一种直升机燃油系统抗坠毁试验方法与装置

技术领域

本发明涉及直升机燃油系统领域，具体为一种直升机燃油系统抗坠毁试验方法与装置。

背景技术

根据军用和民用直升机坠毁的事故表明，坠机造成直升机上人员伤亡的主要原因是冲击对身体产生伤害和燃油系统破裂导致燃油泄漏引起的火灾。很显然，一旦存在大量溢出燃油的情况下发生着火，直升机上乘员的生存机会将大大减少，所以直升机燃油系统抗坠毁设计是直升机抗坠毁设计的重中之重。随着有限元软件与计算机硬件的普及与发展，直升机公司基本上使用仿真分析软件进行燃油系统的抗坠毁分析，为直升机燃油系统设计提供大量可靠有效的数据，减少了使用实物进行抗坠毁试验的次数，降低了直升机研发的成本。但是在直升机研发的后期，依旧需要使用实物进行抗坠毁试验，来验证燃油系统设计的正确性。而进行全尺寸直升机燃油系统抗坠毁试验费用是非常昂贵的，因此：

1、如何简化燃油系统及其周边环境结构，构建一个合理、全面及符合实际情况的试验样机；

2、如何全面地考虑直升机坠毁时，燃油系统周边潜在的穿刺危险，评估所有可能存在的危险源；

3、如何准确合理地确定燃油系统周边结构在直升机坠毁碰撞时的姿态和位置，从而使试验过程更符合直升机坠毁时的实际情况；

4、如何合理设置试验装置，力求在最少的试验次数中获得最接近实际坠毁的情况，降低试验成本；

这些问题在直升机燃油系统抗坠毁设计中是至关重要的。目前直升机燃油系统抗坠毁试验相关的文献鲜有涉及上述问题，也没有提出相关的解决措施。

发明内容

为解决上述的技术问题，本发明提出了一种直升机燃油系统抗坠毁试验装置，包括

跌落平台，刚性基础组件与控制系统；

所述跌落平台包括钢索、货钩、吊挂绳、钢索引导器、平台架、引导架与位置传感器；

所述刚性基础组件包括平衡梁、引导绳、刚性基础与吊环螺栓；

跌落平台通过钢索挂在平衡梁下方，钢索一端平衡梁固定连接，另一端与货钩固定连接；

平台架呈凹字形，前后为壁板，两侧为空，用于供试验样机平放在上面；吊挂绳一端挂在货钩上，另一端四个脚分别与平台架的四个固定支座固定连接，吊挂绳起限位作用地紧贴着试验样机外轮廓；

平衡梁两侧附有引导绳，两侧的引导绳一端固定在平衡梁的端部，另一端通过固定在刚性基础组件上，构成两道滑轨；平衡梁还与能将其提升到一定的高度的吊装设备相连；

平台架前后的壁板外均设有引导架，两侧引导架的四个对角上均设有用于确保平台架沿引导绳自由下落而不发生旋转与倾斜的钢索引导器；

所述货钩为可以通过控制系统打开与关闭的电子货钩；

控制系统包括相互连接的控制盒与电缆，所述电缆的另一端还与货钩连接。

进一步的，所述刚性基础为不变形的钢筋混凝土方形基础。

进一步的，所述平台架的三个角上安装有用于测量试验样机在碰撞前的水平倾角的位置传感器，所述测量数据由控制系统接收。

进一步的，所述试验样机包括，燃油系统、周边代表性结构和穿刺危险源；

所述燃油系统保留有待测直升机型的储油单元与相应的供油管路元件；

所述储油单元包括对称布置的左油箱囊与右油箱囊，左、右油箱囊上部保留油箱盖，内部保留燃油量传感器、低燃油开关、油底壳排放管及滤网，其中燃油量传感器与低燃油开关尺寸与结构与待测直升机型的实物相同；

