試車臺液氧流量測量及原位校準技術研究

高 強，高 炎，尹軍偉

試車臺液氧流量測量及原位校準技術研究

高 強1，高 炎1，尹軍偉2

（1. 西安航天動力試驗技術研究所，西安，710100；2. 航天推進技術研究院，西安，710100）

基于試車臺液氧流量測量精度提升的需求，開展了液氧流量測量及原位校準技術研究，針對某新建液氧煤油發動機試車臺分析了以分節式電容液面計為基準的試車臺液氧流量原位校準過程、液氧供應管路流場分布、液氧溫度測量、渦輪流量計結構優化等因素對流量測量準確性的影響，開展了液氧流量測量系統設備結構和工藝流程的優化改進，規范了原位校準過程及溫度修正、壓力修正、容積修正等數據處理方法。通過原位校準試驗獲得了試車臺液氧管路渦輪流量計特性參數，應用于YF-100系列發動機試車，流量測量天地一致性良好，對準確評價發動機性能和火箭總體彈道設計具有重要意義。

試車臺；原位校準；平均流量；渦輪流量計

0 引 言

隨著中國低溫液體火箭技術不斷發展，對火箭發動機的性能檢定要求也逐漸提高，低溫推進劑流量測量精度的提高對運載火箭的有效載荷提升具有重要意義。長征八號運載火箭芯一級使用2臺120噸級液氧/煤油發動機，按照運載火箭一級發動機工作時間170 s計算，液氧流量不確定度由1%降低到0.5%，大約可減輕火箭推進劑加注量493 kg，可增加微型衛星1臺（100～500 kg）。不僅優化了火箭總體結構，而且提升了箭體有效載荷，增加了運載火箭競爭力[1-4]。

低溫推進劑流量的測量主要包括平均流量測量和瞬時流量測量。根據相關資料介紹，俄羅斯、美國、中國、烏克蘭等航天大國發動機試驗中普遍采用渦輪流量計進行低溫介質瞬時流量測量，分節式電容液面計或浮子式液位計進行平均流量測量，并采用平均流量測量系統對渦輪流量計進行現場原位校準。

某新建液氧煤油發動機試車臺也采用了基于渦輪流量計的低溫推進劑流量測量系統及基于分節式電容液面計的原位校準系統，通過對液氧流量測量及原位基準系統進行結構優化、工藝改進、新方法應用等措施提高液氧流量測量精度，用于YF-100系列發動機工藝驗收試車性能評價，為火箭成功發射提供技術保障。

1 液氧流量原位校準系統

渦輪流量計的測量精度受安裝環境、流體特性、上游流動情況、流體溫度和壓力、流體粘度等影響和制約。當使用條件和標定條件不同時，容易產生較大的系統誤差，因此，為保證試車臺液氧流量測量精度，在使用前需用推進劑進行現場標定[5]。

試車臺液氧流量測量系統由平均流量測量系統和渦輪流量計測量系統組成，試驗數據由渦輪流量計測量系統提供，平均流量測量系統作為現場比對標準測量裝置對渦輪流量計測量系統進行原位真實介質校準，用于修正渦輪流量計測量結果。

1.1 校準原理

液氧流量現場校驗原理為：在同一時段內，從液氧容器流出的液氧質量等于流過主管道渦輪流量計的液氧質量，則其平均質量流量也相同。通過測量液氧主容器某時間段內體積流量和主容器液氧溫度計算密度，獲得主容器流出液氧的質量流量。根據質量守恒原理，通過測量主管路液氧溫度計算密度，求出該時間段內流過渦輪流量計的準確體積流量。用最小二乘法將體積流量和渦輪流量計對應輸出的頻率平均值進行擬合，求出現場條件和真實介質條件下的渦輪流量計截距、斜率值（等效流量計儀表系數），實現對渦輪流量計的現場原位計量校驗[6]。

1.2 系統組成

原位校準系統組成如圖1所示，主要由基于分節式液位計的平均流量測量系統、基于渦輪流量計的瞬時流量測量系統和基于標準孔板的調試管路組成。

圖1 液氧流量原位校準系統組成

針對使用需求，設置原位校準工況，利用平均流量測量系統對渦輪流量計進行現場校準，獲得渦輪流量計原位使用狀態下的測量系數，實現對地面試驗過程中發動機推進劑流量的實時準確測量。

