一種航空發動機防冰傳感器測溫特性試驗研究

張潔珊，朱劍鋆，閔現花，蘇 杰

（中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海 200241）

飛機結冰研究始于20世紀20年代后期，而航空發動機內部復雜的三維流動和旋轉效應，使得航空發動機結冰比飛機結冰復雜得多［1?3］。航空發動機在結冰氣象條件下運行時，其進氣區域易出現結冰，結冰會改變進氣零部件的氣動外形，冰層脫落可能導致壓氣機的機械損傷，進而影響發動機性能及飛行安全［4］。隨著冰風洞的建立和結冰軟件的開發，研究人員也增大了對發動機結冰防冰問題的研究［5?9］。

航空發動機的運行有賴于機載傳感器信號［10］，如用于監控發動機各截面溫度參數的溫度傳感器，其測試精度對于發動機的安全運行非常重要［11］。傳統的傳感器研究主要集中于溫度、壓力及振動機載傳感器的計量、失效分析、裕度設計及優化［12?17］。位于進氣系統的溫度傳感器，在結冰氣象環境中存在結冰風險，尤其是感溫元件結冰會增大感溫元件表面的換熱熱阻，影響感溫元件感受外界環境溫度的能力。傳感器結冰將導致傳感器測溫值與環境溫度存在差異，引起發動機的性能變化，甚至引發飛行事故。因此，存在結冰風險的傳感器通常需要采用防冰措施，包括結構防冰及熱防冰。傳感器若采用熱氣防冰的結構形式，通常選擇熱氣直通非流量控制的方式進行防冰。由于熱氣會對傳感器測試參數造成擾動，因此通常還需要考慮熱氣對傳感器本身的測量造成的影響，為此，對熱氣防冰傳感器在非結冰條件下的測量響應特性分析也就尤為重要。盡管上述工作也可以通過數值仿真手段開展［18?19］，但由于傳感器內的熱氣流動屬于微小尺度強迫對流換熱，且與外部氣流存在強摻混影響，流動尺度跨越較大，流型復雜，數值仿真的精度難以保證，因此，仿真方法通常只能用于趨勢研究，傳感器防冰系統設計分析仍然需要結合試驗研究開展。

本文對一種航空發動機熱氣防冰傳感器開展了冰風洞試驗研究，系統研究了來流參數及熱氣參數變化對傳感器測溫結果的影響，獲得了傳感器測溫特性隨來流總溫、熱氣流量、熱氣溫度及水滴參數變化的結果，結果可用于傳感器防冰設計及其優化。

1 試驗模型與試驗設備

1.1 試驗原理

使用冰風洞和熱氣系統，模擬熱氣防冰傳感器在航空發動機內的運行環境。通過對比試驗來流總溫與熱氣防冰傳感器測量總溫，表明傳感器的測溫特性。其中，因熱氣對傳感器測量值有影響，廣義定義的總溫恢復系數可能大于1，因此，定義傳感器測量偏差度為總溫恢復系數與1 的差值，用以表征傳感器的測溫特性。

1.2 試驗裝置

試驗在中航工業武漢航空儀表有限公司的YBF?05 結冰風洞中實施，該風洞為一座臥式回流亞聲速結冰風洞，試驗段上游可設置過冷水滴噴霧段使試驗段達到所需的云霧條件。冰風洞的主要性能參數如表1 所示。試驗段來流總溫可控制在±2 K 內。通過相位多普勒粒子分析儀標定試驗段水滴中位體積直徑（Median volume diameter，MVD），使用冰刀法標定液態水含量（Liquid water content，LWC），確保MVD 與目標值的不確定度小于10%，LWC 與目標值的不確定度小于20%。熱氣系統為試驗提供熱氣源，通過熱式質量流量計及調節減壓閥控制供氣總流量；隨后，通過浮子流量計及調節管路上的高精度針閥，確保供氣流量。電加熱器的加熱功率通過控制系統進行調節，使熱氣溫度控制在±2 K 內。試驗裝置如圖1 所示。

