半物理試驗起動階段低溫燃油流量計量技術路徑探究

史春雨

（中國航發動力控制系統研究所，江蘇無錫214063）

半物理試驗起動階段低溫燃油流量計量技術路徑探究

史春雨

（中國航發動力控制系統研究所，江蘇無錫214063）

針對裝備數控系統的2個型號發動機分別在臺架試驗和飛行試驗中發生的低溫起動失敗故障，從數控系統半物理試驗燃油流量計量寬范圍、快響應、高精度的測量要求入手，分析了試驗的測量環境與渦輪流量計檢定條件要求的環境存在的較大差異，在低溫條件下燃油黏度提高，造成了流量系數減小，試驗室測量流量示值小于實際流量，低溫燃油流量測量準確度存在不可接受的偏差；闡述了發動機低溫起動失敗故障時供油不足，不能通過當前的流量測量方法進行確認和故障定位，提出了解決高響應低溫小流量測量技術問題的研究路徑及關鍵技術的方案和思路，主要方案和思路有：質量流量計串聯標定法、常溫渦輪流量計串聯標定法、體積管串聯標定法。

流量計量；燃油；半物理試驗；低溫起動；黏度；航空發動機

0 引言

按國軍標的要求，發動機燃油與控制系統在裝機前應進行燃油高、低溫條件下的模擬飛行試驗，發動機控制系統以質量流量作為燃油流量的控制指標，而控制系統計量油量的控制原理多采用在等壓差狀態下調節通流面積的方法實現體積流量控制。在半物理模擬試驗中，動態閉環試驗要求連續測量計量燃油流量，需要寬范圍、快響應、高精度的燃油流量測量。渦輪流量計作為試驗中的優選傳感器，易受介質的溫度、壓力、黏度等因素的影響，由于試驗的測量環境與渦輪流量計檢定條件[1]要求的環境存在較大差異，在低溫條件下燃油黏度有較大幅度提高，流量測量會產生偏差。文獻[2]指導了渦輪流量計燃油流量計算修正的完整方法和過程，但更適用于燃油溫度穩定的臺架試驗，并指明了在過度的高黏度、小流量條件下應用會產生嚴重錯誤。前蘇聯的Н.Ф.杜博夫金等對噴氣燃料性能進行了較為全面的試驗研究[3]；國內基于各行業各種流量測量場合的實際問題也開展了多方面的研究：馬彬等通過試驗分析了流體黏度對渦輪流量計性能的影響，特別是對小規格流量計影響更大[4]；王魯海等對低流量條件下渦輪流量計的黏度響應特性開展了試驗研究[5]，提出可以通過少量的高黏度試驗，推導出不同黏度的修正關系；陳潔根據試驗并建立補償模型，對LW25流量變送器進行了黏度補償，提高了測量精度[6]；官志堅等以LWGY15渦輪流量計與德國KRACHT公司VC5齒輪流量計為樣本開展了渦輪流量計與齒輪流量計對黏度的適應性試驗，提出了渦輪流量計用于高黏度介質流量測量時應進行高黏度校準[7]；曹廣軍等也通過試驗證明LWGY80EX渦輪流量計流體的黏性對渦輪流量計的儀表系數具有很大影響[8]。

從檢索的文獻分析，大多數的研究者是針對各自行業的特定測量場景和限定范圍開展的理論分析與試驗性研究，方法與結論可作為借鑒，沒能找到1套適用噴氣燃料低溫小流量測量的完整解決方案。所謂小流量在本文中定義為常溫下接近渦輪流量計下限工作的流量狀態。噴氣燃料的使用溫度環境范圍大，動態過程變化劇烈，而受燃油物理性能和渦輪流量計環境影響的性能的基礎數據缺乏、燃油介質溫度快速測量技術水平不足等因素的制約，造成燃油低溫小流量測量技術不能滿足試驗與確認的要求。

本文為解決低溫燃油流量測量的準確性問題，提出了采用質量流量計串聯標定法、常溫渦輪流量計串聯標定法、體積管串聯標定法，對渦輪流量計低溫流量測量進行標定和修正的技術方案和研究路徑的一些思路，供從事低溫試驗工程技術人員在構建燃油流量測量系統時參考。

