几种典型燃烧室高温气流温度传感器的设计

李亚晋，赵俭，王建军

(1.中航工业北京长城计量测试技术研究所，北京100095;2.北京信息技术研究所，北京100094)

0 引言

随着航空航天技术的不断进步，各种飞行器的发动机温度也在不断提高。这些热工参量的获取对于发动机的设计、修正和制造、使用有重要意义，因此高温气流温度测量技术越来越受到重视。新一代航空发动机涡轮前温度可达2000 K［1］;液体火箭发动机地面试验中，燃烧温度可达3000 K，流速达到2 Ma。复杂苛刻的环境，对温度测试提出了很高的要求［2］，高温气流温度传感器的设计不仅要考虑传感器本身能否承受高温高压的侵蚀，传感器小型化、经济性等要求也是设计传感器需要考虑的重要因素。本文从测量环境、传感器材料选择与结构几个方面对高温气流温度传感器的设计进行分析说明，并给出了现场试验验证结果。

1 高温气流温度传感器的设计原则

气流温度传感器目前以接触式为主，如热电偶、热电阻等温度传感器。这类传感器在测量气流温度时，其指示温度只是敏感元件 (如热电偶测量端)本身的温度，而不是被测气流的温度，这之间的偏差是由传热、气动和温度的动态变化等原因造成的［3］。在测量气流总温时，测温误差主要有:被测气流不能完全滞止引起的速度误差、热辐射引起的辐射误差、沿测温元件导热引起的导热误差和测温元件热惯性引起的动态误差。

在设计热电偶传感器时，根据传感器使用工况的不同，不同的误差类型将占据主导，一般要遵循一些原则来尽可能地减小这些误差。在测量高速 (Ma＞0.2)气流温度时，速度误差比较大，要考虑速度误差对测温结果的影响。通常采用恢复系数来评价测温的速度误差，传感器的结构型式和安装方式对恢复特性影响较大，通常裸露式热电偶比滞止式热电偶恢复系数小，另外传感器的直径以及表面粗糙度对恢复系数也有影响。

在测量高温气流温度时，传感器的辐射和导热往往是测温误差的主要来源，结构上一般采取设计屏蔽罩使得热电偶测量的辐射误差减小。这是由于屏蔽罩与气流的对流换热使其温度较高，热接点与屏蔽罩之间的温差较小，减小了辐射误差。

对于温度动态变化的气流，由传感器的热惯性引起的动态误差不可忽略。传感器的动态特性一般由温度传感器的时间常数来反映。传感器的形状不同，时间常数也不同。通常传感器的尺寸越小，质量越小，换热系数越大，时间常数越小。裸露式传感器一般比滞止式传感器的时间常数小，热电偶的接点若为铰接会使时间常数增大［4］。

在传感器研制过程中，除了要采取一定的措施避免上述误差的影响，同时也要考虑在高温气流的环境里传感器使用可靠性等因素。因此，气流温度传感器的设计和制造要综合考虑各方面的因素，在满足使用环境要求的基础上提高测温准确度。

2 几种典型燃烧室高温气流温度传感器的设计

本节介绍三种用于航空航天燃烧室地面试验的高温气流温度传感器的设计。根据其使用工况，重点从材料选取、结构设计等方面进行介绍。

2.1 超燃冲压发动机燃烧室出口总温传感器设计

在超燃冲压发动机燃烧室地面试验中，利用接触式温度传感器直接测量燃烧室出口燃气总温以计算燃烧效率［5］。超燃冲压发动机燃烧室出口气流特点是温度高，流速快，气流压力高达5 MPa，采用接触式温度传感器测量总温需要解决耐高温、抗冲击、密封等技术难题。其结构如图1所示。

图1 耐压环境总温传感器示意图

在材料方面，由于燃烧室出口气流总温最高接近3000 K，选择钨合金为总温传感器壳体材料。钨的熔点高达3410°C，同时为抑制钨合金壳体的氧化，在其表面进行了镀膜处理。热电偶丝材料选用WRe5-WRe26，直径0.3～0.8 mm，为了使热电偶能够适应氧化环境，采用电子束镀膜工艺对其表面进行镀膜处理。

在结构方面，总温传感器的设计中最重要的是滞止罩结构的设计。滞止罩需要将来流有效滞止，同时保证滞止罩内有较好的热交换性能，使得传感器能够快速响应。使用图2所示的半屏蔽直吹式总温传感器滞止罩，半屏蔽滞止罩能够使来流有效滞止，同时热电偶直接接触高温来流，保证了传感器的快速响应。

图2 滞止罩结构示意图

在滞止罩内安装三支热电偶T1，T2，T3，其中T2测量气流温度，T1和T3测量滞止罩内壁温度，用于对总温传感器的辐射误差的修正，如图3所示。

图3 偶丝安装示意图

为了适应5 MPa气流压力，保证结构密封，该传感器设计了耐压安装座，由出线座、热电偶固定座和密封垫构成，并进行了10 MPa耐压试验。计算和试验结果表明整支传感器在该压力环境下能够实现可靠密封。整支传感器外壳结构迎风面狭小，有利于减小阻塞比，提高测量准确度，保证传感器末端元件不受热流影响而失效［6］。

