CN115077910A - 航空发动机附件温度试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种航空发动机附件温度试验系统及方法，其中，温度试验系统包括：试验舱(101)，被配置为放置待试验的航空发动机附件；环境温度调节子系统(100)，通过循环风道(105)与所述试验舱(101)连接，被配置为通过调节所述循环风道(105)内的气体温度改变所述试验舱(101)内的环境温度，以对所述航空发动机附件进行环境温度试验；和燃油温度调节子系统(200)，被配置为向所述试验舱(101)内的航空发动机附件提供燃油并调节燃油温度，以对所述航空发动机附件进行燃油温度试验。

Description

航空发动机附件温度试验系统及方法

技术领域

本公开涉及航空发动机试验技术领域，尤其涉及一种航空发动机附件温度试验系统及方法。

背景技术

航空发动机在进行整机持久试验时，无法完全模拟各个部件的极限工作情况，按照适航条款要求，必须要进行部件级试验，其中包括高温耐久试验和低温耐久试验。

试验中需要模拟测试部件的工作状态，典型的包括温度、压力、流量等。由于航空发动机的工作条件非常苛刻，其部件通常也工作在恶劣的工况下，例如发动机燃油系统工作时燃油温度范围为-55℃～150℃，燃油压力范围为20kPa～15000kPa，环境温度范围可达-55℃～250℃。

常见的高温试验和低温试验通常采用高温试验箱和低温试验箱，其中，高温试验箱通常采用电加热的方式直接加热箱体中的空气，低温试验箱通常采用蒸发吸热的方式制冷。

由于燃油系统工作时处于高压状态，如果试验中测试部件产生泄漏，形成油雾，接触到环境高温极易产生爆燃，严重影响人身安全和财产安全。另外，高温试验和低温试验通常独立设计成两套系统，建设的成本较高。

发明内容

本公开的实施例提供了一种航空发动机附件温度试验系统及方法，能够对航空发动机附件进行多种温度试验。

根据本公开的第一方面，提供了一种航空发动机附件温度试验系统，包括：

试验舱，被配置为放置待试验的航空发动机附件；

环境温度调节子系统，通过循环风道与试验舱连接，被配置为通过调节循环风道内的气体温度改变试验舱内的环境温度，以对航空发动机附件进行环境温度试验；

燃油温度调节子系统，被配置为向试验舱内的航空发动机附件提供燃油并调节燃油温度，以对航空发动机附件进行燃油温度试验；和

阻燃气体供应部件，被配置为可选择地向试验舱和所述循环风道中至少一个的内部提供阻燃气体。

在一些实施例中，环境温度调节子系统包括：第一加热装置、第二加热装置和制冷装置，第一加热装置被配置为对具有燃油的航空发动机附件进行防爆加热，试验舱、第一加热装置、第二加热装置和制冷装置均与循环风道可选择地接通或断开。

