一种测量燃烧室回流流场的全向四孔水冷动态压力探针

本发明属于高温压力测试，涉及二维流场的动态压力测量装置，具体涉及一种测量燃烧室回流流场的全向四孔水冷动态压力探针，适用于测量燃烧室内二维流场中，偏转角、总压、静压和马赫数等二维流动参数及燃烧室内气流的“回流”现象。

背景技术：

1、燃烧不稳定性，也称作振荡燃烧，是燃气轮机燃烧室、航空发动机主燃烧室及加力燃烧室、液体固体火箭发动机和工业锅炉等各种燃烧装置所经常遇到的现象。这种现象会导致燃烧装置乃至整个系统剧烈振动，发出巨大的噪声，热负荷增高，加剧污染物的产生，影响燃烧室和系统的正常工作，严重时还会造成系统部件损伤和破坏。

2、自从发现振荡燃烧现象以来，人们对此一直十分重视，做了大量的研究工作，但是由于燃烧不稳定现象是一个很复杂的问题，其本身涉及到了燃烧、流动、传热、声学等多个学科，对于振荡燃烧的机理到目前来说还不清楚。近年来的研究认为燃烧不稳定现象与燃烧室内的多种过程有关，例如流场中的扰动和涡运动、液滴的喷射、雾化、蒸发过程、湍流燃烧脉动以及热化学动力学脉动等。

3、虽然燃烧室中各种过程对于燃烧不稳定响应的详细机理到目前为止尚不清楚，但产生燃烧不稳定性的最基本原理却非常简单。如果燃烧过程是发生在自由开放的空间，声音就会简单的耗散掉。但是如果燃烧过程发生在一个封闭的空间(比如燃烧室)，产生的声音就会受到边界的反射，进而与燃烧过程相互作用，燃烧过程对流场的变化非常敏感，燃烧的不稳定就可能产生。产生燃烧不稳定的机理可以按照如下的顺序表述：

4、1)对流动或者流体热力学参数的扰动导致热释放率的波动；

5、2)热释放率的波动产生声压的振动，而且声波在燃烧室传递和反射；

6、3)声压的振动引起流动或者流体热力学参数的改变。

7、综上所述，燃烧不稳定是由于周期性的流体和燃烧过程(产生周期性的热释放)之间复杂的反馈型相互作用，在燃烧室产生高幅的压力振动进而产生回流现象，因此对燃烧室流场的回流现象进行动态测试有着重大意义。

8、航空发动机燃烧室内温度可达到2500k以上，而制造探针壳体的主要材料304不锈钢的熔点大约为800k-1000k，无法承受航空发动机燃烧室内的高温。这对于测量航空发动机燃烧室内流场的压力、马赫数等参数造成了极大困难。

9、现有探针(发明专利：可测回流的近壁热线探针，2013200394540)采用热线来测量流场的回流现象，然而普通热线的工作温度在400k以下，由于该探针没有加入冷却结构，因此探针在测量过程中极易损坏。而现有的加入水冷结构的探针(发明专利：一种水冷探针，2017207630951)并不能有效测量流场的回流现象，并且该探针体积较大，不便应用于航空发动机燃烧室流场的测量。

10、本发明，一种测量燃烧室回流流场的全向四孔水冷动态压力探针能使探针头部和支杆得到有效的冷却，进而可以进行高温下流场的动态压力测量，同时该探针还可以测量燃烧室内流场的回流现象，并且探针头部对流场参数测量的干扰也较小。实际测量航空发动机燃烧室二维回流流场时，该水冷动态压力四孔探针头部压力感受孔正对来流方向，并利用位移机构对该探针梳的偏转角进行调整，在不同偏转角下分别对不同工况下的流场进行测量。利用获得的校准风洞标定数据进行数据处理，可以获得航空发动机燃烧室二维回流流场中偏转角、总压、静压、马赫数等二维流动参数。在通入冷却水后，可以实现在2500k的高温环境下对流场参数进行测量，且该探针频响超过25khz。

技术实现思路

1、本发明要解决的技术问题是测量燃烧室出口二维流场动态压力时，周围环境温度过高，过高的温度会对探针造成破坏，因此需要采取一种冷却措施，降低探针支杆周围温度；同时，由于航空发动机燃烧室流场存在回流现象，因此需要设计一种结构可以测出航空发动机燃烧室内的回流现象。

2、为此，本发明提供了一种测量燃烧室回流流场的全向四孔水冷动态压力探针，在测量时将冷却液通入探针进水口，流经探针内部后，通过排水管排出。与现有探针相比，采用在探针头部周向均匀开有四个测压孔可以做到对流场参数的全向测量，进而可以将流场的回流现象测出。同时探针内部加入特殊的冷却结构，可以使得该探针具有更强的耐高温性，更适合对航空发动机燃烧室流场进行测量。实际测量燃烧室二维回流流场时，该水冷动态压力四孔探针头部压力感受孔正对来流方向，并利用位移机构对该探针梳的偏转角进行调整，在不同偏转角下分别对不同工况下的流场进行测量。利用获得的校准风洞标定数据进行数据处理，可以获得航空发动机燃烧室二维回流流场中偏转角、总压、静压、马赫数等二维流动参数。通入冷却水后，可以实现在2500k的高温环境下对流场参数进行测量，且该探针频响超过25khz。