2.2 固体冲压发动机地面试验总温传感器设计

固体冲压发动机地面试验的工况复杂恶劣，温度高达2400 K，流速为0.3 Ma。测量介质具有氧化性，会对传感器的外壳造成影响。

在材料方面，为了能在上述复杂环境下准确测量高温高速气流温度，采用表面改性钨铼热电偶传感器，该传感器的外壳结构可以有效保护热电偶不受燃气中运动粒子的影响。试验表明该总温传感器在该工况下能够取得很好的测温效果。

在结构方面，设计了如图4所示的可更换偶丝的热电偶结构，用于现场替换失效的热电偶。通常，为了固定偶丝，热电偶套管和传感器外壳之间的间隙通常采用高温水泥或密封胶填充。当工作时间过长导致偶丝失效时，无法更换偶丝，只能由生产单位进行修理，或者将整支传感器报废，增加了生产和使用成本，造成一定的浪费。

图4 可更换热电偶结构

图4所示热电偶的特点是偶丝固定在特定安装座内，在使用时可以根据试验需要调节偶丝伸出的长短。在一些温度条件下，当偶丝工作失效或受到损坏时，使用者可以方便、快捷地在现场取出更换新的热电偶，而无需返回生产单位修理，比较方便经济。

2.3 微型总温传感器设计

在一些发动机燃烧室或涡轮机械流道内部试验中，安装空间很小，要求传感器具有较小的尺寸，并且保证工作强度和测温准确度。图5是一种微型测温传感器，外壳最大直径小于6 mm，安装快速方便。

该传感器在燃烧室地面试验出口气流温度测试中得到应用。其中传感器外壳可以与试验器壁面连接，外压螺母起到固定作用。由于空间狭小，传感器与壁面距离很近，为减小辐射误差和导热误差，传感器外壳采用不冷却结构，头部采用进气孔与出气孔对称设计的直吹式结构，可以提高传感器内部的气流速度，加强对流换热，从而抑制辐射误差和导热误差。另外，制作时热电偶焊接球头也要尽可能小，以减小球头的热容量，提高传感器响应速度，同时避免在气流中碰到外壳壁面。

图5 微型总温传感器示意图

2.4 试验验证

上述三种特殊结构的气流温度传感器在相关燃烧室地面试验中得到了应用，经验证满足使用要求。

图1所示的燃烧室出口气流总温传感器在先期设计中，曾在中航工业北京长城计量测试技术研究所的热风洞中进行了标定试验。该传感器在1500 K和1800 K的总温条件下修正后，测量总温与标准气流温度传感器相比，误差小于3%，满足了高温气流测量的要求。图6为该总温传感器在燃烧室地面试验中的测温曲线，其中热电偶T2测量气流温度，热电偶T1和T3测量滞止罩内壁温，用于对总温传感器的辐射误差的修正。可以看出，在试验中总温传感器工作状态良好，达到热平衡后获得了燃烧室工作时稳定的总温数据［5］。图7为固体冲压发动机地面试验测温曲线;由试验结果可以看出该传感器在燃烧室气流总温测量中有着快速的响应速度，可以稳定地获得燃烧室的气流总温。

图6 燃烧室出口总温传感器测温曲线

图7 固体冲压发动机总温传感器测温曲线

由于条件所限，微型总温传感器的试验数据并未获得，但前期工作表明其结构和性能已可以满足燃烧室地面试验中小空间的测温需求。

3 总结与展望

本文所介绍的三种典型气流温度传感器在材料及结构设计方面均能适应相应的燃烧室地面试验，在预期的测试温度下，传感器响应速度能够达到测试需求，测温特性良好。

目前这类特殊气流温度传感器的应用越来越广泛，但使用环境的特殊性导致其结构的复杂多变，传感器性能的量化和结构设计的规范化存在一定的难度，生产和计量保障都需要进一步完善。航空航天科技的发展使得高超声速高温测试环境对气流温度传感器的设计提出了更高的要求。气流温度传感器的研制将更着眼于高温、高超声速以及高压力环境下温度的测量。传感器的结构也向着多元化的方向发展，微小体积传感器可以用于狭小试验空间的测量，多点温度传感器可以同时测得所需多组温度参数。传感器的材料也不限于金属，陶瓷基复合材料近年来逐渐应用到传感器中。这类传感器对高温气流测试有很大的推动。

［1］方昌德，艾青译.2000年航空技术展望——先进飞行器概念预测［M］.北京:航空工业出版社，1988:15-18.

［2］赵俭，杨永军，秦存民，等.瞬态超高温气流温度测量技术研究初探 ［J］.计测技术，2008，28(6):26-27.

［3］马恒儒.热学计量 ［M］.北京:原子能出版社，2002:285-292.

［4］金伟，枊靖波，白月飞.热电偶测温的误差分析 ［J］.工艺与装备，2013，23(4):33-38.

［5］江强，王辽，郭金鑫，等.基于总温测量的超然冲压发动机燃烧效率研究 ［J］.实验流体力学，2012，26(5):1-5.

［6］成大先.机械设计手册:第2卷 ［M］.5版.北京:化学工业出版社，2008:65-67.