CN111076940A - 一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针 - Google Patents
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Abstract
本发明属于叶轮机试验测试技术领域，公开了一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，包括探针支杆、过渡段、探针头部、压力传感器线缆、温度传感器线缆、绝热绝缘密封件和温度传感器，所述探针支杆、探针头部均为圆柱形，通过过渡段相连，测压下孔、测压左孔、测压右孔、测压中孔和测温孔位于探针头部突起的棱台上，测温孔圆周上开槽，压力传感器和温度传感器线缆通过探针支杆内通道引出探针尾部。本发明能够在减小探针头部绕流的影响的前提下实现流场中同点的总压、静压、偏转角、俯仰角、马赫数、密度和三维速度以及总温和静温的动态测量，具有较宽的总温不敏感角测量范围，适用于测量航空发动机级间三维流场的全参数动态测量。
Description
技术领域
本发明涉及叶轮机试验测试技术领域，特别涉及一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，用于航空发动机进气道、压气机级间和压气机进、出口流场全参数的动态测量。
背景技术
目前，在叶轮机械测试领域，尤其是航空发动机流场测试领域，压力和温度的测量广泛使用压力探针和温度探针。使用压力探针虽然能够实现总压、静压、马赫数、流动方向的测量，但不能进行温度测量，因此无法通过压力探针测得的数据计算得到流场的流速。目前测量来流温度通常采用单独的总温探针测得来流的总温,但是却不能实现总压、静压、俯仰角、偏转角、马赫数、密度、三维速度以及总温和静温的同步测量。
虽然有少数温度压力组合探针，但测温孔和测压孔都是直接开在探针头部的“┃”型结构上，“┃”柱型探针在圆柱壁面上打孔无法实现流场参数的三维测量，可实现三维测量的探针有“一”型和“L”型两种结构，但“一”型探针无法安装于航空发动机级间等狭小空间测试，在航空发动机进口段虽然可以安装，但是探针头部和支杆会对流场产生极大影响；“L”型在级间的狭窄区域很难安装，此外，“L型”探针在测量过程中探针头部的弯折段虽然与“一”型相比对探针头部和被测流场的影响较小，对流场产生的影响仍会导致测量结果不准确，也是不可忽略的。
在总温测量方面，现有的总温探针一般采用对测温孔倒角的方式扩大温度测量的不敏感角，但其增大温度测量不敏感角的范围是有限的，难以满足航空发动机内部复杂流场的测量需求。现有的动态测量探针一般采用裸露的温度传感器，温度传感器直接被流体冲刷，易受气流中夹杂的油滴、灰尘等的影响，易损坏，从而降低了温度传感器的寿命。
现有的动态压力探针其总压孔内部型面一般为平直过渡，平直过渡造成一定的总压损失，导致测量结果不准确；此外，平直过渡会导致流动分离，流动分离产生的波动会对总压测量结果造成干扰；现有的动态压力探针的总压孔和静压孔一般开在圆柱面等曲面上，压力传感器前端为平面，因此压力传感器不能实现齐平安装，压力传感器安装之后必然存在锐边，会导致流动分离，这些流动分离造成的波动也会对总压和静压测量结果造成干扰，导致测量结果不准确。
综上所述，现有的应用于航空发动机三维流场测试领域的探针存在以下几点不足：1、压力探针不能实现总温、静温、三维速度的测量，总温探针只能测得来流总温，不能实现总压、静压、俯仰角、偏转角、马赫数、密度、三维速度以及总温和静温的同步测量；2、现有的温度压力组合探针中，“┃”型无法实现流场三维参数的测量，“一”型不能应用于航空发动机级间狭窄空间测试，“L”型探针头部弯折段会对探针头部和被测流场产生一定影响，造成测量结果不准确，并且对于级间的狭窄区域安装困难；3、现有的总温探针一般采用对测温孔倒角的方式扩大温度测量的不敏感角，但其增大温度测量不敏感角的范围是有限的，难以满足航空发动机内部复杂流场的测量需求；4、现有的动态测量探针一般采用裸露的温度传感器，温度传感器直接被流体冲刷，易受气流中夹杂的油滴、灰尘等的影响，易损坏，从而降低了温度传感器的寿命；5、现有的动态压力探针总压孔内部型面造成总压损失和流动分离，导致总压测量结果不准确，总压孔和静压孔的开孔面与压力传感器的配合也会导致流动分离的产生，其造成的波动会降低总压和静压的测量精度。
