民用飛機輔助燃油箱系統(tǒng)燃油轉(zhuǎn)輸油出口位置研究

姚莉君

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

0 引言

民用飛機的基本燃油箱通常指的是原機結(jié)構(gòu)組成的整體燃油箱，用來給發(fā)動機或輔助動力裝置(APU)工作直接提供燃油的燃油箱。

輔助燃油箱指的是原型飛機基本燃油箱之外附加的燃油箱(組)，用于存儲額外燃油以增加航程。

民用飛機通常在貨艙或者客艙內(nèi)加裝輔助燃油箱系統(tǒng)，輔助燃油箱系統(tǒng)的功能是存儲燃油，并在巡航階段將輔助燃油箱內(nèi)燃油轉(zhuǎn)輸至基本燃油箱內(nèi)，但不直接給發(fā)動機供油，同時保證對飛機和基本燃油系統(tǒng)的功能不會造成不利影響[9]。因此輔助燃油系統(tǒng)作為獨立的系統(tǒng)，也需要通過適航審查。

根據(jù)在基本油箱隔艙上安裝的轉(zhuǎn)輸出口位置不同，輔助燃油箱系統(tǒng)開始轉(zhuǎn)輸?shù)臈l件及控制邏輯也會不同。本文主要分析了基本燃油箱內(nèi)的三個燃油轉(zhuǎn)輸出口位置，包括機身中部油箱隔艙、機翼外側(cè)油箱隔艙和機翼內(nèi)側(cè)油箱隔艙，通過分析不同的轉(zhuǎn)輸出口位置的影響，最終確定合適的轉(zhuǎn)輸出口布置方案[10]。

1 方案分析

輔助燃油箱系統(tǒng)的功能是存儲燃油，并在巡航階段將輔助燃油箱內(nèi)的燃油轉(zhuǎn)輸至基本燃油箱內(nèi)，優(yōu)先使用輔助燃油箱內(nèi)的燃油，同時要保證對飛機和基本燃油系統(tǒng)的功能不會造成不利影響。

輔助燃油箱系統(tǒng)的主要組成有：輔助燃油箱即排漏、轉(zhuǎn)輸子系統(tǒng)、加/放油子系統(tǒng)、引氣增壓子系統(tǒng)、通氣子系統(tǒng)、燃油指示與控制子系統(tǒng)等。

輔助燃油箱系統(tǒng)向基本燃油箱轉(zhuǎn)輸燃油的方式通常包括：通過增壓引氣進行轉(zhuǎn)輸、在基本燃油箱內(nèi)增加抽吸泵進行轉(zhuǎn)輸、輔助燃油箱內(nèi)增加轉(zhuǎn)輸泵進行轉(zhuǎn)輸、或者通過引射泵進行輔助燃油轉(zhuǎn)輸。

輔助燃油箱系統(tǒng)無論通過哪種方式將燃油轉(zhuǎn)輸至基本燃油箱內(nèi)，都需要考慮基本油箱上轉(zhuǎn)輸口位置，位置的不同可能會導(dǎo)致轉(zhuǎn)輸形式的不同或者轉(zhuǎn)輸開啟的運行階段不同。在此過程中，也同時需要考慮發(fā)動機在飛行包線內(nèi)的燃油消耗情況。

本文基于某型號民用飛機的基本油箱結(jié)構(gòu)以及發(fā)動機的燃油消耗情況，通過油箱內(nèi)不同傳感器的油面情況，分析三種不同轉(zhuǎn)輸口位置下輔助燃油轉(zhuǎn)輸?shù)目尚行浴ＨN不同轉(zhuǎn)輸口包括：

1) 轉(zhuǎn)輸至機身內(nèi)中部油箱隔艙內(nèi)；

2) 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱外側(cè)隔艙內(nèi)；

3) 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱內(nèi)側(cè)隔艙內(nèi)。

某型號民用飛機的單側(cè)油箱隔艙劃分示意圖如圖1所示。其中1#肋、9#肋以及17#肋為半密封肋，即燃油只能通過重力從外側(cè)油箱往內(nèi)側(cè)油箱流，不能從內(nèi)側(cè)往外側(cè)流。

圖1 基本油箱隔艙劃分示意圖

基于某次長航程試飛三個隔艙內(nèi)(中部油箱隔艙、外翼外側(cè)隔艙和外翼內(nèi)側(cè)隔艙)油量傳感器的電容值(電容值通常對應(yīng)油箱內(nèi)的油面高度)，計算飛機中部油箱隔艙、飛機外翼油箱外側(cè)隔艙以及外翼油箱內(nèi)側(cè)隔艙內(nèi)的燃油量消耗率，與輔助燃油箱系統(tǒng)燃油轉(zhuǎn)輸速率要求進行權(quán)衡計算，分析在巡航階段不同的轉(zhuǎn)輸油出口位置對轉(zhuǎn)輸性能的影響，并結(jié)合對燃油可燃性的考慮，最終給出較為合理的轉(zhuǎn)輸口位置。

