CN105547704B - 航空发动机燃油加温试验方法及试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机燃油加温试验方法及试验装置，用于对供油给航空发动机的外部燃油系统的燃油进行加温试验控制，燃油加温试验方法包括：接收燃油加温所需达到的预设温度值并采集及接收外部燃油系统在加热装置的入口处的入口燃油温度值；实时采集并接收航空发动机的燃油流量；根据入口燃油温度值与预设温度值的差值、燃油流量计算加热装置的加热功率值；根据计算得到的加热功率值调整加热装置的输出加热功率。由于加热功率值随着航空发动机工作状态变化导致的燃油流量变化而变化，使得加温控制的瞬态控制精度得到提高、动态响应时间短，提高了温度控制的稳态精度，从而能够满足航空发动机燃油加温试验的性能要求。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机地面试验领域，特别地，涉及一种航空发动机燃油加温试验方法及试验装置。
背景技术
航空发动机整机试验车台持久试车时，需要对发动机燃油进行加温试验，以满足《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》的对燃油温度的要求。现有的加温装置参照图1，当设定温度T1后，接触器控制加温单元进行加温，通过传感器测量输出温度值，当设定T1与出口温度T2存有差值时，通过PID调节控制加温单元的工作时间，控制输出温度T2，使输出温度T2达到设定值T1。现有的加温装置存在发动机试验状态变化时，T2温度变化大，瞬态控制精度≤±6℃，稳态控制精度≤±3℃，动态响应时间≤90s。控制精度与动态响应时间参数不能很好的满足试验技术要求，故亟需设计一种新型的燃油加温装置，以满足航空发动机燃油加温试验的性能要求。
发明内容
本发明提供了一种航空发动机燃油加温试验方法及试验装置，以解决现有的燃油加温试验装置无法及时跟随发动机试验状态变化以满足加温试验要求的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
根据本发明的一个方面，提供一种航空发动机燃油加温试验方法，用于对供油给航空发动机的外部燃油系统的燃油进行加温试验控制，燃油加温试验方法包括：
接收燃油加温所需达到的预设温度值并采集及接收外部燃油系统在加热装置的入口处的入口燃油温度值；
实时采集并接收航空发动机的燃油流量；
根据入口燃油温度值与预设温度值的差值、燃油流量计算加热装置的加热功率值；
根据计算得到的加热功率值调整加热装置的输出加热功率。
进一步地，计算加热功率值的公式如下：
P＝C*ΔT*Q；
其中，P为加热功率值，C为流体加温系数，ΔT为入口燃油温度值与预设温度值的差值，Q为燃油流量。
进一步地，根据计算得到的加热功率值调整加热装置的输出加热功率包括：
通过变频器调节控制加热装置的工作电压以调节加热装置的加热功率，使得经加热装置加热后的燃油温度值与预设温度值的差值满足第一控制精度；
通过PID调节器微调加热装置的工作电压，使得经加热装置加热后的燃油温度值与预设温度值的差值满足第二控制精度。
进一步地，第一控制精度的温差阈值为±2℃，第二控制精度的温差阈值为±1℃。
根据本发明的另一方面，还提供一种航空发动机燃油加温试验装置，用于对提供给航空发动机的外部燃油系统的燃油进行加温试验控制，燃油加温试验装置包括：
测温传感器，用于采集外部燃油系统在加热装置入口处的入口燃油温度值并传递给控制器；
流量传感器，用于采集航空发动机的燃油流量并传递给控制器；
加热装置，连接控制器且在控制器的控制下对外部燃油系统内的燃油进行加热；
控制器，连接测温传感器及流量传感器以接收采集的入口燃油温度值、燃油流量，并经数据接收端接收燃油加温需达到的预设温度值；还根据入口燃油温度值与预设温度值的差值、燃油流量计算加热装置的加热功率值并根据计算得到的加热功率值调整加热装置的输出加热功率。
