CN207750220U - 航空起动机燃油泵试验器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空起动机燃油泵试验器，包括用于提供试验用燃油的燃油油站、用于进行燃油泵低温试验以满足航空启动应用要求的试验平台以及用于进行燃油油站和试验平台运行和控制的电气系统，试验平台包括用于提供低温流体介质的低温流体储箱以及用于从燃油油站接入燃油和从低温流体储箱中接入低温流体介质并实现低温流体介质与燃油之间热交换以进行起动机低温起动试验的低温试验仓；低温试验仓内的燃油管道和/或低温试验仓内的低温流体通道采用螺旋形管道。能够满足真实模拟低温环境的效果，达到航空起动机低温试验的目的以及提高试验的精确性。

Description

航空起动机燃油泵试验器

技术领域

本实用新型涉及航空起动机试验技术领域，特别地，涉及一种航空起动机燃油泵低温试验器。

背景技术

航空发动机起动机低温试验中，需要对起动机运行时的工况环境进行模拟，通常需要进行润滑模拟和温度模拟。

现有的试验设备，设备体积庞大且油箱小，用于低温试验(-40℃～-45℃)的液氮制冷装置结构繁杂，热交换效率过低，降温过程极为缓慢；油路控制及压力调节均用手阀操作，由于年代久远，内部结构磨损紧滞，调节困难，人工劳动强度大；流量测量为量杯测量，人为误差较大；流量测量采用人为获取，人为操作误差大。

实用新型内容

本实用新型提供了一种航空起动机燃油泵试验器，以解决现有试验设备结构复杂、体积大；温度模拟热交换效率低的技术问题。

本实用新型提供一种航空起动机燃油泵试验器，包括用于提供试验用燃油的燃油油站、用于进行燃油泵低温试验以满足航空启动应用要求的试验平台以及用于进行燃油油站和试验平台运行和控制的电气系统，试验平台包括用于提供低温流体介质的低温流体储箱以及用于从燃油油站接入燃油和从低温流体储箱中接入低温流体介质并实现低温流体介质与燃油之间热交换以进行起动机低温起动试验的低温试验仓；低温试验仓内的燃油管道和/或低温试验仓内的低温流体通道采用螺旋形管道。

进一步地，低温试验仓内的燃油管道与低温试验仓内的低温流体通道交错叠合布设；或者低温试验仓内的燃油管道与低温试验仓内的低温流体通道呈螺旋叠合布设。

进一步地，燃油管道内的燃油流动方向与低温流体通道内低温流体流通方向同向，或者燃油管道内的燃油流动方向与低温流体通道内低温流体流通方向相反。

进一步地，低温流体储箱内的低温流体介质采用液氮。

进一步地，燃油油站包括燃油箱和燃油泵，燃油泵接有用于调节泵送压力的泵调节器，试验平台包括高速电机，高速电机的主轴通过联轴器连接并控制泵调节器。

进一步地，高速电机装配在电机支架上，低温试验仓连同装配在低温试验仓上的泵调节器一起装配在低温箱支架上；低温流体储箱通过储箱支架装配于低温试验仓上。

进一步地，低温试验仓上设有连通至低温流体储箱输出端的低温流体进口接口以及用于输出热交互后的低温流体介质的低温流体出口接口，低温流体进口接口和低温流体出口接口在低温试验仓内通过低温流体通道连通；低温试验仓上设有连通至燃油油站的燃油泵输出端的泵进口接口以及多个用于热交互后的燃油回油收集的回油接头，泵进口接口和回油接头在低温试验仓内通过燃油管道连通构成多个油路；低温试验仓上还设有还用于装配温度传感器的温度传感器接口。

