论文部分内容阅读
摘要：某型直升机飞行过程中出现左侧发动机燃油压力低故障，通过原理分析及试验验证，对故障进行了定位，排除了燃油增压泵故障、燃油箱通气管路堵塞、电源系统及相关线路故障等可能，将故障锁定在燃油导管受挤压变形上，进一步分析确定了该导管受挤压变形的原因，并进行了技术处理，从根本上解决了问题。
关键词：直升机；燃油压力；故障
Keywords：helicopter；fuel pressure；fault
1 燃油系统
某型直升机发动机燃油系统主要为发动机的正常工作提供燃油。燃油贮存在排列成两个独立油箱组的五个软油箱中，每组油箱供应一台发动机。油箱组中的燃油通过引射泵输送到消耗油箱中，然后靠增压泵（每台发动机有两个增压泵）输油，经过油滤组件过滤后向发动机供油。正常情况下，当供往发动机的燃油管路中有燃油时，燃油压力传感器测得燃油压力并在仪表板上显示。当燃油增压泵故障、性能下降或系统管路中有多余物堵塞造成供油不畅时，将导致燃油压力下降。当燃油压力低于0.2±0.08bar时，燃油低压开关接通，“燃油压力低”告警灯亮。
燃油由增压泵从消耗油箱中吸出，经过增压供给发动机供油管路和引射泵，引射泵始终维持在消耗油箱的油面。在一个增压泵损坏的情况下，第二个增压泵能保证发动机正常工作。燃油系统的主要部件如图1所示。
2 故障初步判断
某型直升机在飞行过程中出现“燃油压力低”告警灯亮现象，随即返回本场降落、关车。
直升机返场后，对故障原因进行分析，初步确定产生故障的可能原因为：燃油增压泵故障、燃油箱通气管路堵塞、电源系统及相关线路故障、燃油导管受到挤压变形等。随后对可能的原因开展相关检查、验证工作。
3 故障定位情况
为彻底排除故障，确保直升机状态良好，对可能的故障原因逐一进行检查验证。
3.1 燃油增压泵检查
地面通电检查燃油增压泵的工作情况，单泵工作时燃油压力为0.8bar，双泵工作时燃油增压泵压力为0.9bar。供油压力上升时间为1～2s，泄压时间为1～2s，符合技术指标要求。
3.2 燃油箱通气管路堵塞
分析堵塞情况下燃油压力的变化特征，并将其与该机的飞参记录进行符合性比对，发现不存在该故障原因的可能。
3.3 电源系统及相关线路故障
1）直升机电源系统电压不足
通过分析飞参数据，发现当燃油压力低时电源系统未发生电压异常情况。
2）燃油增压泵供电线路接触不良
检查1、3号燃油增压泵的配电线路，导线无松动、干涉、破损、打火拉弧等异常现象，导通和绝缘电阻正常。从燃油增压泵插头处引出电压信号，示波器显示1、3号燃油增压泵电源电压均为27V、波形稳定。
3）燃油增压泵供电线路短路
检查配电板上B3、C3断路器，没有断开复位情况，表明左发1、3号燃油增压泵配电不存在短路保护情况。
3.4 燃油导管受到挤压变形
1）原位检查
原位目视检查燃油系统供油软管未见挤压痕迹，但附近的2根排泄余油波紋管有明显变形，附近的结构加强筋上有2处明显擦伤掉漆现象，如图2所示。
2）模拟试验
燃油系统供油软管原位置收放起落架未发现挤压现象，燃油增压泵供油压力无变化。
第1次，在有卡带的情况下抽出约10mm燃油，收起落架，软管未见被挤压现象。
第2次，在打开燃油滤端卡带的情况下抽出约3mm燃油，收起落架，软管未见被挤压现象。
去除卡带，分解拆下消耗油箱出油管接头，改变软管走向，收起落架，软管出现被挤压现象，被挤压后软管厚度约为11mm。
在燃油滤一端加装卡带后，收放起落架，软管出现被挤压现象；再次收放，挤压情况消失。在消耗油箱一端再次加装卡带，2次改变软管位置，连续8次收起落架，软管均出现被挤压现象，挤压后的厚度为8.3mm到15.3mm不等，其中，在最后1次位置调整后，连续3次的挤压程度呈逐步严重趋势（15.3mm、13.2mm、11.3mm），如图3所示。
测量其中1次被挤压状况下的燃油供压情况，供油压力上升时间为4～6s，泄压时间为4～6s，比未被挤压时间均延长3～4s。
用大力钳将燃油供油软管厚度挤压变形至约7.5mm（见图4），模拟收起落架挤压软管情况进行地面试车，当发动机转速在89%左右时，左发燃油压力始终低于右发约0.05bar。
