通用飛機燃油供油流量試驗方法研究

盛文星

（中電科蕪湖鉆石飛機制造有限公司，安徽 蕪湖 241000）

0 引言

飛機燃油系統(tǒng)在飛機允許的所有飛行狀態(tài)和工作條件下必須不間斷地向發(fā)動機提供正常工作所需壓力和流量的燃油。飛機燃油系統(tǒng)的功能是否正常與飛機飛行安全緊密相關，在飛機研制和取證過程中，燃油流量地面試驗是其中的重、難點環(huán)節(jié)。民機和軍機常進行飛機燃油系統(tǒng)的全尺寸地面模擬試驗[1-2]，其搭建的地面模擬試驗臺具有測試系統(tǒng)復雜、周期長和成本高昂等特點，難以在通用飛機領域廣泛應用。

中國民用航空規(guī)章CCAR-23-R3 中第23.955 燃油流量條款規(guī)定[3]必須在供油和不可用油量為最臨界的狀態(tài)下，表明燃油系統(tǒng)能以本條規(guī)定的流量和足以保證發(fā)動機正常工作的壓力向發(fā)動機供油；每臺活塞發(fā)動機的每個泵壓供油系統(tǒng)（主供油和備用供油）的燃油流量必須是發(fā)動機在批準的最大起飛功率狀態(tài)下要求燃油流量的125%，當主燃油泵和應急燃油泵同時工作時，燃油壓力不能超過發(fā)動機燃油進口壓力限制。

1 飛機燃油系統(tǒng)介紹

某型飛機為雙發(fā)四座全復合材料飛機，是活塞發(fā)動機螺旋槳拉力式飛機，使用溫度-30 ℃~60 ℃，升限5480 m，過載系數(shù)-1.52~3.8。該型飛機發(fā)動機采用泵壓供油，使用3 號噴氣燃料，左右油箱分別位于左右機翼內部，由機翼的前梁、后梁和上下蒙皮圍成，油箱總容積為300 L，左右油箱內部、靠近翼根附近各設計了一個集油盒，燃油只能向集油盒流動，油泵的出油口始終維持一定的油面，以保證飛機機動飛行時發(fā)動機供油正常。左右發(fā)動機各具有一臺高壓齒輪燃油泵，為高壓共軌系統(tǒng)提供燃油。如圖1所示，左右發(fā)動機的燃油系統(tǒng)相互獨立且相同。以左側發(fā)動機燃油系統(tǒng)為例：當燃油選擇閥處于“打開”模式時，電動增壓泵將左機翼油箱內的燃油輸送至左發(fā)，途中依次經(jīng)過燃油選擇閥、電動增壓泵、單向閥、過濾器組件和發(fā)動機高壓燃油泵；當燃油選擇閥處于“交輸”模式時，電動增壓泵將右機翼油箱內的燃油輸送至左發(fā)，即一側發(fā)動機可以使用另一側發(fā)動機燃油箱的燃油，以平衡長時間運行可能導致的橫向燃油裝載差；當出現(xiàn)火情等需要切斷燃油供應時，燃油選擇閥處于“關閉”模式。同時，每個發(fā)動機的燃油系統(tǒng)具有2 個互為備份的電動增壓泵，由ECU控制，可單獨或同時工作。

圖1 某型雙發(fā)飛機燃油系統(tǒng)原理

2 符合性驗證活動推薦

CCAR 23.955 是燃油流量的總要求，必須表明飛機在各種姿態(tài)下燃油系統(tǒng)流量滿足本條規(guī)定，燃油壓力足以保證發(fā)動機正常工作，這可以在一個模擬裝置上進行模擬。發(fā)動機正常工作必須考慮高度、飛機姿態(tài)以及發(fā)動機所規(guī)定的最大、最小入口壓力等。如果管路中安裝了燃油流量計，試驗時堵塞流量計。如果安裝有帶旁通的燃油過濾器，堵塞過濾器，測量通過旁路的燃油流量，燃油流量測試需要考慮整個燃油系統(tǒng)的流量，并考慮燃油特性如燃油密度、低溫性能等對燃油壓力、流量的影響。

按照FAA 咨詢通告AC 23-16A 中的23.955 Fuel flow，可以利用安裝于飛機上的整個燃油系統(tǒng)來演示燃油流量特性，也可以采用合適的燃油系統(tǒng)模擬設備來證明燃油流量能力，可利用分析的方法來減少要求的試驗，必須考慮的試驗條件包括飛機姿態(tài)和發(fā)動機燃油系統(tǒng)最小入口壓力，試驗應考驗最嚴重情況，如果它滿足要求，則其他非嚴重情況更能滿足要求。

燃油供油流量試驗可接受的符合性方法包括設計說明（MC1）、分析/計算（MC2）、試驗室試驗（MC4）、地面試驗（MC5）和飛行試驗（MC6），某型飛機燃油流量試驗符合性驗證采取了MC2 和MC5。

