高溫氣流溫度測量與校準技術

趙儉

(航空工業北京長城計量測試技術研究所，北京 100095)

0 引言

在國防科技工業領域，高溫氣流溫度是重要的測試參數，主要用來評價武器裝備性能，進行狀態監控等。高溫氣流溫度的準確測量可以為武器裝備的設計、生產、試驗和使用等提供必要的數據支撐，對武器裝備的技術指標驗證和可靠性評價起著至關重要的作用。

高溫測量是測試領域公認的難題，對于高溫氣流溫度而言，除了高溫，還綜合了氣流的作用，使得測量變得更加復雜，尤其是在國防武器裝備的試驗、使用等過程中，溫度傳感器或測溫系統處于諸如高溫、高壓、高速、強沖擊、強振動等復雜惡劣的環境中，給溫度傳感器或測溫系統的可靠性、準確性等都帶來了嚴峻的挑戰。多種因素綜合作用會對測量結果產生影響，需要對高溫氣流溫度傳感器或測溫系統進行校準，以保證其測量的準確度。

1 國外研究進展

早在19世紀初，就有人發現用溫度計測量空氣流的溫度時，并不總是能得到正確的測量結果[1]。1887年的美國陸軍首席通信官年報，詳細討論了在使用防雨棚時，溫度計本身的誤差以及空氣溫度的測量誤差[2]，此后，關于氣流溫度測量的研究和試驗問題被大量的報道。二戰前的德國，出于武器裝備的研制需要，對氣流溫度測量技術進行了系統的研究。二戰結束后，美國繼承了德國的研究成果，并從20世紀50年代開始，在氣流溫度測量和校準方面做了大量的工作，并發表了許多論文和技術報告。與此同時，前蘇聯也在氣流溫度測量和校準方面開展了全面系統的研究。

美國通用汽車公司的R. J. Moffat，建立了用于氣流溫度傳感器校準的1200 K熱校準風洞，加熱裝置采用燃氣輪機燃室，從參考段到試驗段采用雙層壁絕熱洞體，在參考段內設計了一個雙重混流器和一個壓入篩網的熱衰減器[3]。美國國家航空航天局(NASA)Lewis研究中心的George E. Glawe等人，建立了1420 K熱校準風洞、用于溫度傳感器恢復特性校準的常溫校準風洞以及用于溫度傳感器動態特性校準的常溫校準風洞，針對各種不同結構尺寸的裸露式和單屏蔽式氣流溫度傳感器，在校準風洞上進行了大量的試驗，得到了不同類型的氣流溫度傳感器在不同溫度、壓力、馬赫數條件下的輻射修正系數、恢復修正系數和時間常數等試驗數據，并根據試驗數據，給出氣流溫度傳感器輻射修正系數、恢復修正系數和時間常數的經驗公式[4]，為此后氣流溫度傳感器的設計、氣流溫度的測量與校準等奠定了基礎。英國羅·羅公司的P. Smout等人，針對密度對氣流溫度傳感器性能的影響，在劍橋大學的變密度風洞上，對氣流溫度傳感器進行了改變密度條件下的恢復特性校準，并建立了相關分析模型[5]。

由于水冷式和氣冷式溫度傳感器的測溫誤差大，所以外殼無冷卻的干燒式溫度傳感器表現出了良好的應用前景，但干燒式溫度傳感器的材料選擇是個難題。美歐等國在干燒熱電偶方面進行了深入的研究，選用耐溫更高的熱電偶材料以及外殼(支撐)材料制成溫度傳感器，可以不使用水冷或氣冷，測溫結果更準確。對于外殼材料，除選擇耐高溫的陶瓷材料、貴金屬材料等，經表面改性處理的難熔金屬材料也是個理想的選擇。難熔金屬使用溫度高，但不抗氧化，如能在其表面進行防氧化保護，解決表面改性處理工藝問題，便能將其作為干燒式溫度傳感器的外殼長期可靠使用。美國的Etenko A等人采用電鍍沉積法，在難熔基材表面制備出厚度為10 μm至幾個毫米的柱狀晶銥涂層[6]，工作溫度達2473 K，正常運行17 h沒有任何被破壞的跡象。研究表明，涂層的純度對涂層的韌性和高溫強度具有顯著影響[7]。歐洲的Maury等人采用熱壁式CVD在鎢表面制備出多晶的、致密的、沒有織構結構的銥涂層，其厚度1～2 μm；并制備出多層銥，有利于保護基材高溫抗氧化[8]。

