CN113401360B - 一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置，涉及航空发动机高温部件测量领域。装置包括采集探头、多波段采集模块、数据处理模块3个主体部分以及模块之间用于传递信号的光纤和网线。所述的数据处理模块是根据多波段模块的通道数量定制的一套数据处理系统，数据处理模块的每个输入通道与多波段采集模块的每个输出通道相连接。特别的，连接在高温端的采集探头和光纤需要进行耐高温设计，从而保证本发明在高温端安全使用。综上所述，本发明的温度测量装置基于光学辐射测温原理，可以对航空发动机涡轮盘实现温度的非接触测量，采用多波段通道可以在一定程度上消除环境误差和测量误差。

Description

一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量 装置

技术领域

本发明涉及航空发动机高温部件测量领域，涉及一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置。

背景技术

航空发动机是一种结构精密、运动状态复杂的热力机械，工作时依靠燃气的热能转化为动能为航空器提供飞行动力，随着航空发动机向高推重比、高涵道比、高涡轮进口温度方向发展，涡轮盘转速提升到15000rpm，与此同时涡轮盘的表面温度也在不断攀升至600-800℃。高温工作环境将加速涡轮盘在服役过程中的蠕变-疲劳损伤，经过时间累积后将造成裂纹、变形、涡轮盘与叶片连接松动等难以修复的损坏，不仅是经济损失，严重的还会造成发动机自燃、飞行事故等灾难。针对涡轮盘的温度测量，可以防止涡轮盘温度过高，是保障航空器安全运行的基本条件。

传统的检测手段是采用热电偶、示温漆等方法，热电偶的问题是安装困难，容易因为涡轮盘的高速旋转的离心力而发生断裂和扯开等故障，示温漆的问题是动态测量效果差，且会对环境造成极大污染。因此，急需在涡轮盘温度测量领域发展光学辐射测温的非接触测量技术，通过采集涡轮盘表面特定波段的辐射光，反演获得涡轮盘的表面温度。整个测量过程不会影响涡轮盘的工作状态，而且测量灵敏度高。

目前，市面上还没有一套成熟的，可实现光学辐射测温的涡轮盘温度测量装置。本发明涉及一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置，主要包括采集探头、多波段采集模块、数据处理模块以及用于信号传递的光纤和网线。

发明内容

本发明主要解决的技术问题，就是提出一种用于航空发动机涡轮盘的温度测量装置，此装置基于光学辐射测温技术，能在涡轮盘温度测量领域填补非接触测量设备的空白；采用多波段采集模块设计，连接具有相应通道的数据处理模块，在各个多波段通道选择波段时综合分析燃气成分从而避开燃气吸收峰，能在完成温度测量时减小误差。

为了实现上述目的，本发明的技术方案为：

一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置，该装置包括：采集探头、多波段采集模块、数据处理模块，采集探头和多波段采集模块之间采用光纤传递辐射信号，多波段采集模块和数据处理模块之间采用网线传递电信号；

所述采集探头采集涡轮盘表面辐射信息，再通过光纤传输给多波段采集模块，所述多波段采集模块包括光纤准直器和i路信号采集通道，多波段采集模块接收到光纤中的光信号后首先通过光纤准直器，然后采用分色镜将光路分为i路，每一路采用探测器采集不同波段的辐射信号Vi；

其特征在于，所述数据处理模块的处理方法为：首先，将每一个通道接收到的辐射信号拟合成多项式

Y_i＝a₁X_1,i+a₂X_2,i+…+a_n-1X_n-1,i+a_n (1)

式(1)中，a₁，a₂，…a_n是n个未知的多项式系数，

X_1,i＝(λ_i)¹，X_2.i＝(λ_i)²，…X_n-1,i＝(λ_i)^n-1，式中λ_i第i个通道探测的辐射光波长，

是根据探测的辐射信号强度V_i、波长λ_i、检定常数A_λi得出的计算值；

之后，根据拟合得到的n个多项式，计算得到n个多项式系数a₁,a₂…a_n；

最后，通过公式：

计算出涡轮盘靶面温度T，其中第二辐射常数C₂＝1.4388×10^-2(m/K)；

进一步的，所述光纤包括：纤芯、氟掺杂硅包层、铜镀层，所述纤芯被氟掺杂硅包层包裹，氟掺杂硅包层被铜镀层包裹，在光纤的高温接口端，纤芯和氟掺杂硅包层的端面齐平，铜镀层的端面沿光纤轴线向外延伸，最后与沿纤芯和氟掺杂硅包层的端面之间有空腔，铜镀层的端面的通光孔与纤芯直径相同；在光纤的常温接口端，端纤芯和氟掺杂硅包层的端面齐平，铜镀层与纤芯和氟掺杂硅包层之间没有空腔，铜镀层的端面的通光孔与纤芯直径相同。

进一步的，所述光纤的高温接口端的空腔长度不小于200μm。

进一步的，所述多波段采集模块中第1路到第n路采集通道中都包括有：分色镜、滤光片、聚焦镜、探测器和网线接口，第1路采集通道包括：反射镜、滤光片、聚焦镜、探测器、网线接口。

进一步的，所述采集探头包括：窗片、准直镜、聚焦镜、光纤耦合器和保护外壳，涡轮叶片上的辐射信息依次经过片、准直镜、聚焦镜、光纤耦合器后通过光纤输出。

根据上述内容，本发明涉及的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置是一套完整的、参数可定制的非接触式涡轮盘温度测量系统，其优势主要有三点。其一是，所述的涡轮盘温度测量装置由采集探头、多波段采集模块、数据处理模块构成，3个模块的参数均有灵活的可调整性，具体为：采集探头的光路结构不变，但光学元件可以根据涡轮盘的测量需求进行定制；多波段采集模块的总通道数可以根据测量精度进行调整，各个通道的辐射信息采集波段可以根据不同的涡轮盘工作环境中进行参数调整；数据处理模块可以根据不同的测量环境和具体的精度要求，调整引入的关于lnε(λ,T)的数学模型。其二是，所述的涡轮盘温度测量装置，其在高温端的采集探头和光纤均做了耐高温设计，有良好的工作稳定性和可靠性。其三是，所述的涡轮盘温度测量装置基于多波段光学辐射测温方法，并在选择探测辐射信号的波段时遵循避开燃气吸收峰的原则，可以减少涡轮盘温度测量的计算误差和测量误差，提高测量精度。

附图说明

图1是本发明的航空发动机涡轮盘温度测量装置的模块示意图；

图2是本发明的航空发动机涡轮盘温度测量装置的采集探头的结构示意图；

图3是本发明的航空发动机涡轮盘温度测量装置的光纤结构示意图；

图4是本发明的航空发动机涡轮盘温度测量装置的多波段采集模块的结构示意图。

图5是本发明的航空发动机涡轮盘温度测量装置的数据处理模块的原理图。

具体实施方式

下面将结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明，但并不因此限制本专利的保护范围。

如图1所示，是本发明的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置的模块示意图，主要由采集探头、多波段采集模块、数据处理模块三个部分组成。其中采集探头和多波段采集模块之间采用光纤连接，多波段采集模块和数据处理模块之间采用网线连接。需要说明的是，由于采集探头连接在航空发动机的机匣上，处于高温环境，所以采集探头和光纤的高温端接口都需要进行耐高温设计。

如图2所示，是本发明的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置的采集探头的结构示意图。采集探头是完成涡轮盘表面辐射信息采集的装置，核心部分是光学元件，主要组成部分有窗片、准直镜、聚焦镜、光纤耦合器等，光纤耦合器通过SMA接口连接了一根光纤。在航空发动机工作时，辐射光透过窗片传递给准直镜，通过聚焦镜在光纤耦合器上聚焦，最后通过光纤将辐射信号传递出去。需要注意的是，采集探头需要进行耐高温设计，窗片采用耐高温材料，如蓝宝石、有机硅树脂等，采集探头中装夹镜片的结构采用耐高温合金材料，如镍基合金、钛合金等，在连接处涂覆无机高温密封胶。上述的耐高温设计可以防止航空发动机中的高温燃气对本发明的温度测量装置造成损伤。

