超燃沖壓發動機溫度及熱流測量技術研究進展

金新航, 馬炳和, 邱 濤, 鄧進軍, 羅 劍

(西北工業大學 空天微納系統教育部重點實驗室, 西安 710072)

0 引 言

超燃沖壓發動機涉及高超聲速空氣動力學、燃燒學、高溫氣動熱力學等多學科，復雜惡劣內部工況對測試技術提出了高要求[1-2]。

溫度及熱流是研究燃燒過程及熱防護結構中的2個重要物理量，也是研究超燃沖壓發動機傳熱、熱負荷及熱防護等的基礎，定量化評估其燃燒狀態、燃燒效率及相關性能的必要條件[3-4]。超燃沖壓發動機內部熱載荷條件極其惡劣，燃燒氣流馬赫數一般在2以上，氣流總溫可達2800K，壁面熱流在0.4～5 MW/m2，普通測量手段很難適用[5]。這導致目前獲取其內部溫度及熱流場信息的方式仍以數值仿真為主，缺乏實時、準確的瞬時高溫測量手段。

本文介紹了鎧裝式傳感器、薄膜傳感器、光電測量法及輻射測量法的技術特點及典型應用，并闡述了薄膜傳感器的最新研究進展。

1 溫度測量

超燃沖壓發動機的關鍵溫度參數可分為內壁面溫度與氣流總溫2種。其中內壁面溫度主要用于分析發動機結構的熱載荷、冷卻效率，而氣流總溫則用于評估燃燒效率與燃燒過程等。

1.1 鎧裝熱電偶

熱電偶是最常用的高溫測量手段，但未經專門封裝難以承受發動機內高溫、高速、強沖擊的惡劣環境。通過合理設計鎧裝保護結構，可以提升傳感器的極限耐受溫度和環境適用性。

2016年，美國國家航空航天局(NASA)蘭利研究中心，采用將熱電偶嵌入SiC陶瓷中的方式(見圖1)，研究了碳碳復合材料在超燃沖壓發動機中承受的熱載荷及生存性能[6]。

圖1 嵌入碳碳復合材料的熱電偶安裝圖

2012年，北京長城計量測試技術研究所研制了一種基于鎢錸材料和抗氧化鍍膜技術的鎧裝熱電偶(見圖2)。通過在高超飛行器發動機試車臺上的實際測試，實現了對2600K溫度的測量，連續工作時間8s，誤差在174K以內[7]。

圖2 鎧裝熱電偶

2012年，中國航天科工集團三十一研究所也對超燃沖壓發動機燃燒室出口氣流總溫的測量進行了研究。通過鎧裝熱電偶實現了對其內部燃燒室總溫的測量，圖3即為總溫傳感器實測曲線，并以此為依據對燃燒效率進行了評價[8]。

圖3 總溫測量曲線

2009年，國防科技大學通過將多支熱電偶嵌入超燃發動機壁面中，實現對燃燒場溫度的分布式測量，并證明了火焰穩定器處的壁面溫度相對較高[9]，測量結果如圖4所示。

圖4 用于分布式壁面溫度測量的熱電偶及測量結果

1.2 薄膜熱電偶

薄膜熱電偶是通過制膜工藝將熱電偶直接原位沉積到被測量物體表面，其厚度僅為幾微米，所以不會對被測流場產生干擾，可實現對被測物表面的高精度、瞬時溫度測量[10-11]。由于薄膜熱電偶自身的熱慣性小，其響應速度極快(微秒量級)，可實現復雜工況下瞬時高溫測量。

NASA劉易斯研究中心自1975年開始便對鎳鉻-鎳鋁(K型)薄膜熱電偶開展研究，其制備的薄膜熱電偶最高測量溫度達到1050K，且測量誤差為9K。圖5即為所設計的薄膜熱電偶多層膜結構[12]。

圖5 薄膜熱電偶多層膜結構

1.3 光電測量法

隨著激光技術和耐超高溫藍寶石光纖微加工技術的發展，光電測量成為一種重要的非接觸測溫手段。

光電測溫是通過測量不同溫度及速度下氣體的透射率、成分和折射率等信息，推算出超高速氣流的燃燒狀態和溫度場。主要優點是侵入性低、對結構的破壞小，測量范圍寬，一般在-50～3000℃之間等。

