燃油控制系统分析沈燕良

1、燃油控制系统分析一论文的背景飞机燃油系统又称外燃油控制系统或低压燃油控制系统,与其对应的是发动机燃油控制系统，发动机燃油系统或高压油控制系统。飞机燃油系统的主要功用是用来储存发动机(含辅助动力装置)需用的燃油，并在飞机允许的各种飞行状态和工作条件下，按一定的顺序像发动机可靠地供给规定压力和流量的燃油。此外，燃油系统还具有给飞机上其他设备或系统冷却和保持飞机重心于规定范围内等附加功能。不同型号的飞机燃油系统具有不同的附加功能。早期飞机的燃油系统是邮箱和一些简单的导管组成，靠重力供油，而现代的飞机的燃油系统，是由大量的相互联系着的子系统组成。例如：发动机燃油供给系统、供油箱的燃油传输系统、输油顺序

2、控制系统、邮箱的通气增压系统、放油系统、冷却系统等组成一个复杂的总体。随着航空技术的发展，对燃油系统的要求越来越高，燃油系统的设计已成为飞机设计中的一项重要内容。对燃油系统的基本要求是：质量小，寿命长，工作可靠，防火安全，结构简单，使用维护方便，控制精确和生产工艺性好。二论文主要任务1了解燃油供应系统的流程。2了解油压控制系统3分析燃油电气控制系统的结构。4飞机用油顺序及重心。5飞机燃油系统的主要附件及作用。三论文主要意义1了解飞机燃油系统发展史，并着重了解飞机燃油系统的作用，原理和工作过程。2具体了解飞机油压控制系统以及在各种飞行状态下的燃油供应顺序。3了解飞机燃油用油顺序及影响飞机安全的重

3、心问题。4了解各个燃油附件的工作原理。5通过查找资料，自我学习了解飞机燃油控制系统的结构，原理及工作过程，并且在各种飞行条件姿态下的供油特点。结合自我已有的飞行经验，指导飞机燃油系统的重要性和对飞机安全有着至关重要的重心问题，并考虑到以后飞行计划中燃油对飞行的重要性。参考文献1微型计算机原理与应用，李继灿 清华大学出版社2飞机机载计算机电路分析与测试，南王绪 国防工业出版社3航空控制工程新装备与新技术，谢军 航空工业出版社4航空计算机系统与应用，宋东 西北工业大学出版社5飞机系统原理，沈燕良 国防工业出版社第三篇飞机燃油系统第8章飞机燃油系统8.1飞机燃油系统的公用及组成飞机燃油系统又称外燃油

4、控制系统或低压燃油控制系统,与其对应的是发动机燃油控制系统，发动机燃油系统或高压油控制系统。飞机燃油系统的主要功用是用来储存发动机(含辅助动力装置)需用的燃油，并在飞机允许的各种飞行状态和工作条件下，按一定的顺序像发动机可靠地供给规定压力和流量的燃油。此外，燃油系统还具有给飞机上其他设备或系统冷却和保持飞机重心于规定范围内等附加功能。不同型号的飞机燃油系统具有不同的附加功能。早期飞机的燃油系统是邮箱和一些简单的导管组成，靠重力供油，而现代的飞机的燃油系统，是由大量的相互联系着的子系统组成。例如：发动机燃油供给系统、供油箱的燃油传输系统、输油顺序控制系统、邮箱的通气增压系统、放油系统、冷却系统等

5、组成一个复杂的总体。随着航空技术的发展，对燃油系统的要求越来越高，燃油系统的设计已成为飞机设计中的一项重要内容。对燃油系统的基本要求是：质量小，寿命长，工作可靠，防火安全，结构简单，使用维护方便，控制精确和生产工艺性好。8.2航空燃油特性及其对系统的影响航空燃油主要指供活塞式发动机使用的汽油和供喷气式发动机使用的喷漆燃料。喷气式燃料又有三类，即汽油型、煤油型和宽馏份型，中国的航空燃油常用型号有RP-1、RP-2、RP-3等。它们一般由石油分馏而成，只是馏分有所不同。燃油是燃油系统处理的对象，很明显，燃油的特性将直接影响到燃油系统的工作。8.2.1燃油的蒸发性与所有液体一样，燃油也会蒸发。而且，

6、随着飞机工作条件的变化，蒸发强度及其对燃油系统的影响有较大的变化。蒸发性的强弱常用饱和蒸汽压和蒸汽热来衡量，饱和蒸汽压越大，蒸发性就越强。燃油的蒸发性首先是由化学组成决定的，其次与飞行高度、温度、油箱的形状、气/液相的容积比和燃油中的空气含量等有关。燃油的蒸发性对燃油系统的影响主要表现在两个方面：一是造成蒸发损失；二是产生气穴现象。当飞机以超声速（Ma=23）飞行时，飞机表面产生强烈的气动加热，油箱内燃油的温度可达80120，若不采取其他措施，大部分燃油在较小的高度上就开始沸腾，其蒸发损失是相当可观的。而气穴现象通常发生在系统中压力较低的部位。8.2.2燃油的低温性飞机上的燃油要经历低温的工作

7、环境。对超声速飞机来说，冬季起飞和开始爬高时，燃油温度可能低于零度。对于亚声速飞机（尤其是运输机和轰炸机），燃油还会在飞行中受到剧烈的冷却。一般经过长时间巡航后（7h8h），橡胶油箱内的燃油可能冷却到-30，金属邮箱的燃油择可能冷却到-45。低温下，值得注意的燃油特性有两个方面：一是燃油会析出高馏分烃的结晶（如苯和石蜡）及冰晶；二是黏度增加。另外，低温时蒸发性变差，对发动机启动有一定的影响。8.2.3燃油的热稳定性随着飞行速度的增加，飞机机体的温度可能达到200的高温。温度除了影响燃油的饱和蒸汽压及含水等物理性能外，还会影响燃油的化学稳定性。在一定温度下，燃油内会发生化学反应（主要是氧化反应）

