2018, Vol. 39
2. 内蒙古动力机械研究所，内蒙古 呼和浩特 010010
2. Inner Mongolia Power Engine Institute, Huhhot 010010, China
固体火箭发动机也称固体推进剂火箭发动机[1~3]，推进剂在发动机燃烧室燃烧时，具有温度高，变化快等特点[4~6]。现有成熟温度测试手段可以分为：接触式与非接触式测温。接触式测温一般使用热电阻、热电偶等，例如K型(镍铬－镍硅)热电偶测温上限不超过1300℃，R型(铂铑13-铂)、B型(铂铑30-铂铑6)、S型(铂铑10-铂)热电偶长时间使用时温度不超过1600℃，短时使用可到1800℃[7]。钨铼热电偶可以测试2000℃以上的高温，但在氧化环境中，钨铼热电偶的偶节被氧化，导致测温误差过大[8]。非接触测温法包括各种光学测温法，例如红外测温，光纤黑体腔测温等技术，其测温元件不需要和被测介质接触，不影响燃烧时温度场，但推进剂燃烧时产生的烟雾一方面污染光电探测器，另一方面测试环境对发射率有一定影响，导致测温数据与理论计算的相差甚大。
超声测温技术是20世纪60，70年代发展起来的一项技术，1979年，美国的圣地亚哥国立实验室用钨钍合金(WTh2%)超声测温传感器在熔融的氧化铀(UO2)中测温，温度可达2860℃[9]。1992年第七届国际温度讨论会上，美国科学家使用单晶钨代替钍钨合金作为测温元件，得到了更加稳定的超声回波信号，不仅大大减小了信号衰减，而且可测试温度高达3000℃[10]。超声测温技术已报道文献，主要应用于核工业燃料堆芯温度的测试，鲜有将超声导波测温技术其他应用领域的论文发表。
当前，对固体火箭发动机温度测试一般为测试喷管羽焰的温度，且测试手段基本为非接触式光学测温[11~14]。中国航空燃气涡轮研究院的李继保建立了燃烧室出口径向温度分布模型，实验验证了该模型的准确性[15]。哈尔滨工业大学的孙晓刚等采用多光谱法测试喷管羽焰温度，其测试温度高达2490K[16]。对发动机燃烧室的温度测试国内外尚无有效手段，借鉴超声导波这种原位测温可以测量材料熔点的特点，本文提出了铱铑合金超声导波测温技术，将抗氧化的铱铑合金传感器直接放入固体火箭发动机燃烧室，使得测温敏感元直接与温度场接触，测试固体火箭发动机燃烧室的温度。
2 实验原理超声波测温是一种基于超声波速度与被测温度有关的方法，超声波速度随固体温度的升高而降低。室温环境下，超声在金属杆中传播，其传播模型为
| $ E\frac{{{\partial ^2}u}}{{\partial {x^2}}} = \rho \frac{{{\partial ^2}u}}{{\partial {t^2}}} $ | (1) |
| $ \frac{{{\partial ^2}u}}{{\partial {x^2}}} = \frac{1}{{c_0^2}}\frac{{{\partial ^2}u}}{{\partial {t^2}}} $ | (2) |
式中E为材料的杨氏模量，ρ为材料的密度。令
从超声速度公式可知，超声速度与材料杨氏模量、密度有关。高温环境下材料杨氏模量、密度随温度变化，因而超声速度亦是随温度而变化，通过测量超声速度可反推出环境温度。在高温环境下超声的速度模型为
| $ {c_0}\left( T \right) = \sqrt {\frac{{E\left( T \right)}}{{\rho \left( T \right)}}} $ | (3) |
测温方案如图 1所示，超声换能器激发出超声信号，耦合到难熔金属声波导，超声沿着波导传感器向前传播。当超声信号传播到凹槽与端面处时，由于声阻抗不匹配，会产生回波信号。这些回波信号经过放大、采集模块，最终存储在存储设备中。这种温度测试方法是通过区间测速来获得不同温度下的超声速度，在已知两凹槽处距离的情况下，通过测量两个超声回波的时间差来计算在不同温度下波导中超声速度。图中v表示超声传播速度，Δs为两个凹槽之间的间距，Δt为超声回波时间间隔，v(T)为超声传播速度随温度T变化的依存关系。鉴于温度速度曲线不易理论获取，该温度传感器可以事先通过与标准温度传感器标定，来获得温度速度关系。
|
Fig. 1 Structure diagram of temperature measurement system |
