趙涌，侯敏杰，陳冕，郭杰

(中國燃氣渦輪研究院航空發(fā)動機高空模擬航空科技重點實驗室，四川江油621703)

航空發(fā)動機高空模擬試驗燃油流量原位校準系統(tǒng)設計與檢驗

趙涌，侯敏杰，陳冕，郭杰

(中國燃氣渦輪研究院航空發(fā)動機高空模擬航空科技重點實驗室，四川江油621703)

為滿足現(xiàn)代航空發(fā)動機高空模擬試驗燃油流量高精度、快速度的測量要求，針對渦輪流量計不能長期保持校準曲線的缺陷，提出了原位校準技術。重點介紹了原位校準系統(tǒng)的技術要求、主要功能、工作原理、校準裝置、工作模式，以及不確定度評估，并進行了對比檢驗試驗。研究結(jié)果表明：該系統(tǒng)主要技術指標滿足發(fā)動機試驗需要，測量不確定度滿足要求，主要設備具有高的工作可靠性、可控性和穩(wěn)定性，可實現(xiàn)原位校準和冗余測量功能。

航空發(fā)動機；高空模擬試車臺；燃油流量測量；不確定度；冗余測量；原位校準技術

redundancy measurement；in-situ calibration technology

1 引言

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

2 燃油原位校準系統(tǒng)

2.1 燃油原位校準技術要求

燃油原位校準系統(tǒng)，應在不影響發(fā)動機與常規(guī)燃油流量測量系統(tǒng)正常工作的前提下，實現(xiàn)原位校準和冗余測量功能，且作為標準設備必須具備優(yōu)良的不確定度指標。因此，該系統(tǒng)的關鍵技術要求為：①工作時因燃油流量大小由發(fā)動機決定，故應具有良好的流量跟隨特性和較小的壓力損失；②應具有良好的控制重復性、機械密封性和優(yōu)良的標準缸體積不確定度指標；③時間測量與脈沖數(shù)測量應具有良好的不確定度指標。

2.2 主要功能及工作原理

燃油原位校準系統(tǒng)結(jié)構如圖1所示。該系統(tǒng)在發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作時，用一缸體積確定并已知的燃油校準渦輪流量計及其信號處理、測量系統(tǒng)[2]。原位校準時，渦輪流量計的安裝、振動、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，均與試驗工況的一致，因此其原位校準結(jié)果具有極高的應用價值。此外，當發(fā)動機燃油流量測量系統(tǒng)故障時，可實現(xiàn)發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作點燃油流量的冗余備份測量，避免因燃油流量測量故障而導致試驗終止。

目前高空臺常備3路流量范圍互補的渦輪流量計，試驗時根據(jù)發(fā)動機燃油流量大小，通過電磁閥切換選擇最佳量程的渦輪流量計。原位校準時，燃油流量由電磁閥7的開度決定。校準時關閉電磁閥4、電磁閥5，打開電磁閥6和需要校準的渦輪流量計控制電磁閥，在裝置穩(wěn)定工作后進行原位校準。試驗時如果出現(xiàn)渦輪流量計信號嚴重錯誤、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，關閉電磁閥5、電磁閥1、電磁閥2和電磁閥3，可實現(xiàn)冗余測量。

3 燃油流量原位校準裝置及工作模式

3.1 原位校準裝置

原位校準裝置(圖2)主要由油缸、氣缸、標尺、控制閥、光電傳感器、溫度傳感器、壓力氣源、測控器、計算機和相關軟件組成，容積流量范圍為40～1 200 L/h，油缸體積設計值為20 L。通過校準測控系統(tǒng)測量推完整缸油的時間、被校渦輪流量計發(fā)出的脈沖總數(shù)、油缸體積，來計算渦輪流量計的頻率和流量的對應關系。

圖2 原位校準裝置結(jié)構圖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記和停止標記，將兩標記出現(xiàn)的時間差記為校準或測量時間，并測量該時間段推出的燃油體積作為校準和冗余測量時的標準體積，通過標尺長度補償測溫點和油缸體積補償測溫點進行標準體積的熱脹冷縮補償[3]：

式中：Tyoug、Tbiaoc分別為油缸和標尺的溫度測量值，℃。

3.2 工作模式

3.2.1 進程模式

校準和冗余測量功能都在進程模式下完成。通過進程控制閥和回程控制閥，控制氣缸活塞向前運動，使油缸活門緊壓在油缸活塞上，并推動其前進擠出燃油。冗余測量時，油缸活塞推進速度(即燃油流量大小)由發(fā)動機決定，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為油缸進口壓力，A1為油缸活塞面積，P1為進程減壓閥后壓力，P0為大氣壓力，A2為氣缸活塞面積，F(xiàn)1為摩擦力，M為滑動部件質(zhì)量，a為運動加速度。