1 問題概述與分析

《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》（GJB241A）[9]規定了發動機應能在-54℃或相當于燃油黏度(γ)12 mm2/s條件下滿意起動。雖然燃油附件也通過了低溫部件性能試驗，但配裝數控系統的2個型號渦軸發動機分別在臺架試驗和飛行試驗中發生了低溫起動失敗故障。

發動機數控系統半物理試驗和燃油部件試驗中均采用渦輪流量計進行燃油測量，根據試驗燃油溫度下的密度將體積流量換算為質量流量，以評價產品性能或輸出至發動機數學模型進行控制系統的閉環試驗。在飛行環境溫度范圍內，主機單位提供的若干溫度點發動機起動加減速供油規律是以質量流量定義供油量要求，要求供油量控制精度不劣于±1%，把起動過程控制精度要求提高到±0.5%，因此在試驗過程中流量測量準確度應優于GJB 5109-2004[10]中被測裝備精度1/4的要求，即測量準確度最好優于±0.1%。在常溫條件下，FT4渦輪流量計校驗精度為±0.05%，可以滿足使用要求。

JJG1037-2008[1]規定在流量檢定過程中環境溫度為常溫5～45℃，還規定了在檢定過程中介質溫度變化不大于±0.5℃，SAE ARP4990A[2]要求燃油介質流量計的檢定溫度為26.67℃。

但在低溫條件下，燃油的黏度和密度的改變對流量計量會產生不可忽視的影響，SAE ARP4990A[2]指出流量測量和修正會導致重大錯誤發生。

GB 6537-2006[11]規定了3號噴氣燃料在20℃下，密度為775～830 kg/m3，黏度為不小于1.25 mm2/s；在-20℃下黏度不大于8.0 mm2/s，由于噴氣燃料的性質與原油產地、煉制廠生產工藝、批次等有關，標準只給出了燃油特定點密度、黏度范圍，因此采用《中國噴氣燃料》[12]所提供的RP-3樣本數據和公式進行物理性質計算，見表1。

表1 RP-3物理性質及0.41 L/min流量時的f/γ估值

隨著黏度的提高，渦輪流量計的流量系數K(K=f/Q，即輸出頻率/體積流量)會減小，同時線性度也會變差。試驗與理論模擬K值與Re關系情況如圖1所示。在進入渦輪流量計的線性段前，在黏度不變時，隨著流量增加，Re增大，K值持續增大，K值與流量計入口Re成指數關系[5]。

這種現象可以從流體力學理論中得到解釋，如圖2所示。隨著燃油溫度降低，黏度增加，Re減小，在低相同流速下附面層增厚，黏性力起主導作用，附面層低流速的流體阻礙了渦輪轉動，只有更高的平均流速才能達到在低黏度紊流狀態下渦輪轉速，即實際流量大于測量流量，K值減小。

圖1 試驗與理論模擬K值與Re關系[5]

圖2 管內層流與紊流速度分布

在發動機起動過程中的燃油流量處于流量計的小流量工作區，黏度增加的影響更為顯著，如圖3所示[2]。假設起動最小流量20 kg/h(0.41 L/min)進行估算，在20℃下流量計進口Re=989，在-15℃下Re=506，在-40℃下Re=246，Re均小于2000，進入了層流區，和超過下限的小流量一樣，已不能直接采用流量檢定得到的流量系數進行流量計算。

圖3 流速和黏度對渦輪流量計測量的影響[2]（K=f/Q，St=K·D3，Ro=(f/γ)·D2）

SAE ARP4990A還指明高黏小流量區K值的變化并非是單調的，并且在流量計最小量程極限下，存在1個分離點（break-away point），低于該點流量修正會導致重大錯誤發生，燃油低溫小流量狀態測量的計算，不宜采用供應商提供的流量系數及SAE ARP4990A的計算方法進行修正。

起動失敗故障復現試驗，是通過在燃油溫度為-15℃下采用低溫起動失敗與起動成功的多套控制系統比對進行的，最終將故障原因初步定性為泵調節器中計量活門溫度補償部件補償過度，造成起動供油量不足，起動超時，因而被判定起動失敗。如前所述，部件和系統試驗流量測量系統均無法證明在低溫條件下的燃油流量計量的準確性，無法提供確鑿可信的試驗數據用于故障分析和理清故障發生機理。

