航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)燃油流量原位校準(zhǔn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與檢驗(yàn)

趙涌，侯敏杰，陳冕，郭杰

(中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)燃油流量原位校準(zhǔn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與檢驗(yàn)

趙涌，侯敏杰，陳冕，郭杰

(中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703)

為滿足現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)燃油流量高精度、快速度的測量要求，針對渦輪流量計(jì)不能長期保持校準(zhǔn)曲線的缺陷，提出了原位校準(zhǔn)技術(shù)。重點(diǎn)介紹了原位校準(zhǔn)系統(tǒng)的技術(shù)要求、主要功能、工作原理、校準(zhǔn)裝置、工作模式，以及不確定度評(píng)估，并進(jìn)行了對比檢驗(yàn)試驗(yàn)。研究結(jié)果表明：該系統(tǒng)主要技術(shù)指標(biāo)滿足發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)需要，測量不確定度滿足要求，主要設(shè)備具有高的工作可靠性、可控性和穩(wěn)定性，可實(shí)現(xiàn)原位校準(zhǔn)和冗余測量功能。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；高空模擬試車臺(tái)；燃油流量測量；不確定度；冗余測量；原位校準(zhǔn)技術(shù)

redundancy measurement；in-situ calibration technology

1 引言

高空模擬試車臺(tái)(簡稱高空臺(tái))是測試航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空性能的大型地面設(shè)備。高空模擬試驗(yàn)是高風(fēng)險(xiǎn)、高能耗試驗(yàn)，如何得到準(zhǔn)確的測量數(shù)據(jù)、保證試驗(yàn)有效，是測試工作的重要內(nèi)容。燃油流量是評(píng)估航空發(fā)動(dòng)機(jī)功能、性能及穩(wěn)定性的重要參數(shù)之一。渦輪流量計(jì)因其具有較好的穩(wěn)態(tài)精度和優(yōu)良的動(dòng)態(tài)特性，在流量測量領(lǐng)域得到廣泛使用，也是國內(nèi)外高空臺(tái)常用的燃油流量測量裝置[1]。但渦輪流量計(jì)不能長期保持校準(zhǔn)特性，需定期校驗(yàn)。此外，在燃油加降溫試驗(yàn)中，燃油粘度變化對其測量精度有明顯影響，但目前國內(nèi)校準(zhǔn)試驗(yàn)臺(tái)不具備在燃油加降溫條件下進(jìn)行校準(zhǔn)的能力。為避免因燃油流量測量故障而導(dǎo)致試驗(yàn)終止、無效等事件的發(fā)生，同時(shí)降低粘度變化對測量精度的影響，我國高空臺(tái)在上世紀(jì)80年代就開始了燃油流量測量原位校準(zhǔn)技術(shù)研究，并引進(jìn)了相關(guān)設(shè)備，但因其測控系統(tǒng)工作不穩(wěn)定，未能實(shí)現(xiàn)原位校準(zhǔn)和冗余測量功能。為提高燃油流量測試精度和可靠性，滿足試驗(yàn)和測試要求，本文對原位校準(zhǔn)、冗余測量技術(shù)進(jìn)行了攻關(guān)與探索，并結(jié)合現(xiàn)代測控技術(shù)，完成了該系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)、主體設(shè)備調(diào)試與不確定度評(píng)估、對比檢驗(yàn)等工作。

2 燃油原位校準(zhǔn)系統(tǒng)

2.1 燃油原位校準(zhǔn)技術(shù)要求

燃油原位校準(zhǔn)系統(tǒng)，應(yīng)在不影響發(fā)動(dòng)機(jī)與常規(guī)燃油流量測量系統(tǒng)正常工作的前提下，實(shí)現(xiàn)原位校準(zhǔn)和冗余測量功能，且作為標(biāo)準(zhǔn)設(shè)備必須具備優(yōu)良的不確定度指標(biāo)。因此，該系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)要求為：①工作時(shí)因燃油流量大小由發(fā)動(dòng)機(jī)決定，故應(yīng)具有良好的流量跟隨特性和較小的壓力損失；②應(yīng)具有良好的控制重復(fù)性、機(jī)械密封性和優(yōu)良的標(biāo)準(zhǔn)缸體積不確定度指標(biāo)；③時(shí)間測量與脈沖數(shù)測量應(yīng)具有良好的不確定度指標(biāo)。

