許 琳，王 高，呂國義，蔡 靜，楊永軍，王曉良，曾行昌，王仲杰

(1.中北大學(xué) 信息與通信工程學(xué)院，山西 太原 030051； 2.北京長城計量測試技術(shù)研究所，北京 100095；3.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，遼寧 沈陽 110015； 4.中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

0 引 言

現(xiàn)代航空發(fā)動機測試技術(shù)是發(fā)動機推進(jìn)技術(shù)的重要支撐，也是整個發(fā)動機預(yù)研試驗研究和工程發(fā)展階段的重要環(huán)節(jié)[1].燃燒室出口溫度對航空發(fā)動機來說至關(guān)重要，獲得準(zhǔn)確的溫度數(shù)據(jù)可以延長發(fā)動機的使用時間并且提高各部件的性能[2].為使發(fā)動機能夠快速推進(jìn)發(fā)展，必須尋找一種可靠高效的溫度測量方法.目前，航空發(fā)動機燃燒室出口溫度的測量主要采用接觸式測溫和非接觸式測溫兩大類[3].最常用的有熱電偶和輻射測溫儀，熱電偶靈敏度高，精確度也高，但很難滿足長時間高溫連續(xù)測量的要求； 輻射測溫儀在測量過程中受環(huán)境影響比較大，發(fā)射率的改變會導(dǎo)致測量誤差增大.為了滿足長時間精確測量的要求，迫切需要探索新的高溫測量手段.超聲測溫技術(shù)具有測溫范圍廣、 精度高、 響應(yīng)快、 穩(wěn)定性好等優(yōu)點，主要應(yīng)用在一些常規(guī)測溫方法不能適用的特殊場合，如高溫及強輻射條件核反應(yīng)堆、 環(huán)境惡劣的熱爐以及等離子體室等高溫測量中[4,5].近年來，各國學(xué)者對于超聲波測溫技術(shù)的研究已經(jīng)很深入，美國的 SEI公司將研制的Biolerwatch系列聲學(xué)溫度計用于測量大型火力發(fā)電廠中鍋爐內(nèi)部溫度場的分布情況，溫度測量范圍為300～2 700 ℃.英國的CODEL公司生產(chǎn)的聲學(xué)測溫裝置，通過在待測溫區(qū)表面大量布置傳感器可實現(xiàn)大型煙氣管道中某一截面氣體溫度的實時測量[6].超聲測溫的這些特點使它成為航空發(fā)動機燃燒室測溫的極佳選擇，也是當(dāng)前高溫測量領(lǐng)域的研究熱點.

1 超聲測溫原理

超聲測溫作為一種新型的測溫技術(shù)，是基于超聲波在介質(zhì)中的傳播速度與介質(zhì)溫度有關(guān)的原理實現(xiàn)的[7].超聲波在固體材料中傳播時，聲速會隨著材料溫度的升高逐漸減小，二者有較好的單值函數(shù)關(guān)系.聲速可以通過直接測量聲波在被測介質(zhì)中的傳播速度獲得，也可以通過測量放在被測介質(zhì)中材料的聲波傳播速度來獲得，本文采用第二種方式測溫，即通過測量聲波在放在被測介質(zhì)中傳感器的速度來推算被測介質(zhì)的溫度.超聲波在固體中的傳播速度為[8]

(1)

式中：E為固體材料的彈性模量；ρ為固體材料的密度，材料的彈性模量和密度都與溫度有函數(shù)對應(yīng)關(guān)系，因此由式(1)可得到溫度與聲速的對應(yīng)關(guān)系.

根據(jù)溫度與超聲波速度的對應(yīng)關(guān)系，可以計算出不同聲速下介質(zhì)的溫度[9].

2 超聲測溫傳感器設(shè)計

超聲測溫系統(tǒng)如圖 1 所示，主要包含超聲導(dǎo)波測溫儀、 超聲換能器和傳感器三部分.超聲導(dǎo)波測溫儀可以激發(fā)并回收電信號以及實現(xiàn)數(shù)據(jù)的采集和存儲.超聲換能器可以實現(xiàn)電信號與超聲信號的雙向轉(zhuǎn)換[10].本文主要介紹傳感器的設(shè)計部分.

