航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)燃油流量測量滯后故障仿真與排除

趙涌，郭杰，姜海良

(中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)燃油流量測量滯后故障仿真與排除

趙涌，郭杰，姜海良

(中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703)

針對某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)燃油流量測量滯后、振蕩及重復(fù)性較差的故障，建立了高空臺(tái)燃油流量測試系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)燃油控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，并進(jìn)行了數(shù)值仿真分析，得出了供油管路內(nèi)可壓縮性氣體是測量滯后的主要原因。通過故障再現(xiàn)試驗(yàn)，定量檢驗(yàn)了管路內(nèi)氣體對燃油流量測量的影響，驗(yàn)證了仿真分析結(jié)果的正確性。依據(jù)仿真與驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果，改進(jìn)設(shè)計(jì)了燃油管路和操作程序，排除了故障。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；高空臺(tái)；渦輪流量計(jì)；起動(dòng)燃油流量；動(dòng)態(tài)特性

1 引言

為保證飛機(jī)有全天候升空能力，必須制定合理的航空發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油規(guī)律[1]。高空臺(tái)是調(diào)試、測試及評(píng)定航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空工作功能、性能的大型地面設(shè)備，在模擬飛行包線范圍內(nèi)，可準(zhǔn)確模擬不同高度下標(biāo)準(zhǔn)天和非標(biāo)準(zhǔn)天的大氣條件[2]。因此，可通過高空臺(tái)調(diào)試和檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)在不同機(jī)場、不同天氣條件下的起動(dòng)特性。燃油流量是起動(dòng)控制的主要控制量，高空臺(tái)起動(dòng)燃油流量測量數(shù)據(jù)是調(diào)整供油規(guī)律的直接比照。起動(dòng)過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)變化迅速，燃油流量調(diào)整速度快，這就要求燃油流量測量系統(tǒng)具有較好的動(dòng)態(tài)特性。此外，燃油流量是評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)性能的主要參數(shù)，要求其具有較高的穩(wěn)態(tài)測量精度。因此，高空臺(tái)燃油流量測量系統(tǒng)必須同時(shí)具備較好的快速性和穩(wěn)定性。在某型發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)中，多次出現(xiàn)起動(dòng)燃油流量測量滯后、振蕩、重復(fù)性較差等現(xiàn)象，燃油流量測量動(dòng)態(tài)特性不能滿足起動(dòng)試驗(yàn)需求。為此，進(jìn)行了系統(tǒng)建模、試驗(yàn)仿真、試驗(yàn)驗(yàn)證和系統(tǒng)改造等工作，有效改善了燃油流量測量的動(dòng)態(tài)特性，最終其品質(zhì)滿足試驗(yàn)需求。

2 燃油流量測量系統(tǒng)

我國高空臺(tái)可試驗(yàn)多種型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)，燃油流量范圍寬，為保證測量精度，采用不同量程的渦輪流量計(jì)進(jìn)行分段組合測量，如圖1所示。試驗(yàn)時(shí)，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量的變化，通過控制管路電磁閥來實(shí)現(xiàn)不同量程流量計(jì)的組合和切換。渦輪流量計(jì)輸出的頻率信號(hào)和密度計(jì)輸出的密度信號(hào)，經(jīng)測量轉(zhuǎn)換后進(jìn)入測試網(wǎng)絡(luò)，并計(jì)算得到燃油流量。除最大量程受安裝位置限制只有一個(gè)渦輪流量計(jì)外，其余每個(gè)量程都串聯(lián)兩個(gè)渦輪流量計(jì)，其信號(hào)分別進(jìn)入過渡態(tài)采集系統(tǒng)和穩(wěn)態(tài)采集系統(tǒng)。試驗(yàn)時(shí)兩系統(tǒng)各有側(cè)重又互為備份。穩(wěn)態(tài)采集系統(tǒng)是低通系統(tǒng)，轉(zhuǎn)換速率低但穩(wěn)態(tài)特性較好；過渡態(tài)采集系統(tǒng)頻帶寬、信號(hào)轉(zhuǎn)換速率快且動(dòng)態(tài)特性較好。本文主要針對過渡態(tài)系統(tǒng)出現(xiàn)的滯后、振蕩現(xiàn)象進(jìn)行研究。

