飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法及裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法及裝置，屬于飛機(jī)液體管路系統(tǒng)測量【技術(shù)領(lǐng)域】。該方法利用飛機(jī)液冷系統(tǒng)管路中的變徑管或彎頭產(chǎn)生壓差的原理在地面進(jìn)行標(biāo)定從而來獲得液冷系統(tǒng)管路的流量。該裝置由旋轉(zhuǎn)平臺及安裝于旋轉(zhuǎn)平臺上的液體循環(huán)系統(tǒng)、參數(shù)測量系統(tǒng)及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)組成；其中旋轉(zhuǎn)平臺用以模擬管路系統(tǒng)在飛行中受到的加速度、管內(nèi)流體的壓力和溫度作用。本方法和裝置可以實現(xiàn)在地面上進(jìn)行飛行載荷作用下的飛機(jī)液冷系統(tǒng)管路流量的標(biāo)定，具有結(jié)構(gòu)簡單、對原有管路系統(tǒng)破壞小、可控性好、安全性高等優(yōu)點。
【專利說明】飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法及裝置 所屬【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法及裝置，屬于飛機(jī)液體管路 測量【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002] 近年來，航空裝備發(fā)生了巨大的變化，機(jī)載電子設(shè)備的應(yīng)用越來越廣泛，電子艙熱 載荷急劇增加，它所產(chǎn)生的熱負(fù)荷已從原來的幾千瓦增大到幾十千瓦。這些電子設(shè)備工作 時，一方面除了發(fā)射出少量功率以外，70 %?90 %的輸入功率都轉(zhuǎn)變成了熱量；另一方面， 隨著電子器件向集成化、小型化發(fā)展的趨勢，電子設(shè)備功率增大、封裝密度增大、體積縮小， 導(dǎo)致電子設(shè)備的熱流密度急劇上升。如果這些熱量不能及時得到冷卻，將直接影響電子設(shè) 備的正常工作，甚至引起電子設(shè)備的破壞。因此，解決大功率、高熱密度下機(jī)載電子設(shè)備的 冷卻是特種飛機(jī)環(huán)境控制中的一個十分關(guān)鍵的問題，也是特種飛機(jī)完成使命的一個重要保 證。然而，傳統(tǒng)的空氣冷卻面臨多種問題：首先是發(fā)動機(jī)不能提供過大的引氣量；其次，空 氣冷卻管路在電子設(shè)備內(nèi)部難以布置；另外，空氣作為冷卻介質(zhì)不能滿足高熱流密度換熱 的要求。而液體由于其換熱系數(shù)和比熱遠(yuǎn)比空氣大，液體冷卻系統(tǒng)具有較高的冷卻效率及 穩(wěn)定的工作能力。因此，液體冷卻系統(tǒng)用于現(xiàn)代高性能飛機(jī)的電子設(shè)備散熱成為必然。
[0003] 液冷系統(tǒng)的主要特性參數(shù)除溫度和壓力以外，制冷液的流量也是一個重要的設(shè)計 參數(shù)，它的獲得主要通過實驗測量。傳統(tǒng)的液體流量測量方法有很多，但在飛機(jī)上實施有一 定的難度，存在泄漏、受飛行工況制約等諸多不利因素，因此必須尋找一種安全可行的測量 和標(biāo)定方法。
[0004] 國內(nèi)飛機(jī)液冷系統(tǒng)的研究剛剛起步，技術(shù)尚不完善，涉及的液體流量測量方法并 不多，地面試驗采用的測試設(shè)備體積較大難以在飛機(jī)上實施，另外國外的相關(guān)報道也甚少 并且在投入使用時還會涉及設(shè)備的成本問題。
[0005] 鑒于上述原因，本發(fā)明的目的是提供一種結(jié)構(gòu)簡單、安裝方便的飛機(jī)液冷系統(tǒng)流 量的測量方法，并通過修正系數(shù)法對液冷劑的流量進(jìn)行修正標(biāo)定，為飛機(jī)液冷系統(tǒng)流量的 測量和計算提供技術(shù)參考。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 發(fā)明目的：本發(fā)明的目的在于為了實現(xiàn)機(jī)載液冷系統(tǒng)中管路流量參數(shù)的測量，提 供一種結(jié)構(gòu)簡單、對原有結(jié)構(gòu)破壞小的飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法及裝置。
[0007] 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：
