利用拉曼散射法在线测量航空发动机燃烧场主要组分

张振荣,李国华,叶景峰,方波浪,吕旭飞,王晟,胡志云

(1.西北核技术研究所, 西安710024; 2.激光与物质相互作用国家重点实验室, 西安710024;3.西北工业大学 动力与能源学院, 西安710072)

利用拉曼散射法在线测量航空发动机燃烧场主要组分

张振荣1,2,李国华1,2,叶景峰1,2,方波浪1,2,吕旭飞3,王晟1,2,胡志云1,2

(1.西北核技术研究所, 西安710024; 2.激光与物质相互作用国家重点实验室, 西安710024;3.西北工业大学 动力与能源学院, 西安710072)

为了分析评价航空发动机燃烧状态，采用拉曼散射技术在线测量了航空涡轮发动机燃烧流场主要组分。基于发动机实验现场条件，建立了用于发动机燃烧场主要组分测量的拉曼散射实验系统，测量了发动机试验过程中流场主要组分的拉曼光谱；通过光谱计算获得了流场主要组分含量信息。实验结果表明：采用自发拉曼散射技术可以较好地完成航空涡轮发动机燃烧场主要组分摩尔分数的测量工作。

拉曼散射；航空涡轮发动机；燃烧场；组分

发动机是各类飞行器的动力源，它的性能是决定飞行器技术水平的重要因素之一。一直以来，我国航空领域高速发展的主要瓶颈是缺乏高性能航空发动机，因此，研制高性能的航空发动机是提高我国飞机性能，打破高性能航空发动机主要依赖进口不利局面的关键。对未来飞机的需求是更长的航程、更高的巡航速度，特种用途的飞机还特别突出机动性和敏捷性的要求。为了满足这些发展需求，现代航空发动机必须具有更高的推重比和更高的可靠性。主燃烧室是航空发动机的核心部件之一，发动机的可靠性和寿命在很大程度上取决于燃烧室的可靠性和有效程度。为此，必须提高燃烧室设计水平，设计一种燃烧效率高、燃烧稳定、寿命长的燃烧室是现代高性能航空发动机研制中的一项重要任务。

要正确评价发动机燃烧室性能，必须开展大量的模拟实验[1-2]，并对燃烧过程中表征燃烧状态的各种参数，如温度、组分、速度、压力等进行在线测量。其中，燃烧过程中的组分信息是目前发动机试验极为关心的关键参数之一。由于常规的接触式探测器往往难以适应发动机高温、强氧化环境，无法实现组分的在线测量，因此需要借助非接触式的光学方法在线测量发动机流场参数[3-6]。

可用于发动机流场组分测量的方法很多，其中，自发拉曼散射(spontaneous Raman scattering，SRS)技术因单次测量就可以实现流场主要组分定量测量，因此，在流场主要组分浓度测量方面具有独特优势。目前该技术已初步成功应用于多种燃烧流场组分测量[7-11]。Grady等用KrF准分子激光(248 nm)激励SRS技术，测量了燃烧场参数信息，实验采用的混合物燃料中，甲烷和氢气的摩尔分数分别为70%和30%，与实际使用的燃料相比，该实验燃料简单，没有强荧光干扰[9]。Pitz等采用KrF准分子激光，诊断了简单碳氢燃料燃烧的超声速燃烧流场，获得了流场组分其摩尔分数[10]。Wehr等用YAG激光三倍频(355 nm)输出激励一维SRS技术[11]，诊断了以天然气为燃料的高压燃气轮机燃烧场，获得了燃烧场主要组分及其摩尔分数，实验结果可用于对该燃烧过程的理论模拟。Locke采用YAG激光二倍频(532 nm)输出激励SRS技术，开展了模拟燃烧流场诊断实验，获得了燃烧场主要组分摩尔分数[12]。

上述研究一般采用小分子气体燃料，如CH4、H2、C2H4等采用自发拉曼散射技术诊断以煤油为燃料的发动机试验尚未见报道。本文采用SRS技术对航空涡轮发动机试验过程流场进行了诊断。通过拉曼光谱测量与分析，获得了发动机试验全过程主要组分的摩尔分数，为发动机试验性能分析及数值模拟提供了必要的数据支持。

1 测量原理

激光作用到气体分子时会产生弹性瑞利散射，同时还会产生较弱的非弹性散射即拉曼散射。拉曼散射光与激励激光存在一定的频差，该频差与激励激光的波长无关，由散射分子的振动和转动能级决定。不同的分子，振动能级往往各不相同，因此，一次激发即可获得被测气体中所有组分的拉曼光谱，通过光谱分析可以获得被测气体的组分信息，同时还可以根据各组分拉曼光谱的强度，计算出各组分的摩尔分数。气体组分的拉曼散射信号强度可以表示为[12]

其中,I为实验测得的拉曼散射光强度；η为系统的整体收集效率，与收集透镜的空间立体角、光谱仪接收效率、探测系统的量子效率等有关；EL为激励激光的脉冲能量；hvs为散射光子的能量；dσ/dΩ为探测组分的拉曼散射截面，可通过计算或是实验标定的方法获得；ni为探测组分的粒子数密度；l为探测区域的空间尺度；f(T)为温度的函数，与探测组分基态粒子数在各振动、转动能级上的分布相关，主要影响拉曼光谱的谱线轮廓。由上式可知，在保持激光、外光路和测试系统等参数不变的条件下，拉曼散射信号强度与所探测组分的粒子数密度成正比，所以利用自发拉曼散射技术可以较容易地获得所探测组分的摩尔分数信息。

