一种飞机燃油系统功能试验系统及试验台的制作方法

本技术涉及飞机测试设备，尤其涉及一种飞机燃油系统功能试验系统及试验台。

背景技术：

1、飞机燃油系统功能试验是对飞机燃油系统供油顺序、油泵的功能以及信号器的功能进行检查。飞机燃油系统的工作是依靠发动机运转带动回油系统工作，从而产生驱动飞机燃油系统引射泵的引射动流来实现的。

2、cn110067652a一种航空发动机供油系统，所述系统包括：结构部，所述结构部包括低压油泵、高压油泵、计量活门、回油活门、引射装置；所述低压油泵用于从飞机的油箱中抽取燃油；所述高压油泵用于对输入所述高压油泵的燃油进行增压；所述计量活门用于计量从所述高压油泵输出的一部分燃油的供油量，所述一部分燃油进入航空发动机燃烧室；所述回油活门用于将所述高压油泵输出的另一部分燃油向所述高压油泵回输，包括至少一个回油门；所述引射装置，将其中一个回油门输出的燃油引射低压油泵输出的燃油，并输出燃油到所述高压油泵。

3、上述现有技术是飞机在地面试车时，试验员通过观察燃油系统油量和油泵信号来判别飞机燃油系统功能是否正常，在整个燃油系统功能试验过程中，引射泵的工作是依靠发动机回油系统驱动，所以发动机必须处于工作状态，然而由于燃油系统供油顺序需将燃油耗尽才能进行检查，使得飞机发动机长时间处于工作状态，大大影响了飞机发动机的使用寿命。

技术实现思路

1、有鉴于此，有必要提供一种飞机燃油系统功能试验系统，用以解决现有技术中由于燃油系统供油顺序需将燃油耗尽才能进行检查，使得飞机发动机长时间处于工作状态，大大影响了飞机发动机的使用寿命的技术问题。

2、本实用新型提供一种飞机燃油系统功能试验系统，该飞机燃油系统功能试验系统包括：

3、泵油装置，包括泵油组件、吸油软管和供油软管，所述泵油组件具有进油口和出油口，所述吸油软管一端用于与飞机油箱连通，所述吸油软管的另一端与所述进油口连接，所述供油软管一端用于与飞机发动机回油系统的引射泵连通，所述供油软管的的另一端与所述出油口连接，所述泵油装置用于将飞机油箱内的燃油增压泵入至引射泵内；

4、调压装置，设于所述泵油组件，所述调压装置用于调节所述泵油组件泵出的燃油的油压。

5、可选地，所述泵油组件包括电动油泵、进油管和出油管，所述电动油泵形成有所述进油口和所述出油口，所述进油管的两端分别与所述进油口和所述吸油软管连接，所述出油管的两端分别与所述出油口和所述供油软管连接，其中，所述调压装置设于所述出油管，所述调压装置用于调节所述出油管内的油压。

6、可选地，所述飞机燃油系统功能试验系统还包括供油开关，所述供油开关设于所述供油软管，所述供油开关用于控制所述供油软管的开闭。

7、可选地，所述调压装置包括调压管路、调压开关和油枪，所述调压管路的两端分别与所述出油管和所述油枪连接，所述调压开关设于所述调压管路，所述调压开关用于调节所述调压管路内燃油的流量，所述油枪用于与油罐连接。

8、可选地，所述飞机燃油系统功能试验系统还包括第一压力表，所述第一压力表设于所述进油管，所述第一压力表用于检测所述进油管内的油压。

9、可选地，所述飞机燃油系统功能试验系统还包括第二压力表和节流阀，所述第二压力表通过所述节流阀与所述供油软管连接，所述第二压力表用于检测所述供油软管内的油压。

10、可选地，所述泵油装置还包括泵前吸油滤和泵后供油滤，所述泵前吸油滤设于所述进油管，所述泵后供油滤设于所述出油管。

11、可选地，所述泵油装置还包括安全活门，所述安全活门分别连接所述出油管和所述进油管，所述安全活门用于在所述出油管内油压达到设定值时将所述出油管内的燃油导入至所述进油管内；和/或，

12、所述泵油装置还包括排气开关，所述排气开关分别与所述进油管和所述出油管连接，所述排气开关用于排出所述进油管和所述出油管内的空气。

13、可选地，所述吸油软管和所述供油软管均设置有两个。

14、此外本实用新型还提供一种飞机燃油系统功能试验台，所述飞机燃油系统功能试验台包括移动小车和设于所述移动小车内的如上述技术方案任意一项所述的飞机燃油系统功能试验系统。

