直升機(jī)燃油系統(tǒng)部分附件抗墜毀設(shè)計(jì)綜述

任憲文，馬智勇

(海裝上海局駐南京地區(qū)第四軍事代表室，江蘇 南京 211106)

0 引言

與固定翼飛機(jī)相比，直升機(jī)由于飛行高度低、飛行氣候條件復(fù)雜、任務(wù)危險(xiǎn)性高等原因，出現(xiàn)事故及意外情況的概率要高得多，因此直升機(jī)的設(shè)計(jì)更關(guān)注失事時(shí)對飛機(jī)和乘員的保護(hù)，想方設(shè)法提高直升機(jī)的墜撞安全性。根據(jù)研究[1]，在直升機(jī)墜毀事故中，乘員生存的可能性取決于以下幾方面：直升機(jī)結(jié)構(gòu)的抗墜毀性，系留系統(tǒng)強(qiáng)度，乘員加速度環(huán)境，乘員環(huán)境危險(xiǎn)，墜后危險(xiǎn)。

燃油系統(tǒng)中，與抗墜毀設(shè)計(jì)相關(guān)聯(lián)的主要是墜后危險(xiǎn)，即直升機(jī)墜毀后因燃油泄漏引起失火、爆炸，從而對乘員的脫險(xiǎn)和生存帶來威脅。西方國家的直升機(jī)發(fā)展歷程表明，采用抗墜毀設(shè)計(jì)的燃油系統(tǒng)能夠明顯降低直升機(jī)墜毀后的失火概率。美國聯(lián)邦航空條例之FAR-27《正常類旋翼航空器適航規(guī)定》、FAR-29《運(yùn)輸類旋翼航空器適航規(guī)定》都對燃油系統(tǒng)的抗墜撞性做出了明確規(guī)定。

在直升機(jī)墜毀事故中，燃油泄漏一般由兩方面的原因引起，一個(gè)是燃油箱破損，另一個(gè)是燃油管路損壞。

1 燃油箱附件的抗墜毀設(shè)計(jì)

可能導(dǎo)致燃油箱破損而引起燃油泄漏的因素很多，在設(shè)計(jì)上都需要一一加以考慮，并采取相應(yīng)的措施予以解決。圖1為美國“休伊”直升機(jī)的局部抗墜毀燃油系統(tǒng)，標(biāo)示出了與燃油箱相關(guān)聯(lián)的抗墜毀設(shè)計(jì)部位。燃油箱的抗墜設(shè)計(jì)主要體現(xiàn)在兩方面：一個(gè)是燃油箱材料強(qiáng)度要足夠，要有良好的拉伸延展性能，確保在墜撞沖擊下自身不會(huì)破裂；另一方面與燃油箱相連接的管路、接頭要有足夠的強(qiáng)度，不會(huì)在墜撞中失效導(dǎo)致漏油[2]。本文關(guān)注燃油附件抗墜毀設(shè)計(jì)，抗墜毀燃油箱的強(qiáng)度問題暫不作討論。

圖1 美國UH-1C/D直升機(jī)燃油箱抗墜毀設(shè)計(jì)

燃油箱內(nèi)及壁面上一般安裝了各種燃油附件和管路，以實(shí)現(xiàn)加油、通氣、燃油轉(zhuǎn)輸?shù)裙δ埽瑸楸ＷC在墜毀情況下，這些燃油附件不會(huì)帶來不利影響，其安裝應(yīng)遵循以下原則：附件及管路表面要圓滑過渡，避免尖角、銳邊等可能刺破油箱的結(jié)構(gòu)；安裝在油箱底部附件板上的燃油附件，其高度應(yīng)盡可能少地突出油箱表面，避免墜毀時(shí)承受過多的沖擊載荷。

圖2所示為國產(chǎn)某型直升機(jī)壓力加油閥的改進(jìn)情況。在研制初期，因?qū)θ加拖涞目箟嫐б罄斫獠粔蛏羁蹋a(chǎn)品安裝于油箱底部附件板上，接口部分(與加油軟管連接)突出油箱底部近70mm，且為剛性金屬接頭，如圖2a所示。在該型燃油箱進(jìn)行抗墜毀試驗(yàn)時(shí)，加油閥突出油箱底部太多，在油箱底部蜂窩結(jié)構(gòu)變形吸收墜落能量的同時(shí)，加油閥本身也承受了很大的墜落沖擊載荷，導(dǎo)致加油閥連接板從根部斷裂，燃油箱中的試驗(yàn)用水大量泄漏，試驗(yàn)失敗。為了解決這個(gè)問題，進(jìn)行了反復(fù)的分析論證，包括更改加油閥的安裝位置，加油閥接頭增加易碎設(shè)計(jì)等方案，但都因改動(dòng)量大、設(shè)計(jì)難度高等原因未予實(shí)施，而采取了將加油閥接頭設(shè)計(jì)成非金屬軟接頭的形式，如圖2b所示，才最終通過抗墜毀試驗(yàn)。因此，在設(shè)計(jì)初期就高度重視油箱附件的抗墜毀能力，是直升機(jī)燃油附件設(shè)計(jì)的基本原則。