圖 1 超聲測溫系統(tǒng)Fig.1 Ultrasonic temperature measurement system

超聲波在介質(zhì)中傳播遇到截面和端面會發(fā)生反射，如果在距離端面確定的位置人工設(shè)計一個節(jié)點，那么超聲波在節(jié)點處反射的回波和在端面處反射的回波將有一定的時差，如圖 1 所示.若截面到端面的距離以及接收端接收兩個反射波的時差已知，便可計算獲得超聲波在不同溫度介質(zhì)中傳播的速度，即

(2)

根據(jù)溫度與超聲波速度的對應(yīng)關(guān)系，可以計算出不同聲速下介質(zhì)的溫度.

2.1 傳感器材料

傳感器的材料決定了所能測得溫度的范圍及精度.制作超聲測溫傳感器所選用的材料需要具有良好的傳聲性能且對溫度敏感[11].如今的航空發(fā)動機燃燒室溫度可超過2 000 K，因此材料必須具有足夠高的熔點，且在超高溫環(huán)境下具有穩(wěn)定的物理和化學(xué)特性.首先考慮用難熔金屬如銥、 錸、 銠、 鎢等以及它們的合金或高熔點晶體材料制作超聲測溫傳感器[12].在實際測量環(huán)境中需要將傳感器敏感元件部分探入燃?xì)夤艿乐校瑸榱俗屆舾性c高溫氣流場充分接觸以進(jìn)行熱傳導(dǎo)，敏感元件放置方向應(yīng)與氣流方向平行，在這過程中晶體材料容易折斷，這就限制了傳感器材料的選擇.金屬材料相對于晶體材料具有良好的延展性與可塑性，能夠更容易地探入管道中進(jìn)行測量，故一般采用金屬或金屬合金制作傳感器.難熔金屬在高溫環(huán)境下大都容易氧化，如金屬鎢、 錸等.制作成的傳感器必須在真空或惰性氣體保護(hù)的環(huán)境下使用，而燃?xì)夤艿纼?nèi)氣體成分復(fù)雜，無法達(dá)到鎢、 錸等金屬對應(yīng)用環(huán)境的要求.在元素周期表中還有銥、 銠等鉑系金屬既有高熔點，同時具備不易氧化的特點.銥的熔點是2 410 ℃，但在600 ℃會發(fā)生氧化，體現(xiàn)在材料重量會增加.但在1 000 ℃以上的高溫下其氧化物又會揮發(fā)，材料重量反而下降[13].銠含量的增加會使這種失重現(xiàn)象減小，大幅提高了銥的耐高溫上限.當(dāng)銠含量在40%時，銥銠合金的楊氏模量處于最低點，依據(jù)式(1)此時聲速有利于測量.同時銥銠合金具備良好的傳聲特性，并且對溫度很敏感.所以銥銠合金比純銥更適合做傳感器材料.

2.2 敏感元件尺寸設(shè)計

超聲波在不同介質(zhì)的界面處以及傳輸路徑的變截面處傳播時，都會有反射以及透射現(xiàn)象.反射系數(shù)以及透射系數(shù)主要由超聲波的阻抗決定，若想獲得理想的反射波信號，需要使超聲波在變截面處的反射系數(shù)和透射系數(shù)與聲波阻抗相匹配.聲導(dǎo)波阻抗公式為

Z=ρcA,

(3)

式中：ρ為材料的密度；c為超聲波速度；A為波導(dǎo)材料的橫截面積.已知波導(dǎo)材料的直徑d，可計算出橫截面積A.

(4)

傳感器的反射系數(shù)R、 透射系數(shù)T分別為

(5)

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式中：Z1為凹槽前的聲波阻抗；Z2為凹槽處的聲波阻抗.