进一步地，控制器内设有加热功率计算模块，用于根据入口燃油温度值与预设温度值的差值、燃油流量计算加热装置的加热功率值，计算公式如下：
P＝C*ΔT*Q；
其中，P为加热功率值，C为流体加温系数，ΔT为入口燃油温度值与预设温度值的差值，Q为燃油流量。
进一步地，控制器包括：
变频器，用于通过变频器调节控制电加热装置的输出电压以调节电加热装置的加热功率，使得经加热装置加热后的燃油温度值与预设温度值的差值满足第一控制精度；
PID调节器，用于微调加热装置的工作电压，使得经加热装置加热后的燃油温度值与预设温度值的差值满足第二控制精度。
进一步地，第一控制精度的温差阈值为±2℃，第二控制精度的温差阈值为±1℃。
进一步地，流量传感器为涡轮流量计。
本发明具有以下有益效果：
本发明航空发动机燃油加温试验方法及试验装置，通过在加温试验过程中引入航空发动机燃油流量监测，根据燃油流量、入口燃油温度值与预设燃油温度值计算加热装置的加热功率值，并根据该加热功率值控制加热装置加热过程，由于加热功率值随着航空发动机工作状态变化导致的燃油流量变化而变化，使得加温控制的瞬态控制精度得到提高、动态响应时间短，提高了温度控制的稳态精度，从而能够满足航空发动机燃油加温试验的性能要求。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是现有的航空发动机燃油加温试验控制的原理示意图；
图2是本发明优选实施例航空发动机燃油加温试验方法的流程示意图；
图3是本发明优选实施例航空发动机燃油加温试验装置温度控制的原理示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
本发明的优选实施例提供一种航空发动机燃油加温试验方法，用于对供油给航空发动机的外部燃油系统的燃油进行加温试验控制，以满足航空发动机燃油加温试验要求。现有的PID加温试验控制中，通过调节加温单元的工作时间，使得出口燃油温度达到预设加温值，但随着发动机试验状态变化时，出口燃油温度变化大，导致加热控制的动态响应时间及瞬态控制精度无法满足加温试验要求。本实施例通过在加温试验方法中引入航空发动机的燃油流量监测并设计加热功率计算模型，根据加热功率计算模型计算加热装置的加热功率并进行精确调节控制，以满足航空发动机燃油加温试验要求。参照图2，本实施例燃油加温试验方法包括：
步骤S100，接收燃油加温所需达到的预设温度值并采集及接收外部燃油系统在加热装置的入口处的入口燃油温度值；
步骤S200，实时采集并接收航空发动机的燃油流量；
步骤S300，根据入口燃油温度值与预设温度值的差值、燃油流量计算加热装置的加热功率值；
步骤S400，根据计算得到的加热功率值调整加热装置的输出加热功率。
本实施例通过在加温试验过程中引入航空发动机燃油流量监测，根据燃油流量、入口燃油温度值与预设燃油温度值计算加热装置的加热功率值，并根据该加热功率值控制加热装置加热过程，由于加热功率值随着航空发动机工作状态变化导致的燃油流量变化而变化，使得加温控制的瞬态控制精度得到提高、动态响应时间短，提高了温度控制的稳态精度，从而能够满足航空发动机燃油加温试验的性能要求。
本实施例中，计算加热功率值的公式如下：
P＝C*ΔT*Q；
其中，P为加热功率值，C为流体加温系数，ΔT为入口燃油温度值与预设温度值的差值，Q为燃油流量。
优选地，本实施例根据计算得到的加热功率值调整加热装置的输出加热功率包括：
通过变频器调节控制加热装置的工作电压以调节加热装置的加热功率，使得经加热装置加热后的燃油温度值与预设温度值的差值满足第一控制精度；
通过PID调节器微调加热装置的工作电压，使得经加热装置加热后的燃油温度值与预设温度值的差值满足第二控制精度。
参照图3，设定预设温度值为T3温度，根据流量测量、温度测量反馈值计算加热器所需的加热功率值，由变频器输出加温到T3所需的功率值，控制加热器进行加温，当加温后温度值与温度给定的差值在±2℃时，通过PID对加热器进行微调，使输出温度恒定在±1℃范围内。其中，本实施例加热器为电控电热器，变频器可以根据频率线性输出电压值，使得精确控制加热器所需投入的加热功率。如当航空发动机运转载荷大时，燃油流量也相应的变大，数学模型计算出的加热功率值跟随变大，变频器输出功率同样跟随变大，使T4温度达到瞬态控制精度±3℃、稳态控制精度±1℃、响应时间30S的目的。
