[發明專利]蓄壓型飛機輔助燃油系統氣壓轉輸燃油試驗系統與方法

有效

• 申請號: 201310031809.6
• 申請日: 2013-01-28
• 公開（公告）號: CN103149041A
• 公開（公告）日: 2013-06-12
• 發明（設計）人: 蔣彥龍;彭瑩;王瑜;劉娟;成丹鳳
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G01M99/00
• 分類號: G01M99/00
• 代理公司: 南京經緯專利商標代理有限公司 32200
• 代理人: 葉連生

1.一種蓄壓型飛機輔助燃油系統氣壓轉輸燃油試驗系統，其特征在于包括：高壓氮氣罐（1）、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）安裝于第一水平調節臺（30）上、低壓油箱（16）安裝于第二水平調節臺（24）上；

高壓氮氣罐（1）通過第一空氣管道（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）的出口通過燃油轉輸管道（14）與低壓油箱（16）的入口相連；低壓油箱（16）的出口通過燃油循環管道（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）通過第四空氣管道（21）與蓄壓艙（31）相連；蓄壓艙（31）通過第五空氣管道（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）內安裝有第一壓力調節閥（2）；

上述第二空氣管道（6）內安裝有單向閥（7）和第一截止閥（8）；

上述燃油轉輸管道（14）內從高壓油箱（9）的出口到低壓油箱（16）的入口依次安裝有流量計（12）、第二截止閥（13）；

上述燃油循環管道（25）內從低壓油箱（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型過濾器（27）、燃油泵（28）、第六截止閥（29）；

上述第三空氣管道（17）內安裝有第三截止閥（18）；

上述第四空氣管道（21）內從大氣壓力模擬箱（20）到蓄壓艙（31）依次安裝有第二壓力調節閥（22）、第四截止閥（23）；

上述第五空氣管道（33）內從蓄壓艙（31）到客艙壓力模擬箱（4）依次安裝有第七截止閥（34）、第三壓力調節閥（35）；

該系統還包括探頭位于客艙壓力模擬箱（4）內的第一壓力變送器（5）、探頭位于高壓油箱（9）內的第二壓力變送器（10）、探頭位于燃油轉輸管道（14）內的第三壓力變送器（11）、探頭位于低壓油箱（16）內的第四壓力變送器（15）、探頭位于大氣壓力模擬箱（20）內的第五壓力變送器（19）。

2.權利要求1所述蓄壓型飛機輔助燃油系統氣壓轉輸燃油試驗系統，其特征在于：上述高壓油箱（9）為一個獨立的高壓油箱，或多個獨立的高壓油箱串聯組成。

3.權利要求1所述蓄壓型飛機輔助燃油系統氣壓轉輸燃油試驗系統，其特征在于：上述低壓油箱（16）為一個獨立的低壓油箱，或多個獨立的低壓油箱串聯組成。

4.權利要求1所述蓄壓型飛機輔助燃油系統氣壓轉輸燃油試驗系統，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.利用權利要求1所述蓄壓型飛機輔助燃油系統氣壓轉輸燃油試驗系統的試驗方法，其特征在于包括以下過程：

步驟a、系統運行前，為了實現燃油轉輸試驗的安全，在高壓氮氣罐（1）內儲存高壓氮氣，在客艙壓力模擬箱（4）、大氣壓力模擬箱（20）和蓄壓艙（31）內充入氮氣，直至艙內氧氣溶度降低至12%以下；

步驟b、系統運行時，將高壓油箱（9）內注滿試驗燃油，低壓油箱（16）內為空，關閉系統內所有截止閥和壓力調節閥；

步驟c、利用真空泵（36）對客艙壓力模擬箱（4）抽真空，具體操作過程包括：打開第七截止閥（34）和第三壓力調節閥（35），關閉系統內其他截止閥和壓力調節閥，使得客艙壓力模擬箱（4）依次通過第五空氣管道（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）和第三壓力調節閥（35）的壓力信號，通過電控系統控制真空泵（36）變頻工作實現客艙壓力模擬箱（4）的初始壓力值維持在第一高度對應的壓力值，模擬飛機在高空飛行時的座艙壓力即飛機高壓油箱所在的高壓區壓力狀況，然后關閉第七截止閥（34）；

步驟d、利用真空泵（36）對大氣壓力模擬箱（20）抽真空，具體操作過程包括：打開第三截止閥（18）、第二壓力調節閥（22）和第四截止閥（23），關閉系統內其他截止閥和壓力調節閥，使得低壓油箱（16）通過第三空氣管道（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）和第二壓力調節閥（22）的壓力信號，通過電控系統聯合控制真空泵（36）變頻工作使得低壓油箱（16）和大氣壓力模擬箱（20）內的初始壓力值等于飛機在第二高度飛行時的艙外環境大氣壓力值，模擬飛機低壓油箱所在的低壓區壓力狀況，然后關閉第四截止閥（23）；

