王明瑞，王振華，韓　冰，李亞娟，葛　新

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室高溫測試技術(shù)

王明瑞，王振華，韓冰，李亞娟，葛新

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

依據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室結(jié)構(gòu)及RR等國外發(fā)動(dòng)機(jī)公司的研制經(jīng)驗(yàn)，闡述了航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室試驗(yàn)器應(yīng)當(dāng)采用的合理布局。結(jié)合各類主燃燒室試驗(yàn)器的結(jié)構(gòu)，以測量燃燒室出口溫度場為目的，介紹了4種可用于燃燒室試驗(yàn)器溫度場測量的技術(shù)，同時(shí)給出了1種燃?xì)夥治鋈紵郎囟韧ㄓ糜?jì)算方法。對4種高溫測試技術(shù)在不同類型燃燒試驗(yàn)器上的應(yīng)用特點(diǎn)進(jìn)行了比較。指出燃?xì)夥治龇椒y量燃燒室出口溫度場具有可測量高溫、數(shù)據(jù)精度高、高壓環(huán)境性能可靠、在使用壽命周期內(nèi)成本低的優(yōu)勢，是目前溫度場測試的首選。

燃燒試驗(yàn)器；測溫技術(shù)；燃?xì)夥治?；熱電偶；光纖測溫；相干反斯托克斯拉曼散射；燃燒室；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0　引言

新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室研制的試驗(yàn)工作一般從單頭部試驗(yàn)開始。國外各大發(fā)動(dòng)機(jī)公司的數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)表明：在整個(gè)研制周期內(nèi)總試驗(yàn)時(shí)數(shù)中，單頭部的試驗(yàn)時(shí)數(shù)所占比例最高，其次是扇形試驗(yàn)時(shí)數(shù)，全環(huán)試驗(yàn)時(shí)數(shù)最少。因此，合理安排各類試驗(yàn)器的數(shù)量對于縮短航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室研制時(shí)間、降低試驗(yàn)件和試驗(yàn)費(fèi)用有重要意義。試驗(yàn)器的試驗(yàn)壓力是影響燃燒性能的重要因素，航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室設(shè)計(jì)點(diǎn)壓力較高，中低壓模擬試驗(yàn)不能真實(shí)反映主燃燒室在設(shè)計(jì)點(diǎn)的真實(shí)狀況，一般認(rèn)為主燃燒室的工作壓力在1.2MPa以上，其性能參數(shù)才相對穩(wěn)定，因此在工程研究中，1.2MPa以上壓力乃至全壓的試驗(yàn)器逐漸成為主流。

溫度分布是航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室最重要的參數(shù)之一，直接影響渦輪的壽命。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)向更高推重比發(fā)展，主燃燒室的排氣溫度也越來越高，目前推重比12～15的航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室出口平均溫度已達(dá)1900 K以上，熱點(diǎn)溫度高達(dá)2300 K以上，已超過B型熱電偶的測溫范圍。能測量更高溫度的熱電偶，由于未能有效解決高溫氧化環(huán)境下壽命短的難題，基本不適合在燃燒室這類強(qiáng)氧化環(huán)境中使用，因此高溫燃?xì)鉁y試技術(shù)已成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室試驗(yàn)的瓶頸之一。

本文針對不同類型主燃燒室試驗(yàn)器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和工作范圍，對幾種已用于或有潛力用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室溫度測試的技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了比較［1］，并給出了含C、H、O、N 4種元素燃料燃燒的燃?xì)夥治鲇?jì)算方法。

1　主燃燒室試驗(yàn)器

作為測溫技術(shù)應(yīng)用平臺的主燃燒室試驗(yàn)器，按結(jié)構(gòu)可分為單頭部試驗(yàn)器、扇形試驗(yàn)器和全環(huán)試驗(yàn)器；按試驗(yàn)壓力分為常壓試驗(yàn)器、中壓試驗(yàn)器和高壓試驗(yàn)器。高壓試驗(yàn)器通常指試驗(yàn)壓力為1.2MPa以上的試驗(yàn)器，能較為真實(shí)反映燃燒室的流動(dòng)、溫度分布、火焰筒壁面熱區(qū)、污染物排放以及耐久性等指標(biāo)［2-3］。

