CN112747927B - 用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种试验方法，尤其是公开了一种用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，属于航空发动机性能试验工艺技术领域。提供一种可以对航空发动机的推油门转速随动性能进行试验检查的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法。所述的试验方法至少包括试验标准参数设定、依据试验参数与环境要求的试验场景模拟以及试验检测几个步骤，其中，在试验标准参数设定时应包括空中最低慢车转速、航空发动机高压压气机第七组后空气压力以及相同转速不同进气温度条件下的油气系数；在进行试验场境模拟时至少应包括飞机飞行中发动机进气温度分别为15℃、‑0℃、‑20℃以及‑30℃状态下的温度指令油压设定。

Description

用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法

技术领域

本发明涉及一种试验方法，尤其是涉及一种用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，属于航空发动机性能试验工艺技术领域。

背景技术

推油门转速不随动故障对于单发飞机来说是危害性较大的故障之一，主要表现为发动机转速无法与油门杆随动，多数还呈转速持续下掉特征，飞机无法保持平飞，严重时发生发动机空中停车，甚至飞机坠毁的严重飞行等级事故。

目前无论引进还是国产三代机装备在修理作业时，均未对主燃油调节器高空加速供油特性进行检查，也无此方面的检查标准，而高空加速供油特性对推油门转速不随动故障的贡献程度，国内外也尚未开展相关研究。因此，为确保飞机及发动机外场使用安全，提升航空装备修理质量，有必要开展航空发动机主燃油调节器高空加速供油特性试验方法的研究，实现对高空加速供油特性的检测和控制，以期预防因高空加速供油特性控制不到位，导致推油门转速不随动故障的发生。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种可以对航空发动机的推油门转速随动性能进行试验检查的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法。

为解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，所述的试验方法至少包括试验标准参数设定、依据试验参数与环境要求的试验场景模拟以及试验检测几个步骤，

其中，在试验标准参数设定时应包括空中最低慢车转速、航空发动机高压压气机第七组后空气压力以及相同转速不同进气温度条件下的油气系数；

在进行试验场境模拟时至少应包括飞机飞行中发动机进气温度分别为15℃、-0℃、-20℃以及-30℃状态下的温度指令油压设定。

进一步的是，在设定空中最低慢车转速时是根据场外飞参信息推导获得的，在设定航空发动机高压压气机第七组后空气压力时是根据台架试车性能数据推导获得的，在设定相同转速不同进气温度条件下的油气系数时是根据引进标准测算获得的。

上述方案的优选方式是，在进行试验标准参数设定时还同时制作加速控制器抽真空辅助装置，模拟不同海拔高度条件下真空膜盒感受的大气压力，并纳入为试验检查项目的试验条件。

进一步的是，在设定试验标准参数时是按不同温度不同转速下的油气系数，基于空中慢车转速适用情况来设计高空不同温度下的油气系数标准，再根据该油气系数标准确定高空加速供油特性试验检查项目。

上述方案的优选方式是，依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还需要设置试验设备运行转速条件，所述的试验设备运行转速条件是按下述要求设置的，

在主燃油调节器交付试验的加速供油特性测试合格后，按确定的空中最低慢车转速，以每5％为间隔分别设置试验设备运行转速条件。

进一步的是，依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还需要设置航空发动机高压压气机第七组后空气压力，所述的航空发动机高压压气机第七组后空气压力是按下述要求设置的，

以进气温度15℃为基础确定的不同转速条件下的航空发动机高压压气机第七组后空气压力，统一分别设置相同换算转速条件下的该航空发动机高压压气机第七组后空气压力。

上述方案的优选方式是，依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还包括海拔高度环境模拟，模拟的海拔高度为12000米，是通过加速控制器抽真空辅助装置对膜盒腔抽真空来模拟的。

