面向系統工程的直升機燃油系統仿真驗證

佘士嚴 徐云山 趙 輝 郭玉強

（1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001；2.中國人民解放軍95966 部隊，黑龍江 哈爾濱 150060）

0 引言

基于系統工程的直升機研發設計不僅可以降低研發流程中的成本和風險，而且還可以增強對總體的宏觀把控和設計的邏輯性[1]。為了解決在直升機型號研制實踐中實物驗證試驗成本高、周期長的問題，研究虛擬仿真代替實物試驗的可行性具有重要意義。

1 系統工程V 模型

系統工程作為一種貫穿大型復雜系統全生命周期研發階段的方法論，廣泛應用于航天、航空等工程領域。

狹義上的系統工程僅指將用戶需求轉化為系統產品的系統工程過程[2]。V 模型是狹義系統工程應用流程可視化表達的經典模型，如圖1 所示。其作為系統工程實施的基礎，V 模型的左側自上而下對各層級的需求進行分解，逐層級完成系統設計、分析過程。V 模型的右側自下而上完成各層級的集成和驗證過程。V 模型側重需求分析與用戶需求反復迭代和演化的過程，采用V 模型研發直升機燃油系統可以保證成附件、子系統以及整個燃油系統始終滿足整機要求，在論證和設計階段具有指導意義[3]。

圖1 系統工程V 模型

直升機型號研制實踐中通常將V 模型右側的集成驗證分為虛擬驗證和實物驗證2 種模式。采用實物驗證需要搭建試驗臺架模擬真實飛行場景，不可避免地需要面對試驗成本高、周期長的問題。采用高置信度的虛擬仿真方法對系統的功能邏輯和性能指標進行驗證則可以大幅降低驗證成本，縮短研制周期。

2 燃油系統工作原理

2.1 燃油系統組成

燃油系統的工作原理如圖2 所示。其中，燃油箱貯存直升機任務剖面所規定的燃油，由1 號、2 號、3 號、4 號以及6 號油箱組成（2 號、3 號油箱為供油箱，1 號、4 號以及6 號油箱為儲油箱）。

圖2 燃油系統工作原理

油箱通氣系統由外部通氣管和內部通氣管組成。1 號、4 號油箱分別通過外部通氣管直接連通大氣；2 號、3 號以及6 號油箱通過內部通氣管與1 號、4 號油箱相連。

各油箱間通過下部連通管與上部連通管相連，使燃油可以在各油箱間的轉輸。底部連通管安裝重力單向閥，只允許燃油從儲油油箱流向供油油箱。

在4 號油箱后部右側安裝重力加油口和壓力加油口，可以采用重力加油或壓力加油的方式實現燃油箱加油以及部分燃油的壓力抽油。

2.2 壓力加油工況

當進行壓力加油且達到所要加入的燃油量時，浮子閥工作切斷壓力加油開關，停止壓力加油。如果壓力加油無法正常切斷，就可以通過溢流閥將多余燃油排出機外，避免油箱超壓。當進行壓力加油時，各油箱的加注順序如下：首先，通過4 號油箱與6 號油箱間的下部連通管從4 號油箱流向6 號油箱。其次，燃油通過6 號油箱與2 號、3 號油箱間的下部連通管從6 號油箱流向2 號、3 號供油箱。最后，燃油通過2 號、3 號供油箱與1 號油箱間的上部連通管從供油箱流向1 號油箱。

在壓力加油的過程中，油箱內部的空氣壓力應始終維持在安全閾值內，否則將破壞油箱結構，造成安全隱患。

2.3 正常飛行供油工況

燃油系統包括左、右2 套獨立的供油系統，分別向1號發動機和2 號發動機供油。供油系統除了向發動機增壓供油外，還為引射泵提供引射流。供油管路上安裝了壓力傳感器，以監測供油壓力。當發動機出現火警時，飛行員可以根據需要切斷向發動機的燃油供應。

由于該型號的燃油箱沿機身航向分布，在正常飛行過程中可能會出現變化較大的航向燃油重心，因此需要精心設計燃油的消耗順序，優先消耗遠離直升機旋翼中心軸位置的油箱中的燃油，以確保航向燃油重心始終在安全的范圍內。

3 燃油系統仿真分析

壓力加油系統和供油系統是飛機燃油系統重要的子系統，利用虛擬仿真手段可以對壓力加油和正常飛行供油過程進行仿真模擬，縮短研制周期，降低研發成本[4]。AMESim是一個應用于航空航天、車輛以及工程機械等多學科領域的包括流體、機械、電氣以及控制等復雜系統建模和仿真的優選平臺[5-6]。通過AMESim 仿真平臺可以使用戶更方便、更快速地對系統元件進行建模，不需要計算機編程以及推倒復雜的數學模型。

該文使用AMESim 軟件，根據燃油系統工作原理搭建了直升機燃油系統模型，包括燃油箱、油箱連通管、油箱通氣口和壓力加油口等關鍵部件，如圖3 所示。

圖3 燃油系統AMESim 仿真模型

3.1 壓力加油工況仿真

3.1.1 壓力加油工況

采用真實工況下壓力加油車的相關參數，壓力加油流量為19.4 m3/h，壓力加油壓力為379211.63 Pa，加注燃油量為2616 L。

在模擬壓力加油車向直升機壓力加油的過程中，采集各油箱中燃油加注曲線和加注時間。

3.1.2 仿真結果及分析

通過仿真可以完整掌握壓力加油過程中整個燃油系統的狀態變化情況，包括各油箱內燃油量的變化、各油箱燃油的重心位置變化、油箱連通管以及通氣管內部介質流動狀態（包括流動介質類型、流向以及流量）等。

例如在第0 s、第100 s、第250 s 和第373 s 燃油箱箱中燃油的分布情況（如圖4 所示）如下：1） 在第0 s，各燃油箱處于空狀態，此時開始壓力加油。2） 在第100 s，2 號、3號以及6 號油箱已加滿，燃油繼續加注到4 號油箱，同時又通過1 號油箱的高位連通管由2 號、3 號油箱流入1 號油箱。3） 在第250 s，1 號、2 號、3 號以及6 號油箱已加滿，燃油繼續加注到4 號油箱。4） 在第373 s，所有油箱全部加滿。

圖4 壓力加油工況燃油加注情況

結合各油箱燃油量-時間變化曲線（如圖5 所示）可知，當壓力加油時，各油箱中燃油加注順序符合第2.2 節描述的加油過程。在重力單向閥的作用下，同一時刻，相連油箱的液面高度基本相同，液面高度差由重力單向閥流阻決定。

圖5 壓力加油油箱燃油量曲線

由仿真計算結果可知，壓力加油加滿油的總時長為478 s，真實試驗時加滿油的時長為489 s，誤差僅為11 s，滿足工程精度要求。

3.2 正常飛行供油工況仿真

3.2.1 正常飛行供油工況

為了更真實地模擬正常飛行時燃油的消耗過程，根據外場試飛數據建立發動機的耗油模型。根據增壓泵、切斷閥等實物產品的實測數據定義AMESim 各相應元器件的性能參數。

按照正常飛行程序向發動機供油，采集各油箱中燃油消耗曲線和重心變化曲線。

3.2.2 仿真結果及分析

通過仿真可以完整掌握正常飛行過程中整個燃油系統的狀態變化情況。

例如在第565 s、5565 s、6565 s以及8565 s 燃油系統的相關狀態（如圖6 所示）如下：1） 在第565 s，各油箱處于滿油狀態。2） 供油5565 s時，4 號、6 號油箱燃油基本耗盡。3） 供油6565 s 時，1 號油箱燃油消耗過半。4） 供油8565 s 時，各油箱燃油基本耗盡。

圖6 正常飛行供油工況燃油消耗情況

結合各油箱的燃油量-時間變化曲線（如圖7 所示）可知，當正常飛行時，各油箱中燃油的消耗順序符合設計預期。

圖7 正常飛行供油油箱燃油量曲線

4 試驗結果對比

4.1 試驗臺搭建及試驗程序

將燃油系統及其附屬結構安裝在試驗臺上（如圖8 所示），執行壓力加油試驗程序：斷開浮子閥開關，將燃油系統連通附屬結構并固定在試驗臺上，再將試驗臺置于測試姿態。在1 號油箱和4 號油箱內部安裝壓力表，監測油箱內部壓力。將壓力加油進口處壓力設置為379211.63 Pa，執行完整的地面壓力加油過程，直至加滿油。

圖8 燃油系統試驗臺架搭建

壓力加油結束后，執行正常供油試驗程序：啟動燃油泵，向發動機正常供油。當供油箱燃油液面降至燃油泵穩定吸油口坐標時，結束供油。實時采集每個油箱中顯示的燃油量，以測算燃油重心數據。

4.2 對比分析

4.2.1 壓力加油工況油箱內氣壓變化

分析壓力加油過程中油箱內部氣壓變化的試驗結果和仿真結果，分別如圖9、圖10 所示。

圖9 油箱氣壓試驗結果

圖10 油箱氣壓仿真結果

對仿真結果和試驗結果進行分析可以得到以下結果：1） 在壓力加油的過程中，油箱內部氣壓變化的仿真結果曲線基本反映了實物試驗結果曲線的特征。2） 對1 號油箱的氣壓峰值來說，仿真結果為15800 Pa，試驗結果為17400 Pa，相對誤差約為9.1%。對4 號油箱的氣壓峰值來說，仿真結果約為5500 Pa，試驗結果為6000 Pa，相對誤差為8.3%。3） 在300 s～400 s，4 號油箱氣壓為穩定值，仿真結果為2000 Pa，試驗結果為2000 Pa。

根據上述分析結果可知，壓力加油工況的仿真基本反映了實物試驗的特征且仿真結果具有較高的置信度，具備代替實物試驗的可能性。

4.2.2 正常飛行供油工況燃油重心變化

分析直升機正常飛行過程中燃油重心變化的仿真結果和試驗結果，如圖11 所示。

圖11 燃油重心變化對比曲線

對仿真結果和試驗結果進行分析可以得到以下2 個結論：1） 在正常飛行過程中，燃油重心變化的仿真結果曲線與試驗結果曲線基本一致。2） 油箱中總燃油量為500 L～750 L時出現較小的偏差，誤差最大值為100 mm，相對誤差約為1.5%，完全滿足工程精度要求。

根據上述對比分析結果可知，在正常飛行供油工況下，燃油重心變化的仿真結果與真實飛行場景基本一致，可以替代實物進行試驗。

5 結語

該文以某型民用直升機地面壓力加油和正常飛行供油工況為例，構建了燃油系統仿真模型，開展了虛擬仿真方法代替實物試驗的可行性研究，結論如下：1） 在地面壓力加油工況下，仿真所得的油箱中燃油加注順序與實物試驗結果基本一致；加油時間、油箱內氣壓變化的仿真結果與試驗結果誤差較小，基本反映了實物試驗的真實運行狀態，具備替代實物試驗的可能性。2） 在正常飛行供油工況下，燃油重心變化的仿真結果與試驗結果曲線基本一致，相對誤差僅為1.5%，可以替代實物進行試驗。