雖然燃油低溫流量準確計算和進行低溫修正當前都難以實現，但仍有可能和有必要對燃油低溫致黏度增加產生的影響進行趨勢分析。根據LW-25渦輪流量計進行多種黏度影響試驗，以試驗數據擬合式（7）[6]繪出分析曲線，如圖4所示。對RP-3在低溫時流量測量進行粗略分析，按表1以假設起動最小流量查圖4估算，在-15℃下流量系數最大下降2%，對應全程測量精度約為-0.082%，在-40℃下，流量系數最大下降18%，對應全程測量精度約為-0.6%，已遠超出流量測量精度±0.1%的要求。

圖4 RP-3 K值與f/γ變化關系預期[6](f/γ=30時Re=5000)

渦輪流量計FT4比LW-25具有更小口徑，受黏度的影響程度會更大[4]。如果不對低溫流量數據進行修正，不但在半物理閉環試驗時會產生嚴重偏差，而且有可能對臺架低溫起動試驗、低溫地面起動試驗和空中低溫起動試驗造成難以預期的后果。

另外根據SAE ARP4990A的描述，渦輪流量計測量與介質壓力、流量計溫度線膨脹系數等有關，但影響相對較弱，本文未對這些影響進行分析。發動機數控系統半物理模擬試驗要求對溫度、壓力、流量動態變化的燃油流量進行寬范圍的準確動態的測量，各種影響和相互制約的共同作用，幾乎不可能通過純粹計算的方法實現低溫燃油流量測量修正，達到半物理模擬試驗寬范圍、快響應、高精度的流量測量要求。

2 發動機數控系統半物理模擬試驗

2.1 半物理模擬試驗工作原理

發動機數控系統各部件和分系統與試驗設備、發動機數學模型等構成半物理模擬試驗系統。電子控制器用于采集油門桿、操縱裝置、狀態操縱指令、飛機信號及指令、液壓機械裝置和幾何作動裝置上的位移、轉速隨動系統上的各轉子轉速及信號模擬裝置輸出的各類信號，控制軟件根據控制計劃、發動機參數進行計算，輸出控制指令，進行燃油流量與作動裝置的控制。

裝載有發動機實時數學模型的計算機按設定的高度和馬赫數，接受當前燃油流量（質量流量）信號，通過空氣動力學、熱力學和轉子動力學等計算，得到對象發動機各轉子轉速、各截面溫度、各截面壓力、各類負載等參數并以模擬量信號方式輸出，試驗設備接收指令，控制試驗設備驅動試驗部件或仿真部件運行，供出計量燃油、產生電能、傳速、溫度、壓力、執行機構位置等傳感器信號、施加負載力及相關的應力環境等。發動機數控系統中的電子控制器采集各類傳感器信號或模擬信號，運算后產生新的輸出控制指令。以上過程構成半物理試驗的閉環試驗過程。

2.2 發動機起動過程的工作原理

發生起動故障的2個型號發動機數控系統的起動過程，采用開環控制，根據發動機當前轉速、進氣溫度、泵調節器上靠近燃油流道的測量殼體溫度、計量活門溫度補償部件等共同作用，控制起動過程供油量，控制品質取決于控制律設計的準確性、各部件的溫度特性。起動成功后，進入轉速閉環控制，燃油流量計量的準確性要求不再作為控制的重點。可以看出，低溫小流量燃油流量控制和測量技術對發動機起動成功和控制功能的實現起著關鍵作用。

2.3 流量計的選擇

由于發動機控制系統在半物理模擬試驗中的工作過程是連續動態的試驗過程，不能采用切換流量計以適應不同的流量范圍的方式進行流量測量，流量計不但要適應飛行包線范圍內起動到最大工作各狀態的寬范圍流量，而且要具有更快的響應速度和較高的測量精度，在進行模擬高空高寒起動飛行試驗時還需有較好的低溫適應性。

高精度的質量流量計因儀表本身具有溫度修正，受介質溫度影響較小，但動態性能不能滿足發動機起動過程的流量測量需求。本次試驗沒有采用科氏質量流量計和齒輪流量計作為測量比對工具，原因是起動過程是1個流量動態變化的過程，科氏流量計在0.25%測量精度，4T+δ滯后時間估算長達3.2 s[13]，在半物理模擬試驗中科氏質量流量計更適用于穩態過程測量。

