CN114750976A - 一种直升机自适应供油***性能地面测试***及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种直升机自适应供油***性能地面测试***及方法，属于燃油***地面试验测试技术领域，本发明通过在地面模拟出直升机在不同飞行高度、全飞行剖面过载值和发动机不同耗油量下的测试条件，通过数据采集设备实时测试全飞行剖面过载条件下的供油压力，实时测试自适应供油***在不同飞行高度、全飞行剖面过载条件和发动机不同耗油量下实时调节后的压力。本发明***构型简单，安全性高、测试效率高且成本低；测试方法简单、实用、可行，能在地面真实模拟测试出直升机自适应供油***在全飞行剖面过载条件下的性能参数。

Description

一种直升机自适应供油***性能地面测试***及方法
技术领域
本发明属于燃油***地面试验测试技术领域，具体涉及一种直升机自适应供油***性能地面测试***及方法，特别适用于直升机自适应供油***在地面模拟全飞行剖面的过载条件，并进行单发和双发的供油性能测试。
背景技术
通过实时采集发动机入口压力进行闭环控制，保证直升机供油***的供油压力在全飞行剖面条件下均稳定在设定的压力值，是一种新原理新构型的自适应供油***。一旦自适应供油***在全飞行剖面过载条件下的供油压力超出发动机允许的压力值，会导致发动机出现空中停车的重大安全事故，因此需在地面模拟出全飞行剖面过载条件下的过载力对供油压力变化情况，并在此条件下实时测试自适应供油***补偿值，分析判断该***是否满足发动机全飞行剖面的供油压力需求。而国内在地面模拟出全飞行剖面过载条件下的过载力对供油压力变化情况的测试***和测试技术尚不成熟。
发明内容
针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种直升机自适应供油***性能地面测试***及方法解决了现有的自适应供油***供油压力测试不可靠、复杂、效率低且成本高的问题。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种直升机自适应供油***性能地面测试***，其特征在于，包括上油箱、下油箱、供油泵、串联泵、控制装置、以及数据采集设备；
所述下油箱内安装供油泵，并通过第一供油管路与串联泵连接，所述串联泵通过第二供油管路与上油箱的进油口连接，所述供油泵通过控制装置与数据采集设备连接，所述串联泵与数据采集设备连接；
所述上油箱和下油箱的液面大气端均设置有通气孔并与真空泵连接；
所述第二供油管路包括供油总路，以及与供油总路出油口同时连接的第一供油支路和第二供油支路，所述第一供油支路和第二供油支路的出油口分别与上油箱的一个进油口连接；
所述第一供油支路和第二供油支路结构相同，均设置有供油控制组件。
本发明的有益效果为：
（1）本发明提出了一种能在地面模拟出不同飞行高度和全飞行剖面过载值下过载力的测试条件的测试***，能够在通过该测试***调整测试条件进行自适应供油***供油压力测试。
（2）本发明***可通过串联泵的供油压力，改变串联后供油管路压力的原理，模拟出直升机全飞行剖面正/负过载条件下，代替高速电梯或火箭助推方式模拟全飞行剖面过载试验条件。
（3）本发明通过实时采集串联泵模拟全飞行剖面过载条件下的供油压力值，以及自适应供油***实时调节后的供油压力值和响应时间，判断自适应供油***是否能实时补充全飞行剖面过载条件下的供油压力满足发动机的工作压力要求。
（4）本发明提供的测试***构型简单，安全性高、测试效率高且成本低。
进一步地，所述供油泵与所述串联泵的供油方向相同或相反；
当所述供油泵的供油方向与所述串联泵的供油方向相同时，所述串联泵的出油口正向安装，当所述供油泵的供油方向与所述串联泵的供油方向相反时，所述串联泵的出油口反向安装。
