并聯(lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)性能分析

【摘 要】本文基于FloMASTER對(duì)一種以客艙增壓空氣作為壓力源進(jìn)行燃油轉(zhuǎn)輸?shù)牟⒙?lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)進(jìn)行了建模。在此基礎(chǔ)上，對(duì)不同飛行高度下的增壓轉(zhuǎn)輸性能，以及不同加油壓力下的加油性能進(jìn)行了計(jì)算分析。結(jié)果表明：隨著飛行高度的增大，燃油轉(zhuǎn)輸壓差增大，輔助油箱完成燃油轉(zhuǎn)輸?shù)臅r(shí)間縮短。隨著加油壓力的提高，輔助油箱完成加油的時(shí)間不斷縮短，但隨著加油壓力的升高，完全加油時(shí)間縮短的趨勢(shì)逐漸減小。

【關(guān)鍵詞】輔助燃油系統(tǒng);燃油轉(zhuǎn)輸;仿真;民用飛機(jī)

中圖法分類號(hào)： V228.1 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 2095-2457（2019）11-0007-002

【Abstract】A parallel configuration auxiliary fuel system was modeled based on FloMASTER. The pressurized cabin air was used as the pressure source for fuel transfer. On this basis， the pressured transfer performance at different flight altitudes and the refueling performance at different refueling pressures were calculated and analyzed. The results show that with the increase of flight altitude， the pressure difference of fuel transfer increases， and the time for auxiliary fuel tank to complete fuel transfer is shortened. With the increase of the refueling pressure， the time for auxiliary fuel tank to complete refueling is shortened. However， The extent of time reduction is gradually weakened.

【Key words】Auxiliary fuel system; Fuel transfer; Simulation; Civil aircraft

為了增大航程或延長留空時(shí)間，除了改進(jìn)飛機(jī)氣動(dòng)性能、發(fā)動(dòng)機(jī)性能和原機(jī)油箱空間利用率以外，還可以在飛機(jī)基本燃油系統(tǒng)以外，增加輔助燃油系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)。以B737、A319、ERJ190、世襲1000等民用飛機(jī)為例，加裝輔助燃油系統(tǒng)的方式是在飛機(jī)機(jī)身貨艙內(nèi)安裝輔助油箱，以存儲(chǔ)更多的燃油;通過輔助燃油系統(tǒng)，利用增壓空氣將輔助油箱中的燃油轉(zhuǎn)輸至原機(jī)油箱中，供發(fā)動(dòng)機(jī)消耗，而非從輔助油箱直接向發(fā)動(dòng)機(jī)供油[1]。國內(nèi)在民機(jī)加裝輔助油箱方面的研究很少，目前尚無加裝輔助油箱的國產(chǎn)民機(jī)交付使用。本文擬對(duì)并聯(lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)進(jìn)行建模仿真，對(duì)其增壓轉(zhuǎn)輸性能和壓力加油性能進(jìn)行計(jì)算分析，為輔助燃油系統(tǒng)的方案設(shè)計(jì)提供參考。

1 并聯(lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)

所謂并聯(lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)，是由輔助油箱組中各個(gè)輔助油箱以并聯(lián)的方式連接決定的。輔助油箱組中，相鄰的輔助油箱通過油箱上部的氣路和油箱下部的油路通道連通。圖1為并聯(lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)的架構(gòu)示意圖。

（1）增壓轉(zhuǎn)輸過程描述如下：并聯(lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)利用客艙增壓空氣作為壓力源進(jìn)行燃油轉(zhuǎn)輸。輔助油箱組中各油箱的燃油同時(shí)向原機(jī)油箱進(jìn)行轉(zhuǎn)輸。為了維持燃油從輔助油箱向原機(jī)的原機(jī)油箱轉(zhuǎn)輸所需的壓力差，輔助油箱采用閉式通氣系統(tǒng)，飛行過程中輔助油箱不與外界大氣連通。開啟燃油轉(zhuǎn)輸時(shí)，輔助油箱內(nèi)的氣壓為進(jìn)行壓力加油時(shí)的環(huán)境大氣壓。燃油增壓轉(zhuǎn)輸過程的本質(zhì)是用同體積的增壓空氣替代從輔助油箱轉(zhuǎn)輸出的燃油。燃油轉(zhuǎn)輸速率由轉(zhuǎn)輸管路限流裝置的尺寸、轉(zhuǎn)輸管路的流阻與當(dāng)時(shí)客艙空氣與外界環(huán)境的壓差共同決定。

（2）壓力加油過程描述如下：輔助油箱加油管路與原機(jī)加油管路連接。當(dāng)進(jìn)行壓力加油時(shí)，根據(jù)加油量需求，首先對(duì)輔助油箱進(jìn)行加油，然后對(duì)原機(jī)油箱進(jìn)行加油。由于輔助油箱組中各油箱并聯(lián)，當(dāng)進(jìn)行壓力加油時(shí)，各輔助油箱的液面同時(shí)上升。進(jìn)行壓力加油時(shí)，閉式通氣系統(tǒng)正常與外界大氣連通。

