基于TDLAS技术的燃烧室出口温度场测量

戴斌，阮俊，许振宇，李俊松，阚瑞峰，姚路

（1.中国燃气涡轮研究院，四川江油621703；2.中国科学院安徽光学精密机械研究所，合肥230031）

基于TDLAS技术的燃烧室出口温度场测量

戴斌1，阮俊2，许振宇2，李俊松1，阚瑞峰2，姚路2

（1.中国燃气涡轮研究院，四川江油621703；2.中国科学院安徽光学精密机械研究所，合肥230031）

为验证可调谐二极管激光吸收光谱（TDLAS）技术，在航空发动机燃烧室燃烧流场测量领域的适用性，以自主设计的高温升模型燃烧室为研究对象，结合多光路正交布网的测量方法，对燃烧室出口的燃气温度进行测量，并利用层析算法实现测量截面的二维分布重建，同时采用固定的温度探针进行测量与对比验证。结果表明，采用TDLAS结合层析重建的方法，基本能获得具有时间分辨的燃烧室出口温度分布的主要特征，可以区分高温区和低温区，但单线测量和场分布重建精度还有待于进一步提高。进一步优化该系统，可用于航空发动机燃烧室出口温度和组分浓度分布测量。

可调谐二极管吸收光谱（TDLAS）；航空发动机；燃烧室；出口温度场；多光路正交；试验验证；二维重建

1　引言

可调谐二极管激光吸收光谱（TDLAS）测量技术，是一种新兴的基于激光吸收光谱分析的燃烧诊断技术［1-2］，可实现高温、高流速环境下的多流场参数测量。相比传统的探针式接触测温法，TDLAS具有不干扰待测流场、灵敏度高、谱分辨率高、响应时间快、动态测量范围宽、多参量同时测量等优点。

近年来，TDLAS技术在燃烧流场诊断上的应用研究日益受到重视，内容涵盖了从实验室高温光谱参数研究到燃烧环境现场测量诊断的各个层面。如Griffiths等［3］首次将该技术应用于脉冲式超燃设备的燃烧室出口温度测量；Liu等［4］利用该技术在燃烧室出口截面的8个不同高度，同时测量了尾气温度和水蒸气分压；Rieker等［5］利用燃烧室出口温度测量结果，成功捕捉了超燃冲压发动机中的燃烧振荡现象；Gruber等［6］利用9个测量光束，得到了燃烧室出口静温的大致截面分布，并结合平面激光诱导荧光（PLIF）技术和CFD结果，分析了燃烧状况；Behrendt等［7］对一预混燃烧器的内部燃烧区和出口CO和NO等组分浓度进行了测量，并与探针测量结果进行了对比，尽管对比结果不理想，但作者提出了对TDLAS系统的一些改进措施。国内李飞和余西龙等［8-9］开展了TDLAS技术在超燃燃烧流场测量上的应用研究，并取得较大进展。

在TDLAS测量场分布的重建研究方面，国内外学者也开展了大量研究。如Martin［10］、Busa［11］等采用TDLAS结合计算机层析成像技术（CT），完成了在平焰炉上的验证试验；Kasyutich等［12］用对射收发结构，通过伺服旋转的方式扫描获取5个投影扇束共计55射束的投影，采用代数迭代（ART）算法对圆形和矩形加热体组合的温度分布重建进行了验证；Wang等［13］采用ART算法对低温下NH3排放的温度、浓度分布进行了重建研究；Ma［14］采用6条固定测量光路，选择H2O在1 333～1 337 nm范围内的其中100个吸收峰波长位置，进行了Hencken平焰炉炉面温度和H2O浓度的重建；李宁等［15］采用4投影方向，每组8个均匀分布射束，4个测量波长，利用遗传模拟退火算法，进行了抛物面上叠加双高斯峰温度模型、双高斯H2O浓度分布模型的重建模拟；姜治深［16］利用H2O的两条吸收谱线测量了平面燃烧炉上甲烷/空气的预混平面火焰，并根据采集到的数据，利用编写的基于ART算法的气体浓度重建程序，重建了H2O的浓度和温度的二维分布。

从以上研究可以看出，当前TDLAS技术在国内外的超燃领域应用较成熟，但在航空发动机燃烧领域应用极少，基本未见相关报道。本文以航空发动机高温升模型燃烧室为试验对象，在其出口截面上，采用TDLAS的双线直接吸收法，以多光路正交布网的方式，对燃烧室出口的H2O浓度和燃气温度进行测量，并与探针测量结果进行对比。后处理中结合CT技术，实现燃烧室出口H2O浓度和燃气温度二维分布重建。本次研究是TDLAS技术在航空发动机燃烧流场测量上的初步尝试，旨在进行先进的非接触式测试技术应用探索。

