CN205327441U - 一种模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型所提供的一种模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置，包括：低温供气系统，用于营造模拟高空的低温环境；真空排气系统，用于抽出耐压燃油箱内空气营造模拟高空的低压环境；燃油系统，包括依次设置的耐压燃油箱、燃油泵和发动机；所述低温供气系统通过板式换热器实现对于所述耐压燃油箱中燃油的降温；所述真空排气系统连接于所述耐压燃油箱。由上，通过调节燃油系统工作的压力和温度，模拟出高空的低温、低压环境，记录燃油系统的工作参数，从而对其进行分析测试。

Description

一种模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置

技术领域

本实用新型涉及燃油系统测试技术领域，特别涉及一种模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置。

背景技术

伴随航空技术的快速应用与发展，越来越多的军民领域应用了航空手段以提高效率、节约成本，例如搜救、转播、侦查、医疗救援等等。随着飞行高度升高，环境温度和压力逐渐降低，为保持飞行器飞行安全和性能，需在前期对于飞行器的元器件进行模拟测试。现有测试大多基于经验测算或者环境仓模拟，通过经验公式可以初步计算出元器件的工作情况，但其精度还是存在误差；而环境仓模拟也存在成本高、系统复杂的弊端。特别是针对飞行器燃油系统的测试，由于燃油系统属于飞行器的核心器件，若测试存在误差则导致飞行器飞行存有隐患。

实用新型内容

有鉴于此，本实用新型的主要目的在于，提供一种模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置，包括：

低温供气系统，用于营造模拟高空的低温环境；

真空排气系统，用于将空气抽出营造模拟高空的低压环境；

燃油系统，包括依次设置的耐压燃油箱、燃油泵和发动机；

其特征在于：

所述低温供气系统与所述耐压燃油箱通过板式换热器对该耐压燃油箱内的燃油进行降温；

所述真空排气系统通过管路连接于所述耐压燃油箱。

由上，通过调节燃油系统工作的压力和温度，模拟出高空的低温、低压环境，记录燃油系统的工作参数，从而对其进行分析测试。

可选的，所述低温供气系统中包括通过输气管路依次连接的储气罐、第一调节阀、膨胀涡轮机组和电加热器。

可选的，所述低温供气系统中还包括调功器，与所述电加热器电连接。

可选的，所述低温供气系统、真空排气系统和燃油系统所采用的管路为合金材质管路或硬铝材质管路。

可选的，所述低温供气系统、真空排气系统和燃油系统的外层还设有保温层。

可选的，所述燃油系统还包括与所述耐压燃油箱连接的真空活门和安全阀，以及连接于所述耐压燃油箱与所述发动机之间的油滤。

附图说明

图1为本装置的原理示意图。

具体实施方式

为克服现有技术存在的缺陷，本实用新型提供了一种模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置，通过调节燃油系统工作的压力和温度，模拟出低温、低压(例如高原或高空)环境，记录燃油系统的工作参数，从而对其进行分析测试。

如图1所示为所述模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置的原理示意图，包括与燃油系统的连接的低温供气系统，以及与燃油系统的耐压燃油箱连接的真空排气系统。

所述低温供气系统包括通过输气管路依次连接的储气罐11、第一调节阀12、膨胀涡轮机组13、电加热器15和板式换热器17。

储气罐11中存储有压缩空气，空气通过储气罐流出，经过低温调节并通过板式换热器17与燃油进行液-气热转换，降低燃油的温度，以模拟燃油系统低温的工作环境。

具体的，第一调节阀12与所述储气罐11的出口端连接，用于调节储气罐11的出气量以及出气压力。

膨胀涡轮机组13，用于降低储气罐11所流出空气的温度，经过膨胀涡轮机组13所降温的气体温度约为-70℃。

电加热器15，通过输气管路与所述膨胀涡轮机组13连接，用于对膨胀涡轮机组13所降温的气体进行加热处理。由于本系统支持燃油系统在-65℃～+50℃之间不同情况的测试，因此，需电加热器15实现对于气体温度的加热。

较佳的，还包括调功器14，与所述电加热器15电连接，用于调节电加热器15的功率，从而实现电加热器15对于气体加热不同温度的精确控制。

板式换热器17的a端通过输气管路与所述电加热器15连接，冷却气体通过与板式换热器17的b端连接的排气管排出；c端、d端与所述燃油系统中耐压燃油箱31中油路连接，所述油路中设有第一燃油泵35，通过第一燃油泵35使油路按图中箭头方向运动，从而实现将由经过膨胀涡轮机组13和电加热器15进行温度调整至合适温度的空气与耐压燃油箱31中燃油进行热交换，使燃油降低至所需要模拟高度的环境温度。

