航空发动机高温燃气浓度的测量系统及测量方法技术方案

本发明专利技术涉及光谱测定技术领域，特别涉及一种航空发动机高温燃气浓度的测量系统及测量方法。测量系统包括超连续谱激光光源、第一准直镜、第二准直镜、光谱仪以及计算机，测量方法包括获取高温燃气的实际透过率谱；计算高温燃气的理论透过率谱；构建约束条件，将实际透过率谱与理论透过率谱代入约束条件进行拟合，解算高温燃气的浓度。测量系统的结构轻便，在航空发动机机匣内壁设置用来安装激光器发射和吸收的装置孔位即可；测量方法使用超连续谱激光光源，相较于主动式气体检测中使用的普通激光空间相干性好、光谱调节范围宽、强度高，可以实现更多种类气体的探测；使用多波段燃气吸收模型求解高温燃气温度的方法，提高解算浓度的精度。精度。精度。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机高温燃气浓度的测量系统及测量方法


[0001]本专利技术涉及光谱测定
，特别涉及一种航空发动机高温燃气浓度的测量系统及测量方法。

技术介绍

[0002]航空发动机作为飞机的核心部件，为航空飞行提供动力，是飞机极为重要的组成部分。保证航空发动机的稳定运行是减少飞机飞行故障、避免重大飞行事故的关键。因此，加强对航空发动机运行状态的监控，尤其是在飞行时的实时在线监测对飞机的飞行运输安全有着至关重要的作用，并且可以提前预知航空发动机的安全隐患，提供故障的早期预警信息，降低发动机的维护成本。
[0003]对航空发动机所产生的高温燃气的实时监测是监控航空发动机状态的有效方法之一，航空发动机高温燃气的形成与燃油的燃烧程度密切相关。通过对高温燃气组分的分析及其浓度的测量：其一可以得知发动机的燃料燃烧效率，进而适时调整发动机的喷油量、进气压缩比等性能参数；其二可以在一定程度上反映发动机的工作状态及老化程度，这有助于对发动机故障的提前预警；其三可以控制污染气体与温室气体排放，为航空燃油的改进与优化提供最直接的数据。因此，分析、测量航空发动机工作时所产生的高温燃气，对提高航空发动机燃油燃烧效率、实时监测航空发动机工作状态和分析与改善污染气体及温室气体排放有着极为重要的意义。
[0004]目前对于航空发动机运行时高温燃气测量的技术主要分为传统气体采样检测技术和现代光学检测技术。传统的采样技术主要是人工采样和预处理采样两种方式：其中人工采样主要包括化学分析法和色谱法，这两种方法都需要先对试样气体进行人工采样，再进行分离与分析。预处理采样方式是将待测气体经预处理系统处理后输入测量管道中，由于待测气体对测量管道两侧安装的红外或紫外光源所发出的特定频率的光的吸收能力不同，因此光强的衰减程度即可获得待测气体的浓度含量。
[0005]上述的传统气体检测方法都需要提前对待测气体进行采样后再进行进一步处理得到待测气体的组分及浓度，无法实现对待测气体的实时在线、原位监测，高温燃气可能存在的某些连续化学反应也可能对待测目标气体浓度造成影响，对浓度测量结果带来很多的不确定性。
[0006]现代光学检测技术主要包括主动式的可调谐二极管激光吸收光谱技术(TDLAS)以及被动式的傅里叶变换红外光谱技术(FTIR)和光谱成像技术。TDLAS是利用待测气体对红外光谱的选择性吸收特性来定量分析激光能量的衰减，进而获得待测气体的各组分及浓度，其主要是通过调谐激光器的电流和工作温度改变激光器的谱线宽度和波长，得到相比多普勒线宽而言更窄的光谱分辨率来扫描一条独立的气体吸收线，实现对气体分子极难分辨的吸收谱线测量，待测气体的成分或浓度最终通过最小二乘法对所得谱线进行拟合而得到的。应用TDLAS技术进行测量时，由于激光器的波长范围较小，一定程度上限制了可探测气体的种类。
[0007]FTIR及光谱成像技术这类不需外置光源的被动式检测方法，在航空发动机的有限空间内测量高温燃气具有一定优势，因为航空发动机燃烧产物处于高温高压状态，满足被动式气体检测要求，即背景温度与待测气体存在温度差。但目前FTIR技术的最大限制因素是复杂的傅里叶变换计算过程十分耗时，导致系统响应较慢，对高速运动的发动机排放气体测量相对滞后，同时，该FTIR技术的光谱仪系统成本较高，系统也十分繁重。光谱成像技术因其很高的空间和光谱分辨率，结合先进的后端成像处理技术，可获得更高的气体浓度检测分辨率，更适用于大气环境气体等遥测方面的监测，但由于其系统结构较为复杂，难以适合用于对航空发动机燃气监测方面。

