3m×2m结冰风洞总压探针和皮托管研制

祖孝勇，张 林，肖 斌，朱世民

3m×2m结冰风洞总压探针和皮托管研制

祖孝勇1，＊，张 林1，肖 斌1，朱世民2

（1.中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000；2.成都凯天电子股份有限公司，成都 610091）

针对国内首座大型结冰风洞的调试和运行，设计了具有防除冰功能的总压探针和皮托管。采用了新的制造工艺在内腔狭小的管内盘绕布置加热器，并通过合理分配加热器密度，解决了新工艺带来的加热器易受损和局部过热问题；使用电源可调压技术，在不同试验状态下调节加热功率，避免整体过热或防除冰能力不足。静态测试、校准和风洞试验数据表明，研制的总压探针和皮托管可有效用于结冰风洞特殊环境。

结冰风洞；防除冰；总压探针；皮托管；可靠性；绝缘性

0 引 言

3m×2m结冰风洞是中国空气动力研究与发展中心设计建设的中国首座以结冰试验为主、兼顾高空低雷诺数试验的生产型风洞，是飞行器结冰试验研究和防（除）冰技术验证的重要基础设施。结冰试验条件下，风洞内测试仪器的防（除）冰设计是一项关键技术。试验过程中模型堵塞度的变化会引起试验段风速的变化，需要对风速进行实时精确控制、采集，做为风洞重要测试设备的总压探针和皮托管发挥着必不可少的重要作用［1－2］。目前，结冰风洞总压探针和皮托管的研制及使用情况还未见国内外有关文献的公开报道。就所知的结冰引导风洞（试验段横截面尺寸很小）来说，因为和生产型风洞功能不同，在结冰条件下采用的是稳风扇转速的方式进行试验，所使用的总压探针不具备加热功能。

结冰风洞中使用的总压探针和皮托管不仅应满足通常意义上的接触测量型压力传感器具有的直径小、精度高、强度好等特点［3］，还必须具备在所有结冰试验状态下都有足够的防除冰能力［4］。因此在总压探针和皮托管的设计与研制过程中，需要解决它们的可靠性和绝缘性问题。另外，如果试验中加热功率设置不当，过高的热量积累在风速低、环境散热较差的情况下可能会造成加热器烧毁，因此，如何解决加热功率的适配调节问题，也变得非常重要。

为满足3m×2m结冰风洞的使用需要，研制了具有防除冰功能的总压探针和皮托管，并进行了试验验证。

1 设备结构设计

设备组成及原理如图1所示。综合考虑对流场的影响、设备强度及加热器布置等因素，设计了总压探针（外形如图2所示），探头外径为Φ8mm，长度为100mm。皮托管外形如图3所示，因为要同时引出总、静压导管，故探头外径设计为Φ10mm，长度150mm。总压探针和皮托管均通过支臂将探头伸出以远离附面层影响区，安装法兰固定在风洞壁上使探头断面正对来流［5］。总压探针支臂较长，采用翼型支板增加强度。加热部分材料为黄铜（H62－Y2），支撑部分材料为不锈钢（0Cr18Ni9）。经计算，最大应力产生于支臂和安装法兰连接处，其值为66.8MPa，远小于0Cr18Ni9材料205MPa的条件屈服强度，满足使用要求。

图1 设备组成及原理Fig.1 Components and working principle

图2 总压探针外形Fig.2 Total pressure probe configuration

图3 皮托管外形Fig.3 Pitot tube configuration

探头前段通过隔板将内部腔体隔开，前部空腔为总压室，开有排水孔排除积水，并通过导管将总压从内部引出。后部腔体在尾部出口密封作为皮托管静压室，在静压室表面开有静压孔，并从密封处引出静压导管。加热器呈螺旋状焊接于总压探针和皮托管内壁上，使得总、静压孔影响区内均不至于结冰［6］。

