航空发动机高空模拟试验燃油流量原位校准系统设计与检验

赵涌，侯敏杰，陈冕，郭杰

(中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703)

航空发动机高空模拟试验燃油流量原位校准系统设计与检验

赵涌，侯敏杰，陈冕，郭杰

(中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油621703)

为满足现代航空发动机高空模拟试验燃油流量高精度、快速度的测量要求，针对涡轮流量计不能长期保持校准曲线的缺陷，提出了原位校准技术。重点介绍了原位校准系统的技术要求、主要功能、工作原理、校准装置、工作模式，以及不确定度评估，并进行了对比检验试验。研究结果表明：该系统主要技术指标满足发动机试验需要，测量不确定度满足要求，主要设备具有高的工作可靠性、可控性和稳定性，可实现原位校准和冗余测量功能。

航空发动机；高空模拟试车台；燃油流量测量；不确定度；冗余测量；原位校准技术

redundancy measurement；in-situ calibration technology

1 引言

高空模拟试车台(简称高空台)是测试航空发动机高空性能的大型地面设备。高空模拟试验是高风险、高能耗试验，如何得到准确的测量数据、保证试验有效，是测试工作的重要内容。燃油流量是评估航空发动机功能、性能及稳定性的重要参数之一。涡轮流量计因其具有较好的稳态精度和优良的动态特性，在流量测量领域得到广泛使用，也是国内外高空台常用的燃油流量测量装置[1]。但涡轮流量计不能长期保持校准特性，需定期校验。此外，在燃油加降温试验中，燃油粘度变化对其测量精度有明显影响，但目前国内校准试验台不具备在燃油加降温条件下进行校准的能力。为避免因燃油流量测量故障而导致试验终止、无效等事件的发生，同时降低粘度变化对测量精度的影响，我国高空台在上世纪80年代就开始了燃油流量测量原位校准技术研究，并引进了相关设备，但因其测控系统工作不稳定，未能实现原位校准和冗余测量功能。为提高燃油流量测试精度和可靠性，满足试验和测试要求，本文对原位校准、冗余测量技术进行了攻关与探索，并结合现代测控技术，完成了该系统的优化设计、主体设备调试与不确定度评估、对比检验等工作。

2 燃油原位校准系统

2.1 燃油原位校准技术要求

燃油原位校准系统，应在不影响发动机与常规燃油流量测量系统正常工作的前提下，实现原位校准和冗余测量功能，且作为标准设备必须具备优良的不确定度指标。因此，该系统的关键技术要求为：①工作时因燃油流量大小由发动机决定，故应具有良好的流量跟随特性和较小的压力损失；②应具有良好的控制重复性、机械密封性和优良的标准缸体积不确定度指标；③时间测量与脉冲数测量应具有良好的不确定度指标。

2.2 主要功能及工作原理

燃油原位校准系统结构如图1所示。该系统在发动机稳态工作时，用一缸体积确定并已知的燃油校准涡轮流量计及其信号处理、测量系统[2]。原位校准时，涡轮流量计的安装、振动、环境温度情况，工作介质的流量、粘度、密度、温度、压力、颗粒度情况，电信号测量的电源、线路、二次仪表、AD转换、软件、电磁场环境等情况，均与试验工况的一致，因此其原位校准结果具有极高的应用价值。此外，当发动机燃油流量测量系统故障时，可实现发动机稳态工作点燃油流量的冗余备份测量，避免因燃油流量测量故障而导致试验终止。

目前高空台常备3路流量范围互补的涡轮流量计，试验时根据发动机燃油流量大小，通过电磁阀切换选择最佳量程的涡轮流量计。原位校准时，燃油流量由电磁阀7的开度决定。校准时关闭电磁阀4、电磁阀5，打开电磁阀6和需要校准的涡轮流量计控制电磁阀，在装置稳定工作后进行原位校准。试验时如果出现涡轮流量计信号严重错误、卡死、泄漏等不能继续工作的情况，可打开电磁阀4、电磁阀6，待冗余测量装置稳定工作后，关闭电磁阀5、电磁阀1、电磁阀2和电磁阀3，可实现冗余测量。