2005年，美國密西根大學利用光纖傳感器，將不同波長的激光射入超燃沖壓發動機燃燒室中并對輸出光譜進行分析，從而得出高溫燃氣溫度及氣體成分等參數(見圖6)。通過測量燃燒氣流中水蒸氣吸收譜線，分析吸收譜線與溫度的定量化關系，實現對不同工況下燃燒室的氣流溫度的測量[13]。

圖6 激光測量原理圖

2011年，我國西北核技術研究所采用可調諧二極管激光吸收光譜(TDLAS)技術對超燃沖壓發動機的溫度場進行了測量(見圖7)。通過與西北工業大學合作，在直連式超燃沖壓發動機試車臺上實驗，實現對2100K高溫的測量[14]。

圖7 TDLAS技術原理圖

1.4 輻射測量法

輻射是測量火焰溫度的有效方法。基于普朗克黑體輻射理論不同溫度和成分的火焰擁有不同的輻射強度，可以通過測量輻射強度實現對超燃沖壓發動機燃燒的相關測量[15]。上海理工大學聯合西北工業大學，采用光纖光譜儀實現了對發動機燃燒火焰參數的在線測量(見圖8)，獲得了燃燒溫度與輻射率隨時間的變化規律，并以此為基礎分析了不同燃燒狀態下的火焰特性，測出火焰溫度為1600K[16]。

圖8 光纖輻射測溫系統

2 熱流測量

對于超燃沖壓發動機而言，熱流可用于評估其燃燒效率、優化熱防護結構和探測流場脈動等研究，因此是極為重要的物理量。然而，超聲速燃燒時急劇變化的燃燒場、幾MW/m2的大熱流和高溫強沖刷的工作環境都對熱流傳感器提出了極高的要求。

2.1 鎧裝熱流計

與鎧裝熱電偶相比，鎧裝熱流計的結構多樣，但其基本原理仍是當有熱流施加到傳感器表面時，會在熱障層的兩端產生溫度差，通過測量該溫度差即可獲取所測熱流量的大小(見圖9)。熱流計的基本原理是傳熱學中的傅里葉定律:

(1)

式中：q為熱流密度；ΔT為2等溫面的溫差；δ為2等溫面的厚度差；λ為材料的導熱系數。

圖9 熱流計工作原理圖

2015年，NASA格林研究中心研制了一款可耐960℃高溫的熱流傳感器，用于測量斯特靈發動機內熱流量(見圖10)[17]。

圖10 用于斯特林發動機的熱流傳感器

2012年，中國科學院力學研究所研制了一款采用水冷方式的耐高溫鎧裝熱流計，有效提升了傳感器的極限耐受溫度和最大熱流[18]。圖11為所研發的鎧裝熱流計。通過在超燃沖壓發動機試驗臺上的實際試驗驗證了該種傳感器的有效性，其中最高測量溫度可以達到1300K，耐受的最大熱流可達1.8MW/m2，實現了對燃燒室內壁面熱流的有效測量。

2015年，哈爾濱工業大學采用將熱電偶埋置到超燃沖壓發動機壁面的方式實現對壁面熱流的測量。通過建立起溫度與壁面熱流的本征方程，測得內壁面溫度的值約為2MW/m2[19]。

圖11 Gardon熱流計示意圖

2.2 薄膜熱流計

薄膜熱流計工作原理和傳統熱流計類似，即通過測量熱障層兩端的溫度差，反演熱流量的大小。考慮到超燃沖壓發動機惡劣的工作環境，常采用耐高溫材料如鉑-鉑銠、鉑和陶瓷等作為敏感元件，并在表面上覆蓋隔熱層。根據測溫單元結構，薄膜熱流計可分為熱電堆式和電橋式熱流計2種形式。

熱電堆式薄膜熱流計采用薄膜熱電偶測量溫度差，通過將多對熱電偶結合的方式提高輸出熱電勢，如圖12所示。其研制的主要難點是在耐高溫基底上實現高精度的熱電堆圖形化、厚度均勻熱障層的制備和對熱流計的精確標定。

