气动测温探头修正方法研究

发布时间：2020-09-17 21:13

　　随着航空工业的发展以及国防事业的需求,我国自主研发设计了一系列的军用战机及民用飞机,这对我国航空发动机的性能指标提出了更高的要求,其中推力又是衡量航空发动机性能的重要指标之一。涡轮前温度是衡量航空发动机性能的一个重要指标,相关研究表明提高涡轮前温度能够显著提高发动机推力。目前国外先进的军用发动机涡轮前温度已高达2200K以上,过高的涡轮前进气温度又对发动机涡轮材料及冷却特性提出了更加严格的要求。考虑到我国航空材料技术的发展,涡轮前温度并不能随心所欲的提高。因此,在涡轮叶片耐受范围内最大程度提高涡轮前温度成为了提高发动机性能的重要手段之一。所以对涡轮前的温度实现精准的测量显得至关重要。双喉道气动测温探针发展于20世纪50年代,与传统测温方式相比,其在超高温测量方面具有独特的优势。气动测温探针是通过测量经探针冷却后的气体温度,根据探针的气动结构关系式,从而间接求出待测气体温度。其具有结构简单、造价低廉、易于维护,且能够同时测量总温和总压等优点。考虑到探针是对待测高温气流进行冷却,通过测量冷却后温度实现间接测量的,因此在测量过程中容易受到各种因素的干扰而产生测量偏差。所以必须对可能造成测温偏差的因素予以分析,并对其进行修正,从而实现探针对高温燃气的准确测量。本文首先对气动探针的工作原理及结构进行了重点分析,结合实验数据和仿真发现虽然冷却后气流温度降低到探针第二喉道热电偶的量程范围内,但相对较高的速度及温度仍然会对第二喉道热电偶的测量造成一定误差。其次,针对探针前后两喉道的比热比开展了研究,通过分析气体成分,给出前后喉道随温度变化的比热比值。最后,研究了探针第一喉道热变形情况,通过数值仿真,发现了第一喉道热变形对探针测温的影响,并提出了相应的修正方法。
【学位单位】：沈阳航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V231
【部分图文】：

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沈阳航空航天大学硕士学位论文气动探针测温的提出及发展Scadron[9]以及perry L.Blackshear,Jr.[10]在20世纪50年代提出了基于两个限流截面质连续的气动测温探头的测温原理，并做了相关实验确定了双喉道气动测温探针的可行。在同时期 C.Dewey Havill 和 L.Stewart Rolls[11]也提出了类似结构的探针设计用于对行中战斗机的加力燃烧室排气温度进行测量。Dwight I.Baker[12]将该结构的探针用于箭发动机燃烧室的温度测量。双喉道气动测温探针是通过将第一喉道后的气流冷却到于探针第二喉道前的热电偶的测量范围内，来实现高温燃气温度的测量。Scadron 所计的探针结构原理如图 1.1 所示。其所设计探头的第一限流截面是亚声速的孔板，第限流截面是音速喷管。通过两喉道之间的高温气体通过水冷套冷却降温。通过将进入

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图 1.2 第一、第二限流截面均为喷管的探针原理图Sathiyamoorthy[14]和 Massini[15]等研究的气动测温探头为间歇吸气式。图 1.3 为其工原理图。图 1.3 间歇式吸气探针原理图其第一限流截面是喷管，第二限流截面为孔板，并采用关闭截止阀测量进口总压

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4图 1.3 间歇式吸气探针原理图限流截面是喷管，第二限流截面为孔板，并采用关闭截止阀测量进研究了不同马赫数和被测气流总压条件下流量系数随总温的变化。实动机预热燃气通过直径 200mm 的管道引入沉降室，沉降室采用导热，热量损失可以忽略不计。实验结构如图 1.4 所示。

【参考文献】