試車臺液氧流量測量及原位校準技術(shù)研究

高 強，高 炎，尹軍偉

試車臺液氧流量測量及原位校準技術(shù)研究

高 強1，高 炎1，尹軍偉2

（1. 西安航天動力試驗技術(shù)研究所，西安，710100；2. 航天推進技術(shù)研究院，西安，710100）

基于試車臺液氧流量測量精度提升的需求，開展了液氧流量測量及原位校準技術(shù)研究，針對某新建液氧煤油發(fā)動機試車臺分析了以分節(jié)式電容液面計為基準的試車臺液氧流量原位校準過程、液氧供應(yīng)管路流場分布、液氧溫度測量、渦輪流量計結(jié)構(gòu)優(yōu)化等因素對流量測量準確性的影響，開展了液氧流量測量系統(tǒng)設(shè)備結(jié)構(gòu)和工藝流程的優(yōu)化改進，規(guī)范了原位校準過程及溫度修正、壓力修正、容積修正等數(shù)據(jù)處理方法。通過原位校準試驗獲得了試車臺液氧管路渦輪流量計特性參數(shù)，應(yīng)用于YF-100系列發(fā)動機試車，流量測量天地一致性良好，對準確評價發(fā)動機性能和火箭總體彈道設(shè)計具有重要意義。

試車臺；原位校準；平均流量；渦輪流量計

0 引 言

隨著中國低溫液體火箭技術(shù)不斷發(fā)展，對火箭發(fā)動機的性能檢定要求也逐漸提高，低溫推進劑流量測量精度的提高對運載火箭的有效載荷提升具有重要意義。長征八號運載火箭芯一級使用2臺120噸級液氧/煤油發(fā)動機，按照運載火箭一級發(fā)動機工作時間170 s計算，液氧流量不確定度由1%降低到0.5%，大約可減輕火箭推進劑加注量493 kg，可增加微型衛(wèi)星1臺（100～500 kg）。不僅優(yōu)化了火箭總體結(jié)構(gòu)，而且提升了箭體有效載荷，增加了運載火箭競爭力[1-4]。

低溫推進劑流量的測量主要包括平均流量測量和瞬時流量測量。根據(jù)相關(guān)資料介紹，俄羅斯、美國、中國、烏克蘭等航天大國發(fā)動機試驗中普遍采用渦輪流量計進行低溫介質(zhì)瞬時流量測量，分節(jié)式電容液面計或浮子式液位計進行平均流量測量，并采用平均流量測量系統(tǒng)對渦輪流量計進行現(xiàn)場原位校準。

某新建液氧煤油發(fā)動機試車臺也采用了基于渦輪流量計的低溫推進劑流量測量系統(tǒng)及基于分節(jié)式電容液面計的原位校準系統(tǒng)，通過對液氧流量測量及原位基準系統(tǒng)進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化、工藝改進、新方法應(yīng)用等措施提高液氧流量測量精度，用于YF-100系列發(fā)動機工藝驗收試車性能評價，為火箭成功發(fā)射提供技術(shù)保障。

1 液氧流量原位校準系統(tǒng)

渦輪流量計的測量精度受安裝環(huán)境、流體特性、上游流動情況、流體溫度和壓力、流體粘度等影響和制約。當使用條件和標定條件不同時，容易產(chǎn)生較大的系統(tǒng)誤差，因此，為保證試車臺液氧流量測量精度，在使用前需用推進劑進行現(xiàn)場標定[5]。

試車臺液氧流量測量系統(tǒng)由平均流量測量系統(tǒng)和渦輪流量計測量系統(tǒng)組成，試驗數(shù)據(jù)由渦輪流量計測量系統(tǒng)提供，平均流量測量系統(tǒng)作為現(xiàn)場比對標準測量裝置對渦輪流量計測量系統(tǒng)進行原位真實介質(zhì)校準，用于修正渦輪流量計測量結(jié)果。

1.1 校準原理

液氧流量現(xiàn)場校驗原理為：在同一時段內(nèi)，從液氧容器流出的液氧質(zhì)量等于流過主管道渦輪流量計的液氧質(zhì)量，則其平均質(zhì)量流量也相同。通過測量液氧主容器某時間段內(nèi)體積流量和主容器液氧溫度計算密度，獲得主容器流出液氧的質(zhì)量流量。根據(jù)質(zhì)量守恒原理，通過測量主管路液氧溫度計算密度，求出該時間段內(nèi)流過渦輪流量計的準確體積流量。用最小二乘法將體積流量和渦輪流量計對應(yīng)輸出的頻率平均值進行擬合，求出現(xiàn)場條件和真實介質(zhì)條件下的渦輪流量計截距、斜率值（等效流量計儀表系數(shù)），實現(xiàn)對渦輪流量計的現(xiàn)場原位計量校驗[6]。