中國航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室已從仿制階段過渡到自主設(shè)計(jì)階段，燃燒室設(shè)計(jì)體系的建設(shè)、發(fā)展和完善已成為當(dāng)務(wù)之急，試驗(yàn)研究和驗(yàn)證在其中將發(fā)揮更大作用。隨著各型號燃燒室研制進(jìn)展，燃燒試驗(yàn)器類型布局不合理、數(shù)量不足的問題開始顯現(xiàn)。燃燒試驗(yàn)主要存在以下問題：一是全環(huán)試驗(yàn)器多，單頭部和扇形試驗(yàn)器少，使得本應(yīng)在單頭部和扇形試驗(yàn)器開展的試驗(yàn)集中到全環(huán)燃燒室上進(jìn)行，造成設(shè)備改造成本增加、測試系統(tǒng)不匹配、運(yùn)行成本高等問題。單頭部試驗(yàn)器數(shù)量不足，導(dǎo)致一些只能在單頭部試驗(yàn)器上開展的試驗(yàn)項(xiàng)目未能開展，如利用光學(xué)技術(shù)研究主燃區(qū)的流場、濃度場以及油氣匹配等試驗(yàn)項(xiàng)目，使得本應(yīng)在研制前期暴露的問題，延遲到全環(huán)試驗(yàn)階段，給問題的解決帶來困難，也造成研制周期延長；二是中低壓試驗(yàn)器多，高壓試驗(yàn)器少，試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)結(jié)果表明，降壓模擬的試驗(yàn)結(jié)果與燃燒室實(shí)際工況的結(jié)果差異較大；三是測試系統(tǒng)比較落后，如熱電偶受到燃燒室內(nèi)環(huán)境影響，測試結(jié)果的不確定性較大，給數(shù)據(jù)分析帶來很大困難。全環(huán)燃燒室由于結(jié)構(gòu)的原因也限制了如光學(xué)等先進(jìn)測試技術(shù)的應(yīng)用。

從國外新型燃燒室研制經(jīng)驗(yàn)來看，試驗(yàn)都要經(jīng)歷單頭部試驗(yàn)、扇形試驗(yàn)和全環(huán)試驗(yàn)的過程，統(tǒng)計(jì)表明單頭部的試驗(yàn)時(shí)數(shù)占70%，扇形試驗(yàn)時(shí)數(shù)占20%，全環(huán)試驗(yàn)時(shí)數(shù)占10%，這是從燃燒室結(jié)構(gòu)特征、減少研制時(shí)間和降低試驗(yàn)研究成本綜合優(yōu)化的結(jié)果。航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室一般由約20個(gè)相同的頭部組成，對單個(gè)頭部開展試驗(yàn)研究可利用的測試手段多，可以獲得大量的數(shù)據(jù)，有利于準(zhǔn)確判定燃燒室的性能，及時(shí)發(fā)現(xiàn)和解決問題，這也是國外發(fā)動(dòng)機(jī)公司單頭部燃燒室試驗(yàn)占總試驗(yàn)時(shí)數(shù)70%的原因。單頭部試驗(yàn)件加工費(fèi)用低、周期短、改進(jìn)設(shè)計(jì)的成本也較少，單頭部試驗(yàn)器幾乎可以開展所有的燃燒試驗(yàn)項(xiàng)目，運(yùn)行費(fèi)用較全環(huán)試驗(yàn)器的也大大降低。更高的溫升和更低的污染物排放是先進(jìn)燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室發(fā)展的兩個(gè)主要方向，高溫升燃燒室的頭部進(jìn)氣量增加導(dǎo)致冷卻和摻混氣量的減少，為獲得滿意的溫度場分布，主燃區(qū)的燃燒組織方式成為關(guān)注的重點(diǎn)；主燃區(qū)的溫度分布是影響超低污染燃燒室NOx排放最為重要的因素。但由于主燃區(qū)的溫度高、區(qū)域小，為減小對主燃區(qū)工作性能的影響，此類試驗(yàn)研究工作只能利用PLIF、燃?xì)夥治觥⑾喔煞此雇锌怂估⑸洌–ARS）、高速攝影等無干擾或較小干擾的測試技術(shù)來獲取溫度場、壓力場、濃度場、速度場的數(shù)據(jù)，以更深入了解燃燒室性能，為改進(jìn)燃燒室的設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支持。以上測試技術(shù)受其測試方法的影響，更適合用在結(jié)構(gòu)相對簡單的單頭部試驗(yàn)器上。在充分開展單頭部試驗(yàn)的基礎(chǔ)上開展扇形試驗(yàn)，以了解頭部之間的性能，扇形試驗(yàn)器一般以4～5個(gè)頭部為好，以中間的2～3個(gè)頭部為研究對象，以減小邊界效應(yīng)的影響。在良好的扇形試驗(yàn)結(jié)果的基礎(chǔ)上進(jìn)行全環(huán)試驗(yàn)，一般以檢測溫度場為主要項(xiàng)目。