[0008] 提供了一種飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量標(biāo)定地面裝置，包括旋轉(zhuǎn)平臺和安裝于所述旋 轉(zhuǎn)平臺上的流量標(biāo)定循環(huán)系統(tǒng)，其中，
[0009] 所述旋轉(zhuǎn)平臺包括轉(zhuǎn)臺、電動機(jī)和變頻器，所述電動機(jī)驅(qū)動所述轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動，所述變 頻器與電動機(jī)相連，用于控制電動機(jī)的轉(zhuǎn)速；
[0010] 所述流量標(biāo)定循環(huán)系統(tǒng)包括液體循環(huán)系統(tǒng)、參數(shù)測量系統(tǒng)及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其中， toon] 所述液體循環(huán)系統(tǒng)包括水箱、泵、加熱器、過濾器、試驗段、進(jìn)口閥門和出口閥門； 所述水箱、泵、過濾器、加熱器、進(jìn)口閥門、試驗段和出口閥門通過管路依次相連，所述水箱 出水口通過管路與所述泵相連，所述出口閥門通過管路與水箱的回水口相連；
[0012] 所述參數(shù)測量系統(tǒng)包括流量計、溫度傳感器和壓力傳感器，所述流量計、溫度傳感 器和壓力傳感器分別安裝于所述試驗段的前后位置管路上；
[0013] 所述數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)包括計算機(jī)和與所述參數(shù)測量系統(tǒng)相連的數(shù)據(jù)采集模塊。
[0014] 本發(fā)明還提供了一種采用飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量標(biāo)定地面裝置進(jìn)行的飛機(jī)液冷 管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法，包括以下步驟：
[0015] 利用旋轉(zhuǎn)平臺模擬液體管路系統(tǒng)在飛行中所受到的飛行載荷，其中通過調(diào)節(jié)旋轉(zhuǎn) 平臺的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)不同的載荷大小，通過試驗段的布置方向來獲得載荷方向；
[0016] 所述流量標(biāo)定循環(huán)系統(tǒng)安裝于轉(zhuǎn)臺上，以實現(xiàn)測量參數(shù)的實時記錄和保存。
[0017] 進(jìn)一步地，包括以下步驟：通過調(diào)節(jié)加熱器的功率來實現(xiàn)試驗段中不同的液體溫 度；通過調(diào)節(jié)出口閥門的開度來實現(xiàn)所述液體循環(huán)系統(tǒng)管路中不同的壓力。
[0018] 進(jìn)一步地，包括以下步驟：選取飛機(jī)液體管路系統(tǒng)中的變直徑或彎頭管路作為試 驗件，通過地面流量標(biāo)定試驗平臺對試驗件進(jìn)行不同加速度、壓力和溫度下的標(biāo)定來獲得 試驗件的流量特性。
[0019] 進(jìn)一步地，包括以下步驟：
[0020] 在進(jìn)行流量標(biāo)定實驗時，試驗段所在位置的離心力方向視為飛機(jī)的機(jī)頭方向；
[0021] 標(biāo)定實驗的加速度a從-6g做到+6g，間隔為lg ;溫度T根據(jù)冷卻液的工作溫度從 最低溫度做到最高溫度，間隔5°C ;壓差P從0到50kPa，間隔為5kPa ;
[0022] 記錄下不同加速度、溫度和壓力下的流量，成立流量數(shù)據(jù)庫，試驗件的流量為三元 函數(shù):Q = fbU);
[0023] 則實際飛機(jī)過程中管路的流量函數(shù)：
[0024] f (am, Tp, Pq) = f (a^ a , Tj+ β , Pk+ Y ),
[0025] 其中，a，β，Y為一個無窮小量，am，Tp，P q分別為實際飛機(jī)過程中的測量得出的加 速度、溫度和壓差，％，Τ」，pk為實驗參數(shù)中的某一個點，該點與a m，Tp，P,的距離最近，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'為實驗中的任意一個點；
[0028] 利用三元函數(shù)的泰勒展開：
[0029]

【權(quán)利要求】