表1 YBF?05 結冰風洞性能參數Table 1 YBF?05 ice tunnel performance parameters

圖1 試驗裝置示意圖Fig.1 Schematic diagram of test setup

1.3 試驗對象

試驗對象為一種航空發動機熱氣防冰溫度傳感器，熱氣進入傳感器并加熱傳感器前緣后，從氣膜出口排出。在熱氣防冰傳感器實際工作條件下，傳感器僅測量段暴露在來流環境中，因此，試驗設計了矩形保護罩將傳感器安裝段以及供氣管路進行了遮擋，設計了前緣導流結構以減緩流動渦旋。熱氣防冰傳感器安裝示意如圖2 所示。為了確保熱氣防冰傳感器入口的熱氣溫度，在熱氣引氣管路上布置了1 個PT100 熱電阻溫度傳感器。試驗中所使用的熱氣引氣管路直徑為10 mm，管路外包裹1 層厚度為20 mm 的高溫石英保溫棉，同時，熱氣防冰傳感器安裝端（置于保護罩內）也采用石英保溫棉進行包裹，以減少熱氣傳輸過程中與周圍環境的換熱。熱氣防冰傳感器的安裝夾具和熱氣管路安裝示意如圖3 所示。

圖2 熱氣防冰傳感器安裝示意Fig.2 Installation of the anti?icing sensor

圖3 熱氣防冰傳感器夾具及熱氣管路安裝示意Fig.3 Installation of the anti-icing sensor fixture and tube

1.4 試驗測試

試驗需要測量的參數包括試驗段來流總溫、總壓、靜壓，防冰熱氣流量、總溫以及熱氣防冰傳感器測量溫度等參數。試驗段的主要測量設備為：

（1）差壓傳感器，型號PTX5072?TC?A3?CB?H0?PAt，精度0.04%，測量0～14 kPa。其中來流速度通過試驗段總靜壓差換算得到。

（2）防冰總溫傳感器，型號GZW?4，精度0.1%，量程-40～60 ℃。

熱氣系統測量設備：

（1）熱電阻溫度傳感器，型號PT100，精度為±0.3 ℃，量程-30～300 ℃。

（2）壓力變送器，型號HB26SA，精度±0.5%，量程0～5 bar。

（3）玻 璃 浮 子 流 量 計，型 號LZB?40，精 度±1.5%，量程6～60 m3/h。當流量計中浮子穩定在錐管的某一高度時，讀取氣體體積流量。通過測量流入氣體的溫度和壓力，得到氣體密度，進而換算氣體的質量流量。

熱氣防冰溫度傳感器自帶2 個測量通道（通道1 和通道2，對應傳感器測量溫度為Tm1和Tm2），即2個感溫元件，用于測量環境總溫。

本次試驗數據采集系統分為3 個模塊：風洞數據采集模塊、氣源數據采集模塊以及溫度采集模塊。結冰風洞自帶數據采集模塊可以實時得到風洞內壓力和溫度數據，采集頻率為1 Hz。氣源數據采集模塊主要是熱氣流量的測量和采集，流量在整個試驗過程中變化較小，流量數據通過目視記錄。試驗相關的溫度數據的采集通過NI 采集儀進行實時記錄，采集頻率為10 Hz。

1.5 試驗工況

由于本熱氣防冰溫度傳感器采用熱氣直通而非流量控制的方式進行防冰，在熱氣防冰傳感器實際工作條件下，除結冰氣象條件外，航空發動機在非結冰氣象條件中運行時，熱氣仍將通入傳感器中，因此，需要定量研究干空氣和過冷水的不同來流參數及熱氣參數對傳感器測溫結果的影響。干空氣條件下，變熱氣溫度、變來流總溫和變熱氣流量的試驗工況如表2所示，其中，試驗在常壓下進行。