NASA Lewis研究中心的Herbert A.Will提出了一種脈沖式熱電偶，用于測量高于普通熱電偶熔點的氣流溫度。脈沖式熱電偶是一支氣冷熱電偶，首先通過試驗或理論計算的方式獲得熱電偶的動態響應特性函數(一階指數函數)。將脈沖式熱電偶安裝于被測溫場中，測量前，打開冷卻氣，使熱電偶指示較低的溫度。測量開始后，關閉冷卻氣，使熱電偶感受到被測氣流溫度迅速上升，當溫度接近熱電偶的熔點時，再次打開冷卻氣，使熱電偶指示溫度降低。最后，采用一階指數函數來預測熱電偶的最終溫度。利用該方法，測得了2400 K的高溫氣流溫度[9]。法國的O.Pin等人在高超聲速飛行器研究計劃PREPHA中，采用與此類似的方法，通過B型熱電偶溫度傳感器瞬態測量結合有限元計算，測得了超燃沖壓發動機氫/氧預混火焰的溫度，測量結果與光學方法相差約5%[10]。

NASA Glenn研究中心的Gustave Fralick等人研制了基于黑體空腔的高溫氣流溫度傳感器，測溫上限可達2670 K。該傳感器用BeO陶瓷制成管狀黑體空腔，頭部設計成盲端，用藍寶石光纖將腔底的紅外能量傳輸至多光譜測溫儀。傳感器總長度為280 mm，黑體腔的外徑為8 mm，由于采用了耐高溫材料，傳感器無需水冷。BeO材料的導熱性能良好，黑體腔底面內外溫度基本一致。根據一維樞軸導熱理論，可以計算得到氣流溫度[11]。

NASA Glenn研究中心的Peter Struk與凱斯西儲大學的Russell Valentine等人提出了一種細纖高溫計，將直徑為25.4 μm的SiC細纖置于被測高溫氣流中，用高分辨力CCD相機獲取SiC細纖的熱圖，根據溫度與光強的對應關系，得到SiC細纖沿其軸向的溫度分布。建立關于SiC細纖的熱平衡方程，根據熱平衡方程求解氣流溫度。該方法的優點是對溫場干擾小，響應快，可實現一維溫場測量，但在求解熱平衡方程時不確定因素較多，而且由熱圖解析細纖表面溫度時也存在誤差，對比驗證試驗結果表明，在1200 K以上時，細纖高溫計與熱電偶之間相差約3.5%[12]。

20世紀60年代，GE公司的Williamson R C等人發展了用燃氣成分來間接推算燃氣溫度的方法，英國的Bideau R J等人在此基礎上進行完善，目前燃氣分析法在多種測溫場合得到了應用。根據燃氣成分計算燃氣溫度的方法有效率/余氣系數法和焓值守恒法等，焓值守恒法是根據燃氣成分和焓值計算燃氣溫度。圖1為燃氣分析和熱電偶測溫的結果對比，可見，燃氣分析與熱電偶測得的溫度場趨勢相同，但由于熱電偶在高溫段輻射誤差較大，所以，在測量截面的中心高溫區，熱電偶的測量溫度低于燃氣分析的測量溫度[13]。用燃氣分析法間接測量高溫燃氣溫度，測溫上限高，是常規測量方法的有力補充，但仍有一定的局限性，如測溫結果受理論模型的影響大，難以測量多點溫度，響應速度慢等，而且也存在校準的問題。

圖1 燃氣分析與熱電偶測溫結果對比

針對航空發動機1 kHz的動態高溫氣流溫度測量，NASA Lewis研究中心的D.L.Elmore等人提出了一種基于多偶頻率補償型的溫度測量系統。該系統采用三種不同絲徑的熱電偶組成溫度傳感器，并配備高速計算機用于頻率補償計算[14]。當偶絲直徑不同時，由于偶絲與氣流的對流換熱系數不同，其固有頻率(均視為一階系統)也不同，絲徑越小固有頻率越高。熱電偶采用平行對焊跨流式結構，不同絲徑的偶絲伸出長度略有不同。分別對三個不同絲徑的熱電偶建立熱平衡方程，結合有限元計算，經傅立葉變換和反變換后，可求解得到真實的動態高溫氣流溫度。日本宇宙航空研究開發機構的Takeshi Hoshino將雙偶補償技術用于斯特林發動機的動態高溫測量，試驗結果表明，用雙偶補償技術測量的結果，優于此前所使用的最細的熱電偶[15]。

