定压减压阀在直升机燃油系统中的应用：抗过载压力波动机制与性能评估

摘要：针对直升机燃油系统供油压力在飞行过载及供油管路高度差的影响下产生较大波动的问题，本文基于直升机燃油系统的组成与工作原理，系统提出了基于定压减压阀的燃油系统供油压力调控方案。充分考虑过载和供油管路内燃油惯性的因素，建立了燃油系统各部件以及定压减压阀的数学模型，涵盖燃油箱模型、增压泵模型、引射泵模型、单向阀模型、供油管路模型以及核心的定压减压阀模型。在数学模型的基础上，利用AMESim仿真平台搭建了完整燃油系统和定压减压阀的仿真模型，通过对比燃油重心仿真与试验的变化曲线，验证了仿真模型的准确性和可靠性。在此基础上，系统分析了加装定压减压阀前后各向过载变化对供油压力的影响。研究结果表明：安装减压阀前，各向过载变化均会使供油压力产生明显波动，且当纵向过载为1.5时供油压力超出最大设计压力，当法向过载为3时供油压力低于最小设计压力，存在飞行安全隐患；采用定压减压阀方案后，发动机供油压力在各向过载作用下的压力波动被控制在±0.5 kPa左右，极大减轻了飞行过载对供油压力的影响，为直升机供油压力调控提供了可靠的技术方案和工程参考。

关键词：直升机；燃油系统；过载；定压减压阀；供油压力调控；数值仿真

引言

直升机燃油系统不仅是保证直升机稳定供油及燃油监控的基本保障，还对直升机重心的平衡及飞行安全性起着至关重要的作用。在直升机飞行操作过程中，发动机供油压力必须始终处于设计范围之内，这是确保发动机稳定运行、避免功率波动甚至空中停车的基本条件。然而，由于直升机供油管路结构复杂，且进、出口之间普遍存在2~3 m的显著高度差，加之直升机在执行垂直起降、侧飞、悬停及大过载机动等复杂飞行任务时，各向过载频繁变化，供油压力极易产生较大波动，严重时甚至超出设计范围，极大地增加了飞行安全隐患。

近年来，国内外学者在航空燃油系统仿真与压力调控领域开展了广泛的研究工作。Sciatti等利用Simulink建立了完整的燃油系统模型，评估了不同工作条件下系统各部件的性能表现；Afiz等采用PID控制器对理论模型进行采样和谐调，建立了燃油系统的数学模型进行仿真分析；Waghmar等利用AMESim软件对双引擎飞机燃油供给系统进行了建模和仿真，模拟了不同燃油消耗顺序对重心变化的影响；赵立飞等针对直升机交叉供油系统构型的要求，搭建了直升机供油系统模型，获得了发动机燃油入口处的压力和燃油箱中燃油量的变化数据。

目前，针对直升机供油压力调控的研究主要围绕两条技术路径展开。一是“泵控方案”，即通过控制供油增压泵的转速来主动改变泵出口压力，从而补偿过载对供油压力的影响。杨小龙等研究了一种分级变转速增压泵供油系统构型，利用Simulink建立了简化的数学模型，探讨了分级级数确定的方法；叶宁武等以发动机燃油入口压力为控制输入，采用PID控制策略调节增压泵转速，动态仿真分析验证了该方案的可行性。然而，泵控方案系统复杂、成本高昂，对泵和电机的动态响应特性要求极为苛刻，在实际工程应用中受到较多限制。二是“阀控方案”，即在供油管路中增设压力调节阀，通过阀门的节流作用被动或半被动地稳定下游压力。相较于泵控方案，阀控方案结构相对简单、可靠性高、经济性好，尤其适用于应对快速压力波动工况。何勇等基于减压阀设计了直升机自适应供油系统，并通过建模仿真开展了供油压力计算研究。基于上述技术背景，本文制定了一种基于定压减压阀的燃油系统供油压力调控方案，同时建立减压阀数学模型，搭建完整的燃油系统和定压减压阀仿真模型，系统分析各向过载变化对供油压力的影响，并通过仿真验证调控方案的可行性和有效性。