2　高溫測試技術(shù)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室出口截面的溫度分布是最重要的參數(shù)之一，應(yīng)從以下幾個(gè)方面考慮選擇溫度測試技術(shù)。（1）“點(diǎn)”測試技術(shù)。測試針對燃燒室出口的溫度分布，尤其是熱點(diǎn)溫度；（2）數(shù)據(jù)的獨(dú)立性。測試結(jié)果應(yīng)只隨被測燃?xì)獾臏囟茸兓兓皇芩褂铆h(huán)境的影響或者影響很小，這是保證數(shù)據(jù)準(zhǔn)確或者通過修正得到準(zhǔn)確數(shù)據(jù)的前提條件；（3）高溫測量能力。測溫能力應(yīng)能覆蓋燃燒室排氣的熱點(diǎn)溫度；（4）響應(yīng)時(shí)間。較短的測試響應(yīng)時(shí)間可以減少試驗(yàn)器在高溫、高壓狀態(tài)工作時(shí)間，減少運(yùn)行成本、降低風(fēng)險(xiǎn)；（5）綜合成本，應(yīng)綜合考慮費(fèi)用成本，包括測試設(shè)備初期投入成本和日常維護(hù)成本，試驗(yàn)運(yùn)行成本以及測試設(shè)備損壞未能獲得有效數(shù)據(jù)的風(fēng)險(xiǎn)，為獲得精度較高數(shù)據(jù)的額外支出等。

下面介紹4種常用的溫度測試技術(shù)，并結(jié)合試驗(yàn)器類型從上述5個(gè)方面來比較其優(yōu)缺點(diǎn)。

2.1燃?xì)夥治?/p>

2.1.1測試原理

采用燃?xì)夥治黾夹g(shù)直接測量燃燒室出口的燃?xì)獬煞?，通過計(jì)算方法得到燃燒室的油氣比，利用燃料的低熱值計(jì)算出燃燒效率，結(jié)合燃燒室的進(jìn)口溫度以及燃?xì)忪手当砘蚱骄▔罕葻崛?，?jì)算燃?xì)鉁囟?。其?jì)算化學(xué)平衡式為

式中：a、b、c為燃料中H、O、N與C的摩爾比；X為燃燒室噴水量與燃料的摩爾比；P0為空氣的摩爾數(shù)，R、S、T為空氣中O2、N2、CO2的體積分?jǐn)?shù)；h為空氣中H2O的摩爾含濕量。

由于各組分測量所用儀器不同，得到的燃?xì)饨M分有干基體積分?jǐn)?shù)和濕基體積分?jǐn)?shù)之分，為便于計(jì)算需統(tǒng)一，定義：濕基體積分?jǐn)?shù)=K×干基體積分?jǐn)?shù)（K為干濕基轉(zhuǎn)化系數(shù)）

余氣系數(shù)為

油氣比為

燃燒效率為

其中：μg=12.011+1.008a+15.999b+14.01c。

焓值法燃燒溫度［4］為

式中：I為燃燒室出口燃?xì)獾撵手?；ia為燃燒室進(jìn)口空氣的焓值；η為燃燒室的燃燒效率；Hu為燃料的熱值；d°為燃料在25℃下的定溫燃燒焓差

根據(jù)計(jì)算出的I值，再利用文獻(xiàn)［4］中的焓值表可得到對應(yīng)的燃燒溫度。

焓值法燃燒溫度存在以下問題：（1）焓值表定義CHn為燃料分子式，因此不適用計(jì)算含有O、N成分燃料的燃燒溫度；（2）焓值表的數(shù)據(jù)都來自于國外，沒有詳細(xì)描述如何獲得燃?xì)忪手档姆椒?，不能清晰界定燃?xì)忪手凳腔瘜W(xué)平衡下的還是完全燃燒態(tài)下的。在燃?xì)鉁囟容^低時(shí)，二者之間差別較小，但當(dāng)燃?xì)鉁囟瘸^1400℃時(shí)，差別隨著燃?xì)鉁囟鹊纳叨龃?。在考慮熱離解的情況下，更適合采用平均定壓比熱容法來計(jì)算燃?xì)鉁囟?，但需求解元素平衡、化學(xué)平衡、能量平衡等方程所組成的方程組，運(yùn)算復(fù)雜，在此不做詳細(xì)討論。

2.1.2測試能力分析

燃?xì)夥治鍪?種間接測溫技術(shù)，影響燃?xì)夥治鰷囟葴y量精度因素包括余氣系數(shù)、燃燒效率、進(jìn)口溫度和計(jì)算方法的精度。在不考慮計(jì)算方法時(shí)，燃?xì)夥治鲇鄽庀禂?shù)的誤差為1.1%，燃燒效率的誤差為0.2%，進(jìn)口溫度的誤差為0.4%±2℃，以燃燒室出口溫度為基準(zhǔn)的相對誤差小于0.2%，可以確定出燃燒溫度的誤差小于1.0%。

