[发明专利]一种航空发动机燃油加温试验系统及方法

权利要求书

1.一种航空发动机燃油加温试验系统，其特征在于：包括燃油接入系统、燃油加温系统和燃油控制系统；所述燃油加温系统设于燃油接入系统的输出端和燃油控制系统的输入端之间，所述燃油接入系统用于接入试车台内燃油，并输入至燃油加温系统；所述燃油加温系统用于与接收到的燃油进行加热，并输入至燃油控制系统；所述燃油控制系统同时接收燃油加温系统的热油和燃油进口转接段内的冷油，并能够对热油和冷油进行比例控制，所述燃油控制系统包括对热油和冷油进行分配的防爆电动三通调节阀(18)；

所述燃油加温系统包括开关供油阀(1)、第一涡轮流量计(23)、电加温器(12)、第一球阀和第二燃油滤(15)；所述第一涡轮流量计(23)、电加温器(12)、第一球阀和第二燃油滤(15)从前至后依次串联设置，所述开关供油阀(1)共有三组并且三组开关供油阀(1)分别设于第一涡轮流量计(23)前端、电加温器(12)与第一球阀、第二燃油滤(15)与第一球阀之间，所述第一涡轮流量计(23)共有两组并且两组涡轮流量计并联设置。

2.如权利要求1所述的航空发动机燃油加温试验系统，其特征在于：所述电加温器(12)包括壳体、电加热单元(29)、主进油管(34)和主出油管(35)；所述电加热单元(29)共有26组并且26组电加热单元(29)并联设置于壳体内，每组所述电加热电源具有两个，所述主进油管(34)接收从涡轮流量计方向接收的燃油，所述主进油管(34)分成各个分管并分别环绕经过各个电加热单元(29)，所述主出油管(35)与各个分管相连并且主出油管(35)用于将燃油输送至第一球阀，每组所述电加热单元(29)的功率为100kw。

3.如权利要求1所述的航空发动机燃油加温试验系统，其特征在于：所述燃油控制系统包括三通球阀(25)、单向节流阀(22)和不锈钢金属软管(21)；所述三通球阀(25)的一端与燃油加温系统的输出端相连，所述单向节流阀(22)设于防爆电动三通调节阀(18)和不锈钢金属软管(21)之间，所述不锈钢金属软管(21)用于接入燃油进口转接段，所述防爆电动三通调节阀(18)能够对燃油加温系统的热油和燃油进口转接段内的冷油进行比例控制，并输送至试验系统内。

4.如权利要求3所述的航空发动机燃油加温试验系统，其特征在于：还包括燃油循环加速系统，所述燃油循环加速系统包括第二止回阀(17)、第二高温离心油泵组(9)、第二涡轮流量计(14)和自立式调节阀(8)；所述第二止回阀(17)连接于三通球阀(25)和防爆电动三通调节阀(18)之间，所述第二止回阀(17)、第二高温离心油泵组(9)、第二涡轮流量计(14)和自立式调节阀(8)串联设置，所述第二高温离心油泵组(9)能够对进气到其内的燃油进行离心加速，所述第二涡轮流量计(14)能够测量流过其的燃油的流速，所述自立式调节阀(8)连接于位于第一涡轮流量计(23)前端的开关供油阀(1)和燃油接入系统之间。

5.如权利要求1所述的航空发动机燃油加温试验系统，其特征在于：所述燃油接入系统包括开关供油阀(1)、防爆电动球阀(2)、第一高温离心油泵组(3)、第一燃油滤(4)和第一防爆电动调节阀(5)；所述开关供油阀(1)共有三组，两组开关供油阀(1)在防爆电动球阀(2)的前端并联设置，该两组开关供油阀(1)分别连接两个试车台，最后一个开关供油阀(1)设于第一高温离心油泵组(3)和第一燃油滤(4)之间，所述防爆电动球阀(2)、第一高温离心油泵组(3)、第一燃油滤(4)和第一防爆电动调节阀(5)串联设置，所述第一防爆电动调节阀(5)的输出端与燃油加温系统相连，所述第一高温离心油泵组(3)上并联设置有第二防爆电动调节阀(7)。

6.一种航空发动机燃油加温试验方法，采用如权利要求1-5任一所述的燃油加温试验系统，其特征在于，包括：

确定燃油加温最高要求和总加温时间，根据总加温时间分别确定大状态时间和节流状态时间，而后确定每个状态节点的温度，设计燃油加温试车程序；

根据燃油加温试车程序进行发动机试车，确定本次试验用燃油温度最高值，燃油循环加速系统工作进行热油内循环，监视三通球阀(25)后的燃油温度值，当燃油温度值稳定并且达到燃油温度最高值，则燃油循环加速系统预热完成；

在到达一节点前，确定该节点所需要的发动机燃油入口温度，根据该燃油入口温度确定防爆电动三通调节阀(18)所需要的调节的热油与冷油的比例，并控制防爆电动三通调节阀(18)调节至该比例，调节完成后输送至发动机燃油入口处，进行试车，如此往复，直至完成所有试车。