3 試驗方法分析

某雙發(fā)飛機燃油系統(tǒng)主要由油箱（無增壓）、雙電動增壓泵、燃油交輸閥、檢查閥、管路和過濾器等組成。油箱位于下單翼機翼中，油箱出油口與電動增壓泵出口齊平，分別取電動增壓泵出口和發(fā)動機高壓泵入口為截面1 和截面2，根據(jù)能量守恒原理，實際液體總流的伯努利方程如公式（1）所示。

則增壓泵出口和發(fā)動機高壓泵入口之間燃油系統(tǒng)的壓力損失如公式（2）所示。

式中：h1=∑hf+∑hm。

由于v1A1=v2A2，截面1 和截面2 通徑相同，動能修正系數(shù)常取1.0，由公式（2）可得公式（3）。

公式（3）中的第一項ρg（z2-z1）與燃油密度ρ、加速度g和飛行姿態(tài)有關；第二項ρg（∑hf+∑hm）與燃油密度ρ、加速度g有關，與飛行姿態(tài)無關。飛行過載隨飛行姿態(tài)變化而改變，質量力方向的加速度隨之變化。對已經(jīng)確定的燃油系統(tǒng)管路，其管路及附件的局部阻力、管路分流和匯流局部阻力等局部阻力系數(shù)已經(jīng)固化，管路結構不受溫度和姿態(tài)的影響，管路局部阻力引起的壓力損失ρg∑hm不變，因此對臨界供油條件（臨界姿態(tài)、低溫）下的某型飛機的燃油系統(tǒng)最大壓力損失如公式（4）所示。

上述臨界供油條件即燃油供油流量試驗應考驗的最嚴重情況，此部分通過合理保守的分析計算，對常溫水平姿態(tài)下的燃油流量地面試驗數(shù)據(jù)進行修正合并，得出燃油系統(tǒng)在臨界供油條件下的供油能力，并與發(fā)動機規(guī)定的入口燃油壓力和流量限制值比較，判斷是否滿足CCAR 23.955 的適航法規(guī)要求。

4 臨界供油壓力損失計算

4.1 臨界姿態(tài)

某型雙發(fā)飛機為螺旋槳拉力式飛機，發(fā)動機位于飛機燃油箱的航向前方。當飛機以“頭部仰起”姿態(tài)旋轉時，燃油流動條件變得不利，其雙發(fā)全功率爬升時仰角最大為18°，此時發(fā)動機高壓泵入口與電動增壓泵吸油口的垂向距離最大，供油要克服此位能產(chǎn)生的阻力最大，因此是最嚴重情況，是適航法規(guī)要求的供油臨界姿態(tài)。飛機油箱位于下單翼機翼內，油箱出油口位于機翼翼根處，兩個完全相同的電動增壓泵位于中翼前翼梁和后翼梁之間。飛機水平姿態(tài)時，油箱出油口與電動增壓泵入口平齊。如圖2 所示，發(fā)動機高壓燃油泵與電動增壓泵航向間距1350 mm，垂向間距500 mm。當飛機以最大仰角18°爬升時，兩者垂向間距變?yōu)?50 mm。

圖2 飛機油箱與各油泵相對位置示意

供油臨界姿態(tài)引起的壓力損失為Δp1=ρg1（z2-z1）臨界姿態(tài)，其中航煤密度ρ保守取整1000 kg/m3。對質量力加速度g，考慮此爬升18°仰角的過載系數(shù)1/cos18°，取10.3 m/s2。（z2-z1）臨界姿態(tài)為450 mm。計算得Δp1= 4635Pa，飛機臨界姿態(tài)引起的發(fā)動機高壓燃油泵的入口燃油壓力損失為4635 Pa。

4.2 環(huán)境高度

某型雙發(fā)飛機升限5480 m，對應的環(huán)境壓力約為50.326 kPa。飛機在最大高度時的外界壓力約是標準大氣壓的一半，環(huán)境壓力對航煤黏度的影響很小，壓力提高10倍，黏度增大僅約1.5%。同時壓力對密度的幾乎無影響。環(huán)境壓力對航煤黏度和密度的影響均可以忽略不計。

4.3 環(huán)境溫度

環(huán)境溫度影響燃油的流動性。隨著溫度的降低，燃油的黏度增大，流動不利。某型雙發(fā)飛機燃油的許用工作溫度范圍為-30 ℃~60 ℃，3 號噴氣燃料在常溫20℃的運動黏度為1.48mm2/s、密度為830kg/m3，在-30℃的運動黏度為4.34mm2/s、密度為867.7kg/m3。分別計算常溫20℃和臨界低溫-30℃下燃油系統(tǒng)的沿程壓力損失，兩者差值為臨界低溫相較于常溫引起的壓力損失附加值，燃油系統(tǒng)管路基本參數(shù)見表1。

表1 燃油系統(tǒng)管路基本參數(shù)

常溫20℃下燃油沿程壓力損失計算[4]：雷諾數(shù)Re=Vd/v。計算知雷諾數(shù)為7394.6，大于4000，流動狀態(tài)為紊流。沿程阻力系數(shù)λ=0.3164/Re0.25=0.0341，燃油系統(tǒng)的沿程壓力損失Δpf1=λlρV2/2d=9421.2Pa。

