航空发动机涡轮叶片接触式测温技术应用进展_胡娜.pdf

第 14 卷 第 1 期2023 年 2 月Vol.14 No.1Feb.2023航空工程进展ADVANCES IN AERONAUTICAL SCIENCE AND ENGINEERING航空发动机涡轮叶片接触式测温技术应用进展胡娜1，赵伟2，晋小超1，范学领1（1.西安交通大学 航天航空学院，西安 710049）（2.中国航发四川燃气涡轮研究院 强度传动试验技术研究室，绵阳 621000）摘要：航空发动机涡轮叶片测温技术能够揭示涡轮叶片的温度分布情况，对其开展性能评估、失效分析和优化设计具有重要意义。涡轮进口温度的不断提升对应用于航空发动机涡轮叶片的测温技术提出了更高的要求。现有的航空发动机涡轮叶片接触式测温技术可采集叶片表面温度和近表面气流温度，本文主要介绍了三种应用于涡轮叶片的接触式测温技术，包括薄膜热电偶、测温晶体和示温漆，简要说明了三种测温技术的工作原理，归纳了国内外应用现状，总结了各自的优势与不足，并对其发展方向进行了展望。关键词：航空发动机；涡轮叶片；接触式测温；薄膜热电偶；测温晶体；示温漆中图分类号：V232.4 文献标识码：ADOI:10.16615/ki.1674-8190.2023.01.01Advances in application of contact temperature measurement technology for aero-engine bladeHU Na1，ZHAO Wei2，JIN Xiaochao1，FAN Xueling1（1.School of Aerospace Engineering，Xi an Jiaotong University，Xi an 710049，China）（2.Laboratory of Strength Transmission Test Technology，AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Mianyang 621000，China）Abstract：The temperature distribution of turbine blades can be revealed through the measurement，which is valuable for performance evaluation，failure analysis and optimization design of turbine blade.The higher requirement for the temperature measurement technique of aero-engine is put forward by continuously increasing of turbine inlet temperature.Three types of contact temperature measurement technologies for turbine blade are primarily introduced in this paper，including thin film thermocouple，crystal temperature sensor and temperature sensitive paint.The working principles are illustrated briefly.The application status at home and abroad is reviewed.The advantages and drawbacks are summarized，and the development direction of the three temperature measurement technologies is discussed.Key words：aero-engine；turbine blade；contact temperature measurement；thin film thermocouple；crystal temperature sensor；temperature sensitive paint文章编号：1674-8190（2023）01-001-12收稿日期：20220304；修回日期：20220615基金项目：国家科技重大专项(J2019-IV-0003-0070);国家自然科学基金(12102320);中国博士后科学基金(2021M692571)通信作者：范学领,引用格式：胡娜,赵伟,晋小超,等.航空发动机涡轮叶片接触式测温技术应用进展J.航空工程进展,2023,14(1):1-12.HU Na,ZHAO Wei,JIN Xiaochao,et al.Advances in application of contact temperature measurement technology for aero-engine bladeJ.Advances in Aeronautical Science and Engineering,2023,14(1):1-12.(in Chinese)第 14 卷航空工程进展0引 言航空发动机作为航空飞行器的“心脏”，集中体现了国家科技水平、工业设计制造水平和国防实力1。高马赫数、高推重比和高涡轮进口温度现已成为航空发动机重点发展方向2-3。推重比为 10的 第 四 代 发 动 机 一 级 涡 轮 进 口 温 度 已 达 1 973 K2，4，未来推重比为 15的第五代发动机一级涡轮进口温度预计可达到 2 0002 250 K2。涡轮叶片作为航空发动机重要的热端动力输出部件，在高温、高压的环境下长时间工作易出现损伤失效，威胁到发动机的正常运行1，4。