溫占永

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 航天彩虹無人機(jī)股份有限公司， 北京 100074)

0 引 言

中空長航時(shí)無人機(jī)一般采用活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)及螺旋槳作為動(dòng)力裝置，多采用RON 95車用汽油或100LL航空汽油作為燃料。中空長航時(shí)無人機(jī)燃油系統(tǒng)一般為開式或半開式油箱通氣系統(tǒng)，其油箱內(nèi)壓力與外界環(huán)境壓力基本一致。在無人機(jī)起飛爬升過程中，油箱內(nèi)的壓力、外界環(huán)境溫度隨飛行高度的上升而迅速下降，由于燃油與外界環(huán)境存在熱交換，燃油溫度也隨著飛行高度的上升而下降，但由于燃油比熱容較大，燃油降溫速度較慢。燃油溫度是影響其飽和蒸氣壓的重要參數(shù)，燃油溫度越高其飽和蒸汽壓越大。當(dāng)燃油飽和蒸汽壓接近或等于油箱內(nèi)壓力時(shí)，會(huì)導(dǎo)致供油泵入口條件惡化，極易發(fā)生氣阻，造成發(fā)動(dòng)機(jī)供油壓力或供油流量波動(dòng)，并引起發(fā)動(dòng)機(jī)工作不穩(wěn)定，甚至導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車，嚴(yán)重威脅無人機(jī)飛行安全。在相同溫度條件下，RON 95車用汽油或100LL航空汽油的飽和蒸氣壓比航空煤油大，采用RON 95車用汽油或100LL航空汽油為燃料的中空長航時(shí)無人機(jī)在爬升過程中更容易發(fā)生氣阻問題。連續(xù)爬升能力是衡量無人機(jī)性能的重要考核指標(biāo)，針對(duì)連續(xù)爬升過程中燃油溫度變化規(guī)律開展研究具有非常重要的意義。

康振燁等以燃油箱的壁面溫度作為燃油箱熱模型的邊界條件，通過Matlab/Simulink軟件平臺(tái)，搭建了客機(jī)燃油箱熱模型，對(duì)于有飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的飛機(jī)可以有效地利用該模型進(jìn)行數(shù)值仿真；陳悅采用Fluent軟件針對(duì)油箱內(nèi)部的流動(dòng)換熱過程進(jìn)行數(shù)值模擬，研究了馬赫數(shù)、耗油率、入口溫度等參數(shù)對(duì)油箱燃油溫度的影響；郝毓雅等根據(jù)傳熱學(xué)原理，建立了油箱內(nèi)燃油的傳熱學(xué)方程，分析了起飛前地面溫度、飛行高度、飛行速度等因素對(duì)飛機(jī)油箱內(nèi)燃油溫度的影響。上述研究采用Fluent等商用軟件或者以Matlab/Simulink為平臺(tái)僅針對(duì)單個(gè)油箱內(nèi)的流動(dòng)換熱做了數(shù)值分析，無法快速完成對(duì)整個(gè)燃油系統(tǒng)的計(jì)算。實(shí)際上，在無人機(jī)連續(xù)爬升過程中，燃油溫度變化過程屬于瞬態(tài)過程，受外界環(huán)境溫度、各油箱內(nèi)油量、耗油率等多種動(dòng)態(tài)因素的影響。Flowmaster軟件基于整個(gè)燃油系統(tǒng)，具備較為完備的油箱、閥門、管道、泵等多種組件模型，在此基礎(chǔ)上搭建系統(tǒng)仿真模型，可以高效地完成復(fù)雜流體系統(tǒng)的流動(dòng)仿真與熱系統(tǒng)分析，近年來被廣泛應(yīng)用于加油系統(tǒng)、供輸油系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)等的仿真研究。

本文針對(duì)某型無人機(jī)燃油系統(tǒng)，利用Flowmaster軟件搭建仿真模型并定量研究環(huán)境溫度、燃油油量、耗油率、爬升速度等因素對(duì)燃油變化規(guī)律的影響，以期為該型無人機(jī)飛行試驗(yàn)、通氣增壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)等提供科學(xué)依據(jù)。

