賈博 王淵 楊曉斌 中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院測(cè)控設(shè)備研究所

作為先進(jìn)飛行器研制國(guó)家，美國(guó)近半個(gè)世紀(jì)以來致力于高超聲速和隱身飛行器的發(fā)展，對(duì)我國(guó)傳統(tǒng)防御體系帶來嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，發(fā)展高超音速飛行器成為我國(guó)急迫和緊要的國(guó)防需求。這類飛行器的主要特點(diǎn)是高超音速飛行，氣動(dòng)加熱使飛行器處于高溫高速環(huán)境下，機(jī)體的防熱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度成為影響飛行安全的主要因素，這就需要準(zhǔn)確測(cè)量氣流總溫，為機(jī)體熱強(qiáng)度設(shè)計(jì)提供必需的設(shè)計(jì)參數(shù)。

高超音速氣流總溫能達(dá)到1500℃以上，耐高溫的氣流總溫傳感器在我國(guó)現(xiàn)階段還是空白，國(guó)外同類產(chǎn)品對(duì)我國(guó)又實(shí)行技術(shù)封鎖。因此，需要從溫度測(cè)量原理上分析研究，探索適用于機(jī)載的高超溫氣流溫度測(cè)量方法，研制高超音速氣流總溫傳感器。

1 氣流總溫測(cè)量方法分析

1.1 溫度測(cè)量方法

溫度是表征物體冷熱程度的物理量，常用的測(cè)量方法有接觸式和非接觸式兩種。接觸式測(cè)量是利用熱平衡原理，通過測(cè)溫元件與被測(cè)介質(zhì)接觸并進(jìn)行熱交換，使測(cè)溫元件本身達(dá)到與被測(cè)介質(zhì)相同溫度方法測(cè)量溫度。接觸式測(cè)溫范圍:-200℃～2300℃，這種測(cè)量方法，測(cè)溫準(zhǔn)確度較高，但存在測(cè)溫延遲現(xiàn)象。

非接觸式利用物體的熱輻射能隨溫度變化的原理測(cè)定物體溫度，特點(diǎn)是不與被測(cè)物體接觸，熱慣性小，熱響應(yīng)速度快。非接觸式測(cè)溫范圍可以達(dá)到3000℃以上，但測(cè)溫精度受到物體發(fā)射率、測(cè)量距離、水汽等外界因素影響，其測(cè)量誤差較大。

本文研究的目的為是研制滿足機(jī)載需要的高超音速氣流總溫傳感器，測(cè)量對(duì)象是總溫達(dá)到1000℃以上的高超音速氣流。根據(jù)國(guó)內(nèi)現(xiàn)有技術(shù)能力，只能采用接觸式測(cè)溫方法，研制適用于機(jī)載的高超音速氣流總溫傳感器。

1.2 高速氣流總溫測(cè)量方法分析

在高速氣流的溫度測(cè)量中，測(cè)溫元件對(duì)氣流的阻滯作用引起大氣靜溫與動(dòng)溫之間能量轉(zhuǎn)換，得到氣流阻滯溫度即大氣總溫。由空氣動(dòng)力學(xué)原理知，在絕熱狀態(tài)下，大氣靜溫與大氣總溫之間關(guān)系式（1）。

式中:

由關(guān)系式（1）可知，氣流總溫與氣流馬赫數(shù)成函數(shù)關(guān)系。飛行器在高超音速飛行時(shí)，飛行器與氣流相遇的前緣將產(chǎn)生脫體激波，激波厚度為微米級(jí)量值，氣流通過激波的時(shí)間極短，所產(chǎn)生的熱量來不及向外界傳遞，通常認(rèn)為氣流通過激波是一個(gè)絕熱過程，即激波前后氣流總溫保持不變。由普朗特激波公式可知，超音速氣流在穿過激波之后速度降為亞音速，這樣就將超音速氣流總溫測(cè)量轉(zhuǎn)化成亞音速氣流總溫測(cè)量，不同之處是氣流在穿過激波之后，氣流動(dòng)能的大部分被轉(zhuǎn)化成熱能，氣流已變?yōu)楦邷貧饬鳌?/p>

