航空发动机进口空气流量测量方案分析

李冰，郝晓乐，申世才

航空发动机进口空气流量测量方案分析

李冰，郝晓乐，申世才

(中国飞行试验研究院发动机所，陕西西安710089)

发动机试验时，通常采用在进气道出口和发动机进口之间加装测量耙的方式，来测量截面的总静压参数，进而获得发动机进口空气流量。考虑到附面层影响，采用新型附面层压力组合测量耙进行测量。同时，对获取截面流场压力的不同测量方案进行了分析，并结合试验数据，分析了不同测量方案产生的误差。结果表明：采用压力组合测量耙能较为准确地获得发动机进口空气流量，并且采用压差传感器获取截面流场压力，能显著减小发动机进口空气流量和附面层的测量误差。

航空发动机；空气流量测量；附面层测量；传感器；测量误差；敏感系数

1 引言

进气道与发动机的相容性是全面评价飞机推进系统的重要考核指标。进气道与发动机相容性试验中，空气流量是重要的测量参数。在发动机性能试验中，推力的测量尤为重要，而空气流量是推力测量中的重要测量参数。因此，获取发动机空气流量是发动机试验的一项重要内容，对航空发动机设计有着重要的意义。

测试过程中，合理、巧妙地规划测量方案能有效减小测量误差。在飞行试验时，一般在进气道出口与发动机进口之间的过渡段加装测量耙，测量截面的流场信息，获取发动机进口的空气流量。国外对发动机空气流量测量和计算的研究较早，积累了丰富的工程经验，测试技术和理论比较先进[1，2]，且在发动机气路压力测量方面，美国对测量耙及受感部的设计和误差分析制定了详细标准。国内对发动机空气流量的测量和计算，也进行过工程研究及应用[3～9]，中国燃气涡轮研究院在发动机气路压力测量耙和受感部的设计及误差分析方面进行了详细研究，中国飞行试验研究院在发动机试飞中也进行了空气流量测量，并取得一定成果。

在截面流场测量中，压力的测量比较关键，不同的测量方式会导致结果存在较大差异，目前主要采用绝压传感器和压差传感器进行测量。本文在测量发动机进口空气流量时，采用一种附面层压力组合测量耙，结合发动机试验结果，通过计算获得空气流量，并对分别采用绝压传感器和压差传感器测量压力时的误差进行了分析。

2 测量方案

气体在进气道内的流动区域，可分为不受粘性影响的主流区域和受粘性影响的附面层区域。主流区参数的测量容易实现，且方法多样。附面层区域由于受粘性影响，其精确测量在工程上一直较为困难。我国在附面层测量和计算方面，虽然进行过实际的工程研究及应用，但工程经验仍较为缺乏，测量方法也较传统，测量结果误差较大。在进行某型发动机试验时，针对流场主流区和附面层的流动特点，在以往测量耙的研制和工程应用基础上，结合附面层测量耙，设计了一种既能测量主流区流场信息，又能获取附面层流场信息的组合测量耙，如图1所示。测量耙前端4支受感部为测量主流区流场信息的皮托管总静压受感部，靠近根部的10支受感部为测量附面层总压的受感部。

图1 附面层压力组合测量耙Fig.1 The combination rakes for boundary layer pressure measurement

试验时，测量耙加装在进气道出口和发动机进口之间的过渡段，该截面共加装6支压力耙，其中3支为附面层压力组合测量耙，3支为无附面层测点的压力测量耙(靠近根部的皮托管测点位于附面层内)；同时加装了3支温度耙，沿测量截面周向均匀分布。测量耙安装及测点分布如图2所示。

在空气流量测量、计算中，测量截面的总压、静压至关重要。由于压力测量方式多样，下面从传感器选择角度对压力测量方式进行研究，分别采用绝压传感器和压差传感器两种测量方案，对主流区和附面层的压力进行测量。

图2 测量耙安装及测点分布示意图Fig.2 Measuring rake installation and stations distribution

测量方案一：直接采用绝压传感器测量主流区总压、静压及附面层总压。

测量方案二：采用直接测试总静压差的方法，即主流区的压力分别采用绝压传感器和压差传感器测量，附面层总压则采用压差传感器间接测量。测量时以舱压为基准压力，为防止气流扰动，舱压传感器放置在发动机舱中固定铁盒内。试验用压差传感器及绝压传感器的精度均为0.5%，测量方式如图3、图4所示。

图3 主流区总压、静压测量示意图Fig.3 Measurement of total pressure and static pressure on the mainstream area

图4 附面层总压测量示意图Fig.4 Measurement of total pressure on the boundary layer

3 空气流量计算及误差合成[10，11]