燃?xì)夥治鰷y試需要先將樣氣冷卻到500℃以下，即產(chǎn)生所謂的使化學(xué)反應(yīng)停止的“驟冷”效果。雖然“驟冷”方式能使不完全燃燒組分的化學(xué)反應(yīng)停止，但并不能阻止熱離解組分從燃燒室溫度下的平衡態(tài)向樣氣冷卻后溫度下平衡態(tài)的遷移，即樣氣在溫度降低的過程中，存在著熱離解組分復(fù)合的過程，使得樣氣成分與燃燒室內(nèi)燃?xì)獬煞植煌?，燃?xì)夥治鋈紵手槐砻髁瞬煌耆紵龘p失，未包括熱離解平衡態(tài)和完全燃燒態(tài)的偏離。

由于熱離解的存在，燃?xì)鉁囟绕胶鈶B(tài)的放熱量較完全燃燒態(tài)的減少，其偏差是燃燒溫度的函數(shù)，可以通過計(jì)算來減少乃至消除該誤差。在計(jì)算燃?xì)鉁囟葧r(shí)，燃燒效率定義應(yīng)為實(shí)際放熱量與理論放熱量的比值，因此用燃?xì)夥治鲂视?jì)算的燃燒溫度較實(shí)際溫度高，隨著燃燒溫度的升高、燃燒室壓力降低和熱離解程度提高，燃?xì)夥治鋈紵郎囟扰c燃燒室實(shí)際燃燒溫度的偏差變大。通過計(jì)算得到燃燒室溫度下的平衡態(tài)和理論完全燃燒態(tài)的偏離，其過程是：根據(jù)燃?xì)夥治鰯?shù)據(jù)計(jì)算出燃燒溫度，求解熱離解方程，得到此溫度下的各燃?xì)獬煞值捏w積分?jǐn)?shù)以及所蘊(yùn)含的熱量，計(jì)算出新的燃燒效率，依此燃燒效率重新計(jì)算燃燒溫度，經(jīng)多次迭代就可得到包含不完全燃燒熱離解平衡態(tài)的燃燒溫度［5］。理論計(jì)算結(jié)果表明，燃?xì)鉁囟仍?400℃以下，熱離解對燃燒溫度的影響較小；而在1400℃以上，熱離解對燃燒溫度的影響逐漸增大。

燃?xì)夥治鋈紵郎囟扔?jì)算所需的余氣系數(shù)和燃燒效率不受環(huán)境因素影響，只由燃料種類、燃燒狀態(tài)、測量方式和儀器精度決定，系統(tǒng)精度可控；燃燒室進(jìn)口溫度一般為400～700℃，此時(shí)電偶具有較高的測量精度；試驗(yàn)器上有較長的整流段，可保證燃燒室進(jìn)口氣流的溫度場為均勻場，通過化學(xué)分析可獲得燃料成分和低熱值的精確值，以上3個(gè)因素保證了燃?xì)夥治龇ㄈ紵郎囟鹊臏y試精度，這也是國外先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)公司信賴燃?xì)夥治鰷y量溫度的原因。燃?xì)夥治龅臏y溫能力取決于取樣器的耐溫能力，一般使用水冷取樣器，理論計(jì)算結(jié)果表明，取樣器可可用于2500℃的燃?xì)鉁囟葴y試，目前已完成2039℃的燃?xì)鉁y試。

燃?xì)夥治鰷y試也存在一些不足，主要表現(xiàn)在：（1）響應(yīng)時(shí)間長，包括樣氣輸送時(shí)間、樣氣置換時(shí)間、儀器響應(yīng)時(shí)間，一次測量總計(jì)需20～30s；（2）系統(tǒng)復(fù)雜，初期投資較大，簡化后的單個(gè)燃?xì)夥治鰷y溫通道的投資約為22萬元人民幣。雖然存在以上不足，但由于其數(shù)據(jù)精度高、燃?xì)馊悠鞯乃浞绞奖ＷC了其運(yùn)行可靠，降低了運(yùn)行成本；雖然初投資較大，但儀器一般能使用8～10 a，只需增加較少的標(biāo)氣成本，從使用壽命期內(nèi)來看，其成本并不高。

2.2熱電偶

熱電偶是將2種不同材料的金屬焊接在一起，當(dāng)參考端和測量端有溫差時(shí)，就會產(chǎn)生電動(dòng)勢，根據(jù)該電動(dòng)勢與溫度的單值關(guān)系可以得到測量端溫度。熱電偶具有結(jié)構(gòu)簡單，響應(yīng)快，適宜遠(yuǎn)距離測量和自動(dòng)控制的特點(diǎn)，應(yīng)用比較廣泛。

