CN106005472A - 一种飞机运行过程中热功率模拟系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机运行过程中热功率模拟系统。所述飞机运行过程中热功率模拟系统包括：热源介质储液箱；热交换器，其一个进口与热源介质储液箱出液口连通；一个出口与热源介质储液箱的回液口连通；冷媒系统，其出液口与热交换器的另一个进口连接；回液口与热交换器的另一个出口连接；加热器，其设置在热交换器与热源介质储液箱相连通的管道上；泵，其设置在热交换器与热源介质储液箱连通的管道上；流量调节支路，其支路进口连通热交换器与热源介质储液箱相连通的管道上；支路出口连通热源介质储液箱的回液口；温度检测系统，其分别与热交换器的述热源介质储液箱的出液口连通的进口处以及与热交换器的与热源介质储液箱的回液口连通的进口处。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种飞机运行过程中热功率模拟系统以及飞机运行过程中热功率模拟方法。
背景技术
现有技术中，希望利用飞机各个分系统产生的大量无用的热量对燃油进行加温，这样既可以通过预热燃油的方式提高燃油的燃烧效率，也可以通过燃油作为冷媒对其他分系统进行降温，从而形成一个循环综合利用的过程。
在地面试验中，需要模拟各个分系统的发热功率，而每个分系统因其工作的独立性，它在系统内的循环速度和发热功率可以看做是一个定值，同时为了保证分系统的正常工作它的出口温度不能超过正常工作温度。
现有技术无法进行上述模拟试验。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机运行过程中热功率模拟系统来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种飞机运行过程中热功率模拟系统，所述飞机运行过程中热功率模拟系统包括：
热源介质储液箱，所述热源介质储液箱内储有热源介质；所述热源介质储液箱上设置有出液口以及回液口；
热交换器，所述热交换器具有两个进口以及两个出口，其中一个进口与所述热源介质储液箱的出液口通过管道连通；一个出口与所述热源介质储液箱的回液口通过管道连通；连接所述热源介质储液箱的出液口的进口与连接所述热源介质储液箱的回液口的出口相连通，另外一个进口与另外一个出口相连通；
冷媒系统，所述冷媒系统具有一个出液口以及一个回液口，所述出液口与所述热交换器的另一个进口通过管道连接；所述回液口与所述热交换器的另一个出口通过管道连接；
加热器，所述加热器设置在热交换器的进口与所述热源介质储液箱的出液口相连通的管道上；
泵，所述泵设置在所述热交换器的进口与所述热源介质储液箱的出液口相连通的管道上；
流量调节支路，所述流量调节支路具有支路进口以及支路出口，所述支路进口连通所述热交换器的进口与所述热源介质储液箱的出液口相连通的管道上；所述支路出口连通所述热源介质储液箱的回液口；
温度检测系统，所述温度检测系统分别与所述热交换器的与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口处以及与所述热交换器的与所述热源介质储液箱的回液口连通的进口处；其中，
所述泵用于使热源介质储液箱中的热源介质在管道中循环；
所述冷媒系统用于为所述热交换器提供冷媒；
所述热交换器用于降低经过其的热源介质；
所述流量调节支路用于调节经过其的热源介质的流量；
所述温度检测系统用于检测温度。
优选地，所述冷媒系统包括：
冷媒源，所述冷媒源具有所述出液口与所述回液口；
第一流量计，所述第一流量计设置在所述出液口与所述热交换器的进口所连接的管道中；
第一温度传感器，所述第一温度传感器设置在所述出液口与所述热交换器的进口所连接的管道中；
第二温度传感器，所述第二温度传感器设置在所述进液口与所述热交换器的出口所连接的管道中；
流量控制阀，所述流量控制阀设置在所述出液口与所述热交换器的进口所连接的管道中。
优选地，所述流量调节支路上设置有流量调节阀。
优选地，所述温度检测系统包括：
第三温度传感器，所述第三温度传感器设置在所述泵与所述加热器连接的管道上；
第四温度传感器以及第六温度传感器，所述第四温度传感器与所述第六温度传感器均设置在所述加热器与所述热交换器连通的管道上，所述第四温度传感器近所述加热器设置，所述第六温度传感器近所述热交换器设置；
第五温度传感器，所述第五温度传感器设置在所述热交换器与所述热源介质储液箱连通的管道上。
优选地，所述飞机运行过程中热功率模拟系统进一步包括第二流量计，所述第二流量计设置在所述第三温度传感器与所述泵之间的管道上。
