飛行試驗用雙結點熱電偶傳感器研究及測量誤差分析

沙心國，文帥，孫日明,*，張宗波，紀鋒

1. 中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074 2. 中國科學院 化學研究所，北京 100190

0 引 言

飛行器熱防護系統直接關系飛行安全，影響飛行器設計成敗。準確的氣動加熱預測是開展飛行器熱防護系統設計的前提[1-2]。飛行試驗是空氣動力研究的主要手段之一，是最為接近真實飛行的驗證方法[3]。飛行試驗獲得的氣動加熱數據是完善氣動加熱計算方法[4]、建立氣動熱天地相關性的重要參照。飛行試驗難度大、周期長、費用高，開展次數一般較少，試驗數據彌足珍貴，對熱流測量傳感器提出了更高要求。另外，為了提升飛行器的航程和升阻比性能，高速飛行器逐漸由傳統的大鈍頭軸對稱外形向尖前緣的面對稱復雜外形發展[5]，尖前緣和復雜型面對熱流測量技術提出了更高挑戰。

飛行試驗的力/熱環境嚴苛而復雜，地面風洞試驗中常用的熱流測量技術一般無法直接應用于飛行試驗的氣動熱測量，需要針對飛行試驗的具體環境和測量需求發展小型化、耐高溫、長時間、高精度的熱流測量傳感器[6]。

飛行試驗的熱流測量技術伴隨著高超聲速飛行器的誕生而發展。半個多世紀以來，自X-15 飛機開始[7]，以美國為代表的航天大國先后研制了一系列高超聲速飛行器，開展了大量高超聲速飛行試驗，所使用的熱流測量技術種類繁多，但傳感器大多結構復雜、體積較大[8-10]。Neumann 等[11]按測量形式將高超聲速飛行試驗測熱技術分為“內置式”和“嵌入式”兩種，其中內置式測熱技術直接測量模型壁面內部溫度歷程，傳感器結構復雜、加工難度大；嵌入式測熱技術則是在模型壁面開孔，插入獨立的熱流測量傳感器進行測量。在飛行試驗中大多采用嵌入式測熱技術，主要使用同軸熱電偶和塞塊式量熱計。美國和澳大利亞聯合開展的HIFiRE-1 和HIFiRE-5 飛行試驗中使用了大量雙結點熱電偶傳感器進行熱流測量[12-16]，該傳感器與同軸熱電偶結構相似，但可同時測量模型表面溫度和背面溫度，是一種飛行試驗熱流測量的優質解決方案。本文針對雙結點熱電偶傳感器的測量原理、結構及測量方法進行研究，并將該傳感器應用于飛行試驗壁面溫度測量，對測得的試驗數據進行誤差分析。

1 測量原理

塞貝克效應（Seebeck effect），又稱“第一熱電效應”，是指由于兩種不同電導體或半導體的溫度差異而引起兩種物質間電壓差的熱電現象。熱電偶正是基于塞貝克效應進行溫度測量的[17]。

圖1 為熱電偶測量溫度的原理示意圖。金屬材料A 和B 組成回路，該回路有兩個結點1 和2，溫度分別為T1和T2，當T1≠T2時，回路中將產生熱電動勢，并在電壓表中顯示出來。該熱電動勢的大小與T1和T2的差值成正比。

圖1 塞貝克效應原理示意圖Fig. 1 Seebeck effect

2 傳感器結構

雙結點熱電偶傳感器主要由內電極、絕緣層、外電極和3 根補償導線組成，如圖2 所示。

圖2 傳感器結構示意圖Fig. 2 Dual-junction thermocouple structure

圖2 的傳感器為E 型，外電極為鎳鉻合金，內電極為銅鎳合金。補償導線CH1 與外電極材料相同，補償導線CH2、CH3 與內電極材料相同。雙結點熱電偶傳感器具有兩個測量結點，傳感器頂端的結點1 為傳感器端面打磨形成的內外電極結點，尾端的結點2 為補償導線CH3 和外電極的焊接點。為避免第三種材料的引入影響測量，采用激光焊接的方法。

同軸熱電偶傳感器與雙結點熱電偶傳感器的結構類似，均由內電極、絕緣層、外電極和補償導線組成，主要區別在于補償導線數量和連接位置。前者有2 根補償導線分別連接傳感器內、外電極，后者則有3 根補償導線分別連接內、外電極。

絕緣層直接影響傳感器的耐溫范圍、響應時間[18]和測量精度。雙結點熱電偶傳感器的絕緣層為新型聚合物陶瓷涂層，通過浸涂的方式，在傳感器表面形成厚度20 μm 以內的均勻耐高溫涂層。

3 測量方法

雙結點熱電偶傳感器有3 根補償導線，任一導線都可作為公共端，分別與其他兩根導線組合形成兩個測量通道，測量獲得結點1 的溫度T1、結點2 的溫度T2和兩個結點的溫度差（T1－T2）等3 個溫度信息中的2 個。測量方案如表1 所示，表中“遠端”是指補償導線的末端。根據熱電偶分度表[19]將試驗測量電壓值換算為溫度值。

