飛行試驗(yàn)用雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器研究及測量誤差分析

沙心國，文帥，孫日明,*，張宗波，紀(jì)鋒

1. 中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074 2. 中國科學(xué)院 化學(xué)研究所，北京 100190

0 引 言

飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)直接關(guān)系飛行安全，影響飛行器設(shè)計(jì)成敗。準(zhǔn)確的氣動(dòng)加熱預(yù)測是開展飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的前提[1-2]。飛行試驗(yàn)是空氣動(dòng)力研究的主要手段之一，是最為接近真實(shí)飛行的驗(yàn)證方法[3]。飛行試驗(yàn)獲得的氣動(dòng)加熱數(shù)據(jù)是完善氣動(dòng)加熱計(jì)算方法[4]、建立氣動(dòng)熱天地相關(guān)性的重要參照。飛行試驗(yàn)難度大、周期長、費(fèi)用高，開展次數(shù)一般較少，試驗(yàn)數(shù)據(jù)彌足珍貴，對(duì)熱流測量傳感器提出了更高要求。另外，為了提升飛行器的航程和升阻比性能，高速飛行器逐漸由傳統(tǒng)的大鈍頭軸對(duì)稱外形向尖前緣的面對(duì)稱復(fù)雜外形發(fā)展[5]，尖前緣和復(fù)雜型面對(duì)熱流測量技術(shù)提出了更高挑戰(zhàn)。

飛行試驗(yàn)的力/熱環(huán)境嚴(yán)苛而復(fù)雜，地面風(fēng)洞試驗(yàn)中常用的熱流測量技術(shù)一般無法直接應(yīng)用于飛行試驗(yàn)的氣動(dòng)熱測量，需要針對(duì)飛行試驗(yàn)的具體環(huán)境和測量需求發(fā)展小型化、耐高溫、長時(shí)間、高精度的熱流測量傳感器[6]。

飛行試驗(yàn)的熱流測量技術(shù)伴隨著高超聲速飛行器的誕生而發(fā)展。半個(gè)多世紀(jì)以來，自X-15 飛機(jī)開始[7]，以美國為代表的航天大國先后研制了一系列高超聲速飛行器，開展了大量高超聲速飛行試驗(yàn)，所使用的熱流測量技術(shù)種類繁多，但傳感器大多結(jié)構(gòu)復(fù)雜、體積較大[8-10]。Neumann 等[11]按測量形式將高超聲速飛行試驗(yàn)測熱技術(shù)分為“內(nèi)置式”和“嵌入式”兩種，其中內(nèi)置式測熱技術(shù)直接測量模型壁面內(nèi)部溫度歷程，傳感器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、加工難度大；嵌入式測熱技術(shù)則是在模型壁面開孔，插入獨(dú)立的熱流測量傳感器進(jìn)行測量。在飛行試驗(yàn)中大多采用嵌入式測熱技術(shù)，主要使用同軸熱電偶和塞塊式量熱計(jì)。美國和澳大利亞聯(lián)合開展的HIFiRE-1 和HIFiRE-5 飛行試驗(yàn)中使用了大量雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器進(jìn)行熱流測量[12-16]，該傳感器與同軸熱電偶結(jié)構(gòu)相似，但可同時(shí)測量模型表面溫度和背面溫度，是一種飛行試驗(yàn)熱流測量的優(yōu)質(zhì)解決方案。本文針對(duì)雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器的測量原理、結(jié)構(gòu)及測量方法進(jìn)行研究，并將該傳感器應(yīng)用于飛行試驗(yàn)壁面溫度測量，對(duì)測得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差分析。

1 測量原理

塞貝克效應(yīng)（Seebeck effect），又稱“第一熱電效應(yīng)”，是指由于兩種不同電導(dǎo)體或半導(dǎo)體的溫度差異而引起兩種物質(zhì)間電壓差的熱電現(xiàn)象。熱電偶正是基于塞貝克效應(yīng)進(jìn)行溫度測量的[17]。

圖1 為熱電偶測量溫度的原理示意圖。金屬材料A 和B 組成回路，該回路有兩個(gè)結(jié)點(diǎn)1 和2，溫度分別為T1和T2，當(dāng)T1≠T2時(shí)，回路中將產(chǎn)生熱電動(dòng)勢，并在電壓表中顯示出來。該熱電動(dòng)勢的大小與T1和T2的差值成正比。

