CN114518230A

CN114518230A - 一种发动机羽流场速度温度同步测量系统

Info

Publication number: CN114518230A
Application number: CN202210195344.7A
Authority: CN
Inventors: 刘训臣
Original assignee: Shanghai Jiaotong University
Current assignee: Shanghai Jiaotong University
Priority date: 2022-03-01
Filing date: 2022-03-01
Publication date: 2022-05-20
Anticipated expiration: 2042-03-01
Also published as: US20230280365A1; CN114518230B

Abstract

本发明涉及一种发动机羽流场速度温度同步测量系统，其可包括、信号发生器、两个光纤放大器、两组耦合器、光电探测器、数据采集装置以及主机，其中，四个中红外激光器分成两个一组，一组用于发射分别具有针对水分子高低温敏感的不同波长的2束第一中红外激光，另一组用于发射分别具有针对二氧化碳分子高低温敏感的不同波长的2束第二中红外激光；每组光纤耦合器通过一个安装框架安装在发动机出口处，两个安装框架相互垂直，使得两组多路平行激光相互垂直；数据采集装置用于实时采集经过发动机羽流场的气态分子吸收后的光电信号并处理成相应光谱数据；主机通过内置的光谱处理软件对光谱数据进行处理，同步得到发动机羽流场的速度和温度。

Description

一种发动机羽流场速度温度同步测量系统

技术领域

本发明涉及发动机试验测量技术领域，具体地涉及一种发动机羽流场速度温度同步测量系统。

背景技术

火箭发动机热试尾焰的温度、组分浓度的参数分布是评估火箭发动机热性能的重要指标。它可以为火箭发动机的燃烧状态分析、热防护热控设计优化和故障诊断提供量化依据。

目前火箭发动机出口温度最高为3200℃，试验过程中温度测量方式主要是热电偶和红外热像仪两种模式。其中，热电偶模式在温度上限、动态响应、精度方面都有局限性。随着高温测量上限要求的不断提高，以及对真空流场不干扰的测试需求的提出，都需要展开新模式测量技术的研究。热辐射测温方法对发动机喉部等位置进行测温时存在测试精度较低的问题，2000℃量程的测量范围可以达到20-40℃的测量误差。在发动机设计比冲已经达到极限工况的情况下，现有测温模式已不能满足热控参数测试需求。

此外，发动机羽流场的速度场是决定发动机工作的重要参考因素，为了更好地对发动机燃烧过程进行监测，需要测量发动机羽流场的速度。一般认为热态速度可高达3000m/s，常用的热线风速仪或者粒子示踪测速等方法都难以在发动机羽流场中应用。即，无法测速也就无法测量总温，难以计算发动机热力状态。因此急需一种能够同时测量发动机羽流场的速度和温度的系统。

发明内容

本发明的目的是提供一种发动机羽流场速度温度同步测量系统，以解决上述问题。为此，本发明采用的技术方案如下：

一种发动机羽流场速度温度同步测量系统，其可包括：

四个中红外激光器，所述四个中红外激光分成两个一组，其中一组用于发射分别具有针对水分子高低温敏感的不同波长的2束第一中红外激光，另一组用于发射分别具有针对二氧化碳分子高低温敏感的不同波长的2束第二中红外激光；

信号发生器，所述信号发生器将2束第一中红外激光和2束第二中红外激光通过时分复用技术分别调制成一束高频第一中红外激光和一束高频第二中红外激光；

两个光纤放大器，分别用于将一束高频第一中红外激光和一束高频第二中红外激光放大至所需功率并通过光纤熔接方法分成两组多路平行激光；

两组耦合器，每组所述光纤耦合器通过一个安装框架安装在发动机出口处，两个所述安装框架相互垂直，使得两组多路平行激光相互垂直，每组所述光纤耦合器包括一一对应的多个发射端光纤耦合器和多个接收端光纤耦合器，所述发射端光纤耦合器通过光纤连接所述光纤放大器；