超声导波测温的关键是传输声波的波导材料需要耐高温，熔点最好高达2000~3000℃。传感器材料的声阻抗小，超声可以长距离传播，以便于将高温区与低温区隔离在不同区域。作为测温的传感器，该材料的导热性能也要好，从而可以快速感知环境温度变化。现阶段，耐高温的金属材料主要是钨(W)、铼(Re)、钼(Mo)、钍(Th)，及其合金，它们熔点高达3000℃，满足高温传感器测温范围宽的特点，但在氧化环境下，难熔金属材料易被氧化，生成相应氧化物，从而改变超声在波导中传输性能。为了使声波导材料可在高温氧化环境中生存，抗氧化的铂族金属材料成为传感器材料不二选择[17]。铂族金属包括铂(Pt)、钯(Pd)、锇(Os)、铱(Ir)、钌(Ru)、铑(Rh)六种金属元素，其中铂，铑，铱为热电偶备选材料，例如铂铑，铱铑热电偶在工业领域应用频繁。超声测温系统的超声波导材料拟采用IrRth40(铱铑合金)材料，该材料可使用在2000℃以上环境中，经测试后导声性能优良，是非常优异的超声波导材料。
3.2 超声测温敏感单元设计超声在凹槽与端面处会产生反射信号，主要是在该处阻抗不匹配产生的。超声在变截面或不同物质界面中传播时都会发生反射、透射。在变截面杆中，当应力波通过面积突变的界面，会发生部分能量反射，部分能量透射。
如图 2所示，超声沿轴向方向传播时，其中细杆的截面积为A1，在变截面处的面积为A2。Ui，Ur，Ut分别代表入射波函数，反射波函数，透射波函数。其中阻抗为Z=ρ0C0A，可获得超声波的反射系数R与投射系数T为
| $ \begin{array}{*{20}{l}} {R = \frac{{{Z_2} - {Z_1}}}{{{Z_2} + {Z_1}}}}\\ {T = \frac{{2{Z_2}}}{{{Z_2} + {Z_1}}}} \end{array} $ | (4) |
|
Fig. 2 Incident, reflected, and transmitted waves at waveguide junction |
式(5)中，d1是敏感元件初始的直径，d2是凹槽改变后的直径，所以反射系数和透射系数[18]为
| $ \begin{array}{*{20}{l}} {R = \frac{{d_2^2 - d_1^2}}{{d_2^2 + d_1^2}}}\\ {T = \frac{{2d_2^2}}{{d_2^2 + d_1^2}}} \end{array} $ | (5) |
由式(5)可知，反射系数、透射系数与直径密切相关，在变截面处直径变化越大，超声信号反射系数越大，则超声波的反射波能量高。由于传感器主要利用超声回波测试延迟时间，所以在凹槽处要使反射能量与透射能量相匹配。一般情况下，凹槽处直径与端面直径比为20%~30%。本传感器为了提高响应，传感器使用0.5mm直径的细丝，在距离端面20mm处用金刚石刻刀，加工反射凹槽。
3.3 超声换能系统激发超声波方式可分为压电式的超声换能器和磁致伸缩式的超声换能器。压电超声的原理是在具有压电效应的材料上加载窄带脉冲电压，使得压电材料在长度或宽度等方向伸缩，从而激发出超声波；同时该种压电材料也具有逆效应，材料在长度或宽度的伸缩也可转换成电信号。磁致伸缩超声换能器的原理是磁致伸缩材料在洛伦兹力和磁滞伸缩力的作用下产生微弱的机械振动，从而激发出超声波[19]。磁致伸缩式超声换能器激发超声波的频率低，超声信号震荡周期长，导致超声信号在凹槽与端面处反射波的信号重叠，时间测量的分辨率差，从而影响温度的测量精度。综合考虑多方面的因素，本实验中使用的超声换能器中心频率为1MHz，压电晶元面积为14mm，灵敏度50±1dB，图 3为1MHz的超声探头实物图。
|
Fig. 3 1MHz ultrasonic transducer |
超声波脉冲发射接收仪在超声无损检测中是必不可少的仪器[20]，它可以实现超声波的触发和接收功能。超声换能器与型号为CTS-23A的超声探伤仪相连(该仪器可激发出脉冲宽度2μs，电压幅度600V，重复频率50~500Hz的高压脉冲)，激发的超声波在凹槽与端面的声波反射信号清晰，整套测试系统经过24h长时间测试，性能稳定。
4 传感器标定实验和结论测温实验系统如图 4所示，主要由计算机、100MHz的数据采集卡、脉冲收发仪、压电换能器、IrRth40波导传感器和一台可加热到1600℃的高温炉。本实验使用高温炉是以MoSi2为加热体的马弗炉，加热温度高达1650℃(长期使用1600℃)，加热区的结构为200mm×250mm×200mm的恒温室。在设计指标中，室内任意两点之间的温度梯度最大不可超过5℃，为了降低校准误差，添加了另外一个精度为0.3%的B型热电偶。在连接好实验装置后，将IrRth40传感器放入高温炉内，并把测温敏感端与B型热电偶放置在同一位置。高温炉温度升高100℃，计算机控制数据采集卡采集一次数据。
