CN103112599B - 气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统与方法 - Google Patents

Abstract

一种气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统与方法，属于飞机燃油系统技术领域。其特征在于包括真空泵（1）、油气分离器（2）、低压油箱（3）、大气压力模拟舱（15）、座舱压力模拟舱（16）、高压油箱（19）、高压氮气储罐（36）；其中高压油箱（19）安装于封闭的座舱压力模拟舱（16）内，低压油箱（3）和座舱压力模拟舱（16）安装于封闭的大气压力拟舱（15）内；其中高压油箱（19）和低压油箱（3）之间通过管道连接；其中大气压力模拟舱（15）和座舱压力模拟舱（16）都与真空泵（1）、高压氮气储罐（36）连接。与传统的飞机辅助燃油试验系统相比，具有飞机辅助燃油系统气压转输燃油性能的验证和测试功能，具有结构简单、检测方便、安全防爆等优点。

Description

气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统与方法

所属技术领域

本发明涉及一种气囊型飞机辅助燃油系统试验系统及方法，属于飞机燃油系统技术领域。

背景技术

飞机燃油系统的主要功能是存储可用燃油，并保证飞机在一切飞行状态和工作条件下可以连续可靠地向发动机供油。飞机燃油系统的安全稳定运行直接影响飞机发动机性能的发挥和飞机的安全性。随着飞机飞行高度的不断增加，飞机吨位的不断增大，飞机留空时间的延长，现代飞机技术在不断发展，对飞机燃油系统的油箱容量、耗油过程的重心控制、燃油泵的高空性能以及防火防雷击防污染能力等的要求越来越高。飞机辅助燃油系统技术不但可以增加飞机载油量，提高飞机的载油系数，而且可以通过各油箱的燃油按一定的顺序和比例输送到消耗油箱，以保证飞机飞行过程中飞机重心控制，获得良好的飞机操纵安定性，还具备了为飞机上其他设备或系统冷却的附加功能。飞机在高空飞行时，飞机辅助燃油系统可利用客舱与外界大气存在的较大压力差，将燃油从高压区的前后货舱油箱转输至低压区的油箱，即采用气压转输燃油方式替代传统的泵传输方式，避免燃油泵在高空产生气蚀或燃油的过量蒸发，节省飞机能耗并减轻重量，简化飞机耗油过程的重心控制以保证飞机操纵安定性。因此，有必要对飞机辅助燃油系统的气压转输燃油技术进行理论和试验研究。本试验系统的目的是，通过搭建试验台，研究飞机辅助燃油系统气压转输技术的可行性，并获得转输过程中油箱压力、流量等相关参数的定量关系，为飞机辅助燃油系统气压转输燃油系统的设计优化提供基础。

发明内容

本发明的目的是提供一种结构简单、检测方便、安全防爆的气囊型飞机辅助燃油系统试验系统及方法。

一种气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于包括：真空泵、油气分离器、低压油箱、第一气囊、大气压力模拟舱、座舱压力模拟舱、第二气囊、高压油箱、高压氮气储罐。低压油箱安装于第一水平调节台上、高压油箱安装于第二水平调节台上。第二气囊、高压油箱和第二水平调节台安装于封闭的座舱压力模拟舱内。第一气囊、低压油箱、第一水平调节台和座舱压力模拟舱安装于大气压力模拟舱内。第二气囊与高压油箱的引气出口连通，高压油箱的出口通过燃油转输管道与低压油箱的入口连接，低压油箱的出口通过燃油循环管道与高压油箱的回油入口相连，低压油箱的引气出口与第一气囊连通。真空泵经过油气分离器后与真空管相连，真空管分成真空管第一支路和真空管第二支路两条支路，其中真空管第一支路与大气压力模拟舱相连，真空管第二支路与座舱压力模拟舱相连。高压氮气储罐依次经过第四截止阀和减压阀后与充气管相连，充气管分成充气管第一支路和充气管第二支路两条支路，其中充气管第一支路与大气压力模拟舱相连，充气管第二支路与座舱压力模拟舱相连。燃油转输管道内从高压油箱的出口到低压油箱的入口依次安装有流量计、第一截止阀。燃油循环管道内从低压油箱的出口到高压油箱的回油入口依次安装有第三截止阀、Y型过滤器、燃油泵、第二截止阀。真空管第一支路内安装有第一电动阀，真空管第二支路内安装有第二电动阀。充气管第一支路内安装有第四电动阀，充气管第二支路内安装有第三电动阀。该系统还包括探头位于低压油箱内的第一压力变送器、探头位于燃油转输管道内的第二压力变送器、探头位于高压油箱内的第三压力变送器、探头位于座舱压力模拟舱内的第四压力变送器、探头位于大气压力模拟舱内的第五压力变送器。

上述气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统的试验方法，其特征在于包括以下过程：

步骤a、完成上述试验装置的布置后，对封闭大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱充入氮气进行14小时保压试验，确保大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱舱体密闭无泄漏；