上述进一步方案的有益效果为：上述进一步方案中采取串联泵压力变化模拟全飞行剖面正/负过载条件对发动机入口压力影响的试验方法，即通过串联泵供油方向与供油***供油方向相反和相向的安装方式，串联泵后的供油压力等于供油***和串联泵压力之差和之后的原理，模拟正/负过载时发动机供油压力下降/升高变化情况。
进一步地，所述供油泵有两台，每台所述供油泵均连接一条第一供油管路，每条第一供油管路上均依次设置有第一压力传感器和第一流量计，两个所述第一流量计与串联泵之间的连接管路上设置有第二压力传感器；
所述供油总路上设置有第三压力传感器和第四压力传感器；
所述第一供油支路和第二供油支路上的供油控制组件依次为第五压力传感器、第二流量计、球阀、齿轮泵和流量调节阀；
所述上油箱和下油箱上配置有绝压表。
上述进一步方案的有益效果为：上述进一步方案中通过设置两条供油支路，并在上面设置对应的供油控制来模拟直升机飞行过程中的单发耗油和双发耗油情况。
进一步地，所述供油总路上的第三压力传感器和第四压力传感器之间设置有油滤。
上述进一步方案的有益效果为：通过设置油滤，增加燃油供给发动机前的流动阻力，便于在试验过程中验证自适应供油***的响应时间。
一种直升机自适应供油***性能地面测试方法，包括以下步骤：
S1、确定测试需求；
S2、根据测试需求，调整地面测试***模拟出对应的测试条件，并通过数据采集设备采集对应的供油压力，实现直升机自适应供油***性能的地面测试。
本发明的有益效果为：
（1）本发明方法通过在地面模拟出直升机在不同飞行高度、全飞行剖面过载值和发动机不同耗油量下的测试条件，通过数据采集设备实时测试全飞行剖面过载条件下的供油压力，实时测试自适应供油***在不同飞行高度、全飞行剖面过载条件和发动机不同耗油量下实时调节后的压力。
（2）本发明测试方法简单、实用、可行，能在地面真实模拟测试出直升机自适应供油***在全飞行剖面过载条件下的性能参数。
进一步地，所述步骤S1中的测试需求包括直升机全飞行剖面过载条件下的发动机供油压力变化情况、供油泵在不同飞行高度对应的大气压力，以及直升机单发耗油和双发耗油情况。
进一步地，所述直升机全飞行剖面过载包括正过载和负过载，通过将所述串联泵的出油口正向安装，使供油泵和串联泵的供油方向相同，以模拟负过载，通过将所述串联泵的出油口反向安装，使供油泵和串联泵的供油方向相反，以模拟正过载。
进一步地，所述步骤S2中，模拟负过载下发动机供油压力变化情况时，基于发动机供油压力为两个第一供油管路中两个第一压力传感器采集的压力之和，模拟出直升机全飞行剖面负过载时发动机供油升高，此时发动机供油压力为：
Figure 855963DEST_PATH_IMAGE001
模拟正过载下发动机供油压力变化情况时，基于发动机供油压力为两个第一供油管路中两个第一压力传感器采集的压力之差，模拟出直升机全飞行剖面正过载时发动机供油压力降低，其对应的发动机的供油压力为：
Figure 52590DEST_PATH_IMAGE002
式中， P为发动机的供油压力，
Figure 338077DEST_PATH_IMAGE003
为供油泵（1）的增压值，
Figure 481614DEST_PATH_IMAGE004
为串联泵（5）的增压值，P 0 为大气压。
上述进一步方案的有益效果为：上述进一步方案基于串联泵供油方向与供油***供油方向相反和相向的安装方式，串联泵后的供油压力等于供油***和串联泵压力之差和之后的原理，模拟正/负过载时发动机供油压力下降/升高变化情况。
进一步地，当测试需求为供油泵在不同飞行高度对应的大气压力时，所述步骤S2具体为：
在直升机全飞行剖面过载条件下，通过真空泵对上油箱和下油箱的液面大气抽真空，使上油箱和下油箱内的大气压力同时降到不同飞行高度对应的大气压力值，进而在地面模拟出供油泵随直升机在不同飞行高度对应的大气压力。
