盛文星

（中电科芜湖钻石飞机制造有限公司，安徽 芜湖 241000）

0 引言

飞机燃油系统在飞机允许的所有飞行状态和工作条件下必须不间断地向发动机提供正常工作所需压力和流量的燃油。飞机燃油系统的功能是否正常与飞机飞行安全紧密相关，在飞机研制和取证过程中，燃油流量地面试验是其中的重、难点环节。民机和军机常进行飞机燃油系统的全尺寸地面模拟试验[1-2]，其搭建的地面模拟试验台具有测试系统复杂、周期长和成本高昂等特点，难以在通用飞机领域广泛应用。

中国民用航空规章CCAR-23-R3 中第23.955 燃油流量条款规定[3]必须在供油和不可用油量为最临界的状态下，表明燃油系统能以本条规定的流量和足以保证发动机正常工作的压力向发动机供油；每台活塞发动机的每个泵压供油系统（主供油和备用供油）的燃油流量必须是发动机在批准的最大起飞功率状态下要求燃油流量的125%，当主燃油泵和应急燃油泵同时工作时，燃油压力不能超过发动机燃油进口压力限制。

1 飞机燃油系统介绍

某型飞机为双发四座全复合材料飞机，是活塞发动机螺旋桨拉力式飞机，使用温度-30 ℃~60 ℃，升限5480 m，过载系数-1.52~3.8。该型飞机发动机采用泵压供油，使用3 号喷气燃料，左右油箱分别位于左右机翼内部，由机翼的前梁、后梁和上下蒙皮围成，油箱总容积为300 L，左右油箱内部、靠近翼根附近各设计了一个集油盒，燃油只能向集油盒流动，油泵的出油口始终维持一定的油面，以保证飞机机动飞行时发动机供油正常。左右发动机各具有一台高压齿轮燃油泵，为高压共轨系统提供燃油。如图1所示，左右发动机的燃油系统相互独立且相同。以左侧发动机燃油系统为例：当燃油选择阀处于“打开”模式时，电动增压泵将左机翼油箱内的燃油输送至左发，途中依次经过燃油选择阀、电动增压泵、单向阀、过滤器组件和发动机高压燃油泵；当燃油选择阀处于“交输”模式时，电动增压泵将右机翼油箱内的燃油输送至左发，即一侧发动机可以使用另一侧发动机燃油箱的燃油，以平衡长时间运行可能导致的横向燃油装载差；当出现火情等需要切断燃油供应时，燃油选择阀处于“关闭”模式。同时，每个发动机的燃油系统具有2 个互为备份的电动增压泵，由ECU控制，可单独或同时工作。

图1 某型双发飞机燃油系统原理

2 符合性验证活动推荐

CCAR 23.955 是燃油流量的总要求，必须表明飞机在各种姿态下燃油系统流量满足本条规定，燃油压力足以保证发动机正常工作，这可以在一个模拟装置上进行模拟。发动机正常工作必须考虑高度、飞机姿态以及发动机所规定的最大、最小入口压力等。如果管路中安装了燃油流量计，试验时堵塞流量计。如果安装有带旁通的燃油过滤器，堵塞过滤器，测量通过旁路的燃油流量，燃油流量测试需要考虑整个燃油系统的流量，并考虑燃油特性如燃油密度、低温性能等对燃油压力、流量的影响。

按照FAA 咨询通告AC 23-16A 中的23.955 Fuel flow，可以利用安装于飞机上的整个燃油系统来演示燃油流量特性，也可以采用合适的燃油系统模拟设备来证明燃油流量能力，可利用分析的方法来减少要求的试验，必须考虑的试验条件包括飞机姿态和发动机燃油系统最小入口压力，试验应考验最严重情况，如果它满足要求，则其他非严重情况更能满足要求。

燃油供油流量试验可接受的符合性方法包括设计说明（MC1）、分析/计算（MC2）、试验室试验（MC4）、地面试验（MC5）和飞行试验（MC6），某型飞机燃油流量试验符合性验证采取了MC2 和MC5。