根據(jù)以上公式可以得到反射系數(shù)、 透射系數(shù)與敏感元件直徑的關(guān)系，即

(7)

(8)

由式(7)可以推出反射系數(shù)與波導(dǎo)材料直徑的關(guān)系，即

(9)

經(jīng)過計算，取直徑為0.5 mm的銥銠絲作為傳感器敏感元件.

為了使端面和截面處的兩個反射波在接收端不發(fā)生混疊，需要設(shè)計合適的反射間距，即凹槽到端面的距離.由圖 1 可知，凹槽與端面的距離L和超聲脈沖激勵時間t1應(yīng)該滿足以下關(guān)系

(10)

為了獲取良好的反射信號，在距離端面28 mm 處人工刻制一個凹槽.傳感器各項參數(shù)如表 1 所示.

表 1 傳感器參數(shù)

3 傳感器校準(zhǔn)實驗及結(jié)果

傳感器制作完成后，首先要在實驗室中進(jìn)行校準(zhǔn)實驗.校準(zhǔn)實驗系統(tǒng)圖如圖 2 所示，包括超聲導(dǎo)波測溫儀、 超聲換能器、 銥銠合金超聲測溫傳感器和一臺可加熱到1 600 ℃的高溫爐.按圖中順序?qū)嶒炑b置連接，其中傳感器帶有凹槽的一端伸入高溫爐的中心區(qū)域.溫度每升高 100 ℃，超聲導(dǎo)波測溫儀采集一次數(shù)據(jù).超聲換能器的頻率對于信號采集有重要影響，在符合頻散的范圍內(nèi)，超聲換能器頻率越小，采集的信號越不易衰減，精度高，容易分辨.但根據(jù)信號與系統(tǒng)的原理，頻率降低，信號波形的包絡(luò)會變寬，甚至出現(xiàn)信號混疊現(xiàn)象，這對于后期數(shù)據(jù)處理造成麻煩.綜合考慮，選擇頻率為1 MHz的超聲換能器.

圖 2 校準(zhǔn)實驗系統(tǒng)圖Fig.2 Calibration experiment system

圖 3 為第一次校準(zhǔn)實驗過程中4個不同溫度點的波形，溫度分別為400，800，1 200和1 600 ℃.從圖中可以明顯看出，400 ℃時兩個反射波之間的傳輸時差為11.51 μs，隨著溫度的升高，截面波和端面波的傳輸時差逐漸增大.當(dāng)溫度上升到1 600 ℃時，時差增大到14.03 μs.

圖 3 不同溫度下的波形圖Fig.3 Waveforms at different temperatures

為了獲得準(zhǔn)確的聲速與溫度的對應(yīng)關(guān)系，實驗選用的是100 MHz的采集卡，標(biāo)定實驗共進(jìn)行5次，實驗結(jié)果如圖 4 所示.提供高溫環(huán)境的爐腔內(nèi)溫度梯度分布不大于10 ℃，傳感器凹槽所在的位置溫度梯度分布不大于2 ℃.因此，可忽略環(huán)境噪聲對時差的影響.從圖 4 中可以看出，隨著溫度的升高，聲速明顯減小，且溫度越高，減小速度越快.5次實驗獲得的聲速與溫度的關(guān)系具有良好的穩(wěn)定性與重復(fù)性，為傳感器的實際應(yīng)用提供了理論基礎(chǔ).

圖 4 溫度-時差曲線圖Fig.4 Temperature-delay time curve

4 實際應(yīng)用及測試結(jié)果

4.1 測試過程

沈陽航空航天大學(xué)已成功搭建某型號發(fā)動機主燃燒室部分的測試實驗臺，系統(tǒng)可以穩(wěn)定在 1 200 ℃ 溫度下長時間運行，燃燒室進(jìn)口最大空氣量可達(dá)0.4 kg/s，基本能真實模擬燃燒室出口的測試環(huán)境，該實驗臺主要由燃燒室、 加速噴管、 測試段等部分構(gòu)成[14]，本實驗在測試段完成.

