某型飛機燃油系統滿油告警故障的分析與預防

王占勇，周凱，郭剛

(海軍航空工程學院青島校區，山東青島266041)

燃油系統在飛機上是一個龐大且復雜的系統。發動機工作時，為使飛機重心保持在規定的范圍內，飛機上的各組油箱的燃油均按設定的順序依次輸往主組油箱;主組油箱中燃油再通過供油泵統一供往發動機使用。基于增大飛機航程和留空時間的考慮，飛機一般都帶有副油箱。當執行作戰飛行任務時，掛副油箱的飛機在進入戰斗空域時可以投掉副油箱。為減少不必要的損失，發動機起動后，要求須優先使用副油箱的燃油。

飛機機身各組油箱的燃油主要是以離心泵為動力輸往主組油箱，而副油箱的燃油都是靠增壓空氣為動力輸往主組油箱的。某型飛機增壓空氣引自發動機的壓縮空氣，經副油箱安全活門調節后，以0.088～0.103 MPa的壓力向副油箱增壓。然而，該型飛機在裝掛副油箱進行地面試車和空中飛行時，時常發生滿油和滿油告警燈亮的故障。據統計，該故障發生的比較普遍且難以排除，是該型飛機的多發性和危險性故障，故障后會給地面維護和飛行造成較大的安全隱患，已引起各部門高度關注。

1 故障現象

某型飛機在裝掛副油箱試車和飛行訓練中，都出現過副油箱油盡時主油箱滿油和滿油告警燈亮的故障現象。具體情況是:飛機懸掛3個副油箱飛行或地面試車檢查過程中，當飛機在機翼副油箱油盡信號燈亮時，出現主油箱滿油和滿油告警燈亮現象，燃油從機身油箱增壓安全活門和安裝在機身上部的機身油箱加油通氣活門部位向機外排出，且機翼副油箱油盡信號燈反復亮滅，當機身副油箱接替輸油時恢復正常;待到機身副油箱油盡時，此時又出現主油箱滿油溢油和告警燈亮的相同現象，且機身副油箱油盡信號燈也同樣反復亮滅。

2 輸油控制原理

飛機燃油的消耗是按確定的順序進行的，各組油箱輸送到主燃油的順序控制是自動完成的，依次為機翼副油箱、機身副油箱、前后組油箱，最后是主組油箱。該型飛機輸油系統的部分組成與原理如圖1所示。

2.1 副油箱輸油控制

副油箱燃油的輸送動力是借助于副油箱中比機身油箱增壓值高的增壓空氣壓力，將燃油壓出副油箱，增壓空氣引自發動機第八級壓氣機。副油箱的輸油是由主組油箱內最高位置的浮子活門10、主油箱下部的薄膜控制活門8經導管連接后，聯合控制完成，機翼副油箱與機身副油箱的前后順序是通過電氣系統控制機身副油箱的氣動增壓實現的。

圖1 某型飛機輸油系統部分組成與原理

(1)機翼副油箱輸油控制

發動機壓氣機工作后，增壓氣體經節流器20、單向活門21、安全活門22，進入機翼副油箱26、28，使其增壓形成輸油動力。機翼副油箱內的燃油經粗油濾1、5至加輸油控制活門2、6，加輸油控制活門的輸油入口感受有燃油時，該活門打開，燃油輸至薄膜控制活門8。當主油箱內油面低于浮子活門10時，浮子活門打開，將控制管路內油壓和主油箱底部的薄膜控制活門膜腔內的油壓經浮子活門泄掉，輸油管內的油壓推動薄膜控制活門打開，機翼副油箱開始向主組油箱輸油。同時，主油箱內的燃油由兩個供油泵16、17一起向飛機左右發動機供油。

當該副油箱內燃油輸盡時，造成副油箱輸油管的吸油口離開了燃油，增壓空氣進入加輸油控制活門2、6，加輸油控制活門入口電容傳感器感受空氣后，控制活門關閉，機翼副油箱停止輸油。

(2)機身副油箱輸油控制

在加輸油控制活門2、6關閉的同時，發出信號使氣壓電磁開關24斷電通電關閉，氣路打開。增壓空氣經節流器23、氣壓電磁開關24、安全活門25，進入機身副油箱27，產生機身副油箱向主組油箱輸油的動力。

機身副油箱內的燃油經粗油濾3至加輸油控制活門4，加輸油控制活門的輸油入口感受有燃油時，該活門打開，機身副油箱27開始向主組油箱輸油。同理，當機身副油箱油盡時，加輸油控制活門感受增壓空氣后關閉活門，防止增壓空氣進入主組油箱。

