摘要
为了研究热气防冰传感器的测温特性，对一种航空发动机热气防冰传感器开展了冰风洞试验研究，获得了传感器测温特性随来流总温、热气流量、热气温度及水滴参数的变化结果。试验结果表明，热气参数对传感器的测温特性影响较大，随着热气温度和流量的升高，传感器测量偏差度增大；传感器使用环境受航空发动机工作状态的影响，在一定条件内，传感器测量偏差度在合理范围内波动；热气防冰传感器在过冷水滴结冰环境下存在结冰现象，结冰会影响传感器测温腔入口气流，导致传感器测温偏差增大，降低传感器测温性能；当结冰量过多时，传感器失真失效。
飞机结冰研究始于20世纪20年代后期，而航空发动机内部复杂的三维流动和旋转效应，使得航空发动机结冰比飞机结冰复杂得
航空发动机的运行有赖于机载传感器信
本文对一种航空发动机热气防冰传感器开展了冰风洞试验研究，系统研究了来流参数及热气参数变化对传感器测温结果的影响，获得了传感器测温特性随来流总温、热气流量、热气温度及水滴参数变化的结果，结果可用于传感器防冰设计及其优化。
使用冰风洞和热气系统，模拟热气防冰传感器在航空发动机内的运行环境。通过对比试验来流总温与热气防冰传感器测量总温，表明传感器的测温特性。其中，因热气对传感器测量值有影响，广义定义的总温恢复系数可能大于1，因此，定义传感器测量偏差度为总温恢复系数与1的差值，用以表征传感器的测温特性。
试验在中航工业武汉航空仪表有限公司的YBF⁃05结冰风洞中实施，该风洞为一座卧式回流亚声速结冰风洞，试验段上游可设置过冷水滴喷雾段使试验段达到所需的云雾条件。冰风洞的主要性能参数如
试验段 口径/ （mm×mm） | 来流 速度/ （m· | 来流 总温/ K | 模拟 高度/ m | LWC/ （g· | MVD/ μm |
|---|---|---|---|---|---|
| 600×800 | 20~150 | 243~常温 | 0~7 000 | 0.2~3.0 | 10~50 |
图1 试验装置示意图
Fig.1 Schematic diagram of test setup
试验对象为一种航空发动机热气防冰温度传感器，热气进入传感器并加热传感器前缘后，从气膜出口排出。在热气防冰传感器实际工作条件下，传感器仅测量段暴露在来流环境中，因此，试验设计了矩形保护罩将传感器安装段以及供气管路进行了遮挡，设计了前缘导流结构以减缓流动涡旋。热气防冰传感器安装示意如
图2 热气防冰传感器安装示意
Fig.2 Installation of the anti⁃icing sensor
图3 热气防冰传感器夹具及热气管路安装示意
Fig.3 Installation of the anti-icing sensor fixture and tube
试验需要测量的参数包括试验段来流总温、总压、静压，防冰热气流量、总温以及热气防冰传感器测量温度等参数。试验段的主要测量设备为：
（1）差压传感器，型号PTX5072⁃TC⁃A3⁃CB⁃H0⁃PAt，精度0.04%，测量0~14 kPa。其中来流速度通过试验段总静压差换算得到。
（2）防冰总温传感器，型号GZW⁃4，精度0.1%，量程-40~60 ℃。
热气系统测量设备：
（1）热电阻温度传感器，型号PT100，精度为±0.3 ℃，量程-30~300 ℃。
（2）压力变送器，型号HB26SA，精度±0.5%，量程0~5 bar。
（3）玻璃浮子流量计，型号LZB⁃40，精度 ±1.5%，量程6~60
热气防冰温度传感器自带2个测量通道（通道1和通道2，对应传感器测量温度为Tm1和Tm2），即2个感温元件，用于测量环境总温。
本次试验数据采集系统分为3个模块：风洞数据采集模块、气源数据采集模块以及温度采集模块。结冰风洞自带数据采集模块可以实时得到风洞内压力和温度数据，采集频率为1 Hz。气源数据采集模块主要是热气流量的测量和采集，流量在整个试验过程中变化较小，流量数据通过目视记录。试验相关的温度数据的采集通过NI采集仪进行实时记录，采集频率为10 Hz。
由于本热气防冰温度传感器采用热气直通而非流量控制的方式进行防冰，在热气防冰传感器实际工作条件下，除结冰气象条件外，航空发动机在非结冰气象条件中运行时，热气仍将通入传感器中，因此，需要定量研究干空气和过冷水的不同来流参数及热气参数对传感器测温结果的影响。干空气条件下，变热气温度、变来流总温和变热气流量的试验工况如
| 工况 | 变热气温度 Th1~Th5 | 变来流总温 T01~T04 | 变热气流量 Mh1~Mh5 |
|---|---|---|---|
| 俯仰角/（°） | 0 | 0 | 0 |
| 偏航角/（°） | 0 | 0 | 0 |
|
来流速度 V0/（m· | 50 | 50 | 50 |
| 来流总温T0/K | 260 | 250、260、270、275 | 260 |