Buttsworth和Jones研制了一種自加熱雙基溫度傳感器，可以測量高達180 kHz的動態高溫氣流溫度。該傳感器包括兩個用石英制成的半圓柱，在兩個半圓柱的滯止點分別裝有一支薄膜式的鉑電阻溫度計，通過電加熱的方式使兩個半圓柱表面達到不同的溫度。忽略粘性耗散效應，氣流總溫等于有效溫度，則氣流總溫為半圓柱1的表面溫度和熱流以及半圓柱2的表面溫度和熱流的函數。半圓柱1和半圓柱2的表面溫度可由其表面的鉑電阻溫度計測得，而半圓柱1和半圓柱2的熱流則可根據半無限大平板模型求得。溫度傳感器安裝在彈射機構上，測量時，將傳感器快速移入被測環境中，整個測量過程持續約100～200 ms，測量過程結束后，再將傳感器快速移出。采集系統將記錄的數據傳入計算機，計算得到待測氣流總溫[16]。Passaro A等人在此基礎上進行改進，采用石英和堇青石兩種不同材料的半圓柱作基體，并增加了兩支熱電偶，用于熱流計算。該溫度傳感器在塞斯特的真實尺寸燃燒室上得到了實際應用，并取得了滿意的結果[17]。

當熱電偶用于發動機近壁氣流溫度測量時，由于導熱誤差大，難以得到滿意的測量準確度。針對該問題，日本埼玉工業大學的Atsushi Ishihara提出了嵌入式“倒U型”熱電偶[18](如圖2所示)，并對不同偶絲直徑情況下的最佳熱電極夾角進行了研究，如對于絲徑50 μm的熱電偶，熱電極夾角應大于120°，采用該型熱電偶，大大提高了近壁氣流溫度測量的準確度。此外，美國Edwards空軍基地的D.A. Alspach等人也采用嵌入式細絲熱電偶(絲徑25 μm)測量了固體推進劑的火焰溫度[19]。

圖2 嵌入式“倒U型”熱電偶

對于連續工作于高溫大熱流環境中的燃燒診斷用高溫氣流溫度傳感器，結構設計和制造受到了嚴峻的考驗，目前所廣泛采用的方法是對傳感器殼體進行冷卻，而傳統的傳感器制造技術，限制了冷卻通道的幾何形狀與尺寸，導致冷卻效果下降，同時也使傳感器本身的尺寸受到限制。美國阿諾德空軍基地的Gregg R. Beitel等人，將電鑄技術引入到高溫氣流溫度傳感器的制造中，從而設計出形狀復雜的冷卻通道，提高冷卻效果，并有效節約了空間。將鎳等金屬材料電沉積到鋁芯體上，成型后再將鋁芯體去除，即可得到空心的傳感器外殼結構[20]。

針對高溫氣流溫度測量的參考標準問題，NASA Lewis研究中心的George E.Glawe提出了一種抽氣式S型音速熱電偶溫度傳感器[21]。該傳感器有一個屏蔽罩，屏蔽罩內設置一個音速噴嘴，熱電偶絲接點位于音速噴嘴內部，依靠后部抽氣，使得噴嘴內的氣流達到音速。理論上說，由于熱電偶絲接點附近的氣流速度高，傳感器的輻射誤差和導熱誤差都非常小，對傳感器進行速度誤差修正后，可達到很高的測量準確度。但后來人們發現，熱電偶絲接點所在的位置，并不能保持理想的穩定音速，因此，其輸出的溫度值，也呈現出不穩定狀態。盡管該傳感器穩定性差，但仍為后人研制高準確度的參考標準溫度傳感器提供了可供借鑒的依據。

NASA Glenn中心的Suleyman A. Gokoglu等人，提出了一種基于細纖的高溫氣流溫度校準技術。該技術利用某些低發射率的高純度金屬氧化物纖維(纖維直徑在60～400 μm之間)，根據纖維材料的熔點提供高溫氣流溫度的標準值。校準時，用一臺CCD相機和一臺紅外相機來觀測纖維的光學特性，當纖維熔化時，其光學特性會發生突變，記錄此時被校準溫度傳感器的指示溫度，則纖維材料熔點即為同一時刻的參考標準溫度。采用該方法，可校準2000 K以上的高溫氣流溫度，校準不確定度可達15 K[22]。