所述供油管路元件中保留有左、右油箱囊上部连接两油箱囊的通气管路，通气管路固定在直升机结构上，通气管最下端被修剪至与试验样机底部平齐；

还保留有中部用于相互输送燃油的连通油管，以及下部连通左、右油箱囊的供油管路，以及位于供油管路中部的燃油切断阀；

所述周边代表性结构包括机舱后段以及安装于机身塔架顶部左右两侧的，用于封装左、右油箱囊的在密封腔；

所述密封腔由外部密封代表性结构包围构成，包括油箱囊架、前机身蒙皮、整流罩环及背靠防火墙；

所述背靠防火墙与待测直升机型实际的防火墙构件一致；

前机身蒙皮固定在机舱后段上，整流罩环上半部与前机身蒙皮连接，下部固定在机身塔架上；

油箱囊架还与前机身蒙皮、整流罩环及靠背防火墙固定连接；

所述机舱后段为由待测直升机型的机舱切割而来的壳体切割段，位于背靠防火墙的前方并与机身塔架固定连接，且底部修整与机身塔架底部平齐；

所述穿刺危险源包括机身塔架、操纵系统、发动机齿轮箱、主转子齿轮箱，主转子桅杆、从动皮带轮以及自动倾斜盘组件；

所述机身塔架位于燃油系统及其外部密封代表性结构下方的，为桁架结构；

所述操纵系统包括总距操纵系统与周期变距操纵系统；

所述总距操纵系统包括人字形摇臂、拉杆一、拉杆二、三角形摇臂、

人字形摇臂一端通过固定在自动倾斜盘组件上，另一端与拉杆一固定连接；拉杆一的另一端则固定在三角形摇臂上；三角形摇臂的另一端固定连接着拉杆二；拉杆二的自由端则固定在机身塔架上；

周期变距操纵系统包括左右对称布置的主副驾驶的周期变距操纵系统，包括拉杆三、T形摇臂和拉杆四；

其中，拉杆三一端与自动倾斜盘组件固定连接，另一端通过螺栓与T形摇臂连接,T形摇臂另一端通过螺栓组件与拉杆四连接；拉杆四的自由端则固定在机身塔架上；

所述发动机齿轮箱位于左、右油箱囊间的安装空间中，并与机身塔架固定连接；

所述主转子齿轮箱，主转子桅杆、从动皮带轮以及自动倾斜盘组件，均位于左、右油箱囊间的安装空间中；其中，从动皮带轮安装在主转子齿轮箱的后端，并固定在机身塔架上；主转子桅杆安装在主转子齿轮箱中间，倾斜向上；自动倾斜盘组件安装在主转子齿轮箱下部；主转子齿轮箱尺寸与重量与待测直升机型的实物齿轮箱一致，并固定在机身塔架上；

主转子齿轮箱前端下部保留有正向润滑管路。

进一步的，所述机舱后段的长度取0.4米。

进一步的，周期变距操纵系统中忽略T形摇臂上的减震器，并采用钢管替代微调电机。

本发明还公开了一种直升机燃油系统抗坠毁试验方法，包括如下步骤：

步骤1安装

采用前述的直升机燃油系统抗坠毁试验装置，将试验样机平放在跌落平台上，试验样机左右两侧相对于纵平面对中放置；

跌落平台放置在刚性基础组件的中心，两中轴线互成45度；

采用吊装设备将平衡梁缓慢吊起，当跌落平台刚离开地面后，调节钢索引导器，使两根引导绳位于钢索引导器的中心，且使两根引导绳相互平行，同时根据控制系统接收到的位置传感器的数据，调节整个跌落平台处于水平位置；