在實(shí)際氣流總溫測(cè)量過程中，測(cè)溫元件與被測(cè)氣流之間進(jìn)行熱量交換，當(dāng)熱交換達(dá)到平衡狀態(tài)時(shí)，測(cè)溫元件自身溫度達(dá)到一個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)，這時(shí)測(cè)溫元件測(cè)取的是氣流有效溫度，有效溫度與氣流實(shí)際總溫之比稱為總溫恢復(fù)率。為準(zhǔn)確測(cè)量氣流總溫，就必須使與測(cè)溫元件接觸的氣流動(dòng)能盡可能恢復(fù)成熱能。根據(jù)現(xiàn)有產(chǎn)品設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，提高總溫恢復(fù)率比較有效的方法是設(shè)計(jì)阻滯腔。圖1為阻滯腔結(jié)構(gòu)示意圖，通過合理設(shè)計(jì)阻滯比，當(dāng)高速氣流由進(jìn)氣口進(jìn)入阻滯腔后，使氣流速度降到設(shè)計(jì)值，氣流動(dòng)能大部分轉(zhuǎn)化為熱能；當(dāng)氣流到達(dá)測(cè)溫元件熱結(jié)點(diǎn)處時(shí)，被二次阻滯，絕大部分動(dòng)能恢復(fù)成熱能，由測(cè)溫元件感受氣流溫度并轉(zhuǎn)換成電信號(hào)輸出，完成氣流總溫的間接測(cè)量。

圖1 阻滯腔示意圖

由現(xiàn)有產(chǎn)品風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果知，當(dāng)測(cè)溫元件裸露安裝且與氣流方向平行時(shí)，測(cè)溫元件熱結(jié)點(diǎn)的恢復(fù)系數(shù)一般能達(dá)到0.86左右。依據(jù)理論計(jì)算以及風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，利用阻滯腔將氣流速度阻滯到設(shè)定值，經(jīng)過測(cè)溫元件測(cè)量端時(shí)氣流被二次阻滯，兩次阻滯使氣流絕大部分動(dòng)能恢復(fù)成熱能，恢復(fù)系數(shù)能提高到0.93以上。

2 氣流總溫傳感器設(shè)計(jì)

2.1 氣流總溫傳感器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

按照氣流總溫傳感器安裝要求，總溫傳感器應(yīng)安裝在飛行器上氣流擾動(dòng)較小的前沿或遠(yuǎn)離機(jī)身部位。對(duì)于高超聲速飛行器，前緣形狀是影響氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱的關(guān)鍵因素之一。

當(dāng)氣流馬赫數(shù)超過5時(shí)，關(guān)系式（1）計(jì)算可知?dú)饬骺倻貙⑦_(dá)到1500℃以上。在高溫高速氣流的沖刷作用下，現(xiàn)有耐高溫金屬材料的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度均無法承受。分析不同耐高溫材料性能，選用C/C碳纖維（耐溫2500℃，由西工大鑫 高溫材料有限公司生產(chǎn)）作為總溫傳感器殼體的加工材料。

總溫傳感器前緣阻滯腔在不穩(wěn)定氣流作用下，在腔內(nèi)產(chǎn)生強(qiáng)烈的空腔徑向壓力抖動(dòng)，空腔前緣周期性激波抖動(dòng)可能會(huì)帶來不利影響。由風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，當(dāng)阻滯腔的深度與腔口直徑之比限制在0.1～2以內(nèi)，則不會(huì)出現(xiàn)空腔內(nèi)壓力抖動(dòng)。為便于測(cè)溫元件在阻滯腔內(nèi)安裝,阻滯腔的深度與腔口直徑之比選為2。

在高溫高速氣流的沖刷下，為防止或延遲燒蝕發(fā)生，造成阻滯腔阻滯比發(fā)生變化，影響總溫測(cè)量精度。阻滯腔入口及出口邊角均采用圓弧過渡，消除邊沿、銳角結(jié)構(gòu)，如圖2所示。

圖2 阻滯腔入、出口設(shè)計(jì)截面圖

2.2 測(cè)溫元件選用

測(cè)溫元件是總溫傳感器的核心元件，在航空、航天領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用的接觸式測(cè)溫元件主要有兩類:熱電阻類和熱電偶類。熱電阻類通常適應(yīng)于-260℃～1000℃溫度范圍，常用的熱電偶可測(cè)溫度范圍為-50℃～2300℃溫度范圍。本氣流總溫傳感器溫度測(cè)量范圍為:-50℃～1600℃，考慮使用需求，總溫傳感器選用熱電偶作為測(cè)溫元件。

分析常用的熱電偶材料，沒有一種熱電偶能夠達(dá)到全溫區(qū)測(cè)量精度要求。其中S型熱電偶（鉑銠10%-鉑）、R型熱電偶（鉑銠13-鉑）、B型熱電偶絲（鉑銠30-鉑6）三種熱電偶測(cè)量上限滿足要求，但三種熱電偶在500℃以下輸出熱電勢(shì)微?。ㄐ∮?mV），抗干擾能力差；其余熱電偶測(cè)量下限滿足要求，但測(cè)溫上限無法滿足要求。為達(dá)到全溫區(qū)測(cè)量精度要求，采用在總溫傳感器迎風(fēng)面上布置兩種不同熱電偶測(cè)溫元件，如圖3所示。