在理想狀態(tài)下，熱電偶的理論誤差＜0.5%，但在實(shí)際測量中，其測量精度還受到燃燒室內(nèi)氣流和邊界條件以及熱電偶結(jié)構(gòu)等因素的影響，實(shí)際誤差遠(yuǎn)高于0.5%。以常用的帶有陶瓷管護(hù)套的熱電偶為例，在燃燒室內(nèi)影響其測量精度的因素有［6］：熱氣流對偶絲對流換熱Q1，熱氣流對偶絲的輻射換熱Q2，熱氣流對遮蔽罩的對流換熱Q3，熱氣流對遮蔽罩的輻射換熱Q4，偶絲對遮蔽罩的輻射換熱Q5，遮蔽罩對冷壁的輻射換熱Q6，偶絲的導(dǎo)熱損失Q7，氣流動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能的比例Q8，偶絲的表面催化效應(yīng)Q9，陶瓷管的導(dǎo)熱損失Q10。

由于被測燃?xì)獬煞?、速度、溫度、燃燒室邊界條件、熱電偶冷卻氣量以及偶絲表面狀態(tài)的不同，以上因素會對熱電偶測量值產(chǎn)生影響。這些誤差很難定量，使得修正熱電偶的測量溫度極為困難。此外熱電偶溫度誤差隨壓力和溫度提高而增大。為減少輻射損失，一般在偶絲外增加保護(hù)套管，測量結(jié)果為氣流的總溫，只能通過換算得到靜溫，這也是產(chǎn)生測量值誤差的1個(gè)原因。

嚴(yán)格來說，熱電偶只有在相同的環(huán)境下，如相同類型的試驗(yàn)件、相同的試驗(yàn)件工作狀態(tài)、相同的測量段，其測量結(jié)果才有較好的重復(fù)性。熱電偶測量值的實(shí)際精度很難界定，可以從幾方面來證明熱電偶的測量值確實(shí)存在較大的不穩(wěn)定性。

以某型燃燒室的長期試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)為例，進(jìn)口溫度為500℃，出口溫度約為1420℃，燃燒室壓力在0.5MPa左右，油氣比約為0.027，在上述條件下，熱離解造成的熱損失很小，燃燒效率為99.5%～100%，長期用熱電偶測量燃燒室出口溫度場的統(tǒng)計(jì)結(jié)果顯示，熱效率的變化在93%～102%之間波動(dòng)，明顯不合理。導(dǎo)致此結(jié)果的主要因素有：燃料熱值的變化、油氣比的偏差和熱電偶測量精度。根據(jù)化驗(yàn)單確定燃料的熱值，當(dāng)熱值變化較大時(shí)，可通過修改計(jì)算方法消除此影響。油氣比的偏差來自于燃油流量測量值、空氣流量測量值和空氣流量測量點(diǎn)到試驗(yàn)件進(jìn)口管段的漏氣量?？諝饬髁康臏y量偏差＜1.5%，燃油流量的偏差＜1%，試驗(yàn)中通過檢查管道的漏氣量，可確保管道漏氣量＜1%，因此油氣比的極限偏差應(yīng)＜3.5%。剩余約4%的波動(dòng)是由熱電偶的測量波動(dòng)引起的。

用燃?xì)夥治龊虰型熱電偶測量某型燃燒度出口截面同一位置溫度的對比如圖1所示。其偏差在-150～125℃之間波動(dòng)。燃?xì)夥治龇椒ǖ臏囟韧ㄟ^測量燃?xì)庵械腃O和CO2的體積分?jǐn)?shù)后計(jì)算得到的，B型熱電偶測溫上限為1820℃。根據(jù)燃?xì)夥治鰷y量溫度的精度優(yōu)于1.0%，可以推斷出燃?xì)鉁囟仍?800℃以下時(shí)，其溫度誤差＜18.2℃，證明熱電偶的測量值存在較大偏差。

圖1　燃?xì)夥治龊蜔犭娕紲囟鹊谋容^

利用熱電偶和燃?xì)夥治龇謩e測量同一燃燒室得到的周向平均溫度沿徑向的分布如圖2所示。在徑向腔道高度15%～65%的范圍內(nèi)，雖然熱電偶的平均溫度偏低，但還較規(guī)律。而在油氣比0.030和0.033的2個(gè)狀態(tài)下，通過熱電偶溫度得到的在徑向高度約8%、73%和85%的3個(gè)位置的周向平均溫度明顯不合理。

