270

Глава 4. Датчики температуры

4.1. Основные задачи температурных измерений

Роль и объем температурных измерений в современной технике чрезвычайно значительны, поэтому и весьма велико разнообразие самих задач температурных измерений. Температурные измерения – основа для изучения энергетических и прочностных характеристик агрегатов и систем, оптимизации их эффективности и надежности. К числу наиболее емких областей техники, характеризуемых исключительным разнообразием задач температурных измерений, относится ракетно–космическая техника. Она органично включает в себя большинство задач температурных измерений, решаемых в авиационной технике, общепромышленной технике и энергетике, надводном и подводном судостроении и других областях техники. Несомненно, в других областях техники решаются некоторые оригинальные специальные задачи температурных измерений. Поэтому исчерпывающее рассмотрение всех мыслимых задач температурных измерений едва ли вообще возможно. Ограничение рассмотрения в значительной степени определяется тем, что настоящее издание посвящено датчикам, а не всем методам и средствам температурных измерений.

Из специальных задач рассмотрим задачи реакторной термометрии, где специфика объекта формирует облик самих задач [1].

Вместе с тем, необходимо иметь в виду, что измерения на ракетах являются достаточно кратковременными, а долговременность измерений на других технических объектах может предопределять их специфичность и присущие им методологические сложности, так что рассмотрение здесь основных задач температурных измерений в ракетно–космической технике имеет в известном смысле иллюстративный характер.

Первая группа задач объединяет измерения температуры элементов конструкции. Общий диапазон измерений –250…+1000 С. К этому кругу задач относятся измерения температуры несущей поверхности (до +200 С), силовых элементов хвостового отсека (до +1000 С), донной защиты хвостового отсека (до +1000 С), днища головной части (до +1000 С), стенок баков (–250…+350 С), стенок камер и рулевых машин (до +800 С), приборов (– 50…+50 С) и т.д. Несколько задач из этой группы относятся к высокотемпературным измерениям: измерение температуры соплового аппарата твердотопливной ракеты (до +2000 С), распределение температур в теплозащитном покрытии (ТЗП) головной части (до +3000 С). В последнем случае измерители температуры располагаются с заданным шагом по глубине ТЗП. Проиллюстрируем качественно эту задачу как наиболее сложную (рис. 4.1).

Рис. 4.1. Кривые изменения температуры по толщине ТЗП

На рис. 4.1 а представлены кривые изменения температур по ТЗП, фиксируемые измерителями, располагаемыми на поверхности (1) и через 1 мм по глубине (соответственно 2 и 3) на участке выведения ракеты. Первый подъем температуры обусловлен обтеканием ракеты и ее головной части продуктами сгорания двигателей при пуске из шахты. Затем на участке работы двигателей подъем температуры измерителей 1 – 3 обусловлен газодинамическим нагревом набегающим потоком по мере ускорения ракеты. Охлаждение головной части начинается при автономном полете по баллистической траектории в разреженных слоях.

На рис. 4.1 б показан подъем температуры при входе головной части в плотные слои атмосферы на нисходящей ветви траектории и последующее ее охлаждение по мере торможения. На рис. 4.1 в показана кривая изменения температуры днища головной части на нисходящей ветви траектории. Значения температуры и время на рис. 4.1 указаны приближенно.

Измерение температуры элементов конструкции до +1000 С осуществляется, как правило, термометрами сопротивления ( 200 С – медными, – 250…+ 1000 С – платиновыми), выше +1000 С – термопарами (платинородий–платиновыми и вольфрам–рениевыми).

В связи с тем, что установка датчика на измеряемую поверхность в общем случае приводит к искажению температурного поля, а температура чувствительного элемента датчика отлична от температуры измеряемой поверхности под датчиком, поскольку конструкция датчика имеет конечное термическое сопротивление, очевидно, что погрешность измерений температуры поверхности тем меньше, чем меньше собственная теплоемкость датчика и термическое сопротивление армирующих материалов и конструктивных элементов датчика. Кроме того, конструкция датчика и композиция применяемых в нем армирующих материалов, а также способ установки датчика на измеряемую поверхность должны в минимальной степени воздействовать на термические характеристики чувствительного элемента датчика (постоянство ТКС, достаточное сопротивление изоляции, минимальный тензоэффект, временная стабильность и т.д.).

