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压力匹配的适当的范围内的换能器的电流实验%重新插入在这些模块中。
这些压力传感器在测试系列精密梁石英压力计前会校准，其中，反复的是对一个死重系统周期性的校准。
有300个钙热电偶温度测量实验室可用电路。
这个电路耦合到数据采集系统通过温度稳定参考结。
一二轴电脑提供入口压力调查穿越系统肯定和温度场。
规定还存在于级联进口平面用于光接入的流路。
具体而言，石英窗安装在级联外壁允许自由流的测量用激光多普勒风速计风速和湍流（LDA）。
LDA的光系统安装在一三轴铣床基地提供一个完整的调查。
详细说明关于设备仪表的规格在桌子上。
流路在ACF的级联上游以燃烧排放从一个31.5厘米（12.4。
）DLA通过50.8厘米（20。
）过渡段长为7.6厘米×
27.9厘米（3。
矩形截面）矩形截面。
一张照片过渡管如图2所示。
四可移动1.3厘米（0.5英寸）棒只安装在入口向过渡段矩形管的下游，以增加级联入口湍流的水平。
级联的上游侧的矩形段是36.83厘米（14.50英寸）长，包含入口仪表和光学访问窗口。
一个入口的示意图试验段，显示出入口和仪器的相对位置如图3.进口仪表显示由两进气道总压水龙头的核心。
LDA入口湍流测量交叉分段位置同时显示。
十三壁静态水龙头位于每叶栅端壁在出口平面
级联描述
每级级联采用了先进的第一级核心涡轮机的三个叶片特性。
每一级的中心叶片仪表传热和空气动力学参数测量。
选择三叶片的设计增加测试叶片的刻度，允许更大的仪表密度。
分流器相邻外叶及尾板进行确保周期性。
级联的入口和出口处的静态压力带提供必要的信息，以建立周期性
叶片的坐标标记II和C3X翼型在表II中给出和表三，分别。
图5和4显示了级联坐标系统用于定义双翼型形状。
表四列出了额外的几何图形信息为两个级联
每个叶片是由一系列I0径向冷却冷却孔。
这个洞配置MarkII叶片和C3X叶片如图6所示7,描绘各自的有限元模型.冷却孔在每一个级联的外2个从动叶片中从一个共同的的通风室提供每个洞测试叶片（在中心位置）提供从一个单独的计量。
表二。
标志二叶片坐标
表三
C3X叶片坐标
试验叶片仪表
用于获得传热测量的方法是基于工作特纳（参考文献15），他们使用了一种V平面测试叶片作为磁通计。
该技术是通过测量内部和外部的边界来实现在热平衡测试部分的条件和求解的测试内部温度场的稳态热传导方程一块。
传热系数分布可以直接从表面的正常温度梯度得到。
当前研究中,外部边界条件测量使用热电偶安装在沟槽上测试叶片的外表面。
平均传热系数和冷却剂的温度为每个10径向冷却孔提供了有限的内部边界条件元素的解决方案每个冷却孔的传热系数为计算出的孔直径，测量流量，和冷却液温度一种用于热输入长度的修正。
技术讨论在下一个小节中更详细地评论。
图8显示了马克二世和热电偶的分布C3X翼型。
每个机翼表面检测了大约八十0.5毫米（0.020）铠装热电偶。
热电偶连接是位于机翼的完全二维区域在跨中附近的一个平面。
热电偶导致了在叶片径向0.58毫米（0.023英寸）深的径向槽内覆盖着水泥和混合手工提供一个光滑的表面。
这个由ASTM310型不锈钢叶片，它有一个相对低导热系数低，从而最大限度地减少误差引入的槽。
假设额外的表面热电偶位于跨中每检测叶片二维。
试验叶片的每一冷却管都装有一个静压龙头并且热电偶在叶片入口和出口。
在所有情况下静态压力抽头位于热电偶的上游。
每一个冷却管的流量使用校准的孔测量仪测量。
每个测试片与表面静压龙头除了检测传热设备。
大约30个水龙头在每个机翼外表面在跨中附近的一个平面。
水龙头是间隔提供更加充分密集覆盖在前沿地区测量陡峭的压力梯度。
图9说明了表面压力的相对位置对马克二世和C3X水龙头翼型。
图10显示了安装技术用于安装静压。
不锈钢管,0.51毫米（0.020英寸）放置在一个径向沟槽，和管道的一端弯曲90°
实现表面法线方向，离子。
管是固定在相邻叶片通过激光焊接表面。
多余的管长度被移除和穿着确保冲洗局部条件槽的剩余部分被填充与水泥和手混合光滑的翼型表面类似的热电偶装置。
图11显示仪器完成后的C3X级联的一张照片。
填充的热电偶槽是可见的.右侧的中心叶片和静压力管槽在左侧可见，冷却管仪表在试验叶片的入口和出口处，在从动叶片上的冷却液管上也可以看到.
