章楠 李海 郭偉

摘要：依據(jù)某型飛機(jī)燃油系統(tǒng)供輸油原理及該型飛機(jī)輸油子系統(tǒng)機(jī)械構(gòu)造和各附件空間分布，對該機(jī)一次空中輸油異常原因進(jìn)行分析，確定輸油異常原因為油泵控制活門故障，造成燃油系統(tǒng)輸油中斷。本文在對故障原因分析的基礎(chǔ)上深入討論了該機(jī)燃油系統(tǒng)設(shè)計存在的安全隱患，并提出相應(yīng)的改進(jìn)意見。

關(guān)鍵詞：輸油;異常;油泵控制活門

1故障情況

1.1飛機(jī)供油箱分布及發(fā)動機(jī)耗油順序

圖1所示為某型飛機(jī)供油箱空間分布圖，前供油箱的整體容量為1140kg;后供油箱由上下兩部分組成，其中后供上油箱容量為1900kg，后供下油箱容量為1100kg，兩個油箱通過連通管相連;輸油箱分布在飛機(jī)其他部位，其內(nèi)部的燃油通過輸油引射泵輸往后供上油箱。

發(fā)動機(jī)的耗油順序為：發(fā)動機(jī)工作時先消耗輸油箱內(nèi)的燃油，輸油箱燃油耗盡后消耗后供上油箱內(nèi)的燃油，之后消耗后供下油箱內(nèi)的燃油，最后消耗前供油箱內(nèi)的燃油。

1.2輸油異常發(fā)生背景

飛機(jī)在飛行過程中，座艙內(nèi)出現(xiàn)余油2000kg告警時，機(jī)內(nèi)燃油總量為3042kg。飛機(jī)落地后機(jī)內(nèi)燃油總量為2769kg，前供油箱油量1140kg，輸油箱油量1048kg，后供上油箱油量為0kg，后供下油箱油量為581kg。本次輸油異常的現(xiàn)象可歸納為兩點：第一，機(jī)內(nèi)總油量在3042kg時出現(xiàn)余油2000kg告警;第二，輸油箱燃油未耗盡供油箱就開始耗油。

1.3飛機(jī)輸油控制原理

飛機(jī)輸油箱內(nèi)的燃油通過輸油引射泵輸往后供上油箱，分布在后供上油箱內(nèi)的可控射流傳感器和油泵控制活門共同構(gòu)成了飛機(jī)輸油控制系統(tǒng)。如圖2所示，后供上油箱內(nèi)部A液面設(shè)置有6個可控射流傳感器，控制6個油泵控制活門，繼而控制6臺輸油引射泵。當(dāng)可控射流傳感器露出液面時，傳感器發(fā)射端的燃油接通油路進(jìn)入油泵控制活門的控制腔，壓縮油泵控制活門內(nèi)的活塞桿，接通高壓燃油油路，驅(qū)動6臺輸油引射泵輸油。當(dāng)后供上油箱內(nèi)的燃油液面上升至埋沒可控射流傳感器時，傳感器發(fā)射端的燃油油路斷開，油泵控制活門內(nèi)的活塞桿在彈簧作用下斷開高壓燃油油路，中止6臺輸油引射泵輸油。

后供上油箱底部B液面設(shè)置有射流傳感器和油泵控制活門7，油泵控制活門7與A液面6個可控射流傳感器控制端連接，當(dāng)后供上油箱余油較少或飛機(jī)倒飛時中斷輸油引射泵的工作，進(jìn)而中止輸油箱輸油。

1.4油泵控制器原理

如圖3所示，油泵控制活門由活塞桿、彈簧、殼體等組成，當(dāng)可控射流傳感器接收端產(chǎn)生的壓力燃油進(jìn)入油泵控制活門的控制腔時，活門內(nèi)的活塞桿擠壓彈簧向下移動使活門打開，高壓燃油進(jìn)入引射泵，驅(qū)動引射泵工作，當(dāng)相同壓力的燃油同時進(jìn)入匹配腔時，活塞桿在彈簧的作用下向上移動，活門關(guān)閉，引射泵停止工作。

2故障分析及排除

通過對飛參數(shù)據(jù)的判讀，發(fā)現(xiàn)飛機(jī)在出現(xiàn)余油2000kg告警前進(jìn)行過短暫倒飛（油泵控制活門7短暫工作），之后出現(xiàn)余油告警，告警時燃油總油量為3042kg。飛機(jī)從完成倒飛動作至余油告警出現(xiàn)，后供上油箱的油量由1900kg降為0kg，后供下油箱在后供上油箱油盡后繼續(xù)向發(fā)動機(jī)供油，輸油箱油量始終保持不變。

飛機(jī)空中倒飛機(jī)動時輸油箱總油量為1048kg，飛機(jī)落地后飛機(jī)輸油箱總油量為1040kg，可以看出從飛機(jī)倒飛機(jī)動至飛機(jī)落地輸油箱未正常向后供上油箱輸油（油量的變化由飛機(jī)燃油測量系統(tǒng)誤差引起）。

結(jié)合飛機(jī)輸油原理，飛機(jī)輸油系統(tǒng)中斷輸油的原因可從驅(qū)動輸油引射泵的高壓油源、飛機(jī)燃油輸油控制、輸油引射泵、連接管路四個方面進(jìn)行分析。飛機(jī)輸油完全中斷有以下幾種可能。

