高超音速气流总温传感器设计

贾博 王渊 杨晓斌 中国飞行试验研究院测控设备研究所

作为先进飞行器研制国家，美国近半个世纪以来致力于高超声速和隐身飞行器的发展，对我国传统防御体系带来严峻挑战，发展高超音速飞行器成为我国急迫和紧要的国防需求。这类飞行器的主要特点是高超音速飞行，气动加热使飞行器处于高温高速环境下，机体的防热结构强度成为影响飞行安全的主要因素，这就需要准确测量气流总温，为机体热强度设计提供必需的设计参数。

高超音速气流总温能达到1500℃以上，耐高温的气流总温传感器在我国现阶段还是空白，国外同类产品对我国又实行技术封锁。因此，需要从温度测量原理上分析研究，探索适用于机载的高超温气流温度测量方法，研制高超音速气流总温传感器。

1 气流总温测量方法分析

1.1 温度测量方法

温度是表征物体冷热程度的物理量，常用的测量方法有接触式和非接触式两种。接触式测量是利用热平衡原理，通过测温元件与被测介质接触并进行热交换，使测温元件本身达到与被测介质相同温度方法测量温度。接触式测温范围:-200℃～2300℃，这种测量方法，测温准确度较高，但存在测温延迟现象。

非接触式利用物体的热辐射能随温度变化的原理测定物体温度，特点是不与被测物体接触，热惯性小，热响应速度快。非接触式测温范围可以达到3000℃以上，但测温精度受到物体发射率、测量距离、水汽等外界因素影响，其测量误差较大。

本文研究的目的为是研制满足机载需要的高超音速气流总温传感器，测量对象是总温达到1000℃以上的高超音速气流。根据国内现有技术能力，只能采用接触式测温方法，研制适用于机载的高超音速气流总温传感器。

1.2 高速气流总温测量方法分析

在高速气流的温度测量中，测温元件对气流的阻滞作用引起大气静温与动温之间能量转换，得到气流阻滞温度即大气总温。由空气动力学原理知，在绝热状态下，大气静温与大气总温之间关系式（1）。

式中:

由关系式（1）可知，气流总温与气流马赫数成函数关系。飞行器在高超音速飞行时，飞行器与气流相遇的前缘将产生脱体激波，激波厚度为微米级量值，气流通过激波的时间极短，所产生的热量来不及向外界传递，通常认为气流通过激波是一个绝热过程，即激波前后气流总温保持不变。由普朗特激波公式可知，超音速气流在穿过激波之后速度降为亚音速，这样就将超音速气流总温测量转化成亚音速气流总温测量，不同之处是气流在穿过激波之后，气流动能的大部分被转化成热能，气流已变为高温气流。

在实际气流总温测量过程中，测温元件与被测气流之间进行热量交换，当热交换达到平衡状态时，测温元件自身温度达到一个稳定状态，这时测温元件测取的是气流有效温度，有效温度与气流实际总温之比称为总温恢复率。为准确测量气流总温，就必须使与测温元件接触的气流动能尽可能恢复成热能。根据现有产品设计经验，提高总温恢复率比较有效的方法是设计阻滞腔。图1为阻滞腔结构示意图，通过合理设计阻滞比，当高速气流由进气口进入阻滞腔后，使气流速度降到设计值，气流动能大部分转化为热能；当气流到达测温元件热结点处时，被二次阻滞，绝大部分动能恢复成热能，由测温元件感受气流温度并转换成电信号输出，完成气流总温的间接测量。

图1 阻滞腔示意图

由现有产品风洞试验结果知，当测温元件裸露安装且与气流方向平行时，测温元件热结点的恢复系数一般能达到0.86左右。依据理论计算以及风洞试验验证，利用阻滞腔将气流速度阻滞到设定值，经过测温元件测量端时气流被二次阻滞，两次阻滞使气流绝大部分动能恢复成热能，恢复系数能提高到0.93以上。

2 气流总温传感器设计

2.1 气流总温传感器结构设计

按照气流总温传感器安装要求，总温传感器应安装在飞行器上气流扰动较小的前沿或远离机身部位。对于高超声速飞行器，前缘形状是影响气动力、气动热的关键因素之一。

当气流马赫数超过5时，关系式（1）计算可知气流总温将达到1500℃以上。在高温高速气流的冲刷作用下，现有耐高温金属材料的结构强度均无法承受。分析不同耐高温材料性能，选用C/C碳纤维（耐温2500℃，由西工大鑫 高温材料有限公司生产）作为总温传感器壳体的加工材料。

