一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法技术方案

本发明专利技术公开了一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法，属于燃油系统技术领域，导弹燃油系统包括油箱、通气阀、电动增压泵、第一压力信号器、电动齿轮泵、第二压力信号器、发动机、泵进油管路、排气管路、泵出油管路、出油管路；电动增压泵用于将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中；阻止电动增压泵进口产生气塞，防止燃油系统高空掉压，这种燃油系统可满足各类极限高度的高空性能，提升其有效载荷、射程、升限高度及可靠性。升限高度及可靠性。升限高度及可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法


[0001]本专利技术属于燃油系统
，尤其涉及一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法。

技术介绍

[0002]飞行器燃油系统是存储燃油，并保证在其规定的任何状态（如各种飞行高度、飞行姿态）下，均能按发动机所要求压力和流量向发动机持续不断地供油。运输机、战斗机、直升机等大中型飞机燃油系统及其复杂，包括加油系统、放油系统、抑爆系统、通气和增压系统、供油输油系统、热交换系统、燃油管理系统等等。
[0003]考虑到一次性使用、单次时间短、成本等因素，导弹燃油系统有别于飞机燃油系统，具有系统架构简单、电驱动为核心、零组件少等特点。现有飞机燃油系统的架构、计算都相对复杂：如一种轻型飞机燃油系统CN212079467U公开了一种轻型飞机燃油系统，包括燃油箱出油管、燃油箱回油管、燃油选择阀、燃油压力传感器连接油管。如一种飞机燃油系统设计方法CN106446325B通过建立飞机供油系统模型，计算了飞机冷热极限温度变化下的油箱温度场分布，获得了满足燃油进入发动机入口要求的方法。如一种飞机燃油系统CN105438484A，提出了一种新的燃油系统,包括油箱、发动机供油管路、压力加油管路、油箱输出管路、供输油总管,压力加油管路上和油箱输出管路上设有可调节流阀和压力传感器,在对飞机发动机供油时,能同时调节机翼左油箱组、机翼右油箱组或机身前段油箱组、机身后段油箱组燃油流量,保证飞机重心位置不变。以上现有的飞机燃油系统专利技术无法直接沿用至新型全电构型的导弹燃油系统。
[0004]导弹在高空飞行，当大气压力低于燃油饱和蒸汽压力时，溶解在燃油中的空气将析出，液态燃油会变成油蒸汽，这种现象称之为空化，严重时会出现输油管路断流、发动机停车等故障。当前航天、航空领域各自针对空化采用了不同技术。如航天领域采用高压橡胶气囊方案，随着大气压力减小，泄压阀打开后释放惰性气体来保证油箱压力始终高于燃油的饱和蒸汽压力，这种方式存在油箱体积大、结构复杂、附件多、重量重、泄压阀易失效、成本高等问题。再如航空领域采用发动机引气增压技术，虽然保证了油箱压力始终高于燃油的饱和蒸汽压力，但同样存在结构复杂、附件多、重量重、成本代价非常高等问题。