2 仿真模型

FloMASTER軟件是流體一維建模仿真通用工具，以其豐富的模型庫和高精度的求解器被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)燃油系統(tǒng)仿真分析[2]。針對(duì)圖1所示的并聯(lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)，本文基于FloMASTER V9搭建了如圖2和圖3所示的一維流體仿真模型。

對(duì)于增壓轉(zhuǎn)輸過程，由于巡航階段持續(xù)時(shí)間最長，是燃油轉(zhuǎn)輸最主要的階段，本文將標(biāo)準(zhǔn)天雙發(fā)運(yùn)行巡航狀態(tài)（飛行高度為10668m，客艙壓力高度為8000ft）作為增壓轉(zhuǎn)輸?shù)脑O(shè)計(jì)點(diǎn)。仿真建模時(shí)，客艙增壓空氣和原機(jī)油箱都用壓力源模擬，按壓力邊界處理;油箱用多支路水箱元件模擬，輔助油箱組中各輔助油箱的載油量相同;管路采用可壓縮模型;限流孔按流量要求設(shè)計(jì);燃油類型為Jet-A。

對(duì)于壓力加油過程，按照加油時(shí)間要求進(jìn)行管路和限流孔設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)工況選為海平面標(biāo)準(zhǔn)天。設(shè)計(jì)加油壓力為50psig。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 增壓轉(zhuǎn)輸性能

首先，對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)10668m進(jìn)行性能計(jì)算，結(jié)果如圖4和圖5所示。圖4為6個(gè)油箱出口流速隨時(shí)間的變化曲線，圖中，油箱出口流速數(shù)值從小到大分別對(duì)應(yīng)油箱1至油箱6，顯然這些數(shù)值呈現(xiàn)疊加的關(guān)系。圖5為6個(gè)油箱液位高度隨時(shí)間的變化曲線，可以看出各油箱的燃油是均勻轉(zhuǎn)輸?shù)摹?/p>

為研究不同飛行高度對(duì)燃油轉(zhuǎn)輸性能的影響，除了10668m，本文選取了4000m、6000m、8000m進(jìn)行仿真計(jì)算，除了壓力邊界不同，其他計(jì)算輸入都相同，計(jì)算結(jié)果如圖6和圖7所示。圖中，縱坐標(biāo)數(shù)值從大到小依次為10668m、8000m、6000m和4000m。由圖可見，隨著飛行高度的增大，大氣壓逐漸減小，燃油轉(zhuǎn)輸壓差增大，各個(gè)油箱出油時(shí)刻提前，輔助油箱完成燃油轉(zhuǎn)輸?shù)臅r(shí)間縮短。但完成燃油轉(zhuǎn)輸所需時(shí)間的縮短幅度并非與邊界出口壓力降低幅度成正比，且隨著出口邊界壓力的降低，對(duì)應(yīng)的完成轉(zhuǎn)輸所需時(shí)間的縮短幅度逐漸減小。

3.2 壓力加油性能

在30psig加油壓力下，6個(gè)油箱油面高度隨時(shí)間的變化曲線如圖8所示?？梢钥闯?，各油箱之間差異較小，基本是均勻上升的。

為分析不同加油壓力對(duì)系統(tǒng)流動(dòng)特性的影響，分別對(duì)加油壓力30psig、35psig、40psig、45psig、50psig、55psig進(jìn)行計(jì)算，除了壓力進(jìn)口邊界不同以外，其他計(jì)算輸入都相同，計(jì)算結(jié)果如圖9所示。縱坐標(biāo)數(shù)值由低到高分別對(duì)應(yīng)逐漸增大的加油壓力。由圖可見，隨著加油壓力的提高，輔助油箱完成加油的時(shí)間不斷縮短，但隨著加油壓力的升高，完全加油時(shí)間縮短的趨勢(shì)逐漸減小。

4 結(jié)束語

本文基于FloMASTER對(duì)并聯(lián)構(gòu)型輔助燃油系統(tǒng)進(jìn)行了建模仿真，計(jì)算分析了輔助燃油系統(tǒng)增壓轉(zhuǎn)輸性能和壓力加油性能，為輔助燃油系統(tǒng)的方案設(shè)計(jì)提供了參考。

【參考文獻(xiàn)】

[1]劉德剛，周宇穗，游勝龍.民用飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)研究[J].裝備制造技術(shù)，2014（9）：156-158.

[2]高廣拓.基于Flowmaster軟件的飛機(jī)燃油系統(tǒng)流體仿真平臺(tái)構(gòu)建研究[J].裝備制造技術(shù)，2014（9）：42-44.作者簡介：龔昊（1988—），男，漢族，山東棗莊人，博士，工程師，主要從事飛機(jī)燃油系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究。