3 燃油流量原位校准装置及工作模式

3.1 原位校准装置

原位校准装置(图2)主要由油缸、气缸、标尺、控制阀、光电传感器、温度传感器、压力气源、测控器、计算机和相关软件组成，容积流量范围为40～1 200 L/h，油缸体积设计值为20 L。通过校准测控系统测量推完整缸油的时间、被校涡轮流量计发出的脉冲总数、油缸体积，来计算涡轮流量计的频率和流量的对应关系。

图2 原位校准装置结构图Fig.2 The in-situ calibration system configuration

将油缸活塞顺流向推到最末端定义为零位。系统通过零位光电传感器检测零位标记是否有效，并据此判断活塞是否处在零位。系统通过起、止光电传感器检测开始标记和停止标记，将两标记出现的时间差记为校准或测量时间，并测量该时间段推出的燃油体积作为校准和冗余测量时的标准体积，通过标尺长度补偿测温点和油缸体积补偿测温点进行标准体积的热胀冷缩补偿[3]：

式中：Tyoug、Tbiaoc分别为油缸和标尺的温度测量值，℃。

3.2 工作模式

3.2.1 进程模式

校准和冗余测量功能都在进程模式下完成。通过进程控制阀和回程控制阀，控制气缸活塞向前运动，使油缸活门紧压在油缸活塞上，并推动其前进挤出燃油。冗余测量时，油缸活塞推进速度(即燃油流量大小)由发动机决定，推出燃油压力由气缸活塞前后压力、供油压力、摩擦力及质量加速度等因素共同决定。

式中：Pout为油缸出口压力，Pfin为油缸进口压力，A1为油缸活塞面积，P1为进程减压阀后压力，P0为大气压力，A2为气缸活塞面积，F1为摩擦力，M为滑动部件质量，a为运动加速度。

试验时油缸进口压力、大气压力、质量均为定值，稳态试验时加速度为零。结合公式(2)可知：克服F1所需压力是P1的下限，实际工作中为使油缸活门紧压在油缸活塞上以保证密封性，P1远高于该下限值；Pout与P1成正比，因此发动机所能承受的供油压力最大值决定了P1的上限。

3.2.2 静止模式

通过控制进程控制阀和回程控制阀，可使油缸停留在任意位置。油缸活门在燃油压力和系统摩擦力共同作用下向相反方向运动产生间隙，燃油从该间隙流出保证其跟随性。由试验检验得到，静止状态下间隙完全打开的最小压力损失为15 kPa。

3.2.3 回程模式

因冗余测量时发动机处于运行状态，故回程模式要保证油路畅通，不能影响发动机供油。通过回程控制阀和进程控制阀，控制气缸活塞向后运动。在气缸活塞的牵引下，工作油缸活塞和油缸活门向相反方向运动产生间隙。燃油从该间隙流出，其流量大小由发动机决定。与进程模式相同，该装置在一定流量范围内具有良好的燃油流量跟随性。具体的回程压力损失与退回速度、实际流量有关。试验测得，在活塞退回速度为0.02 m/s、通过流量为1 000 L/h情况下，压力损失为35 kPa。通常情况下，发动机供油压力变化范围大于100 kPa，因此该回程压力损失满足试验要求[4]。

4 不确定度评价

由于频率和流量的对应关系，是通过测量开始标记与停止标记到达的间隔时间、涡轮流量计脉冲总数和油缸体积计算得出，因此不确定度评价[5]包括频率测量不确定度u(fpinl)、流量测量不确定度u(wliul)、油缸体积测量不确定度u(V)、时间计量不确定度u(tshij)和脉冲数计量不确定度u(Nmaic)。

(1)频率测量不确定度式中：fpinl为频率，Hz；Nmaic为脉冲总数；tshij为涡轮流量计校准时开始标记与停止标记到达的间隔时间，s。

(2)流量测量不确定度

式中：wliul为流量；V为油缸标准体积，L。

(3)油缸体积测量不确定度

体积测量方式一般有测量筒体直径、长度计算体积，和测量质量、密度计算体积两种，此处仅讨论后者。在同一燃油温度和环境温度条件下进行标准体积检验试验，当开始标记通过光电传感器时切换电磁阀动作将燃油导入体积测量油箱，当结束标记通过光电传感器时切换电磁阀动作将燃油导回油库。通过多次试验测量油箱内燃油质量和密度，计算油缸的标准体积，取测量平均值作为结果输出。式中：G为燃油质量，kg；G1为油箱和燃油的总质量多次测量平均值，kg；G2为油箱质量多次测量平均值，kg；ρ为油箱内燃油密度，kg/L。

