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    飛機(jī)油面控制器結(jié)構(gòu)優(yōu)化及試驗研究

    2022-10-11 13:00:22凡佳飛邱恩舉蔡登安周光明
    關(guān)鍵詞:油面活門浮子

    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。

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