超燃冲压发动机温度及热流测量技术研究进展

金新航, 马炳和, 邱 涛, 邓进军, 罗 剑

(西北工业大学 空天微纳系统教育部重点实验室, 西安 710072)

0 引 言

超燃冲压发动机涉及高超声速空气动力学、燃烧学、高温气动热力学等多学科，复杂恶劣内部工况对测试技术提出了高要求[1-2]。

温度及热流是研究燃烧过程及热防护结构中的2个重要物理量，也是研究超燃冲压发动机传热、热负荷及热防护等的基础，定量化评估其燃烧状态、燃烧效率及相关性能的必要条件[3-4]。超燃冲压发动机内部热载荷条件极其恶劣，燃烧气流马赫数一般在2以上，气流总温可达2800K，壁面热流在0.4～5 MW/m2，普通测量手段很难适用[5]。这导致目前获取其内部温度及热流场信息的方式仍以数值仿真为主，缺乏实时、准确的瞬时高温测量手段。

本文介绍了铠装式传感器、薄膜传感器、光电测量法及辐射测量法的技术特点及典型应用，并阐述了薄膜传感器的最新研究进展。

1 温度测量

超燃冲压发动机的关键温度参数可分为内壁面温度与气流总温2种。其中内壁面温度主要用于分析发动机结构的热载荷、冷却效率，而气流总温则用于评估燃烧效率与燃烧过程等。

1.1 铠装热电偶

热电偶是最常用的高温测量手段，但未经专门封装难以承受发动机内高温、高速、强冲击的恶劣环境。通过合理设计铠装保护结构，可以提升传感器的极限耐受温度和环境适用性。

2016年，美国国家航空航天局(NASA)兰利研究中心，采用将热电偶嵌入SiC陶瓷中的方式(见图1)，研究了碳碳复合材料在超燃冲压发动机中承受的热载荷及生存性能[6]。

图1 嵌入碳碳复合材料的热电偶安装图

2012年，北京长城计量测试技术研究所研制了一种基于钨铼材料和抗氧化镀膜技术的铠装热电偶(见图2)。通过在高超飞行器发动机试车台上的实际测试，实现了对2600K温度的测量，连续工作时间8s，误差在174K以内[7]。

图2 铠装热电偶

2012年，中国航天科工集团三十一研究所也对超燃冲压发动机燃烧室出口气流总温的测量进行了研究。通过铠装热电偶实现了对其内部燃烧室总温的测量，图3即为总温传感器实测曲线，并以此为依据对燃烧效率进行了评价[8]。

图3 总温测量曲线

2009年，国防科技大学通过将多支热电偶嵌入超燃发动机壁面中，实现对燃烧场温度的分布式测量，并证明了火焰稳定器处的壁面温度相对较高[9]，测量结果如图4所示。

图4 用于分布式壁面温度测量的热电偶及测量结果

1.2 薄膜热电偶

薄膜热电偶是通过制膜工艺将热电偶直接原位沉积到被测量物体表面，其厚度仅为几微米，所以不会对被测流场产生干扰，可实现对被测物表面的高精度、瞬时温度测量[10-11]。由于薄膜热电偶自身的热惯性小，其响应速度极快(微秒量级)，可实现复杂工况下瞬时高温测量。

NASA刘易斯研究中心自1975年开始便对镍铬-镍铝(K型)薄膜热电偶开展研究，其制备的薄膜热电偶最高测量温度达到1050K，且测量误差为9K。图5即为所设计的薄膜热电偶多层膜结构[12]。

图5 薄膜热电偶多层膜结构

1.3 光电测量法

随着激光技术和耐超高温蓝宝石光纤微加工技术的发展，光电测量成为一种重要的非接触测温手段。

光电测温是通过测量不同温度及速度下气体的透射率、成分和折射率等信息，推算出超高速气流的燃烧状态和温度场。主要优点是侵入性低、对结构的破坏小，测量范围宽，一般在-50～3000℃之间等。

2005年，美国密西根大学利用光纤传感器，将不同波长的激光射入超燃冲压发动机燃烧室中并对输出光谱进行分析，从而得出高温燃气温度及气体成分等参数(见图6)。通过测量燃烧气流中水蒸气吸收谱线，分析吸收谱线与温度的定量化关系，实现对不同工况下燃烧室的气流温度的测量[13]。

图6 激光测量原理图

2011年，我国西北核技术研究所采用可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)技术对超燃冲压发动机的温度场进行了测量(见图7)。通过与西北工业大学合作，在直连式超燃冲压发动机试车台上实验，实现对2100K高温的测量[14]。

图7 TDLAS技术原理图

1.4 辐射测量法

辐射是测量火焰温度的有效方法。基于普朗克黑体辐射理论不同温度和成分的火焰拥有不同的辐射强度，可以通过测量辐射强度实现对超燃冲压发动机燃烧的相关测量[15]。上海理工大学联合西北工业大学，采用光纤光谱仪实现了对发动机燃烧火焰参数的在线测量(见图8)，获得了燃烧温度与辐射率随时间的变化规律，并以此为基础分析了不同燃烧状态下的火焰特性，测出火焰温度为1600K[16]。

