專利名稱：蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)與方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)及方法，屬于飛機(jī)燃油系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛機(jī)燃油系統(tǒng)的主要功能是存儲(chǔ)可用燃油，保證飛機(jī)在一切飛行狀態(tài)和工作條件下可以連續(xù)可靠地向發(fā)動(dòng)機(jī)供油，飛機(jī)燃油系統(tǒng)的安全穩(wěn)定運(yùn)行直接影響飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的發(fā)揮和飛機(jī)的安全性。隨著現(xiàn)代飛機(jī)技術(shù)在不斷發(fā)展，飛機(jī)飛行高度的不斷增加、飛機(jī)噸位的不斷增大、飛機(jī)留空時(shí)間的延長(zhǎng)，對(duì)飛機(jī)燃油系統(tǒng)的油箱容量、耗油過(guò)程的重心控制、燃油泵的高空性能以及防火防雷擊防污染能力等的要求也不斷提高。飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)的氣壓轉(zhuǎn)輸技術(shù)是指飛機(jī)在高空飛行時(shí)，利用飛機(jī)客艙與機(jī)艙外界大氣存在的壓力差，將燃油從高壓區(qū)的前后貨艙油箱轉(zhuǎn)輸至低壓區(qū)的工作油箱，這種替代傳統(tǒng)的泵傳輸方式的燃油傳輸方法，不但可避免燃油泵在高空產(chǎn)生氣蝕或燃油的過(guò)量蒸發(fā)，節(jié)省飛機(jī)能耗并減輕重量，而且可以增加飛機(jī)載油量、提高飛機(jī)的載油系數(shù)，還可以通過(guò)各油箱的燃油按一定的順序和比例輸送到消耗油箱，以保證飛行過(guò)程中飛機(jī)重心的保持，獲得良好的飛機(jī)操縱安定性。尤其是對(duì)于軍用飛機(jī)，如何在艙內(nèi)有限的空間內(nèi)充分利用貨艙油箱，采用氣壓轉(zhuǎn)輸技術(shù)進(jìn)行工作油箱的燃油補(bǔ)給，對(duì)延長(zhǎng)戰(zhàn)機(jī)執(zhí)行任務(wù)的時(shí)間或作戰(zhàn)航程具有重要意義。本試驗(yàn)系統(tǒng)的目的是，通過(guò)搭建試驗(yàn)臺(tái)，研究飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸技術(shù)的可行性，并獲得轉(zhuǎn)輸過(guò)程中油箱壓力、流量等相關(guān)參數(shù)的定量關(guān)系，為飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油系統(tǒng)的設(shè)計(jì)優(yōu)化提供基礎(chǔ)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易操作、安全防爆、檢測(cè)方便的蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)及方法。一種蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)，其特征在于包括:高壓氮?dú)夤?、客艙壓力模擬箱、高壓油箱、低壓油箱、大氣壓力模擬箱、蓄壓艙、油氣分離器、真空泵。高壓油箱安裝于第一水平調(diào)節(jié)臺(tái)上、低壓油箱安裝于第二水平調(diào)節(jié)臺(tái)上。高壓氮?dú)夤尥ㄟ^(guò)第一空氣管道與客艙壓力模擬箱相連，客艙壓力模擬箱通過(guò)第二空氣管道與高壓油箱的引氣出口相連，高壓油箱的出口通過(guò)燃油轉(zhuǎn)輸管道與低壓油箱的入口相連，低壓油箱的出口通過(guò)燃油循環(huán)管道與高壓油箱的回油入口相連，低壓油箱的引氣出口通過(guò)第三空氣管道與大氣壓力模擬箱相連，大氣壓力模擬箱通過(guò)第四空氣管道與蓄壓艙相連，蓄壓艙通過(guò)第五空氣管道與客艙壓力模擬箱相連。