高超音速氣流總溫傳感器設計

賈博 王淵 楊曉斌 中國飛行試驗研究院測控設備研究所

作為先進飛行器研制國家，美國近半個世紀以來致力于高超聲速和隱身飛行器的發(fā)展，對我國傳統(tǒng)防御體系帶來嚴峻挑戰(zhàn)，發(fā)展高超音速飛行器成為我國急迫和緊要的國防需求。這類飛行器的主要特點是高超音速飛行，氣動加熱使飛行器處于高溫高速環(huán)境下，機體的防熱結構強度成為影響飛行安全的主要因素，這就需要準確測量氣流總溫，為機體熱強度設計提供必需的設計參數。

高超音速氣流總溫能達到1500℃以上，耐高溫的氣流總溫傳感器在我國現階段還是空白，國外同類產品對我國又實行技術封鎖。因此，需要從溫度測量原理上分析研究，探索適用于機載的高超溫氣流溫度測量方法，研制高超音速氣流總溫傳感器。

1 氣流總溫測量方法分析

1.1 溫度測量方法

溫度是表征物體冷熱程度的物理量，常用的測量方法有接觸式和非接觸式兩種。接觸式測量是利用熱平衡原理，通過測溫元件與被測介質接觸并進行熱交換，使測溫元件本身達到與被測介質相同溫度方法測量溫度。接觸式測溫范圍:-200℃～2300℃，這種測量方法，測溫準確度較高，但存在測溫延遲現象。

非接觸式利用物體的熱輻射能隨溫度變化的原理測定物體溫度，特點是不與被測物體接觸，熱慣性小，熱響應速度快。非接觸式測溫范圍可以達到3000℃以上，但測溫精度受到物體發(fā)射率、測量距離、水汽等外界因素影響，其測量誤差較大。

本文研究的目的為是研制滿足機載需要的高超音速氣流總溫傳感器，測量對象是總溫達到1000℃以上的高超音速氣流。根據國內現有技術能力，只能采用接觸式測溫方法，研制適用于機載的高超音速氣流總溫傳感器。

1.2 高速氣流總溫測量方法分析

在高速氣流的溫度測量中，測溫元件對氣流的阻滯作用引起大氣靜溫與動溫之間能量轉換，得到氣流阻滯溫度即大氣總溫。由空氣動力學原理知，在絕熱狀態(tài)下，大氣靜溫與大氣總溫之間關系式（1）。

式中:

由關系式（1）可知，氣流總溫與氣流馬赫數成函數關系。飛行器在高超音速飛行時，飛行器與氣流相遇的前緣將產生脫體激波，激波厚度為微米級量值，氣流通過激波的時間極短，所產生的熱量來不及向外界傳遞，通常認為氣流通過激波是一個絕熱過程，即激波前后氣流總溫保持不變。由普朗特激波公式可知，超音速氣流在穿過激波之后速度降為亞音速，這樣就將超音速氣流總溫測量轉化成亞音速氣流總溫測量，不同之處是氣流在穿過激波之后，氣流動能的大部分被轉化成熱能，氣流已變?yōu)楦邷貧饬鳌?/p>

在實際氣流總溫測量過程中，測溫元件與被測氣流之間進行熱量交換，當熱交換達到平衡狀態(tài)時，測溫元件自身溫度達到一個穩(wěn)定狀態(tài)，這時測溫元件測取的是氣流有效溫度，有效溫度與氣流實際總溫之比稱為總溫恢復率。為準確測量氣流總溫，就必須使與測溫元件接觸的氣流動能盡可能恢復成熱能。根據現有產品設計經驗，提高總溫恢復率比較有效的方法是設計阻滯腔。圖1為阻滯腔結構示意圖，通過合理設計阻滯比，當高速氣流由進氣口進入阻滯腔后，使氣流速度降到設計值，氣流動能大部分轉化為熱能；當氣流到達測溫元件熱結點處時，被二次阻滯，絕大部分動能恢復成熱能，由測溫元件感受氣流溫度并轉換成電信號輸出，完成氣流總溫的間接測量。

圖1 阻滯腔示意圖

由現有產品風洞試驗結果知，當測溫元件裸露安裝且與氣流方向平行時，測溫元件熱結點的恢復系數一般能達到0.86左右。依據理論計算以及風洞試驗驗證，利用阻滯腔將氣流速度阻滯到設定值，經過測溫元件測量端時氣流被二次阻滯，兩次阻滯使氣流絕大部分動能恢復成熱能，恢復系數能提高到0.93以上。

2 氣流總溫傳感器設計

2.1 氣流總溫傳感器結構設計

按照氣流總溫傳感器安裝要求，總溫傳感器應安裝在飛行器上氣流擾動較小的前沿或遠離機身部位。對于高超聲速飛行器，前緣形狀是影響氣動力、氣動熱的關鍵因素之一。

當氣流馬赫數超過5時，關系式（1）計算可知氣流總溫將達到1500℃以上。在高溫高速氣流的沖刷作用下，現有耐高溫金屬材料的結構強度均無法承受。分析不同耐高溫材料性能，選用C/C碳纖維（耐溫2500℃，由西工大鑫 高溫材料有限公司生產）作為總溫傳感器殼體的加工材料。