发明内容
本发明核心目的在于解决目前探针三维测试领域存在的以下问题：压力探针不能实现总温、静温、三维速度的测量；总温探针只能测得来流总温，不能实现总压、静压、俯仰角、偏转角、马赫数、密度、三维速度以及总温和静温的同步测量；现有的温度压力组合探针头部绕流影响被测流场造成测量结果不准确且对于级间的狭窄区域安装困难；现有的总温探针一般采用测温孔倒角的方式扩大温度测量的不敏感角范围有限的；动态总温测量探针采用裸露温度传感器导致温度传感器直接被流体冲刷且易受气流中夹杂的油滴、灰尘等的影响导致损坏；动态压力探针总压孔内部型面造成总压损失和流动分离导致总压测量结果不准确以及总压孔和静压孔的开孔面与压力传感器的配合导致流动分离的产生降低总压和静压测量精度。
针对现有技术中的上述不足，本发明提供一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，头部突出的棱台结构可以减小探针头部绕流对探针测量结果的影响，测压孔开在棱台各面，可以实现航空发动机级间流场的总压、静压、偏转角、俯仰角、马赫数、密度和三维速度的测量，测温孔周围开槽，扩大了总温测量的不敏感角范围，温度传感器位于探针头部内部的容腔里，与现有直接裸露温度传感器的动态总温测量探针相比可以避免温度传感器直接被流体冲刷，不易受气流中夹杂的油滴、灰尘等的影响导致损坏，总压孔内部采用微损收敛曲面光滑过渡，减少了总压损失和流动分离，提高了总压测量的精度，在棱台表面开设总压孔和静压孔，由于开孔面为平面，可以实现压力传感器的齐平安装，减小了流动分离，压力测量更为精确。
为了解决上述技术问题，本发明所提供的技术方案是：
一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，其特征在于，包括探针支杆(1)、过渡段(2)、探针头部(3)、压力传感器线缆(12)、温度传感器线缆(13)、绝热绝缘密封件(14)和温度传感器(15)，所述探针支杆(1)、探针头部(3)均为圆柱形，探针头部(3)通过过渡段(2)连接到探针支杆(1)上；探针头部(3)上有一突起棱台结构，测压下孔(4)、测压右孔(5)、测压左孔(6)、测压中孔(7)和测温孔(8)位于探针头部(3)的棱台上，所有测孔中心线均垂直于其所在棱台面，测温孔(8)圆周上开有槽(9)、槽(10)和槽(11)，压力传感器线缆(12)和温度传感器线缆(13)通过探针支杆(1)内通道引出探针尾部。
优选地，测温孔(8)位于测压中孔(7)正上方，测温右孔(5)、测压左孔(6)与测压中孔(7)的中心线在同一平面，测压下孔(4)位于测压中孔(7)下方的棱台斜面上，测压下孔(4)与测压中孔(7)中心的连线和测压中孔(7)与测温孔(8)中心的连线在同一平面上，测压右孔(5)、测压左孔(6)到其所在面左、右两边的间距相等，测压下孔(4)到其所在面上、下两边的距离相等。
优选地，测压下孔(4)、测压右孔(5)、测压左孔(6)和测压中孔(7)的直径相同，均为0.2～2mm，测压中孔(7)进口壁面采用微损收敛曲面光滑过渡；；测温孔(8)直径为0.3～5mm，测温孔(8)与测压中孔(7)之间的间距为1.1～1.2倍的测压中孔(7)直径。测温孔(8)开槽宽度为测温孔(8)直径的1/4，开槽在棱台侧面上的长度为棱台高度的0.5～0.6倍，温度传感器(15)到测温孔的距离为探针头部(3)直径的0.4～0.5倍。
优选地，探针头部(3)直径为6～8mm，突起的棱台高度为探针头部(3)直径的0.2～0.3倍，棱台底面与探针头部圆柱面相切，沿探针轴向的长度为5～10mm,棱台底面另一条边的长度为探针头部(3)周长的1/8～1/6倍，棱台侧棱与棱台顶面的夹角为120～150°。
