一种验证装置及其使用方法制造方法及图纸

本发明专利技术涉及飞机供油增压系统技术领域，涉及一种飞机零负过载供油增压系统验证装置及其使用方法，能够满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。本发明专利技术的验证装置包括油箱，油箱分别通过注油管道和回油管道与蓄压油箱内的燃油腔连通；注油管道上设有电动开关和流量计，回油管道上设有电动开关、流量计以及压力传感器，且所有的电动开关、流量计以及压力传感器均与工控机连接。本发明专利技术提供的验证装置及其使用方法，能够模拟飞机零负过载供油增压系统供油，同时，还能通过流量计和压力传感器等器件对供油时需要的流量、压力等数据进行采集，从而满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。

【技术实现步骤摘要】
一种验证装置及其使用方法
本专利技术涉及飞机供油增压系统
，涉及一种飞机零负过载供油增压系统验证装置及其使用方法。
技术介绍
在飞机设计领域，根据任务的需要和功能的需求，需要设计飞机零负过载供油系统，以保证飞机处于零负过载的状态下燃油系统能够按流量和压力要求连续有效的供油。其中，蓄压油箱是满足飞机零负过载供油的主要装置之一，增压气体主要来自发动机引气气体。但是，在某些情形下，发动机引气气体可能无法满足蓄压油箱供油所需的增压气体要求，使得燃油系统无法满足零负过载状态下的供油要求。为解决上述问题，出现了一种飞机零负过载供油增压系统，其中，蓄压油箱9特别如图2所示，其内部被弹性膜片91分隔为空气腔92和燃油腔93；空气腔92具有与外界连通的增压转接管94，燃油腔93具有与外界连通的燃油管95和放气管96。如图1所示，高压气瓶10通过增压管道11以及设置在增压管道11上的相关部件与增压转接管15连通，以对空气腔92充气增压。进一步，在增压管道11上的相关部件包括图1中所示的有三通接头15、截止阀13、高压压力表14、放气活门20、减压器12、单向活门19以及安全活门16等，三通接头15还与充气接头21连接；能够实现高压气瓶10对空气腔92的充气，同时还能通过充气接头21、三通接头15对高压气瓶10进行充气等功能。上述飞机零负过载供油增压系统能够通过高压气瓶为蓄压油箱提供增压气体，但是，在投入使用之前，需要对该增压系统的各项指标、可靠性及寿命进行试验验证。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种验证装置及其使用方法，能够满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。本专利技术提供的一种验证装置，用于对飞机零负过载供油增压系统进行验证实验，在所述飞机零负过载供油增压系统中，高压气瓶通过增压管道与蓄压油箱连通，沿所述高压气瓶到所述蓄压油箱方向上，所述增压管道上还设置有截止阀、减压器以及安全活门，所述验证装置包括：油箱，具有出油口和回油口，所述出油口通过注油管道与所述蓄压油箱内的燃油腔连通，所述回油口通过回油管道与所述燃油腔连通；燃油泵，与所述出油口连通，且位于所述油箱内；两个电动开关，分别设置在所述注油管道与所述回油管道上；流量计，设置在所述回油管道上，且位于所述电动开关与所述燃油腔之间；压力传感器，设置在所述回油管道上，且位于所述电动开关与所述回油口之间；工控机，用于控制两个所述电动开关，同时接收所述流量计与所述压力传感器的检测数据。可选地，所述蓄压油箱内的放气管出口处设有一个所述压力传感器以及放气开关。可选地，所述放气开关的出口处设有消音器。可选地，所述截止阀与所述减压器之间的所述增压管道上设有一个与所述工控机连接的所述压力传感器；所述减压器与所述安全活门之间的所述增压管道上设置有与所述工控机连接的一个所述压力传感器和一个所述流量计；所述安全活门与所述蓄压油箱的增压转接管之间的所述增压管道上设置有一个与所述工控机连接的所述压力传感器。