劉慧莉， 賈云飛， 曾慶徳， 余業(yè)輝， 楊雨詩， 葛方麗

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院， 江蘇 南京 210094)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃溫測試傳感器設(shè)計(jì)

劉慧莉， 賈云飛， 曾慶徳， 余業(yè)輝， 楊雨詩， 葛方麗

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院， 江蘇 南京 210094)

針對火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面靜式試驗(yàn)中燃?xì)鉁囟葴y量的特殊要求， 設(shè)計(jì)出了一種基于鎢錸熱電偶的測溫方法. 根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)中工作時(shí)間短、 壓強(qiáng)小、 溫度高等特性， 分別從熱電偶絲的選型、 絕緣材料、 耐高溫材料、 熱電偶的保護(hù)和傳感器的安裝方式等方面設(shè)計(jì)溫度傳感器， 并利用信號調(diào)理器和數(shù)據(jù)采集卡對燃?xì)鉁囟冗M(jìn)行采集和顯示. 經(jīng)過多次點(diǎn)火試驗(yàn)表明， 該溫度傳感器具有很好的抗高壓和抗高溫特性， 能夠滿足點(diǎn)火試驗(yàn)的要求.

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)； 燃?xì)鉁囟龋?鎢錸熱電偶； 推力劑； 溫度傳感器

0 引 言

推進(jìn)劑燃燒溫度是推進(jìn)劑配方及其工程軍事應(yīng)用中的重要能量參數(shù)， 溫度的改變會(huì)對推進(jìn)劑的燃速產(chǎn)生影響， 進(jìn)而引起內(nèi)彈道特性的變化. 因而， 作為發(fā)射前戰(zhàn)術(shù)火箭等各類武器的發(fā)射諸元之一， 對其命中目標(biāo)的精度有很大影響[1].

目前， 燃?xì)鉁囟鹊臏y量方法可分為兩大類： 接觸式測溫法和非接觸式測溫法. 非接觸法測溫是利用高溫火焰的輻射特性， 通過光學(xué)法求得燃?xì)鉁囟萚2]. 但在試驗(yàn)中， 可供熱輻射光譜傳播的通道經(jīng)常由于局部污染而造成光譜不均勻性地減弱， 使得測得的燃?xì)鉁囟染炔桓? 并且非接觸法測溫的儀器設(shè)備都比較貴重， 而且對環(huán)境條件的要求比較高， 在很多場合都不適用. 因此， 本文燃?xì)鉁囟葴y量采用的是接觸式測溫法. 由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)鉁囟雀撸?壓力高， 速度也較快， 暴露在燃?xì)饬髦械臒犭娕紲y量端容易吹彎或吹斷， 因此不易取得良好的結(jié)果. 為了滿足燃溫測試的需要， 我們研制出了一種抗瞬間高溫高壓、 動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間很短的溫度傳感器， 并將傳感器采集到的信號通過信號調(diào)理器和數(shù)據(jù)采集卡進(jìn)行數(shù)據(jù)處理和顯示. 經(jīng)過多次試驗(yàn)表明， 該測溫傳感器能夠滿足燃溫測量的性能要求， 并且能夠多次重復(fù)使用.

1 傳感器結(jié)構(gòu)

溫度傳感器主要由熱電偶絲、 石棉墊、 高溫?zé)o機(jī)膠、 絕緣管、 傳感器保護(hù)管和壓蓋組成， 如圖 1 所示. 試驗(yàn)前， 溫度傳感器裝在發(fā)動(dòng)機(jī)的測溫接頭內(nèi)， 使熱電偶測量端伸入發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)一定深度， 再將溫度傳感器的輸出端接入測溫系統(tǒng)中， 溫度傳感器在發(fā)動(dòng)機(jī)上的安放位置如圖 2 所示.

圖 1 測溫傳感器結(jié)構(gòu)圖Fig.1 The structure diagram of temperature sensor

1.1 熱電偶選型

在測量火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面靜式試驗(yàn)中燃?xì)鉁囟葧r(shí)， 要求熱電偶的最高測量溫度高于2 000 ℃并能可靠地工作， 現(xiàn)有的熱電偶類型如表 1 所示.

