葉迎西 劉建民 姜 文 魏 煒 李春景

(沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所，沈陽 110035)

基于超聲波技術(shù)的燃油流量測試技術(shù)研究

葉迎西 劉建民 姜 文 魏 煒 李春景

(沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所，沈陽 110035)

為滿足現(xiàn)代飛機(jī)燃油系統(tǒng)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(zhǔn)曲線和破壞管路系統(tǒng)的缺陷，提出了超聲波測試技術(shù)。重點介紹了超聲波系統(tǒng)的技術(shù)要求、主要功能、工作原理、工作模式和實際測量情況，并結(jié)合燃油系統(tǒng)試驗進(jìn)行了對比檢驗。結(jié)果表明：該測試方法滿足飛機(jī)燃油試驗需要，主要設(shè)備具有高可靠性、可控性和穩(wěn)定性，可實現(xiàn)燃油系統(tǒng)的無損測試。

燃油流量測量 飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗 超聲波測試技術(shù) 非接觸

地面模擬試驗是飛機(jī)燃油分系統(tǒng)研制工作中的一項重要內(nèi)容，用于驗證飛機(jī)燃油分系統(tǒng)各子系統(tǒng)及其配套的附件是否滿足飛機(jī)性能和系統(tǒng)設(shè)計要求。足夠流量和壓力的燃油是飛機(jī)正常飛行的保證。

傳統(tǒng)的渦輪流量計只能測試固定位置并存在破壞管路系統(tǒng)的缺陷[1]，而運(yùn)用基于超聲波技術(shù)的非接觸流量測量技術(shù)，不會干擾燃油的流動狀態(tài)，不會造成節(jié)流壓力損失，具有較高的工作可靠性、可控性和穩(wěn)定性。

1 測量分析

超聲波測量應(yīng)力在測試領(lǐng)域已成為精度較高的常規(guī)方法，超聲波流量測試是基于波在流動介質(zhì)中傳播的速度原理而設(shè)計的，被測流量等于被測介質(zhì)的平均流速和聲波本身的代數(shù)和。由于對流體不產(chǎn)生擾動和阻力，因此很受歡迎[2]。筆者所指的超聲波方法主要指通過傳播過程中的時間差計算流速的方法。超聲波在介質(zhì)中的傳播情況如圖1所示。

圖1 超聲波在介質(zhì)中的傳播示意圖

通過測量超聲波脈沖順、逆流傳播時的速度差來反映流速。具體可通過測量時間差、相位差和頻率差來確定流速，其中時差法和相差法因受聲速影響，實際應(yīng)用較少，頻差法則克服了聲速隨流體溫度變化帶來的誤差，所以準(zhǔn)確度較高，應(yīng)用較廣[3]。管內(nèi)流體速度V的計算式為：

V=ΚRe·Κα·Δt/(2·tfl)

(1)

式中ΚRe——流體力學(xué)修正系數(shù)；

Κα——聲學(xué)修正系數(shù)；

tfl——通過流體時間；

Δt——信號接收時間差。

其中聲學(xué)修正系數(shù)Κα受到傳感器聲速與穿過被測介質(zhì)時的角度影響，有Κα=Cα/sinα，如圖1所示。

2 實際測試應(yīng)用

戰(zhàn)斗機(jī)通常擁有形狀復(fù)雜的機(jī)身油箱，并且機(jī)身油箱的設(shè)計非常困難(如流體管網(wǎng)設(shè)計)[4]。由于燃油在飛行過程中被大量消耗，所以燃油系統(tǒng)有自身的特點，如油箱數(shù)目多、輸油管路和通氣管路的連接比較復(fù)雜、油箱往往難以全部裝在飛機(jī)重心附近等，飛機(jī)在飛行過程中重心會發(fā)生顯著移動，對飛機(jī)的平衡會產(chǎn)生較大的影響。

首次將非接觸式流量測試系統(tǒng)引入到某型號飛機(jī)燃油系統(tǒng)試驗中，這在國內(nèi)的型號研制和航空產(chǎn)品試驗中還較為罕見。該型號無人機(jī)采用非常規(guī)雙機(jī)身布局，對飛機(jī)左右前后重心偏差要求十分嚴(yán)格，燃油系統(tǒng)是影響飛機(jī)重心的關(guān)鍵因素之一。被測試系統(tǒng)的簡易示意圖如圖2所示。

圖2中，左右兩側(cè)各有兩個油箱，靠近機(jī)頭部分為兩個主要消耗艙，每個主要消耗艙中各有一個動力泵源和一項單向活門開關(guān)。后側(cè)油箱通過油箱內(nèi)的射流泵為消耗艙輸油，機(jī)載計算機(jī)調(diào)節(jié)燃油系統(tǒng)各個開關(guān)左右輸油流量的控制是燃油系統(tǒng)調(diào)節(jié)重心的重要手段，燃油系統(tǒng)管路流量測量是整個飛機(jī)平衡姿態(tài)的基礎(chǔ)保障。為此將非接觸流量傳感器安裝在左右輸油管路上，由于燃油管路較為密集，留給測試傳感器的空間較小，采用一組傳感器同側(cè)安裝的方式較為符合實際情況，如圖3所示。

