佘士嚴(yán) 徐云山 趙 輝 郭玉強(qiáng)

（1.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.中國(guó)人民解放軍95966 部隊(duì)，黑龍江 哈爾濱 150060）

0 引言

基于系統(tǒng)工程的直升機(jī)研發(fā)設(shè)計(jì)不僅可以降低研發(fā)流程中的成本和風(fēng)險(xiǎn)，而且還可以增強(qiáng)對(duì)總體的宏觀把控和設(shè)計(jì)的邏輯性[1]。為了解決在直升機(jī)型號(hào)研制實(shí)踐中實(shí)物驗(yàn)證試驗(yàn)成本高、周期長(zhǎng)的問(wèn)題，研究虛擬仿真代替實(shí)物試驗(yàn)的可行性具有重要意義。

1 系統(tǒng)工程V 模型

系統(tǒng)工程作為一種貫穿大型復(fù)雜系統(tǒng)全生命周期研發(fā)階段的方法論，廣泛應(yīng)用于航天、航空等工程領(lǐng)域。

狹義上的系統(tǒng)工程僅指將用戶需求轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)產(chǎn)品的系統(tǒng)工程過(guò)程[2]。V 模型是狹義系統(tǒng)工程應(yīng)用流程可視化表達(dá)的經(jīng)典模型，如圖1 所示。其作為系統(tǒng)工程實(shí)施的基礎(chǔ)，V 模型的左側(cè)自上而下對(duì)各層級(jí)的需求進(jìn)行分解，逐層級(jí)完成系統(tǒng)設(shè)計(jì)、分析過(guò)程。V 模型的右側(cè)自下而上完成各層級(jí)的集成和驗(yàn)證過(guò)程。V 模型側(cè)重需求分析與用戶需求反復(fù)迭代和演化的過(guò)程，采用V 模型研發(fā)直升機(jī)燃油系統(tǒng)可以保證成附件、子系統(tǒng)以及整個(gè)燃油系統(tǒng)始終滿足整機(jī)要求，在論證和設(shè)計(jì)階段具有指導(dǎo)意義[3]。

圖1 系統(tǒng)工程V 模型

直升機(jī)型號(hào)研制實(shí)踐中通常將V 模型右側(cè)的集成驗(yàn)證分為虛擬驗(yàn)證和實(shí)物驗(yàn)證2 種模式。采用實(shí)物驗(yàn)證需要搭建試驗(yàn)臺(tái)架模擬真實(shí)飛行場(chǎng)景，不可避免地需要面對(duì)試驗(yàn)成本高、周期長(zhǎng)的問(wèn)題。采用高置信度的虛擬仿真方法對(duì)系統(tǒng)的功能邏輯和性能指標(biāo)進(jìn)行驗(yàn)證則可以大幅降低驗(yàn)證成本，縮短研制周期。

2 燃油系統(tǒng)工作原理

2.1 燃油系統(tǒng)組成

燃油系統(tǒng)的工作原理如圖2 所示。其中，燃油箱貯存直升機(jī)任務(wù)剖面所規(guī)定的燃油，由1 號(hào)、2 號(hào)、3 號(hào)、4 號(hào)以及6 號(hào)油箱組成（2 號(hào)、3 號(hào)油箱為供油箱，1 號(hào)、4 號(hào)以及6 號(hào)油箱為儲(chǔ)油箱）。

圖2 燃油系統(tǒng)工作原理

油箱通氣系統(tǒng)由外部通氣管和內(nèi)部通氣管組成。1 號(hào)、4 號(hào)油箱分別通過(guò)外部通氣管直接連通大氣；2 號(hào)、3 號(hào)以及6 號(hào)油箱通過(guò)內(nèi)部通氣管與1 號(hào)、4 號(hào)油箱相連。

各油箱間通過(guò)下部連通管與上部連通管相連，使燃油可以在各油箱間的轉(zhuǎn)輸。底部連通管安裝重力單向閥，只允許燃油從儲(chǔ)油油箱流向供油油箱。

