航空發動機高溫壁面熱電偶測溫應用

摘要:高溫壁面溫度的準確測量是航空發動機研制過程中的重要環節。熱電偶是航空發動機高溫壁面測溫領域中使用廣泛的溫度傳感器。提高熱電偶的測溫極限、測溫精度以及測溫可靠性,是航空發動機試驗和測試領域迫切需要攻克和解決的技術難題。從鎧裝熱電偶測溫技術、薄膜熱電偶測溫技術和熱電偶壁面測溫技術修正3個方面,對航空發動機高溫壁面熱電偶測溫技術的研究進展進行了綜述。建立熱電偶高溫壁面測溫修正方法將是今后航空發動機高溫壁面測溫領域需要重點關注的研究方向。
引言
　　現代高性能航空發動機為了達到更高的推重比和熱效率，渦輪進口燃氣溫度不斷升高,使得航空發動機的燃燒室、渦輪和尾噴管等熱端部件的工作溫度變得越來越高，對航空發動機熱端部件的壽命以及安全性提出了更大的挑戰。在運行過程中所處的高溫環境對航空發動機的設計、研制和試驗研究都提出了更嚴苛的要求。
　　準確獲得航空發動機部件高溫壁面的溫度,才能夠正確評估航空發動機的工作狀態以保障發動機安全可靠運行，也是計算性能和壽命的重要依據。提高溫度傳感器的測溫極限、測溫精度以及測溫可靠性，是航空發動機研制中迫切需要攻克和解決的技術難題。
　　航空發動機及其部件的性能試驗所使用的溫度傳感器數量相當多。如美國E3航空發動機的核心機進行性能試驗時，需要475個溫度傳感器。由于溫度傳感器的測溫范圍從室溫到2000K左右,所以溫度傳感器需要具有相當高的測量精度和良好的動態響應特性，并且尺寸要求也相當嚴格,還需面臨高溫、高壓、高轉速、燃氣侵蝕及空間狹小等惡劣工作環境的考驗。
　　航空發動機高溫壁面的溫度測量方法主要分為接觸式測量和非接觸式測量兩大類。接觸式壁溫測量方法是將溫度傳感器與被測固壁表面直接接觸達到熱平衡從而測量壁面溫度,主要包括熱電偶測溫、示溫漆測溫熱色液晶測溫、晶體測溫和傳感型光纖測溫技術等。非接觸式壁溫測量方法則不需要溫度傳感器與被測壁面進行直接接觸,主要包括輻射測溫、熒光測溫、傳光型光纖測溫和聲學測溫等方式。在選擇特定的壁面溫度測量方法時，通常要綜合考慮需要測量溫度的范圍、精度、靈敏度壽命、尺寸、成本、制造約束、動態響應特性以及可靠性等因素。測量技術的準確性取決于多種因素，如對絕對溫標的校準、安裝方法引起的傳熱干擾、傳感齬輸出監測和不穩定影響等。
　　熱電偶是當前壁面溫度測量領域使用廣泛的溫度傳感器,其測溫的基本原理是塞貝克效應。利用熱電偶進行壁面溫度測量時,將熱電偶與被測壁面直接接觸,因此不會受到中間介質的影響,具有較高的精度。熱電偶因其測溫范圍廣、工作壽命較長體積小、質量輕、便于安裝等優點而在高溫測量領域得到廣泛使用。熱電偶也被用來校驗輻射式測溫、熱色液晶等其他測溫方式的壁面測溫準確性。從鎧裝熱電偶測溫技術、薄膜熱電偶測溫技術和熱電偶壁面測溫技術修正3個方面,對航空發動機高溫壁面熱電偶測溫技術的研究進展進行了綜述,并對航空發動機高溫壁面熱電偶測溫技術的發展方向提出了建議。
1鎧裝熱電偶測溫技術
1.1鎧裝結構材料的改進.
　　由于裸露式熱電偶難以承受航空發動機內部高溫高壓的嚴苛工作環境,研究者通過設計不同材料及結構型式的鎧裝保護結構,提升鎧裝熱電偶對高溫工作環境的適應性,提高鎧裝熱電偶高溫壁面溫度測量的精度。
　　一種用于航空燃氣輪機高溫壁面溫度測量的新型雙層壁鎳基鎧裝熱電偶,并進行了試驗驗證，其結構如圖1所示。雙層壁鎧裝熱電偶內的偶絲受到的污染大大減少,因而其漂移性能得到了顯著改善。在1250C時,雙壁結構不受熱循環引起的漂移影響,而對于常規熱電偶漂移的影響較大,且隨循環次數的增加而漂移明顯。對雙壁結構和材料進行適當的設計后,可實現在高達1300℃的溫度下安全使用。
 