圖2 被測試系統(tǒng)原理示意圖

圖3 實際測量過程中傳感器的安裝方式和數(shù)據(jù)采集處理器

正確選擇測量點對于實現(xiàn)可靠且高精度的測量是至關(guān)重要的，測量必須在管道上進(jìn)行。由于應(yīng)用的不同和影響測量的因素眾多，對于傳感器的定位并無標(biāo)準(zhǔn)方案。傳感器位置的正確性受到幾個因素的影響：主要有管道直徑、材料、內(nèi)襯、壁厚和形狀；介質(zhì)參數(shù)輸入的準(zhǔn)確性；管路中的介質(zhì)是否存在氣泡。

3 故障試驗對比

采用某型號無人機(jī)的燃油分系統(tǒng)輸油故障數(shù)據(jù)對非接觸測量進(jìn)行比對分析。此次的輸油故障試驗為模擬單側(cè)的輸油開關(guān)無法正常關(guān)閉，燃油輸油系統(tǒng)處于故障狀態(tài)。用LabVIEW采集數(shù)據(jù)后制成圖像，圖4模擬的是左側(cè)輸油故障，圖5模擬的是右側(cè)輸油故障。

圖4 左側(cè)故障試驗輸油流量曲線

圖5 右側(cè)故障試驗輸油流量曲線

圖4給出了該型號飛機(jī)輸油故障試驗時的幾項重要參數(shù)，其中調(diào)節(jié)左右輸油流量和通過燃油系統(tǒng)的熱回油球閥分配流量是該型號飛機(jī)重心調(diào)節(jié)的主要方式。此次驗證超聲波技術(shù)只將輸油方式進(jìn)行討論。發(fā)動機(jī)引氣壓力是對應(yīng)發(fā)動機(jī)不同狀態(tài)下的模擬條件。在輸油故障試驗中，將后側(cè)油箱中輸油活門的機(jī)械浮子卡滯于落下位置。試驗?zāi)康氖菫榱蓑炞C輸油附件故障狀態(tài)下輸油子系統(tǒng)的工作性能。通過非接觸式測試系統(tǒng)顯示了實時的左右輸油流量。其中左側(cè)的輸油活門一直處于輸油狀態(tài)，與試驗設(shè)置故障一致。同理模擬右側(cè)故障情況。

圖6給出的是在左側(cè)輸油故障試驗中的各個供油流量。其中左右直流泵供油油量是測試在左右主消耗艙內(nèi)直流泵出口處的流量。發(fā)動機(jī)耗油量是測試整個供油主路上的流量大小。發(fā)動機(jī)的耗油量是根據(jù)各個時期飛行狀態(tài)對油量的需求大小設(shè)定的。通過圖6可知，在故障試驗中左右供油管路的流量變化趨勢大致相同。耗油量最大情況發(fā)生在試驗中的10 000～15 000ms時的爬升階段，25 000～30 000ms時飛機(jī)處于平飛狀態(tài)，各個耗油量平穩(wěn)。

圖6 左側(cè)故障試驗供油流量曲線

左側(cè)故障試驗證明了超聲波技術(shù)在燃油試驗中運(yùn)行良好，測量準(zhǔn)確。通過對比正常輸油試驗數(shù)據(jù)表，可以看出故障對燃油系統(tǒng)的影響，見表1。

表1 正常輸油測試數(shù)據(jù)

4 結(jié)束語

超聲波流量計通過檢測超聲波在流體傳播過程中的頻移來實現(xiàn)流量測量。在燃油系統(tǒng)試驗中實現(xiàn)了非接觸測量，且具有不受溫度和壓力影響的優(yōu)點。這些特點相對于傳統(tǒng)渦輪流量計來說具有極大優(yōu)勢。通過實際試驗使用和外場保障應(yīng)用，該測試方法滿足飛機(jī)燃油試驗需要，主要設(shè)備具有較高的工作可靠性、可控性和穩(wěn)定性，且方便易攜帶，可實現(xiàn)燃油系統(tǒng)的無損測試。

[1] 趙涌,侯敏杰,陳冕,等.航空發(fā)動機(jī)高空模擬試驗燃油流量原位校準(zhǔn)系統(tǒng)設(shè)計與檢驗[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究,2013,26(1):5～8.

[2] 畢雪芹,倪原,雷志勇.基于雙頻多普勒法的超聲波流量測試[J].探測與控制學(xué)報,2008,30(4):73～75.

[3] 于建國.優(yōu)于皮秒(ps)量級的頻標(biāo)比對技術(shù)和高精度頻率測量方法的研究[D].西安:西北工業(yè)大學(xué),2003.

[4] 冷飛.基于SPH方法的飛機(jī)油箱燃油晃蕩研究[D].南京:南京航空航天大學(xué),2009.

ResearchofFuelFlowMeasuringandTestingTechnologiesBasedonUltrasonicTechnique

YE Ying-xi, LIU Jian-min, JIANG Wen, WEI Wei, LI Chun-jing

(ShenyangAircraftDesignandResearchInstitute,Shenyang110035,China)

Considering the fact that turbo flowmeter fails to keep steady state for a long time after the calibration and the pipeline system is easily damaged, the ultrasonic testing technique was proposed to meet the requirements of accurately and quickly measuring fuel flow rate in modern aircraft fuel test. The ultrasonic system’s technical requirements, main functions, working principle, operation mode and the actual testing were expounded. Contrast test of the fuel system shows that, this testing technology can meet requirements of the fuel flow test, and the main device has high reliability, controllability and stability in realizing the nondestructive measurement of the fuel system.

fuel flow measurement, simulation test of aircraft fuel system, ultrasonic testing technique, non-contact

TH814

A

1000-3932(2016)11-1172-04

2016-02-28(修改稿)