燃氣總溫傳感器的設計

佟顯義，徐　微，鄭　全，李　卓，于金山

（沈陽航天新光集團有限公司第一研究室，沈陽110043）

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燃氣總溫傳感器的設計

佟顯義*，徐微，鄭全，李卓，于金山

（沈陽航天新光集團有限公司第一研究室，沈陽110043）

摘要：研究了總溫傳感器的滯止理論，并在此基礎上設計了一種滯止罩結構。為了初步驗證滯止罩設計的合理性，采用數值方法對總溫傳感器滯止罩進行流固耦合模擬，獲得了滯止罩內燃氣流的速度分布及滯止罩內傳感器測量端表面的溫度分布，系統分析從數值模擬中提取的數據，得到的結果表明該設計能提高傳感器對高速高焓燃氣溫度測量的準確度。

關鍵詞：燃氣溫度測量；總溫傳感器；滯止理論；滯止罩設計；數值模擬

在航空航天領域中，準確測量燃燒室出口燃氣流溫度，能為發動機進氣道及尾噴管的優化設計提供重要的參考數據［1］。實際測量高速高焓燃氣溫度時，為了使傳感器測量溫度更接近氣流真實溫度，通常將傳感器與合適的滯止罩配套做成總溫探針樣式［2］。總溫傳感器測試時，燃氣流受滯止室及傳感器探頭的雙重滯止，正向流動速度迅速減小，氣流的動能轉變為熱能，由燃氣高速流動所帶來的速度誤差也將減小［3］。本文提出在滯止室內分別放置3種不同長度的傳感器和6種氣流馬赫數等18種工況下進行流固耦合模擬，獲得滯止罩內燃氣流的速度分布及滯止罩內傳感器測量端表面的平均溫度，通過對模擬數據進行對比分析，以初步驗證滯止罩設計的合理性［4］。

1　傳感器的滯止理論

在熱工流體力學中［5］，氣流的總溫Tt由靜溫T和動溫Tv兩部分組成。靜溫是度量氣體分子自由運動的動能；動溫是度量氣體分子定向運動的動能。

式中，v為氣流速度；cp為定壓比熱；k為絕熱指數，氣體定壓比熱與定容比熱的比值，k=cp/cv，對于空氣，k=1.4；對于燃氣，k=1.33；Ma為氣流馬赫數。

傳感器的指示溫度與氣流的總溫的偏差，是測量誤差。一般用傳感器復溫系數r表示氣流絕能滯止時動能轉化為熱能的程度：

裸露式探針主要是通過氣流碰撞及測量端表面黏性摩擦阻力的作用實現氣流滯止的，故此復溫系數一般較小，約為0.65［6］。經驗證在傳感器裸露探針外端合理設計一個滯止罩能有效提高傳感器的復溫系數，因高速氣流進入滯止罩受到滯止室及傳感器測量端的雙重滯止，故傳感器的復溫系數一般能提高到0.86～0.98［7］。

2　滯止罩的結構設計準則

氣流總溫測量的關鍵是將流入傳感器滯止室的高速氣流有效的滯止，而傳感器的復溫系數是反映高速氣流受到滯止室和傳感器測量端雙重滯止效應的綜合結果［8］。

2.1滯止罩進出口的面積比

滯止室內氣流的馬赫數受滯止罩氣流進出口面積比的影響，而速度誤差是內流馬赫數的函數。為了提高傳感器測量氣流溫度的準確度，可以調節滯止室內氣流馬赫數來減小速度誤差，但這樣又會帶來較大的導熱誤差和輻射誤差。綜合研究分析這些因素，最佳措施是控制內流馬赫數在某特定范圍內，總測量誤差最小。經試驗［9］證明：內流馬赫數在0.08～0.15，總測量誤差最小。根據經驗及模擬試驗結果得到滯止罩氣流進出口最佳的面積比為：

式中，R為滯止罩進出口的面積比；A0為滯止罩進口面積；n為滯止罩放氣孔個數；Ai為滯止罩某個放氣孔面積。

當滯止罩進出口的面積比大于10時，傳感器熱慣性時間會變長；當這個面積比小于5時，復溫系數r會減小。

2.2滯止室徑向尺寸

在測量高溫燃氣溫度時，傳感器測量端與滯止室內壁面間發生強烈的輻射傳熱，輻射誤差將隨滯止室內徑的增大而增大。為了有效減小輻射誤差，滯止室內徑要盡可能的小，但實際應用時還要考慮傳感器的有效尺寸［10］。

2.3滯止室長度

傳感器測量端固定位置、放氣孔位置和測試空間綜合決定滯止室的有效長度。為了減少傳感器測量端向滯止室外部的高速氣流傳遞熱量，傳感器測量端應固定在距離滯止室進出口適當的位置；為了有效提高氣流滯止速率，放氣孔應對稱均勻分布在傳感器測量端稍后的側壁上［11］。

圖1　總溫傳感器結構示意圖

3　滯止罩的數值模擬

在熱工流體力學中，采用CFD軟件對總溫傳感器滯止罩內燃氣流的速度分布和滯止罩內傳感器測量端表面溫度場分布進行流固耦合數值模擬［12］。分別在滯止室的底部，中間，上端合理選取三點放置不同長度的傳感器探針，按照設計準則分別建立物理模型。

圖2　滯止罩中流體域部分的網格劃分

本次數值模擬選用的是基于壓力求解法，CFD算法是按時間推進的有限體積法（FVM）。曲線坐標系下的動量守恒N-S方程通常作為控制方程，為了提高收斂速度和求解精度，離散流動格式選用耦合隱式格式及二階迎風格式，離散湍流動量和湍流耗散率都采用Quick格式，湍流模型選用標準k-ε模型［13］。

