CN111487031B - 基于微型扇形探针实现三维流场气流角度实时监测的装置与方法 - Google Patents

Abstract

一种用于实现三维流场气流角度实时监测的微型扇形探针，包括扇形部和六棱台。探针的后端为扇形部，前端为六棱台，在六棱台表面加工探针孔，打孔方向与六棱台的底面相垂直，至少有一个探针孔位于六棱台的顶面上，其余探针孔位于六棱台的侧面。在进气道唇口附近阵列安装多个微型扇形探针，将微型扇形探针固定在唇口的槽道内使其不能转动，检测唇口不同位置处的进气攻角，根据各个孔测出的压力计算得出相对应的方向系数公式，由方向系数制作方向系数特征图，通过对方向系数特征图插值得到气流角度。本发明具有易对接，频响高，功能模块化和造型气动化等特点，能够在减少对流场扰动且改善流动分离的基础上对气流角度进行实时准确测量。

Description

基于微型扇形探针实现三维流场气流角度实时监测的装置与 方法

技术领域

本发明涉及三维流场气动参数测量技术，具体涉及一种基于微型扇形探针实现三维流场气流角度实时监测的方法与装置。

背景技术

流体机械在国防工业与日常生活中有着广泛的应用，流体流过流体机械的过程很大程度上决定了流体机械的工作特性。设计之初，人们总是期望流体沿固壁面型线光滑地流过流体机械，但实际工作过程中，流体运动方向受诸多因素影响，往往会使得流体运动方向与流体机械型面存在一定夹角，导致流体不再贴附物体表面流动，进而产生流动分离。以航空飞行器为例，当气流方向与机翼表面形成大的气流夹角时即会产生流动分离，进而使得飞行器升力下降、阻力上升，导致飞机气动性能下降，而当该气流夹角进一步增大到失速迎角时，即会诱发严重的飞行事故。类似的流动分离现象在航空发动机进气道唇口、压气机叶片等部件上也时有发生，会使得航空发动机气动性能下降。地面流体机械，包括风机叶片、汽车等，同样会受到流动分离的影响，使得流动损失增大并会增加气动噪声，影响机械的工作效率和人们的生活品质。

对于航空飞行器和发动机，一旦气流与当地几何型面的夹角达到失速迎角，会使得飞行器丧失升力、发动机丧失推力。尤其对于未来先进军用航空飞行器和发动机，需承受更加严苛的飞行环境，以实现飞得更快、更高、更远。因此，有必要发展可实时监测气流与当地几何型面夹角的方法与装置，对流动分离进行实时监控，在必要时采用流动控制措施，避免失速迎角的出现。

目前实现气流角度测量的手段主要分为接触式测量和非接触式测量。接触式测量以多孔气动探针为代表，其基本原理是将探头压力场与风速矢量相关联，按照压力比提供的无因次系数和校准查询表进行比对，从而确定来流速度角度等参数。非接触式测量以PIV粒子图像测速法为代表，PIV法测速是向流场散布示踪粒子，通过测量示踪粒子在已知很短时间间隔内的位移来间接地测量流场的参数分布。无论是接触式还是非接触式测量方法，在流体力学实验中都有着成熟、广泛的应用。尤其是接触式流场测量方法，在航空飞行器飞行速度测量方面是最为成熟的技术。针对未来先进航空飞行器和发动机的研制需求，进一步发展基于接触式测量技术的气流角度实时监测方法，可有效降低流动分离对飞行器和发动机工作范围的限制、拓宽使用包线。