在一些实施例中，第一加热装置包括：

第一导热油供应部件，被配置为提供加热后的导热油；和

第一导热油换热部件，被配置为对导热油和循环风道内的阻燃气体进行换热，以加热循环风道内的阻燃气体，从而升高试验舱内的环境温度。

在一些实施例中，第二加热装置包括：

电加热部件，被配置为以电加热的方式对循环风道内的气体进行加热。

在一些实施例中，制冷装置包括：

第一压缩机和第二压缩机，串联设置；

第一控制阀，与第二压缩机并联；和

第一低温换热部件，设在第二压缩机排气口与第一控制阀连接点的下游，以对循环风道内的气体制冷，从而降低试验舱内的环境温度。

在一些实施例中，航空发动机附件温度试验系统还包括：

第一温度传感器，设在试验舱内，被配置为检测试验舱内的气体温度；和/或

环境温度调节子系统还包括：

第二温度传感器，被配置为检测第一加热装置加热达到的温度；

第三温度传感器，被配置为检测第二加热装置加热达到的温度；和/或

第四温度传感器，被配置为检测制冷装置制冷达到的温度。

在一些实施例中，燃油温度调节子系统包括：

燃油供应部件，被配置为向航空发动机附件提供燃油；

第二导热油供应部件，被配置为提供加热后的导热油；

第二导热油换热部件，设在第二导热油供应部件下游，被配置为通过导热油对供应至航空发动机附件中的燃油进行换热；和

加热旁通阀，与第二导热油换热部件并联，且加热旁通阀可通断地设置。

在一些实施例中，燃油温度调节子系统还包括：

第三压缩机和第四压缩机，串联设置；

第二控制阀，与第四压缩机并联；

第二低温换热部件，设在第三压缩机排气口与第二控制阀连接点的下游，以通过制冷剂对供应至航空发动机附件中的燃油制冷换热；和

制冷旁通阀，与第二低温换热部件并联，且制冷旁通阀可通断地设置。

在一些实施例中，航空发动机附件温度试验系统还包括：第五温度传感器，设在航空发动机附件上，被配置为检测航空发动机附件中燃油的温度；和/或

燃油温度调节子系统还包括：燃油流量传感器，被配置为检测提供的燃油流量。

根据本公开的第二方面，提供了一种基于上述实施例航空发动机附件温度试验系统的温度试验方法，包括：

选定航空发动机附件的温度试验模式；

根据温度试验模式可选择地开启环境温度调节子系统和燃油温度调节子系统中的至少一个；

根据温度试验模式和航空发动机附件的种类，使阻燃气体供应部件可选择地向试验舱和循环风道中至少一个的内部提供阻燃气体；

在试验舱内的环境温度、航空发动机附件内的燃油温度和/或试验舱内的气体状态满足试验条件时，开始进行温度试验。

在一些实施例中，根据温度试验模式和航空发动机附件的种类，使阻燃气体供应部件可选择地向试验舱和循环风道中至少一个的内部提供阻燃气体的步骤包括：

在对具有燃油的航空发动机附件进行高温试验之前，使试验舱与循环风道关闭，通过阻燃气体供应部件向试验舱内注入阻燃气体；

使试验舱与循环风道接通，通过阻燃气体供应部件继续向循环风道内注入阻燃气体，直至循环风道内的氧气浓度处于安全水平。

在一些实施例中，温度试验模式包括环境高温试验，在航空发动机附件内有燃油时，开启环境温度调节子系统的步骤包括：

关闭第二加热装置和制冷装置，开启第一加热装置，并使第一加热装置与循环风道关闭，第一加热装置包括第一导热油供应部件和第一导热油换热部件；

根据试验条件设定的环境温度加热导热油；

使第一导热油供应部件将加热后的导热油提供至第一导热油换热部件，在第一导热油换热部件处的温度满足试验条件时，使第一加热装置与循环风道接通，使系统循环送风。

在一些实施例中，温度试验模式包括燃油高温试验，开启燃油温度调节子系统包括：

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二导热油换热部件并联的加热旁通阀，第二导热油换热部件位于第二导热油供应部件下游，接通与第二低温换热部件并联的制冷旁通阀；

打开燃油供应部件向航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

打开第二导热油供应部件将高温导热油提供至第二导热油换热部件，直至航空发动机附件内的燃油温度满足试验条件。

在一些实施例中，温度试验模式包括环境低温试验，开启环境温度调节子系统的步骤包括：

关闭第一加热装置和第二加热装置，开启制冷装置，使制冷装置与循环风道关闭；

根据试验条件设定的环境温度，通过第一控制阀切换单压缩机制冷或双压缩机制冷模式；

使制冷后的气体提供至第一低温换热部件，在第一低温换热部件处的温度满足试验条件时，使制冷装置与循环风道接通，使系统循环送风。

在一些实施例中，温度试验模式包括燃油低温试验，开启燃油温度调节子系统的步骤包括：

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二低温换热部件并联的制冷旁通阀，打开与第二导热油换热部件并联的加热旁通阀，第二导热油换热部件位于第二导热油供应部件下游；

打开燃油供应部件向航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

根据试验条件设定的燃油温度，通过第二控制阀切换单压缩机制冷或双压缩机制冷模式；

使制冷后的气体提供至第二低温换热部件，调节制冷剂流量，直至航空发动机附件中燃油的温度满足试验条件。

在一些实施例中，温度试验模式包括燃油常温试验，开启燃油温度调节子系统的步骤包括：

关闭第二导热油供应部件，打开与第二低温换热部件并联的制冷旁通阀，打开与第二导热油换热部件并联的加热旁通阀，第二导热油换热部件位于第二导热油供应部件下游；

打开燃油供应部件向航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量。

在一些实施例中，温度试验模式包括环境常温试验和燃油高温试验，开启环境温度调节子系统和燃油温度调节子系统的步骤包括：

关闭第一加热装置、第二加热装置和制冷装置，第一加热装置包括第一导热油供应部件和第一导热油换热部件；

使试验舱与循环风道关闭，通过阻燃气体供应部件向试验舱内注入阻燃气体；

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二导热油换热部件并联的加热旁通阀，第二导热油换热部件位于第二导热油供应部件下游，接通与第二低温换热部件并联的制冷旁通阀；

打开燃油供应部件向航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

打开第二导热油供应部件将高温导热油提供至第二导热油换热部件，直至航空发动机附件内的燃油温度满足试验条件。

本公开实施例的航空发动机附件温度试验系统，包括环境温度调节子系统和燃油温度调节子系统，能够可选择地对航空发动机附件进行环境温度试验和燃油温度试验，兼顾了环境温度和燃油介质温度控制，使试验系统具有多种模式，提高了试验系统的通用性，试验方便，且能降低试验成本；而且温度试验系统中设置了阻燃气体供应部件，可根据航空发动机附件的种类和温度试验模式，选择向试验舱和/或循环风道内注入阻燃气体，可满足试验过程中的防爆安全要求，提高试验安全性。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本公开的进一步理解，构成本申请的一部分，本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。在附图中：

图1为本公开航空发动机附件温度试验系统中环境温度调节子系统的一些实施例的结构示意图；

图2为本公开航空发动机附件温度试验系统中燃油温度调节子系统的一些实施例的结构示意图；

图3为本公开航空发动机附件温度试验系统中环境温度调节子系统的一些实施例的工作原理示意图；

图4为本公开航空发动机附件温度试验系统中燃油温度调节子系统的一些实施例的工作原理示意图。

具体实施方式

以下详细说明本公开。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。

本公开中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“内”、“外”、“上”、“下”、“左”和“右”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，而不是指示或暗示所指的装置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。

如图1至图4所示，本公开提供了一种航空发动机附件温度试验系统，温度试验包括环境温度试验和燃油温度试验，按照温度的高低的分为高温试验、低温试验和常温试验。其中，高温试验是航空发动机适航规定中26项系统试验之一，验证附件在其最高温度环境中能够正常运行，并且识别由最高温度所导致的，可能引起附件失效的任何损伤。低温试验是航空发动机适航规定中26项系统试验之一，验证附件在其最低温度环境中能够正常运行，并且识别由最低温度所导致的，可能引起附件失效的任何损伤。

在一些实施例中，包括：试验舱101、环境温度调节子系统100和燃油温度调节子系统200。

其中，试验舱101，被配置为放置待试验的航空发动机附件，航空发动机附件可以是泵、作动筒、活门、油滤、传感器或控制器等。其中，泵、作动筒、活门和油滤等附件也需要进行燃油温度试验。试验舱101由双层不锈钢制成，中间填充保温材料，箱体上开设观察窗，便于试验过程中观察试验件工作过程。如图3所示，试验舱101内设有第一温度传感器101a，被配置为检测试验舱101内的气体温度。

如图1所示，环境温度调节子系统100，通过循环风道105与试验舱101连接，被配置为通过调节循环风道105内的气体温度改变试验舱101内的环境温度，以对航空发动机附件进行环境温度试验。循环风道105中通过防爆电机形成循环风，从而对试验舱中的环境温度进行控制。