如图3所示，发明的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置的光纤结构示意图。光纤是将辐射信号从靠近涡轮盘的高温端传递到远程常温端的装置，其两端均采用SMA接口设计，但由于高温端和常温端环境不同，接口处结构也不同，在高温端的接口需要进行耐高温设计。本发明的温度测量装置中使用的光纤，最内层是SiO₂纤芯，由于本装置在具体实施例中采集红外波段的辐射光，此处常采用红外级熔融石英纤芯；次外层是氟掺杂硅包层，可以降低SiO₂纤芯的折射率，增加辐射光传递效率；最外层采用铜镀层，相比于聚合物涂层，铜镀层的气密性、机械强度、抗疲劳强度、耐腐蚀性能更加优良，温度范围可以满足涡轮盘200-800℃的需求。常温端接口采用普通的SMA接口，铜镀层完全包裹氟掺杂硅包层，仅露出SiO₂纤芯；高温端接口的SiO₂纤芯和氟掺杂硅包层比铜镀层低200μm，这样的结构可以防止在靠近高温环境时，光纤的纤芯和包层发生热膨胀从而导致的纤芯崩碎。

如图4所示，是本发明的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置的多波段采集模块的结构示意图。多波段采集模块是一套采集辐射信号并按波段将辐射信号完成分离的装置，主要由光纤准直器、滤光片、分色镜、反射镜、聚焦镜、探测器等光学元件组成，其中还需要一个220V转24V的电源模块给探测器供电。

在具体实施例中，适用于某型航空发动机涡轮盘的本发明的温度测量装置，其多波段采集模块采用三通道，涡轮盘工作环境的主要燃气成分(及其红外吸收带中心波长)是H₂O(1.0μm)、CO₂(1.4、1.6μm)、CO(2.3μm)、SO₂(3.7μm)，选择避开燃气吸收峰的辐射信号采集波段，所以三个通道的波段范围确定为1.0～1.1μm、1.7～1.8μm、2.0～2.1μm。

根据三个通道的波段范围，分色镜1、分色镜2、反射镜3均采用光学镜片常用的氟化钙材料，且相对光路偏置45°安装。它们的差异在于表面镀膜不同，分色镜1选用Thorlabs的DMLP1180型薄膜分色镜，其反射光波段为0.8～1.2μm，透射光波段为1.3～2.6μm；分色镜2选用Thorlabs的DMSP1800型薄膜分色镜，其反射光波段为1.5～1.8μm，透射光波段为1.9～2.2μm；反射镜3选用Thorlabs的PF07-03-G01型反射镜，其全反射波段为0.45～20μm。选择滤光片1的波段范围为1.0～1.1μm，滤光片2的波段范围为1.7～1.8μm，滤光片3的波段范围为2.0～2.1μm。聚焦镜1、聚焦镜2、聚焦镜3采用氟化钙材料，由具体实施例中聚焦镜距离探测器靶点的距离选择聚焦镜的曲率半径为8.865mm。探测器1选择Thorlabs的APD410C型InGaAs探测器，其响应波段为1.0～1.6μm；探测器2、探测器3都选择Thorlabs的PDA10DT型InGaAs探测器，其响应波段为1.6～2.4μm。

在具体实施例中，辐射信号通过光纤传递到多波段采集模块的光纤准直器后，经过分色镜1、分色镜2、反射镜3后分别进入三个通道，波段分为变为0.8～1.2μm、1.5～1.8μm、1.9～2.2μm；之后三个光信号分别通过滤光片1、滤光片2、滤光片3后，辐射信号的波段分别变为1.0～1.1μm、1.7～1.8μm、2.0～2.1μm，由聚焦镜完成聚焦后，再由探测器1、探测器2、探测器3采集并转换为电信号，在RJ-45接口上通过网线传递到数据处理模块。

如图5所示，是本发明的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置的数据处理模块的原理图。在具体实施例中，数据处理模块有3个通道，测量网线传递到各个通道的信号V_i，

通过普朗克定律可得

用维恩公式代替普朗克定律

通过取对数变换后得到

式中，A_λi是只与波长有关而与温度无关的检定常数，由探测器的光谱响应率、光学元件透过率、几何尺寸、第一辐射常数确定；ε(λ_i,T)是温度T时第i个通道的目标光谱发射率；λ_i是第i个通道的辐射光波长；C₂是第二辐射常数；

在式(5)中，设

同时引入数学模型

(n为通道数)(6)