1.2 系統(tǒng)組成

原位校準系統(tǒng)組成如圖1所示，主要由基于分節(jié)式液位計的平均流量測量系統(tǒng)、基于渦輪流量計的瞬時流量測量系統(tǒng)和基于標準孔板的調(diào)試管路組成。

圖1 液氧流量原位校準系統(tǒng)組成

針對使用需求，設(shè)置原位校準工況，利用平均流量測量系統(tǒng)對渦輪流量計進行現(xiàn)場校準，獲得渦輪流量計原位使用狀態(tài)下的測量系數(shù)，實現(xiàn)對地面試驗過程中發(fā)動機推進劑流量的實時準確測量。

1.2.1 流量測量系統(tǒng)

流量測量系統(tǒng)由渦輪流量傳感器、信號發(fā)生器、流量放大器、測量電纜等組成，其原理如圖2所示。

圖2 液氧流量測量系統(tǒng)組成

在該新建試車臺液氧供應(yīng)系統(tǒng)中，主管道上串聯(lián)安裝了2臺DN300渦輪流量計，其輸出信號均為類正弦波信號，由流量放大器放大整形為方波進入采集裝置，利用測周期法進行數(shù)據(jù)處理。在主管道1#流量計前安裝壓力傳感器和鉑電阻溫度傳感器，測量主管道液氧壓力和溫度，用于主管道液氧密度計算，獲得質(zhì)量流量。

1.2.2 平均流量測量系統(tǒng)

平均流量測量系統(tǒng)作為液氧流量測量現(xiàn)場對比標準測量裝置，其組成如圖3所示。原理是通過分節(jié)式電容液面計測量容器內(nèi)液氧液位下降的實時位置，通過事先標定的液位與容積對應(yīng)關(guān)系表計算出容積變化，進行修正后除以液位下降對應(yīng)時間，計算出該區(qū)段時間內(nèi)平均流量。

圖3 液氧平均流量測量系統(tǒng)組成

1.2.3 調(diào)試管路系統(tǒng)

渦輪流量計的原位校準工況范圍需涵蓋使用區(qū)間，即開展70%～110%多個工況點的原位校準。通過采用基于標準孔板的調(diào)試管路系統(tǒng)，以長徑噴嘴作為標準元件，模擬發(fā)動機運行狀態(tài)。通過調(diào)整長徑噴嘴入口壓力控制校準工況，獲得流量計在不同流量下的工作特性。

調(diào)試管路連接試車臺液氧主管路出口管和液氧排放預(yù)留接口。液氧容器中的液氧依次經(jīng)液氧主管道、調(diào)試管路和液氧排放管路進入液氧收集容器或直接排空。調(diào)試管路規(guī)格DN200，管路中安裝長徑噴嘴和低溫氣動球閥，其中長徑噴嘴入口直管段長度為3 m。

2 流量原位校準過程及數(shù)據(jù)處理方法

2.1 原位校準過程

結(jié)合多年液體火箭發(fā)動機低溫推進劑流量測量及原位校準工作經(jīng)驗，制定適應(yīng)于大流量液氧系統(tǒng)的渦輪流量計原位校準技術(shù)規(guī)范，對原位校準設(shè)備要求、工況設(shè)計、增壓控制方式、校準步驟、數(shù)據(jù)修正、重復(fù)性、周期穩(wěn)定性計算等進行了規(guī)定。

液氧流量原位校準的主要過程為：a）檢查測控系統(tǒng)工作正常，工藝系統(tǒng)預(yù)冷、增壓，密封情況正常；b）根據(jù)預(yù)設(shè)工況點調(diào)整增壓氣壓力，容器預(yù)增壓至所需箱壓；c）控制系統(tǒng)啟動放液程序，按預(yù)設(shè)時間完成一次放液工況；d）分析調(diào)試數(shù)據(jù)，調(diào)整箱壓或減壓器壓力，進行下一次放液，至完成所有所需工況點；e）所有放液工況點完成后，計算各工況點平均體積流量和渦輪流量計對應(yīng)的輸出頻率平均值，采用最小二乘法進行擬合，獲得現(xiàn)場條件和真實介質(zhì)條件下的渦輪流量計、系數(shù)。

