姚莉君

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

0 引言

民用飛機(jī)的基本燃油箱通常指的是原機(jī)結(jié)構(gòu)組成的整體燃油箱，用來給發(fā)動(dòng)機(jī)或輔助動(dòng)力裝置(APU)工作直接提供燃油的燃油箱。

輔助燃油箱指的是原型飛機(jī)基本燃油箱之外附加的燃油箱(組)，用于存儲(chǔ)額外燃油以增加航程。

民用飛機(jī)通常在貨艙或者客艙內(nèi)加裝輔助燃油箱系統(tǒng)，輔助燃油箱系統(tǒng)的功能是存儲(chǔ)燃油，并在巡航階段將輔助燃油箱內(nèi)燃油轉(zhuǎn)輸至基本燃油箱內(nèi)，但不直接給發(fā)動(dòng)機(jī)供油，同時(shí)保證對(duì)飛機(jī)和基本燃油系統(tǒng)的功能不會(huì)造成不利影響[9]。因此輔助燃油系統(tǒng)作為獨(dú)立的系統(tǒng)，也需要通過適航審查。

根據(jù)在基本油箱隔艙上安裝的轉(zhuǎn)輸出口位置不同，輔助燃油箱系統(tǒng)開始轉(zhuǎn)輸?shù)臈l件及控制邏輯也會(huì)不同。本文主要分析了基本燃油箱內(nèi)的三個(gè)燃油轉(zhuǎn)輸出口位置，包括機(jī)身中部油箱隔艙、機(jī)翼外側(cè)油箱隔艙和機(jī)翼內(nèi)側(cè)油箱隔艙，通過分析不同的轉(zhuǎn)輸出口位置的影響，最終確定合適的轉(zhuǎn)輸出口布置方案[10]。

1 方案分析

輔助燃油箱系統(tǒng)的功能是存儲(chǔ)燃油，并在巡航階段將輔助燃油箱內(nèi)的燃油轉(zhuǎn)輸至基本燃油箱內(nèi)，優(yōu)先使用輔助燃油箱內(nèi)的燃油，同時(shí)要保證對(duì)飛機(jī)和基本燃油系統(tǒng)的功能不會(huì)造成不利影響。

輔助燃油箱系統(tǒng)的主要組成有：輔助燃油箱即排漏、轉(zhuǎn)輸子系統(tǒng)、加/放油子系統(tǒng)、引氣增壓子系統(tǒng)、通氣子系統(tǒng)、燃油指示與控制子系統(tǒng)等。

輔助燃油箱系統(tǒng)向基本燃油箱轉(zhuǎn)輸燃油的方式通常包括：通過增壓引氣進(jìn)行轉(zhuǎn)輸、在基本燃油箱內(nèi)增加抽吸泵進(jìn)行轉(zhuǎn)輸、輔助燃油箱內(nèi)增加轉(zhuǎn)輸泵進(jìn)行轉(zhuǎn)輸、或者通過引射泵進(jìn)行輔助燃油轉(zhuǎn)輸。

輔助燃油箱系統(tǒng)無論通過哪種方式將燃油轉(zhuǎn)輸至基本燃油箱內(nèi)，都需要考慮基本油箱上轉(zhuǎn)輸口位置，位置的不同可能會(huì)導(dǎo)致轉(zhuǎn)輸形式的不同或者轉(zhuǎn)輸開啟的運(yùn)行階段不同。在此過程中，也同時(shí)需要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行包線內(nèi)的燃油消耗情況。

本文基于某型號(hào)民用飛機(jī)的基本油箱結(jié)構(gòu)以及發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗情況，通過油箱內(nèi)不同傳感器的油面情況，分析三種不同轉(zhuǎn)輸口位置下輔助燃油轉(zhuǎn)輸?shù)目尚行浴ＨN不同轉(zhuǎn)輸口包括：

1) 轉(zhuǎn)輸至機(jī)身內(nèi)中部油箱隔艙內(nèi)；

2) 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱外側(cè)隔艙內(nèi)；

3) 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱內(nèi)側(cè)隔艙內(nèi)。

某型號(hào)民用飛機(jī)的單側(cè)油箱隔艙劃分示意圖如圖1所示。其中1#肋、9#肋以及17#肋為半密封肋，即燃油只能通過重力從外側(cè)油箱往內(nèi)側(cè)油箱流，不能從內(nèi)側(cè)往外側(cè)流。

