飞机液冷管路系统流量地面标定方法

摘要

本发明公开了一种飞机液冷管路系统流量地面标定方法，属于飞机液体管路系统测量技术领域。该方法利用飞机液冷系统管路中的变径管或弯头产生压差的原理在地面进行标定从而来获得液冷系统管路的流量。所述方法使用的标定装置由旋转平台及安装于旋转平台上的液体循环系统、参数测量系统及数据采集系统组成；其中旋转平台用以模拟管路系统在飞行中受到的加速度、管内流体的压力和温度作用。本方法可以实现在地面上进行飞行载荷作用下的飞机液冷系统管路流量的标定，具有结构简单、对原有管路系统破坏小、可控性好、安全性高等优点。

权利要求

1.一种飞机液冷管路系统流量地面标定方法，该方法基于的装置包括旋转平台和安装于所述旋转平台上的流量标定循环系统，其中，所述旋转平台包括转台、电动机和变频器，所述电动机驱动所述转台转动，所述变频器与电动机相连，用于控制电动机的转速；

所述流量标定循环系统包括液体循环系统、参数测量系统及数据采集系统，其中，所述液体循环系统包括水箱、泵、加热器、过滤器、试验段、进口阀门和出口阀门；所述水箱、泵、过滤器、加热器、进口阀门、试验段和出口阀门通过管路依次相连，所述水箱出水口通过管路与所述泵相连，所述出口阀门通过管路与水箱的回水口相连；

所述参数测量系统包括流量计、温度传感器和压力传感器，所述流量计、温度传感器和压力传感器分别安装于所述试验段的前后位置管路上；

所述数据采集系统包括计算机和与所述参数测量系统相连的数据采集模块；其特征在于，所述标定方法包括以下步骤：利用旋转平台模拟液体管路系统在飞行中所受到的飞行载荷，其中通过调节旋转平台的转速来实现不同的载荷大小，通过试验段的布置方向来获得载荷方向；

所述流量标定循环系统安装于转台上，以实现测量参数的实时记录和保存；

还包括以下步骤：

在进行流量标定实验时，试验段所在位置的离心力方向视为飞机的机头方向；

标定实验的加速度a从-6g做到+6g，间隔为1g；温度T根据冷却液的工作温度从最低温度做到最高温度，间隔5℃；压差P从0到50kPa，间隔为5kPa；

记录下不同加速度、温度和压力下的流量，成立流量数据库，试验件的流量为三元函数：Q＝f(ai,Tj,Pk)；

则实际飞机过程中管路的流量函数：

f(am,Tp,Pq)＝f(ai+α,Tj+β,Pk+γ)，其中，α,β,γ为一个无穷小量，am,Tp,Pq分别为实际飞机过程中的测量得出的加速度、温度和压差，ai,Tj,pk为实验参数中的某一个点，该点与am,Tp,Pq的距离最近，即：(am-ai)2+(Tp-Tj)2+(Pq-Pk)2≤(am-ai')2+(Tp-Tj')2+(Pq-Pk')2，式中：ai',Tj',pk'为实验中的任意一个点；

利用三元函数的泰勒展开：

公式右边取2项，如增加精度可依次增加右边的项数，因此，

其中：

上述过程获得试验件全工况下的流量特性。

2.根据权利要求1所述的飞机液冷管路系统流量地面标定方法，其特征在于，包括以下步骤：通过调节加热器的功率来实现试验段中不同的液体温度；通过调节出口阀门的开度来实现所述液体循环系统管路中不同的的压力。

3.根据权利要求1所述的飞机液冷管路系统流量地面标定方法，其特征在于，包括以下步骤：选取飞机液体管路系统中的变直径或弯头管路作为试验件，通过地面流量标定试验平台对试验件进行不同加速度、压力和温度下的标定来获得试验件的流量特性。

