某改型溫度測量探針結(jié)構(gòu)氣動特性試驗與數(shù)值分析

蘇金友，袁世輝，趙 涌，葉 燕

某改型溫度測量探針結(jié)構(gòu)氣動特性試驗與數(shù)值分析

蘇金友，袁世輝，趙 涌，葉 燕

（中航工業(yè)燃氣渦輪研究院航空發(fā)動機高空模擬技術(shù)重點實驗室，四川江油621703）

針對某型溫度測量探針在使用過程中的測量誤差，對探針滯止罩進行了結(jié)構(gòu)改型設(shè)計。為清晰認(rèn)識改型滯止罩結(jié)構(gòu)氣動特性和后續(xù)改進方案效果，分別對面積比為2、4和8的改型滯止罩進行了穩(wěn)態(tài)數(shù)值仿真，并從靜溫恢復(fù)系數(shù)、速度分布以及氣流流場分布情況對其氣動特性進行了分析。結(jié)果表明：改進型滯止罩結(jié)構(gòu)在較大面積比下可以滿足最初設(shè)計要求，且面積比為8.1的結(jié)構(gòu)氣動特性較好。

溫度探針；滯止罩；氣動特性；數(shù)值仿真；結(jié)構(gòu)設(shè)計；航空發(fā)動機

0 引言

航空發(fā)動機的工作特性多以溫度和壓力來表征，在整機試驗中，溫度和壓力是測試參數(shù)中極為普遍又重要的參數(shù)。其中溫度較難以精確測量，主要表現(xiàn)在溫度變化的誘導(dǎo)因素多，如熱傳導(dǎo)、熱輻射和對流，易被直接接觸和間接接觸的環(huán)境影響，這都增加了溫度精確測量的難度，然而，溫度探針的設(shè)計原則是在整個測量范圍內(nèi)能準(zhǔn)確、可靠地工作[1-2]。目前，常用的溫度測量受感部為熱電阻和熱電偶，依據(jù)不同測試要求，都有特有的測試裝置和使用環(huán)境。在航空發(fā)動機整機試驗中，通常在進氣流量管內(nèi)采用熱電偶測量探針（即多個溫度測點裝置，也稱為熱電偶探針）測量發(fā)動機進氣總溫[3]。從溫度變化的誘因可知，影響熱電偶測量精度較為重要的氣動和熱力因素主要有速度誤差、傳導(dǎo)誤差、輻射誤差以及催化誤差等[4]，其中催化誤差主要發(fā)生在燃燒氣流中，流量管內(nèi)溫度測量主要涉及到前3種影響因素。由不銹鋼制成的傳統(tǒng)溫度探針滯止罩多采用圓柱形結(jié)構(gòu)，橫截面小，環(huán)抱熱電偶測點，在較高或較低溫氣流試驗時，滯止罩對熱電偶輻射影響相對較大，致使熱電偶不能準(zhǔn)確反映當(dāng)?shù)氐臍饬鳒箿囟?。為了減小這種影響因素，并需要保證不增大速度和傳導(dǎo)誤差的影響，需要考慮合適的進排氣面積比（ζ=AE/AB）來改進溫度探針滯止罩結(jié)果。

本文設(shè)計不同進排氣面積比新型滯止罩結(jié)構(gòu)，對熱電偶受感區(qū)域延長設(shè)計（即滯止罩內(nèi)熱電偶延長），橫截面采用腰槽型，并進行了進排氣面積比為2的溫度探針測試試驗，然后采用計算流體力學(xué)（CFD）方法確定滯止罩最優(yōu)進排氣面積比，以便為后續(xù)的結(jié)構(gòu)設(shè)計起到減小輻射誤差，并不影響速度誤差、傳導(dǎo)的目的[5-8]。

1 溫度探針結(jié)構(gòu)設(shè)計分析

測量探針主要有安裝座、支桿、滯止罩和熱電偶部件。偶絲與氣流方向平行，與支桿夾縫中填充絕熱材料，安裝座和支桿采用不銹鋼制作，其中滯止罩起到為熱電偶提供理想的氣動環(huán)境作用，滯止罩氣動結(jié)構(gòu)是否合理直接決定著溫度測量探針的測量精度和準(zhǔn)確性[9]。