8、，生成非溶性沉淀物（主要是胶体物质，此外有矿物杂质、铁的腐蚀物等）。影响热稳定性的主要因素有：燃油的化学组成和馏份组成；燃油受热的温度和延续时间；与燃油相接触的气体内氧的含量；杂质和水分。非溶性沉淀物的危害，主要是堵塞燃油，恶化燃油射流分布的均匀性。此外，温度升高时，燃油中还会生成树脂沉淀物，主要影响散热器的效率。8.2.4燃油内的微粒杂质污染燃油会受到小微粒机械杂质的污染。这是现代航空极为显示的一个问题。燃油的污染一般在飞机加油前已产生，再加入飞机后继续发展。燃油加到飞机上以后所受到的污染来源于下面几个途径：空气中的尘埃对油箱的直接污染、燃油系统零部件经燃油冲刷生成微粒以及由原来极小的颗粒凝

9、聚而成。8.2.5燃油内的微生物污染除了无机物和有机物微粒杂质对燃油造成污染外，人们已经注意到了有生命的微生物同样会对燃油系统造成污染。大量的微生物会在油箱内沉淀的水和燃油界面上繁殖。它们以燃油的烃和各种含氮、磷和其他元素的矿物质为养料。氧化铁和水能加速燃油内微生物的繁殖，但水并不是微生物繁殖的必需品。微生物的危害主要是腐蚀燃料系统零部件，污染燃油。微生物的生命活动所分离出的有机酸和其他代谢物会引起生物化学腐蚀。这种化学腐蚀的产物完全能把油滤和喷嘴堵塞。另外，有些微生物会影响燃油的物理、化学性能和使用性能。避免微生物的危害，可采用杀菌剂，也可以采用电磁辐射、细菌滤等方法。在结构措施上，可在油箱

10、壁面上涂一层微生物保护层，例如呋喃树脂层。8.2.6燃油的燃爆性燃油在一定条件下会燃烧或爆炸，在使用条件下，航空燃油的燃爆主要有两种情况：一是燃油-空气混合气由明火（火花和火焰）引燃；二是在一定压力、温度下的自燃。避免燃油燃爆的主要途径有：防止过强的静电放电；在油箱中冲入惰性气体以及减少含氧量；避免油箱受高热；控制飞机下滑速度等。8.3供油系统8.3.1燃油储存及其在飞机上的配置油箱的功用是储存燃油。飞机燃油系统的重量特性、工作寿命、可靠性、耐久性和可修复性，在许多方面取决于油箱的结构、位置和性能。燃油重量一般占飞机起飞重量的30%60%。飞机上的燃油大多存放于机翼、机身内的油箱中。有时，在飞

11、机上还悬挂的副油箱。在布置油箱时首先要考虑飞机的可用容积。此外，还要考虑随着燃油的消耗，飞机重心和对称性产生的变化。特别是纵向重心的变化及对称于机身轴线布置的油箱耗油量不等产生的危害。对于军用飞机，还要考虑油箱的中弹概率及防护性。把油箱布置在机翼内可以使机翼卸载，减轻结构质量。对于运输机，机身内要装载货物或旅客，因而主要是将燃油箱配置在机翼内。对于这种配置，有事翼型的厚度不仅要根据气动力要求进行选择，也要兼顾机翼的可用容积。从油箱的构造、质量以及燃油系统的生存力这些方面考虑，最好是把油箱布置在机身内。在小型高速飞机，如歼击机上，由于机翼变薄，从容积上考虑也要求把一些油箱布置在机身里。在现代喷气

12、战斗机上，副油箱在飞机上的布置主要考虑到气动力的影响，抛掉后对飞机飞行性能的影响，重心位置的变化，以及结构上的可安装性等。根据飞机的类别，飞机结构的受热状况，机翼在飞行中的变形量以及燃油箱在飞机上的位置不同，油箱所采用的基本结构有：硬油箱、软油箱、整体油箱和悬挂副油箱等。8.3.2供油方案发动机供油方案由燃油箱数量及其在飞机上的配置，发动机数量及其在飞机上的安装位置决定，典型的方案如下。1. 有有供油箱的供油系统飞机燃油系统的油箱根据不同的用途一般可分为三大类：供油箱、输油箱和副油箱。供油箱又称消耗油箱，是指那些直接向发动机供油的油箱；输油箱不直接向发动机供油，而是先把燃油输送到供油箱再向发动

13、机供油；副油箱是挂在机身外可投掷的油箱。对于机动性要求高的飞机，为保证机动飞行时的供油，供油箱将更加复杂，质量必然增大。因此为减轻燃油系统质量，供油箱的数量比较少，有时所有油箱都是供油箱。如图8-1所示，这种系统适用于但发动机的飞机（其中，供油箱内的三个浮子阀是控制输油顺序的）。如果供油箱到发动机之间的供油管路发生故障，例如供油箱增压泵损坏，则可打开虚线圆圈内的应急供油阀，由其他油箱直接向发动机供油（同时，应关闭供油箱上方的燃油切断阀）。2. 等量供油系统这是现代喷气式运输机经常采用的一种方案。在飞行中，它的基本供油方式是由各供油箱向各自对应的发动机供油。这种等量供油的特点是，供油箱容量比较大

14、，因此，输油箱数量少、传输简单；由于处于重心前后的油箱向发动机等量供油，耗油过程中重心变化比较小，传输简单，耗油程序只需由随机工程师手动控制，省去了一套复杂的自动控制系统。8.3.3飞机燃油系统的供油动力按照供油动力的不同，供油系统可分为泵供油、压力供油和重力供油。泵供油是常采用的方式，其中追常用的是电动离心泵，在燃油消耗量很大的飞机上，也有采用空气涡轮或者液动涡轮驱动的离心泵。由于涡轮的外廓尺寸小，因此涡轮泵也用于结构高度小的机翼油箱内。此外，由于涡轮泵不需要辅设动力电缆，从而减小了系统的火灾危险。在有些飞机上，采用了由液压马达驱动离心泵的供油系统。近年来，射流泵也在燃油系统中得到了原来越广

