肖海強飛機系統(tǒng)原理

1、南昌航空大學(xué)科技學(xué)院飛機系統(tǒng)原理小型無人機燃油系統(tǒng)設(shè)計班級：1381012姓名：肖海強學(xué)號：1381012301/17設(shè)計要求 .1摘要 .3引言 .3一、燃油箱總體設(shè)計 .41、燃油載油量和加油方式的確定 .42、燃油箱通氣系統(tǒng)設(shè)計 .4二、燃油的高空性能計算 .71、油箱是否需要增壓 .72、燃油泵入口壓力的校核 .7三、發(fā)動機入口壓力校核 .91、發(fā)動機入口壓力校核 .92、一級增壓泵損壞后的安全飛行高度.11四、燃油測量系統(tǒng)設(shè)計 .12五、燃油放油系統(tǒng)設(shè)計 .15參考資料 .152/17設(shè)計要求一、設(shè)計內(nèi)容1.按圖一要求進行飛機燃油系統(tǒng)原理設(shè)計，含供油、加油、通氣、放油和油箱以及油量指

2、示系統(tǒng)，畫出原理圖（含估算供油和通氣管路直徑），論述燃油系統(tǒng)各成分系統(tǒng)功能的實現(xiàn)；2.燃油系統(tǒng)供油性能（高空性）計算；2.1 增壓泵入口壓力計算，以校核升限高度是否需要增壓；2.2 供油壓力入口壓力計算 （溫度按 43）和一級增壓泵損壞后的安全飛行高度計算，校核增壓泵的性能是否滿足要求，忽略過載損失；3.油量測量系統(tǒng)設(shè)計（僅布局 1 根電容式油量傳感器），并計算油量高度曲線和校核其在巡航姿態(tài)下的指示誤差；二、已知條件1.飛機和發(fā)動機主要參數(shù)見表1 和表 2；2.已知供油系統(tǒng)管路長度 5m，局部阻力系數(shù)之和為 10，發(fā)動機燃油路口高度比油箱底部出口高 0.5m;3.油箱載油量 90L，油箱尺寸長

3、寬高500*400*500 ；4.增壓泵油量參數(shù)見圖二， 增壓泵的氣蝕臨界條件為入口壓力比燃油飽和蒸汽壓力小 5kPa。增壓泵不工作時，流量為 60L/h，流阻為 5kPa。5.燃油流速 0.5m/s2m/s表 1飛機主要性能參數(shù)項目技術(shù)指標項目技術(shù)指標巡航姿態(tài)-1 °3°法向過載0+0.1g使用升限（ m）4500軸向過載-0.3 +0.7g1/17表 2發(fā)動機入口參數(shù)項目技術(shù)指標燃油類型RH-75 航空汽油發(fā)溫度45動壓力0.6 2.0bar(絕對壓力 )，應(yīng)急供油壓力不小于 0.3bar機發(fā)動機耗量3000 米以下最大 60L/h；30005000 米以下最大入口要求

4、40L/h過濾精度50UM當油量為 60L/h, 流阻為 7kPa2/17摘要無人駕駛飛機簡稱“無人機”，英文縮寫為“ UAV”，是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的飛機。 燃油系統(tǒng)是無人機上眾多系統(tǒng)中的一個子系統(tǒng)，它的可靠性和安全性是飛行安全的重要考慮因素， 本文燃油系統(tǒng)是根據(jù)升限高度，發(fā)動機入口燃油壓力， RH-75 航空汽油，燃油流速，通氣性能，燃油泵防氣穴等條件設(shè)計的無人機供輸油系統(tǒng)。參考 飛機設(shè)計手冊第十三冊的設(shè)計思路和步驟，得出油箱通氣管直徑為 21mm，油箱增壓為 6.32kPa ，輸油管半徑為 2.5mm，一級增壓泵增壓值為 10.36kPa，在一級增壓泵失效的情況下