步骤b、系统运行时，将高压油箱内注满试验燃油，低压油箱内为空，第一气囊初始充气量为低压油箱体积的1～2倍，第二气囊的初始充气量为高压油箱体积的2～3倍，关闭系统内所有截止阀、减压阀和电动阀；

步骤c、利用真空泵和高压氮气储罐联合控制对大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱抽真空，直至大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱的压力和氧气浓度都满足试验要求，具体实施过程包括：打开第一电动阀、第二电动阀、第三电动阀、第四电动阀、减压阀和第四截止阀，关闭系统内其它截止阀，使得大气压力模拟舱通过真空管第一支路和充气管第一支路分别与真空泵和高压氮气储罐连通，座舱压力模拟舱通过真空管第二支路和充气管第二支路分别与真空泵和高压氮气储罐连通，启动真空泵，利用电控系统联动控制第一电动阀和第四电动阀分别调节大气压力模拟舱的真空度和从高压氮气储罐进入大气压力模拟舱的氮气流量，直至大气压力模拟舱内氧气浓度低于12%、初始压力等于飞机在第一高度飞行时的舱外环境大气压力值，模拟飞机低压油箱所在的低压区压力状况；同时，利用电控系统联动控制第二电动阀和第三电动阀分别调节座舱压力模拟舱的真空度和从高压氮气储罐进入座舱压力模拟舱的氮气流量，直至座舱压力模拟舱内氧气浓度低于12%、初始压力维持在第二高度对应的压力值，模拟飞机在高空飞行时的座舱压力即飞机高压油箱所在的高压区压力状况；然后关闭第一电动阀、第二电动阀、第三电动阀、第四电动阀、减压阀和第四截止阀；

步骤d、保持大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱的上述初始压力不变，利用第一水平调节台和第二水平调节台模拟低压油箱和高压油箱的相对水平高度，消除上述试验工况下燃油重力引起的水力压头误差；打开第一截止阀，关闭系统内其他截止阀、减压阀和电动阀，使得大气压力模拟舱依次通过第一气囊、低压油箱、燃油转输管道、高压油箱、第二气囊与座舱压力模拟舱连通，且在初始稳态时低压油箱内初始压力与大气压力模拟舱的初始压力相等、高压油箱内初始压力与座舱压力模拟舱的初始压力相等；利用大气压力模拟舱与座舱压力模拟舱之间的压力差，将高压油箱内的燃油压入燃油转输管道转输至低压油箱，直至高压油箱内燃油全部被气压转输至低压油箱，关闭第一截止阀；至此完成飞机在第二高度时的气压转输燃油模拟试验过程；

同时在上述步骤d的气压转输燃油过程中，由于燃油转输引起高压油箱内液位下降、气压降低和低压油箱组内液位升高、压力增加，导致第二气囊体积收缩、第一气囊体积膨胀，则座舱压力模拟舱气体容积增大、压力降低，大气压力模拟舱的气体容积减小、压力增加，故为实现燃油转输试验过程中的座舱压力模拟舱和大气压力模拟舱的恒压控制，需分别利用第四压力变送器和第五压力变送器对气压转输燃油过程中的座舱压力模拟舱和大气压力模拟舱的压力进行测量和监控；同时并打开减压阀和第四截止阀，关闭系统内其它截止阀，启动真空泵，利用第四压力变送器的压力信号，通过电控系统联动控制第二电动阀和第三电动阀分别调节座舱压力模拟舱的真空度和从高压氮气储罐中补充的氮气流量，以维持座舱压力模拟舱内压力恒定并保证氧气浓度低于12%；同时利用第五压力变送器的压力信号，通过电控系统联动控制第一电动阀和第四电动阀分别调节大气压力模拟舱的真空度和从高压氮气储罐进入大气压力模拟舱的氮气流量，以维持大气压力模拟舱内压力恒定并保证氧气浓度低于12%。

步骤e、该系统还包括燃油循环使用功能：在上述试验过程d结束后，打开第二截止阀、第三截止阀，关闭系统内其他截止阀、减压阀和电动阀，启动燃油泵，将低压油箱内的燃油泵入燃油循环管道依次流经第三截止阀、Y型过滤器、燃油泵、第二截止阀进入高压油箱，直至高压油箱内被注满燃油使得本试验装置可重复进行下一次试验，关闭第二截止阀、燃油泵、第三截止阀；

步骤f、上述试验步骤d的气压转输燃油过程中，利用第一压力变送器、第三压力变送器分别测量低压油箱、高压油箱的压力，通过采集系统观测气压转输燃油过程中低压油箱和高压油箱内的压力变化速率和趋势，并记录数据，得到相同试验工况下的低压油箱和高压油箱之间的压力变化关系曲线；利用流量计、第二压力变送器分别测量燃油转输管道内被转输的燃油流量和压力，通过采集系统自动采集数据，得到气压转输燃油过程中燃油转输管道内的燃油流量变化特性曲线、压力变化曲线以及两者之间的关系曲线；更换所选第一高度的值，重复b-c-d-e步骤，完成不同飞行高度下的气压转输燃油试验；获得不同试验工况下，在气压转输过程中的低压油箱和高压油箱内的压力随飞行高度改变的变化曲线，以及燃油转输管道内的燃油压力和流量随飞行高度变化特性曲线，研究气压转输燃油过程中随飞行高度变化的燃油传输特性；