3、本发明的解决方案是：

4、1.一种测量燃烧室回流流场的全向四孔水冷动态压力探针，主要由探针头部(1)，探针支杆(2)，四个测压通道(3)、(4)、(5)、(6)，四个进水通道(7)、(8)、(9)、(10)，四个排水口(11)、(12)、(13)、(14)组成，其特征在于：探针头部(1)为圆柱体外形，其直径为8毫米～16毫米，长度为20毫米～40毫米，探针头部(1)与探针支杆(2)壳体均为不锈钢材料，并且其表面均涂有耐高温隔热涂料。

5、2.进一步，测压孔周向均匀分布在探针头部(1)侧面，其孔径为0.8毫米～1.6毫米，测压孔的中心线到探针头部(1)上底面距离为3毫米～8毫米。

6、3.进一步，四个测压通道(3)、(4)、(5)、(6)由两部分组成，第一部分是长轴为6毫米～12毫米，短轴为3毫米～8毫米的四分之一椭圆形管道，第二部分为直管，两部分测压通道光滑连接。

7、4.进一步，四个压力传感器分别安装于探针头部(1)的测压通道(3)、(4)、(5)、(6)内，且传感器的数目和测压孔数目一致，传感器的线缆套装于探针内部，并从探针尾部引出，传感器测量精度为0.1％～0.5％，固有频率为300hz～500khz。

8、5.进一步，探针内部的进水系统由四个进水管道(7)、(8)、(9)、(10)组成，四个进水管道(7)、(8)、(9)、(10)周向均匀分布在探针内部，进水管道直径为2毫米～4毫米，各进水管道中心线与探针头部中心线距离为3毫米～8毫米，并且四个进水管道(7)、(8)、(9)、(10)的壳体壁面均与探针头部(1)壳体壁面有所重合，四个进水管道(7)、(8)、(9)、(10)与探针头部(1)为一体式结构。

9、6.进一步，四个进水管道(7)、(8)、(9)、(10)的进水口位于探针尾部，出水口分别位于探针头部(1)四个测压孔附近，各进水管道的出水口均开有两个凹槽，各进水管道出水口截面所开凹槽呈对称分布。

10、7.进一步，各凹槽口正对与其相近的测压通道与探针头部(1)连接处的下方，凹槽由三个面构成，前后两个面为圆环面，直径分别为8毫米～16毫米与4毫米～12毫米，凹槽深1毫米～5毫米。

11、8.探针底部周向均匀布置有四个排水口(11)、(12)、(13)、(14)，各排水口直径为2毫米～5毫米，各排水口圆心距离探针支杆(2)中轴线3毫米～8毫米。

12、本发明，一种测量燃烧室回流流场的全向四孔水冷动态压力探针，经过校准风洞标定，可以获得标定数据。实际测量航空发动机燃烧室二维回流流场时，该水冷动态压力四孔探针头部压力感受孔正对来流方向，并利用位移机构对该探针梳的偏转角进行调整，在不同偏转角下分别对不同工况下的流场进行测量。利用获得的校准风洞标定数据进行数据处理，可以获得航空发动机燃烧室二维回流流场中偏转角、总压、静压、马赫数等二维流动参数。在通入冷却水后，可以实现在2500k的高温环境下对流场参数进行测量，且该探针频响超过25khz。

13、本发明，一种测量燃烧室回流流场的全向四孔水冷动态压力探针具有以下有益效果：

14、有益效果一：可以在高温环境下对带有回流的流场进行测量。由于带有水冷结构，在注入冷却水后，探针整体的冷却效果得到提升，使得探针在处于2500k高温环境下，压力传感器附近温度能够降低至500k以下。发明经过校准风洞标定后，可以用于测量航空发动机燃烧室二维流场的总压、静压、偏转角、马赫数等参数，同时可以测量航空发动机燃烧室回流现象，为改进航空发动机燃烧室性能提供了实测数据。

15、有益效果二：该探针可以减轻压力波反射对流场上游造成的干扰，同时防止高温气流对测压通道的直接冲刷。探针头部的测压通道均带有一定角度的弯角，可以在避免压力脉动的同时防止高温气流的冲刷直接作用于压力传感器受感部，进而延长压力传感器使用寿命。此外，压力波在传播时会发生反射，当压力波传播到管道一端时，波会从管道末端反射回来。探针头部的压力感受孔带有一定角度的弯角，可以减轻压力波反射而对流场上游造成的干扰，使得测量更为精确。

16、有益效果三：各进水管道的出水口开设的凹槽可增强测压孔附近冲击强却效果。各进水管道的出水口截面开有两个凹槽，各凹槽分别正对与其相近的测压管道与探针头部连接处，增强该位置的冲击冷却效果。

17、有益效果四：避免出现局部烧蚀的情况发生。冷却液通过四个进水口进入时，能够保证进水均匀，避免探针内部出现空腔，换热不足，进而导致局部烧蚀的情况发生。

18、有益效果五：在加固探针内部进水管道的同时将热量由探针头部壳体迅速传至冷却水。在距离进水管道出水口某处设计了一体式加固，使得探针头部壳体与进水管道共用部分壁面，进而可以加强探针头部壳体壁面与进水管道壁面的热传导效果，而进水管道与冷却水接触面积较大，可以通过对流换热的方式将热量迅速传至冷却水，因此这种加固方式能够在加固进水管道的同时将热量迅速传递至探针头部壳体壁面。

19、有益效果六：可以防止探针壳体应力集中。探针底部周向均匀布置有四个排水口，可以防止局部水压过大而造成的探针壳体应力集中。