大学毕业设计论文燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术.docx
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大学毕业设计论文燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术
燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术
一、引言
现代军用飞机对发动机提高推重比的要求持续增加。
提高压气机压比以提高循环效率、增加涡轮进口温度以提高单位推力是提高推重比最直接和最有效的方法。
因此,燃烧室部件设计将向高温升高热容方向发展,燃烧室进出口平均温度不断提高,在研和新研制的第四代涡扇发动机推重比为10.O一级,燃烧室进口平均温度为850K,出口平均温度为1850K,按热点系数O.3计算,热点温度可达2150K,正在预研的第五代发动机以涡扇发动机为主,交循环及组合,推重比12.0一级燃烧室出口平均温度为2000K,推重比15.0一级燃烧室出口平均出口温度为2150K,热点温度当然更高。
现代航空发动机测试是航空推进技术的支撑性技术,是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要技术环节。
发动机高温燃气测量是最重要的测试技术之一,温度是确定热端部件性能和寿命的最关键参数。
将有助于燃气涡轮设计师和工艺师正确了解在燃烧室中所发生的燃烧过程。
这使得高温燃气温度测量成为发动机测试中特别重要、难度较大的关键技术。
传统的燃烧室出口温度场测试手段是铂铑系列热电偶。
新型燃烧室燃气的高温、高速、高压条件已经超过常规铂铑系列热电偶的应用范围。
为了获得燃烧室出口温度场的关键数据,必须寻求新的适用于燃烧室部件性能试验的高温燃气温度测试手段与方法。
气体温度测量,尤其是动态气体温度测量技术经历了一个发展过程。
从20世纪50年代到70年代,主要工作是集中于采用热电偶在测量气流温度时所遇到的几个误差的确定,如辐射误差、导热误差、速度恢复误差以及在气流温度发生阶跃变化时,热电偶时间响应的研究。
为了解决脉动气体温度的测试问题,曾经力图将热电偶做得很细,80年代以后,各种新技术、新的探针和手段应用于气流温度测量,主要有先进的探针技术、燃气分析技术、光纤温度传感器、光谱技术以及采用数字信号处理技术的动态气体温度测量系统。
目前,提高高温应变能力的研究也在进行之中。
二、燃气分析
鉴于在发动机燃烧室压力和温升越来越高的情况下,用热电偶法测量出口温度,计算燃烧效率和温度分布系数越来越困难。
由于贵金属偶丝对未燃烧成份的催化作用和高温下的传热误差,使得测得的结点温度TJ与T。
之间的差别越来越大,不能准确地测出燃烧效率和温度分布系数。
因此一种用于燃气温度测量的燃气分析技术(TBGA,TemperatureByGasAnalysis)应运而生。
燃气分析测温法就是通过分析燃气中各种组分的含量来推算燃气温度的方法,具有工程实用性强、测温范围宽、测温精度高,在1800K以上优于热电偶等优点,尤其适合在燃烧室部件试验中测取出口温度场分布。
此方法在国外已得到广泛的研究与应用。
20世纪70年代初,GE公司就开始探索用燃气分析方法测量燃烧室出口燃气温度,并指出在测温范围大于1750K时,宜采用燃气分析方法来测量。
80年代,NASA刘易斯研究中心对燃气分析方法进行了深入研究,建立了分析计算程序,使燃气分析成为超出热电偶测温范围的一种燃气高温常规测量技术。
90年代,英国研究了采用全成份推算燃气温度的方法,考虑了燃气成份在高温下的裂解问题,分析了各种因素对测量误差的影响,编制了相应的实用计算程序,提高了燃气分析测温精度。
