某改型温度测量探针结构气动特性试验与数值分析

苏金友，袁世辉，赵 涌，叶 燕

某改型温度测量探针结构气动特性试验与数值分析

苏金友，袁世辉，赵 涌，叶 燕

（中航工业燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703）

针对某型温度测量探针在使用过程中的测量误差，对探针滞止罩进行了结构改型设计。为清晰认识改型滞止罩结构气动特性和后续改进方案效果，分别对面积比为2、4和8的改型滞止罩进行了稳态数值仿真，并从静温恢复系数、速度分布以及气流流场分布情况对其气动特性进行了分析。结果表明：改进型滞止罩结构在较大面积比下可以满足最初设计要求，且面积比为8.1的结构气动特性较好。

温度探针；滞止罩；气动特性；数值仿真；结构设计；航空发动机

0 引言

航空发动机的工作特性多以温度和压力来表征，在整机试验中，温度和压力是测试参数中极为普遍又重要的参数。其中温度较难以精确测量，主要表现在温度变化的诱导因素多，如热传导、热辐射和对流，易被直接接触和间接接触的环境影响，这都增加了温度精确测量的难度，然而，温度探针的设计原则是在整个测量范围内能准确、可靠地工作[1-2]。目前，常用的温度测量受感部为热电阻和热电偶，依据不同测试要求，都有特有的测试装置和使用环境。在航空发动机整机试验中，通常在进气流量管内采用热电偶测量探针（即多个温度测点装置，也称为热电偶探针）测量发动机进气总温[3]。从温度变化的诱因可知，影响热电偶测量精度较为重要的气动和热力因素主要有速度误差、传导误差、辐射误差以及催化误差等[4]，其中催化误差主要发生在燃烧气流中，流量管内温度测量主要涉及到前3种影响因素。由不锈钢制成的传统温度探针滞止罩多采用圆柱形结构，横截面小，环抱热电偶测点，在较高或较低温气流试验时，滞止罩对热电偶辐射影响相对较大，致使热电偶不能准确反映当地的气流滞止温度。为了减小这种影响因素，并需要保证不增大速度和传导误差的影响，需要考虑合适的进排气面积比（ζ=AE/AB）来改进温度探针滞止罩结果。

本文设计不同进排气面积比新型滞止罩结构，对热电偶受感区域延长设计（即滞止罩内热电偶延长），横截面采用腰槽型，并进行了进排气面积比为2的温度探针测试试验，然后采用计算流体力学（CFD）方法确定滞止罩最优进排气面积比，以便为后续的结构设计起到减小辐射误差，并不影响速度误差、传导的目的[5-8]。

1 温度探针结构设计分析

测量探针主要有安装座、支杆、滞止罩和热电偶部件。偶丝与气流方向平行，与支杆夹缝中填充绝热材料，安装座和支杆采用不锈钢制作，其中滞止罩起到为热电偶提供理想的气动环境作用，滞止罩气动结构是否合理直接决定着温度测量探针的测量精度和准确性[9]。

典型的热电偶探针滞止罩结构如图1所示。

图1 温度测量探针主体结构

影响热电偶测量精度重要的气动和热力因素有速度误差 YV、传导误差YK、辐射误差YR和催化误差YC。其中速度误差为

由式（1）可知，较小速度误差可以通过减小热电偶接点处的马赫数MaJ来实现。MaJ与自由流马赫数MaF、滞止管的面积比（进口面积AE/泄气面积AB）和气流密度相关。

在给定来流马赫数的情况下，面积比反比于滞止罩内马赫数，可以通过改变滞止罩的面积比来改善测点测量的速度误差。

传导误差为

由式（3）可知，减小导热误差可以通过减小TT-TM，增大L/D，增加对流换热系数hc，以及减小偶丝的导热系数Ks来实现。在选定偶丝后，Ks确定，可以通过前3种方式减小YK的影响。

