控制異常的情況，即油面未上升至關(guān)閉油面，輸油則提前中止，兩油面此時僅保持有10 mm的距離，與單油面控制器相當(dāng)，遠(yuǎn)低于設(shè)計值。

高入口壓力下，輸油過程會提前結(jié)束，表明上浮子提前浮起。換句話說，下浮子封閉排油口之后，仍然有燃油進(jìn)入了浮子腔。

測試發(fā)現(xiàn)，正常情況下，輸入的燃油可以通過雙油面控制器的鐘形活門涌出，不會進(jìn)入浮子腔。但如果調(diào)高控制口壓力p2（見圖1）時，會有大量油液受壓力作用順勢噴射入浮子腔，隨時間累計，出現(xiàn)上浮子提前浮起、輸油中止的異常情況［14］。

工作時，進(jìn)入雙油面控制器的燃油有3 個排出方 向，記 為Out 1、Out 2 及Out 3，標(biāo) 注 見 圖4，僅Out 3 方向燃油會進(jìn)入浮子腔。

圖4 鐘形活門處噴射流道模型Fig.4 Flow channel model at the bell valve

經(jīng)理論計算可知，雙油面控制器中上浮子所受浮力與重力平衡時，上浮子需要有75 cm3的體積淹沒在油液中，該位置位于雙油面控制器安裝端面以下34.5 mm 處。換算后得出，浮子腔內(nèi)需再進(jìn)油140 mL 時，可使上浮子剛好浮起關(guān)閉鐘形活門，結(jié)束單次輸油過程。

圖3 雙油面控制器結(jié)構(gòu)原理圖Fig.3 Structural schematic diagram of double oil surface controller

2 雙油面控制器內(nèi)部流場模擬

2.1 物理模型

選取雙油面控制器內(nèi)腔流道為研究模型，并對該結(jié)構(gòu)作適當(dāng)?shù)暮喕?，以?nèi)壁面為邊界，忽略外部結(jié)構(gòu)與壁面厚度。如圖5 所示，結(jié)構(gòu)尺寸見表1。

圖5 雙油面控制器內(nèi)腔流道幾何模型Fig.5 Geometric model of the inner chamber flow path of the double oil surface controller

表1 雙油面控制器內(nèi)腔流道的結(jié)構(gòu)尺寸Table 1 Structural dimension of the inner chamber flow path of the double oil surface controller

2.2 數(shù)學(xué)建模

借助ANSYS 分析軟件，建立燃油流經(jīng)雙油面控制器時的數(shù)值模型，以描繪其內(nèi)部燃油分布和流場特性。

雙油面控制器內(nèi)腔的流動可視為湍流流動，湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程模型，控制方程組的離散格式為一階迎風(fēng)，通過耦合解法對離散的方程組進(jìn)行求解。計算中，固體壁面為無速度滑移和無質(zhì)量滲透，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理?？紤]到結(jié)構(gòu)內(nèi)部液-氣兩相共存，基于流體體積（Volume of fluid，VOF）模型開展兩相流場模擬。

雙油面控制器內(nèi)腔流道結(jié)構(gòu)復(fù)雜，為確保計算精度，必須賦予高質(zhì)量的網(wǎng)格。選用六面體和四面體相結(jié)合進(jìn)行網(wǎng)格劃分，在流動變化較劇烈的地方對其局部網(wǎng)格加密，保證了數(shù)值模擬具有良好的收斂性。生成的網(wǎng)格如圖6 所示。

圖6 網(wǎng)格劃分圖Fig.6 Mesh generation

2.3 仿真結(jié)果及分析

通常加油控制活門處于打開狀態(tài)時，活門入口壓力p1典型值在40～50 左右，到達(dá)雙油面控制器控制口的壓力p2略低于5 kPa。以下按p2=5 kPa 進(jìn)行計算流體動力學(xué)（Computational fluid dynamics，CFD）多相流仿真分析［15-16］，內(nèi)腔流道的燃油體積分?jǐn)?shù)隨時間的變化情況如圖7所示。