为确定静压孔合适的开孔位置，对皮托管在不同Ma（0.2、0.4、0.6）下进行了CFD气动仿真［7］，以便均匀创建压力数据采集点。计算了表面的压力分布特征，仿真结果见图4～6。由结果综合分析可知，距管头77～92mm压力最稳定，因此在距管头80mm处表面沿周向设置6个静压孔。

图4 表面压力计算云图（Ma＝0.4）Fig.4 Contours of the calculated surface pressure（Ma＝0.4）

图5 仿真数据散点图（Ma＝0.2）Fig.5 Calculated scatter plot（Ma＝0.2）

图6 仿真数据散点图（Ma＝0.6）Fig.6 Calculated scatter plot（Ma＝0.6）

2 技术难点及解决措施

（1）可靠性和绝缘性。现空速管生产最小外径一般为Φ16mm，而总压探针和皮托管外径仅分别为Φ8和Φ10mm，壁厚1.2mm，内腔直径过小，空速管制造经验已无法借鉴。经多次分析、试验，确定了先布置加热器，再弯制，最后高频焊接的新技术工艺。同时还需注意：弯制时拐角段内侧加热器受到挤压，会导致加热器密度加大，在局部可能会形成过高温度，造成加热器烧断，可靠性降低；加热器不锈钢保护层容易受挤压损坏，产生微小裂缝，导致潮气侵入使得绝缘性能下降。

结合仿真结果，对比空速管结冰风洞试验发现，处于迎风面的总压进气口和支臂处（图4中红色区域）最容易结冰。对皮托管内加热器进行布置，如图7所示，保证了弯制时加热器不受挤压，从而解决拐角内侧的局部过热和绝缘性问题。总压探针无静压孔，不需考虑支臂结冰影响，因此只在头部80mm范围内布置加热器。加热器和电源导线焊接处采用玻璃烧结方式固定并密封处理，避免了和电源导线连接处的加热器芯线在制造过程中断裂，提高了设备生产合格率，同时防止水汽进入加热器绝缘层使绝缘性受到影响。

（2）加热功率的适配调节。风洞中温度、模拟高度、风速和液态水含量等组合成不同的结冰试验状态。固定功率在某种试验状态下合适，但相对于其他状态来说可能显得过高或者过低，出现过热或者防除冰效果不足的现象，需要进行调节达到合适功率。

图7 皮托管加热电缆布置示意图Fig.7 Diagrammatic sketch of the heating cable twined around the pitot tube

考虑到空速管能满足飞行时自然条件下的防除冰要求，皮托管采用空速管常用的加热器，即正温度系数的PTC铠装电阻式加热器，其总长度为1800mm，主要特点是电阻值随温度升高而升高，发热功率随温度升高而逐渐减小至稳定功率300W。总压探针头部布置的加热器长930mm，因此，其功率稳定后约为930／1800×300≈155W。

为满足所有试验状态下的防除冰要求，研制了0～115V可调电压电源作为皮托管和总压探针的供电电源。在每个结冰状态首次试验中，将电源电压从0缓慢上调，观察到测试的压力数据稳定后，此时即为该状态所能除冰的最低电压。这样可以根据不同结冰试验状态调节电压来调整加热功率，使结冰和除冰速度达到动态平衡，既有较好的防除冰效果又能防止整体过热。

3 防除冰能力分析

通过计算总压探针、皮托管加热部分各段表面功率密度，与已定型某型空速管［8］结冰风洞试验结果进行防除冰性能对比。表面功率密度公式为：

式中：E为计算部分表面功率密度，l为计算部分加热器长度，l0为加热器总长，P为加热器稳定功率，S为计算部分表面积。在AC115V电压下，计算结果见表1。

表1 与某型空速管防除冰性能对比表（AC 115V）Table 1 Comparison among pitot tubes

由表可见，在电压、壁厚一致的情况下，总压探针和皮托管的材料传热系数和加热各段表面功率密度均高于参考空速管，防除冰能力可以满足使用要求。

4 静态测试及校准

为验证可靠性，各选取一件成品进行测试，结果表明，在表面加热温度250℃的情况下至少可工作500h。经检测，所有设备绝缘电阻均为无穷大（测试电压500V），满足大于20MΩ的要求。同时进行了环境适应性测试、通气性和气密性测试［9］，均满足要求。

