一种利用晶体测温的方法及其标定装置与流程

本发明涉及温度测量技术领域，特别是涉及一种利用晶体测温的方法及其标定装置。

背景技术：

飞行器是在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械。飞行器分为3类：航空器、航天器、运载器。在大气层内飞行的称为航空器，如飞艇、飞机等，它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。在太空飞行的称为航天器，如人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等，它们在任务过程中主要依靠惯性做与天体类似的轨道运动。运载器主要在地面和太空轨道间往返，运送载荷，如火箭和导弹。近年来，飞行在临近空间(大气层顶端)的高速飞行器，具有航空器、航天器和运载器的特性，将三者进行了有机的结合。飞行器推进系统通过将化学能、核能或太阳能转化为机械能，为各类飞行器提供动力。

高温测量是航空航天领域的关键技术，因为飞行器及其推进系统经常工作在极端高热的环境下，例如，临近空间的高超声速飞行器在飞行过程中或航天器和运载器进入大气层的过程中，由于气动加热，飞行器的外表面温度最高可达2000℃以上，需要在飞行器外表面敷设隔热材料并从内部进行对流换热冷却，以保证飞行器本体结构的安全。此外，以吸气式发动机和火箭发动机为代表的飞行器推进系统，燃烧室内燃气温度也高达1500℃以上，需要对高温部件采取冷却和隔热的双重手段，才能保证其安全运行。因此，高温环境对飞行器及其推进系统的服役性能及寿命的影响非常显著，是设计时必须考虑的重要因素之一。为了应对这一需求，精确测量飞行器及其推进系统高温部件工作表面的温度，对于分析其服役性能并预估寿命，有着极端重要的现实意义。

目前用于高温部件表面温度测量的传统技术手段主要包括：高温热电偶、高温示温漆、红外热成像仪。其中，第一种是高温热电偶的测量方式，对于高温固体壁面的局部温度测量，可以采取预埋和溅射(薄膜)两种安装方式。预埋热电偶的方式受到部件尺寸和结构的限制，且降低了部件的结构完整性，可能造成部件气动外形的局部改变。溅射的薄膜热电偶在高温环境的生存时间极短(毫秒级或秒级)，无法满足飞行器任务过程以及推进系统高温测试的需求，此外，对于有相对运动的高温部件(如发动机中的涡轮)，热电偶的测量信号需要通过导线和滑环引出，带来了较大的不确定度和误差，技术难度非常高；第二种高温示温漆主要应用于高超声速飞行器和推进系统高温部件试验以及原型机测试，但其存在试验时间短、测温精度较低、涂层易剥落、判读困难、试验效费比较低等不足；第三种红外热成像仪是相对成熟的高温部件表面温度测量技术，但是使用红外热像仪实现飞行器或推进系统工作条件下的温度测量，还存在较大技术难度。

综上所述，目前现有的高温部件表面温度测量技术手段始终未能有效解决在有限空间的条件下，高速飞行器及推进系统中高温部件表面温度进行准确测量。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的技术缺陷和不足，本发明提出一种利用晶体测温的方法及晶体温度的标定装置。

具体地，本发明一个实施例提出的一种利用晶体测温的方法，包括：

对样本晶体进行退火处理以获取标准标定曲线；

待测装置内设置有测温晶体，对待测装置进行点火试验，获取测温晶体的温升曲线，并根据所述温升曲线获取所述测温晶体的温度保持时间；

获取所述测温晶体的晶格伸展率；

根据所述标准标定曲线、所述温度保持时间和所述测温晶体的晶格伸展率确定所述待测装置的温度。

在本发明的一个实施例中，对样本晶体进行退火处理以获取标准标定曲线，包括：

通过x射线衍射仪确定所述样本晶体的第一晶格间距，对所述样本晶体进行中子辐照；

在退火温度下，对辐照后的所述样本晶体在退火时间内进行退火处理，并对退火处理后的所述样本晶体进行晶格分析，以获取所述样本晶体的第二晶格间距；

根据所述样本晶体的第一晶格间距和所述样本晶体的第二晶格间距确定所述样本晶体的晶格伸展率；

根据所述样本晶体的所述退火温度、所述退火时间和所述样本晶体的晶格伸展率获取所述标准标定曲线。

在本发明的一个实施例中，在所述待测装置内设置有测温晶体，对待测装置进行点火试验，获取测温晶体的温升曲线，并根据所述温升曲线获取所述测温晶体的温度保持时间之前，还包括：

