本发明涉及燃料控制，特别是涉及补偿燃料温度改变的燃料控制。 燃料控制器计量进入到燃气轮机燃烧室的燃料量。从理论上讲，对于任一速度及进口空气密度为恒定的给定工况，被计量的燃料重量流量是恒定的。但是，输送到燃料控制器的燃料的温度可以变化，一般可从-65°F变化到230°F。这样的燃料温度变化会导致燃料密度变化约7%。由于大多数燃料控制器的计量阀是恒定容积流量的装置，所以如果不补偿这个密度的变化，就会在重量流量上产生误差。以往的装置是按照温度函数关系来调整沿着燃料控制计量阀的压力降，从而来维持燃料的重量流量恒定的。
一些高速军用飞机发动机有加力装置（后燃烧室），在加力装置中，给涡轮排气补充加入燃料燃烧，而把从燃气轮机中排出的燃气加热到更高的温度从而产生较高的排气速度以及更大的推力。加力装置一般是短期使用地，而在较长的阶段中是关闭的。在关闭阶段加力燃烧控制器及其中的燃料温度会变得很高;但是当加力燃烧室工作时，从燃料箱输送到燃料控制器的燃料温度又很低。这样的剧烈温度变化会引起燃料密度的急剧变化从而引起燃料重量流量的相当大误差。常规的对于这种变化所提供的补偿方法是相当缓慢的，当这种补偿方法开始起作用时，加力燃烧室已经关闭了。
本发明的目的之一是要对于燃料通过控制器时的密度变化进行快速的补偿而准确地控制燃料流经那里的重量流量。
本发明进一步的目的是要提供直接补偿而不牵涉燃料控制的数字电子控制器。
按照本发明，提供了这样的装置，它在计量流体的恒定重量流量的同时能补偿上述流体的温度改变。一个温度感头，它感受温度的改变，当流体温度改变时，它相应地改变一定的百分数。一个计量恒定重量流量的阀，该阀有一组窗口及一个阀芯，阀芯与窗口配合工作来计量相应于温度感头变化百分数的流量百分数的改变。
按本发明的特点，该温度感头是由第一个金属元件及与其同轴的第二个金属元件所组成的，该第二个金属元件是布置在第一个金属元件的周围，且该第二个金属元件有一族孔面使被监测的流体很容易被第一及第二个金属元件所感受到。该温度感头布置安排在该计量阀的内部，这样当燃料流过燃料控制器时温度感头就暴露在流动的燃料之中。由于这样的位置安排，当温度感头被量入加力燃烧室时就能直接感受燃料的实际温度。
按照本发明的另一特点，该阀的窗口是特殊形状的，以保证在那里通过一个对数关系的流动。这个形状能使温度感头的一个百分数的改变相应产生重量流量百分数的一个改变。
本发明的种种目的、特点及优点在下述的一个具体实施例的详细叙述中（并附有说明附图）将成为更为明确易见。
图1是个局部剖开的燃料控制器的草图，它包含了一个按温度函数调整计量流量装置的实施例;
图2是图1的计量套筒阀芯的展开图;
图3是图1的壳的剖视图;
图4是图2的套筒窗口的放大图。
包括有本发明的温度补偿感头12的具体实施例的燃料控制器10的一部分示于图1。燃料控制器通常是设计来控制供给涡轮风扇发动机（未表示于图）或涡轮喷气发动机（未表示于图）的加力燃烧室各区（未表示于图）燃料的流量及次序的。该燃料控制器通常包括有：一个阀壳14、一个计量阀16、温度感头12、一组切断及压力调节阀18。
计量阀16靠经过管线20及22的切断及压力调节阀18来调节加到加力燃烧室各区的燃料流量。各个切断及压力调节阀按要求接通加到加力燃烧室各区的燃料并且调节计量阀前后的燃料压力差。（该切断及压力调节阀并不包括此处公布的本发明部分）。该计量阀有一个大致呈圆柱形的阀芯24，阀芯24与圆柱形套筒26是紧密配合且可在其中作往复运动，套筒26是在阀壳14之中。该阀芯有一组孔28（图2中以虚线表示），孔28的形状是和套筒中具有特殊形状的窗口30的形状相似的（将在下面讨论）。每个在套筒中的窗口通过管线20与切断及压力调节阀18联通。
圆柱形法兰边32从阀芯24的左边部分向外引伸而在套筒26的扩大部分34之中。通过管线36及管线38，液压流体被送到法兰处而支撑法兰边32。一个数字电子燃料控制器（图中未表示）控制一个电动液压阀40，阀40调节进入到管线36或管线38的液体压力，这些液体压力作用在法兰边32上且由此作用于阀芯，数字电子燃料控制器控制电动液压阀对引起阀芯横向移动的不平衡加压。阀芯的横向运动导致窗口及孔之间通孔横断面积大小的变化，由此调节通往加力燃烧室各区的燃料量。
