CN112964662B - 一种航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于红外光谱分析技术领域，采用高温高压燃气光谱透过率分布差异的红外光谱分离算法实时提取测量光谱中来自涡轮叶片的辐射能量和来自高温燃气的辐射能量，采用燃气透过率光谱的高压和高温校正算法，根据测量值分别计算涡轮叶片的温度及高温燃气的各个成分的浓度情况，实现对涡轮叶片温度及高温燃气浓度实时高精度测量。
Description
技术领域
本发明属于红外光谱分析技术领域，特别涉及一种利用高温光学探针及红外光纤光谱仪器，实时测量航空发动机运行过程中燃气浓度温度的测量方法。
背景技术
随着航空工业的发展，对发动机推力、比重等性能提出了更高的要求，致使航空发动机燃烧室出口温度越来越高，为了保证航空发动机燃料的燃烧效率需要实时监测燃烧室燃烧气体产物的浓度及温度参数。由于航空发动机燃烧室长期工作在高温高压的极端环境中，传统的热电偶测温方式需要改装发动机，测量点较少，不能全面反映涡轮叶片表面温度分布情况等问题，已经无法适应航空发动机严苛的工作环境，无法保证测量结果具有较高的精度。红外光谱测温方式相较于传统的测温方式，具有响应速度快、动态范围广、测温精度高、与涡轮叶片无物理接触，不干扰被测涡轮叶片表面温度分布及周围介质，温度测量上限高等优点。此外，航空发动机燃烧产物的污染排放指标已经成为衡量发动机性能指标的重要参数，因此对其进行实时气体成分及浓度检测可以获取航空发动机污染气体排放物情况，而且能够利用燃烧气体产物的浓度及温度估算发动机燃烧效率。综上，对航空发动机高温燃气浓度及温度在线测量，可以为航空发动机的运行状态控制提供直接依据，满足航空发动机的实验监测和科学研究的要求，为我国航空发动机涡轮叶片的研究提供第一手资料。
针对航空发动机复杂的工作环境，采用基于光谱仪的辐射探针测量系统，同时得到高温燃气的浓度及温度分布，解决传统测量装置体积较大，无法实时在线测量，测量精度较低等缺点，对提高我国航空发动机研发具有重要意义。
发明内容
本发明为解决航空发动机运行时，同时监测高温高压燃气的浓度及温度的问题。通过光学探针采集来自航空发动机运行中高温高压燃气及涡轮叶片的热辐射信号，通过红外光谱仪接收，本发明采用高温高压燃气光谱透过率分布差异的红外光谱分离算法实时提取测量光谱中来自涡轮叶片的辐射能量和来自高温燃气的辐射能量，采用燃气透过率光谱的高压和高温校正算法，根据测量值分别计算涡轮叶片的温度及高温燃气的各个成分的浓度情况，实现对涡轮叶片温度及高温燃气浓度实时高精度测量。为实现上述目的，本发明采用以下具体技术方案：
一种航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法，包括：
S1、对获取的航空发动机内部涡轮叶片和待测燃气的红外热辐射光谱，建立光谱仪接收辐射传输模型：
L(λi)＝εgas(λi,Tgas)Lgas(λi,Tgas)+τgas(λi,Tgas)Lblade(λi,Tblade) (1)；
其中，λi(i＝1,2…n)为光谱仪响应波段范围内的波长分布；
εgas为高温燃气的发射率，εgas＝1-τgas；
τgas为高温燃气的透过率；
Lgas为高温燃气的辐射能量；
Lblade为涡轮叶片的辐射能量；
Tgas为高温燃气的温度；
Tblade为涡轮叶片的温度；
根据高温燃气辐射特性，利用光谱分离算法计算待测高温燃气辐射光谱透过率分布曲线Tgas；
S2：将燃气辐射传输模型，结合高温燃气温度，由光谱分离算法反演得到高温燃气透过率光谱曲线：