圖1 基本油箱隔艙劃分示意圖

基于某次長(zhǎng)航程試飛三個(gè)隔艙內(nèi)(中部油箱隔艙、外翼外側(cè)隔艙和外翼內(nèi)側(cè)隔艙)油量傳感器的電容值(電容值通常對(duì)應(yīng)油箱內(nèi)的油面高度)，計(jì)算飛機(jī)中部油箱隔艙、飛機(jī)外翼油箱外側(cè)隔艙以及外翼油箱內(nèi)側(cè)隔艙內(nèi)的燃油量消耗率，與輔助燃油箱系統(tǒng)燃油轉(zhuǎn)輸速率要求進(jìn)行權(quán)衡計(jì)算，分析在巡航階段不同的轉(zhuǎn)輸油出口位置對(duì)轉(zhuǎn)輸性能的影響，并結(jié)合對(duì)燃油可燃性的考慮，最終給出較為合理的轉(zhuǎn)輸口位置。

文中的公式定義為：

燃油變量注1/時(shí)間=燃油耗油率；

(1)

轉(zhuǎn)輸率-耗油率=進(jìn)油率；

(2)

油量余度注2/進(jìn)油率=轉(zhuǎn)輸時(shí)長(zhǎng)；

(3)

油量余度/耗油率=等待時(shí)間。

(4)

注1：燃油變量為機(jī)翼油箱內(nèi)的燃油變化量；

注2：油量余度為轉(zhuǎn)輸?shù)牧繙p去耗油的量。

1.1 轉(zhuǎn)輸至中部油箱隔艙內(nèi)

從圖1和圖2可知，中部油箱隔艙內(nèi)布置的油量傳感器是TU 2和TU 3，現(xiàn)在需要將兩個(gè)油量傳感器的試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算分析，由于油量傳感器TU 2和TU 3的油面相差不大，巡航階段油面差在0.05 pF上下，具體分析如圖3所示，該中部隔艙在整個(gè)飛行包線內(nèi)的耗油率計(jì)算通過油量傳感器TU 2和TU 3測(cè)得的燃油量之和比上巡航時(shí)間(假設(shè)開始巡航就進(jìn)行燃油轉(zhuǎn)輸)，具體結(jié)果如圖4所示。

圖2 油量傳感器布置示意圖

圖3 TU 2和TU 3的油位誤差注:橫坐標(biāo)為時(shí)間,縱左側(cè)坐標(biāo)為油位誤差/pF(紅色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(藍(lán)色)

注：橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油量/kg(紅色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(藍(lán)色)圖4 中部油箱隔艙耗油率圖示

從圖4數(shù)據(jù)可得，在飛行高度為35 000 ft時(shí)，飛機(jī)巡航時(shí)間為160 min，燃油變量為200 kg，因此可以得出中部燃油隔艙內(nèi)燃油消耗率為1.25 kg/min(假設(shè)巡航階段該耗油率恒定)。

假設(shè)輔助燃油轉(zhuǎn)輸率為30 kg/min，單側(cè)轉(zhuǎn)輸率為15 kg/min，中部油箱隔艙滿油為1 410 kg(切斷條件)，進(jìn)入巡航后該隔艙的油量為1 200 kg(轉(zhuǎn)輸條件)，則該隔艙的進(jìn)油率為13.75 kg/min(15 kg/min-1.25 kg/min)，在油量余度為210 kg的情況下，轉(zhuǎn)輸時(shí)長(zhǎng)為15 min，之后進(jìn)行燃油轉(zhuǎn)輸閥切斷，且中部油箱隔艙燃油耗油率極低，為1.25 kg/min，轉(zhuǎn)輸?shù)却?68 min之后才可以進(jìn)行第二次轉(zhuǎn)輸。