圖1 高空臺(tái)燃油流量測量系統(tǒng)布局Fig.1 Layout of the fuel flow measurement system in a altitude test facility

3 故障描述

燃油流量測量曲線與發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)給定的起動(dòng)供油規(guī)律差異較大，且多次試驗(yàn)結(jié)果間的重復(fù)性差；燃油管路切換時(shí)，偶爾存在燃油流量和發(fā)動(dòng)機(jī)供油壓力大幅振蕩的異?，F(xiàn)象。這嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油規(guī)律調(diào)整及對發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的準(zhǔn)確判讀。

某型發(fā)動(dòng)機(jī)兩次起動(dòng)過程中的燃油流量變化曲線如圖2所示，圖中流量比為燃油流量與燃燒室設(shè)計(jì)燃油流量之比?？梢姡孩倨饎?dòng)過程中，渦輪出口溫度及發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速正常，說明燃油管路系統(tǒng)基本正常，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)需求；②兩次試驗(yàn)在相同環(huán)境壓力、溫度和起動(dòng)供油規(guī)律條件下進(jìn)行，但燃油流量測量曲線有明顯差異，不能為起動(dòng)供油規(guī)律調(diào)整提供支撐；③測量燃油流量1沒有反映出正常的燃油激增、加速和超調(diào)、回調(diào)過程，測量燃油流量2接近發(fā)動(dòng)機(jī)給定燃油流量曲線；④測量燃油流量1、測量燃油流量2和發(fā)動(dòng)機(jī)給定燃油流量，在慢車穩(wěn)定后差異較小。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)燃油流量測量異?，F(xiàn)象Fig.2 Abnormity of fuel flow measurement in an engine starting test

4 故障分析

對比分析多次起動(dòng)試驗(yàn)的給定燃油流量、計(jì)量活門前后壓差、燃油總管壓力、燃燒室進(jìn)口總壓、燃燒室出口溫度等重要起動(dòng)參數(shù)后得出，發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)重復(fù)性良好，起動(dòng)供油規(guī)律未曾改變，每次試驗(yàn)噴入燃燒室的燃油流量曲線一致。故將故障定位在高空臺(tái)燃油流量測量系統(tǒng)上。經(jīng)查證，該發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)期間，燃油測試系統(tǒng)未曾更換儀器、儀表及校準(zhǔn)參數(shù)。由圖2中可知，起動(dòng)過程結(jié)束后，測量流量與發(fā)動(dòng)機(jī)給定流量基本重合，證明燃油流量測量具有較好的穩(wěn)態(tài)性能，但動(dòng)態(tài)特性差異較大。燃油管路切換過程是驗(yàn)證燃油流量測量動(dòng)態(tài)特性的典型工況，試驗(yàn)時(shí)發(fā)現(xiàn)測量滯后總是伴隨管路切換振蕩現(xiàn)象發(fā)生。因此可大致判斷，系統(tǒng)內(nèi)部存在可壓縮環(huán)節(jié)和慣性環(huán)節(jié)，使得燃油流量測量滯后、振蕩[3]。

4.1 試驗(yàn)過程建模

簡化高空臺(tái)供油管路，如圖3所示，圖中可壓縮性氣體管路(實(shí)測)為DN150，高0.8 m，最多可存儲(chǔ)0.014 m3氣體。分別建立管路、快速閥、氣體腔室、渦輪流量計(jì)及發(fā)動(dòng)機(jī)與燃油流量控制有關(guān)的數(shù)學(xué)模型。

4.1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量模型

發(fā)動(dòng)機(jī)通過恒壓差活門控制計(jì)量活門前后壓差保持定值，同時(shí)通過電液伺服閥或快速閥等執(zhí)行元件調(diào)整燃油計(jì)量活門開度控制流量[4]。因此，通過計(jì)量活門的流量與活門開度成正比；但在實(shí)際起動(dòng)和加減速等流量劇烈變化的工況下，受系統(tǒng)壓力不足和恒壓差活門運(yùn)動(dòng)滯后的影響，計(jì)量活門前后的壓差并不恒定。為保證燃調(diào)在特定流量區(qū)域有足夠的分辨精度，活門窗口通常設(shè)計(jì)成三角形、梯形等變徑窗口[5]。非燃油加降溫試驗(yàn)時(shí)，燃油溫度變化不大，可忽略燃油密度變化的影響。發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量模型可簡化為：