總溫傳感器前緣阻滯腔在不穩(wěn)定氣流作用下，在腔內產生強烈的空腔徑向壓力抖動，空腔前緣周期性激波抖動可能會帶來不利影響。由風洞試驗驗證，當阻滯腔的深度與腔口直徑之比限制在0.1～2以內，則不會出現空腔內壓力抖動。為便于測溫元件在阻滯腔內安裝,阻滯腔的深度與腔口直徑之比選為2。

在高溫高速氣流的沖刷下，為防止或延遲燒蝕發(fā)生，造成阻滯腔阻滯比發(fā)生變化，影響總溫測量精度。阻滯腔入口及出口邊角均采用圓弧過渡，消除邊沿、銳角結構，如圖2所示。

圖2 阻滯腔入、出口設計截面圖

2.2 測溫元件選用

測溫元件是總溫傳感器的核心元件，在航空、航天領域得到廣泛應用的接觸式測溫元件主要有兩類:熱電阻類和熱電偶類。熱電阻類通常適應于-260℃～1000℃溫度范圍，常用的熱電偶可測溫度范圍為-50℃～2300℃溫度范圍。本氣流總溫傳感器溫度測量范圍為:-50℃～1600℃，考慮使用需求，總溫傳感器選用熱電偶作為測溫元件。

分析常用的熱電偶材料，沒有一種熱電偶能夠達到全溫區(qū)測量精度要求。其中S型熱電偶（鉑銠10%-鉑）、R型熱電偶（鉑銠13-鉑）、B型熱電偶絲（鉑銠30-鉑6）三種熱電偶測量上限滿足要求，但三種熱電偶在500℃以下輸出熱電勢微?。ㄐ∮?mV），抗干擾能力差；其余熱電偶測量下限滿足要求，但測溫上限無法滿足要求。為達到全溫區(qū)測量精度要求，采用在總溫傳感器迎風面上布置兩種不同熱電偶測溫元件，如圖3所示。

圖3 兩組測溫元件安裝示意圖

其中一種選用Ⅰ級K型熱電偶（鎳洛-鎳硅）作為測溫元件，這種熱電偶的測溫范圍:-50℃～1300℃，在設計中承擔-50℃～700℃范圍溫度測量；另一種選用Ⅱ級B型熱電偶（鉑銠30-鉑6）作為測溫元件，這種熱電偶的測溫范圍:0℃～1820℃，在設計中承擔700℃～1600℃范圍溫度測量。

通過均衡考慮熱電偶結構強度和動態(tài)響應速度，兩種熱電偶均選用線徑為φ0.5mm的熱電偶絲制作。

3 測量誤差分析

利用熱電偶測溫時，熱結點阻滯使氣流動能不可能完全恢復為熱能，通過輻射、傳導散失掉一部分，熱結點測得氣流總溫總小于實際氣流總溫，由高速氣流導致的速度誤差以及高溫引起的輻射誤差對總溫測量結果的準確性影響較大。根據現有裝機、裝彈同類產品的設計經驗，減小速度誤差及輻射誤差的方法是合理設計阻滯腔。以下分析計算在采用阻滯腔結構后,總溫傳感器測溫誤差的狀況。

3.1 速度誤差

在高速氣流總溫測量中，氣流動能恢復成熱能的程度用恢復系數表示，通過公式（2）計算。

式中:

為絕熱狀態(tài)下傳感器測溫元件所感受的溫度，稱為氣流的有效溫度，由于恢復誤差的存在，即為速度誤差，用符號表示，（為氣流動能在壁面絕熱的條件下恢復為熱能的部分，大氣總溫與大氣靜溫之差為氣流動能全部恢復為熱能應有的能量。公式（3）為在絕熱阻滯下速度誤差計算公式:

根據現有產品風洞試驗結果，在設計中，總溫傳感器阻滯腔阻滯比設定為0.3時，腔內氣流速度一般低于0.2。假定氣流總溫為1600℃時，不考慮其他因素的影響，則速度誤差為:

未采用阻滯腔時的恢復系數約為0.86，由公式（3）計算知速度誤差達到19.7K。

3.2 輻射誤差

輻射誤差產生示意圖如圖10所示，根據傳熱學原理，輻射誤差由公式（4）計算可得。

式中:

減小輻射誤差的方法主要是減小測溫元件與其“看見”壁面的溫差。在本產品設計中，阻滯腔在絕熱阻滯氣流的同時，還具有屏蔽熱輻射作用。在氣動加熱作用下，阻滯腔內壁溫度接近熱電偶測量端溫度，即趨近0，輻射誤差可忽略不計。

4 結論

本文通過對高超音速氣流總溫測量的分析研究，并在現有成熟產品基礎上，設計出高超音速氣流總溫傳感器；通過理論分析以及測量誤差分析，高超音速氣流總溫傳感器能夠滿足在高溫、高速氣流環(huán)境下使用要求。下階段根據項目要求，完成環(huán)境力學及風洞驗證試驗，使傳感器結構得到完善。高超音速氣流總溫傳感器研制成功可填補我國在高溫高速領域的測溫設備空白，為未來型號研制提供技術支撐。

[1]樊尚春,呂俊芳《航空測試系統(tǒng)》北京:北京航空航天大學出版社2005年7月.

[2]空天飛行導論 第7版/（美）安德森 張為華等譯.北京:國防工業(yè)出版社, 2014.1.

[3]某型大氣總溫傳感器恢復系數校準技術報告.北京304所 2009.3

[4]楊世銘,陶文銓 《傳熱學》北京: 高等教育出版社. 2006年8月.