试验环境下耐高温噪声测量技术概述

王晓飞，王刚，沙云东

（1.北京机电工程研究所，北京 100074；2.沈阳航空航天大学，沈阳 110136）

引言

从70年代开始，国外就开展了针对试验环境下耐高温噪声测量技术的研究，包括在传声器外施加冷却装置的水套冷却技术、利用激光测振原理的光纤传声器技术、利用辉光放电原理的等离子体传声器技术，以及利用管道传声原理的声波导管技术。每种技术适用的环境条件（测量温度、压力、气流速度、安装条件等）不同，可实现的噪声测量的动态范围和频响特性也有较大区别。

1 基于施加冷却装置的高温噪声测量技术

噪声测量中，一般选用电容式或压电式的噪声传感器，典型的电容式传感器能承受的温度在260℃以下，压电式传感器容许范围稍高，但一般不超过427℃。基于施加冷却装置的高温噪声测量技术，采用专门设计的冷却装置对普通声学传感器进行冷却降温，使其能在更高的温度下适用。其基本原理图如图1所示。在测量表面位置与传感器之间敷设隔热层，通过开孔将声信号传导至传感器，在传感器周围安装专门设计的冷却水套，通过冷却水对传感器进行冷却降温，从而保证传感器的工作环境温度。

典型应用案例参见美国专利《M E T H O D A N D APPARATUS FOR COOLING SENSORS IN HIGH TEMPERATURE ENVIRONMENTS》（专利号：5450753）。图2给出了单个传感器安装实物示意图。安装装置上表面是复合材料层，以便保护基片，其中基片固定在垫圈上，表层和基片的厚度同为0.16英寸，垫圈厚度为0.26英寸[1]。该传感器系统的核心部件选用Kulite生产的XCE-093型耐高温型传感器（能承受高温427℃），以便适应中心开孔引入残余空气的温度。传感器的上表面大约比复合材料层上表面低0.58英寸，这些尺寸关系和相应结构将在某种程度上影响传感器的响应特性。该传感器系统的冷却水套采用空心圆柱形套管，其上安装冷却水进口和冷却水出口。

为满足实际测试需要，工程中可对上述冷却装置进行合理调整。一般可采用两种冷却方式，一种为水冷方式，因为水冷具有高热容量，大多数试验采用这种方式；其二为气冷方式，以避免水冷时管道内液体驻留问题。采用水冷方式的传感器系统可实现1097℃条件下的温度测量，采用气冷方式的传感器系统可实现797℃条件下的噪声测量。

此外，Ferguson 和Ivey[2-3]也开展过有关施加冷却装置的动态压力传感器系统的验证试验，采用冷却护套对传感器进行冷却，可实现897℃温度条件下的动态压力测量[4]。

2 基于光纤传声器的高温噪声测量技术

在恶劣环境下进行噪声测量时，传统传感器日益暴露出其局限性，近年来，基于干涉测量法的光纤传声器（Fiber-Optical Microphone），即FOM技术在噪声测量中逐渐应用，其不需要特殊的冷却装置也不需要增加空间。FOM具有两种设计方案，一种是多用于商业的Mach-Zehnder（MZ）干涉仪装置，其具有较宽的温度适用范围，在一般的高温低温均可使用，但其不足之处是对高振动敏感以及该装置的光纤适宜温度上限为300℃，因此在恶劣的测量环境中不提倡使用该型传感器。另一种是由德国宇航中心（German Aerospace Center）设计的基于Fabry-Perot（FP）干涉装置的光纤传声器，该传声器已经在低温和高温条件下拥有成功的应用案例，目前测量最高温度可达726.85℃（1000K），声压级为154dB，并呈现良好的静动态特性。

图1 水套冷却法基本原理图

图2 典型水冷传感器结构示意图

光纤传声器基于由声诱发膜片运动的干涉测量原理[5]，一束激光通过玻璃光纤传导到一个对噪声敏感的膜片后端面，光束通过透镜聚焦，并在膜片上产生反射，反射的光束通过相同的透镜收集并且耦合回光纤，由噪声诱发的膜片的运动，导致反射光束发生多普勒效应，通过测量入射和反射光束的干涉信号，确定声场信号。

