0 引言
对于航空、航天发动机内部温度的测量,有助于优化结构设计,提高发动机工作效率。一般的温度测量多采用接触式或非接触式的方法,对于小于1 600 ℃温度的发动机背部温度测量,接触式测温方法有热电偶、荧光光谱测温、示温漆、晶体测温、光纤测温等[1-3],非接触式测温方法有激光干涉法、原子发射光谱、热像仪、多光谱测温等[4-7]。但是,在接触式测温中,对于发动机内部大于1 600 ℃氧化环境长时间测温,还没有更好的解决方法。例如,铱铑热电偶能够在2 000 ℃氧化环境中使用[8],但是长期高温会导致偶结晶粒变大,容易受气流冲刷导致偶结开裂,而且贵金属热电偶造价高[9-11];荧光光谱法进行测温,能够对发动机叶片等温度进行测量,但是局限于荧光物质的熔点低的影响,无法对1 500 ℃以上的环境温度进行测量[12];示温漆、晶体测温的方法,只能测量环境达到的最高温度[13-15],无法对温度变化实时测量;光纤光栅测温的方法能够防止电磁干扰,蓝宝石光栅能够测量1 612 ℃的高温,但是在温度大于1 300 ℃时,环境光会耦合到光纤中,对其准确测量性有一定的干扰[16-17]。接触式方法不受环境因素影响,具有较高的测温精度,但传感器需要置于温度场。非接触式方法测温方便,不需要置于温度场内,对温度场没有影响,是否氧化冲刷环境,都不会影响传感器,但是测试中目标物,如飞机发动机叶片的发射率改变,水汽、灰尘等因素对测量精度都有一定的影响[18]。因此,有必要研究一种接触式、能够在≥1 600 ℃氧化环境中耐冲刷长时间有效工作的新型传感器,解决航空发动机、火箭发动机等恶劣环境下温度测量的难题。
超声测温技术是一种新型的温度测量手段,通过超声波在介质中传播,随着环境温度的改变超声传播速度会发生变化,由此可获得声速与温度的关系,最高可测量接近材料熔点的环境温度[19]。近年来,由于氧化铝(α-Al2O3)单晶具有优良的热学、力学和光学特性,被广泛地应用于高温炉窗口、高温传感器基片和导弹导引头光学罩。同时,随着激光加热基座法(LHPG)生长单晶技术的发展[20-22],已能够生长长度大于100 mm、直径小于1 mm的大长径比氧化铝单晶超声波导。因此,结合氧化铝单晶抗氧化、耐高温等稳定的物理化学特性,有望实现高于1 600 ℃氧化环境中长时间、实时温度的测量。
1 基本原理
1.1 超声导波测温原理
超声具有良好的指向性、抗干扰性,将超声导波应用于测温领域[15,23],有助于提高传感器在氧化环境中的测温上限和抗电磁干扰能力。
超声在材料中传播时,声速c与温度T有一定的相关关系[24]。在固体介质中,超声波的纵波与横波的声速方程可表示为:
(1)
(2)
式中:vL为超声波纵波声速;vS为超声波横波的声速;E为所选波导材料的弹性模量; ρ为该材料的密度;σ为泊松比。通常选择超声波纵波的声速与温度的关系来进行温度的测量,则可将声速方程变为:
(3)
通过测量超声的传播时间t,在确定敏感区节长度l的条件下,可计算出声速,即可得到声速v(T)与环境温度T的关系
(4)
获取超声传播的时间,即可得到对应温度下的声速。
因此,由上位机发出激发信号到超声激励电源,电源产生脉冲激励,在超声探头处激发出声波信号耦合到超声波导。当超声波遇到制备的敏感结构,反射声信号到达探头处,将声信号转化为电信号,数据采集器将放大的信号传输至上位机进行处理、计算和显示,从而实现超声传播时间的测量,进而得到对应温度下的声速,测试原理如图1所示。
图1 测试原理框图
Fig.1 Test schematic diagram
1.2 声阻抗匹配原理
对于传感器敏感元的设计,一个关键的参数是反射系数,这关系到声波传输的阻抗匹配问题。超声波传输时,遇到波导杆直径变化的位置,会有声波反射的现象产生,这种反射的产生,与声阻抗变化有密切的关系。在产生声波反射位置的声阻抗大小如式(5)所示。
Z=ρcA
(5)
在敏感元区节处的反射系数R、透射系数T的公式为:
(6)
(7)
其中,Z1、Z2表示直径突变前、后的阻抗,Z1、Z2之间的关系可由式(8)表示:
(8)
式中:d1是敏感元件初始的直径,即波导杆直径;d2是区节处改变后的直径。代入式(8)中,R和T可进一步表示为:
(9)
(10)
同理也可由敏感元件的反射系数T来获得变截面处直径的比值:
(11)
选择合理的反射系数,才能构建一个信噪比高、敏感元强度高、抗干扰的理想的敏感结构,因此在一直超声频散的前提下,结合传感器波导杆的强度,选取直径0.7 mm的氧化铝单晶波导材料,凹槽直径设计为0.57 mm,可以有效地提高信号的信噪比,降低信号采集处理难度,进而提高测试精度。根据式(4),兼顾信号采集处理的难度,尽可能使区节长度最小的原则,设计区节长度为27 mm。设计的传感器敏感元结构如图2所示。
