發(fā)動機油封油對飛機重量重心的影響分析

王從軍，趙先竹，陳愛成，李鮮花

（1.中國人民解放軍93147 部隊某軍代室，貴州 安順 561000；2.貴州大學現(xiàn)代制造技術(shù)教育部重點實驗室，貴州 貴陽 550025）

0 引言

在現(xiàn)代飛機設(shè)計過程中，飛機的重量重心設(shè)計貫穿飛機設(shè)計、生產(chǎn)、試驗、交付、使用全過程，并且是其他相關(guān)專業(yè)設(shè)計分析的基礎(chǔ)，在重量重心計算過程中的準確與否將直接關(guān)系到飛機設(shè)計的成敗[1-2]。

在飛機設(shè)計的各個階段，對飛機重量重心的要求也不盡相同。飛機設(shè)計初始階段，飛機重量管理人員根據(jù)飛機用途及相關(guān)性能要求，通過經(jīng)驗或公式估算出飛機正常起飛重量及最大起飛重量，再經(jīng)過與相關(guān)專業(yè)的迭代計算，確定出較為合適的正常起飛重量[3]。此時，對飛機的重量重心的精度要求較低。發(fā)圖階段則需要各專業(yè)提供相對精確的飛機各部件重量及重心站位，總體重量專業(yè)人員通過計算得出此階段的飛機重量重心，此時飛機重量重心較為接近實際狀態(tài)飛機。在生產(chǎn)階段，各專業(yè)應(yīng)根據(jù)實際情況，復(fù)查相關(guān)重量數(shù)據(jù)，并提供總體重量進行專業(yè)核查，此階段計算的飛機重量重心可作為實際飛機稱重定重心的依據(jù)，根據(jù)《飛機設(shè)計手冊》第8 冊，該階段理論計算值允許與實際飛機重量誤差為±0.5%，重心誤差為±0.5%bA[4]。

隨著科技進步，戰(zhàn)場上先進武器的應(yīng)用，對作戰(zhàn)飛機的飛行性能要求也越來越高，飛機重心安全范圍也在相應(yīng)地縮小，要求在重量重心計算時盡可能詳細準確。

1 研究目的

新機總裝完成后需移交相關(guān)專業(yè)進行稱重定重心試驗，在此過程中，飛機發(fā)動機處于油封狀態(tài)。發(fā)動機的油封是指將油封油液注入并充滿發(fā)動機燃油系統(tǒng)，防止系統(tǒng)及部件表面產(chǎn)生銹蝕而導(dǎo)致系統(tǒng)故障[5-6]。某型外貿(mào)飛機配裝的發(fā)動機未啟封時含油封油共42.4 kg，且相對集中于飛機后部，力矩較大。在理論計算過程中是否包含此油封油重量及力矩對飛機重量重心影響較大，可能會導(dǎo)致實際稱重與理論計算不相符，不符合稱重定重心相關(guān)要求，且在某些極限狀態(tài)下可能會影響飛行品質(zhì)及用戶使用安全。經(jīng)過查閱國內(nèi)外相關(guān)文獻資料，暫未發(fā)現(xiàn)在理論計算時對發(fā)動機油封油的準確處理，飛機在不同狀態(tài)下的理論計算是否應(yīng)該包含發(fā)動機油封油重量未進行明確[7-8]。

因此，為明確發(fā)動機油封油與飛機各狀態(tài)重量重心的關(guān)系，需通過理論計算確定在飛機重量重心理論計算過程中是否應(yīng)該包含發(fā)動機油封油，并進行實際稱重定重心試驗驗證，通過兩者的對比來驗證油封油與飛機各狀態(tài)重量重心的關(guān)系[9]。因為在研究飛機操穩(wěn)特性時，較為關(guān)注飛機縱向的重心情況，所以本研究僅從飛機縱向重心進行計算分析及驗證[10]。

2 理論計算

2.1 油封油與基本空機重量的關(guān)系

飛機的基本空機重量（BEW）即滿足基本作戰(zhàn)任務(wù)而設(shè)計的結(jié)構(gòu)部件、動力裝置、通用設(shè)備和專用設(shè)備所構(gòu)成的飛機的重量，不包括有用載荷和外場可拆卸的外掛物[1]。在計算標準空機重量（BEW）時，應(yīng)包括飛機基本結(jié)構(gòu)重量（含機身、機翼及尾翼）、飛機配裝發(fā)動機重量、航電設(shè)備重量和起落架重量、環(huán)控系統(tǒng)重量、電氣系統(tǒng)重量及操縱系統(tǒng)重量等除有用載荷及在外場可拆卸的外掛物外的所有重量。即：