S3：将高温燃气透过率光谱曲线，与标准数据库中二氧化碳和水蒸气气体透过率光谱曲线进行拟合，结合上述两种气体成分特征峰波段，使通过光谱仪测量的待测燃气透过率与标准数据库中计算的两种混合气体的透过率分布的差值平方和具有最小值，获得待测燃气中所含主要的二氧化碳和水蒸气的浓度值：
式中，
和
为二氧化碳和水蒸气的吸收系数。
优选地，步骤S1之前包括以下步骤：
S0：校正探针系统获取的航空发动机内部涡轮叶片和待测燃气的红外热辐射光谱，并对红外热辐射光谱进行燃气光谱特征峰识别，确定测量高温燃气中气体的种类。
优选地，步骤S0中通过以下步骤调整红外热辐射光谱：
S01：对光谱仪测量得到的红外辐射光谱进行滤波处理，保留低频信号的有效信息，消除高频尖刺信号的影响，以及测量过程中发动机内部造成的震动、噪声等干扰因素；
S02：对经过滤波处理后的红外辐射光谱在不同测量温度下进行黑体辐射校正，得到光谱仪及探针系统组成的光学测量系统的辐射增益k(λ)和偏置b(λ)：
其中，Vi(λ,T)为光谱仪测量值；
Li(λ,T)为入射光谱的辐射亮度；
i为光谱仪不同的测量波长。
优选地，步骤S0还包括以下步骤：
S03：建立不同燃气成分及温度下红外辐射光谱曲线数据库，确定不同燃气成分的特征峰分布波段；
S04：根据燃气红外光谱曲线特征峰分布波段，对光谱测量系统得到的燃气红外辐射曲线进行特征峰识别，确定待测燃气中包含的气体种类。
优选地，步骤S1中，待测高温燃气辐射光谱透过率分布曲线Tgas从光谱仪接收到的等效辐射光谱温度谱线中分离得到：
Tgas＝max[T(λi)]；
其中，光谱仪接收到的等效辐射光谱温度由普朗克公式求出：
式中，c1＝3.7418×10-16W·m2；
c2＝1.4388×10-2m·K。
优选地，步骤S3中，拟合后的混合气体透过率光谱曲线表达式为：
本发明能够取得以下技术效果：
1、引入了红外光谱分离算法，可以同时对高温燃气的浓度及温度进行测量，缩小了测量仪器的体积和重量，降低成本。
2、利用高温燃气在不同波段内的选择吸收性导致的燃气透过率不同，对光谱仪器测量的包含高温燃气和涡轮叶片辐射光谱进行分离，实现对高温燃气温度的反演。
3、根据燃气透过率分布曲线，计算燃气中有效成分的浓度分布情况。
附图说明
图1是本发明一个实施例的一种航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法的系统示意图；
图2是本发明一个实施例的等效辐射温度谱示意图；
图3是本发明一个实施例的航空发动机工作过程中燃气含量百分比示意图；
图4是本发明一个实施例的航空发动机高温燃气透过率示意图；
图5是本发明一个实施例的流程图。
附图标记：
涡轮叶片1、待测燃气2、探针系统3、聚光镜组4、视场光阑5、准直镜组6、光纤7、光谱仪8、数据处理系统9。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，而不构成对本发明的限制。
本发明的目的是提供一种测量航空发动机运行过程中燃气浓度及温度的测量方法，该方法包括通过光学测量探针得到高温燃气红外热辐射光谱，建立发动机内部燃气热辐射传输模型，基于特征峰识别的学习算法建立高温燃气特征峰识别模型确定预处理后辐射光谱中燃气的种类，由高温燃气光谱分离算法计算燃气光谱温度及透过率分布曲线，通过与标准燃气透过率光谱谱拟合反演高温燃气温度。下面将对本发明提供的一种航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法，通过具体实施例来进行详细说明。