进一步的是，在进行试验检测时，各个高空加速供油特性控制点允许燃油供油量与额定值偏差±10％，且不超过2个点。

上述方案的优选方式是，所述的加速控制器抽真空辅助装置包括夹紧骨架、夹紧密封组件和抽真空连接系统；布置在夹紧骨架上的抽真空连接系统的气体输入端，通过所述的夹紧密封组件夹布在航空发动机膜盒的气体抽出端上；所述抽真空连接系统的气体输出端与外部的抽真空装置连接。

进一步的是，所述的夹紧骨架为一个呈冂字型结构的夹紧框架，所述的抽真空连接系统包括输送通道和连接接头，所述的连接接头布置在冂字型夹紧框架的水平边上；布置在冂字型夹紧框架上的输送通道的一端通过所述的连接接头与外部的抽真空装置连接，另一端在夹紧密封组件的配合下与位于呈冂字型夹紧框架开口边上的航空发动机膜盒的气体抽出端连接，所述的夹紧密封组件包括连接密封件组和锁定密封件组，所述的连接密封件组布置在输送通道的竖直边通孔的末端，所述的锁定密封件组活动的布置在冂字型夹紧框架未设置输送通道的那一条竖直边的下端，所述的航空发动机膜盒夹紧在所述的连接密封件组与所述的锁定密封件组之间，所述航空发动机膜盒的气体抽出端通过连接密封件组在锁定密封件组的配合下与竖直边通孔的下端密封连接。

本发明的有益效果是：本申请提供的试验方法通过设置一套至少包括试验标准参数设定、依据试验参数与环境要求的试验场景模拟以及试验检测几个步骤来对航空发动机的主燃油调节器高空加速供油特性进行检测，并在试验标准参数设定时应通过设置包括空中最低慢车转速、航空发动机高压压气机第七组后空气压力以及相同转速不同进气温度条件下的油气系数；以及在进行试验场境模拟时至少应包括飞机飞行中发动机进气温度分别为15℃、-0℃、-20℃以及-30℃状态下的温度指令油压设定。这样，既解决了现有技术中没有可供选的用于进行航空发动机主燃油调节器高空加速供油特性进行检测的技术手段的问题，同时采用本申请提供的上述试验方法对航空发动机的主燃油调节器高空加速供油特性进行试验，还可以通过对航空发动机的上述性能进行的试验验证该航空发动机工作的可靠性和稳定性。

附图说明

图1为本发明用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法的操作流程图；

图2为本发明的试验方法涉及到的发动机进气温度为15℃、不同P2压力下的加速供油量控制标准；

图3为本发明的试验方法涉及到的加速控制器抽真空辅助装置的三维结构示意图；

图4为发明的试验方法涉及到的加速控制器抽真空辅助装置主剖视图。

图中标记为：夹紧骨架1、夹紧密封组件2、抽真空连接系统3、输送通道4、连接接头5、航空发动机膜盒6、连接密封件组7、锁定密封件组8、竖直边通孔9、竖直边10。

具体实施方式

如图1、图2、图3以及图4所示是本发明提供的一种可以对航空发动机的推油门转速随动性能进行试验检查的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法。所述的试验方法至少包括试验标准参数设定、依据试验参数与环境要求的试验场景模拟以及试验检测几个步骤，

其中，在试验标准参数设定时应包括空中最低慢车转速、航空发动机高压压气机第七组后空气压力以及相同转速不同进气温度条件下的油气系数；

在进行试验场境模拟时至少应包括飞机飞行中发动机进气温度分别为15℃、-0℃、-20℃以及-30℃状态下的温度指令油压设定。本申请提供的试验方法通过设置一套至少包括试验标准参数设定、依据试验参数与环境要求的试验场景模拟以及试验检测几个步骤来对航空发动机的主燃油调节器高空加速供油特性进行检测，并在试验标准参数设定时应通过设置包括空中最低慢车转速、航空发动机高压压气机第七组后空气压力以及相同转速不同进气温度条件下的油气系数；以及在进行试验场境模拟时至少应包括飞机飞行中发动机进气温度分别为15℃、-0℃、-20℃以及-30℃状态下的温度指令油压设定。这样，既解决了现有技术中没有可供选的用于进行航空发动机主燃油调节器高空加速供油特性进行检测的技术手段的问题，同时采用本申请提供的上述试验方法对航空发动机的主燃油调节器高空加速供油特性进行试验，还可以通过对航空发动机的上述性能进行的试验验证该航空发动机工作的可靠性和稳定性。

