本公开实施例提供了一种预旋供气系统温降的测量方法、装置及设备。包括：确定喷嘴入口的气流总温；确定喷嘴出口的静压和总压；根据气流总温、静压和总压确定喷嘴出口气流速度；确定喷嘴的相关参数，其中，相关参数包括喷嘴几何偏转角度、喷嘴出口中心半径和供气孔出口中心半径；根据相关参数和喷嘴出口气流速度确定预旋供气系统温降。无需在涡轮盘上布置测点，降低了加工成本，简化了设计流程。直接通过引压管将喷嘴出口压力信号传输至压力扫描阀，参数传输更方便也更稳定。直接在喷嘴出口布置引压管，可以适应更多的实验工况需求。可以适应更多的实验工况需求。可以适应更多的实验工况需求。
【技术实现步骤摘要】
一种预旋供气系统温降的测量方法、装置及设备
[0001]本专利技术涉及航空发动机预旋供气系统应用领域，尤其是涉及一种预旋供气系统温降的测量方法、装置及设备。
技术介绍
[0002]提高涡轮前燃气温度能够大幅度提高发动机的热效率，而温度的提高对于现有材料的耐温极限提出了巨大的挑战。目前涡轮叶片冷却技术主要有气膜冷却、肋强化换热和内部冲击冷却等方式，预旋供气系统是为涡轮叶片供给足量高品质冷气的系统。现代航空发动机高压涡轮的预旋供气系统最高可使冷气相对总温降低100K左右，温降效果十分显著。设计合理的预旋供气系统还可以有效地冷却涡轮盘、利于轮缘封严。预旋系统的温降效果是判断预旋系统设计优劣的一个重要的指标。
[0003]目前在预旋供气系统实验中测量系统温降的方法是：在涡轮盘背面加工布线槽，用AB硬化胶将热电偶固定在布线槽中，直接测量供气孔出口气流相对总温，并将实验数据储存在数据记录仪中，待实验结束传输到计算机进行处理。
[0004]但是由于涡轮盘高速旋转产生的离心力和风阻热较高，热电偶会出现脱落的现象，很难保证热电偶一直固定，且在热电偶采集的电势信号在传输过程中也容易受到干扰进而导致测量结果不准确。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的在于克服现有技术布置热电偶直接测量温降所带来的困难的问题提供了一种预旋供气系统温降的测量方法、装置及设备，可以通过在喷嘴出口安装旋流总压探针测量气流总压和布置静压测点测量气流静压来间接测量预旋系统温降的方法。
[0006]第一方面，本公开实施例提供了一种预旋供气系统温降的测量方法，该方法包括：S1：确定喷嘴入口的气流总温；S2：确定喷嘴出口的静压和总压；S3：根据气流总温、静压和总压确定喷嘴出口气流速度；S4：确定喷嘴的相关参数，其中，相关参数包括喷嘴几何偏转角度、喷嘴出口中心半径和供气孔出口中心半径；S5：根据相关参数和喷嘴出口气流速度确定预旋供气系统温降。
[0007]可选的，步骤S1具体包括：S11：通过总温探针在进气腔的总测温点测量指定次数的初始气流总温；S12：根据各初始气流总温的平均值确定喷嘴入口的气流总温。
[0008]可选的，步骤S3具体包括：S31：根据静压和总压确定喷嘴出口马赫数；S32：根据气流总温、静压和总压确定喷嘴出口静温；S33：根据喷嘴出口马赫数确定喷嘴出口气流速度。
[0009]可选的，步骤S31中的喷嘴出口马赫数表示为：其中，Ma表示喷嘴出口马赫数，P
1*
表示总压，P1表示静压，k表示定熵指数。
[0010]可选的，步骤S33中的喷嘴出口气流速度表示为：其中，V1表示喷嘴出口气流速度，c表示当地音速，Ma表示喷嘴出口马赫数，k表示定熵指数，R
g
表示气体常数，T1表示喷嘴出口静温。
[0011]可选的，步骤S5具体包括：S51：根据喷嘴几何偏转角度和喷嘴出口气流速度确定喷嘴出口周向速度；S52：根据喷嘴出口周向速度、喷嘴出口中心半径和供气孔出口中心半径确定预旋供气系统温降。
[0012]可选的，步骤S52中的预旋供气系统温降表示为：其中，ΔT表示预旋供气系统温降，ω表示转盘角速度，c
p
表示比定压热容，表示喷嘴出口周向速度，r1表示喷嘴出口中心半径，r2表示供气孔出口中心半径。
[0013]第二方面，本公开实施例还提供了一种预旋供气系统温降的测量装置，该装置包括：气流总温确定模块，用于确定喷嘴入口的气流总温；静压和总压确定模块，用于确定喷嘴出口的静压和总压；喷嘴出口气流速度确定模块，用于根据气流总温、静压和总压确定喷嘴出口气流速度；相关参数确定模块，用于确定喷嘴的相关参数，其中，相关参数包括喷嘴几何偏转角度、喷嘴出口中心半径和供气孔出口中心半径；预旋供气系统温降确定模块，用于根据相关参数和喷嘴出口气流速度确定预旋供气系统温降。
[0014]第三方面，本公开实施例还提供了一种电子设备，该电子设备包括：至少一个处理器；以及与至少一个处理器通信连接的存储器；其中，当存储器存储有可被至少一个处理器执行的计算机程序，计算机程序被至少一个处理器执行，以使至少一个处理器能够执行如本公开任意实施例的一种预旋供气系统温降的测量方法。
