CN106446325B - 一种飞机燃油系统设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机燃油系统设计方法。所述飞机燃油系统设计方法包括如下步骤：步骤1：建立飞机各油箱燃油流动模型；步骤2：对油箱隔间的燃油质量、温度随飞机冷、热极端典型飞行剖面变化情况进行离散化迭代处理；步骤3：计算各个油箱隔间平均温度随飞机热、冷极端典型飞行剖面变化情况；步骤4：确定集油箱温度场分布；步骤5：确定供油导管内燃油质量流量、供油导管所处环境温度随飞机冷、热极端典型飞行剖面的变化情况；步骤6：计算集油箱到发动机入口处温度变化随飞行剖面变化情况；步骤7：判断进入发动机入口的燃油是否满足燃油进入发动机入口的要求。本发明的飞机燃油系统设计方法解决了传统方法中计算精度不高的问题。

Description

一种飞机燃油系统设计方法

技术领域

本发明涉及飞机技术领域，特别是涉及一种飞机燃油系统设计方法。

背景技术

随着飞机设计技术的不断进步，飞机的设计复杂度越来越高，机载热载荷也随之增加，飞机系统设计对散热、隐身性能、能源的综合利用和系统的精细化设计提出了更高的要求，利用燃油作为冷媒为其他系统散热已经成为一种发展趋势。

然而，飞机燃油系统燃油温度受飞行剖面、环境工况、载油量、油箱布局、供输油规律、散热器等影响因素较大，地面燃油热性能试验无法模拟空中环境，如何精确分析计算燃油系统热性能，使其在所有工况和飞行剖面下能否满足发动机入口温度要求，降低工程研制风险，提高设计效率，成为飞机燃油系统设计难以解决的问题。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机燃油系统设计方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种飞机燃油系统设计方法，用于使进入发动机入口的燃油满足燃油进入发动机入口的要求，所述飞机燃油系统设计方法包括如下步骤：

步骤1：建立飞机各油箱燃油流动模型；

步骤2：对飞机冷极端典型飞行剖面以及飞机热极端典型飞行剖面建模，并对油箱隔间的燃油质量、温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面以及油箱隔间的燃油质量、温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况进行离散化迭代处理；

步骤3：计算各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况；

步骤4：确定集油箱温度场分布；

步骤5：确定集油箱至发动机入口处的供油导管参数，并确定供油导管内燃油质量流量、供油导管所处环境温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面以及所述飞机热极端典型飞行剖面的变化情况；

步骤6：将所述步骤5所得数据作为输入建立计算模型；

步骤7：判断进入发动机入口的燃油是否满足燃油进入发动机入口的要求，若是，则结束；若否，则重复所述步骤2至所述步骤6，从而使判断结果为是。

优选地，所述步骤1中的建立飞机各油箱燃油流动模型具体为：

步骤11：列出飞机油箱可能的载油量和对应典型飞行剖面；

步骤12：列出飞机冷极端典型环境工况以及热极端典型环境工况下的飞行剖面；

步骤13：根据所述步骤11以及所述步骤12，获得热极端典型飞行剖面以及冷极端典型飞行剖面；

步骤14：确定影响燃油温度的散热器热功率、泵加热功率随冷极端典型飞行剖面以及热极端典型飞行剖面的变化情况；

步骤15：确定飞机油箱壁板参数，确定飞机油箱壁板和/或肋板在冷极端典型环境工况以及热极端典型环境工况下的浸润散热面积；

步骤16：确定油箱内的每个油箱隔间的燃油流进质量、燃油流出质量、燃油温度随冷极端典型飞行剖面以及冷极端典型飞行剖面的变化情况以及各个相邻油箱隔间的燃油温度的变化情况；