圖1 塞貝克效應(yīng)原理示意圖Fig. 1 Seebeck effect

2 傳感器結(jié)構(gòu)

雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器主要由內(nèi)電極、絕緣層、外電極和3 根補(bǔ)償導(dǎo)線組成，如圖2 所示。

圖2 傳感器結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 2 Dual-junction thermocouple structure

圖2 的傳感器為E 型，外電極為鎳鉻合金，內(nèi)電極為銅鎳合金。補(bǔ)償導(dǎo)線CH1 與外電極材料相同，補(bǔ)償導(dǎo)線CH2、CH3 與內(nèi)電極材料相同。雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器具有兩個(gè)測量結(jié)點(diǎn)，傳感器頂端的結(jié)點(diǎn)1 為傳感器端面打磨形成的內(nèi)外電極結(jié)點(diǎn)，尾端的結(jié)點(diǎn)2 為補(bǔ)償導(dǎo)線CH3 和外電極的焊接點(diǎn)。為避免第三種材料的引入影響測量，采用激光焊接的方法。

同軸熱電偶傳感器與雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器的結(jié)構(gòu)類似，均由內(nèi)電極、絕緣層、外電極和補(bǔ)償導(dǎo)線組成，主要區(qū)別在于補(bǔ)償導(dǎo)線數(shù)量和連接位置。前者有2 根補(bǔ)償導(dǎo)線分別連接傳感器內(nèi)、外電極，后者則有3 根補(bǔ)償導(dǎo)線分別連接內(nèi)、外電極。

絕緣層直接影響傳感器的耐溫范圍、響應(yīng)時(shí)間[18]和測量精度。雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器的絕緣層為新型聚合物陶瓷涂層，通過浸涂的方式，在傳感器表面形成厚度20 μm 以內(nèi)的均勻耐高溫涂層。

3 測量方法

雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器有3 根補(bǔ)償導(dǎo)線，任一導(dǎo)線都可作為公共端，分別與其他兩根導(dǎo)線組合形成兩個(gè)測量通道，測量獲得結(jié)點(diǎn)1 的溫度T1、結(jié)點(diǎn)2 的溫度T2和兩個(gè)結(jié)點(diǎn)的溫度差（T1－T2）等3 個(gè)溫度信息中的2 個(gè)。測量方案如表1 所示，表中“遠(yuǎn)端”是指補(bǔ)償導(dǎo)線的末端。根據(jù)熱電偶分度表[19]將試驗(yàn)測量電壓值換算為溫度值。

表1 測量方案Table 1 Measurement methods

4 飛行試驗(yàn)測量

傳感器安裝于試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻妫鐖D3 所示。傳感器外徑1.4 mm，噴涂厚度0.1 mm 的絕緣層。將噴涂絕緣層的傳感器插入安裝孔（直徑1.6 mm），使結(jié)點(diǎn)2 與模型背面緊密接觸而不導(dǎo)通。采用耐高溫絕熱膠固定傳感器，并使模型背面絕熱。傳感器安裝誤差直接影響試驗(yàn)測量結(jié)果[20]，雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器在安裝孔中固定后，可采用砂紙或銼刀打磨的方法使傳感器內(nèi)外電極連通，形成結(jié)點(diǎn)1，同時(shí)使傳感器頂端與模型表面保持型面一致，保證測量精度。

圖3 傳感器安裝示意圖Fig. 3 Illustration of the dual-junction thermocouple installment

為保證傳感器與模型壁面的熱匹配性能，結(jié)點(diǎn)2 與模型背面距離小于1 mm，結(jié)點(diǎn)2 與外電極尾端距離小于2 mm，傳感器內(nèi)外電極長度差小于5 mm[21]。傳感器用補(bǔ)償導(dǎo)線直徑為0.1 mm。

傳感器與模型絕緣可有效降低電磁干擾，提高測量信號(hào)的信噪比。傳感器表面涂層很薄，導(dǎo)熱性能較好，傳感器與模型能夠充分換熱，熱匹配性能較好。模型背面的絕熱層可有效減小傳感器尾端和導(dǎo)線的熱量散失，改善傳感器與模型的熱匹配性能。另外，模型背面耐高溫絕熱層還具有保護(hù)飛行器艙內(nèi)儀器設(shè)備的作用。