[0015]第四方面，本公开实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如本公开任意实施例的一种预旋供气系统温降的测量方
法。
[0016]应当理解，本部分所描述的内容并非旨在标识本专利技术的实施例的关键或重要特征，也不用于限制本专利技术的范围。本专利技术的其它特征将通过以下的说明书而变得容易理解。
[0017]因此，本专利技术有如下有益效果：1.无需在涡轮盘上布置测点，降低了加工成本，简化了设计流程。
[0018]2.直接通过引压管将喷嘴出口压力信号传输至压力扫描阀，参数传输更方便也更稳定。
[0019]3.直接在喷嘴出口布置引压管，可以适应更多的实验工况需求。
附图说明
[0020]为了更清楚地说明本专利技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述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专利技术的一些实施例，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。
[0021]图1是根据本专利技术实施例一提供的一种预旋供气系统温降的测量方法的流程图；图2是根据本专利技术实施例一提供的另一种预旋供气系统温降的测量方法的流程图；图3是根据本专利技术实施例一提供的另一种预旋供气系统温降的测量方法的流程图；图4是根据本专利技术实施例一提供的另一种预旋供气系统温降的测量方法的流程图；图5是根据本专利技术实施例二提供的一种预旋喷嘴叶型示意图；图6是根据本专利技术实施例二提供的一种旋供气系统旋转实验台结构示意图；图7是根据本专利技术实施例二提供的一种喷嘴出口总压测点布置示意图；图8是根据本专利技术实施例三提供的一种预旋供气系统温降的测量装置结构示意图；图9是根据本专利技术实施例四提供的一种电子设备的结构示意图。
[0022]其中，1、喷嘴入口截面2、喷嘴出口截面3、接受孔入口截面4、供气孔入口截面5、接受孔出口截面6、供气孔出口截面7、喷嘴出口静压测点8、喷嘴出口总压测点。
具体实施方式
[0023]为了使本
的人员更好地理解本专利技术方案，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本专利技术保护的范围。
[0024]需要说明的是，本专利技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本专利技术的实施例能够以除了在这里图示或
描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种预旋供气系统温降的测量方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：确定喷嘴入口的气流总温；S2：确定喷嘴出口的静压和总压；S3：根据所述气流总温、所述静压和所述总压确定喷嘴出口气流速度；S4：确定喷嘴的相关参数，其中，所述相关参数包括喷嘴几何偏转角度、喷嘴出口中心半径和供气孔出口中心半径；S5：根据所述相关参数和所述喷嘴出口气流速度确定预旋供气系统温降。2.根据权利要求1所述的一种预旋供气系统温降的测量方法，其特征在于，所述步骤S1具体包括：S11：通过总温探针在进气腔的总测温点测量指定次数的初始气流总温；S12：根据各所述初始气流总温的平均值确定所述喷嘴入口的气流总温。3.根据权利要求1所述的一种预旋供气系统温降的测量方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括：S31：根据所述静压和所述总压确定喷嘴出口马赫数；S32：根据所述气流总温、所述静压和所述总压确定所述喷嘴出口静温；S33：根据所述喷嘴出口马赫数确定所述喷嘴出口气流速度。4.根据权利要求3所述的一种预旋供气系统温降的测量方法，其特征在于，所述步骤S31中的喷嘴出口马赫数表示为：其中，Ma表示喷嘴出口马赫数，P
1*
表示总压，P1表示静压，k表示定熵指数。5.根据权利要求3所述的一种预旋供气系统温降的测量方法，其特征在于，所述步骤S33中的喷嘴出口气流速度表示为：其中，V1表示喷嘴出口气流速度，c表示当地音速，Ma表示喷嘴出口马赫数，k表示定熵指数，R
g
表示气体常数，T1表示喷嘴出口静温。6.根据权利要求1所述的一种预旋供气系统温降的测量方法，其特征在于，所述步骤S5具体...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘高文，马佳乐，林阿强，陈丽媛，龚文彬，陈燕，
申请(专利权)人：西北工业大学深圳研究院，
类型：发明
国别省市：
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