CN108238283B - 一种飞行器燃油系统高空性能试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种飞行器燃油系统高空试验系统及方法，系统中的油箱内加注待测燃油系统工作所使用的燃油并放置在恒温箱内，由恒温箱结合温度传感器保证油箱内的燃油稳定处于试验所需的恒定温度；油箱通过气体管路连接高空气压模拟装置；高空气压模拟装置根据当前试验高度，调节油箱内的气体压力，结合压力传感器使油箱内稳定时的压力为试验高度对应压力；油箱的供油端与待试验燃油系统的供油管路相连，待试验燃油系统的供油出口端连接燃油压力传感器和燃油流量传感器，燃油流量传感器再通过压力调节装置经回油管路连接油箱；通过燃油压力变化和燃油流量的变化测试燃油系统的高空性能。

Description

一种飞行器燃油系统高空性能试验系统及方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器燃油系统高空性能试验系统及方法,属于飞行器高空性能试验设计及地面试验领域。

背景技术

飞行器燃油系统高空性能是指飞行器在高空飞行时，保证连续供油时所能达到的高度。需要在飞行器允许的一切飞行状态和工作条件下向发动机不间断地供给规定压力和流量的燃油，因此需要在飞行器设计之初明确燃油系统稳定工作的使用包线。

随着现代航空技术的不断发展，飞行器对燃油系统的要求也越来越高，以高空长航时无人机为例，为了提高其战场生存能力需要其飞行高度越来越高，同时为进一步提升其战场侦查能力，对其滞空时间的需求也更加迫切。

影响燃油系统高空性能参数很多，包括燃油的饱和蒸汽压、供油泵的性能、燃油温度、油箱中油面高度等，为了准确测试出不同状态下燃油系统的高空性能，需要在地面模拟其高空工作状态进行相应的试验。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有地面试验技术的不足，提供一种飞行器燃油系统高空性能试验系统及方法。

本发明系统方案如下：一种飞行器燃油系统高空试验系统，包括：高空气压模拟装置、压力传感器、温度传感器、油箱、恒温箱、燃油压力传感器、燃油流量传感器、压力调节装置；

油箱内加注燃油系统工作所使用的燃油并放置在恒温箱内，由恒温箱结合温度传感器保证油箱内的燃油稳定处于试验所需的恒定温度；油箱通过气体管路连接高空气压模拟装置；高空气压模拟装置根据当前试验高度，调节油箱内的气体压力，结合压力传感器使油箱内稳定时的压力为试验高度对应压力；油箱的供油端与待试验燃油系统的供油管路相连，待试验燃油系统的供油出口端连接燃油压力传感器和燃油流量传感器，燃油流量传感器再通过压力调节装置经回油管路连接油箱；

待试验燃油系统稳定工作，记录压力传感器、燃油压力传感器和燃油流量传感器的数值，增加试验高度，通过燃油压力变化和燃油流量的变化测试燃油系统的高空性能。

进一步的，系统还包括冷凝器，油箱通过气体管路与冷凝器连接；冷凝器通过气体管路连接高空气压模拟装置，冷凝器对气体中的油蒸汽进行冷凝得到液体燃油，并通过管路将液体燃油送至油箱，保证油箱内燃油组分基本保持不变。

进一步的，系统还还包括燃油温度传感器，该传感器安装在待试验燃油系统的供油出口端。

进一步的，试验过程中，将燃油温度传感器的数值与油箱内温度传感器的数值进行比较，若二者差值在预设的阈值范围内，则当前试验系统无需改动；否则，在燃油流量传感器与油箱之间所有的管路及部件上需安装隔热套。

进一步的，将不同试验高度下，记录的燃油压力值、燃油流量值绘制成燃油压力、流量随环境压力的变化曲线，根据该变化曲线得到临界气蚀压力，该临界气蚀压力对应的高度为当前试验温度下飞行器燃油系统正常工作的临界高度；所述的环境压力为不同试验高度下压力传感器的数值。

