某無人機爬升過程中燃油溫度變化規(guī)律仿真研究

溫占永

(中國航天空氣動力技術研究院 航天彩虹無人機股份有限公司， 北京 100074)

0 引 言

中空長航時無人機一般采用活塞式發(fā)動機及螺旋槳作為動力裝置，多采用RON 95車用汽油或100LL航空汽油作為燃料。中空長航時無人機燃油系統(tǒng)一般為開式或半開式油箱通氣系統(tǒng)，其油箱內壓力與外界環(huán)境壓力基本一致。在無人機起飛爬升過程中，油箱內的壓力、外界環(huán)境溫度隨飛行高度的上升而迅速下降，由于燃油與外界環(huán)境存在熱交換，燃油溫度也隨著飛行高度的上升而下降，但由于燃油比熱容較大，燃油降溫速度較慢。燃油溫度是影響其飽和蒸氣壓的重要參數(shù)，燃油溫度越高其飽和蒸汽壓越大。當燃油飽和蒸汽壓接近或等于油箱內壓力時，會導致供油泵入口條件惡化，極易發(fā)生氣阻，造成發(fā)動機供油壓力或供油流量波動，并引起發(fā)動機工作不穩(wěn)定，甚至導致發(fā)動機空中停車，嚴重威脅無人機飛行安全。在相同溫度條件下，RON 95車用汽油或100LL航空汽油的飽和蒸氣壓比航空煤油大，采用RON 95車用汽油或100LL航空汽油為燃料的中空長航時無人機在爬升過程中更容易發(fā)生氣阻問題。連續(xù)爬升能力是衡量無人機性能的重要考核指標，針對連續(xù)爬升過程中燃油溫度變化規(guī)律開展研究具有非常重要的意義。

康振燁等以燃油箱的壁面溫度作為燃油箱熱模型的邊界條件，通過Matlab/Simulink軟件平臺，搭建了客機燃油箱熱模型，對于有飛行試驗數(shù)據(jù)的飛機可以有效地利用該模型進行數(shù)值仿真；陳悅采用Fluent軟件針對油箱內部的流動換熱過程進行數(shù)值模擬，研究了馬赫數(shù)、耗油率、入口溫度等參數(shù)對油箱燃油溫度的影響；郝毓雅等根據(jù)傳熱學原理，建立了油箱內燃油的傳熱學方程，分析了起飛前地面溫度、飛行高度、飛行速度等因素對飛機油箱內燃油溫度的影響。上述研究采用Fluent等商用軟件或者以Matlab/Simulink為平臺僅針對單個油箱內的流動換熱做了數(shù)值分析，無法快速完成對整個燃油系統(tǒng)的計算。實際上，在無人機連續(xù)爬升過程中，燃油溫度變化過程屬于瞬態(tài)過程，受外界環(huán)境溫度、各油箱內油量、耗油率等多種動態(tài)因素的影響。Flowmaster軟件基于整個燃油系統(tǒng)，具備較為完備的油箱、閥門、管道、泵等多種組件模型，在此基礎上搭建系統(tǒng)仿真模型，可以高效地完成復雜流體系統(tǒng)的流動仿真與熱系統(tǒng)分析，近年來被廣泛應用于加油系統(tǒng)、供輸油系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)等的仿真研究。

本文針對某型無人機燃油系統(tǒng)，利用Flowmaster軟件搭建仿真模型并定量研究環(huán)境溫度、燃油油量、耗油率、爬升速度等因素對燃油變化規(guī)律的影響，以期為該型無人機飛行試驗、通氣增壓系統(tǒng)設計等提供科學依據(jù)。

1 燃油系統(tǒng)描述及模型

1.1 燃油系統(tǒng)描述

某型中空長航時無人機燃油系統(tǒng)共5個油箱組成，布局如圖1所示，其中1～4油箱為輸油箱，5油箱是消耗油箱(以下均簡稱油箱)。

圖1 燃油系統(tǒng)布局

5個油箱均為可拆卸式金屬鋁油箱，安裝在機身內部，由于4油箱所在的起落架艙為敞開式布局，且其他油箱艙和4油箱艙連通，故假定各油箱外部的空氣溫度和外界環(huán)境溫度一致。1～4油箱分別通過導管與5油箱連通，1～4油箱內的燃油在重力的作用下同時輸送至5油箱。通氣系統(tǒng)為開式通氣系統(tǒng)，各油箱通氣管路在油箱頂部連接，并通過伸出機身外部的通氣總管與外界大氣相通，因此可認為油箱內壓力與外界環(huán)境壓力一致。燃油溫度傳感器安裝在5油箱壁上，油泵安裝在供油管路上，將燃油從5油箱吸出增壓后輸送至發(fā)動機。燃油系統(tǒng)滿油狀態(tài)和半油狀態(tài)各油箱油量分布如表1所示，可以看出：半油狀態(tài)油量合計為179 L，滿油狀態(tài)油量合計為359 L。

