CN111498141B - 一种基于微型探针实现气流角度实时监测的方法与装置 - Google Patents

Abstract

提供一种用于实现气流角度实时监测的微型探针，由楔形部和四棱锥形状的截椎体两部分一体化形成，在四棱锥表面加工探针孔，用于测量气流压力。还提供一种利用微型探针实现气流角度实时监测的方法，利用微型探针对流场进行实时监测以获得来流角度。本发明的装置和方法利用微型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。

Description

一种基于微型探针实现气流角度实时监测的方法与装置

技术领域

本发明涉及三维流场气动参数测量技术，具体涉及一种利用基于楔形涡流 发生器造型的微型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

鉴于现有技术存在的缺陷，针对三维流场中固壁面附近的气流角度监测， 本发明提供一种用于实现气流角度实时监测的微型探针，所述微型探针为楔形 涡流发生器式探针，所述微型探针由楔形部和四棱锥形状的截椎体两部分一体 化形成，楔形部的前端和四棱锥形状的截椎体的底部重合；其中

楔形部的底面为第一等腰梯形，第一等腰梯形前缘宽度为ω₁，后缘宽度 为ω₂，侧边宽度l；楔形部高度h；楔形部的上表面为第二等腰梯形，其上底 为四棱锥的底面的上边，下底为第一等腰梯形的底边，左右两条腰被其上、下 底限定；楔形部的左、右表面都是三角形，三角形的底边分别为四棱锥底面的 左右两边，三角形的两条侧边分别是第一、第二等腰梯形的两条腰；

探针的前侧面为四棱锥形状的截椎体表面，所述前侧面不包括四棱锥的底 面；四棱锥的尖部被截断；四棱锥底面的四条边中，上下两边相互平行，左右 两边相互平行且与探针底面相垂直；在四棱锥表面加工探针孔，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四棱锥的 底面相垂直，但至少有一个探针孔位于四棱锥的截面上；除了位于截面上的探 针孔外，其他探针孔的位置在四棱锥的四个侧面的全部或部分上。

在本发明的一个实施例中，探针孔数N不小于3，不大于7。

在本发明的一个具体实施例中，N＝3，三个探针孔水平布置，用于测量侧 滑角度β，并且，这三个探针孔分布于探针左表面、截面、探针右表面。

在本发明的另一个具体实施例中，N＝5，五个探针孔呈十字形分布，用于 测量俯仰角度α，并且，这五个探针孔分布于探针左表面、探针右表面、截面、 探针上表面、探针下表面。

在本发明的一个实施例中，测压孔的直径Φ不小于0.5mm，不大于2mm。

在本发明的一个具体实施例中，Φ＝0.7mm。

在本发明的一个实施例中，h与δ在同一量级。

在本发明的一个具体实施例中，ω₁＝h，ω₂/h＝2，l/h＝3，h/δ＝1.5。

还提供一种利用上述微型探针实现气流角度实时监测的方法，包括下列步 骤：

一、设计微型探针

设计微型探针造型之前，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；

设计上述微型探针并将其安装在进气道外壁面，使得位于四棱锥的截面上 的探针孔正对来流方向，探针阵列个数根据具体需要决定，当探针个数大于等 于2时，将沿进气道外壁面周向均匀安装所述微型探针；

气流通过微型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；

确定微型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，对楔形涡流发生器式的微型探针尺寸 和造型进一步优化完善直至获得满意结果；

二、微型探针在固壁面上的安装与标定

根据多孔针不转动法进行测量，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；

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 使用；

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；将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；

三、利用微型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；多孔的微型探针测得的是压力 信号，其数值不能直接读取；因此，首先要用密闭软管连接压力探针管道，密 闭软管由楔形探针底面连出，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；再根据各个孔测出的压力，通 过数据处理器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。

在本发明的一个实施例中，当需要测量俯仰角度α时，假设测量三个竖直 方向探针孔所感受到的压力为P₁，P₄P₅，则第一方向系数K_α由下列公式求出：

当需要测量侧滑角度β时，假设测量三个水平方向探针孔所感受到的压力 为P₁，P₂P₃，则第二方向系数K_β由下列公式求出：

本发明提出一种基于微型探针实现气流角度实时监测的方法与装置，其具 有易对接，频响高，功能模块化和造型气动化等特点，以实现在减少对流场扰 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。本发明的方法与装 置，具体涉及微型探针气动造型设计，标定微型探针和利用微型探针对气流角 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是楔形涡流发生器式微型探针的模型；

图2是楔形涡流发生器式探针抑制流动分离原理的示意图；

图3是典型的方向校准系数曲线；

图4是安装楔形涡流发生器式微型探针的进气道唇口；

图5是微型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微型探针为例，结合附图进一步 对本发明进行阐述。