上述第二高度指飞机座舱内满足人体舒适要求的压力值所对应的大气高度；第一高度指模拟的飞机飞行高度，取值范围为第二高度和飞机最大飞行高度之间；上述所有高度和压力之间的换算公式为国际标准大气压力公式：

当高度0＜H＜H_S时，

$p=p_0{\left(\frac{T_0-\mathrm{LH}}{T_0}\right)}^{\frac{g}{\mathrm{LR}}}=101300\×{\left(\frac{288.15-0.0065\×H}{288.15}\right)}^{\frac{9.8}{0.0065\×287}}\left(\mathrm{Pa}\right)$

当高度H_S＜H＜20000m时，

$p=p_S\exp \left[\frac{g(H_S-H)}{T_{S}R}\right]=22609\×\exp \left[\frac{9.8(11000-H)}{216.65\×287}\right]\left(\mathrm{Pa}\right)$

式中，常量：p₀=101300Pa，标准海平线压力；T₀=288.15K，标准海平线温度；L=0.0065K/m,初始递减率；g=9.8m/s，重力加速度；R=287m²/s²,空气气体常数；H_S=11000m，平流底层高度；p_S=22609Pa，平流底层压力，T_S=216.65K，平流底层温度；

变量：H——高度，m；p——大气压力，Pa；

气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统的工作原理在于：利用大气压力模拟舱模拟飞机在高空飞行时的舱外环境大气压力即飞机低压区油箱压力状况，利用座舱压力模拟舱模拟飞机在高空飞行时的座舱压力即飞机高压区油箱压力状况，低压油箱、高压油箱分别模拟飞机低压区油箱和飞机高压区油箱，第一气囊用于连通低压油箱内压力与大气压力模拟舱的压力相等，第二气囊用于连通高压油箱内压力与座舱压力模拟舱的压力相等，通过利用大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱之间的压差模拟飞机低压区油箱和飞机高压区油箱之间的压差，将燃油从高压油箱转输至低压油箱，实现对飞机高空飞行时的气压转输燃油过程的模拟。其中大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱的初始压力值是由电控系统联动控制真空泵和高压氮气储罐对大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱进行抽真空实现的。试验过程中利用第一水平调节台和第二水平调节台模拟低压油箱和高压油箱的相对水平高度，消除低压油箱和高压油箱内燃油重力引起的水力压头误差。同时在试验过程中，由于燃油转输引起低压油箱内液位升高、压力增加，导致第一气囊体积膨胀，大气压力模拟舱的气体容积减小、压力升高，需联动控制第一电动阀和第四电动阀分别调节大气压力模拟舱的真空度和从高压氮气储罐进入大气压力模拟舱的氮气流量，以维持大气压力模拟舱内压力恒定同时保证氧气浓度低于12%；由于燃油转输引起高压油箱内液位下降、气压减小，导致第二气囊体积收缩，座舱压力模拟舱气体容积增大、压力降低，需联动控制第二电动阀和第三电动阀分别调节座舱压力模拟舱的真空度和从高压氮气储罐中补充的氮气流量，以维持座舱压力模拟舱内压力恒定同时保证氧气浓度低于12%。

本发明装置为保证燃油转输试验的安全，在高压氮气储罐内存储高压氮气，用于降低大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱内氧气浓度；在真空泵入口前安装油气分离器，对连接到真空泵真空管内气体进行油气分离，防止大气压力模拟舱和座舱压力模拟舱内的油箱挥发的燃油蒸汽进入真空泵，提高试验系统安全性。另外，试验系统中在充气管上安装减压阀的目的是对进入充气管内的高压氮气进行减压，防止管内气压过高。

气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：所述低压油箱为一个独立的低压油箱，或多个独立的低压油箱串联组成。

气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：所述高压油箱为一个独立的高压油箱，或多个独立的高压油箱串联组成。

气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：为保证在高压油箱向低压油箱转输燃油过程中，所述第一气囊有足够的空间可以容纳从低压油箱内被挤压出来的气体，直至燃油被完全转输，同时保证稳态时的第一气囊内外气体压力值相等，则第一气囊的主要特点是表面无弹性，可忽略表面张力影响，最大充气量是低压油箱总体积的3～4倍。

气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：为保证在高压油箱向低压油箱转输燃油过程中，所述第二气囊内有足够的气体体积量补充压入高压油箱，直至燃油被完全转输，同时保证稳态时第二气囊内外气体压力值相等，则第二气囊的主要特点是表面无弹性，可忽略表面张力的影响，可容纳的气体体积是高压油箱总体积的3～4倍。

气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：为保证在所述大气压力模拟舱内有足够的空间用于座舱压力模拟舱、低压油箱和第一气囊的安装，则大气压力模拟舱的体积是座舱压力模拟舱的3～5倍。