马赫数0.3以上的皮托管校准在亚声速探针校准装置中进行，其开口射流试验段口径为Ф80mm，采用中压气源驱动，马赫数范围为0.3～0.8，马赫数控制精度ΔMa＜0.01，探针支撑装置为五自由度机构。低速范围内的校准在声学引导风洞中进行，其开口射流试验段截面为0.55m（宽）×0.4m（高），风速范围8～100m／s，动力系统为一台轴流式风扇。具体的校准系数ξ求解见文献［10］。

在每个风速下，采用精度为0.05%的扫描阀连续采集7次，皮托管总压误差Δp0最大值为0.0034q，其中q为校准装置气流动压；静压误差Δps最大值为0.0009q。它们分别满足国军标GJB836－90中Δp0不大于±0.005q和Δps不大于±0.002q的精度要求。就校准系数的结果看，标准“L”型皮托管系数一般在0.99～1.01之间，而此次研制的皮托管系数略大，可能是小直径布置加热器导致制造难度增大而引起的制造误差略大，经过校准系数修正后，并不影响皮托管的使用。在风速大于20m／s后，皮托管校准系数变化不大，差值最大为0.007，而经修正后，系数对其风速测量精度影响较小［11］，为使用方便，取平均值作为校准结果，以满足全速度范围的使用要求。校准结果见表2。

表2 皮托管校准系数Table 2 Calibration coefficients of the pitot tube

5 风洞验证

图8给出了主试验段温度－25℃、湿度100%、风速105m／s试验状态下，稳定段总压探针测得的总压、试验段入口皮托管测得的静压和由此计算出的风速数据。可以看出，在结冰情况下，总压探针和皮托管启动加热后，总、静压由结冰堵塞状态下的静止压力变化至试验压力，规律合理，试验过程中压力数据稳定。总压探针和皮托管除冰功能正常。

图8 主试验段稳定段总压、试验段入口静压和试验段风速Fig.8 Flow characteristics measured with the total pressure probe and the pitot tube

图9 给出了NACA 0012翼型在温度－23℃、风速67m／s、液态水含量0.5g／m3、平均水滴直径25μm、迎角3°典型试验条件下的结冰试验结果。

根据结冰试验结果绘制了冰形，与国外多座结冰风洞试验结果［12］对比一致性良好，重复性试验结果好（如图10所示）。说明结冰试验状态下，风速控制的精度和准度达到试验要求，总压探针和皮托管的应用是成功的。

图9 NACA 0012翼型结冰风洞试验结果Fig.9 Testing result of NACA 0012in 3m×2micing wind tunnel

图10 结冰验证性试验结果与国外参考结果冰形对比Fig.10 Comparison of test results with foreign references

6 结 论

根据3m×2m结冰风洞的调试和运行要求，研制了总压探针和皮托管，解决了可靠性、绝缘性和加热功率的适配调节问题。从静态测试和风洞调试结果看，防除冰功能正常，试验结果合理，能够满足目前所有结冰条件下的使用需求。

由于总压探针和皮托管直径非常小，无法预埋热电阻或热电偶监测加热温度。另外，在每个结冰状态首次试验时，均需手动调试出合适的电压，使用不够方便，以后将研究增加控制系统加以改进。

［1］Edward A，Haering Jr Airdata.Measurement and calibration［P］.NASA Technical Memorandum 104316，1995.

［2］王勋年.低速风洞试验［M］.北京：国防工业出版社，2002.

［3］孙志强，周孑民，张宏建，等.皮托管测量影响因素分析Ⅱ：全压孔与静压孔的影响［J］.传感器技术学报，2007，20（4）：941－944.

