摘要:针对民用运输类飞机压力加油系统加油切断失效的极端故障工况，依据 CCAR-25《运输类飞机适航标准》的强制要求，开展机翼整体油箱通气系统应急排油能力的瞬态仿真研究。以某型民用运输飞机对称布置的机翼整体油箱系统为研究对象，简化构建了包含压力加油系统、主油箱组、通气系统的一维流体仿真模型，设定了单油箱加油切断失效、双油箱同时加油切断失效两类最严酷故障工况，完成了故障状态下油箱压力瞬态变化、溢油流量平衡特性、溢油流速变化规律的仿真计算与分析。结果表明：两类故障工况下，油箱最大结构承压为 69kPa，低于油箱设计承压限值 70kPa；最大溢油流速为 4.5m/s，满足燃油系统防静电设计的 7m/s 流速限值，通气系统的应急排油能力完全满足适航与设计要求。本文建立的仿真建模方法与故障分析流程，可为运输类飞机燃油系统与通气系统的方案设计、适航验证提供技术支撑。
关键词：运输类飞机；机翼整体油箱；压力加油；通气系统；故障仿真；适航符合性
一、飞机压力加油系统研究方向
民用运输类飞机的燃油系统是保障飞机飞行安全的核心机载系统，而压力加油凭借其效率高、操作规范的优势，已成为当前大型固定翼飞机地面加油的唯一主流方式。根据中国民用航空规章 CCAR-25-R4《运输类飞机适航标准》第 25.979 条明确要求：运输类飞机压力加油系统必须设置自动切断设施，防止油箱燃油量超过批准的最大载油量；同时必须具备自动切断设施失效后的防护措施，避免燃油系统与油箱结构因超压损坏。该要求为强制适航条款，是民用飞机型号合格审定必须覆盖的验证内容。
机翼整体油箱作为现代大型飞机的主要载油单元，其通气系统承担着双重核心功能：一是正常加油与飞行过程中，维持油箱内部与外界大气的压力平衡，避免油箱出现正压或负压损坏；二是在压力加油切断失效的极端故障工况下，作为应急溢油通道，将超出油箱容积的多余燃油排出，限制油箱内部压力的升高，保障油箱结构安全。
当前国内针对飞机燃油系统的仿真研究，多集中于压力加油系统单独性能优化、通气系统常规通气特性分析两个方向，针对加油切断失效极端工况下，通气系统应急排油能力的系统级瞬态仿真研究仍需深化。尤其对于大跨度机翼整体油箱，不同油箱通气管路的压力损失差异显著，故障工况下的油箱压力特性存在明显区别，需聚焦最严酷工况开展精细化仿真验证。
基于此，本文以某型民用运输飞机机翼整体油箱系统为研究对象，构建压力加油 - 油箱 - 通气系统的耦合一维仿真模型，针对两类加油切断失效故障工况开展瞬态仿真分析，验证通气系统的应急排油能力与油箱结构承压的符合性，形成可推广至各型号飞机燃油系统设计的仿真分析方法。
二、飞机燃油系统方案与简化原则
2.1 系统总体布局
本文研究对象为某型大型固定翼飞机的机翼整体燃油箱系统，全机燃油箱采用左右机翼对称布置方案，沿展向从左至右依次分为 Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ 号油箱，其中 Ⅲ、Ⅳ 号油箱为机翼外侧主载油油箱，压力加油系统与通气系统均沿机翼对称布置，因此选取右侧机翼 Ⅲ、Ⅳ 号油箱组为核心研究对象，可覆盖全机最严酷的故障工况。
2.2 核心子系统组成
2.2.1 压力加油系统
右侧油箱组的压力加油链路为：燃油从机身压力加油接头进入加油总管，经限流孔稳压后，通过支管进入 Ⅲ 号油箱，再经油箱间连通管路进入 Ⅳ 号油箱；Ⅲ、Ⅳ 号油箱的加油支管均设置独立的加油控制活门与燃油扩散器，其中加油控制活门是实现加油自动切断的核心执行元件，也是本次故障仿真的核心模拟对象。总管与 Ⅲ 号油箱支管设置的限流孔，用于限制加油峰值流量，降低故障工况下的溢油负荷。
2.2.2 油箱通气系统
Ⅲ、Ⅳ 号油箱顶部分别设置主通气管路，两路通气管路在 Ⅳ 号油箱上游汇合后，接入机翼外侧的通气油箱；通气油箱通过 NACA 型浸没式通气口与外界大气连通，同时设置释压活门作为冗余超压保护装置。正常工况下，通气系统维持油箱气相空间与大气的压力平衡；加油切断失效时，油箱满油后多余燃油通过顶部通气管路进入通气油箱，最终排出机外，实现应急排油与压力限制。
2.3 系统简化原则
为保证仿真计算的收敛性与工程实用性，在不改变系统核心功能与故障特性的前提下，对系统进行合理简化：