光电探测器，所述光电探测器通过光纤与所述接收端光纤耦合器连接；

数据采集装置，所述数据采集装置与所述光电探测器电连接，用于实时采集经过火箭发动机羽流场的气态分子吸收后的光电信号并处理成相应光谱数据；以及

主机，所述主机通过内置的光谱处理软件对光谱数据进行处理，同步得到发动机羽流场的速度和温度。

在较佳实施例中，所述信号发生器、激光器、光纤放大器、光电探测器、数据采集装置和主机集成在控制柜中。

在较佳实施例中，所述激光器为半导体激光器，其发射激光的功率为3mW，并且所述光纤放大器为EDFA光纤放大器，用于将高频中红外激光的功率放大至1W。

在较佳实施例中，所述发射光纤耦合器和所述采集光纤耦合器安装在安装框架的同一侧上，并且反射镜安装在所述安装框架的相对一侧上所述发射端光纤耦合器和所述接收端光纤耦合器安装在所述安装框架的同一侧上，并且在所述安装框架的与光纤耦合器相对的一侧上安装有反射镜。

在较佳实施例中，两个所述安装框架与羽流场的速度方向的夹角分别为45度和135度。

在较佳实施例中，每组所述发射端光纤耦合器和所述接收端光纤耦合器的数量均为16个。

在较佳实施例中，所述光纤为单模保偏光纤。

在较佳实施例中，所述第一中红外激光的两个波长分别为1392nm和1398nm，以及所述第二中红外激光的两个波长分别为4.17微米和4.19微米。

在较佳实施例中，所述高频第一中红外激光和所述高频第一中红外激光的频率为1Mhz。

在较佳实施例中，所述高频红外激光为1Mhz红外激光。

在较佳实施例中，所述光电探测器为InGaSn探测器。

本发明通过将两束不同波长的红外激光调制成一束高频红外激光，并通过光纤放大器放大后分成多路，大大提高了测量精度，并且通过两组相互垂直的平行激光，可以实现对发动机羽流场中的速度测量，进而实现对火箭发动机燃烧状态的监测。

附图说明

图1是本发明的一种发动机羽流场速度温度同步测量系统的示意图；

图2是本发明的一种发动机羽流场速度温度同步测量系统的光纤耦合器的安装示意图；

图3是图2所示的一组光纤耦合器的局部安装示意图；

图4是双线测温法测量原理示意图；

图5是吸光度曲线图；

图6是吸收光谱分子多普勒测速原理示意图；

图7是吸收光谱分子多普勒测速的多普勒位移图；

图8是两路同步测量的900K 1kPa时水分子吸收光谱的多普勒位移图；

图9是两路同步测量的1500K 1kPa时二氧化碳分子吸收光谱的多普勒位移图。

附图标记：1、真空仓，2、信号发生器，3、激光器，4、光纤放大器，5、光纤耦合器，6、光电探测器，7、数据采集装置，8、主机，9、安装框架，10、反射镜。

具体实施方式

以下将结合附图对本发明的优选实施例进行详细说明，以便更清楚理解本发明的目的、特点和优点。应理解的是，附图所示的实施例并不是对本发明范围的限制，而只是为了说明本发明技术方案的实质精神。

如图1-3所示，一种发动机羽流场速度温度同步测量系统可包括真空仓1、信号发生器2、四个激光器3、光纤放大器4、光纤耦合器5、光电探测器6、数据采集装置7和主机8。真空仓1设置在火箭发动机出口处(即，羽流场中)。通过设置真空仓，可以避免环境空气对测量结果的干扰。应该理解，在某些情况下，真空仓1也可以省略。信号发生器2、激光器3、光纤放大器4、光电探测器6、数据采集装置7和主机8位于真空仓1外并集成在控制柜中。四个中红外激光3分成两个一组，其中一组用于发射分别具有针对水分子敏感高低温的不同波长(例如，1392nm和1398nm)的2束第一中红外激光，另一组用于发射具有针对二氧化碳分子高低温敏感的不同波长(例如，4.17微米和4.19微米)的2束第二中红外激光。信号发生器2产生1MHz的调制信号，将两个激光器3发射的2束不同波长的中红外激光(即，第一中红外激光或第二中红外激光)通过时分复用技术调制成一束高频中红外激光。在本实施例中，激光器3采用半导体激光器。即，本发明采用高频可调谐半导体激光吸收光谱(MHz-TDLAS)方法，可以在频域上去除工频(<100Hz)和湍流脉动(<10kHz)的影响，提高测量准确度。由于半导体激光器发出的光强较弱(例如，3mW)，不能满足现场测试需求，因此通过光纤放大器4将光强增益为1W量级，可以充分满足真空腔内羽流场的复杂测试环境。优选地，光纤放大器4为EDFA光纤放大器。

