某改型溫度測(cè)量探針結(jié)構(gòu)氣動(dòng)特性試驗(yàn)與數(shù)值分析

蘇金友，袁世輝，趙 涌，葉 燕

某改型溫度測(cè)量探針結(jié)構(gòu)氣動(dòng)特性試驗(yàn)與數(shù)值分析

蘇金友，袁世輝，趙 涌，葉 燕

（中航工業(yè)燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703）

針對(duì)某型溫度測(cè)量探針在使用過(guò)程中的測(cè)量誤差，對(duì)探針滯止罩進(jìn)行了結(jié)構(gòu)改型設(shè)計(jì)。為清晰認(rèn)識(shí)改型滯止罩結(jié)構(gòu)氣動(dòng)特性和后續(xù)改進(jìn)方案效果，分別對(duì)面積比為2、4和8的改型滯止罩進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)數(shù)值仿真，并從靜溫恢復(fù)系數(shù)、速度分布以及氣流流場(chǎng)分布情況對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析。結(jié)果表明：改進(jìn)型滯止罩結(jié)構(gòu)在較大面積比下可以滿足最初設(shè)計(jì)要求，且面積比為8.1的結(jié)構(gòu)氣動(dòng)特性較好。

溫度探針；滯止罩；氣動(dòng)特性；數(shù)值仿真；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性多以溫度和壓力來(lái)表征，在整機(jī)試驗(yàn)中，溫度和壓力是測(cè)試參數(shù)中極為普遍又重要的參數(shù)。其中溫度較難以精確測(cè)量，主要表現(xiàn)在溫度變化的誘導(dǎo)因素多，如熱傳導(dǎo)、熱輻射和對(duì)流，易被直接接觸和間接接觸的環(huán)境影響，這都增加了溫度精確測(cè)量的難度，然而，溫度探針的設(shè)計(jì)原則是在整個(gè)測(cè)量范圍內(nèi)能準(zhǔn)確、可靠地工作[1-2]。目前，常用的溫度測(cè)量受感部為熱電阻和熱電偶，依據(jù)不同測(cè)試要求，都有特有的測(cè)試裝置和使用環(huán)境。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)試驗(yàn)中，通常在進(jìn)氣流量管內(nèi)采用熱電偶測(cè)量探針（即多個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)裝置，也稱(chēng)為熱電偶探針）測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣總溫[3]。從溫度變化的誘因可知，影響熱電偶測(cè)量精度較為重要的氣動(dòng)和熱力因素主要有速度誤差、傳導(dǎo)誤差、輻射誤差以及催化誤差等[4]，其中催化誤差主要發(fā)生在燃燒氣流中，流量管內(nèi)溫度測(cè)量主要涉及到前3種影響因素。由不銹鋼制成的傳統(tǒng)溫度探針滯止罩多采用圓柱形結(jié)構(gòu)，橫截面小，環(huán)抱熱電偶測(cè)點(diǎn)，在較高或較低溫氣流試驗(yàn)時(shí)，滯止罩對(duì)熱電偶輻射影響相對(duì)較大，致使熱電偶不能準(zhǔn)確反映當(dāng)?shù)氐臍饬鳒箿囟?。為了減小這種影響因素，并需要保證不增大速度和傳導(dǎo)誤差的影響，需要考慮合適的進(jìn)排氣面積比（ζ=AE/AB）來(lái)改進(jìn)溫度探針滯止罩結(jié)果。

本文設(shè)計(jì)不同進(jìn)排氣面積比新型滯止罩結(jié)構(gòu)，對(duì)熱電偶受感區(qū)域延長(zhǎng)設(shè)計(jì)（即滯止罩內(nèi)熱電偶延長(zhǎng)），橫截面采用腰槽型，并進(jìn)行了進(jìn)排氣面積比為2的溫度探針測(cè)試試驗(yàn)，然后采用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法確定滯止罩最優(yōu)進(jìn)排氣面積比，以便為后續(xù)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)起到減小輻射誤差，并不影響速度誤差、傳導(dǎo)的目的[5-8]。