從分析數(shù)據(jù)可以看出，在巡航階段，由于中部油箱隔艙內(nèi)的耗油率極低，需要等待很久之后才能進(jìn)行第二次輔助燃油轉(zhuǎn)輸，最終導(dǎo)致輔助燃油箱內(nèi)的燃油不是優(yōu)先使用而變?yōu)閭溆糜?，違背了設(shè)計(jì)理念。因此將輔助燃油箱內(nèi)的燃油轉(zhuǎn)輸至中部油箱隔艙是不可行的。

1.2 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱外側(cè)隔艙內(nèi)

由圖1和圖2可知，外側(cè)隔艙內(nèi)需要利用油量傳感器TU 10～TU 15的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，具體油面變化情況如圖5所示。外側(cè)隔艙內(nèi)的各個(gè)油量傳感器油面變化情況不一致，且TU 14和TU 15油量傳感器電容指示油位為零，因此可通過取TU 10～TU 13四根油量傳感器電容平均值得到外側(cè)隔艙的油面變化情況，進(jìn)而得到外側(cè)油箱的燃油消耗情況，如圖6所示。

圖5 外側(cè)隔艙內(nèi)油量傳感器油面變化情況對(duì)比分析 注：橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油面/%(彩色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(藍(lán)色)

圖6 外翼油箱外側(cè)隔艙內(nèi)的燃油消耗情況注：橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油量/kg(紅色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(藍(lán)色)

從圖6數(shù)據(jù)可得，在飛行高度為35 000 ft時(shí)，飛機(jī)巡航時(shí)間80 min左右后，該隔艙內(nèi)的燃油耗完(滿油為840 kg)，通過分析該階段的燃油消耗率情況，得到該隔艙在巡航階段的最大耗油率約為10 kg/min(840 kg/80min)(假設(shè)巡航階段該耗油率恒定)。

假設(shè)轉(zhuǎn)輸率為30 kg/min，單側(cè)轉(zhuǎn)輸率即為15 kg/min，且TU 10油量傳感器測(cè)得油位高度為50%時(shí)開始轉(zhuǎn)輸，TU 10油量傳感器測(cè)得油位高度為90%時(shí)轉(zhuǎn)輸切斷，則從圖7分析可知，飛機(jī)進(jìn)入巡航30 min后進(jìn)行燃油轉(zhuǎn)輸，通過計(jì)算該隔艙的進(jìn)油率為5 kg/min，則該隔艙的燃油變量通過圖6可知為490 kg(當(dāng)TU 10達(dá)到50%高度時(shí)，外側(cè)隔艙對(duì)應(yīng)的油量減去滿油量的90%)，則轉(zhuǎn)輸完成時(shí)長(zhǎng)為98 min。

圖7 外翼油箱TU 10油量傳感器對(duì)應(yīng)的燃油消耗情況注：橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油量/kg(藍(lán)色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(紅色)

1.3 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱內(nèi)側(cè)隔艙內(nèi)

由圖2所知，TU 4和TU6傳感器布置在外翼油箱內(nèi)側(cè)隔艙，其中4號(hào)傳感器布置在1號(hào)肋外側(cè)。圖8為典型飛行剖面內(nèi)4號(hào)油量傳感器對(duì)應(yīng)的油面變化。由圖8可知，飛機(jī)達(dá)到巡航高度之前4號(hào)油量傳感器所在位置的油箱油面已經(jīng)下降，整個(gè)飛行過程持續(xù)下降，飛機(jī)外翼油箱內(nèi)側(cè)油量約為3 200 kg，即巡航階段飛機(jī)外翼油箱內(nèi)側(cè)的耗油率約為18.5 kg/min。假設(shè)轉(zhuǎn)輸率為30 kg/min，單側(cè)轉(zhuǎn)輸率即為15 kg/min，進(jìn)油率為-3.5 kg/min，因此飛機(jī)進(jìn)入巡航階段后，機(jī)翼油箱內(nèi)側(cè)油箱只要有燃油消耗留有燃油空間后，即可以進(jìn)行燃油轉(zhuǎn)輸，直到燃油轉(zhuǎn)輸完成。

圖8 外翼油箱內(nèi)側(cè)的燃油消耗情況注：橫坐標(biāo)為時(shí)間，縱左側(cè)坐標(biāo)為油量/kg(藍(lán)色),縱右側(cè)坐標(biāo)為高度/ft(紅色)