发明内容

针对三维流场中固壁面附近的气流角度监测，本发明提出一种用于实现三维流场气流角度实时监测的微型扇形探针，探针包括扇形部和六棱台，两部分一体化形成；其中

扇形部在探针的后端，扇形部的底面为第一扇形，第一扇形靠近圆心端被截掉一个等腰三角形，该等腰三角形的两条腰分别与第一扇形的两条边重合，对应该等腰三角形的底的第一扇形的前端为第一扇形的前缘，第一扇形的前缘宽度ω₁，圆心角θ，半径长度l，该半径长度指的是去掉该等腰三角形之后的第一扇形的边长；扇形部的上表面为第二扇形，其形状与第一扇形相同，第二扇形在水平面上的投影与第一扇形重合；在第一扇形和第二扇形之间，左右两侧，分别存在加工成折页状的两个平面：在第一扇形和第二扇形之间右侧，右上折面的上边沿、右下折面的下边沿、右上折面和右下折面的共用边沿，三个边沿相互平行；右上折面、右下折面共同组成的折面向探针外突出；同样，在第一扇形和第二扇形之间左侧，左上折面、左下折面的情况与右侧的情况相同，形状和尺寸与右侧完全对称；右上折面的前端、右下折面的前端、第一扇形的前缘、第二扇形的前缘、左上折面的前端、左下折面的前端共面，且共同围成一个正六边形，构成扇形部的前端；探针高度h；

探针的前端为一个六棱台；六棱台底面边长等于第一扇形前缘宽度ω₁，六棱台底面与扇形部前端的正六边形完全重合；正六棱台顶面边长小于ω₂；在六棱台表面加工探针孔，探针孔数为N，直径为Φ；探针孔的位置和数量根据需要确定，探针孔的打孔方向与六棱台的底面相垂直，至少有一个探针孔位于六棱台的顶面上，六棱台顶面尺寸应保证能在其上加工探针孔；六棱台每个侧面尺寸应充分保证能在其上加工探针孔；扇形部在水平方向上的中间截面为第三扇形，第三扇形的左右两条边分别是左上折面和左下折面的共用边沿、右上折面和右下折面的共用边沿，第三扇形的前缘位于六棱台底面内，第三扇形的前缘宽度为2ω₁，圆心角亦为θ，半径长度亦为l；扇形部为扇形体经过上述加工后自然留下的形状，扇形部后端大致为饼状图边缘弧形的形状。

在本发明的一个具体实施例中，六棱台为正六棱台。

在本发明的一个实施例中，h与附面层厚度δ在同一量级，探针孔数N不小于3，不大于7；探针孔的直径Φ不小于0.5mm，不大于2mm；

在本发明的另一个具体实施例中，

ω₁/ω₂＝2，l/h＝5，h/δ＝1.5，N＝7，Φ＝0.7mm；

还提供一种利用上述微型扇形探针实现三维流场气流角度实时监测的方法，包括下列步骤：

步骤一、设计扇形探针造型

通过风洞实验确定在常用气流角度下进气道唇口处的附面层厚度；利用位移机构将附面层探针沿壁面法向移动，步长不大于1mm，结合附面层探针和唇口壁面的静压孔对进气道唇口处的附面层参数进行测量；基于在附面层内静压沿壁面法向梯度为零的流体力学理论，认为静压孔的示数即代表附面层内同一点处静压沿法向分布的示数，附面层探针的示数即表示流场某一点处的总压示数；计算获得流场径向截面的速度分布规律，认为达到99％主流速度处距离壁面的高度即为附面层高度δ；

微型扇形探针能够保证安装探针后流场与原设计基本一致，不恶化流场，且在一定范围内起到涡流发生器的作用，在保证测量的同时，对分离流场进行改善，提高失速攻角；

微型扇形探针抑制流动分离的原理为：气流通过微型扇形探针会诱导出沿微型扇形探针两侧向下游运动的涡结构，增强附面层内低能流体与主流的掺混，从而提高气流抵抗分离的能力；

确定微型扇形探针的尺寸和造型后，设计如权利要求1至4的任何一项所述的微型扇形探针，使用数值仿真的手段对微型扇形探针布置在进气道唇口后的流场进行计算分析，通过壁面的静压升系数等指数对施加微型扇形探针后流场的性能进行评估；依据数值仿真的结果，对扇形涡流发生器式的微型扇形探针尺寸和造型进一步优化完善，确定最终结果；

