民用飞机燃油通气冲压口设计

游 波

中航通飞研究院有限公司

民用飞机燃油通气冲压口设计

游 波

中航通飞研究院有限公司

本文简要介绍了民用飞机燃油通气系统通气口型式，对国外民用飞机常用的潜伏式冲压通气口（NACA口）外型设计方法进行介绍，并根据某型飞机通气系统原理进行NACA口选型计算，证明NACA口设计满足通气系统设计要求。

通气油箱，通气型式，NACA口

1 概述

飞机油箱通气系统的功能是使油箱与大气相通，加油时排出油箱中的空气，放油时向油箱中补充空气，飞行中防止油箱中出现不允许的正压和负压的系统。油箱通气系统主要分为敞开式通气系统、开式通气系统和闭式通气系统。为保证飞机在各种允许的飞行状态和工作条件下，按一定的顺序向发动机不间断地供给规定压力和流量的燃油，燃油箱内保持一定量的正压是十分必要的。

民用飞机主要采用开式通气系统，开式通气系统包括风斗式冲压通气口和潜伏式冲压通气口（NACA口）两种型式，通过通气口使每个燃油箱内燃油油面上方的无油空间与外界大气相通，在各种飞行状态下导入一定压力和流量的空气实现持续稳定保持油箱内压力在规定范围内。因此，作为直接与大气环境相通的通气口的型式，其设计的好坏将直接影响着通气性能的优劣，进而影响着燃油箱内的压力。

2 通气口布置位置及型式

燃油通气口的选型是根据燃油箱和通气系统的设计要求进行的。通气口的设计必须要保证飞机在各种飞行状态和地面工作条件下，能够向油箱内导入符合要求的压力和流量的气流，并在通气进气口处的气流总压力一般不应超过燃油箱的最大允许压力。通气口的内外形设计要尽量光滑流畅，尽量减少其对飞机气动力性能的影响。同时，它也要使进入通气口的气流能量的损失降低到最小。

通过对国外现代民用飞机和军用运输机的调查和研究，对于大多数飞机，在机翼翼尖附近设置通气油箱，并通过其下翼面设置潜伏式冲压通气口（NACA口）与大气相通，飞行时向油箱提供具有一定正压的冲压空气。此通气口是NACA（National Advisory Committee for Aeronautics）在1945年优化而成并推荐使用通气口型式。图1为波音系列飞机上通气油箱下翼面安装的NACA口，国内ARJ21新支线飞机已经采用了该种通气口。此类型通气口具有合理的气动外形，连续光滑的冲压表面，冲压气流稳定等特点，通气口内部和外部形状设计保证即使通气口发生结冰现象，也不会影响系统的通气性能，防止从燃油箱逸出的易燃油气可能被直接雷击，满足适航对闪电防护的要求。因此， NACA口外型设计是飞机设计中不可缺少的一项内容，本文通过对国外飞机大量资料的收集研究，总结出潜伏式冲压通气口（NACA口）外型设计方法，并将此方法运用到民用飞机设计中。

图1 潜伏式冲压通气口

3 NACA口外型设计

3.1 计算依据

通气口开口尺寸计算依据为：通过进气口进入的气体流量要满足油箱在各飞行状态的压力要求，计算中选择飞机最严酷的下降状态需要的气体流量计算通气口开口尺寸。

3.1.1 假设条件

a) 从高度H1到H2之间的飞行速度取平均飞行速度；

b) 从高度H1到H2之间的空气密度取平均密度；

c) 从高度H1到H2之间的空气温度取平均温度；

d) 油箱空容积U为单边整体油箱容积+通气油箱容积；

e) 从高度H1到H2之间飞行，油耗引起的容积不计；

f) 从高度H1到H2之间的飞行，其油箱压力同外界大气压力相等。

g) 进气量以发动机飞行包线的最大下降速率状态计算。

3.1.2 已知条件

某型飞机飞行剖面数据可知，从8000m高度下降到300m高度，发动机时耗时约6.92min（以最大下降率下降状态计算）。H1＝8000m时，v1＝133.3m/s；H2＝300m时，v2＝133.3m/s.大气参数取海平面大气温度288.15K，空气平均密度ρ0，空气黏性系数μ及绝对温度T等取平均高度4150m时的值。由机翼整体油箱模型可知，燃油箱空容积约14.2m3，其中通气油箱容积1.1m3。

