火箭发动机燃温测试传感器设计

刘慧莉， 贾云飞， 曾庆徳， 余业辉， 杨雨诗， 葛方丽

(南京理工大学 机械工程学院， 江苏 南京 210094)

火箭发动机燃温测试传感器设计

刘慧莉， 贾云飞， 曾庆徳， 余业辉， 杨雨诗， 葛方丽

(南京理工大学 机械工程学院， 江苏 南京 210094)

针对火箭发动机地面静式试验中燃气温度测量的特殊要求， 设计出了一种基于钨铼热电偶的测温方法. 根据发动机点火试验中工作时间短、 压强小、 温度高等特性， 分别从热电偶丝的选型、 绝缘材料、 耐高温材料、 热电偶的保护和传感器的安装方式等方面设计温度传感器， 并利用信号调理器和数据采集卡对燃气温度进行采集和显示. 经过多次点火试验表明， 该温度传感器具有很好的抗高压和抗高温特性， 能够满足点火试验的要求.

火箭发动机； 燃气温度； 钨铼热电偶； 推力剂； 温度传感器

0 引 言

推进剂燃烧温度是推进剂配方及其工程军事应用中的重要能量参数， 温度的改变会对推进剂的燃速产生影响， 进而引起内弹道特性的变化. 因而， 作为发射前战术火箭等各类武器的发射诸元之一， 对其命中目标的精度有很大影响[1].

目前， 燃气温度的测量方法可分为两大类： 接触式测温法和非接触式测温法. 非接触法测温是利用高温火焰的辐射特性， 通过光学法求得燃气温度[2]. 但在试验中， 可供热辐射光谱传播的通道经常由于局部污染而造成光谱不均匀性地减弱， 使得测得的燃气温度精度不高. 并且非接触法测温的仪器设备都比较贵重， 而且对环境条件的要求比较高， 在很多场合都不适用. 因此， 本文燃气温度测量采用的是接触式测温法. 由于火箭发动机的燃气温度高， 压力高， 速度也较快， 暴露在燃气流中的热电偶测量端容易吹弯或吹断， 因此不易取得良好的结果. 为了满足燃温测试的需要， 我们研制出了一种抗瞬间高温高压、 动态响应时间很短的温度传感器， 并将传感器采集到的信号通过信号调理器和数据采集卡进行数据处理和显示. 经过多次试验表明， 该测温传感器能够满足燃温测量的性能要求， 并且能够多次重复使用.

1 传感器结构

温度传感器主要由热电偶丝、 石棉垫、 高温无机胶、 绝缘管、 传感器保护管和压盖组成， 如图 1 所示. 试验前， 温度传感器装在发动机的测温接头内， 使热电偶测量端伸入发动机内一定深度， 再将温度传感器的输出端接入测温系统中， 温度传感器在发动机上的安放位置如图 2 所示.

图 1 测温传感器结构图Fig.1 The structure diagram of temperature sensor

1.1 热电偶选型

在测量火箭发动机地面静式试验中燃气温度时， 要求热电偶的最高测量温度高于2 000 ℃并能可靠地工作， 现有的热电偶类型如表 1 所示.

表 1 热电偶的类型和材质

从表 1 中可以看出， 最高温度超过2000℃的热电偶只有C型钨铼热电偶. 并且钨铼热电偶热电势率大， 灵敏度高， 其热电势率是S型热电偶的2倍， 是B型热电偶的3倍； 钨铼热电偶价格便宜， 仅为S型热电偶的1/10， B型热电偶的1/18[4].

综上所述， 钨铼热电偶可基本满足火箭发动机地面静式试验中燃气温度测量的基本要求， 故选用温度传感器的类型为C型钨铼热电偶.

1.2 绝缘材料和耐高温材料

使用钨铼热电偶进行测温时， 需要有良好的绝缘， 否则就会有热电势损耗而引起误差， 甚至测不出热电势差. 热电偶丝的绝缘方法可分为低温绝缘和高温绝缘两大类， 我们采用的热电偶丝的绝缘方法是高温绝缘， 即将高温绝缘材料制成小孔圆形绝缘管， 孔的大小依热电偶丝直径而定. 高温绝缘材料选用的是环氧树脂， 其具有力学性能好、 电性能好、 稳定性好等特点， 图 3 显示的就是环氧树脂高温绝缘材料.

图 3 环氧树脂高温绝缘材料Fig.3 Epoxy resin high temperature insulation material

耐高温材料是温度传感器中的关键材料， 它不仅应有良好的耐压性能， 而且还要有优良的耐高温性能， 能可靠地经受发动机内高温高压燃气的烧蚀和冲击， 本文采用的耐高温材料是以石棉垫和高温无机胶为基体的材料.

1.3 热电偶丝的保护

钨铼热电偶在高温条件下极易氧化， 寿命极短， 为了解决这一问题， 需要在热电偶上加上保护管. 热电偶外套保护管应具有下列优点： ① 提高了温度传感器的强度和刚度； ② 能够让热电偶丝固定在某一位置， 受燃温气流波动影响较小； ③ 提高了热电偶的重复使用率等[7]. 热电偶外套保护管可分为金属保护管、 非金属保护管、 金属陶瓷保护管和复合涂层保护管4大类， 它们的特点如表 2 所示.