1 溫度探針結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析

測(cè)量探針主要有安裝座、支桿、滯止罩和熱電偶部件。偶絲與氣流方向平行，與支桿夾縫中填充絕熱材料，安裝座和支桿采用不銹鋼制作，其中滯止罩起到為熱電偶提供理想的氣動(dòng)環(huán)境作用，滯止罩氣動(dòng)結(jié)構(gòu)是否合理直接決定著溫度測(cè)量探針的測(cè)量精度和準(zhǔn)確性[9]。

典型的熱電偶探針滯止罩結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 溫度測(cè)量探針主體結(jié)構(gòu)

影響熱電偶測(cè)量精度重要的氣動(dòng)和熱力因素有速度誤差 YV、傳導(dǎo)誤差YK、輻射誤差YR和催化誤差YC。其中速度誤差為

由式（1）可知，較小速度誤差可以通過(guò)減小熱電偶接點(diǎn)處的馬赫數(shù)MaJ來(lái)實(shí)現(xiàn)。MaJ與自由流馬赫數(shù)MaF、滯止管的面積比（進(jìn)口面積AE/泄氣面積AB）和氣流密度相關(guān)。

在給定來(lái)流馬赫數(shù)的情況下，面積比反比于滯止罩內(nèi)馬赫數(shù)，可以通過(guò)改變滯止罩的面積比來(lái)改善測(cè)點(diǎn)測(cè)量的速度誤差。

傳導(dǎo)誤差為

由式（3）可知，減小導(dǎo)熱誤差可以通過(guò)減小TT-TM，增大L/D，增加對(duì)流換熱系數(shù)hc，以及減小偶絲的導(dǎo)熱系數(shù)Ks來(lái)實(shí)現(xiàn)。在選定偶絲后，Ks確定，可以通過(guò)前3種方式減小YK的影響。

輻射誤差和催化誤差在流量管內(nèi)進(jìn)行溫度測(cè)量可以忽略。

綜合上述分析表明，設(shè)計(jì)良好的總溫測(cè)量探針，需要通過(guò)氣動(dòng)特性良好的滯止罩來(lái)實(shí)現(xiàn)。

2 改型溫度探針及試驗(yàn)

2.1 改型溫度探針?lè)桨?/h3>

在流量管內(nèi)總溫測(cè)量主要存在速度誤差和導(dǎo)熱誤差，從減小導(dǎo)熱誤差方面分析，在來(lái)流總溫一定的情況下，減小支桿的導(dǎo)熱系數(shù)，可以減小TM和TT的差；延長(zhǎng)滯止罩內(nèi)偶絲長(zhǎng)度，并減小偶絲直徑，可以增大L/D值；增大滯止罩的進(jìn)口面積，可以增大偶絲接點(diǎn)和來(lái)流氣流的對(duì)流換熱系數(shù)，減小滯止罩對(duì)熱電偶的輻射誤差。如此設(shè)計(jì)出改進(jìn)型滯止罩（圖1）。與原型滯止罩相比，改進(jìn)結(jié)構(gòu)增大了進(jìn)口面積，延長(zhǎng)了內(nèi)偶絲長(zhǎng)度，偶絲直徑較小，并在滯止罩長(zhǎng)度方向上兩側(cè)各開(kāi)2個(gè)排氣孔。

改型溫度探針熱電偶采用K型，精度等級(jí)為I級(jí)，增加偶絲伸出長(zhǎng)度至30 mm，進(jìn)口采用4角倒角的矩形截面，最初試驗(yàn)用測(cè)試探針排氣孔在2次各開(kāi)2個(gè)Ф=2 mm的圓孔，面積比為2.0257。支桿仍采用傳統(tǒng)橫截面為短邊倒圓矩形結(jié)構(gòu)，傳統(tǒng)溫度探針滯止罩為圓柱形，垂直于支桿長(zhǎng)度方向平行氣流焊接，改型滯止罩為短邊倒圓矩形橫截面結(jié)構(gòu)，與傳統(tǒng)溫度探針一樣，焊接與支桿倒圓側(cè)（圖1）。