数据采集系统
热力设备的级联控制室包含一个专用的计算机控制的数据采集系统。
示意图如图12所示.数据的输入信号是由休利特帕卡德（惠普）复用模型2911a/B200随机接入信道扫描信号，A/D的惠普3456a积分式数字电压表进行转换。
高速模数转换功能由一个16通道模型提供2311a多路A/D转换器系统。
电脑主机是一个可用内存128K字模型2112b下的rte-ivb惠普操作系统.
输入/输出设备由惠普7900a磁磁盘驱动器（2.4m）CPU，打印机，阴极射线（CRT）终端，磁带机，打孔机，和数字笔式绘图仪组成。
功能是多任务，面向设备包括通用子程序做所有的常规控制软件系统的测量任务。
该系统是非常灵活并且提供对仪器仪表或控制的实时监测和诊断问题。
软件例程开发，以满足特定的数据采集个人实验的要求并纳入主要系统作为可替换的程序段。
数据采集软件
本实验程序编写的数据采集软件进行两大任务。
第一个任务是监视和显示的级联操作条件下，作为所需的运行条件被建立,二是读取和存储稳态数据。
用于确定的级联操作点的设施仪表，在这一款题为“设施仪器仪表和几何”的分段,级联入口总压力和温度的读数基于上游核心倾角。
级联入口静态压力被定义为九壁面静压水龙头靠近上游核心读数倾角平均值。
平均静压力为13壁面静压的水龙头在叶栅出口平面平均读数。
平均墙温度被定义为跨中的叶片表面温度的平均值，锰铼（根据真实的和弦）的工作条件，从这些测量量和平均定期在CRT显示在安装的程序直到实现满意的稳态计算条件.数据采集软件的第二个主要任务是一旦所需的稳态操作条件实现就采样、平均，记录原始空气动力学与传热的数据，这项任务分三阶段执行.
在第一阶段,设备操作点数据和叶片表面静态的压力和平均采样。
最终的平均运行条件和叶片压力分布从而建立。
在第二阶段，叶片表面热电偶被读取。
程序列出了每一个热电偶的表面温度和一个固定的时间内每一个热电偶的温度变化。
这个程序是编程的循环，并重复，直到达到热平衡。
当达到热平衡时，表面温度和最终TW/TG阀分别存放，程序进入第三阶段在第三阶段，冷却孔进行数据采样，平均，并存储。
为每个冷却孔使用一个叫测量孔板流量计测量冷却液流量。
此外，静态压力和总温度在每个冷却管的入口和出口的叶片进行测量。
假设通过叶片冷却孔的线性升温,计算测量平面叶片表面温度的平均冷却液温度取决于每个冷却管铼测量流量，冷却孔直径，和粘度的基础上的平均冷却液温度。
普朗特数根据平均冷却液温度从冷却液流量中计算出。
努塞尔数计算从下面的关系，在光滑管的湍流有
NuD=Cr（0.022Pr^0.5RED^0.8）
Cr是镨，铼，和x/D的函数，该校正努塞尔数表达为一个充分开发热边界层占热入口影响的函数。
参考文献22中恒铬范围大约从1.03到1.12在这个实验中所遇到的镨，铼，和x/D值。
每个冷却孔的平均传热系数从努塞尔特数、孔直径和热导率计算出。
冷却孔数据处理后,在实验室和穿孔纸带上所有的空气动力学和热传输数据获得一个运行存储在磁永久文件磁盘。
穿孔纸带是用于将数据转移到DDA海量存储系统的大规模存储系统的数据中心，采用有限元程序访问.