　　針對火箭噴管、超音速燃燒室和再人飛行器等超高溫壁面測量的需要,結合了二硼化鋯和釔穩定二氧化鋯兩種不同的高溫陶瓷的優點,提出了一種用于超高溫測量的新型熱電偶,如圖2所示。二硼化鋯提供抗氧化、熱沖擊和流動剪切的保護，而釔穩定二氧化鋯提供所需的Pt-Rh合金導線絕緣。所提出的熱電偶材料系統可應用于熱流密度高達2.5MW/m²的高焓流中工作,且持續時間高達120s,并具有良好的靈敏度3μV/K,可以在超高溫高達2500K的氧化環境中使用熱電偶。
 
　　測試N型熱電偶持續暴露于1000~1300℃溫度范圍內以及溫度循環交變下的穩定性。試驗結果表明,鎳-鉻-硅(Nicrosil)合金作為保護套管的N型熱電偶測溫.上限,比鉻-鎳-鐵(Inconel)合金作為保護套管的K型熱電偶測溫上限高100℃。
　　NASA埃姆斯研究中心”設計了一種用于極端環境高溫測量的小型鎧裝熱電偶,用于測量高超聲速飛行器熱防護系統材料的溫度測量。該鎧裝熱電偶的保護套管由耐3000℃超高溫的鉭金屬制成。通過試驗研究和數值模擬方法證明,該熱電偶在極端環境下,熱保護系統溫度測量的響應時間非常短,并且具有非常小的熱量人侵。
1.2熱電偶技術的改進
　　由于合金成分的選擇性蒸發和熱電元件的再結晶,鎢-錸熱電偶在1800℃以上超高溫測量時會出現熱電不穩定現象,對于一些超高溫測量應用準確性不夠。新型石墨基熱電偶的設計，如圖3所示。給出了新型石墨基熱電偶在溫度高達1950℃條件下的試驗結果。以等靜壓碳和玻璃碳作為熱電偶是最佳組合,在1500℃下使用時,漂移率可達到0.1K/h以下在金屬熱電偶.不能可靠使用的特定應用中短期使用石墨基熱電偶。
 
　　陶瓷基復合材料具有耐高溫、強度高、重量輕等優異性能,因而具有替代金屬成為新一代高溫結構材料的潛力,是替代高溫合金的發動機熱端結構材料的理想材料。NASA蘭利研究中心[9]利用熱電偶測量碳-碳化硅和碳/碳陶瓷基平板的溫度,如圖4所示在氫燃料雙模態超燃沖壓發動機燃燒器中模擬飛行馬赫數為5和6工況進行實驗測試,平板內壁的瞬態最高溫度高達1400℃。
 
