CN116399606A - 航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法 - Google Patents

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CN116399606A CN202310534801.5A CN202310534801A CN116399606A CN 116399606 A CN116399606 A CN 116399606A CN 202310534801 A CN202310534801 A CN 202310534801A CN 116399606 A CN116399606 A CN 116399606A
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魏崃
李美烨
刘国阳
李俊
尹松
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Abstract

本申请属于航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量技术领域，具体涉及一种航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，包括：在燃烧室进口处支板前缘设置温度传感器或压力传感器，温度传感器、压力传感器的引线通过支板内引出；按照测点最大化覆盖整个栅距原则，根据燃烧室进口处支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置，确定温度传感器、压力传感器在支板上的分布；将温度传感器、压力传感器测量的温度、压力，按照燃烧室进口处支板、压气机出口处叶片的相对周向位置，在一个栅距内进行排列，扩展到全部栅距内，得到压气机出口流场。

Description

航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法
技术领域
本申请属于航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量技术领域，具体涉及一种航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法。
背景技术
当前，对于航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场的测量多是采用以下两种技术方案：
1)在压气机出口、燃烧室进口之间设置传感器，对压气机出口流场进行测量，该种技术方案中，测量传感器会干扰燃烧室进口流场，增加燃烧室进口流场的不均匀程度，致使燃烧室气流中出现局部热斑，烧蚀涡轮热片，存在较大的安全隐患，且随着航空发动机轴向尺寸逐渐缩小，压气机与燃烧室间的连结更加紧凑，压气机出口、燃烧室进口之间空间狭小，难以进行传感器布置；
2)在压气机出口处叶片通道中设置传感器，测量压气机出口处叶片通道间流场，根据压气机部件试验出口处叶片通道间流场、出口处截面流场间对应关系，进行修正，得出压气机出口流场，但部件试验中压气工作环境与航空发动机整机及核心机中工作环境存在差异，所得出口处叶片通道间流场、出口处截面流场间对应关系与航空发动机整机及核心机环境下存在偏差，难以保证对压气机出口处叶片通道间流场测量结果的准确性。此外，压气机出口处叶片通道间流场、出口处截面流场间对应关系，会随着转速、压比发生变化，难以通过部件试验获取全转速、全压比条件下压气机出口处叶片通道间流场、出口处截面流场间对应关系，需要利用试验数据进行插值，难以通过修正的方式，所得压气机叶片出口处流场准确性更是难以保证。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，包括：
在燃烧室进口处支板前缘设置温度传感器或压力传感器，温度传感器、压力传感器的引线通过支板内引出；
按照测点最大化覆盖整个栅距原则，根据燃烧室进口处支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置，确定温度传感器、压力传感器在支板上的分布；
将温度传感器、压力传感器测量的温度、压力，按照燃烧室进口处支板、压气机出口处叶片的相对周向位置，在一个栅距内进行排列，扩展到全部栅距内，得到压气机出口流场。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法中，燃烧室进口处支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置，计算如下：
Figure BDA0004225734770000021
Figure BDA0004225734770000031
其中，
δi为燃烧室进口处第i个支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置；
alfi为燃烧室进口处第i个支板与相邻压气机出口处叶片周向角度；
M为燃烧室进口处支板的数量；
N为压气机出口处叶片的数量，燃烧室进口处第一个支板、压气机出口处第一个叶片在周向上处于0°；
i为燃烧室进口处支板的序号；
Ki为使
Figure BDA0004225734770000032
的最大整数。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法中，在燃烧室进口处支板的数量为10，压气机出口处叶片数量为87时，温度传感器分布在第2、4、6、8、10个支板上，压力传感器分布在第1、3、5、7、9个支板上；
在一个栅距对温度传感器测量的温度进行排列，具体排列为燃烧室进口处第4、10、6、2、8个支板上温度传感器测量的温度；
在一个栅距对压力传感器测量的压力进行排列，具体排列为燃烧室进口处第1、7、3、9、5个支板上压力传感器测量的压力。
附图说明
图1是本申请实施例提供的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法的示意图；
图2是本申请实施例提供的在一个栅距对温度传感器测量的温度进行排列的示意图；
图3是本申请实施例提供的在一个栅距对压力传感器测量的压力进行排列的示意图；
其中：
1-压气机；2-叶片；3-传感器；4-支板；5-燃烧室。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本申请的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
航空发动机核心机中，压气机出口与燃烧室进口对接，压气机出口处设置叶片，燃烧室进口处设置支板，在均匀进气条件下，压气机出口处各个叶片通道中的气流成中心对称的周期性分布，且在每个叶片通道内，由于叶片气流的尾迹效应，出口处流场并非均匀分布，基于此，本申请提供一种航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，包括：
在燃烧室进口处支板前缘设置温度传感器或压力传感器，温度传感器、压力传感器的引线通过支板内引出，具体可以是，在燃烧室进口处支板前缘开设安装孔，用以温度传感器或压力传感器的头部安装，并在支板中开设引线通道，将温度传感器、压力传感器的引线引出，如图1所示；
