隨動流體輸送裝置的設計及試驗

邢榮英 練夏林 李靜洪 何泳

摘要：針對飛機倒飛、滾轉等大姿態時的流體液面變化而造成的流體輸送中斷的問題，設計了一種新型的隨動流體輸送裝置。裝置采用全機械的設計方法，流體入口能跟隨液面位置的變化圍繞連接部件旋轉。對該裝置進行性能試驗，結果表明，在增壓壓力的作用下，裝置能滿足飛機平飛、滾轉、俯仰狀態下流體的可靠輸送。

關鍵詞：流體輸送，隨動裝置;大姿態飛行;飛機

中圖分類號：V216.7 文獻標識碼：A

飛機在飛行中會出現各種過載情況，如俯沖、躍升、倒飛和失重，這些情況會嚴重影響流體在儲存單元中的分布。流體分布位置移動對流體的可靠輸送造成極大的困難[1]，以燃油系統為例，燃油分布變換會造成油箱輸油口無油可出，有供輸油中斷的危險，甚至會引起發動機停車。

現有技術為避免上述情況的發生，通常采用重量較大的雙面泵來解決上述問題[2]。這種由上下兩泵和中間的倒飛隔板組成的雙面泵，在飛機倒飛或滾轉飛行狀態下，倒飛隔板將下部吸油口堵住并將上部吸油口打開，燃油改由雙面泵上部的上泵輸送的方式來實現。雙面泵的不足之處在于結構復雜，安裝維護困難，體重大，要占用油箱一定的空間，其空間的占用，降低了系統的經濟性[3]。

現有技術另一種解決方法，是在油箱的底部和頂部各有一個輸油口和一個浮子，當飛機正常飛行時，頂部的浮子將頂部輸油口堵住，底部的浮子隨液面浮起，油從底部輸油口輸出;當飛機倒飛時，燃油落到油箱頂部，底部浮子將底部輸油口堵住，頂部浮子隨液面浮起，油從頂部輸油口輸出。該形式結構雖然簡單方便，但不能兼顧飛機滾轉時的穩定供油，因此存在顧此失彼的缺陷。

還有一種解決方法，是在油箱內安裝一根末端帶有配重的軟管，軟管的進油口可在配重的作用下跟隨油面移動，油在增壓壓力的作用下沿軟管輸出[4]。這種方式結構簡單，重量輕，但是軟管容易打結或纏繞到其他設備上，只適合于無其他設備且壁面平整的微型增壓油箱。

針對上述現有技術存在的不足之處，本文設計了一種結構簡單、使用可靠、跟隨性好、節約空間、適應含有其他設備的大型增壓油箱，能夠兼顧各種飛行姿態，保證油路暢通的隨動流體輸送裝置。

1 地面模擬試驗原理

1.1 系統要求

某型飛機要掛裝一款增壓吊艙，內裝某種流體介質（油）。要求該吊艙輸油系統具有如下功能：（1）能滿足飛機倒飛、滾轉等大機動下的輸油;（2）允許輸油流量有波動;（3）不允許輸油中斷;（4）輸油裝置節約空間、控制簡單。

1.2 裝置構型

根據系統要求，設計了一款全機械式的隨動流體輸送裝置（隨動裝置），其基本思路是將一根固定的輸油管分為上下兩段，使其下段能夠繞著軸跟隨油面轉動，且保證上下段連接位置油路暢通，使油能通過上段輸油管向外輸出。

隨動裝置具體結構如圖1所示，上段管3與下段管7通過管接套5、管接頭6和保險銷4連接在一起。管接套5和管接頭6同軸連接組成具有能夠自由轉動的中間部件，使連接在管接頭6的下段管7與連接在管接套5的上段管3的內孔軸線相互平行，并且使下段管7能繞管接套5和管接頭6的中心軸線進行360°的旋轉。管接頭6的垂直彎頭插入管接套5后兩者左端面在同一平面上。管接頭6的垂直彎頭上制有環形槽，管接套5在對應所述環形槽中心線同一位置上制有小孔，小孔和環形槽形成了插入保險銷4的通路。U形的保險銷4插入該通路后再朝管接套5壁面方向內扣壓緊，即將管接頭6固定在管接套5的連接孔內，且使管接頭6能繞管接套5軸線自由轉動，不會產生松動。為保證下段管7總是將進油口維持在物理位置最低點，在下段管7的自由端上設置有配重8。

該隨動裝置使用時，吊艙內增壓，油從進油口自動進入，流經隨動裝置，經管嘴1輸出。當飛機正常飛行時，進油口在整個裝置的最下端，當飛機滾轉和倒飛時，配重帶動下段管7和管接套6跟隨飛行姿態繞連接部分中心線360°旋轉，使得進油口總維持在油面以下，保持油不間斷、穩定的輸出。