圖2 加油閥抗墜毀設(shè)計(jì)更改示意圖

在燃油箱附件中，通氣浮子活門的設(shè)計(jì)滿足燃油箱的抗墜毀要求也是一項(xiàng)重要的研究內(nèi)容。為了保證飛機(jī)燃油箱在正常工作情況下保持通氣，在大姿態(tài)情況下防止燃油溢入通氣管，一般在通氣管與油箱的連接處裝有通氣浮子活門，如圖3a所示。這種設(shè)計(jì)在固定翼飛機(jī)的燃油箱通氣系統(tǒng)中得到了廣泛應(yīng)用，但應(yīng)用在直升機(jī)燃油箱中，是無法滿足抗墜毀要求的：當(dāng)燃油箱在墜落過程中或墜落后處于倒置狀態(tài)，很顯然，通氣浮子活門處于打開狀態(tài)，將不可避免地出現(xiàn)燃油泄漏。解決這一問題的方法是在浮子活門倒置時(shí)，利用重力作用強(qiáng)迫浮子向活門關(guān)閉方向運(yùn)動(dòng)，如圖3b所示，并且這種結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不能影響燃油箱正置時(shí)通氣浮子活門的正常工作。

圖3 通氣浮子活門抗墜毀結(jié)構(gòu)

另外，安裝在燃油箱表面的附件板以及安裝在附件板上的附件，如燃油增壓泵、放油閥等在燃油箱墜撞情況下可能受到?jīng)_擊載荷的結(jié)構(gòu)，在設(shè)計(jì)時(shí)也應(yīng)充分考慮具備足夠的強(qiáng)度，以防止破損或失效所帶來的燃油泄漏。目前，國內(nèi)隨著對直升機(jī)燃油系統(tǒng)抗墜毀研究的進(jìn)一步深入，關(guān)于這方面的要求也越來越清晰。

2 管路附件的抗墜毀設(shè)計(jì)

在墜毀情況下，直升機(jī)燃油管路阻止燃油泄漏比燃油箱阻止燃油泄漏的難度要高得多，所要考慮的因素以及實(shí)際情況也要復(fù)雜得多，這需要在燃油系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)時(shí)就考慮哪些燃油管路是容易損壞的以及在什么位置容易損壞。

直升機(jī)的燃油管路一般為非金屬的柔性管路，具有很好的延伸能力，并且管路的固定都采用易碎結(jié)構(gòu)，保證在墜撞條件下管路能夠充分拉伸而不會(huì)破損。但這還遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠，在很多情況下，由于受限等各種原因，燃油管路仍然要承受超出自身強(qiáng)度的載荷，這就需要設(shè)置薄弱環(huán)節(jié)，在燃油管路承受超出強(qiáng)度范圍的載荷時(shí)按設(shè)計(jì)人員的意愿進(jìn)行受控的斷裂，最大可能地提高燃油系統(tǒng)的抗墜毀性能。這種燃油管路受控?cái)嗔训淖詈眯问绞亲悦芊饣铋T，它在西方先進(jìn)的抗墜毀燃油系統(tǒng)中得到大量應(yīng)用[3]。圖4所示為自密封活門薄弱環(huán)節(jié)的受力示意圖。如圖所示，自密封活門固定在飛機(jī)結(jié)構(gòu)(如防火墻、框等)上，當(dāng)兩端燃油管路的載荷大于設(shè)計(jì)值時(shí)，活門從薄弱環(huán)節(jié)處斷開，保護(hù)燃油管路不受損壞。自密封活門薄弱環(huán)節(jié)的設(shè)計(jì)非常關(guān)鍵，它的斷開力既要保證在燃油系統(tǒng)正常工作載荷下不會(huì)意外斷開，又要確保在燃油管路最薄弱之處受損前斷開。根據(jù)國外研究經(jīng)驗(yàn)，自密封活門的斷開載荷應(yīng)在燃油導(dǎo)管最薄弱元件的最小破壞載荷的20%～50%之間，并且斷開載荷應(yīng)大于連接位置上正常工作和使用載荷的5倍。為避免維護(hù)中活門意外斷開，斷開載荷還不應(yīng)小于300磅。相關(guān)規(guī)定和數(shù)據(jù)可參考美國軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-1290A(AV)輕型固定翼和旋轉(zhuǎn)翼航空器的耐墜撞性。

