肖海强飞机系统原理

1、南昌航空大学科技学院飞机系统原理小型无人机燃油系统设计班级：1381012姓名：肖海强学号：1381012301/17设计要求 .1摘要 .3引言 .3一、燃油箱总体设计 .41、燃油载油量和加油方式的确定 .42、燃油箱通气系统设计 .4二、燃油的高空性能计算 .71、油箱是否需要增压 .72、燃油泵入口压力的校核 .7三、发动机入口压力校核 .91、发动机入口压力校核 .92、一级增压泵损坏后的安全飞行高度.11四、燃油测量系统设计 .12五、燃油放油系统设计 .15参考资料 .152/17设计要求一、设计内容1.按图一要求进行飞机燃油系统原理设计，含供油、加油、通气、放油和油箱以及油量指

2、示系统，画出原理图（含估算供油和通气管路直径），论述燃油系统各成分系统功能的实现；2.燃油系统供油性能（高空性）计算；2.1 增压泵入口压力计算，以校核升限高度是否需要增压；2.2 供油压力入口压力计算 （温度按 43）和一级增压泵损坏后的安全飞行高度计算，校核增压泵的性能是否满足要求，忽略过载损失；3.油量测量系统设计（仅布局 1 根电容式油量传感器），并计算油量高度曲线和校核其在巡航姿态下的指示误差；二、已知条件1.飞机和发动机主要参数见表1 和表 2；2.已知供油系统管路长度 5m，局部阻力系数之和为 10，发动机燃油路口高度比油箱底部出口高 0.5m;3.油箱载油量 90L，油箱尺寸长

3、宽高500*400*500 ；4.增压泵油量参数见图二， 增压泵的气蚀临界条件为入口压力比燃油饱和蒸汽压力小 5kPa。增压泵不工作时，流量为 60L/h，流阻为 5kPa。5.燃油流速 0.5m/s2m/s表 1飞机主要性能参数项目技术指标项目技术指标巡航姿态-1 °3°法向过载0+0.1g使用升限（ m）4500轴向过载-0.3 +0.7g1/17表 2发动机入口参数项目技术指标燃油类型RH-75 航空汽油发温度45动压力0.6 2.0bar(绝对压力 )，应急供油压力不小于 0.3bar机发动机耗量3000 米以下最大 60L/h；30005000 米以下最大入口要求

4、40L/h过滤精度50UM当油量为 60L/h, 流阻为 7kPa2/17摘要无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“ UAV”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的飞机。 燃油系统是无人机上众多系统中的一个子系统，它的可靠性和安全性是飞行安全的重要考虑因素， 本文燃油系统是根据升限高度，发动机入口燃油压力， RH-75 航空汽油，燃油流速，通气性能，燃油泵防气穴等条件设计的无人机供输油系统。参考 飞机设计手册第十三册的设计思路和步骤，得出油箱通气管直径为 21mm，油箱增压为 6.32kPa ，输油管半径为 2.5mm，一级增压泵增压值为 10.36kPa，在一级增压泵失效的情况下

5、飞行高度为 3100m等数据。关键词：供输油系统雷诺数湍流二分法 雷德蒸气饱和蒸汽压引言飞机燃油系统用来储存发动机（含辅助动力装置）需要的燃油，并在飞机允许的一切飞行姿态和工作条件下， 不间断地有效地向发动机供油， 即满足发动机燃油泵入口流量、压力、温度、汽 / 液比要求。另外，燃油系统还具有冷却飞机上其他设备 （或系统）和保持飞机重心在规定范围内等附加功能。 飞机燃油系统由供输油系统、燃油箱、通气增压系统、加放油系统、油量测量和信号指示系统、抑爆系统和冷却系统等组成。本文将根据所给的某型小型无人机的相关参数和要求进行方案设计。3/17一、燃油箱的总体设计1、燃油载油量和加油方式的确定（1）根

