飛機燃油系統高空性及其計算

石日昕

(西安航空職業技術學院，陜西西安 710089)

飛機燃油系統高空性及其計算

石日昕

(西安航空職業技術學院，陜西西安 710089)

在研究論述飛機燃油系統設計中高空性的基礎上，通過分析燃油的飽和蒸汽壓的影響因素，給出了燃油飽和蒸汽壓的計算公式和燃油的飽和蒸汽壓力隨溫度的變化曲線，并給出了航空煤油能夠保證的飛行高度；討論了燃油系統的汽蝕問題；分帶供油泵管路和無供油泵管路2種情況討論了燃油系統高空性計算流程，并給出了具體的計算公式和圖表。

燃油系統； 高空性； 飽和蒸汽壓

飛機燃油系統高空性是指飛機在高空飛行時，保證發動機連續供油所能達到的飛行高度。也就是說，供油系統應具有保證以一定的壓力和流量，連續不斷地供給發動機所需燃油的能力。影響燃油系統高空性的因素很多，燃油箱內壓力、燃油的飽和蒸汽壓、油泵葉輪的幾何形狀及機械狀態、燃油的密度和溫度、油泵進口燃油的流速及油箱油面高度、飛行中的慣性載荷等，都會影響到燃油系統的高空性。燃油的飽和蒸汽壓越大，溫度越高，油泵的進口燃油流速越大，則燃油系統的高空性就越差[1]。

現代飛機多采用開式或半開式油箱通氣系統，油箱內的壓力隨飛行高度的上升而下降，上升的速度越大，壓力下降越快，溶解在燃油中的空氣的析出速度及輕餾分的汽化速度就越大，從而供油泵的入口條件惡化，系統的高空性能降低。目前，噴氣飛機的升限高，爬升率大，這就要求燃油系統具有良好的高空性。因此，在供油泵選型及供油管路設計中，燃油系統的高空性已經成為必須考慮的重要問題。

1 燃油的飽和蒸汽壓

燃油的飽和蒸汽壓指燃油在一定溫度下，在密閉容器內，與液相處于動態平衡狀態的蒸汽所具有的壓力。在溫度為38 ℃，氣相與液相的容積比為4∶1的特定條件下，所測得的飽和蒸汽壓稱為“雷德蒸汽壓”，氣相與液相的容積比為0時的飽和蒸汽壓稱為“真實蒸汽壓”[1]。

燃油的飽和蒸汽壓越大，說明燃油中輕質成分越多，燃油易于揮發，蒸發損失越大，甚至會造成燃油“沸騰”，從而在燃油泵入口或供、輸油管路中產生汽蝕，破壞向發動機的正常供油狀態，所以，燃油的飽和蒸汽壓是影響系統高空性的重要因素。

燃油箱中的飽和蒸汽壓與燃油的組成成分、燃油溫度、氣相與液相的容積比、燃油中輕餾分向其表面對流的速度及溶解于燃油中的空氣量等參數有關。而這些參數又取決于燃油的牌號、飛機的飛行剖面、耗油次序、續航時間及油箱內的增壓情況，因此，油箱內燃油飽和蒸汽壓是變化的，對于一定牌號的燃油，應取最小的氣相與液相容積比及最高工作溫度下的飽和蒸汽壓。

燃油飽和蒸汽壓隨溫度增高而上升，隨氣相與液相容積比的減小而增大，它們之間的關系可粗略地按圖1及式(1)和式(2)計算獲得[2-3]。

圖1 燃油的飽和蒸汽壓隨溫度的變化曲線Fig.1 Fuel saturated vapor pressure vs temperature

(1)

Pt0≈1.11×Pt4/1。

(2)

式中：Pt0表示在設計溫度下，氣液比值為0時，燃油的飽和蒸汽壓，kPa;Pt4/1表示在設計溫度下，氣液比值為4時，燃油的飽和蒸汽壓，kPa;PReid表示雷德飽和蒸汽壓，kPa;t表示燃油溫度,℃。

對于開式、無增壓的燃油系統，若使用140～280 ℃餾分的航空煤油，其飽和蒸汽壓較低(雷德蒸汽壓低于1 kPa)，可保證12 000～14 000 m高度上正常工作，若用60～280 ℃餾分的航空煤油，其飽和蒸汽壓較高(雷德蒸汽壓低于1～1.5 kPa)，可保證10 000～12 000 m高度上正常工作。

2 燃油系統的汽蝕

燃油系統的壓力下降，會導致溶解在燃油中空氣的析出和燃油本身的汽化，這種復合現象稱為系統的“汽蝕”。燃油系統的汽蝕與燃油的溫度、壓力和流速等因素有關。飛機爬高過程中，油箱內的壓力逐漸降低，其降低的速率隨爬升率的增加而增大，燃油流經供油管路的彎曲處及局部收縮處也會形成壓力下降，其降低的速率隨流速的增大而增加。