图2 传感器敏感元结构
Fig.2 The structure of sensor
2 传感器制备及测温系统搭建
2.1 波导生长
激光加热基座法(LHPG)作为一种生长高质量单晶纤维的方法,被广泛地应用在超声波导生长方面。在单晶波导生长过程中,对籽晶提升速度的控制,是实现超声波导生长的关键,对超声传输和敏感元感受环境温度有很大的影响。利用汇聚的激光,对源棒进行加热产生融区,将籽晶伸入融区,通过控制籽晶的提升速度vc和源棒上升速度vr来实现单晶超声波导几何参数的调控,生长不同直径的单晶波导。生长装置示意图如图3所示。
图3 单晶纤维生长装置示意
Fig.3 Single crystal fiber growth device
为生长外形均匀、无起伏变化的超声波导,籽晶提升速度vc和源棒上升速度vr应满足以下关系:
(12)
其中:Dc表示籽晶直径;Dr表示源棒直径。
本文利用氧化铝单晶波导籽晶,生长了长度为300 mm、直径为0.7 mm的大长径比超声波导单晶纤维,自制的氧化铝单晶超声波导如图4所示。
图4 生长的氧化铝单晶超声波导
Fig.4 The growth of alumina single crystal ultrasonic waveguide
2.2 超声温度测量系统搭建与测试
根据超声测温原理,搭建了超声温度测量系统。系统由温度敏感元件、超声发射接收装置、超声信号采集处理系统和探头耦合装置组成,如图5所示。利用精密刻制的方法进行敏感元件制作,形成温度敏感结构。采用CTS-8077PR型脉冲发射接收仪,使用2.5 MHz频率的超声探头进行超声激发和接收。将接收的回波信号进行相应处理,捕获特征波信号用于计算,得到超声传播时间。利用高温电阻炉对所搭建的超声温度测量系统进行测试,高温炉提供20～1 800 ℃的温度环境。在升降温过程中,间隔100 ℃设置一测量点,保持10 min,以使传感器温度与环境温度达到一致,然后进行信号采集。采用标准铂铑热电偶作为标准温度参考。
图5 超声温度测量系统
Fig.5 Ultrasonic temperature measuring system
3 结果与分析
3.1 实验标定结果
采用LHPG法自制的和购置的氧化铝单晶超声波导,分别制备超声温度传感器进行对比,如图6所示。图6中上方波导裸露的传感器为自制氧化铝单晶制成的,下方则是购置的氧化铝单晶制成的传感器。在高温炉中分别对传感器进行加热,采集不同温度下的超声信号。采用相关算法处理后,得到不同温度下的超声传播时间,如图7所示,可见随着温度的升高,超声传播时间变长。
图6 单晶超声温度传感器
Fig.6 Single crystal ultrasonic temperature sensor
图7 自制氧化铝单晶温度变化波形
Fig.7 Self-made alumina single crystal temperature change waveform
对自制的氧化铝单晶超声波导制成的超声温度传感器进行了3次去程回程测试,自制超声波导所制成的超声温度传感器温度声速关系曲线如图8所示。通过3次去程回程测试,在20～1 800 ℃,根据式(13)计算得到传感器的灵敏度为0.44 m/(s·℃)。
图8 自制超声波导温度-声速曲线
Fig.8 Temperature-sound velocity curve of self-made ultrasonic waveguide
(13)
传感器的重复性由式(14)进行计算,在1 400 ℃时得到最大的样本标准偏差为19.6 ℃,包含因子c取4.303,计算得到重复性误差为4.73%,则重复性为95.27%。
(14)
同时,对购置的氧化铝单晶超声波导制成的超声温度传感器,也进行标定,得到2种氧化铝单晶传感器的温度-声速曲线如图9所示。在测试过程中,传感器均遵循温度升高、声速逐渐降低的规律。在20～1 800 ℃温度变化的过程中,自制的声波导声速由10 666.41 m/s降至9 893.993 m/s,购置的声波导由10 666.67 m/s降至9 889.176 m/s,声速变化程度相近。同一温度下,在去程和回程过程中,2种超声波导材料声速差值最大值为20.125 4 m/s,拉制的氧化铝单晶超声波导材料与商品化产品的超声传输速度相差很小。
图9 自制和购置的氧化铝单晶超声波导温度-声速曲线
