CN107702136B - 用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，包括燃烧室和排气段，在燃烧室和排气段之间连接有与二者连通的火焰观测转接段，火焰观测转接段内安装有入光端正对燃烧室的高温折射镜头，高温折射镜头的出光端与位于火焰观测转接段外的火焰图像摄像系统连接，火焰图像摄像系统与火焰图像处理及识别系统连接，其中，火焰图像摄像系统用于通过高温折射镜头采集燃烧室的实时图像，火焰图像处理及识别系统用于根据实时图像对燃烧室内的状态进行实时诊断。本发明采用非接触式诊断燃烧室状态，速度快、准确率高；且对流场无干扰，燃烧室内环境不会对测量结果产生影响；弥补了热电偶在燃烧室点/熄火判断的不足。

Description

用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统
技术领域
本发明涉及航空发动机燃烧室的火焰测试技术领域，特别地，涉及一种用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统。
背景技术
燃烧室是航空推进系统里的重要组成部分，推进技术的发展有赖于燃烧机理研究的进步，其中点火成功与否就是燃烧室研究的第一步。传统测量点/熄火主要是通过在燃烧室出口布局三支热电偶，通过热电偶的温升法等接触式测量方式获得点燃与否的燃烧试验数据。虽然传统接触式测温技术已经发展较为成熟且测量准确度高，但其测试方法和测量结果对燃烧室的点/熄火判断仍然有较大的局限性，如探针布局受空间限制以致取样代表性不足、探针的测量范围有限和存在热传递误差等问题，导致实际测量过程中燃烧室点燃而热电偶没有温升、或者点燃后三支热电偶温升较高但实际上燃烧室本身并没有联焰等问题，因而存在测量速度慢、测试结果不准确的缺陷。
由于燃烧时会伴随着声、光、热等多种物理现象，大量学者利用火焰图像技术研究锅炉燃烧。然而将火焰图像技术应用到航空发动机燃烧室上，国内还处在比较原始的阶段仅仅是通过在燃烧室机匣上开孔，透过观察窗观测燃烧过程，这是对火焰图像最基本的应用，不能做到自动诊断燃烧结果。
发明内容
本发明提供了一种用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，以解决传统测量装置和方式速度慢、结果不准确的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，包括燃烧室和排气段，在燃烧室和排气段之间连接有与二者连通的火焰观测转接段，火焰观测转接段内安装有入光端正对燃烧室的高温折射镜头，高温折射镜头的出光端与位于火焰观测转接段外的火焰图像摄像系统连接，火焰图像摄像系统与火焰图像处理及识别系统连接，其中，火焰图像摄像系统用于通过高温折射镜头采集燃烧室的实时图像，火焰图像处理及识别系统用于根据实时图像对燃烧室内的状态进行实时诊断。
进一步地，火焰观测转接段为双层夹套结构，在内外两层之间形成有供冷却水循环通过的水冷通道。
进一步地，火焰观测转接段的内层为高温合金材料制成。
可选地，火焰观测转接段上设有供冷却空气进入以保护高温折射镜头的气冷通道。
可选地，高温折射镜头上包覆有冷却腔套，高温折射镜头的入光端显露出冷却腔套。
进一步地，高温折射镜头的入光端的中心位于火焰观测转接段内的中心轴线上。
进一步地，火焰图像摄像系统包括用于拍摄燃烧室从点燃到熄火整个过程的视频图像的CCD摄像机，火焰图像处理及识别系统用于根据视频图像判断燃烧室是否点燃、是否联焰以及是否熄火。
进一步地，火焰图像处理及识别系统包括火焰图像处理单元和火焰图像识别单元，火焰图像处理单元用于实时提取火焰特征参数，火焰图像识别单元用于根据火焰特征参数实时判断燃烧室是否点燃、是否联焰以及是否熄火。
进一步地，火焰图像识别单元包括用于获取当前点燃喷嘴的数量信息的获取子单元，以及用于根据数量信息诊断燃烧室是否联焰的诊断子单元。
进一步地，燃烧室为单管燃烧室或者全环燃烧室结构。
与目前采用热电偶的接触式温升法判断燃烧室点/熄火的测试方法相比，本发明通过在与燃烧室连通的火焰观测转接段内设置高温折射镜头，利用高温折射镜头和火焰图像摄像系统采集燃烧室的实时图像，并通过火焰图像处理及识别系统来对燃烧室内的状态进行实时诊断，这种采用非接触式诊断燃烧室状态的方式，具有速度快、准确率高等优点；且对流场无干扰，燃烧室内环境不会对测量结果产生影响；有效拓展了火焰图像的应用领域，并弥补了热电偶在燃烧室点/熄火判断的不足，提高了燃烧室点/熄火试验的后处理的效率。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的火焰识别系统的结构示意图；
