余柯鋒

（中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲，412002）

中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器設(shè)計(jì)及試驗(yàn)研究

余柯鋒

（中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲，412002）

基于壓力受感器的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，為探索中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器的設(shè)計(jì)方向，本文利用開(kāi)口吹氣式亞音速校準(zhǔn)風(fēng)洞，對(duì)不同結(jié)構(gòu)形式的葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器進(jìn)行了吹風(fēng)校準(zhǔn)試驗(yàn)。通過(guò)測(cè)取不同工況下受感器的壓力值，計(jì)算總壓測(cè)量系數(shù)，分析了帶整流套和不帶整流套對(duì)于受感器不敏感角的影響，為進(jìn)一步優(yōu)化中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器設(shè)計(jì)提供了指導(dǎo)。

葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器；風(fēng)洞試驗(yàn)；不敏感角

0 引言

在中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)過(guò)程中，為了解發(fā)動(dòng)機(jī)的性能及狀態(tài)，需要獲取相應(yīng)的流道測(cè)試參數(shù)，目前在車臺(tái)試驗(yàn)中，獲取流道測(cè)試參數(shù)所采用的主要測(cè)試手段是受感器。

在進(jìn)行壓氣機(jī)級(jí)間壓力測(cè)量時(shí)，由于中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)大量采用了整體結(jié)構(gòu)件，且這些構(gòu)件的幾何尺寸又相對(duì)較小，因此使得壓氣機(jī)級(jí)間流道空間狹小，此時(shí)使用普通的總壓受感器進(jìn)行測(cè)量，會(huì)產(chǎn)生堵塞從而影響測(cè)試精度，甚至對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生較大的擾動(dòng)，因此，需進(jìn)一步探索適合于中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)級(jí)間壓力測(cè)量的受感器結(jié)構(gòu)形式。葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器（以下簡(jiǎn)稱葉型受感器）借助靜子葉片作為支撐元件，在葉片表面徑向布置多個(gè)探頭，具有尺寸小，對(duì)流場(chǎng)干擾小等特點(diǎn)，可以很好地適用于中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)級(jí)間流場(chǎng)的測(cè)量工作。因此，進(jìn)一步探索葉型受感器的設(shè)計(jì)方法對(duì)于提高中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)測(cè)量測(cè)試工作水平有著相當(dāng)重要的意義。

1 葉型受感器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

葉型受感器主要由靜子葉片和感壓管兩大部件組成，典型的受感器結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。感壓管沿葉片型面緊貼于靜子葉片壓力面一側(cè)，采用膠粘和點(diǎn)焊壓片結(jié)合的方式固定，感壓管管口迎著氣流方向。根據(jù)靜子葉片安裝結(jié)構(gòu)形式的需要，在其安裝底座上打孔將感壓管后端管路引出。根據(jù)機(jī)匣的結(jié)構(gòu)形式，設(shè)計(jì)相應(yīng)的引線孔，將感壓管自壓氣機(jī)中引出并接入壓力測(cè)試系統(tǒng)。根據(jù)流場(chǎng)測(cè)試需要，葉型受感器的測(cè)點(diǎn)數(shù)量不同，測(cè)點(diǎn)一般沿葉高方向按等環(huán)面分布。由于感壓管凸出于靜子葉片表面，因此其管徑大小會(huì)對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生一定的影響，在保證測(cè)量和加工的基礎(chǔ)上，應(yīng)盡量采用小尺寸的感壓管以減小其對(duì)流場(chǎng)的影響。

圖1 葉型受感器典型結(jié)構(gòu)圖

盡管葉型受感器的感壓管在設(shè)計(jì)時(shí)迎著氣流方向，但壓氣機(jī)內(nèi)流場(chǎng)氣流方向變化復(fù)雜，增強(qiáng)葉型受感器對(duì)來(lái)流方向變化的不敏感性有助于提高受感器的測(cè)量精度。受感器來(lái)流方向變化的不敏感性由受感器的不敏感角來(lái)衡量，不敏感角越大，受感器對(duì)來(lái)流方向變化的不敏感性越高，當(dāng)受感器的總壓測(cè)量系數(shù)|Kpt|≤0.001時(shí)，所對(duì)應(yīng)的來(lái)流偏轉(zhuǎn)角α的范圍即為受感器的不敏感角，不敏感角反映了受感器的角度特性。總壓測(cè)量系數(shù)Kpt的計(jì)算方法如下：