Fig.9 Comparison of temperature and sound velocity curves between self-made and purchased single crystal alumina ultrasonic waveguides
对温度变化过程中,相同温度下2种材料去程回程的声速差进行了分析,得到图10所示图形。20～1 800 ℃,对于自制的波导材料,在100、200、600、1 200、1 400～1 800 ℃温度点,去程和回程的声速相同;对于购置的波导材料,在20、100、1 500、1 600 ℃温度点,速差值最大为57.294 9 m/s。通过对声速差的分析,相较于购置的波导材料,自制的超声波导材料作为敏感元,去程和回程的声速相同,在900 ℃时去程与回程的声速变化更稳定。
图10 自制和购置的声波导声速差
Fig.10 Sound velocity difference between self-made and purchased acoustic waveguides
3.2 模拟航空发动机测试
氧化铝超声温度传感器标定完成后,在模拟航空发动机试验平台上进行测温实验。根据模拟航空发动机(简称“模拟航发”)的测试孔所预留的结构,设计了模拟航发内部温度测量传感器的工装结构,如图11所示。整个工装结构包括氧化铝超声温度传感器、与模拟航发连接的法兰和气体滞止室。连接法兰将传感器固定于模拟航发的测温孔,滞止室可以使传感器的辐射误差和速度误差变小。
图11 模拟航发测温传感器工装
Fig.11 The frock of simulated aeroengine temperature sensor
模拟航发测试中,采用某型号发动机的燃烧室,与相应排气结构组成测试试验台,该系统可以1 400 ℃长期稳定运行,短时可到1 500 ℃,燃烧室最大进气量为0.4 kg/s,点火运行后可模拟真实燃烧室出口温度环境,实验过程中温度传感器置于尾气段,如图12所示。
图12 模拟航发结构示意图
Fig.12 The structure of simulated aeroengine
温度传感器安装完成后,点火进行了试验,采用信号采集装置对点火后燃烧过程中的温度变化数据进行了采集,对数据处理后,得到模拟航发燃烧各种温度变化如图13所示。在开始采集后,第50 s进行了点火,之后温度快速上升至700 ℃左右,在第97 s时升至875 ℃,保持一段时间后,升至最高1 489 ℃,之后开始减小供油量,开始降温阶段,将近90 s后,测试段温度降至常温,结束实验。
图13 模拟航发温度变化
Fig.13 The temperature change of simulated aeroengine
对于模拟航空发动机燃烧尾气的测量结果,进行不确定度分析。其中,以1 400 ℃为例,A类不确定度根据式(15)进行计算:
(15)
计算可得到A类不确定度U(x1)为6.3 ℃,标准热电偶的计量证书标明其测量不确定度为2.3 ℃,得到超声温度传感器由校准引入的B类不确定度U(x2)为0.767 ℃,超声收发系统的不确定度为0.6%,则引入的B类不确定度U(x3)为:
(16)
计算可得U(x3)为4.85 ℃,合成不确定度采用式(17)进行计算,经过计算得到本次测量的合成不确定度为7.99 ℃。
(17)
4 结论
航空、航天发动机等强氧化、强冲刷环境下的接触式温度测量,是一个亟需解决的难题。本文基于超声温度传感原理,设计了氧化铝超声温度传感器,主要结论如下:
1) 根据理论设计了波导直径为0.7 mm、敏感元区节长度为28 mm、凹槽直径为0.57 mm的氧化铝超声温度传感器,具有较好的温度敏感特性;
2) 使用LHPG法生长了氧化铝单晶超声波导,根据设计的参数制作了超声温度传感器;通过对标定结果的处理,得到在20～1 800 ℃,传感器灵敏度为0.44 m/(s·℃),重复性为95.27%。
3) 通过实验数据对比发现LHPG法生长的大长径比单晶超声波导,与购置的单晶超声波导具有相近的声学特性,能够满足温度传感的需求。
4) 利用氧化铝超声温度传感器在模拟航空发动机试验平台上,对燃烧后尾气温度进行了测量,最高测得1 489 ℃,经分析该次测量的合成不确定度为7.99 ℃。通过以上实验,可以看到利用超声温度传感的方法,结合氧化物单晶材料抗氧化的特性,有望解决航空、航天发动机等强氧化、强冲刷环境中的高温测量难题。
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