15、泛的应用。为了提高系统工作的可靠性，现在一般在油箱中安装两台泵，它们或者并联工作，或者分为主辅，辅泵在主泵发生故障时自动投入工作。有些系统中，主泵和辅泵由相互独立的动力源驱动。压力供油是用发动机压气机引出的压缩气体或冲压气体，将燃油从油箱中压出，如可投掷的副油箱就是采用这种方式。重力供油是燃油借助重力自流来实现向发动机供油，一般用于具有高度优势的油箱上，其特点是结构简单，一些轻小型飞机上常采用这种方法供油。8.3.4飞机燃油系统的输油线路对于输油箱（副油箱类似）的燃油系统，输油箱在向供油箱输油时，有各种连接方式，它们可以分为集流式和分散式两大类。集流式是各输油箱内的燃油先汇入一条输油总管，然后

16、再输往供油箱。分散式方案则是各输油箱单独向供油箱输油。图8-2所示为双发动机分散式输油方案的三种连接方式。图8-2（a）的特点是一个输油箱只向一个供油箱输油，称为直接输油的分散式方案。它的缺点是：每个输油箱对供油箱只有一个输油出口，一旦它损坏，将无法输油。而且，由于供油箱内的油来自不同的输油箱，进入两台发动机的燃油温度也可能不同。图8-2（b）的特点是一个输油箱同时都有两套输油管路，因而，输油的可靠性提高了。当一个供油箱发生故障时，可通过供油系统的交叉供油功能实现对两台发动机供油，而所有输油箱内的燃油仍可通过第二个供油箱输出。另外，由于一个输油箱同时可向两台发动机供油，耗油量提高一倍。这对于尽

17、快用完高温区的燃油有利的。这种方案的缺点是：结构元件的数量多，质量大。图8-2(c)的特点是所有燃油均进入一个供油箱。它的优点是：对于超声速飞机，从不同油箱里来的燃油得到混合，供油箱内的燃油温度比较，,两台发动机的进油一致。同时，由于混合后的油温比较稳定，使得供油系统中安装的燃油散热器能均匀地工作。供油箱个数少，质量小。他的缺点是：必须使用比例器，使各输油箱之间成比例向供油箱输油。分散式输油方案的共同优点是：各输油箱之间没有直接的管路连接，因而，某一输油管路发生故障，不影响其他部分正常工作。它们的共同缺点是：输油管路多，结构质量大，操纵复杂，有大量的控制机构和检测元件。图8-3所示为集流式输油

18、方案的三种连接方式。与图8-2比较可见，集流式方案主要是在分散式方案中增加了输油总管。同时，为了防止燃油通过总管在各油箱间串流，每个油箱出口都装了单向阀。三种具体集流方式方案之间的优劣与分散式类似。它们的共同优点是：结构质量比分散式有较大减小，系统的操纵和控制比较简单。它们的共同缺点是：输油总管中的单向活门发生故障时，各油箱之间可能串油，影响正常输油。8.3.5燃油系统的高空性1.气穴现象燃油系统中常采用离心泵，同液压系统一样，当燃油本身的压力小于其饱和蒸汽压Ps时，燃油就会汽化，同时随着压力的降低，溶解于燃油中的空气也会少量析出。这些燃油蒸气和空气在燃油中形成气泡。当这些气泡随着燃油流到高压

19、区时又会迅速液化，造成气泡迅速塌陷，周围的液体便向气泡中心冲击。当气泡的塌陷发生在泵叶片表面时就会对叶片造成冲击。长期的冲击便会造成叶片的损坏，引起泵的震动噪声，而且使流量、压力、功率和效率迅速下降，严重时会造成进口、叶轮和出口的破坏，导致离心泵不能正常工作。这就是离心泵的气穴现象。典型的离心泵叶片压力分布如图8-4所示，p为进口液体压力（静压），PA大于P是因为在曲线尖点A上液体的动能转化为压力能。C和D点是两个低压区，但C点范围小，燃油实际上来不及汽化。因此，影响气穴特性的主要是D点低压区，为此把该点的压力作为燃油泵的最低压力Pmin。当饱和蒸汽压PsPmin时，油泵内会产生气穴现象，因此

20、，规定油泵内的最低允许压力Pmin因大于Ps，Pmin就是防气穴许用压力。由于D点处的负压效应，进口压力P还应比Pmin再高出一个安全压力pmin(即图中的p)，pmin称为防气穴安全压力。2. 燃油系统的高空性燃油系统的高空性是指燃油系统在何种高度上仍能保持供油能力，通常指保证系统向发动机连续供油所能达到的飞行高度。1） 重力供油系统的高度当油箱位于发动机油泵之上，飞行高度不大（5000m），且供油量较小（如小功率活塞式发动机）时，常省去供油箱的增压泵，直接借重力向发动机供油。这种方式称为重力供油。如图8-5所示重力供油系统，设截面B-B处液体静压力为P，忽略油箱内液面A的下降速度，考虑液体

21、阻力和惯性力，则伯努利方程为PH+pZ+gyA=1/2VB2+gyB+pF+/-pG+P式中PH与飞机飞行高度H对应的大气差；pZ油箱内压力与外界大气压之差，即油箱的增压值 ；燃油密度；P供油压力；g重力加速度；yAA截面燃油高度；yBB截面燃油高度；pF流体阻力所引起的压力损失；pG惯性力造成的压力损失；VBBB截面上的燃油平均速度。供油系统必须保证发动机进口的必要压力，即保证发动机增压离心泵的进口压力，此压力值由两部分组成：防气穴许用压力Pmin和防气穴安全压力pmin。为此应有PPmin+pmin（8-2）结合式（8-1），有PHPmin+pmin+g(yA-yB)+1/2VB2+pF+

