專利名稱：飛機主燃油泵測試系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領域：
本實用新型涉及航空液壓測試領域，具體為一種飛機主燃油泵測試系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
飛機主燃油泵由附件傳動機匣驅(qū)動，其作用是向飛機發(fā)動機提供一定壓力、流量和溫度的燃油，確保發(fā)動機正常運轉(zhuǎn)，因此主燃油泵的可靠性至關重要，直接關乎飛機的飛行安全。但是目前市面上的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)不能夠用于現(xiàn)役主流商用發(fā)動機的主燃油泵的性能測試，很難確保主燃油泵裝機前是安全可用的，因此研發(fā)安全性高，測試效果好的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)時不我待。

實用新型內(nèi)容本實用新型的目的是為了克服上述現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，而提供一種結(jié)構(gòu)簡單、測試準確、安全性高的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)。本實用新型的目的是通過如下措施來達到的:飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，它包括用于向被測主燃油泵提供燃油的供油單元和用于模擬主燃油泵在飛機負載下的性能測試的排油加載測試單元，所述供油單元與被測主燃油泵相連，所述排油加載測試單元與被測主燃油泵相連形成閉合回路。在上述技術(shù)方案中，所述供油單元包括油箱，所述油箱上通過管道依次連接有增壓泵、冷卻器、供油過濾器、供油溫度傳感器和供油壓力傳感器，所述供油壓力傳感器與被測主燃油泵相連，所述供油溫度傳感器和供油壓力傳感器之間通過管道設有供油旁路節(jié)流閥，所述供油旁路節(jié)流閥通過管道與油箱相連。在上述技術(shù)方案中，所述排油加載測試單元包括通過管道依次連接的背壓閥、排油流量計、排油過濾器、出口溫度傳感器和出口壓力傳感器，所述背壓閥與油箱相連，所述出口壓力傳感器通過管道與被測主燃油泵相連，所述背壓閥和排油流量計之間通過管道依次連接有球閥、流量計、節(jié)流閥和壓力傳感器，所述壓力傳感器通過管道被測主燃油泵相連。在上述技術(shù)方案中，還包括壓力降測試單元，所述壓力降測試單元包括差壓傳感器和差壓節(jié)流閥，所述差壓傳感器與差壓節(jié)流閥通過管道并聯(lián)，所述差壓傳感器的兩端通過管道與被測主燃油泵相連。在上述技術(shù)方案中，還包括測壓單元，所述測壓單元包括第一測壓壓力表、第二測壓壓力表和第三測壓壓力表，所述第一測壓壓力表、第二測壓壓力表和第三測壓壓力表分別與被測主燃油泵相連。在上述技術(shù)方案中，所述供油單元還包括供油球閥，所述供油球閥設置在所述供油溫度傳感器和供油壓力傳感器之間，所述供油旁路節(jié)流閥設置在供油球閥和供油壓力傳感器之間。在上述技術(shù)方案中，所述油箱上還設有目視液位計和液位傳感器。[0011 ] 在上述技術(shù)方案中，所述油箱上還設有放油閥。本實用新型結(jié)構(gòu)簡單，不但安全性高而且測試效果也好，此外，本實用新型工作效率高、使用壽命長。

圖1為本實用新型整體原理框圖。圖2為本實用新型液壓原理圖。圖中101.供油單元，201.排油加載測試單元，301.壓力降測試單元，401.測壓單元，1.油箱，2.增壓泵，3.冷卻器，4.供油過濾器，5.供油溫度傳感器，6.供油球閥，7.供油壓力傳感器，8.出口溫度傳感器，9.出口壓力傳感器，10.第三測壓壓力表，11.第二測壓壓力表，12.第一測壓壓力表，13.差壓傳感器，14.壓力傳感器，15.差壓節(jié)流閥，16.節(jié)流閥，17.排油過濾器，18.流量計，19.球閥，20.排油流量計，21.供油旁路節(jié)流閥，22.背壓閥，23.放油閥，24.目視液位計，25.液位傳感器。
具體實施方式
以下結(jié)合附圖詳細說明本實用新型的實施情況，但它們并不構(gòu)成對本實用新型的限定，僅作舉例而已，同時通過說明本實用新型的優(yōu)點將變得更加清楚和容易理解。參閱附圖可知:本實用新型飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，它包括用于向被測主燃油泵提供燃油的供油單元101、用于模擬主燃油泵在飛機負載下的性能測試的排油加載測試單元201、用于監(jiān)測主燃油泵在裝機時連接熱交換器所產(chǎn)生壓力降的壓力降測試單元301和用于測試主燃油泵壓力口壓力的測壓單元401。供油單元101、測壓單元401與被測主燃油泵相連，排油加載測試單元201和壓力降測試單元301分別與被測主燃油泵相連形成閉合回路(如圖1、圖2所示)。供油單元101包括設有放油閥23、目視液位計24和液位傳感器25的油箱1，油箱I上通過管道依次連接有增壓泵2、冷卻器3、供油過濾器4、供油溫度傳感器5、供油球閥6和供油壓力傳感器7，所述供油壓力傳感器7與被測主燃油泵相連，所述供油溫度傳感器5和供油球閥6之間通過管道設有供油旁路節(jié)流閥21，所述供油旁路節(jié)流閥21通過管道與油箱I相連。供油回路主要為主燃油泵提供壓力、流量、清潔度、溫度均符合要求的燃油。目視液位計24和液位傳感器25用于觀察并監(jiān)控油箱I液位的高低，儲存于油箱I的燃油由增壓泵2增壓，經(jīng)冷卻器3冷卻及供油過濾器4過濾進入主燃油泵。供油溫度傳感器5與冷卻水流量控制可實現(xiàn)自動控制油溫。