CN104843195A - 一种验证装置及其使用方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机供油增压系统技术领域，涉及一种飞机零负过载供油增压系统验证装置及其使用方法，能够满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。本发明的验证装置包括油箱，油箱分别通过注油管道和回油管道与蓄压油箱内的燃油腔连通；注油管道上设有电动开关和流量计，回油管道上设有电动开关、流量计以及压力传感器，且所有的电动开关、流量计以及压力传感器均与工控机连接。本发明提供的验证装置及其使用方法，能够模拟飞机零负过载供油增压系统供油，同时，还能通过流量计和压力传感器等器件对供油时需要的流量、压力等数据进行采集，从而满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。

Description

一种验证装置及其使用方法

技术领域

本发明涉及飞机供油增压系统技术领域，涉及一种飞机零负过载供油增压系统验证装置及其使用方法。

背景技术

在飞机设计领域，根据任务的需要和功能的需求，需要设计飞机零负过载供油系统，以保证飞机处于零负过载的状态下燃油系统能够按流量和压力要求连续有效的供油。其中，蓄压油箱是满足飞机零负过载供油的主要装置之一，增压气体主要来自发动机引气气体。但是，在某些情形下，发动机引气气体可能无法满足蓄压油箱供油所需的增压气体要求，使得燃油系统无法满足零负过载状态下的供油要求。

为解决上述问题，出现了一种飞机零负过载供油增压系统，其中，蓄压油箱9特别如图2所示，其内部被弹性膜片91分隔为空气腔92和燃油腔93；空气腔92具有与外界连通的增压转接管94，燃油腔93具有与外界连通的燃油管95和放气管96。

如图1所示，高压气瓶10通过增压管道11以及设置在增压管道11上的相关部件与增压转接管15连通，以对空气腔92充气增压。进一步，在增压管道11上的相关部件包括图1中所示的有三通接头15、截止阀13、高压压力表14、放气活门20、减压器12、单向活门19以及安全活门16等，三通接头15还与充气接头21连接；能够实现高压气瓶10对空气腔92的充气，同时还能通过充气接头21、三通接头15对高压气瓶10进行充气等功能。

上述飞机零负过载供油增压系统能够通过高压气瓶为蓄压油箱提供增压气体，但是，在投入使用之前，需要对该增压系统的各项指标、可靠性及寿命进行试验验证。

发明内容

本发明的目的在于提供一种验证装置及其使用方法，能够满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。

本发明提供的一种验证装置，用于对飞机零负过载供油增压系统进行验证实验，在所述飞机零负过载供油增压系统中，高压气瓶通过增压管道与蓄压油箱连通，沿所述高压气瓶到所述蓄压油箱方向上，所述增压管道上还设置有截止阀、减压器以及安全活门，所述验证装置包括：