表1 各油箱油量分布

1.2 燃油系統(tǒng)仿真模型

利用Flowmaster軟件搭建該燃油系統(tǒng)的仿真模型，如圖2所示，1～4油箱采用3-arm油箱元件，5油箱采用12-arm油箱元件。外界環(huán)境壓力通過控件給出，采用流量源模擬發(fā)動機耗油。Flowmater軟件在模擬多個串聯(lián)油箱的輸油問題時，對較高液位油箱內油量的仿真結果通常不太準確，因此在4個支路上額外增設輔助球閥，根據(jù)5油箱內燃油液位高度對4個支路輔助球閥同時開關控制。該設置對1～4油箱向5油箱的輸油及燃油溫度仿真沒有影響。

圖2 燃油系統(tǒng)仿真模型

由于所研究的對象是油箱內燃油溫度仿真，對通氣管路、供輸油管路、油濾、油泵等組件進行簡化，此外忽略管路換熱、氣動加熱、太陽輻射等對燃油溫度的影響。上述簡化可大幅提升模型運行效率，縮短仿真運算時間。

2 邊界條件及仿真結果對比

仿真邊界條件按照實際飛行試驗數(shù)據(jù)給出，飛行高度、環(huán)境壓力隨時間的變化如圖3所示，以起飛時刻作為第0 s，之后歷時3 804 s分階段爬升至7 000 m。起飛時外界環(huán)境溫度為23 ℃，在爬升過程中外界環(huán)境溫度隨時間的變化如圖4所示。仿真介質為RON95車用汽油，1～3油箱的初始油量均為34.8 L、4油箱、5油箱的初始油量分別為54.2和20 L。各油箱內的初始燃油溫度均為15 ℃，耗油率設為0.5 L/min。各油箱與外界大氣環(huán)境的對流換熱系數(shù)設為30 W/(m·K)，仿真時間設為3 804 s，仿真時間步長設為0.2 s，選用compressible transient模型進行仿真運算。

圖3 飛行高度、環(huán)境壓力隨時間的變化

圖4 環(huán)境溫度隨時間的變化

各油箱油量隨時間變化的仿真結果如圖5所示，可以看出：1～4油箱內油量隨著飛行時間緩慢下降，5油箱則一直處于滿油狀態(tài)，油量仿真結果正確地反映了各油箱真實的燃油消耗狀態(tài)；4油箱內油量消耗速率大于1～3油箱，這是因為1～4油箱內的燃油在重力的作用下同時輸送至5油箱，故1～4油箱內燃油的液面基本一致，而4油箱內的油量大于1～3油箱內的油量，所以在同樣的時間內4油箱內燃油消耗量比1～3油箱內燃油消耗量要多。

圖5 各油箱油量隨時間的變化

由于某無人機燃油系統(tǒng)只在2、4油箱內安裝了油量傳感器，且實際油量測量數(shù)據(jù)受飛行姿態(tài)影響較大，故飛行試驗油箱油量變化數(shù)據(jù)無法用來和仿真結果對比。某無人機燃油系統(tǒng)在5油箱內安裝了燃油溫度傳感器，且燃油傳感器測量溫度經(jīng)處理后精確到個位數(shù)，故實測燃油溫度隨時間的變化曲線為折線，如圖6所示。為了便于與仿真結果對比，對實測結果進行多項式曲線擬合，可知在整個飛行過程中5油箱燃油溫度仿真結果與實測結果擬合數(shù)據(jù)誤差不超過1 ℃。

圖6 5#油箱燃油溫度隨時間的變化

從圖5～圖6可以看出：所搭建的燃油系統(tǒng)仿真模型正確地反映了各油箱的燃油消耗及5油箱內燃油溫度的變化規(guī)律，具有較高的可信度，故可基于此仿真模型開展進一步的仿真研究。

3 各參數(shù)對燃油溫度影響研究

3.1 環(huán)境溫度對燃油溫度變化的影響

為了研究環(huán)境溫度對燃油溫度變化的影響，設置仿真初始條件如表2所示，無人機從第0 s時刻開始連續(xù)爬升2 000 s。起飛前環(huán)境溫度分別設置為-5、15、35 ℃，起飛后環(huán)境溫度按每升高1 km下降6.5 ℃的規(guī)律下降，結合爬升速度可得出外界環(huán)境溫度隨時間變化的關系，如式(1)所示。