如图2所示，燃油温度调节子系统200，被配置为向试验舱101内的航空发动机附件提供燃油并调节燃油温度，以对航空发动机附件进行燃油温度试验。

如图3所示，阻燃气体供应部件1061，被配置为可选择地向试验舱101和循环风道105中至少一个的内部提供阻燃气体。在对具有燃油的航空发动机附件进行高温试验时，例如环境高温试验和/或燃油高温试验，需要通入阻燃气体以防止燃油由于泄露而发生爆炸；在对具有燃油的航空发动机附件进行常温试验或低温试验时，可在试验过程中保持阻燃气体供应部件1061处于关闭状态；在对不具有燃油的航空发动机附件进行各类温度试验，可在试验过程中保持阻燃气体供应部件1061处于关闭状态。

具体地，试验舱101与循环风道105之间设有循环风道隔离阀105b，被配置为实现试验舱101与循环风道105之间的通断，循环风道105与循环风道隔离阀105b之间设有氧气浓度传感器105a，被配置为检测循环风道105中的氧气浓度，以在氧气浓度达到安全值以下时满足防爆要求。

阻燃气体供应部件1061可以为气源，阻燃气体供应部件1061的出口通过阻燃气体控制阀106a连接至循环风道隔离阀105b与试验舱101之间，以控制阻燃气体的供应与断开。

该实施例能够可选择地对航空发动机附件进行环境温度试验和燃油温度试验，兼顾了环境温度和燃油介质温度控制，使试验系统具有多种模式，提高了试验系统的通用性，试验方便，且能降低试验成本；而且温度试验系统中设置了阻燃气体供应部件，可根据航空发动机附件的种类和温度试验模式，选择向试验舱和/或循环风道内注入阻燃气体，可满足试验过程中的防爆安全要求，提高试验安全性。

在一些实施例中，如图1所示，环境温度调节子系统100包括：第一加热装置102、第二加热装置103和制冷装置104，第一加热装置102被配置为对具有燃油的航空发动机附件进行防爆加热，试验舱101、第一加热装置102、第二加热装置103和制冷装置104均与循环风道105可选择地接通或断开。

该实施例的环境温度调节子系统100通过循环风道105将试验舱101与第一加热装置102、第二加热装置103和制冷装置104连接起来，能够进行多种环境试验，实现环境高温/低温/常温与燃油介质高温/低温/常温等多种组合温度试验，且能兼顾常规试验和防爆试验的特殊场景要求，大大提高了系统试验的安全水平，保障试验安全进行，有效的提高了试验效率，降低了试验成本。

在一些实施例中，如图3所示，第一加热装置102包括：第一导热油供应部件和第一导热油换热部件1023。其中，第一导热油供应部件被配置为提供加热后的导热油，第一导热油供应部件包括第一导热油箱1021和第一导热油泵1022。第一导热油换热部件1023，被配置为对导热油和循环风道105内的阻燃气体进行换热，以加热循环风道105内的阻燃气体，从而升高试验舱101内的环境温度。

具体地，导热油路上依次设有第一导热油箱1021、第一导热油泵1022、第一导热油路阀门102a和第一导热油换热部件1023，第一导热油换热部件1023与循环风道105连接的气路上设有第一隔热阀102c，被配置为实现第一加热装置102与循环风道105之间的接通与断开。

可选地，环境温度调节子系统100还包括：第二温度传感器102b，被配置为检测第一加热装置102加热达到的温度。具体地，第二温度传感器102b，设在第一导热油换热部件1023与第一隔热阀102c之间。

第一导热油换热部件1023在试验时会填充加热后的高温导热油，由于导热油的热稳定性以及防爆性均优于航空燃油，通过外部的常规电加热方式进行加热即可，而发动机燃油试验件在试验过程中通过导热油的二次换热加热，循环风道中填充阻燃气体，如氮气、二氧化碳等，通过导热油的二次换热直接加热阻燃气体，可以有效的防止燃油泄漏造成在高温环境下的爆燃现象，大大提高了试验系统的安全性。

在一些实施例中，如图3所示，第二加热装置103包括：电加热部件1031，被配置为以电加热的方式对循环风道105内的气体进行加热。

可选地，电加热部件1031与循环风道105之间设有第二隔热阀103b，被配置为实现电加热部件1031与循环风道105之间的接通与断开。

可选地，环境温度调节子系统100还包括：第三温度传感器103b，设在电加热部件1031与第二隔热阀103b之间，被配置为检测第二加热装置103加热达到的温度。

该实施例适合于对航空发动机附件进行常规环境温度试验，通过电加热部件1031就能方便地控制环境温度，实现简单。

在一些实施例中，如图3所示，制冷装置104包括：第一压缩机1041和第二压缩机1042，串联设置，第二压缩机1042的进气口与第一压缩机1041的排气口连通；第一控制阀104a，与第二压缩机1042并联，在第一控制阀104a打开时，只有第一压缩机1041工作，在第一控制阀104a关闭时，第一压缩机1041和第二压缩机1042同时工作；和第一低温换热部件1043，设在第二压缩机1042排气口与第一控制阀104a连接点的下游，以对循环风道105内的气体制冷，从而降低试验舱101内的环境温度。

可选地，第一低温换热部件1043与循环风道105连接的气路上设有第三隔热阀104c，被配置为实现第三加热装置104与循环风道105之间的接通与断开。

可选地，环境温度调节子系统100还包括：第四温度传感器104b，设在第一低温换热部件1043与第三隔热阀104c之间，被配置为检测第三加热装置104制冷达到的温度。

该实施例能够通过冷媒与气体换热实现试验舱101的降温，以对航空发动机附件进行低温环境试验，且能够根据低温试验的目标温度对第一控制阀104a进行切换，以实现单压缩机制冷或双压缩机制冷，既能提高制冷效率，又能在接近目标温度时实现温度的精确控制。

在一些实施例中，如图4所示，燃油温度调节子系统200包括：燃油供应部件，被配置为向航空发动机附件提供燃油；第二导热油供应部件，被配置为提供加热后的导热油；第二导热油换热部件1073，设在第二导热油供应部件下游，被配置为通过导热油对供应至航空发动机附件中的燃油进行换热；和加热旁通阀107b，与第二导热油换热部件1073并联，且加热旁通阀107b可通断地设置。

