某轻型飞机燃油系统地面模拟试验方法

缪圣亮

某轻型飞机燃油系统地面模拟试验方法

缪圣亮

为了能够保证在飞机首飞前对燃油系统详细设计方案进行全方位的验证，及早发现设计缺陷，并优化设计方案，缩短研制周期，降低研制技术风险。本文详述了某轻型飞机燃油系统地面模拟试验设计方法，该试验能尽可能地模拟飞机的实际工作条件，如发动机的燃油消耗率，爬升、下降时的姿态角，随飞行高度变化而产生的大气压力变化等，并进行了短程飞行包线试验研究，试验结果表明该方法模拟飞机燃油系统运行状态可靠性高，简单易用，使用成本低廉，能检查并验证飞机燃油系统在各种状态下飞行包线范围内的工作状况，反映系统的工作性能，将在相当长一段时间内成为主流。

随着国家航空事业的发展，特别是在轻型飞机研制方面日新月异。为验证燃油系统各参数是否符合CCAR-23-R3《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》、HB/Z146-89《飞机燃油系统通用设计规范》相关条款；验证飞机在各种飞行状态下飞机的供油和输油功能，并检查成品附件的工作性能；检查各分系统工作的协调性、安全性、操纵性、耐久性、可维修性等综合性能。

在燃油系统研制过程中，通常需要开展系统的地面模拟试验，以初步确认和验证系统的功能和性能。一般燃油系统研发过程中通过在实验室搭建试验台架，应用1：1装机燃油系统开展地面模拟试验，发现潜在设计问题的同时，提出解决方案同时验证系统的功能和性能。

试验方法

试验对象简介

试验对象为某轻型飞机燃油系统，由左右机翼油箱，输油、供油、通气系统和成品组成。左右机翼为整体式油箱，每个油箱设有重力加油口和放油阀。两个油箱肋板上均布有U型通气管路。机翼油箱向发动机供油采用泵压供油，发动机供油系统从左右机翼最低处引出后，经燃油选择阀后分成两路，两个支路上设置独立的电动燃油泵和单向活门，单向活门后两支路汇合点处设置压力信号器监测燃油泵的工作状态，然后再通过切断阀，在出现发动机失火等紧急情况时，由飞行员控制切断燃油供应。切断阀后过渡到发动机燃油系统，包括压力传感器、燃油滤、流量计，并最终进入到发动机。左右机翼油箱设置了油量传感器、温度传感器和低油面传感器，这些信号显示在驾驶舱内综合显示系统上，系统原理图如图1所示。全套试验件系统和试验件制造符合性检查满足管控要求。试验室按照试验任务书要求完成试验设备系统的搭建和开展试验。试验模拟参数有（按试验任务书提供参数计算所得）：模拟环境高度0～7.26 km（对应环境压力范围：0kPa～-64kPa）范围内环境压力值，模拟油面过载产生油面角度值（俯仰方向油面角：-10°～+25.4°，倾侧方向油面角：-60°～+60°）和模拟发动机耗油量（耗量范围0kg/h～287kg/h），通过试验检查并验证飞机燃油系统的在各种状态下飞行包线范围内工作状况，反映系统的工作性能。

试验设备简介

按照某轻型飞机燃油系统地面模拟试验需求，试验室依据试验任务书，燃油系统三维布置图，燃油系统原理图等技术资料，开展试验设备的搭建，试验设备由试验台架、测控系统及地面辅助装置等组成。试验台架是为此次试验专门设计制造的试验平台，该平台为两自由度转动台架，可以承担某轻型飞机燃油系统全尺寸的安装。平台可以按控制指令作倾斜运动（俯仰-13°～+28°、倾侧：-63°～+63°）从而模拟飞机的油面角。试验台上装有环境箱，通过调节环境箱气压值可模拟飞机在不同高度的当地大气值。为了使环境箱在气流量突变时压力影响不致过大，在地面还设有真空稳压罐和低压稳压罐。测控系统可以承担现场各种测试参数（压力、供油流量、油温以及台架的转动角度等）的转换、采集和处理。在进行热气候条件下供油试验时，由专门的热交换系统来实现燃油所需的温度。

