高温高超声速风洞流场的总温测量与初步试验校核.pdf

第十一届全国激波与激波管学术会议 超声速风洞流场的总温测量 与初步试验校核 李向东张绍武邓和平杨冠华 ( 中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术实验室，四川绵阳6 2 1 0 0 0 ) 摘要：本文介绍了用于超燃发动机试验的高温高超声速风洞流场的总温测量和试验校核方法，采用水冷总温 排架，选择铂3 0 一铂铑6 热电偶丝，设计合理的热电偶结构，可保证温度测量装置在高温高超声速流场中长 时间重复使用，并对加热器性能进行T I 程分析，验证了温度测量的准确性 0 引言 温度是表征物体状态的特征参数之一，为了确定气流的密度、粘性系数、流动速度和对 空气动力天平数据的影响等，即需要对温度进行测量，同时监测气流温度可以了解水汽是否 发生凝结、风洞是否局部过热Ⅲ在超燃发动机试验研究中，燃料注入后在发动机模型内流道 内能否可靠点火和稳定燃烧，不但与发动机模型内型面构型有关，而且与发动机模型进气道 的流场条件也是分不开的，同样的模型在高温高压条件下更易于点火，而温度又是最重要的 影响因素因此，对发动机模型前体流场的温度场进行测量，并对测量结果的准确性进行校 核判断，对发动机模型性能研究是至关重要的。

1 试验设备 本次温度测量工作 在中国空气动力研究与 发展中心超高速所的 F D - 2 2 高温高超声速风 洞上进行，风洞主要由 高压气源、配气系统、 加热器、M 5 轴对称喷管、 试验段、扩压器、引射 器和排气烟囱等设备主 图1F D - 2 2 高温高超声速风洞系统配置图 体部段以及附属的冷却水系统、引射器气源系统、扩压器喷水冷却系统和测控系统等周边设 施组成瞳1 ，风洞的系统配置示意图见如图1 2 总温排架及热电偶设计 2 ．1 总温排架设计啪t 用于高温高超声速流场校测的总温排架及总温形r 、小．．卅杉『．．斗．朝 热电偶，除了满足类似于低温／脉冲风洞的设计要求 囫I团园I 囫 盆巍鞣淼鬻墨鬻罂蕊嚣毛嚣袢圉吉圉 温热电偶的冷却结构如图2 所示，总温热电偶尾部b §萨蕊蛙谚产d囫蚓囫 插入冷却水槽，冷却水从两边绕流过皮托管对其进 囫囫囫铴 行冷却整体采用l C r l 8 N i 9 T i ，前端采用退火的金属 囫．／．．均囫／一J 习 李望二擘誊番用氩弧焊接冷却水采用民用自来水， 图2 热电偶冷却结构 供应压力约为0 ．5 M P a 一 ⋯一 2 ．2 总温热电偶设计 发动机试验在l 1 0 0 ～1 8 0 0 K 范围内进行，而模拟的重要参数之一是2 1 ％的氧气组份，故选 择测温范围3 0 0 - - 一2 0 0 0 。

C 、可在氧化环境中工作的铂铑o - 铂铑热电偶丝，其热电特性好，热 电势率高，精度为4 - 1 ％∞3 偶丝直径大小是影响整个总温热电偶时间常数的主要因素，适当减 2 1 6 ——一 高温高超声速风洞流场的总温测量与初步试验校核 ——————————————————————————————————————————————- 二二二= _ 一二_ 二二二∑：= ：：：二= 小热电偶偶丝直径，增大裸露热电偶丝长度，可以减少由热传导引起的测量误差偶丝直径 选为①O ．2 m m ，在6 0 ～7 0 m s 内热电偶可感测出实际温度的9 5 ％以上 在热电偶丝前设计一个滞止罩，将裸露热电极与喷管出口的紊流燃气隔离，避免横向冲 击减小热电极动载荷，延长热电极的使用 寿命；同时，滞止罩将流过热电偶裸露热 电极的气流速度降低到一定程度，使速度 ： 误差减小到允许忽略的范围以提高温度 恢复系数滞止罩壁尽可能薄以减小热传 导和热辐射损失，滞止罩的长径比不宜小 于2 ，滞止罩的滞流排气孔与进气孔的面 积比宜为0 ．2 ～0 ．3 ，且热电极应位于滞流 图3 总温热电偶结构简图 排气孔之前，可获得最好的气流滞止效果，并可忽略热传导、热辐射误差和速度误差，温度 恢复系数可高达0 ．9 5 ～0 ．9 9 。

总温热电偶设计为如图3 所示的总体结构 3 总温测量的试验校核 3 ．1 典型的总温测量结果 一般而言，低速气流温度可以由精度高的铂电阻或其他温度计测量，其测量精度为大家 所公认；而高温高超声速气流温度测量必须采用热电偶或辐射式温度计测量，大多数研究人 员对其测温精度持怀疑态度本文将从加热器性能参数计算方面对热电偶的测温精度进行校 核判断 用上述总温热电偶测得的典型总温曲线如图4 所示，可以看出加热器工作后总温曲线响 应迅速，爬升时间不到5 0 m s ，并迅速稳定，说明本总温热电偶对温度变化的灵敏性极好图 5 则给出了M 5 、4 ．O M P a 、1 3 8 0 K 状态下喷管出口5 0 r a m 截面的总温分布 T ( 1 【) J ‘一、P + ’^ ^ ，，’‘P ＼． 1 0 1 52 T ( X ) ，——+＼ ／：=：：：：＼ ／‘：：：＼ ／：：：＼ ．．．L ( 柚) - 2 0 0 - 1 5 0一1 0 0一S 00∞ 1 0 01 5 02 0 0 图4 典型的喷管出口总温曲线图5 典型的喷管出口流场总温分布 3 ．2 总温测量的试验校核方法 我部的F D - 2 2 高温高超声速风洞采用氢氧燃烧加热器，空气、氧气和氢气按设定比例注 入加热器燃烧室内组织燃烧产生试验气体，而三种气体流量控制是通过控制喉道直径一定的 文氏管的上游压力来实现的，由流量公式H 3 ： G 。