步骤二、微型扇形探针在固壁面上的安装与标定

采取不转动法测量气流，标定时要将微型扇形探针安装在进气道唇口的槽道内进行标定；要对每只微型扇形探针进行气动吹风校验，标定探针孔的压力与气流参数之间确定性关系；对于宽速域飞行器而言，飞行过程中马赫数变化范围较大，因此在获得标定系数曲线时，应对飞行速度上下限的流场分别标定，通过算法拟合出中间区域的标定系数曲线以获得全域特性曲线；

探针标定的基本原理是将探针置于标准流场中，改变微型扇形探针与来流气流的角度，测出不同俯仰角度α或侧滑角度β下多孔探针各孔的压力值，换算成第一方向系数K_α或第二方向系数K_β后使用；

校准风洞中气流的总压、静压以及方向必须是已知的，并且具有均匀稳定的流场；探针放在试验段的中心区，以减少附面层、气流泄漏等因素的影响；

步骤三、利用微型扇形探针对流场进行实时监测以获得来流角度

在进气道唇口附近阵列安装i个微型扇形探针，将微型扇形探针固定在唇口的槽道内使其不能转动，检测唇口不同位置处的进气攻角；多孔探针测得的是压力信号，其数值不能直接读取；首先要用密闭软管连接探针孔，将微型扇形探针传来的压力信号通过压敏器件和放大电路转化为电信号进行输出，输出端用数据采集卡将电信号转变为数字信号，再根据各个孔测出的压力计算得出相对应的方向系数公式，由方向系数制作方向系数特征图，通过对方向系数特征图插值得到气流角度，从而实时显示测点的气流角度。

在本发明的一个具体实施例中，，探针孔数量为7个，包括中心孔7，最上方的第一探针孔1，自第一探针孔1往左下、按逆时针方向依次排布在六棱台的其余侧面的第二至第六探针孔2-6，第六探针孔6与第一探针孔1相邻；假定分别安装在七个孔内的七孔针从七个孔所感受到的压力分别为P₁，P₂，P₃，P₄，P₅，P₆，P₇，分别对应于第一至第六探针孔1-6、中心孔7感受到的压力；定义

为无量纲系数为压力系数：

其中

为第一探针孔1至第六探针孔6测得的六个压力值的算数平均数；

第一方向系数K_α为：

第二方向系数K_β为：

在本发明的一个实施例中，微型扇形探针个数i，不小于4，不大于16。

在本发明的一个具体实施例中，微型扇形探针个数i＝8。

在本发明的另一个具体实施例中，将流体机械与微型探针进行一体化加工制造，降低其对流场的影响。

本发明的方法与装置涉及扇形探针气动造型设计，具有易对接，频响高，功能模块化和造型气动化等特点，在减少对流场扰动且改善流动分离的基础上，能够实现对气流角度进行实时准确测量。标定扇形探针和利用扇形探针对气流角度进行实时监测能够在减少对流场扰动并改善流动分离的基础上实施精确测量，为后续操作提供输入指令，在实际流场测量与使用性能耦合方面具有广泛的应用前景。

附图说明

图1是扇形涡流发生器式微型探针的模型，其中图1(a)示出扇形探针的正等轴测图，图1(b)示出扇形探针的俯视图，图1(c)示出扇形探针的侧视图；

图2是扇形涡流发生器式探针抑制流动分离原理的示意图；

图3是安装扇形涡流发生器式微型探针的进气道唇口；

图4是扇形探针监测系统对接其它系统的流程图。

具体实施方式

下面以安装在航空发动机进气道唇口处的扇形探针为例，结合附图进一步对本发明进行阐述。

一、设计扇形探针造型

设计扇形探针造型之前，通过风洞实验确定在常用气流角度下进气道唇口处的附面层厚度。利用位移机构将附面层探针沿壁面法向移动，步长不大于1mm，结合附面层探针和唇口壁面的静压孔对进气道唇口处的附面层参数进行测量。基于在附面层内静压沿壁面法向梯度为零的流体力学理论，认为静压孔的示数即代表附面层内同一点处静压沿法向分布的示数，附面层探针的示数即表示流场某一点处的总压示数。计算获得流场径向截面的速度分布规律，认为达到99％主流速度处距离壁面的高度即为附面层高度δ。

