航空副油箱引射輸油設計技術研究

航空副油箱引射輸油設計技術研究

陳濤杜榮超

(哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066)

摘要：主要介紹了中小型飛機和直升機上副油箱引射輸油的工作原理、系統構成，并對其設計和計算進行較詳細的技術說明，以使設計人員掌握飛機和直升機上引射輸油副油箱的技術要求和設計方法。

關鍵詞：航空；副油箱；引射輸油；設計技術

收稿日期:2015-05-07

作者簡介：陳濤(1975—)，男，遼寧清原人，碩士，高級工程師，研究方向：飛機動力裝置設計。

0引言

近些年來，用戶對航空飛行作業要求的時間越來越長，很多成熟的中小型飛機、直升機預定航程和航時越來越不能滿足用戶的使用任務要求。對中小型飛機、直升機而言，增加航程、延長航時是一項十分必要的性能提升項目，可有效提高飛機市場競爭力，其社會效益和經濟效益是巨大的。

加裝副油箱是解決飛機、直升機航程和航時不夠問題的主要途徑，其中副油箱采用何種輸油工作方式是一項重要設計內容。目前，航空上加裝的副油箱按輸油方式分類，主要有重力輸油方式副油箱、電控油泵輸油方式副油箱和引氣增壓輸油方式副油箱。重力輸油方式是指副油箱中的燃油依靠重力作用流向主油箱；電控油泵輸油方式是指燃油依靠副油箱或主油箱內安裝的增壓泵/輸油泵將燃油輸入主油箱內；引氣增壓輸油方式是指從飛機發動機引氣口引出高壓氣體后，通入副油箱內，利用壓力把燃油打入主油箱內。

重力輸油方式副油箱早期應用得比較多，其具有可靠性高、成本低、操作簡單等優點，但副油箱要安裝在高位，其空間布置受限，且載燃油量小、輸油慢；副油箱采用電控油泵方式輸油較快，可裝載較多燃油，但油泵需要電氣控制，成本較高、不可用燃油量較大；副油箱采用引氣增壓方式，輸油快，一般用于發動機有足夠的高壓引氣量的飛機上，在作戰飛機上應用得較多，同時副油箱構成較復雜、成本高、故障較多。

副油箱一般作為飛機、直升機的選裝設備，其簡單有效、成本低和故障少對中小型飛機、直升機用戶的使用而言很重要。本文主要論述副油箱采用引射輸油設計技術，使其能夠繼承傳統輸油方式副油箱的更多優點，具有可靠性高、輸油快、操作簡單、成本低、容易維護及副油箱使用和空間布置受限制因素少的特點。

1引射輸油工作原理

引射輸油方式副油箱主要是在副油箱內最低位置埋入式安裝引射泵裝置。其中，引射泵入口端通過管路與主油箱內安裝的燃油泵連接；出口端通過管路與主油箱上部空間相通；引射泵的引射口盡最大可能處于副油箱最低位置。工作過程中，引射泵依靠燃油泵驅動燃油產生高速流體，通過其引射口將副油箱燃油不斷地抽吸到主油箱內。

引射泵裝置為機械機構，在流體領域應用廣泛，在航空燃油系統中一般安裝在主油箱中，用于減少不可用燃油。引射泵是完成能量轉換的一種裝置，其工作原理為：具有一定壓力和流量的工作流體經過噴嘴噴出，形成高速射流。射流與空氣之間產生的卷吸作用和紊動擴散作用，把吸入室內的空氣帶走，使該處產生負壓。在外界大氣壓力及液體的靜壓作用下，被吸流體吸入泵內，隨同高速工作流體帶入喉管，并在喉管內進行能量交換。在喉管內，由于液體分子的紊動作用，工作流體將一部分動能傳給被吸流體。這樣，工作流體的流速逐步減慢，被吸液體流速逐步加快，到達喉管末端，兩股流體的速度逐漸趨于一致，混合過程基本完成。然后混合液流進入擴散管，在擴散管內，流速逐步降低，壓力上升，最后壓入排管排出。

2系統組成和布置

副油箱引射輸油系統組成和布置簡單，主要包括引射裝置、機上部分和副油箱連接部分。其組成和布置如圖1所示。

圖1　副油箱引射輸油系統組成 1—機上后引射管　2—機上接頭　3—連接軟管　4—副油箱接頭 5—副油箱箱體　6—副油箱后引射管　7—引射裝置　8—副油箱前引射管 9—副油箱接頭　10—固定卡箍　11—連接軟管　12—機上接頭 13—機上前引射管(與燃油泵連接)