文中的公式定義為：

燃油變量注1/時間=燃油耗油率；

(1)

轉(zhuǎn)輸率-耗油率=進油率；

(2)

油量余度注2/進油率=轉(zhuǎn)輸時長；

(3)

油量余度/耗油率=等待時間。

(4)

注1：燃油變量為機翼油箱內(nèi)的燃油變化量；

注2：油量余度為轉(zhuǎn)輸?shù)牧繙p去耗油的量。

1.1 轉(zhuǎn)輸至中部油箱隔艙內(nèi)

從圖1和圖2可知，中部油箱隔艙內(nèi)布置的油量傳感器是TU 2和TU 3，現(xiàn)在需要將兩個油量傳感器的試飛數(shù)據(jù)進行計算分析，由于油量傳感器TU 2和TU 3的油面相差不大，巡航階段油面差在0.05 pF上下，具體分析如圖3所示，該中部隔艙在整個飛行包線內(nèi)的耗油率計算通過油量傳感器TU 2和TU 3測得的燃油量之和比上巡航時間(假設(shè)開始巡航就進行燃油轉(zhuǎn)輸)，具體結(jié)果如圖4所示。

圖2 油量傳感器布置示意圖

圖3 TU 2和TU 3的油位誤差注:橫坐標(biāo)為時間,縱左側(cè)坐標(biāo)為油位誤差/pF(紅色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(藍色)

注：橫坐標(biāo)為時間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油量/kg(紅色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(藍色)圖4 中部油箱隔艙耗油率圖示

從圖4數(shù)據(jù)可得，在飛行高度為35 000 ft時，飛機巡航時間為160 min，燃油變量為200 kg，因此可以得出中部燃油隔艙內(nèi)燃油消耗率為1.25 kg/min(假設(shè)巡航階段該耗油率恒定)。

假設(shè)輔助燃油轉(zhuǎn)輸率為30 kg/min，單側(cè)轉(zhuǎn)輸率為15 kg/min，中部油箱隔艙滿油為1 410 kg(切斷條件)，進入巡航后該隔艙的油量為1 200 kg(轉(zhuǎn)輸條件)，則該隔艙的進油率為13.75 kg/min(15 kg/min-1.25 kg/min)，在油量余度為210 kg的情況下，轉(zhuǎn)輸時長為15 min，之后進行燃油轉(zhuǎn)輸閥切斷，且中部油箱隔艙燃油耗油率極低，為1.25 kg/min，轉(zhuǎn)輸?shù)却?68 min之后才可以進行第二次轉(zhuǎn)輸。

從分析數(shù)據(jù)可以看出，在巡航階段，由于中部油箱隔艙內(nèi)的耗油率極低，需要等待很久之后才能進行第二次輔助燃油轉(zhuǎn)輸，最終導(dǎo)致輔助燃油箱內(nèi)的燃油不是優(yōu)先使用而變?yōu)閭溆糜停`背了設(shè)計理念。因此將輔助燃油箱內(nèi)的燃油轉(zhuǎn)輸至中部油箱隔艙是不可行的。

1.2 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱外側(cè)隔艙內(nèi)

由圖1和圖2可知，外側(cè)隔艙內(nèi)需要利用油量傳感器TU 10～TU 15的數(shù)據(jù)進行分析，具體油面變化情況如圖5所示。外側(cè)隔艙內(nèi)的各個油量傳感器油面變化情況不一致，且TU 14和TU 15油量傳感器電容指示油位為零，因此可通過取TU 10～TU 13四根油量傳感器電容平均值得到外側(cè)隔艙的油面變化情況，進而得到外側(cè)油箱的燃油消耗情況，如圖6所示。

圖5 外側(cè)隔艙內(nèi)油量傳感器油面變化情況對比分析 注：橫坐標(biāo)為時間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油面/%(彩色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(藍色)

圖6 外翼油箱外側(cè)隔艙內(nèi)的燃油消耗情況注：橫坐標(biāo)為時間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油量/kg(紅色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(藍色)

從圖6數(shù)據(jù)可得，在飛行高度為35 000 ft時，飛機巡航時間80 min左右后，該隔艙內(nèi)的燃油耗完(滿油為840 kg)，通過分析該階段的燃油消耗率情況，得到該隔艙在巡航階段的最大耗油率約為10 kg/min(840 kg/80min)(假設(shè)巡航階段該耗油率恒定)。

假設(shè)轉(zhuǎn)輸率為30 kg/min，單側(cè)轉(zhuǎn)輸率即為15 kg/min，且TU 10油量傳感器測得油位高度為50%時開始轉(zhuǎn)輸，TU 10油量傳感器測得油位高度為90%時轉(zhuǎn)輸切斷，則從圖7分析可知，飛機進入巡航30 min后進行燃油轉(zhuǎn)輸，通過計算該隔艙的進油率為5 kg/min，則該隔艙的燃油變量通過圖6可知為490 kg(當(dāng)TU 10達到50%高度時，外側(cè)隔艙對應(yīng)的油量減去滿油量的90%)，則轉(zhuǎn)輸完成時長為98 min。