由于截面流场压力采用了不同的测量方式，导致发动机进口空气流量、附面层及其误差的计算存在差异。

3.1方案一计算方法

空气流量G：

式中：p*、p分别为皮托管所测总压和静压，R为测量截面半径，T*为测量截面总温。

附面层位移厚度δ*：

式中：pf*为附面层受感部所测总压，pp*f、ppfs分别为皮托管所测附面层总压和静压。

误差：

式中：各变量的偏导数即为其相应的敏感系数。

3.2方案二计算方法

空气流量：

式中：pd为皮托管测总静压差。

附面层位移厚度：

式中：pc为舱压，Δpfi为以舱压为基准压力的附面层总静压差，ppfd为皮托管测附面层总静压差。

误差：

4 试验结果

4.1空气流量

取发动机在台架上测量的空气流量值为100%。选取发动机地面稳定工作状态试验数据计算发动机空气流量，结果见表1。可见，发动机在地面的空气流量测量值与台架测量值的相对误差基本上在2%以内，差值较小，所以该空气流量测量方案合理可行。

表1 发动机地面稳定状态空气流量计算结果Table 1 The calculating results of airflow in engine ground stable states

4.2附面层位移厚度

取测试截面半径为100%。选取发动机地面稳定工作状态试验结果计算附面层位移厚度，结果见表2。可见，附面层位移厚度随着发动机状态的增大，先减小后增大。

表2 发动机地面稳定状态附面层位移厚度计算结果Table 2 The calculating results of boundary layer displacement thickness in engine ground stable states

5 误差分析

5.1空气流量

选取试验发动机风扇相对换算转速100%时的数据，对方案一和方案二进行对比分析。两种测量方案的各测量参数的敏感系数[11]计算结果如表3所示。可见，影响空气流量误差的主要参数，方案一中为皮托管所测静压及总压的敏感系数，方案二中为皮托管所测总静压差及总压的敏感系数。但根据表中计算结果，并结合误差理论可知，皮托管所测总压的敏感系数对误差结果的影响更大。

表3 空气流量各测量参数的敏感系数Table 3 Sensitivity coefficients of the airflow measuring parameters

5.2附面层位移厚度

由于附面层总压测点之间的差值较小，采用大量程的绝压传感器测量误差太大，甚至出现使发动机设计状态以下状态的附面层总压梯度消失现象。因此采用小量程的压差传感器，并以舱压为基准，间接测量附面层总压。该方法可精确测量附面层总压之间的梯度，减少测量误差。

选取发动机风扇相对换算转速100%时的数据进行对比分析。两种测量方案时各测试参数的敏感系数计算结果如表4所示。从表中可看出，影响附面层位移厚度测量误差的主要参数，方案一中为附面层受感部所测总压及皮托管所测附面层静压的敏感系数，方案二中为舱压及皮托管所测附面层总静压差的敏感系数。根据误差计算公式，附面层受感部所测总压的敏感系数，对位移厚度的测量误差具有累加效应，结合表中各敏感系数计算结果可知，该值对测量误差大小存在显著影响。

表4 附面层各测量参数的敏感系数Table 4 Sensitivity coefficients of the boundary layer measuring parameters

采用方案一时，附面层位移厚度的测量误差Uδ*1=29.9%，采用方案二时，附面层位移厚度的测量误差Uδ*2=18.4%。可见，采用方案二可显著减小测量误差。

6 结束语

本文在测量发动机进口空气流量时，考虑到附面层的影响，采用了一种测量空气流量和附面层压力的组合耙，并对使用组合测量耙时发动机的试验结果进行了分析，表明采用该型压力组合测量耙能够较为准确地获得发动机进口空气流量。同时，在获取截面流场压力时，考虑了传感器选择对测量结果的影响，并结合试验数据，对采用绝压传感器和压差传感器所得的空气流量及附面层参数的测量误差进行了对比分析。结果表明，采用压差传感器测量压力，能显著、有效地减小空气流量和附面层的测量误差，提高试验精度。

[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]王为颂.航空发动机测试中压力温度受感部设计性能概论[M].四川江油：航空工业部第六二四研究所，1983.

[4]徐国，郭昕，陈建民.高空台标定中空气流量测量方法研究[J].燃气涡轮试验与研究，1995，8(2)：40—43.

[5]王红，马明明.某型发动机空气流量计算影响因素研究[J].燃气涡轮试验与研究，2010，23(3)：22—26.

[6]林广仁.紊流附面层测量数据的计算方法[J].航空发动机，1996，22(1)：26—31.

[7]和永进，史建邦，邢雁，等.某型飞机进气道测量耙研制[J].燃气涡轮试验与研究，2008，21(3)：59—62.

[8]姜健，史建邦，李冰.曲面可压缩边界层的测量及其参数计算方法研究[J].气体物理—理论与应用，2009，4(3)：26—29.

[9]史建邦，申世才，马燕荣，等.某型涡扇发动机进口空气流量及附面层的测量与计算[J].测控技术，2012，31(6)：38—41.

[10]王新月.气体动力学基础[M].西安：西北工业大学出版社，2006.

[11]林洪桦.测量误差与不确定度评估[M].北京：机械工业出版社，2009.

[12]徐伟，赵选民，师义民，等.概率论与数理统计[M].西安：西北工业大学出版社，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，陕西西安人，工程师，硕士，主要从事发动机性能特性研究。