因此，测量工作状态下涡轮叶片表面或近表面温度，探究涡轮叶片的温度分布情况和耐高温性能，可以为涡轮叶片的结构设计和服役工况提供重要的试验数据和评价依据，保证发动机可靠性的同时降低了研发测试成本。按照传感器与待测对象是否接触将航空发动机涡轮叶片测温技术分为接触式和非接触式两大类。接触式测温技术主要通过温度传感器与被测对象直接接触至热平衡，已知测量信号值与温度之间的映射关系反推得到测温结果，简单可靠且测量精度较高，但两种介质接触可能会影响待测对象表面温度场分布5。非接触式测温技术无需与待测对象接触，可应用于远距、带电、含腐蚀性成分的环境，但测量结果易受环境因素干扰，测温精度波动较大6。在实际航空发动机试验中，接触式测温技术应用广泛。本文主要针对三种航空发动机涡轮叶片接触式测温技术进行介绍，包括薄膜热电偶、测温晶体和示温漆三种。对三种测温技术的工作原理进行了概述，归纳了其国内外发展应用现状，总结了各自的优势与不足，并基于现有研究水平展望了未来航空发动机测温技术的发展方向。1薄膜热电偶1.1测温原理薄膜热电偶是基于塞贝克效应的一种无源传感器，如图 1所示。两种不同材质的导体作为电极连接组成闭合回路，一端称为热端也即测量端，另一端称为冷端也即参考端。使用时将两导体的一端进行焊接作为热端固定至待测点位，冷端分别接入测量仪表中。当冷端和热端存在温度差时，电极之间产生热电势。由于热电势的大小只与电极材料和冷热端温度差有关，因此可以根据热电势与温度之间的映射关系得到测温结果。薄膜热电偶相较传统热电偶最大区别在于电极呈薄膜状，可以减少对接触面温度场分布的干扰，在保证测温精度的同时也提高了响应速度。1.2研究现状航空发动机涡轮叶片表面为复杂曲面，通常采用高温胶或焊接方式进行热电偶的安装固定，但引入高温胶的同时也增加了热阻，影响测温精度。采用焊接方式固定热电偶仅适用于部分金属材料，应用范围受限。除此之外还有埋偶法，应用此方法需要在待测试件上开设预埋槽，破坏了机件结构完整性。薄膜热电偶可以原位集成于涡轮叶片表面，对结构的破坏性相对较小，同时也降低了热电偶安装固定对试件温度分布的影响，有效提升了测温结果的可靠性，且能够应用于带有陶瓷涂层的叶片表面。得益于镀膜技术的发展，薄膜热电偶成功应用于航空发动机涡轮叶片表面进行温度测量。20 世纪 50 年代初期，D.Bendersky8使用钢管、表面绝缘处理过的镍丝经蒸镀后制成厚度为 1 m 的薄膜电极。真空蒸发镀膜是指在真空状态下对镀膜材料进行加热蒸发，使之以分子或原子形态进入空间后经沉积形成薄膜，操作简便但生成的薄膜附着力较小，力学强度不足。使用溅射工艺制备薄膜，显著提高了薄膜沉积速度、沉积效率和质量。美国 GE 公司使用溅射镀膜方法制备了 Au-Pd薄膜热电偶9，有效地将响应时间缩短为140 s。鉴于薄膜热电偶测温性能良好、响应速度快，R.Dila 等10提出在发动机热端部件上使用溅图 1 涡轮叶片薄膜热电偶安装示意图7Fig.1Schematic diagram of thin film thermocouple installed on turbine blade72第 1 期胡娜等：航空发动机涡轮叶片接触式测温技术应用进展射工艺制备薄膜热电偶。为验证薄膜热电偶高温下的工作性能，H.P.Grant等11在涡轮叶片上集成了 2 m的 Pt/Pt10Rh薄膜热电偶，完成了 1 250 K、1个标准大气压下长达 60 h的 71次热循环试验，薄膜电极从试件表面脱落失效累计平均时间为 47 h。英国罗罗公司研制了测量不确定度为2%的 Pt-Rh/Pt 薄膜热电偶12，并进行了高达 1 200 的导向叶片温度分布测试。20 世纪末，美国 NASA 的路易斯研究中心采用平行间隙焊接和溅射工艺制备出可以应用于高温合金、陶瓷和陶瓷复合材料以及金属间化合物的 Pt/Pt13Rh薄膜热电偶，如图2（a）所示，在 930、16 MPa试验环境下对涡轮叶片进行了热震试验。经试验证明，该型薄膜热电偶可以在低于 1 000 的环境下监测涡轮叶片温度13-14。此外，还将其应用于陶瓷材料，完成了 1 0001 500、150 h 稳态高温试验，进一步验证了该薄膜热电偶的工作稳定性15。国内薄膜热电偶的研制起步较晚。1992 年，沈阳航空发动机研究所采用真空溅射镀膜的方式7，在 涡 轮 叶 片 表 面 集 成 了 可 以 在 最 高 温 度 1 000 下正常工作 3 h、经历 5 次以上冷热循环的PtRh10/Pt热电偶，测温误差在3%以内，实现了航空发动机涡轮叶片表面薄膜热电偶的原位集成；王亦然16使用磁控溅射方法在预处理后的涡轮叶片表面制备 PtRh/Pt S 型热电偶，经静态标定试验得到该型热电偶可以在 3001 000 的温度范围内实现涡轮叶片表面温度的测量。由于磁控溅射技术仅适用于导体材料，为了实现在陶瓷基材料上制备薄膜，刘海军等17使用射频磁控溅射和掩模图形化技术在陶瓷基片上沉积 Pt/ITO 薄膜 热 电 偶，经 退 火 5 h 后 最 大 测 量 误 差 仅 为16.03，可以在 4001 100 热循环试验中稳定工作约 20 h。射频溅射技术可以在靶材上产生自偏压效应，击穿电压和放电电压显著降低，实现了在非导体材料上进行薄膜沉积。为了提升薄膜致密程度，杨柯18使用射频溅射在陶瓷基底上制备In2O3/ITO薄膜热电偶后也进行了退火处理。随着微机电系统（Micro-Electric-Mechanical System，简称 MEMS）的发展，实现了在涡轮叶片表面利用光刻技术进行微米至毫米尺寸微图案的印制，使得监控涡轮叶片榫槽边缘及叶片尖端的温度成为可能。段力等19、Duan F L 等20使用MEMS技术在涡轮导向叶片表面制作微米量级的薄膜热电偶，如图 2（b）所示，有效提高了定位精度，攻克了涡轮叶片大曲率位置微小区域薄膜热电偶原位集成及温度测量的问题，通过高温振动冲击试验验证了该薄膜热电偶具有稳定的机械性能；Xie Z 等21提出了一种更为简便的薄膜制备方法，如图 2（c）所示；Weng H 等22使用