具体地，燃油供应部件包括燃油箱109和燃油泵108，燃油泵108的出口设有燃油供油阀108a，以实现燃油的供应或切断。

可选地，燃油温度调节子系统200还包括：燃油流量传感器108b，被配置为检测提供的燃油流量。具体地，燃油流量传感器108b设在燃油供油阀108a与第二导热油换热部件1073和加热旁通阀107b并联点之间。

具体地，第二导热油供应部件包括第二导热油箱1071和第二导热油泵1072，第二导热油泵1072与第二导热油换热部件1073之间设有第二导热油路阀门107a，被配置为实现导热油的供应或切断。

如图4所示，燃油温度调节子系统200还包括：第三压缩机1101和第四压缩机1102，串联设置，第四压缩机1102的进气口与第三压缩机1101的排气口连通；第二控制阀110a，与第四压缩机1102并联，在第二控制阀110a打开时，只有第三压缩机1101工作，在第二控制阀110a关闭时，第三压缩机1101和第四压缩机1102同时工作；第二低温换热部件1103，设在第三压缩机1101排气口与第二控制阀110a连接点的下游，以通过制冷剂对供应至航空发动机附件中的燃油制冷换热；和制冷旁通阀110b，与第二低温换热部件1103并联，且制冷旁通阀110b可通断地设置。

如图4所示，温度试验系统还包括：第五温度传感器101b，设在航空发动机附件上，被配置为检测航空发动机附件中燃油的温度。

该实施例能够实现航空发动机附件的燃油温度试验，例如进行高温、低温或常温试验，控制灵活。

在需要进行高温试验时，加热旁通阀107b关闭以断开所在支路，制冷旁通阀110b打开以接通所在支路，以使燃油通过第二导热油换热部件1073加热后供应至航空发动机附件，且航空发动机附件的回油直接通过制冷旁通阀110b所在支路返回燃油箱109。

在需要进行低温试验时，加热旁通阀107b打开以接通所在支路，制冷旁通阀110b关闭以断开所在支路，以使燃油通过加热旁通阀107b所在支路供应至航空发动机附件，且航空发动机附件的回油经过第二低温换热部件1103返回燃油箱109，以进行制冷。

在需要进行常温试验时，加热旁通阀107b打开以接通所在支路，制冷旁通阀110b打开以接通所在支路，以使燃油通过加热旁通阀107b所在支路供应至航空发动机附件，且航空发动机附件的回油经过制冷旁通阀110b所在支路返回燃油箱109。

本公开的上述实施例在进行温度控制时，通过对各加热部件设置温度传感器检测加热温度，并在试验舱内设置温度传感器检测舱内温度、航空发动机附件上设置温度传感器检测燃油温度，能够实现温度的闭环控制，提高温度控制的精确性，从而提升试验结果的准确性。

其次，本公开提供了一种基于上述实施例航空发动机附件温度试验系统的温度试验方法，在一些实施例中，温度试验方法包括：

选定航空发动机附件的温度试验模式，例如，温度试验模式可在低温/高温/常温环境温度试验与低温/高温/常温燃油温度试验中任意组合；

根据温度试验模式，可选择地开启环境温度调节子系统100和燃油温度调节子系统200中的至少一个；

根据温度试验模式和航空发动机附件的种类，使阻燃气体供应部件1061可选择地向试验舱101和循环风道105中至少一个的内部提供阻燃气体；

在试验舱101内的环境温度、航空发动机附件内的燃油温度和/或试验舱101内的气体状态满足试验条件时，开始进行温度试验。

该实施例能够可选择地对航空发动机附件进行环境温度试验和燃油温度试验，兼顾了环境温度和燃油介质温度控制，使试验系统具有多种模式，提高了试验系统的通用性，试验方便，且能降低试验成本；而且温度试验系统中设置了阻燃气体供应部件，可根据航空发动机附件的种类和温度试验模式，选择向试验舱和/或循环风道内注入阻燃气体，可满足试验过程中的防爆安全要求，提高试验安全性。

在一些实施例中，如图3所示，根据温度试验模式和航空发动机附件的种类，使阻燃气体供应部件1061可选择地向试验舱101和循环风道105中至少一个的内部提供阻燃气体的步骤包括：

在对具有燃油的航空发动机附件进行高温试验之前，关闭循环风道隔离阀105b使试验舱101与循环风道105关闭，此时通过阻燃气体供应部件1061向试验舱101内注入阻燃气体，以排除试验舱101内的空气；

打开循环风道隔离阀105b使试验舱101与循环风道105接通，通过阻燃气体供应部件1061继续向循环风道105内注入阻燃气体，排出循环风道105内的空气，直至循环风道105内的氧气浓度处于安全水平。

可选地，在向循环风道105内注入阻燃气体的过程中，可打开循环风道105中的防爆风机，使系统开始循环送风，并通过氧气浓度传感器105a检测循环风道105内的氧气浓度，直至循环风道105内的氧气浓度处于安全水平。

该实施例能够可选择地对航空发动机附件进行环境温度试验和燃油温度试验，兼顾了环境温度和燃油介质温度控制，使试验系统具有多种模式，提高了试验系统的通用性，试验方便，且能降低试验成本；而且温度试验系统中设置了阻燃气体供应部件，可根据航空发动机附件的种类和温度试验模式，选择向试验舱和/或循环风道内注入阻燃气体，可满足试验过程中的防爆安全要求，提高试验安全性。

在一些实施例中，如图3所示，温度试验模式包括环境高温试验，在航空发动机附件内有燃油时，开启环境温度调节子系统100的步骤包括：

关闭第二加热装置103和制冷装置104，开启第一加热装置102，并使第一加热装置102与循环风道105关闭，其中，第一加热装置102包括第一导热油供应部件和第一导热油换热部件1023；

