游 波

中航通飛研究院有限公司

民用飛機燃油通氣沖壓口設(shè)計

游 波

中航通飛研究院有限公司

本文簡要介紹了民用飛機燃油通氣系統(tǒng)通氣口型式，對國外民用飛機常用的潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）外型設(shè)計方法進行介紹，并根據(jù)某型飛機通氣系統(tǒng)原理進行NACA口選型計算，證明NACA口設(shè)計滿足通氣系統(tǒng)設(shè)計要求。

通氣油箱，通氣型式，NACA口

1 概述

飛機油箱通氣系統(tǒng)的功能是使油箱與大氣相通，加油時排出油箱中的空氣，放油時向油箱中補充空氣，飛行中防止油箱中出現(xiàn)不允許的正壓和負壓的系統(tǒng)。油箱通氣系統(tǒng)主要分為敞開式通氣系統(tǒng)、開式通氣系統(tǒng)和閉式通氣系統(tǒng)。為保證飛機在各種允許的飛行狀態(tài)和工作條件下，按一定的順序向發(fā)動機不間斷地供給規(guī)定壓力和流量的燃油，燃油箱內(nèi)保持一定量的正壓是十分必要的。

民用飛機主要采用開式通氣系統(tǒng)，開式通氣系統(tǒng)包括風(fēng)斗式?jīng)_壓通氣口和潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）兩種型式，通過通氣口使每個燃油箱內(nèi)燃油油面上方的無油空間與外界大氣相通，在各種飛行狀態(tài)下導(dǎo)入一定壓力和流量的空氣實現(xiàn)持續(xù)穩(wěn)定保持油箱內(nèi)壓力在規(guī)定范圍內(nèi)。因此，作為直接與大氣環(huán)境相通的通氣口的型式，其設(shè)計的好壞將直接影響著通氣性能的優(yōu)劣，進而影響著燃油箱內(nèi)的壓力。

2 通氣口布置位置及型式

燃油通氣口的選型是根據(jù)燃油箱和通氣系統(tǒng)的設(shè)計要求進行的。通氣口的設(shè)計必須要保證飛機在各種飛行狀態(tài)和地面工作條件下，能夠向油箱內(nèi)導(dǎo)入符合要求的壓力和流量的氣流，并在通氣進氣口處的氣流總壓力一般不應(yīng)超過燃油箱的最大允許壓力。通氣口的內(nèi)外形設(shè)計要盡量光滑流暢，盡量減少其對飛機氣動力性能的影響。同時，它也要使進入通氣口的氣流能量的損失降低到最小。

通過對國外現(xiàn)代民用飛機和軍用運輸機的調(diào)查和研究，對于大多數(shù)飛機，在機翼翼尖附近設(shè)置通氣油箱，并通過其下翼面設(shè)置潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）與大氣相通，飛行時向油箱提供具有一定正壓的沖壓空氣。此通氣口是NACA（National Advisory Committee for Aeronautics）在1945年優(yōu)化而成并推薦使用通氣口型式。圖1為波音系列飛機上通氣油箱下翼面安裝的NACA口，國內(nèi)ARJ21新支線飛機已經(jīng)采用了該種通氣口。此類型通氣口具有合理的氣動外形，連續(xù)光滑的沖壓表面，沖壓氣流穩(wěn)定等特點，通氣口內(nèi)部和外部形狀設(shè)計保證即使通氣口發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象，也不會影響系統(tǒng)的通氣性能，防止從燃油箱逸出的易燃油氣可能被直接雷擊，滿足適航對閃電防護的要求。因此， NACA口外型設(shè)計是飛機設(shè)計中不可缺少的一項內(nèi)容，本文通過對國外飛機大量資料的收集研究，總結(jié)出潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）外型設(shè)計方法，并將此方法運用到民用飛機設(shè)計中。

圖1 潛伏式?jīng)_壓通氣口

3 NACA口外型設(shè)計

3.1 計算依據(jù)

通氣口開口尺寸計算依據(jù)為：通過進氣口進入的氣體流量要滿足油箱在各飛行狀態(tài)的壓力要求，計算中選擇飛機最嚴酷的下降狀態(tài)需要的氣體流量計算通氣口開口尺寸。

3.1.1 假設(shè)條件

a) 從高度H1到H2之間的飛行速度取平均飛行速度；

b) 從高度H1到H2之間的空氣密度取平均密度；

c) 從高度H1到H2之間的空氣溫度取平均溫度；

d) 油箱空容積U為單邊整體油箱容積+通氣油箱容積；

e) 從高度H1到H2之間飛行，油耗引起的容積不計；

f) 從高度H1到H2之間的飛行，其油箱壓力同外界大氣壓力相等。

g) 進氣量以發(fā)動機飛行包線的最大下降速率狀態(tài)計算。

3.1.2 已知條件

某型飛機飛行剖面數(shù)據(jù)可知，從8000m高度下降到300m高度，發(fā)動機時耗時約6.92min（以最大下降率下降狀態(tài)計算）。H1＝8000m時，v1＝133.3m/s；H2＝300m時，v2＝133.3m/s.大氣參數(shù)取海平面大氣溫度288.15K，空氣平均密度ρ0，空氣黏性系數(shù)μ及絕對溫度T等取平均高度4150m時的值。由機翼整體油箱模型可知，燃油箱空容積約14.2m3，其中通氣油箱容積1.1m3。

a) 下降時間Δt＝415s；

b) 平均飛行速度V0＝133.3 m/s；

c) 空氣平均密度ρ0＝0.806 kg/m3；

d) 油箱空容積U＝14.2m3；

e) 進氣口距機翼前緣X＝1m(初步選取)；

f) 空氣黏性系數(shù)μ＝1.66×10-5kg/ m·s；

g) 絕對溫度T＝261K。

3.2 NACA口形狀及設(shè)計尺寸關(guān)系

NACA口布置在機翼下翼面，通過與入口相切的任何方向輸入氣流，這種通氣口的外部阻力較小并設(shè)在附面層內(nèi)，NACA口設(shè)計外形圖見圖2。

圖2 NACA口設(shè)計外形圖

圖中：n —— 進氣口唇部到喉部的距離，m；

t —— 進氣口最小喉部剖面的結(jié)構(gòu)高度，m；

α —— 沖壓斜角，°；

dt—— 進氣口最小喉部高度，m；

L —— 沖壓長度，m；

w —— 進氣口寬度，m。

圖中進入口開口坐標(biāo)見表1。

表1 進入口開口坐標(biāo)

根據(jù)相關(guān)NACA口資料，圖2中通氣口的沖壓斜角α、L/w和w/dt的關(guān)系見下表2。

表2 沖壓斜角α、L/w、w/dt的關(guān)系

3.3 計算

3.3.1 計算進氣口處氣流的雷諾數(shù)Re：

Re＝ρ0V0X/μ

式中：Re——雷諾數(shù)；

ρ0——空氣密度，kg/m3；

V0——飛機飛行速度，m/s；

X——通氣口進口距附面層起始點的距離，m；

μ——空氣黏性系數(shù)，kg/m/s。

當(dāng)Re≤ 5×105時：

當(dāng)Re＞5×105時：

Re＝ ρ0V0X /μ＝0.806×133.3×1/1.66×10-5＝64.7×105＞5×105（紊流）

3.3.2 計算附面層厚度δ（設(shè)機翼為平板）

δ＝0.37X/Re0.2＝0.37×1/ (64.7×105)0.2＝0.0161m

3.3.3 計算附面層動量損失厚度θ

由空氣動力學(xué)可知：

θ＝7δ/72＝7×0.0161 /72＝0.00157m

3.3.4 計算進氣口處的平均質(zhì)量流量G

為使得油箱壓力與外界大氣壓力平衡，需從進氣口進氣，其進氣量：

G＝ΔPv·U/R·T·Δt

式中：ΔP——PH2-PH1，kg/m2；

R——氣體常數(shù)，kg·m/kg·K；

T——絕對溫度（取平均高度H＝4150m時的溫度），K；

Δt——從H1下降到H2的時間，s。

G = ΔP·U/R·T·Δt

=（9.78×104×0.102-3.56×104×0.102)×14.2/ (29.27×261×415)

= 0.0284kg/s = 102.24kg/h。

3.3.5 計算NACA進氣口的幾何尺寸

3.3.5.1 推薦

選表2中α＝9°，w/dt＝4，n＝t＝0.5dt。

3.3.5.2 計算進氣口的質(zhì)量流量系數(shù)MFP

MFP＝G/(ρ0·V0·θ2)＝0.0284 / (0.806×133.3×0.001572)＝107.2

3.3.5.3 計算dt

由MFP和推薦的w/dt＝4，查表（MFP～dt）得 θ/dt＝0.118

dt＝θ/0.118＝0.00157/0.118＝0.0135 m。

3.3.5.4 計算w

w＝4dt＝4×0.0135＝0.054 m。

3.3.5.5 計算t，n

t＝n＝0.5dt＝0.5×0.0135＝0.0068 m。

3.3.5.6 計算沖壓長度L

由表2，α＝9°L/W＝2.37，

L＝2.37×0.054＝0.128 m

3.4 計算結(jié)果

由以上計算結(jié)果，再根據(jù)表1，即可得出通氣口開口各點尺寸。

計算結(jié)果的尺寸為：dt＝13.5mm，w＝54mm，α＝9°，L＝128 mm。

根據(jù)以上計算結(jié)果，通氣口通徑當(dāng)量面積為dtw ＝13.5×54 mm2，相當(dāng)于直徑為30mm圓面積。由此可得dt＝13.5 mm，w＝54 mm，α＝9°，L＝128 mm。

4 結(jié)論

根據(jù)民用飛機油箱通氣系統(tǒng)類型和通氣口型式的設(shè)計，對國外民用飛機和軍用運輸機通氣系統(tǒng)常采用的潛伏式?jīng)_壓通氣口（NACA口）外型設(shè)計進行詳細研究，以某型飛機為例，將總結(jié)出NACA口外型設(shè)計進行詳細介紹，以期為國內(nèi)民用飛機通氣口設(shè)計提供參考。

參考資料

[1][美]羅伊·蘭頓等.飛機燃油系統(tǒng)[M]，上海交通大學(xué)出版社.

[2]飛機設(shè)計手冊.第13冊[M].航空工業(yè)出版社.

10.3969/j.issn.1001-8972.2012.17.054