圖7 外翼油箱TU 10油量傳感器對應(yīng)的燃油消耗情況注：橫坐標(biāo)為時間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油量/kg(藍色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(紅色)

1.3 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱內(nèi)側(cè)隔艙內(nèi)

由圖2所知，TU 4和TU6傳感器布置在外翼油箱內(nèi)側(cè)隔艙，其中4號傳感器布置在1號肋外側(cè)。圖8為典型飛行剖面內(nèi)4號油量傳感器對應(yīng)的油面變化。由圖8可知，飛機達到巡航高度之前4號油量傳感器所在位置的油箱油面已經(jīng)下降，整個飛行過程持續(xù)下降，飛機外翼油箱內(nèi)側(cè)油量約為3 200 kg，即巡航階段飛機外翼油箱內(nèi)側(cè)的耗油率約為18.5 kg/min。假設(shè)轉(zhuǎn)輸率為30 kg/min，單側(cè)轉(zhuǎn)輸率即為15 kg/min，進油率為-3.5 kg/min，因此飛機進入巡航階段后，機翼油箱內(nèi)側(cè)油箱只要有燃油消耗留有燃油空間后，即可以進行燃油轉(zhuǎn)輸，直到燃油轉(zhuǎn)輸完成。

圖8 外翼油箱內(nèi)側(cè)的燃油消耗情況注：橫坐標(biāo)為時間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油量/kg(藍色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(紅色)

2 其他考慮

由于輔助燃油箱系統(tǒng)通常是安裝在貨艙內(nèi)，因此存儲在輔助燃油箱內(nèi)的燃油溫度通常會高于基本油箱外翼的燃油溫度，需考慮燃油轉(zhuǎn)輸對機翼油箱可燃性的影響。因此需對轉(zhuǎn)輸至外翼油箱外側(cè)和內(nèi)側(cè)的可燃性進行評估。

由于輔助油箱內(nèi)的燃油溫度比外翼外側(cè)的燃油溫度高20 ℃，因此通過分析發(fā)現(xiàn)熱天爬升階段可燃性暴露率達到31.3%，遠超過3%的要求，無法滿足CCAR25部第25.981條適航要求。

對轉(zhuǎn)輸至外翼油箱內(nèi)側(cè)的可燃性進行評估，由于燃油只向1號肋內(nèi)側(cè)流動，使熱影響區(qū)域最小，降低對原機取證假設(shè)的影響，不用單獨考慮熱天地面與爬升原機的可燃性暴露率，原機的可燃性暴露率從1.22%增加到1.42%，滿足CCAR25部第25.981條設(shè)計要求。且部分油箱采用惰化，此處局部溫度升高對可燃性影響可接受。

其中CCAR25部內(nèi)關(guān)于燃油可然性的要求為：

第25.981條 燃油箱點燃防護(b)除本條(b)(2)和(c)規(guī)定的以外，一架飛機上每一個燃油箱的機對平均可燃性暴露時間均不得超過本部附錄N中定義的可燃性暴露評估時間(FEET)的3%，或所評估機型機翼燃油箱的可燃性暴露時間，取較大者。如果機翼不是傳統(tǒng)的非加熱鋁制機翼，則必須在假定的、與傳統(tǒng)的非加熱鋁制機翼油箱等效的基礎(chǔ)上分析。

3 結(jié)論

通過對以上三種轉(zhuǎn)輸出口位置的轉(zhuǎn)輸性能分析并結(jié)合可燃性，可以獲得以下結(jié)論：

1) 在巡航階段，轉(zhuǎn)輸至中部隔艙過程中，由于中部油箱隔艙內(nèi)的燃油消耗率極低，向其直接轉(zhuǎn)輸會使中部隔艙快速充滿，因此將輔助燃油箱內(nèi)的燃油轉(zhuǎn)輸至中部油箱隔艙是不可行的；

2) 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱外側(cè)隔艙由于燃油溫度不滿足可燃性要求，會使外部隔艙燃油箱可燃性不滿足要求，也是不可行的；

3) 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱內(nèi)測隔艙通過分析可滿足設(shè)計要求。

因此轉(zhuǎn)輸油出口位置需重點考慮：基本油箱內(nèi)的燃油量消耗情況、燃油溫度即可燃性和輔助燃油系統(tǒng)控制系統(tǒng)特性等。當(dāng)發(fā)動機燃油消耗率、基本油箱局部隔艙燃油消耗率與輔助油箱燃油轉(zhuǎn)輸速率達到相對平衡，且輔助燃油的溫度不會導(dǎo)致基本油箱內(nèi)可燃性超出要求時，即可獲得相對可行的轉(zhuǎn)輸油出口位置，在此基礎(chǔ)上再進一步考慮安裝、維護、成本等其它因素。

本文為后續(xù)民用飛機加裝輔助燃油箱系統(tǒng)如何定義轉(zhuǎn)輸油出口位置提供了分析方法和依據(jù)。