圖2　周向平均溫度沿徑向分布

隨著燃燒試驗(yàn)向高溫高壓方向發(fā)展，燃?xì)鉁囟纫殉^目前常用的較長壽命熱電偶的測量范圍，銥銠和鎢錸等高溫?zé)犭娕荚趶?qiáng)氧化環(huán)境中壽命短的問題尚未解決，高壓環(huán)境會導(dǎo)致熱電偶的冷卻效果減弱，引起熱電偶在試驗(yàn)過程中的損壞，影響試驗(yàn)順利進(jìn)行的同時(shí)也造成試驗(yàn)成本提高。但熱電偶使用簡便，適用各類型燃燒試驗(yàn)器，仍是燃燒試驗(yàn)測溫的重要手段。

2.3光纖測溫

光纖溫度傳感器一般分為2類：利用光纖本身的某種敏感功能來測量溫度；光纖只傳輸光，在光纖端面加裝其它感溫部件構(gòu)成的傳輸型傳感器。按測量方式又可分為接觸型和非接觸型光纖傳感器。依據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的結(jié)構(gòu)和測量要求，文中光纖傳感器主要指接觸型光纖傳感器。光纖傳感器的優(yōu)點(diǎn)有抗電磁干擾、電絕緣、靈敏度高、質(zhì)量輕、體積小、測量對象廣泛，對被測對象的影響小等。測量誤差小于0.2%，溫度分辨率可達(dá)0.00002℃，測溫時(shí)無需進(jìn)行冷端溫度補(bǔ)償［7-11］。

美國的R.R.Dils率先成功研制出藍(lán)寶石光纖高溫測試儀器，1988年獲美國專利。Luxtron公司生產(chǎn)的藍(lán)寶石光纖溫度儀測試的瞬態(tài)溫度最高可達(dá)2100℃。20世紀(jì)80年代末，浙江大學(xué)的沈永行等成功研制了藍(lán)寶石單晶光纖傳感器；清華大學(xué)的周炳琨成功研制出了光纖黑體腔溫度傳感器，測試溫度上限為1300℃。

藍(lán)寶石黑體空腔光纖傳感器是最接近航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室測量需求的測溫裝置，但還存在一些不足，限制了進(jìn)一步使用。首先藍(lán)寶石熔點(diǎn)只有2050℃，其測溫能力取決于其表面鍍層金屬的熔點(diǎn)，鍍鉑膜黑體腔能測量1700℃以下的溫度，鍍銥?zāi)ず隗w腔能測量2040℃以下溫度；此外，在燃燒室的溫度和壓力下，還要保持一定的強(qiáng)度以保證光纖在氣動(dòng)力作用下不發(fā)生變形，實(shí)際能測量的溫度會更低。目前，商業(yè)光纖溫度傳感器的測溫能力一般在1300℃以下，能測量1700℃的光纖溫度傳感器還處于實(shí)驗(yàn)室研究階段，雖然根據(jù)相應(yīng)的測試?yán)碚摬扇∫欢ǖ募夹g(shù)措施，提高了光纖溫度傳感器的瞬時(shí)測溫能力，但并不能提高長期穩(wěn)態(tài)測量的測溫能力。從測量方式和研究進(jìn)展看，進(jìn)一步提高接觸式光纖溫度傳感器的測溫能力有一定困難。

2.4CARS法測溫

CARS法的測量原理為：當(dāng)2束頻率為wP和wS的高能激光束（浦Pump和斯托克斯Stokes激光束）聚焦在1點(diǎn)入射到被測介質(zhì)中時(shí)，通過分子中的非線性過程互相作用產(chǎn)生第3束類似于CARS光束的偏振光，如果wR=2wP-wS正好是分子的某一共振譜線，且滿足非線性光學(xué)中的相位匹配條件，那么wR頻率的光會極大地增強(qiáng)。用這一信號就可以對燃?xì)獬煞趾蜐舛冗M(jìn)行鑒別。比較測驗(yàn)光譜與已知其溫度的理論光譜即可求得溫度。要執(zhí)行這些反復(fù)迭代的最小二乘法計(jì)算程序，還需要具備相當(dāng)?shù)挠?jì)算能力，CARS可用于燃燒診斷、等離子體分析、光化動(dòng)力學(xué)、反應(yīng)動(dòng)力學(xué)等方面的研究［12-14］。CARS能實(shí)時(shí)無干擾的測量燃燒室工作狀態(tài)下的氣體濃度、溫度和壓力，理論上可以提供納秒級的時(shí)間分辨率和微米級的空間分辨率及較高的精度，得到的是燃?xì)庠谌紵覂?nèi)溫度和壓力下的平衡狀態(tài)燃?xì)鈪?shù)，反映了不完全燃燒和熱離解的影響，是測量燃燒過程熱離解態(tài)與理想狀態(tài)的偏差的重要技術(shù)手段，可用于高溫燃燒室平衡態(tài)實(shí)際燃燒溫度計(jì)算結(jié)果的試驗(yàn)驗(yàn)證。從測試機(jī)理看，CARS測溫結(jié)果為燃燒室內(nèi)燃?xì)獾膶?shí)際溫度，對于研究燃燒機(jī)理和燃燒室內(nèi)的實(shí)際工作狀態(tài)有重要作用。