3 试验方法分析

某双发飞机燃油系统主要由油箱（无增压）、双电动增压泵、燃油交输阀、检查阀、管路和过滤器等组成。油箱位于下单翼机翼中，油箱出油口与电动增压泵出口齐平，分别取电动增压泵出口和发动机高压泵入口为截面1 和截面2，根据能量守恒原理，实际液体总流的伯努利方程如公式（1）所示。

则增压泵出口和发动机高压泵入口之间燃油系统的压力损失如公式（2）所示。

式中：h1=∑hf+∑hm。

由于v1A1=v2A2，截面1 和截面2 通径相同，动能修正系数常取1.0，由公式（2）可得公式（3）。

公式（3）中的第一项ρg（z2-z1）与燃油密度ρ、加速度g和飞行姿态有关；第二项ρg（∑hf+∑hm）与燃油密度ρ、加速度g有关，与飞行姿态无关。飞行过载随飞行姿态变化而改变，质量力方向的加速度随之变化。对已经确定的燃油系统管路，其管路及附件的局部阻力、管路分流和汇流局部阻力等局部阻力系数已经固化，管路结构不受温度和姿态的影响，管路局部阻力引起的压力损失ρg∑hm不变，因此对临界供油条件（临界姿态、低温）下的某型飞机的燃油系统最大压力损失如公式（4）所示。

上述临界供油条件即燃油供油流量试验应考验的最严重情况，此部分通过合理保守的分析计算，对常温水平姿态下的燃油流量地面试验数据进行修正合并，得出燃油系统在临界供油条件下的供油能力，并与发动机规定的入口燃油压力和流量限制值比较，判断是否满足CCAR 23.955 的适航法规要求。

4 临界供油压力损失计算

4.1 临界姿态

某型双发飞机为螺旋桨拉力式飞机，发动机位于飞机燃油箱的航向前方。当飞机以“头部仰起”姿态旋转时，燃油流动条件变得不利，其双发全功率爬升时仰角最大为18°，此时发动机高压泵入口与电动增压泵吸油口的垂向距离最大，供油要克服此位能产生的阻力最大，因此是最严重情况，是适航法规要求的供油临界姿态。飞机油箱位于下单翼机翼内，油箱出油口位于机翼翼根处，两个完全相同的电动增压泵位于中翼前翼梁和后翼梁之间。飞机水平姿态时，油箱出油口与电动增压泵入口平齐。如图2 所示，发动机高压燃油泵与电动增压泵航向间距1350 mm，垂向间距500 mm。当飞机以最大仰角18°爬升时，两者垂向间距变为450 mm。

图2 飞机油箱与各油泵相对位置示意

供油临界姿态引起的压力损失为Δp1=ρg1（z2-z1）临界姿态，其中航煤密度ρ保守取整1000 kg/m3。对质量力加速度g，考虑此爬升18°仰角的过载系数1/cos18°，取10.3 m/s2。（z2-z1）临界姿态为450 mm。计算得Δp1= 4635Pa，飞机临界姿态引起的发动机高压燃油泵的入口燃油压力损失为4635 Pa。

4.2 环境高度

某型双发飞机升限5480 m，对应的环境压力约为50.326 kPa。飞机在最大高度时的外界压力约是标准大气压的一半，环境压力对航煤黏度的影响很小，压力提高10倍，黏度增大仅约1.5%。同时压力对密度的几乎无影响。环境压力对航煤黏度和密度的影响均可以忽略不计。

4.3 环境温度

环境温度影响燃油的流动性。随着温度的降低，燃油的黏度增大，流动不利。某型双发飞机燃油的许用工作温度范围为-30 ℃~60 ℃，3 号喷气燃料在常温20℃的运动黏度为1.48mm2/s、密度为830kg/m3，在-30℃的运动黏度为4.34mm2/s、密度为867.7kg/m3。分别计算常温20℃和临界低温-30℃下燃油系统的沿程压力损失，两者差值为临界低温相较于常温引起的压力损失附加值，燃油系统管路基本参数见表1。

表1 燃油系统管路基本参数

常温20℃下燃油沿程压力损失计算[4]：雷诺数Re=Vd/v。计算知雷诺数为7394.6，大于4000，流动状态为紊流。沿程阻力系数λ=0.3164/Re0.25=0.0341，燃油系统的沿程压力损失Δpf1=λlρV2/2d=9421.2Pa。

