燃气轮机无冷却高温受感部设计及应用

李宏宇，刘绪鹏，张校东，张 龙，方明磊

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）

燃烧室是航空发动机及燃气轮机3 大核心部件之一，是发动机动力的主要来源。燃烧室性能研究是先进发动机研制的先决条件，而燃烧室出口温场分布测量及燃烧效率计算是燃烧室性能研究的主要手段，因此，安全可靠、精度满足使用要求的高温测量技术尤为重要[1]。

目前，学者们已对燃烧室测温技术进行了广泛的研究。毛茂华等[2]详细地叙述了燃烧室温度场激光测量技术的特点，并对具体的测量技术原理、方法进行了介绍；
王培勇等[3]使用可见光拉曼散射系统对管形火焰的质量分数场和温场进行了测量，证明了试验测量结果与CFD 数值模拟具有较好的一致性；
许琳等[4]利用超声测温原理设计了1套基于铱铑合金传感器的超声测温系统，应用于模拟航空发动机燃烧室出口温场测量试验中，并与热电偶测量数据进行了对比分析；
Wei[5]等同样采用铱铑合金设计了超声温度测量系统，并进行了试验，该装置可获得1600°C 以下的超声波信号，其温度拟合曲线为室温至1600°C；
王燕山等[6]对红外光谱测温技术原理及优缺点进行了分析；
杨勇军等[7]对光纤测温技术的使用条件、限制和影响进行了分析和总结；
王明瑞等[8]对比分析了4 种高温测量技术，指出燃气分析测试方法在燃烧室出口温场测量方面具有可测量高温、高压环境性能可靠、成本低等优势；
刘岩等[9]设计了一种适用于燃烧室出口温度测量的气冷探针，并利用CFD 软件对探针的冷却效果进行了详细分析，最终应用于某单头部燃烧室试验件出口温场测量中，实现最高测温2005 K。然而，在上述各种测量手段中，除接触式的受感部测量方法外，其他几种均有各自的弊端，但目前所使用的常规气冷受感部在试验过程中需引入冷却介质对壳体进行降温处理以保证强度，导致燃气与壳体之间存在明显的温度差异，进而造成测量结果具有较大的传热误差；
同时，由于前缘冷却效果不理想[10-11]，经常造成屏蔽罩损坏返修，耽误试验进度；
而且在实现冷却结构的同时，极大的增加了设计及装配复杂度，并在使用时需台架提供额外的冷却设备；
同时在诸如燃气轮机低排放燃烧室等出口较小且需布置多个测点的测试条件下，常规气冷受感部在结构上根本无法实现，不能满足测量要求。

某型燃气轮机低排放燃烧室综合燃烧性能试验出口温度场最高温度超过1200 ℃，要求在极其有限的空间内布置5 个测点，按等环面分布。结构上，常规气冷受感部测点无法排布，不能满足试验要求。针对该问题，本文基于高温陶瓷复合材料研制了一种用于测量燃烧室出口性能参数的无冷却高温受感部，并成功应用于燃烧室试验中。

1.1 主承力件设计及相关试验

高温陶瓷复合材料在高超声速飞行器等领域已得到一定程度的验证[12-14]，其高温强度、热震性以及高温抗氧化性等关键指标比较适合高温受感部的研制，因此本文将其作为受感部主承力件即支杆的使用材料。该材料的属性和制备工艺决定了其不适合焊接，因此支杆需进行一体化加工，首次采用“内埋”式屏蔽罩结构，主承力件设计方案如图1 所示。“内埋”式屏蔽罩相较于常规的受感部屏蔽罩结构能够使测量端距屏蔽罩进口的距离尽可能大，保证受感部测量端的屏蔽效果，减小辐射误差，在发动机燃气温度测量领域，这一距离一般取为屏蔽罩内径的1～4 倍[15]，既能保证装配的可操作性又尽可能减小了辐射误差。

图1 主承力件设计方案

由于高温陶瓷复合材料首次应用于燃烧室出口高温燃气测量，为保证其作为承力件的高温力学性能满足试验需求，特对其进行了相关试验，高温陶瓷复合材料力学性能试验结果见表1。

表1 高温陶瓷复合材料力学性能试验结果

此外，对该材料进行了氧化规律试验，高温陶瓷复合材料氧化规律试验结果见表2。在1100～1800°C氧化温度下，材料的氧化层厚度随着时间的推移在相同量级上有较大差别，但是相对整个支杆厚度而言，高温形成的氧化层厚度并不大，经过计算，氧化层厚度变化不大于5×10-5mm/s 便能满足设计要求，且文中所做的燃烧室试验时长在4 h以内，因此，可以预见在试验过程中形成的氧化层是可接受的，不影响试验正常进行。

表2 高温陶瓷复合材料氧化规律试验结果

1.2 受感部总体方案设计

由于高温陶瓷复合材料不具备焊接条件，本文采用压接的形式固定陶瓷支杆，安装座采用GH3044 材料，偶丝采用I 级精度S 偶，为保证绝缘性，偶丝正负极穿套氧化铝增韧陶瓷管并在支杆内部灌注耐高温水泥对其进行固定，尾部灌注高温阻燃密封胶进行密封，无冷却高温受感部方案如图2所示。