通过x射线衍射仪测量所述测温晶体的第一晶格间距，对所述测温晶体进行中子辐照。

在本发明的一个实施例中，获取所述测温晶体的晶格伸展率，包括：

对点火试验后的所述测温晶体，通过所述x射线衍射仪确定所述测温晶体的第二晶格间距；

根据所述测温晶体的第一晶格间距和所述测温晶体的第二晶格间距确定所述测温晶体的晶格伸展率。

在本发明的一个实施例中，根据所述标准标定曲线、所述温度保持时间和所述测温晶体的晶格伸展率确定所述待测装置的温度，包括：

将所述温度保持时间和所述测温晶体的晶格伸展率代入至所述标准标定曲线，以确定所述待测装置的温度。

在本发明的一个实施例中，在根据所述标准标定曲线、所述温度保持时间和所述测温晶体的晶格伸展率确定所述待测装置的温度之后，还包括：

利用傅里叶导热定律获取所述待测装置的热流密度。

在本发明的一个实施例中，所述样本晶体和所述测温晶体为sic晶体。

本发明一个实施例提出的一种标定装置，包括标定板，多个热电偶，其中，所述标定板的第一侧壁开设有用于埋设晶体的t形盲孔，所述标定板的两个对称第二侧壁的对称位置开设盲孔，多个所述热电偶分别埋设于所述标定板的盲孔内。

在本发明的一个实施例中，所述标定板由镍基高温合金制成。

在本发明的一个实施例中，所述热电偶为s型或r型贵金属热电偶。

本发明实施例，具备如下优点：

本发明利用了晶体在接受高强度中子辐照后，微观结构在较大范围内会发生变化的特性，通过对这类晶体在辐照后进行加热退火处理，使得晶体的晶格间距恢复至辐照前的初始值；而晶体晶格间距的恢复程度与退火温度和退火时间直接相关，利用这一关系通过晶体对液体火箭发动机的推力室在点火试验过程中获取其最高试验或工作温度，具有非接触、体积小、精度高、鲁棒性高、生存率高、效费比高、数据密度大等优势。

通过以下参考附图的详细说明，本发明的其它方面和特征变得明显。但是应当知道，该附图仅仅为解释的目的设计，而不是作为本发明的范围的限定，这是因为其应当参考附加的权利要求。还应当知道，除非另外指出，不必要依比例绘制附图，它们仅仅力图概念地说明此处描述的结构和流程。

附图说明

下面将结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细的说明。

图1为本发明实施例提供的一种利用晶体测温的方法的流程示意图；

图2为本发明实施例提供的一种标准标定曲线；

图3为本发明实施例提供的一种微晶体测温组件放置位置的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种温升曲线；

图5为本发明实施例提供的一种标定装置的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

实施例一

请参见图1，图1为本发明实施例提供的一种利用晶体测温的方法的流程示意图。该测温方法包括：

对样本晶体进行退火处理以获取标准标定曲线；

待测装置内设置有测温晶体，对待测装置进行点火试验，获取测温晶体的温升曲线，并根据所述温升曲线获取所述测温晶体的温度保持时间；

获取所述测温晶体的晶格伸展率；

根据所述标准标定曲线、所述温度保持时间和所述测温晶体的晶格伸展率确定所述待测装置的温度。

本发明先获取晶体的晶格间距，通过晶格间距得到晶体的晶格伸展率，再进一步确定晶体的标定曲线，通过晶体的标定曲线、退火最高温度的保持时间和晶格伸展率再进一步获取待测装置的最高工作温度，这种对待测装置的测温方法具有精度高、鲁棒性高的特点。