|
Fig. 4 Schematic diagram of the test setup |
如图 5所示，超声在22℃，500℃，1000℃，1600℃的信号，从所测得信号可知，超声在凹槽、端面处反射信号的延迟时间逐渐增大。随着温度升高，超声信号幅度逐渐减小。
|
Fig. 5 Ultrasonic signal at 22℃, 500℃, 1000℃, 1600℃ |
经过多次室温~1600℃的实验后，参照“传感器主要静态特性指标的计算方法”，计算传感器静态性能指标。从图 6(a)可知，超声传感器重复性良好，传感器重复性达97%。对室温~1600℃的温度数据按T分布统计规律，进行了95置信的置信度评估，获得了传感器误差带，如图 6(b)所示。从图 6(c)可知，传感器灵敏度随温度升高而升高，在温度大于1000℃时，灵敏度的变化斜率逐渐增大，也就是说延迟时间的变化幅度逐渐剧烈，最高达到0.0035μs/℃。图 6(d)为常温常压下，测得传感器的响应时间为1.2s。超声测温传感器的标定采集卡为100MHz，最小分辨为10ns，即0.01μs，传感器平均分辨率是低于1000℃，分辨率小于10℃，高于1000℃时，分辨率为3℃。
|
Fig. 6 Ultrasonic thermometry static characteristic |
如图 7(a)所示，应用在固体火箭发动机的封装结构主要由测温传感器、隔热材料、压盖、耐高温保护鞘组成。实验前将测温传感器通过螺纹安装在固体火箭发动机温度传感器接口处，安装位置如图 7(b)所示。
|
Fig. 7 Sensor application structure and installation method |
如图 8所示，固体火箭发动机燃烧室测温的整个系统由测温传感器、超声脉冲发射/接收仪、计算机、采集卡、同步控制器组成。其中动态数据采集卡是整个实验的核心设备，试验中使用的采集卡是四川拓普测控科技有限公司生产的NDAQ-120614数据采集设备。NDAQ-120614是同步并行高速数据采集设备，采用14Bit高精度A/D，通道连接最高采样率可达到250MSps，可实现多通道高速动态信号的实时记录。同步控制器给出触发信号，超声测温系统开始工作，同时给固体发动机试验器点火信号，采集卡对发动机燃气温度进行实时采集并存储在计算机中。固体火箭发动机中填装的推进剂是低燃速复合推进剂，理论峰值温度为1800K。
|
Fig. 8 SRM temperature measurement system |
如图 9所示，固体火箭发动机燃烧室测得压力-时间曲线和温度-时间曲线。鉴于超声传感器的测温原理，测温传感器在固体火箭发动机上安装位置不同，测得温度也不同。从图中曲线可知，压力曲线与温度曲线上升趋势基本吻合。由压力曲线、温度曲线的数值变化可得，发动机点火瞬间，压力、温度急剧上升，其中温度经过90ms上升到1200℃。在压力、温度稳定一段时间后，随着压力第二次快速上升，温度也上升到1492℃。当固体火箭发动机内推进剂燃烧完毕，传感器测得燃烧室内温度缓慢下降。低燃速复合推进剂的温度理论峰值为1800K，超声测温传感器测得温度峰值为1765K(1492℃)，传感器在温度峰值位置的准确度高达98%。
|
Fig. 9 SRM pressure-time & temperature-time curve |
为解决固体火箭发动机试车时温度测试问题，开展了铱铑合金超声导波测温技术研究，依据超声测温原理设计的传感器，具有结构简单、灵敏度好、稳定性优良等特点。在实验基础上，得出以下主要结论：
(1) 拓展了超声测温技术的应用范围，该技术从核工业测温领域应用在固体火箭发动机温度测试领域。
(2) 设计了铱铑合金超声测温系统，通过实验测试了该系统在室温~1600℃的工作情况，获得室温~1600℃超声信号。
(3) 将超声测温系统在高温炉中反复校准，传感器在室温~1600℃重复性优良。依据传感器主要静态特性指标的计算方法，获得了95置信的误差带，灵敏度为0.0035μs/℃，高于1000℃分辨率为3℃，响应时间为1.2s等静态性能指标。
(4) 设计了应用于固体火箭发动机的封装结构，在固体火箭发动机试车实验中，获得了温度-时间曲线，且测得的温度峰值为1492℃。
| [1] |
Culick F E C. An Elementary Calculation of the Combustion of Solid Propellants[J]. Astronautica Acta, 1969, 49(1-2): 203-220.