进一步地，电气系统包括用于油路控制的电磁阀以及用于泵送压力控制的电动阀。

进一步地，电气系统采用PLC与触摸屏相结合的测量控制系统。

进一步地，航空起动机燃油泵试验器还包括用于流量测量的涡轮流量计。

本实用新型具有以下有益效果：

本实用新型航空起动机燃油泵试验器，采用用于润滑模拟的燃油油站、用于起动机低温试验的试验平台和用于自动化控制的电气系统三大主要结构组件构成，结构简单，相对占用空间小，且减少了人工参与，减少了劳动强度，能够避免产生人为误差。通过在试验平台上设置用于形成低温试验环境的低温试验仓，通过将燃油管道与低温流体通道布设于低温试验仓内，并将燃油管道和/或低温流体通道设计成螺旋形管道，以增加彼此间相互接触面积，增加彼此间的热交换效率，使得燃油能够迅速降温，从而满足真实模拟低温环境的效果，达到航空起动机低温试验的目的以及提高试验的精确性。并且采用单纯的低温试验仓作为试验载体，使得低温试验仓的结构能够增大，从而简化制冷装置；能够有效缩短降温时间以及缩短试验时间，降低劳动强度。油路控制采用电气系统自动化控制，相应时间短，控制精准，避免人为操作产生的误操作。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本实用新型还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本实用新型作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1是本实用新型优选实施例的试验平台的结构示意图；

图2是本实用新型优选实施例的燃油油站系统原理图；

图3是本实用新型优选实施例的低温试验仓内腔螺旋形管道的结构示意图；

图4是本实用新型优选实施例的低温试验仓上的接头接口的结构示意图。

图例说明：

1、低温流体储箱；2、低温试验仓；201、低温流体进口接口；202、低温流体出口接口；203、泵进口接口；204、回油接头；205、温度传感器接口；3、螺旋形管道；6、泵调节器；7、高速电机；8、联轴器；9、电机支架；10、低温箱支架；11、储箱支架。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明，但是本实用新型可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。

图1是本实用新型优选实施例的试验平台的结构示意图；图2是本实用新型优选实施例的燃油油站系统原理图；图3是本实用新型优选实施例的低温试验仓内腔螺旋形管道的结构示意图；图4是本实用新型优选实施例的低温试验仓上的接头接口的结构示意图。

如图1、图2和图3所示，本实施例的航空起动机燃油泵试验器，包括用于提供试验用燃油的燃油油站、用于进行燃油泵低温试验以满足航空启动应用要求的试验平台以及用于进行燃油油站和试验平台运行和控制的电气系统，试验平台包括用于提供低温流体介质的低温流体储箱1以及用于从燃油油站接入燃油和从低温流体储箱1中接入低温流体介质并实现低温流体介质与燃油之间热交换以进行起动机低温起动试验的低温试验仓2；低温试验仓2内的燃油管道和/或低温试验仓2内的低温流体通道采用螺旋形管道3。本实用新型航空起动机燃油泵试验器，采用用于润滑模拟的燃油油站、用于起动机低温试验的试验平台和用于自动化控制的电气系统三大主要结构组件构成，结构简单，相对占用空间小，且减少了人工参与，减少了劳动强度，能够避免产生人为误差。通过在试验平台上设置用于形成低温试验环境的低温试验仓2，通过将燃油管道与低温流体通道布设于低温试验仓2内，并将燃油管道和/或低温流体通道设计成螺旋形管道3，以增加彼此间相互接触面积，增加彼此间的热交换效率，使得燃油能够迅速降温，从而满足真实模拟低温环境的效果，达到航空起动机低温试验的目的以及提高试验的精确性。并且采用单纯的低温试验仓2作为试验载体，使得低温试验仓2的结构能够增大，从而简化制冷装置；能够有效缩短降温时间以及缩短试验时间，降低劳动强度。油路控制采用电气系统自动化控制，相应时间短，控制精准，避免人为操作产生的误操作。

如图1和图3所示，本实施例中，低温试验仓2内的燃油管道与低温试验仓2内的低温流体通道交错叠合布设。可选地，低温试验仓2内的燃油管道与低温试验仓2内的低温流体通道呈螺旋叠合布设。能够增加彼此间的接触面积，从而提高热交换效率。

如图1和图3所示，本实施例中，燃油管道内的燃油流动方向与低温流体通道内低温流体流通方向同向。可选地，燃油管道内的燃油流动方向与低温流体通道内低温流体流通方向相反。可以根据需要选择不同的流通方向，以提高热交换效率。

