SiC晶體測溫技術研究

張志學，薛秀生，阮永豐，王振華，張玉新，王維，葉貴明

（1.中國航發沈陽發動機研究所，遼寧 沈陽 110015；2.天津大學理學院，天津 300072）

SiC晶體測溫技術研究

張志學1，薛秀生1，阮永豐2，王振華1，張玉新1，王維1，葉貴明1

（1.中國航發沈陽發動機研究所，遼寧 沈陽 110015；2.天津大學理學院，天津 300072）

針對航空發動機結構復雜和工況條件苛刻的問題，研究基于SiC晶體材料的測溫技術，解決航空發動機燃燒室、渦輪和尾噴管等高溫部件的測溫難題。選取國產6H-SiC晶體作為材料，進行6H-SiC晶體的中子輻照。研究晶體測溫的溫度判讀方法，提出X射線衍射峰半高寬作為溫度判讀參數，測量溫度可達1600℃，測量精度達到1%，比國外晶體測溫技術的測溫范圍更高。該測溫技術具有微尺寸、微質量、無引線的非侵入式優點，可用于航空發動機及燃氣輪機的高溫測量。

航空發動機；測溫技術；SiC晶體材料；晶體缺陷；中子輻照

0 引言

航空發動機是飛行器的心臟，飛行器的劃時代突破與航空發動機的技術進步有直接關系。在航空發動機研制過程中，溫度是航空發動機性能分析、設計驗證改進及流動換熱分析的重要參數[1]。航空發動機具有高溫、高壓、高轉速、內流復雜、結構復雜、空間狹小等特點，在如此的工況下進行溫度測量一直是航空試驗測試技術的熱點問題，也是航空發動機測試技術的難點之一[2]。目前，相對成熟的航空發動機測溫手段有熱電偶、示溫漆和紅外熱像儀等，但是對于航空發動機的燃燒室、渦輪和尾噴管等高溫部件的測溫，尤其是其中轉動件的測溫，上述技術都有其局限性，為此美國、烏克蘭開發了一種晶體測溫技術，晶體材料為3C-SiC晶體，測量溫度為1400℃，測量精度達到±3.5℃（標準偏差），無引線和接頭，試驗中不需要對發動機進行改裝，已經用于航空發動機和燃氣輪機的測溫，如在西門子SGT-800燃氣輪機的性能試驗中，使用測溫晶體測量了渦輪等高溫部件1900個測點的溫度，依據測溫數據進行部件的改進設計，使部件的冷卻氣用量降低約25%，提高了燃氣輪機的性能[3-4]。由于航空發動機試驗測試數據是航空發動機研制中的重要信息，所以本文提出了自主研究的SiC晶體測溫技術[5]，用于我國航空發動機研制試驗中的高溫測量。

1 晶體測溫原理

大量關于輻照效應的研究表明，晶體受到高能粒子輻照后會產生大量的結構缺陷，同時也會引起晶體宏觀物理性能變化，這些結構缺陷在高溫退火時會逐漸消除或演變，并最終可能回復到原始結構[6-8]。理論上講，缺陷的回復程度主要與退火溫度有關，而晶體缺陷或缺陷引起的物性變化是能夠檢測出來的，由此可以建立起晶體缺陷濃度或晶體物性變化程度與退火溫度之間的對應關系，而這種對應關系就是晶體測溫的根本依據。

所以，經高能粒子輻照過的晶體可作為一種測溫晶體的溫度傳感器以開展某些特殊場合的溫度測試。對于航空發動機零部件溫度測試來說，試驗前將測溫晶體安裝在被測的航空發動機零部件上，當航空發動機試驗穩定在某一狀態時溫度處于穩態，測溫晶體在此溫度下退火，在熱力學驅動下，晶體內部的結構缺陷回復，并同時伴隨有晶體宏觀物性的變化。試驗后取下測溫晶體，采用一定的測試分析手段，分析晶體的缺陷濃度或宏觀物性的變化，對比事先標定好的溫度曲線，即可獲得試驗過程中晶體經歷的最高溫度。