根据试验条件设定的环境温度加热导热油；

使第一导热油供应部件将加热后的导热油提供至第一导热油换热部件1023，在第一导热油换热部件1023处的温度满足试验条件时，使第一加热装置102与循环风道105接通，使系统循环送风。

该实施例中，在航空发动机附件内有燃油时，采用防爆加热功能，由于导热油的热稳定性以及防爆性均优于航空燃油，通过外部的常规电加热方式进行加热即可，而发动机燃油试验件在试验过程中通过导热油的二次换热加热，循环风道中填充阻燃气体，如氮气、二氧化碳等，通过导热油的二次换热直接加热阻燃气体，可以有效的防止燃油泄漏造成在高温环境下的爆燃现象，大大提高了试验系统的安全性。

在一些实施例中，温度试验模式包括燃油高温试验，开启燃油温度调节子系统200包括：

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二导热油换热部件1073并联的加热旁通阀107b，第二导热油换热部件1073位于第二导热油供应部件下游，接通与第二低温换热部件1103并联的制冷旁通阀110b；

打开燃油供应部件向航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

打开第二导热油供应部件将高温导热油提供至第二导热油换热部件1073，直至航空发动机附件内的燃油温度满足试验条件。

该实施例能够对航空发动机附件进行燃油高温试验，并采用导热油进行加热，以具备防爆效果。

在一些实施例中，温度试验模式包括环境低温试验，开启环境温度调节子系统100的步骤包括：

关闭第一加热装置102和第二加热装置103，开启制冷装置104，使制冷装置104与循环风道105关闭；

根据试验条件设定的环境温度，通过第一控制阀104a切换单压缩机制冷或双压缩机制冷模式；

使制冷后的气体提供至第一低温换热部件1043，在第一低温换热部件1043处的温度满足试验条件时，使制冷装置104与循环风道105接通，使系统循环送风。

该实施例能够对航空发动机附件进行低温环境试验，通过冷媒与气体换热实现试验舱101的降温，以对航空发动机附件进行低温环境试验，且能够根据低温试验的目标温度对第一控制阀104a进行切换，以实现单压缩机制冷或双压缩机制冷，既能提高制冷效率，又能在接近目标温度时实现温度的精确控制。

在一些实施例中，温度试验模式包括燃油低温试验，开启燃油温度调节子系统200的步骤包括：

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二低温换热部件1103并联的制冷旁通阀110b，打开与第二导热油换热部件1073并联的加热旁通阀107b，第二导热油换热部件1073位于第二导热油供应部件下游；

打开燃油供应部件向航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

根据试验条件设定的燃油温度，通过第二控制阀110a切换单压缩机制冷或双压缩机制冷模式；

使制冷后的气体提供至第二低温换热部件1103，调节制冷剂流量，直至航空发动机附件中燃油的温度满足试验条件。

该实施例能够实现航空发动机附件进行燃油低温试验，通过冷媒与燃油换热实现降温，以对航空发动机附件进行低温燃油试验，且能够根据燃油低温试验的目标温度对第二控制阀110a进行切换，以实现单压缩机制冷或双压缩机制冷，既能提高制冷效率，又能在接近目标温度时实现温度的精确控制。

在一些实施例中，温度试验模式包括燃油常温试验，开启燃油温度调节子系统200的步骤包括：

关闭第二导热油供应部件，打开与第二低温换热部件1103并联的制冷旁通阀110b，打开与第二导热油换热部件1073并联的加热旁通阀107b，第二导热油换热部件1073位于第二导热油供应部件下游；

打开燃油供应部件向航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量。

该实施例中，加热旁通阀107b打开以接通所在支路，制冷旁通阀110b打开以接通所在支路，以使燃油通过加热旁通阀107b所在支路供应至航空发动机附件，且航空发动机附件的回油经过制冷旁通阀110b所在支路返回燃油箱109。

在一些实施例中，温度试验模式包括环境常温试验和燃油高温试验，开启环境温度调节子系统100和燃油温度调节子系统200的步骤包括：

关闭第一加热装置102、第二加热装置103和制冷装置104，其中，第一加热装置102包括第一导热油供应部件和第一导热油换热部件1023；

使试验舱101与循环风道105关闭，通过阻燃气体供应部件1061向试验舱101内注入阻燃气体；

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二导热油换热部件1073并联的加热旁通阀107b，第二导热油换热部件1073位于第二导热油供应部件下游，接通与第二低温换热部件1103并联的制冷旁通阀110b；

打开燃油供应部件向航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

打开第二导热油供应部件将高温导热油提供至第二导热油换热部件1073，直至航空发动机附件内的燃油温度满足试验条件。

该实施例中，虽然为环境常温试验，但是对燃油进行高温试验也有防爆要求，因此在对燃油注入与加热之前，也需要向试验舱内注入阻燃气体，以提高安全性要求。

下面结合图1至图4对多种典型工况下的温度试验方法进行详细说明。

一、环境高温/燃油高温试验：

试验前选定试验模式为环境高温/燃油高温试验模式。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第二加热装置103和制冷装置104，启用第一加热装置102，关闭第一隔热阀102c；

b.系统根据试验条件设定的温度开始加热导热油；

c.关闭循环风道隔离阀105b，打开阻燃气体控制阀106a，系统开始向试验舱101进行阻燃气体加注，排出试验舱中的空气；

d.打开循环风道隔离阀105b，系统向循环风道105进行阻燃气体加注，排出风道中的空气；

e.打开循环风道中的防爆风机，系统开始循环送风，同时通过传感器105a检测传感器检测循环风道中的氧气浓度处于安全水平；

f.打开导热油路阀门102a，开启导热油泵1022，将导热油箱1021中的高温导热油输送至二次换热装置1023中，通过第二温度传感器102b检测第一加热装置中的温度；

g.当循环风道及试验舱中的氧气浓度处于安全水平并且高温舱温度满足试验要求，开启第一隔热阀102c，系统开始循环送热风；

h.关闭导热油阀门107a，关闭加热旁通阀107b，打开燃油供油阀108a，打开制冷旁通阀110b，开启燃油泵108开始向试验件供油，燃油流量传感器108b检测供油流量并通过调整燃油泵转速调整至试验所需的燃油流量；

i.打开导热油阀门107a，开启导热油泵1072将高温导热油输送至第二导热油换热部件1073；

j.通过燃油温度传感器101b检测燃油温度，通过调整导热油加热量以及导热油流量进行调节到试验所需燃油温度；

k.当试验舱温度传感器101a和燃油温度传感器101b检测温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