6、据几何尺寸核算油箱的容积，考虑膨胀容积和残余燃油体积后，确定载油量是否有 90L根据飞机设计手册第十三册燃油箱布置和可用油量在确定燃油箱容积时，要计及以下因素：a.预留占油箱容积 3%4%的膨胀空间。b.预留占油箱容积1%2%的不可用燃油。计算：油箱总体积：膨胀空间占油箱体积：不可用燃油占油箱体积：所以油箱载油量最大为96L，满足 90L 要求，可用。（2）加油方式及加油口的确定根据设计原则确定加油方式：重力加油重力加油口的设置位置在油箱上表面右侧。2、燃油箱通气系统设计4/17（1）根据飞机设计手气册第十三册通系统设计原则根据飞机设计手册第十三册公式 18-24 计算通气根据要求，考虑升限高

7、度和地面时油箱内的压力。油箱内外压差要小于2kPa，而 4500m 高空的压力为 57.8kPa，假设为一种极限状态， 此时内外压差就是 2kPa （即油箱内压为 55.8kPa）。该情况下用二分法计算出通气管的最小直径 d。查空气动力学附录3 得到需要的相关数据如下表：高度（ m）温度（K）压力（ kPa）4500258.957.80288.15101.3密度（ kg / m3 ）0.07781.225资料得该气体为湍流，查飞机设计手册第十三册表18-1 得雷诺数和摩擦阻力系数如下：VdRe表示粘度Re40000.0398假设通气管路长约1m，局部阻力系数和为 5，计算：P外2P内2=K G

8、2管道水力模数 ：K4.6810 17d5 TLeq管道当量长度：5/17Leq =Ld 10 3 (m)T空气温度258.9K4.68 1017 T4.68 1017 T3K =d5d410运用二分法求得d=2.1mm。根据上述计算结果，通气管径必须大于 2.1mm 才能满足要求，所以综合考虑通气管径取 d=21mm。（ 2）根据上一步算的结果， 校和是否满足升限高度和地面时油箱内的压力差小于 2kPa，计算：a.4500m 情况下：P外2P内2=K G 2K4.681017d 5TL eqT空气温度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内内外压差：P = P外P内 =0.01KPa<2KPab.地面情况下：P外2P内2=K G26/17K 4.6810 17d 5TL eqLeq=Ld 10 3(m)K = 4.68 1017 T4.68 1017 T10 3d5d4空气温度外求得：K = 4.68 1017 T 4.68 1017 T10 3d5d4G 21.69 10 12内内外压差：P = P外P内 =0.01KPa<2KPa根据校和结果，升限高度和地面时油箱内的压力差都为 0.01kPa，小于 2kPa，所以满足要求。二、燃油的高空性能计算

10、1、油箱是否需要增压（1）比较外界大气压力与饱和蒸气压力是否大于910kPa，判断是否需要（见飞机设计手册 13 册要求）。根据飞机技术要求，采用 RH-75 号航空汽油，查飞机设计手册 13 册表 18-44查雷德蒸气压力：得出雷德蒸气压为P39.6KPa。Rid根据公式 18-56 计算燃油温度为 43时饱和蒸气压力；比较升限高度时外界大气压与燃油温度为43时饱和蒸气压力是否大于9-10kPa，如果是，则采用开敞式通气系统，燃油箱不需要增压。7/1737.8t 2通过公式 Pt(1) PRid ，计算得出在升限高度时RH-75 饱和蒸汽压；P P-P。Pt =45.27KPa外t=57.8

11、KPa-45.27KPa=12.53KPa>10KPa所以不需要增压。2、燃油泵入口压力的校核燃油箱内的压力不仅要保证大于燃油的饱和蒸气压力，而且还要满足燃油泵的入口压力要求，若不能满足则系统仍需要进行增压。经过通气系统的计算，在升限时，燃油箱内的压力仍与外界大气压相近，为57.79KPa，根据飞机设计手册离心泵入口压力计算关系式：4nQ3Pcav98.1fC crPinPcav PminPmin1.2 PtPin：燃油泵最小入口压力 ；Pc a v ：燃油泵防气蚀余压 ；Pmin ：叶轮工作最低压力 ；n ：燃油泵转速，转每分钟 ；Q ：流量，立方米每秒 ；C c r ：燃油泵气蚀系数

12、 ；8/17：燃油密度 ， kg / m 3 ；P t ：燃油饱和蒸气压 。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取燃油泵的转速为800 转每分钟，油泵气蚀系数为1000，按照发动机最大耗油量 60 升每小时计算防气蚀压力Pcav =33.325Pa；工作叶轮进口最低压力为Pmin =54.324KPa，则燃油泵的入口最小压力约为Pin54.35KPa 。在升限高度时，与外界大气

