航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法与流程

1.本说明书涉及航空发动机试验技术领域，具体涉及一种航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法。


背景技术：

2.在航空发动机稳态性能试验中，提供一个均匀稳定的发动机进口流场非常有必要的。进口空气流量是航空发动机最主要的性能参数之一，目前，在航空发动机高空台试验中采用接触式测量方法，在发动机进口前流量管上安装若干支总温总压探针以及相应的壁面静压测点，通过计算得到空气流量。而测试探针的加入势必会对发动机进口前的流场产生扰动，从而引入新的总压损失，为发动机性能评定以及模拟飞行条件的确定带来不利的影响，因此，要尽可能较小测试探针对流场带来的扰动。
3.在高空台试验中，为测量空气流量计算所需参数，在流量管相应截面布置若干支总温探针、总压探针、附面层探针，探针支数达9支以上，因此对流量管内流场的扰动较大。同时，目前这些探针型面为简单的倒角矩形，由支杆带来的扰动进一步增大了流量管内的总压损失以及流场的不均匀度。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本说明书实施例提供一种航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，以达到降低测试探针对发动机进口前流场的扰动的目的。
5.本发明的技术方案为：一种航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，包括：步骤一、确定支杆的型面厚度和长度；步骤二、根据步骤一中支杆的型面厚度计算该厚度对应直径的圆柱绕流流线；步骤三、提取设定的圆柱绕流流线中的第一流线，并进行封闭处理和圆滑处理以形成第一型线；步骤四、将第一型线放入圆柱绕流流场并提取设定的第二流线；步骤五、将第二流线进行封闭处理和圆滑处理以形成第二型线；步骤六、重复步骤一至步骤五，根据支杆的长度和两次形成的第二型线生成探针支杆的三维模型并进行强度校核。
6.进一步地，步骤二具体为：以发动机正常工作状态下进口参数作为仿真计算的进口边界条件，调整出口静压，使流场马赫数为0.4至0.6，对该厚度对应直径的圆柱进行二维绕流流场计算，得到圆柱绕流流线。
7.进一步地，步骤三具体为：提取最贴近圆柱且不进入后方绕流涡的流线作为第一流线。
8.进一步地，步骤四具体为：将第一型线放入圆柱绕流流场并提取最贴近第一型线且不进入后方绕流涡的流线作为第二流线。
9.进一步地，步骤六具体为：重复步骤一至步骤五以获取支杆上下型面对应的第二型线。
10.进一步地，航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法还包括步骤
七：将探针支杆的三维模型在长度方向上划分为主流区和附面层区；将多个测点在主流区按等环面方式布点；将多个测点在附面层区按等距方式布点。
11.进一步地，步骤七还包括：使主流区的多个测点为总温总压复合测点；使附面层区中的相邻两个复合测点之间设置一个单总压测点。
12.与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：本发明实施例通过集成设计，大大减少了流量管内探针的数量，同时本发明所述设计方法能优化探针型面，大大降低测试探针对发动机进口前流场的扰动。
附图说明
13.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
14.图1是本发明实施例的探针结构示意图；
15.图2是本发明实施例中探针测点的结构示意图；
16.图3是本发明实施例的流程示意图；
17.图4是圆形绕流流场示意图；
18.图5是第一流线提取示意图；
19.图6是第一型线示意图；
20.图7是圆柱绕流流场示意图；
21.图8是最终流线型型面示意图。
22.图中附图标记：1、支杆；2、测点；3、支座。
具体实施方式
23.下面结合附图对本技术实施例进行详细描述。
24.以下通过特定的具体实例说明本技术的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本技术的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。本技术还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本技术的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
25.如图1和图2所示，本发明主要提供一种航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针，包括支杆1、测点2和支座3。支杆1、测点2和支座3均使用焊接方式连接。其中支杆1横切型面为流线型，为保证整体强度，支杆1底部宽，顶部窄。支杆1前端正对来流(图1中箭头方向)且与支座3上表面垂直。
26.如图3所示，本发明还提供了一种航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，包括：
27.步骤一、确定支杆的型面厚度和长度；
28.步骤二、根据步骤一中支杆的型面厚度计算该厚度对应直径的圆柱绕流流线；
29.步骤三、提取设定的圆柱绕流流线中的第一流线(如图5所示)，并进行封闭处理和圆滑处理以形成第一型线(如图6所示)；
30.步骤四、将第一型线放入圆柱绕流流场(如图7所示)并提取设定的第二流线；
31.步骤五、将第二流线进行封闭处理和圆滑处理以形成第二型线；
32.步骤六、重复步骤一至步骤五，根据支杆的长度和两次形成的第二型线生成探针支杆的三维模型并进行强度校核。
33.本发明实施例通过集成设计，大大减少了流量管内探针的数量，同时本发明所述设计方法能优化探针型面，大大降低测试探针对发动机进口前流场的扰动。