渦輪流量計在量程范圍內具有較高的常溫測量精度和動態響應性能，對流速階躍變化的響應時間小于5 ms[14]。但測量準確度受介質黏度、溫度等因素的影響較大，流量計檢定中使用工作介質在標準溫度條件下進行檢定，檢定結果不能適應低溫條件下燃油流量測量的要求，特別是在低溫半物理試驗中，要求變溫條件下體積流量與質量流量實現實時準確地轉換，溫度影響是實現低溫條件下流量動態測量必須面對的難題。

稱重法是最基礎的穩態流量測量手段之一，測量精度取決于精準的切入切出時刻、足夠長的測量時間、足夠穩定的流量，還要考慮如何消除低溫部件凝露結霜的影響，不能用于流量動態過程測量。

齒輪流量計的精度和動態性能均較高，但更適應高黏度介質，并且不能測量含固體顆粒或雜質的流動介質，當被試驗件發生磨損等故障時，齒輪流量計的堵轉可能造成試驗系統超壓，增大試驗風險。

對于具有動態過程的半物理模擬試驗，渦輪流量計仍是最適宜的基本選擇，但這并不排除在試驗過程的一些特殊場合采用其它類型的流量測量方法進行比對。

2.4 燃油溫度測量

試驗中采用低溫油箱油溫測量和供油管路管壁外貼片式熱電阻進行溫度測量，由于壁面及傳感器封裝熱傳導緩慢，響應速度較慢，增壓泵加入功率、保溫、管路熱容量等因素對溫度測量也會產生影響，當前的溫度測量方法不能適應僅有10 s左右的低溫半物理模擬試驗起動過程的驗證需求。

3 發動機起動失敗原因分析

發動機因起動失敗故障而終止起動的原因有：起動超溫、起動高溫懸掛、起動低溫懸掛、點火不成功、起動超時等，在臺架試驗和飛行試驗中發生的2次低溫起動失敗故障是起動超時。

起動超時主要因素有：

（1）進氣溫度低，空氣密度大，壓氣機壓縮功大，啟動機帶轉加速時間延長；

（2）環境溫度低，發動機滑油黏度大，機械阻力大，啟動機帶轉加速時間延長；

（3）發動機流道溫度低，部件吸熱量增加，燃氣可用能（火用）降低，渦輪出力下降，發動機加速時間延長；

（4）燃油低溫時黏度大，燃油霧化性能降低，燃燒效率下降，發動機加速時間延長；

（5）由于小型發動機起動超溫風險性高，對起動供油的上限要求更加嚴格；

（6）軟件或硬件對低溫條件下燃油的密度增大補償過度或考慮因素不完整，過度減少流量；

（7）主機單位提供的環境溫度極值范圍內發動機起動加減速供油規律存在偏差，造成燃油流量限制過低。

低溫起動失敗故障發生前，在系統半物理試驗器中無低溫燃油試驗條件，未開展系統級低溫起動試驗；故障發生后，采用以液氮制冷燃油的方案迅速建立了低溫試驗條件，同時采用稱重法對起動失敗與起動成功的多套控制系統的起動過程燃油總量和渦流量累積計算量進行對比，并且對燃油泵調節器燃油低溫-15℃條件下規定流量點進行開環穩態性能的測試，同時采用穩態稱重法測量燃油流量，發現故障的主要原因是由于計量活門溫度補償元件補償過度造成了起動供油量不足。

在試驗中，根據流量計輸出頻率除以檢定的流量系數得出體積流量，并與當前控制系統出口燃油溫度下的計算密度相乘計算質量流量。

試驗中渦輪流量計體積流量示值累積計算后，乘以低溫燃油密度換算為質量流量比稱重法得到的數據小2%，與圖4基本吻合，但在更低的溫度下偏差會進一步增大。根據圖3進行分析，分離點（圖3中break-away point）以左流量系數的變化是非單調的，驗證以進行修正，在一定黏度下，隨著流量增加，K值增大后再減小達到分離點。起動過程量是一個流量漸升的過程，經歷了K值增加和減小二段過程，在起動過程中各流量點的流量是不確定的，渦輪流量計測量數據不能直接作為低溫性能評價和故障定位分析的測量基礎數據。