　　為了提高熱電偶的延展性、可靠性和分辨率,應用摻雜鉬和鈮的合金開發了高溫抗輻射的鎧裝熱電偶，并在1500℃高溫下進行了長達4000h的試驗測試。比較了鍛造、拉伸裝配和松散裝配等制造方法下熱電偶的測溫誤差。結果表明，松散裝配的鎧裝熱電偶具有更高的分辨率和穩定性。
　　為了探索C型熱電偶在高溫下產生漂移的機制,在1500℃高溫下對8個C型熱電偶進行了一項長時間測試。結果表明,對C型熱電偶的漂移產生不利影響的主要是由于氧氣的進人。如果測試環境中沒有發生氧氣進人,熱電偶在1500℃下工作1000h后信號仍可穩定輸出。
　　為了將鎢錸熱電偶的適用性擴展到超氧化環境,研究了用于高超聲速飛行器表面超高溫現場測量的鎢-錸熱電偶抗氧化涂層。采用溶膠-凝膠法在鎢錸合金表面成功地生長出了高質量的抗氧化涂層,并選擇了ZrO2、HfO2、ZrB,和SiC作為涂層的主要復合材料。在氧化環境下，用2500℃氧乙炔火焰對該鎢-錸熱電偶進行了測試,發現熱電偶工作時間可達1800s以上。
　　針對航空燃氣輪機中使用的高溫熱電偶提出了一種新的壽命預測方法。該方法將基于鹽沉積法的加速實驗室測試結果與其他來源獲得的信息相結合,其他來源數據包括燃燒室試驗臺測試、發動機維修后返回的探頭的冶金分析以及安裝在航空燃氣輪機的傳感器在長期運行過程中獲得的溫度數據。高溫熱電偶壽命的新方法能為熱電偶的改進設計提供技術支撐。
2薄膜熱電偶測溫技術
　　與傳統的金屬絲線式熱電偶不同,薄膜熱電偶不需要對被測高溫表面進行任何加工，可保持表面結構完整。薄膜熱電偶直接濺射沉積在表面上,厚度僅在幾微米的數量級上,比熱電偶絲的尺寸要小多個數量級。薄膜熱電偶在表面上增加的質量可以忽略不計,并且對流過表面的氣體流動產生相當小的干擾,對工作環境的溫度影響很小。薄膜熱電偶的時間常數很小，熱響應速度相當快,能夠對被測高溫壁面進行較為正確的動態溫度測量。
　　薄膜熱電偶在不同材料基底上的制造過程需要定制,以確保熱電偶和基底之間良好的粘附性和無化學相互作用。圖5顯示了在導電和不導電基板上制備的薄膜熱電偶層結構示意圖[14。由圖5(a)可知,對于導電金屬基板,如高溫合金材料,首先通過電子束蒸發或濺射沉積將MCrAlY涂層沉積到基板上(M可表示Fe、Co、Ni或Co和Ni的組合)。通過熱處理,這種涂層形成穩定的、粘附的電絕緣氧化鋁層。另外一層氧化鋁濺射沉積或電子束蒸發到表面,以填補生長氧化物中可能出現的針孔或裂紋。由圖5(b)可知,對于導電性陶瓷材料(如碳化硅)，則首先通過熱氧化以形成穩定的、粘附的二氧化硅層,然后是另一層用來絕緣的氧化鋁層。熱電偶的感應層被制作到氧化鋁層上。由圖5(c)可知,對于不導電材料,如氮化硅、氧化鋁和莫來石,薄膜傳感器是直接在不導電材料表面制造的。根據感應層材料的不同,可將薄膜熱電偶分為金屬合金類薄膜熱電偶、陶瓷及復合類薄膜熱電偶。
 