上述进一步方案的有益效果为：通过上述进一步方案在地面模拟出安装在燃油箱中的供油泵随直升机在不同飞行高度时的大气条件。
进一步地，当测试需求为直升机单发耗油和双发耗油情况时，所述步骤S2具体为：
S21、在直升机全飞行剖面过载条件下，通过控制供油泵、串联泵以及齿轮泵的工作状态，模拟出双泵供单发/双发工况；
S22、在双泵供单发/双发工况下，通过真空泵同时对上油箱和下油箱液面大气抽真空，模拟不同飞行高度对应的大气压力值；
S23、在不同的大气压力值下，通过控制串联泵降/升压，模拟出正/负过载引起的直升机自适应供油***降/升压的试验条件；
S24、在直升机自适应供油***降/升压的试验条件下，通过信号采集设备实时采集直升机自适应供油***的供油压力变化情况，以及供油泵的响应时间，实现直升机单发耗油和双发耗油情况测试。
上述进一步方案的有益效果为：通过上述进一步方案实现直升机单发耗油和双发耗油情况的测试，根据数据采集结果判断自适应供油***是否能实时补偿全飞行剖面过载条件下供油压力的变化值，最终判断自适应供油***是否能保证在全飞行剖面过载条件下的供油压力满足发动机的工作压力要求。
附图说明
图1为本发明提供的正过载条件下的直升机自适应供油***性能地面测试***结构图。
图2为本发明提供的负过载条件下的直升机自适应供油***性能地面测试***结构图。
图3为本发明提供的控制装置原理框图。
图4为本发明提供的数据采集设备结构框图。
图5为本发明提供的直升机自适应供油***性能地面测试方法流程图。
图6为本发明提供的单发耗油模拟示意图。
图7为本发明提供的双发耗油模拟示意图。
其中：1、供油泵；2、第一压力传感器；3、第一流量计；4、第二压力传感器；5、串联泵；6、第三压力传感器；7、油滤；8、第四压力传感器；9、第五压力传感器；10、第二流量计；11、球阀；12、齿轮泵；13、流量调节阀；14、真空泵；15、下油箱；16、上油箱；17、控制装置；18、数据采集设备；19、绝压表。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
实施例1：
对直升机自适应供油***的测试，如果采取高速电梯或火箭助推方式模拟全飞行剖面的过载条件，并实时测试该条件下自适应供油***的供油压力，***非常庞大复杂，信号采集困难，测试***自身安全性差，并且几乎无法同时模拟出直升机不同飞行高度下燃油箱内大气压力的变化情况。因此，本发明实施例提供了一种能在地面模拟出不同飞行高度和全飞行剖面过载值下过载力的测试条件，并在该条件下进行自适应供油***供油压力测试可靠、简便、高效、低成本的全新测试***。
本发明实施例提供的直升机自适应供油***性能地面测试***，如图1-图2所示，包括上油箱16、下油箱15、供油泵1、串联泵5、控制装置17、以及数据采集设备18；
下油箱15内安装供油泵1，并通过第一供油管路与串联泵5连接，串联泵5通过第二供油管路与上油箱16的进油口连接，供油泵1通过控制装置17与数据采集设备18连接，串联泵5与数据采集设备18连接；
上油箱16和下油箱15的液面大气端均设置有通气孔并与真空泵14连接；
第二供油管路包括供油总路，以及与供油总路出油口同时连接的第一供油支路和第二供油支路，第一供油支路和第二供油支路的出油口与分别与上油箱16的一个进油口连接；
第一供油支路和第二供油支路结构相同，均设置有供油控制组件。
在本实施例中，供油泵1、串联泵5、控制装置17以及数据采集设备18之间通过电连接器和线缆连接，进而实现通信或控制过程，控制装置17用于控制两个供油泵1的工作，数据采集设备18用于采集供油泵1和串联泵5工作过程中的数据。