本实例基于扇形涡流发生器改善流场品质的原理对扇形探针造型进行设计，如图1(a)所示，扇形涡流发生器式探针(以下简称“探针”)是在一个扇形体基础上加工的，探针包括扇形部和六棱台，两部分一体化形成。扇形部在探针的后端，扇形部的底面为第一扇形，第一扇形靠近圆心端被截掉一个等腰三角形，该等腰三角形的两条腰分别与第一扇形的两条边重合，对应该等腰三角形的底的第一扇形的前端为第一扇形的前缘，第一扇形的前缘宽度ω₁，圆心角θ，半径长度l，该半径长度指的是去掉该等腰三角形之后的第一扇形的边长。如图1(b)所示，扇形部的上表面为第二扇形，其形状与第一扇形相同，第二扇形在水平面上的投影与第一扇形重合。在第一扇形和第二扇形之间，左右两侧，分别存在加工成折页状的两个平面，如图1(c)所示，以第一扇形和第二扇形之间右侧为例进行说明：右上折面的上边沿、右下折面的下边沿、右上折面和右下折面的共用边沿，三个边沿相互平行；右上折面、右下折面共同组成的折面向探针外突出。同样，在第一扇形和第二扇形之间左侧，左上折面、左下折面的情况与右侧的情况相同，形状和尺寸与右侧完全对称。右上折面的前端、右下折面的前端、第一扇形的前缘、第二扇形的前缘、左上折面的前端、左下折面的前端共面，且共同围成一个正六边形。探针高度h。探针的前端为一个六棱台，该六棱台通常为正六棱台。正六棱台底面边长等于第一扇形前缘宽度ω₁，正六棱台顶面边长ω₂，ω₁＞ω₂。在六棱台表面加工探针孔，探针孔数为N，直径为Φ；探针孔的位置和数量根据需要确定，探针孔的打孔方向与六棱台的底面相垂直，至少有一个探针孔位于六棱台的顶面上，六棱台顶面尺寸应充分保证能在其上加工探针孔。在本发明的一个实施例中，探针孔包括位于六棱台顶面上的一个探针孔和分别位于六棱台六个侧面上的六个探针孔，六棱台侧面尺寸应充分保证能在其上加工探针孔。扇形部在水平方向上的中间截面为第三扇形，第三扇形的左右两条边分别是左上折面和左下折面的共用边沿、右上折面和右下折面的共用边沿，第三扇形的前缘位于六棱台底面内，第三扇形的前缘宽度为2ω₁，圆心角亦为θ，半径长度亦为l。扇形部为扇形体经过上述加工后自然留下的形状，扇形部后端大致为饼状图边缘弧形的形状。

不同尺寸的探针对流动的控制与附面层厚度密切相关，一般保证h与附面层厚度6在同一量级，为保证测量角度的可靠性，探针孔数N应不小于3，不大于7。从工程实际的角度出发，测压孔的直径Φ不能太小，从测量精度的角度考虑，孔的直径Φ也不能太大，直径Φ建议不小于0.5mm，不大于2mm。相较于传统的气动探针，扇形涡流发生器式探针对探针造型进行气动化设计和微型化处理，可保证安装探针后流场与原设计基本一致，不恶化流场，且在一定范围内起到涡流发生器的作用，在保证测量的同时，对分离流场进行改善，提高失速攻角。

图2给出扇形涡流发生器式探针抑制流动分离的原理，气流通过扇形涡流发生器式探针会诱导出沿探针两侧向下游运动的涡结构，增强附面层内低能流体与主流的掺混，从而提高气流抵抗分离的能力。

