1種用于渦輪出口總溫測量的新型熱電偶設計

劉緒鵬，劉忠奎，孫　琪

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

1種用于渦輪出口總溫測量的新型熱電偶設計

劉緒鵬，劉忠奎，孫琪

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

針對在測量某型燃氣輪機渦輪出口截面的總溫時出現的熱電偶失效、使用壽命短的問題，對故障電偶進行了分解和能譜分析，發現故障是由偶絲氧化及碎裂的填充水泥的影響導致偶絲斷裂造成的。結合渦輪出口的特定測量環境，研制了1種能夠在高溫氧化環境中長期可靠使用的總溫測量熱電偶。介紹了新型熱電偶結構、感溫元件以及采用的支桿填充方式，并對新型熱電偶進行結構和精度分析。通過發動機考核試驗，證明新型熱電偶工作可靠，測量數據準確有效，可用于燃氣渦輪發動機渦輪出口總溫測量。

熱電偶；總溫測量；渦輪出口截面；鎧裝熱電偶；燃氣輪機

0　引言

航空發動機及燃氣輪機渦輪出口溫度測量可間接反映渦輪前的燃氣溫度場情況，是評估發動機性能的重要指標之一。由于渦輪出口工作環境惡劣，要求測量設備在具有較高的測量精度的同時保持較高的可靠性。

目前測量渦輪出口總溫的手段主要有非接觸法和接觸法2類。在非接觸法中比較有代表性的有：光學測溫、紅外測溫和激光測溫技術。國內外對非接觸測量技術均有較多研究，并在某些熱端部件試驗中實際應用［1-11］。但該技術因普遍存在設備復雜、可靠性較差、易受環境輻射影響、測量精度較差等問題，目前并不適用于整機狀態下的燃氣溫度測量。接觸法測量通過將測試受感部（例如熱電偶）插入被測介質中進行。該方法在目前國內外對于航空發動機和燃氣輪機整機狀態下流程參數的總溫測量廣泛采用。

中國對于渦輪出口溫度場的測試手段主要采用多點K型熱電偶。本文介紹了1種針對其特定的工作環境而研制的1種高可靠性、高精度的多點總溫熱電偶，對于整機狀態下的渦輪出口總溫測量工作具有重要意義。

1　研制背景

在多個型號的航空發動機及燃氣輪機渦輪出口總溫測量過程中，均出現過測量電偶失效、部分測點使用壽命短的問題。針對這一普遍存在的現象，進行了故障電偶分析，并根據故障原因，制定排故方案。

1.1故障電偶簡介

圖1　故障電偶結構

（1）電偶的感溫元件均為I級精度K型偶絲；

（2）受感部支桿插入流道內的遠端測點，一般深入流道100 mm以上；

（3）桿腔內灌注水泥以固定偶絲。

1.2故障現象

在工作過程中，測點1、2的使用壽命明顯小于其余測點的，例如：在某型渦噴發動機上安裝的電偶在使用了15 h后發生故障，在某型燃氣輪機上安裝的電偶在使用了20 h左右也發生了故障。分解用于某型燃氣輪機渦輪出口總溫測試的故障電偶，其偶絲如圖2所示。

圖2　故障偶絲外觀

總結3種型號發動機的故障電偶材料及結構特點，可以歸納出故障電偶的基本結構，如圖1所示。故障電偶的基本特征如下：

從圖中可見，偶絲熱接點周圍表面有嚴重的氧化積炭現象；在距離熱接點30～50 mm處，負極偶絲斷裂。

1.3故障原因分析

1.3.1偶絲斷口微觀形貌分析

宏觀檢查斷口齊平，呈深灰色，邊緣未見明顯塑性變形。進一步放大觀察，斷口均可見明顯的沿晶特征，斷口表面已氧化。斷口微觀形貌如圖3所示。

圖3　偶絲斷口微觀形貌

1.3.2偶絲斷口能譜分析

分別對故障偶絲斷口處和未受污染處進行能譜分析，2種分析結果對比見表1。

表1　斷口處材料成分　W%

從表中可見，斷口處偶絲已經被氧化；偶絲受到來自燃氣或者支桿內的填充物的雜質污染。

1.3.3支桿填充物的影響

為固定和保護偶絲，支桿內部需要灌注水泥，固結后的水泥質地脆硬。在發動機試驗時，需要頻繁地改變發動機運行狀態，渦輪出口截面的溫度在室溫～800℃的范圍內不規律變化。在溫度驟變和發動機振動的共同作用下，水泥會逐漸出現大量裂紋直至碎裂，如圖4所示。填充水泥碎裂會損害本來需要其保護的偶絲。