本实施例中的控制装置17的工作原理如图3所示，包括第一DSP控制器、第二DSP控制器，第一/第二DSP控制器均连接有主驱动电路和备份驱动电路，主驱动电路和备份驱动电路均通过一个切换电路与对应的电机（M1或者M2）连接，电机M1/M2通过一个信号处理电路与第一/第二DSP控制器连接；其中，第一和第二DSP控制器之间通过RS422总线进行数据通信，电机（M1/M2）对供油泵1和串联泵5的工作进行驱动。
本实施例中的上述控制装置17在工作过程中，通过发动机入口的压力传感器实时采集压力信号，根据采集压力信号大小，对电机（M1/M2）进行算法控制，输出相应的控制指令，利用第一/第二DSP控制器中的PWM模块，生成相应占空比的PWM波，输出给功率组合，实现发动机入口在全工况、全流量的条件下， 保持发动机入口压力稳定在设定值，进而控制供油泵1和串联泵5的协同工作。
本实施例中的数据采集设备18提供结构如图4所示，包括依次连接的信号调理箱、工控机以及PC显示器，其中，信号调理箱采集供油泵1和串联泵5工作过程中的数据，包括压力数据、流量数据、温度数据、电机转速数据，以及电流和电压数据等，采集数据经工控机处理后在PC显示器上实时显示采集数据对应曲线并记录对应数据。
在本实施例中供油泵1与串联泵5的供油方向相同或相反；当供油泵1的供油方向与串联泵5的供油方向相同时，串联泵5的出油口正向安装，当供油泵1的供油方向与串联泵5的供油方向相反时，串联泵5的出油口反向安装。如图1所示的***结构为供油泵1与串联泵5的供油方向相同时对应的串联泵5连接方式，串联泵5在安装时其出油口沿+Z轴方向安装；图2为对应的供油方向相反时的串联泵5连接方式，串联泵5安装时其出油口沿-Z轴安装。
本实施例中的供油泵1有两台，每台供油泵1均连接一条第一供油管路，每条第一供油管路上均依次设置有第一压力传感器2和第一流量计3，两个所述第一流量计3与串联泵5之间的连接管路上设置有第二压力传感器4；其中，第一压力传感器2和第一流量计3分别用于测量两台供油泵1各自输出的压力和流量，进而分析两台供油泵1的压力和流量的一致性，第二压力传感器4用于测量两台供油泵1并联后的供油压力，进而分析并联后的供油压力与并联前两台供油泵1输出压力的一致性。
本实施例中的供油总路上设置有第三压力传感器6和第四压力传感器8；其中，第三压力传感器6主要用于测量串联泵5模拟过载时的供油压力，第四压力传感器8主要用于测量燃油在克服管路高度H时的重力，以及克服燃油流过油滤7阻力后，供给两台发动机前的压力。
本实施例中的第一供油支路和第二供油支路上的供油控制组件依次为第五压力传感器9、第二流量计10、球阀11、齿轮泵12和流量调节阀13，其中，第五压力传感器9用于测量第一和第二供油支路的燃油压力，相当于供给两台发动机的燃油压力；第二流量计10用于采集双泵单/双发工况下对应供油支路中的流量，进而与发动机耗油量设定值进行比较，而球阀11、齿轮泵12和流量调节阀13配合使用用于调节对应供油支路中供油的流通与流速。
本实施例中的控制装置17和串联泵5的电源端均与28VDC电源连接。
本实施例中的上油箱16和下油箱15上配置有绝压表19，其中的绝压表19用于监测上油箱16和下油箱15中的大气压力值。
本实施例的供油总路上的第三压力传感器6和第四压力传感器8之间设置有油滤7，该油滤7用于增加供给发动机前燃油流动的阻力，便于在试验过程中验证自适应供油***的响应时间。
本实施例提供的地面测试***中利用串联后供油管路的压力等于串联泵5供油压力之和，通过改变串联泵5的工作压力，改变串联后供油管路压力的原理，模拟出直升机全飞行剖面正/负过载条件下，一定高度供油管路中的燃油向上或向下的过载力，导致供油泵1输出压力减小或升高，最终引起发动机入口压力减小或升高的飞行过载剖面试验条件，代替高速电梯或火箭助推方式模拟全飞行剖面过载试验条件。