可选地，所述回油管道上设有一个放沉淀开关，且位于所述流量计与所述燃油腔之间；所述油箱设有一个所述放沉淀开关。可选地，所述电动开关与所述出油口之间的所述注油管道上设有一个与所述工控机连接的所述压力传感器。本专利技术还提供了一种基于上述任一项验证装置的验证方法，包括如下步骤：步骤一、向所述高压气瓶充入预定体积的气体，将所述油箱中充满不小于所述蓄压油箱体积的燃油；步骤二、通过所述工控机控制所述注油管道上的所述电动开关开启，并控制所述回油管道上所述电动开关以及所述增压管道上的所述截止阀关闭，同时，控制所述燃油泵开启；步骤三、当所述蓄压油箱内的所述燃油腔充满燃油时，通过所述工控机控制所述燃油泵以及所述注油管道上的所述电动开关关闭；步骤四、通过所述工控机控制所述回油管道上所述电动开关以及所述截止阀开启，此时，所述蓄压油箱在所述增压管道中气体压力作用下再通过所述回油管道向所述油箱中供油，同时，所述工控机接收所述回油管道上的所述流量计与所述压力传感器的测量信息；步骤五、供油持续一预定时间段以后，所述工控机控制所述回油管道上所述电动开关关闭，完成一次验证试验。可选地，在所述步骤三中，当所述蓄压油箱的放气管出口处的压力值等于所述油箱的出油口处的压力时，所述蓄压油箱内的所述燃油腔充满。可选地，在所述步骤五之后，还包括：步骤六、循序所述步骤四至步骤五，直到所述蓄压油箱的所述增压转接管与所述增压管道连接处的气体压力小于最低预定压力时停止。本专利技术的有益效果：本专利技术提供的验证装置及其使用方法，能够通过油箱、注油管道、回油管道等组件与飞机零负过载供油增压系统连接，使得该系统能够模拟供油，同时，还能通过工控机、流量计和压力传感器等器件对供油时需要的流量、压力等数据进行采集，从而满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。附图说明图1是飞机零负过载供油增压系统的结构示意图；图2是蓄压油箱的结构示意图；图3是本专利技术试验装置的结构示意图。具体实施方式这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。如图1至图3所示，本专利技术的验证装置，主要用于对飞机零负过载供油增压系统进行验证实验。本专利技术针对的飞机零负过载供油增压系统中，是通过单独设置的高压气瓶10来对蓄压油箱9进行增压。具体地，如图2所示，蓄压油箱10内部被弹性膜片91分隔为空气腔92和燃油腔93。其中，空气腔92具有与外界连通的增压转接管94，进一步，高压气瓶10通过一根增压管道11与该增压转接管94连通，实现为空气腔92供气。在沿高压气瓶10至增压转接管94的方向，增压管道11上还依次设置有减压器12和单向活门19。减压器12可以包括至少一个，实现增压管道11中压力的调节，保证空气腔92的增压值；单向活门19用于控制气流流向。进一步，在高压气瓶10与减压器12之间的增压管道11上，且沿高压气瓶10至减压器12方向，依次设置有三通接头15和截止阀13，其中三通接头15上可以设置有另一个单向活门，并且三通接头15还与充气接头21连接。当高压气瓶10中需要进行充气时，通过截止阀13断开高压气瓶10与蓄压油箱9之间的增压管道11，再通过充气接头21和三通接头15向高压气瓶10内充气。在截止阀13与减压器12之间的增压管道11上，且沿截止阀13至减压器12方向，还依次设置有高压压力表14和放气活门20。高压压力表14用于检测相应处的增压管道11的压力，还能够在高压气瓶10充气时查看压力情况；放气活门20用于释放相应处的增压管道3上的气体。在单向活门19与增压转接管94之间的增压管道11上设置有安全活门16，用于在确保空气腔92中压力的范围，提高系统稳定性。另外，在蓄压油箱9的燃油腔93进行燃油填充时，蓄压油箱9的空气腔92的气体可以通过安全活门16排出，方便蓄压油箱9输入燃油。