1.2.1 流量測量系統

流量測量系統由渦輪流量傳感器、信號發生器、流量放大器、測量電纜等組成，其原理如圖2所示。

圖2 液氧流量測量系統組成

在該新建試車臺液氧供應系統中，主管道上串聯安裝了2臺DN300渦輪流量計，其輸出信號均為類正弦波信號，由流量放大器放大整形為方波進入采集裝置，利用測周期法進行數據處理。在主管道1#流量計前安裝壓力傳感器和鉑電阻溫度傳感器，測量主管道液氧壓力和溫度，用于主管道液氧密度計算，獲得質量流量。

1.2.2 平均流量測量系統

平均流量測量系統作為液氧流量測量現場對比標準測量裝置，其組成如圖3所示。原理是通過分節式電容液面計測量容器內液氧液位下降的實時位置，通過事先標定的液位與容積對應關系表計算出容積變化，進行修正后除以液位下降對應時間，計算出該區段時間內平均流量。

圖3 液氧平均流量測量系統組成

1.2.3 調試管路系統

渦輪流量計的原位校準工況范圍需涵蓋使用區間，即開展70%～110%多個工況點的原位校準。通過采用基于標準孔板的調試管路系統，以長徑噴嘴作為標準元件，模擬發動機運行狀態。通過調整長徑噴嘴入口壓力控制校準工況，獲得流量計在不同流量下的工作特性。

調試管路連接試車臺液氧主管路出口管和液氧排放預留接口。液氧容器中的液氧依次經液氧主管道、調試管路和液氧排放管路進入液氧收集容器或直接排空。調試管路規格DN200，管路中安裝長徑噴嘴和低溫氣動球閥，其中長徑噴嘴入口直管段長度為3 m。

2 流量原位校準過程及數據處理方法

2.1 原位校準過程

結合多年液體火箭發動機低溫推進劑流量測量及原位校準工作經驗，制定適應于大流量液氧系統的渦輪流量計原位校準技術規范，對原位校準設備要求、工況設計、增壓控制方式、校準步驟、數據修正、重復性、周期穩定性計算等進行了規定。

液氧流量原位校準的主要過程為：a）檢查測控系統工作正常，工藝系統預冷、增壓，密封情況正常；b）根據預設工況點調整增壓氣壓力，容器預增壓至所需箱壓；c）控制系統啟動放液程序，按預設時間完成一次放液工況；d）分析調試數據，調整箱壓或減壓器壓力，進行下一次放液，至完成所有所需工況點；e）所有放液工況點完成后，計算各工況點平均體積流量和渦輪流量計對應的輸出頻率平均值，采用最小二乘法進行擬合，獲得現場條件和真實介質條件下的渦輪流量計、系數。

2.2 數據處理方法

進行平均流量數據處理的主要流程如圖4所示，主要需要經過有效放液區間確定、溫度修正、壓力修正、附件體積修正、流量計系數擬合等過程。經過修正后的體積即為實際流出的液氧體積，除以有效放液區間長度，即可得到平均體積流量。

2.2.1 有效放液區間確定

在放液工況開始后會存在流動發展階段，此時流場及溫度還未達到穩定狀態。首先需根據壓力、溫度、流量參數確定穩定段時間區間；然后在該區間內選取分節式液位計波形拐點，確定有效數據區間的開始和結束時間；最后根據分節式液位計短節波形分布，確定選取的有效數據區間對應的分節數，并對照容積表獲得常溫狀態下的放液體積。

2.2.2 溫度修正

分節式液位計加工裝配尺寸和容器標定容積均為在20 ℃狀態下的測量結果。溫度修正主要針對實際低溫使用狀態下的容器截面積和液位計的收縮量進行修正，推導得到的修正公式為

式中 V為低溫狀態下的容積；為容量表所示20 ℃時常壓下容積；t為液氧平均溫度；，分別為容器材料的線性膨脹系數和液面計材料的線膨脹系數，取標定溫度20 ℃和試車時推進劑額定溫度的平均值。