本发明还提供了一种飞机运行过程中热功率模拟方法，用于如上所述的飞机运行过程中热功率模拟系统，其特征在于，所述飞机运行过程中热功率模拟方法包括如下步骤：步骤1：设定热交换器中与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的模拟热功率目标值；步骤2：设定热交换器中与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的流量目标值，并通过控制流量调节支路以及泵工作来达到该流量目标值；步骤3：设定热交换器中与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的温度目标值，并通过加热器来达到该流量目标值；步骤4：控制电加热器，在保证热交换器中与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的温度目标值的同时，使冷媒系统工作，从而达到步骤1中的模拟热功率目标值。
本发明中的飞机运行过程中热功率模拟系统提供了一套完整的用于模拟飞机运行过程中热功率的情况的系统，且这套系统过程简单、精确。
附图说明
图1是根据本发明一实施例的飞机运行过程中热功率模拟系统的系统示意图。
图2是根本本发明一实施例中的飞机运行过程中热功率模拟方法的流程示意图。
附图标记
| 1 | 热源介质储液箱 | 8 | 流量控制阀 |
| 2 | 热交换器 | 9 | 流量调节阀 |
| 3 | 加热器 | 10 | 第三温度传感器 |
| 4 | 泵 | 11 | 第四温度传感器 |
| 5 | 第一流量计 | 12 | 第五温度传感器 |
| 6 | 第一温度传感器 | 13 | 第二流量计 |
| 7 | 第二温度传感器 | 14 | 第六温度传感器 |
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
图1是根据本发明一实施例的飞机运行过程中热功率模拟系统的系统示意图。图2是根本本发明一实施例中的飞机运行过程中热功率模拟方法的流程示意图。
如图1所示的飞机运行过程中热功率模拟系统包括热源介质储液箱1、热交换器2、冷媒系统、加热器3、泵、流量调节支路以及温度检测系统，热源介质储液箱1内储有热源介质；热源介质储液箱1上设置有出液口以及回液口。
热交换器2具有两个进口以及两个出口，其中一个进口与热源介质储液箱1的出液口通过管道连通；一个出口与热源介质储液箱1的回液口通过管道连通；连接热源介质储液箱1的出液口的进口与连接热源介质储液箱1的回液口的出口相连通，另外一个进口与另外一个出口相连通。
冷媒系统具有一个出液口以及一个回液口，出液口与所述热交换器2的另一个进口通过管道连接，回液口与热交换器的另一个出口通过管道连接。
加热器3设置在热交换器3的进口与热源介质储液箱1的出液口相连通的管道上。
泵4设置在热交换器2的进口与热源介质储液箱1的出液口相连通的管道上。
流量调节支路具有支路进口以及支路出口，支路进口连通热交换器2的进口与热源介质储液箱1的出液口相连通的管道上。
支路出口连通热源介质储液箱1的回液口。
温度检测系统分别与热交换器2的与热源介质储液箱1的出液口连通的进口处以及与热交换器2的与热源介质储液箱1的回液口连通的进口处。其中，泵4用于使热源介质储液箱1中的热源介质在管道中循环；冷媒系统用于为热交换器提供冷媒；热交换器2用于降低经过其的热源介质；流量调节支路用于调节经过其的热源介质的流量；温度检测系统用于检测温度。
本发明中的飞机运行过程中热功率模拟系统提供了一套完整的用于模拟飞机运行过程中热功率的情况的系统，且这套系统过程简单、精确。
参见图1，在本实施例中，冷媒系统包括冷媒源，第一流量计5、第一温度传感器6、第二温度传感器7以及流量控制阀8，冷媒源具有出液口与回液口；第一流量计5设置在出液口与热交换器2的进口所连接的管道中；第一温度传感器6设置在出液口与热交换器2的进口所连接的管道中；第二温度传感器7设置在进液口与热交换器2的出口所连接的管道中；流量控制阀8设置在出液口与热交换器2的进口所连接的管道中。
参见图1，在本实施例中，所流量调节支路上设置有流量调节阀9。
参见图1，在本实施例中，所述温度检测系统包括第三温度传感器10、第四温度传感器11、第六温度传感器14以及第五温度传感器12。
第三温度传感器10设置在泵4与加热器3连接的管道上。
第四温度传感器11与第六温度传感器14均设置在加热器3与热交换器2连通的管道上，第四温度传感器11近加热器3设置，第六温度传感器14近热交换器2设置。
第五温度传感器12设置在热交换器2与热源介质储液箱1连通的管道上。
通过传感器的设置，可以测得各个管道内流过的液体的温度。