2　TDLAS测量与重建原理

2.1TDLAS测温原理

激光穿过气体介质后，其光强变化遵循Beer-Lambert定律：

式中：I、I0分别为吸收后和入射激光强度；Si（T）为该谱线强度（简称线强），表示该谱线的吸收强度；p为气体总压；L为光学路径长度；X为气体体积浓度；ϕ（ν）为线型函数，表示被测吸收谱线形状。图1为线强吸收原理示意图。

图1　线强吸收原理示意图Fig.1 The principle of line light intensity absorption

吸收线强是温度的函数，随温度的变化关系主要由低态能级决定。任何两个不同低态能级的吸收跃迁线强比值，为温度的单调函数（或随温度变化的函数唯一）。采用双线测温法测气体温度时，两条气体吸收线为同一种气体同一吸收路径下经一次扫描所得，浓度、压强等参数可通过运算消去，得到关于温度的表达式：

据此，经试验测得的两条跃迁吸收谱线的积分吸光度的比值，就可推算出温度值：

获得燃烧场温度后，便可通过任意一条吸收线来计算吸收组分的摩尔分数：

2.2温度场分布重建原理

采用多光路相正交的测量方法，即正交固定网格测量法实现温度场分布测量。其原理是通过将待测区域分成许多网格，并对待测区域进行多路测量进而得到每个网格的信息，从而实现同时具有时间和空间分辨的温度二维分布测量。二维区域的网格化测量技术按照模拟量的数字化思想实现：首先将二维区域划分为一定数量的微区，假设微区内的温度、浓度等参数均匀分布，这样就得到了若干交汇路径；再采用CT技术中的ART方法，进一步推算出微区的待测物理量，据此过程列写符合的物理规律方程，如式（5）所示；最后根据先验边界条件求解方程，从而获得每个微区网格内的物理量平均值，得到具有一定分辨率的二维场。正交网格法的具体实现如图2所示。

图2　正交网格法场分布重建示意图Fig.2 The sketch map of field distributed reconstruction using orthogonal grid method

ART方法本质为在一定最优化和边界约束条件下对式（5）的最优求解过程，其对投影射线安排的要求相对自由，能够在投影数目减少和存在测量噪声时，实现一定分辨的重建［17］。

3　出口温度场试验与验证

3.1试验件与测量装置

试验件为自主设计的用于燃烧场可视化研究的高温升模型燃烧室，如图3所示。其流道为矩形结构，由直壁扩压器、火焰筒及其头部、机匣和电嘴等组成。其中火焰筒头部包括双级轴向旋流器、燃油喷嘴、挡板和帽罩等组件。本次试验中，将图中所示两侧板更换为盲板进行试验。

出于对TDLAS技术试验与验证的目的，需要根据试验件出口结构尺寸设计光机测量机构，同时还要考虑激光光路的安装调节，玻璃视窗的防污染和清洁，以及整体机构的高温冷却等。光机测量机构应能实现激光的视线测量及总温探针的验证测量。综合考虑后，该测量装置设计为图4所示结构。

图3　高温升模型燃烧室试验件Fig.3 High temperature rise combustor model

图4　试验件出口光机测量机构结构3D视图Fig.4 The 3D view of optical mechanical construction for measurement of sample exit

在邻近光机测量机构的进口连接法兰端面处（尽量贴近试验件出口截面处），采用多光路布网传输，相交织光路形式，将燃烧室出口横截面分成5×3的网格，在壁面上布置带防油雾和防积碳污染功能的光路探测装置。紧随其后，在距TDLAS视线光路所在截面下游2.0 mm处，布置2支7点总温总压复合探针用于数据验证。TDLAS系统光路与探针测量的相对位置如图5所示，其中1#、3#光路分别对应1#和2#总温总压探针的测量点，5#和7#光路与邻近探针测点的纵向距离为3.0 mm。光路之间间距25.0 mm，每支探针相邻测点之间间距11.0 mm。整个机构采用带夹层水套的形式通水冷却。

图5　TDLAS系统光路与探针测量相对位置示意图Fig.5 Opposite measurement position sketch of probe and light path of TDLAS system

3.2测量系统组成

试验件进口分别采用单支3点总温总压复合探针和单点静压孔测量进气总温、总压和静压，空气流量采用标准孔板测量。

采用中科院安徽光学精密机械研究所自主设计的TDLAS系统进行测试。该系统主要由控制机箱和数据采集模块组成，如图6所示。控制机箱主要实现信号处理，包含DFB激光器、光纤分束器、小型化激光器驱动模块、激光器扫描波形发生模块和弱信号处理模块。数据采集模块主要完成对模拟光谱信号的数字化和温度反演功能。控制机箱与光机测量机构之间通过光纤和同轴电缆连接，实现光电信号传输。

