第十二A单元 飞机机械系统第二章 飞机燃油系统

第十二A单元 飞机机械系统-2 第二章 飞机燃油系统 2.1 概论   燃油系统是为存储和输送动力装置所需燃料而设置的。对燃油系统的要求是：储存所需的全部燃油，并在飞机的所有飞行阶段（包括改变飞行高度、剧烈机动和突然加速或减速等）都能可靠地连续不断地向动力装置输送所需的洁净燃油。 一架飞机的完整的燃油系统包括两大部分，飞机燃油系统与发动机燃油系统。一般将由发动机直接驱动的燃油泵之前的燃油系统划归飞机燃油系统。有的飞机在高压燃油泵之前还有一级低压增压泵，那就将第二级增压泵起的燃油系统划归发动机燃油系统。 2.1.1 飞机燃油系统特点 1、油箱数目多，输油管路和通气管路的连接比较复杂。 2、在飞机飞行中燃油要被大量消耗，油箱又难以全部装在飞机重心附近，飞机重心可能会发生显著移动，对飞机的平衡会产生较大的影响。 3、系统容量大，加油时间长。 4、清除燃油中的杂质和水分，保证系统密封性显得格外重要。 近代亚音速运输机的设计者，都力求开发出最大的商务载重和最大的航程，加上采用喷气发动机（包括涡轮螺旋桨发动机和涵道风扇发动机）为动力装置，其耗油率都较大，所以燃油的重量都占飞机起飞重量中较大份量，约占30~50%，超音速飞机的比值又更大些，如伊尔—62燃油重量占飞机起飞重量的51%，，波音737占27.6%，波音747占44%，空中客车300-600占33%，Ty144（超音速）占55%，B—58和协和号也占55%~60%。伊尔—62的燃油为82.5吨，，波音747达到160吨，可见这么大量燃油的存储与输送就不那么简单了。 2.1.2 有关燃油的几个问题 航空燃油常用的有航空汽油与航空煤油两大类。喷气发动机使用的基本都属于航空煤油。我国现用的有喷A（Jet A）与喷B（Jet B），国外有JP—4、JP—5、JP—8等，JP—4与Jet B相当，JP—5与Jet A相当。Jet B是种宽馏分燃料，是汽油与煤油的混合物，汽油约占有50~60%，挥发性较高。给飞机添加一种与原来飞机上剩余燃油在闪点和蒸发压力均有很大差别的燃油操作称为转换加油。 对燃油的要求是高的热值、高的挥发性、高的纯度、低的冰点、低的腐蚀性和低的燃点。但是有的要求又会带来附加问题，只能综合考虑，适度而止。 一、             挥发性 挥发性是液体物质在给定条件下蒸发的趋势。易挥发的燃油在高空飞行中，由于大气压降低，自然流失就多。 二、             可燃性 喷气燃油闪点很低，在封严杯中（1 atm以下）JP—4为-23℃~ -1℃，而一般煤油为43℃~60℃，可见燃油是很容易着火的。 三、纯度 纯度是指燃油中的杂质含量，不含一点杂质很难做到。燃油中含有芳烃、烯烃、硫、酸及胶质等。芳烃多了会在燃烧室出现积碳，也会使腈橡胶的膨胀率超过规定。硫和酸对金属有腐蚀作用。酒精对大多数密封 材料 关于××同志的政审材料调查表环保先进个人材料国家普通话测试材料农民专业合作社注销四查四问剖析材料 不利。为了改善燃油的特性，又特意加进一些添加剂。当前加进的添加剂有腐蚀抑制剂、静电消散剂、抗氧化剂、防水添加剂、防火防爆剂和金属钝化剂等。当然不是在每种燃油都加这么多的添加剂的，而是根据当时环境条件和使用要求来定的。 四、燃油中的空气 燃油会溶解一些空气，在所溶解的气体中氧的含量比空气中氧的含量高。当大气压力下降，所溶解的气体会析出，无疑增加了混合气中氧的浓度，这对防止燃油自燃是不利的。因此，在加油前用干燥的惰性气体使燃油饱和，且可使燃油脱水，从而减少了系统中结冰和产生微生物的可能性。燃油中溶解的气体随大气压力降低而析出，再加上燃油本身的挥发，会在管道中形成大的气泡，严重时会形成气柱，影响了对发动机的燃油输送，严重时会导致发动机熄火，这就是气塞现象。 五、燃油中的水分 所有燃油都会溶解水分，空气中湿度加大溶解度也会增加。在高空中被溶解的水会析出，喷气燃油的粘性相对大些，析出的水会以悬浮方式存在，不会很快下沉，形成游离水或乳浊状。空气中的水蒸汽在温度下降时也会以水滴或霜的形式凝结于油箱壁面上，一旦受热会有很多水掉进燃油中，有一小部分被溶解，大部分沉积于油箱底部。油箱中的燃油越少和不飞行时间越长，燃油系统中的水分也越多。沉积的水在搅动后也会形成乳浊状悬浮。当温度低于水的冰点，悬浮的水会结成冰晶，它会堵塞油滤并使附件磨损。进入导管中的水受冻结冰，使导管截面变小，影响了燃油的流量。 六、燃油加热 在加油时水可能带入燃油，或由于油箱的凝结以及油温低于零度，水可能结冰。这些水晶在低压油滤上积聚，将阻碍或堵塞燃油进入发动机。为防止这种情况，而采用油滤旁通活门堵塞指示器，或在燃油中加入象乙醇那样的防冰剂。但是大多数飞机采用在燃油进入油滤前加温。燃油加热器是一个热交换器，它可能采用滑油发动机引气作为加热介质。有些飞机上连续工作的滑油冷却器用作加热燃油辅助方法。以温空气为介质的热交换器也用作加热燃油。滑油燃油热交换器是自动工作的，滑油被恒温控制，但空气／燃油热交换器既可人工也可自动进行工作。 燃油实际温度由燃油控制面板指示，但机组人员无需对它作出反应。   2.1.3、对燃油系统的要求 为了保证在所有正常飞行状态下能够可靠地向发动机供给所需燃油，并且确保飞行中飞机和乘员、旅客的安全，许多国家都颁布有各类飞机的适航条例。例如：在美国有联邦航空条例FAR，在欧洲有联合航空条例JAR，中国有中国民用航空适航条例CCAR。在条例中对燃油系统都有详细具体的要求，这些要求是必需满足的。   2.1.4最简单的燃油系统 作为一个燃油系统，至少要有油箱、管道、油滤、截止阀和油量表等。最简单的燃油系统是靠重力供油的活塞式发动机的汽油系统，如图2.1-1所示。油箱相对于汽化器有一个高度，形成一个压力头，使汽油能顺畅地到达汽化器。油箱顶部有个加油口，也是油箱的通气口。油箱底部有一放油口，它也是排污口。在油滤之前有一切断阀，也是防火阀。另有一起动泵用以在起动时注油。以上所说的系统虽然很简单，但满足了前面所提到的基本要求，当燃油量加大又不能相对于主泵有足够的压力高度时，就要采用增压泵来给燃油加压，构成了压力供油（输油）系统，增压泵放在油箱下面，也可以装在油箱内底部浸入油中。   2.1.5飞机加油时的静电 飞机加油时产生静电失火和爆炸事故，在世界各航空公司几乎每年都有发生，造成生命财产的重大损失。随着大型飞机加油量的增加和加油速度的提高以及加油操作的不当，使飞机在加油过程中产生的静电灾害的危险性有所增加。这个问题不仅涉及到油料部门，也涉及到各航空公司飞机加油时的操作。 一、航空燃油静电的产生 航空燃油主要是由碳、氢两种元素构成的，碳和氢两种元素约占航空燃油总重量的     图2-1 重力供油系统   87%以上。此外，还有少量的硫、氧、氮以及微量的磷、钒、钾、硅、铁、镁、钠等元素。 在静止状态，燃油本体中正离子携带的电荷等于由负离子携带的电荷，因此，在燃油中没有过剩的的电荷存在，故不显电性。 燃油在固体表面运动时产生静电，由于吸附电解等原因，在喷雾、冲刷等过程中也产生静电。 摩擦产生的静电达到一定的数量，才可能造成静电事故。燃油是介电系数较大的物质，它既能通过摩擦产生静电，又能蓄电。当带有电荷的燃油进入飞机油箱后，如果电位差达到20千伏时就会发生放电现象，并产生火花。当火花能量达到或大于周围油料最小点火能量（0.2毫焦耳），而且燃油蒸汽在空气中的浓度或含量在爆炸极限范围内（航空汽油蒸气体积浓度占空气1%~6%；航空煤油蒸气体积浓度占空气1.4%~7.5%）就会立刻发生爆炸。这种现象多发生在飞机加油开始的1~2分钟内。在大多数飞机油箱内，电容式油量表的探头，增压泵等突出部件诱发了加油初始阶段的放电火花。 二、影响飞机带电的因素 飞机带电的因素很复杂，在以下几个方面作阐述。 