中小型航空發(fā)動機葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器設計及試驗研究

余柯鋒

（中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南株洲，412002）

中小型航空發(fā)動機葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器設計及試驗研究

余柯鋒

（中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南株洲，412002）

基于壓力受感器的設計經(jīng)驗，為探索中小型航空發(fā)動機葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器的設計方向，本文利用開口吹氣式亞音速校準風洞，對不同結(jié)構(gòu)形式的葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器進行了吹風校準試驗。通過測取不同工況下受感器的壓力值，計算總壓測量系數(shù)，分析了帶整流套和不帶整流套對于受感器不敏感角的影響，為進一步優(yōu)化中小型航空發(fā)動機葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器設計提供了指導。

葉型穩(wěn)態(tài)壓力受感器；風洞試驗；不敏感角

0 引言

在中小型航空發(fā)動機試驗過程中，為了解發(fā)動機的性能及狀態(tài)，需要獲取相應的流道測試參數(shù)，目前在車臺試驗中，獲取流道測試參數(shù)所采用的主要測試手段是受感器。

在進行壓氣機級間壓力測量時，由于中小型航空發(fā)動機大量采用了整體結(jié)構(gòu)件，且這些構(gòu)件的幾何尺寸又相對較小，因此使得壓氣機級間流道空間狹小，此時使用普通的總壓受感器進行測量，會產(chǎn)生堵塞從而影響測試精度，甚至對流場產(chǎn)生較大的擾動，因此，需進一步探索適合于中小型航空發(fā)動機壓氣機級間壓力測量的受感器結(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探頭，具有尺寸小，對流場干擾小等特點，可以很好地適用于中小型航空發(fā)動機壓氣機級間流場的測量工作。因此，進一步探索葉型受感器的設計方法對于提高中小型航空發(fā)動機流場測量測試工作水平有著相當重要的意義。

1 葉型受感器結(jié)構(gòu)設計

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)機匣的結(jié)構(gòu)形式，設計相應的引線孔，將感壓管自壓氣機中引出并接入壓力測試系統(tǒng)。根據(jù)流場測試需要，葉型受感器的測點數(shù)量不同，測點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，因此其管徑大小會對流場產(chǎn)生一定的影響，在保證測量和加工的基礎(chǔ)上，應盡量采用小尺寸的感壓管以減小其對流場的影響。

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計時迎著氣流方向，但壓氣機內(nèi)流場氣流方向變化復雜，增強葉型受感器對來流方向變化的不敏感性有助于提高受感器的測量精度。受感器來流方向變化的不敏感性由受感器的不敏感角來衡量，不敏感角越大，受感器對來流方向變化的不敏感性越高，當受感器的總壓測量系數(shù)|Kpt|≤0.001時，所對應的來流偏轉(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。總壓測量系數(shù)Kpt的計算方法如下：

Pt為風洞標準總壓值，Ph為實時大氣壓，Pi為受感器測點的壓力測量值，壓力值的單位均為pa。

根據(jù)受感器的設計經(jīng)驗，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。為探索整流套對葉型受感器性能的影響，基于某型壓氣機靜子葉片，設計了兩種不同結(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)，通過試驗研究的方法，探究不同結(jié)構(gòu)形式葉型受感器性能的差異。

2 試驗研究方案

在開口吹氣式亞音速校準風洞內(nèi)，對帶整流套和不帶整流套的葉型受感器在多個工況下進行了吹風校準試驗，通過分析試驗數(shù)據(jù)，對比不同結(jié)構(gòu)形式的受感器性能的區(qū)別。

2.1 試驗環(huán)境簡介

試驗環(huán)境為開口吹氣式亞音速校準風洞，其總壓不均勻度為±0.1%，湍流度小于0.5%，流場壓力值測量系統(tǒng)采用美國DSA3217系列智能掃描系統(tǒng)，壓力小于3kPa時，精度為±0.1%F?S，壓力為3kPa～200kPa時，精度為±0.05%F?S 。

根據(jù)校準風洞的安裝要求，對應設計加工了葉型受感器的安裝夾具。

2.2 試驗目的

通過風洞校準試驗，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)，對比其性能高低。

2.3 試驗方案

（1）不敏感角試驗。在相同馬赫數(shù)的穩(wěn)定來流環(huán)境中，調(diào)整氣流相對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°，步長為5°，俯仰角β的調(diào)整范圍為-15°～15°，步長為5°，偏轉(zhuǎn)角和俯仰角的定義如圖2所示。在測得不同結(jié)構(gòu)形式的受感器的壓力值后，計算出對應的總壓測量系數(shù)Kpt。根據(jù)Kpt值，可獲得對應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。在不同馬赫數(shù)來流環(huán)境（0.2～0.6）下，測量并計算不同結(jié)構(gòu)形式的葉型受感器的總壓測量系數(shù)Kpt。

上述兩種試驗除來流條件不同外，其余測量及外部環(huán)境均相同，通過對比試驗結(jié)果的差異，可以對不同結(jié)構(gòu)形式葉型受感器的性能進行研究。

3 試驗結(jié)果及分析

帶整流套的葉型受感器試驗結(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

對比圖3，圖4中相同馬赫數(shù)來流時的圖表可以看出，在不敏感角試驗中，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流環(huán)境條件下。

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

此外，由上述圖線可以看出，在來流偏轉(zhuǎn)角和俯仰角相同時，不帶整流套的受感器的角度特性隨著來流馬赫數(shù)的增大而變差，當來流馬赫數(shù)大于0.3時，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，其角度特性受來流馬赫數(shù)的影響較小，直至，馬赫數(shù)為0.6時，相應圖線才出現(xiàn)一定程度的不重合。

4 結(jié)論

本次試驗中使用的基于某型壓氣機靜子葉片的單點葉型穩(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)風洞試驗結(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。

本次試驗中使用的帶整流套的葉型受感器的不敏感角范圍是非對稱區(qū)間。造成這一現(xiàn)象的原因是，本次試驗中所設計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，當受感器處于校準風洞流場中對稱角度位置時，葉型受感器所感受到的來流情況并不對稱，因此本次試驗研究所得的葉型受感器的不敏感角范圍是非對稱區(qū)間。

根據(jù)本次試驗研究結(jié)果，當被測流場的來流角度范圍變化較小（0～10°），來流馬赫數(shù)較低（Ma≤0.3）時，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量；當被測流場的來流角度范圍變化較大（＞10°），來流馬赫數(shù)較高（Ma＞0.3）時，選用帶整流套的葉型受感器的測量精度更高。

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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