В проблемах измерения температуры жидкостных (конденсированных) и газовых (неконденсированных) сред много общего как в разработке датчиков для этих целей, так и в постановке самих измерений и подходах к оценке их погрешностей. Главное различие в условиях работы датчиков, предназначенных для измерения температуры жидкостей и газов, состоит в различной интенсивности теплового взаимодействия со средой, но это различие носит не столько качественный, сколько количественный характер, и кроме того, можно выделить случаи измерения в газах и жидкостях, когда интенсивность теплообмена сравнима. Вместе с тем имеется и определенная специфика в измерениях температуры конденсированных и неконденсированных сред, которая может приводить к появлению качественно новых эффектов. Так при измерениях температуры в газовых потоках приходится иметь дело с погрешностями, обусловленными радиационным теплообменом, торможением высокоскоростного газового потока на датчике, различными высокотемпературными эффектами. Как правило, измерения температуры газовых сред проводятся в широких температурных диапазонах, температурный диапазон существования жидкой фазы, напротив, невелик.

Датчики, предназначенные для измерения температуры жидкостных и газовых сред в ракетной технике, имеют ряд отличительных особенностей от общепромышленных датчиков того же назначения, вызванных условиями эксплуатации и требованиями измерений. Главные из них состоят в следующем:

– датчики имеют малые габаритные размеры и характеризуются высокой компактностью элементов конструкции. Поскольку в большинстве случаев датчики для измерений температуры жидкостных и газовых сред устанавливаются на герметичные контролируемые агрегаты, то узел уплотнения выполняется в относительно массивном корпусе, являющемся основанием для крепления чувствительного элемента датчика. Корпус датчика устанавливается в специальном штуцере на стенке агрегата. В связи с этим достаточно сложно избежать дополнительной тепловой связи, которую накладывает кондуктивный теплообмен по элементам конструкции датчика на тепловой баланс чувствительного элемента;

– датчики характеризуются малой термической инерцией при одновременном обеспечении требований высокой механической прочности в агрессивных средах. Эта комбинация требований накладывает большие трудности на проектирование датчиков, приводит к усложнению конструкции чувствительного элемента, а также усложняет оценку действительных динамических характеристик датчика;

– конкретные условия измерений в различных контролируемых точках отличаются большим разнообразием, порождающим, в свою очередь, разнообразие конструктивных решений, принятых для ряда датчиков, предназначенных для измерений температуры жидкостных и газовых сред.

Перечислим основные задачи измерения температуры жидкостных и газовых сред в ракетно–космической технике в последовательности, согласованной с ростом интенсивности теплового взаимодействия датчика со средой.

К первой группе отнесем измерения температуры спокойных и слабо перемешиваемых газов (внутренние отсеки космических аппаратов, приборные, межбаковые, двигательные отсеки ракет). Невысокие значения коэффициента теплообмена чувствительного элемента датчика со средой диктуют необходимость использования датчика с открытыми чувствительными элементами. Диапазон измеряемых температур в пределах –50…+150 С. Конструкция датчика и способ его крепления определяются главным образом вибрационными режимами в местах измерений.

Ко второй группе могут быть отнесены датчики для измерений температуры агрессивных газов со скоростями течения до 50 мс в магистралях и баках (главным образом продукты наддува). Эти же датчики используются для измерения температуры слабо перемешиваемых жидкостей. Диапазон измеряемых температур до +300 С. В этом случае чувствительный элемент герметично армируется в свободно растянутой агрессивностойкой пленке (фторопласт–4).

Третья группа задач – измерение температуры агрессивных и неагрессивных газов с высокими (дозвуковыми) скоростями течения и потоков жидкостей (до 5 мс). Датчики такого назначения должны выдерживать скоростной напор, достаточно высокие температуры (до +500 С), агрессивную среду. Для таких измерений используются датчики с плоским или проточным чувствительным элементом, ориентированным по потоку.

Специальную группу задач измерений температуры на ракетах составляют внутрибаковые измерения, целью которых является измерение температурных полей по объему жидкостей, распределения температур в пристеночном слое, а также вблизи зеркала жидкости в процессе опорожнения компонентов из бака. Так же измерения обеспечиваются размещением датчиков на штангах, устанавливаемых в баках, и на поплавковых системах, отслеживающих изменение положения зеркала жидкости, сохраняя неизменным положение датчиков относительно зеркала.

