一种加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统及方法与流程

本申请属于飞机空中加油，特别涉及一种加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统及方法。

背景技术：

1、现有技术中，采用空中试飞的方法完成加油吊舱拖曳、回绕、加油和脱开等功能的验证。而在地面试验条件下，缺少空中气动力条件，多采用静态对接的方式侧重于完成燃油输送功能验证。根据少数公开资料，加油吊舱出厂试验方法未考虑吊舱高空环境影响，无法对加油吊舱的高空燃油输送特性给出结论。因此，如何实现地面条件下加油吊舱燃油输送特性的试验模拟成为急需解决的关键技术问题之一。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统及方法，以解决现有技术中加油吊舱出厂试验方法未考虑吊舱高空环境影响的问题。

2、本申请的技术方案是：一种加油吊舱燃油输送特性的试验模拟方法，包括：

3、地面控制器初始化；

4、在地面控制器初始化完成后，向加油机钢制试验油箱加油；

5、在加油机钢制试验油箱加油完成后，手动向地面控制器输入压力设定值，地面控制器向抽真空调节阀发送开度调节指令，对下级的机箱进行开度控制，使得各个机箱内部均达到压力设定值；

6、在各个机箱达到压力设定值后，地面控制器控制加油泵组启动，并保持加油泵组处于零流量状态；

7、在加油泵组启动后，打开加油阀，向地面控制器输入流量设定值；地面控制器在接收到流量设定值后，向流量调节阀发送开度调节指令，使得流量调节阀的加油流量达到设定值，而后实时采集加油泵组受油流量，并发送至地面控制器；

8、地面控制器获取加油泵组内受油流量，判断受油流量是否达到设定值，若是，则执行下一步骤；

9、获取空中试飞过程中的飞机飞行高度，与设定值进行对比，判断是否满足高度设定值，若是则试验结束。

10、优选地，地面控制器初始化包括传感器上电自检、受油流量阀初始复位、电液比例阀控制信号初始复位。

11、优选地，向加油机钢制试验油箱加油具体为：地面控制器向加油调节阀发送控制指令，控制加油流量，向钢制加油机油箱内加注一定量的试验用油。

12、优选地，下级的机箱包括受油机负压油箱、飞行环境压力模拟箱和加油机钢制试验油箱。

13、优选地，加油泵组内设有受油流量传感器，受油流量传感器采集加油泵组试验用油流量，并传递至地面控制器内，地面控制器判断受油流量传感器采集的信号为0时，完成加油泵组启动。

14、优选地，当受油流量未达到设定值时，则向地面控制器输入新的流量设定值，直至加油泵组内的受油流量达到设定值。

15、优选地，当飞机飞行高度不满足高度设定值时，修改压力设定值，根据新的压力设定值重复开启加油泵组并重新进行加油泵组的受油流量控制，直至达到高度设定值。

16、作为一种具体实施方式，一种加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统，包括：地面控制器、加油机钢制油箱、空中加油泵组、燃油输送管路、受油机负压油箱、飞行环境压力模拟箱、加油吊舱冲压涡轮泵、电液比例阀、高速液压马达、加油软管、加受油组件、压力调节阀、受油流量调节阀和受油流量传感器；空中加油泵组及燃油输送管路设于加油机钢制油箱上，加油机钢制油箱、飞行环境压力模拟箱、受油机负压油箱上均装有两个压力调节阀，其中一个压力调节阀的出口为试验室大气环境，另外一个压力调节阀的出口为真空抽吸管路；

17、加油吊舱冲压涡轮泵与空中加油泵组及燃油输送管路的一端相连，地面控制器设于地面上，并与电液比例阀、加油吊舱冲压涡轮泵、受油流量调节阀和受油流量传感器电连接，高速液压马达连接于电液比例阀和加油吊舱冲压涡轮泵之间，用于向加油吊舱冲压涡轮泵提供动力；加油软管和加受油组件串联配合，并且一端与加油吊舱冲压涡轮泵相连，另一端与受油流量调节阀相连；受油流量调节阀和受油流量传感器串联连接，飞行环境压力模拟箱与加油吊舱冲压涡轮泵相连，受油机负压油箱与受油流量调节阀相连。

18、优选地，地面控制器上设有人机交互界面，能够人工输入试验压力和流量参数的设定，同时接收加油吊舱调压指令并向液压马达前端的电液比例阀发送调节指令。

19、优选地，加油机钢制油箱内储存一定量的试验用油，且内部安装有空中加油泵组和燃油输送管路，油箱内部形状尺寸与飞机真实油箱状态保持一致。

20、优选地，受油机负压油箱内设有一定容量的空间，能够临时存储空中受油累积的燃油，且其内部安装有排油泵，用于及时排空其内部累积的燃油。

21、优选地，飞行环境压力模拟箱内部安装有加油吊舱压力传感器，采用真空抽吸的方法，由地面控制器通过控制与其连通安装的压力调节阀开度来控制内部压力与真实飞行高度条件下的对应环境压力一致。