2.2 主要功能及工作原理

燃油原位校準(zhǔn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。該系統(tǒng)在發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作時(shí)，用一缸體積確定并已知的燃油校準(zhǔn)渦輪流量計(jì)及其信號(hào)處理、測量系統(tǒng)[2]。原位校準(zhǔn)時(shí)，渦輪流量計(jì)的安裝、振動(dòng)、環(huán)境溫度情況，工作介質(zhì)的流量、粘度、密度、溫度、壓力、顆粒度情況，電信號(hào)測量的電源、線路、二次儀表、AD轉(zhuǎn)換、軟件、電磁場環(huán)境等情況，均與試驗(yàn)工況的一致，因此其原位校準(zhǔn)結(jié)果具有極高的應(yīng)用價(jià)值。此外，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量測量系統(tǒng)故障時(shí)，可實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作點(diǎn)燃油流量的冗余備份測量，避免因燃油流量測量故障而導(dǎo)致試驗(yàn)終止。

目前高空臺(tái)常備3路流量范圍互補(bǔ)的渦輪流量計(jì)，試驗(yàn)時(shí)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量大小，通過電磁閥切換選擇最佳量程的渦輪流量計(jì)。原位校準(zhǔn)時(shí)，燃油流量由電磁閥7的開度決定。校準(zhǔn)時(shí)關(guān)閉電磁閥4、電磁閥5，打開電磁閥6和需要校準(zhǔn)的渦輪流量計(jì)控制電磁閥，在裝置穩(wěn)定工作后進(jìn)行原位校準(zhǔn)。試驗(yàn)時(shí)如果出現(xiàn)渦輪流量計(jì)信號(hào)嚴(yán)重錯(cuò)誤、卡死、泄漏等不能繼續(xù)工作的情況，可打開電磁閥4、電磁閥6，待冗余測量裝置穩(wěn)定工作后，關(guān)閉電磁閥5、電磁閥1、電磁閥2和電磁閥3，可實(shí)現(xiàn)冗余測量。

3 燃油流量原位校準(zhǔn)裝置及工作模式

3.1 原位校準(zhǔn)裝置

原位校準(zhǔn)裝置(圖2)主要由油缸、氣缸、標(biāo)尺、控制閥、光電傳感器、溫度傳感器、壓力氣源、測控器、計(jì)算機(jī)和相關(guān)軟件組成，容積流量范圍為40～1 200 L/h，油缸體積設(shè)計(jì)值為20 L。通過校準(zhǔn)測控系統(tǒng)測量推完整缸油的時(shí)間、被校渦輪流量計(jì)發(fā)出的脈沖總數(shù)、油缸體積，來計(jì)算渦輪流量計(jì)的頻率和流量的對應(yīng)關(guān)系。

圖2 原位校準(zhǔn)裝置結(jié)構(gòu)圖Fig.2 The in-situ calibration system configuration

將油缸活塞順流向推到最末端定義為零位。系統(tǒng)通過零位光電傳感器檢測零位標(biāo)記是否有效，并據(jù)此判斷活塞是否處在零位。系統(tǒng)通過起、止光電傳感器檢測開始標(biāo)記和停止標(biāo)記，將兩標(biāo)記出現(xiàn)的時(shí)間差記為校準(zhǔn)或測量時(shí)間，并測量該時(shí)間段推出的燃油體積作為校準(zhǔn)和冗余測量時(shí)的標(biāo)準(zhǔn)體積，通過標(biāo)尺長度補(bǔ)償測溫點(diǎn)和油缸體積補(bǔ)償測溫點(diǎn)進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)體積的熱脹冷縮補(bǔ)償[3]：