传热测量技术
传热测量技术利用有限的叶片内部温度场的测量表面温度和内部冷却孔的热的二维热传导有限元求解拉普拉斯方程作为边界条件的传递系数。
该技术如图13所示。
除了测量外表面的程序的输入温度和冷却液孔换热系数为二维叶片横截面的几何形状，叶片的材料。
总导热系数随温度，冷却液温度和平均每个径向孔变化。
一个翼型跨中截面有限元模型构建利用DDA的CAD/CAM设备。
有限元用于标记11和C3X翼型先前在图6和图7所示的网格，约200个节点分别位于每个机翼外表面。
在薄的后缘区域专门工作安排足够的元素以确保在那个地区质量的解决方案。
所有测量跨中表面温度为一个给定的立方样条拟合运行提供每个表面节点的温度有限元模型。
图14显示了一个典型的图11个梯级运行的测量表面温度。
三次样条拟合的数据叠加。
这个数字也显示了跨中的温度测量由一个二维边界层对测量区域进行了验证叶片内温度分布的有限元程序，如先前所示。
一个典型的内部温度图第二标志第二场的机翼在图15。
热气体侧局部传热系数来自表面通过将当地的正常传导至正常温度梯度局部对流。
热传导系数分布图15所示的内部温度场如图16所示。
数据不确定性
对关键实验参数进行了不确定度分析，利用克莱恩和麦克林托克技术（参考文献23）。
准确度外部热传导系数的测量主要依赖于外叶片表面和自由流气体温度测量的精度，用于有限元程序的几何描述，径向冷却孔传热系数的计算，以及叶片材料导热系数的知识。
表面温度的测量是一种很好的技术，利用校准参考连接，热电偶校准，精密电压表，和电脑温度/毫伏表查找。
这个测量不确定度为±
1°
（2°
）。
测量自由流的气体温度是相当不精确的，由于波动与设备燃烧室相关联的。
气体温度的准确性测量约+_11°
C（20°
F）。
在描述的翼型几何的有限元程序，三个测量涉及。
首先是外部翼型外形，包括热电偶槽。
这种测量的不确定度约为0.008厘米（0.003英寸）。
二是几何测量的重要性机翼径向冷却孔的位置。
这种不确定性是在0.013厘米（0.005英寸）的顺序上。
最终尺寸是冷却孔直径，其中有一个不确定性的+0.005厘米（0.002英寸）。
计算径向传热系数的技术在第款所描述的冷却孔，“数据采集软件。
”与此计算的不确定性估计为+-3%。
机翼材料的热传导性的知识是必需的输入到有限元程序。
这个值是确定的如果材料仔细的指定，因为它们在这个程序。
因此与此值相关联的不确定性是以+-3%利用个人测量的不确定性，只是讨论了外换热系数的整体不确定度计算使用参考文献23的方法。
由于机翼厚度的变化，它是在几点必要的计算的不确定性。
机翼被分为区域和最大不确定性在每个区域计算。
此值是基于最小壁厚（从冷却孔周边到外表面的距离）各地区。
外部热传导系数的不确定性在每个区域中，在表五中给出了标记二级级联和表VI的C3X级联。
由于机翼厚度的减小，其不确定性增加明显。
这种不确定性增加反射在机翼下游区域的重要数据分散。
试图在减少这种分散的数据减少在这一地区增加有限元网格的数量。
然而，这是比较不成功的，它的结论是减少分散需要较大的热电偶密度这个地区，这是不可能在这个尺寸的翼型。
图17说明了数据对于马克II级运行4b。
每个数据点的不确定性论情节。
计算锰和铼的不确定因素，静态和总压力测量的准确性的知识是必需的。
正如所描述的分段，“设施仪器仪表和几何”的压力测量在扫描阀系统，这是校准的精度石英压力计。
因此，在压力测量的不确定度为±
0.7kPa（0.1psi）。
利用本节前面所讨论的测量精度这一信息，基于不确定性分析的参考文献23为锰，再执行，和TW/TG。
给出的结果在表中。
表中给出了相关的不确定性和LDA入口湍流测量。
这个值显著上与LDA系统经验。
本款所提出的不确定因素，旨在为分析师提供绝对程度的不确定度的指示用于验证目的的数据。
在比较数据从运行一个给定的级联（即寻找铼的趋势等），在比较的不确定性大大低于表中的值V和VI。
这是考虑到一些有助于不确定性的变量不从运行到运行。
例如，3%的误差在机翼热导热系数会导致传热绝对值的误差系数，但每个运行的顺序都是相同的，因此不受影响的级联反应进行比较
试验条件
实验结果为马克II和C3X获得翼型过的工作条件的范围示于图18的发动机设计点每个翼型条件也示于图18的每个测试标称条件是由对应于一个四位代码数表示
MarkII的级联运行，一个C3X级联运行。
码数每个数字对应于实验的控制变量中的一个。
第一个数字对应于至锰，第二至铼，第三至Tu，第四至TW/TG。
提到在该图出口雷诺数是基于翼型真和弦，并且出口马赫数是根据测量进气总压力和测量飞机的出口平均静压力。
所有试验进行在811K（1460°
F）的标称气体流总温度。
运行号和实际运行条件对应于各四位代码数为C3X级联列于表Ⅷ为标记II级联和表IX。
在表第八和第九PT1是进气道总压，TTI是气体流进口总温度，M1和M2分别是入口和出口马赫数，Re2是出口铼根据真实和弦，Tu是平均进口动荡强度，Tw/Tg为平均墙到气体绝对温度比。