油箱，具有出油口和回油口，所述出油口通过注油管道与所述蓄压油箱内的燃油腔连通，所述回油口通过回油管道与所述燃油腔连通；

燃油泵，与所述出油口连通，且位于所述油箱内；

两个电动开关，分别设置在所述注油管道与所述回油管道上；

流量计，设置在所述回油管道上，且位于所述电动开关与所述燃油腔之间；

压力传感器，设置在所述回油管道上，且位于所述电动开关与所述回油口之间；

工控机，用于控制两个所述电动开关，同时接收所述流量计与所述压力传感器的检测数据。

可选地，所述蓄压油箱内的放气管出口处设有一个所述压力传感器以及放气开关。

可选地，所述放气开关的出口处设有消音器。

可选地，所述截止阀与所述减压器之间的所述增压管道上设有一个与所述工控机连接的所述压力传感器；

所述减压器与所述安全活门之间的所述增压管道上设置有与所述工控机连接的一个所述压力传感器和一个所述流量计；

所述安全活门与所述蓄压油箱的增压转接管之间的所述增压管道上设置有一个与所述工控机连接的所述压力传感器。

可选地，所述回油管道上设有一个放沉淀开关，且位于所述流量计与所述燃油腔之间；

所述油箱设有一个所述放沉淀开关。

可选地，所述电动开关与所述出油口之间的所述注油管道上设有一个与所述工控机连接的所述压力传感器。

本发明还提供了一种基于上述任一项验证装置的验证方法，包括如下步骤：

步骤一、向所述高压气瓶充入预定体积的气体，将所述油箱中充满不小于所述蓄压油箱体积的燃油；

步骤二、通过所述工控机控制所述注油管道上的所述电动开关开启，并控制所述回油管道上所述电动开关以及所述增压管道上的所述截止阀关闭，同时，控制所述燃油泵开启；

步骤三、当所述蓄压油箱内的所述燃油腔充满燃油时，通过所述工控机控制所述燃油泵以及所述注油管道上的所述电动开关关闭；

步骤四、通过所述工控机控制所述回油管道上所述电动开关以及所述截止阀开启，此时，所述蓄压油箱在所述增压管道中气体压力作用下再通过所述回油管道向所述油箱中供油，同时，所述工控机接收所述回油管道上的所述流量计与所述压力传感器的测量信息；

步骤五、供油持续一预定时间段以后，所述工控机控制所述回油管道上所述电动开关关闭，完成一次验证试验。

可选地，在所述步骤三中，当所述蓄压油箱的放气管出口处的压力值等于所述油箱的出油口处的压力时，所述蓄压油箱内的所述燃油腔充满。

可选地，在所述步骤五之后，还包括：

步骤六、循序所述步骤四至步骤五，直到所述蓄压油箱的所述增压转接管与所述增压管道连接处的气体压力小于最低预定压力时停止。

本发明的有益效果：

本发明提供的验证装置及其使用方法，能够通过油箱、注油管道、回油管道等组件与飞机零负过载供油增压系统连接，使得该系统能够模拟供油，同时，还能通过工控机、流量计和压力传感器等器件对供油时需要的流量、压力等数据进行采集，从而满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。

附图说明

图1是飞机零负过载供油增压系统的结构示意图；

图2是蓄压油箱的结构示意图；

图3是本发明试验装置的结构示意图。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。

如图1至图3所示，本发明的验证装置，主要用于对飞机零负过载供油增压系统进行验证实验。

本发明针对的飞机零负过载供油增压系统中，是通过单独设置的高压气瓶10来对蓄压油箱9进行增压。具体地，如图2所示，蓄压油箱10内部被弹性膜片91分隔为空气腔92和燃油腔93。其中，空气腔92具有与外界连通的增压转接管94，进一步，高压气瓶10通过一根增压管道11与该增压转接管94连通，实现为空气腔92供气。

在沿高压气瓶10至增压转接管94的方向，增压管道11上还依次设置有减压器12和单向活门19。减压器12可以包括至少一个，实现增压管道11中压力的调节，保证空气腔92的增压值；单向活门19用于控制气流流向。

进一步，在高压气瓶10与减压器12之间的增压管道11上，且沿高压气瓶10至减压器12方向，依次设置有三通接头15和截止阀13，其中三通接头15上可以设置有另一个单向活门，并且三通接头15还与充气接头21连接。当高压气瓶10中需要进行充气时，通过截止阀13断开高压气瓶10与蓄压油箱9之间的增压管道11，再通过充气接头21和三通接头15向高压气瓶10内充气。

在截止阀13与减压器12之间的增压管道11上，且沿截止阀13至减压器12方向，还依次设置有高压压力表14和放气活门20。高压压力表14用于检测相应处的增压管道11的压力，还能够在高压气瓶10充气时查看压力情况；放气活门20用于释放相应处的增压管道3上的气体。

在单向活门19与增压转接管94之间的增压管道11上设置有安全活门16，用于在确保空气腔92中压力的范围，提高系统稳定性。另外，在蓄压油箱9的燃油腔93进行燃油填充时，蓄压油箱9的空气腔92的气体可以通过安全活门16排出，方便蓄压油箱9输入燃油。