技术实现思路

[0008]本专利技术的目的是为了克服已有技术的缺陷，提出一种航空发动机高温燃气浓度的测量系统及测量方法，能够扩展可探测气体的种类、提高系统检测灵敏度的同时简化系统结构。
[0009]为实现上述目的，本专利技术采用以下具体技术方案：
[0010]本专利技术提供的航空发动机高温燃气浓度的测量系统，航空发动机包括进气口、压气机、燃烧室、涡轮叶片以及排气口，测量系统包括超连续谱激光光源、第一准直镜、第二准直镜、光谱仪以及计算机，超连续谱激光光源与第一准直镜通过光纤连接，第一准直镜安装在排气口处发动机内壁的一侧，第二准直镜安装在排气口处发动机内壁的另一侧，光谱仪与第二准直镜通过光纤连接；超连续谱激光光源发射的激光通过光纤经第一准直镜准直后入射至排气口处的高温燃气，经过高温燃气吸收后的激光入射第二准直镜通过光纤传输至光谱仪，光谱仪接收光谱信息并传输至计算机，计算机对光谱仪传输的光谱信息进行处理得到航空发动机高温燃气的浓度。
[0011]进一步地，计算机包括实际透过率谱计算模块、理论透过率谱计算模块以及约束条件构建模块，实际透过率谱计算模块用于根据Lambert
‑
Beer定律和高温燃气主要成分对光谱信息进行处理获取高温燃气的实际透过率谱；理论透过率谱计算模块用于构建多波段燃气吸收模型求解高温燃气的温度，基于高温燃气的温度计算气体吸收系数，得到高温燃气的理论透过率谱；约束条件构建模块用于采用非线性最小二乘拟合方法构建约束条件，将实际透过率谱与理论透过率谱代入约束条件进行拟合，解算高温燃气的浓度。
[0012]进一步地，约束条件构建模块的约束条件如下：
[0013]min{τ
‑
exp[
‑
α(λ，T)
·
c
·
L]}＝0；
[0014]其中，τ为高温燃气的实际透过率谱，α(λ，T)为气体吸收系数，c为高温燃气的浓度，L为激光经过高温燃气的光程；
[0015]约束条件的差值最小处所对应的浓度即为所求高温燃气的浓度。
[0016]进一步地，实际透过率谱计算模块的计算过程具体如下：
[0017]超连续谱激光光源发射出的激光经过高温燃气后的强度被光谱仪所接收，光谱仪接收的激光能量为：
[0018]I＝τ
·
I0+(1
‑
τ)
·
I
gas
；
[0019]式中，I为光谱仪接收的能量，I0为入射激光的能量，I
gas
为高温燃气辐射能量；
[0020]根据高温燃气主要成分在现有吸收光谱中选择具有高强度的气体特征吸收峰位，
在高强度的气体特征吸收峰位处，高温燃气的透过率谱τ＝0，此时光谱仪所接收到的能量中只包含高温燃气自身高温所辐射的能量，超连续谱激光光源所发出的能量已经被高温燃气全部吸收，可得I＝I
gas
，进而计算得出高温燃气的实际透过率谱τ：
[0021][0022]进一步地，理论透过率谱计算模块的计算过程具体如下：
[0023]高强度的气体特征吸收峰位处，高温燃气的透过率谱τ＝0，此时I＝I
gas
，即此气体特征吸收峰对应的波长下，高温燃气是以同温度下的黑体形式向外辐射能量：
