民用飛機燃油通氣沖壓口設計

游 波

中航通飛研究院有限公司

民用飛機燃油通氣沖壓口設計

游 波

中航通飛研究院有限公司

本文簡要介紹了民用飛機燃油通氣系統(tǒng)通氣口型式，對國外民用飛機常用的潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）外型設計方法進行介紹，并根據(jù)某型飛機通氣系統(tǒng)原理進行NACA口選型計算，證明NACA口設計滿足通氣系統(tǒng)設計要求。

通氣油箱，通氣型式，NACA口

1 概述

飛機油箱通氣系統(tǒng)的功能是使油箱與大氣相通，加油時排出油箱中的空氣，放油時向油箱中補充空氣，飛行中防止油箱中出現(xiàn)不允許的正壓和負壓的系統(tǒng)。油箱通氣系統(tǒng)主要分為敞開式通氣系統(tǒng)、開式通氣系統(tǒng)和閉式通氣系統(tǒng)。為保證飛機在各種允許的飛行狀態(tài)和工作條件下，按一定的順序向發(fā)動機不間斷地供給規(guī)定壓力和流量的燃油，燃油箱內(nèi)保持一定量的正壓是十分必要的。

民用飛機主要采用開式通氣系統(tǒng)，開式通氣系統(tǒng)包括風斗式?jīng)_壓通氣口和潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）兩種型式，通過通氣口使每個燃油箱內(nèi)燃油油面上方的無油空間與外界大氣相通，在各種飛行狀態(tài)下導入一定壓力和流量的空氣實現(xiàn)持續(xù)穩(wěn)定保持油箱內(nèi)壓力在規(guī)定范圍內(nèi)。因此，作為直接與大氣環(huán)境相通的通氣口的型式，其設計的好壞將直接影響著通氣性能的優(yōu)劣，進而影響著燃油箱內(nèi)的壓力。

2 通氣口布置位置及型式

燃油通氣口的選型是根據(jù)燃油箱和通氣系統(tǒng)的設計要求進行的。通氣口的設計必須要保證飛機在各種飛行狀態(tài)和地面工作條件下，能夠向油箱內(nèi)導入符合要求的壓力和流量的氣流，并在通氣進氣口處的氣流總壓力一般不應超過燃油箱的最大允許壓力。通氣口的內(nèi)外形設計要盡量光滑流暢，盡量減少其對飛機氣動力性能的影響。同時，它也要使進入通氣口的氣流能量的損失降低到最小。

通過對國外現(xiàn)代民用飛機和軍用運輸機的調(diào)查和研究，對于大多數(shù)飛機，在機翼翼尖附近設置通氣油箱，并通過其下翼面設置潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）與大氣相通，飛行時向油箱提供具有一定正壓的沖壓空氣。此通氣口是NACA（National Advisory Committee for Aeronautics）在1945年優(yōu)化而成并推薦使用通氣口型式。圖1為波音系列飛機上通氣油箱下翼面安裝的NACA口，國內(nèi)ARJ21新支線飛機已經(jīng)采用了該種通氣口。此類型通氣口具有合理的氣動外形，連續(xù)光滑的沖壓表面，沖壓氣流穩(wěn)定等特點，通氣口內(nèi)部和外部形狀設計保證即使通氣口發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象，也不會影響系統(tǒng)的通氣性能，防止從燃油箱逸出的易燃油氣可能被直接雷擊，滿足適航對閃電防護的要求。因此， NACA口外型設計是飛機設計中不可缺少的一項內(nèi)容，本文通過對國外飛機大量資料的收集研究，總結(jié)出潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）外型設計方法，并將此方法運用到民用飛機設計中。

圖1 潛伏式?jīng)_壓通氣口

3 NACA口外型設計

3.1 計算依據(jù)

通氣口開口尺寸計算依據(jù)為：通過進氣口進入的氣體流量要滿足油箱在各飛行狀態(tài)的壓力要求，計算中選擇飛機最嚴酷的下降狀態(tài)需要的氣體流量計算通氣口開口尺寸。

3.1.1 假設條件

a) 從高度H1到H2之間的飛行速度取平均飛行速度；

b) 從高度H1到H2之間的空氣密度取平均密度；

c) 從高度H1到H2之間的空氣溫度取平均溫度；

d) 油箱空容積U為單邊整體油箱容積+通氣油箱容積；

e) 從高度H1到H2之間飛行，油耗引起的容積不計；

f) 從高度H1到H2之間的飛行，其油箱壓力同外界大氣壓力相等。

g) 進氣量以發(fā)動機飛行包線的最大下降速率狀態(tài)計算。

3.1.2 已知條件

某型飛機飛行剖面數(shù)據(jù)可知，從8000m高度下降到300m高度，發(fā)動機時耗時約6.92min（以最大下降率下降狀態(tài)計算）。H1＝8000m時，v1＝133.3m/s；H2＝300m時，v2＝133.3m/s.大氣參數(shù)取海平面大氣溫度288.15K，空氣平均密度ρ0，空氣黏性系數(shù)μ及絕對溫度T等取平均高度4150m時的值。由機翼整體油箱模型可知，燃油箱空容積約14.2m3，其中通氣油箱容積1.1m3。

