封衛(wèi)忠

（中國飛行試驗研究院，陜西西安 710089）

基于差壓法的飛機液冷系統(tǒng)冷卻液流量測量

封衛(wèi)忠

（中國飛行試驗研究院，陜西西安 710089）

飛機液冷系統(tǒng)冷卻液流量是評定系統(tǒng)性能的一項重要指標(biāo)。利用液冷系統(tǒng)中的變徑導(dǎo)管作為節(jié)流件，可以采用差壓法對冷卻液流量進行測量。利用地面校準(zhǔn)系統(tǒng)獲得的試驗數(shù)據(jù)，擬合得到了不同溫度、不同壓力下的冷卻液流量-差壓特性曲線，通過插值得到了可用于流量計算的修正公式。試飛結(jié)果表明，采用這種方法測量飛機液冷系統(tǒng)冷卻液流量是可行的，解決了飛機液冷系統(tǒng)不便加裝流量計的問題。

計量學(xué)；流量測量；差壓法；液冷系統(tǒng)

1 引 言

飛機液冷系統(tǒng)可以解決大功率、高熱流密度機載電子設(shè)備的散熱問題［1］，能夠改善電子設(shè)備組件可靠性，減少維護費用［2］。液冷系統(tǒng)中冷卻液流量是評定液冷系統(tǒng)性能的一項重要指標(biāo)，準(zhǔn)確獲得該參數(shù)是試飛工作的一項重要內(nèi)容。由于飛機設(shè)備艙空間有限，一些常用的液體流量測量設(shè)備都難以在飛機上實施改裝，同時還會帶來冷卻液泄漏、影響系統(tǒng)性能等問題，因此在軍用飛機上較為可行的是采用差壓式流量測量方法對液冷系統(tǒng)冷卻液流量進行測量。

2 液體流量差壓測量

由于飛機液冷系統(tǒng)的管道無法做到節(jié)流件前后直管段的長度要求，在管道上加裝節(jié)流裝置會影響整個系統(tǒng)的流阻特性，對系統(tǒng)的性能造成影響，以及加裝節(jié)流裝置增加了冷卻液泄漏的可能性，因此用差壓法測量冷卻液流量，只能借鑒其原理，通過地面標(biāo)定試驗得到相應(yīng)的流量曲線。

某型機液冷系統(tǒng)電子設(shè)備出口的液冷導(dǎo)管為一段變徑導(dǎo)管（直徑分別18mm、16mm、20mm），并有一直角彎頭。和節(jié)流件一樣，在變徑導(dǎo)管的進出口同樣可以產(chǎn)生壓差，直角彎頭也可以產(chǎn)生壓力損失，可以通過地面標(biāo)定試驗的方法得到流量系數(shù)α，在飛行中測量該段導(dǎo)管的進出口壓差，用式（1）計算冷卻液的流量，而不給液冷系統(tǒng)帶來額外的壓力損失。

3 溫度-壓力特性研究

飛機機載電子設(shè)備對環(huán)境要求苛刻，國內(nèi)一般以65%的乙二醇水溶液（65號冷卻液）作為液冷系統(tǒng)的冷卻介質(zhì)［6］，其運動粘度系數(shù)受溫度的影響較大（見圖1）。

圖1 冷卻液運動粘度與溫度的關(guān)系曲線

液體的粘性主要是由于液體之間的內(nèi)聚力而產(chǎn)生［7］，溫度下降時，液體由于體積收縮內(nèi)聚力增大而使粘度增大。運動粘度增大會導(dǎo)致雷諾數(shù)減小，而雷諾數(shù)減小會使流阻系數(shù)增大，從而導(dǎo)致管道的沿程阻力損失增大，進而影響到管道內(nèi)冷卻液流量的變化。