燃油腔93具有与外界连通的燃油管95，燃油管95由于供油或者向燃油腔93输油。另外，燃油腔93还具有与外界连通的放气管96，放气管96与外界之间可以设置有开关，以方便往燃油腔93内注入燃油。

上述飞机零负过载供油增压系统中，高压气瓶10通过增压管道11及相应的部件，能够在发动机引气气体无法满足蓄压油箱9供油所需的增压气体要求时，为蓄压油箱9提供增压气体，从而使得燃油系统满足零负过载状态下的供油要求，结构简单、成本低且增压效率高。

具体运用过程中，当飞机在地面停放时，可以将截止阀13关闭切断增压管路11，飞机起飞前再将截止阀13打开，实现增压。当高压气瓶10从飞机上拆下及地面维护时，还可以通过放气活门20将气瓶内的气体排出。

飞机零负过载供油增压系统在运用前可以包括如下准备步骤：

第一、根据飞机零负过载供油流量、压力和零负过载供油时间要求，计算确定蓄压油箱9增压气体的流量和压力。

第二、根据全剖面内飞机出现零负过载次数统计规律和零负过载时间以及第一条中的增压气体的流量和压力，计算确定增压气体的体积需求。

第三、根据机上高压气瓶10的安装位置和空间确定气瓶的体积，并结合第二条中的增压气体的体积需求，再考虑温度对气体压力和余量等因素，确定高压气瓶10的压力。

第四、根据高压气瓶10的压力和蓄压油箱9增压气体流量和压力，确定减压器12的压降比和流量。如果压降比和流量要求大，一级降压技术不能满足要求，可以采用两个减压器12的两级降压形式实现大压降比和大流量的气体降压方式。

第五、根据供油压力和蓄压油箱9燃油填充时间要求和阻力特性确定蓄压油箱9上安全活门16的泄压压力和时间。

在上述飞机零负过载供油增压系统实际运用前，需要对上述系统的各项指标、可靠性及寿命进行试验验证，因此，本发明提供了一种针对上述系统的验证装置。

本发明的验证装置包括油箱1、注油管道31、回油管道32、燃油泵2、工控机8以及相关测量器件等。

油箱1具有出油口23和回油口22。出油口23通过注油管道31与蓄压油箱9内的燃油腔93连通，回油口22通过回油管道32与所述燃油腔93连通。在注油管道31与回油管道32上分别设置一个电动开关4，且电动开关4与工控机8连接，受控于工控机8。

燃油泵2设置在油箱1内，且与出油口23连通，用于将油油箱1中的油沿出油口23泵出。

流量计5和压力传感器6均可以包括多个，并且都是与工控机8连接，可以讲检测到的流量和压力信息传递至工控机8中。具体点，其中一个流量计5是设置在回油管道32上，且位于电动开关4与燃油腔93之间。其中一个压力传感器6是设置在回油管道32上，且位于电动开关4与回油口22之间。另外，在电动开关4与出油口23之间的注油管道31上同样设有一个与压力传感器6。

工控机8可以是电脑等处理器。工控机8可以通过继电器等器具与电动开关4或者其他电磁阀门连接，用于根据操作人员指令或者自动控制两个电动开关4。工控机8还可以通过例如SCB接线盒、信号调理器等器具与流量计5和压力传感器6连接，从而接收流量计5与压力传感器6检测的流量、压力以及流量持续时间、压力持续时间等信息，以供操作人员进行计算，或者能够根据这些信息进行自动运算等。需要说明的是，本发明的重点在于试验装置的结构设计，并通过这种结构能够获取相关试验数据，而对这些数据的运算处理结果是根据不同的要求而不同，不是本发明重点，此处不再赘述。