當油箱內的壓力或供油管路中某處的壓力接近或等于燃油的飽和蒸汽壓(即汽化壓力)時，燃油中空氣的析出和燃油本身的汽化加劇，甚至使燃油沸騰，從而導致汽蝕發生。汽蝕形成的壓力往往低于汽化壓力，因為，燃油中有溶解的空氣存在。當大于汽化壓力時，就有肉眼看不到的氣泡——汽蝕核子形成，這些核子可以附著在結構的壁面、縫隙及燃油中灰塵、雜質等固體顆粒上，它們隨著壓力的逐漸下降而增大、集中直至破滅。氣泡破滅時產生高壓、高溫及噪聲，大氣泡破滅產生低頻率的噪聲。

燃油系統中，供油泵入口、供油管路急劇轉彎和收縮處及發動機增壓油泵入口處的壓力最低，當這些部位的壓力接近或等于燃油的飽和蒸汽壓時，就會產生汽蝕。當油泵產生汽蝕時，機械效率降低，出口壓力及流量急劇下降，并產生脈動和噪音，葉片在氣泡破滅時所產生的水力撞擊及高溫的作用，被侵蝕、破壞；供油管路中產生汽蝕時，會破壞供油的連續性，甚至產生“氣塞”，造成向發動機供油中斷。

汽蝕可用汽蝕系數表達[4-5]：

式中：P，v分別為燃油的壓力及速度；Pc為產生汽蝕的臨界壓力；ρ為燃油的密度；PNPST為油泵的靜壓頭(吸入壓力)。

汽蝕系數σ越低，汽蝕越容易發生。為了保證燃油系統中不產生汽蝕，必須對系統的高空性進行計算，并采取相應的預防措施，給飛機油箱增加壓力，以改善增壓泵的高空性，提高供油壓力，減少管路中的阻力，避免管路突變等方法，都可以有效防止燃油系統汽蝕。

3 燃油系統高空性計算

3.1供油管路高空性計算

3.1.1 帶供油泵的管路

1)繪制供油泵可用壓頭曲線[6]

①選取流量值Q1，Q2，Q3，…，并在供油泵特性曲線(見圖2)上找出相應泵的出口壓力(相對壓力)ΔP1,ΔP2,ΔP3,…。

圖2 油泵的特性曲線Fig.2 Characteristic curve of the fuel pump

②根據供油泵的高空特性曲線，繪制Q1,Q2,Q3,…等流量值下油泵的高空特性曲線,如圖3所示[7-9]。

圖3 油泵的出口壓力隨飛行高度的變化曲線Fig.3 Fuel pump outlet pressure vs altitude

③將油泵出口壓力換算成絕對壓力(見圖4)：

P=ΔP+PH，

式中PH為外界大氣壓。

④根據油泵的高空特性曲線(見圖4)及發動機油門特性曲線(見圖5)繪制出對應高度上發動機最大耗量和供油泵可用壓頭曲線。

圖4 油泵的高空特性曲線Fig.4 High altitude performance of fuel pump

圖5 供油泵可用壓頭(絕對壓力)及發動機耗油量隨飛行高度變化曲線Fig.5 Change curves of pump available pressure (absolute pres- sure) and engine fuel consumption with flying height

2)計算并繪制管路需用壓頭曲線

管路的需用壓頭PX的數學表達式為

PX=Pf+hγ+(hp+hM+hi)γ。

(3)

式中：Pf為發動機一級增壓泵所要求的入口壓力，kg/cm2；h為油柱高(供油泵距發動機一級增壓泵間的垂直距離)，cm；γ為燃油重度，kgf/cm3；hp為管路的摩擦阻力損失，cm；hM為管路的局部阻力損失，cm；hi為燃油的慣性損失，cm。

Pf=ΔPU+Pt0，

(4)

式中：ΔPU為防汽蝕安全壓力(絕對)；Pt0為燃油真實飽和蒸汽壓。

ΔPU可由發動機安裝手冊或發動機一級增壓泵技術說明書給出，若無此數據，可按式(5)求得：

ΔPU=XΔPb。

(5)

式中：ΔPb為相應工況下發動機以及增壓泵的出口壓力；X為泵的汽蝕系數。

(6)

ns為泵的轉速比，

(7)

式中：n為泵的轉速，r/min；Q為泵的供油量，m3/s；H為泵在流量Q時的壓頭，m。

因此，可由式(1)、式(2)計算出Pt0。

(8)

，

(9)

hi=nili。

(10)

式中：v為管路中燃油流速，cm/s；Q為管路中燃油流量，cm3/s；g為重力加速度，cm/s2；L為管路長度，cm；d為管路直徑，cm；λ為摩擦阻力系數；∑ξ為局部阻力系數；ni為設計工況下的過載值；li為管路沿過載方向的投影長度，cm；

根據發動機一級增壓泵特性曲線查出對應流量Q1～Q5時泵的出口壓力ΔPb1～ΔPb5。據此，按式(6)和式(7)算出對應的ns1～ns5及hM1～hM5，再按式(3)算出對應的PX1～PX5。

根據發動機油門特性曲線查出Q1～Q5耗油量時對應的飛行高度H1～H5，根據PX1～PX5及其對應的飛行高度H1～H5管路需用壓頭曲線，繪制油泵可用壓頭及管路需用壓頭曲線，如圖6所示。

