1、的精度和逆向建模的准确度。计算含有探针的涡轮流场时采用非定常方法，转静通道，探针支杆周向均布个，呈水字形分布，轴向位臵为距转子倍转子叶中弦长，即测试截面位臵，考虑真实试验情况，探针支杆距轮毂面有间距。计算域进口至导叶距离为倍导叶高度，付少林，杨荣菲，刘长青，等测试布局对涡轮效率的影响研究推进技术，张小庆，曾来荣，刘伟雄总温探针在脉冲燃烧风洞中的应用第十届全国激波与激波管学术会议论文集，。侵入式探针对单级高压涡轮的性能影响原稿。计算结果及讨论流场计算分析图为涡轮导叶中截面静压计算值与涡轮试验值对比侵入式探针对单级高压涡轮的性能影响原稿.度相关函数，采用方法计算粘性系数。涡轮进口总压为，总温，出口静压，转子转速。无关性验证采用定常单通道无探针的计算条件，对普惠单。
2、延伸测，其压力面计算结果符合程度好，而导叶吸力面受多种激波影响，在吸力面中径至近尾缘处符合程度较差。表为有无探针情况下的数值仿真结果与试验值的对比，可见无探针计算条件下，等熵效率落压比等流场参数均与试验值相差不大，可见数值计算的精度很好。而在涡轮出口测试截面加入了探针后，等熵效率降低了，流量降低了，其余参数影响程度较低。可见在涡轮出口的探针对上游的导叶和转子的气动影响较小，针支杆尾迹诱发压气机转子叶片共振的数值研究推进技术，刘氦旭进口探针诱发压气机叶片振动现象的数值研究南京航空航天大学，罗距高性能风扇压气机维叶片气动设计与实验研究南京航空航天大学，朱铭敏，羌晓青，居振州，马宇晨，滕金芳级低速大尺寸压气机的试验与数值模拟研究度均大于的要求，满足使用的条件。结论。
3、正激波尾缘脱涡激波燕尾波及剪切层等波系影响，其熵增很大，即总压损失增加。明显可见，探针的加入，尾迹与主流掺混，导致探针尾流区域熵增，产生了较大的损失。图为涡轮导叶中径叶高的绝对出口气流角分布对比云图。探针的存在工程热物理学报航空燃气涡轮发动机轴流涡轮气动性能试验方法，付少林，杨荣菲，刘长青，等测试为消除计算中的回流影响，出口延长至距转子后缘位臵。本文采用对涡轮叶片区域生成型结构网格，采用对探针计算域划分非结构网格，探针尾流方向沿出气角方向加密，其中第层边界层网格高度为，保证流场均值边界条件数值计算方面分别采用了定常及非定常变比热模块，采用湍流模型，周期性边界，绝热无滑移壁面，导热系数采用温度相关函数，其压力面计算结果符合程度好，而导叶吸力面受多种激波影响，在。
4、吸力面中径至近尾缘处符合程度较差。表为有无探针情况下的数值仿真结果与试验值的对比，可见无探针计算条件下，等熵效率落压比等流场参数均与试验值相差不大，可见数值计算的精度很好。而在涡轮出口测试截面加入了探针后，等熵效率降低了，流量降低了，其余参数影响程度较低。可见在涡轮出口的探针对上游的导叶和转子的气动影响较小，余参数影响程度较低。可见在涡轮出口的探针对上游的导叶和转子的气动影响较小，而对总的性能参数如效率和流量有着定的影响，若试验时不修正探针的影响，将导致涡轮试验的精度降低。可由下式校核探针的动强度，即式中为安全裕度，为激振频率，为自振频率。由于探针承受涡轮转子的出口气流冲击，因此激振频率可等效为转子的转动频率为。而经计算探针前阶自振频率分别为，显而易见探针安。
5、者有误差，因此在保证精度的条件下，本文采用的单通道涡轮计算域网格比较合适。图为涡的探针进行模态分析，校验安全裕度。为方便研究，涡轮导叶及转子均不考虑冷却装臵。图是导叶叶片及转子叶片在气流冲击和对流换热情况下的总应变云图，其中最大应变发生在导叶尾缘中径位臵，约有的形变，可得其挠度系数根据探针实际装配状态，对探针梳进行模态分析，设臵探针顶部为固定约束。试验时安装侵入式探针会浸入到涡轮流场中，造成流动阻塞，当探针测试截面位于涡轮进口或级间时，探针探头和工程热物理学报航空燃气涡轮发动机轴流涡轮气动性能试验方法，付少林，杨荣菲，刘长青，等测试而对总的性能参数如效率和流量有着定的影响，若试验时不修正探针的影响，将导致涡轮试验的精度降低。本次计算采用单通道模型验证计算模型。
6、筛选出合适的总温探针，并用其测量了脉冲燃烧风洞流场。流热固耦合分析为了研究探针在测试截面位臵的实际受力变形程度，其静强度和动强度是否达标，由于涡扇发动机实际运行中不会有大的结构形变，因此采用单向流热固耦合模拟。同时采用探针支杆支杆产生的尾迹会进入涡轮流场中而对涡轮性能产生影响。甚至在级轴流压气机性能试验时，探针支杆的尾迹脱落涡诱导了转子叶片产生超过安全阈值的振动应变。国内外研究人员对试验过程中探针支杆对压气机和涡轮气动性能的影响已有些研究。研究了在封闭通道中的圆柱形探针支杆的阻塞效应，使得流场静压降低，马赫数增大，为减小探针影响，应该尽可能的减小探针阻塞比。罗钜采用了种直径侵入式探针对单级高压涡轮的性能影响原稿.而对总的性能参数如效率和流量有着定的影响，若试。
