技术摘要：
本发明公开一种航空发动机燃油泵低温试验系统及实验方法，涉及航空发动机试验技术领域，包括供油箱、供油泵、蓄能器、过滤器、换热器、导热油制冷控温机组、待测燃油泵和控制器，所述供油箱依次通过供油泵、蓄能器、过滤器和换热器与导热油制冷控温机组连接，所述导热  全部
背景技术：
飞机在高空飞行时，周围处在低温状态(11O00m高空温度约为-56℃)，低温对燃油 系统和部件会产生有害影响。所以航空发动机燃油泵等部件在设计定型、批产等阶段均需 要进行低温测试，以验证在极限低温情况下产品工作的可靠性。现在的低温试验系统往往 是先将油箱中燃油制冷至所需温度，然后通过工业泵将油箱中的低温燃油送至待测试的燃 油泵。但是因为试验系统中常用的工业泵、阀门等部件低温耐受能力有限，长期泵送低温介 质会导致密封件损坏、寿命缩短等问题。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种航空发动机燃油泵低温试验系统，通过改变低温试验 流程和温度控制方案，避免试验设备所用工业泵、阀门等元部件在低温试验过程长时间耐 受极限低温，可提高试验设备使用寿命、降低设备故障率，同时也确保对航空发动机燃油泵 的低温试验本身不受影响。 一种航空发动机燃油泵低温试验系统，包括供油箱、供油泵、蓄能器、过滤器、换热 器、导热油制冷控温机组、待测燃油泵和控制器，所述供油箱依次通过供油泵、蓄能器、过滤 器和换热器与导热油制冷控温机组连接，所述导热油制冷控温机组再通过换热器与待测燃 油泵连接，所述待测燃油泵直接与供油箱连接； 所述导热油制冷控温机组与换热器之间的导热油管路上设有自力式温度控制阀， 所述供油箱上设有第二温度传感器，所述待测燃油泵的进口处设有第一温度传感器，所述 待测燃油泵的短接管路上还设有第一电磁阀，且待测燃油泵的试验管路上设有第二电磁 阀，所述第二温度传感器与控制器连接，且控制器还与第一电磁阀和第二电磁阀连接，所述 第一温度传感器与自力式温度控制阀连接 优选的，所述换热器采用螺旋管式换热器。 优选的，所述导热油制冷控温机组采用复叠式压缩机制冷机组。 应用于一种航空发动机燃油泵低温试验系统的试验方法，包括下列步骤， 步骤一：提前设定温度，通过控制器设定一个控制温度T1，并为自力式温度控制阀 设置一个控制温度T0，其中T1＝TO 20℃； 步骤二：判定准备阶段，开启导热油制冷控温机组向换热器供低温导热油，并在此 过程中通过第二温度传感器实时监测供油箱中燃油介质的温度T2； 当T2＞T1时，控制器控制第一电磁阀打开并关闭第二电磁阀，燃油介质经过换热 器再经由第一电磁阀走短接管路回到供油箱； 当T2≤T1时，控制器控制第二电磁阀打开并关闭第一电磁阀，燃油介质经过换热 4 CN 111595586 A 说　明　书 2/4 页 器再经由第二电磁阀走试验管路供给述待测燃油泵，进行正式实验； 步骤三：正式试验阶段，由供油箱供过来的燃油介质在换热器中与低温导热油进 行换热，此过程中，第一温度传感器实时检测待测燃油泵的进口处的燃油介质温度； 当T3≥T0时，自力式温度控制阀开度变大，增加低温导热油进入换热器的流量； 当T3＜T0时，自力式温度控制阀开度变小，减少低温导热油进入换热器的流量。 优选的，所述温度T0为待测燃油泵的极限低温。 优选的，在判定准备阶段中，第一温度传感器也在实时检测待测燃油泵的进口处 的燃油介质温度； 在正式试验阶段中，第二温度传感器实时监测供油箱中燃油介质的温度T2。 优选的，在进入正式试验阶段后，即使检测到T2＜T1，控制器依旧控制第二电磁阀 打开，且控制第一电磁阀关闭； 在进入正式试验阶段后，若检测到T2＜T0，则中断实验。 本发明的优点在于：结构简单，使用灵活，通过改变低温试验流程和温度控制方 案，避免试验设备所用工业泵、阀门等元部件在低温试验过程长时间耐受极限低温，可提高 试验设备使用寿命、降低设备故障率，同时也确保对航空发动机燃油泵的低温试验本身不 受影响。 附图说明 图1为本发明的系统原理图； 图2为本发明的方法流程图； 其中，1、供油箱，2、供油泵，3、蓄能器，4、过滤器,5、换热器，6、导热油管路，7、导热 油制冷控温机组，8、自力式温度控制阀，9、第一温度传感器，10、第一电磁阀，11、第二电磁 阀，12、待测燃油泵，13、试验管路，14、短接管路，15、控制器，16、第二温度传感器。