一、直升机燃油系统组成及原理

1.1 系统总体构成

直升机燃油系统组成复杂，主要包括燃油箱系统、通气系统、加油系统、转输系统、供油系统和燃油测量监控系统等六大子系统。这些子系统协同工作，共同完成燃油的储存、输送、管理和测量监控等功能，确保燃油系统在全飞行包线内的可靠运行。

燃油箱系统由5个油箱组成，其中2号、3号油箱为供油油箱，直接为发动机供油；1号、4号、5号油箱为转输油箱，用于在飞行过程中向供油油箱补充燃油。这种多油箱布局设计一方面可以充分利用机体空间储存更多燃油，另一方面通过对转输油箱的顺序消耗实现全机重心的合理变化。

通气系统主要包括1号、4号、5号油箱与外部大气之间的外部通气管，以及连接各油箱的高位连通管和内部通气管。通气系统的主要作用是保证燃油系统在加油和供油时油箱与油箱之间以及油箱与外界大气之间的气体交换，从而维持各燃油箱压力和大气压力的平衡。该型直升机燃油系统不对燃油箱进行引气增压，完全依靠通气系统实现自然压力平衡。

加油系统支持压力加油和重力加油两种方式。压力加油通过加油车等加油设备实现快速加油；重力加油则适用于无加油设备或设备损坏的应急情况，利用燃油自身重力实现加油过程。加油时，2号、3号、4号油箱内的燃油依次通过重力单向阀从5号油箱流入，1号油箱内燃油则通过高位连通管从2号、3号油箱流入。

1.2 供油与转输系统

供油和转输系统是燃油系统的核心执行部分，主要由增压泵、引射泵、单向阀、重力单向阀、供油管路和燃油切断阀等部件组成。

在供油部分，2号、3号油箱内各配置2台离心式增压泵并联运行，分别向左发和右发供油。离心式增压泵作为燃油系统的动力元件，其主要作用是通过高速旋转的叶轮对燃油做功，提高燃油的压力和能量，确保燃油能够克服管路阻力输送到发动机入口。工作时，燃油通过滤网进入油泵内部，高速叶轮驱动燃油在高速下朝外向各个方向流动，形成离心效应，这种离心作用不仅能够产生供油压力，还能有效分离燃油中的空气和水蒸气，确保不含气泡的燃油传输到发动机。

在转输部分，系统设计了两种燃油转输方式。一是引射泵转输方式：1号、4号油箱内各配置2台引射泵，利用增压泵提供的高压燃油作为引射源，通过引射效应将转输油箱内的燃油吸入供油油箱。引射泵无运动部件，可靠性高且质量较轻，适合直升机对重量和可靠性要求极为严格的应用场景。二是重力转输方式：转输油箱与供油油箱之间安装了重力单向阀，当引射泵不工作时（如系统故障或特定飞行工况下），转输油箱内的燃油可通过重力自流进入供油油箱，形成应急供油通道。

此外，1号油箱与2个供油油箱上方的2条高位连通管构成了溢流通道，可将转输过程中产生的多余燃油溢流回1号油箱，防止在引射系统转输燃油时2号、3号油箱燃油过满导致压力过大，对油箱结构造成损坏。

1.3 燃油测量监控系统

燃油测量监控系统主要由安装在油箱内及供油管路上的各类传感器和控制阀组成，主要包括温度传感器、压力传感器、油量传感器以及燃油切断阀等。该系统实时监测燃油系统的运行状态，采集油箱油量、供油管路压力、燃油温度等关键参数，为飞行员提供必要的态势信息，并在异常情况下执行切断供油等保护动作，确保飞行安全。