在4 號(hào)油箱后部右側(cè)安裝重力加油口和壓力加油口，可以采用重力加油或壓力加油的方式實(shí)現(xiàn)燃油箱加油以及部分燃油的壓力抽油。

2.2 壓力加油工況

當(dāng)進(jìn)行壓力加油且達(dá)到所要加入的燃油量時(shí)，浮子閥工作切斷壓力加油開(kāi)關(guān)，停止壓力加油。如果壓力加油無(wú)法正常切斷，就可以通過(guò)溢流閥將多余燃油排出機(jī)外，避免油箱超壓。當(dāng)進(jìn)行壓力加油時(shí)，各油箱的加注順序如下：首先，通過(guò)4 號(hào)油箱與6 號(hào)油箱間的下部連通管從4 號(hào)油箱流向6 號(hào)油箱。其次，燃油通過(guò)6 號(hào)油箱與2 號(hào)、3 號(hào)油箱間的下部連通管從6 號(hào)油箱流向2 號(hào)、3 號(hào)供油箱。最后，燃油通過(guò)2 號(hào)、3 號(hào)供油箱與1 號(hào)油箱間的上部連通管從供油箱流向1 號(hào)油箱。

在壓力加油的過(guò)程中，油箱內(nèi)部的空氣壓力應(yīng)始終維持在安全閾值內(nèi)，否則將破壞油箱結(jié)構(gòu)，造成安全隱患。

2.3 正常飛行供油工況

燃油系統(tǒng)包括左、右2 套獨(dú)立的供油系統(tǒng)，分別向1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)和2 號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)供油。供油系統(tǒng)除了向發(fā)動(dòng)機(jī)增壓供油外，還為引射泵提供引射流。供油管路上安裝了壓力傳感器，以監(jiān)測(cè)供油壓力。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)火警時(shí)，飛行員可以根據(jù)需要切斷向發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油供應(yīng)。

由于該型號(hào)的燃油箱沿機(jī)身航向分布，在正常飛行過(guò)程中可能會(huì)出現(xiàn)變化較大的航向燃油重心，因此需要精心設(shè)計(jì)燃油的消耗順序，優(yōu)先消耗遠(yuǎn)離直升機(jī)旋翼中心軸位置的油箱中的燃油，以確保航向燃油重心始終在安全的范圍內(nèi)。

3 燃油系統(tǒng)仿真分析

壓力加油系統(tǒng)和供油系統(tǒng)是飛機(jī)燃油系統(tǒng)重要的子系統(tǒng)，利用虛擬仿真手段可以對(duì)壓力加油和正常飛行供油過(guò)程進(jìn)行仿真模擬，縮短研制周期，降低研發(fā)成本[4]。AMESim是一個(gè)應(yīng)用于航空航天、車(chē)輛以及工程機(jī)械等多學(xué)科領(lǐng)域的包括流體、機(jī)械、電氣以及控制等復(fù)雜系統(tǒng)建模和仿真的優(yōu)選平臺(tái)[5-6]。通過(guò)AMESim 仿真平臺(tái)可以使用戶更方便、更快速地對(duì)系統(tǒng)元件進(jìn)行建模，不需要計(jì)算機(jī)編程以及推倒復(fù)雜的數(shù)學(xué)模型。

該文使用AMESim 軟件，根據(jù)燃油系統(tǒng)工作原理搭建了直升機(jī)燃油系統(tǒng)模型，包括燃油箱、油箱連通管、油箱通氣口和壓力加油口等關(guān)鍵部件，如圖3 所示。

圖3 燃油系統(tǒng)AMESim 仿真模型

3.1 壓力加油工況仿真

3.1.1 壓力加油工況

采用真實(shí)工況下壓力加油車(chē)的相關(guān)參數(shù)，壓力加油流量為19.4 m3/h，壓力加油壓力為379211.63 Pa，加注燃油量為2616 L。

在模擬壓力加油車(chē)向直升機(jī)壓力加油的過(guò)程中，采集各油箱中燃油加注曲線和加注時(shí)間。

3.1.2 仿真結(jié)果及分析

通過(guò)仿真可以完整掌握壓力加油過(guò)程中整個(gè)燃油系統(tǒng)的狀態(tài)變化情況，包括各油箱內(nèi)燃油量的變化、各油箱燃油的重心位置變化、油箱連通管以及通氣管內(nèi)部介質(zhì)流動(dòng)狀態(tài)（包括流動(dòng)介質(zhì)類(lèi)型、流向以及流量）等。