说明书

飞机液冷管路系统流量地面标定方法

所属技术领域

[0001] 本发明涉及一种飞机液冷管路系统流量地面标定方法，属于飞机液体管路测量技术领域。

背景技术

[0002] 近年来，航空装备发生了巨大的变化，机载电子设备的应用越来越广泛，电子舱热载荷急剧增加,它所产生的热负荷已从原来的几千瓦增大到几十千瓦。这些电子设备工作时，一方面除了发射出少量功率以外，70％～90％的输入功率都转变成了热量；另一方面,随着电子器件向集成化、小型化发展的趋势，电子设备功率增大、封装密度增大、体积缩小，导致电子设备的热流密度急剧上升。如果这些热量不能及时得到冷却，将直接影响电子设备的正常工作，甚至引起电子设备的破坏。因此，解决大功率、高热密度下机载电子设备的冷却是特种飞机环境控制中的一个十分关键的问题，也是特种飞机完成使命的一个重要保证。然而，传统的空气冷却面临多种问题:首先是发动机不能提供过大的引气量；其次，空气冷却管路在电子设备内部难以布置；另外，空气作为冷却介质不能满足高热流密度换热的要求。而液体由于其换热系数和比热远比空气大，液体冷却系统具有较高的冷却效率及稳定的工作能力。因此，液体冷却系统用于现代高性能飞机的电子设备散热成为必然。

[0003] 液冷系统的主要特性参数除温度和压力以外，制冷液的流量也是一个重要的设计参数，它的获得主要通过实验测量。传统的液体流量测量方法有很多，但在飞机上实施有一定的难度，存在泄漏、受飞行工况制约等诸多不利因素，因此必须寻找一种安全可行的测量和标定方法。

[0004] 国内飞机液冷系统的研究刚刚起步，技术尚不完善，涉及的液体流量测量方法并不多，地面试验采用的测试设备体积较大难以在飞机上实施，另外国外的相关报道也甚少并且在投入使用时还会涉及设备的成本问题。

[0005] 鉴于上述原因，本发明的目的是提供一种结构简单、安装方便的飞机液冷系统流量的测量方法，并通过修正系数法对液冷剂的流量进行修正标定，为飞机液冷系统流量的测量和计算提供技术参考。

发明内容

[0006] 发明目的：本发明的目的在于为了实现机载液冷系统中管路流量参数的测量，提供一种结构简单、对原有结构破坏小的飞机液冷管路系统流量地面标定方法。

[0007] 为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

[0008] 本发明的一种飞机液冷管路系统流量地面标定方法，使用的地面装置，包括旋转平台和安装于所述旋转平台上的流量标定循环系统，其中，

[0009] 所述旋转平台包括转台、电动机和变频器，所述电动机驱动所述转台转动，所述变频器与电动机相连，用于控制电动机的转速；

[0010] 所述流量标定循环系统包括液体循环系统、参数测量系统及数据采集系统，其中，[0011] 所述液体循环系统包括水箱、泵、加热器、过滤器、试验段、进口阀门和出口阀门；所述水箱、泵、过滤器、加热器、进口阀门、试验段和出口阀门通过管路依次相连，所述水箱出水口通过管路与所述泵相连，所述出口阀门通过管路与水箱的回水口相连；

[0012] 所述参数测量系统包括流量计、温度传感器和压力传感器，所述流量计、温度传感器和压力传感器分别安装于所述试验段的前后位置管路上；

[0013] 所述数据采集系统包括计算机和与所述参数测量系统相连的数据采集模块。

[0014] 本发明的一种采用飞机液冷管路系统流量地面标定方法，包括以下步骤：

[0015] 利用旋转平台模拟液体管路系统在飞行中所受到的飞行载荷，其中通过调节旋转平台的转速来实现不同的载荷大小，通过试验段的布置方向来获得载荷方向；

[0016] 所述流量标定循环系统安装于转台上，以实现测量参数的实时记录和保存。

[0017] 进一步地，包括以下步骤：通过调节加热器的功率来实现试验段中不同的液体温度；通过调节出口阀门的开度来实现所述液体循环系统管路中不同的压力。

[0018] 进一步地，包括以下步骤：选取飞机液体管路系统中的变直径或弯头管路作为试验件，通过地面流量标定试验平台对试验件进行不同加速度、压力和温度下的标定来获得试验件的流量特性。