模擬航空發(fā)動機燃燒室燃?xì)夤艿罍囟葴y量接口如圖 5 所示，測溫系統(tǒng)如圖 6 所示.超聲測溫系統(tǒng)由超聲導(dǎo)波測溫儀、 銥銠合金傳感器、 金屬保護(hù)鞘構(gòu)成.為了獲得準(zhǔn)確的溫度數(shù)據(jù)，需要傳感器與燃?xì)鉁囟葓龀浞纸佑|，且要避免高溫高速燃?xì)鈱鞲衅鞯膿p傷.因此設(shè)計如圖 7 所示的金屬保護(hù)鞘.開始實驗前，先將封裝好的傳感器和熱電偶固定在燃?xì)夤艿澜涌谔?，銥銠超聲溫度傳感器和熱電偶的安裝位置如圖 8 所示.將超聲導(dǎo)波測溫儀設(shè)置成連續(xù)采集模式，采集時間為30 min.實驗臺做好點火準(zhǔn)備工作后，超聲導(dǎo)波測溫儀對管道內(nèi)燃?xì)鉁囟冗M(jìn)行采集并存儲.

圖 5 溫度測量接口示意圖Fig.5 Temperature measurement interface

圖 6 測溫系統(tǒng)示意圖Fig.6 Temperature measurement system

圖 7 傳感器實物圖Fig.7 Photograph of sensor

圖 8 傳感器安裝位置Fig.8 Sensor installation location

4.2 測試結(jié)果

銥銠合金超聲測溫傳感器和雙鉑銠熱電偶測得的航空發(fā)動機燃燒室出口溫度如圖 9 和圖 10 所示.兩種測溫方式所測得的溫度-時間曲線趨勢基本吻合.實驗采集時長為1 800 s，實驗臺開始點火后，溫度迅速上升至1 200 ℃ 左右并保持穩(wěn)定.從銥銠合金超聲測溫傳感器測得的溫度-時間曲線可以看出，實驗過程中有兩次升溫，第一次溫度最高上升至1 375 ℃，第二次溫度最高上升至 1 490 ℃.表 2 為實驗過程中兩種測溫方式在 1 200 ℃ 穩(wěn)定階段和兩次溫度升至最高點時的數(shù)據(jù)對比.由于燃燒場溫度本身具有不均勻性，且銥銠合金超聲測溫傳感器和熱電偶安裝的位置不能完全重合，各時間點測得的溫度有不大于50 ℃的差異，銥銠合金超聲測溫傳感器的準(zhǔn)確度高達(dá)97%.

圖 9 銥銠合金超聲測溫傳感器實驗結(jié)果Fig.9 Experimental results of the iridium ultrasonic temperature sensor

圖 10 熱電偶實驗結(jié)果Fig.10 Experimental results of platinum rhodium thermocouple

時間/s200431993超聲測溫傳感器/℃1 2441 3751 490雙鉑銠熱電偶/℃1 2101 3631 527

5 結(jié) 論

為解決航空發(fā)動機燃燒室溫度的測量問題，依據(jù)超聲測溫原理，選取銥銠合金作為波導(dǎo)材料，制作了超聲測溫傳感器.在 1 600 ℃ 高溫爐內(nèi)對傳感器進(jìn)行多次重復(fù)校準(zhǔn)實驗，獲得不同溫度下的聲速.設(shè)計了應(yīng)用于模擬航空發(fā)動機燃燒室的封裝結(jié)構(gòu)，將銥銠合金超聲測溫傳感器應(yīng)用在燃燒室溫度測量中，測得溫度-時間曲線.將銥銠合金超聲測溫傳感器測得的溫度數(shù)據(jù)與雙鉑銠熱電偶測得的溫度數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析.測試結(jié)果表明，銥銠合金超聲測溫傳感器可以對高溫高速環(huán)境下燃燒室出口溫度進(jìn)行長時間測量，且測量準(zhǔn)確度高達(dá)97%.解決了熱電偶不能長時間高溫連續(xù)測量和輻射式測溫受環(huán)境因素影響較大的問題，為航空發(fā)動機燃燒室溫度的測量提供了一種新手段.