根据本发明的另一方面，还提供一种航空发动机燃油加温试验装置，用于对提供给航空发动机的外部燃油系统的燃油进行加温试验控制，本实施例燃油加温试验装置包括：
测温传感器，用于采集外部燃油系统在加热装置入口处的入口燃油温度值并传递给控制器；
流量传感器，用于采集航空发动机的燃油流量并传递给控制器；
加热装置，连接控制器且在控制器的控制下对外部燃油系统内的燃油进行加热；
控制器，连接测温传感器及流量传感器以接收采集的入口燃油温度值、燃油流量，并经数据接收端接收燃油加温需达到的预设温度值；还根据入口燃油温度值与预设温度值的差值、燃油流量计算加热装置的加热功率值并根据计算得到的加热功率值调整加热装置的输出加热功率。
优选地，控制器内设有加热功率计算模块，用于根据入口燃油温度值与预设温度值的差值、燃油流量计算加热装置的加热功率值，计算公式如下：
P＝C*ΔT*Q；
其中，P为加热功率值，C为流体加温系数，ΔT为入口燃油温度值与预设温度值的差值，Q为燃油流量。
优选地，控制器包括：
变频器，用于通过变频器调节控制电加热装置的输出电压以调节电加热装置的加热功率，使得经加热装置加热后的燃油温度值与预设温度值的差值满足第一控制精度；
PID调节器，用于微调加热装置的工作电压，使得经加热装置加热后的燃油温度值与预设温度值的差值满足第二控制精度。
本实施例结合变频器作为主控制并辅以PID调节器进行辅助控制，从而提供了加热装置的瞬态精度及稳态精度，并使得响应速度快。
参照图3，设定预设温度值为T3温度，根据流量测量、温度测量反馈值计算加热器所需的加热功率值，由变频器输出加温到T3所需的功率值，控制加热器进行加温，当加温后温度值与温度给定的差值在±2℃时，通过PID对加热器进行微调，使输出温度恒定在±1℃范围内。其中，本实施例加热器为电控电热器，变频器可以根据频率线性输出电压值，使得精确控制加热器所需投入的加热功率。如当航空发动机运转载荷大时，燃油流量也相应的变大，数学模型计算出的加热功率值跟随变大，变频器输出功率同样跟随变大，使T4温度达到瞬态控制精度±3℃、稳态控制精度±1℃、响应时间30S的目的。
优选地，本实施例流量传感器为涡轮流量计。
从以上的描述可以得知，本实施例通过增加燃油流量测量，引入加热功率计算模型，及控制加热装置输出功率的变频器及PID控制器的两级控制机制，使得燃油加温在航空发动机工作状态变化时控制出口燃油温度在要求范围内，系统控制响应速度快，稳态精度高，输出温度达到瞬态控制精度±3℃、稳态控制精度±1℃、响应时间30S，可以很好地满足航空发动机燃油加温试验需求。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种航空发动机燃油加温试验方法，用于对供油给航空发动机的外部燃油系统的燃油进行加温试验控制，其特征在于，所述燃油加温试验方法包括：
接收燃油加温所需达到的预设温度值并采集及接收所述外部燃油系统在加热装置的入口处的入口燃油温度值；
实时采集并接收航空发动机的燃油流量；
根据所述入口燃油温度值与所述预设温度值的差值、所述燃油流量计算加热装置的加热功率值；
根据计算得到的所述加热功率值调整所述加热装置的输出加热功率；
计算所述加热功率值的公式如下：
P＝C*ΔT*Q；
其中，P为加热功率值，C为流体加温系数，ΔT为入口燃油温度值与预设温度值的差值，Q为燃油流量。
2.根据权利要求1所述的航空发动机燃油加温试验方法，其特征在于，根据计算得到的所述加热功率值调整所述加热装置的输出加热功率包括：
通过变频器调节控制所述加热装置的工作电压以调节所述加热装置的加热功率，使得经加热装置加热后的燃油温度值与所述预设温度值的差值满足第一控制精度；
