航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)方法及試驗(yàn)裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001 ]本發(fā)明涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)領(lǐng)域，特別地，涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)方法及試驗(yàn)裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)試驗(yàn)車臺(tái)持久試車時(shí)，需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油進(jìn)行加溫試驗(yàn)，以滿足《航空渦輪螺槳和渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范》的對(duì)燃油溫度的要求?，F(xiàn)有的加溫裝置參照?qǐng)D1，當(dāng)設(shè)定溫度Tl后，接觸器控制加溫單元進(jìn)行加溫，通過傳感器測(cè)量輸出溫度值，當(dāng)設(shè)定Tl與出口溫度T2存有差值時(shí)，通過PID調(diào)節(jié)控制加溫單元的工作時(shí)間，控制輸出溫度T2，使輸出溫度T2達(dá)到設(shè)定值Tl?，F(xiàn)有的加溫裝置存在發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)狀態(tài)變化時(shí)，T2溫度變化大，瞬態(tài)控制精度< ±6°C，穩(wěn)態(tài)控制精度< ±3°C，動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間《90s?？刂凭扰c動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間參數(shù)不能很好的滿足試驗(yàn)技術(shù)要求，故亟需設(shè)計(jì)一種新型的燃油加溫裝置，以滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)的性能要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明提供了一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)方法及試驗(yàn)裝置，以解決現(xiàn)有的燃油加溫試驗(yàn)裝置無法及時(shí)跟隨發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)狀態(tài)變化以滿足加溫試驗(yàn)要求的技術(shù)問題。
[0004]本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下:
[0005]根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)方法，用于對(duì)供油給航空發(fā)動(dòng)機(jī)的外部燃油系統(tǒng)的燃油進(jìn)行加溫試驗(yàn)控制，燃油加溫試驗(yàn)方法包括:
[0006]接收燃油加溫所需達(dá)到的預(yù)設(shè)溫度值并采集及接收外部燃油系統(tǒng)在加熱裝置的入口處的入口燃油溫度值；
[0007]實(shí)時(shí)采集并接收航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量；
[0008]根據(jù)入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值、燃油流量計(jì)算加熱裝置的加熱功率值；
[0009 ]根據(jù)計(jì)算得到的加熱功率值調(diào)整加熱裝置的輸出加熱功率。
[0010]進(jìn)一步地，計(jì)算加熱功率值的公式如下:
[0011]p = OAT*Q;
[0012]其中，P為加熱功率值，C為流體加溫系數(shù)，AT為入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值，Q為燃油流量。
[0013]進(jìn)一步地，根據(jù)計(jì)算得到的加熱功率值調(diào)整加熱裝置的輸出加熱功率包括:
[0014]通過變頻器調(diào)節(jié)控制加熱裝置的工作電壓以調(diào)節(jié)加熱裝置的加熱功率，使得經(jīng)加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值滿足第一控制精度；
[0015]通過PID調(diào)節(jié)器微調(diào)加熱裝置的工作電壓，使得經(jīng)加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值滿足第二控制精度。
[0016]進(jìn)一步地，第一控制精度的溫差閾值為土2°C，第二控制精度的溫差閾值為± l°C。
[0017]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，還提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)裝置，用于對(duì)提供給航空發(fā)動(dòng)機(jī)的外部燃油系統(tǒng)的燃油進(jìn)行加溫試驗(yàn)控制，燃油加溫試驗(yàn)裝置包括:
[0018]測(cè)溫傳感器，用于采集外部燃油系統(tǒng)在加熱裝置入口處的入口燃油溫度值并傳遞給控制器；
[0019]流量傳感器，用于采集航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量并傳遞給控制器；
[0020]加熱裝置，連接控制器且在控制器的控制下對(duì)外部燃油系統(tǒng)內(nèi)的燃油進(jìn)行加熱；
[0021]控制器，連接測(cè)溫傳感器及流量傳感器以接收采集的入口燃油溫度值、燃油流量，并經(jīng)數(shù)據(jù)接收端接收燃油加溫需達(dá)到的預(yù)設(shè)溫度值;還根據(jù)入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值、燃油流量計(jì)算加熱裝置的加熱功率值并根據(jù)計(jì)算得到的加熱功率值調(diào)整加熱裝置的輸出加熱功率。
[0022]進(jìn)一步地，控制器內(nèi)設(shè)有加熱功率計(jì)算模塊，用于根據(jù)入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值、燃油流量計(jì)算加熱裝置的加熱功率值，計(jì)算公式如下:
[0023]p = c*AT*Q;
[0024]其中4為加熱功率值，C為流體加溫系數(shù)，ΔT為入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值，Q為燃油流量。
[0025]進(jìn)一步地，控制器包括:
[0026]變頻器，用于通過變頻器調(diào)節(jié)控制電加熱裝置的輸出電壓以調(diào)節(jié)電加熱裝置的加熱功率，使得經(jīng)加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值滿足第一控制精度；
[0027]PID調(diào)節(jié)器，用于微調(diào)加熱裝置的工作電壓，使得經(jīng)加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值滿足第二控制精度。