2.2 試驗(yàn)結(jié)果

改進(jìn)滯止罩溫度測(cè)量探針測(cè)量試驗(yàn)在某高空臺(tái)某型發(fā)動(dòng)機(jī)低溫起動(dòng)試驗(yàn)時(shí)進(jìn)行，共安裝3支溫度測(cè)量探針，其中2支采用傳統(tǒng)滯止罩溫度探針，3支溫度探針在不同氣流速度下的各測(cè)點(diǎn)測(cè)量溫度系數(shù)趨勢(shì)，如圖2所示。溫度系數(shù)К為穩(wěn)態(tài)時(shí)均值與各測(cè)點(diǎn)時(shí)均值之和的比值，下標(biāo)1為高速氣流的數(shù)據(jù)，其他相應(yīng)為低速氣流時(shí)數(shù)據(jù)，T1-1、T1-2為傳統(tǒng)溫度探針（T分度）；T1-3為滯止罩改型溫度探針（K分度）。由于某些原因，T1-2的第1點(diǎn)數(shù)據(jù)未獲得。另外，由于滯止罩改型結(jié)構(gòu)原因，探針的第5點(diǎn)滯止罩結(jié)構(gòu)進(jìn)口面積相對(duì)較小，致使第5點(diǎn)數(shù)據(jù)存在一定的相對(duì)偏差。溫度系數(shù)顯示出了其余4點(diǎn)在高速氣流中的相對(duì)一致性，在低速氣流中，明顯滯止罩改型結(jié)構(gòu)5點(diǎn)溫度系數(shù)相對(duì)平衡，而在高速氣流中，T1-2的4點(diǎn)溫度系數(shù)平衡性取決于T1-3，但T1-3的前4點(diǎn)溫度系數(shù)平衡性亦相對(duì)較為理想?？傮w看，滯止罩改型在高、低速氣流中溫度系數(shù)平衡性均優(yōu)于傳統(tǒng)滯止罩的。

圖2 不同滯止罩結(jié)構(gòu)試驗(yàn)測(cè)量溫度系數(shù)

穩(wěn)態(tài)測(cè)量探針的測(cè)溫情況如圖3所示。從圖中可見(jiàn)，在過(guò)渡態(tài)下，隨著氣流速度的變化，采用改型溫度探針進(jìn)行溫度測(cè)量，具有不穩(wěn)定性。從式（1）可知，測(cè)量溫度受測(cè)點(diǎn)處馬赫數(shù)影響較大，與T1-2測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)比可知，滯止罩的結(jié)構(gòu)影響了溫度測(cè)量，并且從試驗(yàn)數(shù)據(jù)看，隨著進(jìn)氣溫度不變，馬赫數(shù)的變化，T1-3的測(cè)量值遠(yuǎn)比其他2支探針變化劇烈（圖3）?？梢哉J(rèn)為氣流速度對(duì)改進(jìn)結(jié)構(gòu)存在一定影響，需要考慮減小氣流速度對(duì)溫度測(cè)量的影響，即考慮減小面積比的方法來(lái)改進(jìn)改型滯止罩，加工多種面積比滯止罩探針實(shí)物經(jīng)濟(jì)性較差，采用CFD方法可以很好得到理想面積比滯止罩。該方法經(jīng)濟(jì)性好，且隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展可靠性也已得到行業(yè)認(rèn)可。

圖3 隨時(shí)間測(cè)量溫度和氣流速度的變化趨勢(shì)

3 數(shù)值計(jì)算

3.1 計(jì)算域及網(wǎng)格劃分

鑒于對(duì)滯止罩結(jié)構(gòu)氣動(dòng)特性和改型溫度探針試驗(yàn)情況分析，需要對(duì)改型溫度探針滯止罩重新設(shè)計(jì)。本文選取測(cè)量探針末段單點(diǎn)進(jìn)行簡(jiǎn)化計(jì)算，對(duì)滯止罩入口邊緣進(jìn)行不倒角簡(jiǎn)化，簡(jiǎn)化熱電偶偶絲對(duì)氣動(dòng)流場(chǎng)無(wú)影響，計(jì)算域取測(cè)量探針前后10倍探針截面長(zhǎng)軸長(zhǎng)距離，前、后為計(jì)算域進(jìn)出口邊界，四周為滑移壁面，如圖4所示。

