CN114136643A - 一种航空发动机空气流量测点布局方法 - Google Patents

一种航空发动机空气流量测点布局方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114136643A
CN114136643A CN202111222143.3A CN202111222143A CN114136643A CN 114136643 A CN114136643 A CN 114136643A CN 202111222143 A CN202111222143 A CN 202111222143A CN 114136643 A CN114136643 A CN 114136643A
Authority
CN
China
Prior art keywords
static pressure
measuring
flow
air flow
measuring point
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111222143.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114136643B (zh
Inventor
赵涌
宋子军
刘盾盾
仇钎
姜海良
袁世辉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Original Assignee
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute filed Critical AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority to CN202111222143.3A priority Critical patent/CN114136643B/zh
Publication of CN114136643A publication Critical patent/CN114136643A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114136643B publication Critical patent/CN114136643B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Measuring Temperature Or Quantity Of Heat (AREA)
  • Measuring Volume Flow (AREA)

Abstract

本发明提出了一种航空发动机空气流量测点布局方法，在给定流场和测试资源条件下，提出了总温、总压复合受感部测点布局最优算法，提高空气流量的准确性测量和结果的一致性。

Description

一种航空发动机空气流量测点布局方法
技术领域
本发明属于航空发动机试验领域，具体涉及一种航空发动机空气流量测点布局方法。
背景技术
航空发动机空气流量是发动机的重要性能参数，其测量的准确性对航空发动机的设计具有重要的意义。目前行业内普遍使用空气流量管测量发动机进气流量，试验时通过测量流量管内总压、静压、总温、附面层压力(厚度)及流量管面积计算空气流量。
空气流量是一个典型的间接测量参数，需测量的参数较多，影响其测量精度的因素也非常多。目前空气流量测量装置(即空气流量管)，测量位置上布局差异大，缺乏最优布局设计，影响空气流量测量精度和结果的一致性。
发明内容
针对目前空气流量测量装置(即空气流量管)，测量位置上布局差异大，缺乏最优布局设计，影响空气流量测量精度和结果一致性的问题。本发明提出了一种航空发动机空气流量测量装置测点布局方法。
本发明的目的在于提供一种航空发动机空气流量测点布局方法，所述方法包括如下步骤：
S1：通过流场仿真，获取空气流量管的总压场、静压场和温度场；
S2：根据S1获取的静压场，选择静压场均匀的轴向位置对测量耙进行布局；
S3：根据S1获取的温度场的分布，对测量耙在流量管周向上的分布进行布局；
S4：根据S1获取的温度场、总压场和等流量原理，对测量耙上的测点做径向布局；
S5：将测量耙设置在S2-S4所获取的位置上，获取空气流量管内受到测量耙影响后的静压场；
S6：根据S5获取的受到测量耙影响后的静压场，确定流量管上游静压测点的位置；
S7：在空气流量管出口处设置仿真发动机转子，获取空气流量管内受到转子旋流影响后的静压场；
S8：根据S7获取的受到转子旋流影响后的静压场，确定流量管下游静压测点的位置。