2.2.3 壓力修正

液氧供應系統在使用時為增壓供應方式，進行原位校準時需考慮增壓引起的容積變形增量。當容器液面高為時，容器的容積增量公式為

式中為容器半徑；為容器材料的彈性模量；為容器圓柱段壁厚；0為容器的增壓壓力。

2.2.4 附件體積修正

附件主要包括容器內安裝的分節式液位計、定點液位計等，由于容器容積標定時未考慮其所占體積，因此進行平均流量計算時需要對附件所占體積進行修正。

2.2.5 流量計系數擬合

渦輪流量計所校準區間在其線性區內，流過流量計的體積流量與流量計輸出頻率具有良好的線性關系。當所有所需工況點調試完成后，基于獲得的各工況點有效時間區間內的平均體積流量和渦輪流量計平均頻率，采用最小二乘法進行擬合，獲得流量計測量系數，并完成對流量計的測量特性的評價。

3 流量測量影響因素及保障措施

基于分節式液位計的原位校準系統，通過分節式液位計結合容器容積表以及一系列修正計算獲得流出液氧體積，與渦輪流量計的頻率量進行擬合，其校準精度主要受液位測量、容積測量、流場結構、溫度測量、增壓控制方式等因素的影響。

3.1 分節式液位測量系統

分節式電容液位計結構如圖5所示，主體部分由中心管、分節管和屏蔽管3層套管組成。其中分節管由固定長度的分節與絕緣塊交替裝配而成，并將奇數節和偶數節分別跨接，液面在下降過程中，分節式液位計奇、偶分節與中心管之間的電容變化趨勢相反。當液面通過分節間的絕緣塊時，輸出波形出現拐點，如圖6所示。基于分節式液位計電容變化，通過自研電容信號變送器，基于濾波等信號處理方法使采集信號輸出為規則的三角波形。通過波形端點、長短節分布確定選取區間的起始結束時間及節數，根據節數對應容積確定放液體積，即可以計算平均體積流量。

圖5 分節式電容液位計

圖6 分節式電容液面計輸出波形

為保障測量精度，液位計進行選配組裝，保證每米裝配尺寸誤差不大于0.02%。液位計安裝于容器內時，保證為垂直狀態，并測量液位計安裝于容器的基準高度。

3.2 容積標定

液氧容器形狀為立式絕熱金屬罐。由于容器為多層圈板焊接而成，加工誤差以及焊接熱應力等會使容器不同高度的直徑存在一定差異，因此需要對容器進行標定，獲得不同高度對應容積，結合分節式液位計波形確定的起始及結束液位，實現對放液容積的準確計量。

容積標定的方法通常有圍尺法、光學垂準線法、激光儀器法、全站儀法以及容量比較法[4]。其中激光儀器法和容量比較法適合試車臺低溫容器測量且精度較高。通過針對原位校準過程分析，發現容積比較法在計量罐體總容積時精度較高，但其液位測量誤差會使局部高度區間容積測量精度降低。而采用三維激光掃描技術對容器內壁面的準確測量，通過海量點云數據實現容器模型構建，針對容器焊縫等明顯直徑縮小區域可準確識別，在局部高度區間容積計量精度優于容積比較法。液氧容器三維激光掃描過程及結果見圖7。

圖7 液氧容器三維激光掃描

3.3 流場結構

渦輪流量計利用截面上平均流速和通過的體積流量成正比的關系，將流量測量轉化為渦輪速度測量，根據電磁感應原理，將獲取的正比于流量和渦輪速度的頻率電信號采集并傳送。渦輪流量計在使用時，一般要求流量計入口直管段大于等于20（為管道直徑）、出口直管段大于等于5[6]，保證流量計處流體為充分發展狀態，保證流量測量精度。