技术实现思路

[0005]针对现有技术的上述不足，本专利技术提供了一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法，防止燃油系统高空掉压，可满足各类极限高度的高空性能。
[0006]为了达到上述专利技术目的，本专利技术采用的技术方案为：提供了一种可满足高空使用的导弹燃油系统，其包括油箱、电动增压泵和发动机；油箱上设置有通气阀；油箱和电动增压泵之间设置有泵进油管路和排气管路；电动增压泵的进口通过泵进油管路与油箱连通；电动增压泵上设置有排气孔，排
气管路与排气孔连通，电动增压泵用于将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中；电动增压泵和发动机之间设置有电动齿轮泵，电动齿轮泵的进口通过泵出油管路与电动增压泵的出口连通；电动齿轮泵的出口通过出油管路与发动机连通；泵出油管路上设置有用于采集电动齿轮泵的出口压力的第一压力信号器；出油管路上设置有采集电动齿轮泵的出口压力的第二压力信号器。
[0007]本专利技术中一种可满足高空使用的导弹燃油系统的基本原理为：通过在燃油系统的电动增压泵壳上设置排气孔，将电动增压泵与油箱通过排气管路相连，从而将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中，阻止电动增压泵进口产生气塞，防止燃油系统高空掉压，燃油系统可满足各类极限高度的高空性能。
[0008]本专利技术还提供一种可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法，包括步骤：步骤1：建立导弹燃油系统初步模型；步骤2：根据发动机对流量、压力和汽液比的需求，建立电动增压泵、电动齿轮泵、油箱和通气阀的需求参数；步骤3：根据电动增压泵和电动齿轮泵的需求参数，设计泵进油管路、泵出油管路及出油管路的管径、长度和管路布置方式；步骤4：设计与仿真电动增压泵和电动齿轮泵的内部流场，获得电动增压泵和电动齿轮泵流量、压力、功率和效率曲线；步骤5：根据导弹极端高空条件下的飞行剖面，在电动增压泵出口与油箱之间设计排气管路，仿真校核排气管路中的流量是否满足所需的汽液混输的排气流量；若是，则确定排气管路的管径和长度；若否，调整排气管路的管径和长度，并重复步骤5，直至排气管路中的流量满足所需的汽液混输的排气流量为止；步骤6：根据压力损失计算公式，计算从油箱到发动机入口处的压力损失，判断电动增压泵及电动齿轮泵是否满足增压指标；若是，则确定了燃油系统初步模型；若否，则重复步骤2至步骤5，直至确定燃油系统初步模型为止。
[0009]进一步地，在步骤4中，电动增压泵设计时，采用加大流量设计法，电动增压泵额定流量需增大到120%，来满足排气管路所需流量；电动增压泵在120%的设计流量点的增压大于极端条件下电动齿轮泵进口饱和蒸汽压；电动齿轮泵进口饱和蒸汽压的计算公式为其中，P2为电动齿轮泵进口饱和蒸汽压，单位为kPa，ΔP为电动增压泵增压，单位为kPa；Pv为航空煤油的饱和蒸汽压，单位为kPa，10~20为安全余量，单位为kPa。
[0010]进一步地，在步骤4中，电动增压泵上的排气孔内设置有排气接嘴，排气接嘴与排气管路固定连接；排气接嘴直径为排气管路管径的1/3或1/4。
[0011]进一步地，在步骤6中，压力损失计算公式为：进一步地，在步骤6中，压力损失计算公式为：
其中，为泵进油管路的压力损失；为泵出油管路压力损失；为出油管路的压力损失；为电动增压泵的流阻；、、分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的长度；、、分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的管径；、、分别为泵进油管路、泵出油管路和出油管路的流速；不需考虑排气管路的压力损失；为沿程阻力系数，为局部阻力系数。
[0012]本专利技术的有益效果为：一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法，在燃油系统的电动增压泵壳上设置排气孔，将电动增压泵与油箱通过排气管路相连，从而将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中，阻止电动增压泵进口产生气塞，防止燃油系统高空掉压，这种燃油系统可满足各类极限高度的高空性能，提升其有效载荷、射程、升限高度及可靠性。
附图说明
[0013]图1为本专利技术中可满足高空使用的导弹燃油系统的结构示意图；图2为本专利技术中可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法的流程图；图3为电动增压泵的仿真内部流场示意图；图4为电动增压泵的加大流量设计的曲线图；图5为电动齿轮泵在不同流量下的仿真增压和实际增压的对比曲线图。
[0014]其中，1、油箱；2、通气阀；3、电动增压泵；4、第一压力信号器；5、电动齿轮泵；6、第二压力信号器；7、发动机；8、泵进油管路；9、排气管路；10、泵出油管路；11、出油管路。
具体实施方式
[0015]下面对本专利技术的具体实施方式进行描述，以便于本
的技术人员理解本专利技术，但应该清楚，本专利技术不限于具体实施方式的范围，对本
的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本专利技术的精神和范围内本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种可满足高空使用的导弹燃油系统，其特征在于，包括油箱、电动增压泵和发动机；所述油箱上设置有通气阀；油箱和电动增压泵之间设置有泵进油管路和排气管路；电动增压泵的进口通过所述泵进油管路与油箱连通；电动增压泵上设置有排气孔，所述排气管路与排气孔连通，电动增压泵用于将全流量工况下燃油中的空气回流至油箱中；电动增压泵和所述发动机之间设置有电动齿轮泵，所述电动齿轮泵的进口通过泵出油管路与电动增压泵的出口连通；电动齿轮泵的出口通过出油管路与发动机连通；所述泵出油管路上设置有用于采集电动齿轮泵的出口压力的第一压力信号器；所述出油管路上设置有采集电动齿轮泵的出口压力的第二压力信号器。2.一种根据权利要求1所述的可满足高空使用的导弹燃油系统的设计方法，其特征在于，包括步骤：步骤1：建立导弹燃油系统初步模型；步骤2：根据发动机对流量、压力和汽液比的需求，建立电动增压泵、电动齿轮泵、油箱和通气阀的需求参数；步骤3：根据电动增压泵和电动齿轮泵的需求参数，设计泵进油管路、泵出油管路及出油管路的管径、长度和管路布置方式；步骤4：设计与仿真电动增压泵和电动齿轮泵的内部流场，获得电动增压泵和电动齿轮泵流量、压力、功率和效率曲线；步骤5：根据导弹极端高空条件下的飞行剖面，在电动增压泵出口与油箱之间设计排气管路，仿真校核排气管路中的流量是否满足所需的汽液混输的排气流量；若是，则确定排气管路的管径和长度；若否，调整排气管路的管径和长度，并重复步骤5，直至排气管路中的流量满足所需的汽液混输的排气流量为止；步骤6：根据压力损失计算公式，计算从油箱到发动机入口处的压力损失，判断电动增...

【专利技术属性】
技术研发人员：王维军，王晓全，陈红杏，
申请(专利权)人：成都凯天电子股份有限公司，
类型：发明
国别省市：