2 測溫晶體制備

2.1 晶體材料選取

在很多核反應堆材料研究成果和國外晶體測溫的文獻中，發現經高能粒子輻照過的SiC晶體具有晶體輻照缺陷退火回復的特征[9-10]，因此選擇SiC作為測溫晶體材料。SiC是元素周期表IV族中唯一的二元固態化合物，其晶體硬度高，化學性能穩定，常壓下難熔化，加熱至2300℃升華，在高頻、高溫、大功率、光電子及抗輻射等方面的應用很多[11]。SiC的一個重要特性是具有多種同素異構體，就是結晶學中的多型現象。目前為止SiC晶型已經知道的大概有200多種，分為閃鋅礦、纖鋅礦和菱形結構。具有閃鋅礦結構的被稱為α-SiC，如立方結構的3C-SiC，具有纖鋅礦結構和菱形結構的統稱為β-SiC，如六方結構的2H-SiC、六方和立方結構混合的4H-SiC和6H-SiC[12]。鑒于我國目前對6H-SiC晶體的大量研究，且已有公司能夠生產6H-SiC晶體成品，故選用6H-SiC晶體作為晶體測溫的材料，解決SiC材料的國產化問題。

2.2 晶體中子輻照

晶體成品均含有天然的缺陷，然而對于晶體測溫來說，這些天然缺陷的濃度遠遠不夠高，還需要人為地在晶體內部制造更大量的缺陷，一般實現材料輻照的粒子有中子、電子、離子等，它們能改變材料的物理性能和化學性質。所用的方法為中子輻照，其包括同位素中子源、加速器中子源和反應堆中子源3種中子源；其中，反應堆中子源是利用原子核裂變反應堆產生出大量中子[13]。反應堆中子源是目前最強的中子源。

將6H-SiC晶體切割成小片，在某原子能研究單位將晶體放入混合場（含快、熱中子）反應堆進行中子輻照，當累計輻照劑量達到要求后出堆。將輻照出堆后取出的6H-SiC晶體切割成0.5mm×0.3mm× 0.3mm小粒，即制備成6H-SiC測溫晶體。采用材料檢測手段對6H-SiC測溫晶體進行分析，分析結果表明輻照效應造成的SiC晶體長程有序性的嚴重破壞，其缺陷主要是位錯和點缺陷。

3 溫度判讀方法

晶體測溫的原理是基于中子輻照SiC晶體在退火中的缺陷回復，不同于電學、光學測溫方法，其溫度數據不能由儀器直接獲得，需要采用材料檢測方法分析航空發動機試驗后取下來的SiC測溫晶體，通過SiC測溫晶體的缺陷回復程度獲得試驗中SiC測溫晶體經歷的最高溫度，也就是基于材料檢測方法的溫度判讀。

SiC晶體經中子輻照后產生缺陷，此種缺陷在高溫退火時可回復，回復的程度主要依賴于溫度。另一方面，晶體的X射線衍射峰顯示了晶體中原子排列的有序程度，因此，晶體中缺陷的濃度及其退火回復的程度，可由X射線衍射峰來顯示。將已經輻照的測溫晶體封裝在被測物體上，當被測物和測溫晶體經歷某一退火過程時，測溫晶體內部的晶格缺陷得到一定程度的回復。利用X射線衍射為手段，檢測已被退火的測溫晶體的X射線衍射峰，對比事先標定好的標定曲線，就可以獲得被測物體在此段退火過程中所經歷的最高溫度，這種方法就是晶體測溫的XRD溫度判讀方法。