2.2 數(shù)據(jù)處理方法

進行平均流量數(shù)據(jù)處理的主要流程如圖4所示，主要需要經(jīng)過有效放液區(qū)間確定、溫度修正、壓力修正、附件體積修正、流量計系數(shù)擬合等過程。經(jīng)過修正后的體積即為實際流出的液氧體積，除以有效放液區(qū)間長度，即可得到平均體積流量。

2.2.1 有效放液區(qū)間確定

在放液工況開始后會存在流動發(fā)展階段，此時流場及溫度還未達到穩(wěn)定狀態(tài)。首先需根據(jù)壓力、溫度、流量參數(shù)確定穩(wěn)定段時間區(qū)間；然后在該區(qū)間內(nèi)選取分節(jié)式液位計波形拐點，確定有效數(shù)據(jù)區(qū)間的開始和結(jié)束時間；最后根據(jù)分節(jié)式液位計短節(jié)波形分布，確定選取的有效數(shù)據(jù)區(qū)間對應(yīng)的分節(jié)數(shù)，并對照容積表獲得常溫狀態(tài)下的放液體積。

2.2.2 溫度修正

分節(jié)式液位計加工裝配尺寸和容器標定容積均為在20 ℃狀態(tài)下的測量結(jié)果。溫度修正主要針對實際低溫使用狀態(tài)下的容器截面積和液位計的收縮量進行修正，推導得到的修正公式為

式中 V為低溫狀態(tài)下的容積；為容量表所示20 ℃時常壓下容積；t為液氧平均溫度；，分別為容器材料的線性膨脹系數(shù)和液面計材料的線膨脹系數(shù)，取標定溫度20 ℃和試車時推進劑額定溫度的平均值。

2.2.3 壓力修正

液氧供應(yīng)系統(tǒng)在使用時為增壓供應(yīng)方式，進行原位校準時需考慮增壓引起的容積變形增量。當容器液面高為時，容器的容積增量公式為

式中為容器半徑；為容器材料的彈性模量；為容器圓柱段壁厚；0為容器的增壓壓力。

2.2.4 附件體積修正

附件主要包括容器內(nèi)安裝的分節(jié)式液位計、定點液位計等，由于容器容積標定時未考慮其所占體積，因此進行平均流量計算時需要對附件所占體積進行修正。

2.2.5 流量計系數(shù)擬合

渦輪流量計所校準區(qū)間在其線性區(qū)內(nèi)，流過流量計的體積流量與流量計輸出頻率具有良好的線性關(guān)系。當所有所需工況點調(diào)試完成后，基于獲得的各工況點有效時間區(qū)間內(nèi)的平均體積流量和渦輪流量計平均頻率，采用最小二乘法進行擬合，獲得流量計測量系數(shù)，并完成對流量計的測量特性的評價。

3 流量測量影響因素及保障措施

基于分節(jié)式液位計的原位校準系統(tǒng)，通過分節(jié)式液位計結(jié)合容器容積表以及一系列修正計算獲得流出液氧體積，與渦輪流量計的頻率量進行擬合，其校準精度主要受液位測量、容積測量、流場結(jié)構(gòu)、溫度測量、增壓控制方式等因素的影響。

3.1 分節(jié)式液位測量系統(tǒng)

分節(jié)式電容液位計結(jié)構(gòu)如圖5所示，主體部分由中心管、分節(jié)管和屏蔽管3層套管組成。其中分節(jié)管由固定長度的分節(jié)與絕緣塊交替裝配而成，并將奇數(shù)節(jié)和偶數(shù)節(jié)分別跨接，液面在下降過程中，分節(jié)式液位計奇、偶分節(jié)與中心管之間的電容變化趨勢相反。當液面通過分節(jié)間的絕緣塊時，輸出波形出現(xiàn)拐點，如圖6所示?；诜止?jié)式液位計電容變化，通過自研電容信號變送器，基于濾波等信號處理方法使采集信號輸出為規(guī)則的三角波形。通過波形端點、長短節(jié)分布確定選取區(qū)間的起始結(jié)束時間及節(jié)數(shù)，根據(jù)節(jié)數(shù)對應(yīng)容積確定放液體積，即可以計算平均體積流量。

圖5 分節(jié)式電容液位計

圖6 分節(jié)式電容液面計輸出波形

為保障測量精度，液位計進行選配組裝，保證每米裝配尺寸誤差不大于0.02%。液位計安裝于容器內(nèi)時，保證為垂直狀態(tài)，并測量液位計安裝于容器的基準高度。