用TBGA技术测温,可以突破用热电偶法测温的限制,可以准确快捷地换算出燃气的温度,虽不能完全代替热电偶法(单点取样分析需花费长的取样时间),但在某些状态、某些区域实施测量,燃烧室出口温度在T,=1400~1600K范围内,用电偶法测得燃烧效率最高可达110%的不可信程度。
另外,在航空发动机燃烧室、加力燃烧室部件研究以及整机性能研究和鉴定评价过程中,用燃气分析法求算喷气推力、发动机效率、发动机空气流量以及测量高温排气发散,分析其正常和有害的气体成份是一件必不可少的重要工作。
燃气分析测温的一般方法是对抽取的样气进行分析,计算其成份,从而可计算出温度。
这~方法取决于:
(1)抽取燃气/燃料混合物有代表性的样品:
(2)立即淬熄样气,避免在采样探头中迸一步发生反应;
(3)把样气传输到分析仪(CO、COz、NO。
、0z等气体成份分析仪);
(4)对样气进行精密分析;
(5)用计算机按全成份分析法或补燃法等快捷可靠的算法技术计算,测量得出燃烧效率和余气系数,并以此推算出燃气温度。
如同热电偶一样,燃气分析方法也需要把取样探头插入燃气流中,并力求减少对气流的干扰。
探头通常采用6点或7点水冷,总压进气采样耙(图1)与移动机构结合,可在全排气截面进行测量。
较早的采样耙可用于最高温度1800K、压力1.4MpR,单点取样探头轴向伸出的部分不用水冷。
然而,当试验的平均排气温度达到2200K、峰值温度高达2650K时,采样耙的每只取样管部必须水冷到顶端。
图1高温燃气分析采样探头
高温采样时,为防止样气在探头里继续燃烧,需要对样气“快速淬熄”。
快速粹熄的方法有:
(1)水冷探头;
(2)探头之后有一段扩张通道;
(3)用真空泵抽空采样管路,使样气流经取样探头前端有5:
l或更高的压比。
依据不同的试验目的,可采用实验室单机或联机燃气分析系统。
现在最新一代的联机燃气分析系统,主要由世界上著名的Backman仪器公司和英国Ruston燃气涡轮公司新品部研制,均可完全实现自动化操作,即时将取样成份值输入计算机,从终端显示主要成份值、燃烧效率及余气系数。
其中,美国Backman仪器公司研制的联机燃气分析系统,造价约20万美元。
分析装置基本上由5台气体色谱仪和l台碳氢分析仪组成,色谱仪用于分析112、02、Nz、CO、C02,而碳氢分析仪则用来测量未燃碳氢化合物。
GE公司有两套联机燃气分析系统,现正在使用之中。
用燃气分析测量燃烧室排气温度的算法技术得到了迅速发展,它将严密的热力学、数值解技术和程序没计等科学技术紧密结合起来,工作的重点是要研制一种能够应用在实际燃烧试验的新方法,其目的是用来测量燃烧室出口的温度分布。
通常,燃烧是指燃料和氧化剂之间产生的反应,并得出燃烧产物。
要想计算出燃烧室燃气温度,就需要测量其热力学状态、反应物的浓度和燃烧过程的产物。
燃烧产物的成份可以通过对燃气的取样的化学组成分析来得到,本文所叙述的这项新技术主要是基于排气组份的测量,如C02、CO、如、毗、NO。
和UHC。
同时,还必须知道燃料的组份、温度、热值、比热,以及氧化剂的温度和成份。
最常见的氧化剂是空气,由于干空气的成份是已知的,因此,可以通过测量其中水的含量来求得氧化剂的成份。
在国内虽然早在70年代,中国燃气涡轮研究院和北京航空航天大学等都开展了燃气分析应用技术研究,但曾因中断而进展缓慢,目前仍处于起步阶段,表现在测温速度慢,计算误差大,还不能真正测得整个燃烧室出口温度场。
最近,中国燃气涡轮研究院引进了TBGA技术的关键设备,在APTD计划中开展试验研究,并在新机研制中发挥了重要作用。
三、激光技术
在航空发动机研究中,燃烧诊断主要涉及温度和各种成分在空间的分布以及它们随时问变化的过程,特别是精确地测量温度的空间分布,对于了解并控制燃烧过程是十分必要。
传统的接触式测温技术,由于探头的介入,不可避免会破坏燃烧体系温度场的固有特性,光学测温尤其是激光技术测温在非接触远距离探测体现了独特的优越性。
科学家们已经做了许多有意义的研究工作将非接触激光诊断技术用于测量燃烧环境中的速度、温度和组份浓度。
已研发的激光技术与仪表有:
激光多谱勒测速仪(LDV)、激光诱导荧光(LIF)、自发拉曼散射(SRS)、非线性拉曼散射技术和相干反斯托克斯拉曼光谱法(CARS)。
这几项技术都十分复杂,并且其制造、操作和维修费用高,还需配备先进的计算机。
在这些技术中,CARS是唯一的可用于多烟实际燃烧系统中的湍流火焰燃气温度和成份瞬态及空间分布非接触式激光诊断技术。
特别适应于检测具有光亮背景燃烧过程的温度分布。
在CARS(CoherentAnti—stokesRamanScattering)技术中,有两束不同频率的大功率激光脉冲(伯浦Pump和斯托克斯Stokes激光束)在被测介质中聚焦在一起。
在这里,通过分子中的非线性过程互相作用产生第三柬类似于CARS光束的偏振光。
最后,通过对测验光谱与已知其温度的理论光谱的比较,就可求得温度。
通过与已配置的标准浓度的光谱的比较,可得到气体组份的浓度。
要执行这些反复迭代的最小二乘法计算程序,还需要具备相当的计算能力。
CARS技术已在内燃机和燃烧风洞中获得应用。
在喷气发动机试验中应用CARS进行测量时仪器主要包括变送器、接受器和在试验台上装在发动机附近的测量用仪表以及装在测量间光谱仪检测器和计算机设备,这些设备用以采集和处理CARS数据。
最近,美国加利福利亚大学燃烧实验室采用CARS技术对贴壁射流筒形燃烧室(WJCC)进行了试验。
单脉冲多路CARS技术在微微秒量级的单一脉冲中能获取整幅CARS谱图,可应用于燃烧的动力学过程研究。
四、声学振荡器
图2典型的射流振荡器
声学振荡器(AcousticOscillator)如图2所示,这种射流温度传感器的原理是,射流振荡器的特性频率取决于:
(1)振荡器共振腔的几何尺寸;
(2)共振腔里气体密度。
振荡器共振腔是用耐高温陶瓷材料制成的。
振荡器的频率可通过改变空腔内气体密度来控制。
但这样做的困难是:
难于区别温度和燃气实际成份所引起的密度变化,也就是需要准确地知道燃气成份。
假若已经知道燃气的精确成份的话,那么,不用复杂的振荡器,通过计算燃气分析方法同样可确定燃气的温度。
五、光谱线自蚀技术
光谱线自蚀(SpectrumLineReversal)这种非干涉光学技术方法快捷、精确、实用,现已广泛地用于实验室燃气温度的准确测量。
使用最广泛的谱线是Na的黄色谱线,实际上它是两波谱线(doublete,波长为5890A和5896A)。
如果在将要测量其温度的热燃气中加入少量钠盐,那么就会发射出Na的D谱线。
其方法就是根据通过热燃气区的明亮背景光源来检测光的强弱。
由气体激发的Na谱线呈现在监定器上,不是以连续为背景的吸收黑线,就是以连续为背景的突出发射亮线。
是呈现吸收黑线还是发射亮线取决于背景光源的温度与燃气温度相比,是高还是低。
当燃气温度与背景光源的温度相等时,谱线就
看不见了,这是通过改变背景源亮度温度而找到的零辐射。
当这个条件找到之后,背景源的温度就可用光学高温计来确定。
如果被测量燃气的温度都处处相等,那么上述方法基本上是一种简单而又精确的测温方法。
如果各处燃气的温度都不相等,那么测量将受表面层温度的严重影响。
因此,从实验室温度测量到燃气涡轮高温燃气温度测量还需要突破许多关键技术。
六、热电偶温度探针
在燃气高温测量中,热电偶温度探针测温仍然占有重要地位。
其研究工作的重点主要放在热电偶丝(如Pt—Rh、Ir—Rh)、探针材料、探针结构、制造工艺和测温修正等方面。
热电偶用于气体温度测量,通常只能测得气流总温,欲需静温可通过换算得到。
由于在实际气流温度测量中存在着辐射误差、导热误差、速度误差和动态响应误差等因素影响,因此测温探头必须采用特殊的结构形式以减少这些误差,并进行必要的校准与补偿修正,方能测得较准确的气流温度。
回顾热电偶测温技术,已经历数十载的发展。
随着科学技术的发展,新材料、新工艺的出现,一些先前的探针得到改进,还设计出了新型探针。
如吸气式探针和一种基于暂态薄膜热传递技术的快速响应高空问分辩率总温探针。