二、环境低温/燃油低温试验：

试验前选定试验模式为环境低温/燃油低温试验。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第一加热装置102和第二加热装置103，启用制冷装置104，关闭第三隔热阀104c；

b.关闭阻燃气体控制阀106a，试验中处于关闭状态；

c.根据试验条件设定的环境温度确定单机制冷或双机循环制冷模式，开启第一压缩机1041和第二压缩机1042，通过第一控制阀104a进行控制切换；

d.系统通过低温换热装置1043实现对空气的制冷，通过第四温度传感器104b检测温度；

e.开启第三隔热阀104c，打开循环风道隔离阀105b，开启循环风道中的防爆电机，持续进行循环送风；

f.关闭导热油阀门107a,关闭制冷旁通阀110b，打开加热旁通阀107b，打开燃油供油阀108a，开启燃油泵108开始向试验件供油，燃油流量传感器108b检测供油流量并通过调整燃油泵转速调整至试验所需的燃油流量；

g.根据试验条件设定的燃油温度确定单机制冷或双机循环制冷模式，开启第三压缩机1101和第四压缩机1102，通过第二控制阀110a进行控制切换；

h.通过燃油温度传感器101b检测燃油温度，通过调整制冷剂流量进行调节到试验所需燃油温度；

i.当试验舱温度传感器101a和燃油温度传感器101b检测试验温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

三、环境高温/燃油常温试验：

试验前选定试验模式为环境高温/燃油常温模式。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第二加热装置103和制冷装置104，启用第一加热装置102，关闭第一隔热阀102c；

b.系统根据试验条件设定的温度开始加热导热油；

c.关闭循环风道隔离阀105b，打开阻燃气体控制阀106a，系统开始向试验舱101进行阻燃气体加注，排出试验舱中的空气；

d.打开循环风道隔离阀105b，系统向循环风道105进行阻燃气体加注，排出风道中的空气；

e.打开循环风道中的防爆风机，系统开始循环送风，同时通过传感器105a检测传感器检测循环风道中的氧气浓度处于安全水平；

f.打开导热油路阀门102a，开启导热油泵1022，将导热油箱1021中的高温导热油输送至二次换热装置1023中，通过第二温度传感器102b检测第一加热装置中的温度；

g.当循环风道及试验舱中的氧气浓度处于安全水平并且高温舱温度满足试验要求，开启第一隔热阀102c，系统开始循环送热风；

h.关闭导热油阀门107a,打开加热旁通阀107b，打开燃油供油阀108a，打开制冷旁通阀110b，开启燃油泵108开始向试验件供油，燃油流量传感器108b检测供油流量并通过调整燃油泵转速调整至试验所需的燃油流量；

i.当试验舱温度传感器101a检测温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

四、环境低温/燃油常温试验的具体实施过程如下：

试验前选定试验模式为环境低温/燃油常温模式。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第一加热装置102和第二加热装置103，启用制冷装置104，关闭第三隔热阀104c；

b.关闭阻燃气体控制阀106a，试验中处于关闭状态；

c.根据试验条件设定的环境温度确定单机制冷或双机循环制冷模式，开启第一压缩机1041和第二压缩机1042，通过第一控制阀104a进行控制切换；

d.系统通过低温换热装置1043实现对空气的制冷，通过第四温度传感器104b检测温度；

e.开启第三隔热阀104c，打开循环风道隔离阀105b，开启循环风道中的防爆电机，持续进行循环送风；

f.关闭导热油阀门107a，打开加热旁通阀107b，打开燃油供油阀108a，打开制冷旁通阀110b，开启燃油泵108开始向试验件供油，燃油流量传感器108b检测供油流量并通过调整燃油泵转速调整至试验所需的燃油流量；

g.当试验舱温度传感器101a检测温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

五、环境常温/燃油高温试验：

试验前选定试验模式为环境常温/燃油高温试验模式。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第一加热装置102和制冷装置104，关闭第二加热装置103；

b.关闭循环风道隔离阀105b，打开阻燃气体控制阀106a，系统开始向试验舱101进行阻燃气体加注，排出试验舱101中的空气，并维持一定速率的填充，从而保证试验件工作在阻燃气体环境中；

c.关闭导热油阀门107a，关闭加热旁通阀107b，打开燃油供油阀108a，打开制冷旁通阀110b，开启燃油泵108开始向试验件供油，燃油流量传感器108b检测供油流量并通过调整燃油泵转速调整至试验所需的燃油流量；

d.打开导热油阀门107a，开启导热油泵1072将高温导热油输送至第二导热油换热部件1073；

e.通过燃油温度传感器101b检测燃油温度，通过调整导热油加热量以及导热油流量进行调节到试验所需燃油温度；

f.当燃油温度传感器101b检测温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

六、环境常温/燃油低温试验：

试验前选定试验模式为环境常温/燃油低温试验模式。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第一加热装置102和制冷装置104，关闭第二加热装置103，关闭循环风道105；

b.关闭阻燃气体控制阀106a，试验中处于关闭状态；

c.关闭导热油阀门107a,关闭制冷旁通阀110b，打开加热旁通阀107b，打开燃油供油阀108a，开启燃油泵108开始向试验件供油，燃油流量传感器108b检测供油流量并通过调整燃油泵转速调整至试验所需的燃油流量；

d.根据试验条件设定的燃油温度确定单机制冷或双机循环制冷模式，开启第三压缩机1101和第四压缩机1102，通过第二控制阀110a进行控制切换；

e.通过燃油温度传感器101b检测燃油温度，通过调整制冷剂流量进行调节到试验所需燃油温度，当检测试验温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