典型的熱電偶探針滯止罩結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 溫度測量探針主體結(jié)構(gòu)

影響熱電偶測量精度重要的氣動和熱力因素有速度誤差 YV、傳導(dǎo)誤差YK、輻射誤差YR和催化誤差YC。其中速度誤差為

由式（1）可知，較小速度誤差可以通過減小熱電偶接點處的馬赫數(shù)MaJ來實現(xiàn)。MaJ與自由流馬赫數(shù)MaF、滯止管的面積比（進口面積AE/泄氣面積AB）和氣流密度相關(guān)。

在給定來流馬赫數(shù)的情況下，面積比反比于滯止罩內(nèi)馬赫數(shù)，可以通過改變滯止罩的面積比來改善測點測量的速度誤差。

傳導(dǎo)誤差為

由式（3）可知，減小導(dǎo)熱誤差可以通過減小TT-TM，增大L/D，增加對流換熱系數(shù)hc，以及減小偶絲的導(dǎo)熱系數(shù)Ks來實現(xiàn)。在選定偶絲后，Ks確定，可以通過前3種方式減小YK的影響。

輻射誤差和催化誤差在流量管內(nèi)進行溫度測量可以忽略。

綜合上述分析表明，設(shè)計良好的總溫測量探針，需要通過氣動特性良好的滯止罩來實現(xiàn)。

2 改型溫度探針及試驗

2.1 改型溫度探針方案

在流量管內(nèi)總溫測量主要存在速度誤差和導(dǎo)熱誤差，從減小導(dǎo)熱誤差方面分析，在來流總溫一定的情況下，減小支桿的導(dǎo)熱系數(shù)，可以減小TM和TT的差；延長滯止罩內(nèi)偶絲長度，并減小偶絲直徑，可以增大L/D值；增大滯止罩的進口面積，可以增大偶絲接點和來流氣流的對流換熱系數(shù)，減小滯止罩對熱電偶的輻射誤差。如此設(shè)計出改進型滯止罩（圖1）。與原型滯止罩相比，改進結(jié)構(gòu)增大了進口面積，延長了內(nèi)偶絲長度，偶絲直徑較小，并在滯止罩長度方向上兩側(cè)各開2個排氣孔。

改型溫度探針熱電偶采用K型，精度等級為I級，增加偶絲伸出長度至30 mm，進口采用4角倒角的矩形截面，最初試驗用測試探針排氣孔在2次各開2個Ф=2 mm的圓孔，面積比為2.0257。支桿仍采用傳統(tǒng)橫截面為短邊倒圓矩形結(jié)構(gòu)，傳統(tǒng)溫度探針滯止罩為圓柱形，垂直于支桿長度方向平行氣流焊接，改型滯止罩為短邊倒圓矩形橫截面結(jié)構(gòu)，與傳統(tǒng)溫度探針一樣，焊接與支桿倒圓側(cè)（圖1）。

2.2 試驗結(jié)果

改進滯止罩溫度測量探針測量試驗在某高空臺某型發(fā)動機低溫起動試驗時進行，共安裝3支溫度測量探針，其中2支采用傳統(tǒng)滯止罩溫度探針，3支溫度探針在不同氣流速度下的各測點測量溫度系數(shù)趨勢，如圖2所示。溫度系數(shù)К為穩(wěn)態(tài)時均值與各測點時均值之和的比值，下標(biāo)1為高速氣流的數(shù)據(jù)，其他相應(yīng)為低速氣流時數(shù)據(jù)，T1-1、T1-2為傳統(tǒng)溫度探針（T分度）；T1-3為滯止罩改型溫度探針（K分度）。由于某些原因，T1-2的第1點數(shù)據(jù)未獲得。另外，由于滯止罩改型結(jié)構(gòu)原因，探針的第5點滯止罩結(jié)構(gòu)進口面積相對較小，致使第5點數(shù)據(jù)存在一定的相對偏差。溫度系數(shù)顯示出了其余4點在高速氣流中的相對一致性，在低速氣流中，明顯滯止罩改型結(jié)構(gòu)5點溫度系數(shù)相對平衡，而在高速氣流中，T1-2的4點溫度系數(shù)平衡性取決于T1-3，但T1-3的前4點溫度系數(shù)平衡性亦相對較為理想?？傮w看，滯止罩改型在高、低速氣流中溫度系數(shù)平衡性均優(yōu)于傳統(tǒng)滯止罩的。