冷卻液的壓力同樣對運動粘度有影響，壓力會影響冷卻液的密度，使分子間的運動加快，進而影響到冷卻液的流阻系數(shù)，在壓差相同的情況下得到的流量會有差別。

4 溫度-壓力特性試驗

4.1 試驗方法

在標(biāo)準(zhǔn)流量裝置的液冷系統(tǒng)地面試驗臺上，根據(jù)試驗要求改變液冷系統(tǒng)的溫度、壓力和流量，得到壓差和管路流量的關(guān)系曲線，同時得到溫度、壓力的修正曲線。冷卻液在液體泵中增壓后，通過過濾器過濾后進入電加熱器，加熱到試驗要求的溫度，通過調(diào)節(jié)閥流入試驗管段，再通過標(biāo)準(zhǔn)流量計、流量調(diào)節(jié)閥流回到液體泵，完成循環(huán)過程。數(shù)據(jù)采集設(shè)備記錄試驗管段的壓差、冷卻液溫度、壓力及管內(nèi)的冷卻液流量，得到流量和壓差的關(guān)系曲線，通過改變制冷液的溫度、壓力，而保持流量不變，得出溫度、壓力的流量特性，對流量-壓差的關(guān)系曲線進行修正，得到的結(jié)果可用于飛行試驗中冷卻液流量測試。試驗原理圖見圖2。

圖2 地面校準(zhǔn)試驗原理圖

4.2試驗內(nèi)容

保持管道內(nèi)的溫度、流量不變，改變系統(tǒng)的冷卻液入口壓力得到流量-壓差的關(guān)系曲線。保持管道內(nèi)的壓力、流量不變，改變系統(tǒng)的冷卻液溫度得到流量-壓差的關(guān)系曲線。

4.3試驗數(shù)據(jù)分析

圖3是入口壓力為200 kPa時，管內(nèi)冷卻液溫度分別為20℃、35℃、50℃時流量和壓差的關(guān)系曲線。隨著流量的增加，溫度帶來的影響也越大，在壓差同為30 kPa時，20℃時的流量為25.69 L／min，50℃時的流量為27.96 L／min，相對誤差達8.84%。

圖3 壓力200 kPa時溫度特性曲線

圖4是入口壓力為350 kPa時，管內(nèi)冷卻液溫度分別為20℃、35℃、50℃時流量和壓差的關(guān)系曲線。在壓差同為30 kPa時，20℃時的流量為25.45 L／min，50℃時的流量為27.47 L／min，相對誤差達7.94%。

圖4 壓力350kPa時溫度特性曲線

圖5是溫度為20℃時，入口壓力分別為200 kPa、350 kPa時冷卻液流量和壓差的關(guān)系曲線。壓力對流量測量有一定影響，但影響不是很大，同樣以壓差30 kPa、溫度20℃計算，入口壓力200 kPa時流量為25.69 L／min，入口壓力350 kPa時流量為25.45 L／min，相對誤差僅0.94%。

圖6是溫度為35℃時，入口壓力分別為200 kPa、350 kPa時冷卻液流量和壓差的關(guān)系曲線。以壓差30 kPa、溫度35℃計算，入口壓力200 kPa時流量為26.86 L／min，入口壓力350 kPa時流量為26.46L／min，相對誤差為1.51%。從圖上也可以看出，誤差要比液體溫度20℃時的誤差要大些。

圖7是溫度為50℃時，入口壓力分別為200 kPa、350 kPa時冷卻液流量和壓差的關(guān)系曲線。以壓差30 kPa、溫度50℃來計算，入口壓力200 kPa時流量為27.96 L／min，入口壓力350 kPa時流量為27.47 L／min，相對誤差為1.78%。

圖5 溫度20℃時壓力特性曲線

圖6 溫度35℃時壓力特性曲線

圖7 溫度50℃時壓力特性曲線

4.4試驗結(jié)果

根據(jù)以上分析，如果不進行修正，30℃的溫差會帶來9%的測量誤差，在溫度較高時壓力帶來的誤差也不容忽視，150 kPa將會帶來2%的誤差，所以必須依據(jù)試驗結(jié)果對測量值進行修正。利用最小二乘擬合方法得到的溫度特性或壓力特性修正公式，根據(jù)測量的壓差可以計算得到冷卻液流量，入口壓力200 kPa、溫度20℃、35℃、50℃時的冷卻液流量分別記作Q1、Q2和Q3（見圖3）；入口壓力350 kPa，溫度20℃、35℃、50℃時的冷卻液流量分別記作Q4、Q5和Q6（見圖4）。利用線性插值方法，根據(jù)測量的溫度t可以得到入口壓力為200 kPa時的冷卻液流量為