[0028]進(jìn)一步地，第一控制精度的溫差閾值為土2°C，第二控制精度的溫差閾值為± 1°C。
[0029]進(jìn)一步地，流量傳感器為渦輪流量計(jì)。
[0030]本發(fā)明具有以下有益效果:
[0031 ] 本發(fā)明航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)方法及試驗(yàn)裝置，通過在加溫試驗(yàn)過程中引入航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量監(jiān)測(cè)，根據(jù)燃油流量、入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)燃油溫度值計(jì)算加熱裝置的加熱功率值，并根據(jù)該加熱功率值控制加熱裝置加熱過程，由于加熱功率值隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)變化導(dǎo)致的燃油流量變化而變化，使得加溫控制的瞬態(tài)控制精度得到提高、動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間短，提高了溫度控制的穩(wěn)態(tài)精度，從而能夠滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)的性能要求。
[0032]除了上面所描述的目的、特征和優(yōu)點(diǎn)之外，本發(fā)明還有其它的目的、特征和優(yōu)點(diǎn)。下面將參照附圖，對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說明。
【附圖說明】
[0033]構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分的附圖用來提供對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實(shí)施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中:
[0034]圖1是現(xiàn)有的航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)控制的原理示意圖；
[0035]圖2是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)方法的流程示意圖；
[0036]圖3是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)裝置溫度控制的原理示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0037]需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請(qǐng)中的實(shí)施例及實(shí)施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結(jié)合實(shí)施例來詳細(xì)說明本發(fā)明。
[0038]本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)方法，用于對(duì)供油給航空發(fā)動(dòng)機(jī)的外部燃油系統(tǒng)的燃油進(jìn)行加溫試驗(yàn)控制，以滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)要求?，F(xiàn)有的PID加溫試驗(yàn)控制中，通過調(diào)節(jié)加溫單元的工作時(shí)間，使得出口燃油溫度達(dá)到預(yù)設(shè)加溫值，但隨著發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)狀態(tài)變化時(shí)，出口燃油溫度變化大，導(dǎo)致加熱控制的動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間及瞬態(tài)控制精度無法滿足加溫試驗(yàn)要求。本實(shí)施例通過在加溫試驗(yàn)方法中引入航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量監(jiān)測(cè)并設(shè)計(jì)加熱功率計(jì)算模型，根據(jù)加熱功率計(jì)算模型計(jì)算加熱裝置的加熱功率并進(jìn)行精確調(diào)節(jié)控制，以滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)要求。參照?qǐng)D2，本實(shí)施例燃油加溫試驗(yàn)方法包括:
[0039]步驟S100，接收燃油加溫所需達(dá)到的預(yù)設(shè)溫度值并采集及接收外部燃油系統(tǒng)在加熱裝置的入口處的入口燃油溫度值；
[0040]步驟S200，實(shí)時(shí)采集并接收航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量；
[0041]步驟S300，根據(jù)入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值、燃油流量計(jì)算加熱裝置的加熱功率值；
[0042]步驟S400，根據(jù)計(jì)算得到的加熱功率值調(diào)整加熱裝置的輸出加熱功率。
[0043]本實(shí)施例通過在加溫試驗(yàn)過程中引入航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量監(jiān)測(cè)，根據(jù)燃油流量、入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)燃油溫度值計(jì)算加熱裝置的加熱功率值，并根據(jù)該加熱功率值控制加熱裝置加熱過程，由于加熱功率值隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)變化導(dǎo)致的燃油流量變化而變化，使得加溫控制的瞬態(tài)控制精度得到提高、動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間短，提高了溫度控制的穩(wěn)態(tài)精度，從而能夠滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油加溫試驗(yàn)的性能要求。
[0044]本實(shí)施例中，計(jì)算加熱功率值的公式如下:
[0045]p = OAT*Q;
[0046]其中4為加熱功率值，C為流體加溫系數(shù)，ΔT為入口燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值，Q為燃油流量。
[0047]優(yōu)選地，本實(shí)施例根據(jù)計(jì)算得到的加熱功率值調(diào)整加熱裝置的輸出加熱功率包括:
[0048]通過變頻器調(diào)節(jié)控制加熱裝置的工作電壓以調(diào)節(jié)加熱裝置的加熱功率，使得經(jīng)加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值滿足第一控制精度；
[0049]通過PID調(diào)節(jié)器微調(diào)加熱裝置的工作電壓，使得經(jīng)加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預(yù)設(shè)溫度值的差值滿足第二控制精度。
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