飛機油面控制器結構優化及試驗研究

劉 祎，凡佳飛，邱恩舉，王 璐，任 濤，蔡登安，周光明

（1.中國航空工業集團公司金城南京機電液壓工程研究中心，南京 211106；2.空軍裝備部駐上海地區軍事代表局駐南京地區第三軍事代表室，南京 211106；3.南京航空航天大學機械結構力學及控制國家重點實驗室，南京 210016）

飛機燃油系統作為整架飛機的核心系統之一，擔當著保證飛行安全、激發飛機性能等使命和責任，其主要作用不僅是向發動機持續不斷且穩定可靠地提供燃油；同時還扮演調節飛機重心、冷卻機載相關設備的角色。伴隨著對飛機性能極致的追求，現代飛機燃油系統呈現零件數目多、附件種類雜、構成復雜、維修困難等特點［1］。

學者對飛機燃油系統的研究也愈發廣泛，涵蓋技術分析、產品優化設計、地面模擬試驗及故障診斷等多方面［2-4］。楊波等［5］系統地介紹了燃油系統各模塊的工作原理。段福寬等［6］解決了飛行姿態導致的油量讀數偏差這一問題，為油量傳感器的設計提供了理論依據。此外，靳國濤等［7］、高澤海等［8］分別對左右機翼輸油不平衡、供油增壓泵葉片磨損導致系統性能退化等故障進行了分析。技術的發展離不開可靠的試驗。朱紅等［9］提出了燃油系統全尺寸地面試驗邊界條件的模擬方法及相關數據測控系統的設計策略，具有極高的工程實用價值。

燃油系統體量龐大，構造復雜。當飛機輸油不平衡時，可能會造成左右機翼中油量有很大差異，導致重心偏移，會對飛機操縱造成影響，甚至危及飛行安全。例如某型飛機裝掛機翼副油箱飛行，偶發兩側副油箱輸油速度不一致問題，最大相差有時可達500 kg。目前的解決措施是設置一個告警點，當左右機翼油量差值超過該值時，發出告警信息，使空勤人員采取提前返航等應急處置措施。如此一來，直接影響飛行任務的執行，降低了效率。

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

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

雙油面控制器的設計，拉大了輸油系統打開油面與關閉油面的高度差，延長了單次輸油的持續時間，理論上可降低了左右機翼輸油不平衡的風險。

但是，實際應用中仍然發現在某些入口壓力下，控制器的實際工作情況和設計目標差異較大等現象。鑒于此，本文在介紹雙油面控制器的工作原理基礎上，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。在此基礎上優化了結構，并通過試驗對優化前后的關閉和打開油面差進行了測量。油面控制器的優化改進，從根源上杜絕了故障發生，改善了輸油系統的工作穩定性，進一步保障了飛機飛行安全，對后續產品優化有重大借鑒意義。

1 油面控制器的工作原理和存在問題

1.1 工作原理

軍用飛機燃油傳輸系統多采用增壓輸油技術，某型飛機從左右兩機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，經輸油控制活門、加油控制活門后到達供油箱。加油控制活門是否開啟受油面控制器控制。

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

原方案為單浮子結構，構造原理如圖2 所示，當供油箱內油面高到一定程度時，浮子上浮，鐘形活門關閉，使得加油控制活門的控制腔建壓關閉，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、關閉油面為同一油面，但實際受摩擦力、油壓、振動、飛行姿態等因素影響，打開油面與關閉油面存在5～10 mm 的高度差［13］。

圖2 單油面控制器結構原理圖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、關閉過程（通常不超過3 s）的性能表現互異，影響短時輸油油量。而該結構下油面上升不超過10 mm 即輸油中止，單次輸油持續時間很短，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象。

顯然，增加單次輸油的持續時間，使活門盡可能工作在全開的穩定狀態，可以使單次飛行左右機翼副油箱油量偏差控制在一個較小的、可接受的范圍內，實現左右機翼輸油的相對平衡。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閉油面，實現打開與關閉油面的單獨控制。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，浮子腔內油液經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。輸油過程持續到供油箱內油面上升至打開油面時，下浮子浮起，排油口封閉；繼續輸油，油面再上升至關閉油面，燃油通過上窗口進入浮子腔，上浮子組件浮起，鐘形活門關閉建壓，加油控制活門關閉，輸油結束。

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

1.2 實際應用中存在的問題及分析

實際產品中測試顯示，副油箱增壓上升后，油面差逐漸減少，當達到某一上限值時，供油箱出現關閉油面控制異常的情況，即油面未上升至關閉油面，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，遠低于設計值。

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

測試發現，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，不會進入浮子腔。但如果調高控制口壓力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，出現上浮子提前浮起、輸油中止的異常情況［14］。

工作時，進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 注 見 圖4，僅Out 3 方向燃油會進入浮子腔。