优选地，温度传感器(15)位于探针头部(3)圆柱形容腔内部，圆柱形容腔的直径为探针头部(3)直径的1/6～1/5倍。
优选地，探针支杆(1)为圆柱形结构，起到支承作用，探针支杆(1)内部开有通道，压力传感器线缆(12)和温度传感器线缆(13)通过探针支杆(1)内通道引出探针尾部。
优选地，温度传感器(15)可选用热电偶、热电阻或光纤温度传感器。
优选地，经过风洞标定、校准和数据处理，本发明的一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针可以在减小探针头部绕流的影响的前提下实现流场中同点的总压、静压、俯仰角、偏转角、马赫数、密度、三维速度以及总温和静温的动态测量，且具有较宽的总温测量不敏感角，可以实现较高精度的总压测量。
本发明创造具有的优点和积极效果是：
有益效果一：本发明中的测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，探针头部突起的棱台结构与现有的直接在探针圆柱侧面打孔的“I”型探针相比，可以实现流场参数的三维测量，与现有的实现三维测量通常采用的顶部圆台上打孔的“一”型探针结构相比，由于测压孔和测温孔位于探头侧面，方便安装在航空发动机级间等狭小空间进行测试，与现有的可以实现流场三维测试的“L”型的探针结构相比，由于探针头部突起的棱台结构与“L”型探针的弯折段相比尺寸较小，更方便安装于级间的狭窄区域，并且与“L”型探针相比，对探针头部和流场产生的影响也更小，提高了测试结果的准确度。
有益效果二：与现有技术相比，本发明中的测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，测温孔周围开槽，针对来流方向复杂的流场，主流从测温孔进气时，开槽部分可以实现对流换热，扩大了温度测量的不敏感角；开槽部分可自适应地实现进排气，例如复杂流场中某时刻主流正对开槽时，此区域进气，其余开槽区域和测温孔部分也可以实现排气。从而通过测温孔周围开槽加强了对流换热，因而具有宽范围的总温测量不敏感角，提高了温度测量的精度。
有益效果三：温度传感器位于探针头部内部的容腔里，与现有直接裸露温度传感器的动态总温测量探针相比可以避免温度传感器直接被流体冲刷，不易受气流中夹杂的油滴、灰尘等的影响导致损坏。
有益效果四:与现有技术相比，本发明中的测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，可以实现航空发动机亚音速流场测试中的总压、静压、俯仰角、偏转角、马赫数、三维速度以及总温和静温的同步测量，即实现了亚音速流场全参数的三维动态测量。
有益效果五：本发明中总压孔内部采用微损收敛曲面光滑过渡，与现有的采用平直过渡的总压孔相比可以明显减少总压损失和流动分离，提高了总压测量的精度，在棱台表面开设总压孔和静压孔，与现有压力探针相比，由于棱台各个面均为平面，而压力传感器一般为圆柱体，安装时其前端为平面，当开孔面为平面时可以实现压力传感器的齐平安装，减小了流动分离，使总压和静压的测量都更为精确。
本发明具有在减小探针头部绕流的影响的前提下实现流场中同点的总压、静压、俯仰角、偏转角、马赫数、密度、三维速度以及总温和静温的动态测量、具有较宽的总温测量不敏感角和可以实现较高精度的总压测量的特点。
附图说明
图1是本发明实施例一探针结构正视图。
图2是本发明实施例一探针结构俯视图。
图3是本发明实施例一探针结构棱台结构剖面图。
图4是本发明实施例一压力传感器线缆通道布置图。
图5是本发明实施例一测压中孔进口段型面定义。
图6是本发明实施例一探针安装图。
图7是本发明实施例二探针结构正视图。
图8是本发明实施例二探针结构俯视图。
图9是本发明实施例二探针结构棱台结构剖面图。
图10是本发明实施例二压力传感器线缆通道布置图。
图11是本发明实施例二测压中孔进口段型面定义。
图12是本发明实施例二探针安装图。