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，所述S3中测量耙设置在温度场不均匀的周向区域内，所述多个测量耙周向等间距均布。
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，所述S4包括如下步骤：
S4.1：根据总压场和等流量原理，计算总压测点的径向布局；
S4.2：根据温度场所反应的温度径向畸变情况，计算总温测点的径向布局；
S4.3：根据S4.1和S4.2获取的总压测点和总温测点的布局确定测量耙上的总温总压复合测点的布局。
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，所述S4.1包括如下步骤：
S4.1.1：根据流场仿真结果计算环面流量与半径增量之间的关系，在流量增量最大处布置一个总压测点，其中，流量增量最大处的径向位置：
Figure BDA0003313013170000031
其中，r1为流量增量最大处的半径，
S4.1.2：根据总压测点的最小间距及流量增大最大处的径向位置至壁面的间距，确定近壁面测点的数量及间距，
其中，近壁面等间距测点数量NP_b为：
Figure BDA0003313013170000032
其中，rp_b_min为总压测点最小间距，fix表示向零取整，近壁面总压测点间距rp_b为：
Figure BDA0003313013170000033
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，所述S4.2包括：主流区总压测点数量NP_z不少于3点，主流区总压测点径向位置按照等环面积的方法进行确定，具体为：将直径为(Din-2r1)的圆按面积等分为NP_z份，将测点布置在等分线上。
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，所述S4.3包括：将距离最近的总温测点和总压测点合并，合并至该总压测点处组合为总温总压复合测点。
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，S6中，所述流量管上游静压测点设置在受到测量耙影响后的静压场中静压均匀的截面上，所述流量管上游静压测点所在截面的静压与总压测量截面平均静压差不大于0.07％。
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，所述S6还包括对流量管上游静压测点的周向进行布局，所述流量管上游静压测点共设有9个测点，其中第一测点到第八测点周向均布，静压测点相位为：
αi＝α1+45×(i-1)
其中：αi为第i点的相位，α1为第1点的相位。
将测量耙映射到静压测量截面，统计静压测点与最近受感部夹角的平方和wα-β，
Figure BDA0003313013170000041
在0到45度范围内，计算wα-β的值，当wα-β取最大值时，即为第1静压点的相位。
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，S8中所述流量管下游静压测点设置在受到转子旋流影响后的静压场中静压均匀的截面上，所述流量管下游静压测点所在截面的静压与发动机进口截面平均静压差不大于0.25％。
本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局方法，还具有这样的特征，所述流量管下游静压测点的周向布局与所述流量管上游静压测点的周向布局相同。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果
本发明提出了一种航空发动机空气流量测量装置测点布局方法，在给定流场和测试资源条件下，提出了总温、总压复合受感部测点布局算法，提高了空气流量的准确性测量和结果的一致性。
附图说明：
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明所提供的航空发动机空气流量测点布局结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，以下实施例结合附图对本发明所提供的布局方法作具体阐述。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1所示，图中的M截面为总温总压测量耙安装截面，K3截面为上游静压测点布置截面，K5截面为下游静压测点布置截面，本发明实施例提供了一种航空发动机空气流量测点布局方法，所述方法包括如下步骤：