[0019] 进一步地，包括以下步骤：

[0020] 在进行流量标定实验时，试验段所在位置的离心力方向视为飞机的机头方向；

[0021] 标定实验的加速度a从-6g做到+6g，间隔为1g；温度T根据冷却液的工作温度从最低温度做到最高温度，间隔5℃；压差P从0到50kPa，间隔为5kPa；

[0022] 记录下不同加速度、温度和压力下的流量，成立流量数据库，试验件的流量为三元函数：Q＝f(ai,Tj,Pk)；

[0023] 则实际飞机过程中管路的流量函数：

[0024] f(am,Tp,Pq)＝f(ai+α,Tj+β,Pk+γ)，

[0025] 其中，α,β,γ为一个无穷小量，am,Tp,Pq分别为实际飞机过程中的测量得出的加速度、温度和压差，ai,Tj,pk为实验参数中的某一个点，该点与am,Tp,Pq的距离最近，即，[0026] (am-ai)2+(Tp-Tj)2+(Pq-Pk)2≤(am-ai')2+(Tp-Tj')2+(Pq-Pk')2，

[0027] 式中：ai',Tj',pk'为实验中的任意一个点；

[0028] 利用三元函数的泰勒展开：

[0029]

[0030] 公式右边取2项，如增加精度可依次增加右边的项数，因此，

[0031]

[0032] 其中：

[0033]

[0034]

[0035] 上述过程获得试验件全工况下的流量特性。

[0036] 本发明的有益效果：

[0037] 该方法适合应用于飞机液体管路系统的流量标定，与其他飞机液体管路流量测量方法相比，具有简单可靠、对原有结构破坏小等优点。该装置用以实现液体管路在飞行过程中受到的加速度、温度和压力载荷，该装置具有结构紧凑、可控性好、安全性高等优点。

附图说明

[0038] 图1为本发明的结构原理图；

[0039] 图2为本发明的侧视图；

[0040] 其中，1水箱，2泵，3过滤器，4加热器，5流量计，6压力传感器，7进口阀门，8出口阀门，9温度传感器，10试验段，11数据采集模块，12计算机，13转台，14轴承，15电动机，16变频器，17防护铁丝网，18皮带。

具体实施方式

[0041] 为使本发明实施例的目的和技术方案更加清楚，下面将结合本发明实施例的附图，对本发明实施例的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于所描述的本发明的实施例，本领域普通技术人员在无需创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0042] 本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

[0043] 本发明中所述的“和/或”的含义指的是各自单独存在或两者同时存在的情况均包括在内。

[0044] 本发明中所述的“内、外”的含义指的是相对于设备本身而言，指向设备内部的方向为内，反之为外，而非对本发明的装置机构的特定限定。

[0045] 本发明中所述的“左、右”的含义指的是阅读者正对附图时，阅读者的左边即为左，阅读者的右边即为右，而非对本发明的装置机构的特定限定。

[0046] 本发明中所述的“连接”的含义可以是部件之间的直接连接也可以是部件间通过其它部件的间接连接。

[0047] 实施例：

[0048] 本发明的一种飞行载荷下飞机液冷管路系统流量地面标定方法，通过地面实验来标定液冷系统中原有的变径管或弯头从而来获得实际飞行过程中管路的流量。传统的差压式流量测量计需要在管路中增加节流元件并且要求节流元件前后有一定长度的直管段。然而，在液冷系统的管道上加装节流装置会影响整个系统的流阻特性，从液冷系统的技术指标可以看出，雷达组件的入口压力为800kPa左右，配置一节流元件可能产生40kPa，甚至更大的压力损失，对系统的性能造成影响，严重时可能导致系统无法循环；此外加装节流装置增加了制冷液泄漏的可能性。同时，飞机上液冷系统的管道布置一般服从其他主要部件的配置因此其管线弯头较多，无法保证节流件前后直管段的长度要求。因此，飞机制冷液的流量可借鉴差压式流量仪测量液体流量的原理，通过管路系统中原有的变径管或弯头产生的压力差原理，对其进行地面标定实验，得出流量随着压差、温度、加速度的变化数据库。在进行流量标定实验时，试验段所在位置的离心力方向视为飞机的机头方向。