油氣分離器安裝于蓄壓艙和真空泵的管路之間。第一空氣管道內(nèi)在高壓氮?dú)夤薜某隹诠芏伟惭b有第一壓力調(diào)節(jié)閥。第二空氣管道安裝有單向閥和第一截止閥。燃油轉(zhuǎn)輸管道內(nèi)從高壓油箱的出口到低壓油箱的入口依次安裝有流量計(jì)、第二截止閥。燃油循環(huán)管道內(nèi)從低壓油箱的出口到高壓油箱的回油入口依次安裝有第五截止閥、Y型過(guò)濾器、燃油泵、 第六截止閥。第三空氣管道內(nèi)安裝有第三截止閥。第四空氣管道內(nèi)從大氣壓力模擬箱到蓄壓艙依次安裝有第二壓力調(diào)節(jié)閥、第四截止閥。第五空氣管道內(nèi)從蓄壓艙到客艙壓力模擬箱依次安裝有第七截止閥、第三壓力調(diào)節(jié)閥。該系統(tǒng)還包括探頭位于客艙壓力模擬箱內(nèi)的第一壓力變送器、探頭位于高壓油箱內(nèi)的第二壓力變送器、探頭位于燃油轉(zhuǎn)輸管道內(nèi)的第三壓力變送器、探頭位于低壓油箱內(nèi)的第四壓力變送器、探頭位于大氣壓力模擬箱內(nèi)的第五壓力變送器。上述蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)方法，其特征在于包括以下過(guò)程:步驟a、本系統(tǒng)為了實(shí)現(xiàn)燃油轉(zhuǎn)輸試驗(yàn)的安全，在系統(tǒng)運(yùn)行前對(duì)客艙壓力模擬箱、大氣壓力模擬箱和蓄壓艙內(nèi)充入氮?dú)?，將艙?nèi)氧氣溶度降低至12%以下，且客艙壓力模擬箱的補(bǔ)充氣體采用高壓氮?dú)夤迌?nèi)的氮?dú)猓徊襟Eb、系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)，將高壓油箱內(nèi)注滿試驗(yàn)燃油，低壓油箱內(nèi)為空，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)所有截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥；步驟C、利用真空泵對(duì)客艙壓力模擬箱抽真空，具體操作過(guò)程包括:打開(kāi)第七截止閥和第三壓力調(diào)節(jié)閥，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)其他截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥，使得客艙壓力模擬箱依次通過(guò)第五空氣管道、蓄壓艙、油氣分離器與真空泵連通，利用第一壓力變送器和第三壓力調(diào)節(jié)閥的壓力信號(hào)，通過(guò)電控系統(tǒng)控制真空泵變頻工作實(shí)現(xiàn)客艙壓力模擬箱的初始?jí)毫χ稻S持在第一高度對(duì)應(yīng)的壓力，模擬飛機(jī)在高空飛行時(shí)的座艙壓力即飛機(jī)高壓區(qū)油箱壓力狀況，然后關(guān)閉第七截止閥；步驟d、利用真空泵對(duì)大氣壓力模擬箱抽真空，具體操作過(guò)程包括:再打開(kāi)第三截止閥、第二壓力調(diào)節(jié)閥和第四截止閥，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)其他截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥，使得低壓油箱通過(guò)第三空氣管道與大氣壓力模擬箱連通，大氣壓力模擬箱依次通過(guò)第四空氣管道、蓄壓艙、油氣分離器與真空泵連通，利用第四壓力變送器、第五壓力變送器和第二壓力調(diào)節(jié)閥的壓力信號(hào)，通過(guò)電控系統(tǒng)聯(lián)合控制真空泵變頻工作直至低壓油箱和大氣壓力模擬箱內(nèi)的初始?jí)毫χ捣€(wěn)定于飛機(jī)在第二高度飛行時(shí)機(jī)艙外界環(huán)境的大氣壓力值，模擬飛機(jī)低壓區(qū)油箱壓力狀況，然后關(guān)閉第四截止閥；步驟e、利用真空泵對(duì)蓄壓艙抽真空，由于試驗(yàn)中的大氣壓力模擬箱內(nèi)模擬的最小壓力為第三高度對(duì)應(yīng)的大氣壓力，為保證蓄壓艙對(duì)大氣環(huán)境模擬艙具有足夠的抽吸作用，則蓄壓艙的初始真空壓力是在第三高度大氣壓力的4% 6% ；步驟f、保持客艙壓力模擬箱和大氣壓力模擬箱的初始?jí)毫Σ蛔?