式中：Tyoug、Tbiaoc分別為油缸和標(biāo)尺的溫度測量值，℃。

3.2 工作模式

3.2.1 進(jìn)程模式

校準(zhǔn)和冗余測量功能都在進(jìn)程模式下完成。通過進(jìn)程控制閥和回程控制閥，控制氣缸活塞向前運(yùn)動(dòng)，使油缸活門緊壓在油缸活塞上，并推動(dòng)其前進(jìn)擠出燃油。冗余測量時(shí)，油缸活塞推進(jìn)速度(即燃油流量大小)由發(fā)動(dòng)機(jī)決定，推出燃油壓力由氣缸活塞前后壓力、供油壓力、摩擦力及質(zhì)量加速度等因素共同決定。

式中：Pout為油缸出口壓力，Pfin為油缸進(jìn)口壓力，A1為油缸活塞面積，P1為進(jìn)程減壓閥后壓力，P0為大氣壓力，A2為氣缸活塞面積，F(xiàn)1為摩擦力，M為滑動(dòng)部件質(zhì)量，a為運(yùn)動(dòng)加速度。

試驗(yàn)時(shí)油缸進(jìn)口壓力、大氣壓力、質(zhì)量均為定值，穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)時(shí)加速度為零。結(jié)合公式(2)可知：克服F1所需壓力是P1的下限，實(shí)際工作中為使油缸活門緊壓在油缸活塞上以保證密封性，P1遠(yuǎn)高于該下限值；Pout與P1成正比，因此發(fā)動(dòng)機(jī)所能承受的供油壓力最大值決定了P1的上限。

3.2.2 靜止模式

通過控制進(jìn)程控制閥和回程控制閥，可使油缸停留在任意位置。油缸活門在燃油壓力和系統(tǒng)摩擦力共同作用下向相反方向運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生間隙，燃油從該間隙流出保證其跟隨性。由試驗(yàn)檢驗(yàn)得到，靜止?fàn)顟B(tài)下間隙完全打開的最小壓力損失為15 kPa。

3.2.3 回程模式

因冗余測量時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)處于運(yùn)行狀態(tài)，故回程模式要保證油路暢通，不能影響發(fā)動(dòng)機(jī)供油。通過回程控制閥和進(jìn)程控制閥，控制氣缸活塞向后運(yùn)動(dòng)。在氣缸活塞的牽引下，工作油缸活塞和油缸活門向相反方向運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生間隙。燃油從該間隙流出，其流量大小由發(fā)動(dòng)機(jī)決定。與進(jìn)程模式相同，該裝置在一定流量范圍內(nèi)具有良好的燃油流量跟隨性。具體的回程壓力損失與退回速度、實(shí)際流量有關(guān)。試驗(yàn)測得，在活塞退回速度為0.02 m/s、通過流量為1 000 L/h情況下，壓力損失為35 kPa。通常情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)供油壓力變化范圍大于100 kPa，因此該回程壓力損失滿足試驗(yàn)要求[4]。

4 不確定度評(píng)價(jià)

由于頻率和流量的對應(yīng)關(guān)系，是通過測量開始標(biāo)記與停止標(biāo)記到達(dá)的間隔時(shí)間、渦輪流量計(jì)脈沖總數(shù)和油缸體積計(jì)算得出，因此不確定度評(píng)價(jià)[5]包括頻率測量不確定度u(fpinl)、流量測量不確定度u(wliul)、油缸體積測量不確定度u(V)、時(shí)間計(jì)量不確定度u(tshij)和脈沖數(shù)計(jì)量不確定度u(Nmaic)。

(1)頻率測量不確定度式中：fpinl為頻率，Hz；Nmaic為脈沖總數(shù)；tshij為渦輪流量計(jì)校準(zhǔn)時(shí)開始標(biāo)記與停止標(biāo)記到達(dá)的間隔時(shí)間，s。