5、飛行高度為 3100m等數(shù)據(jù)。關(guān)鍵詞：供輸油系統(tǒng)雷諾數(shù)湍流二分法 雷德蒸氣飽和蒸汽壓引言飛機燃油系統(tǒng)用來儲存發(fā)動機（含輔助動力裝置）需要的燃油，并在飛機允許的一切飛行姿態(tài)和工作條件下， 不間斷地有效地向發(fā)動機供油， 即滿足發(fā)動機燃油泵入口流量、壓力、溫度、汽 / 液比要求。另外，燃油系統(tǒng)還具有冷卻飛機上其他設(shè)備 （或系統(tǒng)）和保持飛機重心在規(guī)定范圍內(nèi)等附加功能。 飛機燃油系統(tǒng)由供輸油系統(tǒng)、燃油箱、通氣增壓系統(tǒng)、加放油系統(tǒng)、油量測量和信號指示系統(tǒng)、抑爆系統(tǒng)和冷卻系統(tǒng)等組成。本文將根據(jù)所給的某型小型無人機的相關(guān)參數(shù)和要求進行方案設(shè)計。3/17一、燃油箱的總體設(shè)計1、燃油載油量和加油方式的確定（1）根

6、據(jù)幾何尺寸核算油箱的容積，考慮膨脹容積和殘余燃油體積后，確定載油量是否有 90L根據(jù)飛機設(shè)計手冊第十三冊燃油箱布置和可用油量在確定燃油箱容積時，要計及以下因素：a.預(yù)留占油箱容積 3%4%的膨脹空間。b.預(yù)留占油箱容積1%2%的不可用燃油。計算：油箱總體積：膨脹空間占油箱體積：不可用燃油占油箱體積：所以油箱載油量最大為96L，滿足 90L 要求，可用。（2）加油方式及加油口的確定根據(jù)設(shè)計原則確定加油方式：重力加油重力加油口的設(shè)置位置在油箱上表面右側(cè)。2、燃油箱通氣系統(tǒng)設(shè)計4/17（1）根據(jù)飛機設(shè)計手氣冊第十三冊通系統(tǒng)設(shè)計原則根據(jù)飛機設(shè)計手冊第十三冊公式 18-24 計算通氣根據(jù)要求，考慮升限高

7、度和地面時油箱內(nèi)的壓力。油箱內(nèi)外壓差要小于2kPa，而 4500m 高空的壓力為 57.8kPa，假設(shè)為一種極限狀態(tài)， 此時內(nèi)外壓差就是 2kPa （即油箱內(nèi)壓為 55.8kPa）。該情況下用二分法計算出通氣管的最小直徑 d。查空氣動力學(xué)附錄3 得到需要的相關(guān)數(shù)據(jù)如下表：高度（ m）溫度（K）壓力（ kPa）4500258.957.80288.15101.3密度（ kg / m3 ）0.07781.225資料得該氣體為湍流，查飛機設(shè)計手冊第十三冊表18-1 得雷諾數(shù)和摩擦阻力系數(shù)如下：VdRe表示粘度Re40000.0398假設(shè)通氣管路長約1m，局部阻力系數(shù)和為 5，計算：P外2P內(nèi)2=K G

8、2管道水力模數(shù) ：K4.6810 17d5 TLeq管道當量長度：5/17Leq =Ld 10 3 (m)T空氣溫度258.9K4.68 1017 T4.68 1017 T3K =d5d410運用二分法求得d=2.1mm。根據(jù)上述計算結(jié)果，通氣管徑必須大于 2.1mm 才能滿足要求，所以綜合考慮通氣管徑取 d=21mm。（ 2）根據(jù)上一步算的結(jié)果， 校和是否滿足升限高度和地面時油箱內(nèi)的壓力差小于 2kPa，計算：a.4500m 情況下：P外2P內(nèi)2=K G 2K4.681017d 5TL eqT空氣溫度258.9KL=Ld 10 3 (m)eq外求得：K =4.68 1017T 4.68 10

9、17 T103d5d4K133.1510G 21.69 10 12內(nèi)內(nèi)外壓差：P = P外P內(nèi) =0.01KPa<2KPab.地面情況下：P外2P內(nèi)2=K G26/17K 4.6810 17d 5TL eqLeq=Ld 10 3(m)K = 4.68 1017 T4.68 1017 T10 3d5d4空氣溫度外求得：K = 4.68 1017 T 4.68 1017 T10 3d5d4G 21.69 10 12內(nèi)內(nèi)外壓差：P = P外P內(nèi) =0.01KPa<2KPa根據(jù)校和結(jié)果，升限高度和地面時油箱內(nèi)的壓力差都為 0.01kPa，小于 2kPa，所以滿足要求。二、燃油的高空性能計算

