CN106404409A - 一种适合航空发动机强剪切非定常流测试的探针组件 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种探针组件(1),所述探针组件(1)包括接线盒(2)和呈细长杆状的探针杆部(3),所述探针杆部(3)被配置为插入接线盒中(2)。所述探针杆部(3)包括直径呈阶梯式递减的第一区段(31)、第二区段(32)和第三区段(33),其中所述第三区段(33)具有位于探针杆部(3)的端部的受感部(34),所述受感部(34)呈食指状,包括圆柱面(341)和端部曲面(342),在所述圆柱面(341)和端部曲面(342)上分别设置有一个测量孔(343),在两个测量孔(343)的位置处在探针杆部(3)的中空管状的管壁的内侧壁上分别设置有压力传感器(4)。本发明的探针组件具有高精度和高时空分辨率。

Description

一种适合航空发动机强剪切非定常流测试的探针组件
技术领域
[0001] 本发明涉及测试技术领域,尤其是航空燃气涡轮发动机的测试技术,具体地涉及一种具有高精度和高时空分辨率的探针组件。
背景技术
[0002] 航空发动机高负荷、高效率、高可靠性、长寿命等极端苛刻的要求对发动机的压缩系统、膨胀系统和进排气系统等的设计技术提出了极大的挑战。由于高速旋转、叶型型面曲率以及气体粘性的作用,航空发动机叶片通道内部的流动非常复杂,是典型的强三维、强剪切、强非定常的湍流流动,且存在着以各种复杂涡系形式表现的二次流等。研制高性能航空发动机,迫切需要清楚了解压缩系统、膨胀系统和进排气系统等内部流动细节和损失发生机理,综合考虑发动机内部的强三维、强剪切、强非定常等内部复杂流动特征与几何结构等因素,以发展满足现代军民用航空发动机“精细设计”要求的流动测量技术,为军民用航空发动机的精细化设计和流场诊断提供关键数据支持。国外航空发动机公司如英国RR公司、美国PW公司、GE公司等已经发展了多种形式的稳态和动态测试技术,获得了大量的试验数据,为测试体系和设计体系的完善奠定了重要的技术基础,但是针对航空发动机的内部的强三维、强剪切、强非定常流场的测试仍有待提高。国内目前在测试技术基础方面的系统研究较少,缺少对发动机整机及部件内部流动先进测试方法的研究,远不能满足我国民用航空发动机研制的需求,因此,亟需寻求一种能够适用于航空发动机的内部流动的测试的测试技术和方法,这已经成为高性能航空燃气涡轮发动机测试技术领域中的一个关键性问题。此外,为准确反映测试流场的流动状况,希望测试系统具有较高的时空分辨率。
发明内容
[0003] 本发明的目的在于克服现有技术的缺陷,提供一种高精度的探针组件。
[0004] 本发明的目的还在于提供一种高时空分辨率的探针组件。
[0005] 本发明的目的还在于提供一种适于航空发动机的内部流动的测试的探针组件。
[0006] 为达到上述目的或目的之一,本发明的技术解决方案如下:
[0007] 根据本发明的一个方面,提出了一种探针组件,所述探针组件包括接线盒和呈细长杆状的探针杆部,所述探针杆部被配置为插入接线盒中。
[0008] 根据本发明的一个优选实施例,所述探针杆部为中空管状。
[0009] 根据本发明的一个优选实施例,所述探针杆部包括第一区段、第二区段和第三区段,所述第一区段位于接线盒侧,所述第三区段位于远离接线盒的一侧,并且所述第二区段位于第一区段和第三区段之间,其中第一区段的直径大于第二区段的直径,并且第二区段的直径大于第三区段的直径,
[0010] 其中所述第三区段具有位于探针杆部的端部的受感部,所述受感部呈食指状,包括圆柱面和端部曲面,在所述圆柱面和端部曲面上分别设置有一个测量孔,在两个测量孔的位置处在探针杆部的中空管状的管壁的内侧壁上分别设置有压力传感器。
[0011] 根据本发明的一个优选实施例,所述两个测量孔的中心轴线相交并呈30-50°的夹角。
[0012] 根据本发明的一个优选实施例,所述压力传感器为高频响压力传感器,频率不小于700千赫兹。
[0013] 根据本发明的一个优选实施例,在所述第一区段的中空管状的管壁外侧设置有环槽,在所述环槽的底面上设置有温度传感器和应变片,用于监测温度以及探针杆部的变形。
[0014] 根据本发明的一个优选实施例,所述探针杆部的长度在400-600毫米之间。