2.1金屬及合金類薄膜熱電偶
　　NASA劉易斯研究中心[15]在渦輪葉片表面制備了K型薄膜熱電偶,并與傳統的絲線式熱電偶在室溫至1050K溫度范圍內進行了對比驗證。結果發現,兩種方法測得的溫度具有良好的一致性。在1020K的穩定溫度水平下,薄膜熱電偶的溫度比參考熱電偶的溫度低約9K。在瞬態運行過程中,薄膜熱電偶的測量值最多比基準熱電偶低25K。
　　應用s型薄膜熱電偶測量了發動機實際渦輪葉片的表面溫度。試驗在溫度為1250K,馬赫數為0.5的燃燒室排氣裝置中進行，持續時間達60h,熱循環71次。6個薄膜熱電偶的平均失效時間為47h。在真實的發動機測試中,增大薄膜厚度和增加保護層是減少薄膜熱電偶漂移的有效措施。
　　NASA格倫研究中心先后在鎳基高溫合金、碳化硅、氮化硅、莫來石、氧化鋁陶瓷、陶瓷基復合材料及金屬間化合物等基體系統上制備和測試了-系列金屬及合金類薄膜熱電偶,該型熱電偶先后應用在運載火箭、太空飛行器和地面試驗系統等的高溫測量中。圖6為在航天飛機主發動機渦輪葉片上制備的R型薄膜熱電偶。
 
　　采用射頻濺射技術分別在氧化鋁和莫來石表面制備了鉑一鈀薄膜熱電偶,并在高溫氧化環境下對熱電偶進行了表征。試驗結果表明,該薄膜熱電偶在1000℃下確實表現出了優良的穩定性,漂移率與商用K型絲線熱電偶相當。鉑-鈀薄膜熱電偶在燃氣輪機熱端部件的高溫測量領域有相當大的應用潛力。
　　一種鎢-鎢錸的超高溫薄膜熱電偶,用于導彈噴嘴和火箭內表面的溫度測量，并對薄膜熱電偶的測溫過程進行了建模和仿真。薄膜熱電偶能在300~2900K的溫度范圍內進行溫度測量。
為了避免熱電偶探頭在高溫環境下使用時發生成分分離,在熱電偶探頭尖端濺射沉積了純金和鉑薄膜,并將其安裝在F117渦扇發動機上監測其壓縮機區域引氣通道的溫度。該薄膜熱電偶的響應速度比傳統的嵌人式K型熱電偶更快。
　　使用電子束蒸發工藝在鎳基高溫合金渦輪導向葉片表面沉積制成K型薄膜熱電偶,如圖7所示。該K型薄膜熱電偶的時間常數為1.11784ms、漂移率為0.4℃/h、塞貝克系數為42μV/℃。該薄膜熱電偶與絲線式K型熱電偶在熱電特性、響應特性等方面具有良好的一致性。
 
　　采用曲面MEMS技術在葉片表面原位集成R型薄膜熱電偶傳感器陣列,如圖8所示。該薄膜熱電偶陣列能夠測量不低于800℃的高溫,靈敏度為12μV/℃,并能夠快速檢測瞬態溫度分布,響應速度小于10μs。。該薄膜熱電偶陣列可用于紅外熱像儀等其他測溫方法的校準,也可用于優化渦輪葉片設計的冷卻效果驗證。
 
2.2陶瓷及復合類薄膜熱電偶
　　金屬及合金類的薄膜熱電偶在1000℃以上的高溫環境中因揮發和氧化而導致其性能不穩定。陶瓷材料則能承受更高的溫度,并且抗高溫氧化性能更好,因此,陶瓷類薄膜熱電偶和陶瓷-金屬復合類薄膜熱電偶近年來逐漸成為研究熱點。
　　NASA格倫研究中心從高溫碳化物和硅化物中遴選出CrSi2和TaC作為薄膜熱電偶材料,并進行了高溫試驗測試。研究結果顯示了陶瓷材料作為超高溫熱電偶的重要前景。高溫氧化的穩定性是薄膜熱電偶要解決的重要問題,因此,需要對添加額外的保護層進行研究。
　　陶瓷類薄膜熱電偶在高溫下的熱電響應特性進行了試驗測試。利用靶材射頻濺射法制備的含有NiCoCrAlY和氧化鋁的納米復合材料被證明是最有前途的薄膜熱電偶材料,其形成的AL2O3保護層通過減少氧的擴散來限制進一步氧化，并最終提供了薄膜熱電偶更高的高溫穩定性。
　　采用磁控濺射法在氧化鋁陶瓷基體上沉積了具有多層結構的ITO/PtRh:PtRh薄膜熱.電偶。在進行多次靜態校準后,其測量溫度最高可達1000℃,具有優異的穩定性和重復性。在惡劣環境下的使用壽命超過30h,在航空發動機熱端部件表面溫度精確測量領域具有良好的應用前景。
　　研制了由In2O3和多種ITO合金組成的陶瓷類和陶瓷-鉑復合類薄膜熱電偶,用于航空渦輪發動機熱端部件的溫度監測,如圖9所示。試驗結果表明,所有陶瓷熱電偶在室溫至1300℃的熱循環中均表現出良好的穩定性、重現性和持久性,并且可靠工作時間均超過50h。在所有的熱電偶中,以In2O3和In2O3:SnO2(質量百分比為95:5)組成的雙陶瓷熱電偶性能最好。
 