步驟e、利用真空泵（36）對蓄壓艙（31）抽真空，由于試驗中的大氣壓力模擬箱（20）內模擬的最小壓力為第三高度對應的大氣壓力，則為保證蓄壓艙（31）對大氣環境模擬艙（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）的上述初始壓力不變，利用第一水平調節臺（30）和第二水平調節臺（24）模擬高壓油箱（9）和低壓油箱（16）的相對水平高度，消除上述試驗工況下燃油重力引起的水力壓頭誤差；打開單向閥（7）、第一截止閥（8）、第二截止閥（13）和第三截止閥（18），關閉系統內其他截止閥和壓力調節閥，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）內的燃油壓入燃油轉輸管道（14）輸入低壓油箱（16）；直至高壓油箱（9）內燃油全部被氣壓轉輸至低壓油箱（16），關閉第二截止閥（13）和第三截止閥（18）；至此完成飛機在第二高度時的氣壓轉輸燃油模擬試驗過程；

同時在上述步驟f的氣壓轉輸燃油過程中，由于燃油轉輸引起高壓油箱（9）內液位下降，低壓油箱（16）內液位增加、氣體容積減少，導致客艙壓力模擬箱（4）內氣體壓力下降、大氣壓力模擬箱（20）內壓力增加，故為實現燃油轉輸試驗過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）對氣壓轉輸燃油過程中的客艙壓力模擬箱（4）、大氣壓力模擬箱（20）內的壓力進行測量和監控；并利用第一壓力變送器（5）的壓力信號，通過電控系統聯動控制第一壓力調節閥（2）從高壓氮氣罐（1）中補充一定量的氣體進入客艙壓力模擬箱（4），以保證客艙壓力模擬箱（4）內壓力恒定，同時利用第五壓力變送器（19）的壓力信號，通過電控系統聯動控制第二壓力調節閥（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入蓄壓艙（31），以保持大氣壓力模擬箱（20）內壓力的恒定；

步驟g、該系統還包括燃油循環使用功能：在上述試驗過程（f）結束后，打開第五截止閥（26）和第六截止閥（29），關閉系統內其他截止閥和壓力調節閥，啟動燃油泵（28），將低壓油箱（16）的燃油泵入燃油循環管道（25）依次流經第五截止閥（26）、Y型過濾器（27）、燃油泵（28）、第六截止閥（29）進入高壓油箱（9），直至高壓油箱（9）內注滿燃油使得本試驗系統可重復進行下一次試驗，關閉第五截止閥（26）、燃油泵（28）和第六截止閥（29）；

步驟h、上述試驗步驟f的氣壓轉輸燃油過程中，利用第二壓力變送器（10）、第四壓力變送器（15）分別測量高壓油箱（9）、低壓油箱（16）的壓力，通過采集系統觀測氣壓轉輸燃油過程中高壓油箱（9）和低壓油箱（16）的壓力變化速率和趨勢，并記錄數據，得到相同試驗工況下的高壓油箱（9）和低壓油箱（16）之間的壓力變化關系曲線；利用第三壓力變送器（11）和流量計（12）測量燃油轉輸管道（14）內被轉輸的燃油壓力和流量，并利用采集系統自動采集數據，得到氣壓轉輸過程中燃油轉輸管道（14）內的燃油壓力和流量兩者之間的關系曲線；更換所選第二高度的值，重復b-c-d-e-f-g步驟，完成不同飛行高度下的氣壓轉輸燃油試驗；可得到不同試驗工況下，高壓油箱（9）和低壓油箱（16）內的壓力隨飛行高度改變的變化曲線，以及燃油轉輸管道（14）內的燃油在氣壓轉輸過程中的壓力和流量隨飛行高度變化特性曲線，研究氣壓轉輸燃油過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座艙內滿足人體舒適要求的壓力所對應的大氣高度；第三高度指試驗中所模擬的飛機最大飛行高度；第二高度指模擬的飛機飛行高度，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際標準大氣壓力公式：

當高度0＜H＜H_S時，

p=p0(T0-LHT0)gLR=101300×(288.15-0.0065×H288.15)9.80.0065×287(Pa)]]>

當高度H_S＜H＜20000m時，

p=psexp[g(HS-H)TSR]=22609×exp[9.8(11000-H)216.65×287](Pa)]]>

式中，常量：p₀=101300Pa，標準海平線壓力；T₀=288.15K，標準海平線溫度；L=0.0065K/m,初始遞減率；g=9.8m/s，重力加速度；R=287m²/s²,空氣氣體常數；H_S=11000m，平流底層高度；p_S=22609Pa，平流底層壓力，T_S=216.65K，平流底層溫度；

變量：H——高度，m；p——大氣壓力，Pa。