进一步的，油箱内加注燃油的体积不大于油箱总体积的80％。

进一步的，所述的压力调节装置设置燃油系统正常工作门限压力值，当燃油压力传感器的值超过该门限压力值时，压力调节装置打开将燃油通过回油管路回到油箱，否则压力调节装置关闭。

进一步的，通过高空气压模拟装置保证待试验燃油系统工作在当前试验环境压力下。

本发明试验方法方案一：一种飞行器燃油系统高空试验方法，步骤如下：

第一步：搭建上述包含冷凝器的试验系统，并保证试验系统中所有连接部件的气密性；根据需要设置试验的温度范围，试验高度范围；

第二步：调整恒温箱温度至当前试验温度，保证测试时油箱内的温度与恒温箱一致；试验温度初值为温度范围的最小值；

第三步：开启高空气压模拟装置，使得油箱内稳定时的压力为当前试验高度对应的压力；试验高度的初值为试验高度范围的最小值；

第四步：待试验燃油系统开始工作，工作稳定后记录压力传感器、燃油压力传感器和燃油流量传感器的数值；增加试验高度，从第三步循环执行，直至达到最大试验高度，转第五步；

第五步，绘制燃油压力值、燃油流量值随压力传感器压力值的变化曲线；增加试验温度，从第二步循环执行，直至达到最大试验温度。

本发明试验方法方案二：一种飞行器燃油系统高空试验方法，步骤如下：

第一步：搭建上述不包含冷凝器的试验系统，并保证试验系统中所有连接部件的气密性；根据需要设置试验的温度范围，并设置长时间巡航高度范围以及试验高度范围；

第二步：调整恒温箱温度至当前试验温度，保证测试时油箱内的温度与恒温箱一致；试验温度初值为温度范围的最小值；

第三步：开启高空气压模拟装置，使得油箱内稳定时的压力为当前试验高度对应的压力；试验高度的初值为长时间巡航高度范围的最小值；

第四步：待试验燃油系统开始工作，并在当前试验高度下工作时长至少30分钟，记录该工作时长内稳定工作状态任意一刻的压力传感器、燃油压力传感器和燃油流量传感器的数值，转第五步；

第五步，增加试验高度，开启高空气压模拟装置，使得油箱内稳定时的压力为当前试验高度对应的压力；待试验燃油系统开始工作，工作稳定后记录压力传感器、燃油压力传感器和燃油流量传感器的数值；一直循环直至试验高度直至达到试验高度范围的最大值，转第六步；

第六步，绘制燃油压力值、燃油流量值随压力传感器显示压力值的变化曲线；转第七步；

第七步，更换油箱中的燃油，从第二步开始循环，直至达到最大长时间巡航高度；转第八步；

第八步，更换油箱中的燃油，增加试验温度，从第二步循环执行，直至达到最大试验温度。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

对燃油系统高空性能分析一直是飞行器燃油系统设计中重要的内容，虽然现在有大量的经验公式和分析软件，但是由于影响高空性能的因素很多，工程算法的分析存在较大的误差。而传统的试验方法中需要动用大量的人力物力，试验成本很高，且对试验条件和要求限制较多，因此需要设计出简单可用的新的地面模拟试验方法，在保证试验结果可靠的前提下，高效、经济和快捷的完成燃油系统地面高空性能试验，确保系统的可靠性。

本发明提出一种高效、经济和快捷的试验系统及方法，可以用于燃油系统高空性能测试，可以方便的模拟出燃油系统高空的工作状态，测试出燃油系统的高空性能，优化研制周期，相比于现有的测试系统及方法具有以下优点：