辐射误差和催化误差在流量管内进行温度测量可以忽略。

综合上述分析表明，设计良好的总温测量探针，需要通过气动特性良好的滞止罩来实现。

2 改型温度探针及试验

2.1 改型温度探针方案

在流量管内总温测量主要存在速度误差和导热误差，从减小导热误差方面分析，在来流总温一定的情况下，减小支杆的导热系数，可以减小TM和TT的差；延长滞止罩内偶丝长度，并减小偶丝直径，可以增大L/D值；增大滞止罩的进口面积，可以增大偶丝接点和来流气流的对流换热系数，减小滞止罩对热电偶的辐射误差。如此设计出改进型滞止罩（图1）。与原型滞止罩相比，改进结构增大了进口面积，延长了内偶丝长度，偶丝直径较小，并在滞止罩长度方向上两侧各开2个排气孔。

改型温度探针热电偶采用K型，精度等级为I级，增加偶丝伸出长度至30 mm，进口采用4角倒角的矩形截面，最初试验用测试探针排气孔在2次各开2个Ф=2 mm的圆孔，面积比为2.0257。支杆仍采用传统横截面为短边倒圆矩形结构，传统温度探针滞止罩为圆柱形，垂直于支杆长度方向平行气流焊接，改型滞止罩为短边倒圆矩形横截面结构，与传统温度探针一样，焊接与支杆倒圆侧（图1）。

2.2 试验结果

改进滞止罩温度测量探针测量试验在某高空台某型发动机低温起动试验时进行，共安装3支温度测量探针，其中2支采用传统滞止罩温度探针，3支温度探针在不同气流速度下的各测点测量温度系数趋势，如图2所示。温度系数К为稳态时均值与各测点时均值之和的比值，下标1为高速气流的数据，其他相应为低速气流时数据，T1-1、T1-2为传统温度探针（T分度）；T1-3为滞止罩改型温度探针（K分度）。由于某些原因，T1-2的第1点数据未获得。另外，由于滞止罩改型结构原因，探针的第5点滞止罩结构进口面积相对较小，致使第5点数据存在一定的相对偏差。温度系数显示出了其余4点在高速气流中的相对一致性，在低速气流中，明显滞止罩改型结构5点温度系数相对平衡，而在高速气流中，T1-2的4点温度系数平衡性取决于T1-3，但T1-3的前4点温度系数平衡性亦相对较为理想。总体看，滞止罩改型在高、低速气流中温度系数平衡性均优于传统滞止罩的。

图2 不同滞止罩结构试验测量温度系数

稳态测量探针的测温情况如图3所示。从图中可见，在过渡态下，随着气流速度的变化，采用改型温度探针进行温度测量，具有不稳定性。从式（1）可知，测量温度受测点处马赫数影响较大，与T1-2测量数据对比可知，滞止罩的结构影响了温度测量，并且从试验数据看，随着进气温度不变，马赫数的变化，T1-3的测量值远比其他2支探针变化剧烈（图3）。可以认为气流速度对改进结构存在一定影响，需要考虑减小气流速度对温度测量的影响，即考虑减小面积比的方法来改进改型滞止罩，加工多种面积比滞止罩探针实物经济性较差，采用CFD方法可以很好得到理想面积比滞止罩。该方法经济性好，且随着计算机技术的发展可靠性也已得到行业认可。

图3 随时间测量温度和气流速度的变化趋势

3 数值计算

3.1 计算域及网格划分

鉴于对滞止罩结构气动特性和改型温度探针试验情况分析，需要对改型温度探针滞止罩重新设计。本文选取测量探针末段单点进行简化计算，对滞止罩入口边缘进行不倒角简化，简化热电偶偶丝对气动流场无影响，计算域取测量探针前后10倍探针截面长轴长距离，前、后为计算域进出口边界，四周为滑移壁面，如图4所示。