圖4 計(jì)算域

由于高空模擬流量管內(nèi)氣流為亞聲速氣流，域入口選用速度進(jìn)口邊界，域出口選用給定靜壓邊界。計(jì)算域采用CFD前處理軟件進(jìn)行六面體網(wǎng)格劃分，測(cè)量探針網(wǎng)格劃分如圖5所示。

圖5 測(cè)量探針網(wǎng)格劃分

對(duì)滯止罩附近進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)約為50萬(wàn)。

3.2 求解器

計(jì)算采用商業(yè)CFD求解器進(jìn)行氣動(dòng)特性求解，時(shí)間項(xiàng)采用全隱式、耦合求解算法，湍流模型選用對(duì)標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型中湍流模型常數(shù)cε1和σε進(jìn)行變量Cε1RNG或 Cε2RNG替換的 RNG k-ε 湍流模型，得到的湍流耗散方程[7]

能量模型選用考慮了動(dòng)能熱效應(yīng)的熱焓傳輸方程的Total Energy模型[7]

3.3 計(jì)算工況

從上述改型溫度探針試驗(yàn)測(cè)試數(shù)據(jù)特性分析，產(chǎn)生溫度測(cè)量數(shù)據(jù)偏差的原因存在氣流流速對(duì)測(cè)量值的影響因子增大的可能，本文從探針滯止罩的面積比方面考慮，采用減小面積的方式來(lái)改善改型溫度探針滯止罩結(jié)構(gòu)，并參考試驗(yàn)用滯止罩和傳統(tǒng)滯止罩面積比，得到如表1中1種滯止罩計(jì)算結(jié)構(gòu)。進(jìn)氣氣流工況選用流量管內(nèi)進(jìn)氣馬赫數(shù)Ma1=0.42,總溫T1=243.15 K，出口靜壓Ps2=74 kPa。

表1 計(jì)算滯止罩結(jié)構(gòu)

4 數(shù)值仿真結(jié)果

采用CFD方法得到的4種不同滯止罩結(jié)構(gòu)附近氣流流動(dòng)情況如圖6所示。從圖中可見(jiàn)，改型滯止罩內(nèi)氣流流動(dòng)明顯要比傳統(tǒng)式滯止罩的復(fù)雜，且隨著ζ的增大，改型滯止罩內(nèi)的氣流流速降低。

圖6 4種滯止罩附近氣流流線

不同ζ的滯止罩流場(chǎng)中心線上的速度分布如圖7所示。其中紅線為熱電偶測(cè)點(diǎn)處。速度誤差的直徑影響因素即滯止罩內(nèi)氣流流速，溫度探針測(cè)量的氣流滯止的程度是速度誤差的大小，氣流速度越低，溫度的滯止效果越明顯，探針可以測(cè)得的氣流總溫越真實(shí)。隨著ζ的增大，測(cè)點(diǎn)處的速度越低，在ζ=8.1滯止罩內(nèi)氣流流速趨于等同ζ=4.2傳統(tǒng)滯止罩內(nèi)氣流流速。

圖7 中心線上速度

不同ζ的傳統(tǒng)式滯止罩和3種改型滯止罩溫度探針中心線上穩(wěn)態(tài)溫度分布如圖8所示。其中紅線為熱電偶測(cè)點(diǎn)處。在同樣來(lái)流溫度下，隨著氣流的流動(dòng)進(jìn)入滯止罩內(nèi)，氣流溫度逐漸升高，在4種滯止罩結(jié)構(gòu)測(cè)點(diǎn)處溫差約1℃，隨著ζ的增大，該處溫度越大，面積比為8.1的C改型滯止罩內(nèi)溫度分布基本等同于ζ=4.2的傳統(tǒng)式滯止罩的。