步骤17：根据所述步骤11至所述步骤16所得到的数据，建立所述飞机各油箱燃油流动模型。

优选地，所述步骤4具体为：选定布置有散热器、供油泵的集油箱开展温度场分析，确定分析对象油箱温度场分布。

优选地，所述步骤5中的供油导管参数包括供油导管长度、内径、材料、壁厚。

优选地，所述步骤2具体为：每一个油箱隔间的焓随时间变化均是由燃油温度和质量变化所引起，储存在油箱内的燃油质量随时间的变化和燃油温度随时间的变化决定了以下的热量连续方程的解算：

E_f＝m_fh_f

h_f＝△θ·c_p；其中，

m_f——储存在该油箱中该时刻的燃油质量，单位为Kg；

t——时间，单位为s；

c_p——燃油比定压热容，单位为KJ/(Kg·℃)

E_f——储存在燃油中的热量，单位为kj；

Q_m,i——从i油箱到本油箱或从本油箱输出的燃油质量流量，单位为kg/s；

h_i——从i油箱到本油箱或从本油箱输出的比焓，单位为kj/kg；

h_f——储存在本油箱中的比焓，单位为kj/kg；

φ_adj——从邻近油箱传导到本油箱或从本油箱输出的热流量，kw；

φ_ext——从外界大气或热壁传导到本油箱的热流量，单位为kw；

φ_f,p——从本油箱的油泵传导出的热流量，单位为kw；

φ_hyd——油箱内散热器传导给燃油的热流量，单位为kw。

优选地，所述步骤3中的计算各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况具体为：

对于每个油箱，都具有以下热焓的能量平衡方程：

对于每一个油箱的燃油，其焓随时间变化又是由热交换和流进燃油和流出燃油带来的能量变化所引起，都具有以下能量平衡方程：

从而

依据该关系式建立分析对象油箱基本关系式，从而得到各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况。

本发明的飞机燃油系统设计方法解决了目前传统的粗略计算和地面试验验证方法中计算精度不高、飞行剖面高空环境无法模拟和试验费用过大方面的不足的问题，且本方法通用性强，可充分考虑燃油热载荷交换、燃油箱燃油流动，对影响燃油温度的因素综合全面分析，精度相对较高。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的飞机燃油系统设计方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

图1是根据本发明一实施例的飞机燃油系统设计方法的流程示意图。

现有技术中，飞机燃油系统功能是按发动机要求的压力、流量、温度持续可靠地向发动机供油，同时维持飞机重心在一定范围内。燃油系统一般包含油箱内供、输油分系统；发动机供油分系统；油箱通气、惰化分系统；燃油箱分系统；油量测量管理分系统；压力加油分系统；应急放油分系统等。

如图1所示的飞机燃油系统设计方法，用于使进入发动机入口的燃油满足燃油进入发动机入口的要求，该飞机燃油系统设计方法包括如下步骤：

步骤1：建立飞机各油箱燃油流动模型；

步骤2：对飞机冷极端典型飞行剖面以及飞机热极端典型飞行剖面建模，具体地，在步骤1的各油箱燃油流动模型基础上增加温度、热影响因素等，如机外环境温度、蒙皮气动加热、油箱内散热器、太阳辐射等，这些对燃油温度有一定的影响，并对油箱隔间的燃油质量、温度随飞机冷极端典型飞行剖面以及油箱隔间的燃油质量、温度随飞机热极端典型飞行剖面变化情况进行离散化迭代处理；

步骤3：计算各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况；

步骤4：确定集油箱温度场分布；

步骤5：确定集油箱至发动机入口处的供油导管参数，并确定供油导管内燃油质量流量、供油导管所处环境温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面以及所述飞机热极端典型飞行剖面的变化情况；

步骤6：将步骤5所得数据作为输入建立计算模型，计算集油箱到发动机入口处温度变化随飞行剖面变化情况；具体地，该计算模型为燃油由集油箱经供油导管(一般在飞机油箱外，在飞机短舱、吊挂内)至发动机入口处的温度变化模型，并计算集油箱到发动机入口处温度变化随飞行剖面变化情况；具体地，由步骤3的集油箱平均温度、步骤4中的集油箱集油箱温度场分布和步骤6中的集油箱到发动机入口处温度变化的综合结果作为燃油系统能否实现其功能的依据，也就是系统方案成立的必要条件。例如：发动机入口要求-55——+55度，集油箱平均温度在某时刻59度，集油箱温度场温度波动范围正负2度，发动机入口温升1度，那么，发动机入口温度在这一时刻就有可能达到最高62度，不满足发动机入口-55——+60度要求)