临界低温-30℃下燃油沿程压力损失计算：雷诺数Re=Vd/v。计算知雷诺数为2521.6，处于2000 和4000 之间。流动状态为层流向紊流的过渡，过渡状态的沿程阻力系数λ=0.036。燃油系统的沿程压力损失Δpf2=λlρV2/2d=10389.5Pa。临界低温-30℃相较于常温20℃引起的沿程压力损失附加值为Δpf2-Δpf1=968.3Pa。

综上所述，某型双发飞机的临界供油条件（临界姿态、低温）下的燃油系统的最大压力损失为Δp临界供油=Δp1+Δpf2-Δpf1=5603.3Pa。

5 地面试验

根据上述分析，结合该型飞机燃油系统的特点，燃油供油流量试验分别在发动机关车和发动机开车2 种条件下实施，所处条件为常温环境和地面水平姿态。试验设备要求简单，仅需要经过校验的秒表、耐震压力表和发动机ECU 数据读取软件。由于发动机开车时燃油会有消耗，因此电动增压泵的最大流量需要在发动机关车条件下测量。试验在发动机关车和发动机全功率开车2 种条件下进行。发动机关车条件主要测量发动机不工作时电动增压泵运行时的系统性能，包括发动机高压油泵入口燃油压力和电动增压泵的最大泵送流量。发动机全功率运行主要测量发动机最大功率时的高压油泵入口燃油压力，此种工况对发动机运行是临界工况，与发动机关车下的燃油入口压力测量值共同作为试验判断要素。

左右发动机燃油系统相互独立和相同，试验可仅在某一侧发动机燃油系统进行，但试验要求考核的是所有边界条件和运行情况，所以试验要覆盖燃油系统运行的所有可能构型，包括单电动增压泵工作、双电动增压泵工作以及交输模式等。燃油系统中未安装燃油流量计、引射泵和带旁通的过滤器等装置，不需要额外的特别操作。发动机使用航煤介质，系统运行时无蒸汽回流。试验时，油箱油量按照CCAR 23.955 的要求，所添加的燃油最少，为12 个工况对应的试验所必需的燃油12 L。试验件和试验装置等按照适航要求进行制造符合性检查，所有运行工况及其试验结果见表2。

6 试验结果判定准则

飞机常温、地面水平姿态条件下的燃油地面试验测得的燃油流量和压力值，考虑飞机临界供油条件（数据修正），如果符合CCAR 23.955 规定的燃油流量、发动机燃油压力和流量限制值等要求，则验证了燃油系统符合CCAR 23.955条款的要求。参考经局方批准的发动机安装手册，该发动机全功率的最大油耗为36L/h，规定的高压油泵入口燃油压力和流量的限制值见表3。

表3 高压油泵入口燃油压力和流量限制值

7 试验结果分析

试验结果如表2 所示。某型双发飞机燃油系统在常温、地面水平姿态下的所有运行构型情况下测量的燃油压力值：最小值426.6 kPa，最大值522.7 kPa；燃油流量最小值235.6 L/h，最大值317.4 L/h，测得的燃油流量远 大 于CCAR 23.955 要 求 的135L/h×125%=168.75 L/h；临界供油条件（临界姿态、低温）下的最大压力损失为5603.3 Pa ≈5.6 kPa。对常温、地面水平姿态下的试验数据进行修正合并，燃油系统临界供油条件下的燃油压力最小值为426.6 kPa~5.6 kPa=4.21 kPa，大于发动机规定的燃油压力最小值400 kPa 且所有值均小于规定的最大值700 kPa，满足CCAR 23.955 的适航法规要求。

表2 燃油供油流量试验结果

8 结论

该文阐述了CCAR 23 部飞机燃油供油流量试验的符合性验证方法，结合某型高性能双发飞机燃油系统的具体特征，给出临界供油条件的分析方法和计算过程。通过简洁的常温、地面水平姿态下的供油流量试验和临界供油条件的数据修正，完成了对适航法规CCAR 23.955 的符合性演示，已成功应用于某型双发飞机正常类TC 取证，简化了试验，缩短了型号研制周期，可为其他通用飞机的燃油供油流量试验符合性验证提供参考。