表2 干空氣試驗工況Table 2 Dry air test conditions

防冰試驗工況如表3 所示，其中過冷水滴中位體積直徑MVD 均為20 μm，噴霧時間均為600 s。

表3 防冰試驗工況Table 3 Anti?icing test conditions

2 結果與討論

2.1 熱氣溫度對測溫特性的影響

在表2 變熱氣溫度工況條件下，熱氣防冰傳感器穩定150 s 的溫度響應特性曲線如圖4 所示。其中，Th1～Th5對 應 熱 氣 總 溫 分 別 為320、375、400、450 及500 K，T代表溫度結果，包括傳感器測量溫度Tm1和Tm2及來流總溫T0。不同熱氣溫度條件下，傳感器測量偏差度如圖5 所示。

圖4 傳感器測溫特性隨熱氣溫度變化曲線Fig.4 Sensor temperature measurement characteristic changing with the heat temperature

圖5 傳感器測量偏差度隨熱氣溫度變化Fig.5 Sensor measurement deviation changing with the heat temperature

試驗結果表明，熱氣溫度的升高對熱氣防冰傳感器感溫元件的影響不同，對比通道1 和通道2 的測溫值，當熱氣溫度為320 K 和350 K 時，通道2 的測溫值低于通道1 的測溫值；當熱氣溫度高于375 K 后，通道2 的測溫值均高于通道1 的測溫值；同時，隨著熱氣溫度的升高，通道1 和通道2 的測溫值差值增大，兩者的平均差值由0.2 K 增大到1.0 K。同時，由圖5 可以看出，隨著熱氣溫度的升高，傳感器測量偏差度由0.46%增大到4.48%，說明傳感器感溫元件處的溫度變化直接受熱氣溫度變化的影響。當熱氣溫度超過375 K 時，傳感器測量偏差度超過2%。通過分析可知，雖然傳感器的結構保證熱氣不會流經傳感器測溫腔，但當熱氣溫度較高時，傳感器測溫腔壁面會被熱氣加熱到一定溫度，導致測溫腔內氣體溫度隨之升高，同時，考慮壁面對感溫元件的輻射作用，最終影響了傳感器的測溫結果。

因傳感器測量偏差度隨熱氣溫度的增加而增大，且呈現出線性的趨勢，故使用線性擬合方式，獲得熱氣防冰傳感器測量偏差度隨熱氣溫度變化趨勢為

擬合結果表明，熱氣溫度在320～500 K 范圍內，偏差度擬合值與測量值差值的絕對值小于0.5%。

需要說明的是，因傳感器熱氣參數受發動機狀態的限制，在相同來流條件（來流總溫）和熱氣流量的條件下，熱氣溫度僅在一定范圍內波動，可避免試驗中因熱氣溫度變化較大導致的測量偏差度過大。另外，應對傳感器的防冰加熱結構進行優化，如設置隔熱結構避免過多熱量導入測溫腔影響測溫結果。

2.2 來流總溫對測溫特性的影響

在表2 所示變來流總溫工況條件下，傳感器穩定150 s 的溫度響應特性曲線如圖6 所示。其中，T01～T04的 來 流 總 溫 分 別 對 應250、260、270 及275 K。不同來流總溫條件下，傳感器測量偏差度如圖7 所示。

圖7 傳感器測量偏差度隨來流總溫變化Fig.7 Sensor measurement deviation changing with the air total temperature

由圖6 可以看出，通道1 和通道2 的測溫值幾乎重合，通道1 和通道2 測溫值的平均差值小于0.2 K。同時，結合熱氣溫度對傳感器測溫特性的影響，在熱氣條件相同時，來流總溫越高，熱氣對傳感器測量值變化的影響越小。由此可知，來流總溫的變化對傳感器的測量不會產生較大影響。

圖6 傳感器測溫特性隨來流總溫變化曲線Fig.6 Sensor temperature characteristic measurement changing with the air total temperature