其中，样本晶体安装于标定装置中，并对安装有样本晶体的标定装置进行退火处理，以建立标准标定曲线；

待测装置是实际进行点火试验的装置，如火箭发动机推力室和航空发动机涡轮叶片；

测温晶体为安装于待测装置中的晶体，其中，样本晶体和测温晶体的种类一样。

标准标定曲线是指通过样本晶体的退火温度、退火时间和样本晶体的晶格伸展率确定的曲线。

点火试验是指通过对发动机进行点火使其处于工作状态，由此获得发动机的温度随时间变化的参数。

温升曲线是指对待测装置进行点火试验时，待测装置内设置的测温晶体的温度随时间变化的曲线。

测温晶体的晶格伸展率是指辐照后的测温晶体经退火处理后的晶格变化情况。

具体地，本实施例将对利用晶体的测温方法进行详细描述：

步骤1、对样本晶体进行退火处理以获取标准标定曲线；

步骤1.1、首先利用x射线衍射仪测量样本晶体的衍射角度，根据bragg方程确定样本晶体的第一晶格间距，之后再将样本晶体放置在中子源中进行中子辐照。

优选地，中子源为反应堆或加速器。

优选地，样本晶体为sic晶体。

本发明选用sic晶体，使得本发明的测量方法测温的上限高，最高可达1400℃，经过辐照后的sic晶体的微观结构对退火处理的过程高度敏感，使得利用sic晶体进行高温测量的精度高，测温精度为±10℃，且sic晶体的物理化学性质高度稳定，晶体可在高温环境下长时间生存。

步骤1.2、利用辐照后的样本晶体制备标定装置；

步骤1.3、选取多个配置有样本晶体的标定装置，将多个标定装置分别放置在高温电炉中，在同一退火温度下分别进行不同退火时间的处理，处理完成后分别将样本晶体取出，再选取多个配置有样本晶体的标定装置，再将多个标定装置分别放置在高温电炉中，按照间隔温度升高退火温度，接着进行不同退火时间的处理，在一定温度范围内，按照上述试验方法利用标定装置对多个退火温度在不同的退火时间对辐照后的样本晶体进行退火处理。其中，退火温度范围和间隔温度可以根据实际测量的待测装置进行调整。

例如，针对液体火箭发动机推力室，将温度范围设定为800℃～1050℃，间隔温度设定为50℃，首先将两个配置有样本晶体的标定装置分别放置在高温电炉中，将高温电炉加热至800℃时，分别对两个标定装置进行保温处理，保温退火时间分别设定为2分钟和20分钟，并在退火后分别将样本晶体取出；之后再选取两个配置有样本晶体的标定装置分别放置在高温电炉中，按照间隔温度为50℃将高温电炉加热至850℃，再分别对两个标定装置进行保温退火处理，保温退火时间分别设定为2分钟和20分钟，并在退火后分别将样本晶体取出；按照上述方式，再分别在退火温度为900℃、950℃、1000℃和1050℃时进行退火处理。

步骤1.4、利用x射线衍射仪分别测量经退火处理后的多个样本晶体的衍射角度，根据bragg方程确定样本晶体的第二晶格间距；

步骤1.5、根据多个样本晶体的第一晶格间距和样本晶体的第二晶格间距确定经退火处理后所有样本晶体的晶格伸展率，晶格伸展率计算公式为：

其中，d为晶格伸展率，a1为辐照前晶体的晶格间距，a2是退火后晶体的晶格间距。

步骤1.6、根据多个样本晶体对应的退火温度、退火时间和晶格伸展率获取标准标定曲线，请参见图2，图2为本发明实施例提供的一种标准标定曲线。

步骤2、对待测装置进行点火试验以获取温升曲线；

优选地，所述待测装置为火箭发动机推力室和航空发动机涡轮叶片。

步骤2.1、利用x射线衍射仪测量辐照后的测温晶体的衍射角度，根据bragg方程确定测温晶体的第一晶格间距，之后对测温晶体进行中子辐照；

需要说明的是，样本晶体和测温晶体选自同一批晶体，两者制备过程完全相同，且共同接受完全相同的中子辐照。

步骤2.2、选取多个测温晶体，将多个测温晶体等间距(δx)放置在高温合金膜盒内，并将金属膜盒内的间隙位置填充高温粉末合金，并利用点焊进行封装从而制备成微晶体测温组件，其中，微晶体测温组件安装于待测装置上，当待测装置进行点火试验时，微晶体测温组件中的测温晶体的晶格间距会随着待测装置温度的变化。

优选地，微晶体测温组件利用三个测温晶体制备而成。

优选地，金属膜盒为高温合金膜盒。

优选地，高温粉末合金的材料与所述待测装置的壳体材料相同。

步骤2.3、将微晶体测温组件放入待测装置壳体的微孔中，请参见图3，图3为本发明实施例提供的一种微晶体测温组件放置位置的结构示意图。

优选地，微孔直径为0.5mm。

优选地，微晶体测温组件的宽度为0.2～0.5mm。

步骤2.4、对待测装置进行点火试验，即是对发动机推力室进行点火试验，当点火试验结束后，将微晶体测温组件从待测装置中取出，再将多个测温晶体从微晶体测温组件中取出，并通过安装于待测装置壳体表面的热电偶测量点火试验过程中的无量纲温度响应曲线和时间的关系，从而确定温升曲线，请参见图4，图4为本发明实施例提供的一种温升曲线。