七、环境常温/燃油常温试验：

试验前选定试验模式为环境常温/燃油常温试验模式。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第一加热装置102和制冷装置104，关闭第二加热装置103，关闭循环风道105；

b.关闭阻燃气体控制阀106a，试验中处于关闭状态；

c.关闭导热油阀门107a,打开加热旁通阀107b，打开燃油供油阀108a，打开制冷旁通阀110b，开启燃油泵108开始向试验件供油，燃油流量传感器108b检测供油流量并通过调整燃油泵转速调整至试验所需的燃油流量；

d.当试验舱温度传感器101a检测温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

八、环境高温试验无燃油介质附件：

试验前选定试验模式为环境高温试验非燃油附件。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第一加热装置102和制冷装置104，打开第二加热装置103，打开循环风道105；

b.关闭阻燃气体控制阀106a，试验中处于关闭状态；

c.系统启用电加热装置1031，根据试验条件设定的温度开始加热空气，通过温度传感器103a检测加热温度；

d.开启第二隔热阀103b，打开循环风道隔离阀105b，开启循环风道中的防爆电机，持续进行循环送风；

e.当试验舱温度传感器101a检测温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

九、环境低温试验无燃油介质附件：

试验前选定试验模式为环境低温试验非燃油附件。

a.系统进行安全联锁设定，关闭第一加热装置102和第二加热装置103，启用制冷装置104，关闭第三隔热阀104c；

b.关闭阻燃气体控制阀106a，试验中处于关闭状态；

c.根据试验条件设定的环境温度确定单机制冷或双机循环制冷模式，开启第一压缩机1041和第二压缩机1042，通过第一控制阀104a进行控制切换；

d.系统通过低温换热装置1043实现对空气的制冷，通过第四温度传感器104b检测温度；

e.开启第三隔热阀104c，打开循环风道隔离阀105b，开启循环风道中的防爆电机，持续进行循环送风；

f.当试验舱温度传感器101a检测温度满足试验要求时，开始试验，记录试验数据。

以上对本公开所提供的一种航空发动机附件温度试验系统及方法进行了详细介绍。本文中应用了具体的实施例对本公开的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本公开的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本公开原理的前提下，还可以对本公开进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本公开权利要求的保护范围内。

Claims (17)

1.一种航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，包括：

试验舱(101)，被配置为放置待试验的航空发动机附件；

环境温度调节子系统(100)，通过循环风道(105)与所述试验舱(101)连接，被配置为通过调节所述循环风道(105)内的气体温度改变所述试验舱(101)内的环境温度，以对所述航空发动机附件进行环境温度试验；

燃油温度调节子系统(200)，被配置为向所述试验舱(101)内的航空发动机附件提供燃油并调节燃油温度，以对所述航空发动机附件进行燃油温度试验；和

阻燃气体供应部件(1061)，被配置为可选择地向所述试验舱(101)和所述循环风道(105)中至少一个的内部提供阻燃气体。

2.根据权利要求1所述的航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，所述环境温度调节子系统(100)包括：第一加热装置(102)、第二加热装置(103)和制冷装置(104)，所述第一加热装置(102)被配置为对具有燃油的所述航空发动机附件进行防爆加热，所述试验舱(101)、第一加热装置(102)、第二加热装置(103)和制冷装置(104)均与所述循环风道(105)可选择地接通或断开。

3.根据权利要求2所述的航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，所述第一加热装置(102)包括：

第一导热油供应部件，被配置为提供加热后的导热油；和

第一导热油换热部件(1023)，被配置为对导热油和所述循环风道(105)内的阻燃气体进行换热，以加热循环风道(105)内的阻燃气体，从而升高所述试验舱(101)内的环境温度。

4.根据权利要求2所述的航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，所述第二加热装置(103)包括：

电加热部件(1031)，被配置为以电加热的方式对所述循环风道(105)内的气体进行加热。

5.根据权利要求2所述的航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，所述制冷装置(104)包括：

第一压缩机(1041)和第二压缩机(1042)，串联设置；

第一控制阀(104a)，与所述第二压缩机(1042)并联；和

第一低温换热部件(1043)，设在所述第二压缩机(1042)排气口与所述第一控制阀(104a)连接点的下游，以对循环风道(105)内的气体制冷，从而降低所述试验舱(101)内的环境温度。

6.根据权利要求2所述的航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，还包括：

第一温度传感器(101a)，设在所述试验舱(101)内，被配置为检测所述试验舱(101)内的气体温度；和/或

所述环境温度调节子系统(100)还包括：

第二温度传感器(102b)，被配置为检测所述第一加热装置(102)加热达到的温度；

第三温度传感器(103b)，被配置为检测所述第二加热装置(103)加热达到的温度；和/或

第四温度传感器(104b)，被配置为检测所述制冷装置(104)制冷达到的温度。

7.根据权利要求1所述的航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，所述燃油温度调节子系统(200)包括：

燃油供应部件，被配置为向所述航空发动机附件提供燃油；

第二导热油供应部件，被配置为提供加热后的导热油；

第二导热油换热部件(1073)，设在所述第二导热油供应部件下游，被配置为通过导热油对供应至航空发动机附件中的燃油进行换热；和

加热旁通阀(107b)，与所述第二导热油换热部件(1073)并联，且所述加热旁通阀(107b)可通断地设置。

8.根据权利要求1或7所述的航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，所述燃油温度调节子系统(200)还包括：

第三压缩机(1101)和第四压缩机(1102)，串联设置；

第二控制阀(110a)，与所述第四压缩机(1102)并联；

第二低温换热部件(1103)，设在所述第三压缩机(1101)排气口与所述第二控制阀(110a)连接点的下游，以通过制冷剂对供应至所述航空发动机附件中的燃油制冷换热；和

制冷旁通阀(110b)，与所述第二低温换热部件(1103)并联，且所述制冷旁通阀(110b)可通断地设置。

9.根据权利要求1所述的航空发动机附件温度试验系统，其特征在于，还包括：第五温度传感器(101b)，设在所述航空发动机附件上，被配置为检测所述航空发动机附件中燃油的温度；和/或