圖4　填充水泥碎裂

水泥碎塊將偶絲分段包裹，在發動機工作時，熱電偶將產生振動，在偶絲與碎塊的交界處產生疲勞應力，如圖5所示。而測點1、2處于懸臂支桿的端部，振幅最大，偶絲產生的疲勞應力最大，因此故障也多發生于1、2測點。在1.3.2節中的分析已經指出，由于氧化作用及其他污染導致了偶絲的晶間腐蝕，強度已被大幅削弱。在二者綜合作用下，偶絲斷裂失效。

圖5　受感部故障

1.4故障原因

根據前文分析，渦輪出口總溫熱電偶產生故障的原因如下：

在高溫氧化氛圍的燃氣內工作的偶絲由于接觸燃氣被氧化，且被其它雜質污染，強度下降。因發動機溫度驟變和振動等導致支桿填充物水泥碎裂。在試驗過程中，在偶絲與水泥碎塊交界處受到較大的疲勞應力。

強度已被削弱的偶絲在疲勞應力的作用下最終發生沿晶斷裂，導致故障發生。

2　新型熱電偶設計

針對上述故障原因，在某型燃氣輪機參數測量工作中，采用新設計的1種適用于整機測量的耐高溫氧化抗振動的新型熱電偶。

2.1新型電偶外部結構設計

新型熱電偶采用帶罩式結構，可有效減小總溫測量的速度誤差和輻射誤差，提高測試精度。渦輪出口流道較高，主流區測點按等環面分布，插入高溫燃氣流中的耙臂較長，考慮到熱電偶的安全性，支桿選用高溫合金制作。在兼顧強度的同時，這種結構對流道的堵塞作用最小，其模型如圖6所示。

圖6　新型電偶外部結構

2.2新型電偶內部結構設計

根據1.4節分析的故障原因，新型熱電偶內部結構設計主要目的是提升測溫元件的抗氧化能力以及防止支桿填充物對測量元件的不利影響。為此，需解決3方面的問題：選擇合適的測溫元件；設計支桿填充方案；尾部補償導線的轉接。

2.2.1感溫元件的選擇

新型熱電偶選用高溫合金外殼的K型絕緣封頭鎧裝熱電偶。測溫元件直接接觸高溫氧化氛圍的燃氣，必須具有較高的抗高溫氧化能力。鎧裝熱電偶的高溫合金外殼，在800℃以下具有很好的熱強性和塑性，并具有良好的抗氧化、熱疲勞、冷沖壓和焊接工藝性能［12］，能夠保護偶絲免受燃氣的氧化和污染。

鎧偶內部填充氧化鎂粉，具有以下性能：在工作時具有較高的導熱性能，能夠迅速使偶絲接近外殼溫度，提高鎧偶的響應速度；當工作溫度在1000℃以下時，絕緣性較好；具有一定的顆粒度易于灌注；在常溫及高溫情況下對偶絲及外殼均無腐蝕作用。

偶絲分度號為K型，精度能夠達到I級。

該測溫元件具有耐高溫、抗氧化、響應速度快、精度高等優點。

2.2.2支桿填充方案的設計

在設計新型熱電偶填充方案中，選用了1種耐高溫絕緣材料代替水泥對支桿進行填充。該材料是1種纖維狀輕質耐火材料，具有質量輕、耐高溫（最高使用溫度可達1300℃）、熱穩定性高、導熱率低、絕緣性能好、比熱小及耐機械振動等優點，能夠有效固定測溫元件，避免發生1.3.3節所述的問題。

2.2.3尾部補償導線的轉接方案

新型熱電偶采用鎧偶作為測溫元件，需要處理好熱電偶尾部鎧偶與補償導線之間的轉接設計，避免因轉接處處理不好影響到熱電偶的可靠性。對于新型熱電偶尾部的處理方法是，將偶絲與補償導線焊接到一起，再在轉接段內灌膠固化，以保護焊點，轉接方案如圖7所示。