13、压 P外 =57.79KPa 相比，燃油泵的入口最小压力小于外界大气压，因此油箱内不需要增压就能满足工作条件。三、发动机入口压力校和1 、发动机入口压力校核 （即供油系统计算，在增压泵工作时） ：供油系统图9/17根据公式： P zP ' minP ' mingy1V 02P H2相关需要数据项目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计算：P ' m in54.3 24 K PaP'm

14、in5KPagy3.4 KPa1V021.4 KPa2a.4500m 情况下：PH57.8KPaP ' minPmin1V 0264.124 KPa2Pz067.12457.86.324KPab.3000m 情况下：PH70.1KPaP'P1V 264.124 KPaminmin20根据计算结果，在 3000 米高空时燃油箱在不需要增压的情况想满足增压泵最小入口压力 ;而在 4500 米高空时需要增压 6.32kPa 才能满足增压泵最小入口压力，所以燃油箱在此情况下仍需要增压 6.32kPa。即 Pz =6.32KPa。已知： 发动机油泵入口压力正常工作是；10/17根据发动机

15、最大流量， 按燃油流速 0.5-2m/s ，假设供油管路直径为；局部阻力计算和沿程阻力计算参数；已知增压泵增压值（根据流量查图中对应的压力）；忽略惯性损失。计算条件：在升限高度，用40L/h；油滤流阻最大7kPa。根据伯努利方程，在升限高度4500m 时，计算发动机入口压力：PP燃油gy PP1V 2gHPHZ油滤in2F得出发动机入口压力公式为：PPP燃油 gyP油滤1V 2gHPinHZ2F根据已知条件：H=0.5m， y=0，g=1.7gPZ6.32KPa1V 021.4 KPa2PH57.8KPa燃油701kg / m3计算得出：Pin49.64KPa增压泵最小增压值计算：PZ min

16、60KPaPin一级增压泵的增压值为：PZ min10.36KPa2、一级增压泵损坏后的安全飞行高度(即供油系统计算，在增压泵不工作时 )流量为 60L/h，增压泵流阻为 5kPa，发动机入口压力为 30kPa，计算出对应的外界大气压力 PH ，及对应的飞行高度 H。11/17P60KPa P+ 1V2 + gH+ PH油滤2F已知的条件：PF =2KPa1 V 2 =0.114KPa2P油滤7KPagH5.839KPa根据公式计算出当一级增压泵失效时，发动机正常工作时，所对应的大气压力：PH68.95KPa根据外界压强与高度的关系式计算出对应的高度：PHP015.255H44330P0101

17、.32KPa计算出对应的飞行高度H=3131.66m,取整 H=3100m 。四、燃油测量系统设计我们依据燃油箱的长方体的结构，将燃油油量传感器布置在油门重心位置。根据资料，我们采用电容式传感器。 根据电容式传感器测量原理： 当传感器尺寸确定了， 燃油介质也不发生改变时， 其电容增值仅与 h 有关。电容式油量测量系统采用特型油量传感器， 它的内管按油箱的油量 高度曲线变面积管， 使其电容量的变化与油箱内燃油体积变化呈线性关系。通过测量油箱内的油面高度，便可确定油箱内燃油体积，最后得到油箱剩余油量的重量。根据飞机设计手册第十三册系统工作原理12/172a K 1 hC f C f CalnrRC

18、 f ：油量传感器浸油后的电容值，F；Ca ：油量传感器未 浸油后的电容值 ,F ；a ：空气的介电常数，a1.00059， F / m ；K：相对介电常数，Kf/ a ；f ：燃油的介电常数，f2.1， F / m ；h ：油量传感器的浸油高度，mm；r ：油量传感器内管半径，mm；R ：油量传感器外管半径，mm。当内外径不变时，油量和高度呈线性关系。当飞机俯仰角为0 度时，2a K 1 hC f C f CalnrR油量高度曲线如下图：13/17Vsh由于油箱形状为规则的长方体， 根据飞机设计手册第十三册油量 - 高度曲线的计算与修正 ，容积修正系数 A 取 0.96 。（h 为未修正曲线， h1 为修正后曲线）当飞机俯仰角为 -1 度时h 1tan1R0