基于超声波技术的燃油流量测试技术研究

叶迎西 刘建民 姜 文 魏 炜 李春景

(沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035)

基于超声波技术的燃油流量测试技术研究

叶迎西 刘建民 姜 文 魏 炜 李春景

(沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035)

为满足现代飞机燃油系统模拟试验燃油流量高精度、快速度的测量要求，针对涡轮流量计不能长期保持校准曲线和破坏管路系统的缺陷，提出了超声波测试技术。重点介绍了超声波系统的技术要求、主要功能、工作原理、工作模式和实际测量情况，并结合燃油系统试验进行了对比检验。结果表明：该测试方法满足飞机燃油试验需要，主要设备具有高可靠性、可控性和稳定性，可实现燃油系统的无损测试。

燃油流量测量 飞机燃油系统模拟试验 超声波测试技术 非接触

地面模拟试验是飞机燃油分系统研制工作中的一项重要内容，用于验证飞机燃油分系统各子系统及其配套的附件是否满足飞机性能和系统设计要求。足够流量和压力的燃油是飞机正常飞行的保证。

传统的涡轮流量计只能测试固定位置并存在破坏管路系统的缺陷[1]，而运用基于超声波技术的非接触流量测量技术，不会干扰燃油的流动状态，不会造成节流压力损失，具有较高的工作可靠性、可控性和稳定性。

1 测量分析

超声波测量应力在测试领域已成为精度较高的常规方法，超声波流量测试是基于波在流动介质中传播的速度原理而设计的，被测流量等于被测介质的平均流速和声波本身的代数和。由于对流体不产生扰动和阻力，因此很受欢迎[2]。笔者所指的超声波方法主要指通过传播过程中的时间差计算流速的方法。超声波在介质中的传播情况如图1所示。

图1 超声波在介质中的传播示意图

通过测量超声波脉冲顺、逆流传播时的速度差来反映流速。具体可通过测量时间差、相位差和频率差来确定流速，其中时差法和相差法因受声速影响，实际应用较少，频差法则克服了声速随流体温度变化带来的误差，所以准确度较高，应用较广[3]。管内流体速度V的计算式为：

V=ΚRe·Κα·Δt/(2·tfl)

(1)

式中ΚRe——流体力学修正系数；

Κα——声学修正系数；

tfl——通过流体时间；

Δt——信号接收时间差。

其中声学修正系数Κα受到传感器声速与穿过被测介质时的角度影响，有Κα=Cα/sinα，如图1所示。

2 实际测试应用

战斗机通常拥有形状复杂的机身油箱，并且机身油箱的设计非常困难(如流体管网设计)[4]。由于燃油在飞行过程中被大量消耗，所以燃油系统有自身的特点，如油箱数目多、输油管路和通气管路的连接比较复杂、油箱往往难以全部装在飞机重心附近等，飞机在飞行过程中重心会发生显著移动，对飞机的平衡会产生较大的影响。

首次将非接触式流量测试系统引入到某型号飞机燃油系统试验中，这在国内的型号研制和航空产品试验中还较为罕见。该型号无人机采用非常规双机身布局，对飞机左右前后重心偏差要求十分严格，燃油系统是影响飞机重心的关键因素之一。被测试系统的简易示意图如图2所示。

图2中，左右两侧各有两个油箱，靠近机头部分为两个主要消耗舱，每个主要消耗舱中各有一个动力泵源和一项单向活门开关。后侧油箱通过油箱内的射流泵为消耗舱输油，机载计算机调节燃油系统各个开关左右输油流量的控制是燃油系统调节重心的重要手段，燃油系统管路流量测量是整个飞机平衡姿态的基础保障。为此将非接触流量传感器安装在左右输油管路上，由于燃油管路较为密集，留给测试传感器的空间较小，采用一组传感器同侧安装的方式较为符合实际情况，如图3所示。

图2 被测试系统原理示意图

图3 实际测量过程中传感器的安装方式和数据采集处理器

正确选择测量点对于实现可靠且高精度的测量是至关重要的，测量必须在管道上进行。由于应用的不同和影响测量的因素众多，对于传感器的定位并无标准方案。传感器位置的正确性受到几个因素的影响：主要有管道直径、材料、内衬、壁厚和形状；介质参数输入的准确性；管路中的介质是否存在气泡。

3 故障试验对比

采用某型号无人机的燃油分系统输油故障数据对非接触测量进行比对分析。此次的输油故障试验为模拟单侧的输油开关无法正常关闭，燃油输油系统处于故障状态。用LabVIEW采集数据后制成图像，图4模拟的是左侧输油故障，图5模拟的是右侧输油故障。

图4 左侧故障试验输油流量曲线

图5 右侧故障试验输油流量曲线

图4给出了该型号飞机输油故障试验时的几项重要参数，其中调节左右输油流量和通过燃油系统的热回油球阀分配流量是该型号飞机重心调节的主要方式。此次验证超声波技术只将输油方式进行讨论。发动机引气压力是对应发动机不同状态下的模拟条件。在输油故障试验中，将后侧油箱中输油活门的机械浮子卡滞于落下位置。试验目的是为了验证输油附件故障状态下输油子系统的工作性能。通过非接触式测试系统显示了实时的左右输油流量。其中左侧的输油活门一直处于输油状态，与试验设置故障一致。同理模拟右侧故障情况。

图6给出的是在左侧输油故障试验中的各个供油流量。其中左右直流泵供油油量是测试在左右主消耗舱内直流泵出口处的流量。发动机耗油量是测试整个供油主路上的流量大小。发动机的耗油量是根据各个时期飞行状态对油量的需求大小设定的。通过图6可知，在故障试验中左右供油管路的流量变化趋势大致相同。耗油量最大情况发生在试验中的10 000～15 000ms时的爬升阶段，25 000～30 000ms时飞机处于平飞状态，各个耗油量平稳。

图6 左侧故障试验供油流量曲线

左侧故障试验证明了超声波技术在燃油试验中运行良好，测量准确。通过对比正常输油试验数据表，可以看出故障对燃油系统的影响，见表1。

表1 正常输油测试数据

4 结束语

超声波流量计通过检测超声波在流体传播过程中的频移来实现流量测量。在燃油系统试验中实现了非接触测量，且具有不受温度和压力影响的优点。这些特点相对于传统涡轮流量计来说具有极大优势。通过实际试验使用和外场保障应用，该测试方法满足飞机燃油试验需要，主要设备具有较高的工作可靠性、可控性和稳定性，且方便易携带，可实现燃油系统的无损测试。

[1] 赵涌,侯敏杰,陈冕,等.航空发动机高空模拟试验燃油流量原位校准系统设计与检验[J].燃气涡轮试验与研究,2013,26(1):5～8.

[2] 毕雪芹,倪原,雷志勇.基于双频多普勒法的超声波流量测试[J].探测与控制学报,2008,30(4):73～75.

[3] 于建国.优于皮秒(ps)量级的频标比对技术和高精度频率测量方法的研究[D].西安:西北工业大学,2003.

[4] 冷飞.基于SPH方法的飞机油箱燃油晃荡研究[D].南京:南京航空航天大学,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)