二、基于定压减压阀的供油压力调控方案

2.1 问题来源与调控思路

直升机燃油系统面临的核心问题在于：供油管路复杂且进出口高度差较大，通常在2~3 m范围内。当直升机在飞行中承受纵向、横向或法向过载时，高度差的存在使得燃油液柱上的静压发生显著变化，加之供油管路内燃油的惯性效应，导致发动机入口供油压力产生大幅波动。通过理论分析可以得出，当纵向过载达到1.5时，发动机燃油入口压力将超过最大设计压力；当法向过载达到3时，供油压力则可能低于最小设计压力，从而引发飞行安全隐患。这种由于直升机总体设计限制导致的供油压力波动问题，是直升机燃油系统设计中的典型技术难点。

针对上述问题，本文提出的调控思路是：在供油管路末端——即紧邻发动机燃油入口的位置——安装一台定压减压阀，通过阀门的节流作用直接调控发动机入口压力。在该方案中，需要适当提高增压泵的出口压力，使减压阀入口处始终保持较高的压力水平，确保减压阀在全工况下均处于节流工作状态；减压阀依据设定的调定压力值进行压力输出调节，当阀入口压力因过载或流量变化而产生波动时，阀芯自动发生位移，通过改变节流口的开度来抵消压力扰动，使阀出口压力稳定在调定值附近。

2.2 直动式定压减压阀的结构与工作原理

采用的减压阀为直动式定压减压阀，该类型阀具有响应速度快、脉冲压力小、泄漏量小、抗污染性强等突出优点，尤其适合燃油系统中对压力响应速度和稳定性的高要求。直动式定压减压阀主要由阀体、阀芯、调节弹簧和阻尼孔等核心部件组成。

直动式定压减压阀的调定压力取决于调节弹簧的预紧力大小。当阀出口压力等于弹簧预紧力所产生的压力设定值时，阀出口压力即为调定压力值。在稳定工况下，阀芯在弹簧力和出口压力产生的液压力共同作用下达到平衡。当进口压力发生变化时，出口压力会随之发生瞬时变化，打破原有的力平衡状态：若出口压力升高，阀芯在增大的液压力作用下向关闭方向移动，节流口开度减小，节流效果增强，从而使出口压力回落；若出口压力降低，阀芯在弹簧力的作用下向开启方向移动，节流口开度增大，节流效果减弱，使出口压力回升。在整个调节过程中，由于阀芯位移量极小，弹簧压缩量的变化可忽略不计，弹簧力基本保持恒定，因此出口压力能够稳定在调定值附近。

此外，减压阀出口压力的稳定性还与阀内阻尼孔的设置密切相关。阻尼孔将阀出口压力反馈到阀芯的作用面上，一方面缓冲了压力波动的冲击，另一方面为阀芯的位移调节提供了稳定的控制信号。相较于先导式减压阀，直动式减压阀的响应时间更短，在快速压力波动工况下具有更优的动态调节性能。

2.3 调控方案的优势分析

基于定压减压阀的供油压力调控方案具有显著的工程优势。从系统复杂度来看，该方案仅需在原有供油管路末端增设减压阀，无需改动增压泵控制策略和系统主结构，工程实施难度小、改造成本低。从可靠性来看，减压阀为纯机械结构，无电气驱动部件，在燃油系统的恶劣工作环境中具有天然的高可靠性优势。从经济性来看，相较于泵控方案中所需的高性能变速电机和复杂控制器，减压阀方案的成本仅为前者的一小部分，尤其适合现有直升机燃油系统的升级改造。

三、燃油系统数学模型建立

为了准确描述直升机燃油系统在飞行过载条件下的动态行为，并为后续仿真分析提供可靠的理论基础，基于各核心部件的物理作用机理，建立了系统化的数学模型。模型体系覆盖了燃油箱、离心式增压泵、引射泵、供油管路及定压减压阀等关键元件。每个模型的建立均充分考虑了燃油的可压缩性（虽小但在动态中有影响）、过载加速度场对燃油分布及流动的作用，以及各部件之间的质量、动量耦合关系。