3.2 容積標定

液氧容器形狀為立式絕熱金屬罐。由于容器為多層圈板焊接而成，加工誤差以及焊接熱應(yīng)力等會使容器不同高度的直徑存在一定差異，因此需要對容器進行標定，獲得不同高度對應(yīng)容積，結(jié)合分節(jié)式液位計波形確定的起始及結(jié)束液位，實現(xiàn)對放液容積的準確計量。

容積標定的方法通常有圍尺法、光學垂準線法、激光儀器法、全站儀法以及容量比較法[4]。其中激光儀器法和容量比較法適合試車臺低溫容器測量且精度較高。通過針對原位校準過程分析，發(fā)現(xiàn)容積比較法在計量罐體總?cè)莘e時精度較高，但其液位測量誤差會使局部高度區(qū)間容積測量精度降低。而采用三維激光掃描技術(shù)對容器內(nèi)壁面的準確測量，通過海量點云數(shù)據(jù)實現(xiàn)容器模型構(gòu)建，針對容器焊縫等明顯直徑縮小區(qū)域可準確識別，在局部高度區(qū)間容積計量精度優(yōu)于容積比較法。液氧容器三維激光掃描過程及結(jié)果見圖7。

圖7 液氧容器三維激光掃描

3.3 流場結(jié)構(gòu)

渦輪流量計利用截面上平均流速和通過的體積流量成正比的關(guān)系，將流量測量轉(zhuǎn)化為渦輪速度測量，根據(jù)電磁感應(yīng)原理，將獲取的正比于流量和渦輪速度的頻率電信號采集并傳送。渦輪流量計在使用時，一般要求流量計入口直管段大于等于20（為管道直徑）、出口直管段大于等于5[6]，保證流量計處流體為充分發(fā)展狀態(tài)，保證流量測量精度。

考慮某試車臺主要用于YF-100系列液氧煤油發(fā)動機工藝驗收試車任務(wù)，在系統(tǒng)設(shè)計時，基于發(fā)動機起動慣性流阻要求，液氧供應(yīng)系統(tǒng)管道長度較短，無法滿足渦輪流量計的標準使用要求。且基于系統(tǒng)功能需要，流量計前布置了1臺角式截止閥。受截止閥結(jié)構(gòu)影響流體會產(chǎn)生較強的擾動，嚴重影響下游渦輪流量計的測量狀態(tài)。因此針對管道內(nèi)實際流場狀態(tài)設(shè)計如圖8所示的兩級非均勻孔板型整流器，并布置于1#流量計前。一級孔板根據(jù)來流不均勻性調(diào)整孔型分布，保證流量分布均勻，二級孔板進一步整流，保證流量計處流體速度和壓力分布的均勻性，流場仿真結(jié)果如圖9所示。

圖8 兩級孔板型整流器結(jié)構(gòu)

圖9 液氧供應(yīng)系統(tǒng)流速分布

3.4 渦輪流量計結(jié)構(gòu)

渦輪流量計的測量穩(wěn)定性對測量精度具有直接影響，試車臺采用優(yōu)化改進后的渦輪流量計，葉輪支撐結(jié)構(gòu)如圖10所示。

圖10 渦輪流量計葉輪支撐結(jié)構(gòu)示意

通過將原有單支撐結(jié)構(gòu)改為雙支撐結(jié)構(gòu)，同時，渦輪流量計葉輪支撐軸承間距由36 mm增大到100 mm。減弱軸的輕微晃動對葉輪的影響，使葉輪受來流作用后，自身旋轉(zhuǎn)更加穩(wěn)定，從而減小了測量結(jié)果的波動性，提高了測量精度。經(jīng)實際驗證，改進后的渦輪流量計示值誤差顯著減小。

3.5 溫度測量

渦輪流量計為體積型流量計，其通過渦輪葉片產(chǎn)生的轉(zhuǎn)速變化對流體體積測量。而液體火箭發(fā)動機比沖性能計算時，采用的是質(zhì)量流量，因此渦輪流量計需要結(jié)合液氧密度才能實現(xiàn)對質(zhì)量流量的準確測量。

低溫液體密度的測量有直接和間接兩種方法。直接法測量液氧密度的準確性高，一般采用稱量法，但由于裝置復(fù)雜，低溫液氧取樣要求條件高，適用于計量和試驗室，對大容器和快速流動的管路液氧動態(tài)密度測量適用性不強[8]。液體火箭發(fā)動機試驗中，液氧密度一般采用電容式密度傳感器測量法和測溫、測壓計算密度兩種方法。