| 热气总温Th/K | 320、375、400、450、500 | 320 | 320 |
|
热气流量 Mh/（g· | 5 | 5 | 0、3、5、8、10 |
防冰试验工况如
| 工况 | ANTI_1 | ANTI_2 | ANTI_3 |
|---|---|---|---|
|
来流速度V0/（m· | 50 | 50 | 45 |
| 来流压力P0/kPa | 73.1 | 68.6 | 101.3 |
| 来流总温T0/K | 270 | 267 | 259 |
|
LWC/（g· | 0.42 | 0.32 | 0.26 |
| 热气总温Th/K | 350 | 332 | 320 |
|
热气流量Mh/（g· | 10 | 10 | 10 |
在
图4 传感器测温特性随热气温度变化曲线
Fig.4 Sensor temperature measurement characteristic changing with the heat temperature
图5 传感器测量偏差度随热气温度变化
Fig.5 Sensor measurement deviation changing with the heat temperature
试验结果表明，热气温度的升高对热气防冰传感器感温元件的影响不同，对比通道1和通道2的测温值，当热气温度为320 K和350 K时，通道2的测温值低于通道1的测温值；当热气温度高于375 K后，通道2的测温值均高于通道1的测温值；同时，随着热气温度的升高，通道1和通道2的测温值差值增大，两者的平均差值由0.2 K增大到1.0 K。同时，由
因传感器测量偏差度随热气温度的增加而增大，且呈现出线性的趋势，故使用线性拟合方式，获得热气防冰传感器测量偏差度随热气温度变化趋势为
| （1） |
| （2） |
拟合结果表明，热气温度在320~500 K范围内，偏差度拟合值与测量值差值的绝对值小于0.5%。
需要说明的是，因传感器热气参数受发动机状态的限制，在相同来流条件（来流总温）和热气流量的条件下，热气温度仅在一定范围内波动，可避免试验中因热气温度变化较大导致的测量偏差度过大。另外，应对传感器的防冰加热结构进行优化，如设置隔热结构避免过多热量导入测温腔影响测温结果。
在
图6 传感器测温特性随来流总温变化曲线
Fig.6 Sensor temperature characteristic measurement changing with the air total temperature
图7 传感器测量偏差度随来流总温变化
Fig.7 Sensor measurement deviation changing with the air total temperature
由
因传感器测量偏差度随来流总温变化较小，且传感器测量偏差度随来流总温的升高呈现线性下降趋势，故使用线性拟合方式，得到传感器测量偏差度随来流总温变化趋势为
| （3） |
拟合结果表明，来流总温在250~275 K范围内，偏差度在温度范围内小于0.04%。
在
图8 传感器测温特性随热气流量变化曲线
Fig.8 Sensor temperature measurement characteristic changing with the heat flow
图9 传感器测量偏差度随热气流量变化曲线
Fig.9 Sensor measurement deviation changing with the heat flow
当传感器未通热气时，即热气流量为0 g/s时，传感器测温值略小于来流总温，此时，通道1和通道2的测温值平均差值小于0.1 K。当传感器通入热气后，传感器测温特性发生了变化，此时，传感器测温值均高于来流总温，且通道1测温值均大于通道2测温值，但通道1和通道2的测温值相差较小，约为0.2 K。
由
通过分析可知，传感器测量偏差度随热气流量的增加应呈现出上升的趋势，而试验结果中，传感器测量偏差度随热气流量的增加出现了波动上升的趋势，线性拟合方式无法描述其趋势变化。为满足偏差度拟合值与测量值差值的绝对值小于0.5%，通过数据分析，使用幂函数拟合方式，得到传感器测量偏差度随热气流量变化趋势为
| （4） |
拟合结果表明，热气流量在10 g/s内，偏差度拟合值与测量值差值的绝对值小于0.5%。
传感器测温目标是来流气体流入测温腔到达传感器感温元件过程中，气流温度不受影响，因此，除了设置隔热结构避免过多热量导入测温腔影响测温结果外，还需考虑降低测温腔内的热边界层厚度。另外，来流气体在测温腔进出口流动，测温腔内部必然存在对流换热较弱的区域，此区域的气流被测温腔壁面加热，传感器感温元件装载体又被此区域气流加热，此时，存在部分热量通过传感器感温元件装载体传导至感温元件处的可能。如若在感温元件装载体上设置隔热结构，可减少感温元件装载体热量传导至感温元件带来测温偏差。