继续起吊跌落平台，直至试验要求的高度，并且引导绳被设置为此时刚好被拉紧；

步骤2试验

利用控制系统打开货钩，令试验样机与跌落平台一起自由下落，在刚性基础上完成碰撞，同时利用摄像机记录碰撞过程；

步骤3检查

查看位置传感器的测量数据，确认试验样机与跌落平台俯仰和侧倾时的角度均没有超过指定数值，检查试验样机，记录数据，完成一次直升机燃油系统抗坠毁试验。

进一步的，步骤1中还包括以下对实验样机的设置：

(1)试验中使用染色水代替燃油进行试验，试验样机的左、右邮箱囊内内装有80％容积的染色水；

(2)必要时可以向试验装置中添加配重，以平衡试验装置重心，使其水平跌落。

进一步的，实验样机的设置还被设置为：管路连接的进出口被堵塞，燃油系统的油箱盖处密封关闭，但是通气管路保持打开，通气管路底部用塑料袋包裹，以收集可能溢出的液体；燃油切断阀关闭，油底壳排放管关闭；

同时使人字形摇臂和拉杆一离油箱囊最近，以模拟飞行员在直升机坠落时全力拉起直升机的实际操纵，而周期变矩系统近似地放置于空挡位置。

进一步的，所述摄像机包括普通相机、高速摄像机和GoPro摄像；

其中高速摄像机与GoPro摄像机用于拍摄试验装置冲击刚性基础的过程的视频；

普通相机则用于拍摄整个抗坠毁试验过程的照片。

本发明简化了燃油系统及其周边结构，提出了一个能够真实反映直升机坠毁碰撞时燃油系统的代表性结构，同时充分地考虑了燃油系统四周的环境，评估了可能存在的所有潜在危险源，并将这些危险源添加到试验样机中，且确定了它们在坠毁碰撞时的姿态与位置，准确地模拟了直升机坠毁碰撞时的场景，从而提供了一个能够代表全尺寸直升机实物，使用在燃油系统抗坠毁试验中的替代品。本发明还提供了整个抗坠毁试验的试验装置，明确了试验过程及方法。试验装置简单，拆装方便，试验成本低，操纵性能好，试验方法可靠有效。通过试验证明，本专利提供的试验方法与装置是可靠的、准确的，能够真实地模拟直升机坠毁时燃油系统所受到的冲击与危险，非常适合用于直升机燃油系统抗坠毁试验，具有很高的实际应用价值。

附图说明

图1为本发明实施例中的直升机燃油系统抗坠毁试验装置的结构示意图。

图2为本发明实施例中的跌落平台的结构示意图。

图3为图1中的直升机燃油系统抗坠毁试验装置的俯视图。

图4为本发明实施例中的刚性基础组件的结构示意图。

图5为本发明实施例中的控制系统的结构示意图。

图6为本发明实施例中的试验样机的安装结构示意图。

图7为本发明实施例中的跌落平台与刚性基础组件间的位置关系示意图。

图8为本发明实施例中的燃油系统的结构示意图。

图9为本发明实施例中的燃油系统代表性结构的示意图。

图10为本发明实施例中的操纵系统的安装结构示意。

图11为本发明实施例中的齿轮箱及其他附件的安装结构示意图。

图12为本发明实施例中的摄像机布置位置示意图。

说明书附图中的附图标记包括：

100.试验样机，200.跌落平台，300.刚性基础组件，400.控制系统；

201.钢索，202.货钩，203.吊挂绳，204.钢索引导器，205.平台架，206.引导架，207.位置传感器

301.平衡梁，302.引导绳，303.刚性基础，304.吊环螺栓，401.控制盒，402.电缆；

111.左油箱囊，112.通气管路，113.右油箱囊，114.供油管路，115.燃油切断阀，116.连通油管，117.卡箍；

121.机舱后段，122.机身塔架，123.整流罩环，124.开孔泡沫，125.油箱囊架，126.前机身蒙皮，127.防火墙；

131.人字形摇臂，132.拉杆一，133.拉杆二，134.三角形摇臂，135.固定支座一，141.拉杆四，142.T形摇臂，143.拉杆三，144.固定支座二；

