飞机燃油系统高空性及其计算

石日昕

(西安航空职业技术学院，陕西西安 710089)

飞机燃油系统高空性及其计算

石日昕

(西安航空职业技术学院，陕西西安 710089)

在研究论述飞机燃油系统设计中高空性的基础上，通过分析燃油的饱和蒸汽压的影响因素，给出了燃油饱和蒸汽压的计算公式和燃油的饱和蒸汽压力随温度的变化曲线，并给出了航空煤油能够保证的飞行高度；讨论了燃油系统的汽蚀问题；分带供油泵管路和无供油泵管路2种情况讨论了燃油系统高空性计算流程，并给出了具体的计算公式和图表。

燃油系统； 高空性； 饱和蒸汽压

飞机燃油系统高空性是指飞机在高空飞行时，保证发动机连续供油所能达到的飞行高度。也就是说，供油系统应具有保证以一定的压力和流量，连续不断地供给发动机所需燃油的能力。影响燃油系统高空性的因素很多，燃油箱内压力、燃油的饱和蒸汽压、油泵叶轮的几何形状及机械状态、燃油的密度和温度、油泵进口燃油的流速及油箱油面高度、飞行中的惯性载荷等，都会影响到燃油系统的高空性。燃油的饱和蒸汽压越大，温度越高，油泵的进口燃油流速越大，则燃油系统的高空性就越差[1]。

现代飞机多采用开式或半开式油箱通气系统，油箱内的压力随飞行高度的上升而下降，上升的速度越大，压力下降越快，溶解在燃油中的空气的析出速度及轻馏分的汽化速度就越大，从而供油泵的入口条件恶化，系统的高空性能降低。目前，喷气飞机的升限高，爬升率大，这就要求燃油系统具有良好的高空性。因此，在供油泵选型及供油管路设计中，燃油系统的高空性已经成为必须考虑的重要问题。

1 燃油的饱和蒸汽压

燃油的饱和蒸汽压指燃油在一定温度下，在密闭容器内，与液相处于动态平衡状态的蒸汽所具有的压力。在温度为38 ℃，气相与液相的容积比为4∶1的特定条件下，所测得的饱和蒸汽压称为“雷德蒸汽压”，气相与液相的容积比为0时的饱和蒸汽压称为“真实蒸汽压”[1]。

燃油的饱和蒸汽压越大，说明燃油中轻质成分越多，燃油易于挥发，蒸发损失越大，甚至会造成燃油“沸腾”，从而在燃油泵入口或供、输油管路中产生汽蚀，破坏向发动机的正常供油状态，所以，燃油的饱和蒸汽压是影响系统高空性的重要因素。

燃油箱中的饱和蒸汽压与燃油的组成成分、燃油温度、气相与液相的容积比、燃油中轻馏分向其表面对流的速度及溶解于燃油中的空气量等参数有关。而这些参数又取决于燃油的牌号、飞机的飞行剖面、耗油次序、续航时间及油箱内的增压情况，因此，油箱内燃油饱和蒸汽压是变化的，对于一定牌号的燃油，应取最小的气相与液相容积比及最高工作温度下的饱和蒸汽压。

燃油饱和蒸汽压随温度增高而上升，随气相与液相容积比的减小而增大，它们之间的关系可粗略地按图1及式(1)和式(2)计算获得[2-3]。

图1 燃油的饱和蒸汽压随温度的变化曲线Fig.1 Fuel saturated vapor pressure vs temperature

(1)

Pt0≈1.11×Pt4/1。

(2)

式中：Pt0表示在设计温度下，气液比值为0时，燃油的饱和蒸汽压，kPa;Pt4/1表示在设计温度下，气液比值为4时，燃油的饱和蒸汽压，kPa;PReid表示雷德饱和蒸汽压，kPa;t表示燃油温度,℃。

对于开式、无增压的燃油系统，若使用140～280 ℃馏分的航空煤油，其饱和蒸汽压较低(雷德蒸汽压低于1 kPa)，可保证12 000～14 000 m高度上正常工作，若用60～280 ℃馏分的航空煤油，其饱和蒸汽压较高(雷德蒸汽压低于1～1.5 kPa)，可保证10 000～12 000 m高度上正常工作。

2 燃油系统的汽蚀

燃油系统的压力下降，会导致溶解在燃油中空气的析出和燃油本身的汽化，这种复合现象称为系统的“汽蚀”。燃油系统的汽蚀与燃油的温度、压力和流速等因素有关。飞机爬高过程中，油箱内的压力逐渐降低，其降低的速率随爬升率的增加而增大，燃油流经供油管路的弯曲处及局部收缩处也会形成压力下降，其降低的速率随流速的增大而增加。

