航空發(fā)動機進口空氣流量測量方案分析

李冰，郝曉樂，申世才

航空發(fā)動機進口空氣流量測量方案分析

李冰，郝曉樂，申世才

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，陜西西安710089)

發(fā)動機試驗時，通常采用在進氣道出口和發(fā)動機進口之間加裝測量耙的方式，來測量截面的總靜壓參數(shù)，進而獲得發(fā)動機進口空氣流量?？紤]到附面層影響，采用新型附面層壓力組合測量耙進行測量。同時，對獲取截面流場壓力的不同測量方案進行了分析，并結(jié)合試驗數(shù)據(jù)，分析了不同測量方案產(chǎn)生的誤差。結(jié)果表明：采用壓力組合測量耙能較為準確地獲得發(fā)動機進口空氣流量，并且采用壓差傳感器獲取截面流場壓力，能顯著減小發(fā)動機進口空氣流量和附面層的測量誤差。

航空發(fā)動機；空氣流量測量；附面層測量；傳感器；測量誤差；敏感系數(shù)

1 引言

進氣道與發(fā)動機的相容性是全面評價飛機推進系統(tǒng)的重要考核指標。進氣道與發(fā)動機相容性試驗中，空氣流量是重要的測量參數(shù)。在發(fā)動機性能試驗中，推力的測量尤為重要，而空氣流量是推力測量中的重要測量參數(shù)。因此，獲取發(fā)動機空氣流量是發(fā)動機試驗的一項重要內(nèi)容，對航空發(fā)動機設計有著重要的意義。

測試過程中，合理、巧妙地規(guī)劃測量方案能有效減小測量誤差。在飛行試驗時，一般在進氣道出口與發(fā)動機進口之間的過渡段加裝測量耙，測量截面的流場信息，獲取發(fā)動機進口的空氣流量。國外對發(fā)動機空氣流量測量和計算的研究較早，積累了豐富的工程經(jīng)驗，測試技術(shù)和理論比較先進[1，2]，且在發(fā)動機氣路壓力測量方面，美國對測量耙及受感部的設計和誤差分析制定了詳細標準。國內(nèi)對發(fā)動機空氣流量的測量和計算，也進行過工程研究及應用[3～9]，中國燃氣渦輪研究院在發(fā)動機氣路壓力測量耙和受感部的設計及誤差分析方面進行了詳細研究，中國飛行試驗研究院在發(fā)動機試飛中也進行了空氣流量測量，并取得一定成果。

在截面流場測量中，壓力的測量比較關(guān)鍵，不同的測量方式會導致結(jié)果存在較大差異，目前主要采用絕壓傳感器和壓差傳感器進行測量。本文在測量發(fā)動機進口空氣流量時，采用一種附面層壓力組合測量耙，結(jié)合發(fā)動機試驗結(jié)果，通過計算獲得空氣流量，并對分別采用絕壓傳感器和壓差傳感器測量壓力時的誤差進行了分析。

2 測量方案

氣體在進氣道內(nèi)的流動區(qū)域，可分為不受粘性影響的主流區(qū)域和受粘性影響的附面層區(qū)域。主流區(qū)參數(shù)的測量容易實現(xiàn)，且方法多樣。附面層區(qū)域由于受粘性影響，其精確測量在工程上一直較為困難。我國在附面層測量和計算方面，雖然進行過實際的工程研究及應用，但工程經(jīng)驗仍較為缺乏，測量方法也較傳統(tǒng)，測量結(jié)果誤差較大。在進行某型發(fā)動機試驗時，針對流場主流區(qū)和附面層的流動特點，在以往測量耙的研制和工程應用基礎(chǔ)上，結(jié)合附面層測量耙，設計了一種既能測量主流區(qū)流場信息，又能獲取附面層流場信息的組合測量耙，如圖1所示。測量耙前端4支受感部為測量主流區(qū)流場信息的皮托管總靜壓受感部，靠近根部的10支受感部為測量附面層總壓的受感部。

圖1 附面層壓力組合測量耙Fig.1 The combination rakes for boundary layer pressure measurement

試驗時，測量耙加裝在進氣道出口和發(fā)動機進口之間的過渡段，該截面共加裝6支壓力耙，其中3支為附面層壓力組合測量耙，3支為無附面層測點的壓力測量耙(靠近根部的皮托管測點位于附面層內(nèi))；同時加裝了3支溫度耙，沿測量截面周向均勻分布。測量耙安裝及測點分布如圖2所示。

在空氣流量測量、計算中，測量截面的總壓、靜壓至關(guān)重要。由于壓力測量方式多樣，下面從傳感器選擇角度對壓力測量方式進行研究，分別采用絕壓傳感器和壓差傳感器兩種測量方案，對主流區(qū)和附面層的壓力進行測量。