1、燃油中含有过量的杂质与水分 燃油中带有杂质是自然存在的，不可避免的，但国际标准即AP1—1581标准规定燃油中所含杂质每升不得超过1毫克，杂质的大小不超过5微米，这不仅是为了防止杂质堵塞油滤和油路精密机件，造成空中停车，也为了避免过量杂质直接离解正、负自由离子或吸附自由离子形成带电质点。燃油中所含杂质主要是一些氧化物、沥青质、环氧酸及磺酸等金属盐类。 燃油中所含水分有三种形式，即游离状态，乳化状态和溶解状态，水对燃油起电的影响，是通过燃油内所含杂质的作用而影响的，水与杂质混合后将正、负离子包围、分割，使正、负离子不易重合，国外实验证明，当燃油中含有1~5%水分时，极易产生静电事故。 2、流速和管径对带电的影响 燃油在管道中流动，流速和管径对燃油静电影响很大，燃油在管道中所产生的流动电流或电荷密度的饱和值与燃油流速的1.75~2次方成正比。 3、过滤器对起电的影响 由于飞机对航空燃油高质量要求，通常经过多道过滤以便除掉水分杂质及活性物质，才能加入飞机，而加油车上的过滤/分离器是比油泵和管线更大的静电源。 从国内外多起飞机加油静电灾害的分析来看，大多是人为造成的，即和管理、操作、维护有关，这点必须引起高度重视。 三、飞机加油静电的抑制与消除 1、提高航空燃油的导电率 在燃油中加入抗静电添加剂是人为的增加燃油的导电性。 2、严格控制燃油中的水分和杂质 前面我们已经谈到，过量的水分和杂质会增加燃油的静电起电量。然而，航空燃油具有吸水的特性。这就要求油料供应保障部门必须认真按《油料工作条例》的规定定期清洗油罐、加油车；定期清洗或更换过滤介质；定期从油罐和加油车沉淀槽，过滤器排除水分杂质，使加入飞机的燃油目视检查无色透明，无水分、杂质。如用仪器检查，水分含量不超过30ppm，杂质含量，比色法，干片4级以下。航空公司须按机务工作有关规定，定期清洗飞机油箱；在航前，飞机加油前与加油后，都要把飞机油箱中的沉淀物放掉，直到水分杂质排尽为止。 3、接地与跨接 在消除静电的方法中，人们最熟悉的方法就是接地法。静电接地是指在飞机加油时，将加油车通过金属导线分别与飞机导静电接地桩和地面接地跨接起来，使加油车与飞机和大地形成等电位，加快燃油中静电电荷的泄漏，或者加油车与飞机直接连接，以平衡两者之间的电位，这是最有效的方法，可以防止因静电电位差造成外部放电引起灾害。另外，跨接还可以在有杂散电流时，形成一个良好的通路，以避免在断路处发生火花放电。 这里要指出的是，有的油车司机或加油员在机坪没有接地锚时，不知道将加油车与飞机跨接，而是将导静电接地线抛在水泥跑道面上就加油；还有的油车司机或加油员刚完油，加油接头尚未卸下来时，就先收回接地线，这些严重违反操作规程的错误做法，都是不能允许的。航空公司的代表或飞行机组应严格监督和检查加油操作，以保证加油安全。 4、控制流速 使用较低的初始流速，一般规定压力加油时，无水燃油最大线速度不超过7米/秒，防止摩擦生电过多。在飞机加油时，通常应同时打开两个以上油箱电门，让大流速的油一流入油箱就成为分流状态，减缓大流速，使油流有至少30秒的驰豫时间，就可以减少静电灾害的危害性。 5、采用摩擦生电量低的过滤元件，这同过滤元件的材料性质和种类有关。 6、加油时避免湍流和溅射。 输油泵出现气塞或空隙现象时，燃油中有大量气泡，增强了湍流，使油液与管壁和空气的摩擦加剧，摩擦生电严重。从油箱上部加油口溅射加油，也增大了燃油与空气的摩擦，产生的电荷直接储存在燃油中，所以，通常采用油箱底部加油方法，可减少加油时的溅射。     2.2 燃油配置、传输与重心控制   2.2.1 燃油配置 燃油配置也就是燃油箱配置，这在飞机设计的总体布局阶段就已经确定下来。对于运输机来说，机身上要装载旅客和货物，燃油只能都配置在机翼中。就机翼来说，也不是机翼的全部的内部容积都可以用来装燃油，只是在机翼前后梁之间与加强的全翼肋构成的隔舱才能装上燃油。 从机翼的受载角度来说，机翼上装燃油是有利的。因为在飞行中机翼主要是受升力作用，方向向上，而燃油重量是重力，方向朝下，起了卸载的作用。故对减轻机翼结构重量是有利的。然而，在着陆时燃油重量恰好增加了机翼固定装置的载荷，又是不利的，但往往这时燃油已大部分消耗掉了，所剩无几了。因此，有的飞机装有紧急放油系统，是准备在紧急着陆时，放掉大部分机翼中的燃油。 机翼中的油箱，有的全是整体油箱，有的部分是整体油箱部分是软油箱，有的飞机还设有备用油箱。   2.2.2耗油顺序 在飞机设计中，对飞机的重心位置有一定要求。为此，对燃油消耗的顺序就要加以控制。 耗油顺序是多种多样的。可以是从一个消耗油箱给发动机供油，然后从其它油箱向消耗油箱输油；也可以分别从不同的油箱向对应的发动机供油；解决的方法是多种多样的。典型的耗油顺序见图2.-2。有的飞机仅靠严格控制燃油消耗顺序还达不到重心变化的要求，就要增设平衡油箱，靠输进输出平衡油箱的油来控制飞机的重心。如A300飞机在机身尾部水平安定面内装有平衡油箱，靠主油箱与平衡油箱两者间的往返输油控制飞机的重心。《协和》号飞机还专设前后两个平衡油箱来控制飞机的重心。   2.2.3输油系统 飞机输油系统按功能包括三大部分：主输油系统（包括供油管路）供给发动机所需的燃油消耗量，辅助系统保证通气、增压、油箱中燃油的排出和用完油箱的剩余燃油，输油平衡系统保证建立飞机所必要的平衡力矩。一般飞机至少包括前两部分，而平衡输油系统只在靠控制燃油顺序仍无法控制重心的情况下才设立的，特别是超音速飞机。通常平衡输油系统是独立的。 飞机的主输油系统是由发动机数目和燃油箱配置来确定的。单发动机飞机，以及按单发动机原理构成的双发动机飞机上，通常采用一个消耗箱来供油，其余油箱的油按要求往消耗油箱输油，其余油箱称之顺序油箱加以区别。当用一个消耗油箱往双发动机供油时，也易于保证流往发动机的流量相同。因此多数歼击机都采用这种供油方式。当发动机分散布置时，通常采用几个消耗油箱的供油系统，在这种情况下，每个消耗油箱只保证向一台发动机供油，或向一组发动机供油，在这种系统中，装有连通开关，若其中有一个消耗油箱（包括油泵）发生故障，就打开连通开关，就由一个消耗油箱给全部发动机供油，使任意一台发动机的供油均可得到保证。在某些飞机上，发动机是由所有油箱同时进行供油的，也就是说所有油箱都是消耗油箱。这种供油方式只见于旅客机和运输机。     图2-2 飞机燃油箱耗油顺序典型示意图 1-      副油箱；2-№1油箱；3-垂直安定面油箱；4-机翼油箱，№6油箱； 5-№2、3油箱；6-№5油箱；7-机动燃油；8-№4油箱（消耗油箱），蓄油器。   消耗油箱的燃油通常是用增压泵来输送，在个别情况下也可采用以发动机的压气机产生的压缩气体或压缩空气为动力的压力输油系统来输油。增压泵广泛采用电动离心泵。为了可靠输油，每个油箱都装有两台油泵，一台主泵一台辅助泵，两泵并联供油。油箱内没有电线通过，减少了系统火灾的危险。涡轮泵外廓尺寸小，对结构高度小的机翼油箱特别适合。 输油顺序的控制，一般采用油面信号器，在打开一个油箱的油泵的同时又关掉另一个油箱的油泵，但两者间有一事实上的时间延迟，以保证供油的连续不中断。在消耗油箱中用输油活门控制输油顺序是最简单的办法，当一个活门失效，由于油面下降就会自动打开下一个顺序油箱的管路。在集流式传输中，可用不同开启压差的单向活门来控制输油顺序。 输油活门有机械式和电动式，由油面控制直接作用的输油活门，其原理与水箱的浮子活门相同。间接式的浮子活门的原理见图2-3所示。浮子带动针塞，当针塞打开，膜片下腔的液体流出，压力下降，膜片在压差作用下打开活门；当针塞塞紧，膜片下腔液体不流动，膜片上方的液体经进油管进入油箱，静压稍低，膜片在弹力作用下上移，盖住活门出口。电动活门则由油面信号器控制，油面信号可以从油位传感器提供，也可用感     1-     进油管；2-活门座；3-膜片；4-放油管；5-控制腔； 6-限流孔；7-壳体；8-浮子；9-油针塞；10-支架   受油面高度的压力信号传感器，或用感受油泵出口压力的压力传感器。