特别是当热介质为65号冷冻液时，能够防止低温结冰膨胀，导致管路破裂。
[0038]如图1所示，本发明还提供了一种热负载模拟系统，可以包括油箱部分、栗源部分、加热部分、热交换部分、管路内部抽油部分以及测试部分等组成。具体地，包括栗1、储液箱2、电加热器3、水散热器4、“燃油-热介质”散热器5以及温度计6等。
[0039]储液箱2用于储存热介质，热介质可以为液压油或65号冷冻液；储液箱2上设置有液面计12、空气滤清器13，其底部设置有放油阀14 ;储液箱2的功能包括用于储存热介质、显示油箱液面、显示油箱内热介质的温度等。
[0040]栗I的进油口设置在储液箱2内；另外，在栗I与储液箱2以及电加热器3之间的管路上相应位置处还包括有球阀11、蓄能器15、压力传感器16、栗入口粗滤17等常规器部件，具体功能不再赘述。还需要说明的是，在本热负载模拟系统中的多个管路进出口处均可以根据需要设置球阀11，起到开闭作用，后续不再一一赘述。
[0041]电加热器3进口通过依次通过流量计10和流量调节阀9与栗I的出油口。流量计10用于实现各测量点的流量测量。
[0042]水散热器4的进口通过球阀11与电加热器3的出口连接，它们之间的管路还可以设置球阀11和过滤器18 ;水散热器4的出口通过球阀11与储液箱2连通。水散热器4还具有冷却水进口和冷却水出口。
[0043]“燃油-热介质”散热器5与水散热器4并联，其进口通过球阀11与电加热器3的出口连接，“燃油-热介质”散热器5的出口通过球阀11与储液箱2连通。“燃油-热介质”散热器5具有燃油进口和燃油出口，与待测飞机燃油系统的相应管路连接。在“燃油-热介质”散热器5的管路进口和出口(非燃油进、出口)处还设置有压力传感器20，实现各测量点压力的测量，用于辅助实现系统散热功率损失的标定、以及热介质与燃油的热交换以完成试验。
[0044]温度计6(或温度传感器)包括多个，分别设置在电加热器3的出口处、水散热器4的进出口处、“燃油-热介质”散热器5的进出口处以及储液箱2内。同样需要说明的是，在本热负载模拟系统中的多个管路进出口处均可以根据需要设置在温度计6，起到测量相应位温度的作用，不再一一赘述。
[0045]进一步，在栗I出油口与电加热器3的进口之间的管路上，设置有一根回油管路7和一根通气管路8，回油管路7的出口通过球阀11连通至储液箱2，通气管路8的出口通过球阀11与外界连通。另外，在电加热器3的出口与水散热器4进口之间也可以设置相应的通气管路8。
[0046]同样，通过本发明的热负载模拟系统，能够对系统向试验环境的散热功率损失进行试验标定，从而精确模拟飞机电气系统对飞机燃油系统的加热功率，使得模拟试验的结果更加准确；其中，散热功率损失标定方法简单可行，适用范围广，可以任意测定某一加热功率要求下的散热功率损失。
[0047]以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
【主权项】
1.一种热负载功率模拟方法，其特征在于，包括如下步骤: 步骤一、栗(I)将储液箱(2)中的热介质按照预定流量经由电加热器(3)、水散热器(4)回到所述储液箱(2)，所述水散热器(4)具有标定散热功率； 步骤二、按照试验功率目标值控制所述电加热器(3)对流经其内部的所述热介质进行加热，加热后的所述热介质再经由所述水散热器(4)回到所述储液箱(2); 步骤三、计算所述水散热器(4)吸热功率，并计算所述吸热功率与所述试验功率的差值； 步骤四、根据所述吸热功率与所述试验功率的差值，重新调节所述电加热器(3)的加热功率，直到所述吸热功率与所述试验功率相等，并记录相等时的所述电加热器(3)的控制电流、环境温度、所述电加热器(3)出口处热介质温度以及所述储液箱(2)中热介质温度； 步骤五、通过所述电加热器(3)加热所述热介质，使得所述储液箱(2)中热介质温度达到步骤四中的记录值，调节所述电加热器⑶的控制电流达到步骤四的记录值，将所述电加热器(3)出口管路切换至“燃油-热介质”散热器(5)管路进口，所述“燃油-热介质”散热器(5)管路出口连接所述储液箱(2)。2.根据权利要求1所述的热负载功率模拟方法，其特征在于，还包括: 步骤六、试验结束后，通过所述栗(I)将热负载管路系统内的所述热介质抽回所述储油箱⑵。3.一种如权利要求1至权利要求2中任一项所述的热负载功率模拟方法的热负载模拟系统，其特征在于，包括: 储液箱(2)，用于储存热介质； 栗(I)，进油口设置在所述储液箱(2)内； 电加热器(3)，进口依次通过流量计(10)和流量调节阀(9)与所述栗(I)的出油口连通； 水散热器(4)，进口通过球阀(11)与所述电加热器(3)的出口连接，所述水散热器(4)的出口通过球阀(11)与所述储液箱(2)连通； “燃油-热介质”散热器(5)，与所述水散热器⑷并联，其进口通过球阀(11)与所述电加热器⑶的出口连接，所述“燃油-热介质”散热器(5)的出口通过球阀(11)与所述储液箱⑵连通； 温度计出)，包括多个，分别设置在所述电加热器(3)的出口处、所述水散热器(4)的进出口处、所述“燃油-热介质”散热器(5)的进出口处以及所述储液箱(2)内。4.根据权利要求3所述的热负载模拟系统，其特征在于，所述热介质为液压油或65号冷冻液。5.根据权利要求3所述的热负载模拟系统，其特征在于，在所述栗(I)出油口与所述电加热器(3)的进口之间的管路上，设置有一根回油管路(7)和一根通气管路(8)，所述回油管路(7)的出口连通至所述储液箱(2)，所述通气管路(8)的出口与外界连通。
【专利摘要】本发明涉及航空燃油系统热管理技术领域，具体涉及一种热负载功率模拟方法及热负载模拟系统，以解决飞机电气系统对飞机燃油系统的加热功率模拟误差大的问题。模拟方法包括如下步骤：步骤一、泵使得试验管路中的热介质流通；按照试验功率目标值控制电加热器对流经其内部的热介质进行加热；计算水散热器吸热功率，并计算吸热功率与试验功率的差值；根据差值，重新调节电加热器的加热功率；使得储液箱中热介质温度、电加热器的控制电流达到上述步骤中的记录值，再接通“燃油-热介质”散热器管路进口进行试验。本发明的热负载功率模拟方法，能够对系统向试验环境的散热功率损失进行试验标定，从而精确模拟飞机电气系统对飞机燃油系统的加热功率。
【IPC分类】B64F5/00
【公开号】CN105035355
【申请号】CN201510493198
【发明人】张晟, 张琳, 赵炜
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年11月11日
【申请日】2015年8月12日