图2是本发明优选实施例的火焰图像处理及识别系统的结构框图；
图3是本发明优选实施例的火焰图像识别单元的结构框图。
附图标号说明：
1、燃烧室；2、排气段；3、火焰观测转接段；4、高温折射镜头；5、火焰图像摄像系统；6、火焰图像处理及识别系统；61、火焰图像处理单元；62、火焰图像识别单元；63、显示单元；621、获取子单元；622、诊断子单元。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
参照图1，本发明的优选实施例提供了一种用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，主要应用于单管/单头部或者全环燃烧室的点/熄火试验。优选地，燃烧室1为单管燃烧室或者全环燃烧室结构。
本发明用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统包括燃烧室1和排气段2，在燃烧室1和排气段2之间连接有与二者连通的火焰观测转接段3，火焰观测转接段3内安装有入光端正对燃烧室1的高温折射镜头4，高温折射镜头4的出光端与位于火焰观测转接段3外的火焰图像摄像系统5连接，火焰图像摄像系统5与火焰图像处理及识别系统6连接，其中，火焰图像摄像系统5用于通过高温折射镜头4采集燃烧室1的实时图像，火焰图像处理及识别系统6用于根据实时图像对燃烧室1内的状态进行实时诊断。本发明通过在与燃烧室1连通的火焰观测转接段3内设置高温折射镜头4，利用高温折射镜头4和火焰图像摄像系统5采集燃烧室1的实时图像，并通过火焰图像处理及识别系统6对燃烧室1内的状态进行实时诊断，这种采用非接触式诊断燃烧室1状态的方式，具有速度快、准确率高等优点；且对流场无干扰，燃烧室1内环境不会对测量结果产生影响；有效拓展了火焰图像的应用领域，并弥补了热电偶在燃烧室1点/熄火判断的不足，提高了燃烧室1点/熄火试验的后处理的效率。
因为燃烧室1燃烧后的燃气温度较高，高温的燃气会通过火焰观测转接段3进入排气段2。进一步地，为防止高温的燃气对高温折射镜头4造成损害，本发明的火焰观测转接段3为双层夹套结构，在内外两层之间形成有供冷却水循环通过的水冷通道。进一步地，火焰观测转接段3的内层为高温合金材料制成。在双层夹套结构的火焰观测转接段3上设置一个进水接口和一个出水接口，通过冷却水循环通过水冷通道，以对火焰观测转接段3壳体进行冷却。双层夹套结构配合循环水可以冷却保护火焰观测转接段3内的高温折射镜头4，使其能够在高温环境下持续可靠的工作，并受环境影响小。
可选地，还可以通过风冷方式对火焰观测转接段3及其内的高温折射镜头4进行冷却保护。例如，可以直接在双层夹套结构内通入干净、干燥的压缩空气，对火焰观测转接段3内的高温折射镜头4进行冷却保护，以有效达到防止烟尘、油污、水滴等污染高温折射镜头4的目的。
也可以在火焰观测转接段3上设置供冷却空气进入以保护高温折射镜头4的气冷通道。具体地，气冷通道可以为设置在火焰观测转接段3上的一个气冷接嘴，用于通入干净、干燥的压缩空气，保证火焰观测转接段3内能维持一个较低的温度，保护火焰观测转接段3内工作的高温折射镜头4，冷却后的空气进入火焰观测转接段3内，与燃烧后的高温燃气一同排入排气段2。
可选地，还可以在高温折射镜头4上包覆冷却腔套，高温折射镜头4的入光端显露出冷却腔套。冷却腔套可以设置为双层结构用以通入循环冷却水，也可以设置为单层结构用以通入冷却空气。本发明并不局限于此。通过直接在高温折射镜头4上包覆冷却腔套，来对高温镜头内部零件进行降温，确保镜头能在2000℃的高温环境中长时间稳定工作。
本发明的高温折射镜头4采用广角镜头，拍摄范围更宽。镜头的拍摄方向对准燃烧室1的方向，高温折射镜头4直面高温火焰或高温燃气。进一步地，高温折射镜头4的入光端的中心位于火焰观测转接段3内的中心轴线上，有利于更全面地获取燃烧室1的图像，在受限空间和受限视角内，可获取高清火焰图像。
作为优选的实施方式，火焰图像摄像系统5包括用于拍摄燃烧室1从点燃到熄火整个过程的视频图像的CCD摄像机，火焰图像处理及识别系统6用于根据视频图像判断燃烧室1是否点燃、是否联焰以及是否熄火。
火焰图像处理及识别系统6包括火焰图像处理单元61和火焰图像识别单元62，火焰图像处理单元61用于实时提取火焰特征参数，火焰图像识别单元62用于根据火焰特征参数实时判断燃烧室1是否点燃、是否联焰以及是否熄火。
火焰图像识别单元62包括用于获取当前点燃喷嘴的数量信息的获取子单元621，以及用于根据数量信息诊断燃烧室1是否联焰的诊断子单元622。