圖6 管路需用壓頭隨飛行高度變化曲線Fig.6 Change curve of required pipeline pressure with flying height

在任何飛行高度下，必須保證供油泵可用壓頭ΔPb等于或大于管路的需用壓頭PX，否則，在發動機一級增壓泵入口就會產生汽蝕的危險。為此，當不能保證該要求時，必須按差值(PX-ΔPb)給消耗油箱增壓或設法減少管路中的流體阻力，提高增壓泵的供油特性。

3.1.2 無供油泵的管路

在發動機供油系統中，若想發動機供油需依靠發動機一級增壓泵的抽吸及耗油箱油面上的外界大氣壓力及增壓值來實現，在這種管路中，為了確保管路及發動機增壓泵入口不產生汽蝕，往往需要給耗油箱增壓，其增壓壓力的大小按式(11)計算[10-11]：

PH+ΔP=

(11)

式中：ΔP為消耗油箱中需要的增壓值；Qf為發動機耗油量；Ff為發動機一級增壓泵入口截面積；PH為相應高度的外界大氣壓。

根據飛行高度上發動機的耗油量及外界大氣壓，按式(11)算出不同高度上所需要的增壓壓力，然后取其最大值作為消耗油箱的增壓值。

如果計算結果ΔP為負值，則說明消耗油箱不需要增壓。

3.1.3 故障情況

1)供油泵損壞

在飛行中，當出現供油泵損壞的緊急情況，為了保證向發動機正常供油，必須立即收油門，降低發動機工作狀態和飛機飛行高度，停止機動飛行。

在故障情況下，供油系統保證可靠地向發動機供油的最高飛行高度可按式(12)計算：

(12)

式中：PHi為系統限制的最高飛行高度對應的外界大氣壓；F，l，d分別為供油管路截面面積、管路長度及內徑。

2)增壓系統故障

①有供油泵管路 設計中必須考慮，當飛行中由于增壓系統故障而造成消耗油箱中無增壓壓力時，確保發動機可靠工作的最高飛行高度和最大工作狀態。為此，可根據圖7重新計算管路的需用壓頭，并使管路需用壓頭在規定的飛行高度和發動機工作狀態下，等于或低于供油泵的可用壓頭。

圖7 供油泵可用壓頭與管路需用壓頭曲線Fig.7 Curves of pump available pressure and required pipeline pressure

②無供油泵管路 增壓系統故障后，系統限制的飛行高度所對應的外界大氣壓應按式(13)計算：

(13)

3.2供油泵的高空性計算

為了防止在供油泵入口產生汽蝕，確保供油泵可靠工作，必須對供油泵的高空性進行計算，通過計算確保消耗油箱中增壓壓力的大小及是否需要增壓。增壓值的計算公式如式(14)所示[12]：

(14)

式中：Q為供油泵的供油量，Q=Qf；F為供油泵入口截面積；ξ0為供油泵入口局部阻力系數，可取ξ0=0.5～1；H為供油泵入口前的油柱高度，一般地H=油泵高度(包括電機)的2/3；P0為供油泵要求的入口壓力，P0=ΔPU+Pt0

根據不同的飛行高度上發動機的最大耗油量算出P0，再按式(14)算出ΔP。

繪制ΔP-H關系曲線(如圖8所示)，曲線的最高點即為供油泵不產生汽蝕所需要的最小增壓值。

圖8 消耗油箱增壓值ΔP與飛行高度H的關系曲線Fig.8 Relation curve of pressurization value ΔP of fuel tank and height H

4 結 語

發動機供油系統設計的主要任務是保證燃油系統的高空性，在負載荷和失重狀態下，保證向發動機不間斷地供油。因此，燃油系統高空性設計已成為飛機燃油系統設計中非常重要的內容。飛機燃油系統高空性計算，要在飛機燃油系統正常和故障2種情況下進行計算，從而保證燃油系統在各種條件下都能保證向發動機可靠供油。對于正常的燃油系統，有供油泵和無供油泵時燃油系統的高空性完全不同，應該分別進行考慮。

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Altitude performance of aircraft fuel system and the calculation

SHI Rixin

(Xi′an Aeronautical Polytechnic Institute, Xi′an Shaanxi 710089, China)

Altitude performance of aircraft fuel system is studied by analyzing factors that affect the saturated vapor pressure of the fuel. The calculation formula of saturated vapor pressure of fuel and the changing curve of the pressure with temperature are established, and the flight height that aviation kerosene can guarantee is given. The cavitation problem in fuel system is also discussed. At last, the flow chart for altitude performance calculation of fuel system with or without fuel feed pump are also discussed.

fuel system; altitude performance; saturated vapor pressure

1008-1534(2013)04-0244-05

V312

A

10.7535/hbgykj.2013yx0406

2013-02-25;

2013-04-06

責任編輯：李 穆

石日昕(1965-)，男，陜西戶縣人，高級工程師，碩士，主要從事飛機燃油系統和航空發動機控制方面的研究。

E-mail:shirixin@126.com