CN212059365U - 一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统 - Google Patents
一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN212059365U CN212059365U CN202020727947.3U CN202020727947U CN212059365U CN 212059365 U CN212059365 U CN 212059365U CN 202020727947 U CN202020727947 U CN 202020727947U CN 212059365 U CN212059365 U CN 212059365U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- fuel
- oil
- pump
- recited
- valve
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统，属于燃烧试验台技术领域，包含燃油泵和供油管道，燃油泵与油库连接，所述燃油泵与变频调节系统控制连接，所述燃油泵前端设置手动阀，后端的供油管道上依次设置换向阀、单向阀并连接至试验件，所述换向阀连接回油管路通至油库，所述变频调节系统与控制系统电连接。本新型燃油系统通过变频电机改变油泵速度来改变燃油流量，结构简单，满足试验台技术指标中的相关要求，当需要紧急停车时，可在0.2s的时间内切断燃油。
Description
技术领域
本新型属于燃烧室试验台技术领域，更具体地，涉及一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统。
背景技术
燃烧室是航空燃气涡轮发动机的三大核心部件之一，与燃烧相关的燃烧调整、低污染燃烧、燃烧室冷却等技术直接关系到航空燃气涡轮发动机的安全性和经济性。结合我国航空燃气涡轮发动机发电行业的现状，开展上述航空燃气涡轮发动机相关技术的研究，有利于促进航空燃气涡轮发动机燃烧技术的可持续发展、进一步提升我国航空燃气涡轮发动机发电技术领域的专业地位。
为开发先进的航空燃气涡轮发动机燃烧调整技术并逐步发展高效率的航空燃气涡轮发动机燃烧技术，首先要建立航空燃气涡轮发动机燃烧实验平台，燃烧室试验台少不了其燃油系统的设计，燃油系统为燃烧室试验件试验提供燃料，应满足试验台技术指标中的相关要求，并当需要紧急停车时，可在0.2s的时间内切断燃油，因此，需要为此设计出一套专用的航空发动机燃烧室试验台燃油系统。
实用新型内容
为了解决上述技术问题，本新型公开一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统，通过变频电机改变油泵速度来改变燃油流量，结构简单，满足试验台技术指标中的相关要求，当需要紧急停车时，可在0.2s的时间内切断燃油。
本新型采用以下具体技术方案：
一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统，包含燃油泵和供油管道，燃油泵与油库连接，所述燃油泵与变频调节系统控制连接，所述燃油泵前端设置手动阀，后端的供油管道上依次设置换向阀、单向阀并连接至试验件，所述换向阀连接回油管路通至油库，所述变频调节系统与控制系统电连接。
优选的，所述变频调节系统由变频器和变频电机组成，通过变频电机改变燃油泵速度来控制燃油流量。
优选的，所述燃油系统设置两级过滤装置。
优选的，所述两级过滤装置中的第一级安装在燃油泵的进口前段，过滤精度为20μm，第二级安装在燃油喷嘴的进口前段，过滤精度为5μm。
优选的，所述燃油泵并联安全阀，避免供油管路出现阻塞时压力过高而造成油管破裂或燃油泵破坏。
优选的，所述燃油泵采用ZB-3C航空变排量轴向柱塞泵。
优选的，所述换向阀采用球形电磁换向阀，两组并联设置。
优选的，所述换向阀后段设有防爆型质量流量计，测量精度优于0.5％。
优选的，所述供油管道的末端与试验件总管接口间采用金属软管连接。
优选的，所述燃油系统的供油管道采用不锈钢材质，供油管道内燃油流速不超过1.5m/s。
本新型燃油系统通过变频电机改变油泵速度来改变燃油流量，结构简单，回油管路无需冷却器，满足试验台技术指标中的相关要求，当需要紧急停车时，可在0.2s的时间内切断燃油。
附图说明
图1为燃油系统结构示意框图。
具体实施方式
下面结合具体实施例进一步说明本新型。除非特别说明，本新型实施例中采用的原料和方法为本领域常规市购的原料和常规使用的方法。
实施例1
