叶型探针及使用了该叶型探针的航空发动机性能测试方法

摘要

本发明提供一种叶型探针及使用了该叶型探针的航空发动机性能测试方法，通过对叶型探针的前段叶片设置旋转轴来使前段叶片能随旋转轴进行旋转，从而使固定于前段叶片的滞止罩与进气气流在旋转轴轴向上所成的角度终处于滞止罩的不敏感角度范围内。叶型探针包括：作为支杆的静子叶片；固定在静子叶片前缘、并在内部安装有测量装置的滞止罩；以及用于固定静子叶片的固定部，静子叶片沿着弦向被分段为前段叶片和后段叶片，将滞止罩固定于前段叶片的前缘，前段叶片设置有旋转轴，前段叶片能随旋转轴进行旋转。

说明书

技术领域

本发明涉及一种叶型探针、尤其涉及用于发动机叶轮机械级间内部流场的详细测量的叶型探针，以及使用了该叶型探针的航空发动机性能测试方法。

背景技术

随着科技的发展，现代航空发动机对经济性和可靠性的要求越来越高，航空发动机各部件的性能遇到了前所未有的挑战。

由于计算软件分析的局限性，性能试验是航空发动机研制不可或缺的过程。国内外的经验表明，一台成功的航空发动机，其设计验证、优化改进等都离不开可靠的性能试验及精确的气动参数测量。

叶型探针是目前广泛用于航空发动机叶轮机械级间内部流场的详细测量的装置之一。它以叶轮机械原始静子叶片为支杆，将多个总温、总压等测量装置沿径向安装在静子叶片前缘，用以测量转子出口压力、温度数值及分布，从而获得叶轮机械级间详细的流场详细。相比于传统的支杆型测量探针，叶型探针可大幅减小测量探针对气流通道的堵塞及干扰，可在试验过程中减小测量探针对叶轮机械性能的负面影响，从而获得更为真实的气动性能。

专利文献1中公开了一种四孔压力叶型探针，其沿叶片高度分布，能同时测得多个空间位置来流的总压、静压、气流角和马赫数，适用于测量航空发动机级间三维流场来流参数沿叶片高度方向的分布。

专利文献2中公开了一种动态压力探针，将小型的动态压力传感器安装在滞止罩内，并将滞止罩固定在叶片前缘附近，从而形成接触式测量的动态压力探针。

专利文献3中公开了一种探针调整方式。其中，机器配备有可旋转调节的探头，该探头插入涡轮叶片相邻行或级之间的间隙中，用于测量流经机器的可压缩工作介质的特征流动角，当介质的流动角偏离预定值时，该测量值被传送到调节器，调节器的作用是调节涡轮叶片的旋转位置，即叶片角度。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：CN106932139A；

专利文献2：CN105716779A；

专利文献3：US3327933A。

发明内容

发明所要解决的技术问题：

在理想情况下，气流角度与设计状态进口气流角度相对平行，能较为准确地测量气流参数。但在非理想状态下（非设计状态下），静子叶片前缘气流进口角度发生变化，并与滞止罩产生一定的夹角。其结果是，当气流与滞止罩轴向夹角不在其不敏感角度范围内时，叶型探针将无法准确地测量气流参数。

专利文献1-3中，安装在叶片前缘的滞止罩沿叶片弦向的安装角度均为固定。然而航空发动机叶轮机械运行工况十分复杂，内部流场复杂，气流在多个不同工况运行时角度变化较大。在叶轮机械的实际运行过程中，不同工况下、不同运行状态下的气流角度变化往往超出不敏感角度范围。当气流入射角度超出了叶型探针的不敏感角度范围时，其测试精度将大幅下降，流场测量的准确性也无法得到满足，从而严重影响航空发动机的性能验证。

本发明是鉴于上述情况而完成的，其目的在于提供一种叶型探针、以及使用了该叶型探针的航空发动机性能测试方法，通过对叶型探针的前段叶片设置旋转轴来使前段叶片能随旋转轴进行旋转，从而能使固定于前段叶片的滞止罩与进气气流在旋转轴轴向上所成的角度终处于滞止罩的不敏感角度范围内，由此能提高叶型探针在叶轮机械多个运行工况下的测量精度。

解决技术问题所采用的技术方案：

本发明的一个实施方式所涉及的叶型探针包括：作为支杆的静子叶片；固定在所述静子叶片前缘、并在内部安装有测量装置的滞止罩；以及用于固定所述静子叶片的固定部，所述叶型探针的特征在于，所述静子叶片沿着弦向被分段为前段叶片和后段叶片，将所述滞止罩固定于所述前段叶片的前缘，所述前段叶片设置有旋转轴，所述前段叶片能随所述旋转轴进行旋转。

本发明的第二方式所涉及的叶型探针在第一方式中，优选为，所述固定部包括：用于固定所述前段叶片的上部圆台和下部圆台；以及用于固定所述后段叶片的上端固定部和下端固定部。