北京航天試驗技術(shù)研究所研制了液氧密度標準計量裝置，并進行了沸點、穩(wěn)態(tài)、非穩(wěn)態(tài)液氧的密度測定。試驗共達到1497次，測量不確定度達0.05%，在國際上處于先進水平，與美國NASA報告的數(shù)據(jù)非常接近[8-9]。根據(jù)測試結(jié)果，溫度對密度的影響程度約為1%，壓力對密度影響程度只有0.04%，用測溫法計算液氧密度一般可滿足密度測量不確定度要求，通過對測試數(shù)據(jù)進行擬合和修正，獲得式（3）[8]。液氧/煤油發(fā)動機試車一直采用溫度傳感器測量液氧溫度，結(jié)合式（3）的方式計算液氧密度，主管道液氧溫度測量采用高精度鉑電阻溫度傳感器。

3.6 增壓控制方式

以分節(jié)式電容液面計作為液氧平均流量測量器具，需要保障液氧容器內(nèi)液面平穩(wěn)，但以繼電器控制的液氧容器箱壓控制方法需要在調(diào)試過程中頻繁開啟/關(guān)閉增壓電磁閥以調(diào)整液氧容器箱壓。閥門頻繁開啟會造成容器內(nèi)氣相空間流場擾動，可能會造成液面波動，因此，在液氧原位校準放液過程中通過準確計算箱壓以及增壓所需要的孔板組合，在調(diào)試過程中增壓電磁閥狀態(tài)不進行調(diào)整，保證校準過程增壓氣體流量及氣液界面的穩(wěn)定。

4 結(jié)束語

針對試車臺液氧流量原位校準系統(tǒng)和校準過程進行說明，開展了液氧流量測量影響因素的分析，基于分節(jié)式液位計裝配及安裝尺寸測量、容積三維激光標定、整流器優(yōu)化設(shè)計、渦輪流量計結(jié)構(gòu)優(yōu)化、高精度溫度傳感器應(yīng)用、穩(wěn)定增壓控制方式等措施，為液氧流量高精度測量提供保障，目前液氧系統(tǒng)平均流量裝置和渦輪流量計的流量測量不確定度分別為0.3%和0.6%。通過原位校準試驗獲得了試車臺液氧管路渦輪流量計特性參數(shù)，經(jīng)YF-100發(fā)動機熱試車驗證，流量測量與飛行狀態(tài)天地一致性良好，液氧測量精度的提升對準確評價發(fā)動機性能和火箭總體進行彈道設(shè)計具有重要意義。

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Study on Liquid Oxygen Flow Measurement and In-situ Calibration Technology in Test Stand

GAO Qiang1, GAO Yan1, YIN Junwei2

(1. Xi′an Aerospace Propulsion Test Technology Institude, Xi′an, 710100; 2. Academy of Aerospace Propulsion Technology, Xi′an, 710100)

For the improvement of the measurement accuracy of liquid oxygen flow in test stand, the study of liquid oxygen flow measurement and in-situ calibration technology is carried out. The factors that influence the accuracy of flow measurement are analyzed for a new test bench of liquid oxygen kerosene engine. Including the flow field of liquid oxygen supply system, the measurement of liquid oxygen temperature, the structure of turbine flowmeter and the in-situ calibration process of liquid oxygen flow in test stand based on segmented capacitance liquid level meter. And the corresponding safeguard measures have been implemented. The equipment structure and process flow are optimized and improved according to the liquid oxygen flow measurement system of a newly-built liquid oxygen kerosene engine test stand. The optimization of the equipment structure and process flow of the liquid oxygen flow measurement system is carried out, and the data processing methods such as in-situ calibration, temperature correction, pressure correction and volume correction are standardized. The characteristic parameters of the liquid oxygen system turbine flowmeter are obtained by in-situ calibration test, which is used in the YF-100 engine test, and the consistency of flow measurement is good. It is very important to evaluate the performance of the engine and the trajectory design of the rocket.

test stand; in-situ calibration; average flow rate; turbine flowmeter

2097-1974(2023)02-0042-06

10.7654/j.issn.2097-1974.20230209

V434

A

2023-01-12；

2023-03-13

高 強（1986-），男，高級工程師，主要研究方向為液體火箭發(fā)動機試驗技術(shù)。

高 炎（1991-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為液體火箭發(fā)動機試驗技術(shù)。

尹軍偉（1983-），男，高級工程師，主要研究方向為宇航動力型號管理。