4 研究的重要性

在低溫條件下發動機起動控制品質取決于流量測量和計算的準確性、各成附件的溫度特性、準確的控制規律設計，雖對數控系統燃油附件進行了低溫環境試驗，但側重點是考核性試驗，對在低溫環境下燃油附件及傳感器性能改變關注不夠。針對低溫試驗特別是起動過程，數控系統半物理模擬試驗尚沒有建立完善、可信、驗證確認的試驗驗證條件和試驗方法，系統缺陷只能在發動機鑒定試驗、低溫臺架試驗甚至是系統產品交付后暴露，在起動過程的燃油控制參數的修正依賴于發動機在低溫或高寒環境起動試驗中完成，等待自然低溫環境達到試驗要求，將寶貴的時間和機會耗費在數控系統的修正調整中，內外場試驗數據也不能實現高效比對形成改進迭代，嚴重影響了控制系統研發進度和研發質量評價。

5 起動階段低溫燃油流量計量技術的研究路徑

由于燃油溫度是造成渦輪流量計性能變化的主要原因，低溫小流量計算和流量計低溫修正是不可信和難以實現的，進行各溫度條件下的流量標定是容易想到的技術路徑，但當前煤油介質的檢定機構均不具備低溫各高溫檢定條件，只能通過試驗現場對渦輪流量計標定實現低溫校準。

5.1 質量流量計串聯標定法

本方法是在低溫試驗系統或采用低溫油源供油，采用具有密度測量功能的高精度質量流量計與渦輪流量計串聯，渦輪流量計進口設置能夠進行快速、準確、實時測量燃油溫度的傳感器，對不同流量、不同溫度的燃油流量分別進行測量，將質量流量與當前密度相除得到低溫體積流量，再將此體積流量按燃油的溫度-密度特性換算為檢定狀態的體積流量，從而得到各溫度條件、各流量狀態渦輪流量計的標定數據表用于插值修正或公式修正，試驗時按當前流量和溫度將渦輪流量計低溫流量修正為檢定狀態的體積流量。

標定只對選定試驗燃油有效，當更換不同批次燃油和燃油老化時，燃油溫度與密度、黏度物理性質改變時，需重新標定，除非通過大量的試驗數據積累確認這些影響可以被忽略。

關鍵技術裝置是高響應燃油溫度測量，還需要配套具有恒低溫能力的試驗系統或低溫油源。

5.2 常溫渦輪流量計串聯標定法

針對發動機控制系統起動燃油流量小且重要、轉速閉環后流量大但重要性下降的特點，對低溫起動燃油通過快速加熱裝置加熱，并將溫度控制在渦輪流量計接近檢定溫度的條件下測量，可以得到準確的流量測量值，在起動后的轉速閉環的較大流量工作狀態下不再加熱和進行流量溫度修正。

低溫渦輪流量計進口同樣設置能夠進行快速、準確、實時測量燃油溫度的傳感器，通過對不同流量、不同溫度的燃油流量分別進行測量，得到各溫度條件、各流量狀態渦輪流量計的標定數據表用于插值修正或公式修正，試驗時按低溫渦輪流量計當前流量和溫度將低溫流量修正為檢定狀態的體積流量。

標定只對選定試驗燃油有效，當更換不同批次燃油和燃油老化時，燃油溫度與黏度物理性質改變時，需重新標定，也需要通過大量的試驗數據積累確認這些影響可以被忽略。

關鍵技術裝置是高響應燃油溫度測量和燃油快速加熱裝置，還需要配套具有恒低溫能力的試驗系統。

5.3 體積管串聯標定法

采用體積管對渦輪流量計進行檢定是各檢定機構常用有的方法如圖5所示，但對于低溫介質，各家機構還沒有建立基于體積管的低溫檢定能力，可以采用相似的方法開展低溫條件下渦輪流量計的標定，方案是：將體積管和渦輪流量計串聯，接入低溫試驗系統或供給低溫油源，壓力燃油從一端進入體積管，當活塞逼近一端時，通過切換閥切至反向工作，低溫渦輪流量計進口同樣設置能夠進行快速、準確、實時測量燃油溫度的傳感器，通過對不同流量、不同溫度的燃油流量分別進行測量，得到各溫度條件、各流量狀態渦輪流量計與體積管的流量標定數據表，用于插值修正或公式修正，試驗時按低溫渦輪流量計當前流量和溫度將低溫流量修正為低溫狀態的真實體積流量，再根據燃油溫度-密度特性換算成檢定狀態的體積流量。

