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1、南昌航空大学科技学院飞机系统原理小型无人机燃油系统设计班级：1381012姓名：肖海强学号：138101230800第18章 飞机峪油累绞虫计计*4的情和渠压。航空汽油的值和蒸汽压航空汽油的饱和蒸气压可按下式计算(18-56)37.8- r2751 (kPa)RH-7SRK-9S/I30RH - 100/13039.6M.242.7lS-44触空汽的，压式中： 10KPa。 所以不需要增压。2、燃油泵入口压力的校核燃油箱内的压力不仅要保证大于燃油的饱和蒸气压力，而且还要满足燃油泵 的入口压力要求，若不能满足则系统仍需要进行增压。经过通气系统的计算，在升限时，燃油箱内的压力仍与外界大气压相近，为
2、 57.79KPa,根据飞机设计手册离心泵入口压力计算关系式： % = 98.1刀Rn = Ms + 4in%=1迪P曲:燃油泵最小入口压力;Rg：燃油泵防气蚀余压； 4讪:叶轮工作最低压力； n :燃油泵转速，转每分钟;Q :流量，立方米每秒;:燃油泵气蚀系数;P :燃油密度，松/广 厂，:燃油饱和蒸气压。RH - 15/? = 70 Mg / 川 32 = 60L/2 = -xl0_3m3/y6匕啊= 54.324啊 Pg = 3 3.325 腿% = 54.357 时。Pin = 54.35 KPa 57.79 KPa取燃油泵的转速为800转每分钟，油泵气蚀系数为1000,按照发动机最大
3、 耗油量60升每小时计算防气蚀压力4“=33.325Pa；工作叶轮进口最低压力为 %=54.324KPa,则燃油泵的入口最小压力约为琮=54.35KPa。在升限高度 时，与外界大气压4=57.79KPa相比，燃油泵的入口最小压力小于外界大气压， 因此油箱内不需要增压就能满足工作条件。三、发动机入口压力校和1、发动机入口压力校核（即供油系统计算，在增压泵工作时）：供油系统图根据公式：七 2 p min + P in p gy + yp v02 - PH相关需要数据项目高PH(KPa)VpminAPmmin（炊/冰）g(N/kg)H (m)V (m/s)4500m57.854.32457019.8
4、0.523000m70.154.32457019.80.52计算:Pi = 54.324KP1AP .min=5 KPapgy = 3AKPai 9-pV=AKPaa. 4500m情况下:PH = 57 .8KPaE + 宜加 += 64.1 24。E = 0 67.124-57.8 = 6.324KPa3000m情况下：PH =7QAKPa， 1 9 min+Ain+-pV02 = 64.124根据计算结果，在3000米高空时燃油箱在不需要增压的情况想满足增压泵 最小入口压力;而在4500米高空时需要增压6.32kPa才能满足增压泵最小入口压 力，所以燃油箱在此情况下仍需要增压6.32kPa
5、。即=6.32KPa。已知： 发动机油泵入口压力正常工作是；根据发动机最大流量，按燃油流速o. 5-2m/s,假设供油管路直径为； 局部阻力计算和沿程阻力计算参数；已知增压泵增压值（根据流量查图中对应的压力）； 忽略惯性损失。计算条件：在升限高度，用40L/h；油滤流阻最大7kPa。根据伯努利方程，在升限高度4500m时，计算发动机入口压力：1 ?Ph + 叫 +Q燃油 Sy-P 滤=Pin +&pv + PH+APf得出发动机入口压力公式为：1 9Pin =4 +叫一。燃油幻一虑一尹/-仞/7 - 根据己知条件：H=0.5m, y=0, g=1.7gAPZ = 6 32 KPa孔常=AKPa
6、PH = 57.8SP燃油=701kg/m3计算得出：Pin = 49.64 KPq增压泵最小增压值计算：PZmin=6QKPa-PifJ一级增压泵的增压值为：PZmm = 0.36KPa2、一级增压泵损坏后的安全飞行高度（即供油系统计算，在增压 泵不工作时）流量为60L/h,增压泵流阻为5kPa,发动机入口压力为30kPa,计算出对应的外界大气压力PH ,及对应的飞行高度Ho& =60KP%虑+；冰+瘗阳场已知的条件:叫=2KPa|pV2=0.114/rPa%虑=7 KPapI = 5.S39 KPa根据公式计算出当一级增压泵失效时，发动机正常工作时，所对应的大气压力:PH = 68.95A
7、?h根据外界压强与高度的关系式计算出对应的高度:Ph=%H ,2551_44330；玲=101.32KP 口计算出对应的飞行高度H=3131.66m,取整H=3100m。四、燃油测量系统设计我们依据燃油箱的长方体的结构，将燃油油量传感器布置在油门重心位置。 根据资料，我们采用电容式传感器。根据电容式传感器测量原理：当传感器 尺寸确定了，燃油介质也不发生改变时，其电容增值仅与h有关。电容式油量测 量系统采用特型油量传感器，它的内管按油箱的油量一高度曲线变面积管，使其 电容量的变化与油箱内燃油体积变化呈线性关系。通过测量油箱内的油面高度, 便可确定油箱内燃油体积，最后得到油箱剩余油量的重量。根据飞