如图1所示，航空发动机燃烧室试验台燃油系统，包含燃油泵和供油管道，燃油泵与油库连接，燃油泵与变频调节系统控制连接，燃油泵前端设置手动阀，后端的供油管道上依次设置换向阀、单向阀并连接至试验件，换向阀连接回油管路通至油库，变频调节系统与控制系统电连接。设计的供油压力≤7MPa，供油流量范围(2～150)g/s，可用控制系统的计算机自动控制或手动控制。
变频调节系统由变频器、变频电机、电磁离合器、流量可调的柱塞式燃油泵(ZB-3C)、换向阀、E+H流量计、过滤器、单向阀、安全阀、手动阀、管道等组成，通过变频电机改变燃油泵速度来控制燃油流量。换向阀采用M-3SE10U20/315G24球形电磁换向阀，关启时间小于0.03s，额定压力为31.5MPa，为两组并联。换向阀后段设有防爆型质量流量计，测量精度优于0.5％。
由于燃油系统只在点火前调节点火燃油流量时，燃油才通过回油管路循环，这时其压力、流量都较小，且正常工作的时间不会超过30秒，因此温升极低，而电磁换向阀安装在试验件，管路相对较长，完全可通过回油管路散热，当电磁换向阀失电换向后，油泵提供的燃油全部通过喷嘴进入燃烧室，无燃油循环，因此系统中未设计回油冷却器。
燃油系统设置两级过滤装置，两级过滤装置中的第一级安装在燃油泵的进口前段，过滤精度为20μm，第二级安装在燃油喷嘴的进口前段，过滤精度为5μm。
燃油泵并联安全阀，避免供油管路出现阻塞时压力过高而造成油管破裂或燃油泵破坏。燃油泵采用ZB-3C航空变排量轴向柱塞泵，其最大流量可达500g/s，最高压力11MPa，工作转速为(100～3000)rpm，每转排量可在1～15cm3/rev连续调节。
燃油系统的供油管道选Φ27×2，不锈钢材质，供油管道内燃油流速不超过1.5m/s，其末端与试验件总管接口间采用金属软管连接。
本新型燃油系统通过变频电机改变油泵速度来改变燃油流量，结构简单，回油管路无需冷却器，满足试验台技术指标中的相关要求，当需要紧急停车时，可在0.2s的时间内切断燃油。
以上所述仅为本新型的优选实施例而已，并不用于限制本新型，对于本领域的技术人员来说，本新型可以有各种更改和变化。凡在本新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本新型的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统，包含燃油泵和供油管道，燃油泵与油库连接，其特征在于，所述燃油泵与变频调节系统控制连接，所述燃油泵前端设置手动阀，后端的供油管道上依次设置换向阀、单向阀并连接至试验件，所述换向阀连接回油管路通至油库，所述变频调节系统与控制系统电连接。
2.根据权利要求1所述的燃油系统，其特征在于，所述变频调节系统由变频器和变频电机组成，通过变频电机改变燃油泵速度来控制燃油流量。
3.根据权利要求1所述的燃油系统，其特征在于，所述燃油系统设置两级过滤装置。
4.根据权利要求3所述的燃油系统，其特征在于，所述两级过滤装置中的第一级安装在燃油泵的进口前段，过滤精度为20μm，第二级安装在燃油喷嘴的进口前段，过滤精度为5μm。
5.根据权利要求1所述的燃油系统，其特征在于，所述燃油泵并联安全阀，避免供油管路出现阻塞时压力过高而造成油管破裂或燃油泵破坏。
6.根据权利要求1所述的燃油系统，其特征在于，所述燃油泵采用ZB-3C航空变排量轴向柱塞泵。
7.根据权利要求1所述的燃油系统，其特征在于，所述换向阀采用球形电磁换向阀，两组并联设置。
8.根据权利要求7所述的燃油系统，其特征在于，所述换向阀后段设有防爆型质量流量计，测量精度优于0.5％。
9.根据权利要求1所述的燃油系统，其特征在于，所述供油管道的末端与试验件总管接口间采用金属软管连接。
10.根据权利要求1-9任一所述的燃油系统，其特征在于，所述燃油系统的供油管道采用不锈钢材质，供油管道内燃油流速不超过1.5m/s。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202020727947.3U CN212059365U (zh) | 2020-05-06 | 2020-05-06 | 一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202020727947.3U CN212059365U (zh) | 2020-05-06 | 2020-05-06 | 一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN212059365U true CN212059365U (zh) | 2020-12-01 |
Family
ID=73526431