圖7　熱電偶尾部轉接方案

2.2.4新型熱電偶最終結構方案

新型熱電偶的最終設計方案如圖8所示。新型電偶的支桿采用高溫合金材料，測點采用帶罩式結構。既能保證測量精度和結構強度，又具有較好的氣動性能。

易發生故障的測點1、2采用鎧裝熱電偶作為感溫元件，第3、4、5測點采用精度較高的偶絲作為感溫元件，并在偶絲外部穿套陶瓷管，起到絕緣和保護偶絲的作用；支桿采用1種耐高溫絕緣材料纖維作為填充物，既能保護支桿內部的鎧偶和偶絲，又可以避免脆性填充物碎裂對偶絲造成傷害，且陶瓷材料的絕熱性能極好，可有效消除鎧偶之間導熱造成的測量誤差；設計了尾部的轉接方案，有效地提高了電偶工作的可靠性。

3　新型電偶結構分析

在發動機工作過程中，新型電偶插入流道內部處于最惡劣的工作環境，需對插入流道內部分進行結構分析，包括2方面內容：

（1）靜強度校核。熱電偶在高溫條件下持續受到氣流沖刷而產生沿支桿正面均布的氣動阻力，靜強度校核的目的是分析在上述條件下受感部的靜強度是否滿足使用要求，且是否具有足夠的強度儲備。

（2）動強度校核。在發動機工作過程中，當發動機的激振頻率與熱電偶的自振頻率相近時，將發生共振，極易損壞熱電偶，不但無法進行正常的測量工作，還會危及發動機的試車安全。因此，設計中應考慮熱電偶的特征頻率，以保證熱電偶的自振頻率避開發動機的激振頻率。

3.1靜強度計算

在發動機工作時，熱電偶所受的載荷主要是支桿正面均布的氣動阻力，支桿所受的均布載荷為

式中：Cx為阻力系數；為氣流的動壓頭。

根據發動機最大工況下氣動參數，可計算出熱電偶支桿所受的均布載荷PL=24902 Pa。

對新型電偶進行有限元分析。對承受載荷部分建模，建模結果如圖9所示；對電偶劃分單元格，并對應力較大處單元格進行細化，單元劃分結果如圖10所示；將模型劃分為42852個單元、70722個節點。設置材料屬性。根據熱電偶的實際安裝情況加載并計算，得到的等效應力如圖11、12所示。

圖9　支桿及安裝座建模結果

圖10　單元格劃分結果

圖11　等效應力

圖12　等效應力局部放大

從圖11中可見，應力的最大值出現在支桿與安裝座連接處，σmax=37.7 MPa。查材料手冊，支桿材料在工作溫度的許用應力σ0.2=240 MPa，可計算出材料的安全系數為：

繼續計算可得出在發動機最大工況下，熱電偶的變形情況，如圖13所示。

從圖中可見，熱電偶最大位移發生在支桿末端，Δl=0.059 mm?？捎嬎愠鰺犭娕嫉膿隙?/p>

圖13　熱電偶的變形情況

可見，新型電偶安全系數較大，撓度較小，靜強度能夠滿足使用要求。

3.2動強度分析

仍采用上述模型及參數設置，進行熱電偶特征頻率有限元分析，得出5階頻率，見表2。

表2　新型熱電偶特征頻率

熱電偶振動的主要激振源來自發動機轉子的轉動以及最后1級渦輪工作葉片引起的激振頻率。將新型熱電偶的5階自振頻率與發動機轉子激振頻率和由發動機的轉子葉片引起的激振頻率進行比較，可知新型傳感器自振頻率處于安全范圍，即超出激振源頻率的±10%。

結合3.1節中計算結果，可確定新型熱電偶的靜強度與動強度均滿足安全性要求。

4　誤差分析

新型熱電偶主要用于測量渦輪出口截面的總溫參數，不做瞬態溫度記錄，在精度分析中可忽略由于熱電偶測量端的熱慣性造成的動態誤差，只進行穩態誤差分析。對于穩態測試，其誤差來自速度誤差、輻射誤差、導熱誤差和測試元件自身靜態誤差4個方面［13］。