与现有的飞机辅助燃油系统试验系统相比，本发明系统具有安全防爆、结构简单、易操作、循环使用、检测方便的特点。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

标号说明：1.真空泵，2.油气分离器，3.低压油箱，4.第一压力变送器，5.第一气囊，6.真空管，7.第一电动阀，8.真空管第一支路，9.第一截止阀，10.流量计，11.第二压力变送器，12.燃油转输管道，13.第二电动阀，14.真空管第二支路，15.大气压力模拟舱，16.座舱压力模拟舱，17.第二气囊，18.第三压力变送器，19.高压油箱，20.第二水平调节台，21.燃油循环管道，22.第二截止阀，23.燃油泵，24.Y型过滤器，25.第三截止阀，26.充气管第二支路，27.第三电动阀，28.第四压力变送器，29.第一水平调节台，30.充气管第一支路，31.第四电动阀，32.第五压力变送器，33.充气管，34.减压阀，35.第四截止阀，36.高压氮气储罐。

具体实施方式

如图1所示，本发明所述的气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，包括真空泵1，油气分离器2，低压油箱3，第一压力变送器4，第一气囊5，真空管6，第一电动阀7，真空管第一支路8，第一截止阀9，流量计10，第二压力变送器11，燃油转输管道12，第二电动阀13，真空管第二支路14，大气压力模拟舱15，座舱压力模拟舱16，第二气囊17，第三压力变送器18，高压油箱19，第二水平调节台20，燃油循环管道21，第二截止阀22，燃油泵23，Y型过滤器24，第三截止阀25，充气管第二支路26，第三电动阀27，第四压力变送器28，第一水平调节台29，充气管第一支路30，第四电动阀31，第五压力变送器32，充气管33，减压阀34，第四截止阀35，高压氮气储罐36。

第二气囊17、高压油箱19和第二水平调节台20安装于封闭的座舱压力模拟舱16内。第一气囊5、低压油箱3、第一水平调节台29和座舱压力模拟舱16安装于大气压力模拟舱15内。第二气囊17与高压油箱19的引气出口连通，高压油箱19的出口通过燃油转输管道12与低压油箱3的入口连接，低压油箱3的出口通过燃油循环管道21与高压油箱19的回油入口相连，低压油箱3的引气出口与第一气囊5连通。真空泵1经过油气分离器2后与真空管6相连，真空管6分成真空管第一支路7和真空管第二支路14两条支路，其中真空管第一支路7与大气压力模拟舱15相连，真空管第二支路14与座舱压力模拟舱16相连。高压氮气储罐36依次经过第四截止阀35和减压阀34后与充气管33相连，充气管33分成充气管第一支路30和充气管第二支路26两条支路，其中充气管第一支路30与大气压力模拟舱15相连，充气管第二支路26与座舱压力模拟舱16相连。为保证上述低压油箱3、第一气囊5和座舱压力模拟舱16在大气压力模拟舱15内有足够的安装空间，则大气压力模拟舱15的体积为座舱压力模拟舱16体积的3～5倍。

燃油转输管道12内从高压油箱19的出口到低压油箱3的入口依次安装有流量计10、第一截止阀9。燃油循环管道内从低压油箱3的出口到高压油箱19的回油入口依次安装有第三截止阀25、Y型过滤器24、燃油泵23、第二截止阀22。真空管第一支路7内安装有第一电动阀8，真空管第二支路14内安装有第二电动阀13。充气管第一支路30内安装有第四电动阀31，充气管第二支路26内安装有第三电动阀27。

该系统还包括探头位于低压油箱3内的第一压力变送器4、探头位于燃油转输管道12内的第二压力变送器11、探头位于高压油箱19内的第三压力变送器18、探头位于座舱压力模拟舱16内的第四压力变送器28、探头位于大气压力模拟舱15内的第五压力变送器32。

低压油箱3安装于第一水平调节台29上、高压油箱19安装于第二水平调节台20上。试验过程中利用第一水平调节台29和第二水平调节台20模拟低压油箱3和高压油箱19的相对水平高度，消除低压油箱3和高压油箱19内燃油重力引起的水力压头误差。其中低压油箱3为一个独立的低压油箱，或多个独立的低压油箱串联组成；高压油箱19为一个独立的高压油箱，或多个独立的高压油箱串联组成。

第一气囊5用来连通低压油箱3和大气压力模拟舱15两者的压力相等，第二气囊17用来连通高压油箱19和座舱压力模拟舱16两者压力相等。为保证试验过程中第一气囊5有足够的空间容纳从低压油箱3内挤压出来的气体，以及第二气囊17内有足够的气体可以补充进入高压油箱19，则第一气囊5、第二气囊17的最大充气量分别是低压油箱3体积、高压油箱19体积的3～4倍；为保证稳态时第一气囊5、第二气囊17的内外压力值相等，则第一气囊5和第二气囊17的特点是表面无弹性，可忽略表面张力影响。