3.1 燃油箱模型

燃油箱模型是整个系统的“储源”与“平衡器”。直升机燃油系统由五个油箱（1~5号）组成，其中2、3号为供油油箱，1、4、5号为转输油箱。燃油箱模型主要依据质量守恒原理描述各油箱内燃油质量随时间的变化关系，同时引入过载条件下燃油自由液面姿态的修正。

在实际飞行中，直升机的横向、纵向和法向过载会合成一个总加速度矢量，该矢量决定了燃油箱内燃油自由液面的倾角。这一倾角的变化会直接改变增压泵吸油口相对于液面的垂直高度，从而引起泵入口静水压力的变化。燃油箱模型精确捕捉了这种“液面倾斜—液柱高度变化—入口压力变化”的传递关系。此外，模型还考虑了油箱之间的连通管（高位连通管、内部通气管）导致的燃油交换行为，以及重力单向阀在特定压差下的开启与关闭逻辑。通过该模型，可以准确模拟整个飞行任务过程中各油箱燃油量的动态变化、全机重心的迁移路径，以及不同过载条件下增压泵入口的可用净正吸头。

3.2 离心式增压泵模型

离心式增压泵是燃油系统的动力核心，其作用是将燃油从油箱中抽出并加压，克服管路阻力输送到发动机入口，同时为引射泵提供引射动力。增压泵模型基于泵的稳态性能曲线（扬程-流量特性）建立，同时考虑了燃油密度和黏度对泵性能的影响。

在过载条件下，泵入口处的压力并非恒定值——如前所述，它会随油箱内液面倾斜而波动。这种波动会影响泵的实际工作点：当泵入口压力降低时，泵可能发生汽蚀风险；当入口压力升高时，泵出口压力也会相应升高。增压泵模型能够根据入口压力变化及出口流量需求，自动沿着P-Q特性曲线计算泵的实际出口压力。此外，模型还计入了泵的效率变化，从而可评估泵的功耗和温升。由于本文采用的是“阀控方案”，增压泵在仿真中保持恒速运行，不需要建立复杂的转速调节子模型，这简化了模型结构，同时保证了计算精度。

3.3 引射泵模型

引射泵是实现燃油转输的关键元件，其最大的特点是没有运动部件，利用高压燃油（来自增压泵）作为引射流体，通过喷嘴高速喷出，在混合室形成低压区，从而将转输油箱内的燃油吸入并混合后输送到供油油箱。引射泵的数学模型描述了引射流量比（被引射流量与引射流量之比）与引射泵结构参数（喷嘴直径、混合室直径及长度、扩压管角度及长度）以及工作压力比之间的内在关系。

引射泵模型的核心在于能够准确预测在不同增压泵出口压力和背压条件下，引射泵的转输能力。当供油油箱油量较低时，引射泵需要快速将转输油箱中的燃油转移到供油油箱，以保证发动机持续供油；当供油油箱油量充足时，引射泵可停止工作或处于低负荷状态。此外，引射泵模型还考虑了燃油温度变化对引射效率的影响，因为燃油黏度的变化会改变混合室内的动量交换效果。通过该模型，可以模拟整个燃油消耗过程中转输逻辑的自动执行，以及引射泵工作/间歇对系统压力的瞬态扰动。

3.4 供油管路模型

供油管路模型是连接增压泵与发动机入口（即定压减压阀安装位置）之间的“通道”模型。管路模型需要综合考虑三方面的压力损失：一是燃油与管壁之间的沿程摩擦损失，这与管路长度、内径、内壁粗糙度及燃油流速有关；二是管路中各种弯头、接头、变径及阀门造成的局部阻力损失；三是由于管路进出口存在约2.3 m的垂直高度差，在过载加速度作用下产生的等效静压头变化。