22、优选地，加油机钢制油箱、飞行环境压力模拟箱和受油机负压油箱为封闭容器上均装有两个压力调节阀，且其中一个压力调节阀的出口为试验室大气环境，另外一个压力调节阀的出口为真空抽吸管路。

23、本申请的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统及方法，地面控制器依据加油吊舱调压控制器指令要求通过电液比例阀对与液压马达直连的加油吊舱冲压涡轮泵进行转速调节，实现了加油吊舱调压过程模拟。地面试验控制器改变调节阀开度，模拟受油流量的变化，实现了不同受油流量下加油吊舱燃油输送特性的验证。受油机负压油箱内置排油泵，用于防止负压油箱燃油溢出，实现了受油过程的持续模拟。

技术特征：

1.一种加油吊舱燃油输送特性的试验模拟方法，其特征在于，包括：地面控制器初始化；

2.如权利要求1所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟方法，其特征在于：地面控制器初始化包括传感器上电自检、受油流量阀初始复位、电液比例阀控制信号初始复位。

3.如权利要求1所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟方法，其特征在于：向加油机钢制试验油箱加油具体为：地面控制器向加油调节阀发送控制指令，控制加油流量，向钢制加油机油箱内加注一定量的试验用油。

4.如权利要求1所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟方法，其特征在于：下级的机箱包括受油机负压油箱、飞行环境压力模拟箱和加油机钢制试验油箱。

5.如权利要求1所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟方法，其特征在于：加油泵组内设有受油流量传感器，受油流量传感器采集加油泵组试验用油流量，并传递至地面控制器内，地面控制器判断受油流量传感器采集的信号为0时，完成加油泵组启动。

6.如权利要求1所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟方法，其特征在于：当受油流量未达到设定值时，则向地面控制器输入新的流量设定值，直至加油泵组内的受油流量达到设定值。

7.如权利要求1所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟方法，其特征在于：当飞机飞行高度不满足高度设定值时，修改压力设定值，根据新的压力设定值重复开启加油泵组并重新进行加油泵组的受油流量控制，直至达到高度设定值。

8.一种加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统，采用如权利要求1-7任一所述的方法，其特征在于：包括：地面控制器(6)、加油机钢制油箱(1)、空中加油泵组、燃油输送管路、受油机负压油箱(12)、飞行环境压力模拟箱(11)、加油吊舱冲压涡轮泵(4)、电液比例阀(5)、高速液压马达(3)、加油软管(7)、加受油组件(8)、压力调节阀、受油流量调节阀(9)和受油流量传感器(10)；空中加油泵组及燃油输送管路(2)设于加油机钢制油箱(1)上，加油机钢制油箱(1)、飞行环境压力模拟箱(11)、受油机负压油箱(12)上均装有两个压力调节阀，其中一个压力调节阀的出口为试验室大气环境，另外一个压力调节阀的出口为真空抽吸管路；

9.如权利要求8所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统，其特征在于：地面控制器(6)上设有人机交互界面，能够人工输入试验压力和流量参数的设定，同时接收加油吊舱调压指令并向液压马达前端的电液比例阀(5)发送调节指令。

10.如权利要求8所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统，其特征在于：加油机钢制油箱(1)内储存一定量的试验用油，且内部安装有空中加油泵组和燃油输送管路，油箱内部形状尺寸与飞机真实油箱状态保持一致。

11.如权利要求8所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统，其特征在于：受油机负压油箱(12)内设有一定容量的空间，能够临时存储空中受油累积的燃油，且其内部安装有排油泵，用于及时排空其内部累积的燃油。

12.如权利要求8所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统，其特征在于：飞行环境压力模拟箱(11)内部安装有加油吊舱压力传感器，采用真空抽吸的方法，由地面控制器(6)通过控制与其连通安装的压力调节阀开度来控制内部压力与真实飞行高度条件下的对应环境压力一致。

13.如权利要求8所述的加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统，其特征在于：加油机钢制油箱(1)、飞行环境压力模拟箱(11)和受油机负压油箱(12)为封闭容器上均装有两个压力调节阀，且其中一个压力调节阀的出口为试验室大气环境，另外一个压力调节阀的出口为真空抽吸管路。

技术总结
本申请属于飞机空中加油技术领域，特别涉及一种加油吊舱燃油输送特性的试验模拟系统及方法，包括：地面控制器、加油机钢制油箱、空中加油泵组、燃油输送管路、受油机负压油箱、飞行环境压力模拟箱、加油吊舱冲压涡轮泵、电液比例阀、高速液压马达、加油软管、加受油组件、压力调节阀、受油流量调节阀、受油流量传感器。地面控制器依据加油吊舱调压控制器指令要求通过电液比例阀对与液压马达直连的加油吊舱冲压涡轮泵进行转速调节，实现了加油吊舱调压过程模拟。地面试验控制器改变调节阀开度，模拟受油流量的变化，实现了不同受油流量下加油吊舱燃油输送特性的验证。受油机负压油箱内置排油泵，实现了受油过程的持续模拟。

技术研发人员：张冬冬,任恒英
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：
技术公布日：2025/4/7