151.从动皮带轮，152.主转子齿轮箱，153.主转子桅杆，154.自动倾斜盘组件，155.发动机齿轮箱，156.顶部支座，157.侧向支座，158.三角架；

001.高速摄像机，002.普通摄像机，003.GoPro专用摄像机，004.GoPro专用摄像机；

具体实施方式

本实施例中的直升机燃油系统抗坠毁试验装置，如图1-图5所示，主要由跌落平台200，刚性基础组件300与控制系统400组成。如图2和图3所示，跌落平台200主要由钢索201，货钩202，吊挂绳203，钢索引导器204，平台架205、引导架206与位置传感器207等部分组成。如图4所示，刚性基础组件300主要由平衡梁301、引导绳302、刚性基础303与吊环螺栓304等部件组成。如图1、图2和图3所示，跌落平台200通过钢索201及螺栓组件挂在平衡梁301下方，钢索201一端通过螺栓组件与平衡梁301的双耳片连接，另一端与货钩202相连。如图1和图3所示，试跌落平台200用于供验样机100平放在上面，跌落平台200中的吊挂绳203一端挂在货钩202上，另一端四个脚分别与平台架205的四个固定支座连接。吊挂绳203紧贴着试验样机100外轮廓，仅起限位作用，确保试验样机100在下落过程中不移出已确定的位置。如图1和图4所示，平衡梁301两侧附有引导绳302，引导绳302一端通过螺栓组件固定在平衡梁301的双耳片上，另一端通过吊环螺栓304固定在刚性基础组件300上。平衡梁301能通过上方的三个单耳片与起重机或者高塔吊装设备相连，将试验装置提升到一定的高度。两侧的引导绳302构成了两道滑轨，使得跌落平台200能够自由下落而不发生旋转与倾斜，以正确的角度冲击刚性基础303，不干扰试验过程。刚性基础303为不变形的钢筋混凝土方形基础。

如图2所示，平台架205为凹字形，前后为三角形壁板，两侧为空。平台架205整体由具有刚性的木质材料制成。平台架205两侧设有引导架206，引导架206按图2中形式设置，在试验样机100与刚性基础组件300碰撞时，可以保证引导架206破坏结果不干扰试验过程。两侧引导架206的四个对角上均设有专用的钢索引导器204，通过调节钢索引导器204的位置与角度，可以使引导绳302保证跌落平台200能够自由下落而不发生旋转与倾斜，以正确的角度冲击刚性基础303，且不干扰试验过程。货钩202为电子式的货钩，可以通过控制系统400打开与关闭。如图3所示，平台架205三个角上安装了位置传感器207，用于测量试验样机在碰撞前的水平倾角，测量数据由控制系统400接收。

如图1和图5所示，控制系统400主要由控制盒401与电缆402等部件构成。电缆402一端连接着货钩，另一端连接着控制盒401。控制盒401可以控制货钩的开启与关闭，以及接收位置传感器207的测量数据。

本实施例中的直升机燃油系统抗坠毁试验方法如下：

1)安装

如图3和图6所示，将试验样机100平放在跌落平台200上，离跌落平台200前后三角形壁板距离≥100mm；试验样机100左右两侧相对于纵平面对中放置，且满足重心要求。

如图7所示，将跌落平台200放置在刚性基础组件300的中心，两中轴线互成45度。

如图1所示，两根引导绳302分别穿过跌落平台200上的钢索引导器204，连接到平衡梁301两侧的双耳片中。吊挂绳203一端四个脚分别与平台架205的四个固定支座连接，另一端挂在货钩202上，调整吊挂绳203紧贴着试验样机100外轮廓，货钩202通过钢索201与平衡梁301的双耳片连接。

采用起重机或者高塔吊装设备将平衡梁301缓慢吊起。当跌落平台200刚离开地面时，停止起吊过程。调节钢索引导器204，使两根引导绳302位于钢索引导器的中心，且使两根引导绳相互平行。同时根据控制系统400接收到的位置传感器207的数据，调节整个跌落平台200处于水平位置。然后继续起吊跌落平台200，直至试验要求的高度50英尺(适航规章的规定)，这个高度具体为燃油箱底部到刚性基础303上表面的竖直距离。此时引导绳302刚好被拉紧。上述过程中均不能改变然试验样机100与跌落平台200的相对位置。最后根据需要调整并启动事先摆放好位置的摄像机，清理现场，设立警戒线。