在这里必须特别提出的是：活门关闭与打开的速度要有一定的限制，因为输油的突然中断，会在管路中出现液压撞击，流量愈大撞击愈严重，流体压力的突跃升对结构不利。 在每台发动机都有一个单独的消耗油箱的输油系统中，顺序油箱消耗的均匀性取决于每台发动机所消耗的油量，在这种系统中一般不设置专门的装置来均衡燃油流量。当几台发动机都由一个总消耗油箱供油，由两个或两个以上的顺序油箱输油的燃油系统中，被输送的油量差可能引起耗油的很大不均匀，从而可能影响飞机的动态性能和动力特性。为了严格控制按一定比例输油，可采用不同流量的泵，也可以用比例控制器控制输油活门的节流口面积来达到。 即使将油泵安装在油箱的最低点，由于结构原因总是还有一些剩油，为了将剩余油量排尽，飞机上多数都装有带有引射泵的输油系统作为辅助系统。引射泵由消耗油箱的油泵输出流量中分出一部分流量来带动。引射泵外廓尺寸小，重量轻，寿命长，无活动部件，在油箱中不需引入导线，吸入嘴可以放在油箱中任何地方，而且用于抽吸油箱中燃油可不用专门的装置来自动地往复地接通或断开油泵，可以不停地工作，即使没有燃油存在也可工作。考虑到剩余燃油可含有水分和机械杂质，在管路上装沉淀过滤器，可简化地面的维护工作，并提高飞机燃油的清洁度。有的飞机用引射泵不断吸取消耗油箱中的沉积水分，加以掺和并送往发动机，以减少油箱中沉积的水分。     2.2.4 管道和联轴器 燃油系统中管道不承受高压，即使在发动机隔舱或其它特定区域前使用了防火材料，比如不锈钢或钛合金，刚性管还是由铝合金管做成。管子末端做成锥形或卷边以和特殊联轴器相连，一些通气和抛油管做成这种结构，有时为便于加工做成方形。 一、柔性联轴器 图2-4画出两种柔性联轴器，图（a）是一种能在角度方向和轴向产生一定不对中量的联轴器。该管端被卷边，且接头表面光滑并经打磨，所以密封能自如套在管子上。一个裂缝式定位环包围着卷边。当联轴器螺栓拧紧时，弹性垫圈和定位环之间的O型环受到挤压，并在管道和联轴器之间膨胀形成封严。图（b）是一个柔性较小的联轴器，但也有一定的不对中和轴向移动量。当内外轴套旋到一起时，压力就作用在裂口式垫圈上，并且压出橡胶密封，在内轴套和卷边之间形成封严。   （a） （b） 图2-4 柔性联轴器   二、V字夹联轴器 该联轴器是一个焊接在每根管端的特殊部件，两部件由一对V型截面的半圆形夹紧装置连在一起。封严由0型环形成，O型环位于一个部件槽中。当夹紧装置拧紧时，O型环就紧压在另一部件的接触面上。有时该夹紧部件还装有失效保险接头。（见图2-5） 三、滑动联轴器 该核联羽器仅用在通过空气或蒸气的管道上。每个管端焊有一特殊装置。由0＆型环提供封严，通过内轴套滑进外轴套形成联轴器，这样O型环就在中心定位。（见图2-6） 四、连接 燃抽管路连接十分重要，这是因为它们都位于油箱内，而且在露天操作时要防止静电。连接带或钢索用来把各个联轴器，管道和连接件之间联接起干来。 在飞机某些地方，联轴器由于安全原因可能用防水罩或防热罩罩起头来。在这些防护罩上常常设有排水设备。管道的指定用途而带有标记说明。 图2-5 V字夹联轴器 图2-6 滑动联轴器   2.2.5 典型飞机的输油系统 一、油箱配置 波音737飞机共有三个油箱：两个主油箱（即№1和№2机翼油箱），一个中央油箱。主油箱在外翼内前后梁之间，中央油箱在中央翼内前后梁之间。三个油箱全是整体油箱。主油箱各装5674升油，中央油箱装8755升油，共装20103升油。这些油箱可同时充油，也可分别加油。 在主油箱外侧靠近翼梢各有一个通气油箱，集中与机外通气，并收集从通气管道溢出的燃油再流回主油箱。 主油箱下部，每个翼助间都有一个可拆卸口盖，是维护人员接近内部附件或进入油箱的入口。在中央翼前梁后左下壁有一进入口，可进入中央油箱。见图2-7。 在中央油箱上表面和前部外表面，还包有第二层包裹层，以防止燃油泄漏进入飞机的气密区。 二、输油系统 每个主油箱有两个输油泵（也叫增压泵），一个在前一个在后，以保证至少有一个泵可以泵出油。中央油箱也有两台泵，一个在左翼一个在右翼，左翼的泵归左系统，右翼的泵归右系统。左系统给左发动机供油，右系统给右发动机供油。各系统都由一根输油总管向发动机供油，各输油泵出口都通过单向阀和输油总管相连。左右系统又通过处于右翼后梁的交输活门相联，平时交输活门是断开的，左右系统不连通，各自独立运行，当出现输油故障时，可以藉助于打开的交输活门，由左或右系统向两台发动机同时供油，输油系统示意图可参看有关手册。 燃油消耗顺序是：先用中央油箱的油，然后用主油箱的油。消耗顺序是靠采用不同开启压差的单向阀来实现的。中央油箱油泵出口处单向阀的开启压差为4psi~7psi，它小于主油箱油泵出口处单向阀的开启压差（12psi~14psi）。即使所有泵都在工作，由于中央油箱泵出口的单向阀先行开启，中央油箱先供油，这时输油总管压力升高，使得主油箱泵出口的单向阀感受的压差减小，更不能打开。直到中央油箱的油用完，总管压力随着中央油箱泵出口压力的下降而降低，这时主油箱泵出口单向阀打开，由主油箱继续供油。主油箱泵的下部有一旁通活门，在油泵失效后打开，靠重力和发动机驱动的油泵的吸力仍能保证给发动机供油。   图2-7 波音737飞机的油箱及口盖位置图   主油箱前油泵带动了一台中央油箱引射泵，当中央油箱的油基本用完后，开动引射泵将中央油箱中的剩余燃油吸净，且排入主油箱。 主油箱的油泵又各带动台主油箱引射泵，向油箱的最低点抽吸积水，混合液排向输油泵的吸油区，经油泵吸走排向输油总管，直接送到发动机燃烧。引射泵孔的尺寸限制了混合液的量不超过发动机工厂的规定。引射泵在主油箱泵启动后即行起动，无需机组人员管理。 在机身尾部的辅助动力装置（APU）的燃油供应，由左系统负责提供。 在输油总管通向发动机之前，装有一切断阀，在紧急情况下可截断输往发动机的燃油，起了防火的作用。 三、操作情况 油箱输油泵为双叶轮离心泵，转速可达11000rpm~12000rpm，在流量8000 lb/h时，出口压力为26psi，零流量出口压力为40psi。每个油箱输油泵出口都装有指示油泵工作状态的燃油压力传感器，油泵工作正常，低压信号灯熄灭。在驾驶舱内有燃油操纵与指示面板，集中了输油系统的工作电门与信号灯，形象地反映了系统的运行状态。在仪表板上有工作失效的桔黄色警告灯，当两个增压泵都处于低压状态，这时不仅两个低压信号灯亮，而且警告灯也亮。 一开始接通所有的油泵电门，油泵工作，信号灯熄灭。虽然所有油泵都在工作，因单向阀开启压差不同，先由中央油箱供油。当中央油箱油用完，这时两个油泵低压信号灯亮，同时警告灯也亮，就将中央油箱输油泵的电门切断，低压信号灯与警告灯熄灭。这时已入由主油箱供油，同时打开了中央油箱引射泵的切断阀，开动引射泵将中央油箱剩油吸尽。引射泵的切断阀只工作20分钟，到时间自动关闭。在主油箱泵工作的同时，也起动了主油箱的引射泵，吸取油箱的积水，将之排往油泵的抽吸区。当主油箱油用完，油泵低压灯与警告灯同时闪亮，只有将电门切断灯才熄灭   图2-8 B737输油系统操作与显示面板   输油系统操作与显示面板见图2.-8。面板上方有旋转式的交输活门选择电门，在电门正上方是活门工作状态信号灯。每个油泵有一个电门，电门上方是油泵出口低压信号灯。还有绿色的流条，显示了当前的输油情况。 辅助动力装置（APU）所需的燃油从左系统输油总管经过APU供油活门和管道进入APU。管道上有一释压活门，在管道内压力过高时，活门开启将部分燃油排回左主油箱。活门开启与关闭状态在操纵台上有显示。   2.3 通气系统及其附件   2.3.1 通气系统 当输油泵抽油时，油箱油面必然下降，若油箱密闭，油箱内就会形成负压，这种负压不仅使输油泵吸不了油，还会使油箱因外部气压大于箱内气压而受到挤压，最终会导致结构损坏。所以油箱必需通大气，而且要保持一定的剩余正压力，以保证输油泵充分吸油，保证在输油泵失效时能靠重力往输油总管输油。