因傳感器測量偏差度隨來流總溫變化較小，且傳感器測量偏差度隨來流總溫的升高呈現線性下降趨勢，故使用線性擬合方式，得到傳感器測量偏差度隨來流總溫變化趨勢為

擬合結果表明，來流總溫在250～275 K 范圍內，偏差度在溫度范圍內小于0.04%。

2.3 熱氣流量對測溫特性的影響

在表2 變熱氣流量工況條件下，傳感器穩定150 s 的溫度響應特性曲線如圖8 所示。其中，Mh1～Mh5對 應 熱 氣 流 量 分 別 對 應0、3、5、8 及10 g/s。不同熱氣流量條件下，傳感器測量偏差度如圖9 所示。

圖8 傳感器測溫特性隨熱氣流量變化曲線Fig.8 Sensor temperature measurement character?istic changing with the heat flow

圖9 傳感器測量偏差度隨熱氣流量變化曲線Fig.9 Sensor measurement deviation changing with the heat flow

當傳感器未通熱氣時，即熱氣流量為0 g/s 時，傳感器測溫值略小于來流總溫，此時，通道1 和通道2 的測溫值平均差值小于0.1 K。當傳感器通入熱氣后，傳感器測溫特性發生了變化，此時，傳感器測溫值均高于來流總溫，且通道1 測溫值均大于通道2 測溫值，但通道1 和通道2 的測溫值相差較小，約為0.2 K。

由圖9 可以看出，隨著熱氣流量的升高，傳感器測量偏差度整體呈現小幅上升趨勢，但并不單調，傳感器測量偏差度均不超過1.3%。以來流速度50 m/s、來流總溫260 K、熱氣總溫320 K 以及熱氣流量5 g/s 為基準，此時，傳感器測量偏差度為0.46%。對比熱氣流量和熱氣溫度對傳感器測溫偏差的影響，可以看出，當熱氣總溫從320 K 上升到500 K 時，熱氣總溫增加0.56 倍，傳感器測量偏差度上升至4.48%；而當熱氣流量從5 g/s 上升到8 g/s 時，熱氣流量增加0.6 倍，傳感器測量偏差度僅上升至1.26%。由此可以推測，相較于熱氣溫度的變化，熱氣流量的變化對換熱效果的影響較小，且受限于傳感器熱氣通道尺寸的影響，傳感器熱氣流量無法持續增大，當發動機狀態增大，傳感器對應來流總溫和引氣參數（溫度、壓力）持續增大后，傳感器流量幾乎不變，轉而主要考慮熱氣溫度對傳感器測溫特性的影響。

通過分析可知，傳感器測量偏差度隨熱氣流量的增加應呈現出上升的趨勢，而試驗結果中，傳感器測量偏差度隨熱氣流量的增加出現了波動上升的趨勢，線性擬合方式無法描述其趨勢變化。為滿足偏差度擬合值與測量值差值的絕對值小于0.5%，通過數據分析，使用冪函數擬合方式，得到傳感器測量偏差度隨熱氣流量變化趨勢為

擬合結果表明，熱氣流量在10 g/s 內，偏差度擬合值與測量值差值的絕對值小于0.5%。

傳感器測溫目標是來流氣體流入測溫腔到達傳感器感溫元件過程中，氣流溫度不受影響，因此，除了設置隔熱結構避免過多熱量導入測溫腔影響測溫結果外，還需考慮降低測溫腔內的熱邊界層厚度。另外，來流氣體在測溫腔進出口流動，測溫腔內部必然存在對流換熱較弱的區域，此區域的氣流被測溫腔壁面加熱，傳感器感溫元件裝載體又被此區域氣流加熱，此時，存在部分熱量通過傳感器感溫元件裝載體傳導至感溫元件處的可能。如若在感溫元件裝載體上設置隔熱結構，可減少感溫元件裝載體熱量傳導至感溫元件帶來測溫偏差。