2)试验设置

①用于燃油系统及其周边结构简化设计的试验；

考虑成本与可行性，将全尺寸整机用于直升机燃油系统抗坠毁试验中是极为不合理的，因此需要简化燃油系统及其周边结构，将燃油系统封装在一个代表性结构中，构建一个合理、全面及符合实际情况的试验样机，代替全尺寸整机进行试验。这也是本试验重要方法之一。

(1)燃油系统

直升机的燃油系统是比较复杂的，考虑其坠毁时燃油泄露的情况，主要保留储油单元与部分供油管路元件，如图8所示：左油箱囊111与右油箱囊113，对称布置在直升机的两侧，油箱囊上部保留油箱盖，内部保留燃油量传感器、低燃油开关、油底壳排放管(左右油箱囊均有设置)及滤网等(图中未显示)，其中燃油量传感器与低燃油开关尺寸与结构与实物相同，可以不包含电子元器件。保留左右油箱囊上部连接两油箱的通气管路112，通气管路112通过117卡箍固定在直升机结构上，通气管最下端被修剪，使其不延伸到试验机下方，与试验样机底部平齐；中部用于相互输送燃油的连通油管116，下部同样连通左右油箱囊的供油管路，以及位于供油管路中部的燃油切断阀115，燃油切断阀115是一个从驾驶舱手动操纵的球阀。不考虑燃油系统其他的排水管与软管。

(2)周边代表性结构

如图9所示，左油箱囊111被封装在安装于机身塔架122顶部的密封腔内，位于主转子齿轮箱152的左右两侧。该密封腔就构成了直升机燃油系统抗坠毁试验的代表性结构。其中，背靠防火墙127与直升机实际的防火墙构件是一样的；前机身蒙皮126通过铆钉固定在机舱后段121上。整流罩环123上半部通过铆钉与前机身蒙皮126连接，下部耳片通过螺栓组件固定在机身塔架122上。油箱囊架125通过铆钉与前机身蒙皮126、整流罩环123及防火墙127相连，它们构成了安装左油箱囊111的外部密封代表性结构。机舱后段121、油箱囊架125、前机身蒙皮126、整流罩环123及防火墙127都是固定在机身塔架122结构上的。左油箱囊111与外部密封代表性结构之间充满了一层厚厚的开孔泡沫124，它可以有效地防止左油箱囊111坍塌以及燃油晃动，在一定程度还能起到防止穿刺的作用。另外还包括机舱后段121，由标准的直升机机舱切割而来的壳体切割段，长度H一般取0.4米，位于背靠防火墙127的前方并与机身塔架固定连接，底部修整与机身塔架122底部平齐。机舱外壳在直升机燃油系统抗坠毁试验中是必要的，它为代表性结构中前机身蒙皮提供了硬性连接点。

本实施例中，忽略任何不需要将部件固定在试验样机上的螺纹连接件以及尾部整流罩舱壁。同时，还需要拆除固定在机身塔架122上能够影响代表性结构水平与竖直方向碰撞的托架、支架及管路。右油箱囊113周边代表性结构与左油箱囊111一样。

②周边潜在穿刺危险评估

充分考虑直升机燃油系统周边结构与坠毁碰撞时可能产生的破坏结果，尽可能地评估燃油系统周边环境存在的潜在穿刺危险。这也是本试验重要方法之一。一般来说，油箱囊的前面是防火墙127与机舱外壳，整流罩环123后面只有空的空间。因此潜在穿刺危险源来自于以下几个方面：