近年來，國外發展了多種非接觸式溫度測量技術，如相干反斯托克斯拉曼散射光譜技術(CARS)、瑞利散射測溫技術、可調諧二極管激光器吸收光譜技術(TDLAS)、聲學法高溫測量技術等。這些非接觸式測溫技術，測溫上限高，不干擾被測流場和溫場，但測量結果均為氣流靜溫，這些技術要投入工程應用，還需要做大量的研究工作。而基于熱電偶的測溫技術，在新材料、新工藝、新方法的帶動下，仍煥發出勃勃生機，在未來武器裝備研制、生產的高溫氣流溫度測量中，將發揮不可替代的作用。

2 國內研究進展

1976年，航空工業計量所開始籌建動態溫度校準實驗室(迄今為止我國唯一的動態溫度校準實驗室)，此后的二十余年中，動態溫度校準實驗室陸續建立了系列化的校準風洞群，目前該風洞群的氣流溫度覆蓋室溫至1973 K，氣流馬赫數范圍為0.1～0.95，壓力為常壓[23]。從2000年開始，動態溫度校準實驗室系統開展氣流溫度測量與校準方法研究，建立了氣流溫度校準技術體系和標準體系。

原航空工業606所及國內一些高校也在氣流溫度測量技術方面做了相關研究。606所的張中亭，介紹了雙屏蔽抽氣式熱電偶的結構與特點，并研究了抽氣率對其恢復修正系數的影響規律。該型熱電偶具有兩層屏蔽罩，通過抽氣使氣流加速，從而使得輻射誤差和導熱誤差足夠小，而速度誤差則可以通過風洞上的校準結果來進行修正，因此雙屏蔽抽氣式熱電偶適合作為高溫氣流溫度傳感器校準的參考標準。與音速熱電偶相比，雙屏蔽抽氣式熱電偶對偶絲接點的位置沒有過于嚴格的要求、更容易加工、準確度更高，已受到了國內外的廣泛認可[24]。雖然雙屏蔽抽氣式熱電偶被用于高溫氣流溫度的參考標準，但在特定的工況條件下，要想得到理想的設計結構，使傳感器真正地達到高準確度，并不是一件容易的事。雙屏蔽抽氣式熱電偶的精度，對傳感器的結構、尺寸以及外部工況條件等因素高度敏感。

航空工業計量所的趙時安等人參照NASA L FPL發表的技術報告NASA TP1099中所提供的有關結構尺寸,分別制作了L型裸露式和L型單屏蔽式兩種典型結構的溫度傳感器,并在熱校準風洞上，對所制作的兩種溫度傳感器進行了輻射修正系數校準和不確定度分析，與NASA L FPL的有關結果進行了比較。結果表明，二者的輻射修正系數一致性良好，換算成氣流有效溫度，相差約0.6%～0.8%[25]。

中國紡織大學的曹家樅提出了一種四熱電偶法，用于小空間條件下的高溫透明氣流溫度測量。這種方法采用四種不同絲徑的熱電偶測量同一位置的氣流溫度，熱電偶的絲徑越小，對流換熱系數越大，傳熱誤差越小，針對四支熱電偶列出一組熱平衡方程并求解，可得到真實的氣流有效溫度，再進行速度誤差修正，即可得到氣流總溫。四熱電偶法是在三熱電偶法的基礎上發展起來的，主要是為了解決三熱電偶法的計算式對實測溫度過于敏感的問題。結果表明：四熱電偶法高溫氣流溫度測量結果與Hill的零值外推法測量結果非常吻合，據此，對零值外推法做了擴展，使得其適用的偶絲直徑從0.5～1.0 mm擴展到0.5～1.5 mm[26]。四熱電偶法為高溫氣流溫度的準確測量提供了一種新型的方向，可望作為高溫氣流溫度傳感器校準的參考標準。

西安交通大學的朱建寧等人提出了一種雙熱偶加熱補償式高溫氣流溫度測量方法。該方法采用兩支特征尺寸不同的裸露式熱電偶測量同一位置的溫度，對熱電偶進行適當的加熱，以補償輻射熱損失。通過調節兩加熱器的功率，使得兩支熱電偶輸出的電勢差為零。分別列出兩支熱電偶的熱平衡方程，對方程求解，即可得到真實的氣流有效溫度，經速度誤差修正后，可得到氣流總溫[27]。這種方法與三熱電偶法相比，具有更高的準確度。

清華大學的朱德忠與航空工業計量所的廖理等人，通過高溫熱像儀測量碳化硅支桿表面的溫度，同時以裝在碳化硅支桿中的兩支熱電偶作為溫度分布測量的基礎，并輔之以相關傳熱計算模型，測量了熱校準風洞的高溫氣流溫度場，為高溫氣流溫度場的測量提供了一種現實可行的方法[28]。兵器204所的王宏等人利用紅外熱像儀，采用寬帶紅外輻射測溫方法，測量了雙基及改性雙基等金屬含量小的固體推進劑發動機流場輻射溫度，并在熱校準風洞的高溫氣流環境中對測溫系統進行了標定[29]。

