【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机试验，尤其涉及一种航空发动机燃油泵介质温度冲击试验系统及方法。
技术介绍
1、航空发动机燃油泵在研制过程中需要开展燃油介质温度冲击试验，用来模拟发动机在实际使用工况下发生的燃油介质温度变化要求，因此需要进入被试燃油泵的燃油高温和低温迅速切换，被试燃油泵连续运转，避免进口失压。目前，行业内并没有介质温度冲击装置和试验方法。
技术实现思路
1、提供一种航空发动机燃油泵燃油介质温度冲击试验系统及方法，实现进口温度快速稳定的变化。设计一种介质温度冲击试验系统，通过高、低温双系统控制策略进行温度切换，通过压力闭环逻辑控制保证进口压力稳定，进而实现被试燃油泵连续运转情况下介质温度冲击。
2、有鉴于此，本专利技术提供了一种航空发动机燃油泵介质温度冲击试验系统，包括：
3、燃油供油系统并联两套分别实现高温控制和低温控制的燃油温控系统，其中高温控制的燃油温控系统还包括高温循环油泵5、加热器6与燃油油箱串联，由高温系统电机2与高温增压泵1直连，及串联高温比例节流阀4对高温管路内油液循环和预增压，实现试验前蓄热功能；低温控制的燃油温控系统还包括低温循环油泵13、冷却器14与低温燃油油箱15串联，由低温增压泵9、低温系统电机10、低温比例节流阀12进行低温管路内油液循环和预增压的方式实现试验前的蓄冷功能；低温比例节流阀12和高温比例节流阀4分别串联比例合流阀21，进行高温和低温系统油液的切换，比例合流阀21另一端串联燃油泵19进口，燃油泵19出口串联比例分流
4、高温增压泵1的出口和比例合流阀21入口之间还串联高温温度传感器3和高温压力传感器8，低温增压泵9的出口和比例合流阀21入口之间还串联低温温度传感器11和低温压力传感器16。
5、可选地，燃油泵(19)进口还串联了蓄能器26。
6、可选地，高温系统和低温系统分别设为独立的压力闭环系统，通过高温增压泵1、高温系统电机2、高温比例节流阀4和高温压力传感器8实现高温系统预增压；通过低温增压泵9、低温系统电机10、低温比例节流阀12和低温压力传感器16实现低温系统预增压。
7、可选地，在高温系统和低温系统中分别串联了高温溢流阀22和低温溢流阀23，溢流阀出口分别与高温油箱7和低温油箱15联通。
8、可选地，在燃油泵19出口设置了分别通向高温系统的溢流阀24与高温油箱7串联，通向低温系统的溢流阀25与低温油箱15串联。
9、可选地，还包括：高温比例节流阀4与高温电机2转速进行闭环控制；低温比例节流阀12与低温电机10转速进行闭环控制。
10、可选地，燃油泵19的进口还串联流量计27、燃油泵进口温度传感器17和/或燃油泵进口压力传感器18。
11、本专利技术还提供了一种航空发动机燃油泵介质温度冲击试验方法，使用所述的任一系统，包括：
12、步骤s1：在进行燃油泵介质温度冲击试验之前，高温循环泵5、加热器6及高温油箱7串联在一起，通过高温循环泵5将高温油箱7内的燃油循环起来，并经过加热器6对燃油介质进行预加热；
13、步骤s2：高温增压泵1与高温油箱7串联，并与高温比例节流阀4串联将部分油液输送回油箱7，电机2与高温增压泵1直连，通过电机2变频驱动和高温比例节流阀4的联合控制，与高温压力传感器18进行闭环控制将高温油箱7内的燃油增加到所需压力，该进口管路通过串联高温比例节流阀4和高温油箱7，将多余油液泄流回高温油箱，实现高温系统管路内油液循环；
14、步骤s3：低温循环油泵13与低温油箱15串联，并与低温比例节流阀12串联将部分油液输送回油箱15，电机10与低温增压泵9直连，通过电机10变频驱动和低温比例节流阀12的联合控制，与低温温度传感器11进行闭环控制将低温油箱15内的燃油增加到所需压力，该进口管路通过串联低温比例节流阀12和低温油箱15，将多余油液泄流回低温油箱15，实现低温系统管路内油液循环；
15、步骤s4：比例合流阀21分别与所述高温系统和所述低温系统串联，通过分配高温增压泵2和低温增压泵9的燃油比例，进而控制燃油泵19的进口燃油温度。
16、本专利技术所设计的试验系统可以精确控制发动机燃油泵进口的燃油温度，并在温度切换过程中保证进口压力的稳定性，为燃油泵进行燃油介质温度冲击提供试验方法。
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1.一种航空发动机燃油泵介质温度冲击试验系统，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，燃油泵(19)进口还串联了蓄能器(26)。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，高温系统和低温系统分别设为独立的压力闭环系统，通过高温增压泵(1)、高温系统电机(2)、高温比例节流阀(4)和高温压力传感器(8)实现高温系统预增压；通过低温增压泵(9)、低温系统电机(10)、低温比例节流阀(12)和低温压力传感器(16)实现低温系统预增压。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，在高温系统和低温系统中分别串联了高温溢流阀(22)和低温溢流阀(23)，溢流阀出口分别与高温油箱(7)和低温油箱(15)联通。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，在燃油泵(19)出口设置了分别通向高温系统的溢流阀(24)与高温油箱(7)串联，通向低温系统的溢流阀(25)与低温油箱(15)串联。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，还包括：高温比例节流阀(4)与高温电机(2)转速进行闭环控制；低温比例节流阀(12)与低温
7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，燃油泵(19)的进口还串联流量计(27)、燃油泵进口温度传感器(17)和/或燃油泵进口压力传感器(18)。
8.一种航空发动机燃油泵介质温度冲击试验系统，其特征在于，使用如权利要求1-7所述的任一系统，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机燃油泵介质温度冲击试验系统，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，燃油泵(19)进口还串联了蓄能器(26)。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，高温系统和低温系统分别设为独立的压力闭环系统，通过高温增压泵(1)、高温系统电机(2)、高温比例节流阀(4)和高温压力传感器(8)实现高温系统预增压；通过低温增压泵(9)、低温系统电机(10)、低温比例节流阀(12)和低温压力传感器(16)实现低温系统预增压。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，在高温系统和低温系统中分别串联了高温溢流阀(22)和低温溢流阀(23)，溢流阀出口分别与高温油箱(7)和低温油箱(1...
【专利技术属性】
技术研发人员：崔旺，盛世伟，金龙宇，张海明，王京川，
申请(专利权)人：中国航发北京航科发动机控制系统科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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