(1)油箱囊下方

燃油系统下方可能存在若干潜在的穿刺危险源。

a.机身塔架

如图7所示,机身塔架122位于燃油系统代表性结构的下方，它是直升机的主要承力部件，是一种焊接钢管的桁架结构，保护机身塔架内的组件不受破坏。在抗坠毁试验中必须包括并评估塔架可能产生的任何穿刺危险。

b.操纵系统

直升机的操纵系统包括总距操纵系统与周期变距操纵系统，其操纵杆由驾驶舱一直延伸到发动机舱，最后与旋翼机构的自动倾斜盘组件154相连接。由于驾驶舱内的操纵杆等操纵部件已经被防火墙127阻隔，因此只需要考虑防火墙127后的操纵杆等操作部件可能产生的任何穿刺危险。本实施例中直升机的操纵系统包括如图10所示，包含：

(i)总距操纵系统：人字形摇臂131一端通过螺栓组件固定在自动倾斜盘组件154上，另一端通过螺栓组件与拉杆一132连接。拉杆一132的另一端通过螺栓组件固定在三角形摇臂134上。三角形摇臂134另一端通过螺栓组件连接着拉杆二133。原本拉杆二133应与驾驶舱内的摇臂连接，但是由于不考虑防火墙127后的操纵杆等操作部件产生的穿刺危险，则需要采用螺栓组件将拉杆二133的自由端固定在机身塔架122的固定支座一135上，限制总距的姿态。

(ii)周期变距操纵系统：主副驾驶的周期变距操纵系统左右对称布置，拉杆三143通过螺栓组件与自动倾斜盘组件154双耳片连接，另一端通过螺栓与T形摇臂142连接,T形摇臂142另一端通过螺栓组件与拉杆四141连接。同理，拉杆四141的自由端采用螺栓组件固定在机身塔架122的固定支座二144上，限制周期变距的姿态。忽略T形摇臂142上的减震器，并采用钢管替代微调电机，由于钢管的刚度比微调电机大，这是一种保守的替代方案，同时也很有效果，在另外的一些实施例中，如果有微调电机，两者安装方式相同。

c.发动机齿轮箱

为了真实地模拟机身塔架122坠毁碰撞时受到的载荷和产生的反映，必须考虑左右油箱囊中下方的发动机齿轮箱155可能产生的穿刺危险。如图11所示，发动机齿轮箱155通过顶部支座156和侧向支座157等三个支座(还有一个侧向支座对称布置，图中未显示)与机身塔架122固定，这样的连接方式确保了试验样机100在坠毁碰撞时发动机齿轮箱能够产生真实的位移与变形。由于冲击载荷与变形是在发动机齿轮箱接触地面时产生的，因此发动机齿轮箱的质量不是主要关心的问题，重要的是发动机齿轮箱以及它所连接支架的刚度。所以本实施例中使用已经报废的发动机齿轮箱，作为最具代表性的代替品，这样不仅可以保证刚度要求，又大大降低了试验成本。

(2)油箱囊中间

试验样机100中应考虑添加主转子齿轮箱152，主转子桅杆153、从动皮带轮151以及自动倾斜盘组件154等组件，因为它们位于油箱囊的中间，且很靠近油箱囊与燃油管路，很可能对燃油系统造成穿刺危险。如图11所示，从动皮带轮151安装在主转子齿轮箱152的后端，并通过三角架158固定在机身塔架122上，主转子桅杆153安装在主转子齿轮箱152中间，倾斜向上，自动倾斜盘组件154安装在主转子齿轮箱152下部，并与总距操纵系统及周期变矩操纵系统的拉杆连接。而主转子齿轮箱152通过螺栓组件固定在机身塔架122顶部的四个专属固定支座上。主转子齿轮箱152的尺寸与重量应于实物齿轮箱一致。主转子齿轮箱152前端下部的正向润滑管路也应保留(图中未显示)，因为它很靠近燃油系统的连通油管116。不需要考虑主转子齿轮箱152其他外部连接部件。

上述不管是周边结构简化，还是考虑潜在穿刺危险而保留或添加的结构，超出试验样机100底部时均需要修剪，保持与试验样机100底部齐平，保证试验装置能够以正确的方向冲击刚性基础。