在直升机飞行过程中，法向过载（垂直方向）的变化对管路压力分布的影响尤为显著。当直升机急剧拉起或俯冲时，法向过载可达2~3 g，此时管路内燃油由于自身惯性会产生一个附加的压降——若过载方向与燃油流动方向相反，燃油相当于在管路中受到一个“向后拉”的惯性力，导致出口压力骤降。这种惯性压降与燃油的密度、管路长度和过载变化率密切相关，是造成发动机供油压力大幅波动的核心原因之一。供油管路模型精确刻画了这一惯性效应，为分析过载对供油压力的影响提供了关键的理论依据。

3.5 定压减压阀模型

定压减压阀是本文提出的压力调控方案的核心执行元件。该阀为直动式结构，主要由阀体、阀芯、调节弹簧和阻尼孔组成。减压阀的数学模型由三个基本方程构成：阀芯的力学平衡方程、节流口的流量方程以及阀内流体的连续性方程。

阀芯的力学平衡方程描述了阀芯在出口压力产生的液压力、弹簧预紧力及弹簧附加压缩力（对应阀芯位移）之间的平衡关系。当阀出口压力偏离调定值时，平衡被打破，阀芯发生微小位移，从而改变节流口的开度。

节流口的流量方程描述了燃油通过阀口时流量与阀前后压差、节流面积之间的关系。阀芯位移方向决定了节流面积是增大还是减小：位移增大则节流面积增大，节流效果减弱，出口压力上升；位移减小则节流面积减小，节流效果增强，出口压力下降。

连续性方程则确保了流入减压阀的燃油流量与流出减压阀的燃油流量之间的动态平衡，阀芯运动过程中阀腔容积的变化会引起瞬时的流量补偿。

通过联立求解这三个方程，减压阀模型能够自动追踪阀芯的动态调节过程。由于阀芯的质量很小且位移量极微，模型在保证计算稳定性的同时，可以准确预测减压阀在入口压力波动、流量变化条件下的出口压力保持能力。该模型为后续仿真中验证减压阀能否将供油压力稳定在±0.5 kPa范围内提供了核心的计算支持。

四、燃油系统仿真模型构建与验证

4.1 基于AMESim的仿真模型构建

在建立了各部件数学模型的基础上，基于AMESim仿真平台搭建了完整的燃油系统仿真模型。AMESim作为多学科领域系统建模与仿真平台，能够实现液压、机械、控制等多物理场的耦合分析，尤其适用于燃油系统等复杂机电液系统的建模仿真。

仿真模型的构建遵循物理系统结构向图形化模型映射的原则。燃油箱模型采用复杂油箱元件，该元件能够自动考虑飞行过载和飞行姿态对油箱内燃油分布的动态影响，准确模拟燃油自由液面倾角对增压泵入口压力的作用。增压泵基于实际产品的P-Q性能曲线进行定义，采用离心泵元件通过信号转换元件将转速指令传递给泵模型。供油管路可自由定义管道的空间位置和几何参数，并在管路中设置弯头、变径和接头等局部构件的压力损失模型。

供油管路的压力损失按照第3.4节所述的理论模型进行参数化设置，综合考虑沿程摩擦损失、局部阻力损失和过载条件下的高度差效应。引射泵的建模基于其几何结构参数和工作介质特性，通过AMESim元件库中的喷射泵元件实现。各系统的传感器和控制逻辑采用相应的信号处理和逻辑控制元件进行建模，形成完整的燃油系统闭环仿真模型。

4.2 仿真模型准确性验证

为验证所建立的仿真模型的准确性，开展地面试车供油工况的仿真计算，并与试验数据进行了对比验证。仿真从油箱满油状态开始，增压泵为发动机供油并向引射泵提供引射流量，仿真过程覆盖燃油消耗全流程，直至燃油全部消耗完毕。

仿真结果表明，燃油箱内燃油消耗顺序为：5号油箱→4号油箱→1号油箱→2号和3号油箱同时消耗。这一顺序与实际正常供油时的燃油消耗顺序完全一致，初步证明了模型在燃油箱转输逻辑方面的正确性。