式中：Wf1(t)為發(fā)動(dòng)機(jī)給定燃油流量；k1為修正系數(shù)，由穩(wěn)態(tài)燃油流量辨識(shí)得到；A(t)為計(jì)量活門開口面積；θ(t)為計(jì)量活門開度；pzh(t)為計(jì)量活門前壓力；pz(t)為計(jì)量活門后壓力。

圖3 供油管路簡圖Fig.3 Schematic diagram of the fuel supply pipe

試驗(yàn)時(shí)，燃油流量除受計(jì)量活門前、后壓力和角位移測量結(jié)果影響外，還受活門變形、燃油密度、燃油粘度等因素影響，所以公式(1)的計(jì)算結(jié)果精度不高。但燃油計(jì)量活門是燃油流量調(diào)節(jié)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，離發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室近，其動(dòng)態(tài)特性、重復(fù)性及可靠性較好，在臺(tái)架測量燃油流量出現(xiàn)故障時(shí)可作為衡量其動(dòng)態(tài)測量特性的標(biāo)準(zhǔn)信號(hào)。

要打破僵化的審計(jì)模式，首先要提升審計(jì)結(jié)果的可利用性。過去我國商業(yè)銀行在對業(yè)務(wù)專項(xiàng)的審計(jì)時(shí)通常只著眼于低級(jí)違規(guī)操作問題，不厭其煩地制作出程序化的報(bào)告，對避免問題重復(fù)發(fā)生起不到明顯作用。優(yōu)化內(nèi)部審計(jì)模式，就要從宏觀層面來考慮現(xiàn)有的規(guī)章制度和運(yùn)營策略是否存在弊病，站在全行的高度來看問題，要將銀行運(yùn)作的整個(gè)流程都納入視野之中，這樣才能得出具有建樹性的審計(jì)報(bào)告，從而得到管理者的重視，為以后的審計(jì)工作提供便利，形成良性循環(huán)。

4.1.2 渦輪流量計(jì)模型

渦輪流量計(jì)每轉(zhuǎn)扇出的流體體積相等，轉(zhuǎn)數(shù)與扇出的體積成正比[6]，故轉(zhuǎn)速與體積流量、等效面積成正比，轉(zhuǎn)速與磁電轉(zhuǎn)換器所產(chǎn)生的脈沖頻率成正比。渦輪流量計(jì)是節(jié)流元件，其流量與前后壓差成正比，將此比例系數(shù)定義為流量壓差系數(shù)。因此渦輪流量計(jì)的特性方程式為：

式中：k2為渦輪流量計(jì)流量與轉(zhuǎn)速間的轉(zhuǎn)換系數(shù)，由校準(zhǔn)試驗(yàn)得到；Wf2(t)為渦輪流量計(jì)流量；c為渦輪流量計(jì)的流量壓差系數(shù)，由穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識(shí)得到；p1(t)為渦輪流量計(jì)前壓力；p2(t)為渦輪流量計(jì)后壓力。

利用試驗(yàn)時(shí)測量的渦輪流量計(jì)前后壓差和燃油流量，根據(jù)公式(2)反算渦輪流量計(jì)的流量壓差系數(shù)。圖4結(jié)果根據(jù)某次起動(dòng)過程實(shí)測燃油流量和渦輪流量計(jì)前后壓差關(guān)系反算得到。可見，燃油流量在測量范圍內(nèi)變化時(shí)壓差系數(shù)基本保持不變，證明了公式(2)的正確性。

圖4 渦輪流量計(jì)流量壓差系數(shù)Fig.4 Differential pressure coefficient of the turbine flowmeter