要保持一定的剩余正压力，可以利用飞机的速度冲压作用，以提高油箱内气体的压力，也可以用从发动机压气机中引来压缩气体，以提高箱内气体压力。这样一来，可使通气与增压联系起来了。 （a） （b） 图2-9 集中通气原理示意图 a-由大气接收空气的；b-由大气或由气瓶接收空气的；1-空气接收器； 2-带通气咀的空气道回路；3、5-燃油箱；6-发动机供油导管； 7-惰性气体气瓶；8-减压活门；4、9、11-单向活门；10-安全活门   油箱的通气方式，可以是各个油箱各自通气，也可以是由一根通气管连接各油箱的通气口。近代运输机广泛采用通气防溢油箱集中通气，各油箱用通气管将通气油箱与自身连通。独立的（分散的）通气方式，各油箱的通气口有可能装在飞机的不同部位，由于气流流动状态的不同，可能形成各油箱内压力不同，这种压力差异会引起各油箱之间的无法控制的燃油流动并破坏了预定的耗油顺序。集中通气的原理示意图见图2-9所示。这种通气方式构造复杂些，但可保证各油箱内压力相同。图中空间管路2的作用，在于排出倒流的燃油和偶然性的管道积水，并防止机动飞行中燃油通过通气管溢出或泄漏。图2-10是具有安全活门和限制气体流量的通气系统，该结构十分简单，使用可靠它利用气体压力将油从油箱10压到了油箱3内。很明显气咀6与气咀7的前后必须保持不同的压力差，在大量消耗气体时，气咀6应比气咀7具有较小的阻力，使油箱10内的气体压力比油箱3内要高，才能将油从油箱10压向油箱3。图2-11是用减压器调节油箱的不同增压的系统，它可以达到大大减少空气消耗和燃油损失的目的。用减压器6和减压器4保持油箱7与油箱11的不同压力，在油箱7内装有浮子活门，使燃油排空后截止气体的进入。为了使系统防止气体超压，系统内都设有安全阀，如图2-11（a）中的阀8和图2-11（b）中的阀3。图中所示的结构，是系统最基本的不可缺少的结构。 运输机通常不需用压缩气体的增压通气系统，只靠有冲压作用的通气系统已能满足要求。通气口有用弹簧平衡的单向阀，以防止系统中空气和燃油从通气口反向流出。油箱中有防真空活门，防止油箱内出现负压。有安全阀限制油箱内压力出现超限。     图2-10 由通气咀和安全活门调节油箱的不同增压的系统图 1-   空气接收器；2-单向活门；3-消耗油箱；4-活门（流量限制器）； 5-升压安全活门；6-、7通气咀；8-整个系统的安全活门；9-压缩空气源； 10-首先被消耗的油箱；11-增压泵。   不论采用何种通气方式，集中的还是独立的，通气管的布置都要保证在任何飞行状态下都能使油箱可靠通气并防止燃油从通气口反向溢出。波音737飞机油箱数少，且都在机翼上，因而采用了集中通气方式。总的通气管就是通气油箱，每个油箱的通气管都从通气油箱引入。通气管就是机翼上表面的长桁，通气管与机翼结构结合，而且又处于油箱的最上方，对通气最有利。图2-12就是波音737飞机通气系统简图。机翼有上反角，平时气体都集中到靠近翼尖的部分，在转弯时机翼倾斜，这时气体集中到翼根部分，所以在翼根前部和靠近翼尖部分都有空气出口。两出口一前一后，也保证了在爬升或下滑时油箱的通气。中央油箱的通气也是一前一后的两个通气口。为了使机翼倾斜时燃油不会从通气管溢出，在靠近翼尖的通气口上装有浮子活门，当油箱这部分有油时，浮子靠浮力将活门关闭，就使油不能从通气口溢出，而翼根部分的通气口保证了通气。浮子活门的构造见图2-12。通常机翼有一定安装角，且停机时机身也不是水平而略有上仰，当机翼有后掠时翼尖位置就比根部低，所以在后通气口必需装有浮子活门，否则燃油有可能沿通气管流向通气油箱。在中央油箱内的通气管还装有四个通气漏油单向阀，将通气管内的油引回油箱。通气油箱沿展向分成两室，外室通气，内室（靠近主油箱）通气并储存经通气管溢出的燃油，内室有管道与中央油箱通气管相通，使内室的油能靠重力流回到中央油箱。内外室之间只有单向阀连通，使内室的油不流到外室。中央油箱的通气管上在外壁处有挡板和开口，目的是让通气管中的燃油流向外室。 （a） （b） 图2-11 由空气减压器调节油箱的不同增压的系统图 a-带极限压力活门的；b-带空气流量限流喷咀的；1-空气接收器； 2-单向活门；3-安全活门；4-低压减压活门；5-压缩空气源；6-高压减压活门； 7-首先耗油的转输油箱；8-断流活门；9-极限压差活门；10-增压泵；11-消耗油箱； 12-极限油面活门；13-流量限流喷咀。   图2-12 波音737飞机的油箱通气系统   2.3.2通气系统的附件 通气系统附件很多，型号也不尽相同，构造上也互有差别，但从原理上看基本上就那么几种。在这里只着重介绍主要的几种附件。 一、保护附件 1、安全阀 安全阀有恒压差和恒压的两种。恒压安全阀工作原理见图2-13（b）。它靠真空膜盒和弹簧感受阀芯开启压力，阀门打开时的压力就等于油箱所需的绝对压力，这种阀保持油箱增压恒定。恒压差安全阀的工作原理见图2-13（a）。弹簧感受阀芯开启压差，保持压差恒定。很显然当外界压力升高或降低，油箱内的压力也会随之升降。 安全阀应能通过通气系统的最大流量。   图2-13 安全活门原理图 a-     恒压差的；b-保持油箱最低需 用恒压的；1-真空膜合；2-弹簧   2、过压保护器 过压保护器是一种简单的油箱安全阀，有的还可以双向保护。当油箱内的压力超过一 定值时，保护器上的碳片会向外爆裂，使燃油与大气相通。 二、通气附件 1、勺形进气口 它是从外往里安装在机翼下表面的一种带有勺形感受空气冲压的进气口组件。冲压勺不突出机翼下表面。张开的主管的四壁构成通风腔。保证冲压空气作用到通气系统。 2、NACA进气口 它也是一种专门进气口，外形象个弯折的大管，也是从外往里安装在机翼下蒙皮上。下部是冲压通气口，埋在下表面外形内，感受空气的冲压。管子上部通口弯折向上，接近通气油箱的上壁。通口的高度使得通气油箱内的燃油不至从通气口向外溢出。管子中有火焰阻隔器，防止地面起火时火花从进气口进入油箱。NACA进气口有多种型号，但其原理都一样。安装时上出口要靠向翼根，利用弯折大管使得通气油箱保存尽可能多的燃油而不外溢。 图2-14是NACA进气口在A300飞机上的安装情况，图中在通气油箱内除了NACA进气口外，还装了一个过压保护器。 图2-14 NACA进气口的安装     2.4 加油系统及其附件   2.4.1加油系统及其主要附件 现在使用的加油方式有两种：一是重力加油，也叫敞开式加油，就是通过油箱上方打开的加油口分别对一个或多个油箱加油，在泵压作用下通过配置在飞机下部的一个或几个加油接头和预先配置好的加油管分别对一个或多个油箱进行集中加油。还有一种不常用的加油方式，叫空中加油，由加油机将燃油带上天空，在指定地点向受油机供油，边飞行边加油。从原理上来讲它还是属于压力加油方式。 一、重力加油系统 在任何一架飞机上都设置有重力加油装置，作为一种辅助加油系统，当机场上没有专用加油车时，就用它作为加油的一种机动方法。它通常不是一个一个油箱地加油，而是从一、二个加油口加油、靠油箱之间的连通，靠重力促使燃油往其余油箱流动，从而充满所有油箱。重力加油系统的原理见图2-15。   图2-15 重力加油系统原理图 1—             被加油油箱；2—串连的油箱； 3—加油口；4—控制活门；5—通气系统   从图上可以看到，在加油过程中1号油箱的油面与2号油箱的油面有一个高度差。这个高度差取决于从1号油箱到2号油箱流动的流量和流动损失。阻力损失系数愈大，流量越大，高度差就越大。当1号油箱加满时，2号油箱还不能同时加满，串联的油箱越多，最末一个油箱加满的程度越差。要达到短时间内将油加到最大可能的容积，一般是先用大流量加油，然后再转为小流量加油，因为在小流量下会减小串联的两油箱间的油面高度差，而且在加油中油会起泡沫，注油越快泡沫越多，泡沫多了会从加油口溢出。 加油口的结构要和加油枪相连接的部位一致。