22、/-pG-pZ（8-3）此式决定了供油系统正常工作所能达到的高度，当给定PH 时，油箱的需用增压值为pZPmin+pmin+g(yB-yA)+1/2VB2+pF+/-pG-PH（8-4）上式右边各项越大，则所需油箱增压值越大，提高油箱的增压值又会使其重量增加。2） 采用一级增压泵时供油系统的高空性为降低油箱的增压值，同时保持足够的高空性，在构造上常采用加装油箱增压泵的方法，即在油箱出口加装一个油泵，称为一级增压泵。如图8-6所示，这样从油箱出口到发动机油泵的流体阻力和惯性力等压力损失均由一级增压泵的增压作用补偿。只要适当选择一级增压泵就可保证发动机油泵的正常工作。对于一级增压泵，取油箱油面和一

23、级泵进口两个截面，列出伯努利方程，即 pZP'min+p'min-gy+1/2V02-PH(8-5)式中V0一级增压泵进口的平均流；Y一级增压泵进口上方的油面高度；P'min一级增压泵防气穴许用压力；p'min一级增压泵防气穴安全压力。设计时，除了要满足式（8-4）或式（8-5）外，还要考虑出现故障时供油系统的高空性，以作为应急使用时的限制条件。当一级增压泵损坏时，其后面的油泵要靠重力供油。为保证进口压力，通常将发动机转为小流量状态。如果这还不行，则降低飞行高度，降低后的高度，原则上仍由式（8-3）决定，不过，这时，这时要考虑一级泵不工作时的附加阻力，其值由油泵

24、制造厂家给出。工作中，如果油箱增压泵系统和一级泵同时损坏（pZ=0），则根据式（8-3），飞行高度由下式决定：PHPmin+pmin+g(yB-yA)+1/2VB2+pF+/-pG（8-6）从以上讨论可见，决定燃油系统的高空性的主要因素如下。（1） 燃油的饱和蒸汽压PsPmin。（2） 防气穴安全压力pmin。（3） 流体阻力和惯性力引起的压力损失pF和pG。（4） 油箱的增压值pZ。燃油的饱和蒸汽压已做过介绍，设计时，可参照有关手册进行。通常取Pmin=（1.21.3）Ps。流体阻力的计算可参考流体力学的有关方法。但有两点在这里值得一提：一是对于软管，习惯上沿程阻力系数取为硬管的1.3倍；二

25、是综合考虑管径对质量和阻力影响，一般认为流速在2m/s3m/s较适宜。8.3.6在过载和失重条件下的供油飞机在飞行中会出现各种过载情况，尤其是俯冲、跃升、倒飞（军机）等情况，有时还会遇到失重情况。这些情况不但会使燃油受到惯性力的作用，而且会严重影响燃油在油箱中的分布。若不采取措施，就会造成油箱出口可出，有供油中断的危险。在飞机作机动飞行时，可能会使飞机处于失重和负过载状态下。在这种状态下，必须用专门的装置才能保证向发动机连续供油。目前这类装置主要有三种形式。1. 配种活门式图8-7所示为配种活门式的几个例子。配种活门式机构的缺点是，由于使用了较多的运动零件。工作可靠性和稳定性受到影响。失重条件

26、下工作不够稳定。2. 蓄压油箱式蓄压式油箱的工作原理与飞机液压系统的蓄压器完全相同。采用蓄压油箱的优点是，无论负过载还是失重状态，系统都有良好地供油能力。但是它增加了一级泵的需用功率和轮廓尺寸，降低了系统的经济性，增加了起飞重量。3. 双面泵式如图8-8所示，现代飞机上采用双面泵供油，当飞机作负过载飞行时，双面泵和供油箱中的倒飞隔板一起组成倒飞装置，由双面泵上泵供油，保证短时间内（如某飞机加力飞行5s，不加力飞行15s）正常向发动机供油。8.4输油系统8.4.1飞机用油顺序及重心为了保证飞机在飞行过程中的操稳性，飞机在飞行中对用油顺序都有一定要求，主要有：随着燃油的销号，飞机重心变化不能太大；

27、优先使用高温区油箱的燃油；战斗机要先使用防护力弱、中弹率高油箱的燃油；重要飞行时刻使用可靠性高、距发动机较近油箱的燃油；尽快用完副油箱的燃油等。用油顺序的控制方法主要有位置控制、压力控制和手动控制。8.4.2输油系统的顺序控制1. 通过油面传感器控制1） 供油箱内控制在有些飞机上，将油面信号器安装在供油箱中高低不同的位置上，实现用油顺序的控制。如图8-9所示，三个油面信号器安装在供油箱内三个不同油面高度上。当供油箱内油面因向发动机供油下降到第一油面高度时，N1油箱开始输油。输油过程中，维持油面不变，知道N1油箱用完。然后，油面继续下降，到达第二油面时，N2油箱再开始输油。按供油箱的油面来控制用

28、油顺序，可保证输油更加可靠。因为，如果出现某一输油箱输油故障，其后续输油箱会随油面下降自动递补输油，另外，这种控制方式一般可减少一些余油。因为输油泵总是在入口无油可输的情况下才会停转。在这种系统中，油面信号器安装的高度差，主要考虑彼此不干扰正常的工作即可。2） 输油箱内控制目前，使用比较多的是在输油箱内安装油面信号器发出的信号自动关闭或打开输油泵及输油活门，以实现用油顺序的控制。通常，在输油箱出油口附近安装油面信号器。一旦油箱内燃油用完，传感器便发出信号，关闭该油箱的输油泵，同时接通后续输油箱的输油泵。为了输油平稳，一般油面信号器安置得比油泵进口稍高一些。不过，这将增加一些余油量。有时一个油箱