图4 计算域

由于高空模拟流量管内气流为亚声速气流，域入口选用速度进口边界，域出口选用给定静压边界。计算域采用CFD前处理软件进行六面体网格划分，测量探针网格划分如图5所示。

图5 测量探针网格划分

对滞止罩附近进行网格加密处理，网格节点数约为50万。

3.2 求解器

计算采用商业CFD求解器进行气动特性求解，时间项采用全隐式、耦合求解算法，湍流模型选用对标准k-ε模型中湍流模型常数cε1和σε进行变量Cε1RNG或 Cε2RNG替换的 RNG k-ε 湍流模型，得到的湍流耗散方程[7]

能量模型选用考虑了动能热效应的热焓传输方程的Total Energy模型[7]

3.3 计算工况

从上述改型温度探针试验测试数据特性分析，产生温度测量数据偏差的原因存在气流流速对测量值的影响因子增大的可能，本文从探针滞止罩的面积比方面考虑，采用减小面积的方式来改善改型温度探针滞止罩结构，并参考试验用滞止罩和传统滞止罩面积比，得到如表1中1种滞止罩计算结构。进气气流工况选用流量管内进气马赫数Ma1=0.42,总温T1=243.15 K，出口静压Ps2=74 kPa。

表1 计算滞止罩结构

4 数值仿真结果

采用CFD方法得到的4种不同滞止罩结构附近气流流动情况如图6所示。从图中可见，改型滞止罩内气流流动明显要比传统式滞止罩的复杂，且随着ζ的增大，改型滞止罩内的气流流速降低。

图6 4种滞止罩附近气流流线

不同ζ的滞止罩流场中心线上的速度分布如图7所示。其中红线为热电偶测点处。速度误差的直径影响因素即滞止罩内气流流速，温度探针测量的气流滞止的程度是速度误差的大小，气流速度越低，温度的滞止效果越明显，探针可以测得的气流总温越真实。随着ζ的增大，测点处的速度越低，在ζ=8.1滞止罩内气流流速趋于等同ζ=4.2传统滞止罩内气流流速。

图7 中心线上速度

不同ζ的传统式滞止罩和3种改型滞止罩温度探针中心线上稳态温度分布如图8所示。其中红线为热电偶测点处。在同样来流温度下，随着气流的流动进入滞止罩内，气流温度逐渐升高，在4种滞止罩结构测点处温差约1℃，随着ζ的增大，该处温度越大，面积比为8.1的C改型滞止罩内温度分布基本等同于ζ=4.2的传统式滞止罩的。

图8 中心线上静温

5 结论

滞止罩是温度探针设计的关键，气动特性较好的滞止罩可以得到理想的温度测量结果，通过滞止罩初步设计的试验验证和数值计算方法分析得出以下结论：

（1）通过延长滞止罩内热电偶长度，增大滞止罩进口面积，可以减小高低温气流中滞止罩对热电偶的辐射影响。

（2）滞止罩面积比直接影响温度探针测量的速度误差，在较小的面积比情况下，试验测量值受测量气流流速影响较大，气流流速的增大，导致温度测量波动量增大。

（3）经过数值计算，在同样进气条件下，随着面积比的增大，滞止罩内气流马赫数减小，静温升高；在面积比为8.1的改进型滞止罩结构内气流马赫数和静温分布满足热电偶的测温要求。

（4）改进型滞止罩结构可以起到减小热电偶测温误差的作用，通过数值模拟找到了滞止罩改型设计中最优滞止罩面积比，节约了大量的设计和试验验证费用。

[1]秦存民.滞止式温度传感器动态理论建模研究 [J].理论与实践，2006，26（4）：12-14.QIN Cunmin，Study on making the dynamic modeling equations of the temperature probes of shield and stagnation[J].Journal of Theory and Practice，2006，26（4）：12-14.(in Chinese)

[2]Blackwell Ben F，Moffat R J.Design and construction of a low-velocity boundary-layer temperature probe[J].AIAA-74-0709.

[3]杨永军.温度测量技术的应用-流体温度的测量 [J].计测技术，2010（1）：59-63.YANG Yongjun.Application of temperature measurement technology:Measurement of fluid temperature[J].Measuring Technology，2010，30（1）：59-63.(in Chinese)

[4]王延，梁德春，朱艳丽.热电偶（温度探针）及其动态校正[J].压缩机技术，2010（4）：32-33.WANG Yan，LIANG Dechun，ZHU Yanli.Introduce of thermocouple(temperature probe)and its dynamic calibration[J].Compressor Technology，2010（4）：32-33.(in Chinese)

[5]Wilson A J W，Ireland P T，Stevenson R,et al.A robust radial traverse temperature probe for application to a gas turbine HP/IPstage[R].ASME2012-GT-68331.

[6]闫久坤.叶型受感部设计及结构优化[J].航空发动机，2010，36（2）：43-45.YAN Jiukun，Design and structure optimize of airfoil sensing area[J].Aeroengine，2010，36（2）：43-45.(in Chinese)

[7]黄明镜，唐磊，樊嘉峰，等.高温叶型温度探针研制及应用[C]//中国航空学会动力分会试验与测试专业委员会第八届学术交流会论文集.北京：中国航空学会，2006：5-10.HUANG Mingjing，TANG Lei，FAN Jiafeng，et al.Development and application of high temperature blade temperature probe[C]//Dynamic branch of China Aviation Society Testing Professional Committee.The Eighth Annual Academic Exchanges.Beijing：Chinese Society of Aeronautics and Astronautics ，2006：5-10.(in Chinese)

[8]王常树.航空发动机总温热电偶校检问题[J].测量与检修，1999，19（2）：12-14.WANG Changshu.Calibration problem of total temperature themocouple using for aero engine[J].Measurement and Inspection,1999，19（2）：12-14.(in Chinese)

[9]莫妲，唐豪，李明，等.带不同凹腔结构涡轮间燃烧室数值模拟[J].航空发动机，2012，38（1）：33-36，40.MO Da，TANG Hao，LI Ming,et al.Numerical simulation of Turbine Inter-blade Burner（TIB）with different axial cavity shapes[J].Aeroengine，2012，38（1）：33-36.(in Chinese)

[10]杨志民,孙永飞,赵煜，等.航空发动机燃烧室出口温度场双向测量方法[J].航空发动机,2010,36（1）：41-44.YANG Zhimin,Sun Yongfei,ZHAO Yu,et al.Bi-directional measurement method of combustor outlet temperature field for aeroengine[J].Aeroengine,2010,36（1）：41-44.(in Chinese)

[11]闫久坤.燃气轮机涡轮出口温度受感部故障分析与改进设计[J].航空发动机，2011,37（5）：33-37.YAN Jiukun.Failure analysis and improved design of turbine outlet temperature probe for gas turbine[J].Aeroengine,2011,37（5）：33-37.(in Chinese)

[12]王成军,江平,辛欣,等.进气温度对航空发动机燃烧室辐射换热的影响[J].航空发动机,2013,39（5）：31-33.WANG Chengjun,JIANG Ping,XIN Xin,et al.Influence of inlet air temperature on radiation heat transfer for aeroengine combustor[J].Aeroengine,2013,39（5）：31-33.(in Chinese)

[13]王延,梁德春,朱艳丽.热电偶（温度探针）及其动态校正[J].压缩机技术,2010（4）：32-33.WANG Yan,LIANG Dechun,ZHU Yanli.Introduce of thermocouple(temperature probe)and its dynamic calibration[J].Compressor Technology,2010（4）：32-33.(in Chinese)

[14]李兆民，魏英华，耿青涛，等.固体火箭发动机燃气温度测量研究[J].推进技术,1991（3）：76-82.LI Zhaomin,WEI Yinghua,GENG Qingtao,et al.An investigation on gas tempeature measurement in solid propellant rocket engine[J].Journal of Propulsion Technology,1991（3）：76-82.(in Chinese)

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

苏金友（1983），男，硕士，工程师，从事航空发动机高空模拟试验技术研究工作；E-mail：sujinyou2005@126.com。

苏金友，袁世辉，赵涌，等.某改型温度测量探针结构气动特性试验与数值分析[J].航空发动机，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.

（编辑：沈广祥）