忽略左右机翼油箱的耦合影响，仅针对右侧油箱组建模，利用对称布置特性覆盖全机工况；
忽略燃油消耗系统、输油系统等与加油溢油故障无关的子系统，仅保留压力加油、主油箱、通气系统三大核心模块；
对复杂翼型的机翼整体油箱，采用等容积、等油面高度变化率的规则柱状体等效，精准模拟油面上升与气相空间压力变化过程；
管路局部阻力采用行业通用的等效阻力系数法模拟，保证系统流阻特性与实际一致。
三、仿真模型构建与边界条件设置
3.1 仿真工具与建模思路
采用航空燃油系统设计行业通用的一维流体系统仿真软件搭建模型，该软件可精准模拟管路内流体的瞬态流动、压力传递与流量变化，适用于燃油系统的系统级性能仿真与故障工况分析。
建模过程中，采用软件内置的管路、容器、阻力元件、开关元件、压力源等基础模块，按照实际系统的拓扑结构，构建完整的仿真节点与流体网络；通过开关元件的状态设置，模拟加油控制活门卡滞全开的故障状态；采用瞬态求解器，完整捕捉从正常加油、满油溢油到流量平衡的全流程动态特性。
3.2 核心仿真参数设置
3.2.1 流体介质与压力边界
仿真采用 RP-3 航空煤油为介质，设定环境温度 20℃，燃油密度 775kg/m³；根据民用飞机压力加油系统的行业规范，正常加油工作压力为 0.345MPa，考虑 10% 的系统压力波动误差，取最严酷的上限值 0.379MPa 作为加油接头入口的压力边界；设定油箱结构承压限值为 70kPa，溢油管路燃油流速限值为 7m/s（符合航空燃油系统防静电设计规范）。
3.2.2 油箱模块参数
油箱采用保压容器模块模拟，精准计算气相空间的压力变化，核心参数设置如下：Ⅲ 号油箱最大载油量 5900kg，等效为 0.9m 高的规则柱状体；Ⅳ 号油箱最大载油量 5600kg，等效为 0.75m 高的规则柱状体；通气油箱最大容积 420kg，等效为 0.6m 高的规则柱状体；主油箱通气管路的通气口与油箱上壁板距离设置为 20mm，作为溢油触发的临界油面高度。
3.2.3 管路与附件阻力模型
管路与附件的流阻特性直接决定通气系统的排油能力，仿真中所有阻力参数均具备工程设计依据：
- 所有管路绝对粗糙度设置为 2.5μm，符合航空燃油管路的加工标准；
- 管路入口采用突缩阻力元件模拟，阻力系数 0.5；管路出口采用突扩阻力元件模拟，阻力系数 1.0；
- 单个柔性接头、法兰的局部阻力系数设置为 0.1，90° 弯管阻力系数 0.15，30°~60° 弯管阻力系数 0.1，30° 以下弯管按直线段处理，参数均取自《飞机设计手册》燃油系统分册；
- NACA 通气口按固定阻力系数元件模拟，阻力系数取恒定值 0.2；释压活门开启压力设置为 18kPa，作为冗余超压保护；
- 压力加油接头、加油控制活门、燃油扩散器等专用部件的压损曲线，均采用供应商提供的实测数据；
- 管路内径、长度，以及各类局部阻力元件的数量，均按照该型飞机的三维数模 1:1 设置，保证仿真模型与实际系统的流阻特性一致。
3.3 故障工况与仿真求解设置
根据适航验证的保守性原则，本次仿真选取两类最严酷的加油切断失效故障工况：
工况 1：Ⅲ 号油箱加油无法切断：设置 Ⅲ 号油箱加油控制活门元件状态为 “常开”，Ⅳ 号油箱加油控制活门元件状态为 “常关”，模拟 Ⅲ 号油箱加油自动切断功能失效，仅 Ⅲ 号油箱持续进油的故障状态。该工况下 Ⅲ 号油箱到通气油箱的通气管路更长，沿程与局部压力损失更大，是单油箱故障中的最严酷工况。
工况 2：Ⅲ、Ⅳ 号油箱同时加油无法切断：设置两个油箱的加油控制活门元件均为 “常开”，模拟两个油箱加油自动切断功能同时失效，双油箱持续进油的极端故障状态。
两类工况均采用瞬态分析求解，初始时刻设置为溢油前 100s，总仿真时长 600s，覆盖从正常加油、油面上升、触发溢油到流量压力平衡的完整瞬态过程，保证仿真结果的完整性与准确性。
四、仿真结果与特性分析
4.1 工况 1：Ⅲ 号油箱加油无法切断仿真分析
4.1.1 油箱压力瞬态特性