(2)流量測量不確定度

式中：wliul為流量；V為油缸標(biāo)準(zhǔn)體積，L。

(3)油缸體積測量不確定度

體積測量方式一般有測量筒體直徑、長度計(jì)算體積，和測量質(zhì)量、密度計(jì)算體積兩種，此處僅討論后者。在同一燃油溫度和環(huán)境溫度條件下進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)體積檢驗(yàn)試驗(yàn)，當(dāng)開始標(biāo)記通過光電傳感器時(shí)切換電磁閥動(dòng)作將燃油導(dǎo)入體積測量油箱，當(dāng)結(jié)束標(biāo)記通過光電傳感器時(shí)切換電磁閥動(dòng)作將燃油導(dǎo)回油庫。通過多次試驗(yàn)測量油箱內(nèi)燃油質(zhì)量和密度，計(jì)算油缸的標(biāo)準(zhǔn)體積，取測量平均值作為結(jié)果輸出。式中：G為燃油質(zhì)量，kg；G1為油箱和燃油的總質(zhì)量多次測量平均值，kg；G2為油箱質(zhì)量多次測量平均值，kg；ρ為油箱內(nèi)燃油密度，kg/L。

體積測量不確定度包括燃油質(zhì)量測量不確定度u(G)、密度測量不確定度u(ρ)、光電傳感器縫隙檢測延遲不確定度u(guangdian)、切換電磁閥動(dòng)作延遲不確定度u(qiehuan)和溫度測量引起的油缸體積修正量不確定度u(Vwend)[6]。

15次體積檢驗(yàn)試驗(yàn)測得：

式中：tvshij為油缸體積標(biāo)定試驗(yàn)時(shí)開始標(biāo)記與停止標(biāo)記到達(dá)的間隔時(shí)間，s。

(4)時(shí)間計(jì)量不確定度

由公式(4)、(6)可知，u(fpinl)、u(wliul)與tshij有關(guān)，其時(shí)間越短，不確定度越大。由該裝置的測量范圍和體積大小可知，該裝置最小tshij為60 s，因此頻率與流量測量不確定度按tshij=60s計(jì)算，其余各點(diǎn)不確定度優(yōu)于該值：

(5)脈沖數(shù)計(jì)量不確定度

脈沖總數(shù)與渦輪流量計(jì)的儀表系數(shù)有關(guān)。此處以渦輪流量計(jì)CLG-6-0112為例說明：

(6)計(jì)算結(jié)果

將公式(11)～(18)代入公式(8)，可得覆蓋因子k= 2時(shí)的標(biāo)準(zhǔn)體積相對擴(kuò)展不確定度：

將公式(18)、(20)、(22)代入公式(6)，可得校準(zhǔn)范圍內(nèi)流量測量最大不確定度：

將公式(20)～(23)代入公式(4)，可得校準(zhǔn)范圍內(nèi)頻率測量最大不確定度：

5 對比檢驗(yàn)

成飛計(jì)量檢測中心是國家二級(jí)計(jì)量檢定站，具有不確定度為0.05%的燃油流量標(biāo)準(zhǔn)裝置。以渦輪流量計(jì)CLG-6-0112為中介，開展高空模擬試驗(yàn)燃油流量原位校準(zhǔn)裝置與成飛計(jì)量檢測中心燃油流量標(biāo)準(zhǔn)裝置CFT-1的對比檢驗(yàn)，結(jié)果如圖3所示。由圖中可知，CFT-1和原位校準(zhǔn)系統(tǒng)的檢定結(jié)果線性度均優(yōu)，且重復(fù)性較好。

圖3 原位校準(zhǔn)裝置檢驗(yàn)結(jié)果與成飛CFT-1檢驗(yàn)結(jié)果對比Fig.3 Results from the calibration system vs.that from CFT-1

以原位校準(zhǔn)裝置檢驗(yàn)試驗(yàn)點(diǎn)的頻率為自變量，分別使用兩次校準(zhǔn)試驗(yàn)的校準(zhǔn)曲線，反算燃油流量并作差，其對比結(jié)果的統(tǒng)計(jì)參數(shù)計(jì)算如下[7]：

