CN114018428A - 基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置和方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置和方法，检测装置包括气溶胶发生装置、可调节发动机固定装置和γ光子探测装置；气溶胶发生装置用于将核素混合物制备为气溶胶颗粒；可调节发动机固定装置用于固定待测发动机，并调节发动机于γ光子探测装置的有效视野之内；γ光子探测装置用于检测正电子衰变时产生的γ光子信号并进行图像重建，获取发动机燃烧室温度场。本发明能够在不破坏发动机结构的情况下实现实时、在线地检测发动机燃烧室温度场的目的。

Description

基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置和 方法

技术领域

本发明属于航空发动机领域，特别涉及了航空发动机燃烧室温度场检测技术。

背景技术

航空发动机是先进飞行器的核心部件，其燃烧室内复杂流场流动机理一直是各国研究的重要内容，精确诊断发动机燃烧室的温度场对评估发动机燃烧效率，研究发动机燃烧机理、热声振荡、形态转变等具有重要意义，同时也能为先进航空发动机设计以及计算流体动力学仿真提供参考。发动机燃烧室中燃料与空气掺混燃烧，将燃料的化学能转换为热能加给气体，为发动机提供动力。发动机燃烧室大多包括主燃区，中间区，掺混区，由于燃烧室内大多配置了不同参数的旋流器、主燃孔、掺混孔等关键部件，从而使得燃烧室内部存在旋流、回流的流场结构，在燃烧状态下火焰呈现高温湍流燃烧，且具有温度变化快等特点。在高温温度场的测量中，目前的接触式测温手段例如热电偶、总温探针、热流传感器等实验设备难以满足耐热性的要求，同时接触式测温需要布置大量的传感器元件，过程复杂，因此需要发展可靠有效的非接触式测温技术。

目前主要的非接触式测温方法有声学法、超声层析成像、电学层析成像、平面激光诱导荧光等。声学法是利用声波传播速度与温度成单值函数关系的原理，利用各个声波传感器之间的相互传输进行温度场的重建，但该方法测量时易受环境影响，不可实现多组的声波发射，测量信号实时性差；超声层析成像和电学层析成像主要应用于不可压缩的固体或液体温度场测试，超声层析成像通过测量超声波的传播速度，根据其与温度的相互关系结合层析成像计算温度分布，电学层析成像通过测量目标区域的介电常数分布，通过预先标定介电常数与温度系数，从而得到测量目标区域的温度值，但由于发动机燃烧室存在剧烈的化学反应，温度场结构持续变化，上述两种方法并不适用；平面激光诱导荧光法利用特定分子受激发出的荧光探测温度场，主要用于稳态火焰的测量，对于温度剧烈变化的发动机燃烧室而言，该方法较难获取精确的定量结果。

正电子湮灭技术是通过放射性核素发生衰变释放正电子，正电子进入物质内在短时间经历热化、扩散、被捕获以及湮灭成对产生一对运动方向相反，能量为511keV的γ光子对。利用探测器探测成对出现的γ光子对，并将其能量转换成荧光，经过光电倍增管转换成电信号进行放大输出。一对探测器所在的直线为符合响应线，对探测器获取到的符合响应线数据进行重组及图像重建，进而得到可识别的断层切片图像。由于γ光子具有很强的穿透性，可以轻松穿透金属外壳，并且不受高温高压等恶劣环境的影响，所以为这种技术应用于发动机燃烧室温度场的检测提供了可能。

发明内容

为了解决上述背景技术提到的技术问题，本发明提出了基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置和方法。

为了实现上述技术目的，本发明的技术方案为：

基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置，包括气溶胶发生装置、可调节发动机固定装置和γ光子探测装置；所述气溶胶发生装置用于将核素混合物制备为气溶胶颗粒；所述可调节发动机固定装置用于固定待测发动机，并调节发动机于γ光子探测装置的有效视野之内；所述γ光子探测装置用于检测正电子衰变时产生的γ光子信号并进行图像重建，获取发动机燃烧室温度场。

进一步地，所述气溶胶发生装置包括容器、进气接头、进气喷嘴、出气喷嘴、加料口、空气压缩机、加料装置和控制器；所述加料装置通过加料口向容器通入核素混合物，所述进气喷嘴位于容器内部，该进气喷嘴通过进气接头与空气压缩机相连，从而向容器内通入压缩气体，所述出气喷嘴用于排除容器内生成的气溶胶颗粒，所述加料装置和空气压缩机的运行由控制器控制。

进一步地，所述气溶胶发生装置与待测发动机的距离应大于等于50cm，且出气喷嘴设置于发动机的中轴线位置。

进一步地，所述出气喷嘴的喷嘴孔径为可调节孔径，调节范围为0.1mm-0.5mm。

进一步地，所述γ光子探测装置包括γ光子探测器阵列以及与之连接的计算机；所述γ光子探测器阵列为由若干γ光子探测器构成的环形阵列，安装时位于待测发动机的外侧，并紧贴于发动机外壁。