本发明的火焰图像处理及识别系统6还包括显示单元63，用于实时显示火焰图像和诊断结果。
本发明利用CCD摄像机通过高温折射镜头4摄取燃烧室1出口火焰图像，并将图像传输到CCD摄像机上，然后转为视频信号，经电缆传输到火焰图像处理及识别系统6后在显示单元63例如监视器上显示。然后经过火焰图像处理及识别系统6实时对火焰图像进行特征提取及判断实现实时诊断燃烧室1点/熄火和联焰的目的。
火焰图像识别及处理系统在试验前需设定当前燃烧室1的数量以及喷嘴位置；试验时根据燃烧室1喷嘴位置进行实时诊断是否燃烧，再根据当前燃烧的喷嘴数量判断燃烧室1是否点燃、是否联焰、是否熄火等。
本发明提供了一套完整、可靠、安全的火焰识别系统，能够实时对燃烧室1燃烧状况进行观测，并快速、全面、清晰地拍摄出燃烧室1从点燃到熄火整个过程视频图像；可以使用在航空发动机燃烧室1的点/熄火试验中，可实时识别燃烧室1所有喷嘴是否点燃，以及当前点燃喷嘴的数量；该系统可以根据点燃喷嘴的数量实时诊断燃烧室1是否点燃、是否联焰、是否熄火，其诊断准确率可达99.9％以上；该系统可实时观测及诊断燃烧室1点火时的传播方向，且能长时间正常工作；该系统为研究点火器电火花的大小对燃烧室1点/熄火特性的影响提供可能。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，包括燃烧室(1)和排气段(2)，其特征在于，在所述燃烧室(1)和所述排气段(2)之间连接有与二者连通的火焰观测转接段(3)，所述火焰观测转接段(3)内安装有入光端正对所述燃烧室(1)的高温折射镜头(4)，所述高温折射镜头(4)的出光端与位于所述火焰观测转接段(3)外的火焰图像摄像系统(5)连接，所述火焰图像摄像系统(5)与火焰图像处理及识别系统(6)连接，其中，所述火焰图像摄像系统(5)用于通过所述高温折射镜头(4)采集所述燃烧室(1)的实时图像，所述火焰图像处理及识别系统(6)用于根据所述实时图像对所述燃烧室(1)内的状态进行实时诊断；所述火焰观测转接段(3)为双层夹套结构，在内外两层之间形成有供冷却水循环通过的水冷通道。
2.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，其特征在于，所述火焰观测转接段(3)的内层为高温合金材料制成。
3.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，其特征在于，所述火焰观测转接段(3)上设有供冷却空气进入以保护所述高温折射镜头(4)的气冷通道。
4.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，其特征在于，所述高温折射镜头(4)上包覆有冷却腔套，所述高温折射镜头(4)的入光端显露出所述冷却腔套。
5.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，其特征在于，所述高温折射镜头(4)的入光端的中心位于所述火焰观测转接段(3)内的中心轴线上。
6.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，其特征在于，所述火焰图像摄像系统(5)包括用于拍摄所述燃烧室(1)从点燃到熄火整个过程的视频图像的CCD摄像机，所述火焰图像处理及识别系统(6)用于根据所述视频图像判断燃烧室(1)是否点燃、是否联焰以及是否熄火。
7.根据权利要求6所述的用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，其特征在于，所述火焰图像处理及识别系统(6)包括火焰图像处理单元(61)和火焰图像识别单元(62)，所述火焰图像处理单元(61)用于实时提取火焰特征参数，所述火焰图像识别单元(62)用于根据所述火焰特征参数实时判断所述燃烧室(1)是否点燃、是否联焰以及是否熄火。
8.根据权利要求7所述的用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，其特征在于，所述火焰图像识别单元(62)包括用于获取当前点燃喷嘴的数量信息的获取子单元(621)，以及用于根据所述数量信息诊断燃烧室(1)是否联焰的诊断子单元(622)。
9.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室的火焰识别系统，其特征在于，所述燃烧室(1)为单管燃烧室或者全环燃烧室结构。
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