采用光纤熔接方法，将光纤放大器4输出的高功率红外激光分为16路，并通过光纤从控制室引到真空仓1内，即，形成16组测量单元，以提高测量精度。每一组测量单元包括两个光纤耦合器5，分别为激光发射和采集的端口耦合器，即发射端光纤耦合器和接收端光纤耦合器。发射端光纤耦合器通过光纤与光纤放大器4连接；接收端光纤耦合器通过光纤与光电探测器6连接。其中，应该注意，设备涉及的光纤的实际线缆弯曲半径不小于光纤厂商规定最小弯曲半径。优选地，光纤为单模保偏光纤，使用保偏光纤能够保证线偏振方向不变，提高相干信噪比，以实现对物理量的高精度测量。光纤接头采用FC/APC接头。

考虑到所测量发动机出口羽流场为中心对称的特点，采用平行光路测量。为提高吸收有效距离，采用反射光路方法，将每一组测量单元的2个光纤耦合器5安装在发动机出口同侧以便于测量。通过调整安装框架9，微调测量角度，优化信号。在光纤耦合器5的对侧，只需要安装一面反射镜10进行反光，极大的方便了安装调试的过程。应该理解，两个光纤耦合器5也可以安装在安装框架9的相对两侧上，这种情况下，无需反射镜10。两个安装框架9相互垂直，使得两组多路平行激光相互垂直，以实现对羽流场的速度的测量。优选地，其中一个安装框架9与羽流场的速度方向的夹角为45度，另一个安装框架9与羽流场的速度方向的夹角为135度。

光电探测器6采用铟镓砷(InGaSn)探测器，集中安装于控制室的控制柜内，采用统一电池供电，降低测量噪音。光电探测器6输出16路放大后的电压信号，采用数据采集装置7(例如，高频数据采集卡)进行测量，实时采集经过火箭发动机羽流场中的气态分子吸收后的光电信号并处理成相应光谱数据发送至主机8，例如，通过快速FFT结合低通滤波方法进行调制去噪。主机8通过内置的光谱处理软件对光谱数据进行处理，得到火箭发动机羽流场的温度和速度。数据采集装置的模数转化频率为1GS/s，精度为16bit垂直分辨率；数据总线采用内链接，保证完全同步。

光谱处理软件的温度和速度测量程序是基于吸收光谱法测量原理设计的。其中，温度测量采用双线测温法，吸收光谱测量速度的原理是利用多普勒效应。

双线测温法是最常用的一种直接吸收光谱技术。其原理是通过积分整个吸收线型得到的吸光度，计算温度和吸收介质的浓度分布。

吸光度τ可以定义为：

由于线型函数满足归一化条件，因此

吸光度的积分A[cm^-1]可以写为：

图4示出了双线测温法的测量信号。其中函数发生器控制激光扫描锯齿状或三角形的波形，在跃迁中心附近可以观察到非常明显的吸收信号。对于近红外激光，吸收信号往往不明显，通过计算吸光度并将时间坐标转化成波数坐标之后，可以得到如图5所示的积分吸光度信息。

如果吸收介质为均匀的，即激光路径上的温度与气体体积分数不会发生改变，则两条吸收线的积分吸光度之比R仅仅是温度的函数：

因此，可以求得激光路径平均上的平均温度：

其中，T₀为参考温度，A₁和A₂分别为两条吸收谱线的积分吸光度，E₁和E₂分别为两条吸收谱线低能级能量。获得温度信息后，可通过任一条吸收谱线可以确定吸收介质的浓度信息，即：

双线测温法在选取谱线时，一方面要考虑谱线强度的大小，线强过小会降低测量的分辨率；另一方面要考虑在被测温度范围内要有较高的温度灵敏度，两条谱线的低能级能量选择要恰当。

