CN116291895B - 一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法，属于燃油系统技术领域，导弹燃油系统包括油箱、通气阀、电动增压泵、第一压力信号器、电动齿轮泵、第二压力信号器、发动机、泵进油管路、排气管路、泵出油管路、出油管路；电动增压泵用于将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中；阻止电动增压泵进口产生气塞，防止燃油系统高空掉压，这种燃油系统可满足各类极限高度的高空性能，提升其有效载荷、射程、升限高度及可靠性。
Description
技术领域
本发明属于燃油系统技术领域，尤其涉及一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法。
背景技术
飞行器燃油系统是存储燃油，并保证在其规定的任何状态（如各种飞行高度、飞行姿态）下，均能按发动机所要求压力和流量向发动机持续不断地供油。运输机、战斗机、直升机等大中型飞机燃油系统及其复杂，包括加油系统、放油系统、抑爆系统、通气和增压系统、供油输油系统、热交换系统、燃油管理系统等等。
考虑到一次性使用、单次时间短、成本等因素，导弹燃油系统有别于飞机燃油系统，具有系统架构简单、电驱动为核心、零组件少等特点。现有飞机燃油系统的架构、计算都相对复杂：如一种轻型飞机燃油系统CN212079467U公开了一种轻型飞机燃油系统，包括燃油箱出油管、燃油箱回油管、燃油选择阀、燃油压力传感器连接油管。如一种飞机燃油系统设计方法CN106446325B通过建立飞机供油系统模型，计算了飞机冷热极限温度变化下的油箱温度场分布，获得了满足燃油进入发动机入口要求的方法。如一种飞机燃油系统CN105438484A，提出了一种新的燃油系统,包括油箱、发动机供油管路、压力加油管路、油箱输出管路、供输油总管,压力加油管路上和油箱输出管路上设有可调节流阀和压力传感器,在对飞机发动机供油时,能同时调节机翼左油箱组、机翼右油箱组或机身前段油箱组、机身后段油箱组燃油流量,保证飞机重心位置不变。以上现有的飞机燃油系统专利技术无法直接沿用至新型全电构型的导弹燃油系统。
导弹在高空飞行，当大气压力低于燃油饱和蒸汽压力时，溶解在燃油中的空气将析出，液态燃油会变成油蒸汽，这种现象称之为空化，严重时会出现输油管路断流、发动机停车等故障。当前航天、航空领域各自针对空化采用了不同技术。如航天领域采用高压橡胶气囊方案，随着大气压力减小，泄压阀打开后释放惰性气体来保证油箱压力始终高于燃油的饱和蒸汽压力，这种方式存在油箱体积大、结构复杂、附件多、重量重、泄压阀易失效、成本高等问题。再如航空领域采用发动机引气增压技术，虽然保证了油箱压力始终高于燃油的饱和蒸汽压力，但同样存在结构复杂、附件多、重量重、成本代价非常高等问题。
发明内容
针对现有技术的上述不足，本发明提供了一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法，防止燃油系统高空掉压，可满足各类极限高度的高空性能。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：
提供了一种可满足高空使用的导弹燃油系统，其包括油箱、电动增压泵和发动机；
油箱上设置有通气阀；
油箱和电动增压泵之间设置有泵进油管路和排气管路；
电动增压泵的进口通过泵进油管路与油箱连通；电动增压泵上设置有排气孔，排气管路与排气孔连通，电动增压泵用于将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中；
电动增压泵和发动机之间设置有电动齿轮泵，电动齿轮泵的进口通过泵出油管路与电动增压泵的出口连通；
电动齿轮泵的出口通过出油管路与发动机连通；
泵出油管路上设置有用于采集电动齿轮泵的出口压力的第一压力信号器；
出油管路上设置有采集电动齿轮泵的出口压力的第二压力信号器。
本发明中一种可满足高空使用的导弹燃油系统的基本原理为：通过在燃油系统的电动增压泵壳上设置排气孔，将电动增压泵与油箱通过排气管路相连，从而将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中，阻止电动增压泵进口产生气塞，防止燃油系统高空掉压，燃油系统可满足各类极限高度的高空性能。
本发明还提供一种可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法，包括步骤：
步骤1：建立导弹燃油系统初步模型；
步骤2：根据发动机对流量、压力和汽液比的需求，建立电动增压泵、电动齿轮泵、油箱和通气阀的需求参数；
步骤3：根据电动增压泵和电动齿轮泵的需求参数，设计泵进油管路、泵出油管路及出油管路的管径、长度和管路布置方式；
步骤4：设计与仿真电动增压泵和电动齿轮泵的内部流场，获得电动增压泵和电动齿轮泵流量、压力、功率和效率曲线；
步骤5：根据导弹极端高空条件下的飞行剖面，在电动增压泵出口与油箱之间设计排气管路，仿真校核排气管路中的流量是否满足所需的汽液混输的排气流量；若是，则确定排气管路的管径和长度；若否，调整排气管路的管径和长度，并重复步骤5，直至排气管路中的流量满足所需的汽液混输的排气流量为止；
步骤6：根据压力损失计算公式，计算从油箱到发动机入口处的压力损失，判断电动增压泵及电动齿轮泵是否满足增压指标；若是，则确定了燃油系统初步模型；若否，则重复步骤2至步骤5，直至确定燃油系统初步模型为止。
进一步地，在步骤4中，电动增压泵设计时，采用加大流量设计法，电动增压泵额定流量需增大到120%，来满足排气管路所需流量；
电动增压泵在120%的设计流量点的增压大于极端条件下电动齿轮泵进口饱和蒸汽压；电动齿轮泵进口饱和蒸汽压的计算公式为
其中，P2为电动齿轮泵进口饱和蒸汽压，单位为kPa，ΔP为电动增压泵增压，单位为kPa；Pv为航空煤油的饱和蒸汽压，单位为kPa，10~20为安全余量，单位为kPa。
进一步地，在步骤4中，电动增压泵上的排气孔内设置有排气接嘴，排气接嘴与排气管路固定连接；排气接嘴直径为排气管路管径的1/3或1/4。
进一步地，在步骤6中，压力损失计算公式为：
其中，为泵进油管路的压力损失；/>为泵出油管路压力损失；/>为出油管路的压力损失；/>为电动增压泵的流阻；/>、/>、/>分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的长度；/>、/>、/>分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的管径；/>、/>、/>分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的流速；不需考虑排气管路的压力损失；/>为沿程阻力系数，/>为局部阻力系数。
本发明的有益效果为：一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法，在燃油系统的电动增压泵壳上设置排气孔，将电动增压泵与油箱通过排气管路相连，从而将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中，阻止电动增压泵进口产生气塞，防止燃油系统高空掉压，这种燃油系统可满足各类极限高度的高空性能，提升其有效载荷、射程、升限高度及可靠性。
附图说明
图1为本发明中可满足高空使用的导弹燃油系统的结构示意图；
图2为本发明中可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法的流程图；
图3为电动增压泵的仿真内部流场示意图；
图4为电动增压泵的加大流量设计的曲线图；
图5为电动齿轮泵在不同流量下的仿真增压和实际增压的对比曲线图。
其中，1、油箱；2、通气阀；3、电动增压泵；4、第一压力信号器；5、电动齿轮泵；6、第二压力信号器；7、发动机；8、泵进油管路；9、排气管路；10、泵出油管路；11、出油管路。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
如图1所示，本发明提供了一种可满足高空使用的导弹燃油系统，其包括油箱1、电动增压泵3和发动机7；油箱1上设置有通气阀2；油箱1和电动增压泵3之间设置有泵进油管路8和排气管路9；电动增压泵3的进口通过泵进油管路8与油箱1连通；电动增压泵3上设置有排气孔，具体地，电动增压泵3上的排气孔内设置有排气接嘴，排气接嘴与排气管路9固定连接；排气接嘴直径为排气管路9管径的1/3或1/4。电动增压泵3用于将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱1中。
电动增压泵3和发动机7之间设置有电动齿轮泵5，电动齿轮泵5的进口通过泵出油管路10与电动增压泵3的出口连通。泵出油管路10上设置有用于采集电动齿轮泵5的出口压力的第一压力信号器4；出油管路11上设置有采集电动齿轮泵5的出口压力的第二压力信号器6。
本发明中一种可满足高空使用的导弹燃油系统，通过在燃油系统的电动增压泵3壳上设置排气孔，将电动增压泵3与油箱1通过排气管路9相连，从而将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱1中，阻止电动增压泵3进口产生气塞，防止燃油系统高空掉压，燃油系统可满足各类极限高度的高空性能。
如图2所示，本发明还提供一种可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法，包括步骤：
步骤1：建立导弹燃油系统初步模型；
步骤2：根据发动机7对流量、压力和汽液比的需求，建立电动增压泵3、电动齿轮泵5、油箱1和通气阀2的需求参数；
步骤3：根据电动增压泵3和电动齿轮泵5的需求参数，设计泵进油管路8、泵出油管路10及出油管路11的管径、长度和管路布置方式；
步骤4：设计与仿真电动增压泵3和电动齿轮泵5的内部流场，获得电动增压泵3和电动齿轮泵5流量、压力、功率和效率曲线；
步骤5：根据导弹极端高空条件下的飞行剖面，在电动增压泵3出口与油箱1之间设计排气管路9，仿真校核排气管路9中的流量是否满足所需的汽液混输的排气流量；若是，则确定排气管路9的管径和长度；若否，调整排气管路9的管径和长度，并重复步骤5，直至排气管路9中的流量满足所需的汽液混输的排气流量为止；
步骤6：根据压力损失计算公式，计算从油箱1到发动机7入口处的压力损失，判断电动增压泵3及电动齿轮泵5是否满足增压指标；若是，则确定了燃油系统初步模型；若否，则重复步骤2至步骤5，直至确定燃油系统初步模型为止。
进一步地，在步骤4中，如图4所示，电动增压泵3设计时，采用加大流量设计法，电动增压泵3额定流量需增大到120%，来满足排气管路9所需流量；
具体地，在图4中，曲线A表示为原曲线，曲线B表示为加大流量设计的曲线，同时ΔPd为额定增压， Qd为额定流量。电动增压泵3在120%的设计流量点的增压大于极端条件下电动齿轮泵5进口饱和蒸汽压；电动齿轮泵5进口饱和蒸汽压的计算公式为
其中，P2为电动齿轮泵5进口饱和蒸汽压，单位为kPa，ΔP为电动增压泵3增压，单位为kPa；Pv为航空煤油的饱和蒸汽压，单位为kPa，10~20为安全余量，单位为kPa。
进一步地，在步骤6中，压力损失计算公式为：
其中，为泵进油管路8的压力损失；/>为泵出油管路10压力损失；/>为出油管路11的压力损失；/>为电动增压泵3的流阻；/>、/>、/>分别为泵进油管路8、泵出油管路10和出油管路11的长度；/>、/>、/>分别为泵进油管路8、泵出油管路10和出油管路11的管径；/>、/>、/>分别为泵进油管路8、泵出油管路10和出油管路11的流速；不需考虑排气管路9的压力损失；/>为沿程阻力系数，/>为局部阻力系数。
本实施例中，设发动机7进口流量为100L/h、进口压力为0.037~0.35MPa，最高飞行高度15000m。电动齿轮泵5增压0.3MPa，电动增压泵3增压0.03~0.06MPa，供电为28VDC。
通过电动齿轮泵5进口饱和蒸汽压的计算公式，=0.8MPa，电动齿轮泵5进口饱和蒸汽压远大于燃油饱和蒸汽压力（0.0425MPa）,符合齿轮泵进口压力要求。
根据电动齿轮泵5增压0.3MPa，电动增压泵3增压0.03~0.06MPa，得到进油管路管径为8mm，管路长度100mm。根据仿真得到图3和图5，满足设计要求。
在图3中得到电动增压泵在20L/H、60L/H和120L/H三种工况下的内部压力分布示意图。
