一种航空发动机核心机试验燃油流量测量结构及其方法技术

本申请属于航空发动机核心机试验燃油流量测量技术领域，具体涉及一种航空发动机核心机试验燃油流量测量结构及其方法，包括：将质量流量计、温度变送器、涡轮流量计串联在燃油管路上，将流量截止阀通过旁路与质量流量计、温度变送器并联，在核心机起动过程中，燃油流量较小，关闭流量截止阀，使燃油全部依次流经涡轮流量计、质量流量计，以涡轮流量计测量值作为燃油流量；在核心机起动至慢车，转速达到2000r/min以上时，燃油流量较大，打开流量截止阀，使燃油部分经涡轮流量计流向质量流量计，部分经流量截止阀流向质量流量计，流经涡轮流量计的燃油流量不超出其量程，以质量流量计测量值作为燃油流量。量值作为燃油流量。量值作为燃油流量。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机核心机试验燃油流量测量结构及其方法


[0001]本申请属于航空发动机核心机试验燃油流量测量
，具体涉及一种航空发动机核心机试验燃油流量测量结构及其方法。

技术介绍

[0002]燃油流量评定是航空发动机的重要性能指标，核心机试验中燃油质量流量变化迅速且范围较大。
[0003]对质量流量的测量主要采用涡轮流量传感器或质量流量计，其中：
[0004]涡轮流量传感器通过输出信号的频率计算流量，但输出的数字脉冲信号幅值较低，易受外界干扰，测量量程较低，通过温度估算燃油密度，换算为质量流量，测量量程仅为0.04～1.42t/h，且测量精度较低，仅为
±
0.5％；
[0005]质量流量计可通过频率信号直接计算得到质量流量，但仅在大量程1.6～14.4t/h时，具有较高的测量精度，可达
±
0.2％，在小量程小于1.6时，测量精度较低，大于
±
0.5％。
[0006]当前，为了满足航空发动机核心机试验中燃油流量大范围高精度测量的需求，设计以涡轮流量传感器、质量流量计并联的形式进行测量，如图1所示，在燃油管路上依次设置质量流量计1、流量截止阀2、温度变送器3，涡轮流量计4通过旁路与质量流量计1、流量截止阀2并联，燃油流量为质量流量计1、涡轮流量计4测量值之和，具体如下：
[0007]W
f
＝W
f涡轮
+Q
质量
[0008]＝Q
涡轮
×
ρ
>f
+Q
质量
[0009]＝Q
涡轮
×
(0.7945
‑
0.0008
×
T
燃油
)+Q
质量
[0010]＝(
‑
0.000396+0.00031
×
f
涡轮
)
×
3600
×
(0.7945
‑
0.0008
×
T
燃油
)+f
质量
×
3.6；
[0011]其中，
[0012]W
f
为燃油质量流量，kg/h；
[0013]W
f涡轮
为涡轮流量计测量的质量流量，kg/h；
[0014]Q
涡轮
为涡轮流量计测量的体积流量，L/h；
[0015]Q
质量
为质量流量计的量的质量流量，kg/h；
[0016]f
涡轮
为涡轮流量计输出频率，Hz；
[0017]f
质量
为质量流量计输出频率，Hz；
[0018]ρ
f
为燃油密度，g/cm3
[0019]T
燃油
为燃油温度，℃。
[0020]在航空发动机试验时，核心机起动过程中，关闭流量截止阀2，使燃油全部流经涡轮流量计4，此时质量流量计1的测量值为0，涡轮流量计4测得的流量即为燃油流量，测量精度为
±
0.5％；核心机起动至慢车，转速达到2000r/min以上时，关闭流量截止阀2，使燃油部分流经质量流量计1，燃油流量为质量流量计1、涡轮流量计4测得流量之和，受涡轮流量计4测量精度的影响，测量精度大于
±
0.5％，并不能够充分发挥质量流量计1的测量精度，不能够满足航空发动机核心机试验中燃油流量大范围高精度测量的需求，此外，质量流量计输
出通道为频率信号通道，频率信号通常用于累积流量测量，用于瞬时流量测量时，受采集频率及丢失信号影响，测量精度及其稳定性低。
[0021]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0022]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本申请的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0023]本申请的目的是提供一种航空发动机核心机试验燃油流量测量结构及其方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0024]本申请的技术方案是：
[0025]一方面提供一种航空发动机核心机试验燃油流量测量结构，包括：
[0026]质量流量计、温度变送器、涡轮流量计串联在燃油管路上；
[0027]流量截止阀通过旁路与质量流量计、温度变送器并联。
[0028]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机试验燃油流量测量结构，其特征在于，
[0029]质量流量计采用8t/h量程，输出通道为电流信号通道。
[0030]另一方面提供一种航空发动机核心机试验燃油流量测量方法，基于任一上述的航空发动机核心机试验燃油流量测量结构实施，包括：
[0031]在核心机起动过程中，燃油流量较小，关闭流量截止阀，使燃油全部依次流经涡轮流量计、质量流量计，以涡轮流量计测量值作为燃油流量；
[0032]在核心机起动至慢车，转速达到2000r/min以上时，燃油流量较大，打开流量截止阀，使燃油部分经涡轮流量计流向质量流量计，部分经流量截止阀流向质量流量计，流经涡轮流量计的燃油流量不超出其量程，以质量流量计测量值作为燃油流量。
[0033]本申请至少存在以下有益技术效果：
[0034]提供一种航空发动机核心机试验燃油流量测量结构及其方法中，以质量流量计、涡轮流量计串联的形式对燃油流量进行测量，在小流量时以涡轮流量计测量值作为燃油流量，在大流量时以质量流量计测量值作为燃油流量，整体燃油流量测量精度不超过
±
0.5％，且在大流量测量时，能够充分发挥质量流量计的测量精度，对燃油流量的测量精度可达
±
0.2％，以此能够满足航空发动机核心机试验中燃油流量大范围高精度测量的需求，此外，设计流量截止阀通过旁路与质量流量计、温度变送器并联，可通过流量截止阀的开度控制流经涡轮流量计的燃油流量不超出其量程，对涡轮流量计进行保护，且可使燃油整体流动平稳，保证对燃油流量的测量精度。
附图说明
[0035]图1是现有航空发动机核心机试验燃油流量测量结构的示意图；
[0036]图2是本申请实施例提供的航空发动机核心机试验燃油流量测量结构的示意图；
[0037]其中：
[0038]1‑
质量流量计；2
‑
流量截止阀；3
‑
温度变送器；4
‑
涡轮流量计。
[0039]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0040]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机核心机试验燃油流量测量结构，其特征在于，包括：质量流量计(1)、温度变送器(3)、涡轮流量计(4)串联在燃油管路上；流量截止阀(2)通过旁路与质量流量计(1)、温度变送器(3)并联。2.根据权利要求1所述的航空发动机核心机试验燃油流量测量结构，其特征在于，质量流量计(1)采用8t/h量程，输出通道为电流信号通道。3.一种航空发动机核心机试验燃油流量测量方法，其特征在于，基于权利要求1
‑
2任一所述的...

【专利技术属性】
技术研发人员：王安妮，张志博，袁东锋，王鑫，王明，李明，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：