入口壓力為350 kPa時的流量為

根據(jù)測量的入口壓力P得到冷卻液流量為

最后得到修正后的流量Q（L／h）計算公式為

5 飛行試驗結(jié)果

地面校準(zhǔn)試驗完成后，試驗導(dǎo)管改裝恢復(fù)到飛機上，對液冷系統(tǒng)進行了飛行試驗評定。從圖8可以看出冷卻液溫度在20℃～50℃之間變化，入口壓力在100～300 kPa之間變化，由地面試驗結(jié)果可知需對由溫度、壓力變化帶來的流量測量變化進行修正，圖中冷卻液流量曲線是根據(jù)修正后的流量計算公式得到的二次數(shù)據(jù)處理結(jié)果。冷卻液流量在1 100～1 250 L／h之間變化，和設(shè)計值一致。

6 結(jié)束語

圖8 液冷系統(tǒng)性能參數(shù)時間歷程曲線

地面校準(zhǔn)試驗和飛行試驗結(jié)果表明，利用飛機液冷系統(tǒng)現(xiàn)有的變徑導(dǎo)管作為節(jié)流件，采用差壓法測量原理測量流量是正確可行的，測量結(jié)果能夠滿足試飛測試要求。使用這種方法可以不影響系統(tǒng)性能，并能減少測試改裝工作，可以應(yīng)用到其他型號飛機液冷系統(tǒng)性能的試飛鑒定。

［1］ 朱春玲，寧獻文.用于大功率電子設(shè)備的新型液冷環(huán)控系統(tǒng)的研究［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2005，37（2）：203－207.

［2］ SAE.AIR1811 Liquid Cooling System［S］.1997.

［3］ 牛福河，夏洪儒，劉國權(quán)，等.差壓式流量計的流量計算及節(jié)流件計算（Ⅰ）［J］.河北輕化工學(xué)院學(xué)報，1996，17（4）：40－49.

［4］ 蘇彥勛，梁國偉，盛健.流量計量與測試［M］.北京：機械工業(yè)出版社，2007：129－132.

［5］ 謝代梁，楊康，陶姍，等.均速管流量計流量系數(shù)數(shù)值校驗方法研究［J］.實驗流體力學(xué)，2010，24（4）：89－94.

［6］ 呂紅濤.電子設(shè)備散熱技術(shù)探討［J］.電子機械工程，2011，27（5）：8－11.

［7］ 梁國偉.流量計量與測試［M］.北京：中國計量出版社，2007：129－132.

Coolant Flow Measurement of Aircraft Liquid Cooling System Based on Differential Pressure Method

FENGWei-zhong
（Chinese Flight Test Establishment，Xi′an，Shaanxi710089，China）

The coolant flow in the aircraft liquid cooling system is usually regarded as an important parameter of the assessment of the system performance.With the aid of utilizing the diameter-variable ducts in the liquid cooling system as a throttling element，the coolant flow can bemeasured by using the differential pressuremethod.By applying data fitting to the experimental findings obtained from the groud calibration system，the characteristic curves of the coolant flow versus differential pressure for different temperature and pressure values were obtained.Furthermore，the formulate for the correction of calculated coolant flow were gained through linear interpolation.The flight test results indicate that themethod is feasible for the measurement of the coolant flow of the aircraft liquid cooling system and，therefore，the problem of inconvenient refitting of flowmeter for the liquid cooling system has been solved.

Metrology；Flow measurement；Differential pressuremethod；Liquid cooling system

TB937

A

1000-1158（2014）03-0248-04

10．3969／j．issn．1000-1158．2014．03．11

2013-06-01；

2013-12-06

封衛(wèi)忠（1971－），男，陜西藍田人，中國飛行試驗研究院高級工程師，主要從事飛機環(huán)境控制與安全救生系統(tǒng)試飛技術(shù)研究。hkjs_fwz＠163.com