辐照晶体安装方式对测温影响的数值仿真研究

李 欣， 刘德峰， 黄漫国， 梁晓波

(1.航空工业北京长城航空测控技术研究所，北京 101111；2.状态监测特种传感技术航空科技重点实验室，北京 101111)

辐照晶体温度传感器作为一种新型的温度传感器，具有体积小、质量轻、测温范围广和测温精度高等特点[1]，尤其是在测温过程中无需供电、无需引线连接，在使用时可进行大规模布点安装。相比热电偶等传统的测温方法，辐照晶体温度传感器可解决高速旋转部件、复杂结构件和封闭空间下的测温难题，在多点测温、温场确定方面具有很大优势。

在国外，辐照晶体高温测量技术已发展得相当成熟，俄罗斯、美国、日本等已研制出相应传感器产品，并广泛地应用于发动机叶片温度测量、飞行器表面温度测量等工业及航天航空领域。俄罗斯先后于1999年、2008年在暴风雪号BOR-4和BOR-5航天飞机表面分别安装了83颗和114颗辐照晶体温度传感器，获得了飞行器整机温度分布云图，为飞行器热防护层的材料选择、结构参数设计和飞行参数设定等提供了极为关键的数据[2]。美国LG Tech-Link公司已生产出相应的产品，该产品尺寸为0.2 mm×0.2 mm×0.38 mm，测试温度范围为150～1450 ℃，精度为±5 ℃，如图1所示。西门子公司将辐照晶体温度传感器用于GTX-100发动机叶片温度试验中，如图2所示。在一个叶片上安装了90个晶体温度传感器[3]，用于绘制发动机发热区域的3D温度梯度图，根据以上实验数据，西门子公司对发动机设计进行了改进。

图1 LG Tech-Link公司的晶体温度传感器

图2 晶体温度传感器用于发动机叶片温度测量

在国内，辐照晶体测温技术作为一种新型的测温技术，也受到越来越多的关注。中国航发四川燃气涡轮研究院和沈阳发动机研究所开展了关于辐照晶体用于发动机温度测量的相关研究[4-5]。笔者所在单位对晶体辐照损伤及退火特性开展了相关理论及实验研究[6]，所研制的辐照晶体温度传感器在600～1400 ℃范围内测温精度能达到±30 ℃，传感器体积小于1 mm3。

由于辐照晶体温度传感器在使用过程中一般都面临着高温高压强振动等复杂的使用环境，会引入测量误差，造成工程应用环境下与实验室环境下测量结果的差异。以辐照晶体测量飞行器热防护层外表面温度为例，对不同安装方式下刚性陶瓷隔热瓦及辐照晶体的温度场进行了有限元仿真分析，比较了埋入式和表面粘贴两种安装方式的特点，为后续辐照晶体温度传感器在真实飞行试验中的安装及测试提供理论支持。

1 辐照测温原理

辐照晶体温度传感器主要基于中子辐照缺陷在高温下复原的性质。晶体材料在高能中子的轰击下，晶格内部产生大量缺陷，如间隙原子、空位和位错等，破坏晶体原子周期型排列的特点，即辐照导致晶体晶格从有序性转变为无序性，体现为晶格体积膨胀[7]。而辐照导致晶体内部产生的缺陷可通过热处理的方式消除，缺陷的消除取决于热退火温度和热退火时间。因此，辐照导致的各种性能的变化会伴随着热退火过程中缺陷的消失而逐渐恢复到未辐照的水平。在恢复过程中，缺陷的总浓度会随着退火温度的升高不断降低，浓度随时间的变化可表示为

(1)

式中，K为温度的函数，可表示为

K=K0exp(-U/kT)

(2)

其中,U为激活能；K0为常数；k为气体常数；T为温度。f(n)是缺陷浓度n的函数，例如

f(n)=nr

(3)

其中，r为反应级数，由缺陷在恢复过程中具体的消失情况所决定，反应级数r和激活能U可以利用不同温度下的等温退火曲线来确定。

由此可见，通过辐照晶体退火阶段，即测温阶段的温度与辐照晶体内部缺陷情况存在对应关系，利用这种对应关系，便可实现温度的测试[8-9]。因此通过检测残余缺陷浓度就可以得到退火过程中的最高温度。

2 有限元模型和边界条件

SiC晶体本身具有热稳定性高、导热性好和热容小等物理特性，同时辐照晶体温度传感器的体积极小，因此对被测物温度场的扰动可以忽略不计。结合飞行器外表面热防护层的气动特点，主要设计了表面粘贴式和埋入式两种辐照晶体的安装方案，即分别将辐照晶体通过高温胶直接粘接在隔热瓦外表面和通过在隔热瓦表面挖槽后将辐照晶体用高温胶固定在槽内。下面则分别针对辐照晶体在这两种安装方式下对测温结果产生的影响进行有限元仿真分析。

所建立的物理模型具体如图3所示。其中，辐照晶体温度传感器为0.2 mm×0.2 mm×0.38 mm的长方体；刚性隔热瓦为直径16 mm、高度10 mm的圆柱体；表面粘贴式安装方案中胶块为直径1 mm的半球体，埋入式安装方案中凹槽为直径1 mm、深度0.5 mm的圆柱体。

图3 两种安装方案的物理模型示意图

以飞行器再入阶段的气动加热过程为例进行有限元分析。忽略飞行器在隔热瓦与周围空气的热交换，高速空气热流在瞬态状态中以对换热为主、热辐射为辅的导热形式向隔热瓦表面进行传导，以引起整个结构温度的升高。由于隔热瓦表面的热流是非稳态的，导致隔热瓦内部的导热方式也是非稳态的，隔热瓦温度场随时间坐标而变化。

以某型飞行器再入阶段的气动加热计算结果作为热流载荷输入条件，如图4所示。隔热瓦表面辐射率设为0.85。隔热瓦、辐照晶体及高温胶的热力学参数如表1所示。

图4 加载的热流条件

材料密度/g·cm-3导热系数/W·(m·K)-1比热容/J·(g·℃)-1隔热瓦0.42100℃:0.10500℃:0.201000℃:0.251500℃:0.30100℃:0.8500℃:1.0900℃:1.1辐照晶体3.10200.7534高温胶1.6661.4230

3 结果及分析

经过2080 s的非稳态温度场仿真计算，分别得到表面粘贴式安装方案和埋入式安装方案中隔热瓦及辐照晶体温度传感器在不同时刻下的温度分布。

表面粘贴式安装方案中隔热瓦、辐照晶体的温度分布情况如图5、图6所示，其中图5(a)、图6(a)分别为两者在整个2080 s所经历的温度变化。其中隔热瓦在t=1035 s时达到最高温度值，具体温度分布情况见图5(b)，辐照晶体在t=1040 s时达到最高温度值，具体温度分布情况见图6(b)。

图5 表面粘贴式安装方案中隔热瓦的温度分布

图6 表面粘贴式安装方案中辐照晶体的温度分布

埋入式安装方案中隔热瓦、辐照晶体的温度分布情况如图7、图8所示，其中图7(a)、图8(a)分别为两者在整个2080 s所经历的温度变化，其中隔热瓦在t=1050 s时达到最高温度值，具体温度分布情况见图7(b)，辐照晶体在t=1270 s时达到最高温度值，具体温度分布情况见图8(b)。

图7 埋入式安装方案中隔热瓦的温度分布

图8 埋入式安装方案中辐照晶体的温度分布

根据以上仿真结果可以看出：

① 对于表面粘贴式安装方案，隔热瓦的外表面温度在t=1035 s时达到最大值1260 ℃，辐照晶体温度在t=1040 s时达到最大值1260 ℃，两者经历的最高温度相同，只是辐照晶体到达最高温的时间与隔热瓦相比延迟5 s。在表面粘贴式安装方案中，辐照晶体温度传感器与隔热经历的最高温度值相同，因此可认为该安装方式下并未对辐照晶体的测温引入误差。

② 对于埋入式安装方案，隔热瓦的外表面温度在t=1050 s时达到最大值1251 ℃，辐照晶体温度在t=1270 s时达到最大值1232 ℃，辐照晶体达到最高温的时间比隔热瓦延迟了220 s，且所经历的最高温度值低了19 ℃。由于这种埋入式安装会对辐照晶体的测温引入一定的误差，因此在后期对辐照晶体测温结果进行分析时需要考虑安装方式导致的误差，对测温结果进行一定的补偿。

4 结束语

针对飞行器外表面热防护层采用表面粘贴及埋入式两种不同安装方式下辐照晶体及隔热瓦的温度分布进行了有限元仿真分析，通过分析比较两种安装方式下的仿真结果可知，在后期对辐照晶体进行数据处理精度相同的情况下，表面粘贴式方案与埋入式方案相比，测量精度更高。但是表面粘贴安装的牢靠性主要取决于高温胶在高温冲击下的强度，因此对于不同方案的选择还要综合权衡被测位置的结构特点和气动特性，同时结合地面环境试验、风洞试验等试验结果评估而定。