FP干涉装置在满足FOM基本原理之外，还具备了耐高温特性和光纤对振动的非敏感性。该装置采用具有特殊金属涂层的非极化维持单模光纤，其使用温度可达800-1000K；同时采用两根光纤，一根光纤用于传导激光到反射膜片后面，另一根光纤用于引导反射光和聚焦光回到二极管中，两个干涉光束都在光纤内传播，光纤的振动对于干涉光束的相对相位没有影响[6-7]。

图3显示了一种基于FP的光学装置，利用一个Pockels盒和一个AOM（声光调制器）产生一个恒定频率差，将其置于玻璃光纤的前端，产生两个零差干涉信号，且两个信号由一个90°的恒定相位差，因此一般称为正交零差干涉方法。光的转换交替激活了两条路径，原则上两个干涉信号不能同时获得，但利用高转换频率的单元通过平均和线性插值法能够修正并重建两个零差干涉信号，获得近似同步的信号。

图5是FP光纤传感器在气体燃烧室进行高温条件下声测试的实例。燃烧试验台热功率为8.4kw，在燃烧室外面排出的气体温度为727℃，传感器的头部与内壁齐平安装，膜片直接暴露在烟气和火焰辐射中，为了验证FP光纤传感器测量结果的准确性，同时安装了基于传统电容式传声器的探针传感器，将其与光纤传感器平行安装在燃烧室机匣上。对比两个传感器的频谱，如图6，探针传声器的频谱为红色虚线，光纤传声器的频谱为黑色实线。两个频谱中85Hz处的峰值代表了燃烧室实验中运行点分析的热声不稳定性，两个频谱的高度一致性也显示了基于FP的光纤传声器的良好性能。

3 基于等离子体传声器的高温噪声测量技术

等离子传声器是利用辉光放电压力传感器的原理，通过电离中性气体分子（等离子体）将能量转移到电子或离子的机制实现对声波的感知。通过专门的放大调制原理和装置，实现声信号的传递、放大和转换。该技术的优势是可以将表面压力（动态压力、噪声）、剪切应力、温度和热流等测量传感器集成为一套传感器系统，可用与高温高速高焓值气流中的噪声、热流等多参数的同步测试。该传感器系统具有很宽的动态范围，一般不需要频率补偿，具有良好幅值调制的幅值输出。采用MEMS技术可以制成微米级尺寸的单个传感器单元，或根据需要排列成多个传感器阵列，因此该项技术是目前正在发展的用于高温试验环境下噪声测量的前沿技术之一。

等离子体传声器基本原理，即直流辉光放电原理如图7所示[8]，在两电极狭缝之间电离空气，正电极与负电极对应直流电的阳极和阴极，X方向对应狭缝的方向，Y方向对应气流的方向。

图3 基于Fabry-Perot 干涉装置的光纤传声器

图4 FP 光纤传声器实物

图5 燃烧室测量中应用图

图6 FP 光纤传声器和探针传声器的频谱

一旦辉光放电装置建立，产生的电子数和正离子冲击有关，如果辉光放电的强度不变，留在阴极的大量电子就会引起连锁效应，这就是电子的连续性，如式(1)所示：

其中，nc为每秒每平方厘米离开阴极的电子数；

np为每秒每平方厘米冲击阴极的正离子数；

γ为比例常数，与正离子能量有关；

h为电极宽度。

扩展这个方程，如式(2)所示

其中，①即np，每秒冲击阴极的正离子数；

②为每秒到达阳极的电子数；

③为每秒离开阴极的电子数；

④每秒由速度为U的空气电离的离子数，γeff是与阴极释放的电子数和冲击阴极的离子数相关的常数。

采用辉光放电装置作为噪声传感器至今已有多次成功尝试。1970年Babcock和Hermsen[9]开发了一种基于直流辉光放电传声器，其使用圆柱形微小夹具将两个点电极嵌入到噪声出口顶端，高频响应达到1MHz，可用于定量测量150KHz，当时出现的问题是电极退化，这是直流驱动辉光放电装置中的常见问题。

目前开展的大部分试验建立在Babcock和Hermsen提供的设计理念，为了消除电极退化的问题，使用接近2MHz交流波形等离子体风速计的方法设计等离子体传声器。等离子体形成的电极将会凹成一个空腔，略低于平均流体路径的表面。排列电极以便等离子体填充空腔，但又不会伸进气流中，图8显示了用MEMS方法设计的等离子体传感器概念图。