图8 光纤辐射测温系统

2 热流测量

对于超燃冲压发动机而言，热流可用于评估其燃烧效率、优化热防护结构和探测流场脉动等研究，因此是极为重要的物理量。然而，超声速燃烧时急剧变化的燃烧场、几MW/m2的大热流和高温强冲刷的工作环境都对热流传感器提出了极高的要求。

2.1 铠装热流计

与铠装热电偶相比，铠装热流计的结构多样，但其基本原理仍是当有热流施加到传感器表面时，会在热障层的两端产生温度差，通过测量该温度差即可获取所测热流量的大小(见图9)。热流计的基本原理是传热学中的傅里叶定律:

(1)

式中：q为热流密度；ΔT为2等温面的温差；δ为2等温面的厚度差；λ为材料的导热系数。

图9 热流计工作原理图

2015年，NASA格林研究中心研制了一款可耐960℃高温的热流传感器，用于测量斯特灵发动机内热流量(见图10)[17]。

图10 用于斯特林发动机的热流传感器

2012年，中国科学院力学研究所研制了一款采用水冷方式的耐高温铠装热流计，有效提升了传感器的极限耐受温度和最大热流[18]。图11为所研发的铠装热流计。通过在超燃冲压发动机试验台上的实际试验验证了该种传感器的有效性，其中最高测量温度可以达到1300K，耐受的最大热流可达1.8MW/m2，实现了对燃烧室内壁面热流的有效测量。

2015年，哈尔滨工业大学采用将热电偶埋置到超燃冲压发动机壁面的方式实现对壁面热流的测量。通过建立起温度与壁面热流的本征方程，测得内壁面温度的值约为2MW/m2[19]。

图11 Gardon热流计示意图

2.2 薄膜热流计

薄膜热流计工作原理和传统热流计类似，即通过测量热障层两端的温度差，反演热流量的大小。考虑到超燃冲压发动机恶劣的工作环境，常采用耐高温材料如铂-铂铑、铂和陶瓷等作为敏感元件，并在表面上覆盖隔热层。根据测温单元结构，薄膜热流计可分为热电堆式和电桥式热流计2种形式。

热电堆式薄膜热流计采用薄膜热电偶测量温度差，通过将多对热电偶结合的方式提高输出热电势，如图12所示。其研制的主要难点是在耐高温基底上实现高精度的热电堆图形化、厚度均匀热障层的制备和对热流计的精确标定。

图12 薄膜热电堆结构图

图13 惠斯通电桥热流传感器

电桥式薄膜热流传感器是通过惠斯通电桥测热电阻的变化来测量温度差，从而推算出热流量的大小(见图13)。但需要注意的是在耐高温环境下热电阻材料的优选与成形是该传感器研制过程中的主要难点，同时，热电阻在高温环境下的灵敏度会显著降低也是要解决的技术难点之一。

2002年，NASA 格林研究中心为测量脉冲爆震发动机(PDE)内壁热流设计制作了单面的惠斯通电桥式薄膜热流计，响应时间常数达到7μs，响应频率达到23kHz，图14即为所设计的电桥式单面薄膜热流计[20]。

图14 电桥式薄膜热流传感器

2.3 基于薄膜传感器的平板法

将薄膜传感器嵌入平板与高温来流接触的一侧，以获取瞬时壁面温度，并结合基于一维半无限大平板传热理论的Cook-Felderman 模型，可推算出有效的壁面热流值。其对应的边界条件为:

(2)

式中：κ，ρ，c分别为薄膜传感器基底材料的热导率，密度和比热容。对以上传热方程求解，可以推算出壁面热流与温度的关系式如下：

(3)

对该关系式进一步求解与化简，即为Cook-Felderman模型[21-22]：

(4)

式中：qs(τ)和Ts(τ)分别为在τ时刻的瞬时壁面热流与温度值。

2009年，密西西根大学通过将薄膜温度传感器与热图法相结合，推算出超高声速飞行器在马赫数为11飞行数下表面热流分布情况，如图15所示[23]。

2015年，西北工业大学通过将薄膜传感器嵌入平板表面测量出瞬时壁温，并结合以上的传热模型推算出壁面热流[24]。结果如图16所示，其中Ug为流速，Tg-Ts为瞬时温度差，qC-F为基于Cook-Felderman模型所推算出的热流值，qQs-COR为基于准定常理论计算出的理论值，其中热流推算值与理论值符合度较高。

图16 在振荡流场中的壁面热流、流速与温度差对比曲线

2.4 红外与辐射法

随着红外热成像技术的不断进步，也出现了辐射及红外测量方式的热流测量。2007年，意大利那不勒斯大学的研究人员研发一种红外扫描测量辐射计实现对马赫数为6高速气流的热测量[25]。北京航空航天大学也研究了一种可用于表面热流分布式红外测试方法的可行性[26]。但辐射测量法在热流密度测试中还存在系统复杂程度高和难以实现实时、在线测量等特点，因此，还需要进一步展开研究。