加油口周围要有密封腔，制成可随时收集和放出溢出的燃油的漏斗式。为了防止异物掉进油箱，加油口应有滤网保护。口盖盖好后因有密封，阻止了燃油从加油口外溢。不同飞机的加油口结构都不相同，但作用都是一样。 重力加油本身很简单,不需很多附件,但因而也带来一系列缺点：一是开始准备和结束收场的时间很长，如加油车开动、搬梯子和加油管、打开和关闭加油口盖、加油枪的接地和定位、加油车油泵的起动和流量调节、供油量的监测等，这些工作都是在速度很慢的状况下进行的；二是加油口总是配置在机翼和机身的上表面，地勤人员在上面走动和搬动加油管等，不可避免地会引起表面油漆层的损坏；三是在冬天机翼和机身表面结冰，地勤人员在上面工作极易发生危险。更值得注意的是，加油时难免会冒出燃油和油蒸气，一遇到火星就有发生火灾的危险。因此近代飞机只将重力加油作为一种辅助应急手段而保留着。 二、压力加油系统 压力加油系统也叫集中加油系统。从加油车引来软管，往机上预先设置的加油接头上连接，然后在压力的驱动下通过预先铺设的管道往各油箱加油。这种加油系统类似于城镇中的供水网络，是一个带有几个分支的供液系统。压力加油系统的原理见图2-16所示，它包括了地面加油车在内，形成了一个完整的压力加油系统。图中从10号元件以后为机上加油系统，10号元件以前为加油车系统。飞机上装有燃油接受器10、阀门11（此阀通常是关闭的，只有在加油时才打开）、开关12、带通气活门14的主管路13和油面限制活门17。通气活门在加油结束后当管路13排出燃油时便打开。油箱16中的远距加油控制活门15连接于主管路上，在活门15后面也可装设自动阀17来限制规定的油面，此阀门由油面传感器18来控制。加油时箱内空气沿通气管排出。通气系统必须保证在加油时箱内气体顺畅流出，否则油箱可能因内压力作用而涨裂。图2-16中的（a）图为并联加油系统，同时分别向三个油箱加油；（b）图为串联加油系统，向油箱16加油并流向其他油箱；（B）图为组合式加油系统，有的油箱是串联加油，有的是直接加油。串联式加油管路简单连接容易，但存在在上一节中谈到的问题。要充满同样的容积所需时间当然要长一些。 在并联联接的系统中，加油还有同时加油与顺序加油之分。加油系统要经过详细的水力计算，即根据所需加油时间确定流量和流动阻力。如为并联同时加油，应根据油箱容积分配流量，让自交汇点开始的各分支管的阻力损失基本相等，然后算出总的压力损失和流量，从而确定加油车的泵压和流量。对于并联联接的管路上而用顺序加油方式，那只要对不同单支管路进行计算就行。必须注意，并联同时加油管路各分支管路的流量分配取决于该分支管路的阻力损失，而阻力损失又受所分配流量所决定，因此计算是一个反复迭代的过程。 加油接头与加油控制板，一般装在机翼前梁的位置或起落架舱内，只要打开舱盖即可进行工作。 波音737飞机的加油系统就是压力加油系统。通过一个压力加油总管同时或分别往三个油箱加油。其管道铺设示意图如图2-17。控制板和加油总管都在一个舱内，装在右翼前梁前的发动机的外侧。由于都从加油总管出发，加油管的长短不一，特别是2号主油箱，加油管特短。为了加大管道阻力，对2号油箱的加油管加了一个节流器，以限制流往2号油箱的流量，尽量使流往左右机翼油箱的流量达到均衡。浮子电门感受油面位置，当油面到达预定的限定值时自动关闭加油阀。最大加油压力为55psi。加油站外观见图2-18所示。   图2-16 压力加油系统原理图 a—油箱成并联连接；b—串联；B—组合连接；1—加油车的油箱；2—燃油泵； 3—旁通活门；4—油滤；5—流量表；6—开关；7—压力表；8—软管；9—加油器（加油枪）； 10—接油器（加油口）；11—阀门；12—远距控制开关，辅助活门；13—主管路；14—通气活门； 15—远距控制开关；16—被加油油箱；17—加油时限制油面活门；18—油面传感器；19—通气系统导管   加油总管是一个集成阀，起分配中心的作用。加油总管包括带有菌状阀门的加油接头和三个电磁控制阀、四个出口。三个出口通向油箱，一个出口和放油阀连接。加油总管的原理见图2-18图。当加油软管和加油接头相接时，软管上的顶针顶开了菌状阀门，打开了燃油进入总管的通道。燃油同时经小孔进入电磁控制阀内隔膜的上腔，隔膜上下腔室压力相等，阀口仍然关闭。当线圈通电或手动针塞被按下并保持着，隔膜上腔的压力被释放，在下腔压力的推动下，克服了弹簧力将阀门向上打开，燃油就通过打开的加油阀经单向阀进入指定油箱。 由于安装位置低和集成阀的使用，使得接近非常容易，有利于拆卸和更换。当加油加满而因电磁阀失效没能关住，燃油就会经过通气管到通气油箱，从通气口溢出。加油时因电磁阀失效阀门没能打开，这时可以用人工将超控针塞按下并保持着，就可使阀门打开。注意要到油加满了才能松手。     图2-17 B737飞机压力加油系统示意图   2.4.2 放油系统及其附件 在飞机起飞重量大于着陆重量很多的飞机上。为了减轻起落架的结构和其它元件结构的重量，在起飞后一个短的时间内因特殊原因就要紧急着陆的情况下，要减轻当时飞机的重量就得在空中将大部分燃油放掉，这种放油也可以在着陆前的一段不很长的机场跑道上进行，这种放油叫紧急放油。在起落架、发动机或操纵系统等带故障着陆时，从防火安全的角度考虑，也不允许有多余的燃油储存，也应空中紧急放油。 在地面维护工作中，维护油箱和燃油系统附件，往往需要将油箱内的油大部分或全部放掉，因而要有快速的放油系统。为了将油箱内的少量余油尽可能吸尽，还专门设置了排油排水装置。 在油箱中经常都有水分沉积，燃油中一些杂质也会沉淀下来，在每个油箱的最低点都装有排水阀或放沉淀开关，以便经常打开将水分和杂质排掉。 空中紧急放油装置并不是任何一架飞机都要有，如波音737、A300等飞机上都没有紧急放油装置。在某型飞机上，在内衿翼前面机翼的后缘处装有放油套管，可用电马达放下，再打开放油阀，燃油就可靠重力从放油套管放出。当油量达到事先确定的油量时，关闭放油阀，并收起放油套管。波音747飞机上也装有类似的紧急放油装置。 紧急放油时，由于偶然的扰动，油箱出油接管咀上，可能出现旋涡流，形成了充满气体的旋涡。旋涡通过接管咀内部时，遮盖着接管咀的流通截面并减缓了放油速度。为了加速放油减少旋涡的形成，在油箱内装一个收敛形的放油口，如图2-19，圆滑地改变流动截面和流动方向。   图2-18 B737飞机的加油站外观和加油总管原理图   通常飞机的快速放油系统都和供油系统结合起来，利用机上已有的输油泵快速地将油打出油箱。放油系统的基本参数是放油量和放油时间。   2.4.3 油箱的排水和排污 油箱中的燃油常常含有水分和杂质，特别是经过较长时间的停留后，原来悬浮的杂质与水珠大部分沉淀下来，故应及时将之排掉。因此，在早晨起飞前都有一项工作，就是给每个油箱排水排污。 在每一个油箱的最低处，或在集油盒处，或在油泵盒上都装有一个以上的排水阀。在波音737飞机上，在主油箱下壁的最低处装有一个排水阀，在中央油箱的中部装了一个排水阀，在通气油箱上也装了一个，共计装了五个。A300飞机上装的就更多了，有的油箱装两个，有的装了三个。图2.4-6就是A300飞机上的排水阀分布图和排水阀的外观图。     图2-19 喷射泵收敛式放油口 图2-20 A300飞机上的排水阀与其分布图   排水阀或排污阀型式众多，构造各异，从原理上大的方面可归纳成两类： 一种是靠螺纹自锁的阀，它就像日常生活中常见的水龙头；另一种是靠弹簧弹力自闭的阀。靠螺纹自锁的阀，或用手柄转动螺纹杆，进而推动碟形阀门贴紧或离开阀门座，或用扳手转动螺杆，使螺杆端端头的锥形阀门紧贴或离开阀门座。 靠弹簧自闭的阀，大多采用菌状阀芯，靠弹簧自内向外压紧在阀门座上而密封，油箱内的静压更加强了阀门的压紧作用。   2.5 燃油系统的主要部件   燃油系统的部件很多，主要部件也不少，有些附件已分散在前面几节中介绍了，在这一节主要介绍油箱、油泵和电动阀门等。   