仿真结果显示，0~100s 为正常加油阶段，Ⅲ 号油箱油面持续上升，气相空间被压缩，油箱内部压力缓慢升高；100s 左右油面到达通气管口高度，油箱满油，多余燃油开始通过通气管路进入通气油箱，触发溢油；随着溢油流量的上升，通气管路的流动阻力逐渐稳定，油箱内部压力增速放缓；仿真至 210s 左右，油箱内气相压力基本保持稳定，最大稳定值为 163.5kPa，较外界大气压高出 62.2kPa，叠加油液静压后，油箱结构承受的最大压差为 69kPa，低于 70kPa 的设计承压限值，满足结构安全要求。
4.1.2 溢油流量与流速特性
溢油触发后，加油流量基本保持稳定，溢油流量随通气管路充满度的提升持续上升；仿真至 210s 左右，加油流量与溢油流量达到动态平衡，平衡流量稳定在 0.0094m³/s；对应溢油管路内的燃油流速稳定在 3.6m/s，远低于 7m/s 的设计限值，不会出现高流速导致的管路冲蚀与静电积聚风险，满足燃油系统设计要求。
4.2 工况 2：Ⅲ、Ⅳ 号油箱同时加油无法切断仿真分析
4.2.1 油箱压力瞬态特性
该工况下双油箱同时持续进油，总加油流量更大，油面上升速度更快，约 90s 左右触发溢油；仿真至 175s 左右，油箱内气相压力达到稳定状态，最大稳定值为 160.3kPa，较外界大气压高出 59kPa，叠加油液静压后，油箱结构承受的最大压差仍低于 70kPa 的设计限值，满足结构安全要求。
对比工况 1 可知，双油箱故障工况下的油箱稳定压力略低于单油箱故障工况，核心原因是双油箱同时溢油时，通气管路的汇合段流量更大，流动更稳定，且 Ⅳ 号油箱通气管路更短，为系统提供了额外的低压溢油通道，降低了整体的溢油背压。
4.2.2 溢油流量与流速特性
该工况下，总加油流量显著高于单油箱故障工况，仿真至 175s 左右，加油流量与溢油流量达到动态平衡，平衡流量稳定在 0.012m³/s；对应溢油管路内的燃油流速稳定在 4.5m/s，仍低于 7m/s 的设计限值，满足防静电与管路设计要求。
4.3 综合符合性分析
结合两类故障工况的仿真结果，对通气系统应急排油能力与设计符合性进行综合评估：
结构承压符合性：最严酷工况（工况 1）下，油箱结构承受的最大压差为 69kPa，低于设计承压限值 70kPa，完全满足 CCAR-25 关于防止加油失效导致油箱超压损坏的强制要求；
溢油流速符合性：极端工况（工况 2）下，最大溢油流速为 4.5m/s，低于 7m/s 的设计限值，规避了高流速带来的安全风险，符合航空燃油系统设计规范；
应急排油能力符合性：两类故障工况下，通气系统均可在溢油触发后 110s~120s 内建立稳定的溢油通道，实现加油流量与溢油流量的动态平衡，证明通气系统具备充足的应急排油能力，可有效限制油箱压力的持续升高。
五、结论与展望
本文以某型飞机燃油系统设计方案为参考，构建了包含机翼整体油箱、压力加油子系统及油箱通气子系统在内的简化燃油系统仿真模型，借助一维流体仿真软件对Ⅲ号油箱加油无法切断、Ⅲ号油箱与Ⅳ号油箱加油同时无法切断两种典型故障状态下的油箱通气系统排油能力开展了系统的瞬态仿真计算与分析。研究得到以下主要结论：
（1）油箱通气系统的排油能力能够有效应对压力加油切断功能失效的应急工况。在两种故障状态下，油箱内气体压力最大值均低于整体结构油箱的承压设计限值（70 kPa），油箱结构在溢油过程中不会发生超压破坏。
（2）通气系统管路内的溢油流速在两种故障状态下均满足不大于7 m/s的设计要求，其中双油箱同时失效工况下的流速达到4.5 m/s，单油箱失效工况下的流速为3.6 m/s，均处于安全范围内。
（3）Ⅲ号油箱单独加油无法切断的工况是油箱压力的最严酷工况，其最大压差达到69 kPa，已接近承压限值，在燃油系统设计优化中应重点关注Ⅲ号油箱通气管路的压力损失控制。
本文所建立的一维仿真模型和系统分析方法能够有效模拟压力加油故障状态下油箱通气系统的排油能力和油箱内压力的瞬态变化过程，可用于评估不同设计方案下通气系统在应急工况中的性能表现。后续研究可进一步结合地面试验数据对仿真模型进行校准验证，并将研究范围扩展至不同加油压力、不同环境温度以及不同飞行姿态等更多边界条件下的溢油特性分析。本文的研究成果可为各型号飞机燃油系统的适航符合性验证和设计优化提供技术参考。
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