步骤7：判断进入发动机入口的燃油是否满足燃油进入发动机入口的要求，若是，则结束；若否，则重复步骤2至所述步骤6，从而使判断结果为是。

在本实施例中，步骤1中的建立飞机各油箱燃油流动模型具体为：

步骤11：列出飞机油箱可能的载油量和对应典型飞行剖面；具体地，研制某型飞机，总体技术要求或研制总要求中都会有典型的剖面，即飞机的可能飞行剖面，每个剖面都会有载油量，一一列出即可。

步骤12：列出飞机冷极端典型环境工况以及热极端典型环境工况下的飞行剖面；具体地，一般研制一型飞机，总体技术要求或研制总要求中都会有典型的剖面，从中选出环境温度最不利，对热性能最苛刻严酷的剖面(如：热极端剖面选环境温度55度、燃油初始温度最高43度，载油量较少、在空中滞留时间短、飞行高度低的剖面等。

步骤13：根据步骤11以及所述步骤12，获得热极端典型飞行剖面以及冷极端典型飞行剖面；具体地，从所列的典型剖面中根据热影响因素(环境温度、载油量、飞行时间和飞行高度等)筛选出最为严酷的剖面，即可能出现最高温度和最低温度的剖面。

步骤14：确定影响燃油温度的散热器热功率、泵加热功率随冷极端典型飞行剖面以及热极端典型飞行剖面的变化情况；

步骤15：确定飞机油箱壁板参数，确定飞机油箱壁板和/或肋板在冷极端典型环境工况以及热极端典型环境工况下的浸润散热面积；

步骤16：确定油箱内的每个油箱隔间的燃油流进质量、燃油流出质量、燃油温度随冷极端典型飞行剖面以及冷极端典型飞行剖面的变化情况以及各个相邻油箱隔间的燃油温度的变化情况；

步骤17：根据所述步骤11至所述步骤16所得到的数据，建立所述飞机各油箱燃油流动模型。

在本实施例中，步骤4具体为：选定布置有散热器、供油泵的集油箱开展温度场分析，确定分析对象油箱温度场分布。

在本实施例中，所述步骤5中的供油导管参数包括供油导管长度、内径、材料、壁厚。

在本实施例中，所述步骤2具体为：每一个油箱隔间的焓随时间变化均是由燃油温度和质量变化所引起，储存在油箱内的燃油质量随时间的变化和燃油温度随时间的变化决定了以下的热量连续方程的解算：

E_f＝m_fh_f

h_f＝△θ·c_p；其中，

m_f——储存在该油箱中该时刻的燃油质量，单位为Kg；

t——时间，单位为s；

c_p——燃油比定压热容，单位为KJ/(Kg·℃)