29、分几次输油，则在若干油面处设置信号器。对于分散式输油方案，先输油的油箱要在后续输油箱的油泵启动后延迟若干时间方能停止输油。在集流式输油方案中，有时为减少余油，采用多态油泵，即在关闭前，油泵加力一段时间。3） 复合控制除了上述两种控制方式，在有些飞机上也采用复合式方案，即后续输油箱的油泵是由供油箱内的信号器启动，而先输油的油箱则根据其本身的油面信号器关闭油泵。图8-10所示系统是复合控制的输油系统。这是一个带有液动输油泵的系统。液压源由发动机的专门液压泵提供。当供油箱里的油面下降时，浮子活门下落。与其配合的单向阀起作用，切断控制管路内燃油向供油箱的流动，从而导致控制管路中压力升高。这时，液动输油

30、泵进入输油状态。当输油箱内无油时，油箱信号器打开电动放油开关9，从而使控制管路中压力下降，液动输油泵停止工作。输油系统中用得比较多的油面传感器是非接触浮子式油面传感器（包括电容式、电感式等），也用接触型油面传感器。非接触传感器一般由浮子检测油面的位置，而通过传感器电容、电感等的变化输出信号。接触型传感器是电容元件等直接接触燃油，通过电容量等随介质的变化反应油面的位置。带浮子传感器的缺点是质量大，飞行前对其机械部分的检查比较困难。目前，一些无浮子的传感器，像射流式、热敏电阻式、超声波和同位素传感器等正逐步被采用。从上面控制方式可见，输油系统中输油泵往往要在油箱临近无油时继续工作一段时间。特别是油

31、面信号器安装在输油箱中的情况，由于信号器的信号与油泵入口处的情况往往有一定差异（例如燃油晃动），可能造成油泵打空。为了改善这时的润滑和冷却条件，常在输油泵后面安装专门的活力弹簧活门，以保证油泵在这种状况下工作所需的反压力。在有些飞机上，还专门有热断器，以预防电机线圈的温升超过允许值。2. 通过压力差的顺序控制对于有增压系统的燃油系统，用油的顺序可通过不同油箱之间压力的不同来实现，即按预先用油方案要求给不同的油箱加不同的压力，压力高的油箱里的燃油优先使用，从而实现用油得顺序控制。3. 手动控制对于一些大型飞机，如轰炸机和旅客机，供油的顺序可由随机工程师通过一些开关来控制，这样比较安全可靠，但要求

32、油箱不能太多且控制简单。8.4.3燃油系统的比例输油在输油箱向各自的供油箱同时输油时，个油箱间的输油量必须成一定的比例，否则会引起重心变化过大。影响输油不均匀的因素有导管的流体阻力、输油泵特性及油箱内油面高低的不均匀性。输油流量的调节方法和输油活门结构对输油的不均匀性也有影响。有时为了保证输油的均匀性，采用一个总的供油箱。在其中安装一个油面信号器，由它来控制各组油箱的输油，而各输油活门之间用刚性连接，保证开闭均匀，这种系统中，引起不均匀的因素大为减少。与其他系统相比，可以得到更好的输油均匀性。在需要严格保持输油比例时，则采用专门的比例器。采用比例输油后顺序控制问题即可避免，使系统得到简化。由于

33、有多组油箱同时输油，每套导管尺寸、油泵功率等都可以减小，质量减小。比例输油可以将飞机重心变化范围控制在1%平均气动力弦以内，而程序输油一般只能控制在3%以内。比例输油的缺点是比例器比较复杂。飞机上常用的比例器有油量表式和容积式比例器。1. 油量表式比例器油量表式比例器一般是电控系统。它的控制对象是油箱内的油量。其工作原理如图8-11所示，根据油箱中现存的剩余油量，计算机算出各油箱组的油量差，同时发送信号给电控开关，改变输油量。剩余油量的检测，可由连续式油量表完成，也可由不连续式油面信号器完成。流量的控制则可借助关闭输油泵，改变输油泵工作状态，以及改变活门流通截面积等手段实现。油量表式比例器具有

34、自动调节的功能。当加油不均匀或发动机耗油不均匀，甚至一个发动机发生故障时，系统仍可自动恢复各油箱内的余油比例。在左右对称布置的油箱间，常采用这种比例输油系统。油量表式比例器的优点是，输油导管中无附加的流体阻力，能按比例自动调节。同时与油箱中的燃油量存在着逻辑关系。2. 容积式比例器容积式比例器的基本原理是，利用同步旋转的打油组件，保证按一定的容积比输油。打油的组件有齿轮机构、转子机构等。打油组件一般装在一根总轴上，每旋转一次各自同步打出一定容积的燃油。打油组件的旋转，既可由外部动力源带动，又可由被输油本身带动。当由外部动力源带动时，比例器又可兼做增压泵。事实上，当由外部能源带动时，所谓容积式比

35、例器就是一组同轴旋转的容积式泵。容积式比例器的工作精度，主要受泄露的影响，除制造因素外，还有输油量、燃油粘度、温度等有关。当各输油管内燃油温度相差很大时，则需考虑比例器工作时的热膨胀。目前，摆线转子比例器已经得到了比较广泛的应用。例如，三叉戟飞机上就采用了如图8-12所示的摆线转子比例器来均衡由两个翼尖油箱进入飞机中部发动机的燃油量。由增压泵供给的燃油，经过进油管流入比例器的内腔。在此内腔的传动机构上安装着四个三凸轮转子，它们在燃油的作用下旋转。由于这些转子是同步的，因而就保证了从个翼尖油箱来的燃油流量相等。比例器的进出油管上并联一条管路，该管路上安装一个定压活门。比例器一旦发生故障，进出口压

36、差达到一定值时，定压活门打开，燃油绕过转子机构，通过定压活门使进出口直接相通。8.4.4燃油系统的平衡输油平衡输油也叫配平输油，主要用于超声速飞机。当飞机进入超声速飞行时，气动力中心后移。若完全使用舵面来平衡飞机是不适宜的。为此，常改变部分燃油在飞机上的配置来达到平衡飞机的目的。根据飞机的整体布局、使用特性和油箱配置，平衡输油可按不同的方案进行。在飞机重心附近配置平衡油箱，如图8-13这种输油方式的优点是可保证飞机在进入退出超声速飞行时输油简单。缺点是，需要大量的配平燃油。平衡输油系统系统是一个十分重要的系统，对它有很高的要求。平衡输油系统至少应有两套备用的输油设备，在发动机发生故障的情况下，