如图1示出的测量系统，包括涡轮叶片1、待测燃气2、探针系统3、光纤7、光谱仪8和数据处理系统9。其中探针系统3为镍基高温合金外壳和包含管状光学组件的视管，在探针系统3的顶部安装有一面可以旋转的镍金属反射镜，通过由闭环步进电机推动推杆控制反射镜的转动，改变光学系统测量的角度。
光学系统包括聚光镜组4、视场光阑5以及准直镜组6，其中聚光镜组4通过多透镜组合将来自发动机内辐射能量聚集，使探针系统3获得更好的能量采集效果，视场光阑5用以确定被测物体的形状和焦点距离，准直镜组6将镍金属反射镜采集来自航空发动机中的辐射能量通过光纤7传输至光谱仪8中，经过光谱仪8中的光栅分光系统，得到测量高温燃气辐射能量红外光谱分布。
在本发明的一个优选实施例中，将光谱仪8采集到的航空发动机内部涡轮叶片1和发动机产生的高温高压待测燃气2的红外辐射光谱进行初步的预处理：
首先通过对光谱仪8测量得到的红外辐射光谱进行滤波处理，保留低频信号的有效信息，消除高频尖刺信号的影响，以消除测量过程中发动机内部震动噪声以及环境噪声等干扰因素；
然后通过建立不同测量温度下光谱仪响应幅值与黑体辐射强度间的数学模型关系，获取光谱仪测量系统的幅值增益和偏置，完成对得到的红外辐射光谱的矫正。
在本发明的另一个实施例中，正常的状态下的光谱仪8可近似为一个线性响应系统，设备输入与输出之间的关系为仪器响应函数：
V(λ)＝k(λ)·L(λ,T)+b(λ) (9)；
其中，V(λ)为光谱仪8的测量值；
k(λ)为光谱仪及探针组成的光学测量系统的辐射增益；
L(λ,T)为入射光谱的辐射亮度；
b(λ)为仪器的辐射偏置；
通过测量不同温度下光谱仪8的黑体辐射响应可以得到：
Vi(λ,T)＝k(λ)·Li(λ,T)+b(λ)(i＝1,2,…n) (10)；
其中，i为光谱仪不同的测量波长；
Vi(λ,T)为入射光谱的辐射亮度；
Li(λ,T)为入射光谱的辐射亮度。
利用上式对光谱仪8及探针系统3组成的测量系统的辐射增益和偏置进行求解时应使误差平方和最小，得到误差平方和如下：
对误差平方和进行求解可以得到光谱仪测量系统的辐射增益和偏置为：
在本发明的一个优选实施例中，采用建立高温燃气光谱特征峰识别的方法对待测燃气2各气体成分进行准确识别，包括：
首先，建立不同燃气成分及温度下红外辐射光谱曲线数据库，确定不同燃气成分的特征峰分布波段。
然后根据待测燃气2的红外辐射光谱曲线特征峰分布波段，对光谱测量系统得到的待测燃气2的红外辐射光谱进行特征峰识别，确定待测燃气2中包含的气体种类。
同时对得到的红外辐射光谱建立燃气辐射传输模型，根据高温高压燃气辐射特性，利用光谱分离算法计算高温燃气的温度。
在本发明的一个优选实施例中，光谱仪8接收到的来自航空发动机中高温燃气和涡轮叶片1的辐射光谱，同时包含待测燃气2和涡轮叶片1辐射分布的光谱信息，其中来自涡轮叶片1的辐射能量穿过高温燃气层，经过高温燃气的吸收后经由光纤进入光谱仪8中，同时待测燃气2自身发出的辐射能量同样被光谱仪8接收。
建立光谱仪接收辐射传输模型，此时光谱仪8接收到的辐射能量为：
L(λi)＝εgas(λi,Tgas)Lgas(λi,Tgas)+τgas(λi,Tgas)Lblade(λi,Tblade) (1)
其中，λi(i＝1,2…n)为光谱仪响应波段范围内的波长分布；
εgas为高温燃气的发射率，εgas＝1-τgas；
τgas为高温燃气的透过率；
Lgas为高温燃气的辐射能量；
Lblade为涡轮叶片的辐射能量；
Tgas为高温燃气的温度；
Tblade为涡轮叶片的温度。