进一步地，所述γ光子探测器包括闪烁晶体、光电倍增管和准直器。

基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测方法，包括以下步骤：

根据发动机燃烧室温度场在线监测的具体检测要求，选取具有活度的正电子核素⁶⁸Ga与气相二氧化硅充分混合均匀，从而制备得到带有放射性核素标记的二氧化硅粉末；

将带有放射性核素标记的二氧化硅粉末置于气溶胶发生装置中，使其成为正电子发射源；

将待测发动机固定在可调节发动机固定装置上，使发动机位于γ光子探测装置的中心；

启动待测发动机，同时开启气溶胶发生装置，产生气溶胶颗粒，根据待测发动机的直径设置气溶胶颗粒产生的范围直径；

放射性核素在待测发动机内部衰变的过程中发射正电子，同时与负电子产生湮灭反应，释放一对方向相反、且能量相同的γ光子对，通过γ光子探测装置进行在线动态检测，获取γ光子数据；

对获取到的γ光子数据进行筛选、校正及噪声抑制，并进行图像重建，利用图像处理方法获取发动机燃烧室的温度场信息。

进一步地，放射性核素68Ga的活度范围为10mCi/L—30mCi/L；

进一步地，通过设置能量窗口对采集到的γ光子进行筛选校正，保留能量为485KeV—537KeV的γ光子数据。

进一步地，通过正电子图像的灰度值得到发动机燃烧室的温度场：

其中，t为高温下发动机燃烧室温度，α为发动机燃烧室外壁材料的线膨胀系数，μ_m为发动机燃烧室外壁材料的质量吸收系数，ρ为发动机燃烧室外壁材料的密度，d₁、d₂为初始温度下设发动机燃烧室外径、内径，t₀为初始温度，g和g′分别为初始温度下和高温下所得的正电子图像的灰度。

采用上述技术方案带来的有益效果：

1、正电子湮灭所产生的γ光子具有很强的穿透能力并且不受环境温度、压强等因素变化的影响，保证在工业检测中的稳定性，同时在检测过程中核素会随着温度场的变化而持续发射正电子，保证温度场检测的准确性；

2、放射性核素标记物可以是固体或是液体等，并且通过气溶胶发生装置进入发动机内部的标记物的量较少，对温度场不会产生扰动或破坏；

3、本发明不会破坏发动机的密闭环境，测量结果更准确；

4、通过动态采集的方式可以实时生成重建图像，根据重建图像中的灰度信息即可检测发动机燃烧室的温度场。

附图说明

图1为本发明检测装置的结构示意图；

图2为本发明检测方法流程图；

图3为本发明中气溶胶发生装置的结构示意图；

图4为放射性核素衰变产生正电子并发生湮灭反应原理示意图；

图5为本发明中γ光子探测器阵列示意图。

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。

如图1所示，基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置，包括气溶胶发生装置1、可调节发动机固定装置3和γ光子探测装置；所述气溶胶发生装置用于将核素混合物制备为气溶胶颗粒；所述可调节发动机固定装置用于固定待测发动机，并调节发动机于γ光子探测装置的有效视野之内；所述γ光子探测装置包括γ光子探测器阵列2以及与之连接的计算机4，用于检测正电子衰变时产生的γ光子信号并进行图像重建，获取发动机燃烧室温度场。

如图2所示，基于上述检测装置的检测方法的步骤如下：

1、根据发动机燃烧室温度场在线监测的具体检测要求，选取具有活度的正电子核素⁶⁸Ga与气相二氧化硅充分混合均匀，从而制备得到带有放射性核素标记的二氧化硅粉末；

2、将带有放射性核素标记的二氧化硅粉末置于气溶胶发生装置中，使其成为正电子发射源；

3、将待测发动机固定在可调节发动机固定装置上，使发动机位于γ光子探测装置的中心；

4、启动待测发动机，同时开启气溶胶发生装置，产生气溶胶颗粒，根据待测发动机的直径设置气溶胶颗粒产生的范围直径；

5、放射性核素在待测发动机内部衰变的过程中发射正电子，同时与负电子产生湮灭反应，释放一对方向相反、且能量相同的γ光子对，通过γ光子探测装置进行在线动态检测，获取γ光子数据；