上述实施方式中，为了简化本申请试验方法的操作流程，同时又能较好的对航空发动机主燃油调节器高空加还供油特性通过试验进行检测，本申请在设定空中最低慢车转速时是根据场外飞参信息推导获得的，在设定航空发动机高压压气机第七组后空气压力时是根据台架试车性能数据推导获得的，在设定相同转速不同进气温度条件下的油气系数时是根据引进标准测算获得的。在进行试验标准参数设定时还同时制作加速控制器抽真空辅助装置，模拟不同海拔高度条件下真空膜盒感受的大气压力，并纳入为试验检查项目的试验条件。并且在设定试验标准参数时是按不同温度不同转速下的油气系数，基于空中慢车转速适用情况来设计高空不同温度下的油气系数标准，再根据该油气系数标准确定高空加速供油特性试验检查项目。

相应的，依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还需要设置试验设备运行转速条件，所述的试验设备运行转速条件是按下述要求设置的，

在主燃油调节器交付试验的加速供油特性测试合格后，按确定的空中最低慢车转速，以每5％为间隔分别设置试验设备运行转速条件。以及依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还需要设置航空发动机高压压气机第七组后空气压力，所述的航空发动机高压压气机第七组后空气压力是按下述要求设置的，

以进气温度15℃为基础确定的不同转速条件下的航空发动机高压压气机第七组后空气压力，统一分别设置相同换算转速条件下的该航空发动机高压压气机第七组后空气压力。此时，依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还包括海拔高度环境模拟，模拟的海拔高度为12000米，是通过加速控制器抽真空辅助装置对膜盒腔抽真空来模拟的。在进行试验检测时，各个高空加速供油特性控制点允许燃油供油量与额定值偏差±10％，且不超过2个点。

进一步的，本申请所述的加速控制器抽真空辅助装置包括夹紧骨架1、夹紧密封组件2和抽真空连接系统3；布置在夹紧骨架上的抽真空连接系统3的气体输入端，通过所述的夹紧密封组件2夹布在航空发动机膜盒6的气体抽出端上；所述抽真空连接系统3的气体输出端与外部的抽真空装置连接。具体来说，所述的夹紧骨架1为一个呈冂字型结构的夹紧框架，所述的抽真空连接系统3包括输送通道4和连接接头5，所述的连接接头5布置在冂字型夹紧框架的水平边上；布置在冂字型夹紧框架上的输送通道4的一端通过所述的连接接头5与外部的抽真空装置连接，另一端在夹紧密封组件2的配合下与位于呈冂字型夹紧框架开口边上的航空发动机膜盒6的气体抽出端连接，所述的夹紧密封组件2包括连接密封件组7和锁定密封件组8，所述的连接密封件组7布置在输送通道4的竖直边通孔9的末端，所述的锁定密封件组8活动的布置在冂字型夹紧框架未设置输送通道的那一条竖直边10的下端，所述的航空发动机膜盒6夹紧在所述的连接密封件组7与所述的锁定密封件组8之间，所述航空发动机膜盒6的气体抽出端通过连接密封件组7在锁定密封件组8的配合下与竖直边通孔9的下端密封连接。

综上所述，采用本申请提供试验方法对航空发动机主燃油调节器高空加速供油特性进行检测还具有以下优点，

1、制定了航空发动机主燃油调节器高空加速供油特性试验控制标准及试验工艺方法；

2、实现了主燃油调节器在地面试验检测设备上对高空加速供油特性的检测和控制；

3、有效遏制了因高空加速剩余供油不足而导致发动机推油门转速不随动故障的发生。

通过该试验方法的应用，按因推油门转速不随动故障导致主燃油调节器返修测算，截止目前已为国家节约装备修理经费约300万元，每年为国家节约费用100万元以上，对确保航空发动机外场使用质量及飞机飞行安全，具有重要的军事意义。