，利用第一水平調(diào)節(jié)臺(tái)和第二水平調(diào)節(jié)臺(tái)模擬高壓油箱和低壓油箱的相對(duì)水平高度，消除該試驗(yàn)工況下燃油重力引起的水力壓頭誤差；打開(kāi)單向閥、第一截止閥、第二截止閥和第三截止閥，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)其他截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥，利用客艙壓力模擬箱和大氣壓力模擬箱之間的壓力差，將高壓油箱內(nèi)的燃油壓入燃油轉(zhuǎn)輸管道輸入低壓油箱，直至高壓油箱內(nèi)的燃油全部被轉(zhuǎn)輸至低壓油箱，關(guān)閉第二截止閥和第三截止閥；至此完成飛機(jī)在第二高度時(shí)的氣壓轉(zhuǎn)輸燃油模擬試驗(yàn)過(guò)程；同時(shí)由于氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中的燃油轉(zhuǎn)輸引起高壓油箱內(nèi)液位下降，低壓油箱內(nèi)液位增加、氣體容積減少，導(dǎo)致客艙壓力模擬箱內(nèi)氣體壓力降低、大氣壓力模擬箱內(nèi)壓力升高，故為實(shí)現(xiàn)燃油轉(zhuǎn)輸試驗(yàn)過(guò)程中的客艙壓力模擬箱和大氣壓力模擬箱的恒壓控制，需分別利用第一壓力變送器、第五壓力變送器對(duì)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中的客艙壓力模擬箱、大氣壓力模擬箱內(nèi)的壓力進(jìn)行測(cè)量和監(jiān)控；并且利用第一壓力變送器聯(lián)動(dòng)控制第一壓力調(diào)節(jié)閥從高壓氮?dú)夤拗醒a(bǔ)充一定量的氣體進(jìn)入客艙壓力模擬箱，以保證客艙壓力模擬箱內(nèi)壓力恒定，同時(shí)利用第五壓力變送器聯(lián)動(dòng)控制第二壓力調(diào)節(jié)閥和第四截止閥從大氣壓力模擬箱抽吸一定量的氣體進(jìn)入蓄壓艙，以保持大氣壓力模擬箱內(nèi)壓力的恒定；步驟g、該系統(tǒng)還包括燃油循環(huán)使用功能:在上述步驟f結(jié)束后，打開(kāi)第五截止閥和第六截止閥，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)其他截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥，啟動(dòng)燃油泵，將低壓油箱的燃油泵入燃油循環(huán)管道進(jìn)入高壓油箱，直至高壓油箱內(nèi)注滿燃油使得本試驗(yàn)系統(tǒng)可重復(fù)進(jìn)行下一次試驗(yàn)，關(guān)閉第五截止閥、燃油泵和第六截止閥；步驟h、上述試驗(yàn)步驟f的氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中，利用第二壓力變送器、第四壓力變送器分別測(cè)量高壓油箱、低壓油箱的壓力，通過(guò)采集系統(tǒng)觀測(cè)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中高壓油箱和低壓油箱的壓力變化速率和趨勢(shì)，并記錄數(shù)據(jù)，得到高壓油箱和低壓油箱之間的壓力變化關(guān)系曲線；利用第三壓力變送器和流量計(jì)測(cè)量燃油轉(zhuǎn)輸管道內(nèi)被轉(zhuǎn)輸?shù)娜加蛪毫土髁?