在本发明的另一个实施例中，假设在热平衡的条件下，高温燃气由于具有选择透过性，即部分吸收的特性，在某些波段内燃气的透过率为1，在这个波段范围内光谱仪8接收到的辐射能量基本全部都是来自涡轮叶片1的辐射能量，与此同时，在某一些波段范围内燃气的透过率基本为0，基本上高温燃气不会透过来自涡轮叶片1的辐射能量，光谱仪8接收到的辐射能量全部来自于高温燃气自身的辐射，因此，本发明依据高温燃气的选择吸收特性在不同的波段内分别计算高温高压燃气和温度。如图2所示，光谱仪接收到的等效辐射光谱温度由普朗克公式求出：
式中，c1＝3.7418×10-16W·m2；
c2＝1.4388×10-2m·K。
根据式(7)可以得到光谱仪响应波段范围内温度分布曲线。
一般情况下，由于从燃烧室喷出的高温燃气的温度要高于涡轮叶片的温度，因此，本发明采用在求出的光谱仪等效辐射温度谱线中分离出高温燃气辐射能量曲线和涡轮叶片及周围环境的辐射能量曲线，得到待测高温燃气的温度Tgas和涡轮叶片的温度Tblade：
Tgas＝max[T(λi)]
Tblade＝min[T(λi)]
在本发明的一个优选实施例中，根据式(1)中光谱仪接收到辐射能量和燃气的温度，可以求出燃气在光谱仪响应波段内的透过率分布曲线为：
对所述高温燃气光谱透过率曲线与标准数据库中各气体透过率光谱曲线进行拟合，结合各个气体成分特征峰波段得到各组分气体浓度分布。
由图3所述航空发动机工作过程中高温燃气含量百分比示意图可知，燃气中N2、O2、H2O、CO2气体所占比例之和大约为：99.87％，其他混合气体的成分不足1％，因此，在燃气光谱分析中可以仅考虑以上四种气体。
在发动机的工作温度范围内，O2、N2等具有对称结构的双原子气体是辐射透明介质，辐射与吸收的影响可以忽略；而H2O、CO2等结构不对称的分子具有相当大的辐射能力，这些成分会对特定光谱范围内的叶片辐射测温产生较大影响。因此，对燃气浓度分析主要集中于H2O和CO2气体。
如图4所示为由朗伯比尔定律可得到标准数据库中水蒸气和二氧化碳混合气体的透过率分布为：
式中，
在本发明的一个优选实施例中，通过计算不同温度和压强下吸收系数，校正燃气中各个成分的浓度计算误差，通过计算二氧化碳和水蒸气的浓度程长积
和
使通过光谱仪测量的透过率与标准数据库中计算的透过率分布的差值平方和具有最小值，即代表着浓度程长积
和
为光谱仪测量的浓度程长积分布。具体的计算表达式为：
因此误差平方和△与燃气浓度程长积
和
的求导值为零时即为所求燃气浓度值，即：
计算可得：
在本发明的一个优选实施例中，如图5所示的高温燃气浓度求解的流程，
首先利用探针系统3获取航空发动机内部涡轮叶片1和待测燃气2的辐射光谱；
通过建立光谱仪接收辐射模型，将探针系统3获取的辐射光谱信息转化为光谱仪8接收到的辐射能量信息；
从光谱仪等效辐射温度光谱曲线中分离出涡轮叶片温度Tblade和高温燃气温度Tgas；
由光谱分离算法反演得到燃气透过率曲线τgas(λi,Tgas)；
获取标准数据库中水蒸气和二氧化碳混合气体的透过率曲线τ'，
通过计算不同温度和压强下吸收系数，校正燃气中各个成分的浓度计算误差，通过计算二氧化碳和水蒸气的浓度程长积
和
使通过光谱仪测量的透过率与标准数据库中计算的透过率分布的差值平方和具有最小值；
得到H2O和CO2气体柱浓度
和
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
以上本发明的具体实施方式，并不构成对本发明保护范围的限定。任何根据本发明的技术构思所作出的各种其他相应的改变与变形，均应包含在本发明权利要求的保护范围内。