大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16分别用来模拟飞机低压油箱和飞机前后货舱高压油箱的压力状况，利用大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16之间的恒定压力差将高压油箱19内的燃油转输到低压油箱3内，实现气压转输燃油试验过程的模拟。上述大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16内的初始真空压力值是通过电控系统联动控制真空泵1和高压氮气储罐36对大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16抽真空实现的；同时在试验过程中，大气压力模拟15的恒压控制是通过电控系统联动控制第一电动阀8和第四电动阀31分别调节大气压力模拟舱15的真空度和从高压氮气储罐36进入大气压力模拟舱15的氮气流量实现；座舱压力模拟舱16的恒压控制是通过电控系统联动控制第二电动阀13和第三电动阀27分别调节座舱压力模拟舱16的真空度和从高压氮气储罐36中补充的氮气流量实现。为防止燃油蒸汽进入真空泵1，则在真空泵1入口前安装油气分离器2对真空管6内的气体进行油气分离。为防止充气管33内气流压力过高，则在高压氮气储罐36出口前安装减压阀34对进入充气管33内的高压氮气进行减压。

本发明装置的具体试验方法包括以下过程：

步骤a、完成上述试验装置的布置后，对封闭大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16充入氮气进行14小时保压试验，确保大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16舱体密闭无泄漏；

步骤b、系统运行时，将高压油箱19内注满试验燃油，低压油箱3内为空，第一气囊5初始充气体积量为低压油箱3体积的1～2倍，第二气囊17的初始充气体积量为高压油箱19体积的2～3倍，关闭系统内所有截止阀、减压阀和电动阀；

步骤c、利用真空泵1和高压氮气储罐36联合作用对大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16抽真空，直至大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16的压力和氧气浓度都满足试验要求，具体实施过程包括：打开第一电动阀8、第二电动阀13、第三电动阀27、第四电动阀31、减压阀34和第四截止阀35，关闭系统内其它截止阀，使得大气压力模拟舱15通过真空管第一支路7和充气管第一支路30分别与真空泵1和高压氮气储罐36连通，座舱压力模拟舱16通过真空管第二支路14和充气管第二支路26分别与真空泵1和高压氮气储罐36连通，启动真空泵1，利用电控系统联动控制第一电动阀8和第四电动阀31分别调节大气压力模拟舱15的真空度和从高压氮气储罐36进入大气压力模拟舱15的氮气流量，直至大气压力模拟舱15内氧气浓度低于12%、初始压力等于飞机在第一高度飞行时对应的舱外环境大气压力值，模拟飞机低压油箱所在的低压区压力状况；同时利用电控系统联动控制第二电动阀13和第三电动阀27分别调节座舱压力模拟舱16的真空度和从高压氮气储罐36进入座舱压力模拟舱16的氮气流量，直至座舱压力模拟舱16内氧气浓度低于12%、初始压力维持在第二高度对应的压力值，模拟飞机在高空飞行时的座舱压力即飞机高压区油箱压力状况；然后关闭第一电动阀8、第二电动阀13、第三电动阀27、第四电动阀31、减压阀34和第四截止阀35；

步骤d、保持大气压力模拟舱15和座舱压力模拟舱16的上述初始压力不变，利用第一水平调节台29和第二水平调节台20模拟低压油箱3和高压油箱19的相对水平高度，消除上述试验工况下燃油重力引起的水力压头误差；打开第一截止阀9，关闭系统内其他截止阀、减压阀和电动阀，使得大气压力模拟舱15依次通过第一气囊5、低压油箱3、燃油转输管道12、高压油箱19、第二气囊17与座舱压力模拟舱16连通，且在初始稳态时，由于第一气囊5、第二气囊17具备内外压力相等特性，则低压油箱3内初始压力与大气压力模拟舱15的初始压力相等、高压油箱19内初始压力与座舱压力模拟舱16的初始压力相等；此时，利用大气压力模拟舱15与座舱压力模拟舱16之间压力差，将高压油箱19内的燃油通过燃油转输管道12压入低压油箱3；直至高压油箱19内燃油全部被气压转输至低压油箱3，关闭第一截止阀9；至此完成飞机在第二高度时的气压转输燃油模拟试验过程；

同时在上述步骤d的气压转输燃油过程中，由于燃油转输引起高压油箱19内液位下降、气压降低，低压油箱组3内液位升高、压力增加，导致第二气囊17体积收缩、第一气囊5体积膨胀，则座舱压力模拟舱16气体容积增大、压力降低，大气压力模拟舱15的气体容积减小、压力增加，故为实现燃油转输试验过程中的座舱压力模拟舱16和大气压力模拟舱15的恒压控制，需分别利用第四压力变送器28和第五压力变送器32对气压转输燃油过程中的座舱压力模拟舱16和大气压力模拟舱15的压力进行测量和监控；打开减压阀34和第四截止阀35，关闭系统内其它截止阀，启动真空泵1，利用第四压力变送器28的压力信号，通过电控系统联动控制第二电动阀13和第三电动阀27分别调节座舱压力模拟舱16真空度和从高压氮气储罐36进入座舱压力模拟舱16的氮气流量，以维持座舱压力模拟舱16内压力恒定和氧气浓度低于12%；同时利用第五压力变送器32的压力信号，通过电控系统联动控制第一电动阀8和第四电动阀31分别调节大气压力模拟舱15的真空度和从高压氮气储罐36进入大气压力模拟舱15的氮气流量，以维持大气压力模拟舱15内压力恒定和氧气浓度低于12%。