本发明的微晶体测温组件能够安装到推力室的壳体内部，对于发动机推力室这种在受限空间内的高温测量，通过微尺度晶体测量实现，这种高温测量方式利用了晶体体积小的特点，能够进行预埋安装，且不会影响推力室内部的流场和热场，且微晶体测温组件的尺寸小，不会影响推力室结构的完整性。避免了在推力室外部安装的热成像仪无法拍摄到内壁面的温度分布情况，并且推力室的冷却通道尺寸和壁面厚度的限制，很难布置引线通过热电偶测量内壁面温度，且火箭发动机的工作时间较短，不符合高温示温漆的使用要求。

步骤3、通过所述温升曲线获取测温晶体的温度保持时间；

步骤3.1、通过温升曲线确定待测装置在点火试验中的测量温度，并进一步确定在测量温度的温度保持时间。

优选地，测量温度为待测装置在点火试验中热电偶测得的最高温度。

步骤4、获取所述测温晶体的晶格伸展率；

步骤4.1、利用x射线衍射仪测量从微晶体测温组件中取出的测温晶体的衍射角度，根据bragg方程确定测温晶体的第二晶格间距；

步骤4.2、根据测温晶体的第一晶格间距和测温晶体的第二晶格间距确定测温晶体的晶格伸展率。

步骤5、根据所述标准标定曲线、所述温度保持时间和所述测温晶体的晶格伸展率确定所述待测装置的温度；

步骤5.1、将测温晶体在最高温度的温度保持时间和测温晶体的晶格伸展率代入至标准标定曲线，以确定所述待测装置的温度，其中，待测装置的温度是指待测装置在点火试验时实际工作的最高温度。

例如，当点火试验结束后，确定测温晶体的晶格伸展率减少1.8％，如图4所示，通过温升曲线获得待测装置在点火试验时热电偶测得测温晶体的最高温度(tmax)的温度保持时间为2.9min，如图2所示，将测温晶体的晶格伸展率为1.8％和保持时间2.9min代入至标准标定曲线中，可以得到待测装置在点火试验的过程中所处的最高温度为1027℃。

本发明的高温测量方法不受信号传输、零点漂移和辐射等的影响，具有较高的鲁棒性，且标定装置和微晶体测温组件便于实现大规模的制备，降低整体的成本，本实施例的微晶体测温组件能够在推力室的客体表面进行密集安装，平均1～2个/cm²，使得能够对推力室内壁不同位置的温度进行准确的测量。

步骤6、利用傅里叶导热定律获取所述待测装置的热流密度；

步骤6.1、基于微晶体测温组件中多个测温晶体测量获得的温度，可以根据傅里叶导热定律，计算得到待测装置壁面径向的热流密度，即，q＝k(t1-2t2+t3)/(2δx)，其中，k是推力室壁面金属材料的热传导系数。

实施例二

请参见图5，图5为本发明实施例提供的一种标定装置的结构示意图。在上述实施例的基础上，本实施例将对本发明的标定装置进行详细介绍。

标定装置是在对待测装置进行高温测量之前用于对晶体进行标定的装置，标定装置包括标定板和多个热电偶，标定板采用厚度为12～18mm的镍基高温合金制成，避免了因高温电炉的內膛加热的周向不均匀性造成的影响，在标定板的第一侧壁上开设有t形盲孔，用于埋设晶体，t形盲孔的外孔直径为4～8mm，t形盲孔的内孔直径为2～4mm，t形盲孔的间隙处填充有陶瓷高温胶作为粘合剂，在标定板对称设置的第二侧壁的对称位置上分别开设有盲孔，每个盲孔用于埋设热电偶，在盲孔的间隙处填充有陶瓷高温胶作为粘合剂，其中，盲孔的直径为5～8mm，盲孔的深度为3～7mm，晶体在t形盲孔中的安装位置应与所有盲孔中的热电偶保持在同一直线上。

优选地，热电偶为s型或r型贵金属热电偶。

本发明的标定装置可以保证在稳态条件下，热电偶和晶体的实测温度非常接近，为晶体标定提供准确的参考温度。

综上所述，本文中应用了具体个例对本发明实施例的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制，本发明的保护范围应以所附的权利要求为准。