圖8 中心線上靜溫

5 結(jié)論

滯止罩是溫度探針設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，氣動(dòng)特性較好的滯止罩可以得到理想的溫度測(cè)量結(jié)果，通過(guò)滯止罩初步設(shè)計(jì)的試驗(yàn)驗(yàn)證和數(shù)值計(jì)算方法分析得出以下結(jié)論：

（1）通過(guò)延長(zhǎng)滯止罩內(nèi)熱電偶長(zhǎng)度，增大滯止罩進(jìn)口面積，可以減小高低溫氣流中滯止罩對(duì)熱電偶的輻射影響。

（2）滯止罩面積比直接影響溫度探針測(cè)量的速度誤差，在較小的面積比情況下，試驗(yàn)測(cè)量值受測(cè)量氣流流速影響較大，氣流流速的增大，導(dǎo)致溫度測(cè)量波動(dòng)量增大。

（3）經(jīng)過(guò)數(shù)值計(jì)算，在同樣進(jìn)氣條件下，隨著面積比的增大，滯止罩內(nèi)氣流馬赫數(shù)減小，靜溫升高；在面積比為8.1的改進(jìn)型滯止罩結(jié)構(gòu)內(nèi)氣流馬赫數(shù)和靜溫分布滿足熱電偶的測(cè)溫要求。

（4）改進(jìn)型滯止罩結(jié)構(gòu)可以起到減小熱電偶測(cè)溫誤差的作用，通過(guò)數(shù)值模擬找到了滯止罩改型設(shè)計(jì)中最優(yōu)滯止罩面積比，節(jié)約了大量的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證費(fèi)用。

[1]秦存民.滯止式溫度傳感器動(dòng)態(tài)理論建模研究 [J].理論與實(shí)踐，2006，26（4）：12-14.QIN Cunmin，Study on making the dynamic modeling equations of the temperature probes of shield and stagnation[J].Journal of Theory and Practice，2006，26（4）：12-14.(in Chinese)

[2]Blackwell Ben F，Moffat R J.Design and construction of a low-velocity boundary-layer temperature probe[J].AIAA-74-0709.

[3]楊永軍.溫度測(cè)量技術(shù)的應(yīng)用-流體溫度的測(cè)量 [J].計(jì)測(cè)技術(shù)，2010（1）：59-63.YANG Yongjun.Application of temperature measurement technology:Measurement of fluid temperature[J].Measuring Technology，2010，30（1）：59-63.(in Chinese)

[4]王延，梁德春，朱艷麗.熱電偶（溫度探針）及其動(dòng)態(tài)校正[J].壓縮機(jī)技術(shù)，2010（4）：32-33.WANG Yan，LIANG Dechun，ZHU Yanli.Introduce of thermocouple(temperature probe)and its dynamic calibration[J].Compressor Technology，2010（4）：32-33.(in Chinese)

[5]Wilson A J W，Ireland P T，Stevenson R,et al.A robust radial traverse temperature probe for application to a gas turbine HP/IPstage[R].ASME2012-GT-68331.

[6]閆久坤.葉型受感部設(shè)計(jì)及結(jié)構(gòu)優(yōu)化[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2010，36（2）：43-45.YAN Jiukun，Design and structure optimize of airfoil sensing area[J].Aeroengine，2010，36（2）：43-45.(in Chinese)

[7]黃明鏡，唐磊，樊嘉峰，等.高溫葉型溫度探針研制及應(yīng)用[C]//中國(guó)航空學(xué)會(huì)動(dòng)力分會(huì)試驗(yàn)與測(cè)試專(zhuān)業(yè)委員會(huì)第八屆學(xué)術(shù)交流會(huì)論文集.北京：中國(guó)航空學(xué)會(huì)，2006：5-10.HUANG Mingjing，TANG Lei，F(xiàn)AN Jiafeng，et al.Development and application of high temperature blade temperature probe[C]//Dynamic branch of China Aviation Society Testing Professional Committee.The Eighth Annual Academic Exchanges.Beijing：Chinese Society of Aeronautics and Astronautics ，2006：5-10.(in Chinese)