10、1、油箱是否需要增壓（1）比較外界大氣壓力與飽和蒸氣壓力是否大于910kPa，判斷是否需要（見飛機設(shè)計手冊 13 冊要求）。根據(jù)飛機技術(shù)要求，采用 RH-75 號航空汽油，查飛機設(shè)計手冊 13 冊表 18-44查雷德蒸氣壓力：得出雷德蒸氣壓為P39.6KPa。Rid根據(jù)公式 18-56 計算燃油溫度為 43時飽和蒸氣壓力；比較升限高度時外界大氣壓與燃油溫度為43時飽和蒸氣壓力是否大于9-10kPa，如果是，則采用開敞式通氣系統(tǒng)，燃油箱不需要增壓。7/1737.8t 2通過公式 Pt(1) PRid ，計算得出在升限高度時RH-75 飽和蒸汽壓；P P-P。Pt =45.27KPa外t=57.8

11、KPa-45.27KPa=12.53KPa>10KPa所以不需要增壓。2、燃油泵入口壓力的校核燃油箱內(nèi)的壓力不僅要保證大于燃油的飽和蒸氣壓力，而且還要滿足燃油泵的入口壓力要求，若不能滿足則系統(tǒng)仍需要進行增壓。經(jīng)過通氣系統(tǒng)的計算，在升限時，燃油箱內(nèi)的壓力仍與外界大氣壓相近，為57.79KPa，根據(jù)飛機設(shè)計手冊離心泵入口壓力計算關(guān)系式：4nQ3Pcav98.1fC crPinPcav PminPmin1.2 PtPin：燃油泵最小入口壓力 ；Pc a v ：燃油泵防氣蝕余壓 ；Pmin ：葉輪工作最低壓力 ；n ：燃油泵轉(zhuǎn)速，轉(zhuǎn)每分鐘 ；Q ：流量，立方米每秒 ；C c r ：燃油泵氣蝕系數(shù)

12、 ；8/17：燃油密度 ， kg / m 3 ；P t ：燃油飽和蒸氣壓 。RH75701 kg / m 3Q 60L / h110 3 m3 / s6Pm i n1. 245. 27KPa54. 324KPaPcav33.325PaPinPc a vPm in5 4 .3 5 7 K P aPin54.35KPa57.79KPa取燃油泵的轉(zhuǎn)速為800 轉(zhuǎn)每分鐘，油泵氣蝕系數(shù)為1000，按照發(fā)動機最大耗油量 60 升每小時計算防氣蝕壓力Pcav =33.325Pa；工作葉輪進口最低壓力為Pmin =54.324KPa，則燃油泵的入口最小壓力約為Pin54.35KPa 。在升限高度時，與外界大氣

13、壓 P外 =57.79KPa 相比，燃油泵的入口最小壓力小于外界大氣壓，因此油箱內(nèi)不需要增壓就能滿足工作條件。三、發(fā)動機入口壓力校和1 、發(fā)動機入口壓力校核 （即供油系統(tǒng)計算，在增壓泵工作時） ：供油系統(tǒng)圖9/17根據(jù)公式： P zP ' minP ' mingy1V 02P H2相關(guān)需要數(shù)據(jù)項目PH(KPa)P''( kg / m3 )g（N/kg ）H（m）V（m/s）高度minP min4500m57.854.32457019.80.523000m70.154.32457019.80.52計算：P ' m in54.3 24 K PaP'm