图1　燃油系统原理图

除了试验项目指定条件外，应在常温、常压条件下进行，室内，试验台周围通风良好，整齐干净，试验中测试所使用的仪器、仪表精度均在1.5级以上。

地面辅助装置包括有真空泵、液压车、燃油加油加温车等。

试验原理图：见图2。

试验目标参数值和计算

图2飞行起落航线

燃油系统供油管路内径已选定为d=0.43 in（11 mm），最大流量Qmax=633 lbs/h（0.0001 m3/s），则供油管中燃油的流速v=1.05 m/s，燃油在20℃时，运动粘度为1.25 mm2/s从而雷诺数Re=vd/ν=9240，燃油在湍流范围内，因此沿程摩擦阻力系数λ=0.3164/ Re0.25=0.03229。供油管路长度为l=5.68 m；ρ=775 kg/m3

所以管路沿程摩擦阻力：

供油管路附件局部阻力系数ζ取值如下：

ζ1=0.5-油箱内管路入口；ζ2=2.5-手动关断阀

ζ3=2.5-燃油滤；ζ4=2.0-电动供油泵

ζ5=5.5-输油控制阀；ζ6=0.21×6-90度弯管

ζ7=1.2×2-直角弯管；ζ8=0.05-直角接头

ζ9=1.2×2-管嘴连接

其他参数与前一过程相同，计算得到管路附件局部阻力为：

供油箱油面与发动机燃油泵的高度差ΔH=0.5m，从而得到系统的位差损失为：

供油系统的总压力损失为

燃油系统所选用的燃油泵增压值：12.5PSI— 28PSI。

图2　燃油系统试验原理图

图3　短程飞行剖面图

从而发动机入口压力要求为入口压力相对压力为9.7PSI（0.067Mpa）至25.2PSI（0.174Mpa）。

试验步骤

进行试验前的准备和检查，采集P1、P2、P3、P7、P9、P11、P12、P13、Q、θ、γ零点值，并判断采集的零点值是否正确，如不正确则对相关传感器进行检查。

按加油程序打开加油阀DF2、DF3分别给左、右油箱加油100kg。

按各设备工作程序进入试验状态，启动电动供油泵供电电源并调节工作电压为28VDC，打开主电动供油泵和设备回油路上电磁阀DF5。

根据试验条件要求（见表1），控制计算机按给定曲线自动调节环境箱压力P11、供油流量Q、台架俯仰角θ、倾侧角γ，并记录每次切换时间点的耗油量，数采计算机采集各测量点值，并记录此时的P1、P2、P3、P7、P9、P11、P12、P13、T1、T2、T6、T7、Q、θ、γ。

当计算机给定曲线跟踪完成后关闭电动供油泵，关闭回油电磁阀DF5，停止试验，环境箱压力、台架角度回零。

试验记录

试验数据的记录见表1。

符合性意见

发动机入口压力值均在67～174kPa（相对压力）之间，满足发动机入口压力的要求。

燃油系统工作正常，管路、附件连接可靠、无渗油、漏油现象。

表1　短程飞行任务试验绕场一周

结束语

本研究是针对轻型飞机燃油系统地面模拟试验进行的，具有一定的通用性，该试验方法能尽可能地模拟飞机的实际工作条件，如发动机机的燃油消耗率，爬升、下降时的姿态角，随飞行高度变化而产生的大气压力变化等，检查并验证飞机燃油系统在各种状态下飞行包线范围内的工作状况，反映系统的工作性能。因此，成熟可靠的燃油系统地面模拟试验方法还会在飞机燃油系统研发设计领域中继续得到应用，并将在相当长的一段时间内继续发挥较大作用。

缪圣亮

中航通飞研究院有限公司第五研究室

缪圣亮（1989-）男，大学本科，助理工程师，研究领域为飞机燃油系统设计。

10.3969/j.issn.1001-8972.2015.18.005