参见图1，在本实施中，飞机运行过程中热功率模拟系统进一步包括第二流量计13，第二流量计13设置在第三温度传感器与所述泵之间的管道上。
本发明还提供了一种飞机运行过程中热功率模拟方法，用于如上所述的飞机运行过程中热功率模拟系统，飞机运行过程中热功率模拟方法包括如下步骤：
步骤1：设定热交换器中与热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的模拟热功率目标值；
步骤2：设定热交换器中与热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的流量目标值，并通过控制流量调节支路以及泵工作来达到该流量目标值；
步骤3：设定热交换器中与热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的温度目标值，并通过加热器来达到该流量目标值；
步骤4：控制电加热器，在保证热交换器中与热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的温度目标值的同时，使冷媒系统工作，从而达到步骤1中的模拟热功率目标值。
可以理解的是，飞机运行过程中热功率模拟方法采用电脑控制，从而达到简单、精确的目的。
本申请的飞机运行过程中热功率模拟方法在保证多个约束条件的前提下，通过加热和热交换的方式达到需要模拟的热功率，同时，引入计算机自动化控制技术使模拟过程简单、精确、快速的完成。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (6)
1.一种飞机运行过程中热功率模拟系统，其特征在于，所述飞机运行过程中热功率模拟系统包括：
热源介质储液箱(1)，所述热源介质储液箱(1)内储有热源介质；所述热源介质储液箱(1)上设置有出液口以及回液口；
热交换器(2)，所述热交换器(2)具有两个进口以及两个出口，其中一个进口与所述热源介质储液箱(1)的出液口通过管道连通；一个出口与所述热源介质储液箱(1)的回液口通过管道连通；连接所述热源介质储液箱(1)的出液口的进口与连接所述热源介质储液箱(1)的回液口的出口相连通，另外一个进口与另外一个出口相连通；
冷媒系统，所述冷媒系统具有一个出液口以及一个回液口，所述出液口与所述热交换器(2)的另一个进口通过管道连接；所述回液口与所述热交换器的另一个出口通过管道连接；
加热器(3)，所述加热器(3)设置在热交换器(3)的进口与所述热源介质储液箱(1)的出液口相连通的管道上；
泵(4)，所述泵(4)设置在所述热交换器(2)的进口与所述热源介质储液箱(1)的出液口相连通的管道上；
流量调节支路，所述流量调节支路具有支路进口以及支路出口，所述支路进口连通所述热交换器(2)的进口与所述热源介质储液箱(1)的出液口相连通的管道上；所述支路出口连通所述热源介质储液箱(1)的回液口；
温度检测系统，所述温度检测系统分别与所述热交换器(2)的与所述热源介质储液箱(1)的出液口连通的进口处以及与所述热交换器(2)的与所述热源介质储液箱(1)的回液口连通的进口处；其中，
所述泵(4)用于使热源介质储液箱(1)中的热源介质在管道中循环；
所述冷媒系统用于为所述热交换器提供冷媒；
所述热交换器(2)用于降低经过其的热源介质；
所述流量调节支路用于调节经过其的热源介质的流量；
所述温度检测系统用于检测温度。
2.如权利要求1所述的飞机运行过程中热功率模拟系统，其特征在于，所述冷媒系统包括：
冷媒源，所述冷媒源具有所述出液口与所述回液口；
第一流量计(5)，所述第一流量计(5)设置在所述出液口与所述热交换器(2)的进口所连接的管道中；
第一温度传感器(6)，所述第一温度传感器(6)设置在所述出液口与所述热交换器(2)的进口所连接的管道中；
第二温度传感器(7)，所述第二温度传感器(7)设置在所述进液口与所述热交换器(2)的出口所连接的管道中；
流量控制阀(8)，所述流量控制阀(8)设置在所述出液口与所述热交换器(2)的进口所连接的管道中。
3.如权利要求2所述的飞机运行过程中热功率模拟系统，其特征在于，所述流量调节支路上设置有流量调节阀(9)。
4.如权利要求3所述的飞机运行过程中热功率模拟系统，其特征在于，所述温度检测系统包括：
第三温度传感器(10)，所述第三温度传感器(10)设置在所述泵(4)与所述加热器(3)连接的管道上；
第四温度传感器(11)以及第六温度传感器(14)，所述第四温度传感器(11)与所述第六温度传感器(14)均设置在所述加热器(3)与所述热交换器(2)连通的管道上，所述第四温度传感器(11)近所述加热器(3)设置，所述第六温度传感器(14)近所述热交换器(2)设置；
第五温度传感器(12)，所述第五温度传感器(12)设置在所述热交换器(2)与所述热源介质储液箱(1)连通的管道上。