在飛行試驗(yàn)中，采用表1 中的方案1 進(jìn)行測量，以CH1 作為公共正極，分別與CH2 和CH3 組成測量通道，測量結(jié)點(diǎn)1 和2 的溫度T1和T2。

假設(shè)傳感器與模型具有良好的熱匹配性能，傳感器結(jié)點(diǎn)1 測得的溫度即為模型表面溫度。傳感器尺寸較小，可以忽略傳感器對(duì)模型溫度分布的影響。以飛行器表面等壁厚平面區(qū)域某點(diǎn)測得的模型表面溫度Texp-f作為輸入條件，求解瞬態(tài)熱傳導(dǎo)方程，得到模型背面溫度Tcom-b作為模型背面溫度理論值。傳熱計(jì)算中，壁面厚度、熱物性參數(shù)與飛行試驗(yàn)的模型壁面參數(shù)一致。傳熱計(jì)算模型如圖4所示。

圖4 傳熱計(jì)算模型示意圖Fig. 4 Illustration of heat transfer computation

圖5 為飛行器表面等壁厚平面區(qū)域某點(diǎn)的溫度變化歷程（圖5（b）為圖5（a）右上角局部放大）。對(duì)比模型背面溫度理論值Tcom-b與測量值Texp-b可以發(fā)現(xiàn)：在溫度升高階段，Texp-b低于Tcom-b；在溫度下降階段，隨著時(shí)間的推移，Texp-b由低于Tcom-b逐漸變?yōu)楦哂赥com-b（如局部放大圖所示）。在飛行試驗(yàn)中段，飛行器處于平飛階段，傳熱趨向于穩(wěn)態(tài)傳熱，模型背面溫度的測量誤差逐漸減小，造成誤差的主要原因是模型背面溫度測量結(jié)點(diǎn)的響應(yīng)時(shí)間較長。

圖5 模型某點(diǎn)的壁面溫度信息Fig. 5 Surface temperature of a flight model point

5 測量誤差分析

傳感器與模型的熱匹配性能、傳感器的熱響應(yīng)性能是傳感器測量誤差的主要來源。影響熱匹配性能的主要因素是模型材料、絕緣導(dǎo)熱涂層材料和傳感器結(jié)構(gòu)；傳感器的熱響應(yīng)性能則主要受結(jié)點(diǎn)尺寸和安裝結(jié)構(gòu)影響。雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器的表面溫度測量結(jié)點(diǎn)（結(jié)點(diǎn)1）是通過打磨形成的金屬電極劃痕，結(jié)點(diǎn)尺寸小、響應(yīng)快；而背面溫度測量結(jié)點(diǎn)2 則是導(dǎo)線與外電極的焊點(diǎn)，與結(jié)點(diǎn)1 相比，結(jié)點(diǎn)2 尺寸大、響應(yīng)相對(duì)較慢。另外，為了屏蔽電磁干擾，結(jié)點(diǎn)2 與模型背面之間以一層絕緣涂層分隔，該絕緣涂層也會(huì)使結(jié)點(diǎn)2 的熱響應(yīng)時(shí)間更長。

6 結(jié) 論

1）雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器尺寸小、響應(yīng)快、安裝方便、與模型表面保型性好，可同時(shí)測量模型表面溫度和背面溫度，尤其適用于三維熱傳導(dǎo)嚴(yán)重區(qū)域的熱流測量。

2）結(jié)點(diǎn)2 的尺寸比結(jié)點(diǎn)1 更大，與模型背面之間有絕緣涂層分隔，影響了結(jié)點(diǎn)2 的熱響應(yīng)性能。

3）雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器測量模型背面溫度的誤差相對(duì)較大，目前尚無相應(yīng)的熱流辨識(shí)方法。采用模型表面溫度測量值進(jìn)行熱流辨識(shí)，采用背面溫度測量值進(jìn)行辨識(shí)熱流校正，是雙結(jié)點(diǎn)熱電偶傳感器未來應(yīng)用的一個(gè)方向。

致謝：感謝劉吳月工程師在測量電路方面提供的幫助，感謝潘俊杰工程師在傳感器安裝方面提供的幫助。