37、也应能保证由后平衡油箱向前输油。为了保证平衡输油系统发生故障时，仍能保证飞机重心，通常后平衡油箱上装有应急放油系统。特殊情况下，甚至要考虑供油箱进行不平衡放油。平衡输油导管通常也可以用于作为压力加油和应急放油的导管。8.5通气与增压系统飞机在不同的条件下飞行对燃油系统有很大的影响。当飞机飞行速度过快时，大气会对飞机进行气动加热，造成油箱压力过高而导致破坏；当飞机飞得过高时，大气压力太低造成燃油蒸发太快、燃油损失太大等。这些情况都可能造成发动机供油中断。为保证向发动机连续供油，必须向油箱通气增压。8.5.1通气与增压系统的功用通气系统的功用是保证飞机在各种姿态下油箱与大气相通，放出燃油蒸气，防止

38、油箱出现超压或真空而导致破坏。增压系统的功用是提高燃油系统的高空性，减少燃油蒸发，若用惰性气体增压，还能提高系统的防火安全性。有时还利用增压气体来进行压力输油。在现代飞机上，通气系统与增压系统的联系已日趋紧密，可以把它们是作具有不同功能的同一个系统。通气与增压系统主要有气源、各种调压器、活门和管路等组成。8.5.2通气与增压系统的方案1. 独立通气式2. 图8-14所示为通气与增压系统设计方案中最简单的一种，常用于飞行速度、机动性和高度较低的飞机上，它的气源就是速压进气管。这种系统的缺点是：由于安装在飞机不同部位的速压进气管可能产生不同的速压，且随飞行姿态的变化，速压差可能变化。这种变化可能破

39、坏预定的输油顺序，甚至导致图8-15（b）同时有别的气源，这样的系统工作将更加稳定可靠。U形管2下部的通气嘴是用来排除倒流的燃油和偶然性积水的，由于它有较大的流体阻力，不会造成冲压气体的流失。3. 有压力输油功能的系统当设有可投掷的副油箱时，常采用压力输油方式，这样可简化副油箱与飞行之间的电路等联系，便于投掷。当机翼油箱扁平、狭长，不便于大流量输油泵输油时，也常采用压力输油。为实现压力输油，就必须在油箱之间维持适当的压力差。图8-16所示系统应用了流体阻力不同的节流阀来维持这种压力差。图示系统中，由气源9将油箱10中的燃油输往供油箱3中，节流阀6的流体阻力比节流阀7要小，这样，油箱10内的压力

40、比供油箱3中的压力要高。当油箱10内压力超过允许值时，安全活门5变打开，输油活门4（浮子式活门或其他的油面调节器）维持着适当的输油流量。一旦油箱10中燃油输完，油箱3中的油位下降，输油活门4打开，而增压空气对整个系统输气增压。图8-16所示系统有两个缺点：一是空气消耗和燃油蒸发损失比较大；二是压力输油结束瞬间，接受燃油的油箱可能受到输油气压的影响，出现短时高压。假设油箱10的压力是P10，油箱3的空气容积很小。那么在输油结束瞬间，由于输油管对气体来说阻力很小，油箱10和油箱3可能在短时间处于几乎等压的状态（压力为P10）。这对油箱3来说可能是不允许出现的高压状态。为了克服这两个缺点，采用了如图

41、8-17所示的系统，其中用减压阀代替节流阀来维持增压差。8.5.3通气与增压系统分设计中的两个问题1. 通气增压的可靠性油箱上不的无油空间随着飞机姿态不同而移动。为了在所有姿态下都能正常通气，油箱内常设置两个通气口与总管相通。为了保证通气增压管路通畅，设计时应尽量减少任何能够积水或积聚其他外来杂物的弯曲管和回路，还要考虑各种元件上水分沉淀和结冰的危险性。2. 防溢油在有些飞行姿态下，燃油可能通过通气口流入通气系统。这时可设置浮子阀予以防护，即在通气口附近有燃油时浮子上浮，自动盖住通气口。在飞机姿态急剧变化时，尽管设置浮子阀，也可能有少量燃油进入通气管，这时，可在通气管适当部位增设防溢舱，收集溢

42、入管内的燃油。有时还在通气总管的出口附近设置专门的防溢油箱，收集溢油，再通过回流管返回油箱，或由射流泵等输回油箱。8.6加油与放油8.6.1加油系统加油系统一般是指在地面完成加油的受油机机载系统。按加油动力分，有重力加油和压力加油两种。1. 重力加油重力加油时，燃油在重力作用下经油箱上部的加油口流入油箱或邮箱组。这种方法可用于载油量比较少的轻型飞机上，在有压力加油设备的重型飞机上，一般也设置重力加油系统，作为备用或补充加油措施。加油系统设计的两个基本问题是管路方案和加油时间的计算。图8-18所示为重力加油系统的一个例子。两个油箱成串联连接，在活门4打开的情况下，可通过加油口3对两个油箱同时加油

43、。2. 压力加油现代飞机上广泛采用的压力加油是靠加油车产生的压力进行加油。加油接头处的最大燃油压力约为3.5×105Pa。压力加油比重力加油快，加油点集中，燃油不易受污染，且能自动控制加油量。压力加油系统由压力加油接头、导管、阀门、控制系统等组成。压力加油的设计内容主要有保证合理的加油时间、选择油箱的连接形式及连接管路的计算。计算工作主要是确定加油时间是符合要求及整个加油管路的压力流量特性曲线。根据管路压力流量特性曲线和已知加油车压力流量特性曲线的交点求得加油系统的工作点，与给定值对比后，进行误差修正并反复迭代，直到达到设计要求。8.6.2空中加油系统空中加油系统由两部分组成：一部分