由Eden[10]等人给出了上述方法，它是在一种高纯度的多晶硅晶片的基础上，并且表面涂以聚酰亚胺层作为主要电解质。附加的氮化硅或氧化硅层覆盖聚酰亚胺并且保护其免受等离子体效应的影响，等离子体效应会使有机薄膜发生化学反应。下一层是电极，无论是镍、铂，或更高温度的铑和铱等金属组成的合金。使用过氧化硅或氮化硅包裹电极，金字塔型的空腔在电极之间侵蚀成基片，形成等离子凹窝。试验过程中使用的传感器采用传统技术，未来的传感器将使用MEMS工艺开发的薄膜形传感器，可以安装在涡轮叶片或压力机机匣壁上。

等离子体传感器构造结实，机制非常简单，使用的电极材料熔点非常高，如铱电极熔点高达1800℃，但是由于要保证测量结果的准确性，等离子体传感器只能承受1335℃（2400°F）的高温。

4 基于声波导管的高温噪声测量技术

图7 直流辉光放电原理图

图8 交流等离子传感器设计示意图

图9 端接管式传声器

图10 “无限”声波导管式传声器

基于声波导管的高温噪声测量技术主要是基于管道声学原理，将高温环境下的噪声通过专门设计的声波导管导出，采用与管道壁齐平安装或垂直安装的普通传声器进行测量。采用声波导管技术在高温环境下测量噪声（脉动压力）主要有两种形式，其一是采用短导管连接测量位置和传感器，其二是采用“无限”声波导管，如图9和图10所示。在短导管测试中，导管与传感器空腔间的声共振会影响测量系统的频率响应，为保证足够的频响范围，必须缩短导管长度或减小传感器空腔尺寸；为解决该问题，工程中采用“无限”声波导管进行高温噪声测量，其中所谓“无限”导管的长度必须足够长，以确保声波（脉动压力）在到达导管终端前完全衰减，从而避免因反射造成的声共振现象，传感器垂直于管道轴线安装。无限声波导管传感器实物图见图11。

1950年NASA Lewis飞行推力实验室最早在涡喷发动机燃烧装置噪声测试中采用声波导管进行高温噪声测量[11]。1960年在原子能火箭计划研究中使用声波导管测量了燃烧室的压力脉动[12]。

1984年Englund和Richards应用Bergh和Tijdeman的模型模拟无限声波导管的结构并解释了关键参数的影响，其中包括管道的内径、长度、传感器和测量末端的距离、传感器的空腔体积。图12是无限声波导管的几何尺寸参数。

测量的压力P0(t)：在导管中激励压力脉动，并且脉动往下继续传播。

压力波动Pl(t)：沿着导管传播l的距离，穿过传感器继续向终端传播。

如果在管道内的压力是P0cosωt，则传播到导管内的压力波动为：

图11 无限声波导管传感器实物图

图12 无限压力声波导管的几何尺寸和参数

图13 不同几何参数下的频率响应比较

其中Px(t)是时间t时x点的压力，α是衰减系数，b是相位因数，ω是轴向频率。

Englund和Richards利用无线管进行实验，并得出一些有价值的结论，为之后的研究做了铺垫，测试结果如图13所示。传声器与导管开口之间的距离越小、导管的直径越小，系统的振幅波动越小；传声器后面无限导管截面越大，振幅波动也越小。

1989年Saikuddin.M.等对高温环境下的测量高频噪声信号的声波导管设计和特性进行了研究。最终测试装置在温度1000°F（538℃）下进行了测量，测量频率可达5KHz。

美国NASA兰利研究中心于1989年设计并建造了热声疲劳测试设备（TAFA），用于在高强的声学环境下测试结构的热动态响应及声疲劳。该系统于1994、1995和2000年进行多次升级改造，目前TAFA增强了加热能力到了44BTU/ft-sec，可实现板形试验件2000°F（约1100℃）和168dB的试验[13]。用来支持美国航天飞机以及各种高速飞行器结构热防护系统的发展。TAFA系统设计了两个导出式的传声器，一个放在试验件前方，一个放在试验件后方（相对于行波方向的前后）。这是为实现高温下声压级测量而经过特殊设计的传声器。传声器通过18英寸长0.25英寸直径的T型导管来检测试验区的声音。在传声器后方有50英尺长(15m)、0.25英寸(6.35mm)直径的无限导管用于消除管路的反射造成的驻波，如图14所示。