中北大學的王楠楠、李仰軍等人研制了以藍寶石光纖為敏感元件的氣流總溫傳感器，對傳感器屏蔽罩內部的溫場、流場進行數值仿真，并對傳感器進行了優化設計與誤差分析[30]。中北大學的郝曉劍等人提出了一種利用藍寶石光纖黑體腔溫度傳感器外推測量高溫的新方法，建立了測量瞬態高溫的黑體腔外推模型，利用分離變量法對其求解，拓展了藍寶石光纖傳感器的測溫上限[31]。海軍某部的高政民等人，采用基于藍寶石黑體腔光纖傳感器的瞬態溫度測量系統，測量了導彈實彈發射時2013 K的燃氣流溫度，為導彈研制過程中的試驗數據綜合分析提供了可靠依據[32]。基于藍寶石光纖的總溫傳感器具有響應快，抗電磁干擾，高溫穩定等優點，適用于某些特殊場合的溫度測量，但藍寶石光纖相對較脆，在制作與使用過程中容易發生斷裂，而且由于藍寶石光纖不易彎折，難以制成多點式溫度傳感器。

中國空氣動力研究與發展中心的伍軍等人采用單銥銠熱電偶作敏感元件，設計成單屏蔽式溫度傳感器，測量了超燃沖壓發動機模型燃燒室的2500 K氣流溫度，但熱電偶絲在使用一段時間后會熔斷[33]。航空工業304所采用表面改性的鎢錸熱電偶作敏感元件，設計成半屏蔽式溫度傳感器，測量了超燃沖壓發動機燃燒室出口的2600 K氣流溫度，每支傳感器裝有三支熱電偶，其中一支用于測量氣流溫度，另外兩支分別用于測量屏蔽罩后壁和側壁的表面溫度，以進行輻射誤差修正，修正后的氣流總溫與理論計算結果非常接近。

針對原有單銥銠熱電偶負極脆斷的問題，航空工業計量所發明了負極合金化的增韌型雙銥銠熱電偶，并成功應用于發動機試驗的2300 K氣流溫度測量。另外，航空工業計量所通過精細化結構設計，結合新型耐高溫材料，研制了多種高精度、高可靠性的實用型高溫氣流溫度傳感器，常壓條件下的校準結果表明，溫度傳感器的測量誤差均不超過2%，而高壓使用時測量誤差最大不超過1%。

國內的高溫氣流溫度測量技術，經數十年的發展，已逐漸形成體系，基于新原理的高溫氣流溫度測量技術，也在各領域不同程度的展開，而推行傳統測量方法的規范化、標準化，同時致力于先進測量方法的研究，將是我國未來一段時間內高溫氣流溫度測量技術的發展重點。

3 結論與展望

高溫氣流溫度測量與校準技術，多年來不斷發展進步。世界各國的科技工作者，在測溫材料與工藝研究、傳感器建模與仿真、結構優化設計、傳感器性能校準試驗研究以及新原理測溫方法探索等方面都做了大量的工作，使得高溫氣流溫度測量與校準技術進入了一個嶄新的階段。

總體來說，國外發達國家在高溫氣流溫度測量與校準技術方面所做工作有如下特點：①用于裝備研制生產試驗或使用的高溫氣流溫度傳感器結構類型相對較少，便于對每一種溫度傳感器的性能做系統深入的研究；②相關專業機構對高溫氣流溫度傳感器性能的影響規律展開大量的研究，形成了完備的數據庫以及完善的數學模型；③針對一些特殊場合高溫氣流溫度測量與校準的需要，利用新材料、新工藝等，發展了多種新型測量與校準方法；④對基于光學、聲學等新原理的測溫方法，進行廣泛深入的研究，為未來更高的測溫需求提供了技術儲備。

對比國外技術發展趨勢，針對我國技術現狀，今后應在以下幾方面持續投入技術關注：①基于復雜現場環境的測溫模型建立；②高測溫上限、高精度、高可靠性的高溫氣流溫度測量；③高溫氣流溫度傳感器與測溫系統極限條件下的校準；④高溫氣流溫度測量規范化、標準化；⑤基于光學、聲學等新原理的高溫氣流溫度測量技術研究。