试车台液氧流量测量及原位校准技术研究

高 强，高 炎，尹军伟

试车台液氧流量测量及原位校准技术研究

高 强1，高 炎1，尹军伟2

（1. 西安航天动力试验技术研究所，西安，710100；2. 航天推进技术研究院，西安，710100）

基于试车台液氧流量测量精度提升的需求，开展了液氧流量测量及原位校准技术研究，针对某新建液氧煤油发动机试车台分析了以分节式电容液面计为基准的试车台液氧流量原位校准过程、液氧供应管路流场分布、液氧温度测量、涡轮流量计结构优化等因素对流量测量准确性的影响，开展了液氧流量测量系统设备结构和工艺流程的优化改进，规范了原位校准过程及温度修正、压力修正、容积修正等数据处理方法。通过原位校准试验获得了试车台液氧管路涡轮流量计特性参数，应用于YF-100系列发动机试车，流量测量天地一致性良好，对准确评价发动机性能和火箭总体弹道设计具有重要意义。

试车台；原位校准；平均流量；涡轮流量计

0 引 言

随着中国低温液体火箭技术不断发展，对火箭发动机的性能检定要求也逐渐提高，低温推进剂流量测量精度的提高对运载火箭的有效载荷提升具有重要意义。长征八号运载火箭芯一级使用2台120吨级液氧/煤油发动机，按照运载火箭一级发动机工作时间170 s计算，液氧流量不确定度由1%降低到0.5%，大约可减轻火箭推进剂加注量493 kg，可增加微型卫星1台（100～500 kg）。不仅优化了火箭总体结构，而且提升了箭体有效载荷，增加了运载火箭竞争力[1-4]。

低温推进剂流量的测量主要包括平均流量测量和瞬时流量测量。根据相关资料介绍，俄罗斯、美国、中国、乌克兰等航天大国发动机试验中普遍采用涡轮流量计进行低温介质瞬时流量测量，分节式电容液面计或浮子式液位计进行平均流量测量，并采用平均流量测量系统对涡轮流量计进行现场原位校准。

某新建液氧煤油发动机试车台也采用了基于涡轮流量计的低温推进剂流量测量系统及基于分节式电容液面计的原位校准系统，通过对液氧流量测量及原位基准系统进行结构优化、工艺改进、新方法应用等措施提高液氧流量测量精度，用于YF-100系列发动机工艺验收试车性能评价，为火箭成功发射提供技术保障。

1 液氧流量原位校准系统

涡轮流量计的测量精度受安装环境、流体特性、上游流动情况、流体温度和压力、流体粘度等影响和制约。当使用条件和标定条件不同时，容易产生较大的系统误差，因此，为保证试车台液氧流量测量精度，在使用前需用推进剂进行现场标定[5]。

试车台液氧流量测量系统由平均流量测量系统和涡轮流量计测量系统组成，试验数据由涡轮流量计测量系统提供，平均流量测量系统作为现场比对标准测量装置对涡轮流量计测量系统进行原位真实介质校准，用于修正涡轮流量计测量结果。

1.1 校准原理

液氧流量现场校验原理为：在同一时段内，从液氧容器流出的液氧质量等于流过主管道涡轮流量计的液氧质量，则其平均质量流量也相同。通过测量液氧主容器某时间段内体积流量和主容器液氧温度计算密度，获得主容器流出液氧的质量流量。根据质量守恒原理，通过测量主管路液氧温度计算密度，求出该时间段内流过涡轮流量计的准确体积流量。用最小二乘法将体积流量和涡轮流量计对应输出的频率平均值进行拟合，求出现场条件和真实介质条件下的涡轮流量计截距、斜率值（等效流量计仪表系数），实现对涡轮流量计的现场原位计量校验[6]。