一c ．等一c ．击‘≯ ㈩ 可计算出三种气体的流量由质量守恒可知，燃烧加热器的注入和流出流量相等，即加热器 喷管的流出流量等于空气、氧气和氢气三种气体的流量和： G o = ∑q = G 删，+ G D 2 + G 片2 ( 2 ) 由流量公式可反算出加热器燃烧室内气流实际温度为： 2 1 7 第十一届全国激波与激波管学术会议 ，fC ·只·彳1fC ·P 0 ·肋1，¨ K 2 【、1 ■j 2 l 百』 ¨’ 其中，加热器总压由压力传感器直接测量得到，喷管喉道尺寸已知，气体常数Y 和燃气平均 分子量可通过理论计算估算，从而可计算出加热器燃烧室内的高温燃气的平均温度比较理 论计算的加热器燃烧室温度和总温热电偶测得的喷管出口气流温度，可从宏观上判断所测温 度是否可信，并可对热电偶的总温恢复系数进行粗略估计 3 ．3 校核结果分析 在M 4 ．5 、2 ．O M P a 状态下，累加由通过文氏管流入加热器的空气、氧气和氢气流量得到加 热器实际流入流量为9 ．0 5 3 k g ／s ，实测平均总压为2 ．0 3 0 M P a ，比热比为1 ．3 1 6 ，平均分子量为 2 7 ．3 2 ，则可计算出加热器燃烧室气流平均总温约为1 2 0 0 K ；而由总温热电偶测得的喷管出口 温度均匀区内的平均气流总温为11 7 8 K ，而核心流温度高达为1 2 7 5 K 。

不考虑到喷管的沿程温 度损失，总温测量精度高达9 8 ．2 ％；若考虑到喷管的温度损失，其测量精度更高 同理，在M 5 ．0 、4 ．O M P a 状态下，加热器实际流入流量为9 ．5 4 3 k g ／s ，实测平均总压为 4 ．1 3 0 M P a ，比热比为1 ．3 0 3 ，平均分子量为2 6 ．9 9 ，则可计算出加热器燃烧室气流平均总温约 为1 4 5 2 K ；而由总温热电偶测得的平均气流总温为1 3 2 6 K ，而核心流温度高达为1 3 7 7 K 不考 虑到喷管的沿程温度损失，总温测量精度高达9 1 ．3 ％ 而在M 6 ．0 、6 ．O M P a 状态下，加热器实际流入流量为5 ．0 9 1 k g ／s ，实测平均总压为6 ．4 6 3 M P a ， 比热比为1 ．2 7 9 ，平均分子量为2 6 ．3 2 ，则可计算出气流平均总温约为1 8 3 8 K ；而由总温热电 偶测得的平均气流总温为1 5 8 6 K ，而核心流温度高达为1 6 8 0 K 不考虑到喷管的沿程温度损失， 总温测量精度为8 6 ．3 ％ 综合分析各状态下的测温数据可以看出，随着气流总温的增加，似乎测温精度呈下降趋 势，其原因在于，总温越高喷管的沿程温度损失也越大，与加热器内气流温度相比喷管出口 实际温度下降的比例越大；同时，M 4 ．5 喷管无水冷结构，而M 5 ．0 和M 6 ．O 型面喷管均采用水 冷喉道，故其温度损失也就越大；所以以上现象是合乎逻辑的。

评价总温热电偶的测温精度， 也可以简单地理解为总温热电偶的温度恢复系数，应以M 4 ．5 状态的数据作依据，由此可得本 文所述的总温热电偶的温度恢复系数不低于9 8 ．2 ％ 4 结论 通过以上试验研究，可得出如下结论： a ．采用水冷总温排架和结构合理的总温热电偶，可长时间重复使用于高温高超声速流场 的总温测量，总温恢复系数不低于9 8 ．2 ％； b ．由流量匹配原则计算出加热器燃烧室内的气流平均总温与总温热电偶测得的喷管出口 总温非常吻合，总温测量结果是可信的，总温热电偶设计是成功的 5 致谢 本次试验研究是在中心、所两级领导的大力支持和机关的积极协调下完成的，试验期间 乐嘉陵院士、刘伟雄高工、白菡尘女士等多次亲临现场指导试验，张绍武工程师等提供了必 要的技术支持，作者在此一并深表感谢 参考文献： 1 ．A ．P o D e ，K ．L ．G o i n 著．邓振瀛，李延林译．高速风洞试验．北京：科学出版社．1 9 8 0 ．0 4 2 ．李向东．F 脏2 2 高温高超声速风洞调试总报告．国防科技报告．中国空气动力研究与发展中心超高速空气动 力研究所．四川绵阳：2 0 0 3 ．0 9 3 ．朱麟章．高温测量原理与应用．北京：科学出版社．1 9 1 1 ．i i 4 ．H ．w ．L I E P 姒N N ，A ．R O S H K O 著．时爱民等译．气体动力学基础．北京：机械工业出版社．1 9 8 1 ．0 3 2 1 8 。