在直升机试车台上，模拟收落架挤压软管情况进行地面试车。用大力钳将燃油供油软管厚度挤压变形至约6mm，当发动机转速增加到97.5%时，左发燃油压力出现0.05bar的压降；挤压变形至约4.8mm，当发动机转速增加到78%时，左发燃油压力降到0.2bar，“燃油压力低”告警灯亮，故障得以复现。
3）飞参判读
通过判读飞参，该架直升机在试飞收放起落架时，左发燃油压力均低于右发燃油压力，且存在当“右、前起落架收起”信号消失时，左发燃油压力并没有恢复，持续一段时间后，“左起落架收起”信号消失时左发燃油压力才恢复的现象。该现象证明了起落架收放对于燃油压力状态会产生影响。
3.5 故障原因
根据上述对故障的定位分析，燃油系统软管受到挤压变形为此次故障的原因，主要依据是飞参数据显示左发燃油压力低、恢复正常与左起落架收放有直接对应关系；该机左主起落架舱余油波纹管存在挤压痕迹，结构加强筋上有两处擦伤掉漆情况；在模拟软管被挤压条件下进行地面试车检查，飞参数据显示左发燃油压力下降；工厂直升机试车台模拟软管挤压试验结果表明，软管被挤压到一定程度时，燃油压力会下降至“燃油压力低”告警灯亮。
4 排故及验证情况
经原位检查、离位检查、模拟试验、飞参判读后，得出结论：导致左发燃油压力低的原因是直升机燃油系统燃油供油软管在起落架收起时受到挤压变形，形成节流。
供油软管被挤压的原因是：软管位于管束靠起落架一侧，一端连接供油软管，从中油箱与后油箱之间伸出，经过左主起落架舱，向上伸入左侧行李舱，然后固定在主减速器舱地板上，另一端与其他导管相连。左主起落架舱前部安装有左发燃油系统供油软管、余油波纹管、油箱通气管，由卡带捆扎成束，从水平壁板纵梁处通孔进入起落架舱，跨过垂直壁板，向后上方伸入左侧行李舱，然后固定在主减速器舱地板上。当起落架收起后，起落架加强筋与垂直壁板成约70°的夹角，管路位于夹角上部与水平壁板之间构成的空间内，与起落架之间间隙过小，即软管被夹持在起落架加强筋与垂直壁板之间。
重新调整燃油软管安装位置，将其安装在油箱通气管下部2根余油波纹管内侧。起落架收放试验证明，软管未被挤压，随后进行试飞验证，该故障得以排除。
作者简介
董宝君，工程师，研究方向为航空电子信息技术。
关键词：直升机；燃油压力；故障
Keywords：helicopter；fuel pressure；fault
1 燃油系统
某型直升机发动机燃油系统主要为发动机的正常工作提供燃油。燃油贮存在排列成两个独立油箱组的五个软油箱中，每组油箱供应一台发动机。油箱组中的燃油通过引射泵输送到消耗油箱中，然后靠增压泵（每台发动机有两个增压泵）输油，经过油滤组件过滤后向发动机供油。正常情况下，当供往发动机的燃油管路中有燃油时，燃油压力传感器测得燃油压力并在仪表板上显示。当燃油增压泵故障、性能下降或系统管路中有多余物堵塞造成供油不畅时，将导致燃油压力下降。当燃油压力低于0.2±0.08bar时，燃油低压开关接通，“燃油压力低”告警灯亮。
燃油由增压泵从消耗油箱中吸出，经过增压供给发动机供油管路和引射泵，引射泵始终维持在消耗油箱的油面。在一个增压泵损坏的情况下，第二个增压泵能保证发动机正常工作。燃油系统的主要部件如图1所示。
2 故障初步判断
某型直升机在飞行过程中出现“燃油压力低”告警灯亮现象，随即返回本场降落、关车。
直升机返场后，对故障原因进行分析，初步确定产生故障的可能原因为：燃油增压泵故障、燃油箱通气管路堵塞、电源系统及相关线路故障、燃油导管受到挤压变形等。随后对可能的原因开展相关检查、验证工作。
3 故障定位情况
为彻底排除故障，确保直升机状态良好，对可能的故障原因逐一进行检查验证。
3.1 燃油增压泵检查
地面通电检查燃油增压泵的工作情况，单泵工作时燃油压力为0.8bar，双泵工作时燃油增压泵压力为0.9bar。供油压力上升时间为1～2s，泄压时间为1～2s，符合技术指标要求。
3.2 燃油箱通气管路堵塞
分析堵塞情况下燃油压力的变化特征，并将其与该机的飞参记录进行符合性比对，发现不存在该故障原因的可能。
3.3 电源系统及相关线路故障
1）直升机电源系统电压不足