总温传感器前缘阻滞腔在不稳定气流作用下，在腔内产生强烈的空腔径向压力抖动，空腔前缘周期性激波抖动可能会带来不利影响。由风洞试验验证，当阻滞腔的深度与腔口直径之比限制在0.1～2以内，则不会出现空腔内压力抖动。为便于测温元件在阻滞腔内安装,阻滞腔的深度与腔口直径之比选为2。

在高温高速气流的冲刷下，为防止或延迟烧蚀发生，造成阻滞腔阻滞比发生变化，影响总温测量精度。阻滞腔入口及出口边角均采用圆弧过渡，消除边沿、锐角结构，如图2所示。

图2 阻滞腔入、出口设计截面图

2.2 测温元件选用

测温元件是总温传感器的核心元件，在航空、航天领域得到广泛应用的接触式测温元件主要有两类:热电阻类和热电偶类。热电阻类通常适应于-260℃～1000℃温度范围，常用的热电偶可测温度范围为-50℃～2300℃温度范围。本气流总温传感器温度测量范围为:-50℃～1600℃，考虑使用需求，总温传感器选用热电偶作为测温元件。

分析常用的热电偶材料，没有一种热电偶能够达到全温区测量精度要求。其中S型热电偶（铂铑10%-铂）、R型热电偶（铂铑13-铂）、B型热电偶丝（铂铑30-铂6）三种热电偶测量上限满足要求，但三种热电偶在500℃以下输出热电势微小（小于5mV），抗干扰能力差；其余热电偶测量下限满足要求，但测温上限无法满足要求。为达到全温区测量精度要求，采用在总温传感器迎风面上布置两种不同热电偶测温元件，如图3所示。

图3 两组测温元件安装示意图

其中一种选用Ⅰ级K型热电偶（镍洛-镍硅）作为测温元件，这种热电偶的测温范围:-50℃～1300℃，在设计中承担-50℃～700℃范围温度测量；另一种选用Ⅱ级B型热电偶（铂铑30-铂6）作为测温元件，这种热电偶的测温范围:0℃～1820℃，在设计中承担700℃～1600℃范围温度测量。

通过均衡考虑热电偶结构强度和动态响应速度，两种热电偶均选用线径为φ0.5mm的热电偶丝制作。

3 测量误差分析

利用热电偶测温时，热结点阻滞使气流动能不可能完全恢复为热能，通过辐射、传导散失掉一部分，热结点测得气流总温总小于实际气流总温，由高速气流导致的速度误差以及高温引起的辐射误差对总温测量结果的准确性影响较大。根据现有装机、装弹同类产品的设计经验，减小速度误差及辐射误差的方法是合理设计阻滞腔。以下分析计算在采用阻滞腔结构后,总温传感器测温误差的状况。

3.1 速度误差

在高速气流总温测量中，气流动能恢复成热能的程度用恢复系数表示，通过公式（2）计算。

式中:

为绝热状态下传感器测温元件所感受的温度，称为气流的有效温度，由于恢复误差的存在，即为速度误差，用符号表示，（为气流动能在壁面绝热的条件下恢复为热能的部分，大气总温与大气静温之差为气流动能全部恢复为热能应有的能量。公式（3）为在绝热阻滞下速度误差计算公式:

根据现有产品风洞试验结果，在设计中，总温传感器阻滞腔阻滞比设定为0.3时，腔内气流速度一般低于0.2。假定气流总温为1600℃时，不考虑其他因素的影响，则速度误差为:

未采用阻滞腔时的恢复系数约为0.86，由公式（3）计算知速度误差达到19.7K。

3.2 辐射误差

辐射误差产生示意图如图10所示，根据传热学原理，辐射误差由公式（4）计算可得。

式中:

减小辐射误差的方法主要是减小测温元件与其“看见”壁面的温差。在本产品设计中，阻滞腔在绝热阻滞气流的同时，还具有屏蔽热辐射作用。在气动加热作用下，阻滞腔内壁温度接近热电偶测量端温度，即趋近0，辐射误差可忽略不计。

4 结论

本文通过对高超音速气流总温测量的分析研究，并在现有成熟产品基础上，设计出高超音速气流总温传感器；通过理论分析以及测量误差分析，高超音速气流总温传感器能够满足在高温、高速气流环境下使用要求。下阶段根据项目要求，完成环境力学及风洞验证试验，使传感器结构得到完善。高超音速气流总温传感器研制成功可填补我国在高温高速领域的测温设备空白，为未来型号研制提供技术支撑。

[1]樊尚春,吕俊芳《航空测试系统》北京:北京航空航天大学出版社2005年7月.

[2]空天飞行导论 第7版/（美）安德森 张为华等译.北京:国防工业出版社, 2014.1.

[3]某型大气总温传感器恢复系数校准技术报告.北京304所 2009.3

[4]杨世铭,陶文铨 《传热学》北京: 高等教育出版社. 2006年8月.