　　針對目前超高溫環境下渦輪葉片.上的薄膜熱電偶信號存在的問題,研究了耐高溫鎳合金通孔引線連接技術,驗證了所提出的通孔引線連接技術能夠滿足渦輪葉片表面溫度1000℃的試驗要求。
　　開發了一種新型ITO-SiC陶瓷薄膜熱電偶,將被測SiC陶瓷材料本身的SiC作為熱電偶的一極,而ITO則作為熱電偶的另一極,如圖10所示。該薄膜熱電偶的漂移速率為3.28C/h。通過反應濺射沉積的ITON保護涂層使這些薄膜熱電偶在1000℃下穩定工作。
 
　　制備了一種用于高溫測量的新型探針型薄膜熱電偶。熱電偶采用WRe26和In2O,熱電材料,實現了高熱電輸出和耐高溫;利用磁控濺射技術將薄膜沉積在圓柱形襯底上;研究了熱電偶的退火工藝,以達到最佳性能。標定結果表明,WRe26-In203薄膜熱電偶在溫差為566.2℃時的熱電勢達到93.6mV,靈敏度為165.5μV/℃。
3熱電偶壁面測溫技術修正
　　當利用熱電偶測量航空發動機高溫壁面溫度時,熱電偶受感部與周邊流體進行對流換熱,與環境之間進行輻射換熱，并與引線之間進行導熱,如圖11所示。因此,熱電偶測量航空發動機高溫壁面溫度的過程會伴隨著對流誤差、導熱誤差和輻射誤差,這導致熱電偶所顯示的溫度并不能準確的表示被測壁面的實際溫度，降低了熱電偶的測溫精度。因此,研究并分析熱電偶高溫壁面測溫過程的誤差組成以及進行必要的修正,對于準確測量航空發動機高溫壁面溫度具有重要意義。
 