附图中标记及相应零部件以及表面名称：包括1-探针支杆；2-过渡段；3-探针头部；4-测压孔；5-测压孔；6-测压孔；7-测压孔；8-测温孔；9-温度孔开槽；10-温度孔开槽；11-温度孔开槽；12-压力传感器线缆；13-温度传感器线缆；14-绝热密封件；15-温度传感器。
具体实施方式
本发明的核心目的在于，提供一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，以解决目前航空发动机流场测试领域探针头部绕流对测量结果准确性影响较大及温度测量不敏感角小等多方面问题。
下面结合附图和实施例对本发明进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
实施例一：
本实施例中，将本发明的探针用于压气机级间流场的全参数测试，由于压气机级间空间狭窄，探针选择较小的结构尺寸，从而方便安装。
如图1、图2、图3和图4所示，本实施例介绍了一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，包括探针支杆(1)、过渡段(2)、探针头部(3)、压力传感器线缆(12)、温度传感器线缆(13)、绝热绝缘密封件(14)和温度传感器(15)，所述探针支杆(1)、探针头部(3)均为圆柱形，探针头部(3)通过过渡段(2)连接到探针支杆(1)上；探针头部(3)上有一突起棱台结构，测压下孔(4)、测压右孔(5)、测压左孔(6)、测压中孔(7)和测温孔(8)位于探针头部(3)的棱台上，所有测孔中心线均垂直于其所在棱台面，测温孔(8)圆周上开有槽(9)、槽(10)和槽(11)，压力传感器线缆(12)和温度传感器线缆(13)通过探针支杆(1)内通道引出探针尾部。
本实施例中，测温孔(8)位于测压中孔(7)正上方，测温右孔(5)、测压左孔(6)与测压中孔(7)的中心线在同一平面，测压下孔(4)位于测压中孔(7)下方的棱台斜面上，测压下孔(4)与测压中孔(7)中心的连线和测压中孔(7)与测温孔(8)中心的连线在同一平面上，测压右孔(5)、测压左孔(6)到其所在面左、右两边的间距相等，测压下孔(4)到其所在面上、下两边的距离相等。
本实施例中，测压下孔(4)、测压右孔(5)、测压左孔(6)和测压中孔(7)的直径相同，均为2mm，测压中孔(7)进口壁面采用微损收敛曲面光滑过渡；；测温孔(8)直径为3mm，测温孔(8)与测压中孔(7)之间的间距为1.1倍的测压中孔(7)直径。测温孔(8)开槽宽度为测温孔(8)直径的1/4，开槽在棱台侧面上的长度为棱台高度的0.5倍，温度传感器(15)到测温孔的距离为探针头部(3)直径的0.4倍。
本实施例中，探针头部(3)直径为6mm，突起的棱台高度为探针头部(3)直径的0.2倍，棱台底面与探针头部(3)圆柱面相切，沿探针轴向的长度为10mm,棱台底面另一条边的长度为探针头部(3)周长的1/6倍，棱台侧棱与棱台顶面的夹角为120°。
本实施例中，温度传感器(15)位于探针头部(3)圆柱形容腔内部，圆柱形容腔的直径为探针头部(3)直径的1/6倍。
本实施例中，探针支杆(1)为圆柱形结构，起到支承作用，探针支杆(1)内部开有通道，压力传感器线缆(12)和温度传感器线缆(13)通过探针支杆(1)内通道引出探针尾部。
本实施例中，温度传感器(15)可选用热电偶、热电阻或光纤温度传感器。
图5是是测压中孔进口段的型面定义图，下式为设计测压中孔(7)进口壁面采用的微损收敛曲面的型面曲线方程，连接点xm选取0.3。
式中，R2为出口半径，L为测压中孔进口段长度，R1为进口半径，xm为前后两段的连接点坐标。
本发明一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针应用流体绕流探头的特性，利用探头表面迎风面的测压孔测量得到探头表面的压力分布，利用探头表面测温孔内温度传感器测得气流总温，再利用标准风洞校准得到的校准系数，计算得到压气机级间三维流场的全参数。具体使用方法如下：