CARS系統(tǒng)應(yīng)用在燃燒室試驗(yàn)器的難點(diǎn)之一是激光怎樣到達(dá)測量區(qū)域和信號，怎樣被接受。此外，燃?xì)庵袩焿m粒子的反射和折射會降低接收信號的強(qiáng)度，這也限制了其在高壓條件下運(yùn)行的航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中的使用，不適用于復(fù)雜結(jié)構(gòu)型式的燃燒室測量，一般用于開放空間或結(jié)構(gòu)比較簡單的單頭部試驗(yàn)器。Black和Magre等［15］于1996年測得了在0.32MPa壓力下的高質(zhì)量的CARS波譜；1998年Hassa等［15］用CARS系統(tǒng)測量了在0.6～0.7MPa壓力下運(yùn)行的試驗(yàn)設(shè)備內(nèi)的溫度。在測量中，數(shù)據(jù)量大幅減少，在混合強(qiáng)度很高的臨界位置測量不到數(shù)據(jù)，表明已接近CARS測量的極限［15］。此外CARS系統(tǒng)復(fù)雜，目前還沒有成熟的商業(yè)化產(chǎn)品，對使用人員有很高專業(yè)要求，這就限制了其在燃燒室研究中的應(yīng)用。

CARS和熱電偶測得液化石油氣和空氣火焰溫度的結(jié)果表明，火焰溫度為1000℃左右時(shí)，二者有50～80℃［16］的偏差。CARS測量誤差源主要有標(biāo)定誤差和由冷熱信號疊加造成的信號線性畸變。4種高溫測試技術(shù)的比較見表1。

表1　4種高溫測試技術(shù)的對比

3　結(jié)論

（1）單管、扇形和全環(huán)燃燒試驗(yàn)器的合理布局能有效縮短航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的研制周期，降低研制費(fèi)用，應(yīng)用更多的測試技術(shù)，可獲得更多的燃燒室性能數(shù)據(jù)，更好的了解燃燒室性能；

（2）綜合比較4種可測量溫度的技術(shù)，屬于間接測量方法的燃?xì)夥治黾夹g(shù)在測試精度和使用方便性2方面有其優(yōu)勢，雖然響應(yīng)時(shí)間較長，是現(xiàn)階段燃燒室溫度測量的最優(yōu)選擇；

（3）熱電偶測溫受測試精度和環(huán)境影響大，高溫測量能力差，精度低，但由于使用方便，也是燃燒試驗(yàn)重要的測溫手段；

（4）光纖測溫技術(shù)受制于受感部分的耐溫能力，無法長時(shí)間測量2000℃以上的溫度；

（5）CARS技術(shù)能測量平衡態(tài)的燃?xì)獬煞趾蜏囟?，對使用者有很高的技術(shù)能力要求，誤差也較大，主要用于燃燒反應(yīng)過程研究。

［1］Willamson R.C，Stanforth C.M.Measurement of jet engine combustion temperature by the use of thermocouples and gas analysis［R］.SAE 1969 Transactions-V78-A.

［2］張寶誠.航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)和測試技術(shù)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005：324-329. ZHANG Baocheng.Aeroengine experiment and measurement technology［M］.Beijing：Beihang University Press，2005：324-329.（in Chinese）

［3］林宇震，許全宏，劉高恩.燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2008：3-6. LIN Yuzhen，XU Quanhong，LIU Gaoen.Gas turbine combustor［M］. Beijing：National Defense Industry Press，2008：3-6.（in Chinese）

［4］范作民，傅巽權(quán).熱力過程計(jì)算與燃?xì)獗恚跰］.北京：國防工業(yè)出版社，1987：104-106. FAN Zuomin，F(xiàn)U Xunquan.The heat process calculation and gas meter［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2008：104-106.（in Chinese）

［5］胡正義，江義軍，趙清杰，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊：第1冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2000：600-609. HU Zhengyi，JIANG Yijun，ZHAO Qingjie，et al.The design manual of aeroengine：1stalbm［M］.Beijing：AviationIndustryPress，2000：600-609.（in Chinese）

［6］劉春宇，暫新軍，王明瑞.發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室溫度測量的探討［C］//第11屆發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)與測試技術(shù)交流會論文集，成都：中國航空學(xué)會測試分會，2012：85-89. LIU Chunyu，ZAN Xinjun，WANG Mingrui.Discussion on temperature measurement of aeroengine combustor［C］//The 11th China Aeroengine Experiment andMeasurementTechnology Symposium，Chengdu：Measurement Branch of the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics，2012：85-89.（in Chinese）

［7］Dakin J P，Kahn D A.A novel fibre-optic temperature probe［J］.Optical and Quantum Electronics，1977，9（6）：540-544.