真空排气系统与燃油系统中耐压燃油箱31连接，用于将空气抽出以营造模拟高空的低压环境。所述真空排气系统内依次设有压力传感器21、真空机组22和第二调节阀23。

所述真空机组22通过对耐压燃油箱31抽真空以降低耐压燃油箱31内的空气压力。本实施例中，所述真空机组22采用水环真空泵机组为主的调压系统。所述第二调节阀23用于调节真空机组22的真空度。

在所述耐压燃油箱31设置的压力传感器21用于检测耐压燃油箱31内的空气压力值。

燃油系统包括前述的耐压燃油箱31，还包括依次与其连接的温度传感器32、第二燃油泵33和发动机34。

发动机34连接进气管路、排气管路，同时进行高空环境模拟条件下的测试，模拟机载燃油箱在飞行器飞行时燃油系统的性能。图1中仅出示了耐压燃油箱31、第二燃油泵33和发动机34，实际测试过程中，还包括对于油箱组件的测试，例如发动机供油压力、燃油泵后压力测试，以及真空活门或安全阀等组件在存在内外压差下的工作测试。

本装置还可针对可能出现的故障情况做预案，例如某些燃油中的含水量较大，在低温和低压环境下可能出现由于过冷水析出而结晶，冰晶撞在油滤上发生堵塞，从而导致油泵无法正常工作，发动机抽不上油。通过本系统及方法，可获悉在何种环境下出现上述情况，并且提前做出应对预案。再例如，不同燃油在何种温度发生水析出；或者在不同温度、压力环境下，燃油在多长时间会发生堵塞油滤，由此确定出针对不同燃油的处理办法。

综上，本装置可直接作用于燃油系统(耐压燃油箱31)，而非现有技术中的环境仓模拟或者经验公式，大大提高了测试的准确度，同时降低测试的复杂度。

在本实施例中，所述低温供气系统、真空排气系统和燃油系统所采用的管路均使用合金或硬铝材质作为外层，从而可以承受较大压差而不变形。另外，在上述管路外层还设有保温层，以保证管路内与管路外的隔热。

本实用新型的工作原理如下所述，包括步骤：

控制低温供气系统通过板式换热器对耐压燃油箱内的燃油进行降温，营造模拟该燃油箱的高空低温环境；

控制真空排气系统从所述耐压燃油箱抽出空气营造模拟该燃油箱的高空低压环境；

控制包括耐压燃油箱、燃油泵和发动机的燃油系统的工作；

记录于不同低温、低压环境下燃油系统的不同工作参数。

例如某些燃油中的含水量较大，在低温和低压环境下可能出现由于过冷水析出而结晶，冰晶撞在油滤上发生堵塞，从而导致油泵无法正常工作，发动机抽不上油。通过本系统及方法，可获悉在何种环境下出现上述情况，并且提前做出应对预案。再例如，不同燃油在何种温度发生水析出；或者在不同温度、压力环境下，燃油在多长时间会发生堵塞油滤，由此确定出针对不同燃油的处理办法。

上述以板式换热器17为例进行说明，也可以是其他类型的热交换器，如管式换热器等。

上述板式换热器17的一热交换通路是串联于耐压燃油箱31中的油路上。另外，也可以是在耐压燃油箱31内设置换热器，该换热器与板式换热器通过管路17连通，其内是传热介质，如通过热管连通。

上述板式换热器17或其他类型热交换器，连接于燃油系统中，需要仔细测试其在所述燃油系统工作环境下得流阻数值，如果影响燃油系统正常工作条件，需要增加辅助燃油泵以克服因为增加换热器带来的燃油压力降低的负面影响。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型。总之，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置，包括：

低温供气系统，用于营造模拟高空的低温环境；

真空排气系统，用于将空气抽出营造模拟高空的低压环境；

燃油系统，包括依次设置的耐压燃油箱(31)、燃油泵(33)和发动机(34)；

其特征在于：

所述低温供气系统与所述耐压燃油箱(31)通过换热器(17)对该耐压燃油箱(31)内的燃油进行降温；

所述真空排气系统通过管路连接于所述耐压燃油箱(31)。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述低温供气系统中包括通过管路依次连接的储气罐(11)、第一调节阀(12)、膨胀涡轮机组(13)、电加热器(15)。

3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述低温供气系统中还包括调功器(14)，与所述电加热器(15)电连接。

4.根据权利要求1、2或3所述的装置，其特征在于，所述换热器(17)为板式换热器(17)；

所述板式换热器(17)的第一热交换通路连通于低温供气系统的电加热器(15)后的输气管路；第二热交换通路串联于连通耐压燃油箱(31)的一油路回路。

5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述低温供气系统、真空排气系统和燃油系统所采用的管路为合金材质管路或硬铝材质管路。

6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述低温供气系统、真空排气系统和燃油系统的外层还设有保温层。

7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述燃油系统还包括与所述耐压燃油箱(31)连接的真空活门和安全阀，以及连接于所述耐压燃油箱(31)与所述发动机(34)之间的油滤。