确定扇形探针的尺寸和造型后，使用数值仿真的手段对探针布置在进气道唇口后的流场进行计算分析，通过壁面的静压升系数等指数对施加探针后流场的性能进行评估。依据数值仿真的结果，对扇形涡流发生器式的微型探针尺寸和造型进一步优化完善，确定最终结果。在本发明的一个优选实施例中，最终确定参数

ω₁/ω₂＝2，l/h＝5，h/δ＝1.5，N＝7，Φ＝0.7mm。

二、扇形探针在固壁面上的安装与标定

气动探针测量气流的方法有两种：第一种是靠坐标器转动不断调节探针位置，使中间孔完全对准气流的方向，中间孔的压力为气流的总压；第二种是在测量的过程中保持探针方向不动，根据各个孔测出的压力读数通过适当计算和查找有关校准曲线求出气流各个参数(本领域技术人员熟知)。由于第一种方法在使用中需要实时调整探针位置，在来流条件未知的情况下很难做到正对气流，因此本发明设计的微型探针测速使用第二种方法，即采取不转动法。此外，为实现微型探针与流体机械的融合，本发明提出安装提出一体化的概念，即将流体机械与微型探针进行一体化加工制造，降低其对流场的影响。因此在本实例中，标定时要将探针安装在进气道唇口的槽道内进行标定。

但是多孔针不转动法的测速原理是在假设理想气体、势流及不可压等条件下推导得出的，实际所测量的气流并不一定满足这些条件，而且由于加工时存在的误差，通过理论公式计算出的气流参数就会与实际气流参数不符。为此就要对每只微型探针进行气动吹风校验，标定探针孔的压力与气流参数之间确定性关系。对于宽速域飞行器而言，飞行过程中马赫数变化范围较大，因此在获得标定系数曲线时，应对飞行速度上下限的流场分别标定，通过算法拟合出中间区域的标定系数曲线以获得全域特性曲线。探针标定的基本原理是将探针置于标准流场中，改变探针与来流气流的角度，测出不同俯仰角度α或侧滑角度β下多孔探针各孔的压力值，换算成第一方向系数K_α或第二方向系数K_β后即可使用(吴吉昌，李成勤，朱俊强.七孔探针及其在叶栅二次流动测量中的应用[J].航空动力学报，2011，26(08)：1879-1886.)。在本发明的一个具体实施例中，探针孔数量为7个，如图1(a)所示，探针孔包括中心孔7，最上方探针孔1，自探针孔1往左下、按逆时针方向依次排布在六棱台的其余侧面的探针孔2-6，探针孔6与探针孔1相邻。假定分别安装在七个孔内的七孔针1-7从七个孔所感受到的压力分别为P₁，P₂，P₃，P₄，P₅，P₆，P₇。首先对七个孔所测得的压力进行数据处理，定义

为无量纲系数为压力系数并由下列公式求出：

其中

为探针孔1至探针6测得的六个压力值的算数平均数。

其第一方向系数K_α由下列公式求出：

其第二方向系数K_β由下列公式求出：

另外，校准风洞中气流的总压、静压以及方向必须是已知的，并且具有均匀稳定的流场。探针一般应放在试验段的中心区，以减少附面层、气流泄漏等因素的影响。

三、利用扇形探针对流场进行实时监测以获得来流角度

本发明采用不转动法对进行测量，如图3所示，在进气道唇口附近阵列安装i个扇形探针，将探针固定在唇口的槽道内使其不能转动，检测唇口不同位置处的进气攻角，i值应不小于4，不大于16，本发明中i＝8。图4给出了扇形探针监测系统对接其它系统的流程图。多孔探针所测得的是压力信号，其数值不能直接读取。首先要用密闭软管连接压力探针管道(密闭软管由扇形探针底面连出，前端与压力探针管道相连，后端与压敏器件相连)，将微型探针传来的压力信号通过压敏器件和放大电路转化为电信号进行输出，输出端用数据采集卡将电信号转变为数字信号，再通过计算机采集系统软件根据各个孔测出的压力计算得出相对应的方向系数公式，由方向系数制作方向系数特征图，通过对方向系数特征图插值得到气流角度，从而实时显示测点的气流角度。将各个测点气流角度值的数字信号进行调制处理，使其作为输入命令传送至其他系统，根据各系统对应的逻辑语句进行判断，从而执行下一步操作。本步骤所涉及的所有操作均为本领域技术人员熟知，不再累述。

Claims (7)

1.一种用于实现三维流场气流角度实时监测的微型扇形探针，其特征在于，探针包括扇形部和六棱台，两部分一体化形成；其中

扇形部在探针的后端，扇形部的底面为第一扇形，第一扇形靠近圆心端被截掉一个等腰三角形，该等腰三角形的两条腰分别与第一扇形的两条边重合，对应该等腰三角形的底的第一扇形的前端为第一扇形的前缘，第一扇形的前缘宽度ω₁，圆心角θ，半径长度l，该半径长度指的是去掉该等腰三角形之后的第一扇形的边长；扇形部的上表面为第二扇形，其形状与第一扇形相同，第二扇形在水平面上的投影与第一扇形重合；在第一扇形和第二扇形之间，左右两侧，分别存在加工成折页状的两个平面：在第一扇形和第二扇形之间右侧，右上折面的上边沿、右下折面的下边沿、右上折面和右下折面的共用边沿，三个边沿相互平行；右上折面、右下折面共同组成的折面向探针外突出；同样，在第一扇形和第二扇形之间左侧，左上折面、左下折面的情况与右侧的情况相同，形状和尺寸与右侧完全对称；右上折面的前端、右下折面的前端、第一扇形的前缘、第二扇形的前缘、左上折面的前端、左下折面的前端共面，且共同围成一个正六边形，构成扇形部的前端；探针高度h；

探针的前端为一个六棱台；六棱台底面边长等于第一扇形前缘宽度ω₁，六棱台底面与扇形部前端的正六边形完全重合；正六棱台顶面边长ω₂，ω₁＞ω₂；在六棱台表面加工探针孔，探针孔数为N，直径为Φ；探针孔的位置和数量根据需要确定，探针孔的打孔方向与六棱台的底面相垂直，至少有一个探针孔位于六棱台的顶面上，六棱台顶面尺寸应保证能在其上加工探针孔；六棱台每个侧面尺寸应充分保证能在其上加工探针孔；扇形部在水平方向上的中间截面为第三扇形，第三扇形的左右两条边分别是左上折面和左下折面的共用边沿、右上折面和右下折面的共用边沿，第三扇形的前缘位于六棱台底面内，第三扇形的前缘宽度为2ω₁，圆心角亦为θ，半径长度亦为l；扇形部为扇形体经过上述加工后自然留下的形状，扇形部后端为饼状图边缘弧形的形状。

2.如权利要求1所述的微型扇形探针，其特征在于，探针高度h与附面层厚度δ在同一量级，探针孔数N不小于3，不大于7；探针孔的直径Φ不小于0.5mm，不大于2mm。

3.如权利要求2所述的微型扇形探针，其特征在于，

ω₁/ω₂＝2，l/h＝5，h/δ＝1.5，N＝7，Φ＝0.7mm。

4.利用基于权利要求1至3的任何一项所述的微型扇形探针实现三维流场气流角度实时监测的方法，其特征在于，包括下列步骤：

步骤一、设计扇形探针造型

通过风洞实验确定在常用气流角度下进气道唇口处的附面层厚度；利用位移机构将附面层探针沿壁面法向移动，步长不大于1mm，结合附面层探针和唇口壁面的静压孔对进气道唇口处的附面层参数进行测量；基于在附面层内静压沿壁面法向梯度为零的流体力学理论，认为静压孔的示数即代表附面层内同一点处静压沿法向分布的示数，附面层探针的示数即表示流场某一点处的总压示数；计算获得流场径向截面的速度分布规律，认为达到99％主流速度处距离壁面的高度即为附面层厚度δ；