試驗時油缸進口壓力、大氣壓力、質(zhì)量均為定值，穩(wěn)態(tài)試驗時加速度為零。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遠高于該下限值；Pout與P1成正比，因此發(fā)動機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動產(chǎn)生間隙，燃油從該間隙流出保證其跟隨性。由試驗檢驗得到，靜止狀態(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

因冗余測量時發(fā)動機處于運行狀態(tài)，故回程模式要保證油路暢通，不能影響發(fā)動機供油。通過回程控制閥和進程控制閥，控制氣缸活塞向后運動。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動產(chǎn)生間隙。燃油從該間隙流出，其流量大小由發(fā)動機決定。與進程模式相同，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、實際流量有關。試驗測得，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)動機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要求[4]。

4 不確定度評價

由于頻率和流量的對應關系，是通過測量開始標記與停止標記到達的間隔時間、渦輪流量計脈沖總數(shù)和油缸體積計算得出，因此不確定度評價[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)、時間計量不確定度u(tshij)和脈沖數(shù)計量不確定度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為渦輪流量計校準時開始標記與停止標記到達的間隔時間，s。

(2)流量測量不確定度

式中：wliul為流量；V為油缸標準體積，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、長度計算體積，和測量質(zhì)量、密度計算體積兩種，此處僅討論后者。在同一燃油溫度和環(huán)境溫度條件下進行標準體積檢驗試驗，當開始標記通過光電傳感器時切換電磁閥動作將燃油導入體積測量油箱，當結(jié)束標記通過光電傳感器時切換電磁閥動作將燃油導回油庫。通過多次試驗測量油箱內(nèi)燃油質(zhì)量和密度，計算油缸的標準體積，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次體積檢驗試驗測得：

式中：tvshij為油缸體積標定試驗時開始標記與停止標記到達的間隔時間，s。

(4)時間計量不確定度

由公式(4)、(6)可知，u(fpinl)、u(wliul)與tshij有關，其時間越短，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計算，其余各點不確定度優(yōu)于該值：

(5)脈沖數(shù)計量不確定度

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

(6)計算結(jié)果

將公式(11)～(18)代入公式(8)，可得覆蓋因子k= 2時的標準體積相對擴展不確定度：

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

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

5 對比檢驗

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

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

以原位校準裝置檢驗試驗點的頻率為自變量，分別使用兩次校準試驗的校準曲線，反算燃油流量并作差，其對比結(jié)果的統(tǒng)計參數(shù)計算如下[7]：

偏差

平均偏差

最大相對偏差

偏差相對擴展不確定度

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

利用原位校準裝置對渦輪流量計CLG-6-0112進行了35次校準試驗，對比CFT-1校準結(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，偏差近似學生氏分布的檢驗試驗可取kp=2.032 2，偏差相對擴展不確定度為0.49%。

6 結(jié)論

為滿足現(xiàn)代航空發(fā)動機高空模擬試驗燃油流量高精度、快速度的測量要求，針對渦輪流量計不能長期保持校準曲線的缺陷，對原位校準技術進行了研究。其工作原理分析表明，該裝置壓力損失小于35 kPa，在進程、回程和靜止狀態(tài)下均有良好的流量跟隨特性，可實現(xiàn)原位校準和冗余測量功能；不確定度分析表明，該系統(tǒng)標準體積相對擴展不確定度小于0.07%，與成飛校準裝置的對比檢驗偏差相對擴展不確定度和最大相對偏差均小于0.5%，說明原位校準系統(tǒng)與成飛校準裝置有良好的重復性，并具有優(yōu)良的不確定度特性。該系統(tǒng)能滿足試驗和測試要求，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[M].北京：清華大學出版社，2010.

[2]吳行章，張龍發(fā)，蔣世奇.發(fā)動機燃油流量現(xiàn)場校準裝置[J].燃氣渦輪試驗與研究，1999，12(3)：48—51.

[3]王榮合，鄭海軍.航空發(fā)動機燃油流量校準裝置[J].航空發(fā)動機，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：科學出版社，1992.

[5]紀綱.流量測量儀表應用技巧[M].北京：化學工業(yè)出版社，2009.

[6]王中宇，劉智敏.測量誤差與不確定度評定[M].北京：科學出版社，2008.

[7]鐘華貴.一種空氣流量測量裝置對比標定和不確定度評定方法[J].燃氣渦輪試驗與研究，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，高級工程師，碩士，主要從事航空動力高空模擬試驗測試、控制技術研究。