7、在转子出口测试截面的探针不会影响上游的导叶及转子气动参数，但会使涡轮总体的等熵效率减小，流量减小。探针的存在使流场总压损失增加，绝对出口气流角偏转。探针产生低马赫数尾迹区域，探针尾迹脱涡与主流混合有掺混损失，且使得转子出口流场参数周向分布不均匀。在气流冲击和高温环境下，导叶在尾缘中径位臵产生最大应变，探针的动静强度均符合工程热物理学报航空燃气涡轮发动机轴流涡轮气动性能试验方法，付少林，杨荣菲，刘长青，等测试计算结果及讨论流场计算分析图为涡轮导叶中截面静压计算值与涡轮试验值对比，其压力面计算结果符合程度好，而导叶吸力面受多种激波影响，在吸力面中径至近尾缘处符合程度较差。表为有无探针情况下的数值仿真结果与试验值的对比，可见无探针计算条件下，等熵效率落压比等流场参。
8、验时不修正探针的影响，将导致涡轮试验的精度降低。本次计算采用单通道模型验证计算模型的精度和逆向建模的准确度。计算含有探针的涡轮流场时采用非定常方法，转静通道，探针支杆周向均布个，呈水字形分布，轴向位臵为距转子倍转子叶中弦长，即测试截面位臵，考虑真实试验情况，探针支杆距轮毂面有间距。计算域进口至导叶距离为倍导叶高度布局对涡轮效率的影响研究推进技术，张小庆，曾来荣，刘伟雄总温探针在脉冲燃烧风洞中的应用第十届全国激波与激波管学术会议论文集，。侵入式探针对单级高压涡轮的性能影响原稿。流热固耦合分析为了研究探针在测试截面位臵的实际受力变形程度，其静强度和动强度是否达标，由于涡扇发动机实际运行中不会有大的结构形变，因此采用单向流热固耦合模拟。同时采用探针支杆和带个等环分。
9、数均与试验值相差不大，可见数值计算的精度很好。而在涡轮出口测试截面加入了探针后，等熵效率降低了，流量降低了，其余导叶高度，为消除计算中的回流影响，出口延长至距转子后缘位臵。本文采用对涡轮叶片区域生成型结构网格，采用对探针计算域划分非结构网格，探针尾流方向沿出气角方向加密，其中第层边界层网格高度为，保证流场均值边界条件数值计算方面分别采用了定常及非定常变比热模块，采用湍流模型，周期性边界，绝热无滑移壁面，导热系数采用温，采用方法计算粘性系数。涡轮进口总压为，总温，出口静压，转子转速。无关性验证采用定常单通道无探针的计算条件，对普惠单级高压涡轮进行网格无关性验证，以消除网格数量对数值计算结果的影响。图为网格量万万和万网格量的径向分布涡轮落压比对比，可见万网格与后。
10、级高压涡轮进行网格无关性验证，以消除网格数量对数值计算结果的影响。图为网格量万万和万网格量的径向分布涡轮落压比对比，可见万网格与后两者有误差，因此在保证精度的条件下，本文采用的单通道涡轮计算域网格比较合而对总的性能参数如效率和流量有着定的影响，若试验时不修正探针的影响，将导致涡轮试验的精度降低。本次计算采用单通道模型验证计算模型的精度和逆向建模的准确度。计算含有探针的涡轮流场时采用非定常方法，转静通道，探针支杆周向均布个，呈水字形分布，轴向位臵为距转子倍转子叶中弦长，即测试截面位臵，考虑真实试验情况，探针支杆距轮毂面有间距。计算域进口至导叶距离为倍导叶高度使得气流角周向分布不致，探针的脱涡改变了原本的气流方向角。侵入式探针对单级高压涡轮的性能影响原稿。本次计。
11、试验值的对比，可见无探针计算条件下，等熵效率落压比等流场参数均与试验值相差不大，可见数值计算的精度很好。而在涡轮出口测试截面加入了探针后，等熵效率降低了，流量降低了，其余由于探针承受涡轮转子的出口气流冲击，因此激振频率可等效为转子的转动频率为。而经计算探针前阶自振频率分别为，显而易见探针安全裕度均大于的要求，满足使用的条件。结论在转子出口测试截面的探针不会影响上游的导叶及转子气动参数，但会使涡轮总体的等熵效率减小，流量减小。探针的存在使流场总压损失增加，绝对出口气流角偏转。探针产生低马赫数尾迹区域，探针尾迹脱涡与主流混合有的测量误差增大。付少林等人利用近壁邊界层模型改进了涡轮测试效率的精度，认为高精度测试效率需要个径向测点和个周向测点。张小庆采用热流耦合模拟。
12、采用单通道模型验证计算模型的精度和逆向建模的准确度。计算含有探针的涡轮流场时采用非定常方法，转静通道，探针支杆周向均布个，呈水字形分布，轴向位臵为距转子倍转子叶中弦长，即测试截面位臵，考虑真实试验情况，探针支杆距轮毂面有间距。计算域进口至导叶距离为倍菲，刘氦旭，吴森林探针支杆尾迹对压气机转子叶片振动特性的影响研究实验流体力学，杨荣菲，刘氦旭，向宏辉，高杰，王靖宇进口探针支杆尾迹诱发压气机转子叶片共振的数值研究推进技术，刘氦旭进口探针诱发压气机叶片振动现象的数值研究南京航空航天大学，罗距高性能风扇压气机轮导叶中径叶高的静熵分布对比云图，由于整个数值计算过程为绝热流动，涡轮进口截面至导叶区域不做功，因此该区域静熵无变化。而导叶吸力面尾迹及转子固壁尾迹区域受膨胀波。
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