數值模擬計算中，氣流總溫Tt=1 000 K，氣流速度為0.1倍馬赫數到0.4倍馬赫數之間。為了簡化模擬條件，流體設為空氣，初始狀態進口總壓P?=100 667 Pa，氣流馬赫數Ma=0.10，大氣壓強p0=105Pa。根據經驗，氣流入口取壓力入口，出口取壓力出口。物面設為無滑移邊界條件［14］，壁面設為等溫固壁。

3.1模擬結果分析

圖3　傳感器插入滯止室的長度為11 mm時，不同馬赫數下的探針截面氣流速度分布云圖

表1　傳感器插入滯止室長度11 mm時，不同馬赫數下傳感器測量端的溫度和傳感器的復溫系數

圖4　傳感器插入滯止室長度17 mm時，不同馬赫數下的探針截面氣流速度分布云圖

表2　傳感器插入滯止室長度17 mm時，不同馬赫數下傳感器測量端的溫度和傳感器的復溫系數

圖5　傳感器插入滯止室長度23 mm時，不同馬赫數下的探針截面氣流速度分布云圖

表3　傳感器插入滯止室長度23mm時，不同馬赫數下傳感器測量端的溫度和傳感器的復溫系數

分析探針截面氣流速度分布云圖得出：同一個物理模型中，在不同氣流進口馬赫數下，滯止罩內部流場分布特性不同，高速氣流進入總溫傳感器的滯止室，因受到局部的阻滯作用，氣流速度迅速減小，在絕熱條件下，氣流將有向運動的動能轉化為熱能。在傳感器插入滯止室的探測長度分別為11 mm、17 mm、23 mm時，氣流速度分別為Ma=0.10（馬赫數）、Ma=0.15、Ma=0.20、Ma=0.25、Ma=0.30、Ma=0.40等18種工況條件下進行流固耦合數值模擬。上述速度云圖呈現的結果表明：高速氣流進入總溫傳感器的滯止室，因受到滯止室的局部阻滯作用，在與傳感器測量端接觸之前氣流速度已明顯減小。

從上述3組云圖及對應表格數據可知：傳感器插入總溫傳感器滯止室的探測長度相同時，氣流馬赫數越低，傳感器測量端的溫度越接近總溫；隨著氣流馬赫數的升高，氣流因將受黏性摩擦剪切力的作用，在滯止室內產生漩渦，造成滯止室內流場紊亂，同時也造成滯止室內流體溫度分布不均，則傳感器測量的溫度會產生微弱的偏差。氣流在滯止室內流動，會與四周溫壁面間發生劇烈熱量傳遞，傳感器探測長度較長時，將與高溫氣流充分發生熱量傳遞，輻射損失小，傳感器測量端的溫度更接近氣流的總溫，則傳感器的復溫系數越高。

總溫測量的關鍵是總溫傳感器憑借自身特殊結構將流入滯止室的高速氣流有效的滯止，而傳感器的復溫系數反映了高速氣流受到滯止室和傳感器測量端雙重滯止效應的綜合結果。通過模擬數據計算的結果可初步驗證此滯止罩的設計是合理的，傳感器的探測長度為11 mm、17 mm、23 mm時，氣流馬赫數分別Ma=0.10（馬赫數）、Ma=0.15、Ma=0.20、Ma=0.25、Ma=0.30、Ma=0.40等18種工況條件下傳感器的復溫系數由表1、2、3可知都在0.86以上。

圖6　制作的滯止罩

4　結論

為了減小傳感器測量高速高焓氣流溫度的誤差，設計了一種滯止罩結構。在三組18種工況下建立總溫傳感器物理模型，并采用CFD軟件對總溫傳感器滯止罩內燃氣流的速度分布和滯止罩內傳感器測量端表面溫度分布進行流固耦合模擬。本文通過對從數值模擬中提取的數據進行運算處理得出傳感器放在滯止室內不同位置處，傳感器的復溫系數都在0.86以上，這初步驗證了設計的滯止罩是合理的。

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佟顯義（1986-），男，沈陽航天新光集團有限公司第一研究室工程師，主要研究方向液體火箭發動機結構設計與測試技術，shenyanghangkong521@126.com。

Design of the Gastotal Temperaturesensor

TONG Xianyi*，XU Wei，ZHENG Quan，LI Zhuo，YU Jinshan
（First Research Center，Shenyang Aerospace Xinguang Group Co.，Ltd.，Shenyang 110043，China）

Abstract：The stagnation theory of the total temperature sensor was studied，and a kind of the stagnation hood struc?ture was designed on the basis of this theory.To preliminary verify the rationality of the stagnation hood design，the fluid-solid coupling analog of the stagnation chamber was obtained by utilizing the numerical method and the veloci?ty distribution of Fuel gas flow inside the stagnation hood along with the surface temperature distribution of the sen?sor measurement end was also obtained.The data from the numerical simulation is systematically analyzed.The re?sults show that the accuracy of the temperature measurement of the high speed and high-enthalpy fuel gas could be improved through the use of the hood design.

Key words：gas temperature measurement；total temperature sensor；stagnation theory；designof stagnation hood；numerical simulation

doi：EEACC：7320R10.3969/j.issn.1004-1699.2016.02.025

收稿日期：2015-08-23修改日期：2015-10-29

中圖分類號：TK39

文獻標識碼：A

文章編號：1004-1699（2016）02-0301-05