[發(fā)明專利]飛機(jī)液冷管路系統(tǒng)流量地面標(biāo)定方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410259552.4
• 申請(qǐng)日: 2014-06-11
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN104062110B
• 公開(kāi)（公告）日: 2016-11-02
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 施紅;趙穎杰;蔡玉飛
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 江蘇科技大學(xué)
• 主分類號(hào): G01M13/00
• 分類號(hào): G01M13/00
• 代理公司: 南京經(jīng)緯專利商標(biāo)代理有限公司 32200
• 代理人: 樓高潮

所屬技術(shù)領(lǐng)域

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(cè)量技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

近年來(lái)，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(lái)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(lái)的幾千瓦增大到幾十千瓦。這些電子設(shè)備工作時(shí)，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(shì)，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(shí)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(gè)十分關(guān)鍵的問(wèn)題，也是特種飛機(jī)完成使命的一個(gè)重要保證。然而，傳統(tǒng)的空氣冷卻面臨多種問(wèn)題:首先是發(fā)動(dòng)機(jī)不能提供過(guò)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。

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(gè)重要的設(shè)計(jì)參數(shù)，它的獲得主要通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)量。傳統(tǒng)的液體流量測(cè)量方法有很多，但在飛機(jī)上實(shí)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(cè)量和標(biāo)定方法。

國(guó)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(cè)量方法并不多，地面試驗(yàn)采用的測(cè)試設(shè)備體積較大難以在飛機(jī)上實(shí)施，另外國(guó)外的相關(guān)報(bào)道也甚少并且在投入使用時(shí)還會(huì)涉及設(shè)備的成本問(wèn)題。

鑒于上述原因，本發(fā)明的目的是提供一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、安裝方便的飛機(jī)液冷系統(tǒng)流量的測(cè)量方法，并通過(guò)修正系數(shù)法對(duì)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(cè)量和計(jì)算提供技術(shù)參考。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：本發(fā)明的目的在于為了實(shí)現(xiàn)機(jī)載液冷系統(tǒng)中管路流量參數(shù)的測(cè)量，提供一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、對(duì)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。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

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(tái)和安裝于所述旋轉(zhuǎn)平臺(tái)上的流量標(biāo)定循環(huán)系統(tǒng)，其中，

所述旋轉(zhuǎn)平臺(tái)包括轉(zhuǎn)臺(tái)、電動(dòng)機(jī)和變頻器，所述電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)所述轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)，所述變頻器與電動(dòng)機(jī)相連，用于控制電動(dòng)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(cè)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(guò)濾器、試驗(yàn)段、進(jìn)口閥門和出口閥門；所述水箱、泵、過(guò)濾器、加熱器、進(jìn)口閥門、試驗(yàn)段和出口閥門通過(guò)管路依次相連，所述水箱出水口通過(guò)管路與所述泵相連，所述出口閥門通過(guò)管路與水箱的回水口相連；

所述參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)包括流量計(jì)、溫度傳感器和壓力傳感器，所述流量計(jì)、溫度傳感器和壓力傳感器分別安裝于所述試驗(yàn)段的前后位置管路上；

所述數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)包括計(jì)算機(jī)和與所述參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)相連的數(shù)據(jù)采集模塊。

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：

利用旋轉(zhuǎn)平臺(tái)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(guò)調(diào)節(jié)旋轉(zhuǎn)平臺(tái)的轉(zhuǎn)速來(lái)實(shí)現(xiàn)不同的載荷大小，通過(guò)試驗(yàn)段的布置方向來(lái)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(tái)上，以實(shí)現(xiàn)測(cè)量參數(shù)的實(shí)時(shí)記錄和保存。

進(jìn)一步地，包括以下步驟：通過(guò)調(diào)節(jié)加熱器的功率來(lái)實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)段中不同的液體溫度；通過(guò)調(diào)節(jié)出口閥門的開(kāi)度來(lái)實(shí)現(xiàn)所述液體循環(huán)系統(tǒng)管路中不同的壓力。

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(yàn)件，通過(guò)地面流量標(biāo)定試驗(yàn)平臺(tái)對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行不同加速度、壓力和溫度下的標(biāo)定來(lái)獲得試驗(yàn)件的流量特性。

進(jìn)一步地，包括以下步驟：

在進(jìn)行流量標(biāo)定實(shí)驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)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(shí)驗(yàn)的加速度a從-6g做到+6g，間隔為1g；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℃；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(kù)，試驗(yàn)件的流量為三元函數(shù)：Q＝f(a_i,T_j,P_k)；

則實(shí)際飛機(jī)過(guò)程中管路的流量函數(shù)：