標定也只對選定試驗燃油有效，當更換不同批次燃油和燃油老化時，燃油溫度與黏度物理性質改變時，需重新標定，也需要通過大量的試驗數據積累確認這些影響可以被忽略。

關鍵技術裝置是高響應燃油溫度測量和絕熱低熱容體積管式燃油流量計量裝置，還需要配套具有恒低溫能力的試驗系統。

圖5 體積管式燃油流量計量裝置原理

5.4 高響應燃油溫度測量技術研究思路

基于管內流動不穩定換熱及測溫器件導熱的傳熱學原理開展研究工作，感溫部件與被測流體直接接觸、追求最大的換熱面積和最小的熱容以提高動態性能。

通過對某型燃油泵調節器試驗中出口溫度上升速率和流量控制精度要求的分析，初步估計燃油溫度測量裝置的響應速度τ0.5＜200 ms可以滿足測量要求，裝置不應對流量計流場產生影響，其熱容足夠小不應對流量計進口燃油溫度產生過大影響，應能夠承受燃油不穩定流場的沖刷具有可接受的使用壽命。

經初步測試，某國產印刷燒結鉑膜熱電阻產品在燃油介質中靜態測試τ0.5已達約250 ms，德國某鉑膜熱電阻傳感器樣本動態指標在流速0.4m/s時，τ0.5已達100 ms，具備技術可行性，可以此為主要方向，研制流量計進口溫度測量裝置，方案是在與流量計進口管內設置的絕緣基材上，制作印刷燒結鉑膜電阻或者鑲嵌鉑膜裸露的鉑熱電阻產品。另外，還可根據傳熱學原理對管內流動燃油溫度與傳熱溫升速率的規律，對當前測量溫度數據微分超前修正，實現更快速的燃油溫度測量計算。

5.5 絕熱低熱容體積管式燃油流量計量裝置研究思路

基于理想流體的不可壓縮性和流體的連續性，體積管式燃油流量計量裝置與串聯的渦輪流量計在非切換段具有相同的流量，采用體積管進行低溫檢定，必須降低體積管構件的熱容、環境溫度差對介質溫度產生影響，還必須對體積管的不同溫度下的脹縮測量或修正，考慮到要在試驗現場進行標定，體積管式燃油流量計量裝置還應進行小型化設計，體積管采用薄壁油缸以降低熱容，采用絕熱處理以減小環境溫差影響，磁致伸縮位移傳感器測量桿穿過活塞中心設置，活塞在油缸內兩端進出口油壓差的推動下移動，通過測量活塞的位移速度即可以計算出流經體積管的燃油流量。

5.6 帶稱重裝置的低溫油源研究思路

方案是采用由配置了天平稱重的3個保溫油箱組成的供油系統，天平具有模擬量輸出，由計算機采集實時計算質量流量，作為流出燃油體積流量測量的參考比對。3個保溫油箱分別為高溫油箱（配加熱器時可用于開展高溫標定）、低溫油箱（配液氮制冷盤管）、回油箱，當對高溫、低溫油箱進行定壓充氣時可形成穩定的壓力供油，燃油流過配置了燃油溫度測量裝置的渦輪流量計串聯的體積管式燃油流量計量裝置進入回油箱，可進行渦輪流量計與體積管計量裝置的間段標定（切換點附近數據舍棄，平直段數據有效）。當高溫和低溫油箱并聯且同時供氣，通過快速切換，可使高溫和低溫燃油交替流過配置了燃油溫度測量裝置的渦輪流量計和體積管式燃油流量計量裝置，本油源還可用于驗證燃油溫度測量裝置的溫度響應性能。油源配套小流量循環泵，在進行油箱降溫和加溫時的循環，使油箱和測試回路在測試前與油源中燃油溫度一致。