本发明的第三方式所涉及的叶型探针在第二方式中，优选为，所述上部圆台安装于外机匣，所述下部圆台安装于内机匣，通过所述上部圆台和所述下部圆台对所述前段叶片进行固定，所述上部圆台、所述下部圆台、所述旋转轴和所述前段叶片构成为一体，当所述旋转轴旋转时，将带动所述上部圆台、所述下部圆台和所述前段叶片一起绕同一中心线旋转。

本发明的第四方式所涉及的叶型探针在第一方式至第三方式的任一个中，优选为，所述旋转轴进行顺时针旋转或逆时针旋转。

本发明的第五方式所涉及的叶型探针在第二方式中，优选为，所述上端固定部安装于外机匣，所述下端固定部安装于内机匣，通过所述上端固定部和所述下端固定部对所述后段叶片进行固定，所述上端固定部、所述下端固定部和所述后段叶片构成为一体。

本发明的第六方式所涉及的叶型探针在第一方式中，优选为，所述测量装置包括总压传感器、总温传感器。

本发明的第七方式所涉及的叶型探针在第一方式中，优选为，所述滞止罩通过粘接、焊接固定于所述静子叶片。

本发明的一个实施方式所涉及的航空发动机性能测试方法中，利用第一方式至第七方式中任一项所述的叶型探针来进行性能测试，其特征在于，使前段叶片旋转，以使得固定于所述前段叶片的滞止罩与进气气流在旋转轴轴向上所成的角度终处于所述滞止罩的不敏感角度范围内。

本发明的第九方式所涉及的航空发动机性能测试方法在第八方式中，优选为，固定于所述前段叶片的所述滞止罩与所述进气气流在所述旋转轴轴向上相对。

本发明的第十方式所涉及的航空发动机性能测试方法在第八或第九方式中，优选为，所述滞止罩的所述不敏感角度范围为±15°～ ±20°。

发明效果：

根据本发明所涉及的叶型探针、以及使用了该叶型探针的航空发动机性能测试方法，通过对叶型探针的前段叶片设置旋转轴来使前段叶片能随旋转轴进行旋转，从而能使固定于前段叶片的滞止罩与进气气流在旋转轴轴向上所成的角度终处于滞止罩的不敏感角度范围内，由此能提高叶型探针在叶轮机械多个运行工况下的测量精度。

附图说明

图1是示出本发明实施方式所涉及的叶型探针的整体结构图。

图2是示出本发明实施方式所涉及的叶型探针的旋转的示意图。

图3是对滞止罩的不敏感角度范围进行说明的图。

图4是示出滞止罩与进气气流在旋转轴轴向上所成的角度的示意图。

图5是示出前段叶片和滞止罩的旋转的示意图。

图中标号名称：100 叶型探针；11 前段叶片；12 后段叶片；13 上部圆台；14 下部圆台；15 滞止罩；16 上端固定部；17 下端固定部；18 测试线；19 旋转轴；β 滞止罩的不敏感角度范围；θ 进气气流与滞止罩在旋转轴轴向上所成的角度；α 进口气流角度。

具体实施方式

以下，参照附图，对本发明的具体实施方式进行说明。

图1是示出本发明实施方式所涉及的叶型探针100的整体结构图。

叶型探针100如图1所示，构成为包括前段叶片11、后段叶片12、滞止罩15、上部圆台13、下部圆台14、上端固定部16、下端固定部17和旋转轴19。

前段叶片11和后段叶片12构成静子叶片。其中，该静子叶片利用轴流压缩机（未图示）通用气动设计流程来得到，并起到作为支杆的作用。上述通用气动设计流程包含一维设计、通流设计、叶型设计和三维计算分析等。

静子叶片如图1所示，沿着弦向被分段为前段叶片11和后段叶片12。

在内部安装有总压传感器、总温传感器等测量设备（未图示）的滞止罩15安装在前段叶片11的前缘。该滞止罩15通过焊接、粘接等方式与前段叶片11相连接。

前段叶片11由上部圆台13和下部圆台14来固定，此外，前段叶片11设置有旋转轴19。上部圆台13、前段叶片11、下部圆台14以及旋转轴19构成为一体。

即，前段叶片11能随旋转轴19进行顺时针旋转或逆时针旋转。此时，当旋转轴19在外部调节结构（未图示）的驱动下进行旋转时，与前段叶片11构成为一体的上部圆台13和下部圆台14也一起绕同一中心线、即图1中的测试线18进行顺时针旋转或逆时针旋转。另外，上部圆台13安装于外机匣，下部圆台14安装于内机匣，由此来对前段叶片11进行固定。

对于沿着弦向进行分段而得的后段叶片12，其由上端固定部16和下端固定部17来固定。具体而言，后段叶片12、上端固定部16及下端固定部17形成为一体，上端固定部16安装于外机匣，下端固定部17安装于内机匣，由此来对后段叶片12进行固定。