表 1 熱電偶的類型和材質(zhì)

從表 1 中可以看出， 最高溫度超過2000℃的熱電偶只有C型鎢錸熱電偶. 并且鎢錸熱電偶熱電勢率大， 靈敏度高， 其熱電勢率是S型熱電偶的2倍， 是B型熱電偶的3倍； 鎢錸熱電偶價(jià)格便宜， 僅為S型熱電偶的1/10， B型熱電偶的1/18[4].

綜上所述， 鎢錸熱電偶可基本滿足火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面靜式試驗(yàn)中燃?xì)鉁囟葴y量的基本要求， 故選用溫度傳感器的類型為C型鎢錸熱電偶.

1.2 絕緣材料和耐高溫材料

使用鎢錸熱電偶進(jìn)行測溫時(shí)， 需要有良好的絕緣， 否則就會(huì)有熱電勢損耗而引起誤差， 甚至測不出熱電勢差. 熱電偶絲的絕緣方法可分為低溫絕緣和高溫絕緣兩大類， 我們采用的熱電偶絲的絕緣方法是高溫絕緣， 即將高溫絕緣材料制成小孔圓形絕緣管， 孔的大小依熱電偶絲直徑而定. 高溫絕緣材料選用的是環(huán)氧樹脂， 其具有力學(xué)性能好、 電性能好、 穩(wěn)定性好等特點(diǎn)， 圖 3 顯示的就是環(huán)氧樹脂高溫絕緣材料.

圖 3 環(huán)氧樹脂高溫絕緣材料Fig.3 Epoxy resin high temperature insulation material

耐高溫材料是溫度傳感器中的關(guān)鍵材料， 它不僅應(yīng)有良好的耐壓性能， 而且還要有優(yōu)良的耐高溫性能， 能可靠地經(jīng)受發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)高溫高壓燃?xì)獾臒g和沖擊， 本文采用的耐高溫材料是以石棉墊和高溫?zé)o機(jī)膠為基體的材料.

1.3 熱電偶絲的保護(hù)

鎢錸熱電偶在高溫條件下極易氧化， 壽命極短， 為了解決這一問題， 需要在熱電偶上加上保護(hù)管. 熱電偶外套保護(hù)管應(yīng)具有下列優(yōu)點(diǎn)： ① 提高了溫度傳感器的強(qiáng)度和剛度； ② 能夠讓熱電偶絲固定在某一位置， 受燃溫氣流波動(dòng)影響較??； ③ 提高了熱電偶的重復(fù)使用率等[7]. 熱電偶外套保護(hù)管可分為金屬保護(hù)管、 非金屬保護(hù)管、 金屬陶瓷保護(hù)管和復(fù)合涂層保護(hù)管4大類， 它們的特點(diǎn)如表 2 所示.

表 2 保護(hù)管材料分類

由于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)瞬間產(chǎn)生10～20 MPa的壓力和1 000～2 000 ℃的溫度， 所以選用的熱電偶外套保護(hù)管材料為金屬材料高溫不銹鋼((CH30)(CH40)). 熱電偶外套保護(hù)管的結(jié)構(gòu)如圖 4 所示， 溫度傳感器實(shí)物如圖 5 所示.

圖 4 熱電偶外套保護(hù)管的結(jié)構(gòu)圖Fig.4 The structure diagram of thermocouple jacket protection tube

圖 5 溫度傳感器實(shí)物圖Fig.5 The physical diagram of temperature sensor

2 熱電偶動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性分析

2.1 熱電偶動(dòng)態(tài)微分方程及傳遞函數(shù)

圖 6 為熱電偶插入溫度為Ti的介質(zhì)中的示意圖，T為熱電偶測量端的溫度.

圖 6 熱電偶插入介質(zhì)中Fig.6 The diagram of thermocouple inserting medium

在不計(jì)熱電偶測量端熱損失的情況下， 根據(jù)熱平衡原理， 可以寫出熱電偶測量端的熱平衡方程式

或

式(1)就是熱電偶的動(dòng)態(tài)微分方程式.