圖2 不同滯止罩結(jié)構(gòu)試驗測量溫度系數(shù)

穩(wěn)態(tài)測量探針的測溫情況如圖3所示。從圖中可見，在過渡態(tài)下，隨著氣流速度的變化，采用改型溫度探針進行溫度測量，具有不穩(wěn)定性。從式（1）可知，測量溫度受測點處馬赫數(shù)影響較大，與T1-2測量數(shù)據(jù)對比可知，滯止罩的結(jié)構(gòu)影響了溫度測量，并且從試驗數(shù)據(jù)看，隨著進氣溫度不變，馬赫數(shù)的變化，T1-3的測量值遠比其他2支探針變化劇烈（圖3）。可以認(rèn)為氣流速度對改進結(jié)構(gòu)存在一定影響，需要考慮減小氣流速度對溫度測量的影響，即考慮減小面積比的方法來改進改型滯止罩，加工多種面積比滯止罩探針實物經(jīng)濟性較差，采用CFD方法可以很好得到理想面積比滯止罩。該方法經(jīng)濟性好，且隨著計算機技術(shù)的發(fā)展可靠性也已得到行業(yè)認(rèn)可。

圖3 隨時間測量溫度和氣流速度的變化趨勢

3 數(shù)值計算

3.1 計算域及網(wǎng)格劃分

鑒于對滯止罩結(jié)構(gòu)氣動特性和改型溫度探針試驗情況分析，需要對改型溫度探針滯止罩重新設(shè)計。本文選取測量探針末段單點進行簡化計算，對滯止罩入口邊緣進行不倒角簡化，簡化熱電偶偶絲對氣動流場無影響，計算域取測量探針前后10倍探針截面長軸長距離，前、后為計算域進出口邊界，四周為滑移壁面，如圖4所示。

圖4 計算域

由于高空模擬流量管內(nèi)氣流為亞聲速氣流，域入口選用速度進口邊界，域出口選用給定靜壓邊界。計算域采用CFD前處理軟件進行六面體網(wǎng)格劃分，測量探針網(wǎng)格劃分如圖5所示。

圖5 測量探針網(wǎng)格劃分

對滯止罩附近進行網(wǎng)格加密處理，網(wǎng)格節(jié)點數(shù)約為50萬。

3.2 求解器

計算采用商業(yè)CFD求解器進行氣動特性求解，時間項采用全隱式、耦合求解算法，湍流模型選用對標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型中湍流模型常數(shù)cε1和σε進行變量Cε1RNG或 Cε2RNG替換的 RNG k-ε 湍流模型，得到的湍流耗散方程[7]

能量模型選用考慮了動能熱效應(yīng)的熱焓傳輸方程的Total Energy模型[7]

3.3 計算工況

從上述改型溫度探針試驗測試數(shù)據(jù)特性分析，產(chǎn)生溫度測量數(shù)據(jù)偏差的原因存在氣流流速對測量值的影響因子增大的可能，本文從探針滯止罩的面積比方面考慮，采用減小面積的方式來改善改型溫度探針滯止罩結(jié)構(gòu)，并參考試驗用滯止罩和傳統(tǒng)滯止罩面積比，得到如表1中1種滯止罩計算結(jié)構(gòu)。進氣氣流工況選用流量管內(nèi)進氣馬赫數(shù)Ma1=0.42,總溫T1=243.15 K，出口靜壓Ps2=74 kPa。

表1 計算滯止罩結(jié)構(gòu)

4 數(shù)值仿真結(jié)果

采用CFD方法得到的4種不同滯止罩結(jié)構(gòu)附近氣流流動情況如圖6所示。從圖中可見，改型滯止罩內(nèi)氣流流動明顯要比傳統(tǒng)式滯止罩的復(fù)雜，且隨著ζ的增大，改型滯止罩內(nèi)的氣流流速降低。