步骤e、该系统还包括燃油循环使用功能：在上述试验过程d结束后，打开第二截止阀22、第三截止阀25，关闭系统内其他截止阀、减压阀和电动阀，启动燃油泵23，将低压油箱3内的燃油泵入燃油循环管道21依次流经第三截止阀25、Y型过滤器24、燃油泵23、第二截止阀22进入高压油箱19，直至高压油箱19内被注满燃油使得本试验装置可重复进行下一次试验，关闭第二截止阀22、燃油泵23、第三截止阀25；

步骤f、上述试验步骤d的气压转输燃油过程中，利用第一压力变送器4、第三压力变送器18分别测量低压油箱3、高压油箱19的压力，通过采集系统观测气压转输燃油过程中低压油箱3和高压油箱19的压力变化速率和趋势，并记录数据，得到相同试验工况下的低压油箱3和高压油箱19之间的压力变化关系曲线；利用流量计10、第二压力变送器11分别测量燃油转输管道12内被转输的燃油流量和压力，通过采集系统自动采集数据，得到气压转输燃油过程中燃油转输管道12内的燃油流量变化特性曲线、压力变化曲线以及两者之间的关系曲线；更换所选第一高度的值，重复b-c-d-e步骤，完成不同飞行高度下的气压转输燃油试验；获得气压转输过程中的低压油箱3和高压油箱19内的压力随飞行高度改变的变化曲线，以及在燃油转输管道12内被转输的燃油流量和压力随飞行高度变化的特性曲线，研究气压转输燃油过程中随飞行高度变化的燃油传输特性；

上述第二高度指飞机座舱内满足人体舒适要求的压力值所对应的大气高度；第一高度指模拟的飞机飞行高度，取值范围为第二高度和飞机最大飞行高度之间；上述所有高度和压力之间的换算公式为国际标准大气压力公式：

当高度0＜H＜H_S时，

$p=p_0{\left(\frac{T_0-\mathrm{LH}}{T_0}\right)}^{\frac{g}{\mathrm{LR}}}=101300\×{\left(\frac{288.15-0.0065\×H}{288.15}\right)}^{\frac{9.8}{0.0065\×287}}\left(\mathrm{Pa}\right)$

当高度H_S＜H＜20000m时，

$p=p_S\exp \left[\frac{g(H_S-H)}{T_{S}R}\right]=22609\×\exp \left[\frac{9.8(11000-H)}{216.65\×287}\right]\left(\mathrm{Pa}\right)$

式中，常量：p₀=101300Pa，标准海平线压力；T₀=288.15K，标准海平线温度；L=0.0065K/m,初始递减率；g=9.8m/s，重力加速度；R=287m²/s²,空气气体常数；H_S=11000m，平流底层高度；p_S=22609Pa，平流底层压力，T_S=216.65K，平流底层温度；

变量：H——高度，m；p——大气压力，Pa。

Claims (7)

1.一种气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于包括：真空泵(1)、油气分离器(2)、低压油箱(3)、第一气囊(5)、大气压力模拟舱(15)、座舱压力模拟舱(16)、第二气囊(17)、高压油箱(19)、高压氮气储罐(36)；

其中低压油箱(3)安装于第一水平调节台(29)上、高压油箱(19)安装于第二水平调节台(20)上；

所述的第二气囊(17)、高压油箱(19)和第二水平调节台(20)安装于封闭的座舱压力模拟舱(16)内；

所述的第一气囊(5)、低压油箱(3)、第一水平调节台(29)和座舱压力模拟舱(16)安装于大气压力模拟舱(15)内；

其中第二气囊(17)与高压油箱(19)的引气出口连通；高压油箱(19)的出口通过燃油转输管道(12)与低压油箱(3)的入口连接；低压油箱(3)的出口通过燃油循环管道(21)与高压油箱(19)的回油入口相连；低压油箱(3)的引气出口与第一气囊(5)连通；

所述真空泵(1)经过所述油气分离器(2)后与真空管(6)相连，真空管(6)分成真空管第一支路(7)和真空管第二支路(14)两条支路，其中真空管第一支路(7)与大气压力模拟舱(15)相连，真空管第二支路(14)与座舱压力模拟舱(16)相连；

所述高压氮气储罐(36)依次经过第四截止阀(35)和减压阀(34)后与充气管(33)相连，充气管(33)分成充气管第一支路(30)和充气管第二支路(26)两条支路，其中充气管第一支路(30)与大气压力模拟舱(15)相连，充气管第二支路(26)与座舱压力模拟舱(16)相连；