式中：τ為時(shí)間常數(shù)，τ=mcR；Ti為介質(zhì)溫度；T為熱電偶測量端溫度；m為熱電偶測量端質(zhì)量；c為熱電偶測量端比熱容；R為介質(zhì)至熱電偶測量端的熱阻；qi為單位時(shí)間內(nèi)介質(zhì)傳給熱電偶測量端的熱量.

對式(1)取拉斯變換可求得熱電偶的傳遞函數(shù)

2.2 熱電偶動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面靜式試驗(yàn)中燃溫在極短的時(shí)間內(nèi)就達(dá)到1 500 ℃左右， 這個(gè)相當(dāng)于熱電偶的輸入信號為階躍函數(shù). 熱電偶的階躍響應(yīng)函數(shù)為

對式(3)取拉斯反變換， 得熱電偶單位階躍響應(yīng)函數(shù)

T(t)=1-e-t/τ.

由式(4)可知，τ值越小， 熱電偶的動(dòng)態(tài)響應(yīng)越快.

又因?yàn)榛鸺l(fā)動(dòng)機(jī)靜式試驗(yàn)中燃?xì)獾膲簭?qiáng)較大， 所以熱電偶的直徑不能過小， 否則燃?xì)鈺?huì)將熱電偶吹斷或吹彎. 最后綜合考慮， 我們選取的熱電偶的直徑為0.5 mm.

3 測溫系統(tǒng)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)的測溫系統(tǒng)是由測量模塊、 數(shù)據(jù)采集模塊和界面顯示模塊3大模塊組成， 系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)框圖如圖 7 所示. 主要實(shí)現(xiàn)的功能有： ① 設(shè)置控制按鈕和顯示窗口， 能夠?qū)崟r(shí)顯示溫度大小并且控制采集過程； ② 以實(shí)時(shí)趨勢圖的形式觀察溫度的變化過程， 溫度波形連續(xù)向前推進(jìn)； ③ 可以對采集到的溫度信號進(jìn)行顯示、 存儲(chǔ)、 調(diào)用， 以便后續(xù)的數(shù)據(jù)分析處理和波形回放. 測溫系統(tǒng)的上位機(jī)是用LabVIEW進(jìn)行編寫的， 其前面板如圖 8 所示.

圖 7 系統(tǒng)框圖Fig.7 System diagram

圖 8 測溫系統(tǒng)前面板Fig.8 Front panel of test system

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

測溫系統(tǒng)搭建成功后， 進(jìn)行了多次固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)， 驗(yàn)證了溫度傳感器的耐溫性能和機(jī)械強(qiáng)度能夠滿足點(diǎn)火試驗(yàn)的要求. 現(xiàn)將極有代表性的數(shù)據(jù)用圖形方式描繪出來， 如圖 9 所示. 從圖 9 中可以看出， 測得的最大燃?xì)鉁囟仍? 465 ℃左右， 溫度傳感器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間為0.05 s. 圖 10 是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)靜式試驗(yàn)中的推力和壓力的數(shù)據(jù)， 從圖 10 中可以看出點(diǎn)火試驗(yàn)中， 發(fā)動(dòng)機(jī)起始時(shí)間為0.28 s左右， 結(jié)束時(shí)間為1.22 s左右， 所以發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間為0.94 s左右， 可以看出熱電偶的動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間完全能夠滿足點(diǎn)火試驗(yàn)的要求.

圖 9 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁囟?時(shí)間曲線Fig.9 Gas temperature-time curve of solid rocket motor

圖 10 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推壓力-時(shí)間曲線Fig.10 Pressure-time curve of solid rocket motor

5 結(jié)束語

試驗(yàn)的結(jié)果表明， 基于鎢錸熱電偶的溫度傳感器能夠滿足火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面靜式試驗(yàn)的性能要求， 并且測溫傳感器能夠重復(fù)使用. 本系統(tǒng)對于具有沖擊性的燃?xì)鉁囟鹊臋z測具有很好的應(yīng)用前景， 能較好地解決在極大壓強(qiáng)條件下的燃?xì)鉁囟鹊臋z測.

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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

劉慧莉(1994-)， 女， 碩士生， 主要從事傳感器設(shè)計(jì)與優(yōu)化； 武器外彈道測試技術(shù)研究.

1671-7449(2017)04-0346-06

V433.9

A

10.3969/j.issn.1671-7449.2017.04.012