Pt為風(fēng)洞標(biāo)準(zhǔn)總壓值，Ph為實(shí)時(shí)大氣壓，Pi為受感器測(cè)點(diǎn)的壓力測(cè)量值，壓力值的單位均為pa。

根據(jù)受感器的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，在普通總壓受感器前端增加整流套，可有效增大受感器的不敏感角。為探索整流套對(duì)葉型受感器性能的影響，基于某型壓氣機(jī)靜子葉片，設(shè)計(jì)了兩種不同結(jié)構(gòu)形式的葉型受感器，一種為帶整流套的結(jié)構(gòu)，一種為不帶整流套的結(jié)構(gòu)，通過(guò)試驗(yàn)研究的方法，探究不同結(jié)構(gòu)形式葉型受感器性能的差異。

2 試驗(yàn)研究方案

在開(kāi)口吹氣式亞音速校準(zhǔn)風(fēng)洞內(nèi)，對(duì)帶整流套和不帶整流套的葉型受感器在多個(gè)工況下進(jìn)行了吹風(fēng)校準(zhǔn)試驗(yàn)，通過(guò)分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)比不同結(jié)構(gòu)形式的受感器性能的區(qū)別。

2.1 試驗(yàn)環(huán)境簡(jiǎn)介

試驗(yàn)環(huán)境為開(kāi)口吹氣式亞音速校準(zhǔn)風(fēng)洞，其總壓不均勻度為±0.1%，湍流度小于0.5%，流場(chǎng)壓力值測(cè)量系統(tǒng)采用美國(guó)DSA3217系列智能掃描系統(tǒng)，壓力小于3kPa時(shí)，精度為±0.1%F?S，壓力為3kPa～200kPa時(shí)，精度為±0.05%F?S 。

根據(jù)校準(zhǔn)風(fēng)洞的安裝要求，對(duì)應(yīng)設(shè)計(jì)加工了葉型受感器的安裝夾具。

2.2 試驗(yàn)?zāi)康?/p>

通過(guò)風(fēng)洞校準(zhǔn)試驗(yàn)，獲得不同結(jié)構(gòu)形式的葉型受感器的不敏感角范圍和速度系數(shù)，對(duì)比其性能高低。

2.3 試驗(yàn)方案

（1）不敏感角試驗(yàn)。在相同馬赫數(shù)的穩(wěn)定來(lái)流環(huán)境中，調(diào)整氣流相對(duì)于兩種葉型受感器的角度，其中偏轉(zhuǎn)角α的調(diào)整范圍為-20°～30°，步長(zhǎng)為5°，俯仰角β的調(diào)整范圍為-15°～15°，步長(zhǎng)為5°，偏轉(zhuǎn)角和俯仰角的定義如圖2所示。在測(cè)得不同結(jié)構(gòu)形式的受感器的壓力值后，計(jì)算出對(duì)應(yīng)的總壓測(cè)量系數(shù)Kpt。根據(jù)Kpt值，可獲得對(duì)應(yīng)葉型受感器的不敏感角。

圖2 偏轉(zhuǎn)角α及俯仰角β定義

（2）氣流速度試驗(yàn)。在不同馬赫數(shù)來(lái)流環(huán)境（0.2～0.6）下，測(cè)量并計(jì)算不同結(jié)構(gòu)形式的葉型受感器的總壓測(cè)量系數(shù)Kpt。

上述兩種試驗(yàn)除來(lái)流條件不同外，其余測(cè)量及外部環(huán)境均相同，通過(guò)對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果的差異，可以對(duì)不同結(jié)構(gòu)形式葉型受感器的性能進(jìn)行研究。

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

帶整流套的葉型受感器試驗(yàn)結(jié)果如圖3所示，從圖中可以看出，在不同俯仰角下，帶整流套的葉型受感器在偏轉(zhuǎn)角為-5°～30°時(shí)圖線重合度較好，且|Kpt|≤0.001。

圖3 帶整流套的葉型受感器角度特性曲線圖

不帶整流套的葉型受感器的試驗(yàn)結(jié)果如圖4所示，在不同俯仰角下，不帶整流套的葉型受感器整體圖線重合度較低，且不同馬赫數(shù)來(lái)流情況下不敏感角范圍差距明顯。