14、in5KPagy3.4 KPa1V021.4 KPa2a.4500m 情況下：PH57.8KPaP ' minPmin1V 0264.124 KPa2Pz067.12457.86.324KPab.3000m 情況下：PH70.1KPaP'P1V 264.124 KPaminmin20根據(jù)計算結(jié)果，在 3000 米高空時燃油箱在不需要增壓的情況想滿足增壓泵最小入口壓力 ;而在 4500 米高空時需要增壓 6.32kPa 才能滿足增壓泵最小入口壓力，所以燃油箱在此情況下仍需要增壓 6.32kPa。即 Pz =6.32KPa。已知： 發(fā)動機油泵入口壓力正常工作是；10/17根據(jù)發(fā)動機

15、最大流量， 按燃油流速 0.5-2m/s ，假設(shè)供油管路直徑為；局部阻力計算和沿程阻力計算參數(shù)；已知增壓泵增壓值（根據(jù)流量查圖中對應(yīng)的壓力）；忽略慣性損失。計算條件：在升限高度，用40L/h；油濾流阻最大7kPa。根據(jù)伯努利方程，在升限高度4500m 時，計算發(fā)動機入口壓力：PP燃油gy PP1V 2gHPHZ油濾in2F得出發(fā)動機入口壓力公式為：PPP燃油 gyP油濾1V 2gHPinHZ2F根據(jù)已知條件：H=0.5m， y=0，g=1.7gPZ6.32KPa1V 021.4 KPa2PH57.8KPa燃油701kg / m3計算得出：Pin49.64KPa增壓泵最小增壓值計算：PZ min

16、60KPaPin一級增壓泵的增壓值為：PZ min10.36KPa2、一級增壓泵損壞后的安全飛行高度(即供油系統(tǒng)計算，在增壓泵不工作時 )流量為 60L/h，增壓泵流阻為 5kPa，發(fā)動機入口壓力為 30kPa，計算出對應(yīng)的外界大氣壓力 PH ，及對應(yīng)的飛行高度 H。11/17P60KPa P+ 1V2 + gH+ PH油濾2F已知的條件：PF =2KPa1 V 2 =0.114KPa2P油濾7KPagH5.839KPa根據(jù)公式計算出當一級增壓泵失效時，發(fā)動機正常工作時，所對應(yīng)的大氣壓力：PH68.95KPa根據(jù)外界壓強與高度的關(guān)系式計算出對應(yīng)的高度：PHP015.255H44330P0101

17、.32KPa計算出對應(yīng)的飛行高度H=3131.66m,取整 H=3100m 。四、燃油測量系統(tǒng)設(shè)計我們依據(jù)燃油箱的長方體的結(jié)構(gòu)，將燃油油量傳感器布置在油門重心位置。根據(jù)資料，我們采用電容式傳感器。 根據(jù)電容式傳感器測量原理： 當傳感器尺寸確定了， 燃油介質(zhì)也不發(fā)生改變時， 其電容增值僅與 h 有關(guān)。電容式油量測量系統(tǒng)采用特型油量傳感器， 它的內(nèi)管按油箱的油量 高度曲線變面積管， 使其電容量的變化與油箱內(nèi)燃油體積變化呈線性關(guān)系。通過測量油箱內(nèi)的油面高度，便可確定油箱內(nèi)燃油體積，最后得到油箱剩余油量的重量。根據(jù)飛機設(shè)計手冊第十三冊系統(tǒng)工作原理12/172a K 1 hC f C f CalnrRC

18、 f ：油量傳感器浸油后的電容值，F(xiàn)；Ca ：油量傳感器未 浸油后的電容值 ,F ；a ：空氣的介電常數(shù)，a1.00059， F / m ；K：相對介電常數(shù)，Kf/ a ；f ：燃油的介電常數(shù)，f2.1， F / m ；h ：油量傳感器的浸油高度，mm；r ：油量傳感器內(nèi)管半徑，mm；R ：油量傳感器外管半徑，mm。當內(nèi)外徑不變時，油量和高度呈線性關(guān)系。當飛機俯仰角為0 度時，2a K 1 hC f C f CalnrR油量高度曲線如下圖：13/17Vsh由于油箱形狀為規(guī)則的長方體， 根據(jù)飛機設(shè)計手冊第十三冊油量 - 高度曲線的計算與修正 ，容積修正系數(shù) A 取 0.96 。（h 為未修正曲線， h1 為修正后曲線）當飛機俯仰角為 -1 度時h 1tan1R0