如图1所示，本实施例中，低温流体储箱1内的低温流体介质采用液氮。

如图1和图2所示，本实施例中，燃油油站包括燃油箱和燃油泵，燃油泵接有用于调节泵送压力的泵调节器6。试验平台包括高速电机7。高速电机7的主轴通过联轴器8连接并控制泵调节器6。

如图1所示，本实施例中，高速电机7装配在电机支架9上。低温试验仓2连同装配在低温试验仓2上的泵调节器6一起装配在低温箱支架10上。低温流体储箱1通过储箱支架11装配于低温试验仓2上。

如图3和图4所示，本实施例中，低温试验仓2上设有连通至低温流体储箱1输出端的低温流体进口接口201以及用于输出热交互后的低温流体介质的低温流体出口接口202。低温流体进口接口201和低温流体出口接口202在低温试验仓2内通过低温流体通道连通。低温试验仓2上设有连通至燃油油站的燃油泵输出端的泵进口接口203以及多个用于热交互后的燃油回油收集的回油接头204。泵进口接口203和回油接头204在低温试验仓2内通过燃油管道连通构成多个油路。低温试验仓2上还设有还用于装配温度传感器的温度传感器接口205。

如图2所示，本实施例中，电气系统包括用于油路控制的电磁阀以及用于泵送压力控制的电动阀。其中，BV：电磁阀；NV：电动调节阀；SV：手动调节阀；RV：溢流阀。

本实施例中，电气系统采用PLC与触摸屏相结合的测量控制系统。

本实施例中，航空起动机燃油泵试验器还包括用于流量测量的涡轮流量计。

实施时，提供一种航空起动机燃油泵试验器，包括：试验平台、燃油油站及电气系统等各系统。

试验平台，如图1所示，包括：低温流体储箱1、低温试验仓2、高速电机7、联轴器8；低温试验仓2上具有低温流体进口接口201、低温流体出口接口202。

油站系统原理图，其中，BV：电磁阀；NV：电动调节阀；SV：手动调节阀；RV：溢流阀。如图2所示。

保温燃油箱及液氮管路结构图，如图3和图4所示。

电气系统

电气控制系统用于向用电设备提供电源，完成试验器的运行操作、试验状态参数调节、报警保护、试验过程数据保存等试验全过程的控制。硬件由由断路器、接触器、继电器、触摸屏、变频器、西门子S7-200PLC、模拟量输入模块、涡轮流量计、压力变送器、温度传感器等构成。

各个油路控制均采用电磁阀控制。操作人员根据试验要求，通过触摸屏给出指令到PLC运行相应程序，控制电磁阀动作；通过电位器调节电动阀的输入电流信号，进而控制电动阀开度，直至调节到指定的压力。

流量测量采用涡轮流量计，并整个试验器采用触摸屏与西门子PLC相结合的测量控制系统，所有测量参数及控制操作均在触摸屏中显示及实现。

本实用新型航空起动机燃油泵试验器的试验流程：

1、打开试验平台总电源开关，检查控制台上触摸屏显示的燃油箱燃油温度，若低于15℃，起动电加热器。电加热器会将燃油箱燃油温度自动控制在15℃～30℃范围。

2、待燃油箱燃油温度达到15℃以上后，打开阀门BV(1)、VB(2)、NV(3)、SV(1)，起动设备燃油泵，调节NV(3)，使压力表G4上的压力为0.137MPa。打开SV(2)、BV(4)、NV(1)、NV(2)、BV(8)，起动试验对象(燃油泵和泵调节器)，使试验对象转速达到2000r/min，压力表G1上的压力保持在0.137MPa。

3、调整NV(1)、使燃油泵转速、压力表G2上的压力符合表1要求进行试验。

表1

本实用新型航空起动机燃油泵试验器的有益效果：

1、原先降温过程将近8小时，在增大了燃油箱体积及简化制冷装置后，缩短为4小时，极大的减少了试验时间，降低了劳动强度。解决了低温试验(-40℃～-45℃)时降温过程极为缓慢问题，通过采用500L大容积保温燃油箱，内部安装导热率好的螺旋液氮管路，尽量简化了制冷装置结果，极大的增大了降温管路与油的接触面积，提高热交换效率，缩短了降温时间。