a) 下降時間Δt＝415s；

b) 平均飛行速度V0＝133.3 m/s；

c) 空氣平均密度ρ0＝0.806 kg/m3；

d) 油箱空容積U＝14.2m3；

e) 進氣口距機翼前緣X＝1m(初步選取)；

f) 空氣黏性系數(shù)μ＝1.66×10-5kg/ m·s；

g) 絕對溫度T＝261K。

3.2 NACA口形狀及設計尺寸關(guān)系

NACA口布置在機翼下翼面，通過與入口相切的任何方向輸入氣流，這種通氣口的外部阻力較小并設在附面層內(nèi)，NACA口設計外形圖見圖2。

圖2 NACA口設計外形圖

圖中：n —— 進氣口唇部到喉部的距離，m；

t —— 進氣口最小喉部剖面的結(jié)構(gòu)高度，m；

α —— 沖壓斜角，°；

dt—— 進氣口最小喉部高度，m；

L —— 沖壓長度，m；

w —— 進氣口寬度，m。

圖中進入口開口坐標見表1。

表1 進入口開口坐標

根據(jù)相關(guān)NACA口資料，圖2中通氣口的沖壓斜角α、L/w和w/dt的關(guān)系見下表2。

表2 沖壓斜角α、L/w、w/dt的關(guān)系

3.3 計算

3.3.1 計算進氣口處氣流的雷諾數(shù)Re：

Re＝ρ0V0X/μ

式中：Re——雷諾數(shù)；

ρ0——空氣密度，kg/m3；

V0——飛機飛行速度，m/s；

X——通氣口進口距附面層起始點的距離，m；

μ——空氣黏性系數(shù)，kg/m/s。

當Re≤ 5×105時：

當Re＞5×105時：

Re＝ ρ0V0X /μ＝0.806×133.3×1/1.66×10-5＝64.7×105＞5×105（紊流）

3.3.2 計算附面層厚度δ（設機翼為平板）

δ＝0.37X/Re0.2＝0.37×1/ (64.7×105)0.2＝0.0161m

3.3.3 計算附面層動量損失厚度θ

由空氣動力學可知：

θ＝7δ/72＝7×0.0161 /72＝0.00157m

3.3.4 計算進氣口處的平均質(zhì)量流量G

為使得油箱壓力與外界大氣壓力平衡，需從進氣口進氣，其進氣量：

G＝ΔPv·U/R·T·Δt

式中：ΔP——PH2-PH1，kg/m2；

R——氣體常數(shù)，kg·m/kg·K；

T——絕對溫度（取平均高度H＝4150m時的溫度），K；

Δt——從H1下降到H2的時間，s。

G = ΔP·U/R·T·Δt

=（9.78×104×0.102-3.56×104×0.102)×14.2/ (29.27×261×415)

= 0.0284kg/s = 102.24kg/h。

3.3.5 計算NACA進氣口的幾何尺寸

3.3.5.1 推薦

選表2中α＝9°，w/dt＝4，n＝t＝0.5dt。

3.3.5.2 計算進氣口的質(zhì)量流量系數(shù)MFP

MFP＝G/(ρ0·V0·θ2)＝0.0284 / (0.806×133.3×0.001572)＝107.2

3.3.5.3 計算dt

由MFP和推薦的w/dt＝4，查表（MFP～dt）得 θ/dt＝0.118

dt＝θ/0.118＝0.00157/0.118＝0.0135 m。

3.3.5.4 計算w

w＝4dt＝4×0.0135＝0.054 m。

3.3.5.5 計算t，n

t＝n＝0.5dt＝0.5×0.0135＝0.0068 m。

3.3.5.6 計算沖壓長度L

由表2，α＝9°L/W＝2.37，

L＝2.37×0.054＝0.128 m

3.4 計算結(jié)果

由以上計算結(jié)果，再根據(jù)表1，即可得出通氣口開口各點尺寸。

計算結(jié)果的尺寸為：dt＝13.5mm，w＝54mm，α＝9°，L＝128 mm。

根據(jù)以上計算結(jié)果，通氣口通徑當量面積為dtw ＝13.5×54 mm2，相當于直徑為30mm圓面積。由此可得dt＝13.5 mm，w＝54 mm，α＝9°，L＝128 mm。

4 結(jié)論

根據(jù)民用飛機油箱通氣系統(tǒng)類型和通氣口型式的設計，對國外民用飛機和軍用運輸機通氣系統(tǒng)常采用的潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）外型設計進行詳細研究，以某型飛機為例，將總結(jié)出NACA口外型設計進行詳細介紹，以期為國內(nèi)民用飛機通氣口設計提供參考。

參考資料

[1][美]羅伊·蘭頓等.飛機燃油系統(tǒng)[M]，上海交通大學出版社.

[2]飛機設計手冊.第13冊[M].航空工業(yè)出版社.

10.3969/j.issn.1001-8972.2012.17.054