隨著航空工業(yè)的發(fā)展以及國防事業(yè)的需求,我國自主研發(fā)設計了一系列的軍用戰(zhàn)機及民用飛機,這對我國航空發(fā)動機的性能指標提出了更高的要求,其中推力又是衡量航空發(fā)動機性能的重要指標之一。渦輪前溫度是衡量航空發(fā)動機性能的一個重要指標,相關研究表明提高渦輪前溫度能夠顯著提高發(fā)動機推力。目前國外先進的軍用發(fā)動機渦輪前溫度已高達2200K以上,過高的渦輪前進氣溫度又對發(fā)動機渦輪材料及冷卻特性提出了更加嚴格的要求�？紤]到我國航空材料技術的發(fā)展,渦輪前溫度并不能隨心所欲的提高。因此,在渦輪葉片耐受范圍內(nèi)最大程度提高渦輪前溫度成為了提高發(fā)動機性能的重要手段之一。所以對渦輪前的溫度實現(xiàn)精準的測量顯得至關重要。雙喉道氣動測溫探針發(fā)展于20世紀50年代,與傳統(tǒng)測溫方式相比,其在超高溫測量方面具有獨特的優(yōu)勢。氣動測溫探針是通過測量經(jīng)探針冷卻后的氣體溫度,根據(jù)探針的氣動結構關系式,從而間接求出待測氣體溫度。其具有結構簡單、造價低廉、易于維護,且能夠同時測量總溫和總壓等優(yōu)點。考慮到探針是對待測高溫氣流進行冷卻,通過測量冷卻后溫度實現(xiàn)間接測量的,因此在測量過程中容易受到各種因素的干擾而產(chǎn)生測量偏差。所以必須對可能造成測溫偏差的因素予以分析,并對其進行修正,從而實現(xiàn)探針對高溫燃氣的準確測量。本文首先對氣動探針的工作原理及結構進行了重點分析,結合實驗數(shù)據(jù)和仿真發(fā)現(xiàn)雖然冷卻后氣流溫度降低到探針第二喉道熱電偶的量程范圍內(nèi),但相對較高的速度及溫度仍然會對第二喉道熱電偶的測量造成一定誤差。其次,針對探針前后兩喉道的比熱比開展了研究,通過分析氣體成分,給出前后喉道隨溫度變化的比熱比值。最后,研究了探針第一喉道熱變形情況,通過數(shù)值仿真,發(fā)現(xiàn)了第一喉道熱變形對探針測溫的影響,并提出了相應的修正方法。
【學位單位】：沈陽航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位年份】：2018
【中圖分類】：V231
【部分圖文】：

沈陽航空航天大學碩士學位論文 氣動探針測溫的提出及發(fā)展Scadron[9]以及perry L.Blackshear,Jr.[10]在20世紀50年代提出了基于兩個限流截面質(zhì)連續(xù)的氣動測溫探頭的測溫原理，并做了相關實驗確定了雙喉道氣動測溫探針的可行。在同時期 C.Dewey Havill 和 L.Stewart Rolls[11]也提出了類似結構的探針設計用于對行中戰(zhàn)斗機的加力燃燒室排氣溫度進行測量。Dwight I.Baker[12]將該結構的探針用于箭發(fā)動機燃燒室的溫度測量。雙喉道氣動測溫探針是通過將第一喉道后的氣流冷卻到于探針第二喉道前的熱電偶的測量范圍內(nèi)，來實現(xiàn)高溫燃氣溫度的測量。Scadron 所計的探針結構原理如圖 1.1 所示。其所設計探頭的第一限流截面是亞聲速的孔板，第限流截面是音速噴管。通過兩喉道之間的高溫氣體通過水冷套冷卻降溫。通過將進入

圖 1.2 第一、第二限流截面均為噴管的探針原理圖Sathiyamoorthy[14]和 Massini[15]等研究的氣動測溫探頭為間歇吸氣式。圖 1.3 為其工原理圖。圖 1.3 間歇式吸氣探針原理圖其第一限流截面是噴管，第二限流截面為孔板，并采用關閉截止閥測量進口總壓

4圖 1.3 間歇式吸氣探針原理圖限流截面是噴管，第二限流截面為孔板，并采用關閉截止閥測量進研究了不同馬赫數(shù)和被測氣流總壓條件下流量系數(shù)隨總溫的變化。實動機預熱燃氣通過直徑 200mm 的管道引入沉降室，沉降室采用導熱，熱量損失可以忽略不計。實驗結構如圖 1.4 所示。

【參考文獻】

相關期刊論文 前10條

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本文編號：2821244