1 燃油系統(tǒng)描述及模型

1.1 燃油系統(tǒng)描述

某型中空長航時(shí)無人機(jī)燃油系統(tǒng)共5個(gè)油箱組成，布局如圖1所示，其中1～4油箱為輸油箱，5油箱是消耗油箱(以下均簡稱油箱)。

圖1 燃油系統(tǒng)布局

5個(gè)油箱均為可拆卸式金屬鋁油箱，安裝在機(jī)身內(nèi)部，由于4油箱所在的起落架艙為敞開式布局，且其他油箱艙和4油箱艙連通，故假定各油箱外部的空氣溫度和外界環(huán)境溫度一致。1～4油箱分別通過導(dǎo)管與5油箱連通，1～4油箱內(nèi)的燃油在重力的作用下同時(shí)輸送至5油箱。通氣系統(tǒng)為開式通氣系統(tǒng)，各油箱通氣管路在油箱頂部連接，并通過伸出機(jī)身外部的通氣總管與外界大氣相通，因此可認(rèn)為油箱內(nèi)壓力與外界環(huán)境壓力一致。燃油溫度傳感器安裝在5油箱壁上，油泵安裝在供油管路上，將燃油從5油箱吸出增壓后輸送至發(fā)動(dòng)機(jī)。燃油系統(tǒng)滿油狀態(tài)和半油狀態(tài)各油箱油量分布如表1所示，可以看出：半油狀態(tài)油量合計(jì)為179 L，滿油狀態(tài)油量合計(jì)為359 L。

表1 各油箱油量分布

1.2 燃油系統(tǒng)仿真模型

利用Flowmaster軟件搭建該燃油系統(tǒng)的仿真模型，如圖2所示，1～4油箱采用3-arm油箱元件，5油箱采用12-arm油箱元件。外界環(huán)境壓力通過控件給出，采用流量源模擬發(fā)動(dòng)機(jī)耗油。Flowmater軟件在模擬多個(gè)串聯(lián)油箱的輸油問題時(shí)，對(duì)較高液位油箱內(nèi)油量的仿真結(jié)果通常不太準(zhǔn)確，因此在4個(gè)支路上額外增設(shè)輔助球閥，根據(jù)5油箱內(nèi)燃油液位高度對(duì)4個(gè)支路輔助球閥同時(shí)開關(guān)控制。該設(shè)置對(duì)1～4油箱向5油箱的輸油及燃油溫度仿真沒有影響。

圖2 燃油系統(tǒng)仿真模型

由于所研究的對(duì)象是油箱內(nèi)燃油溫度仿真，對(duì)通氣管路、供輸油管路、油濾、油泵等組件進(jìn)行簡化，此外忽略管路換熱、氣動(dòng)加熱、太陽輻射等對(duì)燃油溫度的影響。上述簡化可大幅提升模型運(yùn)行效率，縮短仿真運(yùn)算時(shí)間。

2 邊界條件及仿真結(jié)果對(duì)比

仿真邊界條件按照實(shí)際飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)給出，飛行高度、環(huán)境壓力隨時(shí)間的變化如圖3所示，以起飛時(shí)刻作為第0 s，之后歷時(shí)3 804 s分階段爬升至7 000 m。起飛時(shí)外界環(huán)境溫度為23 ℃，在爬升過程中外界環(huán)境溫度隨時(shí)間的變化如圖4所示。仿真介質(zhì)為RON95車用汽油，1～3油箱的初始油量均為34.8 L、4油箱、5油箱的初始油量分別為54.2和20 L。各油箱內(nèi)的初始燃油溫度均為15 ℃，耗油率設(shè)為0.5 L/min。各油箱與外界大氣環(huán)境的對(duì)流換熱系數(shù)設(shè)為30 W/(m·K)，仿真時(shí)間設(shè)為3 804 s，仿真時(shí)間步長設(shè)為0.2 s，選用compressible transient模型進(jìn)行仿真運(yùn)算。