2.5.1燃油箱 飞机燃油系统的重量特性、工作寿命、可靠性、耐久性和修理可用性等，在许多方面取决于燃油箱的结构。根据飞机的用途、结构的受热情况、机翼在飞行中的变形情况，以及燃油箱在飞机上的配置情况，可以采用软油箱，硬油箱和整体油箱等三种构造型式。对一架飞机来说，也可能这三种形式的油箱都同时存在。 一、软油箱 软油箱是用耐油橡皮、胶层和专用布等胶合而成，军用飞机的软油箱除了上述材料之外还有天然橡胶层和海绵橡胶层，如图2-21所示。当油箱损坏时，生橡胶或生海绵橡胶不会产生碎裂不齐的边缘，而且在接触燃油后会产生膨胀，使弹孔缩紧，使燃油不致大量漏出，起到了防弹的作用。   1、耐油橡皮；2、生橡皮；3、硫化橡皮；4、涂胶皮（帘子布） 图2-21 防弹软油箱的各层装请示图   民用飞机的软油箱壁厚大约1.2~1.5mm， 如包上保护层厚度为4mm。软油箱可直接固定在飞机的结构上，在某些情况下，也可固定在专门的油箱舱内，此油箱舱是一个刚性的壳体，且能承受起作用于油箱上的全部力。软油箱是用专门的扣环，或用专门的销钉，或用专门的按钮锁扣，或用绳索牢固地固定在飞机的结构上。 软油箱的容器的四壁就是翼梁腹板和加强肋腹板，或是固定在垂直型材上的铝板，容器的上下壁就是机翼上下蒙皮。由于蒙皮上有桁条，软油箱直接靠上会有摩损，或会被尖物所损伤，故在桁条上胶接一层泡沫塑料垫，塑料垫外再胶一层蒙布。油箱舱整个内壁都胶上蒙布。为了将油箱固定，容器的上下壁上有特制的锁扣，或者挂钩、或者为其它固定件。在上壁上还有用螺丝固定的口盖，以便对燃油系统进行连接。下壁有窗口以便装拆油箱。油箱舱还装有通气管、漏水管，使油箱舱始终与大气相通。由于软油箱内通正值的大气压力，就保证了油箱始终与油箱舱壁相贴而不易损坏。 使用软油箱的缺点是：油箱不密封时会将油漏在机体内部，有发生火灾的危险；其次是油箱的渗漏点很难寻找；橡胶的高低温性能不好，易老化，有形成皱纹和失去密封的危险，从而使工作寿命受到了限制。 二、整体油箱 用机身或机翼的结构元件直接构成的油舱作为燃油箱就叫整体油箱。 整体油箱的结构，根据飞机结构所采用的材料不同，联接的方式不同，在波音737飞机和A300飞机上都采用铆接结构。对于整体油箱各个元件与蜂窝状壁板、复合材料的联接，在某些情况下可采用胶接。 油箱下部装有量油尺，以检查油箱中的油量。   2.5.2燃油泵 飞机上的燃油泵（也叫输油泵或增压泵），应在进口压力不大情况下，保证输送所需的燃油。它不但要重量轻、尺寸小，而且要工作可靠、寿命长。要满足这些要求只有叶片泵和喷射泵。 一、离心泵的工作原理 离心泵体主要由叶轮、导流筒和带输出管的涡壳组成，如图2-22所示。导流筒是使液体以一定速度和方向导入叶轮。叶轮是泵的最主要部分。离心式泵就是通过叶轮将外部的机械能传递给液体，变成了液体的压力能和动能。启动油泵后，电动机带动叶轮高速旋转，转速低者有一、二千转，高者达七、八千转。从导流筒流入的燃油受叶片的推动也随着旋转。     图2-22 离心式泵体示意图   燃油在旋转中受到了离心力的作用，被甩进了涡壳，最后经输出管排出。离心泵就是靠所产生的离心力使燃油增压并流动。 由于离心力同燃油所获得的圆周速度的平方成正比，而燃油的圆周速度又和叶轮的转速成正比，所以油泵电机的转速下降，就使燃油的压力降低，流量就会减少。 油泵使燃油压力增加的同时，也不可 避免地会引起燃油能量的损耗。例如，叶轮与导流筒之间有间隙存在，出口压力又大于进口压力，在进出口压力差的作用下，就会有少量燃油从叶轮边缘经此间隙返回入口，造成了泄漏损失。 二、电动离心泵的构造与安装   图2-23 电动燃油泵构造图   电动离心泵的构造随型号而不同，外形差异很大，但基本原理构造相近，主要包括有泵体组件、壳体、马达定子组件和马达转子组件等。壳体上有燃油进出口、排油口、排气口和安装凸缘等。以B737飞机上的油泵为例，其构造详图见图2-23。在马达转子轴上套有两个叶轮，在前的叶轮和在后的重新启动叶轮，和一个引导器。这一组件支承在两个燃油润滑的石墨轴承上。主动叶轮后部有一推力垫片，与前石墨轴承的法兰轴颈衬套在预调范围内控制转子零件的轴向自由度。在重新启动叶轮与轴承组件之间夹一个消焰器，它是由一个封严圈和一个迷宫板构成。燃油经引导器进入主叶轮，然后通过螺旋内腔进到燃油总管。马达转动带动叶轮转动，重新启动叶轮产生吸力，使燃油注入主叶轮，同时大约每分钟有2加仑油供给轴承的润滑和马达的冷却，然后从通气管回到油箱。马达起动后，入口进不到油，起动叶轮可以在11分钟内保持重新起动的能力，以使泵恢复泵油。为了防止被激励的马达空转，泵从主叶轮针孔吸入累积的燃油蒸汽和空气，通过排气返回燃油箱，在壳体下部有一排油塞，在拆卸泵时可拧下塞子将泵内燃油排尽。 图2-24 喷射泵的工作原理图   三、喷射泵 喷射泵又叫引射泵，用压力的燃油引射，带出主燃油流。喷射泵的自吸与混合作用，使它也应用于两种液体的混合液连续配制上。 当将经增压泵增压的燃油引向喷射泵的喷咀，经收缩喷咀以C1射出，燃油的速度增加，其压力必须降低，于是在喷射流的周围形成了低压区。四面八方的燃油在压差的推动下，跟随着射流流向混合管，这股主燃油以C2速度流向混合管，经混合后流进输油管或油箱。见图2-24这两股流在混合管混合并进行动量交换。   2.5.3 其它附件 一、关断阀 燃油系统装有阀门，其作用在于关断或改变燃油的流动，或是关闭或是打开，或是选择流向改变流向。目前多孔的选择阀已很少见，主要的阀是电动或手动的关断阀。它可分为驱动机构（包括电动机构）和阀门两大部分。阀门型式主要有提升式的闸阀、旋转式的锥阀和柱阀（也叫旋塞阀）、旋转式的碟阀（也叫旋板阀）和凸轮驱动的菌状阀等。也见到过旋转盘式的选择阀。 二、油滤 油滤是一种燃油杂质过滤器，有粗油滤与细油滤。粗油滤仅能防止那些较大的微粒进入燃料系统，在燃油进入汽化器或喷咀之前多作细油滤。油滤的主要元件是滤芯，滤芯是由一金属骨架支撑的多层滤网构成。滤网有金属滤网与纸质滤网，网眼的大小决定了滤芯的过滤度，即通过的最大微粒大小。燃油的通路多是从滤芯外面进入滤芯内部，然后流出。这样油的压力正好使滤芯紧紧贴在滤芯的骨架上，使滤芯不易受损。 图2-25是某飞机上用的细油滤。为了加大过滤面积（即滤芯与燃油的接触面积），滤网折叠成齿轮状，上下用压环压住，滤网的内部有密孔圆筒作为滤芯骨架，也是滤网的支撑架。这种结构的滤芯无法承受从内往外的压力，所以油的流向不能弄反。   图2-25 细油滤的构造   三、增压和泄油阀 增压和泄油阀的目的在于保证第二级注油压力高于第一级注油口的压力。燃油从入口先进入小油滤，然后进入油滤腔。若滤网前后压差超过规定值，滤网下沉让燃油直接进入内腔。当油压足够克服了泄油阀后的弹簧力，阀芯下沉，阀口打开，燃油进入初级注油管道。当泄油阀口关闭时，在初级腔中及管道中的油就通过泄油阀边上的孔从泄油口排出。 四、排油阀 图2-26是B737飞机上装在油箱内加油总管上的一种排油阀。入口连在压力加油和放油总管，让总管中的油排入油箱。阀中有单向阀，当油箱内压力等于或超过总管内油压时，防止燃油从油箱反向流入总管。阀中的滑动活塞60在总管压力超过油箱压力8.5psig或者更多时，就关闭了通路，不让油进入油箱以防止油箱超压而破坏。阀的出口是一个0.422in的孔，油从出口直接排进油箱。   图2-26 排油阀构造图   2.6 燃油系统的维护工作   燃油系统的经常维护工作包括定期检查、故障排除和功能试验。在故障排除之后一定要进行功能试验，以确认故障确已排除，而且系统工作性能已达到原定性能指标。因为任何隐患的存在都有可能导致在飞行中的严重事故。 燃油系统的故障不外两种：一是漏油，如油箱、导管或元件的泄漏；二是元件失效，如油泵、阀门、传感器及处理器等的失效。要排除故障，首先必需找出失效的原因和失效的元件。