如果激光扫描范围内有多个吸收跃迁，且相互叠加影响的话，双线测温法将不能用来求解温度与气体浓度。此时，如果吸收介质沿激光路程是均匀的话，吸光度τ可以写为：

τ＝P_χ∑_jS_j(T)φ_j(T，p)。

因为谱线强度S和线型函数φ是温度T和压力P的函数，所以τ也就是温度T、浓度χ和压力P的函数。通过最小二乘法将τ(T，χ，P)与实验测得的吸收率

进行拟合，便可以得到温度T、浓度χ和压力P的最优解：

相比于双线测温法，这种多线测温法因为包含更多的跃迁信息，计算出的温度与浓度结果更准确。

吸收光谱测量速度的原理是利用多普勒效应，通过测量谱线位置的移动，计算分子的运动速度。根据多普勒原理，谱线位置的相对移动由分子位移速度在吸收路径上的投影与光速的比例决定。因此，当吸收光谱路径与流场垂直时，流场运动在吸收路径上没有分量，而分子的热运动方向是空间均匀的，互相抵消。当激光路径与分子所处流场成一定夹角时，如图6所示，分子运动在激光路径上产生一定的分量。探测器测量的激光光谱则会产生多普勒位移，位移频率的比例正比于分子运动分量和光速的比例：

如图7中所示，速度为3000m/s时，近红外吸收峰的相对位移会高达0.1cm-1，会产生非常明显的多普勒位移信号。在一般的TDLAS红外光谱测量中，由于流场速度一般不会超过亚声速，其多普勒位移信号是很小的，但在本项目真空仓测量中，高速运动的羽流场速度场适合采用可调谐二极管激光吸收光谱技术(TDLAS)测速的方法进行测量。

考虑到谱线位置的绝对位移一般难以精确测量，一般采用相互垂直的两路激光，分别与所测流动速度成45度角和135度角，测量这两路激光所测谱线位置之差即可准确测量谱线位移：

图8示出了采用1.4微米(例如，1392nm和1398nm)激光器测量水分子，在900k和1000Pa条件下由于多普勒效应产生的吸收峰移动，可以看到，吸收峰位移距离比较大。采用16路光路同步测量，则可对羽流速度场进行高频二维测量，解决发动机研究中的关键问题。图9示出了采用4微米(例如，4.17微米和4.19微米)激光器测二氧化碳分子，在1500k和1000pa气压情况下的多普勒位移。可见，在发动机出口典型速度(3000m/s)时，分子吸收峰的多普勒位移高达0.05cm-1，非常适合用于发动机出口速度测量。

进一步的，采用反射式测量，激光分别与热流体产生相反的多普勒位移，探测器记录的光谱同时分裂为两个方向的吸收峰。采用本方法可以进一步去除两路激光探测采样不同步的问题，进一步提高测量精度。

本发明的有益效果是：

1.通过吸收光谱谱线的强度比值，得到燃气的静温；

2.通过吸收光谱谱线的多普勒位移测速，得到燃气动温；

3.同时测温测速，得到发动机燃气的速度动能和分子内能，即总温；

4.波长选择1.8-2um波段，采用硅透镜聚焦激光，隔离环境中可见光干扰，采用铟镓砷探测器，避免环境中红外光产生信号，只在激光波长范围响应信号。

以上已详细描述了本发明的优选实施例，但应理解到，在阅读了本发明的上述讲授内容之后，本领域技术人员可以对本发明作各种改动或修改。这些等价形式同样落于本申请所附权利要求书所限定的范围。

Claims

1.一种发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，所述信号发生器、激光器、光纤放大器、光电探测器、数据采集装置和主机集成在控制柜中。

3.如权利要求2所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，所述激光器为半导体激光器，其发射的激光的功率为3mW，并且所述光纤放大器为EDFA光纤放大器，用于将高频中红外激光的功率放大至1W。

4.如权利要求1所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，所述发射端光纤耦合器和所述接收端光纤耦合器安装在所述安装框架的同一侧上，并且在所述安装框架的与光纤耦合器相对的一侧上安装有反射镜。

5.如权利要求1或4所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，两个所述安装框架与发动机羽流场的速度方向的夹角分别为45度和135度。

6.如权利要求1或4所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，每组所述发射端光纤耦合器和所述接收端光纤耦合器的数量均为16个。

7.如权利要求5所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，所述光纤为单模保偏光纤。

8.如权利要求1所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，所述第一中红外激光的两个波长分别为1392nm和1398nm，以及所述第二中红外激光的两个波长分别为4.17微米和4.19微米。

9.如权利要求1所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，所述高频第一中红外激光和所述高频第一中红外激光的频率为1Mhz。

10.如权利要求1所述的发动机羽流场速度温度同步测量系统，其特征在于，所述光电探测器为InGaSn探测器。