通过分析飞参数据，发现当燃油压力低时电源系统未发生电压异常情况。
2）燃油增压泵供电线路接触不良
检查1、3号燃油增压泵的配电线路，导线无松动、干涉、破损、打火拉弧等异常现象，导通和绝缘电阻正常。从燃油增压泵插头处引出电压信号，示波器显示1、3号燃油增压泵电源电压均为27V、波形稳定。
3）燃油增压泵供电线路短路
检查配电板上B3、C3断路器，没有断开复位情况，表明左发1、3号燃油增压泵配电不存在短路保护情况。
3.4 燃油导管受到挤压变形
1）原位检查
原位目视检查燃油系统供油软管未见挤压痕迹，但附近的2根排泄余油波紋管有明显变形，附近的结构加强筋上有2处明显擦伤掉漆现象，如图2所示。
2）模拟试验
燃油系统供油软管原位置收放起落架未发现挤压现象，燃油增压泵供油压力无变化。
第1次，在有卡带的情况下抽出约10mm燃油，收起落架，软管未见被挤压现象。
第2次，在打开燃油滤端卡带的情况下抽出约3mm燃油，收起落架，软管未见被挤压现象。
去除卡带，分解拆下消耗油箱出油管接头，改变软管走向，收起落架，软管出现被挤压现象，被挤压后软管厚度约为11mm。
在燃油滤一端加装卡带后，收放起落架，软管出现被挤压现象；再次收放，挤压情况消失。在消耗油箱一端再次加装卡带，2次改变软管位置，连续8次收起落架，软管均出现被挤压现象，挤压后的厚度为8.3mm到15.3mm不等，其中，在最后1次位置调整后，连续3次的挤压程度呈逐步严重趋势（15.3mm、13.2mm、11.3mm），如图3所示。
测量其中1次被挤压状况下的燃油供压情况，供油压力上升时间为4～6s，泄压时间为4～6s，比未被挤压时间均延长3～4s。
用大力钳将燃油供油软管厚度挤压变形至约7.5mm（见图4），模拟收起落架挤压软管情况进行地面试车，当发动机转速在89%左右时，左发燃油压力始终低于右发约0.05bar。
在直升机试车台上，模拟收落架挤压软管情况进行地面试车。用大力钳将燃油供油软管厚度挤压变形至约6mm，当发动机转速增加到97.5%时，左发燃油压力出现0.05bar的压降；挤压变形至约4.8mm，当发动机转速增加到78%时，左发燃油压力降到0.2bar，“燃油压力低”告警灯亮，故障得以复现。
3）飞参判读
通过判读飞参，该架直升机在试飞收放起落架时，左发燃油压力均低于右发燃油压力，且存在当“右、前起落架收起”信号消失时，左发燃油压力并没有恢复，持续一段时间后，“左起落架收起”信号消失时左发燃油压力才恢复的现象。该现象证明了起落架收放对于燃油压力状态会产生影响。
3.5 故障原因
根据上述对故障的定位分析，燃油系统软管受到挤压变形为此次故障的原因，主要依据是飞参数据显示左发燃油压力低、恢复正常与左起落架收放有直接对应关系；该机左主起落架舱余油波纹管存在挤压痕迹，结构加强筋上有两处擦伤掉漆情况；在模拟软管被挤压条件下进行地面试车检查，飞参数据显示左发燃油压力下降；工厂直升机试车台模拟软管挤压试验结果表明，软管被挤压到一定程度时，燃油压力会下降至“燃油压力低”告警灯亮。
4 排故及验证情况
经原位检查、离位检查、模拟试验、飞参判读后，得出结论：导致左发燃油压力低的原因是直升机燃油系统燃油供油软管在起落架收起时受到挤压变形，形成节流。
供油软管被挤压的原因是：软管位于管束靠起落架一侧，一端连接供油软管，从中油箱与后油箱之间伸出，经过左主起落架舱，向上伸入左侧行李舱，然后固定在主减速器舱地板上，另一端与其他导管相连。左主起落架舱前部安装有左发燃油系统供油软管、余油波纹管、油箱通气管，由卡带捆扎成束，从水平壁板纵梁处通孔进入起落架舱，跨过垂直壁板，向后上方伸入左侧行李舱，然后固定在主减速器舱地板上。当起落架收起后，起落架加强筋与垂直壁板成约70°的夹角，管路位于夹角上部与水平壁板之间构成的空间内，与起落架之间间隙过小，即软管被夹持在起落架加强筋与垂直壁板之间。
重新调整燃油软管安装位置，将其安装在油箱通气管下部2根余油波纹管内侧。起落架收放试验证明，软管未被挤压，随后进行试飞验证，该故障得以排除。
作者简介
董宝君，工程师，研究方向为航空电子信息技术。