S1：通过流场仿真，获取空气流量管的总压场、静压场和温度场；
S2：根据S1获取的静压场，选择静压场均匀的轴向位置对测量耙进行布局；静压场均匀指的是非静压场突变位置；
S3：根据S1获取的温度场的分布，对测量耙在流量管周向上的分布进行布局；
S4：根据S1获取的温度场、总压场和等流量原理，对测量耙上的测点做径向布局；
S5：将测量耙设置在S2-S4所获取的位置上，获取空气流量管内受到测量耙影响后的静压场；
S6：根据S5获取的受到测量耙影响后的静压场，确定流量管上游静压测点的位置；
S7：在空气流量管出口处设置仿真发动机转子，获取空气流量管内受到转子旋流影响后的静压场；
S8：根据S7获取的受到转子旋流影响后的静压场，确定流量管下游静压测点的位置。若测量耙轴向位置靠近影响后的静压场的静压突变点，则对其进行修正。
在部分实施例中，所述S3中测量耙设置在温度场不均匀的周向区域内，所述多个测量耙周向等间距均布。
在部分实施例中，所述S4包括如下步骤：
S4.1：根据总压场和等流量原理，计算总压测点的径向布局；
S4.2：根据温度场所反应的温度径向畸变情况，计算总温测点的径向布局；
S4.3：根据S4.1和S4.2获取的总压测点和总温测点的布局确定测量耙上的总温总压复合测点的布局，即M截面。
在部分实施例中，所述S4.1包括如下步骤：
S4.1.1：根据流场仿真结果计算环面流量与半径增量之间的关系，在流量增量最大处布置一个总压测点，其中，流量增量最大处的径向位置：
Figure BDA0003313013170000081
其中，r1为流量增量最大处的半径，
S4.1.2：根据总压测点的最小间距及流量增大最大处的径向位置至壁面的间距，确定近壁面测点的数量及间距，
其中，近壁面等间距测点数量NP_b为：
Figure BDA0003313013170000082
其中，rp_b_min为总压测点最小间距，fix表示向零取整，
近壁面总压测点间距rp_b为：
Figure BDA0003313013170000083
在部分实施例中，所述S4.2中，主流区总压测点数量NP_z不少于3点，主流区总压测点径向位置按照等环面积的方法进行确定，具体为：将直径为(Din-2r1)的圆按面积等分为NP_z份，将测点布置在等分线上。
在部分实施例中，所述S4.3包括：将距离最近的总温测点和总压测点合并，合并至该总压测点处组合为总温总压复合测点。
在部分实施例中，S6中，所述流量管上游静压测点设置在受到测量耙影响后的静压场中静压均匀的截面K3截面上，所述流量管上游静压测点所在截面的静压与总压测量截面平均静压差不大于0.07％。
在部分实施例中，所述S6还包括对流量管上游静压测点的周向进行布局，所述流量管上游静压测点共设有8个测点，其中第一测点到第八测点周向均布，静压测点相位为：
αi＝α1+45×(i-1)
其中：αi为第i点的相位，α1为第1点的相位。
将测量耙映射到静压测量截面，统计静压测点与最近受感部夹角的平方和wα-β，
Figure BDA0003313013170000091
遍历α1在wα-β取最大值时，在0到45度范围内，计算wα-β的值，当wα-β取最大值时，即为第1静压点的相位。
在部分实施例中，，S8中所述流量管下游静压测点设置在受到转子旋流影响后的静压场中静压均匀的截面K5截面上，所述流量管下游静压测点所在截面的静压与发动机进口截面平均静压差不大于0.25％。
在部分实施例中，所述流量管下游静压测点的周向布局与所述流量管上游静压测点的周向布局相同。
以上，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
S1：通过流场仿真，获取空气流量管的总压场、静压场和温度场；
S2：根据S1获取的静压场，选择静压场均匀的轴向位置对测量耙进行布局；
S3：根据S1获取的温度场的分布，对测量耙在流量管周向上的分布进行布局；
S4：根据S1获取的温度场、总压场和等流量原理，对测量耙上的测点做径向布局；
S5：将测量耙设置在S2-S4所获取的位置上，获取空气流量管内受到测量耙影响后的静压场；
S6：根据S5获取的受到测量耙影响后的静压场，确定流量管上游静压测点的位置；
S7：在空气流量管出口处设置仿真发动机转子，获取空气流量管内受到转子旋流影响后的静压场；
S8：根据S7获取的受到转子旋流影响后的静压场，确定流量管下游静压测点的位置。
2.根据权利要求1所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，所述S3中测量耙设置在温度场不均匀的周向区域内，所述多个测量耙周向等间距均布。