开发了各种形式的水冷、气冷和干烧的高温热电偶测温探针,建立了相应的高温热电偶探针设计、制造校准和测温误差修正计算方法。
国外在20世纪80年代,如P&W公司曾研制了一种基于双偶探针的气体动温测量系统,其测量峰值温度达1650"C。
脉动温度达±480℃,频响达到lkHz。
俄罗斯UMAM也采用双接点电偶测量燃烧室出口燃气温度脉动,而且还研制了最高测温可达2400K的Ir-Ir/Rh型热电偶。
采用双热电偶的目的是用两相互平行间距很小的不同直径的铑偶丝测量同一温度,其频响可以互补,从而可测平均温度和温度脉动。
在环形燃烧室温度场测量方面,发达国家大都采用安装在旋转位移机构上的测量耙(热偶探头)来测量。
VanZante改进了Ng和Epstein的吸气探针的基本设计:
使用Pt—Ir合金热丝和扩展校准间隔来测量跨音速轴流压气机转子逆流的总温。
这个探针与早期的吸气式探针相比,其主要优点是:
用从两根单独的热丝上获得的数据来得出总温,这样减少了探针的尺寸和由于探针而引进的阻塞。
这种形状的钨热丝探针被用在目前的研究中。
在实验中,使用MetrabyteDAS一50系统来采集高速数据。
吸气式探针的静止校准由于探针的频响高而被充分考虑。
其校准显示出很好的压力和温度敏感性。
温度分辩率大约是O.04K。
这远低于温度测量的不确信度0.5K。
经实验证实,改进后的吸气式探针能很好地测量压气机中的不稳定总温。
N.Suryavamshi等也利用与上述探针结构一致的钨热丝的吸气式探针在三级轴流压气机上进行过试验。
牛津大学技术科学部的D.R.Buttsworth和T.v.Jones探讨了一种基于暂态薄膜热传递测量技术的总温探针并进行了论证。
这种探针利用两个在不同温度的半圆形石英探针来测量在可压缩流中的流体总温。
与这种探针原理相似的技术已用于高压涡轮级的逆流测量(Buttsworth,1997)和一个二维跨音速涡轮叶栅(Cascallen,1995)。
这类薄膜总温探针与吸气式探针相比优点有:
相当高的频带宽度;耐用的结构;不需要热定律校准;在任意合成的可压缩流中操作容易。
薄膜总温探针的正常工作取决于被加热的和未被加热的薄膜接触的流体是完全相同这一前提。
然而,对于瞬态时间分辩的总温的测量,为了准确地分析小尺寸波动,尽可能近地固定热膜和冷膜是必要的。
在先前的应用中,最小的薄膜距离大约为3mm,这时与吸气式探针的空间分辩率是相同的,而且薄膜总温探针的空间分辩率的提高是能实现的。
目前的工作已论证了用这种探针测量快速响应(大约lOOkHz)和高空间分辩率(大约1ram)测量位置中的流体总温。
在该探针中,两个薄膜间需要的温差用一个脉冲的电阻加热技术来产生。
与脉冲的电阻加热相联系的暂态加热结果不影响暂态温度变化的分析。
而对单面的传导影响来说,必须校正暂态对流热传递。
完成这一校正的方法已经发展起来了,并用其得到准确的测量结果。
高速紊流自由喷射实验证实了用目前的装置能得到
高时间和空间分辩率的精确的总温和对流热系数。
Buttsworth等又在小型风洞中试验表明,探针总温测量精度在±lK之内。
流体总温的低频和高频分量用此技术也能准确地分辩。
这种探针测量时间分辩的流体总温与用热电偶测得的数据具有很好的一致性。
并在实验中发现其频率高达182kHz。
目前,这种总温探针被证实为是一个准确、耐用、高速响应的装置,适合于在涡轮机械中工作。
动态补偿气体温度传感器。
该测量方法是寻求一条能现场确定修正置于燃气流中的热电偶探针的有限频响所需的补偿频谱,以能研究燃烧室燃气流动和叶片表面热循环。
P&W公司于20世纪90年代初对NASA刘易斯研究中心提出的动态补偿气体温度热电偶测量方法进行过研究,可用于燃气涡轮发动机燃烧室出口的温度测量。
整个系统包括双偶温度探针和提供频率补偿的计算机系统两部分。
补偿的方法是基于这两支不同直径热电偶对于脉动气体温度的响应。
在国内,中国燃气涡轮研究院、沈刖航空发动机设计研究所、608所和北京航空航天大学等单位都开展了热电偶测温技术的研究,研制的高温热电偶探头已用于各自的高温燃气测试中。