使用前需对本发明探针进行校准，获得探针的气动校准曲线。所述的探针校准在校准风洞中进行，在校准范围内，分别在不同马赫数下，改变探针偏转角和俯仰角，经气动校准可得各校准系数随偏转角、俯仰角和马赫数的变化曲线；所述的校准系数，包括偏转角系数、俯仰角系数、总压系数、静压系数和温度恢复系数，其定义如下：
其中，Cpy偏转角系数，Cpp偏转角系数,Cpt为总压系数，Cps为静压系数，CT为温度恢复系数，Pt、Ps和Tt、Ts分别为校准风洞来流总压、静压、总温和静温，P1、P2、P3、P4分别为测压中孔、测压左孔、测压右孔和测压下孔测得的压力值，Tp为温度传感器测得的温度值。
如图6所示，将本发明的测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针被测的流场，测压孔(7)朝向来流方向，探针支杆(1)中心线垂直于来流方向。探针头部(3)测压孔(7)可以测得来流总压，测温孔(8)可以测得来流总温，根据测压孔(4)、测压孔(5)、测压孔(6)三个测压孔测得的压力，结合已知的校准系数曲线，插值求出偏转角、俯仰角、总压、静压及马赫数。来流速度根据如下公式求解：
c2＝γRTs
PS＝ρRTS
其中，Pt和Ps是流场总压和静压，γ是流场的绝热指数，Tt和Ts是流场总温和静温，Ma是流场马赫数，v是流场速度，ρ是密度，c是流场当地声速，R是气体常数。根据来流总温和绝热指数、马赫数可以计算得到来流静温。
实施例二：
本实施例中将本发明的探针用于压气机出口流场的全参数测量，由于压气机出口区域的空间较大，为了保证探针的刚度和强度，可以适当增大所选探针的结构尺寸，根据本发明确定的探针各结构参数范围确定探针尺寸。
如图7、图8、图9和图10所示，本实施例介绍了一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，包括探针支杆(1)、过渡段(2)、探针头部(3)、压力传感器线缆(12)、温度传感器线缆(13)、绝热绝缘密封件(14)和温度传感器(15)，所述探针支杆(1)、探针头部(3)均为圆柱形，探针头部(3)通过过渡段(2)连接到探针支杆(1)上；探针头部(3)上有一突起棱台结构，测压下孔(4)、测压右孔(5)、测压左孔(6)、测压中孔(7)和测温孔(8)位于探针头部(3)的棱台上，所有测孔中心线均垂直于所在棱台面，测温孔(8)圆周上开有槽(9)、槽(10)和槽(11)，压力传感器线缆(12)和温度传感器线缆(13)通过探针支杆(1)内通道引出探针尾部。
本实施例中，测温孔(8)位于测压中孔(7)正上方，测温右孔(5)、测压左孔(6)与测压中孔(7)的中心线在同一平面，测压下孔(4)位于测压中孔(7)下方的棱台斜面上，测压下孔(4)与测压中孔(7)中心的连线和测压中孔(7)与测温孔(8)中心的连线在同一平面上，测压右孔(5)、测压左孔(6)在其所在面上到左右两边的间距相等，测压下孔(4)在其所在面上到上下两边的距离相等。
本实施例中，测压下孔(4)、测压右孔(5)、测压左孔(6)和测压中孔(7)的直径相同，均为2mm，测压中孔(7)进口壁面采用双三次曲线过渡；测温孔(8)直径为3mm，测温孔(8)与测压中孔(7)之间的间距为1.1倍的测压中孔(7)直径。测温孔(8)开槽宽度为测温孔(8)直径的1/4，开槽在棱台侧面上的长度为棱台高度的0.5倍，温度传感器(15)到测温孔的距离为探针头部(3)直径的0.4倍。
本实施例中，探针头部(3)直径为8mm，突起的棱台高度为探针头部(3)直径的0.2倍，棱台底面与探针头部(3)圆柱面相切，沿探针轴向的长度为10mm,棱台底面另一条边的长度为探针头部(3)周长的1/6倍，棱台侧棱与棱台顶面的夹角为120°。
本实施例中，温度传感器(15)位于探针头部(3)圆柱形容腔内部，圆柱形容腔的直径为探针头部(3)直径的1/6倍。
本实施例中，探针支杆(1)为圆柱形结构，起到支承作用，探针支杆(1)内部开有通道，压力传感器线缆(12)和温度传感器线缆(13)通过探针支杆(1)内通道引出探针尾部.