圖6 4種滯止罩附近氣流流線

不同ζ的滯止罩流場中心線上的速度分布如圖7所示。其中紅線為熱電偶測點處。速度誤差的直徑影響因素即滯止罩內(nèi)氣流流速，溫度探針測量的氣流滯止的程度是速度誤差的大小，氣流速度越低，溫度的滯止效果越明顯，探針可以測得的氣流總溫越真實。隨著ζ的增大，測點處的速度越低，在ζ=8.1滯止罩內(nèi)氣流流速趨于等同ζ=4.2傳統(tǒng)滯止罩內(nèi)氣流流速。

圖7 中心線上速度

不同ζ的傳統(tǒng)式滯止罩和3種改型滯止罩溫度探針中心線上穩(wěn)態(tài)溫度分布如圖8所示。其中紅線為熱電偶測點處。在同樣來流溫度下，隨著氣流的流動進入滯止罩內(nèi)，氣流溫度逐漸升高，在4種滯止罩結(jié)構(gòu)測點處溫差約1℃，隨著ζ的增大，該處溫度越大，面積比為8.1的C改型滯止罩內(nèi)溫度分布基本等同于ζ=4.2的傳統(tǒng)式滯止罩的。

圖8 中心線上靜溫

5 結(jié)論

滯止罩是溫度探針設(shè)計的關(guān)鍵，氣動特性較好的滯止罩可以得到理想的溫度測量結(jié)果，通過滯止罩初步設(shè)計的試驗驗證和數(shù)值計算方法分析得出以下結(jié)論：

（1）通過延長滯止罩內(nèi)熱電偶長度，增大滯止罩進口面積，可以減小高低溫氣流中滯止罩對熱電偶的輻射影響。

（2）滯止罩面積比直接影響溫度探針測量的速度誤差，在較小的面積比情況下，試驗測量值受測量氣流流速影響較大，氣流流速的增大，導(dǎo)致溫度測量波動量增大。

（3）經(jīng)過數(shù)值計算，在同樣進氣條件下，隨著面積比的增大，滯止罩內(nèi)氣流馬赫數(shù)減小，靜溫升高；在面積比為8.1的改進型滯止罩結(jié)構(gòu)內(nèi)氣流馬赫數(shù)和靜溫分布滿足熱電偶的測溫要求。

（4）改進型滯止罩結(jié)構(gòu)可以起到減小熱電偶測溫誤差的作用，通過數(shù)值模擬找到了滯止罩改型設(shè)計中最優(yōu)滯止罩面積比，節(jié)約了大量的設(shè)計和試驗驗證費用。

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Experiment and Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics for Improved Temperature Probe

SU Jin-you,YUAN Shi-hui,ZHAO Yong,YEYan
（Key Laboratory of Aeroengine High Altitude Simulation Technology,AVICGasTurbine Research Institute,Jiangyou Sichuan 621703,China）

Aiming at the measurement errors of a temperature probe,the structure of the probe stagnation cover was improved.In order to analyze the aerodynamic characteristics of the improved stagnation covers and the effectiveness of the improved schemes,the improved stagnation covers with aera ratio 2,4 and 8 were numerically simulated at steady conditions.The aerodynamic characteristics including static temperature recovery coefficient,velocity distribution and fluid distribution were analyzed.The results show that the improved stagnation covers can meet the initial design requirement on larger aera ratio,and the structure aerodynamic characteristic with aera ratio 8.1 is much better.

temperature probe;stagnation cover;aerodynamic characteristics;numerical simulation;structure design;aeroengine

V211.752

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.016

2013-11-17

蘇金友（1983），男，碩士，工程師，從事航空發(fā)動機高空模擬試驗技術(shù)研究工作；E-mail：sujinyou2005@126.com。

蘇金友，袁世輝，趙涌，等.某改型溫度測量探針結(jié)構(gòu)氣動特性試驗與數(shù)值分析[J].航空發(fā)動機，2015，41（1）：80-84.SUJinyou，YUANShihui，ZHAOYong，et al.Experiment and numerical simulation of aerodynamic characteristicsfor improved temperatureprobe[J].Aeroengine，2015，41（1）：80-84.

（編輯：沈廣祥）