X射線衍射譜有4個特征參數：衍射峰位置2θ、衍射峰強度I、衍射峰形和衍射背景。背景表征的是樣品中的非晶態和非相干散射，不能作為晶體缺陷變化的表征參數。衍射強度主要用于分析晶格點陣中的原子位置，但由于衍射強度既與樣品有關，又與X射線衍射儀配置有關，所以會由于儀器和操作具有很大的不確定性，不是合適的表征參數。衍射峰位一般用于分析晶體晶格點陣常數，確定晶胞的形狀和大小，與晶面間距d相關。衍射峰形一般用于缺陷、畸變，以及晶粒度的測量等，晶體的點陣缺陷會導致晶體衍射峰的寬化，衍射峰的峰形寬度特征常用衍射峰高1/2處的寬度來表示，稱為半高寬（FWHM）[14-15]。所以半高寬（FWHM）和衍射峰位置（2θ）可以作為表征6H-SiC測溫晶體的晶體缺陷特征的參數。

將6H-SiC測溫晶體放入馬弗爐進行等時間退火處理，退火溫度100～1600℃，溫度間隔100℃，退火保溫時間5min。使用X射線衍射儀檢測6H-SiC測溫晶體的衍射峰。6H-SiC測溫晶體的一組X射線衍射譜數據見表1。

分析比較特征參數能代表的測溫范圍。對表1中2θ和FWHM進行分析，它們與退火溫度存在一定的相關性，采用最小二乘法對特征參數與退火溫度數據進行曲線擬合，2θ與退火溫度的關系見圖1，可知2θ在100～1300℃范圍內有規律的變大，其他溫度幾乎沒有變化。FWHM與退火溫度的關系見圖2，可知FWHM在600～1 600℃范圍內有規律的變小，其他溫度幾乎沒有變化。2θ和FWHM的變化規律說明中子輻照的6H-SiC晶體的缺陷隨退火溫度有規律的回復，以2θ為表征參數的測溫范圍為100～1300℃，以FWHM為表征參數的測溫范圍為600～1 600℃。所以FWHM的測溫更高，適于發動機的高溫測試。

表1 6H-SiC測溫晶體的衍射譜數據

圖1 衍射峰位置2θ與退火溫度的關系

圖2 半高寬FWHM與退火溫度的關系

分析表1數據，比較特征參數能代表的測溫精度。測試精度主要取決于靈敏度，由于FWHM和2θ這兩個參數與溫度T不是線性關系，設表征參數為Y，所以靈敏度的計算公式[16]為

使用上式計算6H-SiC測溫晶體的FWHM和2θ的靈敏度，計算結果曲線見圖3，可知FWHM的靈敏度優于2θ。

FWHM是一個相對值，與X射線衍射儀的2θ掃描運行誤差無關，而衍射峰位置2θ與X射線衍射儀的2θ掃描運行誤差有關，因為X射線衍射儀的2θ掃描運行誤差是很難控制的[16]，所以FWHM的分析測試受儀器影響相對較小。

因此，使用FWHM表征SiC測溫晶體的溫度，測溫范圍寬，測溫精度高，更適用于航空發動機高溫部件的溫度測量，所以選擇FWHM作為表征SiC測溫晶體的參數。

圖3 FWHM和2θ的靈敏度對比

4 晶體測溫試驗

冷卻效果是渦輪葉片冷卻設計的關鍵指標，冷卻效果試驗是解決高壓渦輪導向葉片改進設計有效性、熱障涂層可靠性的主要驗證手段。因試驗過程需要測量航空發動機葉片的壁溫，需在某航空發動機渦輪葉片的冷效試驗中使用6H-SiC測溫晶體測量葉片的壁溫。為此在2個葉片表面安裝16個測溫晶體，并在測溫晶體附近安裝16個熱電偶。試驗后判讀測溫晶體，其中1個葉片的測溫數據見表2。

表2 渦輪葉片的測溫數據

表中的誤差為測溫晶體與熱電偶的相對誤差，測溫晶體相對熱電偶的測溫誤差小于1%，可以滿足發動機研制試驗的測溫要求。

5 結束語

晶體測溫技術作為一種新型測溫技術，具有無引線、微尺寸、微重量特征，開發的基于SiC晶體材料的測溫技術，使用國產的6H-SiC晶體作為測溫晶體材料，實現了測溫晶體的國產化，將SiC晶體測溫提高至1600℃，為我國航空發動機研制提供了一種先進的測溫手段。

[1]張寶誠.航空發動機試驗和測試技術[M].北京：北京航空航天大學出版社，2005：640-702.