通過調(diào)節(jié)供油旁路節(jié)流閥21的開口大小控制供油壓力，由供油壓力傳感器7監(jiān)測其壓力。供油球閥6在試驗結(jié)束后自動關閉，防止油箱I中的油液外流，需要維護時可以打開放油閥23將油放干凈。排油加載測試單元201包括通過管道依次連接的背壓閥22、排油流量計20、排油過濾器17、出口溫度傳感器8和出口壓力傳感器9，所述背壓閥22與油箱I相連，所述出口壓力傳感器9通過管道與被測主燃油泵相連，所述背壓閥22和排油流量計20之間通過管道依次連接有球閥19、流量計18、節(jié)流閥16和壓力傳感器14，所述壓力傳感器14通過管道被測主燃油泵相連。排油加載測試單元201主要模擬主燃油泵在飛機上規(guī)定負載下的性能測試，被測主燃泵輸出的高壓燃油經(jīng)排油過濾器17過濾，由排油流量計20測試其輸出流量是否符合要求，流經(jīng)排油流量計20的燃油分為兩路，一路通過背壓閥22回油箱1，由背壓閥22控制出口負載，從而模擬在裝機狀態(tài)負載測試，另一路返回主燃油泵，由球閥19控制其回路的通斷，流量計18測量燃油返回流量的大小，節(jié)流閥16調(diào)節(jié)返回燃油流量的大小。出口油溫和壓力分別由出口溫度傳感器8出口壓力傳感器9監(jiān)測，返回燃油的壓力由壓力傳感器14監(jiān)測。壓力降測試單元301包括差壓傳感器13和差壓節(jié)流閥15，所述差壓傳感器13與差壓節(jié)流閥15通過管道并聯(lián)，所述差壓傳感器13的兩端通過管道與被測主燃油泵相連。通過調(diào)節(jié)差壓節(jié)流閥15代替主燃油泵在裝機時連接熱交換器所產(chǎn)生的壓力降，其壓力降由差壓傳感器13監(jiān)測。測壓單元401包括第一測壓壓力表12、第二測壓壓力表11和第三測壓壓力表10，所述第一測壓壓力表12、第二測壓壓力表11和第三測壓壓力表10分別與被測主燃油泵相連。測壓單元401用于測試主燃油泵壓力口壓力。(如圖1、圖2所示)。
權(quán)利要求1.機主燃油泵測試系統(tǒng)，其特征在于:包括用于向被測主燃油泵提供燃油的供油單元(101)和用于模擬主燃油泵在飛機負載下的性能測試的排油加載測試單元(201)，所述供油單元(101)與被測主燃油泵相連，所述排油加載測試單元(201)與被測主燃油泵相連形成閉合回路。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，其特征在于所述供油單元(101)包括油箱(1)，所述油箱(I)上通過管道依次連接有增壓泵(2)、冷卻器(3)、供油過濾器(4)、供油溫度傳感器(5)和供油壓力傳感器(7)，所述供油壓力傳感器(7)與被測主燃油泵相連，所述供油溫度傳感器(5)和供油壓力傳感器(7)之間通過管道設有供油旁路節(jié)流閥(21)，所述供油旁路節(jié)流閥(21)通過管道與油箱(I)相連。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，其特征在于所述排油加載測試單元(201)包括通過管道依次連接的背壓閥(22)、排油流量計(20)、排油過濾器(17)、出口溫度傳感器(8)和出口壓力傳感器(9)，所述背壓閥(22)與油箱(I)相連，所述出口壓力傳感器(9)通過管道與被測主燃油泵相連，所述背壓閥(22)和排油流量計(20)之間通過管道依次連接有球閥(19)、流量計(18)、節(jié)流閥(16)和壓力傳感器(14)，所述壓力傳感器(14)通過管道被測主燃油泵相連。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，其特征在于還包括壓力降測試單元(301)，所述壓力降測試單元(301)包括差壓傳感器(13)和差壓節(jié)流閥(15)，所述差壓傳感器(13)與差壓節(jié)流閥(15)通過管道并聯(lián)，所述差壓傳感器(13)的兩端通過管道與被測主燃油泵相連。
5.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，其特征在于還包括測壓單元(401)，所述測壓單元(401)包括第一測壓壓力表(12)、第二測壓壓力表(11)和第三測壓壓力表(10)，所述第一測壓壓力表(12)、第二測壓壓力表(11)和第三測壓壓力表(10)分別與被測主燃油泵相連。
6.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，其特征在于所述所述供油單元(101)還包括供油球閥(6)，所述供油球閥(6)設置在所述供油溫度傳感器(5)和供油壓力傳感器(7)之間，所述供油旁路節(jié)流閥(21)設置在供油球閥(6)和供油壓力傳感器(7)之間。
7.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，其特征在于所述油箱(I)上還設有目視液位計(24)和液位傳感器(25)。
8.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，其特征在于所述油箱(I)上還設有放油閥(23)。
專利摘要本實用新型公開了一種飛機主燃油泵測試系統(tǒng)，它包括用于向被測主燃油泵提供燃油的供油單元和用于模擬主燃油泵在飛機負載下的性能測試的排油加載測試單元，所述供油單元與被測主燃油泵相連，所述排油加載測試單元與被測主燃油泵相連形成閉合回路。本實用新型的優(yōu)點是結(jié)構(gòu)簡單，不但安全性高而且測試效果也好，此外，本實用新型工作效率高、使用壽命長。
文檔編號F04B51/00GK202926581SQ201220612959
公開日2013年5月8日 申請日期2012年11月19日 優(yōu)先權(quán)日2012年11月19日
發(fā)明者李秋菊, 雷建軍, 周琳, 葉池旺, 賈宏韜 申請人:武漢航達航空科技發(fā)展有限公司