44、配置在加油机上；另一部分则配置在受油机上。空中加油系统主要有下列要求：受油机在允许的各种气象条件和飞行状态下，都能进行空中加油；几架飞机同时进行空中加油时要有足够的机动飞行高度度；空中加油时间尽可能短；加油设备对接组件的接合和相互固定能自动化；避免飞机相撞的飞行程序和机动动作尽可能少；空中加油过程和技术尽量简单；加油的接通、关闭及油量的控制要自动化且应有余度，以便应急快速稳定状态等。现代飞机常用的空中加油系统有如下两种。1. 插座滑槽伸缩管式空中加油系统图8-19给出了插座滑槽-伸缩管式空中加油系统的加油过程，其中插座滑槽配置在受油机上，伸缩管配置在加油机上。这种加油系统主要用于重型飞机和护航

45、歼击机上，而加油机的燃油量一般为飞行重量的3/4以上，它可以将燃油量的90%输送给受油机。一种伸缩管的原理和数据如图8-20所示，伸缩管用万向接头固定在机身上，燃油由此通过。伸缩管可在垂直和水平面内旋转，其内部安装有导管套的轴向移动机构、空气动力舵面偏转机构、供油管和密封装置组件等。伸缩管在空中的工作位置由坐在尾舱内的操作员借助液压机械系统拉出或收起，并通过两个舵面的偏转使伸缩管移向所需要的方向。两个舵面同步偏转以增大迎角使伸缩管向上抬起。舵面差动偏转使伸缩管转向并插入受油机的插座内，伸缩管在插座内便自动地被加紧和密封，用惰性气体吹洗系统之后便可进行空中加油。两机的安全接近由终端开关来控制，并

46、有应急分离辅助手动转换开关以确保加油过程和飞机的安全。用插座滑槽伸缩管式空中加油系统的优点是，对受油机的机动性要求低，加油量大（4000L/min），加油时间短。2. 插头锥管式空中加油系统如图8-21所示，这种加油系统与插座滑槽伸缩管式空中加油系统有原则的区别。在严格规定其速度和高度的加油机上，用专门的绞车抛出长度为20m60m的加油软管，其自由端上铰接一个稳定的锥套。锥套内安放着接触夹紧装置、密封装置及活门椎管。加油的顺序如图8-22所示。当受油机的插头插入椎管内，此时锥套起导向作用。给油器锁扣所需的动作力（P=300N700N）用以克服锥套的迎面阻力，它由绞车的拉紧装置来控制，拉紧装置在

47、接触瞬间能曳近软管L=1.5m2m，以避免软管在接触时产生中部下垂并引起整个系统摆动。加油是在安装于椎管锁扣和加紧装置活门上的传感器工作后才开始的，并将惰性气体送入软管和油箱，以免发生火灾。当拉伸力约为3500N时，传感器使锁扣打开，锥管脱离插头，加油结束。绞车随动系统要保证受油机的可能移动范围，它是以绞车为顶点，夹角约为30°的锥体前后相对位移L约为9m12m，锥体的上面部分由于受加油机发动机气体的影响而受到了限制。绞车要绕20m60m长的软管，外廓尺寸较大，其鼓轮的直径加油软管多次弯曲的最小允许半径来确定。插头锥管式空中加油系统的优点是：系统几乎完全自动化。由于两机相隔的距离比较

48、大，允许两机有比较大的相对位移，且一架加油机可给多架受油机同时加油；由于软管是在小角度抛出的，其阻力不大，因而可以在大速度下进行加油。这种系统的缺点是：软管长，加油流量受限；对软管的结构和材料要求高，因为要在低温环境下保持强度、密封性和柔软性；对绞车随动系统的可靠性要求高，以保证软管张力的稳定性，从而不会造成急剧和危险的摆动。8.6.3放油系统放油系统是将飞机燃油安全放出机外的整套装置。飞机的放油分为空中进行的应急放油和地面进行的维护放油，此外还有放沉淀。地面放油的目的是为了便于维护飞机，它可以利用应急放油系统来实现，也可以用加油车来抽吸。放沉淀的目的是放出燃油内沉淀的水分及利用应急放油系统来

49、实现，也可以用加油车来抽吸。放沉淀的目的是放出燃油内沉淀的水分及杂质。它通常由装在管路、油箱最低处的放沉淀开关来实现。这里主要介绍空中放油系统。飞机在空中放油主要在两种情况下进行：一是当遇到飞机起飞不久就需要迫降，此时由于飞机重量大于最大允许着陆重量，因此需要应急放油。对于民用飞机，在适航条例中对何种飞机需要配置应急放油系统，如何放油，最小余油量等均有规定。放油系统的动力有油箱增压压力、油泵，或完全利用燃油的重力。放油系统的结构一般都比较简单。管路、油泵等经常与加油系统，甚至供油系统共用。为了使放出的油液远离飞机，有时采用可收放的放油导管。放油时，油箱出油管上可能出现涡流，形成充满气体的漩涡。

50、由于它遮盖了出油管的流通截面，因此会减慢放油速度。为此，有的飞机在油箱内安装一个收敛形的出口，如图8-23所示，这样可阻止旋涡的产生，圆滑的改变流通截面的面积和流向，保证放油速度。图8-24所示为收敛形出口对放油特性的影响曲线，图中曲线1、2分别为无收敛形出口和有收敛形出口的放油系统的放油量与时间的关系曲线。从图中可以看出，有收敛口的放油系统，其放油速度大大提高。第9章 飞机燃油系统的主要附件9.1燃油控制系统附件燃油系统的控制附件可以分为两类：一类是油量检测附件；一类是压力检测附件。其中油量检测附件极其检测精度对飞机的输油控制、重心控制及飞行安全具有重要意义。目前飞机上广泛应用的检测附件主要