Вне бака измеряется температура компонентов топлива на входе в насос.

Особенностью измерений температуры высококипящих компонентов является то, что начальная температура компонента близка к температуре окружающей среды, изменение основной массы компонента (исключение составляет слой жидкости в районе зеркала) в полете составляет лишь несколько градусов, что определяет малость статических и динамических погрешностей датчиков. Лишь при протекании по магистрали остатков компонента (короткое время) скорость изменения температуры компонента заметно растет.

При измерениях температуры криогенных компонентов топлива (кислород, водород) решающее значение имеет перепад температуры между компонентом топлива и окружающей средой, который может стать источником заметных по величине погрешностей, обусловленных теплоотводом, если при постановке измерений не предпринимать необходимых мер. Такой мерой является изоляция (в первую очередь экранно–вакуумная) магистрали в месте установки датчика.

Аналогичную проблему приходится решать и при проведении измерений температуры до +500 С в магистралях, когда возникают погрешности теплоотвода, обусловленные перепадом температуры между магистралью и окружающей средой.

Задачи измерений температуры выше 1000 С возникают в камерах сгорания с твердотопливными двигателями (докритическая часть соплового аппарата). Область измеряемых температур в этом случае составляет +2000…+3000 С. Измерения в этой области характеризуются принципиальными, подчас непреодолимыми трудностями, связанными с работоспособностью термометрических материалов в продуктах сгорания твердого топлива при высоких температурах и механических нагрузках. Здесь можно указать на две принципиальные возможности. Первая реализуется применением датчиков на основе термопар ВР 520 и ориентирована на достижение теплового равновесия между термопарой и продуктами сгорания. В зависимости от режимов работы двигателей и места установки на них датчиков работоспособность термопар составляет от нескольких секунд до нескольких десятков секунд. Вторая возможность базируется на измерении датчиком неустановившейся температуры при стационарной температуре и стационарном теплообмене в камере сгорания двигателя.

Особо сложной областью температурных измерений является реакторная термометрия. Главным специфическим фактором реакторных измерений являются ионизирующие измерения (бомбардировка нейтронами, электронами, осколками деления, –излучением). Под влиянием этих излучений материалы меняют свои электрические, прочностные свойства, структуру. Совместимость разных материалов ухудшается с ростом флюенса нейтронов.

Реакторы отличаются высокими значениями тепловыделения, плотности теплового потока, градиентом температуры.

Температурные измерения являются важнейшим средством контроля в атомной энергетике, дающим необходимую информацию об эффективности, надежности, безопасности реакторов. Они не только широко ставятся на демонстрационных реакторах, но и являются неотъемлемой частью систем контроля серийных реакторов.

Поддержание на допустимом уровне удельного теплового потока в реакторе обеспечивается контролем связанных с ним перепада температуры на оболочке тепловыделяющего элемента (ТВЭ), температуры топливной композиции, замедлителя, температуры насыщения теплоносителя, значения которых не должны достигать предельных уровней. Температура является параметром, по которому строятся системы аварийной защиты реакторов – градиенты температуры в топливе, на оболочках ТВЭ, температура носителя на входе в активную зону и выходе из нее. Вместе с тем с ростом мощности реакторов растут размеры активной зоны и существенно усложняются при этом температурные измерения. Поэтому о температуре ТВЭ нередко судят по распределению температуры теплоносителя.

Общий температурный диапазон в реакторах – от комнатных температур до +2500 С. Большая часть измеряемых температур находится в пределах +800…+1000 С. Наиболее сложны и ответственны внутризонные измерения. Датчики этой зоны должны характеризоваться наивысшей радиационной способностью, их ресурс должен быть выше ресурса ТВЭ, в других случаях ресурс должен быть не менее 3…5 лет.

Для измерения высоких температур используются термопары ВР 520.

При внереакторных измерениях температуры используются платиновые и никелевые термометры сопротивления, которые позволяют получить бóльшие точности измерений, чем термопары, в связи с чем они преимущественно применяются для измерений температуры теплоносителя в системах контроля тепловой мощности реактора.

Могут быть упомянуты и другие специальные задачи температурных измерений – в доменных печах, конверторах, котлах и топках, измерение температуры плазмы и т.д.

Во всех этих задачах при всей их специфичности просматривается общность проблем – необходимость обеспечения высокой достоверности измерений, живучести датчика, метрологической и механической надежности.