[0024][0025]为消除测量过程中光谱噪声导致的单点值的波动性及唯一性，选取多个高温燃气的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机高温燃气浓度的测量系统，航空发动机包括进气口、压气机、燃烧室、涡轮叶片以及排气口，其特征在于，测量系统包括超连续谱激光光源、第一准直镜、第二准直镜、光谱仪以及计算机，所述超连续谱激光光源与所述第一准直镜通过光纤连接，所述第一准直镜安装在所述排气口处发动机内壁的一侧，所述第二准直镜安装在所述排气口处发动机内壁的另一侧，所述光谱仪与所述第二准直镜通过光纤连接；所述超连续谱激光光源发射的激光通过光纤经所述第一准直镜准直后入射至所述排气口处的高温燃气，经过高温燃气吸收后的激光入射所述第二准直镜通过光纤传输至所述光谱仪，所述光谱仪接收光谱信息并传输至计算机，所述计算机对所述光谱仪传输的光谱信息进行处理得到航空发动机高温燃气的浓度。2.根据权利要求1所述的航空发动机高温燃气浓度的测量系统，其特征在于，计算机包括实际透过率谱计算模块、理论透过率谱计算模块以及约束条件构建模块，所述实际透过率谱计算模块用于根据Lambert
‑
Beer定律和高温燃气主要成分对光谱信息进行处理获取高温燃气的实际透过率谱；所述理论透过率谱计算模块用于构建多波段燃气吸收模型求解高温燃气的温度，基于高温燃气的温度计算气体吸收系数，得到高温燃气的理论透过率谱；所述约束条件构建模块用于采用非线性最小二乘拟合方法构建约束条件，将实际透过率谱与理论透过率谱代入约束条件进行拟合，解算高温燃气的浓度。3.根据权利要求2所述的航空发动机高温燃气浓度的测量系统，其特征在于，所述约束条件构建模块的约束条件如下：min{τ
‑
exp[
‑
α(λ，T)
·
c
·
L]}＝0；其中，τ为高温燃气的实际透过率谱，α(λ，T)为气体吸收系数，c为高温燃气的浓度，L为激光经过高温燃气的光程；约束条件的差值最小处所对应的浓度即为所求高温燃气的浓度。4.根据权利要求3所述的航空发动机高温燃气浓度的测量系统，其特征在于，所述实际透过率谱计算模块的计算过程具体如下：超连续谱激光光源发射出的激光经过高温燃气后的强度被光谱仪所接收，光谱仪接收的激光能量为：I＝τ
·
I0+(1
‑
τ)
·
I
gas
；式中，I为光谱仪接收的能量，I0为入射激光的能量，I
gas
为高温燃气辐射能量；根据高温燃气主要成分在现有吸收光谱中选择具有高强度的气体特征吸收峰位，在高强度的气体特征吸收峰位处，高温燃气的透过率谱τ＝0，此时光谱仪所接收到的能量中只包含高温燃气自身高温所辐射的能量，超连续谱激光光源所发出的能量已经被高温燃气全部吸收，可得I＝I
gas
，进而计算得出高温燃气的实际透过率谱τ：5.根据权利要求3所述的航空发动机高温燃气浓度的测量系统，其特征在于，所述理论透过率谱计算模块的计算过程具体如下：高强度的气体特征吸收峰位处，高温燃气的透过率谱τ＝0，此时I＝I
gas
，即此气体特征吸收峰对应的波长下，高温燃气是以同温度下的黑体形式向外辐射能量：
为消除测量过程中光谱噪声导致的单点值的波动性及唯一性，选取多个高温燃气的特征吸收波段，并将其采取较窄波段积分的模式：式中，n的取值由具体得到的透过率谱中的特征吸收峰确定，λ1，λ2……
λ
n
分别为所得到的航空发动机高温燃气透过率谱中的特征吸收峰对应的波长；Δλ1，Δλ2……
Δλ
n
分别为特征吸收峰对应波长所拓展的窄波段；C1＝3.7418
×
10
‑
16
W
·
m2为第一辐射常数；C2＝1.4388
×
10
‑2m
·
K为第二辐射常数；上式中，温度均为同一时刻下的温度值，因此所求取的多个波...

【专利技术属性】
技术研发人员：梁静秋，吕金光，赵晨君，赵莹泽，郑凯丰，赵百轩，陈宇鹏，王惟彪，秦余欣，
申请(专利权)人：中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，
类型：发明
国别省市：