3.根据权利要求1所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，所述S4包括如下步骤：
S4.1：根据总压场和等流量原理，计算总压测点的径向布局；
S4.2：根据温度场所反应的温度径向畸变情况，计算总温测点的径向布局；
S4.3：根据S4.1和S4.2获取的总压测点和总温测点的布局确定测量耙上的总温总压复合测点的布局。
4.根据权利要求3所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，所述S4.1包括如下步骤：
S4.1.1：根据流场仿真结果计算环面流量与半径增量之间的关系，在流量增量最大处布置一个总压测点，其中，流量增量最大处的径向位置：
Figure FDA0003313013160000021
其中，r1为流量增量最大处的半径，
S4.1.2：根据总压测点的最小间距及流量增大最大处的径向位置至壁面的间距，确定近壁面测点的数量及间距，
其中，近壁面等间距测点数量NP_b为：
Figure FDA0003313013160000022
其中，rp_b_min为总压测点最小间距，fix表示向零取整，Din为流量管直径。
近壁面总压测点间距rp_b为：
Figure FDA0003313013160000023
5.根据权利要求3所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，所述S4.2中，主流区总压测点数量NP_z不少于3点，主流区总压测点径向位置按照等环面积的方法进行确定，具体为：将直径为(Din-2r1)的圆按面积等分为NP_z份，将测点布置在等分线上。
6.根据权利要求3所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，所述S4.3包括：将距离最近的总温测点和总压测点合并，合并至该总压测点处组合为总温总压复合测点。
7.根据权利要求1所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，S6中，所述流量管上游静压测点设置在受到测量耙影响后的静压场中静压均匀的截面上，所述流量管上游静压测点所在截面的静压与总压测量截面平均静压差不大于0.07％。
8.根据权利要求7所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，所述S6还包括对流量管上游静压测点的周向进行布局，所述流量管上游静压测点共设有8个测点，其中第一测点到第八测点周向均布，静压测点相位为：
αi＝α1+45×(i-1)
其中：αi为第i点的相位，α1为第1点的相位。
将测量耙映射到静压测量截面，统计所有静压测点与最近测量耙夹角的平方和wα-β，
Figure FDA0003313013160000031
在0到45度范围内，计算wα-β的值，当wα-β取最大值时，即为第1静压点的相位。
9.根据权利要求1所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，S8中所述流量管下游静压测点设置在受到转子旋流影响后的静压场中静压均匀的截面上，所述流量管下游静压测点所在截面的静压与发动机进口截面平均静压差不大于0.25％。
10.根据权利要求9所述的航空发动机空气流量测点布局方法，其特征在于，所述流量管下游静压测点的周向布局与所述流量管上游静压测点的周向布局相同。
CN202111222143.3A 2021-10-20 2021-10-20 一种航空发动机空气流量测点布局方法 Active CN114136643B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111222143.3A CN114136643B (zh) 2021-10-20 2021-10-20 一种航空发动机空气流量测点布局方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111222143.3A CN114136643B (zh) 2021-10-20 2021-10-20 一种航空发动机空气流量测点布局方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114136643A true CN114136643A (zh) 2022-03-04
CN114136643B CN114136643B (zh) 2024-01-09