2 实验系统

拉曼散射测量系统，如图1所示。主要由激光光源、光谱仪、信号收集系统、航空发动机实验台等部分组成。

航空发动机模拟实验台来流采用电加热方式，实验中来流温度为600 K，流量为0.5 kg·s-1。发动机模型的燃烧室在水平侧壁上有2个对开的光学窗口，用于信号探测；在发动机尾部有1个光学窗口，用于激光入射。3个光学窗口位于同一高度处。从图1可看出发动机光学窗口的具体布局。发动机燃料采用航空煤油，燃烧室压力为550 kPa。

图1 拉曼散射实验系统Fig.1Raman scattering experiment system

实验所用的激励光源为Nd:YAG激光器的三倍频，波长355 nm，脉宽约8 ns，重复频率10 Hz，线偏振。光谱仪使用600 g·mm-1刻线光栅，光谱分辨率为0.2 nm，中心波长为392 nm，光谱测量范围为370～420 nm，涵盖了被测主要组分的振动拉曼光谱。信号收集系统由一对大口径球面透镜和一块宽带反射镜组成。激励经过一块半波片后由焦距为0.8 m的透镜聚焦，经过光束转置传输，沿水平方向经发动机尾部的光学窗口入射到发动机燃烧室，产生的拉曼散射信号穿过燃烧室侧面的光学窗口后，由信号收集系统成像至光谱仪狭缝处，经光谱分光后由ICCD接收。实验测量点位于发动机旋流器轴线上，距旋流器出口8 cm处。光谱仪狭缝前放置有长波通滤光片(Semrock)，用于过滤激光散射光。激光传输光路上设置有355 nm半波片，通过旋转调节使激光入射到燃烧场时处于垂直偏振状态，以获得最大信号强度。

3 测量与分析

发动机燃烧流场组分测量实验可以分为3个阶段。第1阶段为来流加热阶段，这一阶段来流为纯净的热空气；第2阶段为燃料燃烧阶段，发动机喷油点火，并在燃烧室内燃烧，流场中的组分包括来流气体及燃烧产物等；第3阶段为结束阶段，此时燃烧结束，流场主要组分为用于管道吹扫的热空气。

图2为发动机实验过程中流场的典型拉曼光谱。

图2 发动机流场组分拉曼光谱Fig.2Raman spectra of species in engine flow field

从测量开始后的前2 s为第1阶段，流场主要组分为N2和O2。第2阶段，发动机喷油点火，此时拉曼光谱所测得的主要组分有CO2、O2、N2和H2O等。发动机喷油燃烧共约8 s，随后喷油结束，火焰熄灭，来流仍然为热空气。在火焰熄灭后的拉曼光谱中出现了燃料的拉曼光谱，主要是由于火焰熄灭后，来流空气带出了喷油管道中残余的燃油，持续时间约2 s。发动机实验参数设置为富氧燃烧状态，所以在整个实验过程中存在较强的氧分子拉曼光谱。

根据实验过程中各组分拉曼光谱的强度，由公式计算出各个组分的摩尔分数。图3为利用拉曼光谱计算获得的各种主要组分的摩尔分数及其在燃烧过程中的变化情况。燃烧过程中，各种燃烧产物的摩尔分数相对稳定，说明虽然在航空发动机燃烧室内流场存在强湍流，但燃烧过程本身比较稳定，发动机实验的参数控制较好。

图3 主要组分摩尔分数随时间的变化曲线Fig.3Mole fraction of major species vs. time

4 结论

采用拉曼散射技术对航空涡轮发动机燃烧流场进行了诊断，获得了以航空煤油为燃料，燃烧压力为550 kPa条件下，燃烧流场主要组分及其摩尔分数随时间的变化信息。结果表明：1)采用自发拉曼散射技术可以较好地完成发动机燃烧流场主要组分含量的在线测量工作；2)发动机实验过程中，各组分的摩尔分数比较稳定，说明发动机实验过程中燃烧参数控制较好。

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The Online Measuring of the Major Species in Aeroengine Combustor Using Raman Scattering Method

ZHANG Zhen-rong1,2,LI Guo-hua1,2,YE Jing-feng1,2,FANG Bo-lang1,2,LYU Xu-fei3,WANG Sheng1,2,HU Zhi-yun1,2

(1.Northwest Institute of Nuclear Technology,Xi’an710024,China; 2. State Key Laboratory of Laser Interaction with Matter,Xi’an710024, China; 3.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi’an710072,China)

In order to properly evaluate the aeroengine combustion state, spontaneous Raman scattering technique is used to determine the major species in aeroengine combustor. First, according to the engine experimental conditions, spontaneous Raman scattering experimental system for the engine flow field diagnosis is established. Second, the Raman spectra of the major species in aeroengine combustor are measured, and the mole fractions of the major species are calculated by analyzing the Raman spectra. The results show that spontaneous Raman scattering technique works well for mole fraction measurements of aeroengine combustor species, and the results can be utilized for the aeroengine experimental data analysis.

Raman scattering；aeroengine；combustion；species

2016-09-19；

2016-11-02

激光与物质相互作用国家重点实验室基金资助项目(SKLLIM1507)

张振荣(1974- )，男，陕西西安人，副研究员，硕士，主要从事激光诊断燃烧流场相关研究。

E-mail:zhangzhenrong@nint.ac.cn

TN249

A

2095-6223(2016)040303(4)