得到

在式(7)中，设X_1,i＝(λ_i)¹，X_2.i＝(λ_i)²，…X_n-1,i＝(λ_i)^n-1，得到

Y_i＝a₁X_1,i+a₂X_2,i+…+a_n-1X_n-1,i+a_n (8)

在具体实施例中，通道数n＝3；所以通过采集三个通道的信号，可以计算得到Y₁、Y₂、Y₃，分别在三个通道内建立等式：①Y₁＝a₁*X_1,1+a₂*X_2,1+a₃；②Y₂＝a₁*X_1,2+a₂*X_2,2+a₃；③Y₃＝a₁*X_1,3+a₂*X_2,3+a₃。通过最小二乘的多元回归法，可以求得三个系数a₁，a₂，a₃，解出

最终求得涡轮盘靶面温度T。

根据上述实施例，多波段采集光路的三个波段是避开燃气吸收峰的辐射信号采集波段，并不用于限制本发明，对于本领域实现涡轮盘的温度测量，可根据涡轮盘实际工作环境进行采集波段的调整以及通道的增减，理论上采集波段避开燃气吸收峰可以减少背景辐射造成的环境误差，在保证辐射信号强度的条件下增加通道数量可以减少数据处理中的计算误差。凡在本发明的精神和原则之内所做的任何修改、等同替换、修改等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置，该装置包括：采集探头、多波段采集模块、数据处理模块，采集探头和多波段采集模块之间采用光纤传递辐射信号，多波段采集模块和数据处理模块之间采用网线传递电信号；

所述采集探头采集涡轮盘表面辐射信息，再通过光纤传输给多波段采集模块，所述多波段采集模块包括光纤准直器和i路信号采集通道，多波段采集模块接收到光纤中的光信号后首先通过光纤准直器，然后采用分色镜将光路分为i路，每一路采用探测器采集不同波段的辐射信号Vi；

其特征在于，所述数据处理模块的处理方法为：首先，将每一个通道接收到的辐射信号拟合成多项式

Y_i＝a₁X_1,i+a₂X_2,i+…+a_n-1X_n-1,i+a_n (1)

式(1)中，a₁，a₂，…a_n是n个未知的多项式系数，

X_1,i＝(λ_i)¹，X_2.i＝(λ_i)²，…X_n-1,i＝(λ_i)^n-1，式中λ_i第i个通道探测的辐射光波长，

是根据探测的辐射信号强度V_i、波长λ_i、检定常数A_λi得出的计算值；

之后，根据拟合得到的n个多项式，计算得到n个多项式系数a₁,a₂…a_n；

最后，通过公式：

计算出涡轮盘靶面温度T，其中第二辐射常数C₂＝1.4388×10^-2(m/K)。

2.如权利要求1所述的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置，其特征在于，所述光纤包括：纤芯、氟掺杂硅包层、铜镀层，所述纤芯被氟掺杂硅包层包裹，氟掺杂硅包层被铜镀层包裹，在光纤的高温接口端，纤芯和氟掺杂硅包层的端面齐平，铜镀层的端面沿光纤轴线向外延伸，最后与沿纤芯和氟掺杂硅包层的端面之间有空腔，铜镀层的端面的通光孔与纤芯直径相同；在光纤的常温接口端，端纤芯和氟掺杂硅包层的端面齐平，铜镀层与纤芯和氟掺杂硅包层之间没有空腔，铜镀层的端面的通光孔与纤芯直径相同。

3.如权利要求1所述的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置，其特征在于，所述光纤的高温接口端的空腔长度不小于200μm。

4.如权利要求1所述的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置，其特征在于，所述多波段采集模块中包括3路采集通道，第1路和第2路采集通道中都包括有：分色镜、滤光片、聚焦镜、探测器和网线接口，第3路采集通道包括：反射镜、滤光片、聚焦镜、探测器、网线接口。

5.如权利要求1所述的一种基于多波段光学辐射测温的航空发动机涡轮盘温度测量装置，其特征在于，所述采集探头包括：窗片、准直镜、聚焦镜、光纤耦合器和保护外壳，涡轮叶片上的辐射信息依次经过窗片、准直镜、聚焦镜、光纤耦合器后通过光纤输出。

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