用某型燃氣輪機設計點參數計算得出偶絲測點最大相對誤差為γ=-0.78%，能夠滿足測量系統對熱電偶的精度要求。

由于結構上的原因，鎧偶測點的導熱誤差比偶絲測點的大。下面用某型燃氣輪機設計點參數對鎧偶測點的誤差進行詳細分析，以準確評估新型熱電偶的性能。

4.1鎧偶測點速度誤差

新型熱電偶采用的滯止室能夠使熱電偶的復溫系數r提高到0.95～0.99，這里取0.95。

速度誤差

代入發動機的氣動參數，計算出ΔTv=-0.698 K。

4.2鎧偶測點導熱誤差

根據燃氣輪機最大工況下的氣動參數，計算出流過鎧偶測量端的燃氣流速度V=43.15 m/s，文獻［14］的雷諾數計算公式

式中：d為準則方程的定性尺寸，這里取鎧偶測量端的直徑；v為工作截面處氣流的運動黏性系數。

根據式（5）計算出Re=1850.3。根據換熱準則方程

計算出Nu=13.60，將Nu帶入對流換熱公式

式中：d為鎧偶測量端直徑；λf為燃氣的導熱系數?？伤愠鲦z偶測點對流換熱系數α=787.3 W/m2·K，將將該值代入熱電偶導熱誤差公式

式中：L為鎧偶浸入氣流長度；Tb為熱匯溫度；Tg氣體有效溫度；λm鎧偶殼體材料的導熱系數；d為鎧偶直徑。

計算可得ΔΤc=-2.36 K。

4.3鎧偶測點輻射誤差

由于新型熱電偶采用帶罩結構，測量端的輻射誤差主要產生在測點與其周圍的屏蔽罩間。

熱電偶輻射誤差經驗公式

式中：ε為測量端黑度；c0為絕對黑體輻射系數；Tj為支桿殼體感受的溫度（取氣流總溫）；Tw為屏蔽罩溫度。

代入已知參數得ΔΤr=-2.14 K。

4.4靜態誤差

新型熱電偶采用I級精度K形熱電偶，其在使用溫度范圍內的允許誤差見表3［15］。

表3　鎳鉻－鎳硅熱電偶在使用溫度范圍內允許偏差

從表中數據可知，在燃氣輪機設計點溫度下，新型熱電偶的靜態誤差ΔΤr=±3.0℃。

4.5綜合誤差

新型熱電偶采用的鎧偶測量端的綜合誤差由速度誤差、導熱誤差和輻射誤差構成，根據上述計算可知

即新型熱電偶的最大誤差ΔΤ=-7.5℃，計算得出鎧偶測點最大相對誤差γ1=-1%，偶絲測點的測試精度滿足設計要求。

5　新型熱電偶的應用

在2010～2011年進行某型燃氣輪機渦輪出口截面的總溫測量時，安裝8支新型熱電偶，共40個測點。隨燃氣輪機進行了5次試車，累計無故障運行近60 h。使用后的電偶如圖14所示，探頭部分細節如圖15所示。

圖14　試車使用后的新型電偶

圖15　試車使用后的新型電偶探頭

6　結束語

（1）航空發動機和燃氣輪機渦輪出口總溫接近800℃，測量介質為高溫燃氣。在使用常規熱電偶進行測量時多次發生故障，其原因是由于偶絲被高溫燃氣氧化污染導致強度降低，在發動機振動的影響下斷裂失效；

（2）針對故障原因，研制了新型熱電偶，新型熱電偶的結構合理、測量精度高、氣動性能優異、工作可靠。實際應用證明可用于發動機渦輪出口總溫測量。

［1］陳炳貽，陳國明.航空發動機高溫測試技術的發展［J］.航空科學技術，1997（5）：19-21.

CHEN Bingyi，CHEN Guoming.High temperature testing technology development for aeroengine［J］.Aeronautical Science and Technology，1997（5）：19-21.（in Chinese）

［2］楊永軍，蔡靜，趙儉.航空發動機研制高溫測量技術探討［J］.計測技術，2008（S1）：46-48.

YANG Yongjun，CAI Jing，ZHAO Jian.High temperature testing technology discuss for aero-engine research and development［J］.Metrology and Measurement Technology，2008（S1）：19-21.（in Chinese）

［3］王強.紅外輻射吸收法測量航空發動機燃氣溫度 ［J］.裝備制造技術，2008（9）：72-73.

WANGQiang.Researchonflametemperatureofaero-engine combustion by infrared radiation absorption method［J］.Equipment Manufacturing Technology，2008（9）：72-73.（in Chinese）

［4］郭立業.航空發動機熱端部件測控技術的發展 ［J］.航空科學技術，1997（6）：26-28.

GUO Liye.Development in testing technology for aeroengine hot components［J］.Aeronautical Science and Technology，1997（6）：26-28. （in Chinese）

［5］陳天慧，李威宣.光纖傳感器高溫測量的實驗研究［J］.自動化儀表，2004（10）：39-40.