在蓄压油箱9内的放气管96出口处设有一个压力传感器6以及放气开关18，且放气开关18的出口处设有消音器。在回油管道32上设有一个放沉淀开关7，且位于流量计5与燃油腔93之间；另外，在油箱1底部同样设有一个放沉淀开关7。

进一步，在截止阀13与减压器12之间的增压管道11上设有一个压力传感器6；在减压器12与安全活门16之间的增压管道11上设置有一个压力传感器6和一个流量计5；在安全活门16与蓄压油箱9的增压转接管94之间的增压管道11上设置有一个压力传感器6。上述压力传感器6和流量计5设设置在飞机零负过载供油增压系统中，主要用于试验前辅助了解飞机零负过载供油增压系统中的压力和流量等。

本发明还提供了上述验证装置的使用方法。验证方法可以包括如下步骤：

步骤一、向高压气瓶10充入预定体积的气体，将油箱1中充满不小于蓄压油箱9体积的燃油。其中，蓄压油箱9体积不同，需要提供的压力就不同，相应的预定体积也不同，因此，预定体积可以根据上述具体的飞机零负过载供油增压系统进行适合的选择，可以参见上述飞机零负过载供油增压系统运用前的准备步骤。

步骤二、通过工控机8控制注油管道31上的电动开关4开启，并控制回油管道32上电动开关4以及增压管道11上的截止阀13关闭，同时，控制燃油泵2开启。此时，燃油泵2能够将油箱1中的燃油依次通过出油口23、注油管道31注入蓄压油箱9内的燃油腔93中。并且，燃油腔93中注油时，弹性膜片91被朝向空气腔92方向挤压，使得空气腔92中的气体从放气管96放出。

步骤三、当蓄压油箱9内的燃油腔93充满燃油时，通过工控机8控制所述燃油泵2以及注油管道31上的电动开关4关闭。此时，工控机8是通过压力传感器6检测到放气管96处的压力等于油箱1出油口23处压力时，判断燃油腔93充满燃油。

步骤四、通过工控机8控制回油管道32上电动开关4以及截止阀13开启，此时，蓄压油箱9在增压管道11中气体压力作用下再通过回油管道32向油箱1中供油，同时，工控机8接收回油管道32上的流量计5与压力传感器6的测量信息。

步骤五、供油持续一预定时间段以后，工控机8控制回油管道32上电动开关4关闭，完成一次验证试验。其中，预定时间段也是可以根据上述具体的飞机零负过载供油增压系统进行适合的选择。上述过程相当于模拟飞机零负过载供油增压系统一次供油过程，并能够得到流量信息、压力信息以及流量在某一值(根据不同的蓄压油箱9而不同)的持续时间、压力在某一值的持续时间等。

本发明验证装置的使用方法，还包括：

步骤六、循序步骤四至步骤五，直到蓄压油箱9的增压转接管94与增压管道11连接处的气体压力小于最低预定压力时停止。此处，相当于模拟飞机零负过载供油增压系统的多次供油过程，直到高压气瓶10中剩余气体的压力无法满足蓄压油箱9增压要求时。另外，还可以重复多次上述步骤一至步骤六，到全寿命内要求次数，以验证该飞机零负过载供油增压系统是否满足使用要求。

本发明提供的验证装置及其使用方法，能够通过油箱1、注油管道31、回油管道32等组件与飞机零负过载供油增压系统连接，使得该系统能够模拟供油；同时，还能通过工控机8、流量计5和压力传感器7等器件对供油时需要的流量、压力等数据进行采集，以便操作人员根据数据判断该系统的相关指标、可靠性及寿命等，从而满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种验证装置，用于对飞机零负过载供油增压系统进行验证实验，在所述飞机零负过载供油增压系统中，高压气瓶(10)通过增压管道(11)与蓄压油箱(9)连通，沿所述高压气瓶(10)到所述蓄压油箱(9)方向上，所述增压管道(11)上还设置有截止阀(13)、减压器(12)以及安全活门(16)，其特征在于，所述验证装置包括：

