一種飛機熱管理系統(tǒng)試驗加熱器功率調定方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機熱管理系統(tǒng)實驗技術領域，涉及一種飛機熱管理系統(tǒng)試驗加熱器功率調定方法。
【背景技術】
[0002]飛機采用燃油熱管理系統(tǒng)對全機機電系統(tǒng)的熱量進行集成是近幾年研究的技術熱點，熱管理系統(tǒng)設計的核心問題就是對機電系統(tǒng)各個子系統(tǒng)(燃油、液壓、環(huán)控等)的熱負載剖面進行優(yōu)化集成，使燃油發(fā)揮最大的熱沉效益。在設計完成后，往往需要通過熱管理系統(tǒng)試驗來驗證燃油熱管理系統(tǒng)設計的是否合理。由于熱管理系統(tǒng)試驗中很難再現(xiàn)機電各個子系統(tǒng)的實際構型，因此通常采用加熱器來模擬各個子系統(tǒng)產生的熱量。加熱器的加熱功率值選擇是熱管理系統(tǒng)試驗中的難點，既要保證散熱器的散熱功率為要求值，同時還需要考慮散熱子系統(tǒng)管路和附件的熱量損失。理論上，電加熱器的加熱功率值可以通過熱計算獲得，但由于涉及眾多管路及成品的熱力學參數(shù)，導致計算過程復雜且準確性差。

【發(fā)明內容】

[0003]本發(fā)明的目的是提供一種操作簡單，能夠準確調定飛機熱管理系統(tǒng)試驗中加熱器功率的方法。
[0004]本發(fā)明的技術方案:一種飛機熱管理系統(tǒng)試驗中電加熱器功率的調定方法，所述的飛機熱管理系統(tǒng)試驗包括供油回路13和熱負載模擬系統(tǒng)14，其中供油回路13還包括供油栗1、油箱2、散熱器3、溫度傳感器4、切斷閥5和發(fā)動機耗量模擬裝置6，其中熱負載模擬系統(tǒng)14包括單向閥7、冷卻栗8、加熱器9、流量調節(jié)閥10、流量計11和冷卻液貯存罐12，如下步驟:
[0005]步驟一、啟動試驗裝置，調節(jié)供油回路13中的燃油流量至試驗所需的大小，同時調節(jié)熱負載模擬系統(tǒng)14中冷卻液流量至試驗所需的大??；
[0006]步驟二、將加熱器9功率設為散熱器3要求的換熱功率W ；
[0007]步驟三、測量熱負載模擬系統(tǒng)14的流量Q，散熱器3的入口冷卻液溫度I；和出口冷卻液溫度T。；
[0008]步驟四、計算散熱器3實際換熱功率Wr= Q.(T r-Tc)，并與散熱器3要求的換熱功率W進行比較，如果W，則將加熱器3的功率增大Λ W ；
[0009]步驟五、重復步驟三和步驟四，在散熱器3實際功率Wr快接近W時，需要減小Λ W，直至散熱器3實際換熱功率W1^與要求的換熱功率W相同為止，這時加熱器功率為最終標定試驗得到的加熱器的額定功率。
[0010]本發(fā)明的優(yōu)點和有益效果:
[0011]本發(fā)明通過試驗的手段對熱管理系統(tǒng)試驗臺上的加熱器功率進行逐次調整，實現(xiàn)加熱器功率的調定。整個過程中，僅需要對試驗中的溫度和流量參數(shù)進行簡單的計算，就能夠準確調定加熱器所需的實際功率，避免了理論計算輸入?yún)?shù)不全，計算不準確的缺點，本發(fā)明中所給出的加熱器功率調定方法，方法簡單、操作方便，可操作性強，適用于任意飛機熱管理系統(tǒng)試驗中加熱器功率的調定，通用性強，具有推廣應用價值。
【附圖說明】
[0012]圖1是本發(fā)明中飛機熱管理系統(tǒng)試驗原理圖；
[0013]其中，1-供油栗，2-油箱，3-散熱器，4-溫度傳感器，5-切斷閥，6_發(fā)動機耗量模擬裝置，7-單向閥，8-液冷栗，9-加熱器，10-流量調節(jié)閥，11-流量計，12-冷卻液貯存罐，13-供油回路，14-熱負載模擬系統(tǒng)。
【具體實施方式】
[0014]下面結合附圖對本發(fā)明做進一步詳細描述，請參閱圖1。