按照测点最大化覆盖整个栅距原则，根据燃烧室进口处支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置，确定温度传感器、压力传感器在支板上的分布；
将温度传感器、压力传感器测量的温度、压力，按照燃烧室进口处支板、压气机出口处叶片的相对周向位置，在一个栅距内进行排列，扩展到全部栅距内，得到压气机出口流场。
对于上述实施例公开的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计通过对燃烧室进口处支板进行改装，在支板前缘设置温度传感器、压力传感器，对压气机出口流场进行测量，测量准确，且可容易的对温度传感器、压力传感器进行布置，并是利用支板内引出温度传感器、压力传感器的引线，可避免对燃烧室进口流场造成干扰，此外，设计按照测点最大化覆盖整个栅距原则，根据燃烧室进口处支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置，确定温度传感器、压力传感器在支板上的分布，将温度传感器、压力传感器测量的温度、压力，按照燃烧室进口处支板、压气机出口处叶片的相对周向位置，在一个栅距内进行排列，扩展到全部栅距内，得到压气机出口流场，即是先将周向上分布的温度传感器、压力传感器测量的温度、压力集中到一个栅距内，然后再扩展到全部栅距内，以此得到周期性分布的压气机出口流场，可提高对压气机出口流场测量的准确性。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法中，燃烧室进口处支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置，计算如下：
Figure BDA0004225734770000061
Figure BDA0004225734770000062
其中，
δi为燃烧室进口处第i个支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置；
alfi为燃烧室进口处第i个支板与相邻压气机出口处叶片周向角度；
M为燃烧室进口处支板的数量；
N为压气机出口处叶片的数量，燃烧室进口处第一个支板、压气机出口处第一个叶片在周向上处于0°；
i为燃烧室进口处支板的序号；
Ki为使alfi≮0的最大整数。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法中，在燃烧室进口处支板的数量为10，压气机出口处叶片数量为87时，温度传感器分布在第2、4、6、8、10个支板上，压力传感器分布在第1、3、5、7、9个支板上，具体如下表：
i 周向位置 δi 传感器
1 0 0 压力
2 36 0.7 温度
3 72 0.4 压力
4 108 0.1 温度
5 144 0.8 压力
6 180 0.5 温度
7 216 0.2 压力
8 252 0.9 温度
9 288 0.6 压力
10 324 0.3 温度
在一个栅距对温度传感器测量的温度进行排列，具体排列为燃烧室进口处第4、10、6、2、8个支板上温度传感器测量的温度，如图2所示，可表征压气机出口一个栅距内流场的温度分布，具有明显的波谷与波峰，扩展到各个栅距内，即可得到压气机出口流场的温度分布；
在一个栅距对压力传感器测量的压力进行排列，具体排列为燃烧室进口处第1、7、3、9、5个支板上压力传感器测量的压力，如图3所示，可表征压气机出口一个栅距内流场的压力分布，具有明显的波谷与波峰，扩展到各个栅距内，即可得到压气机出口流场的压力分布。
以本申请实施例公开的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，所得流场温度分布，相较于修正方法所得流场温度分布，经验证，在全转速范围内测量精度可提升0.8个百分点，所得流场压力分布，相较于修正方法所得流场压力分布，经验证，在全转速范围内测量精度可提升1.2个百分点。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，其特征在于，包括：
在燃烧室进口处支板前缘设置温度传感器或压力传感器，温度传感器、压力传感器的引线通过支板内引出；
按照测点最大化覆盖整个栅距原则，根据燃烧室进口处支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置，确定温度传感器、压力传感器在支板上的分布；
将温度传感器、压力传感器测量的温度、压力，按照燃烧室进口处支板、压气机出口处叶片的相对周向位置，在一个栅距内进行排列，扩展到全部栅距内，得到压气机出口流场。
2.根据权利要求1所述的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，其特征在于，
燃烧室进口处支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置，计算如下：
Figure FDA0004225734760000011
Figure FDA0004225734760000012
其中，
δi为燃烧室进口处第i个支板与相邻压气机出口处叶片相对周向位置；
alfi为燃烧室进口处第i个支板与相邻压气机出口处叶片周向角度；
M为燃烧室进口处支板的数量；
N为压气机出口处叶片的数量，燃烧室进口处第一个支板、压气机出口处第一个叶片在周向上处于0°；
i为燃烧室进口处支板的序号；
Ki为使alfi≮0的最大整数。
3.根据权利要求2所述的航空发动机整机及核心机环境下压气机出口流场测量方法，其特征在于，
在燃烧室进口处支板的数量为10，压气机出口处叶片数量为87时，温度传感器分布在第2、4、6、8、10个支板上，压力传感器分布在第1、3、5、7、9个支板上；
在一个栅距对温度传感器测量的温度进行排列，具体排列为燃烧室进口处第4、10、6、2、8个支板上温度传感器测量的温度；
在一个栅距对压力传感器测量的压力进行排列，具体排列为燃烧室进口处第1、7、3、9、5个支板上压力传感器测量的压力。
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CN116658451A (zh) * 2023-08-02 2023-08-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于尾迹损失的核心机环境下压气机出口总压修正方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116658451A (zh) * 2023-08-02 2023-08-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于尾迹损失的核心机环境下压气机出口总压修正方法
CN116658451B (zh) * 2023-08-02 2023-10-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于尾迹损失的核心机环境下压气机出口总压修正方法

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