一、设计微型探针造型

设计微型探针造型之前，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。

本实例基于楔形涡流发生器改善流场品质的原理对微型探针造型进行设 计，如图1所示，楔形涡流发生器式探针(以下简称“探针”)，探针由楔形部 和四棱锥形状的截椎体两部分一体化形成，楔形部的前端(即非尖端)和四棱 锥形状的截椎体的底部(即截椎体的底面)重合。楔形部的底面为第一等腰梯 形，第一等腰梯形前缘宽度(即上底宽度)ω₁，后缘宽度(即下底宽度)ω₂， 侧边宽度l；楔形部高度h。楔形部的上表面为第二等腰梯形，其上底为四棱 锥的底面的上边，下底为第一等腰梯形的底边，左右两条腰被其上、下底限定； 楔形部的左、右表面(图1中正前方的三角形为探针的右表面，后面看不见的 三角形为探针的左表面)都是三角形，三角形的底边分别为四棱锥底面的左右 两边，三角形的两条侧边分别是第一、第二等腰梯形的两条腰。探针的前侧面 为四棱锥形状的截椎体表面(不包括四棱锥的底面)，四棱锥的尖部被截断； 该四棱锥通常为正四棱锥，被截断的截面通常与四棱锥的底面平行。四棱锥底 面的四条边中，上下两边相互平行，左右两边相互平行且与探针底面相垂直。 在四棱锥表面加工探针孔，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四棱锥的底面相垂直，但至少有一个探针孔 位于四棱锥的截面上，因此，截面尺寸应充分保证能在其上加工一个探针孔； 其他探针孔的位置在四棱锥的四个侧面上。

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δ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，楔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给出楔形涡流发生器式探针抑制流动分离的原理，气流通过楔形涡流 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。

确定微型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，对楔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＝h，ω₂/h＝2，l/h＝3，h/δ＝1.5，N＝3，Φ＝0.7mm。

二、微型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。例如，当需要测量俯仰角度α时，测量如图1所示三个竖直方向探针 孔所感受到的压力为P₁，P₄，P₅；当需要测量侧滑角度β时，测量如图1所示三 个水平方向探针孔所感受到的压力为P₁，P₂，P₃。由于本实例只关心来流的一个 方向角度，因此采取的是微型三孔探针设计，以中心孔为1号标记，2、3号为 其两侧孔标记，假定三孔针的三个孔所感受到的压力为P₁，P₂，P₃，其第二方向 系数K_β由下列公式求出：

其第一方向系数K_α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。图3给出了典型的方向校准系数曲线。

三、利用微型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4所示，在进气道唇口附近阵列安 装i个微型探针，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。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 闭软管由楔形探针底面连出，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 (10)

1.一种用于实现气流角度实时监测的微型探针，其特征在于，所述微型探针为楔形涡流发生器式探针，所述微型探针由楔形部和四棱锥形状的截椎体两部分一体化形成，楔形部的前端和四棱锥形状的截椎体的底部重合；其中

楔形部的底面为第一等腰梯形，第一等腰梯形前缘宽度为ω₁，后缘宽度为ω₂，侧边宽度l；楔形部高度h；楔形部的上表面为第二等腰梯形，其上底为四棱锥的底面的上边，下底为第一等腰梯形的底边，左右两条腰被其上、下底限定；楔形部的左、右表面都是三角形，三角形的底边分别为四棱锥底面的左右两边，三角形的两条侧边分别是第一、第二等腰梯形的两条腰；

探针的前侧面为四棱锥形状的截椎体表面，所述前侧面不包括四棱锥的底面；四棱锥的尖部被截断；四棱锥底面的四条边中，上下两边相互平行，左右两边相互平行且与探针底面相垂直；在四棱锥表面加工探针孔，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四棱锥的底面相垂直，但至少有一个探针孔位于四棱锥的截面上；除了位于截面上的探针孔外，其他探针孔的位置在四棱锥的四个侧面的全部或部分上。

2.如权利要求1所述的微型探针，其特征在于，探针孔数N不小于3，不大于7。

3.如权利要求2所述的微型探针，其特征在于，N＝3，三个探针孔水平布置，用于测量侧滑角度β，并且，这三个探针孔分布于探针左表面、截面、探针右表面。

4.如权利要求2所述的微型探针，其特征在于，N＝5，五个探针孔呈十字形分布，用于测量俯仰角度α，并且，这五个探针孔分布于探针左表面、探针右表面、截面、探针上表面、探针下表面。

5.如权利要求1所述的微型探针，其特征在于，测压孔的直径Φ不小于0.5mm，不大于2mm。

6.如权利要求5所述的微型探针，其特征在于，Φ＝0.7mm。

7.如权利要求1所述的微型探针，其特征在于，h与δ在同一量级。

8.如权利要求7所述的微型探针，其特征在于，ω₁＝h，ω₂/h＝2，l/h＝3，h/δ＝1.5。

9.一种利用如权利要求1-8的任何一项的微型探针实现气流角度实时监测的方法，其特征在于，包括下列步骤：

一、设计微型探针

设计微型探针造型之前，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；

设计如权利要求1-8的任何一项所述的微型探针并将安装在进气道外壁面，使得位于四棱锥的截面上的探针孔正对来流方向，探针阵列个数根据具体需要决定，当探针个数大于等于2时，将沿进气道外壁面周向均匀安装所述微型探针；

气流通过微型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；

确定微型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，对楔形涡流发生器式的微型探针尺寸和造型进一步优化完善直至获得满意结果；

二、微型探针在固壁面上的安装与标定

根据多孔针不转动法进行测量，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；

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后使用；

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；将探针放在试验段的中心区，以减少附面层、气流泄漏因素的影响；

三、利用微型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；多孔的微型探针测得的是压力信号，其数值不能直接读取；因此，首先要用密闭软管连接压力探针管道，密闭软管由楔形探针底面连出，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；再根据各个孔测出的压力，通过数据处理器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。

10.如权利要求9所述的实现气流角度实时监测的方法，其特征在于，当需要测量俯仰角度α时，假设测量三个竖直方向探针孔所感受到的压力为P₁，P₄，P₅，则第一方向系数K_α由下列公式求出：

当需要测量侧滑角度β时，假设测量三个水平方向探针孔所感受到的压力为P₁，P₂，P₃，则第二方向系数K_β由下列公式求出：

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