，并利用采集系統(tǒng)自動(dòng)采集數(shù)據(jù)，得到氣壓轉(zhuǎn)輸過(guò)程中燃油轉(zhuǎn)輸管道內(nèi)燃油壓力和流量之間的關(guān)系曲線；更換所選第二高度的值，重復(fù)b-c-d-e-f-g步驟，完成不同飛行高度下的氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)；最后得到不同試驗(yàn)工況下，高壓油箱和低壓油箱內(nèi)的壓力隨飛行高度改變的變化曲線，以及燃油轉(zhuǎn)輸管道內(nèi)被轉(zhuǎn)輸?shù)娜加蛪毫土髁侩S飛行高度變化特性曲線，研究氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中隨飛行高度變化的燃油傳輸特性；上述第一高度指飛機(jī)座艙內(nèi)滿足人體舒適要求的壓力值所對(duì)應(yīng)的大氣高度；第三高度指試驗(yàn)中所模擬的飛機(jī)最大飛行高度；第二高度指模擬的飛機(jī)飛行高度，取值范圍為第一高度和第三高度之間；上述所有高度和壓力之間的換算公式為國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力公式:當(dāng)高度0<H<Hs時(shí)，
權(quán)利要求
1.一種蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)，其特征在于包括:高壓氮?dú)夤?I)、客艙壓力模擬箱(4)、高壓油箱(9)、低壓油箱(16)、大氣壓力模擬箱(20)、蓄壓艙(31)、油氣分離器(32)、真空泵(36)； 其中高壓油箱(9)安裝于第一水平調(diào)節(jié)臺(tái)(30)上、低壓油箱(16)安裝于第二水平調(diào)節(jié)臺(tái)(24)上； 高壓氮?dú)夤?I)通過(guò)第一空氣管道(3)與客艙壓力模擬箱(4)相連； 客艙壓力模擬箱(4)通過(guò)第二空氣管道(6)與高壓油箱(9)的引氣出口相連；高壓油箱(9)的出口通過(guò)燃油轉(zhuǎn)輸管道(14)與低壓油箱(16)的入口相連；低壓油箱(16)的出口通過(guò)燃油循環(huán)管道(25)與高壓油箱(9)的回油入口相連；低壓油箱(16)的引氣出口通過(guò)第三空氣管道(17)與大氣壓力模擬箱(20)相連；大氣壓力模擬箱(20)通過(guò)第四空氣管道(21)與蓄壓艙(31)相連；蓄壓艙(31)通過(guò)第五空氣管道(33)與客艙壓力模擬箱(4)相連；油氣分離器(32)安裝于蓄壓艙(31)和真空泵(36)的管路之間； 上述第一空氣管道(3)內(nèi)安裝有第一壓力調(diào)節(jié)閥(2)； 上述第二空氣管道(6)內(nèi)安裝有單向閥(7)和第一截止閥(8)； 上述燃油轉(zhuǎn)輸管道(14)內(nèi)從高壓油箱(9)的出口到低壓油箱(16)的入口依次安裝有流量計(jì)(12)、第二截止閥(13); 上述燃油循環(huán)管道(25)內(nèi)從低壓油箱(16)的出口到高壓油箱(9)的回油入口依次安裝有第五截止閥 (26)、Y型過(guò)濾器(27)、燃油泵(28)、第六截止閥(29)； 上述第三空氣管道(17)內(nèi)安裝有第三截止閥(18)； 上述第四空氣管道(21)內(nèi)從大氣壓力模擬箱(20)到蓄壓艙(31)依次安裝有第二壓力調(diào)節(jié)閥(22)、第四截止閥(23)； 上述第五空氣管道(33)內(nèi)從蓄壓艙(31)到客艙壓力模擬箱(4)依次安裝有第七截止閥(34)、第三壓力調(diào)節(jié)閥(35)； 該系統(tǒng)還包括探頭位于客艙壓力模擬箱(4)內(nèi)的第一壓力變送器(5)、探頭位于高壓油箱(9)內(nèi)的第二壓力變送器(10)、探頭位于燃油轉(zhuǎn)輸管道(14)內(nèi)的第三壓力變送器(11)、探頭位于低壓油箱(16)內(nèi)的第四壓力變送器(15)、探頭位于大氣壓力模擬箱(20)內(nèi)的第五壓力變送器(19)。