圖7 p2=5 kPa 時燃油體積分?jǐn)?shù)變化情況Fig.7 Change of fuel volume fraction when p2=5 kPa

流場穩(wěn)定后，3 個排出方向的流量列于表2，約有16%的燃油進(jìn)入浮子腔，流量為4.4 mL/s。小孔處（Out 1）流出量較小，是因為鐘形活門處流速較大，起到了類似引射泵的效果，使燃油不易從小孔流出。

表2 穩(wěn)定后鐘形活門噴射出的油量分布（p2=5 kPa）Table 2 Distribution of the oil quantity injected by the bell valve after stabilization（p2=5 kPa）

假設(shè)油箱油面上升速度約為5 mm/s，油面高度差為50 mm，則期間浮子腔內(nèi)進(jìn)油量為

計算結(jié)果表明，Q1遠(yuǎn)低于140 mL，因此上浮子不會提前浮起。該結(jié)論與地面試驗及多數(shù)裝機(jī)試驗情況相一致。

進(jìn)一步分析發(fā)現(xiàn)，3 個出口位置的流量與控制口壓力p2密切相關(guān)。控制口進(jìn)油壓力p2越低，小孔流出（Out 1）占比越大；反之p2越大，噴射進(jìn)入浮子腔內(nèi)（Out 3）的燃油越多。圖8 為控制口壓力p2分別在1 和20 kPa 時燃油體積分?jǐn)?shù)云圖。當(dāng)控制口壓力為1 kPa 時，小孔位置處（Out 1）云圖顯示為紅色，表明該處流量較大；反觀圖8（b），在控制口壓力達(dá)到20 kPa 時，Out 3 位置處燃油流量較大，而Out 1 位置處基本沒有燃油流出，證實了上述結(jié)論。

圖8 不同控制口壓力下的燃油體積分?jǐn)?shù)云圖Fig.8 Contour maps of fuel volume fraction under different control port pressures

當(dāng)控制口壓力p2分別為10 和20 kPa 時，進(jìn)入浮子腔的燃油流量分別為16.5 和27.8 mL/s，在輸油時間為10 s 的前提下，上浮子均將提前浮起。仿真結(jié)果表明，進(jìn)入浮子腔的燃油流量隨雙油面控制器控制口壓力的增大而加快；當(dāng)壓力達(dá)到一定值，浮子腔內(nèi)燃油率先積累至臨界值，上浮子浮起，輸油過程提前中止，即出現(xiàn)前文所述的異常情況。

3 結(jié)構(gòu)優(yōu)化及試驗驗證

從圖8 可知，p1（或p2）低時，燃油從鐘形活門處流出的形式是“涌出”；p1（或p2）壓力高時為“噴出”。“涌出”時流場較為穩(wěn)定，幾乎沒有燃油會越過殼體上的隔板進(jìn)入浮子腔；“噴出”時則會有大量的燃油順著上浮子搖臂進(jìn)入浮子腔。因此可在燃油噴射路徑上設(shè)置障礙，如搖臂零件處增設(shè)阻隔板（圖4）。

試驗驗證是保證輸油系統(tǒng)正常工作的重要前提。組建了燃油系統(tǒng)綜合模擬試驗臺，來對雙油面控制器的性能進(jìn)行驗證。試驗測試原理如圖9 所示，增壓加油組件可實現(xiàn)對入口壓力的調(diào)節(jié)，透明試驗油箱的設(shè)置方便觀察燃油流動軌跡和記錄油面高度差，試驗結(jié)束后，燃油受回油組件控制流入初始油箱。儀器參數(shù)見表3。

圖9 試驗原理圖Fig.9 Test schematic diagram

表3 試驗儀器參數(shù)Table 3 Test instrument parameters

據(jù)悉，全飛行包線范圍內(nèi)加油控制活門入口壓力p1理論最大值可能達(dá)到80 kPa，故將模擬試驗中入口壓力p1考核值設(shè)置為50、60、70 和80 kPa 四個等級。