油箱(1)，具有出油口(23)和回油口(22)，所述出油口(23)通过注油管道(31)与所述蓄压油箱(9)内的燃油腔(93)连通，所述回油口(22)通过回油管道(32)与所述燃油腔(93)连通；

燃油泵(2)，与所述出油口(23)连通，且位于所述油箱(1)内；

两个电动开关(4)，分别设置在所述注油管道(31)与所述回油管道(32)上；

流量计(5)，设置在所述回油管道(32)上，且位于所述电动开关(4)与所述燃油腔(93)之间；

压力传感器(6)，设置在所述回油管道(32)上，且位于所述电动开关(4)与所述回油口(22)之间；

工控机(8)，用于控制两个所述电动开关(4)，同时接收所述流量计(5)与所述压力传感器(6)的检测数据。

2.根据权利要求1所述的验证装置，其特征在于，所述蓄压油箱(9)内的放气管(96)出口处设有一个所述压力传感器(6)以及放气开关(18)。

3.根据权利要求2所述的验证装置，其特征在于，所述放气开关(18)的出口处设有消音器。

4.根据权利要求1所述的验证装置，其特征在于，所述截止阀(13)与所述减压器(12)之间的所述增压管道(11)上设有一个与所述工控机(8)连接的所述压力传感器(6)；

所述减压器(12)与所述安全活门(16)之间的所述增压管道(11)上设置有与所述工控机(8)连接的一个所述压力传感器(6)和一个所述流量计(5)；

所述安全活门(16)与所述蓄压油箱(9)的增压转接管(94)之间的所述增压管道(11)上设置有一个与所述工控机(8)连接的所述压力传感器(6)。

5.根据权利要求1所述的验证装置，其特征在于，所述回油管道(32)上设有一个放沉淀开关(7)，且位于所述流量计(5)与所述燃油腔(93)之间；

所述油箱(1)设有一个所述放沉淀开关(7)。

6.根据权利要求1所述的验证装置，其特征在于，所述电动开关(4)与所述出油口(23)之间的所述注油管道(31)上设有一个与所述工控机(8)连接的所述压力传感器(6)。

7.一种根据权利要求1-6任一项所述的验证装置的使用方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、向所述高压气瓶(10)充入预定体积的气体，将所述油箱(1)中充满不小于所述蓄压油箱(9)体积的燃油；

步骤二、通过所述工控机(8)控制所述注油管道(31)上的所述电动开关(4)开启，并控制所述回油管道(32)上所述电动开关(4)以及所述增压管道(11)上的所述截止阀(13)关闭，同时，控制所述燃油泵(2)开启；

步骤三、当所述蓄压油箱(9)内的所述燃油腔(93)充满燃油时，通过所述工控机(8)控制所述燃油泵(2)以及所述注油管道(31)上的所述电动开关(4)关闭；

步骤四、通过所述工控机(8)控制所述回油管道(32)上所述电动开关(4)以及所述截止阀(13)开启，此时，所述蓄压油箱(9)在所述增压管道(11)中气体压力作用下再通过所述回油管道(32)向所述油箱(1)中供油，同时，所述工控机(8)接收所述回油管道(32)上的所述流量计(5)与所述压力传感器(6)的测量信息；

步骤五、供油持续一预定时间段以后，所述工控机(8)控制所述回油管道(32)上所述电动开关(4)关闭，完成一次验证试验。

8.根据权利要求7所述的使用方法，其特征在于，在所述步骤三中，当所述蓄压油箱(9)的放气管(96)出口处的压力值等于所述油箱(1)的出油口(23)处的压力时，所述蓄压油箱(9)内的所述燃油腔(93)充满。

9.根据权利要求7所述的使用方法，其特征在于，在所述步骤五之后，还包括：

步骤六、循序所述步骤四至步骤五，直到所述蓄压油箱(9)的所述增压转接管(94)与所述增压管道(11)连接处的气体压力小于最低预定压力时停止。