在
图10 传感器结冰情况（ANTI_1，喷雾600 s结束后）
Fig.10 Sensor ice situation (ANTI_1, after 600 s of spraying)
试验过程中，防冰引气温度和来流总温基本稳定，温度偏差不超过1 K。喷雾前后，传感器测温特性随时间变化如
图11 传感器总温测量特性曲线（ANTI_1）
Fig.11 Sensor temperature characteristic curves （ANTI_1）
观察试验过程，试验起始阶段，传感器测温腔入口下沿温度较高，没有发生结冰；随着时间推移，结冰从传感器测温腔入口上沿产生；随着结冰增长逐渐延伸到传感器测温腔入口下沿，最终堵塞了传感器测温腔入口。
通过分析可知，未开启喷雾时，受到防冰热气的影响，部分热量传导至传感器测温腔，导致传感器测温腔内温度上升，传感器测温结果略大于来流温度。喷雾开启后，由于传感器测温腔入口处防冰效果薄弱，由此处开始结冰。传感器测温腔入口结冰量较少时，结冰未对传感器测量造成较大影响；但随着时间推移，结冰量增长，传感器测温腔入口逐渐被结冰堵塞，导致进入测温腔的气流减少，测温腔壁面温度对测温腔的加热效应大于气流带走测温腔的热量，测温腔温度逐渐升高，使得传感器测温值跟随升高。此时，测温腔内温度虽然高于冰点，可融化部分冰，但冰的融化速率仍小于外部结冰的速率，结冰量逐渐增长。当冰完全堵塞传感器测温腔入口，气流无法有效带走传感器测温腔内的热量，传感器测温腔温度持续上升。当传感器测温腔入口处的结冰融化，气流通过空隙进入传感器测温腔，测温腔内温度略有降低并逐渐稳定。
在
图12 传感器结冰情况（工况ANTI_2，喷雾600 s结束后）
Fig.12 Sensor ice situation (ANTI_2, after 600 s of spraying)
试验过程中，防冰引气温度和来流总温基本稳定，温度偏差不超过1 K。喷雾前后，传感器测温特性随时间变化如
图13 传感器总温测量特性曲线（工况ANTI_2）
Fig.13 Sensor temperature characteristic curves （ANTI_2）
试验过程中，防冰引气温度和来流总温基本稳定，温度偏差不超过1 K。喷雾开始后，由于来流中过冷水滴的影响，传感器表面温度有所降低，但是由于防冰引气的影响，传感器前缘各测点温度仍大于冰点。工况ANTI_2与ANTI_1的试验结果较为一致，另外，由于工况ANTI_2较ANTI_1来流总温和防冰引气温度更低，将使得传感器表面温度维持在更低的水平；工况ANTI_2的液态水含量也较小，使得工况ANTI_2传感器表面结冰速率比工况ANTI_1的更慢，传感器测温腔入口被冰堵塞的时间延迟了约180 s。
在
图14 传感器结冰情况（ANTI_3）
Fig.14 Sensor ice situation (ANTI_3)
试验过程中，防冰引气温度和来流总温基本稳定，温度偏差不超过1 K。喷雾前后，传感器测温特性随时间变化如
图15 传感器总温测量特性曲线（ANTI_3）
Fig.15 Sensor temperature characteristic curves （ANTI_3）
通过工况ANTI_1和ANTI_2结果推测，由于工况ANTI_3液态水含量较小，其传感器测温腔入口未被冰完全封住，测温腔未形成封闭腔，气流仍可流进测温腔，并通过测温腔换热。测温腔温度始终低于冰点温度，因此，未出现与工况ANTI_1和ANTI_2类似的测点温度高于冰点温度的现象。
通过冰风洞试验研究了热气防冰温度传感器的测温特性，主要结论包括：
（1）在非结冰条件下，传感器通热气与否对传感器测温特性影响较大，随着热气温度的升高，传感器测量偏差度单调增大；来流总温越高，热气加热测温腔壁面带来的影响越小，传感器测温偏差度降低；热气流量的变化对传感器测温的影响较小，随着热气流量的升高，传感器测温偏差度小幅上升；通过试验定量说明了上述参数对测温特性的影响。
（2）传感器使用环境受航空发动机工作状态的影响，当来流速度约为50 m时，来流总温小于275 K、热气温度小于500 K以及热气流量小于10 g/s时，传感器测量偏差度不超过1.5%。非结冰条件下，对传感器温度测量偏差度进行了拟合，偏差度拟合值与测量值差值的绝对值小于0.5%。
（3）在结冰试验条件下，传感器的内部防冰设计能保证传感器前缘温度高于冰点，但在传感器测温腔入口处存在结冰风险；传感器测温腔入口少量结冰对传感器的测温影响较小，但当传感器入口被冰堵塞，传感器测量得到的温度结果与外界环境存在较大偏差，因此需要考虑有效地技术手段，防止传感器测温口因结冰发生堵塞。
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