燃油腔93具有与外界连通的燃油管95，燃油管95由于供油或者向燃油腔93输油。另外，燃油腔93还具有与外界连通的放气管96，放气管96与外界之间可以设置有开关，以方便往燃油腔93内注入燃油。上述飞机零负过载供油增压系统中，高压气瓶10通过增压管道11及相应的部件，能够在发动机引气气体无法满足蓄压油箱9供油所需的增压气体要求本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种验证装置，用于对飞机零负过载供油增压系统进行验证实验，在所述飞机零负过载供油增压系统中，高压气瓶(10)通过增压管道(11)与蓄压油箱(9)连通，沿所述高压气瓶(10)到所述蓄压油箱(9)方向上，所述增压管道(11)上还设置有截止阀(13)、减压器(12)以及安全活门(16)，其特征在于，所述验证装置包括：油箱(1)，具有出油口(23)和回油口(22)，所述出油口(23)通过注油管道(31)与所述蓄压油箱(9)内的燃油腔(93)连通，所述回油口(22)通过回油管道(32)与所述燃油腔(93)连通；燃油泵(2)，与所述出油口(23)连通，且位于所述油箱(1)内；两个电动开关(4)，分别设置在所述注油管道(31)与所述回油管道(32)上；流量计(5)，设置在所述回油管道(32)上，且位于所述电动开关(4)与所述燃油腔(93)之间；压力传感器(6)，设置在所述回油管道(32)上，且位于所述电动开关(4)与所述回油口(22)之间；工控机(8)，用于控制两个所述电动开关(4)，同时接收所述流量计(5)与所述压力传感器(6)的检测数据。

【技术特征摘要】
1.一种验证装置，用于对飞机零负过载供油增压系统进行验证实验，在所述飞机零负过载供油增压系统中，高压气瓶(10)通过增压管道(11)与蓄压油箱(9)连通，沿所述高压气瓶(10)到所述蓄压油箱(9)方向上，所述增压管道(11)上还设置有截止阀(13)、减压器(12)以及安全活门(16)，其特征在于，所述验证装置包括：油箱(1)，具有出油口(23)和回油口(22)，所述出油口(23)通过注油管道(31)与所述蓄压油箱(9)内的燃油腔(93)连通，所述回油口(22)通过回油管道(32)与所述燃油腔(93)连通；燃油泵(2)，与所述出油口(23)连通，且位于所述油箱(1)内；两个电动开关(4)，分别设置在所述注油管道(31)与所述回油管道(32)上；流量计(5)，设置在所述回油管道(32)上，且位于所述电动开关(4)与所述燃油腔(93)之间；压力传感器(6)，设置在所述回油管道(32)上，且位于所述电动开关(4)与所述回油口(22)之间；工控机(8)，用于控制两个所述电动开关(4)，同时接收所述流量计(5)与所述压力传感器(6)的检测数据。2.根据权利要求1所述的验证装置，其特征在于，所述蓄压油箱(9)内的放气管(96)出口处设有一个所述压力传感器(6)以及放气开关(18)。3.根据权利要求2所述的验证装置，其特征在于，所述放气开关(18)的出口处设有消音器。4.根据权利要求3所述的验证装置，其特征在于，所述截止阀(13)与所述减压器(12)之间的所述增压管道(11)上设有一个与所述工控机(8)连接的所述压力传感器(6)；所述减压器(12)与所述安全活门(16)之间的所述增压管道(11)上设置有与所述工控机(8)连接的一个所述压力传感器(6)和一个所述流量计(5)；所述安全活门(16)与所述蓄压油箱(9)的增压转接管(94)之间的所述增压管道(11)上设置有一个与所述工控机(8)连接的所述压力传感器(6)。5.根据权利要求4所述的验证装置，其特征在于，所述回油管道...

【专利技术属性】
技术研发人员：李征鸿，刘静，刘建民，姜文，李生玉，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21