引射裝置主要包括引射泵、濾網和固定裝置；機上部分主要包括前引射管、后引射管、機上接頭；副油箱連接部分主要包括連接軟管、副油箱接頭、副油箱后引射管、副油箱前引射管及連接件。

3設計特征

引射輸油副油箱設計特征主要在于：(1) 副油箱內至少安裝有一個埋入式引射泵裝置；(2) 引射裝置入口流量和壓力來自機上主油箱內燃油泵裝置；(3) 引射泵裝置的引射口要盡最大可能處于副油箱內最低位置，以減少不可用燃油量。

4設計計算

引射泵結構設計和性能計算是副油箱引射輸油最重要的計算內容。

4.1引射泵結構設計參數

引射泵結構設計參數如圖2所示。

圖2　引射泵結構設計參數 P 0—引射泵入口壓力　Q 0—引射泵入口流量　Q b—被引射流量 P c—引射泵出口壓力　Q c—引射泵出口流量　L 1—噴嘴距喉管距離 L 2—喉管距離　d 0—噴嘴直徑　d 1—喉管直徑　a 1—喉管進口角 a 2—擴散角

4.2引射泵結構設計參數選擇

其中面積比m是主要結構參數，對引射泵流量比q(被引射流量Qb與引射泵出口流量Qc的比值)和揚程比h(引射泵出口壓力Pc與引射泵入口壓力P0的比值)影響較大。燃油系統要求引射泵流量比q必須大于1，但揚程比h要求不高，因此選擇面積比m時，在保證揚程比h滿足設計要求的條件下，要盡可能選擇較大面積比m，從而得到較大流量比q。飛機、直升機燃油系統上一般選擇面積比m=4～6。

4.3引射泵主要參數計算

(1) 引射泵噴嘴直徑d0計算：

式中，Q0為引射泵入口流量；φ為噴嘴流速系數；g為重力加速度；P0為引射泵入口壓力；r為燃油密度。

引射泵噴嘴流速系數與噴嘴處錐角的角度有直接關系，其對應關系如表1所示。

表1　流速系數 φ與噴嘴錐角角度的關系

(2) 引射泵流量比q計算：

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) 揚程比h計算：

如果計算的揚程比h不滿足設計要求，且流量比q有較大裕度，可將面積比m調小，重新計算。

5技術總結

早期Y12某型機安裝和使用引射輸油副油箱，曾出現飛機地面停放過程中，主油箱內部分燃油回流到副油箱內的現象，經分析其原因為：主油箱內油泵與副油箱內引射裝置通過管路始終處于連通狀態，主油箱處于高位，副油箱處于低位。飛機地面停放時，由于重力和虹吸現象，主油箱內燃油以油泵入口→連通管路→引射裝置引射口的路徑流入副油箱內。該故障不會影響飛機副油箱正常使用，但會增加地勤人員的工作負擔，后在油泵和引射裝置連通管路中間安裝具有一定正向打開阻力的單向活門，問題得以解決。

Y12某型機長期使用引射輸油副油箱的經驗表明，采用引射輸油方式的副油箱可以簡單有效地對飛機及直升機主油箱進行輸油，并保證其飛行中的可靠性，其主要優點為：(1) 副油箱采用引射輸油方式后，可靠性高，構成簡單，主要部件引射泵為機械結構，故障率極低，不用電氣控制，不存在常有的電氣故障問題；(2) 副油箱引射輸油量可以根據不同飛機燃油系統和發動機總體要求進行匹配設計，達到滿意效果；(3) 機上安裝的副油箱不需要駕駛員和機組人員在地面和飛行過程中進行額外操作；(4) 副油箱成本很低，維護簡單，容易實施；(5) 副油箱可以實現小流量引射，也可以實現大流量引射，所以，對于大容積的副油箱，引射輸油方式同樣適用；(6) 副油箱采用引射輸油方式后，在飛機結構空間內可以任意布置，對輸油效果的影響可以忽略。

[參考文獻]

[1]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊13：動力裝置系統設計[M].北京：航空工業出版社，2006.

[2]胡湘韓，闞瑞清.噴射泵技術及應用[M].哈爾濱：黑龍江科學技術出版社，1990.

[3]Y12飛機機載設備維護手冊[Z].