　　試驗結果表明,當熱電偶正常放置在表面并暴露在環境流體中時,熱電偶引線的電氣絕緣不能有效地減少所涉及的誤差。熱電偶引線長度大于其直徑50倍時，熱電偶引線誤差基本可以忽略。高溫測量需要考慮不同長度引線導熱以及強迫對流的影響。
　　由于存在熱電偶結點位移、接觸熱阻以及對周圍環境換熱的影響,在使用熱電偶時經常會出現誤差?；跓犭娕寂c厚固壁的理想接觸模型,利用拉普拉斯積分將熱電偶的響應溫度與真實基底表面溫度聯系起來。所得到的熱電偶修正曲線與已有的解析表達式很好地吻合。
　　為了提高鎧裝熱電偶測量瞬態溫度的精度，在給定熱電偶內部測量溫度的情況下，求解屏蔽層表面溫度的逆熱傳導問題,用于估算被測表面的溫度,從而可以補償熱電偶測量中的測溫誤差。沿熱電偶引線長度方向存在一個溫度梯度,從而導致測溫誤差。當信號通過保護套管材料傳播時,存在時滯和阻尼效應。
　　預測了在輻射加熱裝置中熱電偶測量陶瓷材料表面溫度的誤差,分析了熱電偶在被測壁面上的不同安裝方式對測溫誤差的影響規律。結果表明，熱電偶測溫誤差最小的方案是將熱電偶絲對焊成結點固定在被測壁面上,并將熱電偶置于薄保護層內部。
　　一種評估熱電偶測量陶瓷平板表面溫度誤差的理論和計算方法。該方法基于二維瞬態傳熱模型，用于單邊加熱條件下平面陶瓷試樣表面溫度的熱電偶測量。通過理論和實驗數據的對比,驗證了該方法的有效性。
　　通過數值模擬和實驗研究了熱電偶導線絕緣對表面溫度測量的影響。結果表明,熱電偶引線的臨界熱絕緣半徑沒有特定的值,即使大于臨界半徑,熱電偶引線周圍的熱流率也隨著導線直徑的增大而不斷增大。較小的熱電偶絲直徑有更準確的測溫結果。
　　基于傳熱網絡圖法,建立了預測熱.電偶引線沿等溫線布置時的壁面溫度測量誤差的理論模型。根據只考慮主要傳熱路徑的解析解分析結果,給出了降低熱電偶測量固壁表面溫度誤差的有效方法,即降低粘結材料的導熱系數,減小熱電偶的偶絲直徑,熱電偶暴露長度與直徑比為100左右,盡量讓熱電偶引線與被測壁面緊密接觸。
　　針對用于航天器隔熱材料的高孔隙率纖維復合材料,研究了熱電偶測量其表面溫度誤差形成的主要影響因素及其形成機理。影響熱電偶溫度讀數誤差的主要機制是,熱電偶的接觸熱電阻及其與周圍環境的輻射傳熱,并且這兩種影響因素造成了熱電偶固有溫度的相反偏差。在高熱流密度下，輻射熱量會穿透到高孔隙率材料的深層，并對位于那里的熱電偶的熱狀態,引人額外的擾動,這可直接影響到最接近材料受熱表面的熱電偶測溫結果。
4總結與展望
　　熱電偶作為傳統的測溫技術之一,因技術成熟、結構簡單、安裝方便等優點,在航空發動機高溫壁面測溫領域中得到了廣泛應用。未來，隨著航空發動機熱端部件的工作溫度越來越高，熱電偶測溫技術仍將發揮重要作用。
(1)鎧裝熱電偶具有測量精度高、動態響應速度快、測溫范圍廣、堅固耐用等優點。隨著一些新工藝.新材料和新技術的不斷出現和發展，鎧裝熱電偶在航空發動機高溫壁面穩態溫度測量領域的應用范圍也將會更加拓展。
(2)薄膜熱電偶具有厚度薄響應速度快、不干擾被測壁面附近氣流運動、測溫精度高等優點，已被開發應用在高溫合金、陶瓷、陶瓷基復合材料等各種航空發動機材料表面溫度的測量,在高溫壁面的動態溫度測量領城展現出廣闊的應用前景。與金屬合金類薄膜熱電偶相比,陶瓷類薄膜熱電偶具有更強的高溫穩定性,塞貝克系數也更大,在航空發動機熱端部件表面的超高溫測量領城更具發展潛力。
(3)薄膜熱電偶在航空發動機高溫壁面溫度測量領域所面臨的挑戰是,進一步開發專用的薄膜傳感器系統封裝和組件測試設備，不斷開發復雜表面的薄膜熱電偶制備工藝,提高薄膜熱電偶的高溫穩定性和耐久性,并解決極端溫度壁面測溫應用的需求
(4)熱電偶測量航空發動機高溫壁面溫度時存在對流誤差、導熱誤差和輻射誤差。熱電偶高溫壁面溫度測量誤差預測及修正方面的理論和試驗研究尚需完善,尤其是面向高溫測量工程實際應用的鎧裝熱電偶測溫修正方法尚未真正建立。熱電偶高溫壁面測溫修正方法的建立,將是今后航空發動機高溫壁面測溫領域需要重點關注的方向。