4.1.3 可壓縮氣體模型

當(dāng)系統(tǒng)中可壓縮氣體膨脹時(shí)，將擠出部分燃油，氣體體積增加，壓力下降，同時(shí)使得發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口油壓下降；氣體體積的變化等于流入、流出燃油流量之差；壓縮過程為逆過程。故有：

式中：p3(t)為氣體壓力，V3(t)為氣體體積，ΔV3(t)為氣體體積的變化量，ρ為燃油密度，g為重力加速度，h為液柱高度，R為常數(shù)。

4.1.4 能量平衡模型

渦輪流量計(jì)切換引起燃油流量劇烈振蕩，試驗(yàn)證明小流量渦輪切換到大流量渦輪，比大流量渦輪切換到小流量渦輪振蕩更為劇烈，切換過程一般在幾秒內(nèi)完成，而振蕩現(xiàn)象一般持續(xù)幾十秒。因此，重點(diǎn)分析小流量渦輪切換到大流量渦輪后的振蕩過程。小流量渦輪流阻明顯大于大流量渦輪，切換后管路壓力上升。將油庫簡化為無窮壓力源，大流量渦輪打開瞬間，受流阻突然減小影響，管路流速階躍上升(與渦輪后壓力變化量有關(guān))。切換過程是燃油動(dòng)能G2(t)、氣體壓力勢能G3(t)及燃油高度勢能G4(t)間相互轉(zhuǎn)換的過程，同時(shí)因摩擦和機(jī)械振動(dòng)等因素逐漸轉(zhuǎn)化為其他形式的能量G5(t)，從而達(dá)到新的平衡。選取管路燃油瞬時(shí)加速完成點(diǎn)為零點(diǎn)進(jìn)行仿真，其能量守恒方程為：

式中：G20為零點(diǎn)燃油動(dòng)能，G30為零點(diǎn)氣體壓力勢能，G40為零點(diǎn)燃油高度勢能。

零點(diǎn)方程為：

式中：A為管路面積；m為油庫至氣體腔室間的管路燃油質(zhì)量，假設(shè)為定值；為零點(diǎn)燃油流量；p30為氣體零點(diǎn)壓力；V30為氣體零點(diǎn)體積；h0為液柱零點(diǎn)高度。

燃油動(dòng)能與質(zhì)量、流量平方成正比；氣體壓力勢能變化與氣體壓力和體積的變化量有關(guān)；燃油高度勢能變化與燃油密度、管路面積、高度及其變化量有關(guān)；轉(zhuǎn)化為其他形式的能量與燃油流速平方成正比。其關(guān)系模型為：

式中：k2為能量衰減系數(shù)，與渦輪流量計(jì)、管道直徑等多種因素有關(guān)，由試驗(yàn)過渡態(tài)過程的實(shí)測燃油流量數(shù)據(jù)辨識(shí)得到[7]。

4.2 試驗(yàn)過程仿真

為研究可壓縮氣體對燃油流量測量的影響，以試驗(yàn)實(shí)測的計(jì)量活門開度和計(jì)量活門前、后壓力數(shù)據(jù)作為發(fā)動(dòng)機(jī)流量模型的輸入，將發(fā)動(dòng)機(jī)流量模型的輸出流量視為發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量的給定值，利用上述模型，對初始?xì)怏w體積V進(jìn)行0～0.004 m3的遍歷仿真。渦輪流量計(jì)測量流量仿真結(jié)果如圖5所示，發(fā)動(dòng)機(jī)供油壓力仿真結(jié)果如圖6所示。

由圖5可看出，隨著氣體體積的增加，仿真燃油流量變化趨于平滑，動(dòng)態(tài)特性變差，與發(fā)動(dòng)機(jī)給定燃油流量的差異變大。初始體積為0時(shí)的仿真結(jié)果，最接近發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量給定值；初始體積為0.004 m3時(shí)的仿真結(jié)果，最接近圖2中試驗(yàn)時(shí)測得的燃油流量1曲線。由圖6可看出，隨著氣體體積的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口壓力變化越趨于平滑，動(dòng)態(tài)特性越差。初始體積為0.004 m3時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口壓力仿真結(jié)果，最接近故障時(shí)的供油壓力。