[0015] 根据本发明的一个优选实施例,所述第一区段的直径在4-6毫米之间,所述第二区段的直径在2.5-3.5毫米之间,和/或所述第三区段的直径在1.7-1.9毫米之间。
[0016] 根据本发明的一个优选实施例,所述压力传感器、温度传感器和应变片的引线穿过探针杆部的中空管状的管壁与接线盒连接。
[0017] 根据本发明的一个优选实施例,所述探针组件用于测量航空燃气涡轮发动机内部的流场。
[0018] 根据本发明的探针组件,探针杆部被分为直径阶梯递减的第一区段、第二区段和第三区段,并且所述第三区段具有位于探针杆部的端部的受感部,所述受感部呈食指状,包括圆柱面和端部曲面,在所述圆柱面和端部曲面上分别设置有一个测量孔,在两个测量孔的位置处在探针杆部的中空管状的管壁的内侧壁上分别设置有压力传感器。以这样的设计,压力传感器可以被布置在直径较小的管壁的邻近位置,与仅采用圆柱面布置压力传感器相比,轴向相邻的压力传感器之间距离可以更近,并且该两个相邻的压力传感器并非彼此平行,因此可以测量近似同一点的不同方向的压力,更准确地捕获流场特定。此外,由于采用特别设计的动态探针,探针能够实现三维平移和旋转,因而可以自动扫描流场的非定常流动,并且在动态探针能够旋转的情况下,可以利用单个探针上设置的两个测量孔实现四个位置的测量,因此探针组件具有较高的时空分辨率。
[0019] 此外,采用本发明的测试系统能够执行测试流场的静态测量和动态测量,能够实现对强三维、强剪切、强非定常的湍流流动的有效测量,因此适用于航空发动机的内部流动的测试。
附图说明
[0020]图1为根据本发明的实施例的测试系统的示意图;
[0021]图2为根据本发明的实施例的探针组件的正视图;
[0022]图3为根据本发明的实施例的探针组件的截面图;
[0023]图4为图3中的A区域的放大示意图;
[0024]图5为图3中的B区域的放大示意图;
[0025]图6为示出根据本发明的实施例的探针组件的虚拟4孔探针技术的示意图;以及
[0026]图7为根据本发明的实施例的位移驱动单元的示意图。
具体实施方式
[0027]下面结合附图详细描述本发明的示例性的实施例,其中相同或相似的标号表示相同或相似的元件。另外,在下面的详细描述中,为便于解释,阐述了许多具体的细节以提供对本披露实施例的全面理解。然而明显地,一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。在其他情况下,公知的结构和装置以图示的方式体现以简化附图。
[0028] 根据本发明的总体发明构思,提出了一种测试系统,所述测试系统包括测量模块和中央控制模块,其中所述测量模块被配置为能够执行静态测量和动态测量。
[0029] 根据本发明的一个优选实施例,所述测量模块包括第一测量子模块、第二测量子模块和第三测量子模块,其中,
[0030] 所述第一测量子模块包括环境压力测量装置和环境温度测量装置,以监测测试工况;
[0031] 所述第二测量子模块包括多个压力传感器和多个温度传感器,所述多个压力传感器和多个温度传感器分别布置在测试流场中;
[0032] 所述第三测量子模块包括动态探针、位移驱动单元和位移控制单元,所述动态探针被配置为通过位移控制单元的控制在位移驱动单元的驱动下在测试流场中移动,
[0033] 其中所述第二测量子模块执行静态测量,并且所述第三测量子模块执行动态测量。
[0034]图1为根据本发明的实施例的测试系统的示意图,如I所示,图中示出了测量对象,所述测量对象为两级叶片的流场,在流场中设置有试验温度监测点和试验压力监测点,在试验温度监测点和试验压力监测点处设置有前述压力传感器和温度传感器,它们构成第二测量子模块;第三测量子模块包括由X轴导轨、Y轴导轨和Z轴导轨以及转动机构构成的位移驱动单元,图1中的坐标位移结构控制单元作为位移控制单元,坐标位移结构控制单元分别与X轴导轨、Y轴导轨和Z轴导轨以及转动机构连接以控制它们,在位移驱动单元上设置有动态探针,用来对流场进行测量,关于动态探针(或称探针组件)的具体结构将在后面详述。在图中标有环境气压监测和环境温度监测的为第一测量子模块的环境压力测量装置和环境温度测量装置,用于监测测试工况。
[0035] 在本实施例中,中央控制模块可以为个人电脑,其可以直接与测试系统的模块或装置通信,或者可以通过路由器与测试系统的模块或装置通信,如图1所示,由环境压力测量装置和环境温度测量装置测量的数据被直接传送给中央控制模块,并直接接收中央控制模块的指令。