当油箱内的压力或供油管路中某处的压力接近或等于燃油的饱和蒸汽压(即汽化压力)时，燃油中空气的析出和燃油本身的汽化加剧，甚至使燃油沸腾，从而导致汽蚀发生。汽蚀形成的压力往往低于汽化压力，因为，燃油中有溶解的空气存在。当大于汽化压力时，就有肉眼看不到的气泡——汽蚀核子形成，这些核子可以附着在结构的壁面、缝隙及燃油中灰尘、杂质等固体颗粒上，它们随着压力的逐渐下降而增大、集中直至破灭。气泡破灭时产生高压、高温及噪声，大气泡破灭产生低频率的噪声。

燃油系统中，供油泵入口、供油管路急剧转弯和收缩处及发动机增压油泵入口处的压力最低，当这些部位的压力接近或等于燃油的饱和蒸汽压时，就会产生汽蚀。当油泵产生汽蚀时，机械效率降低，出口压力及流量急剧下降，并产生脉动和噪音，叶片在气泡破灭时所产生的水力撞击及高温的作用，被侵蚀、破坏；供油管路中产生汽蚀时，会破坏供油的连续性，甚至产生“气塞”，造成向发动机供油中断。

汽蚀可用汽蚀系数表达[4-5]：

式中：P，v分别为燃油的压力及速度；Pc为产生汽蚀的临界压力；ρ为燃油的密度；PNPST为油泵的静压头(吸入压力)。

汽蚀系数σ越低，汽蚀越容易发生。为了保证燃油系统中不产生汽蚀，必须对系统的高空性进行计算，并采取相应的预防措施，给飞机油箱增加压力，以改善增压泵的高空性，提高供油压力，减少管路中的阻力，避免管路突变等方法，都可以有效防止燃油系统汽蚀。

3 燃油系统高空性计算

3.1供油管路高空性计算

3.1.1 带供油泵的管路

1)绘制供油泵可用压头曲线[6]

①选取流量值Q1，Q2，Q3，…，并在供油泵特性曲线(见图2)上找出相应泵的出口压力(相对压力)ΔP1,ΔP2,ΔP3,…。

图2 油泵的特性曲线Fig.2 Characteristic curve of the fuel pump

②根据供油泵的高空特性曲线，绘制Q1,Q2,Q3,…等流量值下油泵的高空特性曲线,如图3所示[7-9]。

图3 油泵的出口压力随飞行高度的变化曲线Fig.3 Fuel pump outlet pressure vs altitude

③将油泵出口压力换算成绝对压力(见图4)：

P=ΔP+PH，

式中PH为外界大气压。

④根据油泵的高空特性曲线(见图4)及发动机油门特性曲线(见图5)绘制出对应高度上发动机最大耗量和供油泵可用压头曲线。

图4 油泵的高空特性曲线Fig.4 High altitude performance of fuel pump

图5 供油泵可用压头(绝对压力)及发动机耗油量随飞行高度变化曲线Fig.5 Change curves of pump available pressure (absolute pres- sure) and engine fuel consumption with flying height

2)计算并绘制管路需用压头曲线

管路的需用压头PX的数学表达式为

PX=Pf+hγ+(hp+hM+hi)γ。

(3)

式中：Pf为发动机一级增压泵所要求的入口压力，kg/cm2；h为油柱高(供油泵距发动机一级增压泵间的垂直距离)，cm；γ为燃油重度，kgf/cm3；hp为管路的摩擦阻力损失，cm；hM为管路的局部阻力损失，cm；hi为燃油的惯性损失，cm。

Pf=ΔPU+Pt0，

(4)

式中：ΔPU为防汽蚀安全压力(绝对)；Pt0为燃油真实饱和蒸汽压。

ΔPU可由发动机安装手册或发动机一级增压泵技术说明书给出，若无此数据，可按式(5)求得：

ΔPU=XΔPb。

(5)

式中：ΔPb为相应工况下发动机以及增压泵的出口压力；X为泵的汽蚀系数。

(6)

ns为泵的转速比，

(7)

式中：n为泵的转速，r/min；Q为泵的供油量，m3/s；H为泵在流量Q时的压头，m。

因此，可由式(1)、式(2)计算出Pt0。

(8)

，

(9)

hi=nili。

(10)

式中：v为管路中燃油流速，cm/s；Q为管路中燃油流量，cm3/s；g为重力加速度，cm/s2；L为管路长度，cm；d为管路直径，cm；λ为摩擦阻力系数；∑ξ为局部阻力系数；ni为设计工况下的过载值；li为管路沿过载方向的投影长度，cm；

根据发动机一级增压泵特性曲线查出对应流量Q1～Q5时泵的出口压力ΔPb1～ΔPb5。据此，按式(6)和式(7)算出对应的ns1～ns5及hM1～hM5，再按式(3)算出对应的PX1～PX5。

根据发动机油门特性曲线查出Q1～Q5耗油量时对应的飞行高度H1～H5，根据PX1～PX5及其对应的飞行高度H1～H5管路需用压头曲线，绘制油泵可用压头及管路需用压头曲线，如图6所示。