2、油路控制采用电磁阀及电动调节阀，响应时间短，控制精准，避免了人为操作中阀门未关死等误操作。解决了油路控制与压力调节中控制及调节困难问题，油路控制均采用电磁阀控制，压力采用电动阀调节，能实现远程控制，极大的降低了人工劳动强度。

3、测量和控制采用PLC及其扩展模块和触摸屏，自动化很大提高。

4、解决了试验器测量及显示精度不高问题，本试验器中流量测量采用涡轮流量计，并整个试验器采用触摸屏与西门子PLC相结合的测量控制系统，所有测量参数及控制操作均在触摸屏中显示及实现。

5、为满足低温试验(-40℃～-45℃)要求，降低试验过程中能源的消耗，试验工作仓夹层设计，内部填充环保型保温棉。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。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 (10)

1.一种航空起动机燃油泵试验器，包括用于提供试验用燃油的燃油油站、用于进行燃油泵低温试验以满足航空启动应用要求的试验平台以及用于进行燃油油站和试验平台运行和控制的电气系统，

其特征在于，

试验平台包括用于提供低温流体介质的低温流体储箱(1)以及用于从燃油油站接入燃油和从所述低温流体储箱(1)中接入低温流体介质并实现低温流体介质与燃油之间热交换以进行起动机低温起动试验的低温试验仓(2)；

所述低温试验仓(2)内的燃油管道和/或所述低温试验仓(2)内的低温流体通道采用螺旋形管道(3)。

2.根据权利要求1所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

所述低温试验仓(2)内的燃油管道与所述低温试验仓(2)内的低温流体通道交错叠合布设；或者

所述低温试验仓(2)内的燃油管道与所述低温试验仓(2)内的低温流体通道呈螺旋叠合布设。

3.根据权利要求2所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

燃油管道内的燃油流动方向与低温流体通道内低温流体流通方向同向，或者

燃油管道内的燃油流动方向与低温流体通道内低温流体流通方向相反。

4.根据权利要求1所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

所述低温流体储箱(1)内的低温流体介质采用液氮。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

所述燃油油站包括燃油箱和燃油泵，

所述燃油泵接有用于调节泵送压力的泵调节器(6)，

所述试验平台包括高速电机(7)，

所述高速电机(7)的主轴通过联轴器(8)连接并控制所述泵调节器(6)。

6.根据权利要求5所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

所述高速电机(7)装配在电机支架(9)上，

所述低温试验仓(2)连同装配在所述低温试验仓(2)上的所述泵调节器(6)一起装配在低温箱支架(10)上；

所述低温流体储箱(1)通过储箱支架(11)装配于所述低温试验仓(2)上。

7.根据权利要求1至4中任一项所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

所述低温试验仓(2)上设有连通至所述低温流体储箱(1)输出端的低温流体进口接口(201)以及用于输出热交互后的低温流体介质的低温流体出口接口(202)，

所述低温流体进口接口(201)和所述低温流体出口接口(202)在所述低温试验仓(2)内通过低温流体通道连通；

所述低温试验仓(2)上设有连通至燃油油站的燃油泵输出端的泵进口接口(203)以及多个用于热交互后的燃油回油收集的回油接头(204)，

所述泵进口接口(203)和所述回油接头(204)在所述低温试验仓(2)内通过燃油管道连通构成多个油路；

所述低温试验仓(2)上还设有还用于装配温度传感器的温度传感器接口(205)。

8.根据权利要求1至4中任一项所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

所述电气系统包括用于油路控制的电磁阀以及用于泵送压力控制的电动阀。

9.根据权利要求1至4中任一项所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

所述电气系统采用PLC与触摸屏相结合的测量控制系统。

10.根据权利要求1至4中任一项所述的航空起动机燃油泵试验器，其特征在于，

航空起动机燃油泵试验器还包括用于流量测量的涡轮流量计。