为进一步验证仿真模型的定量准确性，将仿真获得的燃油消耗过程中燃油油量和燃油重心纵向坐标的变化曲线与试验测试曲线进行对比分析。结果表明，仿真曲线与试验曲线在趋势和数值上均具有良好的一致性，燃油重心纵向位置的最大偏差控制在工程可接受范围内。仿真模型不仅能够准确复现燃油消耗过程中的油量变化规律，还能够精确预测燃油消耗过程中全机重心的动态变化过程。这一验证结果充分说明所建立的仿真模型在各子系统参数标定、系统耦合关系、燃油转输逻辑以及过载条件下的压力响应等方面均具有较高的准确性，能够为后续的过载对供油压力影响分析和调控方案评估提供可靠的仿真平台支撑。

4.3 各向过载对供油压力的影响仿真分析

在模型验证的基础上，本文针对直升机在实际飞行过程中可能承受的横向、纵向和法向三个方向的过载变化，系统开展了供油压力响应仿真分析。

根据该型直升机三个方向过载的限制范围和典型飞行任务包线的要求，仿真设置了各向过载的变化工况。横向过载分为2组，5 s前直升机平飞，5 s时过载分别从0变为1（向右）和-1（向左），持续10 s后恢复平飞；纵向过载分为2组，5 s时过载分别从0变为1.5（前向）和-1.5（后向），持续10 s后恢复平飞；法向过载分为3组，5 s时过载分别从1变为0.5、2和3，持续10 s后恢复平飞。仿真设定直升机飞行海拔高度为2500 m，单台发动机供油流量为216 kg/h。

仿真计算的关键参数包括发动机供油压力、增压泵入口压力、各管路节点的压力分布以及燃油自由液面倾角变化等。仿真结果揭示了不同方向过载影响供油压力的机理差异。

对于横向过载：由于直升机机体的横向尺寸相对有限，燃油在油箱内的横向分布范围较小，横向过载引起的燃油自由液面横向倾角变化对增压泵入口处燃油液柱高度的影响不显著。因此，在横向过载范围内供油压力的波动幅值相对较小，对发动机运行安全的影响有限。

对于纵向过载：直升机的纵向尺寸远大于横向尺寸，燃油在油箱内的纵向分布范围较大，纵向过载引起的燃油自由液面纵向倾角变化会显著改变增压泵入口处燃油液柱的高度，从而直接影响泵入口静水压力。发动机供油压力随增压泵入口压力增大而增大，随泵入口压力减小而减小，且变化幅值接近。仿真结果表明，当纵向过载达到1.5时，发动机供油压力约为0.205 MPa，超过了该型发动机供油压力的最大设计值（0.20 MPa），存在超压风险。

对于法向过载：法向过载对供油压力的影响机理最为复杂。由于供油管路进出口存在约2.3 m的高度差，且直升机法向过载变化范围最大（可达3 g以上），法向过载的影响体现在两个方面。其一，与横向和纵向过载类似，法向过载变化同样会改变增压泵入口处燃油自由液面的垂直高度，改变泵入口静水压力；其二，更为关键的是，法向过载变化时供油管路内燃油的惯性效应会产生显著的压降——当过载变化方向与燃油流动方向反向时，燃油相对于管路的惯性作用导致管路出口产生额外压降。仿真数据显示，当法向过载从1突增到3时，虽然增压泵入口压力有所增大，但管路中燃油的惯性压降更为剧烈，导致发动机供油压力低至0.15 MPa，远低于设计最小压力0.16 MPa，直接形成飞行安全隐患。