通过PID调节器微调所述加热装置的工作电压，使得经加热装置加热后的燃油温度值与所述预设温度值的差值满足第二控制精度。
3.根据权利要求2所述的航空发动机燃油加温试验方法，其特征在于，
所述第一控制精度的温差阈值为±2℃，所述第二控制精度的温差阈值为±1℃。
4.一种航空发动机燃油加温试验装置，用于对提供给航空发动机的外部燃油系统的燃油进行加温试验控制，其特征在于，所述燃油加温试验装置包括：
测温传感器，用于采集所述外部燃油系统在加热装置入口处的入口燃油温度值并传递给控制器；
流量传感器，用于采集航空发动机的燃油流量并传递给控制器；
加热装置，连接控制器且在所述控制器的控制下对所述外部燃油系统内的燃油进行加热；
控制器，连接所述测温传感器及所述流量传感器以接收采集的所述入口燃油温度值、所述燃油流量，并经数据接收端接收燃油加温需达到的预设温度值；还根据所述入口燃油温度值与所述预设温度值的差值、所述燃油流量计算加热装置的加热功率值并根据计算得到的所述加热功率值调整所述加热装置的输出加热功率；
所述控制器内设有加热功率计算模块，用于根据所述入口燃油温度值与所述预设温度值的差值、所述燃油流量计算加热装置的加热功率值，计算公式如下：
P＝C*ΔT*Q；
其中，P为加热功率值，C为流体加温系数，ΔT为入口燃油温度值与预设温度值的差值，Q为燃油流量。
5.根据权利要求4所述的航空发动机燃油加温试验装置，其特征在于，所述控制器包括：
变频器，用于通过变频器调节控制所述加热装置的输出电压以调节所述加热装置的加热功率，使得经加热装置加热后的燃油温度值与所述预设温度值的差值满足第一控制精度；
PID调节器，用于微调所述加热装置的工作电压，使得经加热装置加热后的燃油温度值与所述预设温度值的差值满足第二控制精度。
6.根据权利要求5所述的航空发动机燃油加温试验装置，其特征在于，
所述第一控制精度的温差阈值为±2℃，所述第二控制精度的温差阈值为±1℃。
7.根据权利要求4至6任一所述的航空发动机燃油加温试验装置，其特征在于，
所述流量传感器为涡轮流量计。
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Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4505124A (en) * | 1983-09-22 | 1985-03-19 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Heat management system for aircraft |
| CN201050421Y (zh) * | 2007-05-30 | 2008-04-23 | 吐尔逊·斯浪 | 改进的内燃机燃油预热温度控制装置 |
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4505124A (en) * | 1983-09-22 | 1985-03-19 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Heat management system for aircraft |
| CN201050421Y (zh) * | 2007-05-30 | 2008-04-23 | 吐尔逊·斯浪 | 改进的内燃机燃油预热温度控制装置 |
| CN201463272U (zh) * | 2009-07-22 | 2010-05-12 | 襄樊航鹰航空科技有限责任公司 | 小流量燃油加热装置 |
| CN105035355A (zh) * | 2015-08-12 | 2015-11-11 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种热负载功率模拟方法及热负载模拟系统 |
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