2.權(quán)利要求1所述蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)，其特征在于:上述高壓油箱(9)為一個(gè)獨(dú)立的高壓油箱，或多個(gè)獨(dú)立的高壓油箱串聯(lián)組成。
3.權(quán)利要求1所述蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)，其特征在于:上述低壓油箱(16)為一個(gè)獨(dú)立的低壓油箱，或多個(gè)獨(dú)立的低壓油箱串聯(lián)組成。
4.權(quán)利要求1所述蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)，其特征在于:所述蓄壓艙(31)的體積是大氣壓力模擬箱(20)的體積的20 40倍。
5.利用權(quán)利要求1所述蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)的試驗(yàn)方法，其特征在于包括以下過(guò)程: 步驟a、系統(tǒng)運(yùn)行前，為了實(shí)現(xiàn)燃油轉(zhuǎn)輸試驗(yàn)的安全，在高壓氮?dú)夤?I)內(nèi)儲(chǔ)存高壓氮?dú)?，在客艙壓力模擬箱(4)、大氣壓力模擬箱(20)和蓄壓艙(31)內(nèi)充入氮?dú)?，直至艙?nèi)氧氣溶度降低至12%以下； 步驟b、系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)，將高壓油箱(9)內(nèi)注滿試驗(yàn)燃油，低壓油箱(16)內(nèi)為空，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)所有截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥； 步驟C、利用真空泵(36)對(duì)客艙壓力模擬箱(4)抽真空，具體操作過(guò)程包括:打開(kāi)第七截止閥(34)和第三壓力調(diào)節(jié)閥(35)，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)其他截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥，使得客艙壓力模擬箱(4)依次通過(guò)第五空氣管道(33)、蓄壓艙(31)、油氣分離器(32)與真空泵(36)連通，利用第一壓力變送器(5)和第三壓力調(diào)節(jié)閥(35)的壓力信號(hào)，通過(guò)電控系統(tǒng)控制真空泵(36)變頻工作實(shí)現(xiàn)客艙壓力模擬箱(4)的初始?jí)毫χ稻S持在第一高度對(duì)應(yīng)的壓力值，模擬飛機(jī)在高空飛行時(shí)的座艙壓力即飛機(jī)高壓油箱所在的高壓區(qū)壓力狀況，然后關(guān)閉第七截止閥(34)； 步驟d、利用真空泵(36)對(duì)大氣壓力模擬箱(20)抽真空，具體操作過(guò)程包括:打開(kāi)第三截止閥(18)、第二壓力調(diào)節(jié)閥(22)和第四截止閥(23)，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)其他截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥，使得低壓油箱(16)通過(guò)第三空氣管道(17)與大氣壓力模擬箱(20)連通，大氣壓力模擬箱(20)依次通過(guò)第四空氣管道(21)、蓄壓艙(31)、油氣分離器(32)與真空泵(36)連通，利用第四壓力變送器(15)、第五壓力變送器(19)和第二壓力調(diào)節(jié)閥(22)的壓力信號(hào)，通過(guò)電控系統(tǒng)聯(lián)合控制真空泵(36)變頻工作使得低壓油箱(16)和大氣壓力模擬箱(20)內(nèi)的初始?jí)毫χ档扔陲w機(jī)在第二高度飛行時(shí)的艙外環(huán)境大氣壓力值，模擬飛機(jī)低壓油箱所在的低壓區(qū)壓力狀況，然后關(guān)閉第四截止閥(23)； 