表1 測量方案Table 1 Measurement methods

4 飛行試驗測量

傳感器安裝于試驗模型表面，如圖3 所示。傳感器外徑1.4 mm，噴涂厚度0.1 mm 的絕緣層。將噴涂絕緣層的傳感器插入安裝孔（直徑1.6 mm），使結點2 與模型背面緊密接觸而不導通。采用耐高溫絕熱膠固定傳感器，并使模型背面絕熱。傳感器安裝誤差直接影響試驗測量結果[20]，雙結點熱電偶傳感器在安裝孔中固定后，可采用砂紙或銼刀打磨的方法使傳感器內外電極連通，形成結點1，同時使傳感器頂端與模型表面保持型面一致，保證測量精度。

圖3 傳感器安裝示意圖Fig. 3 Illustration of the dual-junction thermocouple installment

為保證傳感器與模型壁面的熱匹配性能，結點2 與模型背面距離小于1 mm，結點2 與外電極尾端距離小于2 mm，傳感器內外電極長度差小于5 mm[21]。傳感器用補償導線直徑為0.1 mm。

傳感器與模型絕緣可有效降低電磁干擾，提高測量信號的信噪比。傳感器表面涂層很薄，導熱性能較好，傳感器與模型能夠充分換熱，熱匹配性能較好。模型背面的絕熱層可有效減小傳感器尾端和導線的熱量散失，改善傳感器與模型的熱匹配性能。另外，模型背面耐高溫絕熱層還具有保護飛行器艙內儀器設備的作用。

在飛行試驗中，采用表1 中的方案1 進行測量，以CH1 作為公共正極，分別與CH2 和CH3 組成測量通道，測量結點1 和2 的溫度T1和T2。

假設傳感器與模型具有良好的熱匹配性能，傳感器結點1 測得的溫度即為模型表面溫度。傳感器尺寸較小，可以忽略傳感器對模型溫度分布的影響。以飛行器表面等壁厚平面區域某點測得的模型表面溫度Texp-f作為輸入條件，求解瞬態熱傳導方程，得到模型背面溫度Tcom-b作為模型背面溫度理論值。傳熱計算中，壁面厚度、熱物性參數與飛行試驗的模型壁面參數一致。傳熱計算模型如圖4所示。

圖4 傳熱計算模型示意圖Fig. 4 Illustration of heat transfer computation

圖5 為飛行器表面等壁厚平面區域某點的溫度變化歷程（圖5（b）為圖5（a）右上角局部放大）。對比模型背面溫度理論值Tcom-b與測量值Texp-b可以發現：在溫度升高階段，Texp-b低于Tcom-b；在溫度下降階段，隨著時間的推移，Texp-b由低于Tcom-b逐漸變為高于Tcom-b（如局部放大圖所示）。在飛行試驗中段，飛行器處于平飛階段，傳熱趨向于穩態傳熱，模型背面溫度的測量誤差逐漸減小，造成誤差的主要原因是模型背面溫度測量結點的響應時間較長。

圖5 模型某點的壁面溫度信息Fig. 5 Surface temperature of a flight model point

5 測量誤差分析

傳感器與模型的熱匹配性能、傳感器的熱響應性能是傳感器測量誤差的主要來源。影響熱匹配性能的主要因素是模型材料、絕緣導熱涂層材料和傳感器結構；傳感器的熱響應性能則主要受結點尺寸和安裝結構影響。雙結點熱電偶傳感器的表面溫度測量結點（結點1）是通過打磨形成的金屬電極劃痕，結點尺寸小、響應快；而背面溫度測量結點2 則是導線與外電極的焊點，與結點1 相比，結點2 尺寸大、響應相對較慢。另外，為了屏蔽電磁干擾，結點2 與模型背面之間以一層絕緣涂層分隔，該絕緣涂層也會使結點2 的熱響應時間更長。

6 結 論

1）雙結點熱電偶傳感器尺寸小、響應快、安裝方便、與模型表面保型性好，可同時測量模型表面溫度和背面溫度，尤其適用于三維熱傳導嚴重區域的熱流測量。

2）結點2 的尺寸比結點1 更大，與模型背面之間有絕緣涂層分隔，影響了結點2 的熱響應性能。

3）雙結點熱電偶傳感器測量模型背面溫度的誤差相對較大，目前尚無相應的熱流辨識方法。采用模型表面溫度測量值進行熱流辨識，采用背面溫度測量值進行辨識熱流校正，是雙結點熱電偶傳感器未來應用的一個方向。

致謝：感謝劉吳月工程師在測量電路方面提供的幫助，感謝潘俊杰工程師在傳感器安裝方面提供的幫助。