[發明專利]航空發動機燃油加溫試驗方法及試驗裝置

有效

• 申請號: 201610022516.5
• 申請日: 2016-01-13
• 公開（公告）號: CN105547704B
• 公開（公告）日: 2018-07-20
• 發明（設計）人: 蔡衍;言潔奕;李偉
• 申請（專利權）人: 中國航空動力機械研究所
• 主分類號: G01M15/00
• 分類號: G01M15/00
• 代理公司: 長沙智嶸專利代理事務所 43211
• 代理人: 胡亮

1.一種航空發動機燃油加溫試驗方法，用于對供油給航空發動機的外部燃油系統的燃油進行加溫試驗控制，其特征在于，所述燃油加溫試驗方法包括：

接收燃油加溫所需達到的預設溫度值并采集及接收所述外部燃油系統在加熱裝置的入口處的入口燃油溫度值；

實時采集并接收航空發動機的燃油流量；

根據所述入口燃油溫度值與所述預設溫度值的差值、所述燃油流量計算加熱裝置的加熱功率值；

根據計算得到的所述加熱功率值調整所述加熱裝置的輸出加熱功率；

計算所述加熱功率值的公式如下：

P＝C*ΔT*Q；

其中，P為加熱功率值，C為流體加溫系數，ΔT為入口燃油溫度值與預設溫度值的差值，Q為燃油流量。

2.根據權利要求1所述的航空發動機燃油加溫試驗方法，其特征在于，根據計算得到的所述加熱功率值調整所述加熱裝置的輸出加熱功率包括：

通過變頻器調節控制所述加熱裝置的工作電壓以調節所述加熱裝置的加熱功率，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與所述預設溫度值的差值滿足第一控制精度；

通過PID調節器微調所述加熱裝置的工作電壓，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與所述預設溫度值的差值滿足第二控制精度。

3.根據權利要求2所述的航空發動機燃油加溫試驗方法，其特征在于，

所述第一控制精度的溫差閾值為±2℃，所述第二控制精度的溫差閾值為±1℃。

4.一種航空發動機燃油加溫試驗裝置，用于對提供給航空發動機的外部燃油系統的燃油進行加溫試驗控制，其特征在于，所述燃油加溫試驗裝置包括：

測溫傳感器，用于采集所述外部燃油系統在加熱裝置入口處的入口燃油溫度值并傳遞給控制器；

流量傳感器，用于采集航空發動機的燃油流量并傳遞給控制器；

加熱裝置，連接控制器且在所述控制器的控制下對所述外部燃油系統內的燃油進行加熱；

控制器，連接所述測溫傳感器及所述流量傳感器以接收采集的所述入口燃油溫度值、所述燃油流量，并經數據接收端接收燃油加溫需達到的預設溫度值；還根據所述入口燃油溫度值與所述預設溫度值的差值、所述燃油流量計算加熱裝置的加熱功率值并根據計算得到的所述加熱功率值調整所述加熱裝置的輸出加熱功率；

所述控制器內設有加熱功率計算模塊，用于根據所述入口燃油溫度值與所述預設溫度值的差值、所述燃油流量計算加熱裝置的加熱功率值，計算公式如下：

P＝C*ΔT*Q；

其中，P為加熱功率值，C為流體加溫系數，ΔT為入口燃油溫度值與預設溫度值的差值，Q為燃油流量。

5.根據權利要求4所述的航空發動機燃油加溫試驗裝置，其特征在于，所述控制器包括：

變頻器，用于通過變頻器調節控制所述加熱裝置的輸出電壓以調節所述加熱裝置的加熱功率，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與所述預設溫度值的差值滿足第一控制精度；

PID調節器，用于微調所述加熱裝置的工作電壓，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與所述預設溫度值的差值滿足第二控制精度。

6.根據權利要求5所述的航空發動機燃油加溫試驗裝置，其特征在于，

所述第一控制精度的溫差閾值為±2℃，所述第二控制精度的溫差閾值為±1℃。

7.根據權利要求4至6任一所述的航空發動機燃油加溫試驗裝置，其特征在于，

所述流量傳感器為渦輪流量計。