0 引言
飞机上各组油箱燃油的消耗是按确定的顺序进行的,在各组油箱依次输往主组油箱的同时,发动机供油泵将主组油箱的燃油统一供往发动机使用。根据作战需要,要求飞机必须优先使用副油箱的燃油。副油箱组油箱是由两个左右机翼副油箱和一个机身副油箱组成,其输油顺序为先机翼副油箱后机身副油箱,副油箱的燃油是靠增压空气为动力经加输油控制活门控制协调后输往主组油箱的。然而,该型飞机在安装副油箱后进行地面试车和空中飞行时,时常发生满油和满油告警灯亮的故障。该故障呈多发性且难以排除,故障后会引起所有输油泵停止工作并可能损坏输油控制系统,已引起相关部门高度关注。
1 故障现象
某型飞机悬挂3个副油箱加满油后,进行地面试车检查和飞行过程中,在机翼副油箱输油油尽信号灯亮时,发生主油箱满油和满油告警灯亮现象,部分燃油从安全活门和加油通气活门处溢出,当机身副油箱接替输油时输油控制系统恢复正常;待到机身副油箱油尽时,机身、机翼副油箱油尽信号灯反复闪亮,此时又出现主油箱满油和满油告警灯亮的故障现象。
2 工作原理
2.1 组成与功用
加输油控制活门是飞机控制副油箱加油和输油的核心附件,全机共3台。机翼副油箱2台,机身副油箱1台。图1为加输油控制活门结构剖面图,图中下部为机械控制部分,上部为电气控制部分,输油入口处有一个比较灵敏的电容信号感应器1,遇燃油就接通电气控制部分电路,遇压缩空气就断开电气控制部分电路。
1-电容信号器2-输油引压单向活门3-左壳体
4-排气单向活门5-大活门6-右壳体7-加油引压单向活门
8-输油泄压单向活门9-电磁活门10-加油泄压单向活门11-电磁阀
12-电磁活门弹簧13-大活门弹簧
图1 加输油控制活门结构图
其功用是通过活门的打开和关闭,实现对以增压空气为动力的副油箱的压力加油与输油控制,输完油后关闭活门并且发出油尽信号。
2.2 工作原理
其原理是当压力加油时,双线圈加油电磁铁11通电,电磁活门9打开,燃油从加油入口直接作用在活门5的外环,同时部分燃油通过加油引压单向活门7进入活门内腔,并经过电磁活门9和加油泄压单向活门10,泄到加油出口,大活门5在外环加油压力作用下克服大活门弹簧13的力向右移打开,实现压力加油。副油箱加满油时,满油信号器发出断电信号,加油电磁铁11断电,大活门5左移关闭,停止加油。
增压输油时,存留在输油入口管路的气体在增压压力作用下,由排气单向活门4排出,燃油从输油入口端进入加输油控制活门并作用在大活门5上,电容信号器1感受到燃油后,向双线圈输油电磁铁11发出通电信号,电磁活门9通电打开,燃油从输油引压单向活门2进入活门腔的燃油经过电磁活门9推开输油泄压单向活门8流入输油出口,活门腔泄压。大活门5在增压的煤油压力作用下克服活门大弹簧13的力打开,实现输油。当输油完毕后,增压空气进入输油口,电容信号器1感受到空气后,发出油尽信号,切断电磁铁11的电源,电磁活门9关闭,活门腔建压,大活门5关闭,停止输油,实现了油尽断气。
3 原因分析
根据飞机副油箱组加油控制正常、输油控制出现功能失效的故障特点和加输油控制活门工作原理,判断副油箱输油油尽时造成主组油箱满油和满油告警灯亮的故障部位,应该在加输油控制活门的输油控制部分,而与加油控制部分无关。大活门5是加输油控制活门的执行机构,加输油控制活门的可靠性直接体现在大活门5是否可靠打开与关闭。因此,大活门5的关门力的大小是副油箱输油油尽时大活门能否及时关闭的关键。
忽略大活门的重量在中心轴线方向的分力和活门的摩擦力,大活门稳定全开工作状态时,其受力情况如图2c所示,关门力等于开门力,大活门的力平衡方程为:
p进A=p出A+T弹=p出A+X(F1+F)
式中 F1——大活门关闭时弹簧的预压量;
X——大活门弹簧的倔强系数;
F——大活门全开时活动距离;
A——大活门的有效作用面积。
由于加输油控制活门的结构尺寸是确定时,在p出、p进相对稳定的条件下,大活门关门力的大小主要取决于大活门关闭时大活门弹簧13的预压量F1和弹簧倔强系数X(或者全开预压量F2)。
在对活门分解后经测量可知,活门大弹簧13在大活门关闭状态预压力为0.48kgf,全开状态弹簧力为0.82kgf。显然,从活门关闭的可靠性方面考虑,该活门大弹簧的预压力和刚度均偏小。这种设计会导致活门打开容易、关闭难,作为执行机构的大活门在电容传感器发出油尽电信号、电磁阀断电后,大活门5关闭的跟随性较差,不能立即关闭,导致副油箱增压空气大量涌入主组油箱内,使主组油箱出现满油和告警灯亮的故障。这从现场试车人员的感觉上得到验证,似乎加输油控制活门没有能够及时关闭,没有发挥出输油时遇油通、逢气断的功能。