2.2 前組油箱輸油控制

前組油箱輸油控制是由主油箱內的浮子活門15控制主組油箱內的輸油控制活門13實現向主組油箱輸油，浮子活門的安裝位置略低于浮子活門10。機身副油箱停止輸油后，隨著燃油泵16、17不斷向發動機供油，主油箱燃油面下降。當主組油箱油面降至浮子活門15位置時，浮子活門開始泄壓，主油箱內的輸油控制活門13打開，則前組油箱輸油。前組油箱中的燃油，由安裝在前組油箱下部的離心泵11為動力，將燃油經單向活門12、輸油控制活門13輸往主組油箱。

2.3 發出滿油信號

當主組油箱油面由于輸油失控造成主組油箱出現滿油故障時，裝在主組油箱內的前油量及信號傳感器31和后油量及信號傳感器32同時發出滿油故障信號，使裝在飛機座艙內右儀表上的紅色“滿油”告警燈亮。

當該燈亮時，表示主組油箱內油面已超出正常位置，此時飛機燃油系統為輸油故障狀態，飛機燃油電氣控制系統進行工作如下:①將自動切斷前組輸油泵11、后組油箱輸油泵，并使3個副油箱的加輸油控制活門斷電關閉，停止向主組油箱輸油;②同時，燃油電氣控制系統的滿油繼電器工作，機翼、機身副油箱油盡信號燈電路被斷開，信號燈熄滅。

隨著發動機連續不斷供油，主組油箱燃油面下降，滿油告警燈又熄滅。飛機燃油電氣控制系統恢復滿油前狀態，自動接通斷開的部附件。

當燃油系統的故障不排除，燃油電氣控制系統繼續工作，附件通斷頻率太高，將損壞控制繼電器、油泵電機的壽命。

3 故障原因分析

根據故障現象判斷造成飛機副油箱輸油油盡時，主組油箱滿油告警燈亮和向機身外部溢油的直接原因是主油箱確實出現滿油情況并且燃油涌進了增壓通氣管路;從工作原理方面看，造成主油箱滿油和告警燈亮故障的主要因素有以下幾點。

3.1 加輸油控制活門不能及時關閉油路

加輸油控制活門全機共3臺，控制機翼副油箱輸油2臺，控制機身副油箱輸油1臺。圖2為其結構原理圖，圖中下部為機械控制部分，上部為電氣控制部分，輸油入口3處有一個比較靈敏的電容信號感應器1，遇燃油就接通電氣控制電路打開大活門5，遇壓縮空氣就斷開電路關閉大活門5。其功用是通過控制大活門5的打開和關閉，實現對以增壓空氣為動力的機翼副油箱和機身副油箱的輸油與壓力加油控制，輸完油后關閉活門并且發出油盡信號。

圖2 加輸油控制活門結構原理圖

增壓輸油時，存留在輸油入口管路的氣體在增壓壓力作用下，由排氣單向活門4排出，燃油從進入活門輸油口3，電容信號器1感受到燃油后，向輸油電磁鐵11發出電信號，電磁活門9打開，從輸油引壓單向活門2進入大活門5腔內的燃油，經過電磁活門9，推開輸油泄壓單向活門8流入出口 (低壓區)，活門腔泄壓，大活門5在增壓的燃油壓力作用下克服大活門彈簧13的預壓力打開，實現輸油功能。當輸油完畢后，增壓空氣進入輸油口，電容信號器1感受到氣體后，向輸油電磁鐵11發出油盡信號，切斷電磁鐵的電源，電磁活門9關閉，大活門5在大活門彈簧13的作用下關閉，停止輸油，同時副油箱油盡信號燈亮。

加輸油控制活門有一個配套的電容信號器組件。該組件對活門入口電容信號器的信號及壓力加油控制信號處理后，控制電磁鐵11通電或斷電及發出油盡信號等。

造成主組油箱滿油的主要原因是加輸油控制活門關閉功能失效，達不到設計指標。加輸油控制活門在輸油油盡時，執行機構大活門5不能按設計要求，完成及時關閉油路的功能。其傳感與控制機構，即電容傳感器1遇到油氣混合液后，不能及時有效斷開控制電路或出現反復通斷震蕩，使加輸油控制活門不能有效關閉，導致大量增壓空氣從主組油箱底部快速鼓進，主油箱出現翻騰、激蕩和泡沫等劇烈擾動現象，使主組油箱的前后滿油傳感器31和32同時接通。同時，過多的燃油會涌入增壓通氣管路，導致燃油從機身油箱增壓安全活門、機身增壓通氣活門排氣口等部位排出燃油。