圖4 不帶整流套的葉型受感器角度特性曲線圖

對(duì)比圖3，圖4中相同馬赫數(shù)來(lái)流時(shí)的圖表可以看出，在不敏感角試驗(yàn)中，不帶整流套的葉型受感器的不敏感角較小，帶整流套的受感器不敏感角較大，因此，帶整流套的葉型受感器可適用于更大范圍的來(lái)流環(huán)境條件下。

對(duì)比圖3和圖4中不同馬赫數(shù)來(lái)流時(shí)的圖表可以看出，在氣流速度試驗(yàn)中，不帶整流套的葉型受感器在不同馬赫數(shù)來(lái)流情況下曲線重合度不高，總壓測(cè)量系數(shù)Kpt一致性差，帶整流套的受感器曲線在較大來(lái)流偏轉(zhuǎn)角范圍內(nèi)的重合度較高，總壓測(cè)量系數(shù)Kpt一致性很好。

此外，由上述圖線可以看出，在來(lái)流偏轉(zhuǎn)角和俯仰角相同時(shí)，不帶整流套的受感器的角度特性隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大而變差，當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于0.3時(shí)，圖線已明顯不重合；帶整流套的受感器在偏轉(zhuǎn)角為-5°～30°范圍內(nèi)時(shí)，其角度特性受來(lái)流馬赫數(shù)的影響較小，直至，馬赫數(shù)為0.6時(shí)，相應(yīng)圖線才出現(xiàn)一定程度的不重合。

4 結(jié)論

本次試驗(yàn)中使用的基于某型壓氣機(jī)靜子葉片的單點(diǎn)葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器，感壓管采用規(guī)格為?0.8×0.15的金屬管，整流套規(guī)格為?2×0.3。根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，帶整流套的受感器不敏感角范圍為-5°～30°，不帶整流套的受感器不敏感角范圍為0°～10°，帶整流套的受感器的不敏感角范圍更大。

本次試驗(yàn)中使用的帶整流套的葉型受感器的不敏感角范圍是非對(duì)稱區(qū)間。造成這一現(xiàn)象的原因是，本次試驗(yàn)中所設(shè)計(jì)葉型受感器的感壓管安裝在靜子葉片的壓力面一側(cè)，且探頭沒(méi)有伸出葉片前緣，因此，受感器不能接觸到葉片吸力面一側(cè)的氣流，當(dāng)受感器處于校準(zhǔn)風(fēng)洞流場(chǎng)中對(duì)稱角度位置時(shí)，葉型受感器所感受到的來(lái)流情況并不對(duì)稱，因此本次試驗(yàn)研究所得的葉型受感器的不敏感角范圍是非對(duì)稱區(qū)間。

根據(jù)本次試驗(yàn)研究結(jié)果，當(dāng)被測(cè)流場(chǎng)的來(lái)流角度范圍變化較小（0～10°），來(lái)流馬赫數(shù)較低（Ma≤0.3）時(shí)，既可使用帶整流套的葉型受感器，也可使用不帶整流套的葉型受感器完成測(cè)量；當(dāng)被測(cè)流場(chǎng)的來(lái)流角度范圍變化較大（＞10°），來(lái)流馬赫數(shù)較高（Ma＞0.3）時(shí)，選用帶整流套的葉型受感器的測(cè)量精度更高。

[1]蔣浩興.DERA的核心壓氣機(jī)發(fā)展驗(yàn)證計(jì)劃[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī).2002，28(4)：56-58.

[2]尹澤勇.大力加強(qiáng)我國(guó)中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展[J].中國(guó)工程院航空工程科技論壇學(xué)術(shù)報(bào)告.2002.

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Design and experimental study on the steady state pressure airfoil probe of Medium and small Aeroengine

Yu Kefeng
(China Hangfa Hunan Power Machinery Research Institute, Zhuzhou Hunan,412002)

This article aims at exploring the designing direction of Medium and small Aeroengine steady

state airfoil probe with the help of existing design experience of pressure probe. A series of calibration test with probes which have different structures were conducted in a subsonic wind tunnel. By calculating the total pressure coefficient with measurements under different conditions, analysing difference between airfoil probe’s insensitive angle with or without cowling, it will provide guidance for further optimization of Medium and small Aeroengine steady state airfoil probe.

steady state pressure airfoil probe; calibration test in wind tunnel; insensitive angle