輻照晶體安裝方式對測溫影響的數值仿真研究

李 欣， 劉德峰， 黃漫國， 梁曉波

(1.航空工業北京長城航空測控技術研究所，北京 101111；2.狀態監測特種傳感技術航空科技重點實驗室，北京 101111)

輻照晶體溫度傳感器作為一種新型的溫度傳感器，具有體積小、質量輕、測溫范圍廣和測溫精度高等特點[1]，尤其是在測溫過程中無需供電、無需引線連接，在使用時可進行大規模布點安裝。相比熱電偶等傳統的測溫方法，輻照晶體溫度傳感器可解決高速旋轉部件、復雜結構件和封閉空間下的測溫難題，在多點測溫、溫場確定方面具有很大優勢。

在國外，輻照晶體高溫測量技術已發展得相當成熟，俄羅斯、美國、日本等已研制出相應傳感器產品，并廣泛地應用于發動機葉片溫度測量、飛行器表面溫度測量等工業及航天航空領域。俄羅斯先后于1999年、2008年在暴風雪號BOR-4和BOR-5航天飛機表面分別安裝了83顆和114顆輻照晶體溫度傳感器，獲得了飛行器整機溫度分布云圖，為飛行器熱防護層的材料選擇、結構參數設計和飛行參數設定等提供了極為關鍵的數據[2]。美國LG Tech-Link公司已生產出相應的產品，該產品尺寸為0.2 mm×0.2 mm×0.38 mm，測試溫度范圍為150～1450 ℃，精度為±5 ℃，如圖1所示。西門子公司將輻照晶體溫度傳感器用于GTX-100發動機葉片溫度試驗中，如圖2所示。在一個葉片上安裝了90個晶體溫度傳感器[3]，用于繪制發動機發熱區域的3D溫度梯度圖，根據以上實驗數據，西門子公司對發動機設計進行了改進。

圖1 LG Tech-Link公司的晶體溫度傳感器

圖2 晶體溫度傳感器用于發動機葉片溫度測量

在國內，輻照晶體測溫技術作為一種新型的測溫技術，也受到越來越多的關注。中國航發四川燃氣渦輪研究院和沈陽發動機研究所開展了關于輻照晶體用于發動機溫度測量的相關研究[4-5]。筆者所在單位對晶體輻照損傷及退火特性開展了相關理論及實驗研究[6]，所研制的輻照晶體溫度傳感器在600～1400 ℃范圍內測溫精度能達到±30 ℃，傳感器體積小于1 mm3。

由于輻照晶體溫度傳感器在使用過程中一般都面臨著高溫高壓強振動等復雜的使用環境，會引入測量誤差，造成工程應用環境下與實驗室環境下測量結果的差異。以輻照晶體測量飛行器熱防護層外表面溫度為例，對不同安裝方式下剛性陶瓷隔熱瓦及輻照晶體的溫度場進行了有限元仿真分析，比較了埋入式和表面粘貼兩種安裝方式的特點，為后續輻照晶體溫度傳感器在真實飛行試驗中的安裝及測試提供理論支持。

1 輻照測溫原理

輻照晶體溫度傳感器主要基于中子輻照缺陷在高溫下復原的性質。晶體材料在高能中子的轟擊下，晶格內部產生大量缺陷，如間隙原子、空位和位錯等，破壞晶體原子周期型排列的特點，即輻照導致晶體晶格從有序性轉變為無序性，體現為晶格體積膨脹[7]。而輻照導致晶體內部產生的缺陷可通過熱處理的方式消除，缺陷的消除取決于熱退火溫度和熱退火時間。因此，輻照導致的各種性能的變化會伴隨著熱退火過程中缺陷的消失而逐漸恢復到未輻照的水平。在恢復過程中，缺陷的總濃度會隨著退火溫度的升高不斷降低，濃度隨時間的變化可表示為

(1)

式中，K為溫度的函數，可表示為

K=K0exp(-U/kT)

(2)

其中,U為激活能；K0為常數；k為氣體常數；T為溫度。f(n)是缺陷濃度n的函數，例如

f(n)=nr

(3)

其中，r為反應級數，由缺陷在恢復過程中具體的消失情況所決定，反應級數r和激活能U可以利用不同溫度下的等溫退火曲線來確定。

由此可見，通過輻照晶體退火階段，即測溫階段的溫度與輻照晶體內部缺陷情況存在對應關系，利用這種對應關系，便可實現溫度的測試[8-9]。因此通過檢測殘余缺陷濃度就可以得到退火過程中的最高溫度。

2 有限元模型和邊界條件

SiC晶體本身具有熱穩定性高、導熱性好和熱容小等物理特性，同時輻照晶體溫度傳感器的體積極小，因此對被測物溫度場的擾動可以忽略不計。結合飛行器外表面熱防護層的氣動特點，主要設計了表面粘貼式和埋入式兩種輻照晶體的安裝方案，即分別將輻照晶體通過高溫膠直接粘接在隔熱瓦外表面和通過在隔熱瓦表面挖槽后將輻照晶體用高溫膠固定在槽內。下面則分別針對輻照晶體在這兩種安裝方式下對測溫結果產生的影響進行有限元仿真分析。