3.2 副油箱輸油控制浮子活門安裝位置較高

在主組油箱頂部左側裝有一浮子活門組，其布局如圖3所示，實際安裝效果如圖4所示。其功用是根據安裝在主組油箱上部的不同高度的4個浮子活門感受油面位置的變化，控制相應的附件打開或關閉。自上至下依次是1號、2號、3號和4號浮子活門，1號浮子活門是控制機翼、機身副油箱輸油，2號浮子活門控制前組油箱輸油 (3號、4號浮子活門分別控制其他組油箱輸油)。

圖3 浮子活門組布局圖

圖4 浮子活門組實際安裝效果圖

按設計的地面常溫試車飛機的消耗順序，副油箱輸油時機是在主組油箱油量指示1 105 kg左右。實測發現，出現滿油故障現象的飛機副油箱輸油時機一般在主組油箱油量指示1 180 kg左右，超過標準值75 kg左右。顯而易見，造成該問題的原因是主油箱內的輸油控制浮子活門組安裝位置比較高。按照飛機正常載油帶3個副油箱方案，其耗油順序是，先消耗主組油箱135 kg，燃油后再由副油箱向主組油箱輸油，這個時機主要由1號浮子活門的安裝高度決定，安裝位置高則造成副油箱輸油時機偏早、主油箱油面相對較高 (主油箱剩油指示值大)。同理，安裝位置低則造成副油箱輸油時機偏晚、主油箱油面相對較低(主油箱剩油指示值小)。

3.3 浮子活門組缺乏抗干擾防護

浮子活門無防干擾措施。由于主油箱內的4個浮子活門的安裝位置及活門本身結構的原因，在增壓空氣進入主油箱形成油液劇烈擾動現象，油液平面起伏不定，且由于1號、2號浮子缺口正對氣體震蕩的方向，受到強烈干擾，1號、2號浮子安裝位置圖3、圖4所示。2號浮子活門受到干擾后，浮子活門會迅速泄壓，使主油箱內的輸油控制活門打開，則前組油箱提前輸油。前組油箱中的燃油，由安裝在前組油箱下部的離心泵為動力輸往主組油箱，輸油流量為35 000 L/h，遠高于機翼副油箱、機身副油箱分別為23 000 L/h、18 000 L/h的輸油流量，容易使主組油箱過早形成滿油情況。

4 結論與建議

綜上所述，造成飛機輸油時滿油警告燈亮的原因是多方面的。減少和消除該隱患，應從優化加輸油控制活門設計、降低浮子活門組的安裝位置和改進浮子活門組的干擾防護等方面入手。建議采取以下措施:

(1)改善加輸油控制活門的特性

建議廠家進一步改進和優化加輸油控制活門的設計，提高活門的穩定性和可靠性。優化設計為:①在確保加輸油控制活門執行機構大活門5能可靠打開的前提下，增大大活門彈簧13的預壓力，提高加輸油控制活門的關門力，使副油箱油盡后迅速并可靠關閉，減少增壓空氣進入主油箱的量;②當加輸油控制活門在輸油油盡時，由于電容傳感器組件設計有一延時電路，不能立即關閉活門，所以在這個延時時間內有大量的增壓空氣進入主組油箱，干擾了輸油控制。因此，應適當縮短輸油油盡時電容傳感器組件內延時電路控制的關閉時間。

(2)降低1號浮子活門打開泄壓時的高度，延緩機翼副油箱和機身副油箱的輸油時機，適當減少主組油箱的實際油量。因主油箱內的浮子組安裝位置較高，使副油箱輸油時機過早，副油箱輸油時主組油箱燃油面偏高，容易造成主組油箱滿油故障。因此，應適當降低浮子組的安裝高度，下降約15 mm為宜。

(3)在輸油控制系統浮子活門組的上部1號、2號浮子活門開口處的周圍，加裝防震蕩片，消弱或消除增壓空氣進入主組油箱時對副油箱和主組油箱的輸油順序的干擾。

(4)在維護方面，建議把副油箱增壓值調整至該范圍的下限，即0.088～0.09 MPa為宜，減少單位時間內的增壓空氣的涌入量。

【1】楊風田．某型飛機培訓手冊［M］．沈陽:中航工業第601研究所，2004．

【2】雷天覺．新編液壓工程手冊［M］．北京:北京理工大學出版社，1998．

【3】張貴林．某型飛機輸油故障分析［J］．青島:海軍航空工程技術，2011．