傳統(tǒng)的單油面控制器首先被測試，結(jié)果記錄于表4。數(shù)據(jù)顯示，在單油面控制器作用下，輸油開始與停止界面的高度差始終為9 mm。短暫的輸油過程，極易造成左右機(jī)翼輸油不平衡問題；不僅如此，輸油活門和控制附件頻繁的工作也會導(dǎo)致自身壽命的減少，降低系統(tǒng)的可靠性。

表4 單油面控制器性能測試數(shù)據(jù)Table 4 Performance test data of the single oil surface controller

對優(yōu)化前的雙油面控制器進(jìn)行測試，油面位置的測量值列于表5。顯然，當(dāng)p1≤60 kPa 時，油面差可達(dá)到約70 mm，能夠大大延長輸油時間，符合設(shè)計期望。而p1≥70 kPa，對應(yīng)進(jìn)油壓力p2≥11 kPa時，部分燃油受高壓作用噴射入浮子腔，上浮子提前浮起，輸油中止，此時油面的高度差縮小至10 mm 以內(nèi)，雙油面控制器退化為單油面控制器，無法再拉開期望的油面差。對于優(yōu)化前的雙油面控制器，其是否能正常工作的轉(zhuǎn)折點發(fā)生在p1≈65 kPa（p2≈9 kPa）處。

表5 優(yōu)化前雙油面控制器性能測試數(shù)據(jù)Table 5 Performance test data of double oil surface controller before optimization

同樣，對優(yōu)化后的雙油面控制器進(jìn)行測試，詳細(xì)的測量值被列于表6。在測試范圍內(nèi)，上下油面的控制距離穩(wěn)定在60～80 mm；高入口壓力試驗中觀察到燃油受到搖臂零件上擋油板的阻擋，幾乎不再噴射入浮子腔。優(yōu)化后的雙油面控制器在全包線范圍內(nèi)達(dá)到預(yù)期效果，形成穩(wěn)定的油面差。

表6 優(yōu)化后的雙油面控制器性能測試數(shù)據(jù)Table 6 Performance test data of double oil surface controller after optimization

綜上所述，優(yōu)化后的雙油面控制器功能邏輯符合實際需求。試驗再次證實雙油面控制器內(nèi)部流場的分布最直接的影響因素為加油控制活門入口壓力p1。相較于單油面控制，優(yōu)化后的雙油面控制器在全包線范圍內(nèi)延長了輸油控制系統(tǒng)的工作時間，有效消除左右機(jī)翼輸油不平衡問題，保障了飛行安全。

4 結(jié) 論

為徹底解決某型機(jī)左右機(jī)翼輸油不平衡故障，本文基于其輸油控制原理，對雙油面控制器進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)，取得良好效果。經(jīng)過分析與試驗，得出如下結(jié)論：

（1）傳統(tǒng)的單油面控制器輸油系統(tǒng)引發(fā)左右機(jī)翼輸油不平衡的原因可歸結(jié)為打開與關(guān)閉油面高度差較小，導(dǎo)致單次輸油時間極短。較短的時間內(nèi)，左右輸油控制活門未能及時地處于完全打開狀態(tài)，形成輸油差異并隨時間累積。

（2）基于CFD 的仿真分析表明，雙油面控制器鐘形活門處排油有“涌出”與“噴出”兩種形式，與控制腔引壓壓力相關(guān)。引壓壓力低時，排油表現(xiàn)為“涌出”，引壓壓力高時，排油表現(xiàn)為“噴出”。

（3）試驗表明，優(yōu)化措施有效、可靠。在上浮子搖臂上設(shè)計阻隔板，解決了高入口壓力下雙油面控制器失效的問題。優(yōu)化后的控制器，在全飛行包線范圍內(nèi)均能拉開期望的油面差，是單油面控制器的數(shù)倍，大大延長了單次輸油時間，消除了左右機(jī)翼輸油不平衡問題，值得其他機(jī)型推廣借鑒。