综上所述，在纵向过载为1.5和法向过载为3这两种典型工况下，发动机供油压力均已超出设计允许范围，需采取有效的压力调控措施。

4.4 定压减压阀供油压力调控仿真分析

根据发动机供油压力的调定目标（阀出口压力0.18 MPa）以及减压阀的安装位置和尺寸要求，对定压减压阀的结构参数进行了详细设定。减压阀依靠节流作用实现减压，要求阀入口压力必须始终大于调定压力。为此，仿真中适当提高了增压泵的转速，使泵出口压力远高于0.18 MPa，确保减压阀在全工况下均处于节流调节状态。

减压阀的主要结构参数设定如下：调定弹簧初始压缩量在平衡状态下使出口压力稳定在0.18 MPa；阀芯有效受力面积根据液压力与弹簧力的平衡关系确定；节流口几何参数依据最大流量要求进行匹配。这些参数的设定综合考虑了减压阀的动态响应特性和稳态调节精度。

仿真分析中，设定减压阀入口压力在过载变化工况下产生波动，并观察减压阀的自动调节过程和阀出口压力的变化特征。仿真结果揭示出以下规律：当减压阀入口压力因过载变化而减小时，阀芯在弹簧力的作用下向左移动，弹簧伸长，节流口通流面积增大，节流效果减弱，使更多的燃油通过减压阀，出口压力得以维持在设定值附近；当入口压力增大时，阀芯向右移动，弹簧被进一步压缩，节流口通流面积减小，节流效果增强，使出口压力回落至设定值附近。由于在整个调控过程中阀芯位移量极小，弹簧压缩量的变化可以忽略，弹簧力基本保持恒定，因此减压阀的出口压力始终稳定在调定值附近。

进一步对减压阀出口压力随各向过载变化的响应特性进行详细分析。无论是在横向过载、纵向过载还是法向过载突变的情况下，减压阀出口压力的波动幅值均被控制在极小的范围内。具体而言，各方向过载作用下的压力最大波动值均在±0.5 kPa左右，远低于不加装减压阀时的压力波动幅度。这一结果表明，基于定压减压阀的供油压力调控方案能够显著减小过载对发动机供油压力的影响，实现全包线内的压力稳定供给。

五、结论

本文针对直升机燃油系统供油压力受飞行过载和管路高度差影响而产生大幅波动的技术难题，系统开展了基于定压减压阀的供油压力调控方案研究，得出以下主要结论。

（1）基于直升机燃油系统的组成和工作原理，建立了燃油箱模型、离心增压泵模型、引射泵模型、供油管路模型以及定压减压阀模型的完整数学模型体系。在此基础上，利用AMESim仿真平台搭建了燃油系统及定压减压阀的集成仿真模型，通过对燃油消耗顺序和燃油重心变化曲线的对比验证，证明了模型具有较好的准确性和工程实用性。

（2）利用仿真分析各向过载对供油压力的影响机理与变化规律。横向过载因燃油横向分布范围有限，对供油压力的影响相对较小；纵向过载因纵向尺寸较大，对供油压力的影响更为显著；法向过载的影响机理最为复杂，除改变增压泵入口静水压力外，管路中燃油惯性产生的附加压降对供油压力具有决定性作用。当纵向过载达1.5时发动机燃油入口压力超过最大设计压力，当法向过载达3时供油压力低于最小设计压力，存在飞行安全隐患，需进行压力调控。

（3）直动式定压减压阀能够通过阀芯的微小位移自动调节节流口开度，以改变节流效果的方式抵抗入口压力波动，使出口压力稳定在调定值附近。仿真验证结果表明，安装定压减压阀后，发动机燃油入口压力在各向过载作用下的最大波动值被控制在±0.5 kPa以内，显著减轻了过载对供油压力的不利影响，达到了供油压力稳定调控的设计目标。

（4）本文提出的基于直动式定压减压阀的供油压力调控方案，具有结构简洁、可靠性高、经济性好、工程实施难度小等显著优势，为直升机供油压力的稳定控制提供了一条切实可行的技术路径，对新型直升机燃油系统的设计和现有直升机燃油系统的升级改造均具有重要的工程参考价值。·

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