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，浮子腔內需再進油140 mL 時，可使上浮子剛好浮起關閉鐘形活門，結束單次輸油過程。

圖3 雙油面控制器結構原理圖Fig.3 Structural schematic diagram of double oil surface controller

2 雙油面控制器內部流場模擬

2.1 物理模型

選取雙油面控制器內腔流道為研究模型，并對該結構作適當的簡化，以內壁面為邊界，忽略外部結構與壁面厚度。如圖5 所示，結構尺寸見表1。

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

表1 雙油面控制器內腔流道的結構尺寸Table 1 Structural dimension of the inner chamber flow path of the double oil surface controller

2.2 數學建模

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

雙油面控制器內腔的流動可視為湍流流動，湍流模型采用標準k-ε兩方程模型，控制方程組的離散格式為一階迎風，通過耦合解法對離散的方程組進行求解。計算中，固體壁面為無速度滑移和無質量滲透，采用標準壁面函數處理。考慮到結構內部液-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。

雙油面控制器內腔流道結構復雜，為確保計算精度，必須賦予高質量的網格。選用六面體和四面體相結合進行網格劃分，在流動變化較劇烈的地方對其局部網格加密，保證了數值模擬具有良好的收斂性。生成的網格如圖6 所示。

圖6 網格劃分圖Fig.6 Mesh generation

2.3 仿真結果及分析

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

圖7 p2=5 kPa 時燃油體積分數變化情況Fig.7 Change of fuel volume fraction when p2=5 kPa

流場穩定后，3 個排出方向的流量列于表2，約有16%的燃油進入浮子腔，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，則期間浮子腔內進油量為

計算結果表明，Q1遠低于140 mL，因此上浮子不會提前浮起。該結論與地面試驗及多數裝機試驗情況相一致。

進一步分析發現，3 個出口位置的流量與控制口壓力p2密切相關。控制口進油壓力p2越低，小孔流出（Out 1）占比越大；反之p2越大，噴射進入浮子腔內（Out 3）的燃油越多。圖8 為控制口壓力p2分別在1 和20 kPa 時燃油體積分數云圖。當控制口壓力為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，證實了上述結論。

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

當控制口壓力p2分別為10 和20 kPa 時，進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。仿真結果表明，進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；當壓力達到一定值，浮子腔內燃油率先積累至臨界值，上浮子浮起，輸油過程提前中止，即出現前文所述的異常情況。

3 結構優化及試驗驗證

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”時流場較為穩定，幾乎沒有燃油會越過殼體上的隔板進入浮子腔；“噴出”時則會有大量的燃油順著上浮子搖臂進入浮子腔。因此可在燃油噴射路徑上設置障礙，如搖臂零件處增設阻隔板（圖4）。

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

圖9 試驗原理圖Fig.9 Test schematic diagram

表3 試驗儀器參數Table 3 Test instrument parameters

據悉，全飛行包線范圍內加油控制活門入口壓力p1理論最大值可能達到80 kPa，故將模擬試驗中入口壓力p1考核值設置為50、60、70 和80 kPa 四個等級。

傳統的單油面控制器首先被測試，結果記錄于表4。數據顯示，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致自身壽命的減少，降低系統的可靠性。

表4 單油面控制器性能測試數據Table 4 Performance test data of the single oil surface controller

對優化前的雙油面控制器進行測試，油面位置的測量值列于表5。顯然，當p1≤60 kPa 時，油面差可達到約70 mm，能夠大大延長輸油時間，符合設計期望。而p1≥70 kPa，對應進油壓力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，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。對于優化前的雙油面控制器，其是否能正常工作的轉折點發生在p1≈65 kPa（p2≈9 kPa）處。

表5 優化前雙油面控制器性能測試數據Table 5 Performance test data of double oil surface controller before optimization

同樣，對優化后的雙油面控制器進行測試，詳細的測量值被列于表6。在測試范圍內，上下油面的控制距離穩定在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。優化后的雙油面控制器在全包線范圍內達到預期效果，形成穩定的油面差。

表6 優化后的雙油面控制器性能測試數據Table 6 Performance test data of double oil surface controller after optimization

綜上所述，優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，優化后的雙油面控制器在全包線范圍內延長了輸油控制系統的工作時間，有效消除左右機翼輸油不平衡問題，保障了飛行安全。

4 結 論

為徹底解決某型機左右機翼輸油不平衡故障，本文基于其輸油控制原理，對雙油面控制器進行優化改進，取得良好效果。經過分析與試驗，得出如下結論：

（1）傳統的單油面控制器輸油系統引發左右機翼輸油不平衡的原因可歸結為打開與關閉油面高度差較小，導致單次輸油時間極短。較短的時間內，左右輸油控制活門未能及時地處于完全打開狀態，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。引壓壓力低時，排油表現為“涌出”，引壓壓力高時，排油表現為“噴出”。

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