航空發動機燃油加溫試驗方法及試驗裝置的制造方法
【技術領域】
[0001 ]本發明涉及航空發動機地面試驗領域，特別地，涉及一種航空發動機燃油加溫試驗方法及試驗裝置。
【背景技術】
[0002]航空發動機整機試驗車臺持久試車時，需要對發動機燃油進行加溫試驗，以滿足《航空渦輪螺槳和渦輪軸發動機通用規范》的對燃油溫度的要求。現有的加溫裝置參照圖1，當設定溫度Tl后，接觸器控制加溫單元進行加溫，通過傳感器測量輸出溫度值，當設定Tl與出口溫度T2存有差值時，通過PID調節控制加溫單元的工作時間，控制輸出溫度T2，使輸出溫度T2達到設定值Tl。現有的加溫裝置存在發動機試驗狀態變化時，T2溫度變化大，瞬態控制精度< ±6°C，穩態控制精度< ±3°C，動態響應時間《90s。控制精度與動態響應時間參數不能很好的滿足試驗技術要求，故亟需設計一種新型的燃油加溫裝置，以滿足航空發動機燃油加溫試驗的性能要求。
【發明內容】
[0003]本發明提供了一種航空發動機燃油加溫試驗方法及試驗裝置，以解決現有的燃油加溫試驗裝置無法及時跟隨發動機試驗狀態變化以滿足加溫試驗要求的技術問題。
[0004]本發明采用的技術方案如下:
[0005]根據本發明的一個方面，提供一種航空發動機燃油加溫試驗方法，用于對供油給航空發動機的外部燃油系統的燃油進行加溫試驗控制，燃油加溫試驗方法包括:
[0006]接收燃油加溫所需達到的預設溫度值并采集及接收外部燃油系統在加熱裝置的入口處的入口燃油溫度值；
[0007]實時采集并接收航空發動機的燃油流量；
[0008]根據入口燃油溫度值與預設溫度值的差值、燃油流量計算加熱裝置的加熱功率值；
[0009 ]根據計算得到的加熱功率值調整加熱裝置的輸出加熱功率。
[0010]進一步地，計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，AT為入口燃油溫度值與預設溫度值的差值，Q為燃油流量。
[0013]進一步地，根據計算得到的加熱功率值調整加熱裝置的輸出加熱功率包括:
[0014]通過變頻器調節控制加熱裝置的工作電壓以調節加熱裝置的加熱功率，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預設溫度值的差值滿足第一控制精度；
[0015]通過PID調節器微調加熱裝置的工作電壓，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預設溫度值的差值滿足第二控制精度。
[0016]進一步地，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]根據本發明的另一方面，還提供一種航空發動機燃油加溫試驗裝置，用于對提供給航空發動機的外部燃油系統的燃油進行加溫試驗控制，燃油加溫試驗裝置包括:
[0018]測溫傳感器，用于采集外部燃油系統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，用于采集航空發動機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外部燃油系統內的燃油進行加熱；
[0021]控制器，連接測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，并經數據接收端接收燃油加溫需達到的預設溫度值;還根據入口燃油溫度值與預設溫度值的差值、燃油流量計算加熱裝置的加熱功率值并根據計算得到的加熱功率值調整加熱裝置的輸出加熱功率。
[0022]進一步地，控制器內設有加熱功率計算模塊，用于根據入口燃油溫度值與預設溫度值的差值、燃油流量計算加熱裝置的加熱功率值，計算公式如下:
[0023]p = c*AT*Q;
[0024]其中4為加熱功率值，C為流體加溫系數，ΔT為入口燃油溫度值與預設溫度值的差值，Q為燃油流量。
[0025]進一步地，控制器包括:
[0026]變頻器，用于通過變頻器調節控制電加熱裝置的輸出電壓以調節電加熱裝置的加熱功率，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預設溫度值的差值滿足第一控制精度；
[0027]PID調節器，用于微調加熱裝置的工作電壓，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預設溫度值的差值滿足第二控制精度。
[0028]進一步地，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]進一步地，流量傳感器為渦輪流量計。
[0030]本發明具有以下有益效果:
[0031 ] 本發明航空發動機燃油加溫試驗方法及試驗裝置，通過在加溫試驗過程中引入航空發動機燃油流量監測，根據燃油流量、入口燃油溫度值與預設燃油溫度值計算加熱裝置的加熱功率值，并根據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動機工作狀態變化導致的燃油流量變化而變化，使得加溫控制的瞬態控制精度得到提高、動態響應時間短，提高了溫度控制的穩態精度，從而能夠滿足航空發動機燃油加溫試驗的性能要求。
[0032]除了上面所描述的目的、特征和優點之外，本發明還有其它的目的、特征和優點。下面將參照附圖，對本發明作進一步詳細的說明。
【附圖說明】
[0033]構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中:
[0034]圖1是現有的航空發動機燃油加溫試驗控制的原理示意圖；
[0035]圖2是本發明優選實施例航空發動機燃油加溫試驗方法的流程示意圖；
[0036]圖3是本發明優選實施例航空發動機燃油加溫試驗裝置溫度控制的原理示意圖。
【具體實施方式】
[0037]需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本發明。
[0038]本發明的優選實施例提供一種航空發動機燃油加溫試驗方法，用于對供油給航空發動機的外部燃油系統的燃油進行加溫試驗控制，以滿足航空發動機燃油加溫試驗要求。現有的PID加溫試驗控制中，通過調節加溫單元的工作時間，使得出口燃油溫度達到預設加溫值，但隨著發動機試驗狀態變化時，出口燃油溫度變化大，導致加熱控制的動態響應時間及瞬態控制精度無法滿足加溫試驗要求。本實施例通過在加溫試驗方法中引入航空發動機的燃油流量監測并設計加熱功率計算模型，根據加熱功率計算模型計算加熱裝置的加熱功率并進行精確調節控制，以滿足航空發動機燃油加溫試驗要求。參照圖2，本實施例燃油加溫試驗方法包括:
[0039]步驟S100，接收燃油加溫所需達到的預設溫度值并采集及接收外部燃油系統在加熱裝置的入口處的入口燃油溫度值；
[0040]步驟S200，實時采集并接收航空發動機的燃油流量；
[0041]步驟S300，根據入口燃油溫度值與預設溫度值的差值、燃油流量計算加熱裝置的加熱功率值；
[0042]步驟S400，根據計算得到的加熱功率值調整加熱裝置的輸出加熱功率。
[0043]本實施例通過在加溫試驗過程中引入航空發動機燃油流量監測，根據燃油流量、入口燃油溫度值與預設燃油溫度值計算加熱裝置的加熱功率值，并根據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動機工作狀態變化導致的燃油流量變化而變化，使得加溫控制的瞬態控制精度得到提高、動態響應時間短，提高了溫度控制的穩態精度，從而能夠滿足航空發動機燃油加溫試驗的性能要求。
[0044]本實施例中，計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，ΔT為入口燃油溫度值與預設溫度值的差值，Q為燃油流量。
[0047]優選地，本實施例根據計算得到的加熱功率值調整加熱裝置的輸出加熱功率包括:
[0048]通過變頻器調節控制加熱裝置的工作電壓以調節加熱裝置的加熱功率，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預設溫度值的差值滿足第一控制精度；
[0049]通過PID調節器微調加熱裝置的工作電壓，使得經加熱裝置加熱后的燃油溫度值與預設溫度值的差值滿足第二控制精度。
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