因此导致飞机副油箱输油油尽时主油箱满油故障的直接原因是:由加输油控制活门的执行机构大活门5不能及时关闭造成的。应重新对活门大弹簧13进行优化设计。
4 大活门弹簧优化设计与校核
如图2所示,弹簧主要几何参数有钢丝直径d,弹簧中径D,节距t,轴向间隙δ。图2a中H0为弹簧自由长度,即在压力P=0、变形F=0时的长度;为使弹簧稳固在指定位置,通过导套和导杆并预加一个压力P1,活门为关闭状态,即弹簧在安装时其自由长度H0被压缩到H1,其压缩变形为F0,称为预压变形量(见图2b);活门全开状态时,在压力P2的作用下,弹簧的自由长度H0被压缩到H2,压缩变形为F2,弹簧的工作行程F=F2-F1(见图2c)。另外,弹簧还有一个极限载荷P3,其对应的弹簧变形量为F3,弹簧长度为H3。
图2 活门受力分析
按使用条件,选用Ⅱa碳素钢丝,碳素钢丝的弹性模数G=8000kgf/mm3,许用扭剪应力[τ]=74kgf/mm2。其中,弹簧钢丝直径d=1.5mm,受结构限制弹簧中径D=26mm,活门从关闭至全开的活动量F=8.5mm,活门关闭时的预压力P1=12N(1.2244kgf),活门全开时的压力P2=20N(2.0408kgf)。则:
(1)旋绕比C
C=D/d=26/1.5=17.33(通过导套、导杆可增强其稳定性);C3=5204.7
(2)活门全开状态工作压力P2下的变形量F2
F2=F/(1-P1/P2)=21.25mm
(3)活门关闭状态预压力P1下的变形量F1
F1=F2-F=12.75mm
(4)工作圈数n
n=G•d•F2/(8P2•C3)=3.002
取n=3
(5)总圈数n1
取支撑圈ny=3则n1=n+ny=6
(6)弹簧刚度p'
p'=Gd4/(8D3n)=0.096kgf/mm
(7)单圈变形量f3
取最大工作压力P3=1.51P2
则P3=3.0804kgf
f3=P3/(p'n)=10.69≈10.7mm
取间距δ=f3=10.7mm
(8)节距t
t=d+δ=12.2mm
(9)自由高度H0
H0=nt+(ny-0.5)d=40.35mm
(10)P1下安装高度H1
H1=H0-F1=27.6mm
(11)P2下安装高度H2
H2=H0-F2=19.1mm
(12)校核
d≥1.6(K•P2•C/[τ])1/2
式中 K——曲度系数。
K=(4C-1)/(4C-4)+0.615/C=1.081
则1.6(K•P2•C/[τ])1/2=1.1499
小于d=1.5mm安全。
5 试验与结果
在相关部门协同下,承制厂提供3种不同刚度的大活门弹簧,即刚度偏小、适中和偏大,在某地进行现场试车验证。以上设计方案作为偏大刚度的活门弹簧参与实际验证,试验结果表明:以上提出的设计方案,在副油箱输油油尽时,断油效果最好,多次试验均未出现主油箱满油和满油警告灯亮的故障。该方案确保了飞机正常输油的有效性和可靠性。
6 结论与建议
综上所述,飞机挂副油箱进行地面试车或飞行时,主组油箱出现满油和告警灯亮的根本原因是飞机加输油系统的核心控制附件加输油控制活门可靠性低造成的。在飞机燃油系统的结构和安装形式不改变的前提下,减少和消除该故障,应从大活门弹簧的优化设计方面入手给予解决。结论如下:在确保执行机构大活门5能正常打开的前提下,增加大活门弹簧13的预压量和刚度,可提高大活门输油油尽时关门力。
针对故障原因和实际验证结果,建议如下:
(1)将大活门弹簧的预压力增大到12N,活门全开时的弹簧压力确定为20N,这样可明显提高大活门5关闭的可靠性,并有效减少活门关闭后的漏气量;但活门弹簧改进后,在相同工作条件下,燃油通过加输油活门的阻力会同时增大,这是相关联的,但这个问题没有影响到燃油系统的正常输油。
(2)对改进后对大活门的开关工作特性应在地面模拟台上和飞机上进行相关技术验证与测试。对一定的工作条件下的燃油阻力,即进口压力和流量一定时的活门进出口的压力差,进行必要的修正,确定新的技术标准以适应改进后出现的活门阻力偏大的问题,确保加输油控制活门能够正常装机使用。