步驟e、利用真空泵(36)對(duì)蓄壓艙(31)抽真空，由于試驗(yàn)中的大氣壓力模擬箱(20)內(nèi)模擬的最小壓力為第三高度對(duì)應(yīng)的大氣壓力，則為保證蓄壓艙(31)對(duì)大氣環(huán)境模擬艙(20)具有足夠的抽吸作用，故蓄壓艙(31)的初始真空壓力是第三高度大氣壓力值的4% 6% ； 步驟f、保持客艙壓力模擬箱(4)和大氣壓力模擬箱(20)的上述初始?jí)毫Σ蛔?，利用第一水平調(diào)節(jié)臺(tái)(30)和第二水平調(diào)節(jié)臺(tái)(24)模擬高壓油箱(9)和低壓油箱(16)的相對(duì)水平高度，消除上述試驗(yàn)工況下燃油重力引起的水力壓頭誤差；打開(kāi)單向閥(7)、第一截止閥(8)、第二截止閥 (13)和第三截止閥(18)，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)其他截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥，利用客艙壓力模擬箱(4)和大氣壓力模擬箱(20)之間的壓力差，將高壓油箱(9)內(nèi)的燃油壓入燃油轉(zhuǎn)輸管道(14)輸入低壓油箱(16);直至高壓油箱(9)內(nèi)燃油全部被氣壓轉(zhuǎn)輸至低壓油箱(16)，關(guān)閉第二截止閥(13)和第三截止閥(18);至此完成飛機(jī)在第二高度時(shí)的氣壓轉(zhuǎn)輸燃油模擬試驗(yàn)過(guò)程； 同時(shí)在上述步驟f的氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中，由于燃油轉(zhuǎn)輸引起高壓油箱(9)內(nèi)液位下降，低壓油箱(16)內(nèi)液位增加、氣體容積減少，導(dǎo)致客艙壓力模擬箱(4)內(nèi)氣體壓力下降、大氣壓力模擬箱(20)內(nèi)壓力增加，故為實(shí)現(xiàn)燃油轉(zhuǎn)輸試驗(yàn)過(guò)程中的客艙壓力模擬箱(4)和大氣壓力模擬箱(20)的恒壓控制，需分別利用第一壓力變送器(5)、第五壓力變送器(19)對(duì)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中的客艙壓力模擬箱(4)、大氣壓力模擬箱(20)內(nèi)的壓力進(jìn)行測(cè)量和監(jiān)控；并利用第一壓力變送器(5)的壓力信號(hào)，通過(guò)電控系統(tǒng)聯(lián)動(dòng)控制第一壓力調(diào)節(jié)閥(2)從高壓氮?dú)夤?I)中補(bǔ)充一定量的氣體進(jìn)入客艙壓力模擬箱(4)，以保證客艙壓力模擬箱(4)內(nèi)壓力恒定，同時(shí)利用第五壓力變送器(19)的壓力信號(hào)，通過(guò)電控系統(tǒng)聯(lián)動(dòng)控制第二壓力調(diào)節(jié)閥(22)和第四截止閥(23)從大氣壓力模擬箱(20)抽吸一定量的氣體進(jìn)入蓄壓艙(31)，以保持大氣壓力模擬箱(20)內(nèi)壓力的恒定； 步驟g、該系統(tǒng)還包括燃油循環(huán)使用功能:在上述試驗(yàn)過(guò)程(f)結(jié)束后，打開(kāi)第五截止閥(26)和第六截止閥(29)，關(guān)閉系統(tǒng)內(nèi)其他截止閥和壓力調(diào)節(jié)閥，啟動(dòng)燃油泵(28)，將低壓油箱(16)的燃油泵入燃油循環(huán)管道(25)依次流經(jīng)第五截止閥(26)、Y型過(guò)濾器(27)、燃油泵(28)、第六截止閥(29)進(jìn)入高壓油箱(9)，直至高壓油箱(9)內(nèi)注滿燃油使得本試驗(yàn)系統(tǒng)可重復(fù)進(jìn)行下一次試驗(yàn)，關(guān)閉第五截止閥(26)、燃油泵(28)和第六截止閥(29)； 