2 其他考慮

由于輔助燃油箱系統(tǒng)通常是安裝在貨艙內(nèi)，因此存儲(chǔ)在輔助燃油箱內(nèi)的燃油溫度通常會(huì)高于基本油箱外翼的燃油溫度，需考慮燃油轉(zhuǎn)輸對(duì)機(jī)翼油箱可燃性的影響。因此需對(duì)轉(zhuǎn)輸至外翼油箱外側(cè)和內(nèi)側(cè)的可燃性進(jìn)行評(píng)估。

由于輔助油箱內(nèi)的燃油溫度比外翼外側(cè)的燃油溫度高20 ℃，因此通過分析發(fā)現(xiàn)熱天爬升階段可燃性暴露率達(dá)到31.3%，遠(yuǎn)超過3%的要求，無法滿足CCAR25部第25.981條適航要求。

對(duì)轉(zhuǎn)輸至外翼油箱內(nèi)側(cè)的可燃性進(jìn)行評(píng)估，由于燃油只向1號(hào)肋內(nèi)側(cè)流動(dòng)，使熱影響區(qū)域最小，降低對(duì)原機(jī)取證假設(shè)的影響，不用單獨(dú)考慮熱天地面與爬升原機(jī)的可燃性暴露率，原機(jī)的可燃性暴露率從1.22%增加到1.42%，滿足CCAR25部第25.981條設(shè)計(jì)要求。且部分油箱采用惰化，此處局部溫度升高對(duì)可燃性影響可接受。

其中CCAR25部?jī)?nèi)關(guān)于燃油可然性的要求為：

第25.981條 燃油箱點(diǎn)燃防護(hù)(b)除本條(b)(2)和(c)規(guī)定的以外，一架飛機(jī)上每一個(gè)燃油箱的機(jī)對(duì)平均可燃性暴露時(shí)間均不得超過本部附錄N中定義的可燃性暴露評(píng)估時(shí)間(FEET)的3%，或所評(píng)估機(jī)型機(jī)翼燃油箱的可燃性暴露時(shí)間，取較大者。如果機(jī)翼不是傳統(tǒng)的非加熱鋁制機(jī)翼，則必須在假定的、與傳統(tǒng)的非加熱鋁制機(jī)翼油箱等效的基礎(chǔ)上分析。

3 結(jié)論

通過對(duì)以上三種轉(zhuǎn)輸出口位置的轉(zhuǎn)輸性能分析并結(jié)合可燃性，可以獲得以下結(jié)論：

1) 在巡航階段，轉(zhuǎn)輸至中部隔艙過程中，由于中部油箱隔艙內(nèi)的燃油消耗率極低，向其直接轉(zhuǎn)輸會(huì)使中部隔艙快速充滿，因此將輔助燃油箱內(nèi)的燃油轉(zhuǎn)輸至中部油箱隔艙是不可行的；

2) 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱外側(cè)隔艙由于燃油溫度不滿足可燃性要求，會(huì)使外部隔艙燃油箱可燃性不滿足要求，也是不可行的；

3) 轉(zhuǎn)輸至外翼油箱內(nèi)測(cè)隔艙通過分析可滿足設(shè)計(jì)要求。

因此轉(zhuǎn)輸油出口位置需重點(diǎn)考慮：基本油箱內(nèi)的燃油量消耗情況、燃油溫度即可燃性和輔助燃油系統(tǒng)控制系統(tǒng)特性等。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率、基本油箱局部隔艙燃油消耗率與輔助油箱燃油轉(zhuǎn)輸速率達(dá)到相對(duì)平衡，且輔助燃油的溫度不會(huì)導(dǎo)致基本油箱內(nèi)可燃性超出要求時(shí)，即可獲得相對(duì)可行的轉(zhuǎn)輸油出口位置，在此基礎(chǔ)上再進(jìn)一步考慮安裝、維護(hù)、成本等其它因素。

本文為后續(xù)民用飛機(jī)加裝輔助燃油箱系統(tǒng)如何定義轉(zhuǎn)輸油出口位置提供了分析方法和依據(jù)。