表2 仿真初始邊界條件(環(huán)境溫度影響)

(1)

t

V

t

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在連續(xù)爬升2 000 s后，無人機飛行至5 000 m高空，此時外界環(huán)境溫度比起飛時下降了32.5 ℃。5油箱燃油溫度隨時間的變化如圖7所示。

圖7 5#油箱燃油溫度隨時間的變化(環(huán)境溫度影響)

從圖7可以看出：在某型無人機常見的飛行環(huán)境溫度范圍內，外界環(huán)境溫度對燃油溫度具有明顯的影響，在起飛前外界環(huán)境溫度與燃油溫度相等的情況下，2 000 s時5油箱內燃油溫度下降8.5 ℃；當起飛前外界環(huán)境溫度比燃油溫度低20 ℃時，當起飛后2 000 s時燃油溫度下降18.1 ℃；在起飛前外界環(huán)境溫度比燃油溫度高20 ℃時，燃油溫度則隨著飛機的爬升先升高后降低，在1 086 s時燃油溫度上升至18.1 ℃，而后在2 000 s時下降至16.1 ℃。

3.2 油量對燃油溫度變化的影響

為了研究油量對燃油溫度變化的影響，設置仿真初始條件如表3所示，無人機從第0 s時刻開始連續(xù)爬升2 000 s，外界環(huán)境溫度隨時間變化的關系如式(1)所示。

在該仿真條件下，5油箱燃油溫度隨時間的變化如圖8所示，可以看出：在半油狀態(tài)和滿油狀態(tài)下，燃油溫度均隨飛行時間的增加而降低，且燃油溫度的下降幅度隨著飛行時間的增加而增大，這是因為隨著飛行時間的增加，燃油溫度與外界環(huán)境溫度的溫差越來越大；在半油狀態(tài)和滿油狀態(tài)下，飛行2 000 s后，燃油溫度分別下降8.5、7.7 ℃，在半油狀態(tài)下燃油溫度下降稍快，但總體上燃油油量對某型燃油系統(tǒng)的燃油溫度影響不大。

表3 仿真初始邊界條件(油量影響)

圖8 5#油箱燃油溫度隨時間的變化(油量影響)

3.3 耗油率對燃油溫度變化的影響

為了研究耗油率對燃油溫度變化的影響，設置仿真初始條件如表4所示，無人機從第0 s時刻開始連續(xù)爬升2 000 s，外界環(huán)境溫度隨時間變化的關系如式(1)所示。

在該仿真條件下，5油箱燃油溫度隨時間的變化如圖9所示，可以看出：在某型無人機最大耗油率范圍內(0.5 L/min)，耗油率對燃油溫度的變化速度基本上沒有影響，無人機連續(xù)爬升2 000 s時，燃油溫度下降約8.4 ℃。

表4 仿真初始邊界條件(耗油率影響)

圖9 5#油箱燃油溫度隨時間的變化(耗油率影響)

3.4 爬升速度對燃油溫度變化的影響

為了研究爬升速度對燃油溫度變化的影響，設置仿真初始條件如表5所示，無人機從第0 s時刻開始連續(xù)爬升2 000 s，外界環(huán)境溫度隨時間變化的關系如式(1)所示。

在該仿真條件下，5油箱燃油溫度隨時間的變化如圖10所示，可以看出：燃油溫度受爬升速度影響較為明顯，當爬升速度分別為1.5、2.5、3.5 m/s時，在連續(xù)爬升2 000 s后燃油溫度分別下降5.1、8.5、11.9 ℃，且燃油溫度下降幅度也隨著爬升速度的增大而增加。這是因為無人機爬升速度越大，在相同的時間內爬升的高度越高，對應的外界環(huán)境溫度則越低，燃油與外界環(huán)境的溫差也越大。

表5 仿真初始邊界條件(爬升速度影響)

圖10 5#油箱燃油溫度隨時間的變化(爬升速度影響)

4 結 論

(1) 針對某型無人機燃油系統(tǒng)，利用Flowmaster軟件搭建了仿真模型，并通過與實際飛行試驗數(shù)據(jù)的對比，驗證了該仿真模型的可行性與準確性。

(2) 對于某型無人機燃油系統(tǒng)，在其連續(xù)爬升過程中，燃油溫度的變化受初始外界環(huán)境溫度、爬升速度的影響較大，而燃油油量、耗油率則對燃油溫度變化的影響較小。初始外界環(huán)境溫度越低、燃油油量越少、耗油率越快、爬升速度越大則燃油溫度降幅越大。

上述研究結果可為該型無人機飛行試驗、通氣增壓系統(tǒng)設計等提供科學依據(jù)。