考慮某試車臺主要用于YF-100系列液氧煤油發動機工藝驗收試車任務，在系統設計時，基于發動機起動慣性流阻要求，液氧供應系統管道長度較短，無法滿足渦輪流量計的標準使用要求。且基于系統功能需要，流量計前布置了1臺角式截止閥。受截止閥結構影響流體會產生較強的擾動，嚴重影響下游渦輪流量計的測量狀態。因此針對管道內實際流場狀態設計如圖8所示的兩級非均勻孔板型整流器，并布置于1#流量計前。一級孔板根據來流不均勻性調整孔型分布，保證流量分布均勻，二級孔板進一步整流，保證流量計處流體速度和壓力分布的均勻性，流場仿真結果如圖9所示。

圖8 兩級孔板型整流器結構

圖9 液氧供應系統流速分布

3.4 渦輪流量計結構

渦輪流量計的測量穩定性對測量精度具有直接影響，試車臺采用優化改進后的渦輪流量計，葉輪支撐結構如圖10所示。

圖10 渦輪流量計葉輪支撐結構示意

通過將原有單支撐結構改為雙支撐結構，同時，渦輪流量計葉輪支撐軸承間距由36 mm增大到100 mm。減弱軸的輕微晃動對葉輪的影響，使葉輪受來流作用后，自身旋轉更加穩定，從而減小了測量結果的波動性，提高了測量精度。經實際驗證，改進后的渦輪流量計示值誤差顯著減小。

3.5 溫度測量

渦輪流量計為體積型流量計，其通過渦輪葉片產生的轉速變化對流體體積測量。而液體火箭發動機比沖性能計算時，采用的是質量流量，因此渦輪流量計需要結合液氧密度才能實現對質量流量的準確測量。

低溫液體密度的測量有直接和間接兩種方法。直接法測量液氧密度的準確性高，一般采用稱量法，但由于裝置復雜，低溫液氧取樣要求條件高，適用于計量和試驗室，對大容器和快速流動的管路液氧動態密度測量適用性不強[8]。液體火箭發動機試驗中，液氧密度一般采用電容式密度傳感器測量法和測溫、測壓計算密度兩種方法。

北京航天試驗技術研究所研制了液氧密度標準計量裝置，并進行了沸點、穩態、非穩態液氧的密度測定。試驗共達到1497次，測量不確定度達0.05%，在國際上處于先進水平，與美國NASA報告的數據非常接近[8-9]。根據測試結果，溫度對密度的影響程度約為1%，壓力對密度影響程度只有0.04%，用測溫法計算液氧密度一般可滿足密度測量不確定度要求，通過對測試數據進行擬合和修正，獲得式（3）[8]。液氧/煤油發動機試車一直采用溫度傳感器測量液氧溫度，結合式（3）的方式計算液氧密度，主管道液氧溫度測量采用高精度鉑電阻溫度傳感器。

3.6 增壓控制方式

以分節式電容液面計作為液氧平均流量測量器具，需要保障液氧容器內液面平穩，但以繼電器控制的液氧容器箱壓控制方法需要在調試過程中頻繁開啟/關閉增壓電磁閥以調整液氧容器箱壓。閥門頻繁開啟會造成容器內氣相空間流場擾動，可能會造成液面波動，因此，在液氧原位校準放液過程中通過準確計算箱壓以及增壓所需要的孔板組合，在調試過程中增壓電磁閥狀態不進行調整，保證校準過程增壓氣體流量及氣液界面的穩定。

4 結束語

針對試車臺液氧流量原位校準系統和校準過程進行說明，開展了液氧流量測量影響因素的分析，基于分節式液位計裝配及安裝尺寸測量、容積三維激光標定、整流器優化設計、渦輪流量計結構優化、高精度溫度傳感器應用、穩定增壓控制方式等措施，為液氧流量高精度測量提供保障，目前液氧系統平均流量裝置和渦輪流量計的流量測量不確定度分別為0.3%和0.6%。通過原位校準試驗獲得了試車臺液氧管路渦輪流量計特性參數，經YF-100發動機熱試車驗證，流量測量與飛行狀態天地一致性良好，液氧測量精度的提升對準確評價發動機性能和火箭總體進行彈道設計具有重要意義。

[1] 郭霄峰. 液體火箭發動機試驗[M]. 北京: 宇航出版社, 1990.

GUO Xiaofeng. Liquid rocket engine test[M]. Beijing: Aerospace Press, 1990.