例如在第0 s、第100 s、第250 s 和第373 s 燃油箱箱中燃油的分布情況（如圖4 所示）如下：1） 在第0 s，各燃油箱處于空狀態(tài)，此時(shí)開(kāi)始?jí)毫佑汀?） 在第100 s，2 號(hào)、3號(hào)以及6 號(hào)油箱已加滿，燃油繼續(xù)加注到4 號(hào)油箱，同時(shí)又通過(guò)1 號(hào)油箱的高位連通管由2 號(hào)、3 號(hào)油箱流入1 號(hào)油箱。3） 在第250 s，1 號(hào)、2 號(hào)、3 號(hào)以及6 號(hào)油箱已加滿，燃油繼續(xù)加注到4 號(hào)油箱。4） 在第373 s，所有油箱全部加滿。

圖4 壓力加油工況燃油加注情況

結(jié)合各油箱燃油量-時(shí)間變化曲線（如圖5 所示）可知，當(dāng)壓力加油時(shí)，各油箱中燃油加注順序符合第2.2 節(jié)描述的加油過(guò)程。在重力單向閥的作用下，同一時(shí)刻，相連油箱的液面高度基本相同，液面高度差由重力單向閥流阻決定。

圖5 壓力加油油箱燃油量曲線

由仿真計(jì)算結(jié)果可知，壓力加油加滿油的總時(shí)長(zhǎng)為478 s，真實(shí)試驗(yàn)時(shí)加滿油的時(shí)長(zhǎng)為489 s，誤差僅為11 s，滿足工程精度要求。

3.2 正常飛行供油工況仿真

3.2.1 正常飛行供油工況

為了更真實(shí)地模擬正常飛行時(shí)燃油的消耗過(guò)程，根據(jù)外場(chǎng)試飛數(shù)據(jù)建立發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油模型。根據(jù)增壓泵、切斷閥等實(shí)物產(chǎn)品的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)定義AMESim 各相應(yīng)元器件的性能參數(shù)。

按照正常飛行程序向發(fā)動(dòng)機(jī)供油，采集各油箱中燃油消耗曲線和重心變化曲線。

3.2.2 仿真結(jié)果及分析

通過(guò)仿真可以完整掌握正常飛行過(guò)程中整個(gè)燃油系統(tǒng)的狀態(tài)變化情況。

例如在第565 s、5565 s、6565 s以及8565 s 燃油系統(tǒng)的相關(guān)狀態(tài)（如圖6 所示）如下：1） 在第565 s，各油箱處于滿油狀態(tài)。2） 供油5565 s時(shí)，4 號(hào)、6 號(hào)油箱燃油基本耗盡。3） 供油6565 s 時(shí)，1 號(hào)油箱燃油消耗過(guò)半。4） 供油8565 s 時(shí)，各油箱燃油基本耗盡。

圖6 正常飛行供油工況燃油消耗情況

結(jié)合各油箱的燃油量-時(shí)間變化曲線（如圖7 所示）可知，當(dāng)正常飛行時(shí)，各油箱中燃油的消耗順序符合設(shè)計(jì)預(yù)期。

圖7 正常飛行供油油箱燃油量曲線

4 試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

4.1 試驗(yàn)臺(tái)搭建及試驗(yàn)程序

將燃油系統(tǒng)及其附屬結(jié)構(gòu)安裝在試驗(yàn)臺(tái)上（如圖8 所示），執(zhí)行壓力加油試驗(yàn)程序：斷開(kāi)浮子閥開(kāi)關(guān)，將燃油系統(tǒng)連通附屬結(jié)構(gòu)并固定在試驗(yàn)臺(tái)上，再將試驗(yàn)臺(tái)置于測(cè)試姿態(tài)。在1 號(hào)油箱和4 號(hào)油箱內(nèi)部安裝壓力表，監(jiān)測(cè)油箱內(nèi)部壓力。將壓力加油進(jìn)口處壓力設(shè)置為379211.63 Pa，執(zhí)行完整的地面壓力加油過(guò)程，直至加滿油。