在本实施例提供的测试***中，在采用上述模拟过载试验条件的基础上，通过真空泵14对油箱液面大气抽真空的方法模拟直升机的不同工作高度，在以上综合条件下实时采集串联泵5模拟全飞行剖面过载条件下的供油压力值，以及自适应供油***实时调节后的供油压力值和响应时间，判断自适应供油***是否能实时补偿全飞行剖面过载条件下供油压力的变化值，最终判断自适应供油***是否能保证在全飞行剖面过载条件下的供油压力满足发动机的工作压力要求。
实施例2：
本实施例提供了上述实施例1提供的直升机自适应供油***性能地面测试***实现地面测试时的具体测试方法，如图5所示，包括以下步骤：
S1、确定测试需求；
S2、根据测试需求，调整地面测试***模拟出对应的测试条件，并通过数据采集设备18采集对应的供油压力，实现直升机自适应供油***性能的地面测试。
本发明实施例的步骤S1中的测试需求包括直升机全飞行剖面过载条件下的发动机供油压力变化情况、供油泵1在不同飞行高度对应的大气压力，以及直升机单发耗油和双发耗油情况。
本实施例中的直升机全飞行剖面过载包括正过载和负过载，如图1所示，通过将串联泵5的出油口正向安装，使供油泵1和串联泵5的供油方向相同，以模拟负过载；如图2所示，通过将串联泵5的出油口反向安装，使供油泵1和串联泵5的供油方向相反，以模拟正过载。
在本实施例中，模拟负过载下发动机供油压力变化情况时，基于发动机供油压力为两个第一供油管路中两个第一压力传感器2采集的压力之和，模拟出直升机全飞行剖面负过载时发动机供油升高，此时发动机供油压力为：
Figure 536158DEST_PATH_IMAGE001
模拟正过载下发动机供油压力变化情况时，基于发动机供油压力为两个第一供油管路中两个第一压力传感器2采集的压力之差，模拟出直升机全飞行剖面正过载时发动机供油压力降低，其对应的发动机的供油压力为：
Figure 372527DEST_PATH_IMAGE002
式中， P为发动机的供油压力，
Figure 145310DEST_PATH_IMAGE003
为供油泵1的增压值，
Figure 826959DEST_PATH_IMAGE004
为串联泵5的增压值，P 0 为大气压。其中，供油泵1增压值为第一压力传感器2测量的压力值，串联泵5增压值为第四压力传感器8和第三压力传感器6的压力差值。
在本实施例中，当测试需求为供油泵1在不同飞行高度对应的大气压力时，步骤S2具体为：
在直升机全飞行剖面过载条件下，通过真空泵14对上油箱16和下油箱15的液面大气抽真空，使上油箱16和下油箱15内的大气压力同时降到不同飞行高度对应的大气压力值，进而在地面模拟出供油泵1随直升机在不同飞行高度对应的大气压力。
在本实施例中，当测试需求为直升机单发耗油和双发耗油情况时，步骤S2具体为：
S21、在直升机全飞行剖面过载条件下，通过控制供油泵1、串联泵5以及齿轮泵12的工作状态，模拟出双泵供单发/双发工况；
S22、在双泵供单发/双发工况下，通过真空泵14同时对上油箱16和下油箱15液面大气抽真空，模拟不同飞行高度对应的大气压力值；
S23、在不同的大气压力值下，通过控制串联泵5降/升压，模拟出正/负过载引起的直升机自适应供油***降/升压的试验条件；
S24、在直升机自适应供油***降/升压的试验条件下，通过信号采集设备实时采集直升机自适应供油***的供油压力变化情况，以及供油泵1的响应时间，实现直升机单发耗油和双发耗油情况测试。
在本实施例中，如图6所示，双泵供单发工况下的直升机单发耗油情况测试的方法具体为：
A1、在直升机全飞行剖面过载条件下，关闭第一/第二供油支路中的球阀11、齿轮泵12和流量调节阀13，打开第二/第一供油支路中的球阀11和流量调节阀13，并将流量调节阀13开启至最大打开状态；