如中国燃气涡轮研究院研制使用温度达1650℃的高温热电偶探头和工作温度达1600K的水冷式位移机构,以用于环形燃烧室出口温度场测量,还发展了燃烧室使用环境中水冷和气冷热电偶测温辐射误差、导热误差的修正计算方法。
目前,国内与国外相比,热电偶测温技术存在的主要差距是:
国内无高温热电偶探头设计与环境误差修正规范,测温误差较大,可靠性较差。
七、黑体式光纤高温计
光纤温度传感器主要类型有:
一种是利用光纤传输其他敏感元件所感受的温度的变化,经过光电变换成光信号,称为“结构型光纤温度传感器”;另一种是利用光纤本身的某些特性,如长度、折射率、双折射率和光散射等随温度而变化的现象制成的传感器,称为“物性型光纤温度传感器”。
这里光纤本身就是感温材料。
黑体式光纤高温计就是一种重要的结构型光纤温度传感器,工作原理与光纤辐射高温相同,都是基于黑体辐射定律来工作的。
如图3所示,黑体式光纤高温计(又称厄丘光纤高温计)由探头、高温光纤、传光光纤、光电检测系统和信号处理系统等组成。
探头是在一根单晶,通常为1.27ram直径的兰宝石棒端部,通过溅射厚度为2lJm白金,并把这个白金溅射膜部分制作成一个封闭的黑体空腔。
当探头置于待测高温气流中时,黑体腔与外界温度场达到热平衡,并发
射出黑体辐射光信号,经高温光纤及传光光纤传输至光检测器。
光检测器中的干涉滤光片把入射光分光,获得窄波长范围的辐射光信号,经光电二极管检测转换成相应电信号,再经放大、A/D转换输入计算机对信号进行补偿修正、运算处理,最后显示出被测温度值。
厄丘光纤高温计具有下述优点:
(1)高温耐久性好、抗电磁干扰、而腐蚀,自金黑体传感器可以在温度为500~2000。
C和速度为300m/s环境下可靠工作,特性稳定。
(2)响应性好、高敏感性,系统响应高达14kHz。
由于薄膜黑体检测温度,在10kilz频带区域分辩率达到0.I'C左右。
(3)由于温度探针接近黑体,几乎可以忽略由温度和波长引起的辐射率的变化。
(4)衰减小、重量轻、体积小、易挠曲,特别适应测量高温燃气温度。
早在1983年,美国国家标准局用单晶蓝宝石光纤研制出黑体式光纤高温计样机,测温范围为600~2000"C。
在国内。
清华大学、南京航空航天大学和浙江大学等曾与沈阳航空发动机设计所和中国燃气涡轮研究院技术合作,于1987~1993年问研制出以相同原理和方法的仪器,能测量600~1800"C的瞬态温度。
但皆因细小的蓝宝石棒探头设置在高温高速的燃气流中做接触测量,其强度不过关而未能得到很好应用。
八、动态补偿气体温度传感器
该测量方法是寻求一条能现场确定修正置于燃气流中的热电偶探头的有限频响所需的补偿频谱以能研究燃烧室燃气流动和叶片表面热循环。
P&W公司于80年代初对NASA刘易斯研究中心提出的动态气体温度测量系统进行过研究。
他们采用动态补偿气体温度热电偶测量方法,可用予燃气涡轮发动机燃烧室出口的温度测量。
整个系统包括两个部分:
一是双偶温度探针;二是提供频率补偿的计算机系统。
补偿的方法是基于这两支不同直径热电偶对于脉动气体温度的响应。
九、结论
(1)燃气温度分布是现代航空燃气涡轮高温测量技术的一项基本测量项目。
要准确地测得燃气温度困难较大。
在新型燃烧室中燃气的高温、高速、高压条件已经超过常规热电偶的应用范围。
(2)薄膜热电偶和燃气采样装置,方法简单而且成本低,所以将继续得到广泛应用。
许多新型测温方法,都以其不同的复杂程度和成功的可能性,显示了它们用于测量高温的可行性。
(3)接触式方法的主要限制是探头在测温环境中的生存和工作能力。
(3)非干扰技术则要复杂得多,需要进一步研究,以便使这种方法成为燃气涡轮燃烧工程师的有用工具。
(4)对高温测量最有用的技术就是使用水冷总压进气探头的燃气分析,组份分析仪以及计算温度的计算方法。
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