1）兩臺高壓燃油泵、高壓燃油關(guān)斷閥、高壓輸油管路故障。

2）6個可控射流傳感器全部故障，油泵控制活門全部無法打開。

3）6個油泵控制活門全部故障，高壓油源無法進(jìn)入引射泵。

4）后供油箱底部的油泵控制活門7故障，A液面的可控射流傳感器的控制噴嘴持續(xù)噴油，將可控射

流傳感器發(fā)射端的射流截斷，使A液面的油泵控制活門全部處于關(guān)閉狀態(tài)。

5）各油箱內(nèi)輸油引射泵故障。

檢查飛機(jī)燃油管路附件無滲漏油現(xiàn)象，高壓燃油壓力傳感器數(shù)據(jù)符合要求，排除高壓油源和管路問題。根據(jù)后4種可能造成中斷輸油故障發(fā)生的概率進(jìn)行排除檢查，6個可控射流傳感器、6個油泵控制活門、輸油箱內(nèi)全部引射泵同時故障的概率較低。因此首先考慮油泵控制活門7故障，更換了此活門后，發(fā)動機(jī)運轉(zhuǎn)檢查飛機(jī)輸油正常。分解拆下的油泵控制活門7，發(fā)現(xiàn)內(nèi)部活門卡滯保持在常開位置。

3結(jié)論與思考

此次輸油箱輸油完全中斷是由于后供上油箱底部的一個油泵控制活門發(fā)生故障，造成全機(jī)輸油中斷。

飛機(jī)輸油系統(tǒng)中燃油附件均具有一定的故障概率，但油泵控制活門7的設(shè)置使飛機(jī)輸油系統(tǒng)存在較大的安全隱患。從飛機(jī)輸油原理分析，油泵控制活門7的作用主要有兩個：一是倒飛時切斷機(jī)內(nèi)輸油，減少倒飛不可用油量，保證飛機(jī)倒飛時間;二是后供上油箱油量較少時中斷輸油，減少輸油系統(tǒng)功耗。

依據(jù)輸油原理、各附件在油箱中的位置及后供上油箱油量，當(dāng)后供上油箱油量高于A液面時，分布在A液面的可控射流傳感器浸入油面內(nèi)，機(jī)內(nèi)中斷輸油。A液面上部空間存儲油量為400kg，飛機(jī)倒飛時當(dāng)后供上油箱油量超過400kg時，分布在A液面的可控射流傳感器全部浸入油面內(nèi)，飛機(jī)輸油中斷，油泵控制活門7不參與工作也可實現(xiàn)飛機(jī)中斷輸油。實際使用過程中，當(dāng)輸油箱油盡，飛機(jī)正飛時后供上油箱油量由輸油接通至油箱底部射流傳感器接通中止輸油這段時間內(nèi)，輸油未被切斷，引射泵處于空運行狀態(tài)，后供上油箱內(nèi)的燃油經(jīng)高壓輸油管路返回后供上油箱，處于動態(tài)平衡之中，未影響發(fā)動機(jī)正常供油，僅增加了輸油系統(tǒng)功耗，而中斷輸油后無法恢復(fù)輸油可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)可用油量突然減少，使飛機(jī)無足夠的燃油返航，易造成等級事故。

從油泵控制活門原理可知，油箱底部射流傳感器工作，壓力燃油進(jìn)入油泵控制活門1～6的匹配腔，抵消了與控制腔之間的壓力差，在彈簧的作用下活門關(guān)閉中斷輸油。油泵控制活門7的設(shè)置僅增加了中斷輸油的可靠性。

輸油控制系統(tǒng)中的油泵控制活門和射流傳感器為獨立工作的器件，可靠性分別為p1、p2，根據(jù)對中斷輸油事件影響產(chǎn)生的串并行關(guān)系，它們在系統(tǒng)中的連接方式如圖4所示。

輸油事件的可靠性為p=（1-（1-p1p2）⁶）×p1;若取消油泵控制活門7，則輸油事件可靠性為P=1-（1-p1p2）⁶。P/p=（1-（1-p1p2）⁶）/（1-（1-p1p2）⁶）×p1

假定p1p2=0.9，則輸油事件可靠性p=0.8999991;取消油泵控制活門7后輸油事件的可靠性P=0.999999。

通過上述分析、計算，可以看出取消油泵控制活門7后輸油可靠性大幅提高，由此認(rèn)為該機(jī)輸油控制原理中倒飛或后供上油箱低油量時中斷輸油的實現(xiàn)方式不夠合理。

4改進(jìn)建議淺談

建議取消油泵控制活門7，并將A液面的可控射流傳感器全部更改為不可控的射流傳感器，同時增加油箱底部B液面射流傳感器并聯(lián)的數(shù)量，為避免油泵控制活門控制腔和匹配腔因油濾堵塞而引起油壓差不同導(dǎo)致活塞桿運動的情況，可使A液面和B液面的射流傳感器來油通過同一個油濾，改進(jìn)后的輸油控制原理如圖5所示。該方案不改變飛機(jī)原有的輸油順序，當(dāng)飛機(jī)倒飛或后供上油箱油量較低時，B液面的射流傳感器接通，壓力油液通向6件油泵控制活門的匹配腔平衡控制腔壓力，油泵控制活門活塞桿在彈簧作用下上移，切斷引射泵的高壓油路，實現(xiàn)中斷輸油。