本发明提出的测试系统结构简单，仅需要少量的压力传感器、温度传感器、流量传感器，并配有恒温箱即可实现试验系统的搭建；

本发明提出的测试系统，在高空模拟装置的入口前增加冷凝器，避免试验中所使用的燃油性质随试验的进行发生变化；

本发明提出的测试系统，在不加冷凝器的系统中，可以在地面实现对燃油系统在飞行器整个飞行包线内的工作状态的真实模拟；

本发明提出的测试方法中，在待试验燃油系统供油出口端增加燃油压力和燃油流量测试，通过记录压力和流量的变化，可以更加方便的得到试验结果；

本发明提出的测试方法，通过检测流量和压力的变化曲线可以得到燃油系统的临界气蚀压力，可以用于指导增压油箱的增压压力设计及飞行包线的确定。

本发明中的高空模拟试验方法形式简单，试验判据明确，易于辨识，能够满足采用敞口通气燃油系统的中高空飞机的地面模拟试验需求。

附图说明

图1为本发明试验装置原理图；

图2为本发明试验结果示意图。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施方式对本发明做进一步详细说明。

如附图1所示，一种飞行器燃油系统高空性能试验系统包括高空气压模拟装置，压力传感器4，温度传感器5，待试验燃油系统6、油箱7、恒温箱8、燃油压力传感器9、燃油温度传感器10、燃油流量传感器11，根据试验的不同可增加冷凝器3。

油箱7内加注燃油系统工作所需的燃油并放置在恒温箱8内，由恒温箱8结合温度传感器5保证油箱7内燃油稳定处于试验所需的恒定温度；油箱7通过气体管路连接高空气压模拟装置；高空气压模拟装置根据当前试验高度，抽取油箱7内的气体，结合压力传感器4使油箱7内稳定时的压力为试验高度对应压力；油箱7的供油端与待试验燃油系统6的供油管路相连，待试验燃油系统6的供油出口端连接燃油压力传感器9和燃油流量传感器11，燃油流量传感器11再通过压力调节装置经回油管路连接油箱7。

油箱7通过气体管路与冷凝器3连接；冷凝器3通过气体管路连接高空气压模拟装置，冷凝器3对气体中的油蒸汽进行冷凝得到液体燃油，并通过管路将液体燃油送至油箱7。

燃油温度传感器10安装在待试验燃油系统6的供油出口端。试验过程中，将燃油温度传感器10的数值与温度传感器5的数值进行比较，若二者差值在预设的阈值范围内，则当前试验系统无需改动；否则，在燃油流量传感器11与油箱7之间所有的管路及部件上安装隔热套。

油箱7内加注燃油的体积不大于80％。

压力调节装置设置燃油系统正常工作门限压力值，当燃油压力传感器9的值超过该门限压力值时，压力调节装置打开将燃油通过回油管路回到油箱7，否则压力调节装置关闭。高空气压模拟装置本例中采用真空泵1，调压阀2的组合方式，也可以采用符合试验压力需求的空气源与调压阀相结合的形式。

试验前需要连接好待试验燃油系统6中的所有部件，包括油泵、单向阀、管路等。对于具有压力调节器的燃油系统需要接通回油管路和通气管路。此时该压力调节器即可作为本试验系统中的压力调节装置使用，当没有时，需要安装符合燃油系统正常工作压力要求的压力调节装置，当燃油压力超过该门限压力值时，压力调节装置将打开，燃油通过回油管路回到油箱，否则压力调节装置关闭。

试验过程的实施步骤具体如下：

(1)按照图1搭建试验系统，试验系统应在环境温度稳定的室内进行，在进行试验前需要对整个系统进行气密性试验，通过真空泵1对试验系统抽真空，气密试验的最低压力应不高于试验测试的压力，通过观察压力传感器4或者燃油压力传感器9中的压力显示数，在30min时间内压力变化不超过0.5kpa，即认为气密性良好；

(2)根据试验测试的燃油系统工作条件，确定试验温度范围为10℃-55℃，试验高度范围为2000m-8000m海拔高度，对应的标准大气压力变化范围为79500Pa-35651Pa；

(3)在油箱7中放入待试验燃油系统6所使用的燃油，燃油的体积占整个油箱容积的20％，重新安装好油箱7的口盖；

(4)打开恒温箱8，设定恒温箱温度10℃，调整油箱7中的燃油温度，静置30min后，保证燃油温度达到设定试验热油温度值10℃。

(5)开启待试验燃油系统6中的油泵，用燃油压力传感器9测试检测供油系统出口压力，同时记录燃油流量传感器11中的燃油流量。

(6)打开真空泵1，结合压力传感器4显示值，通过调整调压阀2逐渐减小油箱上方压力到试验压力最大值79500Pa。工作稳定后记录压力传感器4、燃油压力传感器9和燃油流量传感器11的数值；增加试验高度，重复步骤(6)，直至达到最大试验高度8000m，转第(7)步；