圖12 薄膜熱電堆結構圖

圖13 惠斯通電橋熱流傳感器

電橋式薄膜熱流傳感器是通過惠斯通電橋測熱電阻的變化來測量溫度差，從而推算出熱流量的大小(見圖13)。但需要注意的是在耐高溫環境下熱電阻材料的優選與成形是該傳感器研制過程中的主要難點，同時，熱電阻在高溫環境下的靈敏度會顯著降低也是要解決的技術難點之一。

2002年，NASA 格林研究中心為測量脈沖爆震發動機(PDE)內壁熱流設計制作了單面的惠斯通電橋式薄膜熱流計，響應時間常數達到7μs，響應頻率達到23kHz，圖14即為所設計的電橋式單面薄膜熱流計[20]。

圖14 電橋式薄膜熱流傳感器

2.3 基于薄膜傳感器的平板法

將薄膜傳感器嵌入平板與高溫來流接觸的一側，以獲取瞬時壁面溫度，并結合基于一維半無限大平板傳熱理論的Cook-Felderman 模型，可推算出有效的壁面熱流值。其對應的邊界條件為:

(2)

式中：κ，ρ，c分別為薄膜傳感器基底材料的熱導率，密度和比熱容。對以上傳熱方程求解，可以推算出壁面熱流與溫度的關系式如下：

(3)

對該關系式進一步求解與化簡，即為Cook-Felderman模型[21-22]：

(4)

式中：qs(τ)和Ts(τ)分別為在τ時刻的瞬時壁面熱流與溫度值。

2009年，密西西根大學通過將薄膜溫度傳感器與熱圖法相結合，推算出超高聲速飛行器在馬赫數為11飛行數下表面熱流分布情況，如圖15所示[23]。

2015年，西北工業大學通過將薄膜傳感器嵌入平板表面測量出瞬時壁溫，并結合以上的傳熱模型推算出壁面熱流[24]。結果如圖16所示，其中Ug為流速，Tg-Ts為瞬時溫度差，qC-F為基于Cook-Felderman模型所推算出的熱流值，qQs-COR為基于準定常理論計算出的理論值，其中熱流推算值與理論值符合度較高。

圖16 在振蕩流場中的壁面熱流、流速與溫度差對比曲線

2.4 紅外與輻射法

隨著紅外熱成像技術的不斷進步，也出現了輻射及紅外測量方式的熱流測量。2007年，意大利那不勒斯大學的研究人員研發一種紅外掃描測量輻射計實現對馬赫數為6高速氣流的熱測量[25]。北京航空航天大學也研究了一種可用于表面熱流分布式紅外測試方法的可行性[26]。但輻射測量法在熱流密度測試中還存在系統復雜程度高和難以實現實時、在線測量等特點，因此，還需要進一步展開研究。

3 薄膜傳感器研究進展

鎧裝傳感器體積大、響應速度慢，很難在不影響流場、不破壞被測結構的情況下進行快速、準確測量。薄膜型傳感器有測點精密、響應快和流場影響小特點。

如上所述，鎧裝熱電偶體積較大、響應時間長，光電及輻射測量法的測試系統較為復雜，且有時容易受測試環境影響。薄膜傳感器在高溫溫度及熱流的實時、原位測量方面有其優勢。從20世紀60年代至今，薄膜傳感器得到了研究人員的持續關注。

20世紀90年代，NASA為了驗證薄膜熱電偶在高溫瞬時溫度測量領域的可行性，將其置于采用火箭發動機模擬的惡劣極端環境下。薄膜熱電偶材料PT13Rh/Pt(見圖17)，基底材料為超合金、陶瓷、陶瓷復合材料和金屬間化合物等，其最高測量溫度達1000℃，可承受0.1到 2MW/m2的熱流變化[27]。

1993年，Lewis研究中心進行推進系統熱流測量研究，在Al2O3基底上制備出以SiO2薄膜為熱阻層、Pt和Pt/Rh為感應電極的熱流計，測試溫度可達1000℃，其制備出的薄膜熱流計如圖18所示[28]。