圖4 自密封活門受力示意圖

自密封活門薄弱環(huán)節(jié)斷裂后，為了阻止管路中的燃油泄漏，一般采取自密封結(jié)構(gòu)，如圖5所示，當(dāng)薄弱環(huán)節(jié)斷裂后，活門分離為兩部分，每一部分的自密封結(jié)構(gòu)在彈簧力作用下回關(guān)，封閉燃油管路。

圖5 自密封結(jié)構(gòu)

燃油管路的抗墜毀設(shè)計(jì)還體現(xiàn)在供油管路的封閉上。在某種墜撞情況下，燃油管路并沒有損壞，這時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)不工作，必須要切斷向燃油管路的供油。在20世紀(jì)80年代，F(xiàn)AA組織研制了兩種溢流控制閥，并應(yīng)用到輕型直升機(jī)上，作用就是在發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)中斷供油管的供油[4]。圖6所示為其中的一種溢流控制閥，該閥靠由發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的油泵提供打開壓力，推開提動(dòng)閥，實(shí)現(xiàn)供油主管路的燃油供給；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)，控制腔失去油泵壓力，提動(dòng)閥在彈簧力的作用下關(guān)閉，供油管路切斷。由于該閥在啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)處于關(guān)閉狀態(tài)，因此需要提前手動(dòng)打開提動(dòng)閥，當(dāng)控制壓力腔完全建立起壓力后，再關(guān)閉手動(dòng)控制，使溢流控制閥完全處于油泵壓力控制狀態(tài)。

圖6 溢流控制閥原理

3 抗墜毀設(shè)計(jì)研究方向

目前，國內(nèi)直升機(jī)抗墜毀燃油系統(tǒng)附件設(shè)計(jì)已取得一些研究成果，并在一些型號中進(jìn)行了應(yīng)用，但還不夠完善，需要從以下各方面開展更深入的研究。

1)自密封活門的試驗(yàn)研究

目前，國內(nèi)直升機(jī)燃油系統(tǒng)已經(jīng)采用了國產(chǎn)的自密封活門，但僅使用在主供油管路上，使用部位還不夠全面，不能保證大多數(shù)燃油管路在墜撞下的可靠保護(hù)；而且采用的薄弱環(huán)節(jié)斷開結(jié)構(gòu)依據(jù)的主要是理論計(jì)算和靜載荷試驗(yàn)，還缺乏動(dòng)載荷條件下的試驗(yàn)研究，缺乏更接近于實(shí)際墜撞條件下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。

2)供油管路封閉技術(shù)研究

針對在直升機(jī)墜毀時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)不工作的情況下如何封閉供油管路，國內(nèi)的燃油系統(tǒng)設(shè)計(jì)人員曾進(jìn)行過研究，并體現(xiàn)在裝于某型直升機(jī)的供油選擇閥上。但雙發(fā)斷油模式的切換需要給該閥一個(gè)控制指令，并且需要一定的時(shí)間進(jìn)行切換(不大于2秒)。在直升機(jī)墜落的緊迫情況下，該指令能否有效地給出，能否通過供油選擇閥得到可靠執(zhí)行，還需要進(jìn)行深入的分析和試驗(yàn)，明確采用電控方式進(jìn)行墜毀情況下供油管路的封閉是否有效、可靠。FAA組織通過溢流控制閥實(shí)現(xiàn)供油管路封閉也是一個(gè)研究方向。

3)燃油附件抗墜毀細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)

國內(nèi)對燃油系統(tǒng)附件的抗墜毀研究已獲得一些經(jīng)驗(yàn)。基于直升機(jī)墜撞情況的復(fù)雜性以及試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果的隨機(jī)性，可供借鑒和參考的標(biāo)準(zhǔn)、資料很有限。因此，科學(xué)、嚴(yán)謹(jǐn)?shù)姆治龊图?xì)節(jié)設(shè)計(jì)顯得尤其重要。