步驟h、上述試驗(yàn)步驟f的氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中，利用第二壓力變送器(10)、第四壓力變送器(15)分別測(cè)量高壓油箱(9)、低壓油箱(16)的壓力，通過(guò)采集系統(tǒng)觀測(cè)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中高壓油箱(9)和低壓油箱(16)的壓力變化速率和趨勢(shì)，并記錄數(shù)據(jù)，得到相同試驗(yàn)工況下的高壓油箱(9)和低壓油箱(16)之間的壓力變化關(guān)系曲線；利用第三壓力變送器(11)和流量計(jì)(12)測(cè)量燃油轉(zhuǎn)輸管道(14)內(nèi)被轉(zhuǎn)輸?shù)娜加蛪毫土髁浚⒗貌杉到y(tǒng)自動(dòng)采集數(shù)據(jù)，得到氣壓轉(zhuǎn)輸過(guò)程中燃油轉(zhuǎn)輸管道(14)內(nèi)的燃油壓力和流量?jī)烧咧g的關(guān)系曲線；更換所選第二高度的值，重復(fù)b-c-d-e-f-g步驟，完成不同飛行高度下的氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)；可得到不同試驗(yàn)工況下，高壓油箱(9)和低壓油箱(16)內(nèi)的壓力隨飛行高度改變的變化曲線，以及燃油轉(zhuǎn)輸管道(14)內(nèi)的燃油在氣壓轉(zhuǎn)輸過(guò)程中的壓力和流量隨飛行高度變化特性曲線，研究氣壓轉(zhuǎn)輸燃油過(guò)程中隨飛行高度變化的燃油傳輸特性； 上述第一高度指飛機(jī)座艙內(nèi)滿足人體舒適要求的壓力所對(duì)應(yīng)的大氣高度；第三高度指試驗(yàn)中所模擬的飛機(jī)最大飛行高度；第二高度指模擬的飛機(jī)飛行高度，取值范圍為第一高度和第三高度之間；上述所有高度和壓力之間的換算公式為國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力公式:當(dāng)高度0 < H < Hs時(shí)，
全文摘要
一種蓄壓型飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油試驗(yàn)系統(tǒng)及方法，屬于飛機(jī)燃油系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域。其特征在于包括客艙壓力模擬箱(4)、高壓油箱(9)、低壓油箱(16)和大氣壓力模擬箱(20)依次串聯(lián)連接；其中高壓油箱(9)安裝于第一水平調(diào)節(jié)臺(tái)(30)上、低壓油箱(16)安裝于第二水平調(diào)節(jié)臺(tái)(24)上；客艙壓力模擬箱(4)和大氣壓力模擬箱(20)之間采用蓄壓艙(31)連接；油氣分離器(32)安裝于蓄壓艙(31)和真空泵(36)的管路之間；高壓氮?dú)夤?1)與客艙壓力模擬箱(4)連接。與傳統(tǒng)的飛機(jī)燃油試驗(yàn)系統(tǒng)相比，不但具有飛機(jī)輔助燃油系統(tǒng)氣壓轉(zhuǎn)輸燃油性能的驗(yàn)證和測(cè)試功能，而且具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、檢測(cè)方便、安全防爆等優(yōu)點(diǎn)。
文檔編號(hào)G01M99/00GK103149041SQ201310031809
公開(kāi)日2013年6月12日 申請(qǐng)日期2013年1月28日 優(yōu)先權(quán)日2013年1月28日
發(fā)明者蔣彥龍, 彭瑩, 王瑜, 劉娟, 成丹鳳 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)