超声测温技术在模拟航空发动机燃烧室温度测量中的应用

许 琳，王 高，吕国义，蔡 静，杨永军，王晓良，曾行昌，王仲杰

(1.中北大学 信息与通信工程学院，山西 太原 030051； 2.北京长城计量测试技术研究所，北京 100095；3.中国航发沈阳发动机研究所，辽宁 沈阳 110015； 4.中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

0 引 言

现代航空发动机测试技术是发动机推进技术的重要支撑，也是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要环节[1].燃烧室出口温度对航空发动机来说至关重要，获得准确的温度数据可以延长发动机的使用时间并且提高各部件的性能[2].为使发动机能够快速推进发展，必须寻找一种可靠高效的温度测量方法.目前，航空发动机燃烧室出口温度的测量主要采用接触式测温和非接触式测温两大类[3].最常用的有热电偶和辐射测温仪，热电偶灵敏度高，精确度也高，但很难满足长时间高温连续测量的要求； 辐射测温仪在测量过程中受环境影响比较大，发射率的改变会导致测量误差增大.为了满足长时间精确测量的要求，迫切需要探索新的高温测量手段.超声测温技术具有测温范围广、 精度高、 响应快、 稳定性好等优点，主要应用在一些常规测温方法不能适用的特殊场合，如高温及强辐射条件核反应堆、 环境恶劣的热炉以及等离子体室等高温测量中[4,5].近年来，各国学者对于超声波测温技术的研究已经很深入，美国的 SEI公司将研制的Biolerwatch系列声学温度计用于测量大型火力发电厂中锅炉内部温度场的分布情况，温度测量范围为300～2 700 ℃.英国的CODEL公司生产的声学测温装置，通过在待测温区表面大量布置传感器可实现大型烟气管道中某一截面气体温度的实时测量[6].超声测温的这些特点使它成为航空发动机燃烧室测温的极佳选择，也是当前高温测量领域的研究热点.

1 超声测温原理

超声测温作为一种新型的测温技术，是基于超声波在介质中的传播速度与介质温度有关的原理实现的[7].超声波在固体材料中传播时，声速会随着材料温度的升高逐渐减小，二者有较好的单值函数关系.声速可以通过直接测量声波在被测介质中的传播速度获得，也可以通过测量放在被测介质中材料的声波传播速度来获得，本文采用第二种方式测温，即通过测量声波在放在被测介质中传感器的速度来推算被测介质的温度.超声波在固体中的传播速度为[8]

(1)

式中：E为固体材料的弹性模量；ρ为固体材料的密度，材料的弹性模量和密度都与温度有函数对应关系，因此由式(1)可得到温度与声速的对应关系.

根据温度与超声波速度的对应关系，可以计算出不同声速下介质的温度[9].

2 超声测温传感器设计

超声测温系统如图 1 所示，主要包含超声导波测温仪、 超声换能器和传感器三部分.超声导波测温仪可以激发并回收电信号以及实现数据的采集和存储.超声换能器可以实现电信号与超声信号的双向转换[10].本文主要介绍传感器的设计部分.

图 1 超声测温系统Fig.1 Ultrasonic temperature measurement system

超声波在介质中传播遇到截面和端面会发生反射，如果在距离端面确定的位置人工设计一个节点，那么超声波在节点处反射的回波和在端面处反射的回波将有一定的时差，如图 1 所示.若截面到端面的距离以及接收端接收两个反射波的时差已知，便可计算获得超声波在不同温度介质中传播的速度，即

(2)

根据温度与超声波速度的对应关系，可以计算出不同声速下介质的温度.

2.1 传感器材料

传感器的材料决定了所能测得温度的范围及精度.制作超声测温传感器所选用的材料需要具有良好的传声性能且对温度敏感[11].如今的航空发动机燃烧室温度可超过2 000 K，因此材料必须具有足够高的熔点，且在超高温环境下具有稳定的物理和化学特性.首先考虑用难熔金属如铱、 铼、 铑、 钨等以及它们的合金或高熔点晶体材料制作超声测温传感器[12].在实际测量环境中需要将传感器敏感元件部分探入燃气管道中，为了让敏感元件与高温气流场充分接触以进行热传导，敏感元件放置方向应与气流方向平行，在这过程中晶体材料容易折断，这就限制了传感器材料的选择.金属材料相对于晶体材料具有良好的延展性与可塑性，能够更容易地探入管道中进行测量，故一般采用金属或金属合金制作传感器.难熔金属在高温环境下大都容易氧化，如金属钨、 铼等.制作成的传感器必须在真空或惰性气体保护的环境下使用，而燃气管道内气体成分复杂，无法达到钨、 铼等金属对应用环境的要求.在元素周期表中还有铱、 铑等铂系金属既有高熔点，同时具备不易氧化的特点.铱的熔点是2 410 ℃，但在600 ℃会发生氧化，体现在材料重量会增加.但在1 000 ℃以上的高温下其氧化物又会挥发，材料重量反而下降[13].铑含量的增加会使这种失重现象减小，大幅提高了铱的耐高温上限.当铑含量在40%时，铱铑合金的杨氏模量处于最低点，依据式(1)此时声速有利于测量.同时铱铑合金具备良好的传声特性，并且对温度很敏感.所以铱铑合金比纯铱更适合做传感器材料.

2.2 敏感元件尺寸设计

超声波在不同介质的界面处以及传输路径的变截面处传播时，都会有反射以及透射现象.反射系数以及透射系数主要由超声波的阻抗决定，若想获得理想的反射波信号，需要使超声波在变截面处的反射系数和透射系数与声波阻抗相匹配.声导波阻抗公式为

Z=ρcA,

(3)

式中：ρ为材料的密度；c为超声波速度；A为波导材料的横截面积.已知波导材料的直径d，可计算出横截面积A.

(4)

传感器的反射系数R、 透射系数T分别为

(5)

(6)

式中：Z1为凹槽前的声波阻抗；Z2为凹槽处的声波阻抗.

根据以上公式可以得到反射系数、 透射系数与敏感元件直径的关系，即

(7)

(8)

由式(7)可以推出反射系数与波导材料直径的关系，即

(9)

经过计算，取直径为0.5 mm的铱铑丝作为传感器敏感元件.

为了使端面和截面处的两个反射波在接收端不发生混叠，需要设计合适的反射间距，即凹槽到端面的距离.由图 1 可知，凹槽与端面的距离L和超声脉冲激励时间t1应该满足以下关系

(10)

为了获取良好的反射信号，在距离端面28 mm 处人工刻制一个凹槽.传感器各项参数如表 1 所示.

表 1 传感器参数

3 传感器校准实验及结果

传感器制作完成后，首先要在实验室中进行校准实验.校准实验系统图如图 2 所示，包括超声导波测温仪、 超声换能器、 铱铑合金超声测温传感器和一台可加热到1 600 ℃的高温炉.按图中顺序将实验装置连接，其中传感器带有凹槽的一端伸入高温炉的中心区域.温度每升高 100 ℃，超声导波测温仪采集一次数据.超声换能器的频率对于信号采集有重要影响，在符合频散的范围内，超声换能器频率越小，采集的信号越不易衰减，精度高，容易分辨.但根据信号与系统的原理，频率降低，信号波形的包络会变宽，甚至出现信号混叠现象，这对于后期数据处理造成麻烦.综合考虑，选择频率为1 MHz的超声换能器.

图 2 校准实验系统图Fig.2 Calibration experiment system

图 3 为第一次校准实验过程中4个不同温度点的波形，温度分别为400，800，1 200和1 600 ℃.从图中可以明显看出，400 ℃时两个反射波之间的传输时差为11.51 μs，随着温度的升高，截面波和端面波的传输时差逐渐增大.当温度上升到1 600 ℃时，时差增大到14.03 μs.

图 3 不同温度下的波形图Fig.3 Waveforms at different temperatures

为了获得准确的声速与温度的对应关系，实验选用的是100 MHz的采集卡，标定实验共进行5次，实验结果如图 4 所示.提供高温环境的炉腔内温度梯度分布不大于10 ℃，传感器凹槽所在的位置温度梯度分布不大于2 ℃.因此，可忽略环境噪声对时差的影响.从图 4 中可以看出，随着温度的升高，声速明显减小，且温度越高，减小速度越快.5次实验获得的声速与温度的关系具有良好的稳定性与重复性，为传感器的实际应用提供了理论基础.

图 4 温度-时差曲线图Fig.4 Temperature-delay time curve

4 实际应用及测试结果

4.1 测试过程

沈阳航空航天大学已成功搭建某型号发动机主燃烧室部分的测试实验台，系统可以稳定在 1 200 ℃ 温度下长时间运行，燃烧室进口最大空气量可达0.4 kg/s，基本能真实模拟燃烧室出口的测试环境，该实验台主要由燃烧室、 加速喷管、 测试段等部分构成[14]，本实验在测试段完成.

模拟航空发动机燃烧室燃气管道温度测量接口如图 5 所示，测温系统如图 6 所示.超声测温系统由超声导波测温仪、 铱铑合金传感器、 金属保护鞘构成.为了获得准确的温度数据，需要传感器与燃气温度场充分接触，且要避免高温高速燃气对传感器的损伤.因此设计如图 7 所示的金属保护鞘.开始实验前，先将封装好的传感器和热电偶固定在燃气管道接口处，铱铑超声温度传感器和热电偶的安装位置如图 8 所示.将超声导波测温仪设置成连续采集模式，采集时间为30 min.实验台做好点火准备工作后，超声导波测温仪对管道内燃气温度进行采集并存储.

图 5 温度测量接口示意图Fig.5 Temperature measurement interface

图 6 测温系统示意图Fig.6 Temperature measurement system

图 7 传感器实物图Fig.7 Photograph of sensor

图 8 传感器安装位置Fig.8 Sensor installation location

4.2 测试结果

铱铑合金超声测温传感器和双铂铑热电偶测得的航空发动机燃烧室出口温度如图 9 和图 10 所示.两种测温方式所测得的温度-时间曲线趋势基本吻合.实验采集时长为1 800 s，实验台开始点火后，温度迅速上升至1 200 ℃ 左右并保持稳定.从铱铑合金超声测温传感器测得的温度-时间曲线可以看出，实验过程中有两次升温，第一次温度最高上升至1 375 ℃，第二次温度最高上升至 1 490 ℃.表 2 为实验过程中两种测温方式在 1 200 ℃ 稳定阶段和两次温度升至最高点时的数据对比.由于燃烧场温度本身具有不均匀性，且铱铑合金超声测温传感器和热电偶安装的位置不能完全重合，各时间点测得的温度有不大于50 ℃的差异，铱铑合金超声测温传感器的准确度高达97%.

图 9 铱铑合金超声测温传感器实验结果Fig.9 Experimental results of the iridium ultrasonic temperature sensor

图 10 热电偶实验结果Fig.10 Experimental results of platinum rhodium thermocouple

时间/s200431993超声测温传感器/℃1 2441 3751 490双铂铑热电偶/℃1 2101 3631 527

5 结 论

为解决航空发动机燃烧室温度的测量问题，依据超声测温原理，选取铱铑合金作为波导材料，制作了超声测温传感器.在 1 600 ℃ 高温炉内对传感器进行多次重复校准实验，获得不同温度下的声速.设计了应用于模拟航空发动机燃烧室的封装结构，将铱铑合金超声测温传感器应用在燃烧室温度测量中，测得温度-时间曲线.将铱铑合金超声测温传感器测得的温度数据与双铂铑热电偶测得的温度数据进行对比分析.测试结果表明，铱铑合金超声测温传感器可以对高温高速环境下燃烧室出口温度进行长时间测量，且测量准确度高达97%.解决了热电偶不能长时间高温连续测量和辐射式测温受环境因素影响较大的问题，为航空发动机燃烧室温度的测量提供了一种新手段.