如输油系统既无压力又无流量，造成这种结果的原因很多，究竟在那儿出了问题？又如整体油箱漏了，究竟是在哪儿漏了？怎么漏的？特别是多层结构叠合在一起，有多条泄缝隙，必须弄清楚渗漏路线才能采取有效措施。 为了精通故障排除技术，必须熟悉整个系统，熟悉各部分的工作原理，熟悉各附件在系统中的特定作用，熟悉维护手册和科学的判断方法，才能做到判断准确修理及时。当然工作经验的积累有时可以跨越较长时间的逐步分析过程，收到事半功倍的效果。 2.6.1 油箱的维护工作 油箱在飞机飞行中不仅受到惯性载荷，还受到振动载荷，整体油箱还因参加结构受力，还要承受气动载荷。在受载的情况下，材料会变形和相对蠕动，紧固件会因变形而松动，密封材料会因相对蠕动而剥离，还会因老化变质而使密封失效，从而使得燃油在此渗漏。若结构材料因受力而出现裂纹破坏，泄漏更是不可避免。 一、燃油渗漏的分级 从多年使用维护工作中总结出有些渗漏是不严重的，不必急于处理，所以就将渗漏分为四级：微渗、渗漏、严重渗漏和淌漏。渗漏分级是按在15分钟内渗漏燃油沾湿的表面区域的大小作为分级标准。先用清洁棉布完全擦干渗漏区域，用压缩空气吹干那些难于擦到的渗漏区域，再用掺有红色染料的滑石粉撒在渗漏处，当燃油润湿滑石粉后，它会变成红色，使润湿区域更易于看见，在15分钟后按图2-27所示的沾湿区大小定级标准确定渗漏等级。 最小渗漏叫微渗也叫沾渍，燃油在渗漏源周围沾湿面积的最大直径不超过1.5in。 第二级渗漏叫渗漏，沾湿区域的最大径向尺寸大于1.5in小于4in。 第三级渗漏叫严重渗漏，沾湿区域的最大径向尺寸从4in至6in。 最严重的渗漏就是淌漏，也叫连续渗漏，在这种情况下可能有油从飞机表面滴下或沿铅垂表面往下淌，甚至用手指接触润湿区域时会有燃油顺着手指流下，此时飞机就得马上修理，绝不能放飞。假如油箱破裂或导管断裂，这时油就像打开龙头一样地往下流，那应不属于渗漏一类了。A300飞机维护手册中对渗漏只分三级，它没有微渗这一级。 二、处理分类 对渗漏的处理措施视渗漏的等级和所处的位置也分成四种处理方式。在B737飞机维护手册上将不同的处理方式定为四类，如表2-1所示。第一类是不需要处理，但要时常检查渗漏有否扩大；第二类是不进行马上处理，但要经常检查渗漏有否加重，在下次飞机定场时必须修理；第三类是必须马上处理，或作临时性处理，要使渗漏满足一、二类处理的标准；第四类是必须立即修理，修理后不允许再有渗漏。 图2-27 渗漏分级尺寸标准   表2-1 渗漏处理分类表（B737） 渗漏等级 处理 类别 位 置   微渗   渗漏   严重渗漏   淌漏 外露的、空气流通好的、不流向火源的位置，如无整流罩覆盖的上下翼面 1 1 2 3 半封闭的和部分通气的位置，如前梁以前后梁以后和轮舱等地方 1 2 （最多有2个漏点） 3 3 封闭的、不通风的位置和空调舱、加油站、机体整流区 2 3 3 3 外部增压泵舱 1 2 （最多有一个漏点） 3 3 机翼中央油箱的增压区 4 4 4 4   A300飞机对渗漏的处理只分成三类：A类是不一定要处理，必须在每次A检查渗漏有否扩大：B类也不一定要修理，但必须每周作检查，检查渗漏是否加重；C类是在飞行之前要作临时性的修补工作，在到来的A检中作永久性的修理。同样根据渗漏点所处的位置和渗漏等级规定了处理方式，其规定见表2-2。   表2-2 渗漏处理分类表（A300） 渗漏等级 处理 类别 位 置 轻微渗漏 严重渗漏 淌漏 不会流向火源的开敞区域、上下翼面、油箱后壁、有部分被封闭的区域 A B C 封闭的区域、油箱前壁、油箱中段的上下壁面、发动机吊架的安装区 B C C   从前后两架飞机的规定可以看出，尽管要求上略不同但指导思想与原则则是一样的。不同的飞机因构造不同、所用材料的不同、加上受力情况的不同和变形情况的不同，必然在要求上会有不同的。有时在使用条件下还会作出更为严格的补充规定。 也有的飞机对修理分类作如下规定： 1、准许的渗漏，指没有形成滴状或流动状的轻微渗漏，有这种渗漏可不处理。 2、要作临时性修理的渗漏，机翼内油箱的渗漏在每秒钟一滴之内，机翼外油箱每秒钟不超过三滴。 3、需作永久性修理，如超过上述标准的渗漏，或有裂缝和结构损坏。 显然这里所讲的修理分类的标准比前面介绍的要宽一些，也没有区分渗漏点所在位置及环境，是不够严格的。但这里所提的修理分暂时性与永久性的思想则是相同的。所提临时性修理只是做些补胶的工作，严禁用拧紧螺栓或其他机械性的打击办法，因为那样做可能会使螺栓下面的密封胶层移动，反而使渗漏更加严重，但可以将原涂的胶刮掉再重新涂上新胶。 三、渗漏的检查方法 渗漏的检查一般都采用目视方法，在检查中辅以颜色、萤光、气泡等使之更加明显并且准确。当发现有油渍时，先用棉布擦拭干净，然后在有油渍的地方涂上掺有染色剂的滑石粉，就可以明显地看出有否渗漏了。知道了渗漏点进一步要查清渗漏源。渗漏通常都是沿紧固件与其孔之间的缝隙或沿零件间的间隙而渗出。 寻找渗漏源的方法多是采用从外到内的寻找法。如在油渍及其周围罩上一个小的压力罩盒，通以压力空气，在油箱内相应的部位涂上发泡剂，压缩空气沿着缝隙漏进，在渗漏源吹出泡泡。这种方法因压力罩通进压缩空气后会因内压力而往外脱开，就需要靠外力顶紧、故只适用于有支撑点支撑压力罩的地方。如机翼的下表面可以靠地面支撑。较简单的方法就是用压缩空气喷咀，直接对着缝隙吹，使得压缩空气漏向渗漏源吹出气泡。同样道理让压力罩小到只罩住螺栓紧固件，就可以检查紧固件周围的渗漏。 对刚加工好的油箱或刚修理好的油箱，多采用往油箱内加压缩空气的办法，从内往外进行检查，在油箱外部涂满发泡剂，从气泡可以找出渗漏点，这就像给自行车内胎作补胎前的检查一样。还有就是用抽吸法，在渗漏点罩上一个可密封的压力罩盒，然后将罩内空气抽出，罩内的负压使罩子紧贴在机翼的外表面，从所罩的并涂了发泡剂的区域有无气泡就可确定有无渗漏。也可以将油箱抽真空，在内部涂发泡剂观察。同样道理，也可以用掺有染色剂的油代替发泡剂，不过是涂在另一面，就成染色剂注射法，若将油箱抽真空，就在外部的渗漏点处涂上染色剂的油溶液。若染色剂掺有萤光剂，就更方便于在光线微弱的油箱内作检查了。 对于复杂的封闭结构区域也可以用空心螺钉来检查，就是在渗漏点处，拆下一个完好的螺栓，换上有裂槽的螺栓及特种接头，在箱内的螺栓头周围涂上发泡剂，往空心螺栓通压缩空气，就可检查连接结构的渗漏源。 向油箱内充气的气体压力，一般不许超过5psig，用压缩空气喷咀从外往里吹的空气压力也在4psig左右，个别飞机规定的稍高些，采用加压的压力盒的压力也只能在4psig以内，而且气体加压应和千斤顶加压同时进行，以避免局部蒙皮受损。此外，在实际操作上还有一些安全规定，详见维修手册。 四、渗漏的排除 渗漏的检查与排除，维修人员都必需进入油箱。燃油箱内充满了燃油蒸气，这对人身安全是不利的，而且还容易引发火灾。所以在进入油箱前要按安全 规范 编程规范下载gsp规范下载钢格栅规范下载警徽规范下载建设厅规范下载 做好安全防护工作。 渗漏的排除方法也视渗漏等级而定，渗漏范围不大的缝内密封，就增加涂复缝外密封胶，或者同时在外表面的渗漏点附近，进行清洗后涂上一层密封胶，然后贴上层很薄的密封布，这就和补自行车内胎的贴补方法一样。如果缝内密封渗漏范围较大，就得将已密封的结构分离，重新清洗重新涂胶重新紧固。对渗漏不大的缝外密封，就加涂密封胶，加大密封胶的涂复面积。对渗漏范围大的地方，就得将原有密封层刮掉，清洗干净，重新涂上密封胶。对紧固件有不严重的渗漏，可使用专用的压胶工具如图2-28所示，从结构外侧钉孔周围间隙注射进密封剂，也可在采用缝外密封同时，向缝隙加注密封胶以增加其密封性能。   图2-28 自封铆钉的压胶工具   五、安全措施 油箱内充满了燃油蒸汽，所以在进入油箱前必须至少强迫通风24小时以上，进入人员要穿戴带有防毒面具的防护衣。