基于超聲波技術的燃油流量測試技術研究

葉迎西 劉建民 姜 文 魏 煒 李春景

(沈陽飛機設計研究所，沈陽 110035)

基于超聲波技術的燃油流量測試技術研究

葉迎西 劉建民 姜 文 魏 煒 李春景

(沈陽飛機設計研究所，沈陽 110035)

為滿足現代飛機燃油系統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和破壞管路系統的缺陷，提出了超聲波測試技術。重點介紹了超聲波系統的技術要求、主要功能、工作原理、工作模式和實際測量情況，并結合燃油系統試驗進行了對比檢驗。結果表明：該測試方法滿足飛機燃油試驗需要，主要設備具有高可靠性、可控性和穩定性，可實現燃油系統的無損測試。

燃油流量測量 飛機燃油系統模擬試驗 超聲波測試技術 非接觸

地面模擬試驗是飛機燃油分系統研制工作中的一項重要內容，用于驗證飛機燃油分系統各子系統及其配套的附件是否滿足飛機性能和系統設計要求。足夠流量和壓力的燃油是飛機正常飛行的保證。

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

1 測量分析

超聲波測量應力在測試領域已成為精度較高的常規方法，超聲波流量測試是基于波在流動介質中傳播的速度原理而設計的，被測流量等于被測介質的平均流速和聲波本身的代數和。由于對流體不產生擾動和阻力，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。超聲波在介質中的傳播情況如圖1所示。

圖1 超聲波在介質中的傳播示意圖

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，所以準確度較高，應用較廣[3]。管內流體速度V的計算式為：

V=ΚRe·Κα·Δt/(2·tfl)

(1)

式中ΚRe——流體力學修正系數；

Κα——聲學修正系數；

tfl——通過流體時間；

Δt——信號接收時間差。

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

2 實際測試應用

戰斗機通常擁有形狀復雜的機身油箱，并且機身油箱的設計非常困難(如流體管網設計)[4]。由于燃油在飛行過程中被大量消耗，所以燃油系統有自身的特點，如油箱數目多、輸油管路和通氣管路的連接比較復雜、油箱往往難以全部裝在飛機重心附近等，飛機在飛行過程中重心會發生顯著移動，對飛機的平衡會產生較大的影響。

首次將非接觸式流量測試系統引入到某型號飛機燃油系統試驗中，這在國內的型號研制和航空產品試驗中還較為罕見。該型號無人機采用非常規雙機身布局，對飛機左右前后重心偏差要求十分嚴格，燃油系統是影響飛機重心的關鍵因素之一。被測試系統的簡易示意圖如圖2所示。

圖2中，左右兩側各有兩個油箱，靠近機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。后側油箱通過油箱內的射流泵為消耗艙輸油，機載計算機調節燃油系統各個開關左右輸油流量的控制是燃油系統調節重心的重要手段，燃油系統管路流量測量是整個飛機平衡姿態的基礎保障。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 被測試系統原理示意圖

圖3 實際測量過程中傳感器的安裝方式和數據采集處理器

正確選擇測量點對于實現可靠且高精度的測量是至關重要的，測量必須在管道上進行。由于應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準方案。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、內襯、壁厚和形狀；介質參數輸入的準確性；管路中的介質是否存在氣泡。

3 故障試驗對比

采用某型號無人機的燃油分系統輸油故障數據對非接觸測量進行比對分析。此次的輸油故障試驗為模擬單側的輸油開關無法正常關閉，燃油輸油系統處于故障狀態。用LabVIEW采集數據后制成圖像，圖4模擬的是左側輸油故障，圖5模擬的是右側輸油故障。

圖4 左側故障試驗輸油流量曲線

圖5 右側故障試驗輸油流量曲線

圖4給出了該型號飛機輸油故障試驗時的幾項重要參數，其中調節左右輸油流量和通過燃油系統的熱回油球閥分配流量是該型號飛機重心調節的主要方式。此次驗證超聲波技術只將輸油方式進行討論。發動機引氣壓力是對應發動機不同狀態下的模擬條件。在輸油故障試驗中，將后側油箱中輸油活門的機械浮子卡滯于落下位置。試驗目的是為了驗證輸油附件故障狀態下輸油子系統的工作性能。通過非接觸式測試系統顯示了實時的左右輸油流量。其中左側的輸油活門一直處于輸油狀態，與試驗設置故障一致。同理模擬右側故障情況。

圖6給出的是在左側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直流泵出口處的流量。發動機耗油量是測試整個供油主路上的流量大小。發動機的耗油量是根據各個時期飛行狀態對油量的需求大小設定的。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。耗油量最大情況發生在試驗中的10 000～15 000ms時的爬升階段，25 000～30 000ms時飛機處于平飛狀態，各個耗油量平穩。

圖6 左側故障試驗供油流量曲線

左側故障試驗證明了超聲波技術在燃油試驗中運行良好，測量準確。通過對比正常輸油試驗數據表，可以看出故障對燃油系統的影響，見表1。

表1 正常輸油測試數據

4 結束語

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流量測量。在燃油系統試驗中實現了非接觸測量，且具有不受溫度和壓力影響的優點。這些特點相對于傳統渦輪流量計來說具有極大優勢。通過實際試驗使用和外場保障應用，該測試方法滿足飛機燃油試驗需要，主要設備具有較高的工作可靠性、可控性和穩定性，且方便易攜帶，可實現燃油系統的無損測試。

[1] 趙涌,侯敏杰,陳冕,等.航空發動機高空模擬試驗燃油流量原位校準系統設計與檢驗[J].燃氣渦輪試驗與研究,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].探測與控制學報,2008,30(4):73～75.

[3] 于建國.優于皮秒(ps)量級的頻標比對技術和高精度頻率測量方法的研究[D].西安:西北工業大學,2003.

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