偏差

平均偏差

最大相對偏差

偏差相對擴(kuò)展不確定度

以上幾式中：Wf1(k)、Wf2(k)分別為成飛CFT-1和原位校準(zhǔn)裝置校準(zhǔn)曲線反算流量，N為檢定試驗(yàn)時(shí)的校準(zhǔn)次數(shù)(自由度)，kp為覆蓋因子。

利用原位校準(zhǔn)裝置對渦輪流量計(jì)CLG-6-0112進(jìn)行了35次校準(zhǔn)試驗(yàn)，對比CFT-1校準(zhǔn)結(jié)果可得，平均偏差為0.001 L/min，最大偏差為0.077 L/min，最大相對偏差為0.48%，置信概率為0.95，自由度為35，偏差近似學(xué)生氏分布的檢驗(yàn)試驗(yàn)可取kp=2.032 2，偏差相對擴(kuò)展不確定度為0.49%。

6 結(jié)論

為滿足現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)燃油流量高精度、快速度的測量要求，針對渦輪流量計(jì)不能長期保持校準(zhǔn)曲線的缺陷，對原位校準(zhǔn)技術(shù)進(jìn)行了研究。其工作原理分析表明，該裝置壓力損失小于35 kPa，在進(jìn)程、回程和靜止?fàn)顟B(tài)下均有良好的流量跟隨特性，可實(shí)現(xiàn)原位校準(zhǔn)和冗余測量功能；不確定度分析表明，該系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)體積相對擴(kuò)展不確定度小于0.07%，與成飛校準(zhǔn)裝置的對比檢驗(yàn)偏差相對擴(kuò)展不確定度和最大相對偏差均小于0.5%，說明原位校準(zhǔn)系統(tǒng)與成飛校準(zhǔn)裝置有良好的重復(fù)性，并具有優(yōu)良的不確定度特性。該系統(tǒng)能滿足試驗(yàn)和測試要求，具有高的工作可靠性、可控性和穩(wěn)定性。

[1]周吉鵬.傳感器與檢測技術(shù)[M].北京：清華大學(xué)出版社，2010.

[2]吳行章，張龍發(fā)，蔣世奇.發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量現(xiàn)場校準(zhǔn)裝置[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，1999，12(3)：48—51.

[3]王榮合，鄭海軍.航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量校準(zhǔn)裝置[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2001，2(5)：19—24.

[4]巴史塔T M.飛行器液壓系統(tǒng)可靠性[M].北京：科學(xué)出版社，1992.

[5]紀(jì)綱.流量測量儀表應(yīng)用技巧[M].北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2009.

[6]王中宇，劉智敏.測量誤差與不確定度評(píng)定[M].北京：科學(xué)出版社，2008.

[7]鐘華貴.一種空氣流量測量裝置對比標(biāo)定和不確定度評(píng)定方法[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2011，24(2)：1—4.

Design and Verification of an In-Situ Calibration System for Aero-Engine Fuel Flow Rate Measurement in Altitude Simulation Test

ZHAO Yong，HOU Min-jie，CHEN Mian，GUO Jie
(China Gas Turbine Establishment，Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Altitude Simulation，Jiangyou 621703，China)

In order to meet the requirements of high accuracy and quick measurement of the fuel flow rate in altitude simulation test,an in-situ calibration technology has been introduced since the flowmeter cannot be able to keep steady state for a longtime after calibration.The technology requirements,main functions, operation principle,calibration device,operation mode,and the uncertainty estimation were introduced.At the same time,experiments comparison was conducted.The results show that the main specifications of the system could meet the requirements of the engine test,and the uncertainty is satisfied.Meanwhile,the sys?tem is of high reliability,controllability and stability that could realize in-situ calibration and redundancy measurement.

aero-engine；simulated altitude test facility；fuel flow rate measurement；uncertainty；

V263.4+5

A

1672-2620(2013)01-0005-04

2012-10-17；

2012-11-26

趙涌(1978-)，男，四川鹽亭人，高級(jí)工程師，碩士，主要從事航空動(dòng)力高空模擬試驗(yàn)測試、控制技術(shù)研究。