[0036] 根据本发明的一个优选实施例,所述位移控制单元间接地与所述中央控制模块通信地连接,即通过路由器与中央控制模块通信地连接,并从所述中央控制模块接收控制指令。
[0037] 在本实施例中,所述测试系统还包括数据采集模块,如数据采集板,所述数据采集模块分别与第一测量子模块、第二测量子模块和第三测量子模块连接,并且被配置为采集由所述第一测量子模块测量的定常数据和由第二测量子模块和第三测量子模块采集的非定常数据。如图1所示,数据采集板与前述温度传感器和压力传感器通信连接,以接收温度传感器和压力传感器测量的温度信号和压力信号,此外,数据采集板还接收第三测量子模块的动态探针的测量数据,而由环境压力测量装置和环境温度测量装置测量的定常数据通过中央控制模块和路由器也被传送给数据采集板,也就是说数据采集板能够获得全局的测量结果。
[0038] 为根据测量结果获得流场的真实状态,需要对测量结果进行数据处理,因而,所述测试系统还包括数据后处理模块,所述数据后处理模块包括多测点非线性数据处理子模块、测量精度补偿子模块和多流场参数可视化子模块。这里,多测点非线性数据处理子模块能够根据有限的多个测量点的测量结果拟合得到整个流场或区域的压力、温度等数据,而测量精度补偿子模块考虑了测量精度的影响因素对测量结果进行补偿,处理后的数据通过多流场参数可视化子模块得到可视化的数据流,图1中将这一处理模块显示为数据后处理可视化模块。
[0039] 进一步地,所述测试系统还包括显示模块(系统终端、显示器),所述数据后处理模块与所述中央控制模块通信地连接,并且所述显示模块与所述中央控制模块通信地连接,用于可视化地显示流场。在一个优选实施例中,在所述数据采集模块和所述数据后处理模块之间还设置有数据传输枢纽模块。
[0040] 根据本发明的一个优选实施例,所述测试系统还包括由高压气罐供应的高压气源,所述高压气源与所述数据采集模块连接,用于对所述数据采集模块进行在线标定,防止零漂,例如在一定测试周期之后打开高压气源的供气阀,使高压气源喷出,对相应环境进行清理。
[0041] 根据本发明的测试系统,其测量模块能够执行静态测量和动态测量,具体地,测量模块包括第一测量子模块、第二测量子模块和第三测量子模块,这里,所述第一测量子模块包括环境压力测量装置和环境温度测量装置,以监测测试工况;所述第二测量子模块包括多个压力传感器和多个温度传感器,所述多个压力传感器和多个温度传感器分别布置在测试流场中;所述第三测量子模块包括动态探针、位移驱动单元和位移控制单元,所述动态探针被配置为通过位移控制单元的控制在位移驱动单元的驱动下在测试流场中移动,其中所述第二测量子模块执行静态测量,并且所述第三测量子模块执行动态测量。由此可见,根据本发明的测试系统能够执行测试流场的静态测量和动态测量,能够实现对强三维、强剪切、强非定常的湍流流动的有效测量,因此适用于航空发动机的内部流动的测试。通过采用数据采集模块、数据后处理模块,对第一测量子模块、第二测量子模块和第三测量子模块测量的结果进行采集和处理,所得到的结果综合考虑了流场的动力学特性,准确性更高。
[0042] 根据本发明的另一个方面,提出了一种探针组件I,即上文中提到的动态探针,如图2-4所示,所述探针组件I包括接线盒2和呈细长杆状的探针杆部3,所述探针杆部3被配置为插入接线盒中2。如图3所示,所述探针杆部3为中空管状,其中,所述探针杆部3包括第一区段31、第二区段32和第三区段33,所述第一区段31位于接线盒2侧,所述第三区段33位于远离接线盒2的一侧,并且所述第二区段32位于第一区段31和第三区段33之间,其中第一区段31的直径大于第二区段32的直径,并且第二区段32的直径大于第三区段33的直径,其中所述第三区段33具有位于探针杆部3的端部的受感部34,所述受感部34呈食指状,包括圆柱面341和端部曲面342,在所述圆柱面341和端部曲面342上分别设置有一个测量孔343,在两个测量孔343的位置处在探针杆部3的中空管状的管壁的内侧壁上分别设置有压力传感器4。
[0043] 根据本发明,所述探针杆部3的长度可以设置在400-600毫米之间。所述第一区段
31的直径可以设置在4-6毫米之间,所述第二区段32的直径可以设置在2.5-3.5毫米之间,和/或所述第三区段33的直径可以设置在1.7-1.9毫米之间。