2.4 防冰對測溫特性的影響

2.4.1 工況ANTI_1

在表3 工況ANTI_1 條件下，噴霧開始后，熱氣防冰傳感器測溫腔入口上下緣處逐漸結冰，凝結冰為明冰，而傳感器前緣未出現結冰現象。結束噴霧（噴霧600 s）時，傳感器表面的結冰狀態如圖10所示。

圖10 傳感器結冰情況（ANTI_1，噴霧600 s 結束后）Fig.10 Sensor ice situation (ANTI_1, after 600 s of spraying)

試驗過程中，防冰引氣溫度和來流總溫基本穩定，溫度偏差不超過1 K。噴霧前后，傳感器測溫特性隨時間變化如圖11 所示。在時間t=0 s 時開啟噴霧；噴霧前，受到熱氣的影響，傳感器測溫值已高于冰點溫度，約為276 K；噴霧開始后，受到過冷水滴的影響，傳感器測溫值略有降低，但仍高于冰點溫度；噴霧240 s 內，傳感器測溫值相對穩定；噴霧240 s 后，傳感器測溫值突然升高，并在通道1 測溫值約286 K、通道2 測溫值約284 K 的峰值后逐漸降低直至穩定。數據采集結束時，傳感器測溫穩定在284 K 左右。從結果可以看出，最終傳感器測溫值比噴霧前上升了約8 K。

圖11 傳感器總溫測量特性曲線（ANTI_1）Fig.11 Sensor temperature characteristic curves（ANTI_1）

觀察試驗過程，試驗起始階段，傳感器測溫腔入口下沿溫度較高，沒有發生結冰；隨著時間推移，結冰從傳感器測溫腔入口上沿產生；隨著結冰增長逐漸延伸到傳感器測溫腔入口下沿，最終堵塞了傳感器測溫腔入口。

通過分析可知，未開啟噴霧時，受到防冰熱氣的影響，部分熱量傳導至傳感器測溫腔，導致傳感器測溫腔內溫度上升，傳感器測溫結果略大于來流溫度。噴霧開啟后，由于傳感器測溫腔入口處防冰效果薄弱，由此處開始結冰。傳感器測溫腔入口結冰量較少時，結冰未對傳感器測量造成較大影響；但隨著時間推移，結冰量增長，傳感器測溫腔入口逐漸被結冰堵塞，導致進入測溫腔的氣流減少，測溫腔壁面溫度對測溫腔的加熱效應大于氣流帶走測溫腔的熱量，測溫腔溫度逐漸升高，使得傳感器測溫值跟隨升高。此時，測溫腔內溫度雖然高于冰點，可融化部分冰，但冰的融化速率仍小于外部結冰的速率，結冰量逐漸增長。當冰完全堵塞傳感器測溫腔入口，氣流無法有效帶走傳感器測溫腔內的熱量，傳感器測溫腔溫度持續上升。當傳感器測溫腔入口處的結冰融化，氣流通過空隙進入傳感器測溫腔，測溫腔內溫度略有降低并逐漸穩定。

2.4.2 工況ANTI_2

在表3 工況ANTI_2 條件下，噴霧開始后，熱氣防冰傳感器測溫腔入口上下緣處逐漸結冰，而傳感器前緣未出現結冰現象。結束噴霧（噴霧600 s）時，傳感器表面的結冰狀態如圖12 所示。

圖12 傳感器結冰情況（工況ANTI_2，噴霧600 s 結束后）Fig.12 Sensor ice situation (ANTI_2, after 600 s of spraying)

試驗過程中，防冰引氣溫度和來流總溫基本穩定，溫度偏差不超過1 K。噴霧前后，傳感器測溫特性隨時間變化如圖13 所示。在時間t=0 s 時開啟噴霧，噴霧前，傳感器測溫值約為271 K；噴霧開始后，傳感器測溫值略有降低；在噴霧90 s 后，傳感器測溫值出現明顯上升；在噴霧450 s 后，傳感器測溫值基本達到穩定的282 K。從結果可以看出，最終傳感器測溫值比噴霧前上升了約11 K。

