测量高超声速气流参数的测量探头、测量系统和方法与流程

本发明涉及气流参数测量技术领域，特别涉及测量高超声速气流参数的测量探头、测量系统和方法。

背景技术：

为了在地面实现各种战略、战术导弹和航天飞行器的空气动力试验，研究导弹和飞行器在各种空域和速域条件、不同飞行姿态和各种干扰影响下的气动特性和操控特性，高超声速风洞试验发挥着独特且不能被其他手段完全替代的重要作用。

气流总温是高超声速风洞试验模拟能力的一个重要标志，又是确定其试验气流特性的一个基本参数，无论是为了校准试验设备的性能，还是提供试验数据，均需要进行气流总温测量。而对于燃烧加热的高超声速高温风洞，风洞燃烧气流O₂的含量与发动机燃烧密切相关，H₂O等含量涉及风洞燃气对发动机燃烧的影响，故要实现来流总温、气体组分的同时测量。

气流总温是指气流在绝热滞止状态下所能达到的温度。实际测量过程中完全绝热滞止是无法实现的，即使在不存在使用误差的情况下，总温探针的指示温度也总是小于总温而大于静温，目前国内外工程技术人员主要通过优化总温探针的结构，使其指示温度和总温尽可能接近。

传统的总温接触测量方法采用屏蔽式总温探针，传感器为热电偶。在热电偶的外端设计合理的测量室，实现气流总温的测量。K型镍铬-镍硅总温热电偶可满足1500K测量需求，钨-铼热电偶在短时间(0.5s量级)内测量最高温度能达2100K，但在氧化性气氛中因热电偶材料氧化而难实现。

针对燃烧加热的高超声速高温风洞气流组分测量，主要采用取样探针的方法，通过取样探针抽取试验气流贮存于样品采集罐，利用气相色谱仪离线分析分别获得样品气体中的O₂、CO₂、CO等。由于在取样过程中流场状态发生变化，水汽产生相变(凝结)，导致H₂O浓度测不准。采样离线分析测量气流组分的方法，实时性差，不能利用测量结果对燃烧做出及时的调整。

技术实现要素：

本发明提供了测量高超声速气流参数的测量探头，耐高温，测量的实时性好，有效提高测量的准确性。

测量高超声速气流参数的测量探头，包括滞止室，所述滞止室上设有进气口和出气口，还包括：

测量光入射孔，开设在所述滞止室的侧壁上；

光纤准直器，安装在所述测量光入射孔中用于导入来自测量系统的入射光；

测量光出射孔，开设在所述滞止室的侧壁上与所述测量光入射孔间隔布置；

聚光透镜，安装在所述测量光出射孔中耦合出射光进入测量系统的光纤；

第一反射镜，安装在所述滞止室的内侧壁上，与所述测量光入射孔相对布置，用于反射入射光至所述测量光出射孔。

为了进一步增加入射光在滞止室内的光程，优选的，还包括安装在所述滞止室的内侧壁上且与所述的第一反射镜相对布置的第二反射镜。测量激光在第一反射镜与第二反射镜之间多次反射以增加光程。

为了进一步提高光程，优选的，所述滞止室包括圆柱型的工作段以及与工作段连接的扩径段，所述扩径段的较小端口为所述进气口、较大端口与所述工作段的一端面连通，所述工作段的另一端面设有端盖；

所述出气孔、测量光入射孔、测量光出射孔、第一反射镜设置在工作段上。

上述结构可以提高工作段的直径，从而增加光程，提高测量精度。

进一步优选的，所述进气口的直径为2～5mm，所述工作段的直径为15～25mm。为了便于制造，所述口径段为圆锥形。

为了进一步提高测量精度，优选的，所述测量光入射孔和测量光出射孔沿所述工作段的轴线方向分布且位于所述出气口和端盖之间，一方面使得高速气流在测量探头的滞止室内部能够迅速充分的滞止，实现气流总温的准确测量；另一方面出气口的存在能够使得滞止室内的气体有一定的更新速率，实现高速气流参数的实时测量。

为了使滞止室内气流均匀，优选的，所述出气口为多个周向均匀分布在工作段的圆孔。所述出气口设置有2～6个，周向均布，每个圆孔的直径相同，为0.2～0.8mm。

为了便于测量和计算，提高测量精度，优选的，所述端盖上设有压力测孔。压力测孔的设置用于安装压力变送器以测量滞止室内的压力。从而实现了在线同时测量高超声速气流总温，滞止压力和组分。

优选的，所述滞止室包括两层结构，内层为高温陶瓷，外层为不锈钢。以保证测量探头的强度。

所述测量光入射孔和测量光出射孔之间的距离为8～12mm。

本发明还提供了测量高超声速气流参数的测量系统，包括激光发射器、光电探测器、控制和计算模块以及上述的测量探头。

激光发射器一般包括光纤耦合器、多个激光器和激光控制器。控制和计算模块可以采用计算机或其他计算控制元件。所述光电探测器用于接收吸收光信号。

本发明还提供了测量高超声速气流参数的测量方法，使用上述的测量系统，包括以下步骤：

(1)所述激光发射器分时输出不同标称波长的激光进入所述测量探头；

(2)入射激光在测量探头内反射，被测量气体吸收，吸收后的光信号经过所述聚光透镜耦合进光纤，进而被光电探测器接收。

(3)控制和计算模块根据激光在滞止室内气体吸收后的光信号计算得到进入滞止室的高超声速来流的总温和气体浓度。

将入射激光与测量探头轴向夹角设置为86～88°，使激光在滞止室内反射至少7次，有效光程大于160mm，以提高测量灵敏度。测量系统可以采用TDLAS技术测量高超声速气流参数。

所述测量高超声速气流参数的测量系统中设有两个激光器，两个激光器的标称波长分别为1391和1468nm，可以实现高超声速来流中H₂O的浓度和温度测量，温度范围为1000～2600K；两个激光器的标称波长分别为760和1581.5nm，可以实现高超声速来流中O₂和CO₂的浓度测量。

本发明的有益效果：

本发明的测量高超声速气流参数的测量探头、测量系统和方法，相比于现有技术，可以实时获得高超声速气流参数，测量精度更高；测量的温度范围更大，可以达到1000～2600K；响应速度更快，采样频率达到了毫秒级。

附图说明

图1为本发明的测量高超声速气流参数的测量系统的结构示意图。

图2为本发明的测量高超声速气流参数的测量探头的结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明的技术手段、创作特征、工作流程、使用方法易于了解，下面结合具体实施例，进一步阐述本发明。

如图1所示，本实施例的测量高超声速气流参数的测量系统包括：测量探头1、光纤2、光纤耦合器3、激光器4、激光器5、激光控制器6、光电探测器7、压力变送器8、高速采集卡(图中未画出)和计算机9。光纤耦合器3、激光器4、激光器5和激光控制器6。

如图2所示，测量探头1包括进气口101、滞止罩102、滞止罩102围成的滞止室103、出气口104、第一反射镜105、第二反射镜106、安装有光纤准直器107的测量光入射孔、安装有透镜108的测量光出射孔以及滞止压力测孔109。滞止压力测孔109用于安装压力变送器8。

测量探头1主体由两层构成，内层为耐高温的高温陶瓷，厚度1mm，外层为不锈钢，厚度2mm，以保证测量探头的强度；测量探头1的进气口101为直径3mm的圆孔，出气口为4个周向均布的直径0.5mm的圆孔，进、出气口的流通面积比为9:1；滞止室103的工作段为直径20mm，高30mm的圆柱体；压力测孔的直径为1mm。

激光控制器6使不同标称波长的激光器4和激光器5分时工作，输出的激光经光纤耦合器3耦合进一根单模光纤，再经光纤准直器进入测量探头1的滞止室101，多次反射后的吸收光被透镜108耦合进光纤，进而被光电探测器7接收，最后由高速采集卡采集并由计算机9处理保存。

本发明装置使用时，测量探头1安装在高超声速风洞喷嘴的出口处，高超声速气流由测量探头的进气口101进入滞止室103，气流的速度降低，温度和压力升高，测量系统利用TDLAS技术测量被滞止室103内气体吸收后的光信号，获得高超声速来流的总温和气体浓度，同时利用压力变送器得到来流的滞止压力。