CHEN Tianhui，LI Weixuan.The experimental study of optical fiber transducer in pyrometry［J］.Process Automation Instrumentation，2004 （10）：39-40.（in Chinese）

［6］楊曉萍，徐開友.非接觸式測量高溫的傳感器設計 ［J］.天津理工學院學報，1999（1）：19-21.

YANG Xiaoping，XU Kaiyou.Design of sensor for no contact measuring temperature［J］.Journal of Tianjin Institute of Technology，1999（1）：19-21.（in Chinese）

［7］蘆靜華，杜海輝，趙博.高溫測量系統研究［J］.計測技術，2008（S1）：13-14.

LU Jinghua，DU Haihui，ZHAO Bo.Study of a pyrometry system［J］. MetrologyandMeasurementTechnology，2008（S1）：19-21.（in Chinese）

［8］戴景民.輻射測溫的發展現狀與展望 ［J］.自動化技術與應用，2004 （3）：2-7.

DAI Jingmin.Survey of radiation thermometry［J］.Techniques of Automation and Applications，2004（3）：2-7.（in Chinese）

［9］王文革.輻射測溫技術綜述［J］.宇航計測技術，2005（4）：20-24.

WANG Wenge.Survey of radiation thermometry technology［J］.Journal of Astronautic Metrology and Measurement，2005（4）：20-24.（in Chinese）

［10］Paul O H，Daniel V F，Thomas H.Fletcher.Observations of flame behavior in a laboratory-scale premixed natural gas/air gas turbine combustor from CARS temperature measurements［R］.ASME 2002-GT-30054.

［11］Macleod J D，Steckhan P.Implementation of an infrared therma l imaging system to measure temperature in a gas turbine engine［C］. Mon-terey，CA： AIAA/SAE/ASME/ASEE29thJointPropulsion Conference and Exhibit，1993：1-7.

［12］袁曉玲.中國航空材料手冊：第2卷［M］.北京：中國標準出版社，2001：186-187.

YUAN Xiaoling.China aeronautical materials handbook（2nd volume）［M］.Beijing：Standards Press of China，2001：186-187.（in Chinese）

［13］西北工業大學.航空發動機氣動參數測量［M］.北京：國防工業出版社，1980：183-202.

NorthwesternPolytechnicalUniversity.Aeroengineaerodynamic parameter measurement［M］.Beijing：National Defense Industry Press，1980：183-202.（in Chinese）

［14］王新月.氣體動力學基礎［M］.西安：西北工業大學出版社，2006：80-81.

WANGXinyue.Aerodynamicbasic［M］.Xi'an：Northwestern Polytechnical University Press，2006：80-81.（in Chinese）

［15］石鎮山，宋彥彥.溫度測量常用數據手冊［M］.北京：機械工業出版社，2008：120-121.

SHI Zhenshan，SONG Yanyan.Temperature measurement data book ［M］.Beijing：China Machine Press，2008：120-121.（in Chinese）

（編輯：趙明菁）

Design of Thermocouple Probe for Measurement of Turbine Outlet Total Temperature

LIU Xu-peng,LIU Zhong-kui,SUN Qi
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

In the process of measuring of total temperature for the outlet of a turbine，it was found that the life of some thermocouple probe was very short.To solve this problem，the fault thermocouple probe was decomposed and an energy-spectrum analysis was taken，it was found that the fault was caused by oxidized thermocouple wire and broken concrete.In consideration of the special surrounding of the outlet of the turbine，a total temperature measurement thermocouple probe was developed which could be used in high temperature and oxidized atmosphere for long term.The structure of a new thermocouple probe，a new sensor and a new fitting method were introduced，the structure and precision of the thermocouple probe were analyzed.By the actual use in engine test，the new thermocouple probe was proved to be reliable and accurate，it could be used in measurement for total outlet temperature of gas turbine engine.

thermocouple probe；total temperature measurement；outlet of turbine；sheathed thermocouple；gas turbine

V 235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.02.015

2015-04-09基金項目：燃氣輪機工程研究項目資助

劉緒鵬（1982），男，工程師，從事航空發動機穩態參數測試工作；E-mail：goodbf82@126.com。

引用格式：劉緒鵬，劉忠奎，孫琪.1種用于渦輪出口總溫測量的新型熱電偶設計［J］.航空發動機，2016，42（2）：77-82.LIUXupeng，LIUZhongkui，SUNQi. Designofthermocoupleprobeformeasurementofturbineoutlettotaltemperature［J］.Aeroengine，2016，42（2）：77-82.