1.2 系统组成

原位校准系统组成如图1所示，主要由基于分节式液位计的平均流量测量系统、基于涡轮流量计的瞬时流量测量系统和基于标准孔板的调试管路组成。

图1 液氧流量原位校准系统组成

针对使用需求，设置原位校准工况，利用平均流量测量系统对涡轮流量计进行现场校准，获得涡轮流量计原位使用状态下的测量系数，实现对地面试验过程中发动机推进剂流量的实时准确测量。

1.2.1 流量测量系统

流量测量系统由涡轮流量传感器、信号发生器、流量放大器、测量电缆等组成，其原理如图2所示。

图2 液氧流量测量系统组成

在该新建试车台液氧供应系统中，主管道上串联安装了2台DN300涡轮流量计，其输出信号均为类正弦波信号，由流量放大器放大整形为方波进入采集装置，利用测周期法进行数据处理。在主管道1#流量计前安装压力传感器和铂电阻温度传感器，测量主管道液氧压力和温度，用于主管道液氧密度计算，获得质量流量。

1.2.2 平均流量测量系统

平均流量测量系统作为液氧流量测量现场对比标准测量装置，其组成如图3所示。原理是通过分节式电容液面计测量容器内液氧液位下降的实时位置，通过事先标定的液位与容积对应关系表计算出容积变化，进行修正后除以液位下降对应时间，计算出该区段时间内平均流量。

图3 液氧平均流量测量系统组成

1.2.3 调试管路系统

涡轮流量计的原位校准工况范围需涵盖使用区间，即开展70%～110%多个工况点的原位校准。通过采用基于标准孔板的调试管路系统，以长径喷嘴作为标准元件，模拟发动机运行状态。通过调整长径喷嘴入口压力控制校准工况，获得流量计在不同流量下的工作特性。

调试管路连接试车台液氧主管路出口管和液氧排放预留接口。液氧容器中的液氧依次经液氧主管道、调试管路和液氧排放管路进入液氧收集容器或直接排空。调试管路规格DN200，管路中安装长径喷嘴和低温气动球阀，其中长径喷嘴入口直管段长度为3 m。

2 流量原位校准过程及数据处理方法

2.1 原位校准过程

结合多年液体火箭发动机低温推进剂流量测量及原位校准工作经验，制定适应于大流量液氧系统的涡轮流量计原位校准技术规范，对原位校准设备要求、工况设计、增压控制方式、校准步骤、数据修正、重复性、周期稳定性计算等进行了规定。

液氧流量原位校准的主要过程为：a）检查测控系统工作正常，工艺系统预冷、增压，密封情况正常；b）根据预设工况点调整增压气压力，容器预增压至所需箱压；c）控制系统启动放液程序，按预设时间完成一次放液工况；d）分析调试数据，调整箱压或减压器压力，进行下一次放液，至完成所有所需工况点；e）所有放液工况点完成后，计算各工况点平均体积流量和涡轮流量计对应的输出频率平均值，采用最小二乘法进行拟合，获得现场条件和真实介质条件下的涡轮流量计、系数。

2.2 数据处理方法

进行平均流量数据处理的主要流程如图4所示，主要需要经过有效放液区间确定、温度修正、压力修正、附件体积修正、流量计系数拟合等过程。经过修正后的体积即为实际流出的液氧体积，除以有效放液区间长度，即可得到平均体积流量。

2.2.1 有效放液区间确定

在放液工况开始后会存在流动发展阶段，此时流场及温度还未达到稳定状态。首先需根据压力、温度、流量参数确定稳定段时间区间；然后在该区间内选取分节式液位计波形拐点，确定有效数据区间的开始和结束时间；最后根据分节式液位计短节波形分布，确定选取的有效数据区间对应的分节数，并对照容积表获得常温状态下的放液体积。

2.2.2 温度修正

分节式液位计加工装配尺寸和容器标定容积均为在20 ℃状态下的测量结果。温度修正主要针对实际低温使用状态下的容器截面积和液位计的收缩量进行修正，推导得到的修正公式为

式中 V为低温状态下的容积；为容量表所示20 ℃时常压下容积；t为液氧平均温度；，分别为容器材料的线性膨胀系数和液面计材料的线膨胀系数，取标定温度20 ℃和试车时推进剂额定温度的平均值。