上述燃油转输管道(12)内从高压油箱(19)的出口到低压油箱(3)的入口依次安装有流量计(10)、第一截止阀(9)；

上述燃油循环管道(21)内从低压油箱(3)的出口到高压油箱(19)的回油入口依次安装有第三截止阀(25)、Y型过滤器(24)、燃油泵(23)、第二截止阀(22)；

上述真空管第一支路(7)内安装有第一电动阀(8)，真空管第二支路(14)内安装有第二电动阀(13)；

上述充气管第一支路(30)内安装有第四电动阀(31)，充气管第二支路(26)内安装有第三电动阀(27)；

该系统还包括探头位于低压油箱(3)内的第一压力变送器(4)、探头位于燃油转输管道(12)内的第二压力变送器(11)、探头位于高压油箱(19)内的第三压力变送器(18)、探头位于座舱压力模拟舱(16)内的第四压力变送器(28)、探头位于大气压力模拟舱(15)内的第五压力变送器(32)。

2.权利要求1所述气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：上述低压油箱(3)为一个独立的低压油箱，或多个独立的低压油箱串联组成。

3.权利要求1所述气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：上述高压油箱(19)为一个独立的高压油箱，或多个独立的高压油箱串联组成。

4.权利要求1所述气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：上述第一气囊(5)的主要特点是表面无弹性，可忽略表面张力影响，最大充气量是低压油箱(3)体积的3～4倍。

5.权利要求1所述气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：上述第二气囊(17)的主要特点是表面无弹性，可忽略表面张力影响，最大充气量是高压油箱(19)体积的3～4倍。

6.权利要求1所述气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统，其特征在于：上述大气压力模拟舱(15)的体积是座舱压力模拟舱(16)的3～5倍。

7.利用权利要求1所述气囊型飞机辅助燃油系统气压转输燃油试验系统的试验方法，其特征在于包括以下过程：

步骤a、完成上述试验装置的布置后，对封闭大气压力模拟舱(15)和座舱压力模拟舱(16)充入氮气进行14小时保压试验，确保大气压力模拟舱(15)和座舱压力模拟舱(16)舱体密闭无泄漏；

步骤b、系统运行时，将高压油箱(19)内注满试验燃油，低压油箱(3)内为空，第一气囊(5)初始充气体积量为低压油箱(3)体积的1～2倍，第二气囊(17)的初始充气体积量为高压油箱(19)体积的2～3倍，关闭系统内所有截止阀、减压阀和电动阀；

步骤c、利用真空泵(1)和高压氮气储罐(36)联合作用对大气压力模拟舱(15)和座舱压力模拟舱(16)抽真空，直至大气压力模拟舱(15)和座舱压力模拟舱(16)的压力和氧气浓度都满足试验要求，具体实施过程包括：打开第一电动阀(8)、第二电动阀(13)、第三电动阀(27)、第四电动阀(31)、减压阀(34)和第四截止阀(35)，关闭系统内其它截止阀，使得大气压力模拟舱(15)通过真空管第一支路(7)和充气管第一支路(30)分别与真空泵(1)和高压氮气储罐(36)连通，座舱压力模拟舱(16)通过真空管第二支路(14)和充气管第二支路(26)分别与真空泵(1)和高压氮气储罐(36)连通，启动真空泵(1)，利用电控系统联动控制第一电动阀(8)和第四电动阀(31)分别调节大气压力模拟舱(15)的真空度和从高压氮气储罐(36)进入大气压力模拟舱(15)的氮气流量，直至大气压力模拟舱(15)内氧气浓度低于12％、初始压力等于飞机在第一高度飞行时的舱外环境大气压力值，模拟飞机低压油箱所在的低压区压力状况；同时，利用电控系统联动控制第二电动阀(13)和第三电动阀(27)分别调节座舱压力模拟舱(16)的真空度和从高压氮气储罐(36)进入座舱压力模拟舱(16)的氮气流量，直至座舱压力模拟舱(16)内氧气浓度低于12％、初始压力维持在第二高度对应的压力值，以模拟飞机在高空飞行时的座舱压力即飞机高压油箱所在的高压区压力状况；然后关闭第一电动阀(8)、第二电动阀(13)、第三电动阀(27)、第四电动阀(31)、减压阀(34)和第四截止阀(35)；

步骤d、保持大气压力模拟舱(15)和座舱压力模拟舱(16)的上述初始压力不变，利用第一水平调节台(29)和第二水平调节台(20)模拟低压油箱(3)和高压油箱(19)的相对水平高度，消除上述试验工况下燃油重力引起的水力压头误差；打开第一截止阀(9)，关闭系统内其他截止阀、减压阀和电动阀，使得大气压力模拟舱(15)依次通过第一气囊(5)、低压油箱(3)、燃油转输管道(12)、高压油箱(19)、第二气囊(17)与座舱压力模拟舱(16)连通，且在初始稳态时低压油箱(3)内初始压力与大气压力模拟舱(15)的初始压力相等、高压油箱(19)内初始压力与座舱压力模拟舱(16)的初始压力相等；利用大气压力模拟舱(15)与座舱压力模拟舱(16)之间的压力差，将高压油箱(19)内的燃油压入燃油转输管道(12)依次流经流量计(10)、第一截止阀(9)转输至低压油箱(3)，直至高压油箱(19)内燃油全部被气压转输至低压油箱(3)，关闭第一截止阀(9)；至此完成飞机在第二高度时的气压转输燃油模拟试验过程；