2 隨動裝置的性能試驗

為了驗證隨動裝置的性能，將其放置在地面倒飛試驗臺的增壓吊艙內進行性能試驗。

隨動裝置在吊艙上的安裝方式如圖2所示，隨動裝置放人吊艙，密封口蓋與吊艙襯盤之間放置膠墊后采用螺栓連接。

吊艙內除安裝隨動裝置外，還安裝有油量傳感器感受油量。吊艙通過增壓管增壓，油沿著隨動裝置通過吊艙外的輸油管路流出，吊艙外的輸油管路上安裝有電磁閥控制輸油的通斷。吊艙示意圖如圖3所示。

隨動裝置安裝在倒飛臺上的試驗吊艙內，進行了飛機平飛、滾轉、俯仰三種狀態下的性能試驗。性能試驗指標控制如下：

輸油流量：（1）23±10L/min;（2）滾轉與俯仰試驗旋轉角速率：180（°）/（4s）;（3）倒飛停留時間：15s;（4）吊艙增壓壓力：0.45～0.55MPa;（5）地面停機狀態時油面角0°;（6）滾轉試驗驗證滾轉和滾轉后倒飛兩種狀態;（7）俯仰試驗驗證俯仰后倒飛一種狀態。

平飛、滾轉、俯仰三項試驗的結果如圖4～圖6所示。

3 試驗結果分析

在平飛和滾轉試驗中，當吊艙剩余油量少于一半時，輸油流量波動;整個輸油過程吊艙增壓壓力穩定，輸油壓力穩定。

在俯仰試驗中，當吊艙剩余油量在一半以上時，平飛狀況下輸油流量穩定;在從平飛轉向倒飛的過程中出現多次短時流量波動;倒飛狀況下發生一次輸油中斷。當剩余油量在一半以下時，平飛狀況下輸油流量波動;倒飛停留時間每次都出現輸油中斷。整個試驗過程中，吊艙增壓壓力和輸油壓力在輸油流量波動的情況下無變化;在輸油流量中斷的情況下出現明顯變化。試驗現象歸納見表1。

綜合各項試驗，隨動裝置主要出現兩個問題。

問題一：吊艙剩余油量少于一半時輸油流量波動。

原因分析：由于吊艙剩余油量少于一半時隨動裝置連接部件（管接套、管接頭和保險銷）露出油面，此連接部件不氣密，在吊艙增壓壓力的作用下，有少量氣體進入隨動輸油裝置，造成流量波動。

問題二：俯仰試驗的倒飛過程中出現流量中斷，而滾轉試驗中沒有出現。

原因分析：俯仰試驗中，隨動裝置整體跟隨吊艙繞著垂直于連接部件中心線的軸旋轉，配重均勻布置在進油口外圍，下段管在摩擦力的作用下維持穩定狀態沒有繞中心線旋轉，進油口沒有落入油面以下，原因分析如圖7所示。滾轉試驗中，隨動裝置整體跟隨吊艙繞著平行于連接部件中心線的軸旋轉，進油口能總是維持在物理位置的最低點。原因分析如圖9所示。

4 改進措施及驗證試驗

臺架系統改進后，油箱超壓現象雖然明顯降低但仍然存在，這可能是由于試驗燃油系統管路阻滯，需要進一步排故分析。

針對問題一，通過查詢試驗數據，發現輸油流量的波動的范圍在限定的范圍之內，滿足系統要求，設計不做更改。針對問題二，采取在配重上增加偏心塊的方式進行改進。偏心塊安裝在裝置末端與連接部件中心線垂直的方向上，使得管接頭和下段管在配重和偏心塊的共同作用下，受力不平衡，無論在飛機滾轉還是俯仰過程中，進油口總能維持在液面以下，保證進油可靠。改進后的隨動輸油裝置如圖9所示。

對改進后的隨動裝置補充進行俯仰和滾轉兩種狀態下的性能試驗，試驗結果如圖10、圖11所示。結果表明，在俯仰試驗中，除了從平飛轉向倒飛的過程中存在短時流量波動以及剩余油量少于1/2時的長時流量波動外，輸油中斷的現象消失，經數據檢查，流量波動范圍滿足系統要求;整個輸油過程吊艙增壓壓力穩定，輸油壓力穩定。滾轉狀態輸油狀態與原試驗結果一致，性能沒有受到影響。隨動裝置改進措施有效。

5 結論

通過分析，可以得出以下結論：

（1）隨動裝置利用管接套和管接頭組成的旋轉連通構件，組成一個裝配在一起繞軸線旋轉的機械裝置，無論飛機處于平飛、滾轉還是俯仰狀態，均能保證油路暢通，能夠滿足飛機的液體輸送要求。

（2）隨動裝置的旋轉連通構件露出液面時，會產生一定范圍內的流量波動。

（3）隨動裝置結可應用到液面位置劇烈變化的增壓油箱或增壓吊艙中。

參考文獻

[1]王京，魯維.飛機倒飛供油過程試驗研究[J].工程與試驗，2015，55（1）：47-50.

[2]張媛，任偉，郝毓雅.零負載飛行燃油系統故障分析[J].航空科學技術，2014，25（08）：60-63.

[3]顧誦芬.飛機設計手冊[M].北京：航空工業出版社，2006.

[4]GJB 3226飛機零負過載供油裝置通用規范[S].1998.