③各部件姿态

确定直升机坠毁撞击时燃油系统、周边代表性结构及能够产生潜在穿刺危险的部件的姿态与位置，模拟直升机坠毁撞击时各系统的真实情况。这也是本试验重要方法之一。

本实施例中，燃油系统简化了一些不必要的排水管与软管，因此这些管路连接的进出口必须按要求堵塞。燃油系统的油箱盖处密封关闭，但是通气管路112保持打开，以模拟自然排气，通气管路底部112用塑料袋包裹，以收集可能溢出的液体。燃油切断阀115关闭，油底壳排放管关闭。

本实施例中还模拟直升机坠毁碰撞时的场景，总距操纵系统的总距杆被拉满，此时直升机上升升力最大，模拟飞行员在直升机坠落时全力拉起直升机的实际操纵，同时人字形摇臂131和拉杆一132离油箱囊最近，增加了总距操纵系统对燃油系统的穿刺危险。而周期变矩系统近似地放置于空挡位置，使直升机不再产生额外的偏转与翻滚。

④重心平衡

为确保试验装置在跌落过程中保持水平，倾斜角度不超过规定范围，试验样机100(此时试验样机100内装有80％容积的水)与跌落平台200的重心应保持一致。具体的，可以将装置起吊，在其下部中心附近尝试放置一段金属管进行平衡，从而确定试验样机100与跌落平台200的重心。

⑤摄像机位置布置

为了更好更准确的获得试验的数据以及图像，相机位置布置应如图12所示。其中高速摄像机001与GoPro摄像机003,004主要是拍摄试验装置冲击刚性基础的过程，而普通相机002则拍照整个抗坠毁试验过程，与试样样机轴线成45°。高速摄像机001由货钩202打开触发开启，其他相机试验开始时开启。

⑥试验后检查

碰撞结束后，检查试验样机中燃油系统是否有泄露，包括左右油箱囊、燃油管路与接头等。其中，左右油箱囊检查完后静置15分钟，将通气管路112密封，将油箱囊倒置后再次检查其是否存在泄露。如果检查未发现液体泄露、渗漏或者燃油系统破裂(通气管路112有轻微泄露是可以接收的)，则该燃油系统通过抗坠毁试验，否则试验失败。

⑦其他要求

(1)试验中使用染色水代替燃油进行试验，一可以确保试验碰撞产生的火花不会点燃燃油，二是染色水便于碰撞后的泄露检查。

(2)必要时可以向试验装置中添加配重，以平衡试验装置重心，使其水平跌落。

(3)试验时不应有侧向风，否则会影响试验进行。

3)试验

首先对试验样机100与跌落平台200安装及提升设备进行最后的跌落前检查。

然后利用控制系统400打开货钩202，试验样机100与跌落平台200一起自由下落，在刚性基础303上完成碰撞。

最后查看位置传感器207的测量数据，确认试验样机100与跌落平台200俯仰和侧倾时的角度均没有超过±10°，停止所有摄像机，检查试验样机，记录数据，完成一次直升机燃油系统抗坠毁试验。

直升机燃油系统抗坠毁性能对于直升机的安全有着至关重要的作用。本发明简化了燃油系统及其周边结构，提出了一个能够真实反映直升机坠毁碰撞时燃油系统的代表性结构，同时充分地考虑了燃油系统四周的环境，评估了可能存在的所有潜在危险源，并将这些危险源添加到试验样机中，且确定了它们在坠毁碰撞时的姿态与位置，准确地模拟了直升机坠毁碰撞时的场景，从而提供了一个能够代表全尺寸直升机实物，使用在燃油系统抗坠毁试验中的替代品。本发明还提供了整个抗坠毁试验的试验装置，明确了试验过程及方法。试验装置简单，拆装方便，试验成本低，操纵性能好，试验方法可靠有效。通过试验证明，本专利提供的试验方法与装置是可靠的、准确的，能够真实地模拟直升机坠毁时燃油系统所受到的冲击与危险，非常适合用于直升机燃油系统抗坠毁试验，具有很高的实际应用价值。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。