謝 增

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機(jī)燃油箱通常為滿足抗墜毀要求的橡膠軟油箱，軟油箱安裝在與環(huán)境大氣相通的結(jié)構(gòu)油箱艙內(nèi)。為在加油時能排出燃油箱內(nèi)的空氣，以及使機(jī)動狀態(tài)下燃油箱所受到的正壓(燃油箱內(nèi)、外氣壓差為正值)不超過結(jié)構(gòu)油箱艙的承壓范圍，或其所受到的負(fù)壓(燃油箱內(nèi)、外氣壓差為負(fù)值)不超過燃油箱與結(jié)構(gòu)油箱艙的連接力，直升機(jī)燃油箱應(yīng)設(shè)置通氣系統(tǒng)。與固定翼飛機(jī)的燃油箱增壓通氣系統(tǒng)不同，直升機(jī)由于其飛行高度、速度、機(jī)動性都比較低，燃油泵在全飛行包線內(nèi)均能滿足發(fā)動機(jī)要求，因此其燃油箱的通氣系統(tǒng)只是使燃油箱與環(huán)境大氣相通，通過與環(huán)境進(jìn)行氣體交換來調(diào)節(jié)油箱內(nèi)、外的氣壓差。

通氣系統(tǒng)性能計算的目的在于確定在全任務(wù)剖面內(nèi)，燃油箱的內(nèi)、外氣壓差大小。通氣系統(tǒng)的典型任務(wù)剖面包括加油和飛行機(jī)動。在加油時，燃油箱內(nèi)氣體經(jīng)通氣系統(tǒng)排出，氣體流量等于加油流量，燃油箱受正壓，氣壓差大小可按流體一維穩(wěn)態(tài)流動的算法得到[1]。飛行機(jī)動包括巡航、爬升、下降三種機(jī)動狀態(tài)，在機(jī)動狀態(tài)下，燃油箱外氣壓會隨飛行高度的變化而急劇變化，而燃油箱內(nèi)氣相空間體積則隨燃油消耗而增大，空氣在通氣系統(tǒng)內(nèi)動態(tài)流動，使得燃油箱內(nèi)、外氣壓差也是動態(tài)變化的。

由于直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)不具有增壓功能，因此直升機(jī)燃油箱在機(jī)動狀態(tài)下既會出現(xiàn)正壓，也會出現(xiàn)負(fù)壓。若正壓過大會導(dǎo)致油箱艙破壞，若負(fù)壓過大，會導(dǎo)致燃油箱與油箱艙脫離(某型直升機(jī)就在一次應(yīng)急下降過程中，因產(chǎn)生的負(fù)壓導(dǎo)致燃油箱從油箱艙上松脫)。因此在設(shè)計直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)時，需要對機(jī)動狀態(tài)下通氣系統(tǒng)的性能進(jìn)行計算和分析。

目前關(guān)于機(jī)動狀態(tài)下通氣系統(tǒng)性能計算的文獻(xiàn)不多，已有的計算方法[1-2]并未考慮燃油箱內(nèi)氣體密度和溫度在機(jī)動狀態(tài)下的變化情況。本文以某型直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)為研究對象，通過建立完整的通氣系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，得到了直升機(jī)燃油箱在巡航、爬升、下降三種典型機(jī)動狀態(tài)下的內(nèi)、外氣壓差計算方法；通過實際算例驗證了數(shù)學(xué)模型的有效性；利用該模型分析了影響機(jī)動狀態(tài)下通氣系統(tǒng)性能的因素。本文的研究成果可為直升機(jī)燃油箱的通氣系統(tǒng)設(shè)計和優(yōu)化提供理論依據(jù)。

1 燃油箱通氣系統(tǒng)的組成

以某型直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)為例，其構(gòu)型如圖1所示：共兩個燃油箱，每個燃油箱通過通氣閥、通氣管與環(huán)境大氣相通。

1.1 通氣管路

通氣管路將燃油箱內(nèi)的氣相空間與外界大氣連通。如圖1所示，左、右燃油箱的氣相空間經(jīng)通氣管連通后，由一個通氣口與外界大氣相通。

1.2 通氣閥

如圖1所示，通氣閥裝在燃油箱通氣管路入口處。通氣閥為一種呼吸式多功能通氣閥，工作原理如下：

當(dāng)通氣閥兩側(cè)壓力差小于其閥門打開壓力時，通氣閥關(guān)閉。在地面時可防止外部異物進(jìn)入燃油箱；當(dāng)直升機(jī)側(cè)飛或墜毀時，防止燃油箱內(nèi)燃油進(jìn)入通氣管路。

若外界環(huán)境氣體壓力大于燃油箱內(nèi)氣體壓力，當(dāng)壓力差達(dá)到通氣閥進(jìn)氣閥門打開壓力時，進(jìn)氣閥門打開，外部氣體進(jìn)入燃油箱。

若燃油箱內(nèi)氣體壓力(或燃油壓力)大于外界氣體壓力，當(dāng)壓力差達(dá)到通氣閥排氣閥門打開壓力時，排氣閥門打開，氣體(或燃油)從燃油箱內(nèi)排出。

圖1 某型直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)原理圖

2 燃油箱通氣系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型

2.1 前提假設(shè)

建立直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型時，作如下幾點簡化和假設(shè)：

1) 結(jié)構(gòu)油箱艙與環(huán)境大氣之間的氣體流通阻力很小，燃油箱外的氣壓可按環(huán)境大氣壓力計算；

2) 燃油箱內(nèi)、外氣體均可看作理想氣體，嚴(yán)格遵從理想氣體狀態(tài)方程；

3) 油箱內(nèi)的燃油和氣體之間不發(fā)生熱交換；

4) 燃油箱壁完全絕熱;

5) 通氣系統(tǒng)中的氣體流動在足夠小的時間段內(nèi)可近似看作一維穩(wěn)態(tài)流動，時間段內(nèi)的氣體密度、氣體溫度、氣體壓力損失系數(shù)取前一時刻的數(shù)值。

2.2 直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)建模

圖1所示的某型直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)的簡化數(shù)學(xué)模型見圖2，圖中各參數(shù)如下：

Pa—規(guī)定高度下的環(huán)境大氣壓力，Pa；

Ta—規(guī)定高度下的環(huán)境大氣溫度，℃；

ρa(bǔ)—規(guī)定高度下的環(huán)境大氣密度，kg/m3；

Q—通氣流量，m3/s；

q—單臺發(fā)動機(jī)耗油率，m3/s；

Pr—燃油箱內(nèi)氣體壓力，Pa；

Tr—燃油箱內(nèi)的氣體溫度，℃；

Vr—燃油箱內(nèi)的氣相空間體積，m3；

mr—燃油箱內(nèi)的氣體質(zhì)量，kg。

ρr—燃油箱內(nèi)的大氣密度，kg/m3。

圖2 燃油箱通氣系統(tǒng)簡化數(shù)學(xué)模型

Pa、Ta分別由下式計算[3-4]：

(1)

Ta=Tsea-6.5×(Z/1000)

(2)

式中：Z—海拔高度，m；Tsea—海平面大氣溫度，℃。

根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程(克拉伯龍公式)，ρa(bǔ)可由下式計算[5]：

(3)

式中：Rg—氣體常數(shù)，Rg=287J/(kg·K)。

根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程(克拉伯龍公式)，Pr、Tr、Vr、mr滿足下式[5]：

PrVr=Rgmr(Tr+273)

(4)

對(4)式推導(dǎo)可得到ρr：

(5)

Vr由下式確定：

Vr=Vinit+2·qt

(6)

式中：Vinit—燃油箱內(nèi)的初始?xì)庀嗫臻g體積，m3；t—飛行時間，s。

由通氣系統(tǒng)管路流體阻力公式可得到燃油箱內(nèi)外的壓力差[1]：

(7-1)

(7-2)

式中：S—通氣管路截面積，m2；ξ1—燃油箱進(jìn)氣時通氣系統(tǒng)的氣體壓力損失系數(shù)；ξ2—燃油箱排氣時通氣系統(tǒng)的氣體壓力損失系數(shù)。

通氣系統(tǒng)的氣體壓力損失系數(shù)包括通氣閥和通氣管路的氣體壓力損失系數(shù)。如圖2所示，兩個通氣閥并聯(lián)，通氣系統(tǒng)的氣體壓力損失系數(shù)可由下式[1]得到：

(8-1)

(8-2)

式中：ξvalve1—燃油箱進(jìn)氣時通氣閥的氣體壓力損失系數(shù)；ξvalve2—燃油箱排氣時通氣閥的氣體壓力損失系數(shù)；ξtube—通氣管路的氣體壓力損失系數(shù)，與管路通徑、管路長度、管路走向有關(guān)。

2.3 機(jī)動狀態(tài)下燃油箱的通氣系統(tǒng)性能計算

針對通氣系統(tǒng)的簡化數(shù)學(xué)模型，將直升機(jī)的機(jī)動過程分解為多個連續(xù)相等的時間段，時間間隔為Δt，Δt足夠小。計算在各個時間段內(nèi)直升機(jī)在巡航、爬升、下降三種機(jī)動狀態(tài)下的燃油箱內(nèi)、外氣壓差。

2.3.1 爬升/下降狀態(tài)

爬升/下降狀態(tài)下，直升機(jī)飛行高度Z隨飛行時間t變化，第N個Δt時刻的飛行高度Z(N)為：

Z(N)=Z(0)±N·vΔt

(9)

式中：Z(0)—t0時刻的飛行高度，m；v—直升機(jī)爬升/下降速度(“+”表示爬升，“-”表示下降)，m/s；

將式(9)代入到式(1)、(2)、(3)，可計算得到各時間點的外界大氣壓力Pa(N)、溫度Ta(N)和密度ρa(bǔ)(N)。

在初始t0時刻，已知燃油箱內(nèi)氣相空間的壓力Pr(0)、溫度Tr(0)和體積Vr(0)，則由式(4)、(5)可得到t0時刻燃油箱內(nèi)的氣體質(zhì)量mr(0)和氣體密度ρr(0)為：

(10)

(11)

當(dāng)t=t0+Δt時，燃油箱內(nèi)氣相空間的體積Vr(1)由式(6)可得：

(12)

令Δt足夠小，t時刻的燃油箱內(nèi)氣體質(zhì)量mr(1)為：

(13-1)

(13-2)

式中：Q(1)—t時刻的通氣流量，m3/s。

若t0時刻燃油箱內(nèi)、外的壓力差小于通氣閥的打開壓力，令Δt足夠小，則可認(rèn)為t時刻的通氣流量Q(1)=0，t0到t的時間段內(nèi)燃油箱內(nèi)與外界無大氣交換，根據(jù)2.1節(jié)的假設(shè)3)、4)，燃油箱內(nèi)的氣體滿足絕熱可逆過程，則t時刻燃油箱內(nèi)的氣體溫度Tr(1)可由下式得到[6]：

(14-1)

式中：γ—理想氣體絕熱可逆過程的絕熱指數(shù)，γ=1.4。

若t0時刻燃油箱內(nèi)、外的壓力差大于通氣閥的打開壓力，則在t0到t的時間段內(nèi)燃油箱內(nèi)與外界存在氣體熱交換，因此t時刻燃油箱內(nèi)的氣體溫度Tr(1)可由下式得到[7]：

(14-2)

(14-3)

式中：P1—通氣閥的進(jìn)氣打開壓力，Pa；P2—通氣閥的排氣打開壓力，Pa。

根據(jù)式(4)，t時刻燃油箱內(nèi)的氣體壓力Pr(1)為：

(15)

當(dāng)t0時刻燃油箱內(nèi)、外的壓力差大于通氣閥的打開壓力，燃油箱內(nèi)外有大氣流通時，則t時刻燃油箱內(nèi)外氣壓差可根據(jù)式(7-1)、(7-2)得到：

(16-1)

(16-2)

將式(15)、(16)聯(lián)立求解可得到t時刻的通氣流量Q(1)(取正值)和燃油箱內(nèi)的氣體壓力Pr(1)，從而得到t時刻燃油箱內(nèi)、外氣壓差。

根據(jù)上述方法，可依次計算得到N個Δt時間后，燃油箱內(nèi)的氣體壓力Pr(2)，Pr(3)，…，Pr(N)，從而得到各時刻的燃油箱內(nèi)、外氣壓差。

2.3.2 巡航狀態(tài)

巡航狀態(tài)下，直升機(jī)飛行高度Z保持不變，則各時刻下的外界大氣參數(shù)保持不變，根據(jù)式(1)、(2)、(3)可計算得到巡航高度下的外界大氣壓力Pa、溫度Ta和密度ρa(bǔ)。

其他計算分析方法與2.3.1節(jié)相同。

3 算例驗證

本文舉例的某型直升機(jī)在以10m/s的速度從5500m高度下降到3000m的過程中，油量讀數(shù)出現(xiàn)突變。經(jīng)試驗驗證是由于在下降過程中，燃油箱受到-1kPa～-1.2kPa的負(fù)壓作用，油箱部分連接點松脫，導(dǎo)致燃油箱變形而引起油面高度變化。

現(xiàn)采用本文提供的數(shù)學(xué)模型對該算例進(jìn)行分析計算，以此驗證模型的準(zhǔn)確性。

取計算時間間隔Δt=0.1s。初始條件如下：

① 初始飛行高度Z(0)=5500m;

② 直升機(jī)下降速率v=10m/s；

③ 海平面大氣溫度Tsea=15℃；

④ 單臺發(fā)動機(jī)耗油率q=415kg/h

(0.00014716m3/s)；

⑤ 初始時刻，兩個燃油箱內(nèi)的空腔容積之和Vr(0)=Vinit=1.35m3;

⑥ 初始時刻，燃油箱內(nèi)空氣的溫度、壓力、密度與該時刻的大氣溫度、壓力、密度相同；

⑦ 通氣管路的通徑為0.058m；

⑧ 通氣管路的氣體壓力損失系數(shù)ξtube=4.8；

⑨ 通氣閥的進(jìn)氣打開壓力P1=1kPa，通氣閥進(jìn)氣時的氣體壓力損失系數(shù)ξvalve1是一個關(guān)于通氣閥進(jìn)氣流量Qvalve1的函數(shù)，表示為ξvalve1(Qvalve1)，函數(shù)曲線見圖3。根據(jù)圖2所示通氣模型，Qvalve1=Q/2，則在第i個Δt時間段，通氣閥進(jìn)氣時的氣體壓力損失系數(shù)為ξvalve1(Q(i-1)/2);

⑩ 通氣閥的排氣打開壓力P2=5kPa，通氣閥排氣時的氣體壓力損失系數(shù)ξvalve2是一個關(guān)于通氣閥排氣流量Qvalve2的函數(shù)，表示為ξvalve2(Qvalve2)，函數(shù)曲線見圖4。根據(jù)圖2所示通氣模型，Qvalve2=Q/2，則在第i個Δt時間段，通氣閥排氣時的氣體壓力損失系數(shù)為ξvalve2(Q(i-1)/2)。

圖3 通氣閥進(jìn)氣時的氣體壓力損失系數(shù)

圖4 通氣閥排氣時的氣體壓力損失系數(shù)與

用Matlab編程計算各時刻燃油箱內(nèi)氣壓與外部大氣壓力的差值，計算結(jié)果見圖5。

圖5 燃油箱內(nèi)外壓力差變化曲線

由圖5可得到，在直升機(jī)以10m/s的下降速度由5500m下降到3000m的過程中，燃油箱內(nèi)部的大氣壓力與外部大氣壓力的差值為負(fù)，燃油箱承受負(fù)壓，當(dāng)下降到3000m時所受到的負(fù)壓最大，為-1147Pa(-1.147kPa)，與算例結(jié)論吻合，驗證了數(shù)學(xué)模型的有效性。

4 燃油箱通氣系統(tǒng)性能的影響因素

由通氣系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型可知，影響燃油箱通氣系統(tǒng)性能的內(nèi)部因素在于通氣系統(tǒng)的氣體壓力損失系數(shù)，氣體壓力損失系數(shù)越大，則燃油箱在機(jī)動狀態(tài)下產(chǎn)生的內(nèi)外氣壓差越大。采用增大通氣管路通徑，縮短通氣管路長度，使管路走向平緩，減小通氣閥阻力等手段可減小通氣系統(tǒng)的氣體壓力損失系數(shù)。

可能影響燃油箱通氣系統(tǒng)性能的外部因素包括機(jī)動形式、燃油箱內(nèi)無油空腔的容積、直升機(jī)的爬升/下降速度、海平面大氣溫度以及爬升高度。利用本文的數(shù)學(xué)模型對這些外部因素對通氣系統(tǒng)性能的影響進(jìn)行分析。

4.1 巡航、爬升、下降階段的通氣系統(tǒng)性能

針對本文舉例的某型直升機(jī)，計算如下典型飛行狀態(tài)下的燃油箱通氣能力：先以10m/s的爬升速度從0m爬升到5500m高度，然后巡航飛行20min，再以10m/s的下降速度下降到0m。

取計算時間間隔Δt=0.1s。初始條件如下：

① 初始飛行高度Z(0)=0m;

② 直升機(jī)爬升/下降速度v=10m/s；

③ 其他初始條件與第3節(jié)的算例相同。

用Matlab編程計算各時刻燃油箱內(nèi)壓力與外部大氣壓力的差值，計算結(jié)果見圖6。

圖6 燃油箱內(nèi)外壓力差變化曲線

由圖6可得到以下結(jié)果：

1)爬升階段：燃油箱內(nèi)壓力始終大于外界大氣壓力，壓差為正值。在爬升初始階段，燃油箱內(nèi)外壓力差急劇增大，在約237s時壓差達(dá)到最大值7968.8Pa，之后壓差值逐漸減小。這說明在爬升初始階段，外界大氣壓力的下降幅度要遠(yuǎn)大于油箱內(nèi)的氣壓下降幅度，燃油箱內(nèi)外壓力差會逐漸升高；而隨著油箱內(nèi)的空氣在壓差作用下逐漸排出，內(nèi)外壓差在達(dá)到峰值后會逐漸回落。

2)巡航階段：外界大氣壓力恒定，而油箱內(nèi)壓力在燃油消耗和空氣流出的雙重作用下持續(xù)下降，使得燃油箱內(nèi)外壓力差繼續(xù)回落。當(dāng)壓力差為0后，隨著燃油箱內(nèi)燃油繼續(xù)消耗，需要從外界補(bǔ)充空氣，由于通氣閥存在1000Pa的進(jìn)氣打開壓力值，因此油箱內(nèi)外壓力差達(dá)到-1000Pa后才會有空氣進(jìn)入油箱。由于耗油率穩(wěn)定，因此所需空氣量恒定，油箱內(nèi)外壓力差會保持穩(wěn)定，穩(wěn)定后壓差為-1006.5Pa。

3)下降階段：燃油箱內(nèi)外壓力差的變化趨勢與第3節(jié)的算例相同，燃油箱內(nèi)壓力小于外界大氣壓力，燃油箱承受負(fù)壓，隨著飛行高度的降低，燃油箱所受負(fù)壓值逐漸增大，最大負(fù)壓值出現(xiàn)在最終的下降高度上，所受負(fù)壓值最大為-1577.4Pa。

4.2 油箱內(nèi)空腔容積大小對通氣系統(tǒng)性能的影響

針對4.1節(jié)的算例，計算初始時刻的燃油箱內(nèi)空腔容積Vr(0)分別為0.5m3、1.0m3和1.5m3時的通氣能力。

取計算時間間隔Δt=0.1s，其他初始條件同4.1節(jié)，計算結(jié)果如圖7所示。

圖7 不同初始空腔容積的燃油箱的

由圖7可看到：機(jī)動開始時刻的燃油箱內(nèi)空腔容積越大，則在爬升/下降階段燃油箱的內(nèi)外壓力差的極值越大(初始空腔容積為0.5m3時，最大正壓值為5009.2Pa，最大負(fù)壓值為-1380.7Pa；初始空腔容積為1.0m3時，最大正壓值為6127.3Pa，最大負(fù)壓值為-1570.8Pa；初始空腔容積為1.5m3時，最大正壓值為8669.0Pa，最大負(fù)壓值為-1619.6Pa)。特別地，當(dāng)燃油箱內(nèi)空腔容積較小(如0.5m3)時，也即油箱內(nèi)燃油量較多時，爬升階段燃油箱內(nèi)外壓力差會穩(wěn)定在通氣閥的排氣打開壓力5000Pa附近。

這說明，燃油箱內(nèi)空腔容積越大，則為平衡燃油箱內(nèi)外壓差所需的通氣量越大，對應(yīng)的燃油箱內(nèi)外壓差越大。

4.3 直升機(jī)爬升/下降速度對通氣系統(tǒng)性能的影響

針對4.1節(jié)的算例，將爬升高度定為6000m，計算爬升/下降速度v分別為5m/s、10m/s和15m/s時的通氣能力。

取計算時間間隔Δt=0.1s，其他初始條件同4.1節(jié)，計算結(jié)果如圖8所示。

圖8 不同爬升/下降速率下燃油箱的

由圖8可看到：爬升/下降速率越大，則在爬升/下降階段燃油箱的內(nèi)外壓力差的極值越大(爬升/下降速度為5m/s時，最大正壓值為5006.2Pa，最大負(fù)壓值為-1397.0Pa；爬升/下降速度為10m/s時，最大正壓值為7968.8Pa，最大負(fù)壓值為-1582.0Pa；爬升/下降速度為15m/s時，最大正壓值為10754.5Pa，最大負(fù)壓值為-12114.0Pa)。特別地，在爬升速度較低時(如5m/s時)，爬升階段燃油箱內(nèi)外壓力差會穩(wěn)定在通氣閥的排氣打開壓力5000Pa附近。

這說明，爬升/下降速度越大，則為平衡燃油箱內(nèi)外壓差所需的通氣量越大，對應(yīng)的燃油箱內(nèi)外壓差越大。

4.4 海平面大氣溫度對通氣系統(tǒng)性能的影響

針對4.1節(jié)的算例，計算海平面大氣溫度Tsea分別為15℃、-15℃和-45℃時的通氣能力。

取計算時間間隔Δt=0.1s，其他初始條件同4.1節(jié)，計算結(jié)果如圖9所示。

由圖9可看到：海平面大氣溫度越低，則在爬升/下降階段燃油箱的內(nèi)外壓力差的極值越大(海平面溫度為15℃時，最大正壓值為7968.8Pa，最大負(fù)壓值為-1577.4Pa；海平面溫度為-15℃時，最大正壓值為9527.9Pa，最大負(fù)壓值為-1858.7Pa；海平面溫度為-45℃時，最大正壓值為11557.3Pa，最大負(fù)壓值為-2450.1Pa)。這是因為，大氣溫度越低，則大氣密度越大，空氣流通時產(chǎn)生的壓力損失就越大，燃油油箱內(nèi)外壓差也越大。

圖9 不同海平面大氣溫度下的燃油箱

4.5 爬升高度對通氣系統(tǒng)性能的影響

針對4.1節(jié)的算例，計算爬升高度分別為4000m、5000m和6000m時的通氣能力。

取計算時間間隔Δt=0.1s，其他初始條件同4.1節(jié)，計算結(jié)果如圖10所示。

圖10 不同爬升高度的燃油箱

由圖10可看到，在相同條件下，爬升到不同高度的燃油箱在爬升/下降階段的內(nèi)外壓差變化趨勢相同。說明直升機(jī)機(jī)動時的爬升高度不影響燃油箱的通氣能力。

5 結(jié)論

本文以某型直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)為研究對象，建立了直升機(jī)燃油箱通氣系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，通過算例驗證了該數(shù)學(xué)模型的有效性。利用該數(shù)學(xué)模型分析了燃油箱在機(jī)動狀態(tài)下的通氣系統(tǒng)性能以及影響通氣系統(tǒng)性能的外部因素。得到以下結(jié)論：

1) 在爬升階段，燃油箱內(nèi)氣壓與外界大氣壓的差值為正，燃油箱承受正壓，存在一個正壓峰值；在巡航階段，燃油箱內(nèi)外壓差趨于穩(wěn)定，穩(wěn)壓值趨近于燃油箱通氣系統(tǒng)的進(jìn)氣打開壓力；在下降階段，燃油箱承受負(fù)壓，負(fù)壓值隨高度的降低而增大。

2) 機(jī)動時的燃油箱內(nèi)空腔容積越大，則在爬升/下降階段燃油箱的內(nèi)外壓力差的極值就越大。當(dāng)空腔容積足夠小時，爬升階段燃油箱所受正壓值會逐步穩(wěn)定在燃油箱的排氣打開壓力處。

3) 機(jī)動時的爬升/下降速度越大，則在爬升/下降階段燃油箱的內(nèi)外壓力差的極值就越大。當(dāng)爬升速度較慢時，爬升階段燃油箱所受正壓值會逐步穩(wěn)定在燃油箱的排氣打開壓力處。

4) 海平面大氣溫度越低，則在爬升/下降階段燃油箱的內(nèi)外壓力差的極值就越大。

5) 機(jī)動時的爬升高度不影響燃油箱的通氣能力。

根據(jù)以上結(jié)論，可在全飛行包線內(nèi)找出對通氣系統(tǒng)性能影響最大的工況，從而計算得到機(jī)動狀態(tài)下直升機(jī)燃油箱所會承受的最大正壓值和最大負(fù)壓值。若最大正壓值超出了結(jié)構(gòu)油箱艙的承壓范圍，則需要對通氣系統(tǒng)設(shè)計進(jìn)行優(yōu)化，按第5節(jié)所列的措施減小通氣系統(tǒng)的氣體壓力損失系數(shù)。根據(jù)最大負(fù)壓值，結(jié)合燃油箱與油箱艙的連接區(qū)面積，可確定燃油箱與油箱艙固定所需的最小連接力，進(jìn)而校核實際連接力是否滿足要求，若不滿足則需要增大連接力或通過優(yōu)化通氣系統(tǒng)設(shè)計使最大負(fù)壓值降低。