8、机设计手册第十三册系统工作原理IE 23-2IE 23-2系统工作原理模拟式电容式油量用量系统谄过安装在内由电容（下面简称M量伶鼻H） ;.从 两将飞例油箱内燃油体枳的变化轮变为电容量的fc. & 模拟电MMBMif算测得飞机油箱的可用*对我性管状油量传尺寸次定.燃油的介电E不W. X电容* 值仅为油量A的*散。模振式电容式由fltfll量泰统采用料质Mfltff ,部dnn 23-3所承）.z的内ttNm的量一n度或制成釜眼管.使xet的变化与内# 油体枳变化VMft关系.因此,通ilMtMII内到清H审度.便町定油K内燃体税V, （：.C/.=C-C“=气（K-1）J :油量传感器浸油后的
9、电容值，F；C：油量传感器未浸油后的电容值,F；：空气的介电常数，=1.00059, FIm 、K：相对介电常数，K=Ef/Ea,勺：燃油的介电常数，勺=2.1, F/m；h：油量传感器的浸油高度，mm；r：油量传感器内管半径，mm；R：油量传感器外管半径，mm。当内外径不变时，油量和高度呈线性关系。当飞机俯仰角为0度时，Cj=Cf-q=S（K l）hIn 一R油量高度曲线如下图:V = sxh由于油箱形状为规则的长方体，根据飞机设计手册第十三册32.4. 2油量-高度曲 线的计算与修正，容积修正系数A取0. 96O（h为未修正曲线，hl为修正后曲线）当飞机俯仰角为-1度时 h_。= tan（
10、1。）& = 0.0348R = 2A/z + h俯仰角为1度计算图当飞机俯仰角为+3度时 /?3。= tan ( + 3)R = 0.1048/?= 2A/z + h五、燃油放油设计在燃油底部最低点布置有放油开关，放出系统所有燃油。参考资料陈嵩禄 分册主编 飞机设计手册第13册。动力装置系统设计飞机设计手册总编委汇编北京航空工业出版社出版2006空气动力学/钱翼稷编著.北京：北京航空航天大学出版社出版,2004.9JI.B.列希涅尔H.E.乌利亚若夫著609所译飞机燃油系统设计CCAR-23-R3正常类，实用类，特技类和通勤类飞机适航规定设计要求1摘要3引言3一、燃油箱总体设计41、燃油载油
11、量和加油方式的确定42、燃油箱通气系统设计4二、燃油的高空性能计算71、油箱是否需要增压72、燃油泵入口压力的校核7三、发动机入口压力校核91、发动机入口压力校核92、一级增压泵损坏后的安全飞行高度11四、燃油测量系统设计12五、燃油放油系统设计15参考资料15设计要求一、设计内容1. 按图f要求进行飞机燃油系统原理设计，含供油、加油、通气、放油和油箱 以及油量指示系统，画出原理图（含估算供油和通气管路直径），论述燃油系统 各成分系统功能的实现；2. 燃油系统供油性能（高空性）计算；2.1增压泵入口压力计算，以校核升限高度是否需要增压；2.2供油压力入口压力计算（温度按43C）和一级增压泵损坏
12、后的安全飞行 高度计算，校核增压泵的性能是否满足要求，忽略过载损失；3. 油量测量系统设计（仅布局1根电容式油量传感器），并计算油量高度曲线 和校核其在巡航姿态下的指示误差；图1燃油系统原理示氐图二、己知条件1. 飞机和发动机主要参数见表1和表2；2. 己知供油系统管路长度5m,局部阻力系数之和为10,发动机燃油路口高度 比油箱底部出口高0.5m;3. 油箱载油量90L,油箱尺寸长宽高500*400*500；4. 增压泵油量参数见图二，增压泵的气蚀临界条件为入口压力比燃油饱和蒸汽 压力小5kPao增压泵不工作时，流量为60L/h，流阻为5kPa。5. 燃油流速 0.5m/s2m/s表1飞机主要
13、性能参数项目技术指标项目技术指标巡航姿态1。3。法向过载0+0.1g使用升限（m）4500轴向过载-0.3 +0.7g表2发动机入口参数项目技术指标燃油类型RH-75航空汽油入门要求温度45 C压力0.62.0bar（绝对压力）,应急供油压力不小于0.3bar发动机耗量3000米以下最大60L/h； 30005000米以下最大40L/h过滤精度50UM当油量为60L/h,流阻为7kPa摘要无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“UAV”，是利用无线电遥控设备和 自备的程序控制装置操纵的飞机.燃油系统是无人机上众多系统中的一个子系统, 它的可靠性和安全性是飞行安全的重要考虑因素，本文燃汕系统是根据升限高度, 发动机入口燃油压力，RH-75航空汽油，燃油流速，通气性能，燃油泵防气穴等 条件设计的无人机供输油系统。参考R机设计手册第十三册的设计思路和步骤， 得出油箱通气管直径为21mm，油箱增压为6.32kPa,输油管半径为2. 5mm, 一级 增压泵增压值为10. 36kPa,在一级增压泵失效的情况下飞行高度为3100m等数 据。关键词：供输油系统雷诺数湍流二分法雷德蒸气饱和蒸汽压引言飞机燃油系统用来储存发动机（含辅助动力装置）需要的燃油，并在飞机 允许的一切飞行姿态和工作条件下，不间断地有效地向发动机供油，即满足发动 机燃油泵入口流量、压力、温度、汽/液比要求。另外，燃