微型扇形探针能够保证安装探针后流场与原设计一致，不恶化流场，且起到涡流发生器的作用，在保证测量的同时，对分离流场进行改善，提高失速攻角；

微型扇形探针抑制流动分离的原理为：气流通过微型扇形探针会诱导出沿微型扇形探针两侧向下游运动的涡结构，增强附面层内低能流体与主流的掺混，从而提高气流抵抗分离的能力；

确定微型扇形探针的尺寸和造型后，设计如权利要求1至3的任何一项所述的微型扇形探针，使用数值仿真的手段对微型扇形探针布置在进气道唇口后的流场进行计算分析，通过壁面的静压升系数对施加微型扇形探针后流场的性能进行评估；依据数值仿真的结果，对扇形涡流发生器式的微型扇形探针尺寸和造型进一步优化完善，确定最终结果；

步骤二、微型扇形探针在固壁面上的安装与标定

采取不转动法测量气流，标定时要将微型扇形探针安装在进气道唇口的槽道内进行标定；要对每只微型扇形探针进行气动吹风校验，标定探针孔的压力与气流参数之间确定性关系；对于宽速域飞行器而言，飞行过程中马赫数变化范围大，因此在获得标定系数曲线时，应对飞行速度上下限的流场分别标定，通过算法拟合出中间区域的标定系数曲线以获得全域特性曲线；

探针标定的基本原理是将探针置于标准流场中，改变微型扇形探针与来流气流的角度，测出不同俯仰角度α或侧滑角度β下多孔探针各孔的压力值，换算成第一方向系数K_α或第二方向系数K_β后使用；

校准风洞中气流的总压、静压以及方向必须是已知的，并且具有均匀稳定的流场；探针放在试验段的中心区，以减少附面层、气流泄漏这些因素的影响；

步骤三、利用微型扇形探针对流场进行实时监测以获得来流角度

在进气道唇口附近阵列安装i个微型扇形探针，i值应不小于4，不大于16，将微型扇形探针固定在唇口的槽道内使其不能转动，检测唇口不同位置处的进气攻角；多孔探针测得的是压力信号，其数值不能直接读取；首先要用密闭软管连接探针孔，将微型扇形探针传来的压力信号通过压敏器件和放大电路转化为电信号进行输出，输出端用数据采集卡将电信号转变为数字信号，再根据各个孔测出的压力计算得出相对应的方向系数公式，由方向系数制作方向系数特征图，通过对方向系数特征图插值得到气流角度，从而实时显示测点的气流角度。

5.如权利要求4所述的实现三维流场气流角度实时监测的方法，其特征在于，探针孔数量为7个，包括中心孔(7)，最上方的第一探针孔(1)，自第一探针孔(1)往左下、按逆时针方向依次排布在六棱台的其余侧面的第二至第六探针孔(2-6)，第六探针孔(6)与第一探针孔(1)相邻；假定分别安装在七个孔内的七孔针从七个孔所感受到的压力分别为P₁，P₂，P₃，P₄，P₅，P₆，P₇，分别对应于第一至第六探针孔(1-6)、中心孔(7)感受到的压力；定义

为无量纲系数为压力系数：

其中

为第一探针孔(1)至第六探针孔(6)测得的六个压力值的算数平均数；

第一方向系数K_α为：

第二方向系数K_β为：

6.如权利要求4所述的实现三维流场气流角度实时监测的方法，其特征在于，微型扇形探针个数i＝8。

7.如权利要求4所述的实现三维流场气流角度实时监测的方法，其特征在于，将流体机械与微型探针进行一体化加工制造，降低其对流场的影响。

Images