为了避免在油箱内出现火花，不许穿有金属钉或铁片鞋，不能用带有电池的助听器，不能带火柴或微型警告器、呼唤机，不能穿会带电的外衣，不能带进电机、电钻等工具，不能用一般手电筒，要用安全手电筒，带进的工具要装好，不允许掉下来或互相碰撞，总之要避免金属碰撞和电火花产生。还有工作中的无线电设备和雷达设备要远离飞机油箱，如B737飞机维护手册规定，发射频率小于100兆周的无线电设备要在30M以外，雷达的峰值输出功率小于55KW的设备要在91M以外，大于55KW的设备要在114M以外。要使用的电源必须离飞机30M以上，飞机要良好接地，所使用的台架都要和飞机良好搭地。 六、其它维护工作 人们已经发现整体油箱的腐蚀来源于细菌的孽生，这种细菌就孽生在水和油的界面上。在热和潮湿的气候下，细菌繁殖的速度激增，给燃油造成严重的污染，严重时会结成暗色泥状沉淀物，还有许多颗粒状沉淀物分布在油箱的四壁，该沉淀物和油泥状沉淀物会堵塞过滤器、油泵入口、排水孔等，还会使油量表传感器失灵，危害是很大的。所以在维护工作中要定期排水，至少24小时就要排一次，并周期性对燃油进行微生物含量的检测，当微生物含量超过规定时就要添加杀菌剂并进行油箱的彻底清洗工作。上海市工业微生物研究所于88-89年对17架民航飞机作了两次普查，绝大部分都分离出细菌，污染细菌竟有9种之多。即使近代飞机上都装有飞行中使用的排水系统，但上述维护工作都是不能去掉的。油箱上的排水阀，几乎都装在油箱的最低点，而且从排水阀出来的油正是水油界面附近的燃油，因此排积水和取油样可以同时进行。在每日飞机起飞前都要将油箱积水排掉。在B737飞机维护手册还建议当怀疑油箱有较多积水时，要至少排出19升的水和油。 当发现油内含有细菌时，就要将油箱内的全部燃油放出，用过滤度为5μ的油滤进行过滤，再用浓度为百万分之270的杀菌剂进行处理。并对油箱进行彻底清洗。先用去垢剂和甲醇刷洗，刷洗干净后用清水冲洗，要反复刷洗除去所有微生物小块。冲洗干净后揩干，再用甲醇溶液洒到微生物侵害的地方，让它停留15分钟，以便杀死剩余的微生物。15分钟后用干净水洗刷所有甲醇溶液痕迹，刷净后放掉水，用海绵擦干。再用加过温的压缩空气将油箱内部烘干。然后加进含杀菌剂浓度为百万分之135的燃油，让系统运行，并检查油滤看是否还有微生物存在。 对已知或怀疑有微生物污染时，也可以做微生物污染的冲击处理。就是将油箱及油管中的燃油放光，然后加进预先混合好的含有浓度为百万分之270的杀菌剂的燃油，让系统运行，给各油箱充油，保证混合油流过所有管路与阀门。让混合油停留96小时以上，再放出所有的混合油并检查油内是否还含有微生物。如果已经有微生物则加进含杀菌剂浓度为百万分之135的燃油，再向管路、阀门注油。最后则进行预防性处理，就是加入含杀菌剂浓度的百万分之135的燃油或者使用容积浓度为0.15%含甲基溶纤剂的燃油。 另一种冲击处理的方法是：放掉全部燃油，再向每个油箱加入5gal含杀菌剂浓度为百万分之270的燃油，然后开动压力加油系统向油箱加油。当油加到油箱的1/5容量后，再加进一定量的含杀菌剂浓度为百万分之270混合油。每将油加进油箱容量的1/5后，就加进一次混合油，直到将油加满。然后开动系统给油管和阀门充油，停留96小时以上，再将油放掉并装上新油。 不同的飞机规定的处理方法略有不同。 2.6.2 附件及油管的维护工作 油管及附件的故障大多数仍然是渗漏。油管的故障不外乎两种，接头漏油和油管破裂。接头漏油的原因多是紧固件松了或是密封件离位或失效。漏油从外观目视即可发现。附件的故障大多数仍然是漏油，漏油的原因最大可能是密封件老化、断裂和离位，当然也有机械原因如壳体有砂眼或裂纹等。附件的另一种故障是功能失效，如单向阀在反向流动时不能关闭，安全阀关闭不严形成支路，输油系统既没有压力也没有流量或者有压力但没有流量等等。这些故障既看不见又不是直接反映出来，比较难于确定，只能从系统的原理及压力、流量的异常的现象加以判断，然后更换附件试一试。这种故障多数是由于弹簧断裂和活动件卡死而造成。对电动附件来说，还有电路故障这一条重要原因。由于飞机燃油系统压力很低，最高才有50psi左右，活动件因受高压冲击而变形导致卡住的现象极少，因油液中含有大的金属颗粒或是密封件破损掉下来的颗粒使活动件卡住的可能性就较大。 有些附件的严重内漏，往往使系统某些部分产生误动作。由于液体不可压缩的特性，在严重内漏的情况下，有可能使被截流的管路逐渐升压，而导致了误动作。所以这种附件的内漏都有检测指标，如对关断阀规定在截流状态下，在入口加40psig的压力，每分钟在出口处出现油滴不能超过2滴；检查安全活门时规定打开压力应大于60psig，流出的液体大约0.551/min，然后缓慢降低压力，无泄漏压力应是45psig。 如果系统既没有压力又没有流量，最大可能是增压泵不转动，使得增压泵不转的原因大多是电源断电和转子卡住了。若管路上有压力没有流量，最大可能是阀门没有打开，也可能是单向阀装反了。若系统有流量但压力很低，其原因是系统开路，极大可能是管路破裂，燃油中途大量注失。使油泵断电的原因，可能是断路器没有合上，也可能是定子短路，也可能是定子线圈烧坏。使油泵不转的机械原因可能是叶轮断裂或转轴严重弯曲；如果转轴弯曲不严重，仍然可以转动，但会出现轻微的碰击声——嚓嚓声并伴有振动。如果发现转动部分仍然在快速旋转，就是打不出油来，显然是叶轮的固定销钉断了，转轴在转而叶轮不转，当然是打不出油来。 导管与附件的拆卸与更换要按维护手册规定的步骤进行，否则会忽略了相关结构的制约而导致事故发生。 在拆卸更换部件之后，对部件和系统的工作性能都要进行严格的试验和检查，检查系统工作是否正常，故障是否已经排除，有没有达到原定性能指标。很显然假如更换了一台油泵之后不作试验，有可能在接线时没有弄对相位而导致油泵通电后反转起来，这时油泵是好的，可系统仍然是既无压力又无流量。 2.6.3 压力加油系统的维护工作 在B737飞机上压力加油系统主要元件除油管外就是加油总管和加油预选器。加油总管是加油阀的集成。加油阀可以电动也可以手动，有了故障可以是电的原因也可以是机械原因。电的原因可以是开关电路，也可以是浮子电门，因为当油箱加满后浮子电门可以关闭加油阀。加油阀常常在没有达到或超过规定油量就关闭，问题多数出在浮子电门上，就要看安装的是否正确，安装支架有否损坏。 对压力加油系统进行系统地观察检查，按下述顺序进行： 1、打开加油站舱门，观察舱门上的泛光是否亮，假设灯不亮，也许舱门打开没有到位或许灯炮坏了，也许是和舱门连动的电源开关有问题。因为，舱门没完全打开或电源开关坏了都使系统不能通电。这时打开辅助电源控制的试验电门，如灯亮说明灯泡是好的，就检查磁铁与开关的间隙和位置，如果位置正确，那就是开关坏了。 2、检查指示灯泡是否完好。 3、合上试验电门观察显示表头的指针是否缓慢均匀下降，假如指针指示值小于正确值，而且同时向零的方向移动，或者指针移动过慢都说明显示器有故障应予更换。 4、将加油阀开关放在关闭位，接上加油管接头，然后打开开关，开始加油操作。观察各油箱油量表显示表头的指示值是否在缓慢上升。假如指针不往上升，那就是说油没有注进油箱，就要看一看阀位指示灯是否指出阀已打开，灯亮说明电路通。如果阀端头电压正常，只能说明阀已失效。若灯不亮，先查一下电源是否正常，电源正常就察看浮子电门，如果浮子电门没有问题，那么就是阀开关失效，就更换阀开关。 5、加油完毕后关上电门，看加油是否停止，假如仍然在继续加油，而电门指示灯也亮着，说明加油阀失效，否则就是电门坏了。 6、再将电门打开，再一次加油到满，让阀指示灯自己熄灭，看油量表头指针是否指向满油箱。如果没有到位，就将油量表指示值和油尺量度、加油车上的油量指示三者加以比较。如果指示相同，就再做一次加油操作，如仍在同一个油量上停止，那就是浮子电门的支撑有问题需要予以更换，否则就是浮子电门本身有问题。 要作油量表准确性的仔细检查，要将飞机顶成水平，无倾斜，机头朝下0.15°。这是检查油量表指示的标准姿态。