1. 一種飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量標(biāo)定地面裝置，其特征在于，包括旋轉(zhuǎn)平臺和安裝于所 述旋轉(zhuǎn)平臺上的流量標(biāo)定循環(huán)系統(tǒng)，其中， 所述旋轉(zhuǎn)平臺包括轉(zhuǎn)臺、電動機(jī)和變頻器，所述電動機(jī)驅(qū)動所述轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動，所述變頻器 與電動機(jī)相連，用于控制電動機(jī)的轉(zhuǎn)速； 所述流量標(biāo)定循環(huán)系統(tǒng)包括液體循環(huán)系統(tǒng)、參數(shù)測量系統(tǒng)及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其中， 所述液體循環(huán)系統(tǒng)包括水箱、泵、加熱器、過濾器、試驗段、進(jìn)口閥門和出口閥門；所述 水箱、泵、過濾器、加熱器、進(jìn)口閥門、試驗段和出口閥門通過管路依次相連，所述水箱出水 口通過管路與所述泵相連，所述出口閥門通過管路與水箱的回水口相連； 所述參數(shù)測量系統(tǒng)包括流量計、溫度傳感器和壓力傳感器，所述流量計、溫度傳感器和 壓力傳感器分別安裝于所述試驗段的前后位置管路上； 所述數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)包括計算機(jī)和與所述參數(shù)測量系統(tǒng)相連的數(shù)據(jù)采集模塊。
2. -種采用如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量標(biāo)定地面裝置進(jìn)行的飛機(jī)液 冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法，其特征在于，包括以下步驟： 利用旋轉(zhuǎn)平臺模擬液體管路系統(tǒng)在飛行中所受到的飛行載荷，其中通過調(diào)節(jié)旋轉(zhuǎn)平臺 的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)不同的載荷大小，通過試驗段的布置方向來獲得載荷方向； 所述流量標(biāo)定循環(huán)系統(tǒng)安裝于轉(zhuǎn)臺上，以實現(xiàn)測量參數(shù)的實時記錄和保存。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法，其特征在于，包括以 下步驟：通過調(diào)節(jié)加熱器的功率來實現(xiàn)試驗段中不同的液體溫度；通過調(diào)節(jié)出口閥門的開 度來實現(xiàn)所述液體循環(huán)系統(tǒng)管路中不同的壓力。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法，其特征在于，包括以 下步驟：選取飛機(jī)液體管路系統(tǒng)中的變直徑或彎頭管路作為試驗件，通過地面流量標(biāo)定試 驗平臺對試驗件進(jìn)行不同加速度、壓力和溫度下的標(biāo)定來獲得試驗件的流量特性。
5. 根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法，其特征在于，包括 以下步驟： 在進(jìn)行流量標(biāo)定實驗時，試驗段所在位置的離心力方向視為飛機(jī)的機(jī)頭方向； 標(biāo)定實驗的加速度a從-6g做到+6g，間隔為lg ;溫度T根據(jù)冷卻液的工作溫度從最低 溫度做到最高溫度，間隔5°C ;壓差P從0到50kPa，間隔為5kPa ; 記錄下不同加速度、溫度和壓力下的流量，成立流量數(shù)據(jù)庫，試驗件的流量為三元函 數(shù)： Q = f (a^ Tj, Pk)； 則實際飛機(jī)過程中管路的流量函數(shù)： f (am, Tp, Pq) = f (a^ a , Tj+ β , Pk+ Y ), 其中，a，β，Y為一個無窮小量，％，!；，&分別為實際飛機(jī)過程中的測量得出的加速 度、溫度和壓差，％，Τ」，pk為實驗參數(shù)中的某一個點，該點與am，Τρ，Ρ,的距離最近，即， (am_ai)2+ (Tp-Tj)2+ (Pq-pk)2 < (a^a/ )2+ (Tp-Tj，）2+ (Pq-Pk，）2， 式中：a/，T/，pk'為實驗中的任意一個點； 利用三元函數(shù)的泰勒展開：
公式右邊取2項，如增加精度可依次增加右邊的項數(shù)，因此，
上述過程獲得試驗件全工況下的流量特性。
【文檔編號】G01M13/00GK104062110SQ201410259552
【公開日】2014年9月24日 申請日期:2014年6月11日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月11日
【發(fā)明者】施紅, 趙穎杰, 蔡玉飛 申請人:江蘇科技大學(xué)