飞机液冷管路系统流量地面标定方法及装置制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞机液冷管路系统流量地面标定方法及装置，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。该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。本方法和装置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。
【专利说明】飞机液冷管路系统流量地面标定方法及装置 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及装置，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及装置。
[0007] 为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
[0008] 提供了一种飞机液冷管路系统流量标定地面装置，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， toon] 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] 本发明还提供了一种采用飞机液冷管路系统流量标定地面装置进行的飞机液冷 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lg ;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°C ;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 = fbU);
[0023] 则实际飞机过程中管路的流量函数：
[0024] f (am, Tp, Pq) = f (a^ a , Tj+ β , Pk+ Y ),
[0025] 其中，a，β，Y为一个无穷小量，am，Tp，P q分别为实际飞机过程中的测量得出的加 速度、温度和压差，％，Τ」，pk为实验参数中的某一个点，该点与a m，Tp，P,的距离最近，即，
[0026] (affl-ai) 2+ (Tp-Tj) 2+ (Pq-Pk)2 ^ (βπ-β/ ) 2+ (Τρ-Τ/ ) 2+ (ΡΓΡ； )2,
[0027] 式中：a/，Τ/，pk'为实验中的任意一个点；
[0028] 利用三元函数的泰勒展开：
[0029]
【权利要求】
1. 一种飞机液冷管路系统流量标定地面装置，其特征在于，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。
2. -种采用如权利要求1所述的飞机液冷管路系统流量标定地面装置进行的飞机液 冷管路系统流量地面标定方法，其特征在于，包括以下步骤： 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。
3. 根据权利要求2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压力。
4. 根据权利要求2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。
5. 根据权利要求2或3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： 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lg ;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°C ;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 (a^ Tj, Pk)； 则实际飞机过程中管路的流量函数： f (am, Tp, Pq) = f (a^ a , Tj+ β , Pk+ Y ), 其中，a，β，Y为一个无穷小量，％，!；，&分别为实际飞机过程中的测量得出的加速 度、温度和压差，％，Τ」，pk为实验参数中的某一个点，该点与am，Τρ，Ρ,的距离最近，即， (am_ai)2+ (Tp-Tj)2+ (Pq-pk)2 < (a^a/ )2+ (Tp-Tj，）2+ (Pq-Pk，）2， 式中：a/，T/，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，
上述过程获得试验件全工况下的流量特性。
【文档编号】G01M13/00GK104062110SQ201410259552
【公开日】2014年9月24日 申请日期:2014年6月11日 优先权日:2014年6月11日
【发明者】施红, 赵颖杰, 蔡玉飞 申请人:江苏科技大学