A2、启动两台供油泵1、串联泵5以及第二/第一供油支路中的齿轮泵12工作，以模拟双泵供单发工况；
A4、在模拟双泵供单发工况下，按照发动机耗油量调节第二/第一供油支路中的流量调节阀13，直到第二/第一供油支路中的第二流量计10显示值为发动机耗油量的设定值；
A5、在当前工况下，通过真空泵14对上油箱16和下油箱15的液面大气同时抽真空，直到上油箱16和下油箱15的绝压表19显示的压力值达到规定飞行高度对应的大气压力值；
A6、关闭真空泵14，启动串联泵5的过载模拟器，通过控制串联泵5降/升压，模拟出正/负过载引起的直升机自适应供油***降/升压的试验条件；
A7、在直升机自适应供油***降/升压的试验条件下，通过信号采集设备实时采集直升机自适应供油***的供油压力变化情况，以及供油泵1的响应时间，实现直升机单发耗油情况测试。
在本实施例中，如图7所示，双泵供双发工况下的直升机双发耗油情况测试的方法具体为：
B1、同时开启第一及第二供油支路中的球阀11和流量调节阀13，并将流量调节阀13开启至最大打开状态；
B1、同时启动两台供油泵1、串联泵5和两台齿轮泵12工作，以模拟双泵供双发工况；
B1、在模拟双泵供双发工况下，按照发动机耗油量调节第一及第二供油支路中的流量调节阀13，直到第一及第二供油支路中的第二流量计10显示值为发动机耗油量的设定值；
B5、在当前工况下，通过真空泵14对上油箱16和下油箱15的液面大气同时抽真空，直到上油箱16和下油箱15的绝压表19显示的压力值达到规定飞行高度对应的大气压力值；
B6、关闭真空泵14，启动串联泵5的过载模拟器，通过控制串联泵5降/升压，模拟出正/负过载引起的直升机自适应供油***降/升压的试验条件；
B7、在直升机自适应供油***降/升压的试验条件下，通过信号采集设备实时采集直升机自适应供油***的供油压力变化情况，以及供油泵1的响应时间，实现直升机双发耗油情况测试。

Claims (10)

1.一种直升机自适应供油***性能地面测试***，其特征在于，包括上油箱（16）、下油箱（15）、供油泵（1）、串联泵（5）、控制装置（17）、以及数据采集设备（18）；
所述下油箱（15）内安装供油泵（1），并通过第一供油管路与串联泵（5）连接，所述串联泵（5）通过第二供油管路与上油箱（16）的进油口连接，所述供油泵（1）通过控制装置（17）与数据采集设备（18）连接，所述串联泵（5）与数据采集设备（18）连接；
所述上油箱（16）和下油箱（15）的液面大气端均设置有通气孔并与真空泵（14）连接；
所述第二供油管路包括供油总路，以及与供油总路出油口同时连接的第一供油支路和第二供油支路，所述第一供油支路和第二供油支路的出油口分别与上油箱（16）的一个进油口连接；
所述第一供油支路和第二供油支路结构相同，均设置有供油控制组件。
2.根据权利要求1所述的直升机自适应供油***性能地面测试***，其特征在于，所述供油泵（1）与所述串联泵（5）的供油方向相同或相反；
当所述供油泵（1）的供油方向与所述串联泵（5）的供油方向相同时，所述串联泵（5）的出油口正向安装，当所述供油泵（1）的供油方向与所述串联泵（5）的供油方向相反时，所述串联泵（5）的出油口反向安装。
3.根据权利要求1所述的直升机自适应供油***性能地面测试***，其特征在于，所述供油泵（1）有两台，每台所述供油泵（1）均连接一条第一供油管路，每条第一供油管路上均依次设置有第一压力传感器（2）和第一流量计（3），两个所述第一流量计（3）与串联泵（5）之间的连接管路上设置有第二压力传感器（4）；
所述供油总路上设置有第三压力传感器（6）和第四压力传感器（8）；
所述第一供油支路和第二供油支路上的供油控制组件依次为第五压力传感器（9）、第二流量计（10）、球阀（11）、齿轮泵（12）和流量调节阀（13）；