［8］James K A，Quick W H，Strahan V H.Fiber optics：the way to truedigital sensors［J］.Control Engineering，1979，26（2）：30.

［9］Imber M，Kuan J.Prediction of transient temperature distribution with embedded thermocouples［J］.AIAA Journal，1972，10（6）：784-789.

［10］Chen CJ，Thomsen DM.On tansient cylindrical surface heat flux predicted from interior temperature response［J］.AIAA Jouranl，1975，13（13）：697-699.

［11］Lii MBC，Chiappetta L，Guile RN，et al.Internal aerodynamics of gas sampling probes［J］.Combustion and Flame，1982，44（82）：3-14.

［12］耿輝，李麥亮，周進(jìn).相干反斯托克斯喇曼光譜單脈沖測量火焰溫度［J］.上海航天，2001（4）：19-25. GENG Hui，LI Mailiang，ZHOU Jin.CARS measurement for temperature of plane flame［J］.Aerospace Shanghai，2001（4）：19-25.（in Chinese）

［13］毛茂華，黃春峰，石小江.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室試驗(yàn)溫度激光測量技術(shù)［J］.測控技術(shù)，2010，29（S1）：76-83. MAO Maohua，HUANG Chunfeng，SHI Xiaojiang.Laser temperature measurement technology of advanced aero-engine combustor test［J］. Measurement and Control Technology，2010，29（S1）：76-83.（in Chinese）

［14］黃春峰，石小江，鐘華貴.燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)高溫燃?xì)鉁囟葴y量技術(shù)［C］//第9屆發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)與測量技術(shù)學(xué)會交流會論文集，北京：中國航空學(xué)會發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)技術(shù)專業(yè)委員會，2008：125-129. HUANG Chunfeng，SHI Xiaojiang，ZHONG Huagui.Gas turbine hot gas temperature measurement technology［C］//.The 9th Engine Experiment and Measure Technology Academic Exchange Collection，Beijing：Engine Test Technology Professional Committee of China Aviation Society，2008：125-129.（in Chinese）

［15］Schodl R.Capabilities of optical point measurement techniques with respect to aero engine application［C］//RTO Lecture Series217，Cleveland：Noth Atlantic Treaty Organization（NATO），1999：1-12.

［16］李麥亮，趙永學(xué)，耿輝，等.相干反斯托克斯喇曼光譜測量技術(shù)［J］.國防科技大學(xué)學(xué)報(bào)，2001，23（2）：39-42. LI Mailiang，ZHAO Yongxue，GENG Hui，et al.Research on coherent anti-Stokes Raman spectroscopy measurement technology［J］.Journal of National University of Defense Technology，2001，23（2）：39-42.（in Chinese）

（編輯：趙明菁）

High Temperature Measurement Technology for Main Combustion Chamber of Aeroengine

WANG Ming-rui，WANG Zhen-hua，HAN Bing，LI Ya-juan，GE Xin
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shengyang 110015，China）

Based on main combustion chamber structure of aeroengine and experience from predominate engine company such as Rolls-Royce，the reasonable layout of main combustion chamber rig of aeroengine was elaborated.For the purpose of measuring the outlet temperature field of main combustion chamber，combined with the structure of main combustion chamber，four temperature measurement technologies for combustion rig were introduced and general calculating method on gas analysis was presented.The characteristics of four temperature measurement technologies applied to different combustion rigs were compared.The result follows that gas analysis is regarded as the best technology for measuring combustor temperature field because of its high temperature measurement ability，high precision，good reliability in high pressure environment and low life cycle cost.

combustion rig；temperature measurement technology；gas analysis；thermocouple；optical fiber temperature measurement；CARS；combustor；aeroengine

V 231.2

Adoi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.05.015

2015-12-19基金項(xiàng)目：航空動(dòng)力基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

王明瑞（1969），男，高級工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒試驗(yàn)工作；E-mail：547903391@qq.com。

引用格式：王明瑞，王振華，韓冰，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室高溫測試技術(shù)［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2016，42（5）：87-93.WANGMingrui，WANGZhenhua，HANBing，et al.Hightemperaturemeasurementtechnologyformaincombustionchamberofaeroengine［J］.Aeroengine，2016，42（5）：87-93.