式中，WBEW為飛機標準空機重量，單位kg；WS為飛機機體結(jié)構(gòu)重量，單位kg；WP為飛機發(fā)動機重量，單位kg；WFEQ為飛機固定設(shè)備重量，單位kg；WELE為飛機電氣系統(tǒng)重量，單位kg；WFU為飛機燃油系統(tǒng)重量，單位kg；WEN為飛機環(huán)控系統(tǒng)重量，單位kg；WOX為飛機氧氣系統(tǒng)重量，單位kg；WLG為飛機著陸裝置重量，單位kg；WCTL為飛機飛控系統(tǒng)重量，單位kg；WNA為飛機航電系統(tǒng)重量，單位kg。

發(fā)動機重量WP為干質(zhì)量，不包含發(fā)動機油封油重量。因此在計算標準空機重量（BEW）時，未包含發(fā)動機油封油重量，在實際稱重過程中由于飛機發(fā)動機內(nèi)部已包含油封油，應(yīng)在稱重數(shù)據(jù)中減去相關(guān)重量及力矩。

2.2 油封油與正常起飛重量的關(guān)系

飛機在進行發(fā)動機啟動前需進行發(fā)動機啟封，啟封過程是向發(fā)動機的內(nèi)部注入航空煤油以擠出滑油[9]。因此，飛機在發(fā)動機啟封后，發(fā)動機內(nèi)部已不含發(fā)動機油封油，全部被航空煤油所替代，且該替代燃油在飛行過程中存在消耗與補充相平衡，即總量不隨燃油消耗而發(fā)生變化。

建立重量重心坐標系，如圖1 所示，以機身中部接近重心位置的某框平面為坐標原點，飛機水平基準面與飛機對稱平面的交線為X軸，指向尾翼方向為正；飛機對稱面與該框平面的交線為Y軸，向上為正；垂直于XY平面為Z軸，指向右側(cè)機翼為正。

圖1 飛機重量重心坐標系

飛機正常起飛重量即對應(yīng)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求中特指的構(gòu)型（通常是指基本性能考核構(gòu)型），由相應(yīng)的使用空機重量及相應(yīng)的固定與消耗裝載所構(gòu)成的飛機，在起飛前的全機總重（含暖機和滑行中用油）。飛機正常起飛重量的計算如下所示：

式中，WTO為飛機正常起飛重量，單位kg；WEXP為飛機消耗載荷重量，單位kg；WFIX為飛機固定載荷重量，單位kg；WFUL為飛機機內(nèi)燃油重量，單位kg；WLUB為滑油重量，單位kg；WOXY為氧氣重量，單位kg；WFIR為飛行員及設(shè)備重量，單位kg；WWP為武器設(shè)備重量，單位kg。

已知該外貿(mào)飛機的發(fā)動機油封油質(zhì)量為WFC，體積為VFC，密度為ρFC，其質(zhì)心在飛機重心坐標系中X方向坐標為XFC，力矩為MFC；經(jīng)航空燃油代替后，代替部分的燃油質(zhì)量為Wop，體積為Vop，密度為ρop，其質(zhì)心在飛機重心坐標系中X方向坐標為Xop，力矩為Mop。由于發(fā)動機油封油及啟封燃油均為可流動液態(tài)，考慮均勻分布情況，可得：

在發(fā)動機未啟封時，WFUL包含油箱燃油和管路燃油，當發(fā)動機啟封后，WFUL應(yīng)包含油箱燃油、管路燃油及代替油封油部分燃油，所以在計算正常起飛重量時，應(yīng)包含代替油封油部分燃油，即：

由于發(fā)動機啟封是用啟封燃油代替油封油存于發(fā)動機中，在此過程中，雖然發(fā)動機油封油被排除飛機外部，但相應(yīng)地注入了等體積的航空煤油，變相地導(dǎo)致了飛機內(nèi)部不可用燃油增加。因此，在計算飛機正常起飛重量時，應(yīng)先將發(fā)動機油封油轉(zhuǎn)換為等體積的啟封燃油，并計入飛機正常起飛重量中。

3 試驗驗證

為驗證理論計算是否正確，按相關(guān)文件要求對某型機進行稱重定重心試驗?，F(xiàn)有飛機重量重心測量方法包括千斤頂、稱重平臺、千斤頂與稱重平臺結(jié)合等多種方法[9]，本次試驗采用機輪稱重方法進行稱重定重心試驗。試驗在無風的室內(nèi)進行，避免了外界其他因素對試驗的影響。試驗嚴格按照相關(guān)要求進行，試驗前對飛機狀態(tài)進行了確認，確保飛機稱重狀態(tài)與理論計算狀態(tài)一致，排除了因多件或缺件導(dǎo)致的測量誤差。