后段叶片12与前段叶片11分离，且后段叶片12并不旋转，而保持静止。

图2是示出本发明实施方式所涉及的叶型探针100的旋转的示意图。

具体而言，当旋转轴19受到外部调节结构（未图示）的驱动时进行旋转，与此同时带动形成为一体的上部圆台13、前段叶片11和下部圆台14一起旋转。如图2的上部所示那样，在旋转轴19的带动下前段叶片11既可以进行顺时针旋转、也可以进行逆时针旋转。

图2中的A-A线表示前段叶片11垂直于旋转轴19的平面方向，图2中的B-B线表示后段叶片12垂直于旋转轴19的平面方向。由于后段叶片12始终保持静止，并不旋转，因此当前段叶片11发生了旋转时，前段叶片11与后段叶片12并不位于一个平面上，在A-A线与B-B线之间存在旋转夹角。通过该旋转夹角，可以清晰地了解前段叶片11的旋转量（旋转角度）。

下面，利用图3、图4对滞止罩15的不敏感角度范围进行说明。

具体而言，图3、图4是图2中的A-A线处的剖视图。如图3、图4所示，滞止罩15通过焊接、粘接方式等固定在前段叶片11的前缘。前段叶片11面向气流20的进气方向（即、进气气流20的入口），气流20通过叶型探针100的静子叶片（前段叶片11和后段叶片12），因此，后段叶片12为进气气流20的出口。

由于前段叶片11绕旋转轴19旋转，因此，滞止罩15也随前段叶片11一起旋转。在图3及后述的图4-5中，用虚线来表示旋转轴19的轴向。

如图4所示，当进气气流20朝着前段叶片11吹来时，进气气流20与滞止罩15在旋转轴19轴向上所成的角度为θ。

通常情况下，设置在叶型探针100的前缘的滞止罩15具有一定的不敏感角度范围。当进气气流20与滞止罩15在旋转轴19轴向上所成的角度θ在其不敏感角度范围内时，叶型探针100能较为准确地测量气流参数。

反之，当进气气流20与滞止罩15在旋转轴19轴向上所成的角度θ不在其不敏感角度范围内时，即、当进气气流20的入射角度超出了滞止罩15的不敏感角度范围时，测试精度将大幅下降，流场测量的准确性也无法得到满足，从而严重影响航空发动机的性能验证。

滞止罩15的不敏感角度范围如图3中的角度β所示那样，通常为±15°～ ±20°。

也就是说，通常情况下，在实际的性能测试中，当图4中所示的进气气流20与滞止罩15在旋转轴19轴向上所成的角度θ始终处于图3所示的不敏感角度范围β内的情况下，叶型探针100就能较为准确地测量气流参数。

此外，为了使气流流场测量的准确性更为提高，优选为使滞止罩15与进气气流20相对。即，优选为使图4中所示的进气气流20与滞止罩15在旋转轴19轴向上所成的角度θ为0°。该情况下，测试效果为最佳。

下面，对进气气流20的方向发生变化时的前段叶片11的旋转进行说明。图5是示出前段叶片11和滞止罩15的旋转的示意图。

为了更好地描述前段叶片11和滞止罩15的旋转，将进口气流角度、即进气气流20与图5中纸面的水平方向所成的角度记为α。

如图5中的（A）所示，在初始状态下，进气气流20与滞止罩15相对，此时，θ为0°。即、该情况下的进气气流20与滞止罩15在旋转轴19轴向上所成的角度θ位于滞止罩15的不敏感角度范围β内。另外，将此时的进口气流角度记为α

如图5中的（B）所示，当进气气流20的方向发生变化时，即、进口气流角度成为α

如图5中的（C）所示，当进气气流20的方向发生变化时，即、进口气流角度成为α

如上所述，根据本发明所涉及的叶型探针，通过使叶型探针的静子叶片沿着弦向分段成前段叶片和后段叶片，并对前段叶片设置旋转轴来使前段叶片能随旋转轴进行旋转，从而能使固定于前段叶片的滞止罩与进气气流在旋转轴轴向上所成的角度终处于滞止罩的不敏感角度范围内，由此能提高叶型探针在叶轮机械多个运行工况下的测量精度。

另外，在上述实施方式中，说明了在进气气流与滞止罩相对时进口气流角度发生改变的情况下的前段叶片调整方式。然而，即使在进气气流与滞止罩并不完全相对的情况下，只要能调整前段叶片的旋转，以使得固定于前段叶片的滞止罩与进气气流在旋转轴轴向上所成的角度终处于滞止罩的不敏感角度范围内，则也能实现相同的效果。

本申请虽然记载了示例性的实施方式，但在实施方式中所记载的特征、形态和功能并不限于应用于特定的实施方式，也能够单独地或进行各种组合来应用于实施方式。

因此，未例示的无数变形例设想为也在本申请所公开的技术范围内。例如，设为也包含对至少1个结构要素进行变形的情况、进行追加的情况或者进行省略的情况。

工业上的实用性

本发明所涉及的叶型探针结构简单、易于实现，可大幅提高叶型探针在航空发动机试验测试中的全工况下的适应性及测量准确性，在航空发动机气动参数测量领域中具有较高的推广运用价值。