摘要：某型直升機(jī)飛行過程中出現(xiàn)左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油壓力低故障，通過原理分析及試驗(yàn)驗(yàn)證，對故障進(jìn)行了定位，排除了燃油增壓泵故障、燃油箱通氣管路堵塞、電源系統(tǒng)及相關(guān)線路故障等可能，將故障鎖定在燃油導(dǎo)管受擠壓變形上，進(jìn)一步分析確定了該導(dǎo)管受擠壓變形的原因，并進(jìn)行了技術(shù)處理，從根本上解決了問題。

關(guān)鍵詞：直升機(jī)；燃油壓力；故障

Keywords：helicopter；fuel pressure；fault

1 燃油系統(tǒng)

某型直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)主要為發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作提供燃油。燃油貯存在排列成兩個(gè)獨(dú)立油箱組的五個(gè)軟油箱中，每組油箱供應(yīng)一臺發(fā)動(dòng)機(jī)。油箱組中的燃油通過引射泵輸送到消耗油箱中，然后靠增壓泵（每臺發(fā)動(dòng)機(jī)有兩個(gè)增壓泵）輸油，經(jīng)過油濾組件過濾后向發(fā)動(dòng)機(jī)供油。正常情況下，當(dāng)供往發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油管路中有燃油時(shí)，燃油壓力傳感器測得燃油壓力并在儀表板上顯示。當(dāng)燃油增壓泵故障、性能下降或系統(tǒng)管路中有多余物堵塞造成供油不暢時(shí)，將導(dǎo)致燃油壓力下降。當(dāng)燃油壓力低于0.2±0.08bar時(shí)，燃油低壓開關(guān)接通，“燃油壓力低”告警燈亮。

燃油由增壓泵從消耗油箱中吸出，經(jīng)過增壓供給發(fā)動(dòng)機(jī)供油管路和引射泵，引射泵始終維持在消耗油箱的油面。在一個(gè)增壓泵損壞的情況下，第二個(gè)增壓泵能保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。燃油系統(tǒng)的主要部件如圖1所示。

2 故障初步判斷

某型直升機(jī)在飛行過程中出現(xiàn)“燃油壓力低”告警燈亮現(xiàn)象，隨即返回本場降落、關(guān)車。

直升機(jī)返場后，對故障原因進(jìn)行分析，初步確定產(chǎn)生故障的可能原因?yàn)椋喝加驮鰤罕霉收?、燃油箱通氣管路堵塞、電源系統(tǒng)及相關(guān)線路故障、燃油導(dǎo)管受到擠壓變形等。隨后對可能的原因開展相關(guān)檢查、驗(yàn)證工作。

3 故障定位情況

為徹底排除故障，確保直升機(jī)狀態(tài)良好，對可能的故障原因逐一進(jìn)行檢查驗(yàn)證。

3.1 燃油增壓泵檢查

地面通電檢查燃油增壓泵的工作情況，單泵工作時(shí)燃油壓力為0.8bar，雙泵工作時(shí)燃油增壓泵壓力為0.9bar。供油壓力上升時(shí)間為1～2s，泄壓時(shí)間為1～2s，符合技術(shù)指標(biāo)要求。

3.2 燃油箱通氣管路堵塞

分析堵塞情況下燃油壓力的變化特征，并將其與該機(jī)的飛參記錄進(jìn)行符合性比對，發(fā)現(xiàn)不存在該故障原因的可能。

3.3 電源系統(tǒng)及相關(guān)線路故障

1）直升機(jī)電源系統(tǒng)電壓不足

通過分析飛參數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)當(dāng)燃油壓力低時(shí)電源系統(tǒng)未發(fā)生電壓異常情況。

2）燃油增壓泵供電線路接觸不良

檢查1、3號燃油增壓泵的配電線路，導(dǎo)線無松動(dòng)、干涉、破損、打火拉弧等異常現(xiàn)象，導(dǎo)通和絕緣電阻正常。從燃油增壓泵插頭處引出電壓信號，示波器顯示1、3號燃油增壓泵電源電壓均為27V、波形穩(wěn)定。

3）燃油增壓泵供電線路短路

檢查配電板上B3、C3斷路器，沒有斷開復(fù)位情況，表明左發(fā)1、3號燃油增壓泵配電不存在短路保護(hù)情況。

3.4 燃油導(dǎo)管受到擠壓變形

1）原位檢查

原位目視檢查燃油系統(tǒng)供油軟管未見擠壓痕跡，但附近的2根排泄余油波紋管有明顯變形，附近的結(jié)構(gòu)加強(qiáng)筋上有2處明顯擦傷掉漆現(xiàn)象，如圖2所示。

2）模擬試驗(yàn)