本实施例中，温度传感器(15)可选用热电偶、热电阻或光纤温度传感器。
图11是是测压中孔进口段的型面定义图，下式为设计测压中孔(7)进口壁面采用的微损收敛曲面的型面曲线方程，连接点xm选取0.3。
式中，R2为出口半径，L为测压中孔进口段长度，R1为进口半径，xm为前后两段的连接点坐标。
本发明一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针应用流体绕流探头的特性，利用探头表面迎风面的测压孔测量得到探头表面的压力分布，利用探头表面测温孔内温度传感器测得气流总温，再利用标准风洞校准得到的校准系数，计算得到压气机级间三维流场的全参数。具体使用方法如下：
使用前需对本发明探针进行校准，获得探针的气动校准曲线。所述的探针校准在校准风洞中进行，在校准范围内，分别在不同马赫数下，改变探针偏转角和俯仰角，经气动校准可得各校准系数随偏转角、俯仰角和马赫数的变化曲线；所述的校准系数，包括偏转角系数、俯仰角系数、总压系数、静压系数和温度恢复系数，其定义如下：
其中，Cpy偏转角系数，Cpp偏转角系数,Cpt为总压系数，Cps为静压系数，CT为温度恢复系数，Pt、Ps和Tt、Ts分别为校准风洞来流总压、静压、总温和静温，P1、P2、P3、P4分别为测压中孔、测压左孔、测压右孔和测压下孔测得的压力值，Tp为温度传感器测得的温度值。
如图12所示，将本发明的测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针被测的流场，测压孔(7)朝向来流方向，探针支杆(1)中心线垂直于来流方向。探针头部(3)测压孔(7)可以测得来流总压，测温孔(8)可以测得来流总温，根据测压孔(4)、测压孔(5)、测压孔(6)三个测压孔测得的压力，结合已知的校准系数曲线，插值求出偏转角、俯仰角、总压、静压及马赫数。来流速度根据如下公式求解：
c2＝γRTs
PS＝ρRTS
其中，Pt和Ps是流场总压和静压，γ是流场的绝热指数，Tt和Ts是流场总温和静温，Ma是流场马赫数，v是流场速度，ρ是密度，c是流场当地声速，R是气体常数。
虽然描述了优选实施例，但是可对实施例进行各种改动或者替换，而不偏离本发明的精神和范围。因此，可以理解本发明是以示例性方式而不是限制性方式进行描述。
Claims (8)
1.一种测量亚音三维流场动态全参数的棱台五孔探针，其特征在于，包括探针支杆(1)、过渡段(2)、探针头部(3)、压力传感器线缆(12)、温度传感器线缆(13)、绝热绝缘密封件(14)和温度传感器(15)，所述探针支杆(1)、探针头部(3)均为圆柱形，探针头部(3)通过过渡段(2)连接到探针支杆(1)上；探针头部(3)上有一突起棱台结构，测压下孔(4)、测压右孔(5)、测压左孔(6)、测压中孔(7)和测温孔(8)位于探针头部(3)的棱台上，所有测孔中心线均垂直于其所在棱台面，测温孔(8)圆周上开有槽(9)、槽(10)和槽(11)，压力传感器线缆(12)和温度传感器线缆(13)通过探针支杆(1)内通道引出探针尾部。
2.测温孔(8)位于测压中孔(7)正上方，测温右孔(5)、测压左孔(6)与测压中孔(7)的中心线在同一平面，测压下孔(4)位于测压中孔(7)下方的棱台斜面上，测压下孔(4)与测压中孔(7)中心的连线和测压中孔(7)与测温孔(8)中心的连线在同一平面上，测压右孔(5)、测压左孔(6)到其所在面左、右两边的间距相等，测压下孔(4)到其所在面上、下两边的距离相等。
3.测压下孔(4)、测压右孔(5)、测压左孔(6)和测压中孔(7)的直径相同，均为0.2～2mm，测压中孔(7)进口壁面采用微损收敛曲面光滑过渡；测温孔(8)直径为0.3～5mm，测温孔(8)与测压中孔(7)之间的间距为1.1～1.2倍的测压中孔(7)直径。测温孔(8)开槽宽度为测温孔(8)直径的1/4，开槽在棱台侧面上的长度为棱台高度的0.5～0.6倍，温度传感器(15)到测温孔的距离为探针头部(3)直径的0.4～0.5倍。
4.探针头部(3)直径6～8mm，突起的棱台高度为探针头部(3)直径的0.2～0.3倍，棱台底面与探针头部(3)圆柱面相切，沿探针轴向的长度为5～10mm,棱台底面另一条边的长度为探针头部(3)周长的1/8～1/6倍，棱台侧棱与棱台顶面的夹角为120～150°。
5.温度传感器(15)位于探针头部(3)圆柱形容腔内部，圆柱形容腔的直径为探针头部(3)直径的1/6～1/5倍。
6.探针支杆(1)为圆柱形结构，起到支承作用，探针支杆(1)内部开有通道，压力传感器线缆(12)和温度传感器线缆(13)通过探针支杆(1)内通道引出探针尾部。
7.温度传感器(15)可选用热电偶、热电阻或光纤温度传感器。
8.通过校准风洞对探针进行标定，获得探针校准曲线；实际测量中，基于四个压力传感器和温度传感器测得的数据，再根据校准风洞标定获得的校准系数曲线及公式，通过数据处理，可以在减小探针头部绕流的影响的前提下，同时得到被测流场三维动态的总温、总压、静温、静压、马赫数、偏转角、俯仰角、速度、密度等参数，且具有较宽的总温测量不敏感角，可以实现较高精度的总压测量。
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