Claims (5)
1.一种航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法，其特征在于，包括：
S1、对获取的航空发动机内部涡轮叶片和待测燃气的红外热辐射光谱，建立光谱仪接收辐射传输模型：
L(λi)＝εgas(λi,Tgas)Lgas(λi,Tgas)+τgas(λi,Tgas)Lblade(λi,Tblade) (1)
其中，λi(i＝1,2…n)为光谱仪响应波段范围内的波长分布；
εgas为高温燃气的发射率，εgas＝1-τgas；
τgas为高温燃气的透过率；
Lgas为高温燃气的辐射能量；
Lblade为涡轮叶片的辐射能量；
Tgas为待测高温燃气的温度；
Tblade为涡轮叶片的温度；
根据高温燃气辐射特性，利用光谱分离算法计算待测高温燃气的温度Tgas；其中，从光谱仪接收到的等效辐射光谱温度谱线中分离得到待测高温燃气的温度Tgas：
Tgas＝max[T(λi)]
其中，所述光谱仪接收到的等效辐射光谱温度由普朗克公式求出：
式中，c1＝3.7418×10-16W·m2；
c2＝1.4388×10-2m·K；
S2：将所述燃气辐射传输模型，结合高温燃气温度，由光谱分离算法反演得到高温燃气透过率光谱曲线：
S3：将所述高温燃气透过率光谱曲线，与标准数据库中二氧化碳和水蒸气气体透过率光谱曲线进行拟合，结合上述两种气体成分特征峰波段，使通过光谱仪测量的待测燃气透过率与标准数据库中计算的所述两种混合气体的透过率分布的差值平方和具有最小值，获得待测燃气中所含主要的二氧化碳和水蒸气的浓度值：
式中，
和
为二氧化碳和水蒸气的吸收系数。
2.根据权利要求1所述的航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法，其特征在于，步骤S1之前包括以下步骤：
S0：校正探针系统获取的航空发动机内部涡轮叶片和待测燃气的红外热辐射光谱，并对所述红外热辐射光谱进行燃气光谱特征峰识别，确定测量高温燃气中气体的种类。
3.根据权利要求2所述的航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法，其特征在于，步骤S0中通过以下步骤调整所述红外热辐射光谱：
S01：对所述光谱仪测量得到的红外辐射光谱进行滤波处理，保留低频信号的有效信息，消除高频尖刺信号的影响，以及测量过程中发动机内部造成的震动、噪声干扰因素；
S02：对经过滤波处理后的所述红外辐射光谱在不同测量温度下进行黑体辐射校正，得到光谱仪及探针系统组成的光学测量系统的辐射增益k(λ)和偏置b(λ)：
其中，Vi(λ,T)为光谱仪测量值；
Li(λ,T)为入射光谱的辐射亮度；
i为光谱仪不同的测量波长。
4.根据权利要求3所述的航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法，其特征在于，步骤S0还包括以下步骤：
S03：建立不同燃气成分及温度下红外辐射光谱曲线数据库，确定不同燃气成分的特征峰分布波段；
S04：根据所述燃气红外光谱曲线特征峰分布波段，对光谱测量系统得到的燃气红外辐射曲线进行特征峰识别，确定所述待测燃气中包含的气体种类。
5.根据权利要求1所述的航空发动机高温燃气浓度及温度测量方法，其特征在于，步骤S3中，所述拟合后的混合气体透过率光谱曲线表达式为：
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