[0044] 根据本发明的实施例,所述两个测量孔343的中心轴线相交并呈30-50°的夹角,以保证测量孔彼此不平行,在这样的设计下,由于压力传感器4安装在测量孔的位置处,所以压力传感器4是非同向的,它们能测量近似相同点的不同方向的压力。优选地,所述压力传感器4为高频响压力传感器,频率不小于700千赫兹。为了测量温度和速度,在所述第一区段31的中空管状的管壁外侧设置有环槽311,在所述环槽311的底面上设置有温度传感器5和应变片6,用于监测温度以及探针杆部3的变形。所述压力传感器4、温度传感器5和应变片6的引线穿过探针杆部3的中空管状的管壁与接线盒2连接。
[0045] 在图中所示的实施例中,探针杆部总长500毫米,直径从左向右呈阶梯式递减,分别为6毫米、3毫米以及1.8毫米,这样的设计是考虑了强度需要,并且保证第三区段直径较小。在所述探针杆部的直径为6毫米且距离受感部34约100毫米处安装有温度传感器5和应变片6,用以监测温度及速度引起的探针杆部的变形;所述探针杆部被设计为中空,用以压力传感器4、温度传感器5以及应变片6的引线通过。如图所示,受感部34有2个沿探针轴向间隔开且直径为0.3毫米的测量孔343,所述测量孔343并非并行的布置,而是分别布置在圆柱面341和端部曲面342上,所述受感部34的两个测量孔形成42°夹角,轴向相距2.25毫米;所述受感部34的两个测量孔对应着两个高频响压力传感器;所述高频响压力传感器频率不小于700千赫兹,为大致圆形,直径尺寸不大于0.5毫米;在探针杆部3后装有接线盒2,将压力传感器4、温度传感线5以及应变片6的引线与测控系统连接,同时起到屏蔽作用,避免各种信号干扰。
[0046] 参照图6,所述探针组件I采用高频响虚拟4孔探针技术,具体地,探针组件I的受感部34上仅设有两个测量孔和对应的两个压力传感器,但是通过探针组件的旋转可以实现4孔测量的效果。在图6中,左侧的一个受感部34上标记出了四个测量孔,1、2、3、4,并对应地显示有压力值PhP^PhP4,但是这并不是真实具有四个测量孔,而是通过探针组件旋转获得四个测量结果,具体地,在图6的右手边第2个图为受感部34未旋转的位置,此时通过两个测量孔测量得到PjPP4,然后通过使受感部34顺时针旋转到右手边第3个图的位置,此时测量得到P3,P3相当于图6中最左侧的图中的位置3处的压力;通过使受感部34逆时针旋转到右手边第I个图的位置,此时测量得到P2,P2相当于图6中最左侧的图中的位置2处的压力,由此可见,通过探针未旋转时2个测量孔获得的PjPP4两个信号,并结合以探针杆部为中心逆时针和顺时针各旋转42°后获得的PdPP2信号,形成虚拟4孔探针测试技术。由于通过探针组件的微旋转即得到了两倍于测量孔数量的测量值,因此本发明的探针组件是高频响的。
[0047] 参照图7,图7试图示出根据本发明的实施例的位移驱动单元,然而其中仅示出了一个方向平移自由度(例如X方向),另两个方向的平移与此类似,未予示出,但是示出了旋转机构,即探针组件的旋转自由度。其中探针组件通过探针安装法兰25安装在支架上,而支架能够在平移马达21的驱动下在导轨22上沿一个方向移动,为抑制支架在移动范围,在导轨22上设置了限位器26。对于探针组件的旋转运动通过转动马达23和齿轮箱24实现。所述探针组件采用三维坐标位移机构实行探针全自动移动,满足测试系统的扫描式测试;所述位移驱动单元一方面实现探针旋转功能,另一方面实行探针径向三维移动功能;探针旋转功能可实现探针360度自由旋转,用以满足测试需要;所述探针径向三维移动功能最大可动范围不小于200毫米X200毫米X200毫米,限位器用以限定移动范围,保护探针。
[0048] 根据本发明的探针组件,探针杆部被分为直径阶梯递减的第一区段31、第二区段
32和第三区段33,并且所述第三区段33具有位于探针杆部3的端部的受感部34,所述受感部34呈食指状,包括圆柱面341和端部曲面342,在所述圆柱面341和端部曲面342上分别设置有一个测量孔343,在两个测量孔343的位置处在探针杆部3的中空管状的管壁的内侧壁上分别设置有压力传感器4。以这样的设计,压力传感器可以被布置在直径较小的管壁的邻近位置,与仅采用圆柱面布置压力传感器相比,轴向相邻的压力传感器之间距离可以更近,并且该两个相邻的压力传感器并非彼此平行,因此可以测量近似同一点的不同方向的压力,更准确地捕获流场特定。此外,由于采用特别设计的动态探针,探针能够实现三维平移和旋转,因而可以自动扫描流场的非定常流动,并且在动态探针能够旋转的情况下,可以利用单个探针上设置的两个测量孔实现四个位置的测量,因此探针组件具有较高的时空分辨率。