Family

ID=80395223

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111222143.3A Active CN114136643B (zh) 2021-10-20 2021-10-20 一种航空发动机空气流量测点布局方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114136643B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115371933A (zh) * 2022-10-24 2022-11-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1155888A2 (en) * 2000-05-18 2001-11-21 Kabushiki Kaisha Toyoda Jidoshokki Seisakusho Air conditioner
US20140144156A1 (en) * 2012-11-29 2014-05-29 Alstom Technology Ltd Gas turbine temperature measurement
CN105760647A (zh) * 2014-12-19 2016-07-13 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种质量加权平均值计算方法
CN109506744A (zh) * 2018-12-10 2019-03-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种航空发动机整机试验文丘里喷嘴空气流量校准方法
CN110455229A (zh) * 2019-08-29 2019-11-15 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 进气流量管附面层厚度的测量方法
CN110907120A (zh) * 2018-09-17 2020-03-24 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种引射式短舱出口落压比实时反馈控制方法
WO2020192623A2 (zh) * 2019-03-22 2020-10-01 西安交通大学 一种旋转叶片非接触式动应变场测量方法及其系统
CN112179667A (zh) * 2020-09-18 2021-01-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种航空发动机涡轮出口温度场与速度场测量装置
CN112485014A (zh) * 2020-11-16 2021-03-12 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置及测力试验方法
CN113405805A (zh) * 2021-06-18 2021-09-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种考虑进气道附面层的航空发动机进口流量获取方法
CN113405763A (zh) * 2021-06-11 2021-09-17 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种“3+4+5“米字耙流量计测点布置方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1155888A2 (en) * 2000-05-18 2001-11-21 Kabushiki Kaisha Toyoda Jidoshokki Seisakusho Air conditioner
US20140144156A1 (en) * 2012-11-29 2014-05-29 Alstom Technology Ltd Gas turbine temperature measurement
CN105760647A (zh) * 2014-12-19 2016-07-13 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种质量加权平均值计算方法
CN110907120A (zh) * 2018-09-17 2020-03-24 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种引射式短舱出口落压比实时反馈控制方法
CN109506744A (zh) * 2018-12-10 2019-03-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种航空发动机整机试验文丘里喷嘴空气流量校准方法
WO2020192623A2 (zh) * 2019-03-22 2020-10-01 西安交通大学 一种旋转叶片非接触式动应变场测量方法及其系统
CN110455229A (zh) * 2019-08-29 2019-11-15 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 进气流量管附面层厚度的测量方法
CN112179667A (zh) * 2020-09-18 2021-01-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种航空发动机涡轮出口温度场与速度场测量装置
CN112485014A (zh) * 2020-11-16 2021-03-12 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置及测力试验方法
CN113405763A (zh) * 2021-06-11 2021-09-17 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种“3+4+5“米字耙流量计测点布置方法
CN113405805A (zh) * 2021-06-18 2021-09-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种考虑进气道附面层的航空发动机进口流量获取方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
任怡雪 等: "航空发动机气动附加阻力修正测点布置与试验", 计测技术, vol. 40, no. 6, pages 40 - 44 *
李冰;郝晓乐;申世才;: "航空发动机进口空气流量测量方案分析", 燃气涡轮试验与研究, no. 04 *
王红;马明明;: "某型发动机空气流量计算影响因素研究", 燃气涡轮试验与研究, no. 03, pages 22 - 27 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115371933A (zh) * 2022-10-24 2022-11-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN114136643B (zh) 2024-01-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111551339B (zh) 一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法
CN114136643A (zh) 一种航空发动机空气流量测点布局方法
CN104897737B (zh) 八电极旋转电场式电导传感器持气率测量方法
CN111024170B (zh) 一种孔板流量计
CN114152445A (zh) 一种高空台流量管总压径向测点布置方法及测量耙
CN108318090B (zh) 适用于大口径管道流量测量的流量计
CN219736607U (zh) 一种加装外层滞止罩的铂电阻总温探针头部
Frank et al. Point-velocity methods for flow-rate measurements in asymmetric pipe flow
CN114528778B (zh) 基于钟形口流量管速度分布模型的空气流量测量方法
CN115560984A (zh) 一种考虑进气畸变的风扇部件试验出口气动参数修正方法
CN115901268A (zh) 一种在发动机上准确获取燃烧室总压损失系数的方法
CN114838228A (zh) 一种烟风道测量段的加工方法和烟风道测量段
Hill et al. Experimental investigations of strongly swept turbine cascades with low speed flow
CN212082681U (zh) 一种用于精确测量压气机级温升效率的装置
CN111141522A (zh) 一种测量高亚音三维稳态流场的全参数探针
CN218822920U (zh) 一种测量风扇进出口流场的装置
CN116754023A (zh) 适用于非均匀温度分布特征的物理流量测量结构及方法
CN115575080B (zh) 一种高速风洞通气模型内阻精确测量方法
CN115839817B (zh) 一种用于翼型试验的近壁多点式附面层测量装置及方法
CN215726274U (zh) 基于不同工作原理的双标准表法水流量标准装置
CN114087943B (zh) 针对未知参数的圆渐开线涡旋空压机型线精度测试方法
Mahoney et al. Investigation of Blade-Row Flow Distributions in Axial-Flow-Compressor Stage Consisting of Guide Vanes and Rotor-Blade Row
CN111089668A (zh) 一种用于精确测量压气机级温升效率的装置及方法
CN110823323B (zh) 一种涡轮转子叶片水流量测量值的修正方法
Allen Experimental investigation of loss in an annular cascade of turbine-nozzle blades of free vortex design

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant