激光诊断技术在航空发动机测试领域发展现状

胡文成，张宝华，王冬冬，窦义涛

（沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

1 引言

航空发动机设计研制经常会遇到许多传统方法无法解决的测试问题。为此，美国的NASA、法国的 SNECMA、德国的 DLR和DASA，以及英国的Cranfield大学等，早在20世纪80年代，就开始了光学诊断技术在航空发动机等领域应用的研究，许多光学测试技术早已发展成熟，但由于种种原因而未能广泛应用。经过20多年的发展，现代激光诊断技术已经可以用于测量航空发动机内多种参数，如发动机进口流场温度、燃烧室内的雾化、射流掺混、燃烧产物浓度、气膜冷却效果、叶栅和扩压段的气流分离、激波宽度等，为发动机设计和故障诊断带来了极大便利，许多传统测量方法无法解决的问题得以顺利解决。

本文介绍了多种激光诊断技术在航空发动机测试中的应用。

2 激光测速诊断技术

2.1 激光粒子图像测速技术

激光粒子图像测速（Particle Image Velocimetry,PIV）技术能够测量瞬态速度场，并可以把观测到的速度矢量描绘出来。其基本原理是利用脉冲激光将随流体运动的示踪粒子照亮，用CCD相机拍摄示踪粒子图像，通过图像处理得到示踪粒子的速度矢量。采用PIV技术可以对内燃机、燃气轮机进气道附近流场，垂直起飞飞机和直升机水平翼表面附近等瞬态流场进行测量。

PIV技术对光学畸变的影响很敏感，如观察窗的污染、光折射率的变化等都会使测量结果产生偏差。在测量燃烧室内流场的试验中，折射率变化带来的影响尤为重要，并且这种影响与燃烧室的尺寸、压力等因素有关，因此，PIV技术应用在燃烧室试验中有一定的局限性。G.F.Naterer和P.S.Glockner[1]在 2001年采用 PIV技术测得了喷气发动机进气流场速度分布（如图1所示），并利用多相湍流模型进行了模拟计算。

图1 G.F.Naterer实验给出的部分流场速度分布

2.2 激光多普勒测速技术

激光多普勒测速（Laser Doppler velometer,LDV）技术是在20世纪60年代中期发展起来的。其基本原理是运动的粒子经过由2个交叉激光束形成的探测区，散射光干涉条纹移动的时间频率与粒子运动速度有一定的函数关系（多普勒效应）。

LDV技术的空间分辨率高，可测很小体积内的流速。该技术采用点测量方式，适用于稳态流场的测量，具有良好的方向灵敏度，并可进行三维测量。NASA的Lewis研究中心已经采用LDV技术对涡轮部件内的流场进行了三维测量。

LDV技术应用于非反应流测量中，其结果比较准确；而应用于反应流测量中，由于组分粒子折射系数不同，使得探测体扭曲，从而影响测量效果。

2.3 多普勒全局速度成像技术

多普勒全局速度成像(Doppler Global velocimetry,DGV)技术也称 PDV（Planar Doppler Velocimetry） 技术，是 1991年Komine等人首先提出的[2]，可测量被激光片光源所照亮的平面流场速度。其基本原理是激光经过运动的粒子散射后发生多普勒效应，产生的多普勒频移信号与粒子运动速度成一定的函数关系[3]。

利用DGV技术可在薄片光平面内测量流场的三维速度，数据采集和处理速度快。适用于较恶劣的试验条件，可用于发动机进气道、燃烧室和尾喷管的流场测量。

DGV技术与传统的LDV技术相比有很多优点。后者是点测量技术，适于稳态流场测量；而前者是平面测量技术，能够测量非稳态的瞬态流场。DGV采用的是多普勒频移测速技术，不会受光学畸变影响。因此，在光学畸变无法避免的情况下，与PIV技术相比，DGV技术显示出独到优势。

1999年，Thomas J.Beutner,Glenn W.Williams和Henry D.Baust等人利用该技术测得了波音BLI模型流场速度分布[4]（如图2所示）。

图2 Thomas J.Beutner等人测得的速度分布（波音BLI模型）

2.4 激光相位多普勒技术

燃烧室内的湍流运动会影响氧与燃油的燃烧反应。燃油粒子和空气流动的相对速度对燃油的蒸发、燃烧效率和燃烧污染物的形成有影响。因此，同时获得燃油粒径和粒子运动速度的分布对研究燃烧过程有重要作用。在激光测速技术基础上，W.D.Bachalo和Mike Houser成功地实现了对粒径和速度的同时测量[5]。

激光相位多普勒（Phase Doppler Particle Analyzer,PD PA）技术现已成为测量喷雾粒子速度和大小的标准方法。该技术利用散射光的干涉条纹移动进行测量，以波长为单位，所以，比通过测量散射光强度得到粒径的方法精确，并且无需经常标定。

该技术的基本原理是：交叉区域的激光束照射到被测粒子上时，其散射光的干涉条纹移动的时间频率（多普勒频率）与粒子的运动速度有关，干涉条纹移动的空间频率与粒径有关（多普勒频率信号相位差）。通过同时测量干涉条纹的多普勒频率和相位差就可以同时获得粒子的运动速度和粒径信息。

3 激光燃气分析技术

3.1 激光诱导白炽光技术

在喷气发动机研制过程中，由不完全燃烧而产生炭粒子的问题不容忽视。产生的大量的炭粒子不仅使燃烧效率降低，而且由于碳的堆积极易堵塞燃油喷嘴，破坏物化质量，全面影响燃烧室性能。另外，燃烧产生的炭粒子、二氧化氮等化学物质是环境和人类健康的重要污染源，在大型飞机发动机研制过程中，这一点越来越受到重视。对于如何减少污染物排放的问题，国际上近年来也做了大量试验研究。

激光诱导白炽光（laser-induced incandescence,LII）技术利用激光诱导白炽光原理对炭粒子浓度进行分析，是测量航空发动机尾气中炭粒子含量的强有力工具。其原理是用脉冲激光束将小粒子炭加热到非常高的温度，通过对在此温度下产生的可见的白炽光信号（黑体辐射）进行处理分析，得到炭粒子浓度信息。2002年，T.P.Jenkins,J.L.Bartholomew,和 P.A.DeBarber[6]等人利用LII技术对涡轮发动机产生的炭粒子浓度进行了研究，其结果如图3、4所示。

图3 LII信号强度与C浓度关系（实验数据并非同一天所得）

图4 利用LII技术得到的某型航空发动机基炭图像

3.2 平面激光诱导荧光技术

平面激光诱导荧光（Planner Laser-Induced Fluorescence,PLIF）技术具有优越的时间和空间分辨能力，并且可以得到流场的二维图像，可以对不同物质分子的不同量子态进行探测，因此，采用该技术可同时测量流场的多个参数，如流场内某物质的浓度、温度、压力和流动速度等；这些特性与其卓越的时间和空间分辨能力有机地结合在一起，使其在超声速和高超声速流场研究中占有独特地位，已成为研究燃烧流动的有效诊断工具。

PLIF技术可利用燃烧所产生的自由基作为示踪粒子，研究燃烧状态下的流动。其测速原理与DGV技术的相似，激光照射到自由基上发出荧光信号；由于自由基的运动，荧光产生多普勒频移（多普勒效应）；通过多普勒频移可得到自由基的运动速度。常见的待测自由基有 OH、HCHO、CH、CO、CO2、NO、NO2等。

1990年，B.K.McMillin,M.P.Lee和 R.K.Hanson[7]等人采用PLIF技术对NO在震激管中激波加热流动成像，对激波的结构进行了研究；1999年，Jonathan H.Frank等人采用PLIF技术得到OH在燃烧室内不同压力下的喷射火焰图像[8]（最大试验压力为2026.5 kPa）；2002 年，R.K.Hanson[9]采用PLIF技术对超声速燃烧进行了研究；2005年，H.Seyfried,G.A.Omrane[10]等人采用PLIF和LIP技术分别对RM12型发动机（如图5所示）加力燃烧室内残余的燃油浓度分布（如图6所示）和燃烧室内的温度分布进行了研究。

图5 RM12发动机剖面[10]

图6 某状态下未参与燃烧的燃油浓度分布（灰度表示）[10]

3.3 兼并四波混频技术

采用兼并四波混频（Degenerate four-wave mixing,DFWM）技术可以对喷气发动机燃气中某些物质的浓度进行分析[11]，相关的试验设备简单，在试验信号较弱时也能得到较好的试验结果而无需其他技术辅助。3束光（2束泵浦光和1束探测光）照射到被探测物质后，形成1束新的信号光，其光强信号包含了被探测物质的一些浓度信息(如图7所示)。该技术下的空间分辨率与光束交叉区的大小有关，因此，该技术具有卓越的空间分辨能力；利用的是超短激光脉冲,因此具有非常好的时间分辨能力（大约 30 ns）。

图7 DFWM信号与喷气发动机尾喷口处NO2浓度关系[11]

4 激光扫描压力敏感漆技术

激光技术与激光扫描压力敏感漆(Laser-scanning Pressure-Sensitive Paint,PSP)技术相结合，可用于测量压气机叶片的表面静压分布。其原理是：激光照射到被测部件的PSP涂层上，产生的冷光信号与部件表面的静压有一定的函数关系[12]。表面静压测量的传统方法是采用在被测物体表面排布压力传感器来进行，虽然能够测得物体表面局部静压，但不能全面给出物体表面的静压分布，而且不可避免地会破坏原有流场。PSP技术可以避免出现这类问题，通过测量压气机叶片的表面静压分布可为叶型设计以及材料选择提供宝贵的试验依据。采用PSP技术可瞬时得到试验体的表面压力分布，无需通过建立复杂的理论模型来计算，节省了研发时间和资金。

5 温度场测量技术

测量温度的传统方法大多是点测量，有很多局限性，如被测温度不能太高，采用接触式测量会破坏流场，无法获得整个温度场的信息等。因为通过光谱分析可以同时得到燃烧温度以及相应燃烧产物（N2,CO2,H2,CO,CH4等）浓度的信息，且具有较好的时间和空间分辨能力，光谱分析技术被广泛应用。

以激光技术为基础的光谱测量技术，可以测量2000 K以上的温度，而且可以提供整个温度场的信息。

5.1 相干反斯托克斯拉曼散射技术

相干反斯托克斯拉曼散射（Coherent Anti-Stokes Raman Scattering,CARS）技术也称相干反斯托克斯拉曼光谱技术（Coherent Anti-Stokes Raman Spectroscopy）。

采用CARS技术可同时获得燃烧室内燃气温度和某燃烧产物的物质的量分数。产生的相干信号可增加信噪比，并可以用空间滤波器来减少高温燃气带来的干扰光信号，因此增强了测量信号的质量，这些优点使得CARS技术在高温燃烧温度测量中具有独特优势。

采用CARS技术，NASA兰利研究中心的P.M.Danehy和R.DeLoach[13]等人较精确地测得了超声速燃烧室的温度场分布，Christoph Hassa，Chris Willert等人测得高压燃烧室的燃气温度[14]，M.Fischer,E.Magens,H.Weisgerber[15]等人测量了工作状态下吸气冲压发动机模型的温度，NASA兰利研究中心对2000 K以上的温度场进行了测试研究[16]。

5.2 激光扫描热敏感漆技术

用传统方法测量试验件的传热分布是无法满足需要的。

激光扫描热敏感漆(Laser-scanning Temperature-Sensitive Paints,TSP)技术可以很好地解决采用传统方法时所遇到的难题，可以测量对流传热、发动机涡轮表面温度分布[17]。

6 结束语

随着激光测量技术的发展，激光诊断技术在国外航空领域的应用愈加广泛。在中国航空工业领域则应用较少。

在航空发动机研制过程中，采用具有非接触、自动化程度高、数据处理速度快、测量精度高、效率高、空间分辨率高等突出特点的激光诊断技术，不仅可以缩短研发周期，而且可以大大减少研发投资，具有广阔的应用前景。

[1]Naterer G F,Glockner P S.University of Manitoba "Pulsed Laser PIV Measurements and Multiphase Turbulence Model of Aircraft Engine Inlet Flows[C]. 31st AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit,11-14 June 2001/Anaheim,CA.

[2]Komine H.System for Measuring velocity Field of Fluid Flow Utilizing a Laser-Doppler Spectral Image Converter[J].United States Patent 4,919,536,April 24,1990.

[3]Komine H,Brosnan S J,Litton A B,et al. Real-timle, Doppler Global Velocimetery[C].,29th Aerospace Sciences Meeting, January 7-10,1991/Reno,Nevada.

[4]Beutner Thomas J,Williams Glenn W,BaustHenry D.Characterization and Applications of Doppler Global Velocimetry[C].37th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,January 11-14,1999/Reno,NV.

[5]Bachalo W D,Hous M J.Development of the Phase Doppler Spray Analyzer for Liquid Drop Size and Velocity Characterization[R].1984,IAA-84-119.

[6]Jenkins T P,Bartholomew J L,et al.A Laseer-induced Incandescence System for Measuring Soot Flux in Aircraft Engine Exhausts[C]. 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint propulsion Conference&Exhibit 7-10 July 2002,Indianapolis,Indiana.

[7]McMillin B K,Lee M P，Hanson R K.Planar Laser-Induced Fluorescence Imaging of Nitric Oxide in Shock Tube Flows with Vibrational Nonequilibrium[C].AIAA 21st Fluid Dynamics,Plasma Dynamics and Lasers Conference,June 18-20,1990/Seattle,WA.

[8]FrankH J,Mille M F,Allen M G.Imaging of Laser-Induced Fluorescence in a High-Pressure Combustor[C].37th AIAA Aerospace Sciences Meeting&Exhibit,January 11-14,1999/Reno,NV.

[9]Hanson R K.Advanced Laser Diagnostics for Reactive Flows[C].40th AIAA Aerospace Sciences Meeting&Exhibit 14-17 January 2002/Reno,NV.

[10]Seyfried H,Sarner G,Omrane A,et al. Optical Diagnostics for Characterization of A Full-size Fighter-jet Afterburner[C].ASMEPower for Land,Sea and Air,2005.

[11]ColeTC,BrownTM,PitzRW.Degenerate Four-Wave Mixing for Measurement of NO2and Smoke Concentration in Jet Engine Exhaust[C].AIAA/SAE/ASME/ASEE 28th Joint Propulsion Conference and Exhibit,July6-8,1992/Nashville,TN.

[12]MorrisM J,Donovan J F,Kegelman J T,et al.Aerodynamic Applications of Pressure-Sensitive Paint,McDonnell Douglas Research Laboratories[C].30th Aerospace Sciences Meeting&Exhibit,January6-9,1992/Reno,NV.

[13]Danehy P M,DeLoach R,Cutler A D.Application of Modern Design of Experiments to CARS Thermometry in a Supersonic Combustor[C].22nd AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference24-26June2002.

[14]Christoph Hassa,Chris Willert,Michael Fischer, et al.Nonintrusive Flow field,Temperature And Species Measurementson a Generic Aeroengine Combustor at Elevated Pressures[C].ASME Turbo Expo 2006:Power for Land,Sea and Air May 8-11,2006,Barcelona,Spain.

[15]Fischer M,Magens E,Weisgerber H,et al.Cars Temperature Measurements on an Air Breathing Ram Jet Model[Z],American Institute of Aeronautics and Astronautics,Inc.1997.

[16]Tedder S A,Byrne S O,Danehy P M,et al.CARS Temperature and Species Concentration Measurements in a Supersonic Combustor with Normal Injection[C].43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit10-13 January2005,Reno,Nevada.

[17]Campbell Bryan T,Crafton Jim,Witte Gerhard R,etal.Laser Spot Heating/Temperature-Sensitive Paint Heat Transfer Measurements[J].American Institute of Aeronautics and Astronautics,1998.