圖5 測量流量隨氣體體積變化的仿真曲線Fig.5 Simulation curve of the fuel flow vs.air volume

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)供油壓力隨氣體體積變化的仿真曲線Fig.6 Simulation curve of the fuel pressure vs.air volume

以上結(jié)果說明，在渦輪流量計(jì)后、發(fā)動(dòng)機(jī)前的燃油管路中存在一定體積的可壓縮氣體。起動(dòng)過程中，由于發(fā)動(dòng)機(jī)的抽吸作用，使得發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口燃油壓力下降，管路內(nèi)氣體膨脹并推出燃油，使得渦輪流量計(jì)處燃油流量小于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口燃油流量，減緩了渦輪流量計(jì)處燃油的變化速率。氣體越多，滯后現(xiàn)象越嚴(yán)重。管路無氣體時(shí)，渦輪流量計(jì)瞬時(shí)流量等于發(fā)動(dòng)機(jī)瞬時(shí)流量，其測量結(jié)果具有較好的動(dòng)態(tài)特性。因此可得出，管路中的可壓縮氣體，是造成起動(dòng)燃油流量測量滯后的主要原因。

5 試驗(yàn)驗(yàn)證

假起動(dòng)試驗(yàn)起始段的燃油流量變化速率與起動(dòng)試驗(yàn)的相同[8]，且試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)較小，因此利用某型發(fā)動(dòng)機(jī)假起動(dòng)試驗(yàn)，對可壓縮氣體的影響進(jìn)行定性、定量檢測。假起動(dòng)時(shí)燃油流量按轉(zhuǎn)速給定，而轉(zhuǎn)速由空氣起動(dòng)系統(tǒng)的空氣壓力、溫度及起動(dòng)渦輪性能等因素決定。因此比較測量燃油流量動(dòng)態(tài)特性時(shí)，以轉(zhuǎn)速為參考比較燃油流量測量值。

在管路可壓縮氣體分別為0.000 2 m3、0.000 8 m3、0.001 4 m3情況下，各進(jìn)行1次假起動(dòng)和管路切換試驗(yàn)，定量檢測可壓縮氣體對燃油流量變化趨勢和振蕩情況的影響。

圖7示出了管路氣體體積對假起動(dòng)燃油流量測量的影響?？梢?，有氣體的燃油流量測量值均滯后于發(fā)動(dòng)機(jī)給定燃油流量，壓縮氣體為0.000 8 m3比0.000 2 m3滯后0.4 s，0.001 4 m3比0.000 2 m3滯后0.8 s；0.000 2 m3時(shí)燃油流量峰值為0.162 kg/s，0.000 8 m3時(shí)峰值為0.154 kg/s，0.001 4 m3時(shí)峰值為0.152 kg/s。管路中氣體最少時(shí)，燃油流量與發(fā)動(dòng)機(jī)給定燃油流量最為接近；管路中氣體越多，燃油流量測量滯后現(xiàn)象越嚴(yán)重，燃油流量峰值越?。还苈分袣怏w表現(xiàn)出慣性延遲特性，只有在可壓縮氣體體積為零時(shí)，渦輪流量計(jì)處燃油流量才能真實(shí)反映發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量，與仿真結(jié)果一致。

圖7 管路氣體體積對假起動(dòng)燃油流量測量的影響Fig.7 Effect of the air volume in pipe on fuel flow measurement in fake-starting test

圖8示出了管路氣體體積對管路切換時(shí)燃油流量測量的影響。圖中Wf21V=0.000 2m3、Wf22V=0.000 2m3，分別表示小流量渦輪和大流量渦輪在0.000 2 m3氣體時(shí)的測量燃油流量；其余同?？梢?，管路中氣體越多，切換時(shí)測量燃油流量的振幅越大，時(shí)間越長，0.000 8 m3時(shí)振蕩8.6 s，0.001 4 m3時(shí)振蕩12.5 s。

圖8 管路氣體體積對管路切換燃油流量測量的影響Fig.8 Effect of the air volume in pipe on fuel flowmeter rank switch