圖3 飛行高度、環(huán)境壓力隨時(shí)間的變化

圖4 環(huán)境溫度隨時(shí)間的變化

各油箱油量隨時(shí)間變化的仿真結(jié)果如圖5所示，可以看出：1～4油箱內(nèi)油量隨著飛行時(shí)間緩慢下降，5油箱則一直處于滿油狀態(tài)，油量仿真結(jié)果正確地反映了各油箱真實(shí)的燃油消耗狀態(tài)；4油箱內(nèi)油量消耗速率大于1～3油箱，這是因?yàn)?～4油箱內(nèi)的燃油在重力的作用下同時(shí)輸送至5油箱，故1～4油箱內(nèi)燃油的液面基本一致，而4油箱內(nèi)的油量大于1～3油箱內(nèi)的油量，所以在同樣的時(shí)間內(nèi)4油箱內(nèi)燃油消耗量比1～3油箱內(nèi)燃油消耗量要多。

圖5 各油箱油量隨時(shí)間的變化

由于某無人機(jī)燃油系統(tǒng)只在2、4油箱內(nèi)安裝了油量傳感器，且實(shí)際油量測量數(shù)據(jù)受飛行姿態(tài)影響較大，故飛行試驗(yàn)油箱油量變化數(shù)據(jù)無法用來和仿真結(jié)果對(duì)比。某無人機(jī)燃油系統(tǒng)在5油箱內(nèi)安裝了燃油溫度傳感器，且燃油傳感器測量溫度經(jīng)處理后精確到個(gè)位數(shù)，故實(shí)測燃油溫度隨時(shí)間的變化曲線為折線，如圖6所示。為了便于與仿真結(jié)果對(duì)比，對(duì)實(shí)測結(jié)果進(jìn)行多項(xiàng)式曲線擬合，可知在整個(gè)飛行過程中5油箱燃油溫度仿真結(jié)果與實(shí)測結(jié)果擬合數(shù)據(jù)誤差不超過1 ℃。

圖6 5#油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化

從圖5～圖6可以看出：所搭建的燃油系統(tǒng)仿真模型正確地反映了各油箱的燃油消耗及5油箱內(nèi)燃油溫度的變化規(guī)律，具有較高的可信度，故可基于此仿真模型開展進(jìn)一步的仿真研究。

3 各參數(shù)對(duì)燃油溫度影響研究

3.1 環(huán)境溫度對(duì)燃油溫度變化的影響

為了研究環(huán)境溫度對(duì)燃油溫度變化的影響，設(shè)置仿真初始條件如表2所示，無人機(jī)從第0 s時(shí)刻開始連續(xù)爬升2 000 s。起飛前環(huán)境溫度分別設(shè)置為-5、15、35 ℃，起飛后環(huán)境溫度按每升高1 km下降6.5 ℃的規(guī)律下降，結(jié)合爬升速度可得出外界環(huán)境溫度隨時(shí)間變化的關(guān)系，如式(1)所示。

表2 仿真初始邊界條件(環(huán)境溫度影響)

(1)

t

V

t

t

t

在連續(xù)爬升2 000 s后，無人機(jī)飛行至5 000 m高空，此時(shí)外界環(huán)境溫度比起飛時(shí)下降了32.5 ℃。5油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化如圖7所示。

圖7 5#油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化(環(huán)境溫度影響)

從圖7可以看出：在某型無人機(jī)常見的飛行環(huán)境溫度范圍內(nèi)，外界環(huán)境溫度對(duì)燃油溫度具有明顯的影響，在起飛前外界環(huán)境溫度與燃油溫度相等的情況下，2 000 s時(shí)5油箱內(nèi)燃油溫度下降8.5 ℃；當(dāng)起飛前外界環(huán)境溫度比燃油溫度低20 ℃時(shí)，當(dāng)起飛后2 000 s時(shí)燃油溫度下降18.1 ℃；在起飛前外界環(huán)境溫度比燃油溫度高20 ℃時(shí)，燃油溫度則隨著飛機(jī)的爬升先升高后降低，在1 086 s時(shí)燃油溫度上升至18.1 ℃，而后在2 000 s時(shí)下降至16.1 ℃。