臨界低溫-30℃下燃油沿程壓力損失計算：雷諾數(shù)Re=Vd/v。計算知雷諾數(shù)為2521.6，處于2000 和4000 之間。流動狀態(tài)為層流向紊流的過渡，過渡狀態(tài)的沿程阻力系數(shù)λ=0.036。燃油系統(tǒng)的沿程壓力損失Δpf2=λlρV2/2d=10389.5Pa。臨界低溫-30℃相較于常溫20℃引起的沿程壓力損失附加值為Δpf2-Δpf1=968.3Pa。

綜上所述，某型雙發(fā)飛機的臨界供油條件（臨界姿態(tài)、低溫）下的燃油系統(tǒng)的最大壓力損失為Δp臨界供油=Δp1+Δpf2-Δpf1=5603.3Pa。

5 地面試驗

根據(jù)上述分析，結合該型飛機燃油系統(tǒng)的特點，燃油供油流量試驗分別在發(fā)動機關車和發(fā)動機開車2 種條件下實施，所處條件為常溫環(huán)境和地面水平姿態(tài)。試驗設備要求簡單，僅需要經(jīng)過校驗的秒表、耐震壓力表和發(fā)動機ECU 數(shù)據(jù)讀取軟件。由于發(fā)動機開車時燃油會有消耗，因此電動增壓泵的最大流量需要在發(fā)動機關車條件下測量。試驗在發(fā)動機關車和發(fā)動機全功率開車2 種條件下進行。發(fā)動機關車條件主要測量發(fā)動機不工作時電動增壓泵運行時的系統(tǒng)性能，包括發(fā)動機高壓油泵入口燃油壓力和電動增壓泵的最大泵送流量。發(fā)動機全功率運行主要測量發(fā)動機最大功率時的高壓油泵入口燃油壓力，此種工況對發(fā)動機運行是臨界工況，與發(fā)動機關車下的燃油入口壓力測量值共同作為試驗判斷要素。

左右發(fā)動機燃油系統(tǒng)相互獨立和相同，試驗可僅在某一側發(fā)動機燃油系統(tǒng)進行，但試驗要求考核的是所有邊界條件和運行情況，所以試驗要覆蓋燃油系統(tǒng)運行的所有可能構型，包括單電動增壓泵工作、雙電動增壓泵工作以及交輸模式等。燃油系統(tǒng)中未安裝燃油流量計、引射泵和帶旁通的過濾器等裝置，不需要額外的特別操作。發(fā)動機使用航煤介質，系統(tǒng)運行時無蒸汽回流。試驗時，油箱油量按照CCAR 23.955 的要求，所添加的燃油最少，為12 個工況對應的試驗所必需的燃油12 L。試驗件和試驗裝置等按照適航要求進行制造符合性檢查，所有運行工況及其試驗結果見表2。

6 試驗結果判定準則

飛機常溫、地面水平姿態(tài)條件下的燃油地面試驗測得的燃油流量和壓力值，考慮飛機臨界供油條件（數(shù)據(jù)修正），如果符合CCAR 23.955 規(guī)定的燃油流量、發(fā)動機燃油壓力和流量限制值等要求，則驗證了燃油系統(tǒng)符合CCAR 23.955條款的要求。參考經(jīng)局方批準的發(fā)動機安裝手冊，該發(fā)動機全功率的最大油耗為36L/h，規(guī)定的高壓油泵入口燃油壓力和流量的限制值見表3。

表3 高壓油泵入口燃油壓力和流量限制值

7 試驗結果分析

試驗結果如表2 所示。某型雙發(fā)飛機燃油系統(tǒng)在常溫、地面水平姿態(tài)下的所有運行構型情況下測量的燃油壓力值：最小值426.6 kPa，最大值522.7 kPa；燃油流量最小值235.6 L/h，最大值317.4 L/h，測得的燃油流量遠 大 于CCAR 23.955 要 求 的135L/h×125%=168.75 L/h；臨界供油條件（臨界姿態(tài)、低溫）下的最大壓力損失為5603.3 Pa ≈5.6 kPa。對常溫、地面水平姿態(tài)下的試驗數(shù)據(jù)進行修正合并，燃油系統(tǒng)臨界供油條件下的燃油壓力最小值為426.6 kPa~5.6 kPa=4.21 kPa，大于發(fā)動機規(guī)定的燃油壓力最小值400 kPa 且所有值均小于規(guī)定的最大值700 kPa，滿足CCAR 23.955 的適航法規(guī)要求。

表2 燃油供油流量試驗結果

8 結論

該文闡述了CCAR 23 部飛機燃油供油流量試驗的符合性驗證方法，結合某型高性能雙發(fā)飛機燃油系統(tǒng)的具體特征，給出臨界供油條件的分析方法和計算過程。通過簡潔的常溫、地面水平姿態(tài)下的供油流量試驗和臨界供油條件的數(shù)據(jù)修正，完成了對適航法規(guī)CCAR 23.955 的符合性演示，已成功應用于某型雙發(fā)飛機正常類TC 取證，簡化了試驗，縮短了型號研制周期，可為其他通用飛機的燃油供油流量試驗符合性驗證提供參考。