图6　TDLAS测量系统组成Fig.6 The structure of TDLAS measurement system

3.3试验参数与试验方法

出于技术验证的目的，在两个不同压力状态下进行试验，具体参数见表1。表中，W为试验件进口空气流量，p3为进口总压，T3为进口总温。

表1　试验状态参数Table 1 Test state parameters

试验在中国燃气涡轮研究院传热试验器上进行，试验件与光机测量机构现场安装如图7所示。根据文献［18］，在分析了TDLAS的直接吸收和二次谐波两种测量方法的优缺点后，决定采用直接吸收法进行试验。试验前先调整TDLAS系统测量光学发射、接收模块，使激光能有效接收。系统采用锯齿波形进行波长扫描，利用每个周期内激光器不出光部分消除辐射背景，同时利用系统本身具有的波长锁定功能。点火后，TDLAS系统处于待测状态，当判断到有效温度值时，与探针采集系统同时开始数据保存。试验过程中，采用氮气对壁面内通光小孔进行吹扫，以防止油、水和炭黑等进入小孔阻挡光路。采集到的数据传输到控制机箱的上位机进行处理，输出温度、H2O浓度多路平均结果。

图7　试验现场照片Fig.7 The test photo

4　试验结果与分析

4.1TDLAS测量结果

图8和图9分别为表1所示两个状态下，8条光路在H2O的1 398 nm附近的两条吸收谱线下测量，经式（2）、式（3）推算得到的燃气静温和H2O分压结果。图中各曲线是对温度数据输出频率为14 Hz的各光路的数据按秒平均后的结果。可见，两个状态下8条光路的测量值均差别较大，且分布规律基本一致，即3#和4#光路的温度测量值较高，0#和1#光路的测量值最低，稳定时间段最大相差约400 K，其余光路的测量值相对较接近。由此可看出，燃烧室试验件出口的燃气温度分布极不均匀。

4.2对比验证

为验证TDLAS系统测温的准确度，选取图5中的4条光路进行对比：①1#光路与1#探针的平均测量值；②3#光路与2#探针的平均测量值；③5#光路与16、22两个测点的平均测量值；④7#光路与12、26两个测点的平均测量值。将探针测量值换算为静温，以时间为横轴，同一时段内的对比如图10和图11所示。

图10　探针和TDLAS对应光路测温结果对比（状态1）Fig.10 Results comparison of temperature measurements between probe and corresponding light path of TDLAS（test state 1）

图11　探针和TDLAS对应光路测温结果对比（状态2）Fig.11 Results comparison of temperature measurements between probe and corresponding light path of TDLAS（test state 2）

为具体量化两者间的差异，分别选取，两个状态的测量时段中，试验件进口压力和供油量都非常稳定的局部时段的平均测量值进行对比，具体结果见表2。表中α为对比时段内燃烧室余气系数，Tpro，i（i=1，2）表示探针温度平均测量值；Ttdl，j（j=1，3，5，7）表示各对比光路温度测量值，Tpro，（16，22）表示探针上16和22两个测点的平均测量值，Tpro，（12，26）表示探针上12和26两个测点的平均测量值，Tpro、Ttdl分别表示2支探针和TDLAS系统8条光路的总体平均值，误差为TDLAS测量值与探针测量值之差。

表2　探针和TDLAS测温值对比Table 2 Comparison of temperature measurements between probes and TDLAS

从对比情况看，所选取的TDLAS4条光路测量值与探针测量值相差较大。两个状态下TDLAS的3#和5#光路测量值较探针测量值偏高，1#和7#光路测量值则偏低，除5#光路误差稍大外，其余光路的误差值大都在±（100～200）K范围内。但从总体平均值对比看，TDLAS测量值与探针测量值较接近，绝对误差不超过50 K，状态2基本持平。分析认为，TDLAS的单线测量值偏差较大的原因可能有：

（1）TDLAS测温主要是应用气体吸收线强比值随温度的单调变化关系。对于选定的吸收线对其跃迁低态能级差固定，则TDLAS测温不确定度主要取决于两条吸收线积分吸光度的相对不确定度和温度值，即式（6）：

测量中，由于现场电子学干扰串入到光电转换信号传输线中，测量光谱本身叠加了干扰，对其中一条吸收线影响严重，典型光谱如图12所示。如对于1 200 K静温，假设Line 1测量不确定度为1%，Line 2测量不确定度分别为3%、10%时，对应的温度不确定度将分别为41.5 K和131.8 K，Line 2受影响程度更大。

（2）TDLAS测量的温度，是采用吸收线强比值法计算获得的沿路径加权平均意义下的静温值。假设测量光谱信噪比满足要求（温度测量不确定度相应较小），而测量路径上温度、H2O浓度不均匀时，测量加权平均结果在路径最低温度与最高温度之间，与热电偶实际测量值存在差异，差异程度取决于积分路径上H2O浓度分布均匀情况。