15、与现有技术相比，本实用新型提供的飞机燃油系统功能试验系统，所述泵油组件具有进油口和出油口，所述吸油软管的两端分别与飞机油箱和所述进油口连接，所述供油软管的两端分别与飞机发动机回油系统的引射泵和所述出油口连接，所述调压装置设于所述泵油组件，具体使用时，所述泵油组件通过所述吸油软管将飞机油箱内的燃油抽出并进行增压，在通过供油软管输送至引射泵，通过增压的燃油驱动引射泵工作，即可进行燃油系统的功能试验，并且还可通过所述调压装置调节输入至引射泵内的燃油的油压，使得供油软管内的油压达到驱动引射泵工作的条件，本申请通过所述泵油装置替代发动机起动时提供的引射动流，实现在不起动发动机的情况下，驱动引射泵工作，从而完成燃油系统功能试验，避免了长时间使用发动机而影响发动机寿命的情况。

16、上述说明仅是本实用新型技术方案的概述，为了能够更清楚了解本实用新型的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以本实用新型的较佳实施例并配合附图详细说明如下。本实用新型的具体实施方式由以下实施例及其附图详细给出。

技术特征：

1.一种飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，其包括：

2.根据权利要求1所述的飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，所述泵油组件包括电动油泵、进油管和出油管，所述电动油泵形成有所述进油口和所述出油口，所述进油管的两端分别与所述进油口和所述吸油软管连接，所述出油管的两端分别与所述出油口和所述供油软管连接，其中，所述调压装置设于所述出油管，所述调压装置用于调节所述出油管内的油压。

3.根据权利要求2所述的飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，所述飞机燃油系统功能试验系统还包括供油开关，所述供油开关设于所述供油软管，所述供油开关用于控制所述供油软管的开闭。

4.根据权利要求3所述的飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，所述调压装置包括调压管路、调压开关和油枪，所述调压管路的两端分别与所述出油管和所述油枪连接，所述调压开关设于所述调压管路，所述调压开关用于调节所述调压管路内燃油的流量，所述油枪用于与油罐连接。

5.根据权利要求2所述的飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，所述飞机燃油系统功能试验系统还包括第一压力表，所述第一压力表设于所述进油管，所述第一压力表用于检测所述进油管内的油压。

6.根据权利要求5所述的飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，所述飞机燃油系统功能试验系统还包括第二压力表和节流阀，所述第二压力表通过所述节流阀与所述供油软管连接，所述第二压力表用于检测所述供油软管内的油压。

7.根据权利要求2所述的飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，所述泵油装置还包括泵前吸油滤和泵后供油滤，所述泵前吸油滤设于所述进油管，所述泵后供油滤设于所述出油管。

8.根据权利要求2所述的飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，所述泵油装置还包括安全活门，所述安全活门分别连接所述出油管和所述进油管，所述安全活门用于在所述出油管内油压达到设定值时将所述出油管内的燃油导入至所述进油管内；和/或，

9.根据权利要求1所述的飞机燃油系统功能试验系统，其特征在于，所述吸油软管和所述供油软管均设置有两个。

10.一种飞机燃油系统功能试验台，其特征在于，所述飞机燃油系统功能试验台包括移动小车和设于所述移动小车内的如权利要求1-9任意一项所述的飞机燃油系统功能试验系统。

技术总结本技术涉及一种飞机燃油系统功能试验系统及试验台，飞机燃油系统功能试验系统包括泵油装置和调压装置，所述泵油装置包括泵油组件、吸油软管和供油软管，泵油组件具有进油口和出油口，吸油软管一端用于与飞机油箱连通，吸油软管的另一端与进油口连接，供油软管一端用于与飞机发动机回油系统的引射泵连通，供油软管的的另一端与出油口连接，泵油装置用于将飞机油箱内的燃油增压泵入至引射泵内；调压装置设于泵油组件。本技术通过泵油装置替代发动机起动时提供的引射动流，实现在不起动发动机的情况下，驱动引射泵工作，从而完成燃油系统功能试验，避免了长时间使用发动机而影响发动机寿命的情况。技术研发人员：毕海亮,王志刚,李毅,朱以刚,杭朕,张化平,张宏涛,徐梦,郭炬受保护的技术使用者：凌云科技集团有限责任公司技术研发日：20231030技术公布日：2024/5/19