[0049]综上所述,本发明的探针组件和测试系统尤其适用于高性能航空燃气涡轮发动机内部的强剪切、非定常、三维流场的测量,克服了探针组件的受感部尺寸大小和频率响应自检的技术矛盾,可以精确测定发动机各部件内部复杂的三维速度场、压力场和涡量场等非定常流动特征,从多角度获取发动机内部复杂流动的细微结构,为建立和验证兼顾非定常特征的航空发动机设计新方法与新技术提供重要的技术支撑,实现航空燃气涡轮发动机各部件多工况高性能运行,提高发动机推重比,降低耗油率,适用于未来高性能军民用航空燃气涡轮发动机。
[0050]尽管已经示出和描述了本发明的实施例,对于本领域的普通技术人员而言,可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行变化。本发明的适用范围由所附权利要求及其等同物限定。
[0051] 附图标记列表:
[0052] I探针组件
[0053] 2接线盒
[0054] 3探针杆部
[0055] 31第一区段
[0056] 311 环槽
[0057] 32第二区段
[0058] 33第三区段
[0059] 34受感部
[0060] 341圆柱面
[0061] 342端部曲面
[0062] 343测量孔
[0063] Θ 夹角
[0064] 4压力传感器
[0065] 5温度传感器
[0066] 6应变片
[0067] 20位移驱动单元
[0068] 21平动马达
[0069] 22 导轨
[0070] 23转动马达
[0071] 24齿轮箱
[0072] 25探针安装法兰
[0073] 26限位器

Claims (10)

1.一种探针组件(I),其特征在于:所述探针组件(I)包括接线盒(2)和呈细长杆状的探针杆部⑶,所述探针杆部⑶被配置为插入接线盒中⑵。
2.根据权利要求1所述的探针组件⑴,其特征在于:所述探针杆部⑶为中空管状。
3.根据权利要求2所述的探针组件(I),其特征在于:所述探针杆部(3)包括第一区段(31)、第二区段(32)和第三区段(33),所述第一区段(31)位于接线盒(2)侧,所述第三区段(33)位于远离接线盒(2)的一侧,并且所述第二区段(32)位于第一区段(31)和第三区段(33)之间,其中第一区段(31)的直径大于第二区段(32)的直径,并且第二区段(32)的直径大于第三区段(33)的直径, 其中所述第三区段(33)具有位于探针杆部(3)的端部的受感部(34),所述受感部(34)呈食指状,包括圆柱面(341)和端部曲面(342),在所述圆柱面(341)和端部曲面(342)上分别设置有一个测量孔(343),在两个测量孔(343)的位置处在探针杆部(3)的中空管状的管壁的内侧壁上分别设置有压力传感器⑷。
4.根据权利要求3所述的探针组件(I),其特征在于:所述两个测量孔(343)的中心轴线相交并呈30-50°的夹角。
5.根据权利要求4所述的探针组件(I),其特征在于:所述压力传感器(4)为高频响压力传感器,频率不小于700千赫兹。
6.根据权利要求5所述的探针组件(I),其特征在于:在所述第一区段(31)的中空管状的管壁外侧设置有环槽(311),在所述环槽(311)的底面上设置有温度传感器(5)和应变片(6),用于监测温度以及探针杆部⑶的变形。
7.根据权利要求6所述的探针组件(I),其特征在于:所述探针杆部(3)的长度在400-600毫米之间。
8.根据权利要求7所述的探针组件(I),其特征在于:所述第一区段(31)的直径在4-6毫米之间,所述第二区段(32)的直径在2.5-3.5毫米之间,和/或所述第三区段(33)的直径在1.7-1.9毫米之间。
9.根据权利要求8所述的探针组件(I),其特征在于:所述压力传感器(4)、温度传感器⑶和应变片(6)的引线穿过探针杆部⑶的中空管状的管壁与接线盒⑵连接。
10.根据权利要求1-9中任一项所述的探针组件(I),其特征在于:所述探针组件(I)用于测量航空燃气涡轮发动机内部的流场。
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