a) 下降时间Δt＝415s；

b) 平均飞行速度V0＝133.3 m/s；

c) 空气平均密度ρ0＝0.806 kg/m3；

d) 油箱空容积U＝14.2m3；

e) 进气口距机翼前缘X＝1m(初步选取)；

f) 空气黏性系数μ＝1.66×10-5kg/ m·s；

g) 绝对温度T＝261K。

3.2 NACA口形状及设计尺寸关系

NACA口布置在机翼下翼面，通过与入口相切的任何方向输入气流，这种通气口的外部阻力较小并设在附面层内，NACA口设计外形图见图2。

图2 NACA口设计外形图

图中：n —— 进气口唇部到喉部的距离，m；

t —— 进气口最小喉部剖面的结构高度，m；

α —— 冲压斜角，°；

dt—— 进气口最小喉部高度，m；

L —— 冲压长度，m；

w —— 进气口宽度，m。

图中进入口开口坐标见表1。

表1 进入口开口坐标

根据相关NACA口资料，图2中通气口的冲压斜角α、L/w和w/dt的关系见下表2。

表2 冲压斜角α、L/w、w/dt的关系

3.3 计算

3.3.1 计算进气口处气流的雷诺数Re：

Re＝ρ0V0X/μ

式中：Re——雷诺数；

ρ0——空气密度，kg/m3；

V0——飞机飞行速度，m/s；

X——通气口进口距附面层起始点的距离，m；

μ——空气黏性系数，kg/m/s。

当Re≤ 5×105时：

当Re＞5×105时：

Re＝ ρ0V0X /μ＝0.806×133.3×1/1.66×10-5＝64.7×105＞5×105（紊流）

3.3.2 计算附面层厚度δ（设机翼为平板）

δ＝0.37X/Re0.2＝0.37×1/ (64.7×105)0.2＝0.0161m

3.3.3 计算附面层动量损失厚度θ

由空气动力学可知：

θ＝7δ/72＝7×0.0161 /72＝0.00157m

3.3.4 计算进气口处的平均质量流量G

为使得油箱压力与外界大气压力平衡，需从进气口进气，其进气量：

G＝ΔPv·U/R·T·Δt

式中：ΔP——PH2-PH1，kg/m2；

R——气体常数，kg·m/kg·K；

T——绝对温度（取平均高度H＝4150m时的温度），K；

Δt——从H1下降到H2的时间，s。

G = ΔP·U/R·T·Δt

=（9.78×104×0.102-3.56×104×0.102)×14.2/ (29.27×261×415)

= 0.0284kg/s = 102.24kg/h。

3.3.5 计算NACA进气口的几何尺寸

3.3.5.1 推荐

选表2中α＝9°，w/dt＝4，n＝t＝0.5dt。

3.3.5.2 计算进气口的质量流量系数MFP

MFP＝G/(ρ0·V0·θ2)＝0.0284 / (0.806×133.3×0.001572)＝107.2

3.3.5.3 计算dt

由MFP和推荐的w/dt＝4，查表（MFP～dt）得 θ/dt＝0.118

dt＝θ/0.118＝0.00157/0.118＝0.0135 m。

3.3.5.4 计算w

w＝4dt＝4×0.0135＝0.054 m。

3.3.5.5 计算t，n

t＝n＝0.5dt＝0.5×0.0135＝0.0068 m。

3.3.5.6 计算冲压长度L

由表2，α＝9°L/W＝2.37，

L＝2.37×0.054＝0.128 m

3.4 计算结果

由以上计算结果，再根据表1，即可得出通气口开口各点尺寸。

计算结果的尺寸为：dt＝13.5mm，w＝54mm，α＝9°，L＝128 mm。

根据以上计算结果，通气口通径当量面积为dtw ＝13.5×54 mm2，相当于直径为30mm圆面积。由此可得dt＝13.5 mm，w＝54 mm，α＝9°，L＝128 mm。

4 结论

根据民用飞机油箱通气系统类型和通气口型式的设计，对国外民用飞机和军用运输机通气系统常采用的潜伏式冲压通气口（NACA口）外型设计进行详细研究，以某型飞机为例，将总结出NACA口外型设计进行详细介绍，以期为国内民用飞机通气口设计提供参考。

参考资料

[1][美]罗伊·兰顿等.飞机燃油系统[M]，上海交通大学出版社.

[2]飞机设计手册.第13册[M].航空工业出版社.

10.3969/j.issn.1001-8972.2012.17.054