德维创数采在飞机涡轮发动机的动态温度和压力测量中的应用

应用背景

这项研究涉及在飞机推进式涡轮发动机内部获得的动态温度和压力测量数据，造成飞机噪音的一个重要因素是由推进发动机产生的内部噪音，这个话题在过去的几年中变得越来越重要。特别是燃烧噪声作为一个重要的噪声源受到关注，有两个主要源头：直接和间接燃烧噪声，它们都来自通过发动机核心传播的声波。声波是由随机的压力波动产生的。湍流燃烧过程产生的非稳热释放产生的压力波动，导致直接燃烧噪声。

压力波动，这是间接产生的熵波动，同样由湍流燃烧过程产生，导致间接燃烧噪声。这些熵的波动通过平均流速梯度对流。这个熵和压力扰动之间的耦合产生了这些压力波动。对于不同的方向，也有不同的挑战。从经验的角度来看，在发动机燃烧室的恶劣内部空间中获取数据是具有挑战性的。从数据分析的角度来看，区分直接噪声和间接噪声是具有挑战性的。从仿真的角度来看，模拟那些发生在发动机核心中的复杂的随机声学过程是具有挑战性的。本文主要研究了动态温度和压力的测量，它们同时获得了推进发动机的发动机核心，如图所示。该发动机配有一个两级高压涡轮（HPT）和一个三级低压涡轮（LPT）。

飞机涡轮发动机的温度测试

对于温度测量，使用了双线热电偶探头和压力测量的压阻传感器。为了获取探头的电压信号，我们使用了一个除温探头系统。数据用德维创DEWETRON的华体会精准计划以10-20 kHz的采样率记录，以解决燃烧器中高达1000 Hz的温度波动，以覆盖fre- 相关的条件范围。在四种稳态操作条件下进行了不同的测量，其中燃烧噪声有助于飞机噪声水平。测量结果分别在48%、54%、60% 和65%的校正风扇速度（NFC）下进行。数据采集在每个速度下的记录长度为70秒。下图显示了五个温度探头以48%的速度测量的剪辑，位于发动机的左侧。小线和大导线的数据用蓝色和红色表示，减去平均值以更好地显示波动。正如预期的那样，两根导线的波动大致一致地变化。然而，小导线的变化更快，因为小导线的热质量更小，温度波动和冷却速度更快达到更大的极端值。燃烧器的峰值温度波动幅度比LPT上游的涡轮间管道大一个数量级，大约是混合器峰值温度波动的两倍 LPT下游。