燃油系統(tǒng)供油軟管原位置收放起落架未發(fā)現(xiàn)擠壓現(xiàn)象，燃油增壓泵供油壓力無變化。

第1次，在有卡帶的情況下抽出約10mm燃油，收起落架，軟管未見被擠壓現(xiàn)象。

第2次，在打開燃油濾端卡帶的情況下抽出約3mm燃油，收起落架，軟管未見被擠壓現(xiàn)象。

去除卡帶，分解拆下消耗油箱出油管接頭，改變軟管走向，收起落架，軟管出現(xiàn)被擠壓現(xiàn)象，被擠壓后軟管厚度約為11mm。

在燃油濾一端加裝卡帶后，收放起落架，軟管出現(xiàn)被擠壓現(xiàn)象；再次收放，擠壓情況消失。在消耗油箱一端再次加裝卡帶，2次改變軟管位置，連續(xù)8次收起落架，軟管均出現(xiàn)被擠壓現(xiàn)象，擠壓后的厚度為8.3mm到15.3mm不等，其中，在最后1次位置調(diào)整后，連續(xù)3次的擠壓程度呈逐步嚴(yán)重趨勢（15.3mm、13.2mm、11.3mm），如圖3所示。

測量其中1次被擠壓狀況下的燃油供壓情況，供油壓力上升時(shí)間為4～6s，泄壓時(shí)間為4～6s，比未被擠壓時(shí)間均延長3～4s。

用大力鉗將燃油供油軟管厚度擠壓變形至約7.5mm（見圖4），模擬收起落架擠壓軟管情況進(jìn)行地面試車，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速在89%左右時(shí)，左發(fā)燃油壓力始終低于右發(fā)約0.05bar。

在直升機(jī)試車臺上，模擬收落架擠壓軟管情況進(jìn)行地面試車。用大力鉗將燃油供油軟管厚度擠壓變形至約6mm，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速增加到97.5%時(shí)，左發(fā)燃油壓力出現(xiàn)0.05bar的壓降；擠壓變形至約4.8mm，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速增加到78%時(shí)，左發(fā)燃油壓力降到0.2bar，“燃油壓力低”告警燈亮，故障得以復(fù)現(xiàn)。

3）飛參判讀

通過判讀飛參，該架直升機(jī)在試飛收放起落架時(shí)，左發(fā)燃油壓力均低于右發(fā)燃油壓力，且存在當(dāng)“右、前起落架收起”信號消失時(shí)，左發(fā)燃油壓力并沒有恢復(fù)，持續(xù)一段時(shí)間后，“左起落架收起”信號消失時(shí)左發(fā)燃油壓力才恢復(fù)的現(xiàn)象。該現(xiàn)象證明了起落架收放對于燃油壓力狀態(tài)會產(chǎn)生影響。

3.5 故障原因

根據(jù)上述對故障的定位分析，燃油系統(tǒng)軟管受到擠壓變形為此次故障的原因，主要依據(jù)是飛參數(shù)據(jù)顯示左發(fā)燃油壓力低、恢復(fù)正常與左起落架收放有直接對應(yīng)關(guān)系；該機(jī)左主起落架艙余油波紋管存在擠壓痕跡，結(jié)構(gòu)加強(qiáng)筋上有兩處擦傷掉漆情況；在模擬軟管被擠壓條件下進(jìn)行地面試車檢查，飛參數(shù)據(jù)顯示左發(fā)燃油壓力下降；工廠直升機(jī)試車臺模擬軟管擠壓試驗(yàn)結(jié)果表明，軟管被擠壓到一定程度時(shí)，燃油壓力會下降至“燃油壓力低”告警燈亮。

4 排故及驗(yàn)證情況

經(jīng)原位檢查、離位檢查、模擬試驗(yàn)、飛參判讀后，得出結(jié)論：導(dǎo)致左發(fā)燃油壓力低的原因是直升機(jī)燃油系統(tǒng)燃油供油軟管在起落架收起時(shí)受到擠壓變形，形成節(jié)流。

供油軟管被擠壓的原因是：軟管位于管束靠起落架一側(cè)，一端連接供油軟管，從中油箱與后油箱之間伸出，經(jīng)過左主起落架艙，向上伸入左側(cè)行李艙，然后固定在主減速器艙地板上，另一端與其他導(dǎo)管相連。左主起落架艙前部安裝有左發(fā)燃油系統(tǒng)供油軟管、余油波紋管、油箱通氣管，由卡帶捆扎成束，從水平壁板縱梁處通孔進(jìn)入起落架艙，跨過垂直壁板，向后上方伸入左側(cè)行李艙，然后固定在主減速器艙地板上。當(dāng)起落架收起后，起落架加強(qiáng)筋與垂直壁板成約70°的夾角，管路位于夾角上部與水平壁板之間構(gòu)成的空間內(nèi)，與起落架之間間隙過小，即軟管被夾持在起落架加強(qiáng)筋與垂直壁板之間。

重新調(diào)整燃油軟管安裝位置，將其安裝在油箱通氣管下部2根余油波紋管內(nèi)側(cè)。起落架收放試驗(yàn)證明，軟管未被擠壓，隨后進(jìn)行試飛驗(yàn)證，該故障得以排除。

作者簡介

董寶君，工程師，研究方向?yàn)楹娇针娮有畔⒓夹g(shù)。