直升機燃油系統部分附件抗墜毀設計綜述

任憲文，馬智勇

(海裝上海局駐南京地區第四軍事代表室，江蘇 南京 211106)

0 引言

與固定翼飛機相比，直升機由于飛行高度低、飛行氣候條件復雜、任務危險性高等原因，出現事故及意外情況的概率要高得多，因此直升機的設計更關注失事時對飛機和乘員的保護，想方設法提高直升機的墜撞安全性。根據研究[1]，在直升機墜毀事故中，乘員生存的可能性取決于以下幾方面：直升機結構的抗墜毀性，系留系統強度，乘員加速度環境，乘員環境危險，墜后危險。

燃油系統中，與抗墜毀設計相關聯的主要是墜后危險，即直升機墜毀后因燃油泄漏引起失火、爆炸，從而對乘員的脫險和生存帶來威脅。西方國家的直升機發展歷程表明，采用抗墜毀設計的燃油系統能夠明顯降低直升機墜毀后的失火概率。美國聯邦航空條例之FAR-27《正常類旋翼航空器適航規定》、FAR-29《運輸類旋翼航空器適航規定》都對燃油系統的抗墜撞性做出了明確規定。

在直升機墜毀事故中，燃油泄漏一般由兩方面的原因引起，一個是燃油箱破損，另一個是燃油管路損壞。

1 燃油箱附件的抗墜毀設計

可能導致燃油箱破損而引起燃油泄漏的因素很多，在設計上都需要一一加以考慮，并采取相應的措施予以解決。圖1為美國“休伊”直升機的局部抗墜毀燃油系統，標示出了與燃油箱相關聯的抗墜毀設計部位。燃油箱的抗墜設計主要體現在兩方面：一個是燃油箱材料強度要足夠，要有良好的拉伸延展性能，確保在墜撞沖擊下自身不會破裂；另一方面與燃油箱相連接的管路、接頭要有足夠的強度，不會在墜撞中失效導致漏油[2]。本文關注燃油附件抗墜毀設計，抗墜毀燃油箱的強度問題暫不作討論。

圖1 美國UH-1C/D直升機燃油箱抗墜毀設計

燃油箱內及壁面上一般安裝了各種燃油附件和管路，以實現加油、通氣、燃油轉輸等功能，為保證在墜毀情況下，這些燃油附件不會帶來不利影響，其安裝應遵循以下原則：附件及管路表面要圓滑過渡，避免尖角、銳邊等可能刺破油箱的結構；安裝在油箱底部附件板上的燃油附件，其高度應盡可能少地突出油箱表面，避免墜毀時承受過多的沖擊載荷。

圖2所示為國產某型直升機壓力加油閥的改進情況。在研制初期，因對燃油箱的抗墜毀要求理解不夠深刻，產品安裝于油箱底部附件板上，接口部分(與加油軟管連接)突出油箱底部近70mm，且為剛性金屬接頭，如圖2a所示。在該型燃油箱進行抗墜毀試驗時，加油閥突出油箱底部太多，在油箱底部蜂窩結構變形吸收墜落能量的同時，加油閥本身也承受了很大的墜落沖擊載荷，導致加油閥連接板從根部斷裂，燃油箱中的試驗用水大量泄漏，試驗失敗。為了解決這個問題，進行了反復的分析論證，包括更改加油閥的安裝位置，加油閥接頭增加易碎設計等方案，但都因改動量大、設計難度高等原因未予實施，而采取了將加油閥接頭設計成非金屬軟接頭的形式，如圖2b所示，才最終通過抗墜毀試驗。因此，在設計初期就高度重視油箱附件的抗墜毀能力，是直升機燃油附件設計的基本原則。

圖2 加油閥抗墜毀設計更改示意圖

在燃油箱附件中，通氣浮子活門的設計滿足燃油箱的抗墜毀要求也是一項重要的研究內容。為了保證飛機燃油箱在正常工作情況下保持通氣，在大姿態情況下防止燃油溢入通氣管，一般在通氣管與油箱的連接處裝有通氣浮子活門，如圖3a所示。這種設計在固定翼飛機的燃油箱通氣系統中得到了廣泛應用，但應用在直升機燃油箱中，是無法滿足抗墜毀要求的：當燃油箱在墜落過程中或墜落后處于倒置狀態，很顯然，通氣浮子活門處于打開狀態，將不可避免地出現燃油泄漏。解決這一問題的方法是在浮子活門倒置時，利用重力作用強迫浮子向活門關閉方向運動，如圖3b所示，并且這種結構設計不能影響燃油箱正置時通氣浮子活門的正常工作。

圖3 通氣浮子活門抗墜毀結構

另外，安裝在燃油箱表面的附件板以及安裝在附件板上的附件，如燃油增壓泵、放油閥等在燃油箱墜撞情況下可能受到沖擊載荷的結構，在設計時也應充分考慮具備足夠的強度，以防止破損或失效所帶來的燃油泄漏。目前，國內隨著對直升機燃油系統抗墜毀研究的進一步深入，關于這方面的要求也越來越清晰。