圖8 燃油系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)架搭建

壓力加油結(jié)束后，執(zhí)行正常供油試驗(yàn)程序：?jiǎn)?dòng)燃油泵，向發(fā)動(dòng)機(jī)正常供油。當(dāng)供油箱燃油液面降至燃油泵穩(wěn)定吸油口坐標(biāo)時(shí)，結(jié)束供油。實(shí)時(shí)采集每個(gè)油箱中顯示的燃油量，以測(cè)算燃油重心數(shù)據(jù)。

4.2 對(duì)比分析

4.2.1 壓力加油工況油箱內(nèi)氣壓變化

分析壓力加油過(guò)程中油箱內(nèi)部氣壓變化的試驗(yàn)結(jié)果和仿真結(jié)果，分別如圖9、圖10 所示。

圖9 油箱氣壓試驗(yàn)結(jié)果

圖10 油箱氣壓仿真結(jié)果

對(duì)仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析可以得到以下結(jié)果：1） 在壓力加油的過(guò)程中，油箱內(nèi)部氣壓變化的仿真結(jié)果曲線基本反映了實(shí)物試驗(yàn)結(jié)果曲線的特征。2） 對(duì)1 號(hào)油箱的氣壓峰值來(lái)說(shuō)，仿真結(jié)果為15800 Pa，試驗(yàn)結(jié)果為17400 Pa，相對(duì)誤差約為9.1%。對(duì)4 號(hào)油箱的氣壓峰值來(lái)說(shuō)，仿真結(jié)果約為5500 Pa，試驗(yàn)結(jié)果為6000 Pa，相對(duì)誤差為8.3%。3） 在300 s～400 s，4 號(hào)油箱氣壓為穩(wěn)定值，仿真結(jié)果為2000 Pa，試驗(yàn)結(jié)果為2000 Pa。

根據(jù)上述分析結(jié)果可知，壓力加油工況的仿真基本反映了實(shí)物試驗(yàn)的特征且仿真結(jié)果具有較高的置信度，具備代替實(shí)物試驗(yàn)的可能性。

4.2.2 正常飛行供油工況燃油重心變化

分析直升機(jī)正常飛行過(guò)程中燃油重心變化的仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果，如圖11 所示。

圖11 燃油重心變化對(duì)比曲線

對(duì)仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析可以得到以下2 個(gè)結(jié)論：1） 在正常飛行過(guò)程中，燃油重心變化的仿真結(jié)果曲線與試驗(yàn)結(jié)果曲線基本一致。2） 油箱中總?cè)加土繛?00 L～750 L時(shí)出現(xiàn)較小的偏差，誤差最大值為100 mm，相對(duì)誤差約為1.5%，完全滿足工程精度要求。

根據(jù)上述對(duì)比分析結(jié)果可知，在正常飛行供油工況下，燃油重心變化的仿真結(jié)果與真實(shí)飛行場(chǎng)景基本一致，可以替代實(shí)物進(jìn)行試驗(yàn)。

5 結(jié)語(yǔ)

該文以某型民用直升機(jī)地面壓力加油和正常飛行供油工況為例，構(gòu)建了燃油系統(tǒng)仿真模型，開(kāi)展了虛擬仿真方法代替實(shí)物試驗(yàn)的可行性研究，結(jié)論如下：1） 在地面壓力加油工況下，仿真所得的油箱中燃油加注順序與實(shí)物試驗(yàn)結(jié)果基本一致；加油時(shí)間、油箱內(nèi)氣壓變化的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果誤差較小，基本反映了實(shí)物試驗(yàn)的真實(shí)運(yùn)行狀態(tài)，具備替代實(shí)物試驗(yàn)的可能性。2） 在正常飛行供油工況下，燃油重心變化的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果曲線基本一致，相對(duì)誤差僅為1.5%，可以替代實(shí)物進(jìn)行試驗(yàn)。