(7)绘制燃油压力值、燃油流量值随压力传感器4压力值的变化曲线，曲线示意如图2所示；增加试验温度，从第(6)步循环执行，直至达到最大试验温度55℃

(8)记录油箱7中压力减小过程中燃油压力传感器9的示数与燃油流量传感器11示数，当燃油压力和流量出现图2所示的陡降变化时，认为燃油系统管路中出现了气蚀现象。图2中P_at试验中模拟的高空环境压力，Q表示待试验燃油系统6供油出口的燃油流量，P_out表示供油系统出口的燃油压力。

(9)相同燃油温度下的高空性能试验至少应完成3次试验，取三次试验的油箱压力平均值作为最终结果，得到最终的临界气蚀压力。对于不同季节和飞行状态的飞行任务，可以根据需求进行不同燃油牌号和燃油温度地面试验。

针对不同的试验温度，重复上述试验过程，可以得到不同燃油温度下都可以得到如图2所示待测试燃油系统6的燃油流量和压力供给曲线，不同燃油温度下出现气蚀现象的环境压力存在较大差异，因此通过试验可以确定燃油系统能够正常工作的使用包线，用于指导飞行器飞行包线的确定。

对于模拟高空长时间工作的试验，需根据飞行任务确定长期工作的燃油温度及高空环境压力设置试验温度范围以及长时间巡航高度范围，在地面调整恒温箱8温度、真空泵1和调压阀2压力来进行试验。具体步骤如下：

(1)搭建上述不包含冷凝器的试验系统，并保证试验系统中所有连接部件的气密性；根据需要设置试验的温度范围10℃-35℃，并设置长时间巡航高度范围2000m-4000m，对应的环境压力变化范围为79500Pa-61660Pa，试验高度范围2000m-8000m对应的环境压力变化范围为79500Pa-35651Pa；

(2)调整恒温箱8温度至当前试验温度，保证测试时油箱内的温度与恒温箱8一致；试验温度初值为温度范围的最小值10℃；

(3)开启真空泵1，调整调压阀2使油箱7内稳定时的压力为当前巡航试验高度对应的压力；试验高度的初值为长时间巡航高度范围的最小值2000m；

(4)待试验燃油系统6开始工作，并在当前试验高度下工作时长至少30分钟，记录该工作时长内稳定工作状态任意一刻的压力传感器4、燃油压力传感器9和燃油流量传感器11的数值，转步骤(5)；

(5)增加试验高度，开启高空气压模拟装置，使得油箱7内稳定时的压力为当前试验高度对应的压力；待试验燃油系统6开始工作，工作稳定后记录压力传感器4、燃油压力传感器9和燃油流量传感器11的数值；一直循环直至试验高度直至达到试验高度范围的最大值8000m，转步骤(6)；

(6)绘制燃油压力值、燃油流量值随压力传感器4压力值的变化曲线，得到如图2所示的变化曲线。转步骤(7)；

(7)更换油箱7中的燃油，从步骤(2)开始循环，直至达到最大长时间巡航高度4000m；转步骤(8)；

(8)更换油箱7中的燃油，增加试验温度，从步骤(2)循环执行，直至达到最大试验温度35℃。

通过对模拟高空长时间工作的试验结果与燃油系统高空性能试验结果的对比，可以得到在飞行器长期高空巡航后燃油的物性变化以及这种变化对于气蚀压力的影响，可以用于地面模拟飞行器全飞行过程的燃油系统工作状态的试验。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。

Claims (7)