3 薄膜传感器研究进展

铠装传感器体积大、响应速度慢，很难在不影响流场、不破坏被测结构的情况下进行快速、准确测量。薄膜型传感器有测点精密、响应快和流场影响小特点。

如上所述，铠装热电偶体积较大、响应时间长，光电及辐射测量法的测试系统较为复杂，且有时容易受测试环境影响。薄膜传感器在高温温度及热流的实时、原位测量方面有其优势。从20世纪60年代至今，薄膜传感器得到了研究人员的持续关注。

20世纪90年代，NASA为了验证薄膜热电偶在高温瞬时温度测量领域的可行性，将其置于采用火箭发动机模拟的恶劣极端环境下。薄膜热电偶材料PT13Rh/Pt(见图17)，基底材料为超合金、陶瓷、陶瓷复合材料和金属间化合物等，其最高测量温度达1000℃，可承受0.1到 2MW/m2的热流变化[27]。

1993年，Lewis研究中心进行推进系统热流测量研究，在Al2O3基底上制备出以SiO2薄膜为热阻层、Pt和Pt/Rh为感应电极的热流计，测试温度可达1000℃，其制备出的薄膜热流计如图18所示[28]。

图17 S型薄膜热电偶

图18 Lewis中心研制的薄膜热流计

随着新型材料的不断出现，耐高温陶瓷被广泛地应用于高温恶劣环境中。相比于传统金属材料，陶瓷拥有极小的电迁移率，更高的熔点，更强的抗氧化性能和在恶劣环境下稳定的化学结构。同时，由于陶瓷材料的Seebeck系数较大，其灵敏度也更高。

基于以上优点，NASA刘易斯中心于1998年就开始了对陶瓷薄膜热电偶的探索工作，所选用的功能层材料如图19所示，为TiC/TaC[29]。

图19 TiC/TaC型陶瓷薄膜热电偶

2005年，罗德岛大学与NASA格林研究中心合作开展了对ITO薄膜热电偶的相关研究工作，并持续研究至今。2010年罗德岛大学深入研究了ITO-Pt的薄膜热电偶，实现了对 1250℃高温的稳定测量，并拥有良好的复现性和较大的Seebeck系数，在1250℃时输出电压可达60mV[30-31]。

2009年，Glenn研究中心针对未来航空航天未来陶瓷基复合材料高温部件热流的测量需求，开展了SiC基底制备耐高温薄膜热流计的研究。热电极材料为耐高温的NiCrAlY和ITO，制备出的薄膜热流计如图20所示。在热板上进行小热流测试，温度达到500℃[32]。

2015年，美国空军研究中心研制了一款薄膜热流计用于测量超燃冲压发动机壁面热流，并在燃烧气流速度马赫数为5的工况下，实现对最大热流达1.5 MW/m2的壁面热流测量[33]。图21即为该薄膜传感器的结构图。

图20 Glenn中心研制的薄膜热流计

图21 用于超燃冲压发动机壁面测试的薄膜热流计

近些年，我国对薄膜热电偶也开展了大量研究。西北工业大学于2014年和2015年分别研发一种基于SiC陶瓷的K型薄膜热电偶和基于Al2O3陶瓷的ITO薄膜热电偶[34-35]。最高测量温度可达1300℃，并可持续工作10h。通过在如图22所示的曲面结构上制备出ITO薄膜热电偶，实现了对发动机壁面温度的原位测量。

图22 In2O3:ITO 90/10型陶瓷薄膜热电偶

通过对比其燃烧时序，获得了超燃冲压发动机在不同工况下温度场的实时温度数据(见图23)。

我国对薄膜热流计也开展了研究，并在航空航天领域进行了实验验证。例如，中国科学院力学研究所于2008年制备了如图24所示的同轴式薄膜热电偶，用于测量高超声速激波风洞中的传热过程。该激波风洞利用双向爆轰产生马赫数为6.2、总压为2MPa、总温为3200K的流场，实验时间为17ms。通过传感器测量脉冲激波温度变化过程，通过传热模型计算出热流大小[36]。

图23 超燃冲压发动机内壁面温度

图24 电桥式薄膜热流传感器

4 结 论

针对超燃冲压发动机瞬时高温及热流的测量需求，光电及辐射非接触式测量不破坏燃烧流场，但是测试系统较为复杂，安装调试比较困难。铠装传感器提升传感器生存性能的同时，也一定程度上牺牲了测量准确性与响应时间。

随着薄膜传感器研制水平的不断提升，耐高温薄膜热电偶及热流计受到广泛关注，在超燃冲压发动机为代表的航空航天高温瞬时精密测试领域有重要应用潜力，并有望作为实时在线测量技术，支持发动机的故障预测与健康管理(PHM)。

致谢:项目得到预研领域基金重点项目(6140923020316HK03001)、国家重点基础研究发展计划资助项目(2015CB057400)、国家重大科学仪器设备开发专项资助项目(2013YQ040911)支持，在此表示感谢。

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