2 管路附件的抗墜毀設計

在墜毀情況下，直升機燃油管路阻止燃油泄漏比燃油箱阻止燃油泄漏的難度要高得多，所要考慮的因素以及實際情況也要復雜得多，這需要在燃油系統總體設計時就考慮哪些燃油管路是容易損壞的以及在什么位置容易損壞。

直升機的燃油管路一般為非金屬的柔性管路，具有很好的延伸能力，并且管路的固定都采用易碎結構，保證在墜撞條件下管路能夠充分拉伸而不會破損。但這還遠遠不夠，在很多情況下，由于受限等各種原因，燃油管路仍然要承受超出自身強度的載荷，這就需要設置薄弱環節，在燃油管路承受超出強度范圍的載荷時按設計人員的意愿進行受控的斷裂，最大可能地提高燃油系統的抗墜毀性能。這種燃油管路受控斷裂的最好形式是自密封活門，它在西方先進的抗墜毀燃油系統中得到大量應用[3]。圖4所示為自密封活門薄弱環節的受力示意圖。如圖所示，自密封活門固定在飛機結構(如防火墻、框等)上，當兩端燃油管路的載荷大于設計值時，活門從薄弱環節處斷開，保護燃油管路不受損壞。自密封活門薄弱環節的設計非常關鍵，它的斷開力既要保證在燃油系統正常工作載荷下不會意外斷開，又要確保在燃油管路最薄弱之處受損前斷開。根據國外研究經驗，自密封活門的斷開載荷應在燃油導管最薄弱元件的最小破壞載荷的20%～50%之間，并且斷開載荷應大于連接位置上正常工作和使用載荷的5倍。為避免維護中活門意外斷開，斷開載荷還不應小于300磅。相關規定和數據可參考美國軍用標準MIL-STD-1290A(AV)輕型固定翼和旋轉翼航空器的耐墜撞性。

圖4 自密封活門受力示意圖

自密封活門薄弱環節斷裂后，為了阻止管路中的燃油泄漏，一般采取自密封結構，如圖5所示，當薄弱環節斷裂后，活門分離為兩部分，每一部分的自密封結構在彈簧力作用下回關，封閉燃油管路。

圖5 自密封結構

燃油管路的抗墜毀設計還體現在供油管路的封閉上。在某種墜撞情況下，燃油管路并沒有損壞，這時發動機已經不工作，必須要切斷向燃油管路的供油。在20世紀80年代，FAA組織研制了兩種溢流控制閥，并應用到輕型直升機上，作用就是在發動機不工作時中斷供油管的供油[4]。圖6所示為其中的一種溢流控制閥，該閥靠由發動機驅動的油泵提供打開壓力，推開提動閥，實現供油主管路的燃油供給；當發動機不工作時，控制腔失去油泵壓力，提動閥在彈簧力的作用下關閉，供油管路切斷。由于該閥在啟動發動機時處于關閉狀態，因此需要提前手動打開提動閥，當控制壓力腔完全建立起壓力后，再關閉手動控制，使溢流控制閥完全處于油泵壓力控制狀態。

圖6 溢流控制閥原理

3 抗墜毀設計研究方向

目前，國內直升機抗墜毀燃油系統附件設計已取得一些研究成果，并在一些型號中進行了應用，但還不夠完善，需要從以下各方面開展更深入的研究。

1)自密封活門的試驗研究

目前，國內直升機燃油系統已經采用了國產的自密封活門，但僅使用在主供油管路上，使用部位還不夠全面，不能保證大多數燃油管路在墜撞下的可靠保護；而且采用的薄弱環節斷開結構依據的主要是理論計算和靜載荷試驗，還缺乏動載荷條件下的試驗研究，缺乏更接近于實際墜撞條件下的試驗數據支持。

2)供油管路封閉技術研究

針對在直升機墜毀時發動機不工作的情況下如何封閉供油管路，國內的燃油系統設計人員曾進行過研究，并體現在裝于某型直升機的供油選擇閥上。但雙發斷油模式的切換需要給該閥一個控制指令，并且需要一定的時間進行切換(不大于2秒)。在直升機墜落的緊迫情況下，該指令能否有效地給出，能否通過供油選擇閥得到可靠執行，還需要進行深入的分析和試驗，明確采用電控方式進行墜毀情況下供油管路的封閉是否有效、可靠。FAA組織通過溢流控制閥實現供油管路封閉也是一個研究方向。

3)燃油附件抗墜毀細節設計

國內對燃油系統附件的抗墜毀研究已獲得一些經驗。基于直升機墜撞情況的復雜性以及試驗驗證結果的隨機性，可供借鑒和參考的標準、資料很有限。因此，科學、嚴謹的分析和細節設計顯得尤其重要。