CN110657992A - 一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法，系统包括：具有固定频率差的两台光频梳、分束器、合束器、燃烧室监测装置、准直透镜、光电探测器和信号处理模块。其中，一台光频梳作为测量光频梳，用于得到采样信号；另一台光频梳作为参考光频梳，用于得到差频信号；燃烧室监测装置用于得到多路采集信号；分束器用于对光频梳分束；合束器用于对两束光频梳合束；光电探测器用于对两路光频梳拍频得到差频信号；信号处理模块用于对采样得到的差频信号实时分析。本发明结构紧凑、方法简单，系统的空间光结构避免了接触式监测带来的难度，降低了系统的成本，便于操作，同时可以实现对航空发动机燃烧场的实时、准确监测。

Description

一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法

(一)技术领域

本发明涉及激光技术领域和燃烧诊断领域，尤其是涉及一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场技术领域。

(二)背景技术

飞机的航空发动机燃烧室是航空发动机的核心部件之一。航空发动机燃烧室内可能存在的不稳定燃烧，对于航空发动机的稳定工作具有潜在的危害，对其燃烧过程中的关键参数进行准确测量依赖于有效的燃烧诊断技术。根据测量得到的数据，进而改善航空发动机的构造，得到高性能的发动机。光学诊断技术是燃烧诊断领域中可靠的技术之一。利用激光吸收光谱可以实现对燃烧室温度、压力和组分浓度等参数的测量。但是，棱镜、光栅、傅里叶变换光谱仪和单频激光器等传统的吸收光谱测量装置，探测灵敏度不高，光谱分辨率较低，测量速度及频率测量精度不高。

基于上述背景，现有的用激光吸收光谱对航空发动机燃烧场进行监测的方法还有待进一步优化。

(三)发明内容

有鉴于此，本发明的提出了一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法，结构简单，成本较低，操作方便，同时能够实现宽带、高分辨率、高灵敏度的快速测量。

第一方面，本发明实施例提供了一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法，包括：具有固定频率差的两台光频梳，第一光频梳和第二光频梳，燃烧室监测装置，准直透镜，合束器，分束器，光电探测器和信号处理模块；其中，第一光频梳作为测量光频梳，用于通过航空发动机燃烧室出口待测气体样品池得到采样信号；第二光频梳作为参考光频梳，用于得到差频信号；燃烧室监测装置用于得到多路采样信号；合束器用于将两束光频梳信号合为一束；准直透镜用于对第一光频梳准直；两个分束器用于对第一光频梳和第二光频梳分束；光电探测器用于对两束光频梳拍频；信号处理模块与光电探测器相连，用于对采集的数据进行实时分析。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，上述第一光频梳通过一个分束器，把第一光频梳的输出光谱分成两束光强不同的光频梳；光强较小的一束与第二光频梳合束后进入光电探测器，用于得到标准差频信号；光强较大的一束经过准直镜后进入燃烧室监测装置的光频梳输入端口，用于通过燃烧室待测样品池得到采样信号光。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，上述燃烧室监测装置为八面体装置，安装于航空发动机燃烧室内，包括8个分别嵌在八面体的八条棱上的光频梳输入端口，32个均匀分布在八个面上的输出端口；其中，所述的光频梳输入端口用于接收第一光频梳；所述输出端口用于输出采样信号光。

结合第一方面的第二种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，上述八面体燃烧室监测装置的光频梳输入端口包括分束镜，用于获得扇形分布的多束光强相同的激光光束。

结合第一方面的第二种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，上述输出端包括准直透镜，用于将通过燃烧室待测样品池得到的采样信号光准直后输出。

结合第一方面的第二种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，上述均匀分布在八个面上的输出端口不限于32个。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第六种可能的实施方式，其中，上述第二光频梳通过一个分束器，得到多路光强相同的第二光频梳，其中一路与第一光频梳合束后进入光电探测器，用于得到标准差频信号，其余多路分别与八面体燃烧室检测装置的输出的采样信号光合束后进入光电探测器，用于得到多路采样差频信号。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第七种可能的实施方式，其中，上述的合束器包括介质反射镜和分光镜；介质反射镜用于改变光信号的传播方向，使其输入分光镜；分光镜用于对两束输入光进行合束。