所述燃油温度调节子系统(200)还包括：燃油流量传感器(108b)，被配置为检测提供的燃油流量。

10.一种基于权利要求1～9任一所述航空发动机附件温度试验系统的温度试验方法，其特征在于，包括：

选定所述航空发动机附件的温度试验模式；

根据所述温度试验模式，可选择地开启所述环境温度调节子系统(100)和所述燃油温度调节子系统(200)中的至少一个；

根据所述温度试验模式和所述航空发动机附件的种类，使所述阻燃气体供应部件(1061)可选择地向所述试验舱(101)和所述循环风道(105)中至少一个的内部提供阻燃气体；

在所述试验舱(101)内的环境温度、所述航空发动机附件内的燃油温度和/或所述试验舱(101)内的气体状态满足试验条件时，开始进行温度试验。

11.根据权利要求10所述的航空发动机附件温度试验方法，其特征在于，根据所述温度试验模式和所述航空发动机附件的种类，使所述阻燃气体供应部件(1061)可选择地向所述试验舱(101)和所述循环风道(105)中至少一个的内部提供阻燃气体的步骤包括：

在对具有燃油的航空发动机附件进行高温试验之前，使所述试验舱(101)与所述循环风道(105)关闭，通过阻燃气体供应部件(1061)向所述试验舱(101)内注入阻燃气体；

使所述试验舱(101)与所述循环风道(105)接通，通过阻燃气体供应部件(1061)继续向所述循环风道(105)内注入阻燃气体，直至所述循环风道(105)内的氧气浓度处于安全水平。

12.根据权利要求10所述的航空发动机附件温度试验方法，其特征在于，所述温度试验模式包括环境高温试验，在所述航空发动机附件内有燃油时，开启所述环境温度调节子系统(100)的步骤包括：

关闭第二加热装置(103)和制冷装置(104)，开启第一加热装置(102)，并使所述第一加热装置(102)与所述循环风道(105)关闭，其中，所述第一加热装置(102)包括第一导热油供应部件和第一导热油换热部件(1023)；

根据试验条件设定的环境温度加热导热油；

使所述第一导热油供应部件将加热后的导热油提供至所述第一导热油换热部件(1023)，在所述第一导热油换热部件(1023)处的温度满足试验条件时，使所述第一加热装置(102)与所述循环风道(105)接通，使系统循环送风。

13.根据权利要求10所述的航空发动机附件温度试验方法，其特征在于，所述温度试验模式包括燃油高温试验，开启所述燃油温度调节子系统(200)包括：

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二导热油换热部件(1073)并联的加热旁通阀(107b)，所述第二导热油换热部件(1073)位于所述第二导热油供应部件下游，接通与第二低温换热部件(1103)并联的制冷旁通阀(110b)；

打开燃油供应部件向所述航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

打开所述第二导热油供应部件将高温导热油提供至所述第二导热油换热部件(1073)，直至所述航空发动机附件内的燃油温度满足试验条件。

14.根据权利要求10所述的航空发动机附件温度试验方法，其特征在于，所述温度试验模式包括环境低温试验，开启所述环境温度调节子系统(100)的步骤包括：

关闭第一加热装置(102)和第二加热装置(103)，开启制冷装置(104)，使所述制冷装置(104)与所述循环风道(105)关闭；

根据试验条件设定的环境温度，通过第一控制阀(104a)切换单压缩机制冷或双压缩机制冷模式；

使制冷后的气体提供至第一低温换热部件(1043)，在所述第一低温换热部件(1043)处的温度满足试验条件时，使所述制冷装置(104)与所述循环风道(105)接通，使系统循环送风。

15.根据权利要求10所述的航空发动机附件温度试验方法，其特征在于，所述温度试验模式包括燃油低温试验，开启所述燃油温度调节子系统(200)的步骤包括：

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二低温换热部件(1103)并联的制冷旁通阀(110b)，打开与第二导热油换热部件(1073)并联的加热旁通阀(107b)，所述第二导热油换热部件(1073)位于所述第二导热油供应部件下游；

打开燃油供应部件向所述航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

根据试验条件设定的燃油温度，通过第二控制阀(110a)切换单压缩机制冷或双压缩机制冷模式；

使制冷后的气体提供至第二低温换热部件(1103)，调节制冷剂流量，直至所述航空发动机附件中燃油的温度满足试验条件。

16.根据权利要求10所述的航空发动机附件温度试验方法，其特征在于，所述温度试验模式包括燃油常温试验，开启所述燃油温度调节子系统(200)的步骤包括：

关闭第二导热油供应部件，打开与第二低温换热部件(1103)并联的制冷旁通阀(110b)，打开与第二导热油换热部件(1073)并联的加热旁通阀(107b)，所述第二导热油换热部件(1073)位于所述第二导热油供应部件下游；

打开燃油供应部件向所述航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量。

17.根据权利要求10所述的航空发动机附件温度试验方法，其特征在于，所述温度试验模式包括环境常温试验和燃油高温试验，开启所述环境温度调节子系统(100)和所述燃油温度调节子系统(200)的步骤包括：

关闭第一加热装置(102)、第二加热装置(103)和制冷装置(104)，其中，所述第一加热装置(102)包括第一导热油供应部件和第一导热油换热部件(1023)；

使所述试验舱(101)与所述循环风道(105)关闭，通过阻燃气体供应部件(1061)向所述试验舱(101)内注入阻燃气体；

关闭第二导热油供应部件，关闭与第二导热油换热部件(1073)并联的加热旁通阀(107b)，所述第二导热油换热部件(1073)位于所述第二导热油供应部件下游，接通与第二低温换热部件(1103)并联的制冷旁通阀(110b)；

打开燃油供应部件向所述航空发动机附件提供燃油，直至达到试验所需的燃油流量；

打开所述第二导热油供应部件将高温导热油提供至所述第二导热油换热部件(1073)，直至所述航空发动机附件内的燃油温度满足试验条件。

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