6、对获取到的γ光子数据进行筛选、校正及噪声抑制，并进行图像重建，利用图像处理方法获取发动机燃烧室的温度场信息。

(1)气相二氧化硅的标记

以气相二氧化硅作为核素的载体，将具有活度的放射性核素⁶⁸Ga与气相二氧化硅按10mCi/L—300mCi/L的活度比例充分融合，得到放射性核素标记的液体。本发明中对于放射性核素的选择需要注意：发明中对于发动机内部流场可以实时在位检测，由于放射性核素的半衰期较短，所以需要根据实际的检测要求及检测时间选取相应的核素；此外，在实际检测中，制备得到的带有核素标记的气相二氧化硅需要不与发动机内部零件发生化学反应等，保证工业应用的安全。

(2)气溶胶发生装置的设置

参阅图3所示，气溶胶发生装置1包括金属容器108，设于金属容器108上方的出气喷嘴109、加料口110、进气接头105，安装于容器108内的喷嘴106，与进气接头105连接的空气压缩机104，与所述加料口110连接的加料装置，以及与加料装置和空气压缩机104连接的控制器103。所述进气接头105通过管道与喷嘴106连接。所述加料装置包括与加料口110连接的加料泵102，以及与加料泵102连接的加料瓶101，且所述加料泵102与控制器103连接。具体地，加料口110设于金属容器108的顶端，出气喷嘴109与进气接头105分别设于金属容器108的两侧。

为了便于对金属容器108内加入的带有核素标记的气相二氧化硅的余量的观察，在金属容器108的一侧设置了料位窗107。控制器103可以是一台工业计算机，通过计算机对加料装置和空气压缩机104进行控制。

在实际检测前，将气溶胶发生装置的喷嘴109对准于发动机的中轴线位置，将放射性核素标记的气相二氧化硅放入加料瓶101中，在检测时，采用控制器103控制加料泵102将加料瓶101中的气相二氧化硅粉末通入容器108中，再通过控制器103控制空气压缩机104向容器108通入压缩气体，压缩气体与放射性核素标记的粉末加热混合并在喷嘴106处产生气溶胶，而产生的气溶胶通过出气喷嘴109排出，进而排出的气溶胶颗粒可为发动机内部流场温度的检测提供气溶胶源。

(3)可调节发动机固定装置

本发明提出的可调节发动机固定装置可以是发动机试车台，通过调节发动机设车台的高度、位置等使待检测发动机位于γ光子探测装置的内部，使其处于γ光子探测装置的有效探测视野内。

(4)γ光子探测器阵列

如图4所示，放射性核素在衰变的过程中发射正电子，在于负电子发生湮灭反应后产生一对方向相反、能量相同的γ光子对，通过γ光子探测装置探测并记录γ光子事件。

本发明中采用γ光子探测器阵列对湮灭产生的γ光子事件进行探测。如图5所示，探测器阵列采用环形结构，由多个探测器组成，探测器采用块状探测结构，许多块状结构组成一个探测器阵列。每个探测器由闪烁晶体、光电倍增管及准直器组成，前者用于在被光子撞击时发出可见光，后者用于将这种可见光的闪烁转换为足够大的电信号，为减少噪声、降低散射、提高探测的准确性，采用准直器将γ光子探测器包裹。所述闪烁晶体为BGO晶体，其形状为半圆柱体。所述光电倍增管为硅光电倍增管。所述准直器设置在探测器头部，准直器为金属所制的圆柱体，内径0.07mm，厚5mm。在检测过程中将γ光子探测器阵列放置于待测发动机外部，并尽量贴近待检测发动机进行安装。

(5)发动机燃烧室温度场的获取方式

初始温度t₀下，设发动机燃烧室外径为d₁，内径为d₂，发动机燃烧室外壁发生膨胀后增加的厚度为Δd，根据材料的线膨胀系数α的计算公式可得：

Δd＝α(d₁-d₂)(t-t₀)

高温t下，发动机燃烧室的厚度为

d′＝(1+α(t-t₀))(d₁-d₂)

初始温度t₀下，发动机燃烧室外壁材料密度为ρ：

上式中，m为发动机燃烧室外壁材料的质量，l为发动机燃烧室长度；

则初始温度下与高温下发动机燃烧室材料的密度关系为：

发生湮灭反应后释放的γ光子所携带的能量为I₀，初始温度下，穿过发动机燃烧室外壁后的能量为I：

上式中，μ_m为发动机燃烧室外壁材料的质量吸收系数。

则初始温度下和高温下γ光子穿过发动机燃烧室外壁的能量关系为

γ光子探测器的闪烁晶体对正电子湮灭产生的γ光子的量子效率为一常数，g和g′分别为初始温度下和高温下所得的正电子图像的灰度，在一定范围内，图像的灰度值和γ光子的能量存在线性关系，即