具体实施例

本申请的发明目的是提供一种航空发动机主燃油调节器高空加速供油特性试验的方法，解决某型航空发动机主燃油调节器交付试验中不能进行高空加速供油特性检测和控制的难题，实现因高空加速剩余供油不足而导致发动机推油门转速不随动故障的有效遏制。

本发明根据某型航空发动机高空使用特点，通过在主燃油调节器地面试验检测设备上，模拟不同海拔高度、不同进气温度等条件，按空中飞行发动机转速特点进行加速供油特性测试，具体技术方案如下：

(一)试验标准设计

1、按引进装备大修技术标准，梳理确定在地面环境下，相同转速、不同进气温度条件下的油气系数，该油气系数同样适用于高空使用环境。

2、不考虑飞机飞行速度的前提下，航空发动机高压压气机第7级后空气压力(P2压力)随发动机转速增加而增加，故根据地面台架试车性能数据统计，确定不同转速条件下的P2压力。

3、根据外场飞参记录信息，统计确定不同进气温度条件下的空中最低慢车转速，参照引进装备大修技术标准设计试验转速条件。

4、按不同温度不同转速下的油气系数，基于空中慢车转速适用情况，设计高空不同温度下油气系数标准，从而确定高空加速供油特性试验检查项目。

5、设计制作加速控制器抽真空辅助装置，模拟不同海拔高度条件下真空膜盒感受的大气压力，并纳入试验检查项目的试验条件。

(二)试验方法设计

1、在主燃油调节器交付试验的加速供油特性测试合格后，按确定的空中最低慢车转速，以每5％为间隔分别设置试验设备运行转速条件。

2、按飞机飞行中发动机进气温度分别为15℃、-0℃、-20℃、-30℃进行温度指令油压设定。

3、以进气温度15℃为基础确定的不同转速条件下的P2压力，统一分别设置相同换算转速条件下的P2压力。

4、模拟海拔高度12000米，使用加速控制器抽真空辅助装置设置膜盒腔压力。

5、在上述条件下，检测主燃油调节器输出供油量，应符合按高空不同温度下油气系数标准换算的加速供油量要求。

实施例一

为使本发明的目的、优点更加清楚，下面通过实施例进一步说明，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

1、在主燃油调节器交付试验时，按原有技术标准要求逐项进行性能测试，直至加速供油特性测试合格，停下设备；

2、在主燃油调节器加速控制器膜盒处安装抽真空辅助装置；

3、起动设备，设置加速控制器膜盒腔压力147mmHg；

4、按进气温度15℃设定温度指令油压5.6kgf/cm²；

5、按换算转速75％设置设备运行转速4345r/min；

6、设置P2空气压力为3.2kgf/cm²；

7、检查主燃油调节器燃油供油量应为(810～895)kg/h；

8、按每间隔转速5％增加设备运行转速直至95％，同时按“转速-P2”对应关系逐项增加P2空气压力直至17.8kgf/cm2；

9、检查步骤8中4个“转速-P2”控制点的燃油供油量均应符合设计标准；

10、按进气温度0℃设定温度指令油压，按换算转速设定对应温度下的设备运行转速，重复步骤3-8；

11、分别按进气温度-20℃、-30℃设定温度指令油压，按换算转速(最大90％)设定对应温度下的设备运行转速，重复步骤3-8，其中最大转速点的P2空气压力为14.2kgf/cm2；

12、上述18个高空加速供油特性控制点，允许燃油供油量与额定值偏差±10％，但不应多于2个点。

当主燃油调节器试验发现超出标准，尤其是低于标准，则属于高空加速供油量不足的表现，若将该主燃油调节器配装发动机使用，可能会导致空中推油门转速不随动故障。因此，通过此方法可对主燃油调节器进行有效甄别，必要时针对性排故处理，即可实现对推油门转速不随动故障的预防和控制。