所建立的物理模型具體如圖3所示。其中，輻照晶體溫度傳感器為0.2 mm×0.2 mm×0.38 mm的長方體；剛性隔熱瓦為直徑16 mm、高度10 mm的圓柱體；表面粘貼式安裝方案中膠塊為直徑1 mm的半球體，埋入式安裝方案中凹槽為直徑1 mm、深度0.5 mm的圓柱體。

圖3 兩種安裝方案的物理模型示意圖

以飛行器再入階段的氣動加熱過程為例進行有限元分析。忽略飛行器在隔熱瓦與周圍空氣的熱交換，高速空氣熱流在瞬態狀態中以對換熱為主、熱輻射為輔的導熱形式向隔熱瓦表面進行傳導，以引起整個結構溫度的升高。由于隔熱瓦表面的熱流是非穩態的，導致隔熱瓦內部的導熱方式也是非穩態的，隔熱瓦溫度場隨時間坐標而變化。

以某型飛行器再入階段的氣動加熱計算結果作為熱流載荷輸入條件，如圖4所示。隔熱瓦表面輻射率設為0.85。隔熱瓦、輻照晶體及高溫膠的熱力學參數如表1所示。

圖4 加載的熱流條件

材料密度/g·cm-3導熱系數/W·(m·K)-1比熱容/J·(g·℃)-1隔熱瓦0.42100℃:0.10500℃:0.201000℃:0.251500℃:0.30100℃:0.8500℃:1.0900℃:1.1輻照晶體3.10200.7534高溫膠1.6661.4230

3 結果及分析

經過2080 s的非穩態溫度場仿真計算，分別得到表面粘貼式安裝方案和埋入式安裝方案中隔熱瓦及輻照晶體溫度傳感器在不同時刻下的溫度分布。

表面粘貼式安裝方案中隔熱瓦、輻照晶體的溫度分布情況如圖5、圖6所示，其中圖5(a)、圖6(a)分別為兩者在整個2080 s所經歷的溫度變化。其中隔熱瓦在t=1035 s時達到最高溫度值，具體溫度分布情況見圖5(b)，輻照晶體在t=1040 s時達到最高溫度值，具體溫度分布情況見圖6(b)。

圖5 表面粘貼式安裝方案中隔熱瓦的溫度分布

圖6 表面粘貼式安裝方案中輻照晶體的溫度分布

埋入式安裝方案中隔熱瓦、輻照晶體的溫度分布情況如圖7、圖8所示，其中圖7(a)、圖8(a)分別為兩者在整個2080 s所經歷的溫度變化，其中隔熱瓦在t=1050 s時達到最高溫度值，具體溫度分布情況見圖7(b)，輻照晶體在t=1270 s時達到最高溫度值，具體溫度分布情況見圖8(b)。

圖7 埋入式安裝方案中隔熱瓦的溫度分布

圖8 埋入式安裝方案中輻照晶體的溫度分布

根據以上仿真結果可以看出：

① 對于表面粘貼式安裝方案，隔熱瓦的外表面溫度在t=1035 s時達到最大值1260 ℃，輻照晶體溫度在t=1040 s時達到最大值1260 ℃，兩者經歷的最高溫度相同，只是輻照晶體到達最高溫的時間與隔熱瓦相比延遲5 s。在表面粘貼式安裝方案中，輻照晶體溫度傳感器與隔熱經歷的最高溫度值相同，因此可認為該安裝方式下并未對輻照晶體的測溫引入誤差。

② 對于埋入式安裝方案，隔熱瓦的外表面溫度在t=1050 s時達到最大值1251 ℃，輻照晶體溫度在t=1270 s時達到最大值1232 ℃，輻照晶體達到最高溫的時間比隔熱瓦延遲了220 s，且所經歷的最高溫度值低了19 ℃。由于這種埋入式安裝會對輻照晶體的測溫引入一定的誤差，因此在后期對輻照晶體測溫結果進行分析時需要考慮安裝方式導致的誤差，對測溫結果進行一定的補償。

4 結束語

針對飛行器外表面熱防護層采用表面粘貼及埋入式兩種不同安裝方式下輻照晶體及隔熱瓦的溫度分布進行了有限元仿真分析，通過分析比較兩種安裝方式下的仿真結果可知，在后期對輻照晶體進行數據處理精度相同的情況下，表面粘貼式方案與埋入式方案相比，測量精度更高。但是表面粘貼安裝的牢靠性主要取決于高溫膠在高溫沖擊下的強度，因此對于不同方案的選擇還要綜合權衡被測位置的結構特點和氣動特性，同時結合地面環境試驗、風洞試驗等試驗結果評估而定。