E_f——储存在燃油中的热量，单位为kj；

Q_m,i——从i油箱到本油箱或从本油箱输出的燃油质量流量，单位为kg/s；

h_i——从i油箱到本油箱或从本油箱输出的比焓，单位为kj/kg；

h_f——储存在本油箱中的比焓，单位为kj/kg；

φ_adj——从邻近油箱传导到本油箱或从本油箱输出的热流量，单位为kw；

φ_ext——从外界大气或热壁传导到本油箱的热流量，单位为kw；

φ_f,p——从本油箱的油泵传导出的热流量，单位为kw；

φ_hyd——油箱内散热器传导给燃油的热流量，单位为kw。

在本实施例中，所述步骤3中的计算各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况具体为：

对于每个油箱，都具有以下热焓的能量平衡方程：

对于每一个油箱的燃油，其焓随时间变化又是由热交换和流进燃油和流出燃油带来的能量变化所引起，都具有以下能量平衡方程：

从而

依据该关系式建立分析对象油箱基本关系式，从而得到各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况。举例来说，例如从起飞前开始，是0时刻，初始各油箱油温等状态明确，经过t时刻(一小段时间，如5秒)后，由上面这个公式就可以计算t时刻的各油箱油温状态(由初始状态和t时间可以确定)；在经历t时刻，即2t时刻，由上面这个公式就可以计算2t时刻的各油箱油温状态(由t时刻的明确状态和t时间确定)，依次迭代，就可以得到各个油箱隔间平均温度随剖面在0、t、2t、3t。。。。。。nt(剖面结束)的油箱状态了。

在本实施例中，步骤2对飞机冷极端典型飞行剖面以及飞机热极端典型飞行剖面建模，并对油箱隔间的燃油质量、温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面以及油箱隔间的燃油质量、温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况进行离散化迭代处理具体为，其中的热影响因素(飞机飞行高度对应有一个环境温度，飞机在该高度下按一定速度飞行，就可以计算出飞机蒙皮恢复温度)之一如下：

考虑气动加热

(式中：θ_r——绝热壁温度，单位为K；θ_δ——边界层外缘上的空气温度，单位为K；M_δ——局部马赫数；r——温度恢复系数，本文取0.86；k——空气绝热系数，本文取1.4；)的蒙皮外空气恢复温度。

b)考虑太阳辐射太阳辐射Q_radiation＝Q_{rad_sun}-Q_{rad_up}-Q_{rad_down}(式中：Q_{rad_sun}——太阳到油箱壁的辐射热流量，单位为kw；Q_{rad_up}——油箱壁到天空的辐射热流量，单位为kw；Q_{rad_down}——油箱壁到地面的辐射热流量，单位为kw；Q_radiation——油箱壁到燃油的传热流量，单位为kw；其中：Q_{rad_sun}＝q_hA_Pa_s；式中：q_h——太阳辐射的热流密度；A_P——油箱被太阳辐射的投影面积；a_s——修正系数；其中：

式中：σ——斯忒蕃-玻尔兹曼常数，σ＝5.6696×10^-5(kW/(m²·K⁴))ξ——黑度系数，表面氧化的铝合金为0.11～0.19，灰色为0.859；A_p——辐射的投影面积；θ_skin——油箱壁外表面温度，单位为K；θ_sky——天空温度，单位为K；其中：

式中：θ_g——地面温度，单位为K；)等因素影响；

c)油箱与外界大气或热壁的热传导：油箱上下壁板和燃油的热传导按下式计算

φ_ext＝∑_iK_a·A_w(θ_skin,K-θ_f)

式中：K_a——总传热系数，单位为kw/(m²·K)；

A_W——该油箱燃油浸润面积，单位为m²

θ_skin,K——与传热有关的壁温；

θ_f——燃油温度，单位为℃；

总传热系数K_a是指燃油和油箱外币表面之间的传热系数，计算公式如下

式中：K_in——燃油和油箱壁内表面之间的传热系数，单位为kw/(m²·K)；

λ——油箱壁导热系数，单位为kW/(m·K)；

δ——油箱壁厚，单位为m。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种飞机燃油系统设计方法，用于使进入发动机入口的燃油满足燃油进入发动机入口的要求，其特征在于，所述飞机燃油系统设计方法包括如下步骤：

步骤1：建立飞机各油箱燃油流动模型；

步骤2：对飞机冷极端典型飞行剖面以及飞机热极端典型飞行剖面建模，并对油箱隔间的燃油质量、温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面以及油箱隔间的燃油质量、温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况进行离散化迭代处理；

步骤3：计算各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况；

步骤4：确定集油箱温度场分布；

步骤5：确定集油箱至发动机入口处的供油导管参数，并确定供油导管内燃油质量流量、供油导管所处环境温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面以及所述飞机热极端典型飞行剖面的变化情况；