[2] 宋文緒. 自動檢測技術[M]. 北京: 高等教育出版社, 2004.

SONG Wenxu. Automatic detection technology[M]. Beijing: Higher Education Press, 2004.

[3] 劉常滿. 溫度測量與儀表維修問答[M]. 北京: 中國計量出版社, 2004.

LIU Changman. Q & A on temperature measurement and instrument maintenance[M]. Beijing: China Metrology Press, 2004.

[4] 秦永濤, 鄭小萍, 李偉, 等.低溫液氧容器容積標定方法探討[J]. 火箭推進, 2016, 42(3): 86-92.

QIN Yongtao, ZHENG Xiaoping, LI Wei, et al. Research on capacity calibration method of cryogenic liquid oxygen storage tank[J]. Journal of Rocket propulsion, 2016, 42(3): 86-92.

[5] 丁博深, 李薇, 李艷艷. 火箭發動機地面試驗低溫推進劑流量測量系統[J]. 測控技術, 2016, 35(7): 9-12.

DING Boshen, LI Wei, LI Yanyan. Low-temperature propellant flow-rate measurement system in rocket engine ground test[J]. Measurement and control technology, 2016, 35(7): 9-12.

[6] 李建軍, 薛寧. 液氧平均流量測量研究[J]. 火箭推進, 2010, 36(1): 67-70.

LI Jianjun, XUE Ning. Research on measurcment of LOX mean flow rate[J]. Journal of rocket Propulsion, 2010, 36(1): 67-70.

[7] 李建軍. 渦輪流量計在火箭發動機試驗中的應用[J]. 火箭推進, 2007, 33(3): 52-55．

LI Jianjun. The application of turbo-flowmeter in the test of rocket engine[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2007, 33(3): 52-55．

[8] 趙萬明. 液氧密度測量技術研究[J]. 火箭推進, 2007, 33(4): 56-62.

ZHAO Wanming. Research on liquid oxygen density measurement[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2007, 33(4): 56-62.

[9] 李亞裕, 張偉, 石紀民. 液氧密度標準計量裝置的研制[J]. 低溫工程, 2005(1): 11-16.

LI Yayu, ZHANG Wei, SHI Jimin. Development of standard measurement equipment for liquid oxygen density[J]. Cryogenics, 2005(1): 11- 16.

Study on Liquid Oxygen Flow Measurement and In-situ Calibration Technology in Test Stand

GAO Qiang1, GAO Yan1, YIN Junwei2

(1. Xi′an Aerospace Propulsion Test Technology Institude, Xi′an, 710100; 2. Academy of Aerospace Propulsion Technology, Xi′an, 710100)

For the improvement of the measurement accuracy of liquid oxygen flow in test stand, the study of liquid oxygen flow measurement and in-situ calibration technology is carried out. The factors that influence the accuracy of flow measurement are analyzed for a new test bench of liquid oxygen kerosene engine. Including the flow field of liquid oxygen supply system, the measurement of liquid oxygen temperature, the structure of turbine flowmeter and the in-situ calibration process of liquid oxygen flow in test stand based on segmented capacitance liquid level meter. And the corresponding safeguard measures have been implemented. The equipment structure and process flow are optimized and improved according to the liquid oxygen flow measurement system of a newly-built liquid oxygen kerosene engine test stand. The optimization of the equipment structure and process flow of the liquid oxygen flow measurement system is carried out, and the data processing methods such as in-situ calibration, temperature correction, pressure correction and volume correction are standardized. The characteristic parameters of the liquid oxygen system turbine flowmeter are obtained by in-situ calibration test, which is used in the YF-100 engine test, and the consistency of flow measurement is good. It is very important to evaluate the performance of the engine and the trajectory design of the rocket.

test stand; in-situ calibration; average flow rate; turbine flowmeter

2097-1974(2023)02-0042-06

10.7654/j.issn.2097-1974.20230209

V434

A

2023-01-12；

2023-03-13

高 強（1986-），男，高級工程師，主要研究方向為液體火箭發動機試驗技術。

高 炎（1991-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為液體火箭發動機試驗技術。

尹軍偉（1983-），男，高級工程師，主要研究方向為宇航動力型號管理。