结合第一方面的第七种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第八种可能的实施方式，其中上述的合束器中的介质反射镜和分光镜可由其它具有合束作用的器件组合替代。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第九种可能的实施方式，其中，对于上述第一和第二光频梳进入合束器中的各束光信号，其光强之比相同。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第十种可能的实施方式，其中，上述的第一光频梳可与燃烧室监测装置的其它光频梳输入端口相连，得到的多路差频采样信号并进行信号处理，以用于全方位监测航空发动机燃烧场。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第十一种可能的实施方式，其中，上述信号处理模块通过得到的标准差频信号和多路采样差频信号的差异，进而得到航空发动机燃烧室内温度、压力、组分浓度的实时变化情况。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第十二种可能的实施方式，其中，上述航空发动机燃烧场的监测采用空间光结构。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第十三种可能的实施方式，其中，上述燃烧室监测装置不限于八面体，可用其他多面体形式的监测装置。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第十四种可能的实施方式，其中，在燃烧室中所检测的气体包含并不限于水、一氧化碳、一氧化氮和二氧化氮等气体。

本发明实施例带来了以下有益效果：

本发明实施例提供的一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法，用到两台具有固定频率差的光频梳，第一光频梳和第二光频梳，燃烧室监测装置；其中第一光频梳经分束器分成两束，一束作为测试光谱输入燃烧室监测装置，经过分束镜后形成扇形分布的多路激光光束，通过燃烧室待测样品池，从燃烧室监测装置输出端输出，另一束用于与第二光频梳合束；第二光频梳通过分束器分成若干束，其中一束与第一光频梳合束，在光电探测器中拍频得到标准差频信号，其余各束分别与燃烧室监测装置的各路输出采样光合束，在光电探测器中拍频得到多路采集差频信号；经过信号处理模块对采集信号进行实时分析，得到航空发动机燃烧室内气体组分浓度各项参数的变化情况。

本发明实施例提供的方法，以空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场，结构简单，成本较低，为切换第一光频梳输入端口操作提供便利。相较现有的技术，本发明实施例通过加入双光梳系统，可以更精确地测量航空发动机燃烧室内温度、压力、燃气组分等参数，通过从八面体燃烧室监测装置的不同光频梳输入端口进行测量，可以获得燃烧室内全方位的温度、压力、燃气组分等参数的变化情况。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

(四)附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种空间接入型双光梳系统检测航空发动机燃烧场方法其中一路采集过程的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的一种八面体燃烧室监测装置结构示意图；

图标：

110-第一光频梳；120-第二光频梳；200-燃烧室监测装置；210-光频梳输入端口；211-分束镜；220-输出端口；221-准直镜；130-分束器；140-准直透镜；150-合束器；151-介质反射镜；152-分光镜；160-光电探测器；170-信号处理模块。

(五)具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明提供了一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法，结构简单，成本较低，操作方便，同时可以实现精确测量航空发动机燃烧室内温度、压力、气体浓度的变化情况。

为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法进行详细介绍，参见图1所示的一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法的结构示意图，该方法包括：具有固定频率差的第一光频梳110和第二光频梳120、燃烧室监测装置200、分束器130、准直透镜140、合束器150、光电探测器160和信号处理模块170。

具体的，燃烧室监测装置200放置在航空发动机燃烧室内，用于得到多路采集信号光，以得到8路采集信号光为例。第一光频梳110与一个分束器130连接，用于得到光强比为1：8两束第一光频梳，光强较小的一束与第二光频梳合束后，拍频得到标准差频信号，光强较大的一束通过一个准直透镜140，作为测量信号输入燃烧室监测装置；第二光频梳120作为参考信号，通过分束器130，得到9束光强相同的第二光频梳，其中一束与第一光频梳合束，其余8束分别与燃烧室监测装置的各路输出采样信号光合束，将光频梳的高频信号转化为差频信号。合束器150用于对两束光频梳合束。光电探测器160用于对合束后的两路光频梳拍频，将光信号转换为电信号，得到采样差频信号。信号处理模块170用于实时分析采样差频信号，得到航空发动机燃烧室内气体组分浓度各项参数的变化情况。

为了便于对上述实施例提供的方法进行理解，本发明实施例还提供了一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的一路采集信号过程示意图，参见图2所示的一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的一路采集信号过程示意图，该过程包括：

110-第一光频梳；210-燃烧室监测装置光频梳输入端口；220-燃烧室监测装置输出端口；151-介质反射镜；152-分光镜；140-准直透镜；160-光电探测器；170-信号处理模块。

其中，上述光强较大的第一光频梳110通过准直透镜140，被燃烧室监测装置的一个光频梳输入端口210接收，光频梳输入端口210用于得到扇形分布的8路等光强光束，经过燃烧室待测样品池后，对称地投影到与输入端相对的面上，从输出端口220输出后，其中一路采集信号经过介质反射镜151和分光镜152与一束第二光频梳120合束，在光电探测器160中拍频，将得到的电信号传输到信号处理模块170，进行实时数据分析，根据标准差频信号和多路采样差频信号分析航空发动机燃烧室内气体组分浓度各项参数的变化情况。