5.7 燃油快速加熱裝置研究思路

為保證試驗燃油的品質不發生劣變，不宜采用電熱器直接加熱方式。考慮到發動機主燃油管路特性，加熱裝置可以利用的壓差非常充裕、容積受限于不過分超過燃油總管的容積、流道剛度要與主燃油管路的接近，方案是在燃油快速加熱裝置的換熱器導熱介質殼程側增大熱容量保持溫度穩定，采用溫控電加熱并進行大流量強制循環，在燃油側管程采用大面積高流速毛細列管以加強換熱速度。還可以考慮研制采用壓力閉環精確溫控加熱的自然循環熱管[15]式燃油快速加熱裝置方案。

6 結束語

雖然SAE ARP4990A已規定了燃油流量計算修正的方法，但由于燃油性質、修正目的的差異，其主要用于發動機性能達標的穩態燃油流量修正，不適用于半物理試驗起動過程動態流量測量。按GJB241A規定的低溫環境進行低溫起動時，燃油低溫造成的高黏度已超出了修正適用范圍，低溫燃油流量測量是發動機數控系統起動階段性能驗證不可或缺的基礎技術，準確的流量測量是發動機控制系統性能驗證、準確提出并完善對部件的指標要求、確認與主機要求符合性驗證最重要基線之一，有必要開展研究探索，找到解決路徑，5.1、5.2所述研究技術路徑具有較好的可實現性。

通過對低溫流量測量的現狀、困難的闡述和技術路徑的思考，希望能引起發動機主機、控制系統、燃油部件、石油化工等單位對低溫流量測量問題的更多關注，共同推動低溫流量測量以及發動機低溫起動技術的深入研究，為制定低溫環境適應性設計和驗證規范提供有力的技術支持。

[1] 全國流量容量計量技術委員會.JJG1037-2008渦輪流量計檢定規程[S].北京：中國計量出版社，2008：4.National Technical Committee of Standardization for Flow and Volume Measure.JJG1037-2008 Verification regulation of turbine flowmeter[S].Beijing：China Metrology Press 2008：4.(in Chinese)

[2] SAE International Aerospace Recommended Practice ARP4990A.Revised 2013-10 turbine flowmeter fuel flow calculations[S].USA，SAE，2013：9-33

[3] Н.Ф.杜博夫金，Ю.П.馬蘇爾，В.Г.馬拉尼切娃，等.噴氣燃料性能手冊[M].常汝楫譯.北京：航空工業出版社，1990：32-134.Н.Ф.Дубовкин，Ю.П.Масур，В.Г.Маланичева，etal.Performance handbook for jet fuel[M].translated by CHANG Rují.Beijing：Aviation Press1990：32-134.(in Chinese)

[4] 馬彬，劉冬曉.流體黏度對渦輪流量計性能的影響[J].工業計量，2015，25（2）：43-44.MA Bing，LIU Dong Xiao.Impact of liquid viscosity with turbine flowmeter on performance[J].Industrial Measurement，2015，25（2）：43-44.(in Chinese)

[5] 王魯海，李軍，關松，等.低流量條件下渦輪流量計的黏度響應特性[J].測井技術,2012，36（4）：336-339.WANG Lu Hai,LI Jun,GUAN Song,et al.The performance of turbine flowmeter with viscosity changes under low flow condition[J].Well Logging Technology 2012，36（4）：336-339.(in Chinese)

[6] 陳潔.可拆式流量變送器介質粘度補償模型試驗的研究[J].內蒙古石油化工，2007（7）：76-78.CHEN Jie.Research on the model and test of discerptible flow trans-mitters[J].Inner Mongolia Petrochemical Industry，2007（7）：76-78.(in Chinese)

[7] 官志堅，白銀，劉仙航.渦輪流量計與齒輪流量計對介質粘度的適應性比較[J].測試技術學報，2013，27（5）：395-398.GUAN Zhijian，BAI Yin，LIU Xian Hang.Adaptability comparison of turbine flowmeter with gear flowmeter to viscosity of medium[J].Journal of Test and Measurement Technology,2013，27（5）：395-398.(in Chinese)

[8] 曹廣軍，薛敦松.粘性流體對渦輪流量計儀表系數影響的實驗研究[J].工程熱物理學報,2002，23（1）：56-58 CAO Guang Jun,XUE Dun Song,Experiment studying on turbine flow meters factor with different viscous liquids[J].Journal of Engineering Thermophysics，2002，23（1）：56-58.(in Chinese)