在图5中，simulation ΔP为仿真的电动增压泵3增压，Test ΔP为实际测得的电动增压泵3增压，可以通过第一压力信号器4直接获得；simulationη为仿真的电动增压泵3增压效率；Testη为实际测得的电动增压泵3增压效率。
根据步骤5~6，=8kPa，/>=1kPa，
=5kPa，/>=2kPa。
计算得到，当电动增压泵3不工作时，燃油管路压力损失为0.008kPa，发动机7可正常工作，满足各类极限高度的高空性能，提升其有效载荷、射程、升限高度及可靠性。
Claims (3)
1.一种可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法，其特征在于，导弹燃油系统包括油箱、电动增压泵和发动机；
所述油箱上设置有通气阀；
油箱和电动增压泵之间设置有泵进油管路和排气管路；
电动增压泵的进口通过所述泵进油管路与油箱连通；电动增压泵上设置有排气孔，所述排气管路与排气孔连通，电动增压泵用于将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中；
电动增压泵和所述发动机之间设置有电动齿轮泵，所述电动齿轮泵的进口通过泵出油管路与电动增压泵的出口连通；
电动齿轮泵的出口通过出油管路与发动机连通；
所述泵出油管路上设置有用于采集电动齿轮泵的出口压力的第一压力信号器；
所述出油管路上设置有采集电动齿轮泵的出口压力的第二压力信号器；
设计方法包括步骤：
步骤1：建立导弹燃油系统初步模型；
步骤2：根据发动机对流量、压力和汽液比的需求，建立电动增压泵、电动齿轮泵、油箱和通气阀的需求参数；
步骤3：根据电动增压泵和电动齿轮泵的需求参数，设计泵进油管路、泵出油管路及出油管路的管径、长度和管路布置方式；
步骤4：设计与仿真电动增压泵和电动齿轮泵的内部流场，获得电动增压泵和电动齿轮泵流量、压力、功率和效率曲线；在步骤4中，电动增压泵设计时，采用加大流量设计法，电动增压泵额定流量需增大到120%，来满足排气管路所需流量；
电动增压泵在120%的设计流量点的增压大于极端条件下电动齿轮泵进口饱和蒸汽压；电动齿轮泵进口饱和蒸汽压的计算公式为
其中，P2为电动齿轮泵进口饱和蒸汽压，单位为kPa，ΔP为电动增压泵增压，单位为kPa；Pv为航空煤油的饱和蒸汽压，单位为kPa，10~20为安全余量，单位为kPa；
步骤5：根据导弹极端高空条件下的飞行剖面，在电动增压泵出口与油箱之间设计排气管路，仿真校核排气管路中的流量是否满足所需的汽液混输的排气流量；若是，则确定排气管路的管径和长度；若否，调整排气管路的管径和长度，并重复步骤5，直至排气管路中的流量满足所需的汽液混输的排气流量为止；
步骤6：根据压力损失计算公式，计算从油箱到发动机入口处的压力损失，判断电动增压泵及电动齿轮泵是否满足增压指标；若是，则确定了燃油系统初步模型；若否，则重复所述步骤2至所述步骤5，直至确定燃油系统初步模型为止。
2.根据权利要求1所述的一种可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法，其特征在于，在步骤4中，所述电动增压泵上的排气孔内设置有排气接嘴，排气接嘴与所述排气管路固定连接；排气接嘴直径为排气管路管径的1/3或1/4。
3.根据权利要求1所述的一种可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法，其特征在于，在步骤6中，压力损失计算公式为：
其中，为泵进油管路的压力损失；/>为泵出油管路压力损失；/>为出油管路的压力损失；/>为电动增压泵的流阻；/>、/>、/>分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的长度；/>、/>、/>分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的管径；/>、/>、/>分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的流速；不需考虑所述排气管路的压力损失；/>为沿程阻力系数，/>为局部阻力系数。
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