进一步的，通过改变第一光频梳的输入端口，可以获得航空发动机燃烧室各个方位的采样差频信号，进一步的，可以根据采集得到的信号对航空发动机燃烧场全方位地分析。

可以理解的，上述航空发动机燃烧场监测方法为空间光结构。

为了便于对上述实施例提供的燃烧室监测装置进行理解，本发明实施例还提供了一种八面体燃烧室检测装置的示意图，参见图3所示的一种八面体燃烧室监测装置结构示意图，该装置包括：

210-光频梳输入端口；211-分束镜；220-输出端口；221-准直透镜。

其中，光频梳输入端口210的分束镜211用于获得8路扇形分布的激光光束，输出端口220的准直透镜221用于将采样信号光准直后输出。

进一步的，通过调节分束镜211和分束器130，保持从第一和第二光频梳进入合束器150中各束光信号的光强比相同，燃烧室监测装置所得的采集信号不限于8路。

综上所述，本发明实施例提供的一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法，用两个具有固定频率差的光频梳、燃烧室监测装置、准直透镜、分束器、合束器、光电探测器和信号处理模块，巧妙的以空间接入方式中实现了对航空发动机燃烧场的监测。双光梳系统可以提高测量速度和精度，空间型接入方式降低了系统的成本，为系统的操作提供便利。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场方法的具体工作过程，可以参考前述实施例中的对应装置，在此不再赘述。

另外，在本发明专利实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明专利中的具体含义。

在本发明专利的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明专利和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明专利的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明专利的具体实施方式，用以说明本发明专利的技术方案，而非对其限制，本发明专利的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明专利进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明专利揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明专利实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明专利的保护范围之内。因此，本发明专利的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (15)

1.一种空间接入型双光梳系统监测航空发动机燃烧场的方法，包括：具有固定频率差的两台光频梳，第一光频梳和第二光频梳，燃烧室监测装置，准直透镜，分束器，合束器，光电探测器和信号处理模块；其中，所述的第一光频梳作为测量光频梳，用于通过航空发动机燃烧室出口待测气体样品池得到采样的吸收光谱信号；

所述的第二光频梳作为参考光频梳，用于得到差频信号；

所述的燃烧室监测装置用于得到多路采样信号；

所述的合束器用于将两束光谱信号合为一束；

所述的准直透镜用于在第一光频梳输入燃烧室监测装置前对其准直；

所述的两个分束器分别用于对第一光频梳和第二光频梳分束；

所述的光电探测器用于对两束光谱信号拍频；

所述信号处理模块与光电探测器相连，用于对采集的数据进行实时分析。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一光频梳通过一个分束器，把第一光频梳的输出光谱分成两束光强不同的光频梳，其中光强较小的一束与第二光频梳合束后进入光电探测器，用于得到标准差频信号，光强较大的一束经过准直镜后被燃烧室监测装置的光频梳输入端口接收，用于通过燃烧室待测样品池得到采样信号光。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述燃烧室监测装置为八面体装置，包括8个分别嵌在八面体的八条棱上的光频梳输入端口，32个均匀分布在八个面上的输出端口；其中，所述的光频梳输入端口用于接收第一光频梳；所述输出端口用于输出采样信号光。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述八面体燃烧室监测装置的光频梳输入端口包括分束镜，用于获得扇形分布的多束光强相同的激光光束。

5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述八面体燃烧室监测装置的输出端口包括准直透镜，用于将通过燃烧室待测样品池得到的采样信号光准直后输出。

6.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述均匀分布在八个面上的输出端口不限于32个。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第二光频梳通过一个分束器，得到多路光强相同的第二光频梳，其中一路与第一光频梳合束后进入光电探测器，用于得到标准差频信号，其余多路分别与八面体燃烧室检测装置的各路输出采样信号光合束后进入光电探测器，用于得到多路采样差频信号。

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的合束器包括介质反射镜和分光镜，其中，介质反射镜用于改变光信号的传播方向，使其输入分光镜，分光镜用于对两束光合束。

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述的合束器中的介质反射镜和分光镜可由其它具有合束作用的器件组合替代。

10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对于上述第一和第二光频梳进入合束器中的各束光信号，其光强之比相同。

11.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的第一光频梳可与燃烧室监测装置的其它光频梳输入端口相连，得到的多路采样差频信号并进行信号处理，以用于全方位监测航空发动机燃烧场。

12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述信号处理模块通过得到的标准差频信号和多路采样差频信号的差异，进而得到航空发动机燃烧室内温度、压力、组分浓度的实时变化情况。

13.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，上述航空发动机燃烧场的监测采用空间光结构。

14.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述燃烧室监测装置不限于八面体，可用其他多面体形式的监测装置。

15.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述在燃烧室中检测的气体包含并不限于水、一氧化碳、一氧化氮和二氧化氮等气体。

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