[2]王振華.航空發動機試驗測試技術發展探討[J].航空發動機，2014，40（6）：47-51.

[3]Siemens SGT-800 industrial gas turbine enhanced to 47 MW design modifications and operation ex perience：GT 2008-50087[S].2008.

[4]Uniform crystal temprature sensor accuracy under transient conditions:GT 2012-68197[S].2012.

[5]阮永豐，張興，馬鵬飛，等.一種以中子輻照的碳化硅晶體為傳感器的測溫方法：200910069820[P].2009-12-09 [2016-08-10].

[6]靳正國，郭瑞松，師春生，等.材料科學基礎[M].天津：天津大學出版社，2011：150-193.

[7]曹建中.半導體材料的輻照效應[M].北京：科學出版社，1993：41-79.

[8]郁金南.材料輻照效應[M].北京：化學工業出版社，2007：466-467.

[9]VOLINSAKY A A，NIKOLEANKO V A，MOROZOV V A，et al.Irradiated single crystals for high temperature measurements in space application[J].Mater Res Soc Symp Proc，2005（851）：141-146.

[10]VOLINSKY A A，GINZBURSKY L.Irradiated cubic single crystal SiC as a high temperature sensor[J].Mat Res Soc Symp Proc，2004（792）：531-536.

[11]王世忠.SiC單晶的性質、生長及應用[J].無機材料學報，2009，14（4）：527-532.

[12]施爾畏.碳化硅晶體生長與缺陷[M].北京：科學出版社，2012：84-89.

[13]徐世江，康飛宇.核工程中的碳和石墨材料[M].北京：清華大學出版社，2010：135-249.

[14]張海軍，賈全利，董林.粉末多晶X射線衍射技術原理及應用[M].鄭州：鄭州大學出版社，2010：91-101.

[15]江超華.多晶X射線衍射技術與應用[M].北京：化學工業出版社，2014：288-313.

[16]周征，李建民，楊建平，等.傳感器原理與檢測技術[M].北京：清華大學出版社，2014：29-36.

（編輯：李妮）

Research of temperature measurement technology based on SiC crystal

ZHANG Zhixue1，XUE Xiusheng1，RUAN Yongfeng2，WANG Zhenhua1，ZHANG Yuxin1，WANG Wei1，YE Guiming1
（1.AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China；2.School of Science，Tianjin University，Tianjin 300072，China）

Concerning the complex structure and demanding working conditions of the aero-engine，this research attempted to solve the difficulty in measuring high-temperature components，such as the combustor，the turbine and the exhaust nozzle by using the measurement technique for SiC crystal materials.In this paper，chose 6H-SiC crystals made in China，and conducted neutron irradiation of 6H-SiC crystals.In analyzing temperature reading methods of crystal-based temperature measurement，the X-ray diffraction full width at half maximum was adopted as the temperature reading parameter.The measurement temperature could be reach 1 600℃，and the measurement accuracy reached 1%.Results suggested that the temperature measurement technique had a higher measurement scope compared with the foreign counterparts.With advantages of minisize，mini-weight and lead-free no-invasion mode，the temperature measurement technique put forward in this paper is applicable to high-temperature measurement of the aero-engine and the gas turbine.

aero-engine；temperature measurement technique；SiC crystal material；crystal defect；neutron irradiation

A

1674-5124（2017）05-0001-04

10.11857/j.issn.1674-5124.2017.05.001

2016-10-10；

2016-11-29

張志學（1982-），男，遼寧沈陽市人，工程師，碩士，主要從事航空發動機測試技術研究及應用工作。