级联重新范围是通过改变从级联质量流量实现约2.27千克/秒（5磅/秒），以4.54千克/秒（10磅/秒）。
在给定的铼条件，出口锰水平，通过调整1独立设置级联出口压力与可控排气阀。
TW/TG水平分别为升通过控制叶片的冷却剂的流速改变。
级联燃烧室，利用造成入口湍流强度水平被认为是基于与LDA进行的测量为6.5％。
这个水平增加至8.3％的每10次级联通过安装圆形棒级联的上游，如在本节中，“设备仪表和几何”所描述。
讨论的结果
所有的实验程序的运行结果列于附录A数字。
测量叶片表面温度和传热系数其中包含的是标准化的形式，而静态的压力是给定的表面静态的形式，入口总压比。
位置每个测量的表面长度和%表示%轴弦。
每个翼型件代表数据比较图提出并讨论了以下几段测得的表面静压分布对应的2测试的级联扩展比在图19和20的标记二和C3X叶片，分别。
吸力面上的显著差异锰分布在两个翼型在这些测量是显而易见的。
一个很强的不良压力梯度是明显的，在约20%的标志吸力面弧长。
另一方面，静态的C3X吸力面压力分布仅表现为温和的下游扩散。
测量表面换热分布在两个翼型也表现出不同的特点。
在标记二的情况下翼，出口的独立的影响（表面锰分布）传热分布如图21所示。
一般来说，吸表面换热分布表明边界层分离约20%的吸力面弧长的附加的铼。
位置的初始分离，以及下游的字符和水平（附加的铼）传热分布表现出明显的锰分布的依赖。
对比图19和21显示一个明确的相关性之间的位置分离（传热数据所显示的那样）和强烈的不良激增压力分布,一方面,没有独立锰水平对传热的影响水平明显在边界层区域仍然连接（大部分为层流）完全符合理论预期的观察出口锰水平对机翼表面C3X热流分布的影响如图22所示。
机翼具有更典型的C3X吸力表面的过渡行为。
在图22中，位置过渡显示出明显的锰依赖性。
这是类似于标记二机翼（图21）在细微的变化中Mn的分布有重大影响吸力面分离/再依附行为。
铼水平对翼型换热分布的影响图23和图24分别为马克II和C3X叶片，。
在这种情况下在第二个翼型件，重新的影响（在一个给定的出口锰水平）出现很大程度上反映了一般传热水平的转变，而不是在传热分布（见图23）。
这种行为意味着在吸力面上的突然换热分布变化很大控制的锰分布的细节，而不是通过铼级。
这观察给予了一些支持的论点，即大的变化吸表面换热是由分离/再附着现象引起的而不是简单的过渡性行为。
压力面上，另一方面表现出一定的过渡行为的倾向，作为重新增加下游的吸力面传热水平再到0.8功率变化略地，可能来自于一次考虑流传。
这里的趋势是一致的，充分发展的湍流流过平板，下降/流吸气表面曲率和静态压力分布特性不是令人惊讶的性质的观点再对C3X翼型传热分布影响的体现在过渡的行为以及在吸入表面表面换热的一般水平（见图24），吸力面过渡区的开始和程度表现出显着的响应增加铼水平。
机翼的传热水平也出现了增加系统与增加的方式类似于观察到的标志二型机翼。
在压力面上的传热分布的C3X翼型表现出向在较高的过渡行为倾向雷诺兹数，这和观察到的标记翼型的趋势非常相似。
图26和图25分别显示了马克II和C3X翼型入口湍流强度级别对热传递的影响平均水平自由流湍流（8%-6%）是反映在一个一般的高度层区域的热传输，这将是预期的零湍流情况（_50%）。
湍流水平变化中观测到的变化6.5%到8.3%是为翼的传热水平整体提高在重新显示。
这种转变通常观察到的标记二型机翼在全方位的条件测试。
在动荡地区C3X吸力面，然而在2个更高的铼水平湍流的变化没有显著影响。
图27显示了不同的TW/TG对标志二型机翼传热分布的影响。
考虑TW/TE水平在很大程度上是层流区，TW/TE变化是微不足道的，分布没有显着影响，但观察到总的传热水平随TW/TE在表面在湍流区极端的增加。
TW/TG的变化对C3X翼型的影响图28可以看出，作为在第二标记的翼型件的情况下，传热的分布是不显著影响，但增加TW/TE降低传热水平，在动荡的地区。
在层流停滞点区域的趋势观察扭转——增加TW/TE增加传热系数。
这种效果是与先前的结果定性一致（参考文献24），虽然影响的幅度可能比预期。
稍大一些。
实验程序的结论
实验方案的结果是系统的，定性上几乎与理论预期一致。
传热分布在马克II和C3X翼型敏感表面的细节锰分布特别是在边界层是暂时的区域。
传热两个翼型件的整体水平是通过Re变化最显着的影响。
Re还强烈地影响着发端和过渡的C3X翼型吸力面，但其影响程度表现分离/重新附着上标记II吸入的性质在表面是可忽略不计。
TW/TG和进气涡流锥变化不明显影响过渡或分离的位置（如热的表示考虑转移分布）。
水平的动态变化对实现这些变量产生影响的很小但在两个翼型件的热传递的水平系统的变化很大。
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