图14 在TAFA 中的应用实物图

此外，参考文献[14]给出了大量有关声波导管在涡轮发动机测试中的应用，参考文献[15]给出了声波导管在在YF-102涡轮发动机燃烧室噪声测量中的应用。

5 结束语

试验环境下的耐高温噪声测量是一项具有相当难度的技术工作，国外研究的几种测量技术和建立的测试传感器方案，因其技术原理不同，适用的温度、压力、气流速度和安装条件等环境因素不同，可实现的噪声测量的动态范围也有较大差别，工程应用时应根据具体试验工况选择合适的测量方案。

[1]J.W.Maynor, and Stephen E. smith., 1995, “Method and apparatus for cooling sensors in high temperature environment”United States Patent, Vought Aircraft Company, Dallas, Tex.

[2]Ferguson, D. G., and Ivey, P. C., 1995, “Unsteady Pressure Measurement in a High Temperature Environment Using Water Cooled Fast Response Pressure Transducers,” ASME Paper No.95-GT-345.

[3]Ferguson, D. G., and Ivey, P. C., 1998, “A High-Temperature Assessment of Air-Cooled Unsteady Pressure Transducers,” ASME J. Turbomach., 120(3), pp. 608–612.

[4]Ivey, P. C., and Ferguson, D. G., 2002, “An Air Cooled Jacket Designed to Protect Unsteady Pressure Transducers at Elevated Temperatures in Gas Turbine Engines,” Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, June 3–6, Amsterdam, The Netherlands.

[5]Holger J. Konle , Christian O. Paschereit and Ingo Röhle, 2011,“Application of Fiber-Optical Microphone for Thermo-Acoustic Measurements” ASME Paper No. GT2011- 011602.

[6 Fürstenau, N., Schmidt, M., Horack, H., Götze, W., and Schmidt,W., 1997, “Extrinsic Fabry–Perot Interferometer Vibration and Acoustic Sensor Systems for Airport Ground Traff ic Monitoring,”IEE Proc.: Optoelectron., 144(3), pp. 134–144.

[7]MacPherson, W. N., Kilpatrick, J. M., Barton, J. S., and Jones,J. D. C., 1999, “Miniature Fiber Optic Pressure Sensor for Turbomachinery Applications,” Rev. Sci. Instrum., 70(3), pp.1868–1874.

[8]Mettler, R.,The Anemometric Application of an Electrical Glow Discharge in Transverse Air Streams, Ph.D. thesis, California Institute of Technology, 1949.

[9]Babcock, R. and Hermsen, R., “Glow Discharge Microphone,”Review of Scientif ic Instruments, Vol.41, 1970, pp.1659.

[10]Eden, J., Park, S.-J., Ostrom, N., and Chen, K.-F., “Recent advances in microcavity plasma devices and arrays: a versatile photonic platform,”Journal of Physics D: Applied Physics, Vol.38, 2005, pp.1644–1648.

[11]Blackshear, P. L.; Rayle, W. D.; and Tower,L.K.: Study of Screeching Combustion in a 6-1nch Simulated Afterburner.NACATN 3567, 1955.

[12]Samuelson, R. D.: Pneumatic Instrumentation Lines and Their Use in Measuring Rocket Nozzle Pressure. Report No. RN-DR-0124,Nuclear Rocket Operations, Aerojet-General Corporation,1967.

[13]Stephen A.Rizzi :Improvements To Progressive Wave Tube Performance Through Closed-Loop Control,NASA/TM-2000-210623

[14]Fischer, J. E.: Fluctuating Pressure Measurements from DCto Over 100 kHz in Jet Engine Testing. Instrumentation in the Aerospace Industry, VoI. 17, Instrument Society of 1971, pp. 117-123.

[15]Reshotko, M.; Karchmer, A. M.; Penko, P. F.; and McArdle,J. G.: Core Noise Measurements on a YF-102 Turbofan Engine.American Institute of Aeronautics and Astronautics, AIAA 77-21,1977.