燃氣輪機無冷卻高溫受感部設計及應用

李宏宇，劉緒鵬，張校東，張 龍，方明磊

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

燃燒室是航空發動機及燃氣輪機3 大核心部件之一，是發動機動力的主要來源。燃燒室性能研究是先進發動機研制的先決條件，而燃燒室出口溫場分布測量及燃燒效率計算是燃燒室性能研究的主要手段，因此，安全可靠、精度滿足使用要求的高溫測量技術尤為重要[1]。

目前，學者們已對燃燒室測溫技術進行了廣泛的研究。毛茂華等[2]詳細地敘述了燃燒室溫度場激光測量技術的特點，并對具體的測量技術原理、方法進行了介紹；王培勇等[3]使用可見光拉曼散射系統對管形火焰的質量分數場和溫場進行了測量，證明了試驗測量結果與CFD 數值模擬具有較好的一致性；許琳等[4]利用超聲測溫原理設計了1套基于銥銠合金傳感器的超聲測溫系統，應用于模擬航空發動機燃燒室出口溫場測量試驗中，并與熱電偶測量數據進行了對比分析；Wei[5]等同樣采用銥銠合金設計了超聲溫度測量系統，并進行了試驗，該裝置可獲得1600°C 以下的超聲波信號，其溫度擬合曲線為室溫至1600°C；王燕山等[6]對紅外光譜測溫技術原理及優缺點進行了分析；楊勇軍等[7]對光纖測溫技術的使用條件、限制和影響進行了分析和總結；王明瑞等[8]對比分析了4 種高溫測量技術，指出燃氣分析測試方法在燃燒室出口溫場測量方面具有可測量高溫、高壓環境性能可靠、成本低等優勢；劉巖等[9]設計了一種適用于燃燒室出口溫度測量的氣冷探針，并利用CFD 軟件對探針的冷卻效果進行了詳細分析，最終應用于某單頭部燃燒室試驗件出口溫場測量中，實現最高測溫2005 K。然而，在上述各種測量手段中，除接觸式的受感部測量方法外，其他幾種均有各自的弊端，但目前所使用的常規氣冷受感部在試驗過程中需引入冷卻介質對殼體進行降溫處理以保證強度，導致燃氣與殼體之間存在明顯的溫度差異，進而造成測量結果具有較大的傳熱誤差；同時，由于前緣冷卻效果不理想[10-11]，經常造成屏蔽罩損壞返修，耽誤試驗進度；而且在實現冷卻結構的同時，極大的增加了設計及裝配復雜度，并在使用時需臺架提供額外的冷卻設備；同時在諸如燃氣輪機低排放燃燒室等出口較小且需布置多個測點的測試條件下，常規氣冷受感部在結構上根本無法實現，不能滿足測量要求。

某型燃氣輪機低排放燃燒室綜合燃燒性能試驗出口溫度場最高溫度超過1200 ℃，要求在極其有限的空間內布置5 個測點，按等環面分布。結構上，常規氣冷受感部測點無法排布，不能滿足試驗要求。針對該問題，本文基于高溫陶瓷復合材料研制了一種用于測量燃燒室出口性能參數的無冷卻高溫受感部，并成功應用于燃燒室試驗中。

1 無冷卻高溫受感部設計方案

1.1 主承力件設計及相關試驗

高溫陶瓷復合材料在高超聲速飛行器等領域已得到一定程度的驗證[12-14]，其高溫強度、熱震性以及高溫抗氧化性等關鍵指標比較適合高溫受感部的研制，因此本文將其作為受感部主承力件即支桿的使用材料。該材料的屬性和制備工藝決定了其不適合焊接，因此支桿需進行一體化加工，首次采用“內埋”式屏蔽罩結構，主承力件設計方案如圖1 所示。“內埋”式屏蔽罩相較于常規的受感部屏蔽罩結構能夠使測量端距屏蔽罩進口的距離盡可能大，保證受感部測量端的屏蔽效果，減小輻射誤差，在發動機燃氣溫度測量領域，這一距離一般取為屏蔽罩內徑的1～4 倍[15]，既能保證裝配的可操作性又盡可能減小了輻射誤差。

圖1 主承力件設計方案

由于高溫陶瓷復合材料首次應用于燃燒室出口高溫燃氣測量，為保證其作為承力件的高溫力學性能滿足試驗需求，特對其進行了相關試驗，高溫陶瓷復合材料力學性能試驗結果見表1。

表1 高溫陶瓷復合材料力學性能試驗結果

此外，對該材料進行了氧化規律試驗，高溫陶瓷復合材料氧化規律試驗結果見表2。在1100～1800°C氧化溫度下，材料的氧化層厚度隨著時間的推移在相同量級上有較大差別，但是相對整個支桿厚度而言，高溫形成的氧化層厚度并不大，經過計算，氧化層厚度變化不大于5×10-5mm/s 便能滿足設計要求，且文中所做的燃燒室試驗時長在4 h以內，因此，可以預見在試驗過程中形成的氧化層是可接受的，不影響試驗正常進行。

表2 高溫陶瓷復合材料氧化規律試驗結果

1.2 受感部總體方案設計

由于高溫陶瓷復合材料不具備焊接條件，本文采用壓接的形式固定陶瓷支桿，安裝座采用GH3044 材料，偶絲采用I 級精度S 偶，為保證絕緣性，偶絲正負極穿套氧化鋁增韌陶瓷管并在支桿內部灌注耐高溫水泥對其進行固定，尾部灌注高溫阻燃密封膠進行密封，無冷卻高溫受感部方案如圖2所示。