51、有：电容式流量表，浮子式油量表，应用放射性元素的油量表，超声波油量表，叶轮转速表式油量表，压力信号器等。9.1.1电容式油量表电容式油量表是以测量安装在油箱内传感器电容的原理为基础的。如图9-1所示，传感器是由配置在同轴上的管状电容器制成的。这种传感器的电容按下面的公式确定：C=Kl/lg(D/d)（9-1）式中管间电介质的介电系数；l油箱油面高度；D外管的内径；d内管的外径；K与所选择的测量单位有关的比例系数。当传感器结构是由同轴配置的几个管子制成时，传感器的电容则由并联连接的各个电容器的电容之和来确定。从公式（9-1）中可以看出，传感器的电容增量取决于传感器的结构尺寸、油箱中油面高度和燃油

52、的介电系数。假定燃油的介电系数不变，那么油量表在每一测量瞬间的示数应与一定的油面高度相对应，由此可以确定油箱的燃油容积。但是，由于燃油的介质系数只取决于它的密度，故在传感器的结构尺寸（l、D、d）不变时，则得=f（）。这样，当测出传感器的电容增量时便可确定飞机油箱内以质量为单位的燃油储存量。必须指出，函数=f（）只对一定批次的燃油是定值。对不同牌号的燃油，甚至对同一种牌号不同批次的燃油，燃油介电系数与其密度间的关系也可能改变，从而带来附加的测量误差。如果燃油已被污染，或者有各种各样的添加剂、水分等杂志，那么电容式传感器所反映出来的将不是密度，而是介电系数。此外，异物微粒也可能沉积在电容器的管壁

53、上，同样也可引起电容改变，因而也就带来了附加的测量误差。9.1.2浮子式油量表油箱的油量可以利用浮子式油量表进行测量。浮子式油量表是利用浮子跟踪油面高度的变化，并通过机-电信号的转化，输出油量信号。其中，在机-电信号转化过程中，已考虑了油箱容积随油面高度变化时的非线性关系。单浮子油量表受油面变化的影响比较大。在机动飞行时如果油箱形状许可，可采用差动式双浮子油量表。图9-2所示为差动双浮子油量表，当油面水平时，两个浮子随油面升降带动可变电阻滑片8转动，其电阻值随油箱水平面位置而变化，使输出的电信号能反映油量的多少。螺旋形弹簧9的作用是消除传动机构中的间隙而减少误差。当油面倾斜时，两个浮子仍保持相

54、对水平，并不升降。这是因为从动齿轮4规定了两个浮子必须同时升降，而设计中必须保证任何一个浮子的最大浮力均不足以同时举起两个浮子，而又不至于任其下落，如图9-3所示。浮子式油量表的缺点是，测量精度受燃油密度的影响。因燃油密度不同时，浮子在燃油中的下沉量是不相同的。9.1.3应用放射性元素的油量表应用放射性元素的油量表的工作原理是：放射性通过油层的辐射强度与油层厚度成比例地减少，即通过被测油层后的射线直射光束的强度就是油箱的燃油量。放射强度由下面方程式确定：J=J0e-式中J0射线束的起始放射强度；J经过厚度为d、密度为的油层后的放射强度；吸收放射强度的系数。从方程式（9-2）中可以看出，放射性油

55、量表能测量出油箱中以质量为单位的燃油量，而其测量误差值与燃油的密度无关，这是它与其他类型油量表的根本区别。如图9-4所示，放射性油量表由辐射工作源、差动电离室、差动位移变换器、可逆式电动机和补偿器等组成，其工作原理为来自辐射工作源的直射光束通过油箱的油层后，直接落到差动电离式辐射接受器上。由于辐射强度改变而产生不平衡信号。该信号在电子组件中放大后，借助可逆式电动机自动的移动补偿仪表。放射性油量表的测量精度与被测燃油的性质无关，能够实现连续的测量油量，又无倾斜误差和惯性误差，因而可以达到较高的测量精度。但是，应当指出，由于要保证使用维护人员的安全，放射强度受到限制，因而在放射性油量表中，只能采用

56、极小量的输出信号，这又使油量表放大器的线路复杂化。此外，放射性油量表的性能随时间而变化，因为在半衰周期内的辐射强度时变化的。这就需要经常调整油量表。当油层的厚度很小时，也就是油箱中的燃油快要用完时，由于放射强度耗损量很小，因为放射性油量表具有较大的测量误差。采用中子放射，就可以保证在测量油箱里很少剩余油量时具有很高的测量精度。在这种情况下，油箱油量的测量是以电饱和中子的阻滞值与燃油质量关系为基础。当为这种油量表时，燃油箱的内部应涂上一层厚度为0.07mm的镉。油箱的外底面，安装辐射快速中子仪，在油箱内部的表面上安装中子计数器。但是当油箱的油层很厚时，由于进入计数器的中子数比较少，因而会出现较大

57、的测量误差。因此在油量表系统中，将中子放射油量表和放射性油量表组合使用，就可以保证在所有的油面变化范围内都能得到很高的测量精度。9.1.4超声波油量表超声波油量表的工作原理是基于超声波可在不同密度介质的分界面上产生反射的特性。如图9-5所示，超声波油量表是一个安装在油箱底部并向燃油表面发射脉冲信号的超声波发生器。从油面反射回来的信号又回到油箱底部并由超声波接收器所接收，从发射到接收脉冲所经过的时间，与油箱油量的高度成比例，它由接收器-计算机寄存起来。根据与燃油密度相对应的声速-油箱的几何形状发送和接收脉冲之间所测得的时间，计算机就能算出油箱中的燃油量，并在显示器显示。超声波油量表具有惯性小的优点，而且在燃油密度（温度）不变，以及无倾斜和惯性载荷情况下，能保证所测得的精度可以达到0.05%0.1%。在飞机燃油系统中，超声波油量表一般用于地面压力加油系统。飞行时，不宜用超声波油量表作为主测量系统来测量油箱的油量，因为油箱燃油中的声速与燃油密度有关，所以必须加装辅助装置，这样使系统