2.2.3 压力修正

液氧供应系统在使用时为增压供应方式，进行原位校准时需考虑增压引起的容积变形增量。当容器液面高为时，容器的容积增量公式为

式中为容器半径；为容器材料的弹性模量；为容器圆柱段壁厚；0为容器的增压压力。

2.2.4 附件体积修正

附件主要包括容器内安装的分节式液位计、定点液位计等，由于容器容积标定时未考虑其所占体积，因此进行平均流量计算时需要对附件所占体积进行修正。

2.2.5 流量计系数拟合

涡轮流量计所校准区间在其线性区内，流过流量计的体积流量与流量计输出频率具有良好的线性关系。当所有所需工况点调试完成后，基于获得的各工况点有效时间区间内的平均体积流量和涡轮流量计平均频率，采用最小二乘法进行拟合，获得流量计测量系数，并完成对流量计的测量特性的评价。

3 流量测量影响因素及保障措施

基于分节式液位计的原位校准系统，通过分节式液位计结合容器容积表以及一系列修正计算获得流出液氧体积，与涡轮流量计的频率量进行拟合，其校准精度主要受液位测量、容积测量、流场结构、温度测量、增压控制方式等因素的影响。

3.1 分节式液位测量系统

分节式电容液位计结构如图5所示，主体部分由中心管、分节管和屏蔽管3层套管组成。其中分节管由固定长度的分节与绝缘块交替装配而成，并将奇数节和偶数节分别跨接，液面在下降过程中，分节式液位计奇、偶分节与中心管之间的电容变化趋势相反。当液面通过分节间的绝缘块时，输出波形出现拐点，如图6所示。基于分节式液位计电容变化，通过自研电容信号变送器，基于滤波等信号处理方法使采集信号输出为规则的三角波形。通过波形端点、长短节分布确定选取区间的起始结束时间及节数，根据节数对应容积确定放液体积，即可以计算平均体积流量。

图5 分节式电容液位计

图6 分节式电容液面计输出波形

为保障测量精度，液位计进行选配组装，保证每米装配尺寸误差不大于0.02%。液位计安装于容器内时，保证为垂直状态，并测量液位计安装于容器的基准高度。

3.2 容积标定

液氧容器形状为立式绝热金属罐。由于容器为多层圈板焊接而成，加工误差以及焊接热应力等会使容器不同高度的直径存在一定差异，因此需要对容器进行标定，获得不同高度对应容积，结合分节式液位计波形确定的起始及结束液位，实现对放液容积的准确计量。

容积标定的方法通常有围尺法、光学垂准线法、激光仪器法、全站仪法以及容量比较法[4]。其中激光仪器法和容量比较法适合试车台低温容器测量且精度较高。通过针对原位校准过程分析，发现容积比较法在计量罐体总容积时精度较高，但其液位测量误差会使局部高度区间容积测量精度降低。而采用三维激光扫描技术对容器内壁面的准确测量，通过海量点云数据实现容器模型构建，针对容器焊缝等明显直径缩小区域可准确识别，在局部高度区间容积计量精度优于容积比较法。液氧容器三维激光扫描过程及结果见图7。

图7 液氧容器三维激光扫描

3.3 流场结构

涡轮流量计利用截面上平均流速和通过的体积流量成正比的关系，将流量测量转化为涡轮速度测量，根据电磁感应原理，将获取的正比于流量和涡轮速度的频率电信号采集并传送。涡轮流量计在使用时，一般要求流量计入口直管段大于等于20（为管道直径）、出口直管段大于等于5[6]，保证流量计处流体为充分发展状态，保证流量测量精度。