本实施例的测量高超声速气流参数的测量方法包括以下步骤：

通过TDLAS技术测量被滞止室103内气体吸收后的光信号，获得高超声速来流的总温和气体浓度的原理是半导体激光器发射出特定波长的激光束穿过被测气体时，被测气体对激光束进行吸收导致激光强度衰减符合Beer-Lambert定律，可由下式表示：

其中，

I₀为气体吸收前的激光强度[W]；

I_t为经过气体吸收后激光强度；

k_v为光谱吸收系数，可用下式来描述：

其中，

S(T)[cm^-2atm^-1]为谱线强度，它表示该谱线的吸收强度，只与温度有关；

P[atm]为气体介质的总压；

L[cm]为激光在气体中传播的距离；

X_i为气体的体积浓度；为线型函数，表示了被测吸收谱线的形状，与温度、总压力和气体中的各成分含量有关。

对式(1)两边进行对数运算后在整个频域内进行积分，可得气体浓度X的计算公式

通过改变输入激光器的调制电流大小，驱动单波长激光器对气体吸收谱线在频域上进行扫描，通过测量衰减后的激光强度与参考激光强度基线进行对比，从而确定光谱吸收率信号，将光谱吸收率在频域上的积分值带入式(3)中，可以计算得到气体浓度值X。

被测气体温度可以通过两个不同谱线在特定温度下的线强比值来得到，与温度相关的线强可通过已知参考温度下的线强得到，线强S(T)的计算公式：

其中，

S(T₀)为参考温度下的线强；

Q(T)为待测温度下的分子配分函数；

Q(T₀)为参考温度下分子配分函数；

v₀[mm^-1]为振动带中心频率；

h[J·s]为普朗克常数；

c[m/s]为光速；

k[J/K]为玻尔兹曼常数；

E”[cm^-1]为低能级能量。

对于同一种分子，由于两条谱线包含着相同的压强和光程，所以将测量的两条谱线进行积分后的比值和两条谱线线强的比值相同，如下式：

其中，

A₁、A₂为两条谱线分别进行积分后的数值；

P_abs[atm]为被测区域的压强；

为线型函数；

v₁为谱线1对应的振动带中心频率；

v₂为谱线2对应的振动带中心频率；

S(T₀,v1)为参考温度T₀[K]下在振动带中心频率v₁[cm^-1]处的线强；

S(T₀,v₂)为参考温度T₀[K]下在振动带中心频率v₂[cm^-1]处的线强；

E″₁[cm^-1]为谱线1对应的低能级能量；

E″₂[cm^-1]为谱线2对应的低能级能量；

T[K]为被测区域温度。

则被测区域温度可由下式计算得到：

通过选择不同气体的特定谱线，测量气体吸收后的光信号，可以实现燃烧加热的高超声速高温风洞来流不同组分浓度的测量。例如，H₂O的吸收谱线对为1391.67nm和1468.89nm，能够实现H₂O温度和浓度的测量；O₂和CO₂的吸收谱线分别为760nm和1581.5nm，能够实现其浓度的测量。

由于本发明提出的测量探头结构尺寸较小，为了提高探测器光信号的信噪比，使经过激光准直器的激光与探头轴向夹角87.14°，这样激光就可以在滞止室内反射7次，明显提高了光程，使有效光程长达160mm。

通过本实施例的测量高超声速气流参数的测量系统和方法对燃烧加热的高超声速高温风洞来流总温和H₂O浓度进行测量，实施过程如下：

(1)激光器4和激光器5的标称波长分别为1391nm和1468nm，将测量探头1安装在风洞喷嘴出口的支架上，保证探头的进气口正对高速来流；

(2)试验前，首先测量100次背景信号，平均后得到背景噪声；

(3)保持测量系统运行，激光控制器6使不同标称波长的激光器分时工作，输出的激光经光纤耦合器3耦合进一根单模光纤，激光经光纤准直器107进入测量探头的滞止室103，多次反射后的吸收光被透镜108耦合进光纤，进而被光电探测器7接收，光电探测器7的数字信号被高速采集卡采集并由计算机9处理保存；

(4)然后开始风洞试验，实时显示风洞来流总温、滞止压力和H₂O浓度参数；

(5)最后待风洞试验结束时停止测量，保存数据。