图2 无冷却高温受感部方案

本文设计的无冷却高温受感部应用于某型燃机低排放燃烧室出口，该截面温度、压力均较高，需对设计的受感部进行强度校核，以保证能够安全有效地完成相关试验。燃烧室出口附近无转子件，且受感部安装截面无显著激励因素，因此只对受感部进行静强度校核。根据安装条件，可将受感部等效为悬臂梁结构，沿燃烧室出口径向承受均匀气动载荷P为

式中：Cx为裕度系数，取1.3；
k为绝热指数，取1.33；
P*为来流总压；
ε(λ)为燃气密度函数

基于时间模型模拟生成阿什河干流河岸植被缓冲带，其河岸植被缓冲带最窄区域仅5m宽，最宽区域则能达到41m，其中，河岸植被缓冲带宽度主要分布在5m至8m之间（图5）。根据模拟结果，阿什河干流两侧还需划定2.21km的河岸带区域作为其河岸植被缓冲带。

式中：λ为气流速度系数

式中：V为气流速度；
R为气体常数；
T*为来流总温。

根据燃烧室出口气动参数及式（1）～（3）计算得到试验最大状态时支杆前缘所受的气动载荷。利用Workbench 软件对支杆进行强度分析，支杆静强度计算结果如图3所示。

图3 支杆静强度计算结果

从图中可见，支杆所受最大应力在根部，为26.5 MPa，对照表1高温陶瓷复合材料力学性能参数可知，设计的支杆结构具有足够的静强度裕度储备，满足使用要求。

用于燃烧室出口稳态温场测量的测试受感部，其误差构成主要包括速度误差、辐射误差、导热误差、静态误差4部分。

3.1 速度误差

测量高温燃气的受感部速度误差为

3.2 辐射误差

在高温燃气测量领域，辐射误差可利用经验公式进行估算

式中：Ma为燃气马赫数；
Kr为辐射修正系数，对于屏蔽罩结构受感部，Kr可取（19.1±1.6）×10-4；
Tj为测量端温度，可近似为气流总温；
Ps为气流静压；
Tw为滞止室壁温

由于屏蔽罩壁温与裸漏热电偶测得的气流温度一致，因此，此时式（6）中r取0.86。将本文试验最大状态参数带入式（6）可计算出辐射误差为0.056 K。

3.3 导热误差

根据无限长枢轴热传导理论，在稳态、且忽略辐射换热的条件下，电偶的导热误差为

式中：Tg为气流有效温度；
Tb为热汇温度；
L为热电极的浸入长度；
λm为热电极的导热系数；
d为偶丝直径，为燃气对热电极表面的换热系数。

一般来讲，增加热电极的浸入长度或减小偶丝直径均能减小导热误差，但偶丝直径受到强度、寿命和工艺性等因素的限制不易改变，可通过增加浸入长度减小导热误差。在测试精度要求较高的环境中，浸入长度与偶丝直径的比值大于20 便可忽略导热误差，本文设计的无冷却高温受感部其偶丝浸入流场的长径比已达到220，可完全忽略导热带来的测试误差。

3.4 静态误差

本文设计的无冷却高温受感部采用I级精度S型热电偶，其在使用温度范围内的铂铑10-铂S 偶允许偏差见表3[16]。

表3 铂铑10-铂S偶允许偏差

因此，在受感部的最高使用状态下，可以计算得到所用偶丝的静态误差为ΔTs。

3.5 综合误差

受感部的综合误差由速度误差、辐射误差、导热误差和偶丝静态误差共同构成

得到受感部的综合误差与最高使用温度的最大相对误差为-0.128%，满足±1%的测试精度要求。

在某型燃气轮机低排放燃烧室出口温度场测量试验中，使用本文设计的受感部共4 支，每支受感部沿出口径向布置5 个测点，累计试验130 min。试验后的受感部如图4 所示，对4 支受感部测点进行绝缘性和通断性检查未发现异常。但发现受感部支杆表面泛白，这是由于高温陶瓷复合材料氧化后在表面形成致密保护膜造成的，属于该种材料的正常属性。支杆前缘的氧化膜经过高温燃气的冲刷已经脱落，受感部前缘细节如图5所示。可见在氧化膜脱落后，支杆表面无异常，不影响正常使用。通过分析试验数据可知，所测得的温度数据变化规律与试验状态变化规律一致，测得的最高温度大于1200 ℃。

图4 试验后受感部

图5 受感部前缘细节

（1）高温陶瓷复合材料会在支杆表面形成氧化膜，但并不影响正常使用，可满足在1200 ℃以上的高温环境下作为受感部主承力件的使用要求。

（2）采用高温陶瓷复合材料及“内埋”式屏蔽罩结构，减小了受感部的传热误差，所设计的受感部综合误差完全满足测试精度要求；
且由于支杆采用一体化加工，大大降低了设计及装配复杂度。

（3）燃烧室出口温场测量试验结果表明，利用设计的无冷却高温受感部所测得的温度数据变化情况与试验状态变化情况一致，能够反映燃烧室出口温度分布规律。

（4）在测试截面空间有限且需布置多个测点的环境中，基于高温陶瓷复合材料的受感部具有较大的应用前景和价值。但考虑该材料的脆性问题，在振动较大的场合应充分考虑受感部动强度裕度，做好受感部使用寿命的评估分析。

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