[8]王常樹(shù).航空發(fā)動(dòng)機(jī)總溫?zé)犭娕夹z問(wèn)題[J].測(cè)量與檢修，1999，19（2）：12-14.WANG Changshu.Calibration problem of total temperature themocouple using for aero engine[J].Measurement and Inspection,1999，19（2）：12-14.(in Chinese)

[9]莫妲，唐豪，李明，等.帶不同凹腔結(jié)構(gòu)渦輪間燃燒室數(shù)值模擬[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2012，38（1）：33-36，40.MO Da，TANG Hao，LI Ming,et al.Numerical simulation of Turbine Inter-blade Burner（TIB）with different axial cavity shapes[J].Aeroengine，2012，38（1）：33-36.(in Chinese)

[10]楊志民,孫永飛,趙煜，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室出口溫度場(chǎng)雙向測(cè)量方法[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2010,36（1）：41-44.YANG Zhimin,Sun Yongfei,ZHAO Yu,et al.Bi-directional measurement method of combustor outlet temperature field for aeroengine[J].Aeroengine,2010,36（1）：41-44.(in Chinese)

[11]閆久坤.燃?xì)廨啓C(jī)渦輪出口溫度受感部故障分析與改進(jìn)設(shè)計(jì)[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2011,37（5）：33-37.YAN Jiukun.Failure analysis and improved design of turbine outlet temperature probe for gas turbine[J].Aeroengine,2011,37（5）：33-37.(in Chinese)

[12]王成軍,江平,辛欣,等.進(jìn)氣溫度對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室輻射換熱的影響[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2013,39（5）：31-33.WANG Chengjun,JIANG Ping,XIN Xin,et al.Influence of inlet air temperature on radiation heat transfer for aeroengine combustor[J].Aeroengine,2013,39（5）：31-33.(in Chinese)

[13]王延,梁德春,朱艷麗.熱電偶（溫度探針）及其動(dòng)態(tài)校正[J].壓縮機(jī)技術(shù),2010（4）：32-33.WANG Yan,LIANG Dechun,ZHU Yanli.Introduce of thermocouple(temperature probe)and its dynamic calibration[J].Compressor Technology,2010（4）：32-33.(in Chinese)

[14]李兆民，魏英華，耿青濤，等.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁囟葴y(cè)量研究[J].推進(jìn)技術(shù),1991（3）：76-82.LI Zhaomin,WEI Yinghua,GENG Qingtao,et al.An investigation on gas tempeature measurement in solid propellant rocket engine[J].Journal of Propulsion Technology,1991（3）：76-82.(in Chinese)

Experiment and Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics for Improved Temperature Probe

SU Jin-you,YUAN Shi-hui,ZHAO Yong,YEYan
（Key Laboratory of Aeroengine High Altitude Simulation Technology,AVICGasTurbine Research Institute,Jiangyou Sichuan 621703,China）

Aiming at the measurement errors of a temperature probe,the structure of the probe stagnation cover was improved.In order to analyze the aerodynamic characteristics of the improved stagnation covers and the effectiveness of the improved schemes,the improved stagnation covers with aera ratio 2,4 and 8 were numerically simulated at steady conditions.The aerodynamic characteristics including static temperature recovery coefficient,velocity distribution and fluid distribution were analyzed.The results show that the improved stagnation covers can meet the initial design requirement on larger aera ratio,and the structure aerodynamic characteristic with aera ratio 8.1 is much better.

temperature probe;stagnation cover;aerodynamic characteristics;numerical simulation;structure design;aeroengine

V211.752

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.016

2013-11-17

蘇金友（1983），男，碩士，工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)技術(shù)研究工作；E-mail：sujinyou2005@126.com。

蘇金友，袁世輝，趙涌，等.某改型溫度測(cè)量探針結(jié)構(gòu)氣動(dòng)特性試驗(yàn)與數(shù)值分析[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2015，41（1）：80-84.SUJinyou，YUANShihui，ZHAOYong，et al.Experiment and numerical simulation of aerodynamic characteristicsfor improved temperatureprobe[J].Aeroengine，2015，41（1）：80-84.

（編輯：沈廣祥）