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202020727947.3U Active CN212059365U (zh) | 2020-05-06 | 2020-05-06 | 一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN212059365U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113653574A (zh) * | 2021-09-24 | 2021-11-16 | 襄阳宏航实业有限责任公司 | 一种固体火箭发动机燃烧的试验设备 |
| CN114323651A (zh) * | 2021-12-03 | 2022-04-12 | 上海齐耀动力技术有限公司 | 一种热气机试验控制装置及方法 |
-
2020
- 2020-05-06 CN CN202020727947.3U patent/CN212059365U/zh active Active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113653574A (zh) * | 2021-09-24 | 2021-11-16 | 襄阳宏航实业有限责任公司 | 一种固体火箭发动机燃烧的试验设备 |
| CN113653574B (zh) * | 2021-09-24 | 2024-03-12 | 襄阳宏航实业有限责任公司 | 一种固体火箭发动机燃烧的试验设备 |
| CN114323651A (zh) * | 2021-12-03 | 2022-04-12 | 上海齐耀动力技术有限公司 | 一种热气机试验控制装置及方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN212059365U (zh) | 一种航空发动机燃烧室试验台燃油系统 | |
| CN111237061B (zh) | 热管理系统 | |
| CN105221295B (zh) | 一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机 | |
| CN104675510A (zh) | 一种低气动惯性的快速响应高空两级涡轮增压器 | |
| US20140205472A1 (en) | Dual pump/dual bypass fuel pumping system | |
| CN102748123B (zh) | 航空活塞发动机涡轮增压器防喘振控制装置 | |
| CN104110309A (zh) | 一种航空发动机的间冷或间冷回热循环布局 | |
| US10526973B2 (en) | System for supplying a turbine engine with fluid having a low pressure pumping assembly comprising two pumps in parallel | |
| EP2762707B1 (en) | Method of controlling a cooling system | |
| CN110595760A (zh) | 适用于燃气轮机燃烧室燃油喷嘴总管测量的试验台系统 | |
| CN201851217U (zh) | 一种航改燃机液压起动及控制油系统 | |
| CN104763534A (zh) | 一种模块化组合式电动燃油供应与控制系统 | |
| CN102562362A (zh) | 一种高频电磁阀式脉冲爆震发动机供油装置 | |
| CN103671222A (zh) | 一种新型结构的电动压气机 | |
| CN114060143A (zh) | 基于旁通阀流通特性的变海拔增压压力稳定性控制方法 | |
| CN114427975A (zh) | 一种串联式组合动力模态转换验证方法 | |
| CN211258798U (zh) | 一种柴油发动机专用水冷中冷器恒温装置 | |
| CN109931162B (zh) | 一种防止起动流量与稳态流量干扰的方法 | |
| CN212615068U (zh) | 一种分布式推进涡扇发动机 | |
| CN204344511U (zh) | 一种新型透平压缩机组用润滑油系统 | |
| CN201065802Y (zh) | 燃油变频定量供油装置 | |
| CN203708161U (zh) | 一种高精度液压发电机的负载敏感控制系统 | |
| CN202140213U (zh) | 带增压级的航空发动机燃油柱塞泵 | |
| CN104101239A (zh) | 一种超临界微小尺度紧凑快速换热器 | |
| CN116291895B (zh) | 一种可满足高空使用的导弹燃油系统及其设计方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |