中小型航空发动机叶型稳态压力受感器设计及试验研究

余柯锋

（中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲，412002）

中小型航空发动机叶型稳态压力受感器设计及试验研究

余柯锋

（中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲，412002）

基于压力受感器的设计经验，为探索中小型航空发动机叶型稳态压力受感器的设计方向，本文利用开口吹气式亚音速校准风洞，对不同结构形式的叶型稳态压力受感器进行了吹风校准试验。通过测取不同工况下受感器的压力值，计算总压测量系数，分析了带整流套和不带整流套对于受感器不敏感角的影响，为进一步优化中小型航空发动机叶型稳态压力受感器设计提供了指导。

叶型稳态压力受感器；风洞试验；不敏感角

0 引言

在中小型航空发动机试验过程中，为了解发动机的性能及状态，需要获取相应的流道测试参数，目前在车台试验中，获取流道测试参数所采用的主要测试手段是受感器。

在进行压气机级间压力测量时，由于中小型航空发动机大量采用了整体结构件，且这些构件的几何尺寸又相对较小，因此使得压气机级间流道空间狭小，此时使用普通的总压受感器进行测量，会产生堵塞从而影响测试精度，甚至对流场产生较大的扰动，因此，需进一步探索适合于中小型航空发动机压气机级间压力测量的受感器结构形式。叶型稳态压力受感器（以下简称叶型受感器）借助静子叶片作为支撑元件，在叶片表面径向布置多个探头，具有尺寸小，对流场干扰小等特点，可以很好地适用于中小型航空发动机压气机级间流场的测量工作。因此，进一步探索叶型受感器的设计方法对于提高中小型航空发动机流场测量测试工作水平有着相当重要的意义。

1 叶型受感器结构设计

叶型受感器主要由静子叶片和感压管两大部件组成，典型的受感器结构图如图1所示。感压管沿叶片型面紧贴于静子叶片压力面一侧，采用胶粘和点焊压片结合的方式固定，感压管管口迎着气流方向。根据静子叶片安装结构形式的需要，在其安装底座上打孔将感压管后端管路引出。根据机匣的结构形式，设计相应的引线孔，将感压管自压气机中引出并接入压力测试系统。根据流场测试需要，叶型受感器的测点数量不同，测点一般沿叶高方向按等环面分布。由于感压管凸出于静子叶片表面，因此其管径大小会对流场产生一定的影响，在保证测量和加工的基础上，应尽量采用小尺寸的感压管以减小其对流场的影响。

图1 叶型受感器典型结构图

尽管叶型受感器的感压管在设计时迎着气流方向，但压气机内流场气流方向变化复杂，增强叶型受感器对来流方向变化的不敏感性有助于提高受感器的测量精度。受感器来流方向变化的不敏感性由受感器的不敏感角来衡量，不敏感角越大，受感器对来流方向变化的不敏感性越高，当受感器的总压测量系数|Kpt|≤0.001时，所对应的来流偏转角α的范围即为受感器的不敏感角，不敏感角反映了受感器的角度特性。总压测量系数Kpt的计算方法如下：

Pt为风洞标准总压值，Ph为实时大气压，Pi为受感器测点的压力测量值，压力值的单位均为pa。

根据受感器的设计经验，在普通总压受感器前端增加整流套，可有效增大受感器的不敏感角。为探索整流套对叶型受感器性能的影响，基于某型压气机静子叶片，设计了两种不同结构形式的叶型受感器，一种为带整流套的结构，一种为不带整流套的结构，通过试验研究的方法，探究不同结构形式叶型受感器性能的差异。

2 试验研究方案

在开口吹气式亚音速校准风洞内，对带整流套和不带整流套的叶型受感器在多个工况下进行了吹风校准试验，通过分析试验数据，对比不同结构形式的受感器性能的区别。

2.1 试验环境简介

试验环境为开口吹气式亚音速校准风洞，其总压不均匀度为±0.1%，湍流度小于0.5%，流场压力值测量系统采用美国DSA3217系列智能扫描系统，压力小于3kPa时，精度为±0.1%F•S，压力为3kPa～200kPa时，精度为±0.05%F•S 。

根据校准风洞的安装要求，对应设计加工了叶型受感器的安装夹具。

2.2 试验目的

通过风洞校准试验，获得不同结构形式的叶型受感器的不敏感角范围和速度系数，对比其性能高低。

2.3 试验方案

（1）不敏感角试验。在相同马赫数的稳定来流环境中，调整气流相对于两种叶型受感器的角度，其中偏转角α的调整范围为-20°～30°，步长为5°，俯仰角β的调整范围为-15°～15°，步长为5°，偏转角和俯仰角的定义如图2所示。在测得不同结构形式的受感器的压力值后，计算出对应的总压测量系数Kpt。根据Kpt值，可获得对应叶型受感器的不敏感角。

图2 偏转角α及俯仰角β定义

（2）气流速度试验。在不同马赫数来流环境（0.2～0.6）下，测量并计算不同结构形式的叶型受感器的总压测量系数Kpt。

上述两种试验除来流条件不同外，其余测量及外部环境均相同，通过对比试验结果的差异，可以对不同结构形式叶型受感器的性能进行研究。

3 试验结果及分析

带整流套的叶型受感器试验结果如图3所示，从图中可以看出，在不同俯仰角下，带整流套的叶型受感器在偏转角为-5°～30°时图线重合度较好，且|Kpt|≤0.001。

图3 带整流套的叶型受感器角度特性曲线图

不带整流套的叶型受感器的试验结果如图4所示，在不同俯仰角下，不带整流套的叶型受感器整体图线重合度较低，且不同马赫数来流情况下不敏感角范围差距明显。

图4 不带整流套的叶型受感器角度特性曲线图

对比图3，图4中相同马赫数来流时的图表可以看出，在不敏感角试验中，不带整流套的叶型受感器的不敏感角较小，带整流套的受感器不敏感角较大，因此，带整流套的叶型受感器可适用于更大范围的来流环境条件下。

对比图3和图4中不同马赫数来流时的图表可以看出，在气流速度试验中，不带整流套的叶型受感器在不同马赫数来流情况下曲线重合度不高，总压测量系数Kpt一致性差，带整流套的受感器曲线在较大来流偏转角范围内的重合度较高，总压测量系数Kpt一致性很好。

此外，由上述图线可以看出，在来流偏转角和俯仰角相同时，不带整流套的受感器的角度特性随着来流马赫数的增大而变差，当来流马赫数大于0.3时，图线已明显不重合；带整流套的受感器在偏转角为-5°～30°范围内时，其角度特性受来流马赫数的影响较小，直至，马赫数为0.6时，相应图线才出现一定程度的不重合。

4 结论

本次试验中使用的基于某型压气机静子叶片的单点叶型稳态压力受感器，感压管采用规格为Ø0.8×0.15的金属管，整流套规格为Ø2×0.3。根据风洞试验结果，带整流套的受感器不敏感角范围为-5°～30°，不带整流套的受感器不敏感角范围为0°～10°，带整流套的受感器的不敏感角范围更大。

本次试验中使用的带整流套的叶型受感器的不敏感角范围是非对称区间。造成这一现象的原因是，本次试验中所设计叶型受感器的感压管安装在静子叶片的压力面一侧，且探头没有伸出叶片前缘，因此，受感器不能接触到叶片吸力面一侧的气流，当受感器处于校准风洞流场中对称角度位置时，叶型受感器所感受到的来流情况并不对称，因此本次试验研究所得的叶型受感器的不敏感角范围是非对称区间。

根据本次试验研究结果，当被测流场的来流角度范围变化较小（0～10°），来流马赫数较低（Ma≤0.3）时，既可使用带整流套的叶型受感器，也可使用不带整流套的叶型受感器完成测量；当被测流场的来流角度范围变化较大（＞10°），来流马赫数较高（Ma＞0.3）时，选用带整流套的叶型受感器的测量精度更高。

[1]蒋浩兴.DERA的核心压气机发展验证计划[J].航空发动机.2002，28(4)：56-58.

[2]尹泽勇.大力加强我国中小型航空发动机技术的发展[J].中国工程院航空工程科技论坛学术报告.2002.

[3]闫久坤.叶型受感器设计及结构优化[J].航空发动机.2010,02.

[4]孙积瑚，刘占民.叶片式全压探针试验研究[J].热能动力工程，Journal of Engineering for Thermal Energy and Power，1986，02.

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