步骤6：将所述步骤5所得数据作为输入建立计算模型,该计算模型为燃油由集油箱经供油导管至发动机入口处的温度变化模型，并计算集油箱到发动机入口处温度变化随飞行剖面变化情况；具体为由步骤3的集油箱平均温度、步骤4中的集油箱温度场分布和步骤6中的集油箱到发动机入口处温度变化的综合结果作为燃油系统能否实现其功能的依据；

步骤7：判断进入发动机入口的燃油是否满足燃油进入发动机入口的要求，若是，则结束；若否，则重复所述步骤2至所述步骤6，从而使判断结果为是。

2.如权利要求1所述的飞机燃油系统设计方法，其特征在于，所述步骤1中的建立飞机各油箱燃油流动模型具体为：

步骤11：列出飞机油箱可能的载油量和对应典型飞行剖面；

步骤12：列出飞机冷极端典型环境工况以及热极端典型环境工况下的飞行剖面；

步骤13：根据所述步骤11以及所述步骤12，获得热极端典型飞行剖面以及冷极端典型飞行剖面；

步骤14：确定影响燃油温度的散热器热功率、泵加热功率随冷极端典型飞行剖面以及热极端典型飞行剖面的变化情况；

步骤15：确定飞机油箱壁板参数，确定飞机油箱壁板和/或肋板在冷极端典型环境工况以及热极端典型环境工况下的浸润散热面积；

步骤16：确定油箱内的每个油箱隔间的燃油流进质量、燃油流出质量、燃油温度随冷极端典型飞行剖面以及冷极端典型飞行剖面的变化情况以及各个相邻油箱隔间的燃油温度的变化情况；

步骤17：根据所述步骤11至所述步骤16所得到的数据，建立飞机各油箱燃油流动模型。

3.如权利要求2所述的飞机燃油系统设计方法，其特征在于，所述步骤4具体为：选定布置有散热器、供油泵的集油箱开展温度场分析，确定分析对象油箱温度场分布。

4.如权利要求3所述的飞机燃油系统设计方法，其特征在于，所述步骤5中的供油导管参数包括供油导管长度、内径、材料、壁厚。

5.如权利要求4所述的飞机燃油系统设计方法，其特征在于，所述步骤2具体为：每一个油箱隔间的焓随时间变化均是由燃油温度和质量变化所引起，储存在油箱内的燃油质量随时间的变化和燃油温度随时间的变化决定了以下的热量连续方程的解算：

E_f＝m_fh_f

h_f＝△θ·c_p；其中，

m_f——储存在该油箱中该时刻的燃油质量，单位为Kg；

t——时间，单位为s；

c_p——燃油比定压热容，单位为KJ/(Kg·℃)

E_f——储存在燃油中的热量，单位为kj；

Q_m,i——从i油箱到本油箱或从本油箱输出的燃油质量流量，单位为kg/s；

h_i——从i油箱到本油箱或从本油箱输出的比焓，单位为kj/kg；

h_f——储存在本油箱中的比焓，单位为kj/kg；

φ_adj——从邻近油箱传导到本油箱或从本油箱输出的热流量，单位为kw；

φ_ext——从外界大气或热壁传导到本油箱的热流量，单位为kw；

φ_f,p——从本油箱的油泵传导出的热流量，单位为kw；

φ_hyd——油箱内散热器传导给燃油的热流量，单位为kw。

6.如权利要求5所述的飞机燃油系统设计方法，其特征在于，所述步骤3中的计算各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况具体为：

对于每个油箱，都具有以下热焓的能量平衡方程：

对于每一个油箱的燃油，其焓随时间变化又是由热交换和流进燃油和流出燃油带来的能量变化所引起，都具有以下能量平衡方程：

从而

依据该关系式建立分析对象油箱基本关系式，从而得到各个油箱隔间平均温度随所述飞机热极端典型飞行剖面变化情况以及各个油箱隔间平均温度随所述飞机冷极端典型飞行剖面变化情况。

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