[发明专利]一种航空发动机燃气温度反演方法

说明书

本发明提供了一种航空发动机燃气温度反演方法，利用光谱仪对航空发动机内部燃气辐射光谱进行实时测量，根据测量辐射光谱与双波长吸收系数比值数据库进行迭代计算，当满足计算的待测燃气温度与初始设定温度差值在计算误差内时，此时温度即为待测燃气的温度。该方法不需要主动光源，依靠测量航空发动机运行时内部的辐射光谱分布反演燃气温度，相较于传统的燃气温度测量方法具有测量实时性好，对现有发动机改装简单，测量装置简单等优势，降低了应用成本，提高了测量系统的稳定性。

技术领域

本发明属于光谱测温技术领域，具体涉及一种基于被动式航空发动机燃气温度反演方法。

背景技术

目前对航空发动机燃气温度进行测量的方法主要有以下几种：

1、燃气分析测温法：通过分析燃气中各种组分的含量，根据燃气燃烧化学方程推算燃气温度的方法。主要通过探针抽取燃气与燃料的混合物样品，淬熄后经管路传输至气体分析仪对样品进行成分及含量分析后，依据燃烧方程计算出燃烧效率以及余气系数，以此推算出燃气温度。常用于在航空发动机地面试验时测量燃烧室出口温度场的分布。但采用燃气取样的方式进行燃气温度测量，取样探针结构复杂，为了防止取样探针被高温燃气烧蚀，取样探针需要庞大的水冷机构进行降温，体积结构较大，只能用于航空发动机地面实验平台，无法实现实时燃气温度的在线测量。

2、可调谐激光吸收光谱技术：利用燃气吸收光谱随温度变化的特性实现燃气温度的测量。具体燃气吸收光谱谱线的线强与燃气温度间具有函数关系，同时测量同一吸收路径下可调谐激光吸收光谱在两个不同波长吸收区域的吸收谱线，基于比尔朗伯定律可以计算出两个波长对应的谱线线强与燃气温度的比值函数对应关系，即可得到测量燃气的温度。但采用主动式激光的测量方式需要激光器的发射端以及接收端两个发动机机匣壁开口，对现有发动机的改装难度较大。在空间十分小的发动机内部空间受限，主动式技术的应用具有局限性。与此同时由于激光发射端和接收端易受到运行时燃气气流以及炭黑颗粒的污染导致测量精度降低。

3、傅里叶变换光谱法：基于气体分子在不同的波段发射带内转动常数不同，通过建立分子的转动常数与温度之间的关系计算测量气体温度。具体为使用傅里叶变换光谱仪测量热气体光谱吸收谱线，通过测量气体在两个不同参考温度下的气体辐射光谱，获取其转振光谱带中转动常数与温度之间的函数关系即可得到被测气体的温度。但由于傅里叶变换光谱仪独特的结构，需要通过控制动镜的移动获取光谱，因此光谱的获取需要大约10s左右的时间，这对高速燃气流的温度测量具有滞后的缺点，不能反映发动机实时温度。同时傅里叶变换光谱仪通常用于遥测测量的方式测量发动机排放的尾焰，不能测量发动机内部燃气的温度，很难做到将傅里叶变换光谱仪与航空发动机进行集成。

发明内容

本发明为了解决上述测量方法存在的缺陷，提出了一种航空发动机燃气温度反演方法。当航空发动机工作时，涡轮叶片和光学探针之间充斥着大量的燃气，本发明以气体层辐射传输模型作为参考，建立被动式高温燃气辐射传输模型。当航空发动机工作时，在燃烧室中燃油与空气混合后点燃，燃烧室后方喷出的大量高温燃气(即待测燃气)经过静止的导流涡轮叶片进行燃气整流后推动转子涡轮叶片旋转，同时向后喷出的高温燃气的高速气流产生向前的推力。测量时将光学探针放置在导流涡轮叶片与转子涡轮叶片之间，由于导流涡轮叶片在航空发动机工作的过程中不旋转运动，表面的温度分布也比较稳定，导流涡轮叶片与探针之间的气流比较稳定，探针与导流涡轮叶片之间的距离较小，可以将导流涡轮叶片与测量探针之间的燃气流场看作是均匀分布的。因此将导流涡轮叶片作为整个测量模型中背景辐射的来源。通过双波长吸收系数比值测温法对待测燃气温度进行反演，实现航空发动机燃气温度实时测量。为实现上述目的，本发明采用以下具体技术方案：

一种航空发动机燃气温度反演方法，包括以下步骤：

S1、根据式(1)的拟合函数关系模型，计算待测燃气温度T_gas＝T_a时，双波段气体吸收系数比