航空副油箱引射输油设计技术研究

航空副油箱引射输油设计技术研究

陈涛杜荣超

(哈尔滨飞机工业集团有限责任公司，黑龙江 哈尔滨 150066)

摘要：主要介绍了中小型飞机和直升机上副油箱引射输油的工作原理、系统构成，并对其设计和计算进行较详细的技术说明，以使设计人员掌握飞机和直升机上引射输油副油箱的技术要求和设计方法。

关键词：航空；副油箱；引射输油；设计技术

收稿日期:2015-05-07

作者简介：陈涛(1975—)，男，辽宁清原人，硕士，高级工程师，研究方向：飞机动力装置设计。

0引言

近些年来，用户对航空飞行作业要求的时间越来越长，很多成熟的中小型飞机、直升机预定航程和航时越来越不能满足用户的使用任务要求。对中小型飞机、直升机而言，增加航程、延长航时是一项十分必要的性能提升项目，可有效提高飞机市场竞争力，其社会效益和经济效益是巨大的。

加装副油箱是解决飞机、直升机航程和航时不够问题的主要途径，其中副油箱采用何种输油工作方式是一项重要设计内容。目前，航空上加装的副油箱按输油方式分类，主要有重力输油方式副油箱、电控油泵输油方式副油箱和引气增压输油方式副油箱。重力输油方式是指副油箱中的燃油依靠重力作用流向主油箱；电控油泵输油方式是指燃油依靠副油箱或主油箱内安装的增压泵/输油泵将燃油输入主油箱内；引气增压输油方式是指从飞机发动机引气口引出高压气体后，通入副油箱内，利用压力把燃油打入主油箱内。

重力输油方式副油箱早期应用得比较多，其具有可靠性高、成本低、操作简单等优点，但副油箱要安装在高位，其空间布置受限，且载燃油量小、输油慢；副油箱采用电控油泵方式输油较快，可装载较多燃油，但油泵需要电气控制，成本较高、不可用燃油量较大；副油箱采用引气增压方式，输油快，一般用于发动机有足够的高压引气量的飞机上，在作战飞机上应用得较多，同时副油箱构成较复杂、成本高、故障较多。

副油箱一般作为飞机、直升机的选装设备，其简单有效、成本低和故障少对中小型飞机、直升机用户的使用而言很重要。本文主要论述副油箱采用引射输油设计技术，使其能够继承传统输油方式副油箱的更多优点，具有可靠性高、输油快、操作简单、成本低、容易维护及副油箱使用和空间布置受限制因素少的特点。

1引射输油工作原理

引射输油方式副油箱主要是在副油箱内最低位置埋入式安装引射泵装置。其中，引射泵入口端通过管路与主油箱内安装的燃油泵连接；出口端通过管路与主油箱上部空间相通；引射泵的引射口尽最大可能处于副油箱最低位置。工作过程中，引射泵依靠燃油泵驱动燃油产生高速流体，通过其引射口将副油箱燃油不断地抽吸到主油箱内。

引射泵装置为机械机构，在流体领域应用广泛，在航空燃油系统中一般安装在主油箱中，用于减少不可用燃油。引射泵是完成能量转换的一种装置，其工作原理为：具有一定压力和流量的工作流体经过喷嘴喷出，形成高速射流。射流与空气之间产生的卷吸作用和紊动扩散作用，把吸入室内的空气带走，使该处产生负压。在外界大气压力及液体的静压作用下，被吸流体吸入泵内，随同高速工作流体带入喉管，并在喉管内进行能量交换。在喉管内，由于液体分子的紊动作用，工作流体将一部分动能传给被吸流体。这样，工作流体的流速逐步减慢，被吸液体流速逐步加快，到达喉管末端，两股流体的速度逐渐趋于一致，混合过程基本完成。然后混合液流进入扩散管，在扩散管内，流速逐步降低，压力上升，最后压入排管排出。

2系统组成和布置

副油箱引射输油系统组成和布置简单，主要包括引射装置、机上部分和副油箱连接部分。其组成和布置如图1所示。

图1　副油箱引射输油系统组成 1—机上后引射管　2—机上接头　3—连接软管　4—副油箱接头 5—副油箱箱体　6—副油箱后引射管　7—引射装置　8—副油箱前引射管 9—副油箱接头　10—固定卡箍　11—连接软管　12—机上接头 13—机上前引射管(与燃油泵连接)

引射装置主要包括引射泵、滤网和固定装置；机上部分主要包括前引射管、后引射管、机上接头；副油箱连接部分主要包括连接软管、副油箱接头、副油箱后引射管、副油箱前引射管及连接件。

3设计特征

引射输油副油箱设计特征主要在于：(1) 副油箱内至少安装有一个埋入式引射泵装置；(2) 引射装置入口流量和压力来自机上主油箱内燃油泵装置；(3) 引射泵装置的引射口要尽最大可能处于副油箱内最低位置，以减少不可用燃油量。

4设计计算

引射泵结构设计和性能计算是副油箱引射输油最重要的计算内容。

4.1引射泵结构设计参数

引射泵结构设计参数如图2所示。

图2　引射泵结构设计参数 P 0—引射泵入口压力　Q 0—引射泵入口流量　Q b—被引射流量 P c—引射泵出口压力　Q c—引射泵出口流量　L 1—喷嘴距喉管距离 L 2—喉管距离　d 0—喷嘴直径　d 1—喉管直径　a 1—喉管进口角 a 2—扩散角

4.2引射泵结构设计参数选择

其中面积比m是主要结构参数，对引射泵流量比q(被引射流量Qb与引射泵出口流量Qc的比值)和扬程比h(引射泵出口压力Pc与引射泵入口压力P0的比值)影响较大。燃油系统要求引射泵流量比q必须大于1，但扬程比h要求不高，因此选择面积比m时，在保证扬程比h满足设计要求的条件下，要尽可能选择较大面积比m，从而得到较大流量比q。飞机、直升机燃油系统上一般选择面积比m=4～6。

4.3引射泵主要参数计算

(1) 引射泵喷嘴直径d0计算：

式中，Q0为引射泵入口流量；φ为喷嘴流速系数；g为重力加速度；P0为引射泵入口压力；r为燃油密度。

引射泵喷嘴流速系数与喷嘴处锥角的角度有直接关系，其对应关系如表1所示。

表1　流速系数 φ与喷嘴锥角角度的关系

(2) 引射泵流量比q计算：

q=Qb/Qc=0.494 5m-0.63×10-2V0+0.214 9a2-0.319×10-1m2-0.193×10-1a22+0.635×10-3m3+0.29×10-4a24-0.917 7

(3) 扬程比h计算：

如果计算的扬程比h不满足设计要求，且流量比q有较大裕度，可将面积比m调小，重新计算。

5技术总结

早期Y12某型机安装和使用引射输油副油箱，曾出现飞机地面停放过程中，主油箱内部分燃油回流到副油箱内的现象，经分析其原因为：主油箱内油泵与副油箱内引射装置通过管路始终处于连通状态，主油箱处于高位，副油箱处于低位。飞机地面停放时，由于重力和虹吸现象，主油箱内燃油以油泵入口→连通管路→引射装置引射口的路径流入副油箱内。该故障不会影响飞机副油箱正常使用，但会增加地勤人员的工作负担，后在油泵和引射装置连通管路中间安装具有一定正向打开阻力的单向活门，问题得以解决。

Y12某型机长期使用引射输油副油箱的经验表明，采用引射输油方式的副油箱可以简单有效地对飞机及直升机主油箱进行输油，并保证其飞行中的可靠性，其主要优点为：(1) 副油箱采用引射输油方式后，可靠性高，构成简单，主要部件引射泵为机械结构，故障率极低，不用电气控制，不存在常有的电气故障问题；(2) 副油箱引射输油量可以根据不同飞机燃油系统和发动机总体要求进行匹配设计，达到满意效果；(3) 机上安装的副油箱不需要驾驶员和机组人员在地面和飞行过程中进行额外操作；(4) 副油箱成本很低，维护简单，容易实施；(5) 副油箱可以实现小流量引射，也可以实现大流量引射，所以，对于大容积的副油箱，引射输油方式同样适用；(6) 副油箱采用引射输油方式后，在飞机结构空间内可以任意布置，对输油效果的影响可以忽略。

[参考文献]

[1]《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册13：动力装置系统设计[M].北京：航空工业出版社，2006.

[2]胡湘韩，阚瑞清.喷射泵技术及应用[M].哈尔滨：黑龙江科学技术出版社，1990.

[3]Y12飞机机载设备维护手册[Z].