圖13 傳感器總溫測量特性曲線（工況ANTI_2）Fig.13 Sensor temperature characteristic curves（ANTI_2）

試驗過程中，防冰引氣溫度和來流總溫基本穩定，溫度偏差不超過1 K。噴霧開始后，由于來流中過冷水滴的影響，傳感器表面溫度有所降低，但是由于防冰引氣的影響，傳感器前緣各測點溫度仍大于冰點。工況ANTI_2 與ANTI_1 的試驗結果較為一致，另外，由于工況ANTI_2 較ANTI_1 來流總溫和防冰引氣溫度更低，將使得傳感器表面溫度維持在更低的水平；工況ANTI_2 的液態水含量也較小，使得工況ANTI_2 傳感器表面結冰速率比工況ANTI_1 的更慢，傳感器測溫腔入口被冰堵塞的時間延遲了約180 s。

2.4.3 工況ANTI_3

在表3 工況ANTI_3 條件下，噴霧開始后，熱氣防冰傳感器測溫腔入口上下緣處逐漸結冰，傳感器前緣熱電偶位置出現少量結冰。噴霧過程中，傳感器表面的結冰狀態如圖14 所示。

圖14 傳感器結冰情況（ANTI_3）Fig.14 Sensor ice situation (ANTI_3)

試驗過程中，防冰引氣溫度和來流總溫基本穩定，溫度偏差不超過1 K。噴霧前后，傳感器測溫特性隨時間變化如圖15 所示。在時間t=0 s 時開啟噴霧；噴霧開始后，傳感器測溫值略有降低，隨后，傳感器測溫值出現明顯上升；噴霧約300 s 時，傳感器測溫值略微下降，隨后，傳感器測溫值持續上升；在噴霧600 s 后，傳感器測溫值尚未達到穩定狀態。從結果可以看出，最終傳感器測溫值比噴霧前上升了約8 K。

圖15 傳感器總溫測量特性曲線（ANTI_3）Fig.15 Sensor temperature characteristic curves（ANTI_3）

通過工況ANTI_1 和ANTI_2 結果推測，由于工況ANTI_3 液態水含量較小，其傳感器測溫腔入口未被冰完全封住，測溫腔未形成封閉腔，氣流仍可流進測溫腔，并通過測溫腔換熱。測溫腔溫度始終低于冰點溫度，因此，未出現與工況ANTI_1 和ANTI_2 類似的測點溫度高于冰點溫度的現象。

3 結 論

通過冰風洞試驗研究了熱氣防冰溫度傳感器的測溫特性，主要結論包括：

（1）在非結冰條件下，傳感器通熱氣與否對傳感器測溫特性影響較大，隨著熱氣溫度的升高，傳感器測量偏差度單調增大；來流總溫越高，熱氣加熱測溫腔壁面帶來的影響越小，傳感器測溫偏差度降低；熱氣流量的變化對傳感器測溫的影響較小，隨著熱氣流量的升高，傳感器測溫偏差度小幅上升；通過試驗定量說明了上述參數對測溫特性的影響。

（2）傳感器使用環境受航空發動機工作狀態的影響，當來流速度約為50 m 時，來流總溫小于275 K、熱氣溫度小于500 K 以及熱氣流量小于10 g/s 時，傳感器測量偏差度不超過1.5%。非結冰條件下，對傳感器溫度測量偏差度進行了擬合，偏差度擬合值與測量值差值的絕對值小于0.5%。

（3）在結冰試驗條件下，傳感器的內部防冰設計能保證傳感器前緣溫度高于冰點，但在傳感器測溫腔入口處存在結冰風險；傳感器測溫腔入口少量結冰對傳感器的測溫影響較小，但當傳感器入口被冰堵塞，傳感器測量得到的溫度結果與外界環境存在較大偏差，因此需要考慮有效地技術手段，防止傳感器測溫口因結冰發生堵塞。