[0049] 标定实验的加速度a从-6g做到+6g，间隔为1g；温度T根据冷却液的工作温度从最低温度做到最高温度，间隔5℃；压差P从0到50kPa，间隔为5kPa。记录下不同加速度、温度和压力下的流量，成立流量数据库。

[0050] 从上述过程可见，试验件的流量为三元函数：Q＝f(ai,Tj,Pk)。

[0051] 则实际飞机过程中管路的流量可写为这样的函数：

[0052] f(am,Tp,Pq)＝f(ai+α,Tj+β,Pk+γ)

[0053] 其中，α,β,γ为一个无穷小量，am,Tp,Pq分别为实际飞机过程中的测量得出的加速度、温度和压差，ai,Tj,pk为实验参数中的某一个点，该点与am,Tp,Pq的距离最近即，[0054] (am-ai)2+(Tp-Tj)2+(Pq-Pk)2≤(am-ai')2+(Tp-Tj')2+(Pq-Pk')2

[0055] 式中：ai',Tj',pk'为实验中的任意一个点。

[0056] 利用三元函数的泰勒展开：

[0057]

[0058] 公式右边取2项，如增加精度可依次增加右边的项数，因此，

[0059]

[0060] 其中：

[0061]

[0062]

[0063] 上述过程可获得试验件全工况下的流量特性。

[0064] 本发明的一种飞行载荷下飞机液冷管路系统流量地面标定装置，如图1所示，主要是用以模拟飞机液冷管路在飞行过程中受到的载荷以及管内压力和温度变化，并通过该装置对飞机液冷管路系统中的变径管或弯头进行标定。

[0065] 该装置由旋转平台及安装于旋转平台上的流量标定循环系统组成。

[0066] 上述旋转平台由转台13、电动机15、变频器16组成。

[0067] 上述流量标定循环系统由液体循环系统、参数测量系统及数据采集系统组成。

[0068] 上述液体循环系统由水箱1、泵2、加热器4、过滤器3、试验段10、进口阀门7、出口阀门8组成。其中水箱1出水口通过管路依次与泵2、过滤器3、加热器4、进口阀门7、试验段10、出口阀门8相连，出口阀门8通过管路与水箱1的回水口相连。

[0069] 上述旋转平台的高速旋转需要整个平台结构坚固、稳定，因此平台主要由水泥砌成。如图2所示，电动机15和变频器16都通过螺栓固定在地面上，转台13通过轴承14、皮带18与电动机15相连。电动机15通过皮带18带动轴承高速旋转，进而与轴承14相连的转台13高速旋转。电动机15与变频器16相连，电动机15的转速通过变频器16控制和调节。由于转台13高速旋转，实验具有一定的危险性，因此在整个实验平台的外围增加2米高的防护铁丝网17，以防止旋转平台上的物件在旋转过程中飞离旋转平台砸伤实验人员和损坏外围结构。

[0070] 流动水通过泵2从水箱1里抽出后流经过滤器3过滤，后经过加热器4加热，然后进入试验段10，最后通过管路流回水箱，形成一个循环水系统。在试验段前后安装流量计5、温度传感器9、压力传感器6。传感器测量的参数通过数据采集模块11将数据保存在计算机12上。试验过程中通过变频器16实现转台的不同转速。调节进口阀门7和出口阀门8的相对位置可实现试验段10中不同的压力，调节加热器4的功率可实现试验段10中不同的温度。上述调节可实现管路在飞行过程中受到的加速度以及管内温度和压力变化。

[0071] 该装置适合应用于飞机液体管路系统的流量标定，与其他飞机液体管路流量测量方法相比，具有简单可靠、对原有结构破坏小等优点。

[0072] 如上所述，尽管参照特定的优选实施例已经表示和表述了本发明，但其不得解释为对本发明自身的限制。在不脱离所附权利要求定义的本发明的精神和范围前提下，可对其在形式上和细节上作出各种变化。