圖2 測量耙安裝及測點分布示意圖Fig.2 Measuring rake installation and stations distribution

測量方案一：直接采用絕壓傳感器測量主流區(qū)總壓、靜壓及附面層總壓。

測量方案二：采用直接測試總靜壓差的方法，即主流區(qū)的壓力分別采用絕壓傳感器和壓差傳感器測量，附面層總壓則采用壓差傳感器間接測量。測量時以艙壓為基準壓力，為防止氣流擾動，艙壓傳感器放置在發(fā)動機艙中固定鐵盒內(nèi)。試驗用壓差傳感器及絕壓傳感器的精度均為0.5%，測量方式如圖3、圖4所示。

圖3 主流區(qū)總壓、靜壓測量示意圖Fig.3 Measurement of total pressure and static pressure on the mainstream area

圖4 附面層總壓測量示意圖Fig.4 Measurement of total pressure on the boundary layer

3 空氣流量計算及誤差合成[10，11]

由于截面流場壓力采用了不同的測量方式，導致發(fā)動機進口空氣流量、附面層及其誤差的計算存在差異。

3.1方案一計算方法

空氣流量G：

式中：p*、p分別為皮托管所測總壓和靜壓，R為測量截面半徑，T*為測量截面總溫。

附面層位移厚度δ*：

式中：pf*為附面層受感部所測總壓，pp*f、ppfs分別為皮托管所測附面層總壓和靜壓。

誤差：

式中：各變量的偏導數(shù)即為其相應的敏感系數(shù)。

3.2方案二計算方法

空氣流量：

式中：pd為皮托管測總靜壓差。

附面層位移厚度：

式中：pc為艙壓，Δpfi為以艙壓為基準壓力的附面層總靜壓差，ppfd為皮托管測附面層總靜壓差。

誤差：

4 試驗結(jié)果

4.1空氣流量

取發(fā)動機在臺架上測量的空氣流量值為100%。選取發(fā)動機地面穩(wěn)定工作狀態(tài)試驗數(shù)據(jù)計算發(fā)動機空氣流量，結(jié)果見表1?？梢姡l(fā)動機在地面的空氣流量測量值與臺架測量值的相對誤差基本上在2%以內(nèi)，差值較小，所以該空氣流量測量方案合理可行。

表1 發(fā)動機地面穩(wěn)定狀態(tài)空氣流量計算結(jié)果Table 1 The calculating results of airflow in engine ground stable states

4.2附面層位移厚度

取測試截面半徑為100%。選取發(fā)動機地面穩(wěn)定工作狀態(tài)試驗結(jié)果計算附面層位移厚度，結(jié)果見表2?？梢姡矫鎸游灰坪穸入S著發(fā)動機狀態(tài)的增大，先減小后增大。

表2 發(fā)動機地面穩(wěn)定狀態(tài)附面層位移厚度計算結(jié)果Table 2 The calculating results of boundary layer displacement thickness in engine ground stable states

5 誤差分析

5.1空氣流量

選取試驗發(fā)動機風扇相對換算轉(zhuǎn)速100%時的數(shù)據(jù)，對方案一和方案二進行對比分析。兩種測量方案的各測量參數(shù)的敏感系數(shù)[11]計算結(jié)果如表3所示。可見，影響空氣流量誤差的主要參數(shù)，方案一中為皮托管所測靜壓及總壓的敏感系數(shù)，方案二中為皮托管所測總靜壓差及總壓的敏感系數(shù)。但根據(jù)表中計算結(jié)果，并結(jié)合誤差理論可知，皮托管所測總壓的敏感系數(shù)對誤差結(jié)果的影響更大。

表3 空氣流量各測量參數(shù)的敏感系數(shù)Table 3 Sensitivity coefficients of the airflow measuring parameters

5.2附面層位移厚度

由于附面層總壓測點之間的差值較小，采用大量程的絕壓傳感器測量誤差太大，甚至出現(xiàn)使發(fā)動機設計狀態(tài)以下狀態(tài)的附面層總壓梯度消失現(xiàn)象。因此采用小量程的壓差傳感器，并以艙壓為基準，間接測量附面層總壓。該方法可精確測量附面層總壓之間的梯度，減少測量誤差。