管路切換時(shí)，大流量渦輪打開瞬間，受流阻突然減小的影響，管路流速階躍上升。在無壓縮氣體情況下，渦輪后壓力同時(shí)階躍上升，燃油流量呈脈沖形式變化，切換過程瞬間完成。在有可壓縮氣體情況下，壓力升高的同時(shí)氣體被壓縮，渦輪后壓力上升緩慢，使得測量流量持續(xù)大于發(fā)動(dòng)機(jī)流量。在管路燃油的慣性作用下，可壓縮氣體被過壓縮，之后又膨脹，使得測量流量持續(xù)小于發(fā)動(dòng)機(jī)流量。氣體壓力勢能、燃油動(dòng)能及高度勢能間相互轉(zhuǎn)化，出現(xiàn)振蕩收斂現(xiàn)象。由圖8可知，振蕩周期主要由氣體體積大小決定，振幅主要由激勵(lì)能量決定，振蕩收斂時(shí)間主要由系統(tǒng)摩擦阻尼決定。起動(dòng)過程中滯后現(xiàn)象越嚴(yán)重，管路切換時(shí)振蕩頻率越低，收斂時(shí)間越長，這與仿真試驗(yàn)結(jié)論一致。

6 故障排除

按照以上分析結(jié)果，管路設(shè)計(jì)時(shí)，注意避免由于測溫、測壓、旁路、回油等管路形成高點(diǎn)死腔；在流量計(jì)后高點(diǎn)設(shè)置透明集氣裝置，用于監(jiān)測、收集、排放混入燃油的各種氣體；流量計(jì)后主管路沿流向略帶上仰角(流量計(jì)處保持平直)；盡量簡化、縮短流量計(jì)與發(fā)動(dòng)機(jī)間的燃油管路。改造后的起動(dòng)燃油流量測量結(jié)果如圖9所示。對比圖9和圖2可知，改造后其測量值的動(dòng)態(tài)特性明顯提高，變化趨勢更接近發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量，測量出了激增、加速、超調(diào)、回調(diào)等過程；系統(tǒng)延遲時(shí)間小于0.3 s，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)視和起動(dòng)供油規(guī)律調(diào)整要求，系統(tǒng)故障得到排除。

圖9 改造后的起動(dòng)燃油流量測量結(jié)果Fig.9 Improved fuel flow measurements

7 結(jié)論

渦輪流量計(jì)與發(fā)動(dòng)機(jī)間的可壓縮氣體就是燃油流量測量系統(tǒng)中的可壓縮環(huán)節(jié)，燃油流量管路及管路中的燃油、可壓縮氣體共同構(gòu)成了慣性環(huán)節(jié)，切換時(shí)壓力突變是震蕩的激勵(lì)環(huán)節(jié)?？蓧嚎s性氣體是測量滯后、振蕩的根本原因，只有在可壓縮氣體體積為零時(shí)，渦輪流量計(jì)流量才能真實(shí)反映出發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量。系統(tǒng)改造后的試驗(yàn)結(jié)果與假起動(dòng)試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果證明，故障分析、仿真結(jié)果正確，改造方案有效。

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Simulation and Elimination of the Hysteresis Failure of the Fuel Flow Measurement in Aero-Engine Tests

ZHAO Yong，GUO Jie，JIANG Hai-liang
(China Gas Turbine Establishment，Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Aero-engine Altitude Simulation，Jiangyou 621703，China)

To deal with hysteresis,vibration and repetition of the fuel flow measurements happened in aero-engine starting tests,a numerical simulation model was built for measurement system and fuel control system at altitude test facility(ATF).The analysis results show that the compressive air in fuel supply pipe is the main reason for failures above.Through failure reproduction tests,the effect of air in pipe on fuel flow measurement was quantified by instrument,and the simulation result was validated.According to the re?search efforts,the fuel pipe structure is improved,so is the operating program.Finally,the failure is elimi?nated.

aero-engine；altitude test facility；turbine flowmeter；starting fuel flow；dynamic characteristic

V231.3

：A

：1672-2620(2014)05-0053-05

2013-07-15；

：2014-07-09

趙涌(1978-)，男，四川鹽亭人，高級(jí)工程師，碩士，主要從事航空動(dòng)力高空模擬試驗(yàn)測試、控制技術(shù)研究。