同时在上述步骤d的气压转输燃油过程中，由于燃油转输引起高压油箱(19)内液位下降、气压降低和低压油箱组(3)内液位升高、压力增加，导致第二气囊(17)体积收缩、第一气囊(5)体积膨胀，且座舱压力模拟舱(16)的气体容积增大、压力降低，大气压力模拟舱(15)的气体容积减小、压力升高，故为实现燃油转输试验过程中的座舱压力模拟舱(16)和大气压力模拟舱(15)的恒压控制，需分别利用第四压力变送器(28)和第五压力变送器(32)对气压转输燃油过程中的座舱压力模拟舱(16)和大气压力模拟舱(15)的压力进行测量和监控；同时打开减压阀(34)和第四截止阀(35)，关闭系统内其它截止阀，启动真空泵(1)，利用第四压力变送器(28)的压力信号，通过电控系统联动控制第二电动阀(13)和第三电动阀(27)分别调节座舱压力模拟舱(16)的真空度和从高压氮气储罐(36)中补充至座舱压力模拟舱(16)的氮气流量，以维持座舱压力模拟舱(16)内压力恒定同时保证氧气浓度低于12％；同时利用第五压力变送器(32)的压力信号，通过电控系统联动控制第一电动阀(8)和第四电动阀(31)分别调节大气压力模拟舱(15)的真空度和从高压氮气储罐(36)进入大气压力模拟舱(15)的氮气流量，以维持大气压力模拟舱(15)内压力恒定同时保证氧气浓度低于12％；

步骤e、该系统还包括燃油循环使用功能：在上述试验过程d结束后，打开第二截止阀(22)、第三截止阀(25)，关闭系统内其他截止阀、减压阀和电动阀，启动燃油泵(23)，将低压油箱(3)内的燃油泵入燃油循环管道(21)依次流经第三截止阀(25)、Y型过滤器(24)、燃油泵(23)、第二截止阀(22)进入高压油箱(19)，直至高压油箱(19)内被注满燃油使得本试验装置可重复进行下一次试验，关闭第二截止阀(22)、燃油泵(23)、第三截止阀(25)；

步骤f、上述试验步骤d的气压转输燃油过程中，利用第一压力变送器(4)、第三压力变送器(18)分别测量低压油箱(3)、高压油箱(19)的压力，通过采集系统观测气压转输燃油过程中低压油箱(3)和高压油箱(19)的压力变化速率和趋势，并记录数据，得到相同试验工况下的低压油箱(3)和高压油箱(19)之间的压力变化关系曲线；利用流量计(10)、第二压力变送器(11)分别测量燃油转输管道(12)内被转输的燃油流量和压力，通过采集系统自动采集数据，得到气压转输燃油过程中燃油转输管道(12)内的燃油流量和压力的变化特性曲线及两者关系曲线；更换所选第一高度的值，重复b-c-d-e步骤，完成不同飞行高度下的气压转输燃油试验；获得燃油转输过程中的低压油箱(3)和高压油箱(19)内的压力随飞行高度改变的变化曲线，以及燃油转输管道(12)内被转输的燃油流量和压力随飞行高度变化的特性曲线，研究气压转输燃油过程中随飞行高度变化的燃油传输特性；

上述第二高度指飞机座舱内满足人体舒适要求的压力值所对应的大气高度；第一高度指模拟的飞机飞行高度，取值范围为第二高度和飞机最大飞行高度之间；上述所有高度和压力之间的换算公式为国际标准大气压力公式：

当高度0＜H＜H_S时，

$p=p_0{\left(\frac{T_0-\mathrm{LH}}{T_0}\right)}^{\frac{g}{\mathrm{LR}}}=101300\×{\left(\frac{288.15-0.0065\×H}{288.15}\right)}^{\frac{9.8}{0.0065\×287}}\left(\mathrm{Pa}\right)$

当高度H_S＜H＜20000m时，

$p=p_S\exp \left[\frac{g(H_S-H)}{T_{S}R}\right]=22609\×\exp \left[\frac{9.8(11000-H)}{216.65\×287}\right]\left(\mathrm{Pa}\right)$

式中，常量：p₀＝101300Pa，标准海平线压力；T₀＝288.15K，标准海平线温度；L＝0.0065K/m,初始递减率；g＝9.8m/s，重力加速度；R＝287m²/s²,空气气体常数；H_S＝11000m，平流底层高度；p_S＝22609Pa，平流底层压力，T_S＝216.65K，平流底层温度；

变量：H——高度，m；p——大气压力，Pa。