Sun Z Q，Zhou J M，Zhang H J，et al.On the influence factors in a pitot tube measurement II：influence of total and static ports［J］.Chinese Journal of Sensors and Actuators，2007，20（4）：941－944.

［4］Jost M，Schwegmann F，Kohler T.Flush air data system an advanced air data system for the aerospace industry［C］.AIAA Guidance，Navigation，and control Conference and Exhibit.AIAA 2004－5028.

［5］孙志强，周孑民，张宏建，等.皮托管测量影响因素分析I.检测杆与安装角的影响［J］.传感器技术学报，2007，20（3）：690－693.Sun Z Q，Zhou J M，Zhang H J，et al.On the influencing factors in a pitot tube measurement I.influence of air horn and mounting angle［J］.Chinese Journal of Sensors and Actuators，2007，20（3）：690－693.

［6］国防科学技术工业委员会.GJB1623－93总、静压系统设计和安装通用规范［S］.北京：中国航空综合技术研究所，1993.

［7］郑刘，陈志敏.飞机机头气动补偿空速管的设计［J］.航空学报，2011，32（7）：1189－1194.Zheng L，Chen Z M.Design of an aircraft nose aerodynamic compen pitot－static tube［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2011，32（7）：1189－1194.

［8］郑莉.某型空速管冰风洞试验报告［R］.武汉航空仪表公司，2013.Zheng L.Experimental report of some airspeed head in the icing wind tunnel［R］.Wuhan Aviation Instrument Co.Ltd.，2013.

［9］国防科学技术工业委员会.GJB836－90补偿式总、静压受感器通用规范［S］.北京：中国航空综合技术研究所，1990.

［10］国家质量技术监督局.JJG518－1998皮托管检定规程［S］.北京：中国计量出版社，1998

［11］王敏，魏根宝，马锦国，等.二等皮托管测风误差分析及偏差模拟计算［J］.气象科技，2013，41（5）：843－846 Wang M，Wei G B，Ma J G，et al.Measurement error analysis and deviation simulation of second－class pitot tube［J］.Meteorological Science and Technology，2013，41（5）：843－846.

［12］Icing wind tunnel interfacility comparison tests［R］.SAE Aerospace Information Report：AIR5666，2012.

Study and development of total pressure probe and pitot tube in 3m×2micing wind tunnel

Zu Xiaoyong1，＊，Zhang Lin1，Xiao Bin1，Zhu Shimin2
（1.China Aerodynamics Reserch and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.Chengdu Aero－Instrument Corporation，Chengdu 610091，China）

The total pressure probe and the pitot tube with the anti－icing／deicing functions are important measurement equipment in icing wind tunnels for which the aerodynamic design is critical.Taking a cue from some airspeed head’s manufacture，the total pressure probe and the pitot tube are designed，by using new techniques and deploying the proper heated cable distribution.They show reasonable results in the ground－based static testing，calibration and experiment in the icing wind tunnel with high reliability and insulating property according to China national military standard.

icing wind tunnel；anti－icing／deicing system；total pressure probe；pitot tube；reliability；insulating property

V211.752

：A

（编辑：李金勇）

1672－9897（2016）04－0076－05

10.11729／syltlx20160006

2016－01－08；

2016－06－28

＊通信作者E－mail：376745137＠qq.com

Zu X Y，Zhang L，Xiao B，et al.Study and development of total pressure probe and pitot tube in 3m×2micing wind tunnel.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（4）：76－80.祖孝勇，张 林，肖 斌，等.3m×2m结冰风洞总压探针和皮托管研制.实验流体力学，2016，30（4）：76－80.

祖孝勇（1974－），男，湖北当阳人，高级工程师。研究方向：试验空气动力学。通信地址：四川省绵阳市二环路南段6号18信箱（621000）。E－mail：376745137＠qq.com