直升機燃油箱重力加油口易碎連接件的適墜性仿真分析

張麗娜

（中國直升機設計研究所，江西 景德鎮333001）

由于飛機燃油系統、液壓系統等管系受損引起飛機操作和機械故障，從而導致飛機失事大致占到飛機失事原因的30%以上。飛機燃油系統受損導致飛機失事事故屢見不鮮[1-2]。針對某型飛機表明自1964年06月到1990年12月共發生空中停車120余起[3-4]，初步分析該型飛機所用的發動機空中停車的主要原因是：①發動機空中停車多數發生在高空（H＞18 000 m）低速飛行時。在這種飛行條件下，雷諾數很小壓氣機特性圖的喘振邊界線向右下方移動，使壓氣機喘振裕度減小壓氣機抗畸變能力下降，這種情況下進人發動機的空氣量和燃油流量都大大減小；②發動機和進氣道匹配工作不完善；③發射武器時大量廢氣進人發動機，使發動機富油而熄火；④飛行員動作過猛，進氣道流場畸變增大，導致壓氣機喘振而停車；⑤維護不當等其他原因。根據美國空軍各業務公司的統計數據，飛機元件故障總數中屬于機體（機身、機翼、尾翼、艙蓋）方面的占15%；屬于燃油、氣壓和液壓方面的占50%～60%；屬于無線電和電氣設備方面的占25%～35%.由以上事實可以看出：飛機燃油系統一旦發生問題，就會造成不可估量的損失[5]。

軍用直升機燃油系統適墜性要求直升機結構在墜毀過程中燃油系統的泄露量要盡可能的少[6-7]。為避免燃油箱在直升機墜毀過程中產生大量泄露，燃油箱與機體結構之間的所有連接點處可采用易碎連接件進行連接。易碎連接件脫離支撐結構所需的載荷，應介于連接系統最薄弱元件最小破壞載荷的25%～50%之間。（連接件的破壞載荷可用分析或試驗的方法，根據在墜撞中最可能產生的破壞形式來確定）。

文件 AC29-2C（E）中 29.952（c）中要求：“不論液體導管的尺寸大小，不應采用小于300磅的分離載荷。為了防止地面維修破壞，最小300磅的分離載荷是必需的。”

某直升機燃油箱重力加油口為滿足燃油系統適墜性要求，采用了易碎連接方式。在油箱墜毀時，重力加油口處的易碎連接件會產生塑性變形，且與結構蒙皮分離，以此來防止油箱被結構蒙皮拉破而導致燃油泄漏。本文用ANSYS軟件對易碎連接件的塑性變形進行了分析，以此驗證在重力加油口安裝易碎連接件在燃油箱墜毀時可以保護油箱不被拉破，避免產生大量泄露，驗證了其設計滿足燃油系統適墜性要求，更好地理解燃油系統適墜性設計的原理。

1 重力加油口管路分析

根據有關的實驗結果和數據得到，重力加油管路最小極限載荷為5 000 N/5 cm.重力加油口管路上最薄弱的環節在Y型連接處。重力加油口最薄弱處最小極限載荷為5 000×26.4÷5=26 400 N.

2 重力加油口易碎連接件工作原理

易碎連接件安裝在重力加油口入口與結構蒙皮處。在直升機燃油箱發生墜撞時，易碎連接件在一定載荷下會產生變形，與結構蒙皮分離，從而防止油箱被結構蒙皮拉破，從而達到保護油箱，避免油箱泄露的作用。

3 易碎連接件變形分析

3.1 易碎連接件有限元模型

本文應用有限元分析軟件ANSYS對易碎連接件進行了彈塑性變形分析，單元屬性選擇殼單元，劃分的有限元網格模型如圖1所示。

圖1 易碎連接件有限元網格

根據燃油箱墜毀時易碎連接件的實際受力情況，將連接件和蒙皮連接處的螺紋孔處進行固定，并在易碎連接件與結構蒙皮貼合區域處施加隨時間變化的面載荷，最大面載荷值為5 MPa，如圖2所示。

圖2 易碎連接件邊界條件

3.2 易碎連接件有限元模型塑性變形分析結果

由于Stainless steel 316的延伸率為0.55，所以當易碎連接件變形達到0.55時，可與結構蒙皮分離。根據分析結果得出，在分析載荷步T=2.018時，易碎連接件變形達到0.573 878時，此時對應的面載荷值為2.018 MPa.T=2.018時的應變云圖如圖3所示。

圖3 易碎連接件彈塑性分析應變云圖

綜合上述實驗結果和數據，可以得出當燃油箱墜毀時重力加油口易碎連接件與結構蒙皮斷裂的強度拉力最小值為2.018×3 550＝7 164 N.

6 600 N（26 400×25%）＜7 164 N ＜13 200 N.（26 400×25%），同時 7 164 N≮1 334 N（300磅），因此，該易碎連接件滿足油箱抗墜毀時保護油箱的要求。

4 結束語

通過對燃油箱重力加油口易碎連接件的塑性變形分析，得出了當油箱墜毀時重力加油口易碎連接件與結構蒙皮斷裂的最小強度拉力為7 164 N時，滿足在重力加油口管路最薄弱處最小極限破壞載荷的25%～50%之間，同時滿足不小于1 334 N.從而驗證了此重力加油口易碎連接件的設計能保護油箱在墜毀時不被拉破，同時也為其他燃油系統部件的抗墜毀設計提供了依據。