体积测量不确定度包括燃油质量测量不确定度u(G)、密度测量不确定度u(ρ)、光电传感器缝隙检测延迟不确定度u(guangdian)、切换电磁阀动作延迟不确定度u(qiehuan)和温度测量引起的油缸体积修正量不确定度u(Vwend)[6]。

15次体积检验试验测得：

式中：tvshij为油缸体积标定试验时开始标记与停止标记到达的间隔时间，s。

(4)时间计量不确定度

由公式(4)、(6)可知，u(fpinl)、u(wliul)与tshij有关，其时间越短，不确定度越大。由该装置的测量范围和体积大小可知，该装置最小tshij为60 s，因此频率与流量测量不确定度按tshij=60s计算，其余各点不确定度优于该值：

(5)脉冲数计量不确定度

脉冲总数与涡轮流量计的仪表系数有关。此处以涡轮流量计CLG-6-0112为例说明：

(6)计算结果

将公式(11)～(18)代入公式(8)，可得覆盖因子k= 2时的标准体积相对扩展不确定度：

将公式(18)、(20)、(22)代入公式(6)，可得校准范围内流量测量最大不确定度：

将公式(20)～(23)代入公式(4)，可得校准范围内频率测量最大不确定度：

5 对比检验

成飞计量检测中心是国家二级计量检定站，具有不确定度为0.05%的燃油流量标准装置。以涡轮流量计CLG-6-0112为中介，开展高空模拟试验燃油流量原位校准装置与成飞计量检测中心燃油流量标准装置CFT-1的对比检验，结果如图3所示。由图中可知，CFT-1和原位校准系统的检定结果线性度均优，且重复性较好。

图3 原位校准装置检验结果与成飞CFT-1检验结果对比Fig.3 Results from the calibration system vs.that from CFT-1

以原位校准装置检验试验点的频率为自变量，分别使用两次校准试验的校准曲线，反算燃油流量并作差，其对比结果的统计参数计算如下[7]：

偏差

平均偏差

最大相对偏差

偏差相对扩展不确定度

以上几式中：Wf1(k)、Wf2(k)分别为成飞CFT-1和原位校准装置校准曲线反算流量，N为检定试验时的校准次数(自由度)，kp为覆盖因子。

利用原位校准装置对涡轮流量计CLG-6-0112进行了35次校准试验，对比CFT-1校准结果可得，平均偏差为0.001 L/min，最大偏差为0.077 L/min，最大相对偏差为0.48%，置信概率为0.95，自由度为35，偏差近似学生氏分布的检验试验可取kp=2.032 2，偏差相对扩展不确定度为0.49%。

6 结论

为满足现代航空发动机高空模拟试验燃油流量高精度、快速度的测量要求，针对涡轮流量计不能长期保持校准曲线的缺陷，对原位校准技术进行了研究。其工作原理分析表明，该装置压力损失小于35 kPa，在进程、回程和静止状态下均有良好的流量跟随特性，可实现原位校准和冗余测量功能；不确定度分析表明，该系统标准体积相对扩展不确定度小于0.07%，与成飞校准装置的对比检验偏差相对扩展不确定度和最大相对偏差均小于0.5%，说明原位校准系统与成飞校准装置有良好的重复性，并具有优良的不确定度特性。该系统能满足试验和测试要求，具有高的工作可靠性、可控性和稳定性。

[1]周吉鹏.传感器与检测技术[M].北京：清华大学出版社，2010.

[2]吴行章，张龙发，蒋世奇.发动机燃油流量现场校准装置[J].燃气涡轮试验与研究，1999，12(3)：48—51.

[3]王荣合，郑海军.航空发动机燃油流量校准装置[J].航空发动机，2001，2(5)：19—24.

[4]巴史塔T M.飞行器液压系统可靠性[M].北京：科学出版社，1992.

[5]纪纲.流量测量仪表应用技巧[M].北京：化学工业出版社，2009.

[6]王中宇，刘智敏.测量误差与不确定度评定[M].北京：科学出版社，2008.

[7]钟华贵.一种空气流量测量装置对比标定和不确定度评定方法[J].燃气涡轮试验与研究，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

赵涌(1978-)，男，四川盐亭人，高级工程师，硕士，主要从事航空动力高空模拟试验测试、控制技术研究。