考虑某试车台主要用于YF-100系列液氧煤油发动机工艺验收试车任务，在系统设计时，基于发动机起动惯性流阻要求，液氧供应系统管道长度较短，无法满足涡轮流量计的标准使用要求。且基于系统功能需要，流量计前布置了1台角式截止阀。受截止阀结构影响流体会产生较强的扰动，严重影响下游涡轮流量计的测量状态。因此针对管道内实际流场状态设计如图8所示的两级非均匀孔板型整流器，并布置于1#流量计前。一级孔板根据来流不均匀性调整孔型分布，保证流量分布均匀，二级孔板进一步整流，保证流量计处流体速度和压力分布的均匀性，流场仿真结果如图9所示。

图8 两级孔板型整流器结构

图9 液氧供应系统流速分布

3.4 涡轮流量计结构

涡轮流量计的测量稳定性对测量精度具有直接影响，试车台采用优化改进后的涡轮流量计，叶轮支撑结构如图10所示。

图10 涡轮流量计叶轮支撑结构示意

通过将原有单支撑结构改为双支撑结构，同时，涡轮流量计叶轮支撑轴承间距由36 mm增大到100 mm。减弱轴的轻微晃动对叶轮的影响，使叶轮受来流作用后，自身旋转更加稳定，从而减小了测量结果的波动性，提高了测量精度。经实际验证，改进后的涡轮流量计示值误差显著减小。

3.5 温度测量

涡轮流量计为体积型流量计，其通过涡轮叶片产生的转速变化对流体体积测量。而液体火箭发动机比冲性能计算时，采用的是质量流量，因此涡轮流量计需要结合液氧密度才能实现对质量流量的准确测量。

低温液体密度的测量有直接和间接两种方法。直接法测量液氧密度的准确性高，一般采用称量法，但由于装置复杂，低温液氧取样要求条件高，适用于计量和试验室，对大容器和快速流动的管路液氧动态密度测量适用性不强[8]。液体火箭发动机试验中，液氧密度一般采用电容式密度传感器测量法和测温、测压计算密度两种方法。

北京航天试验技术研究所研制了液氧密度标准计量装置，并进行了沸点、稳态、非稳态液氧的密度测定。试验共达到1497次，测量不确定度达0.05%，在国际上处于先进水平，与美国NASA报告的数据非常接近[8-9]。根据测试结果，温度对密度的影响程度约为1%，压力对密度影响程度只有0.04%，用测温法计算液氧密度一般可满足密度测量不确定度要求，通过对测试数据进行拟合和修正，获得式（3）[8]。液氧/煤油发动机试车一直采用温度传感器测量液氧温度，结合式（3）的方式计算液氧密度，主管道液氧温度测量采用高精度铂电阻温度传感器。

3.6 增压控制方式

以分节式电容液面计作为液氧平均流量测量器具，需要保障液氧容器内液面平稳，但以继电器控制的液氧容器箱压控制方法需要在调试过程中频繁开启/关闭增压电磁阀以调整液氧容器箱压。阀门频繁开启会造成容器内气相空间流场扰动，可能会造成液面波动，因此，在液氧原位校准放液过程中通过准确计算箱压以及增压所需要的孔板组合，在调试过程中增压电磁阀状态不进行调整，保证校准过程增压气体流量及气液界面的稳定。

4 结束语

针对试车台液氧流量原位校准系统和校准过程进行说明，开展了液氧流量测量影响因素的分析，基于分节式液位计装配及安装尺寸测量、容积三维激光标定、整流器优化设计、涡轮流量计结构优化、高精度温度传感器应用、稳定增压控制方式等措施，为液氧流量高精度测量提供保障，目前液氧系统平均流量装置和涡轮流量计的流量测量不确定度分别为0.3%和0.6%。通过原位校准试验获得了试车台液氧管路涡轮流量计特性参数，经YF-100发动机热试车验证，流量测量与飞行状态天地一致性良好，液氧测量精度的提升对准确评价发动机性能和火箭总体进行弹道设计具有重要意义。

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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 强（1986-），男，高级工程师，主要研究方向为液体火箭发动机试验技术。

高 炎（1991-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为液体火箭发动机试验技术。

尹军伟（1983-），男，高级工程师，主要研究方向为宇航动力型号管理。