[發明專利]一種航空發動機燃油加溫試驗系統及方法

在審

• 申請號: 202310550803.3
• 申請日: 2023-05-16
• 公開（公告）號: CN116519313A
• 公開（公告）日: 2023-08-01
• 發明（設計）人: 劉作宏;何志強;陳彥鋒;鄭磊;張帥;柳國印;王德軒;王翀;王宏偉
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: G01M15/14
• 分類號: G01M15/14;G01M15/02
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 王偉立

本申請屬于航空發動機設計領域，為一種航空發動機燃油加溫試驗系統及方法，包括燃油接入系統、燃油加溫系統和燃油控制系統；先確定需要試車的試車臺，將該試車臺接入至燃油接入系統內，燃油接入系統對燃油進行初步的加速和過濾之后輸送至燃油加溫系統，燃油加溫系統內的燃油通過電加溫器進行加熱，加熱后的然后通過第一球閥和第二燃油濾進行進一步的過濾后，輸送至燃油控制系統，燃油控制系統通過控制防爆電動三通調節閥調節熱油與冷油的比例，從而使得輸送至試驗臺的燃油溫度能夠達到使用的需求；通過設置燃油加溫系統和燃油控制系統能夠實現對熱油和冷油比例的智能分配，溫度波動小，加溫快速準確。

技術領域

本申請屬于航空發動機設計領域，特別涉及一種航空發動機燃油加溫試驗系統及方法。

背景技術

航空發動機是飛機的心臟，飛機飛行過程中常以機載燃油作為冷卻冷源，用以冷卻飛機控制系統、發動機控制系統和機載電子設備。隨油箱內油溫升高，發動機燃油入口溫度較高，且可能會存在不穩定情況，對發動機穩定工作造成惡劣影響。

目前國內外對進氣燃油模擬研究較少，國內燃油加溫系統主要為罐式加溫系統，加溫緩慢、溫度波動較大，嚴重制約了航空發動機研制。缺少快速準確的加溫試驗方法，滿足型號試驗需要。

為此，建立航空發動機燃油加溫模擬試驗方法，用以模擬航空發動機燃油溫度實際條件至關重要。為解決航空發動機燃油加溫試驗需求，推動型號工作研制進程，提出一種燃油加溫設備和試驗方法。

發明內容

本申請的目的是提供了一種航空發動機燃油加溫試驗系統及方法，以解決現有技術中燃油加溫試驗難以實現快速準確加溫的目的。

本申請的技術方案是：一種航空發動機燃油加溫試驗系統，包括燃油接入系統、燃油加溫系統和燃油控制系統；所述燃油加溫系統設于燃油接入系統的輸出端和燃油控制系統的輸入端之間，所述燃油接入系統用于接入試車臺內燃油，并輸入至燃油加溫系統；所述燃油加溫系統用于與接收到的燃油進行加熱，并輸入至燃油控制系統；所述燃油控制系統同時接收燃油加溫系統的熱油和燃油進口轉接段內的冷油，并能夠對熱油和冷油進行比例控制，所述燃油控制系統包括對熱油和冷油進行分配的防爆電動三通調節閥；所述燃油加溫系統包括開關供油閥、第一渦輪流量計、電加溫器、第一球閥和第二燃油濾；所述第一渦輪流量計、電加溫器、第一球閥和第二燃油濾從前至后依次串聯設置，所述開關供油閥共有三組并且三組開關供油閥分別設于第一渦輪流量計前端、電加溫器與第一球閥、第二燃油濾與第一球閥之間，所述第一渦輪流量計共有兩組并且兩組渦輪流量計并聯設置。

優選地，所述電加溫器包括殼體、電加熱單元、主進油管和主出油管；所述電加熱單元共有26組并且26組電加熱單元并聯設置于殼體內，每組所述電加熱電源具有兩個，所述主進油管接收從渦輪流量計方向接收的燃油，所述主進油管分成各個分管并分別環繞經過各個電加熱單元，所述主出油管與各個分管相連并且主出油管用于將燃油輸送至第一球閥，每組所述電加熱單元的功率為100kw。

優選地，所述燃油控制系統包括三通球閥、單向節流閥和不銹鋼金屬軟管；所述三通球閥的一端與燃油加溫系統的輸出端相連，所述單向節流閥設于防爆電動三通調節閥和不銹鋼金屬軟管之間，所述不銹鋼金屬軟管用于接入燃油進口轉接段，所述防爆電動三通調節閥能夠對燃油加溫系統的熱油和燃油進口轉接段內的冷油進行比例控制，并輸送至試驗系統內。

優選地，還包括燃油循環加速系統，所述燃油循環加速系統包括第二止回閥、第二高溫離心油泵組、第二渦輪流量計和自立式調節閥；所述第二止回閥連接于三通球閥和防爆電動三通調節閥之間，所述第二止回閥、第二高溫離心油泵組、第二渦輪流量計和自立式調節閥串聯設置，所述第二高溫離心油泵組能夠對進氣到其內的燃油進行離心加速，所述第二渦輪流量計能夠測量流過其的燃油的流速，所述自立式調節閥連接于位于第一渦輪流量計前端的開關供油閥和燃油接入系統之間。