圖17 S型薄膜熱電偶

圖18 Lewis中心研制的薄膜熱流計

隨著新型材料的不斷出現，耐高溫陶瓷被廣泛地應用于高溫惡劣環境中。相比于傳統金屬材料，陶瓷擁有極小的電遷移率，更高的熔點，更強的抗氧化性能和在惡劣環境下穩定的化學結構。同時，由于陶瓷材料的Seebeck系數較大，其靈敏度也更高。

基于以上優點，NASA劉易斯中心于1998年就開始了對陶瓷薄膜熱電偶的探索工作，所選用的功能層材料如圖19所示，為TiC/TaC[29]。

圖19 TiC/TaC型陶瓷薄膜熱電偶

2005年，羅德島大學與NASA格林研究中心合作開展了對ITO薄膜熱電偶的相關研究工作，并持續研究至今。2010年羅德島大學深入研究了ITO-Pt的薄膜熱電偶，實現了對 1250℃高溫的穩定測量，并擁有良好的復現性和較大的Seebeck系數，在1250℃時輸出電壓可達60mV[30-31]。

2009年，Glenn研究中心針對未來航空航天未來陶瓷基復合材料高溫部件熱流的測量需求，開展了SiC基底制備耐高溫薄膜熱流計的研究。熱電極材料為耐高溫的NiCrAlY和ITO，制備出的薄膜熱流計如圖20所示。在熱板上進行小熱流測試，溫度達到500℃[32]。

2015年，美國空軍研究中心研制了一款薄膜熱流計用于測量超燃沖壓發動機壁面熱流，并在燃燒氣流速度馬赫數為5的工況下，實現對最大熱流達1.5 MW/m2的壁面熱流測量[33]。圖21即為該薄膜傳感器的結構圖。

圖20 Glenn中心研制的薄膜熱流計

圖21 用于超燃沖壓發動機壁面測試的薄膜熱流計

近些年，我國對薄膜熱電偶也開展了大量研究。西北工業大學于2014年和2015年分別研發一種基于SiC陶瓷的K型薄膜熱電偶和基于Al2O3陶瓷的ITO薄膜熱電偶[34-35]。最高測量溫度可達1300℃，并可持續工作10h。通過在如圖22所示的曲面結構上制備出ITO薄膜熱電偶，實現了對發動機壁面溫度的原位測量。

圖22 In2O3:ITO 90/10型陶瓷薄膜熱電偶

通過對比其燃燒時序，獲得了超燃沖壓發動機在不同工況下溫度場的實時溫度數據(見圖23)。

我國對薄膜熱流計也開展了研究，并在航空航天領域進行了實驗驗證。例如，中國科學院力學研究所于2008年制備了如圖24所示的同軸式薄膜熱電偶，用于測量高超聲速激波風洞中的傳熱過程。該激波風洞利用雙向爆轟產生馬赫數為6.2、總壓為2MPa、總溫為3200K的流場，實驗時間為17ms。通過傳感器測量脈沖激波溫度變化過程，通過傳熱模型計算出熱流大小[36]。

圖23 超燃沖壓發動機內壁面溫度

圖24 電橋式薄膜熱流傳感器

4 結 論

針對超燃沖壓發動機瞬時高溫及熱流的測量需求，光電及輻射非接觸式測量不破壞燃燒流場，但是測試系統較為復雜，安裝調試比較困難。鎧裝傳感器提升傳感器生存性能的同時，也一定程度上犧牲了測量準確性與響應時間。

隨著薄膜傳感器研制水平的不斷提升，耐高溫薄膜熱電偶及熱流計受到廣泛關注，在超燃沖壓發動機為代表的航空航天高溫瞬時精密測試領域有重要應用潛力，并有望作為實時在線測量技術，支持發動機的故障預測與健康管理(PHM)。

致謝:項目得到預研領域基金重點項目(6140923020316HK03001)、國家重點基礎研究發展計劃資助項目(2015CB057400)、國家重大科學儀器設備開發專項資助項目(2013YQ040911)支持，在此表示感謝。

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