Claims (7)

1.一种用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，其特征在于：所述的试验方法包括试验标准参数设定、依据试验参数与环境要求的试验场景模拟以及试验检测三个步骤，

其中，在试验标准参数设定时包括空中最低慢车转速、航空发动机高压压气机第七组后空气压力以及相同转速不同进气温度条件下的油气系数；

在进行试验场景模拟时包括飞机飞行中发动机进气温度分别为15℃、-0℃、-20℃以及-30℃状态下的温度油压指令设定，

在进行试验标准参数设定时还同时制作加速控制器抽真空辅助装置，模拟不同海拔高度条件下真空膜盒感受的大气压力，并纳入为试验检查项目的试验条件，

所述的加速控制器抽真空辅助装置包括夹紧骨架（1）、夹紧密封组件（2）和抽真空连接系统（3）；布置在夹紧骨架（1）上的抽真空连接系统（3）的气体输入端，通过所述的夹紧密封组件（2）夹布在航空发动机膜盒（6）的气体抽出端上；所述抽真空连接系统（3）的气体输出端与外部的抽真空装置连接，

所述的夹紧骨架（1）为一个呈冂字型结构的夹紧框架，所述的抽真空连接系统（3）包括输送通道（4）和连接接头（5），所述的连接接头（5）布置在冂字型夹紧框架的水平边上；布置在冂字型夹紧框架上的输送通道（4）的一端通过所述的连接接头（5）与外部的抽真空装置连接，另一端在夹紧密封组件（2）的配合下与位于呈冂字型夹紧框架开口边上的航空发动机膜盒（6）的气体抽出端连接，所述的夹紧密封组件（2）包括连接密封件组（7）和锁定密封件组（8），所述的连接密封件组（7）布置在输送通道（4）的竖直边通孔（9）的末端，所述的锁定密封件组（8）活动的布置在冂字型夹紧框架未设置输送通道的那一条竖直边（10）的下端，所述的航空发动机膜盒（6）夹紧在所述的连接密封件组（7）与所述的锁定密封件组（8）之间，所述航空发动机膜盒（6）的气体抽出端通过连接密封件组（7）在锁定密封件组（8）的配合下与竖直边通孔（9）的下端密封连接。

2.根据权利要求1所述的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，其特征在于：在设定空中最低慢车转速时是根据场外飞参信息推导获得的，在设定航空发动机高压压气机第七组后空气压力时是根据台架试车性能数据推导获得的，在设定相同转速不同进气温度条件下的油气系数时是根据引进标准测算获得的。

3.根据权利要求1或2所述的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，其特征在于：在设定试验标准参数时是按不同温度不同转速下的油气系数，基于空中慢车转速适用情况来设计高空不同温度下的油气系数标准，再根据该油气系数标准确定高空加速供油特性试验检查项目。

4.根据权利要求3所述的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，其特征在于：依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还需要设置试验设备运行转速条件，所述的试验设备运行转速条件是按下述要求设置的，

在主燃油调节器交付试验的加速供油特性测试合格后，按确定的空中最低慢车转速，以每5%为间隔分别设置试验设备运行转速条件。

5.根据权利要求4所述的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，其特征在于：依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还需要设置航空发动机高压压气机第七组后空气压力，所述的航空发动机高压压气机第七组后空气压力是按下述要求设置的，

以进气温度15℃为基础确定的不同转速条件下的航空发动机高压压气机第七组后空气压力，统一分别设置相同换算转速条件下的该航空发动机高压压气机第七组后空气压力。

6.根据权利要求5所述的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，其特征在于：依据试验参数与环境要求进行试验场景模拟时还包括海拔高度环境模拟，模拟的海拔高度为12000米，是通过加速控制器抽真空辅助装置对膜盒腔抽真空来模拟的。

7.根据权利要求6所述的用于主燃油调节器高空加速供油特性检测的试验方法，其特征在于：在进行试验检测时，各个高空加速供油特性控制点允许燃油供油量与额定值偏差±10%，且不超过2个点。

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