34.上述步骤一具体为：首先对探针支杆进行预强度设计，初步确定探针支杆厚度和长度，支杆长度一般与实际测量需求相关。支杆静强度采用屈服强度准则，支杆根部最大应力处屈服强度安全系数应不小于1.5，同时支杆的固有频率要与发动机低压转子在各工作点转速有不小于10％的裕度。例如初步确定支杆上下端厚度分别为8mm、16mm。
35.步骤二具体为：以发动机正常工作状态下进口参数作为仿真计算的进口边界条件，调整出口静压，使流场马赫数为0.4至0.6，对厚度为8mm与16mm对应直径的圆柱进行二维绕流流场计算，得到圆柱绕流流线，图4所示为16mm圆绕流流场。
36.步骤三具体为：提取最贴近圆柱且不进入后方绕流涡的流线作为第一流线。
37.步骤四具体为：将第一型线放入圆柱绕流流场并提取最贴近第一型线且不进入后方绕流涡的流线作为第二流线。
38.其中步骤五中的操作步骤为将第二流线头部与尾部均使用圆弧进行连接，圆弧分别与上下流线相切，平滑过渡以形成第二型线。
39.步骤六具体为：重复步骤一至步骤五以获取支杆上下型面对应的第二型线(即两次形成的第二型线)。对第二型线的头部与尾部均使用圆弧进行连接，圆弧分别与上下流线相切，平滑过渡，最终型面如图8所示。
40.根据两次形成的第二型线得到支杆上下型线坐标，同时已知支杆长度，即可通过三维软件(例如ug)进行纵向扫略，此时需保证上下型线前缘点连线与上下型面垂直。最后对三维支杆进行强度校核，若强度校核不通过，则返回更改上下型面厚度，重新按上述步骤生成流线型支杆。
41.航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法还包括步骤七：
42.将整个支杆1分为主流区ⅰ和附面层区ⅱ，划分依据为试验经验或仿真结果附面层区ⅱ厚度大于实际试验中附面层厚度。主流区ⅰ按等环面方式布点，即每个相邻测点所组成的环面面积相等，附面层区ⅱ区按等距方式布点，即每个相邻测点之间的间距相同。主流区ⅰ均采用总温总压复合测点设计，即同一测点可同时测量总温和总压。附面层区ⅱ因测点数较密，受限于空间位置限制，每隔一点布置一个复合测点，其余布置单总压测点，计算空气流量时可利用差值的方法近似得出单点总压处的总温。
43.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，其特征在于，包括：步骤一、确定支杆的型面厚度和长度；步骤二、根据所述步骤一中支杆的型面厚度计算该厚度对应直径的圆柱绕流流线；步骤三、提取设定的圆柱绕流流线中的第一流线，并进行封闭处理和圆滑处理以形成第一型线；步骤四、将所述第一型线放入圆柱绕流流场并提取设定的第二流线；步骤五、将所述第二流线进行封闭处理和圆滑处理以形成第二型线；步骤六、重复步骤一至步骤五，根据所述支杆的长度和两次形成的第二型线生成探针支杆的三维模型并进行强度校核。2.根据权利要求1所述的航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，其特征在于，所述步骤二具体为：以发动机正常工作状态下进口参数作为仿真计算的进口边界条件，调整出口静压，使流场马赫数为0.4至0.6，对该厚度对应直径的圆柱进行二维绕流流场计算，得到圆柱绕流流线。3.根据权利要求2所述的航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，其特征在于，所述步骤三具体为：提取最贴近圆柱且不进入后方绕流涡的流线作为所述第一流线。4.根据权利要求3所述的航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，其特征在于，所述步骤四具体为：将所述第一型线放入圆柱绕流流场并提取最贴近所述第一型线且不进入后方绕流涡的流线作为所述第二流线。5.根据权利要求4所述的航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，其特征在于，所述步骤六具体为：重复步骤一至步骤五以获取支杆上下型面对应的所述第二型线。6.根据权利要求1所述的航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，其特征在于，所述航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法还包括步骤七：将探针支杆的三维模型在长度方向上划分为主流区和附面层区；将多个测点在主流区按等环面方式布点；将多个测点在附面层区按等距方式布点。7.根据权利要求6所述的航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，其特征在于，所述步骤七还包括：使所述主流区的多个测点为总温总压复合测点；使所述附面层区中的相邻两个复合测点之间设置一个单总压测点。

技术总结
本发明提供了一种航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，包括：步骤一、确定支杆的型面厚度和长度；步骤二、根据步骤一中支杆的型面厚度计算该厚度对应直径的圆柱绕流流线；步骤三、提取设定的圆柱绕流流线中的第一流线，并进行封闭处理和圆滑处理以形成第一型线；步骤四、将第一型线放入圆柱绕流流场并提取设定的第二流线；步骤五、将第二流线进行封闭处理和圆滑处理以形成第二型线；步骤六、重复步骤一至步骤五，根据支杆的长度和两次形成的第二型线生成探针支杆的三维模型并进行强度校核。本发明实施例通过集成设计，减少了流量管内探针的数量，同时本发明所述设计方法能优化探针型面，降低测试探针对发动机进口前流场的扰动。进口前流场的扰动。进口前流场的扰动。


技术研发人员：刘盾盾 赵涌 胡月 宋子军 巩岁平 薛原
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：2023.02.22
技术公布日：2023/7/31