(  0) |
| [2] |
Rastogi R P, Kishore K, Singh G. Solid Propellant Decomposition Studies by Differential Scanning Calorimetry[J]. Thermochimica Acta, 1975, 12(1): 89-96. DOI:10.1016/0040-6031(75)85012-X
( 0) |
| [3] |
Lengelle G, Duterque J, Trubert J F. Combustion of Solid Propellants[J]. Combustion of Solid Propellants, 2002, 2(7): 1319-1323.
( 0) |
| [4] |
Tanner M W. Multidimensional Modeling of Solid Propellant Burning Rates and Aluminum Agglomeration and One-Dimensional Modeling of RDX/GAP and AP/HTPB[J]. Dissertations & Theses-Gradworks, 2008, 9(6): 1245-1256.
( 0) |
| [5] |
Maise G, Sabadell A J. Electrostatic Probe Measurements in Solid-Propellant Rocket Exhausts[J]. AIAA Journal, 2015, 8(8).
( 0) |
| [6] |
Nelson H F, Fields J C. Heat Transfer in Two-Phase Solid-Rocket Plumes[J]. Journal of Spacecraft & Rockets, 2015, 33(4): 494-500.
( 0) |
| [7] |
Burns G W, Gallagher J S. Reference Tables for Pt-30 Percent Rh Versus Pt 6 Percent Rh Thermocouple[J]. Journal of Research of the National Bureau of Standards Section C-Engineering and Instrumentation, 1966, 100(2): 89-151.
( 0) |
| [8] |
Asamoto R R, Novak P E. Tungsten-Rhenium Thermocouples for Use at High Temperatures[J]. Review of Scientific Instruments, 1967, 38(8): 1047-1052. DOI:10.1063/1.1720964
( 0) |
| [9] |
Fam S, Lynnworth L C, Carnevale E H. Ultrasonic Thermometry in Lmfbr Systems[R]. Second Quarterly Progress Report Contract 1968. AT (30-1)-3906.
( 0) |
| [10] |
Carnevale E H, Lynnworth L C, Larson G S. High Temperature Measuring Device[R]. NASA CR-54539, 1965.
( 0) |
| [11] |
徐强, 李军, 曹从咏. 火箭燃气射流温度分布的实验研究[J]. 推进技术, 2003, 24(2): 109-111. (XU Qiang, LI Jun, CAO Cong-yong. Experimental Study on Temperature Distribution in Rocket Exhausted Flow Field[J]. Journal of Propulsion Technology, 2003, 24(2): 109-111.)
( 0) |
| [12] |
胡建新, 夏智勋, 张龙, 等. 固体火箭冲压发动机补燃室燃烧过程显示[J]. 推进技术, 2007, 28(4): 337-341. (HU Jian-xin, XIA Zhi-xun, ZHANG Long, et al. Combustion Process in Secondary Combustion Chamber of Ducted Rocket by High Speed Photography and Digital Image Processing[J]. Journal of Propulsion Technology, 2007, 28(4): 337-341.)
( 0) |
| [13] |
范传新. 固体火箭羽焰的辐射特性及其温度测量技术述评[J]. 固体火箭技术, 2004(3): 238-242. ( 0) |
| [14] |
潘卫东. 喷管羽流温度场测量系统的研制[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2008. http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10213-2009228895.htm
( 0) |
| [15] |
李继保. 环形燃烧室出口径向温度分布系数预估[J]. 推进技术, 1998, 19(3): 1-4. (LI Ji-bao. Prediction of Exit Radial Temperature Distribution Factor from Gas Turbine Annular Combustors[J]. Journal of Propulsion Technology, 1998, 19(3): 1-4.)
( 0) |
| [16] |
孙晓刚, 戴景民, 王雪峰, 等. 一种测量固体火箭发动机羽焰温度的数据处理方法研究[J]. 红外与毫米波学报, 2003(2): 141-144. ( 0) |
| [17] |
Wei Y, Gao Y, Xiao Z. Ultrasonic Al2O3 Ceramic Thermometry in High-Temperature Oxidation Environment[J]. Sensors, 2016, 16(11).
( 0) |
| [18] |
田苗, 王高, 刘争光, 等. 超声脉冲测温技术初步研究[J]. 声学技术, 2017, 36(1): 27-31. ( 0) |
| [19] |
魏艳龙, 王高, 郭倩, 等. 基于磁致伸缩式超声导波测温技术基础研究[J]. 火力与指挥控制, 2016, 41(7): 171-174. ( 0) |
| [20] |
郭亚飞, 王高, 魏艳龙, 等. 用于电磁超声测温的脉冲激励电源研制[J]. 电光与控制, 2016, 23(5): 99-103. ( 0) |