[0015]典型的飛機熱管理系統(tǒng)試驗原理圖見下圖1，其中，上部實線表示的部分為供油回路13，下部虛線表示的為熱負載模擬系統(tǒng)14。燃油系統(tǒng)向發(fā)動機供油的管路上串聯(lián)了各個分系統(tǒng)的散熱器3，典型散熱器共有四個接口，燃油進口、燃油出口、冷卻液進口、冷卻液出口。溫度較低的燃油在進入散熱器3之后與進入散熱器3溫度較高的冷卻液進行熱交換，燃油吸收冷卻液中所攜帶的熱量后溫度升高，隨后進入發(fā)動機模擬裝置6被消耗掉。溫度下降后的冷卻液從散熱器3出口流出后，重新進入熱負載模擬系統(tǒng)14進行循環(huán)。其中每個散熱器都與一個熱負載模擬系統(tǒng)14相連，圖中未全部不出。
[0016]具體實施時，其步驟如下:
[0017]步驟一、打開供油栗I和發(fā)動機耗量模擬裝置6，調節(jié)供油回路13中的燃油流量至試驗所需的大小，啟動液冷栗8使冷卻液在熱負載模擬系統(tǒng)14管路中的開始循環(huán)，同時，調節(jié)流量調節(jié)閥10，并通讀取流量計11，保證冷卻液流量為試驗所需值；
[0018]步驟二、啟動加熱器9，并調節(jié)加熱器9的功率為散熱器要求的功率W，開始對熱負載模擬系統(tǒng)14中的冷卻液進行加熱；
[0019]步驟三、待系統(tǒng)工作穩(wěn)定后，讀取散熱器3的入口冷卻液溫度I；和出口冷卻液溫度T。，以及熱負載模擬系統(tǒng)14中冷卻液的流量Q ；
[0020]步驟四、計算散熱器3實際換熱功率Wr= Q.(T r-Tc)，并與散熱器3要求的換熱功率W進行比較，如果wr< W，則將加熱器9的功率增大Λ W，通常為500瓦特；
[0021]步驟五、重復步驟三和步驟四，逐步增加加熱器9的功率，在散熱器3實際功率I快接近W時，需要降低加熱器9功率每次增加值Λ W，通常為50瓦特，直至散熱器3實際換熱功率W1^與要求的換熱功率W相同為止，這時加熱器3功率為最終標定試驗得到的加熱器的額定功率。
【主權項】
1.一種飛機熱管理系統(tǒng)試驗加熱器功率調定方法，其特征為:所述的加熱器功率調定方法包括如下步驟: 步驟一、啟動試驗裝置，調節(jié)供油回路(13)中的燃油流量至試驗所需的大小，同時調節(jié)熱負載模擬系統(tǒng)(14)中冷卻液流量至試驗所需的大?。? 步驟二、將加熱器(9)功率設為散熱器(3)要求的換熱功率W ; 步驟三、測量熱負載模擬系統(tǒng)(14)的流量Q，散熱器(3)的入口冷卻液溫度I；和出口冷卻液溫度T。； 步驟四、計算散熱器⑶實際換熱功率Q *(Τ ，并與散熱器(3)要求的換熱功率W進行比較，如果W，則將加熱器(3)的功率增大Λ W ； 步驟五、重復步驟三和步驟四，在散熱器⑶實際功率W1^快接近W時，需要減小Λ W，直至散熱器(3)實際換熱功率W1^與要求的換熱功率W相同為止，這時加熱器功率為最終標定試驗得到的加熱器的額定功率。
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機熱管理系統(tǒng)實驗技術領域，涉及一種飛機熱管理系統(tǒng)試驗加熱器功率調定方法。該方法通過試驗的手段對熱管理系統(tǒng)試驗臺上的加熱器功率進行逐次調整，實現(xiàn)加熱器功率的調定。整個過程中，僅需要對試驗中的溫度和流量參數(shù)進行簡單的計算，就能夠準確調定加熱器所需的實際功率，避免了理論計算輸入?yún)?shù)不全，計算不準確的缺點。
【IPC分類】B64F5/00
【公開號】CN105620782
【申請?zhí)枴緾N201410591338
【發(fā)明人】韓琦, 戴晨峰
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設計研究所
【公開日】2016年6月1日
【申請日】2014年10月28日