1.一种飞行器燃油系统高空试验方法，其特征在于步骤如下：

第一步：搭建试验系统，并保证试验系统中所有连接部件的气密性；根据需要设置试验的温度范围，并设置长时间巡航高度范围以及试验高度范围；所述的试验系统，包括高空气压模拟装置、压力传感器(4)、温度传感器(5)、油箱(7)、恒温箱(8)、燃油压力传感器(9)、燃油流量传感器(11)、压力调节装置；油箱(7)内加注燃油系统工作所使用的燃油并放置在恒温箱(8)内，由恒温箱(8)结合温度传感器(5)保证油箱(7)内的燃油稳定处于试验所需的恒定温度；油箱(7)通过气体管路连接高空气压模拟装置；高空气压模拟装置根据当前试验高度，调节油箱(7)内的气体压力，结合压力传感器(4)使油箱(7)内稳定时的压力为试验高度对应压力；油箱(7)的供油端与待试验燃油系统(6)的供油管路相连，待试验燃油系统(6)的供油出口端连接燃油压力传感器(9)和燃油流量传感器(11)，燃油流量传感器(11)再通过压力调节装置经回油管路连接油箱(7)；待试验燃油系统(6)稳定工作，记录压力传感器(4)、燃油压力传感器(9)和燃油流量传感器(11)的数值，增加试验高度，通过燃油压力变化和燃油流量的变化测试燃油系统的高空性能；油箱(7)内加注燃油的体积不大于油箱总体积的80％；

第二步：调整恒温箱(8)温度至当前试验温度，保证测试时油箱(7)内的燃油温度与恒温箱(8)一致；试验温度初值为温度范围的最小值；

第三步：开启高空气压模拟装置，使得油箱(7)内稳定时的压力为当前试验高度对应的压力；试验高度的初值为长时间巡航高度范围的最小值；

第四步：待试验燃油系统(6)开始工作，并在当前试验高度下工作时长至少30分钟，记录该工作时长内稳定工作状态任意一刻的压力传感器(4)、燃油压力传感器(9)和燃油流量传感器(11)的数值，转第五步；

第五步，增加试验高度，开启高空气压模拟装置，使得油箱(7)内稳定时的压力为当前试验高度对应的压力；待试验燃油系统(6)开始工作，工作稳定后记录压力传感器(4)、燃油压力传感器(9)和燃油流量传感器(11)的数值；一直循环直至试验高度直至达到试验高度范围的最大值，转第六步；

第六步，绘制燃油压力值、燃油流量值随压力传感器(4)压力值的变化曲线；转第七步；

第七步，更换油箱(7)中的燃油，从第二步开始循环，直至达到最大长时间巡航高度；转第八步；

第八步，更换油箱(7)中的燃油，增加试验温度，从第二步循环执行，直至达到最大试验温度。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的试验系统还包括冷凝器(3)，油箱(7)通过气体管路与冷凝器(3)连接；冷凝器(3)通过气体管路连接高空气压模拟装置，冷凝器(3)对气体中的油蒸汽进行冷凝得到液体燃油，并通过管路将液体燃油送至油箱(7)。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：所述的试验系统还包括燃油温度传感器(10)，该传感器安装在待试验燃油系统(6)的供油出口端。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：试验过程中，将燃油温度传感器(10)的数值与温度传感器(5)的数值进行比较，若二者差值在预设的阈值范围内，则当前试验系统无需改动；否则，在燃油流量传感器(11)与油箱(7)之间所有的管路及部件上需安装隔热套。

5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：将不同试验高度下，记录的燃油压力值、燃油流量值绘制成燃油压力、流量随环境压力的变化曲线，根据该变化曲线得到临界气蚀压力，该临界气蚀压力对应的高度为当前试验温度下飞行器燃油系统正常工作的临界高度；所述的环境压力为不同试验高度下压力传感器(4)的数值。

6.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：所述的压力调节装置设置燃油系统正常工作门限压力值，当燃油压力传感器(9)的值超过该门限压力值时，压力调节装置打开将燃油通过回油管路回到油箱(7)，否则压力调节装置关闭。

7.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：通过高空气压模拟装置保证待试验燃油系统(6)工作在当前试验环境压力下。

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