所述上油箱（16）和下油箱（15）上配置有绝压表（19）。
4.根据权利要求3所述的直升机自适应供油***性能地面测试***，其特征在于，所述供油总路上的第三压力传感器（6）和第四压力传感器（8）之间设置有油滤（7）。
5.一种基于权利要求1-4任一权利要求所述的直升机自适应供油***性能地面测试***的直升机自适应供油***性能地面测试方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、确定测试需求；
S2、根据测试需求，调整地面测试***模拟出对应的测试条件，并通过数据采集设备（18）采集对应的供油压力，实现直升机自适应供油***性能的地面测试。
6.根据权利要求5所述的直升机自适应供油***性能地面测试方法，其特征在于，所述步骤S1中的测试需求包括直升机全飞行剖面过载条件下的发动机供油压力变化情况、供油泵（1）在不同飞行高度对应的大气压力，以及直升机单发耗油和双发耗油情况。
7.根据权利要求6所述的直升机自适应供油***性能地面测试方法，其特征在于，所述直升机全飞行剖面过载包括正过载和负过载，通过将所述串联泵（5）的出油口正向安装，使供油泵（1）和串联泵（5）的供油方向相同，以模拟负过载，通过将所述串联泵（5）的出油口反向安装，使供油泵（1）和串联泵（5）的供油方向相反，以模拟正过载。
8.根据权利要求7所述的直升机自适应供油***性能地面测试方法，其特征在于，所述步骤S2中，模拟负过载下发动机供油压力变化情况时，基于发动机供油压力为两个第一供油管路中两个第一压力传感器（2）采集的压力之和，模拟出直升机全飞行剖面负过载时发动机供油升高，此时发动机供油压力为：
Figure 217750DEST_PATH_IMAGE001
模拟正过载下发动机供油压力变化情况时，基于发动机供油压力为两个第一供油管路中两个第一压力传感器（2）采集的压力之差，模拟出直升机全飞行剖面正过载时发动机供油压力降低，其对应的发动机的供油压力为：
Figure 243475DEST_PATH_IMAGE002
式中， P为发动机的供油压力，
Figure 917033DEST_PATH_IMAGE003
为供油泵（1）的增压值，
Figure 647091DEST_PATH_IMAGE004
为串联泵（5）的增压值，P 0 为大气压。
9.根据权利要求7所述的直升机自适应供油***性能地面测试方法，其特征在于，当测试需求为供油泵（1）在不同飞行高度对应的大气压力时，所述步骤S2具体为：
在直升机全飞行剖面过载条件下，通过真空泵（14）对上油箱（16）和下油箱（15）的液面大气抽真空，使上油箱（16）和下油箱（15）内的大气压力同时降到不同飞行高度对应的大气压力值，进而在地面模拟出供油泵（1）随直升机在不同飞行高度对应的大气压力。
10.根据权利要求7所述的直升机自适应供油***性能地面测试方法，其特征在于，当测试需求为直升机单发耗油和双发耗油情况时，所述步骤S2具体为：
S21、在直升机全飞行剖面过载条件下，通过控制供油泵（1）、串联泵（5）以及齿轮泵（12）的工作状态，模拟出双泵供单发/双发工况；
S22、在双泵供单发/双发工况下，通过真空泵（14）同时对上油箱（16）和下油箱（15）液面大气抽真空，模拟不同飞行高度对应的大气压力值；
S23、在不同的大气压力值下，通过控制串联泵（5）降/升压，模拟出正/负过载引起的直升机自适应供油***降/升压的试验条件；
S24、在直升机自适应供油***降/升压的试验条件下，通过信号采集设备实时采集直升机自适应供油***的供油压力变化情况，以及供油泵（1）的响应时间，实现直升机单发耗油和双发耗油情况测试。
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