試驗共五組，每組三次，取平均值，消除偶然事件引起的測量誤差。

第一組：飛機發(fā)動機未啟封，機內(nèi)尚未加入燃油，即機內(nèi)燃油為零，此時重量為標準空機與油封油重量之和。稱重試驗進行三次，并分別記錄稱重重量W1-1、W1-2、W1-3，力矩M1-1、M1-2、M1-3，并計算平均值W1、M1。

第二組：飛機發(fā)動機未啟封，并向機內(nèi)加油直至加滿，此時重量為標準空機、油封油及機內(nèi)燃油重量之和。稱重試驗進行三次，并分別記錄稱重重量W2-1、W2-2、W2-3，力矩M2-1、M2-2、M2-3，并計算平均值W2、M2。

第三組：飛機發(fā)動機未啟封，通過放油口模擬耗油過程，直至無法放出，此時重量為標準空機、油封油及不可用燃油重量之和。稱重試驗進行三次，并分別記錄稱重重量W3-1、W3-2、W3-3，力矩M3-1、M3-2、M3-3，并計算平均值W3、M3。

第四組：按相關(guān)啟封要求啟封發(fā)動機，并向機內(nèi)加入燃油直至加滿，此時飛機發(fā)動機內(nèi)已無油封油，此時重量為標準空機、啟封燃油及機內(nèi)燃油重量之和。稱重試驗進行三次，并分別記錄稱重重量W4-1、W4-2、W4-3，力矩M4-1、M4-2、M4-3，并計算平均值W4、M4。

第五組：在第四組的狀態(tài)下，通過放油口模擬耗油過程，直至無法放出，此時重量為標準空機、啟封燃油與不可用燃油重量之和。稱重試驗進行三次，并分別記錄稱重重量W5-1、W5-2、W5-3，力矩M5-1、M5-2、M5-3，并計算平均值W5、M5。

已知發(fā)動機油封油重量WFC、密度ρFC，當時燃油密度ρful，稱重數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 稱重定重心試驗數(shù)據(jù)

第三組與第一組重量差值為不可用燃油重量Winfu，力矩差值為不可用燃油引起的力矩差，即：

第四組與第二組重量差值為啟封燃油重量與油封油重量差值，力矩差值為啟封燃油與油封油差值引起的力矩差，即：

第五組與第三組重量差值同樣為啟封燃油重量與油封油重量差值，力矩差值為啟封燃油與油封油差值引起的力矩差，即：

第五組與第一組重量差值為不可用燃油重量與啟封燃油減去油封油重量之和，力矩差值為不可用燃油與啟封燃油減去油封油之和引起的力矩差，即：

通過上述計算結(jié)果可得：

式（8）與式（9）均為啟封燃油與油封油差值，式（7）與式（10）均為不可用燃油，且結(jié)果相近，由于實際操作過程中機內(nèi)燃油重量存在小范圍變動，誤差在允許范圍內(nèi)。

將上述試驗數(shù)據(jù)經(jīng)過計算整理，與理論計算數(shù)據(jù)對比，如表2 所示。

表2 試驗數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)對比

通過表2 分析可知，實際稱重數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)相吻合，局部差異因為機內(nèi)燃油重量誤差在允許范圍內(nèi)。

4 結(jié)語

通過對飛機技術(shù)要求及試飛前標準空機狀態(tài)和正常起飛狀態(tài)等實際狀態(tài)之間的差異研究，結(jié)果表明，在進行標準空機計算時，由于計算及狀態(tài)要求發(fā)動機質(zhì)量為干質(zhì)量，不包含發(fā)動機油封油質(zhì)量。因此，在實際稱重過程中應(yīng)減去油封油質(zhì)量和力矩，此時稱重狀態(tài)才與理論計算狀態(tài)相符。當飛機發(fā)動機進行啟封后，發(fā)動機油封油被啟封燃油取代，并作為不可用燃油的一部分存于發(fā)動機內(nèi)部。在計算發(fā)動機啟封后的任何飛行狀態(tài)的飛機重量及重心時，均應(yīng)相應(yīng)增加啟封燃油的重量及力矩，才能保證理論計算狀態(tài)與實際使用狀態(tài)一致，更好地掌握飛機各使用狀態(tài)下重量重心的變化。在后續(xù)用戶技術(shù)資料編寫、飛機稱重定重心要求及飛機重量重心計算報告等文件資料中，應(yīng)該對相應(yīng)狀態(tài)進行說明，完善理論計算方法，使理論計算與實際使用狀態(tài)相吻合，更好地確保飛行使用安全。