图6 管路需用压头随飞行高度变化曲线Fig.6 Change curve of required pipeline pressure with flying height

在任何飞行高度下，必须保证供油泵可用压头ΔPb等于或大于管路的需用压头PX，否则，在发动机一级增压泵入口就会产生汽蚀的危险。为此，当不能保证该要求时，必须按差值(PX-ΔPb)给消耗油箱增压或设法减少管路中的流体阻力，提高增压泵的供油特性。

3.1.2 无供油泵的管路

在发动机供油系统中，若想发动机供油需依靠发动机一级增压泵的抽吸及耗油箱油面上的外界大气压力及增压值来实现，在这种管路中，为了确保管路及发动机增压泵入口不产生汽蚀，往往需要给耗油箱增压，其增压压力的大小按式(11)计算[10-11]：

PH+ΔP=

(11)

式中：ΔP为消耗油箱中需要的增压值；Qf为发动机耗油量；Ff为发动机一级增压泵入口截面积；PH为相应高度的外界大气压。

根据飞行高度上发动机的耗油量及外界大气压，按式(11)算出不同高度上所需要的增压压力，然后取其最大值作为消耗油箱的增压值。

如果计算结果ΔP为负值，则说明消耗油箱不需要增压。

3.1.3 故障情况

1)供油泵损坏

在飞行中，当出现供油泵损坏的紧急情况，为了保证向发动机正常供油，必须立即收油门，降低发动机工作状态和飞机飞行高度，停止机动飞行。

在故障情况下，供油系统保证可靠地向发动机供油的最高飞行高度可按式(12)计算：

(12)

式中：PHi为系统限制的最高飞行高度对应的外界大气压；F，l，d分别为供油管路截面面积、管路长度及内径。

2)增压系统故障

①有供油泵管路 设计中必须考虑，当飞行中由于增压系统故障而造成消耗油箱中无增压压力时，确保发动机可靠工作的最高飞行高度和最大工作状态。为此，可根据图7重新计算管路的需用压头，并使管路需用压头在规定的飞行高度和发动机工作状态下，等于或低于供油泵的可用压头。

图7 供油泵可用压头与管路需用压头曲线Fig.7 Curves of pump available pressure and required pipeline pressure

②无供油泵管路 增压系统故障后，系统限制的飞行高度所对应的外界大气压应按式(13)计算：

(13)

3.2供油泵的高空性计算

为了防止在供油泵入口产生汽蚀，确保供油泵可靠工作，必须对供油泵的高空性进行计算，通过计算确保消耗油箱中增压压力的大小及是否需要增压。增压值的计算公式如式(14)所示[12]：

(14)

式中：Q为供油泵的供油量，Q=Qf；F为供油泵入口截面积；ξ0为供油泵入口局部阻力系数，可取ξ0=0.5～1；H为供油泵入口前的油柱高度，一般地H=油泵高度(包括电机)的2/3；P0为供油泵要求的入口压力，P0=ΔPU+Pt0

根据不同的飞行高度上发动机的最大耗油量算出P0，再按式(14)算出ΔP。

绘制ΔP-H关系曲线(如图8所示)，曲线的最高点即为供油泵不产生汽蚀所需要的最小增压值。

图8 消耗油箱增压值ΔP与飞行高度H的关系曲线Fig.8 Relation curve of pressurization value ΔP of fuel tank and height H

4 结 语

发动机供油系统设计的主要任务是保证燃油系统的高空性，在负载荷和失重状态下，保证向发动机不间断地供油。因此，燃油系统高空性设计已成为飞机燃油系统设计中非常重要的内容。飞机燃油系统高空性计算，要在飞机燃油系统正常和故障2种情况下进行计算，从而保证燃油系统在各种条件下都能保证向发动机可靠供油。对于正常的燃油系统，有供油泵和无供油泵时燃油系统的高空性完全不同，应该分别进行考虑。

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Altitude performance of aircraft fuel system and the calculation

SHI Rixin

(Xi′an Aeronautical Polytechnic Institute, Xi′an Shaanxi 710089, China)

Altitude performance of aircraft fuel system is studied by analyzing factors that affect the saturated vapor pressure of the fuel. The calculation formula of saturated vapor pressure of fuel and the changing curve of the pressure with temperature are established, and the flight height that aviation kerosene can guarantee is given. The cavitation problem in fuel system is also discussed. At last, the flow chart for altitude performance calculation of fuel system with or without fuel feed pump are also discussed.

fuel system; altitude performance; saturated vapor pressure

1008-1534(2013)04-0244-05

V312

A

10.7535/hbgykj.2013yx0406

2013-02-25;

2013-04-06

责任编辑：李 穆

石日昕(1965-)，男，陕西户县人，高级工程师，硕士，主要从事飞机燃油系统和航空发动机控制方面的研究。

E-mail:shirixin@126.com