图12　存在干扰的典型测量光谱Fig.12 The typical measurement spectrum with disturbance

本次试验中，如果测量截面上包含相对较低的温度区域，且H2O浓度也较高，则低温部分吸收在整个测量光路累加积分结果中将占很大份额，从而导致温度测量值被拉低。偏差大小与实际分布相关，该部分为理论固有偏差。这也是低温区TDLAS的测量值更低的主要原因。

图13　状态1出口温度分布部分重建结果（顺流向）Fig.13 Partial reconstruction results of exit temperature field of test state 1（along the flow direction）

4.3场分布重建结果

图13和图14为采用ART方法获得的不同时间点下的燃烧室试验件出口温度2D分布结果。可见，燃烧室出口温度分布极不均匀，顺流向看测量截面的右半区域温度较高。该温度的分布趋势与数值模拟结果大体一致，但在具体像素位置和数值上还存在较大误差。这一方面与采用较稀疏的5×3正交固定视线测量方法有关，另一方面ART算法本身也存在一定误差。

图14　状态2出口温度分布部分重建结果（顺流向）Fig.14 Partial reconstruction results of exit temperature field of test state 2（along the flow direction）

目前，国内外在二维温度场重建的测量光路设计和算法分析方面还不是很成熟。如文献［19］认为，对于对称的单峰非均匀温度场，ART算法的最大偏差和相对偏差都较小；而对于双峰温度场，最大偏差和相对偏差都较大，并出现严重失真。同时，文中还确定5×5的路径排布为单峰分布的最佳测量方案。文献［20］研究了扇形光束和平行光束分布下，光线数目和网格数目对温度场重建结果的影响规律，表明光纤间距与网格间距比在0.6～1.0范围内时，重建温度场相对均方误差最小，而本文的这个比值大于等于1.0。文献［21］通过在平焰炉上的验证试验，分析了ART算法对结果的影响，认为当吸收率存在5.0%的测量误差时，可引起最大10.5%的吸收比误差；1 500 K温度下，该误差最大可带来16.0%的温度测量误差，吸收率的测量误差决定着最终的温度重建精度。

5　结论及讨论

本文采用TDLAS技术，以及在燃烧室出口采用多光路相正交的测量方法，对航空发动机高温升模型燃烧室出口H2O浓度和燃气温度开展了测试与验证研究，并结合层析重建方法，获得了具有时间和空间分辨的场分布。测量和重建结果基本能反映具有时间分辨的燃烧室出口温度分布的主要特征，可区分高温区和低温区，但单线测量和场分布重建精度还有待进一步提高。

本次研究摸索出了TDLAS技术在温度场分布测量上的应用方法，发现了其在实际工程试验中存在的关键技术问题，如信噪比、吸收率误差、测量视线布局设计和ART算法优化等。本文仅是TDLAS技术在航空发动机燃烧流场测量上的初步应用探索，在测量方案设计、算法选择、数据处理和重建精度评估等多个方面还需要深入的研究，在下一步工作中将逐步开展。

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Measurement of combustor exit temperature field based on tunable diode laser absorption spectroscopy technology

DAI Bin1，RUAN Jun2，XU Zhen-yu2，LI Jun-song1，KAN Rui-feng2，YAO Lu2
（1.China Gas Turbine Establishment，Jiangyou Sichuan 621703；2.Anhui Institute of Optics and Fine Mechanics，CAS，Hefei 230031）

In order to grope for the applicability of tunable diode laser absorption spectroscopy（TDLAS）technology in the combustion field measurement of aero engine combustor，a high temperature rise model combustor was used for study.The gas temperature at the combustor exit section was measured by TDLAS technology and the grid method of orthogonal intersection of multiple light path.The two dimensional distribution reconstruction in the measurement section was realized combined with tomography arithmetic.The TDLAS measurements were verified using the measured value of fixed temperature probes at the combustor exit.The results indicate that the primary characteristic of combustor exit temperature distribution with time resolution could be captured applying the method of TDLAS combined with tomography reconstruction，and the high and low temperature zone can be distinguished.But the precision of single light path measurement and distribution reconstruction would be improved further in the future.The optimized TDLAS system will be used to measure the temperature and concentration distributions of aero-engine combustor exit.

tunable diode laser absorption spectroscopy（TDLAS）；aero-engine；combustor；exit temperature field；orthogonal intersection of multiple light path；test and verification；two dimensional reconstruction

V231.2；TK311

A

1672-2620（2015）04-0049-08

2015-06-09；

2015-07-20

戴斌（1962-），女，江苏盐城人，工程师，主要从事航空发动机主燃烧室试验研究。