3.2 油量對(duì)燃油溫度變化的影響

為了研究油量對(duì)燃油溫度變化的影響，設(shè)置仿真初始條件如表3所示，無人機(jī)從第0 s時(shí)刻開始連續(xù)爬升2 000 s，外界環(huán)境溫度隨時(shí)間變化的關(guān)系如式(1)所示。

在該仿真條件下，5油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化如圖8所示，可以看出：在半油狀態(tài)和滿油狀態(tài)下，燃油溫度均隨飛行時(shí)間的增加而降低，且燃油溫度的下降幅度隨著飛行時(shí)間的增加而增大，這是因?yàn)殡S著飛行時(shí)間的增加，燃油溫度與外界環(huán)境溫度的溫差越來越大；在半油狀態(tài)和滿油狀態(tài)下，飛行2 000 s后，燃油溫度分別下降8.5、7.7 ℃，在半油狀態(tài)下燃油溫度下降稍快，但總體上燃油油量對(duì)某型燃油系統(tǒng)的燃油溫度影響不大。

表3 仿真初始邊界條件(油量影響)

圖8 5#油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化(油量影響)

3.3 耗油率對(duì)燃油溫度變化的影響

為了研究耗油率對(duì)燃油溫度變化的影響，設(shè)置仿真初始條件如表4所示，無人機(jī)從第0 s時(shí)刻開始連續(xù)爬升2 000 s，外界環(huán)境溫度隨時(shí)間變化的關(guān)系如式(1)所示。

在該仿真條件下，5油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化如圖9所示，可以看出：在某型無人機(jī)最大耗油率范圍內(nèi)(0.5 L/min)，耗油率對(duì)燃油溫度的變化速度基本上沒有影響，無人機(jī)連續(xù)爬升2 000 s時(shí)，燃油溫度下降約8.4 ℃。

表4 仿真初始邊界條件(耗油率影響)

圖9 5#油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化(耗油率影響)

3.4 爬升速度對(duì)燃油溫度變化的影響

為了研究爬升速度對(duì)燃油溫度變化的影響，設(shè)置仿真初始條件如表5所示，無人機(jī)從第0 s時(shí)刻開始連續(xù)爬升2 000 s，外界環(huán)境溫度隨時(shí)間變化的關(guān)系如式(1)所示。

在該仿真條件下，5油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化如圖10所示，可以看出：燃油溫度受爬升速度影響較為明顯，當(dāng)爬升速度分別為1.5、2.5、3.5 m/s時(shí)，在連續(xù)爬升2 000 s后燃油溫度分別下降5.1、8.5、11.9 ℃，且燃油溫度下降幅度也隨著爬升速度的增大而增加。這是因?yàn)闊o人機(jī)爬升速度越大，在相同的時(shí)間內(nèi)爬升的高度越高，對(duì)應(yīng)的外界環(huán)境溫度則越低，燃油與外界環(huán)境的溫差也越大。

表5 仿真初始邊界條件(爬升速度影響)

圖10 5#油箱燃油溫度隨時(shí)間的變化(爬升速度影響)

4 結(jié) 論

(1) 針對(duì)某型無人機(jī)燃油系統(tǒng)，利用Flowmaster軟件搭建了仿真模型，并通過與實(shí)際飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比，驗(yàn)證了該仿真模型的可行性與準(zhǔn)確性。

(2) 對(duì)于某型無人機(jī)燃油系統(tǒng)，在其連續(xù)爬升過程中，燃油溫度的變化受初始外界環(huán)境溫度、爬升速度的影響較大，而燃油油量、耗油率則對(duì)燃油溫度變化的影響較小。初始外界環(huán)境溫度越低、燃油油量越少、耗油率越快、爬升速度越大則燃油溫度降幅越大。

上述研究結(jié)果可為該型無人機(jī)飛行試驗(yàn)、通氣增壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)等提供科學(xué)依據(jù)。