5.如权利要求4所述的飞机运行过程中热功率模拟系统，其特征在于，所述飞机运行过程中热功率模拟系统进一步包括第二流量计(13)，所述第二流量计(13)设置在所述第三温度传感器与所述泵之间的管道上。
6.一种飞机运行过程中热功率模拟方法，用于如权利要求1至5中任意一项所述的飞机运行过程中热功率模拟系统，其特征在于，所述飞机运行过程中热功率模拟方法包括如下步骤：
步骤1：设定热交换器中与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的模拟热功率目标值；
步骤2：设定热交换器中与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的流量目标值，并通过控制流量调节支路以及泵工作来达到该流量目标值；
步骤3：设定热交换器中与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的温度目标值，并通过加热器来达到该流量目标值；
步骤4：控制电加热器，在保证热交换器中与所述热源介质储液箱的出液口连通的进口所在的管道中的温度目标值的同时，使冷媒系统工作，从而达到步骤1中的模拟热功率目标值。
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1595788A1 (en) * | 2004-05-10 | 2005-11-16 | Honeywell Normalair-Garrett (Holdings) Limited | Air conditioning system and method of air leakage testing |
| CN101907022A (zh) * | 2009-06-08 | 2010-12-08 | 通用电气公司 | 关于涡轮发动机控制和操作的方法 |
| CN104470333A (zh) * | 2014-12-08 | 2015-03-25 | 中国船舶工业系统工程研究院 | 一种兼容型飞机液冷设备 |
| 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 |
| CN105431011A (zh) * | 2015-12-11 | 2016-03-23 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种液体冷却系统 |
| CN105539860A (zh) * | 2014-10-31 | 2016-05-04 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种适于长航时大热流的热管理装置 |
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- 2016-05-31 CN CN201610377620.6A patent/CN106005472A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1595788A1 (en) * | 2004-05-10 | 2005-11-16 | Honeywell Normalair-Garrett (Holdings) Limited | Air conditioning system and method of air leakage testing |
| CN101907022A (zh) * | 2009-06-08 | 2010-12-08 | 通用电气公司 | 关于涡轮发动机控制和操作的方法 |
| CN105539860A (zh) * | 2014-10-31 | 2016-05-04 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种适于长航时大热流的热管理装置 |
| CN104470333A (zh) * | 2014-12-08 | 2015-03-25 | 中国船舶工业系统工程研究院 | 一种兼容型飞机液冷设备 |
| 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 |
| CN105431011A (zh) * | 2015-12-11 | 2016-03-23 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种液体冷却系统 |
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