表 2 保护管材料分类

由于固体火箭发动机点火试验瞬间产生10～20 MPa的压力和1 000～2 000 ℃的温度， 所以选用的热电偶外套保护管材料为金属材料高温不锈钢((CH30)(CH40)). 热电偶外套保护管的结构如图 4 所示， 温度传感器实物如图 5 所示.

图 4 热电偶外套保护管的结构图Fig.4 The structure diagram of thermocouple jacket protection tube

图 5 温度传感器实物图Fig.5 The physical diagram of temperature sensor

2 热电偶动态响应特性分析

2.1 热电偶动态微分方程及传递函数

图 6 为热电偶插入温度为Ti的介质中的示意图，T为热电偶测量端的温度.

图 6 热电偶插入介质中Fig.6 The diagram of thermocouple inserting medium

在不计热电偶测量端热损失的情况下， 根据热平衡原理， 可以写出热电偶测量端的热平衡方程式

或

式(1)就是热电偶的动态微分方程式.

式中：τ为时间常数，τ=mcR；Ti为介质温度；T为热电偶测量端温度；m为热电偶测量端质量；c为热电偶测量端比热容；R为介质至热电偶测量端的热阻；qi为单位时间内介质传给热电偶测量端的热量.

对式(1)取拉斯变换可求得热电偶的传递函数

2.2 热电偶动态响应特性

火箭发动机地面静式试验中燃温在极短的时间内就达到1 500 ℃左右， 这个相当于热电偶的输入信号为阶跃函数. 热电偶的阶跃响应函数为

对式(3)取拉斯反变换， 得热电偶单位阶跃响应函数

T(t)=1-e-t/τ.

由式(4)可知，τ值越小， 热电偶的动态响应越快.

又因为火箭发动机静式试验中燃气的压强较大， 所以热电偶的直径不能过小， 否则燃气会将热电偶吹断或吹弯. 最后综合考虑， 我们选取的热电偶的直径为0.5 mm.

3 测温系统

固体火箭发动机点火试验的测温系统是由测量模块、 数据采集模块和界面显示模块3大模块组成， 系统的结构框图如图 7 所示. 主要实现的功能有： ① 设置控制按钮和显示窗口， 能够实时显示温度大小并且控制采集过程； ② 以实时趋势图的形式观察温度的变化过程， 温度波形连续向前推进； ③ 可以对采集到的温度信号进行显示、 存储、 调用， 以便后续的数据分析处理和波形回放. 测温系统的上位机是用LabVIEW进行编写的， 其前面板如图 8 所示.

图 7 系统框图Fig.7 System diagram

图 8 测温系统前面板Fig.8 Front panel of test system

4 实验结果分析

测温系统搭建成功后， 进行了多次固体火箭发动机点火试验， 验证了温度传感器的耐温性能和机械强度能够满足点火试验的要求. 现将极有代表性的数据用图形方式描绘出来， 如图 9 所示. 从图 9 中可以看出， 测得的最大燃气温度在1 465 ℃左右， 温度传感器的动态响应时间为0.05 s. 图 10 是固体火箭发动机静式试验中的推力和压力的数据， 从图 10 中可以看出点火试验中， 发动机起始时间为0.28 s左右， 结束时间为1.22 s左右， 所以发动机的工作时间为0.94 s左右， 可以看出热电偶的动态响应时间完全能够满足点火试验的要求.

图 9 固体火箭发动机燃气温度-时间曲线Fig.9 Gas temperature-time curve of solid rocket motor

图 10 固体火箭发动机推压力-时间曲线Fig.10 Pressure-time curve of solid rocket motor

5 结束语

试验的结果表明， 基于钨铼热电偶的温度传感器能够满足火箭发动机地面静式试验的性能要求， 并且测温传感器能够重复使用. 本系统对于具有冲击性的燃气温度的检测具有很好的应用前景， 能较好地解决在极大压强条件下的燃气温度的检测.

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Designof Rocket Engine Temperature Sensor

LIU Huili, JIA Yunfei, ZENG Qingde, YU Yehui, YANG Yushi, GE Fangli

(College of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094， China)

In order to meet the special requirements of gas temperature measurement in the ground static of rocket engine, a new method based on tungsten rhenium thermocouple was designed. According to the characteristics of short working time, low pressure and high temperature in the experiment of rocket engine, the temperature sensor was designed from the aspects of selection of thermocouple wire, insulation material, high temperature resistant material, thermocouple protection and sensor installation. And the gas temperature is collected and displayed by the signal conditioner and data acquisition card. After multiple ignition tests, the temperature sensor has the advantages of high temperature resistance, and can meet the requirements of the ignition tests.

rocket engine; gas temperature; tungsten rhenium thermocouple; thrust agent; temperature sensor

2016-11-15

刘慧莉(1994-)， 女， 硕士生， 主要从事传感器设计与优化； 武器外弹道测试技术研究.

1671-7449(2017)04-0346-06

V433.9

A

10.3969/j.issn.1671-7449.2017.04.012