温度补偿感头12是同轴地布置在阀芯24之内。该感头由一个外部壳42、一个杆44及一个反馈装置46所组成。外壳42及杆44是由不同的金属所组成的（分别是AMS 5630钢及一种镍合金例如INVARTM，这两种材料都是由纽约的“帕兰佛无”通用宇航公司（General Aerospace of Plainview）所提供的），以构成一个对温度敏感的双金属元件。双金属元件的基本工作原理是一般所熟悉的。该外壳（见图3）是薄壁空心的，且壁面上开孔，该外壳有五个同轴部分。该外壳有一个大直径的第一部分44a，用常规方法与阀芯24连接;第二部分46a是锥形的，它向左向内地缩小;第三部分48是圆柱形的，它从第二部分向左引伸;第四部分50是锥形的，它从第三部分向左向内缩小;第五部分52是圆柱形的，它从第四部分向左延伸。第五部分的左边端内部有螺纹段54。该外壳有一组孔可使燃料流体浸浴外壳的内部及杆。当燃料在阀芯中从右向左通过时，燃料的压力在燃料通过加力燃烧室各区时而从右向左降低。温度感头的形状在向右方向上，结构厚度基本上是增加的，以维持燃料的压力在阀芯长度中为恒定。
杆44的第一端有一螺纹部分56，这是为了和外壳42的第五部分52的螺纹段54相配合的。杆的第二端部分58连接到反馈装置46上，46包含有分析器或线性变量转换器。该杆是装在阀壳内的支承表面60上以作往复运动的。反馈装置输送讯号给数字电子燃料控制器（未表示）。
在套筒内采用的窗口30（见图2及4）是特殊形状的，即能形成对数流动关系的。例如，通常所知的：
Q＝KA（δPS）0.5
此处Q为发动机燃料流量
A为计量阀中流通的窗口面积
δP为计量阀的压力降
S为燃料比重（或密度）
K为孔的流量系数
由此可见，燃料流量Q的改变是和燃料密度S的改变有关的：
(dO)/(Q) ＝ (dA)/(A) +.5 (dS)/(S)
由于希望当S改变时维持Q不变，因此：
(dA)/(A) +.5 (dS)/(S) ＝0或 (dA)/(A) ＝.5 (dS)/(S)
由此可见，S改变1%时必须相应改变A0.5%才能维持Q不变。
进一步分析，温度感头的壳和杆对于温度变化有不同的膨胀率。熟悉这方面技术的人员都知道，这些元件的结构能保证在温度变化时沿X轴向提供这样的微小膨胀差量dx：
dx＝kdT，而此处k为常值。
而且我们知道，燃料的密度可由下确定：
S＝aT+C，此处的a是燃料密度随温度变化的改变速率，而C是常数。
同理，燃料的密度改变为：
dS＝adT
从上面这些式子中消去dT我们得到：
dx＝k (dS)/(a) .
因此我们可以认为：由于温度改变而引起的密度改变会产生一个dx。阀芯行程x是如下确定的：
x＝c ln（Q），此处c是常数而dx＝c (dQ)/(Q) 。
因为，当S＝常数时，
(dQ)/(Q) ＝ (dA)/(Q) 于是
k (dS)/(a) ＝c (dQ)/(Q) 或
k (dS)/(a) ＝c (dA)/(A)
所以，行程x的一个百分数改变将会引起一个相应的Q或A的百分数改变。由于要求Q为常值，所以需要改变A（窗口面积）。现在，如果在计量阀16及反馈装置46之间设计合适的dx的数值，那么，计量阀将会补偿由于温度变化而引起的燃料密度的变化，而同时具有与燃料流量值大小无关的燃料流量的一个相对百分数变化。该感头42提供了这样的一个dx。
按定义，对数流动窗口具有下列x及y座标（见图4）：
x＝c lnQ
x＝c（lnQ-lnQmin）或
x＝c ln（Q/Qmin），此处x是窗口长度，且因为
δP＝（Qmin ln（Qmax/Qmin））/（byminxmax）此处
b为常数而δP是已知的。Y按下式由δP推导出来：
Y＝（ (Q)/(Qmin) ）Ymin，此处Y是窗口宽度。
在工作中，燃料进入计量阀芯24，阀芯亦是感头12的浸浴池。杆44及壳42对温度改变反应很敏感，这是由于：表面大、壳体薄、壳上有孔使燃料易进入到杆处以及感头处于燃料流内这样的位置。这个反应引起杆在阀壳内支承面60上移动，由此改变反馈装置46的位置。该反馈装置送出一个讯号给数字电子燃料控制器，数字电子燃料控制器就送出一个命令给电动液压阀40，电动液压阀40调整管线36及38内的流动从而补偿了阀芯24。由于窗口30的形状能保证对数流动，一定百分数的燃料密度改变能引起窗口30及计量阀孔28之间的通孔面积改变，从而引起相应的百分数的燃料流量改变来补偿燃料密度的改变。该数字电子燃料控制器根本不需要知道实际的燃料温度是多少，它只需要知道有否温度的变化。该温度感头12连同那些保证对数流动的窗口提供了一种快速、简单、轻便而可靠的装置。
本发明的优点如下：温度感头是直接处在燃料流之中因而能很快地响应（在2到4秒之间）;温度感头的刚性很好因此在其间没有任何机械误差;不需要知道燃料的实际温度。
虽然这里已经对本发明及其有关的最佳实施例作了叙述与说明，熟悉本领域技术的人员应能理解到：前述的其它各种形式及细节的改变、省略及补充是完全可能的，而且并没有超出本发明的基本精神及范围。