圖2 無冷卻高溫受感部方案

2 無冷卻高溫受感部強度計算

本文設計的無冷卻高溫受感部應用于某型燃機低排放燃燒室出口，該截面溫度、壓力均較高，需對設計的受感部進行強度校核，以保證能夠安全有效地完成相關試驗。燃燒室出口附近無轉子件，且受感部安裝截面無顯著激勵因素，因此只對受感部進行靜強度校核。根據安裝條件，可將受感部等效為懸臂梁結構，沿燃燒室出口徑向承受均勻氣動載荷P為

式中：Cx為裕度系數，取1.3；k為絕熱指數，取1.33；P*為來流總壓；ε(λ)為燃氣密度函數

基于時間模型模擬生成阿什河干流河岸植被緩沖帶，其河岸植被緩沖帶最窄區域僅5m寬，最寬區域則能達到41m，其中，河岸植被緩沖帶寬度主要分布在5m至8m之間（圖5）。根據模擬結果，阿什河干流兩側還需劃定2.21km的河岸帶區域作為其河岸植被緩沖帶。

式中：λ為氣流速度系數

式中：V為氣流速度；R為氣體常數；T*為來流總溫。

根據燃燒室出口氣動參數及式（1）～（3）計算得到試驗最大狀態時支桿前緣所受的氣動載荷。利用Workbench 軟件對支桿進行強度分析，支桿靜強度計算結果如圖3所示。

圖3 支桿靜強度計算結果

從圖中可見，支桿所受最大應力在根部，為26.5 MPa，對照表1高溫陶瓷復合材料力學性能參數可知，設計的支桿結構具有足夠的靜強度裕度儲備，滿足使用要求。

3 無冷卻高溫受感部誤差分析

用于燃燒室出口穩態溫場測量的測試受感部，其誤差構成主要包括速度誤差、輻射誤差、導熱誤差、靜態誤差4部分。

3.1 速度誤差

測量高溫燃氣的受感部速度誤差為

3.2 輻射誤差

在高溫燃氣測量領域，輻射誤差可利用經驗公式進行估算

式中：Ma為燃氣馬赫數；Kr為輻射修正系數，對于屏蔽罩結構受感部，Kr可取（19.1±1.6）×10-4；Tj為測量端溫度，可近似為氣流總溫；Ps為氣流靜壓；Tw為滯止室壁溫

由于屏蔽罩壁溫與裸漏熱電偶測得的氣流溫度一致，因此，此時式（6）中r取0.86。將本文試驗最大狀態參數帶入式（6）可計算出輻射誤差為0.056 K。

3.3 導熱誤差

根據無限長樞軸熱傳導理論，在穩態、且忽略輻射換熱的條件下，電偶的導熱誤差為

式中：Tg為氣流有效溫度；Tb為熱匯溫度；L為熱電極的浸入長度；λm為熱電極的導熱系數；d為偶絲直徑，為燃氣對熱電極表面的換熱系數。

一般來講，增加熱電極的浸入長度或減小偶絲直徑均能減小導熱誤差，但偶絲直徑受到強度、壽命和工藝性等因素的限制不易改變，可通過增加浸入長度減小導熱誤差。在測試精度要求較高的環境中，浸入長度與偶絲直徑的比值大于20 便可忽略導熱誤差，本文設計的無冷卻高溫受感部其偶絲浸入流場的長徑比已達到220，可完全忽略導熱帶來的測試誤差。

3.4 靜態誤差

本文設計的無冷卻高溫受感部采用I級精度S型熱電偶，其在使用溫度范圍內的鉑銠10-鉑S 偶允許偏差見表3[16]。

表3 鉑銠10-鉑S偶允許偏差

因此，在受感部的最高使用狀態下，可以計算得到所用偶絲的靜態誤差為ΔTs。

3.5 綜合誤差

受感部的綜合誤差由速度誤差、輻射誤差、導熱誤差和偶絲靜態誤差共同構成

得到受感部的綜合誤差與最高使用溫度的最大相對誤差為-0.128%，滿足±1%的測試精度要求。

4 無冷卻高溫受感部應用

在某型燃氣輪機低排放燃燒室出口溫度場測量試驗中，使用本文設計的受感部共4 支，每支受感部沿出口徑向布置5 個測點，累計試驗130 min。試驗后的受感部如圖4 所示，對4 支受感部測點進行絕緣性和通斷性檢查未發現異常。但發現受感部支桿表面泛白，這是由于高溫陶瓷復合材料氧化后在表面形成致密保護膜造成的，屬于該種材料的正常屬性。支桿前緣的氧化膜經過高溫燃氣的沖刷已經脫落，受感部前緣細節如圖5所示。可見在氧化膜脫落后，支桿表面無異常，不影響正常使用。通過分析試驗數據可知，所測得的溫度數據變化規律與試驗狀態變化規律一致，測得的最高溫度大于1200 ℃。

圖4 試驗后受感部

圖5 受感部前緣細節

5 結論

（1）高溫陶瓷復合材料會在支桿表面形成氧化膜，但并不影響正常使用，可滿足在1200 ℃以上的高溫環境下作為受感部主承力件的使用要求。

（2）采用高溫陶瓷復合材料及“內埋”式屏蔽罩結構，減小了受感部的傳熱誤差，所設計的受感部綜合誤差完全滿足測試精度要求；且由于支桿采用一體化加工，大大降低了設計及裝配復雜度。

（3）燃燒室出口溫場測量試驗結果表明，利用設計的無冷卻高溫受感部所測得的溫度數據變化情況與試驗狀態變化情況一致，能夠反映燃燒室出口溫度分布規律。

（4）在測試截面空間有限且需布置多個測點的環境中，基于高溫陶瓷復合材料的受感部具有較大的應用前景和價值。但考慮該材料的脆性問題，在振動較大的場合應充分考慮受感部動強度裕度，做好受感部使用壽命的評估分析。