選取發(fā)動機風扇相對換算轉(zhuǎn)速100%時的數(shù)據(jù)進行對比分析。兩種測量方案時各測試參數(shù)的敏感系數(shù)計算結(jié)果如表4所示。從表中可看出，影響附面層位移厚度測量誤差的主要參數(shù)，方案一中為附面層受感部所測總壓及皮托管所測附面層靜壓的敏感系數(shù)，方案二中為艙壓及皮托管所測附面層總靜壓差的敏感系數(shù)。根據(jù)誤差計算公式，附面層受感部所測總壓的敏感系數(shù)，對位移厚度的測量誤差具有累加效應，結(jié)合表中各敏感系數(shù)計算結(jié)果可知，該值對測量誤差大小存在顯著影響。

表4 附面層各測量參數(shù)的敏感系數(shù)Table 4 Sensitivity coefficients of the boundary layer measuring parameters

采用方案一時，附面層位移厚度的測量誤差Uδ*1=29.9%，采用方案二時，附面層位移厚度的測量誤差Uδ*2=18.4%?？梢?，采用方案二可顯著減小測量誤差。

6 結(jié)束語

本文在測量發(fā)動機進口空氣流量時，考慮到附面層的影響，采用了一種測量空氣流量和附面層壓力的組合耙，并對使用組合測量耙時發(fā)動機的試驗結(jié)果進行了分析，表明采用該型壓力組合測量耙能夠較為準確地獲得發(fā)動機進口空氣流量。同時，在獲取截面流場壓力時，考慮了傳感器選擇對測量結(jié)果的影響，并結(jié)合試驗數(shù)據(jù)，對采用絕壓傳感器和壓差傳感器所得的空氣流量及附面層參數(shù)的測量誤差進行了對比分析。結(jié)果表明，采用壓差傳感器測量壓力，能顯著、有效地減小空氣流量和附面層的測量誤差，提高試驗精度。

[1]Sarsvanamutt H I H．Recommended Practices for Mea?surement of Gas Path Pressures and Temperatures for Per?formance Assessment of Aircraft Turbine Engines and Components[R].AGARD AR-245，1990.

[2]Bui T T，Oates D L，Gonsalez J C.Design and Evaluation of a New Boundary Layer Rake for Flight Testing[R]. NASA TM-2000-209014，2000.

[3]王為頌.航空發(fā)動機測試中壓力溫度受感部設計性能概論[M].四川江油：航空工業(yè)部第六二四研究所，1983.

[4]徐國，郭昕，陳建民.高空臺標定中空氣流量測量方法研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，1995，8(2)：40—43.

[5]王紅，馬明明.某型發(fā)動機空氣流量計算影響因素研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2010，23(3)：22—26.

[6]林廣仁.紊流附面層測量數(shù)據(jù)的計算方法[J].航空發(fā)動機，1996，22(1)：26—31.

[7]和永進，史建邦，邢雁，等.某型飛機進氣道測量耙研制[J].燃氣渦輪試驗與研究，2008，21(3)：59—62.

[8]姜健，史建邦，李冰.曲面可壓縮邊界層的測量及其參數(shù)計算方法研究[J].氣體物理—理論與應用，2009，4(3)：26—29.

[9]史建邦，申世才，馬燕榮，等.某型渦扇發(fā)動機進口空氣流量及附面層的測量與計算[J].測控技術(shù)，2012，31(6)：38—41.

[10]王新月.氣體動力學基礎(chǔ)[M].西安：西北工業(yè)大學出版社，2006.

[11]林洪樺.測量誤差與不確定度評估[M].北京：機械工業(yè)出版社，2009.

[12]徐偉，趙選民，師義民，等.概率論與數(shù)理統(tǒng)計[M].西安：西北工業(yè)大學出版社，2009.

Measuring Methods of Aero-Engine Inlet Airflow

LI Bing，HAO Xiao-le，SHEN Shi-cai
(Engine Department of China Flight Testing Establishment，Xi’an 710089，China)

When testing aero-engine,the general way to get the total static pressure of cross section and air?flow rate in the entry of engine is putting a measurement rake between intake outlet and the entry of engine. Based on the consideration of the boundary layer impact,a new type of boundary layer pressure combination rake was employed to measure the airflow.Meanwhile not only the methods of measuring flow field pressure of the cross section from different ways were researched,but also the measurement errors by different mea?suring method were analyzed in combination with test data.The results show that more accurate airflow rate value can be obtained by using this combination measuring rake and the differential pressure sensors could significantly reduce the airflow of engine entry and the measuring errors of the boundary layer.

aero-engine；airflow meas urement；boundary layer measurement；sensor；measuring error；sensitivity coefficient

V217+.31

A

1672-2620(2013)04-0054-04

2012-12-10；

2013-06-16

李冰(1980-)，女，陜西西安人，工程師，碩士，主要從事發(fā)動機性能特性研究。