[9] 中國人民解放軍總裝備部.GJB 241A-2010航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范[S].北京：裝備部軍標出版發行部，2010：84-86.General Armament Department of Chinese Peoples Liberation Army.GJB 241A-2010 Engine,aircraft,turbojet and turbofan,general specification for[S].Beijing：Armament Department Military Standard Publication and Distribution Department 2010：84-86.(in Chinese)

[10] 中國人民解放軍總裝備部.GJB 5109-2004裝備計量保障通用要求檢測和校準[S].北京：裝備部軍標出版發行部，2004：3-6 General Armament Department of Chinese Peoples Liberation Army.GJB 5109-2004 General requirement of metrology support for military materiel test and calibration[S].Beijing：Armament Department Military Standard Publication and Distribution Department，2004：3-6.(in Chinese)

[11] 中華人民共和國國家質量監督檢驗檢疫總局，中國國家標準化管理委員會.GB 6537-2006 3號噴氣燃料（No.3 jet fuel）[S].北京：中國標準出版社,2006：2-3.Peoples Republic of China State Administration of Quality Supervise and Inspection and Quarantine＆State Administration for Standardization.GB 6537-2006 No.3 jet fuel[S].China Standard Press 2006：2-3.(in Chinese)

[12] 劉濟瀛.中國噴氣燃料[M].北京：中國石化出版社，1991：139-147.LIU Jiying.The jet fuel of China[M].Beijing：Petrochemical Industry Press 1991：139-147.(in Chinese)

[13] 劉冬玲.科氏力質量流量計響應時間對檢定的影響[J].工業計量,2003（3）：39-41.LIU Dongling.Response time of Coriolis mass-flow meter impact on verification[J].Industrial Measurement，2003（3）：39-41.(in Chinese)

[14] 何懌晉，孫士貴，楊廷善，等.航空測控系統實用手冊[M].北京：航空工業出版社，1997：348-349 HE Zhejin，SUN Shigui,YANG Tingshan，et al.Practicality handbook for the measure and control system[M].Beijing Aviation Press 1997：348-349.(in Chinese)

[15] 莊駿，張紅.熱管技術及其工程應用[M].北京：化學工業出版社，2000：15-127.ZHUANG Jun,ZHANG Hong.Heat pipe technology and engineering application[M].Beijing：Chemical Industry Press，2000：15-127.(in Chinese)

Measurement Technology of Fuel Flow under Low Temperature Starting in Semi-physical Test

SHI Chun-yu
（AECC Aero Engine Control System Institute，Wuxi Jiangsu 214063,China）

Aiming at the failure of low temperature start that happened respectively in rig and flight test for two types of aeroengine with digital control systems,the measurement requirements such as wide range,fast response and high accuracy of fuel metering during semi-physical test applied to digital control systems were described.The significant differences between the measuring condition and the factual condition in the verification process of turbine flowmeters were analyzed.The increase of fuel viscosity in the condition of low temperature caused the reduce of flow coefficient which resulted that the indicated value of measured flow rate in test was less than the actual flow rate and unacceptable deviation appeared in measurement accuracy of low temperature.It was stated that the fault of low temperature start was caused by insufficient fuel supply and thus were unable to identify and locate.Some ideas of research route and key technology schemes were proposed to address the issue of technology validation of high response,low temperature,and low flow rate measurement.which mainly are the connection series of mass flowmeters,thrmostatic turbine flowmeters and volume tube calibration device.

flow metering;fuel;semi-physical;low temperature;viscidity;aeroengine

V 216.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.06.001

2016-05-09基金項目：國家重大基礎研究項目資助

史春雨（1964），男，自然科學研究員，主要從事航空發動機控制系統試驗設備及試驗技術研究工作；E-mail：scyjswx@163.com。

史春雨.半物理試驗起動階段低溫燃油流量計量技術路徑研究[J].航空發動機，2016,42（6）：10-17.SHI Chunyu.Measurement technology of fuel flow under low temperature starting in semi-physicaltest[J].Aeroengine，2016,42（6）：10-17.

（編輯：栗樞）