求解式即可得到高温下发动机燃烧室温度与图像灰度值之间的关系如下：

据此可以得到发动机燃烧室的温度。

在燃烧室中，带有放射性核素的气溶胶颗粒与空气来流由入口进入燃烧室，燃料和带有放射性核素的气溶胶颗粒混合并在在燃烧室中心燃烧，产生的热量向四周扩散，从而导致中心区温度明显高于周围温度，显然，在中心区聚集的放射性核素与燃料的混合要多于其他区域，中心区域的放射性核素发生湮灭反应，在随后重建出的正电子图像中该区域的亮度则会较高，当一部分气溶胶颗粒随着从主燃区流出的高温燃气向下游流动的过程中，受到冷却气流的影响，在燃烧室出口贴近壁面一侧的温度会大幅度下降，形成燃烧室出口温度出现中间高两侧低的情况，显然，在气溶胶颗粒随着高温燃气流动时，由于燃烧室中的流速快且有冷却气流的影响，其中的放射性核素较少，那么在随后重建出的正电子图像中该区域的亮度则会较低，根据上述的温度计算公式，即可得到发动机燃烧室的温度场。综上所述，该方法可以用来检测发动机燃烧室温度场，而不受恶劣的工业现场环境的影响。

实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (10)

1.基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置，其特征在于：包括气溶胶发生装置、可调节发动机固定装置和γ光子探测装置；所述气溶胶发生装置用于将核素混合物制备为气溶胶颗粒；所述可调节发动机固定装置用于固定待测发动机，并调节发动机于γ光子探测装置的有效视野之内；所述γ光子探测装置用于检测正电子衰变时产生的γ光子信号并进行图像重建，获取发动机燃烧室温度场。

2.根据权利要求1所述基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置，其特征在于：所述气溶胶发生装置包括容器、进气接头、进气喷嘴、出气喷嘴、加料口、空气压缩机、加料装置和控制器；所述加料装置通过加料口向容器通入核素混合物，所述进气喷嘴位于容器内部，该进气喷嘴通过进气接头与空气压缩机相连，从而向容器内通入压缩气体，所述出气喷嘴用于排除容器内生成的气溶胶颗粒，所述加料装置和空气压缩机的运行由控制器控制。

3.根据权利要求2所述基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置，其特征在于：所述气溶胶发生装置与待测发动机的距离应大于等于50cm，且出气喷嘴设置于发动机的中轴线位置。

4.根据权利要求2所述基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置，其特征在于：所述出气喷嘴的喷嘴孔径为可调节孔径，调节范围为0.1mm-0.5mm。

5.根据权利要求1所述基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置，其特征在于：所述γ光子探测装置包括γ光子探测器阵列以及与之连接的计算机；所述γ光子探测器阵列为由若干γ光子探测器构成的环形阵列，安装时位于待测发动机的外侧，并紧贴于发动机外壁。

6.根据权利要求5所述基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测装置，其特征在于：所述γ光子探测器包括闪烁晶体、光电倍增管和准直器。

7.基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据发动机燃烧室温度场在线监测的具体检测要求，选取具有活度的正电子核素⁶⁸Ga与气相二氧化硅充分混合均匀，从而制备得到带有放射性核素标记的二氧化硅粉末；

将带有放射性核素标记的二氧化硅粉末置于气溶胶发生装置中，使其成为正电子发射源；

将待测发动机固定在可调节发动机固定装置上，使发动机位于γ光子探测装置的中心；

启动待测发动机，同时开启气溶胶发生装置，产生气溶胶颗粒，根据待测发动机的直径设置气溶胶颗粒产生的范围直径；

放射性核素在待测发动机内部衰变的过程中发射正电子，同时与负电子产生湮灭反应，释放一对方向相反、且能量相同的γ光子对，通过γ光子探测装置进行在线动态检测，获取γ光子数据；

对获取到的γ光子数据进行筛选、校正及噪声抑制，并进行图像重建，利用图像处理方法获取发动机燃烧室的温度场信息。

8.根据权利要求7所述基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测方法，其特征在于，放射性核素68Ga的活度范围为10mCi/L—30mCi/L。

9.根据权利要求7所述基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测方法，其特征在于，通过设置能量窗口对采集到的γ光子进行筛选校正，保留能量为485KeV—537KeV的γ光子数据。

10.根据权利要求7所述基于正电子湮灭技术的航空发动机燃烧室温度场检测方法，其特征在于，通过正电子图像的灰度值得到发动机燃烧室的温度场：

其中，t为高温下发动机燃烧室温度，α为发动机燃烧室外壁材料的线膨胀系数，μ_m为发动机燃烧室外壁材料的质量吸收系数，ρ为发动机燃烧室外壁材料的密度，d₁、d₂为初始温度下设发动机燃烧室外径、内径，t₀为初始温度，g和g′分别为初始温度下和高温下所得的正电子图像的灰度。

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