圖3 兩組測(cè)溫元件安裝示意圖

其中一種選用Ⅰ級(jí)K型熱電偶（鎳洛-鎳硅）作為測(cè)溫元件，這種熱電偶的測(cè)溫范圍:-50℃～1300℃，在設(shè)計(jì)中承擔(dān)-50℃～700℃范圍溫度測(cè)量；另一種選用Ⅱ級(jí)B型熱電偶（鉑銠30-鉑6）作為測(cè)溫元件，這種熱電偶的測(cè)溫范圍:0℃～1820℃，在設(shè)計(jì)中承擔(dān)700℃～1600℃范圍溫度測(cè)量。

通過均衡考慮熱電偶結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和動(dòng)態(tài)響應(yīng)速度，兩種熱電偶均選用線徑為φ0.5mm的熱電偶絲制作。

3 測(cè)量誤差分析

利用熱電偶測(cè)溫時(shí)，熱結(jié)點(diǎn)阻滯使氣流動(dòng)能不可能完全恢復(fù)為熱能，通過輻射、傳導(dǎo)散失掉一部分，熱結(jié)點(diǎn)測(cè)得氣流總溫總小于實(shí)際氣流總溫，由高速氣流導(dǎo)致的速度誤差以及高溫引起的輻射誤差對(duì)總溫測(cè)量結(jié)果的準(zhǔn)確性影響較大。根據(jù)現(xiàn)有裝機(jī)、裝彈同類產(chǎn)品的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，減小速度誤差及輻射誤差的方法是合理設(shè)計(jì)阻滯腔。以下分析計(jì)算在采用阻滯腔結(jié)構(gòu)后,總溫傳感器測(cè)溫誤差的狀況。

3.1 速度誤差

在高速氣流總溫測(cè)量中，氣流動(dòng)能恢復(fù)成熱能的程度用恢復(fù)系數(shù)表示，通過公式（2）計(jì)算。

式中:

為絕熱狀態(tài)下傳感器測(cè)溫元件所感受的溫度，稱為氣流的有效溫度，由于恢復(fù)誤差的存在，即為速度誤差，用符號(hào)表示，（為氣流動(dòng)能在壁面絕熱的條件下恢復(fù)為熱能的部分，大氣總溫與大氣靜溫之差為氣流動(dòng)能全部恢復(fù)為熱能應(yīng)有的能量。公式（3）為在絕熱阻滯下速度誤差計(jì)算公式:

根據(jù)現(xiàn)有產(chǎn)品風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，在設(shè)計(jì)中，總溫傳感器阻滯腔阻滯比設(shè)定為0.3時(shí)，腔內(nèi)氣流速度一般低于0.2。假定氣流總溫為1600℃時(shí)，不考慮其他因素的影響，則速度誤差為:

未采用阻滯腔時(shí)的恢復(fù)系數(shù)約為0.86，由公式（3）計(jì)算知速度誤差達(dá)到19.7K。

3.2 輻射誤差

輻射誤差產(chǎn)生示意圖如圖10所示，根據(jù)傳熱學(xué)原理，輻射誤差由公式（4）計(jì)算可得。

式中:

減小輻射誤差的方法主要是減小測(cè)溫元件與其“看見”壁面的溫差。在本產(chǎn)品設(shè)計(jì)中，阻滯腔在絕熱阻滯氣流的同時(shí)，還具有屏蔽熱輻射作用。在氣動(dòng)加熱作用下，阻滯腔內(nèi)壁溫度接近熱電偶測(cè)量端溫度，即趨近0，輻射誤差可忽略不計(jì)。

4 結(jié)論

本文通過對(duì)高超音速氣流總溫測(cè)量的分析研究，并在現(xiàn)有成熟產(chǎn)品基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)出高超音速氣流總溫傳感器；通過理論分析以及測(cè)量誤差分析，高超音速氣流總溫傳感器能夠滿足在高溫、高速氣流環(huán)境下使用要求。下階段根據(jù)項(xiàng)目要求，完成環(huán)境力學(xué)及風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)，使傳感器結(jié)構(gòu)得到完善。高超音速氣流總溫傳感器研制成功可填補(bǔ)我國(guó)在高溫高速領(lǐng)域的測(cè)溫設(shè)備空白，為未來型號(hào)研制提供技術(shù)支撐。

[1]樊尚春,呂俊芳《航空測(cè)試系統(tǒng)》北京:北京航空航天大學(xué)出版社2005年7月.

[2]空天飛行導(dǎo)論 第7版/（美）安德森 張為華等譯.北京:國(guó)防工業(yè)出版社, 2014.1.

[3]某型大氣總溫傳感器恢復(fù)系數(shù)校準(zhǔn)技術(shù)報(bào)告.北京304所 2009.3

[4]楊世銘,陶文銓 《傳熱學(xué)》北京: 高等教育出版社. 2006年8月.