航空发动机涡轮叶片发射率测量
航空发动机高压涡轮叶片表面红外发射率测量及应用
航空发动机高压涡轮叶片表面红外发射率测量及应用徐春雷;薛秀生;朴成杰;杨宝兴;刘自海【摘要】在使用RotamapⅡ红外测试系统前需要已知被测涡轮叶片的表面发射率.阐述了1种使用电涡流加热涡轮叶片,从而获得较大温度范围内的涡轮叶片表面发射率的方法.试验测试了某型航空发动机的新、旧2种高压涡轮叶片的表面发射率.试验结果表明:不同温度下叶片的发射率数值会发生变化,新叶片的表面发射率随温度的升高而明显增大,当叶片表面发生严重氧化后发射率变化较小,在±0.02之间.采用RotamapⅡ系统测试某型发动机高压涡轮叶片温场时,发射率数值可以取0.893,其测温误差小于被测物体温度的1％.同时结合试验得出的发射率造成的测温误差曲线可以对红外测温结果进行修正.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2015(041)002【总页数】4页(P89-92)【关键词】高压涡轮叶片;发射率;温度场;测量;红外测温;电涡流加热;航空发动机【作者】徐春雷;薛秀生;朴成杰;杨宝兴;刘自海【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V263.44航空发动机的发展以高温为主要特征，提高涡轮工作温度是发展先进航空发动机的重要途径。
如果能够掌握在发动机真实工作状态下高压涡轮叶片的表面温度场分布，将对发动机性能研究和涡轮气冷叶片的设计与优化提供很大帮助[1]。
因此，涡轮叶片表面温度测量成为1个研究热点。
红外测温技术作为1种先进的测温方法，在国外航空发动机研制过程中得到了大量应用[2]。
红外测温法属于非接触式测温，相比传统测试方法具有以下优点[3]：（a）不会破坏被测物体的表面；（b）响应时间短，能实时测量不断变化的温度值；（c）测温范围广，灵敏度高。
航空发动机涡轮叶片温度测量综述
涡轮叶片冷却技术现状
随着航空技术的不断发展，涡轮叶片冷却技术的研究也取得了显著的进步。 目前，涡轮叶片冷却技术主要包括内部冷却和外部冷却两种类型。内部冷却通过 在涡通过在涡轮叶片表面添加涂层、热障等材料来增强散热效果，如辐射 冷却和复合冷却等。
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航空发动机涡轮叶片温度测量 综述
01 摘要
03 综述
目录
02 引言 04 参考内容
摘要
本次演示将全面概述航空发动机涡轮叶片温度测量的研究现状、方法、成果 及不足之处。通过深入探讨，旨在为相关领域的研究提供参考与启示，促进未来 研究的发展。
引言
航空发动机作为飞机的核心部件，其性能直接影响到飞机的安全与可靠性。 其中，涡轮叶片温度是评价发动机性能的重要参数之一。因此，针对航空发动机 涡轮叶片温度测量的研究具有重要意义。本次演示将介绍目前的研究方法、成果 和不足，并展望未来的研究方向。
（1）发展多传感器融合技术，将不同测量方法的优势进行互补，提高测量 可靠性； （2）加强实时监测技术的研究，实现叶片表面温度分布的动态测量； （3）
利用新材料、新技术发展更为可靠的温度传感器，适应极端环境下的测量需 求； （4）深入研究人工智能、机器学习等技术在温度测量中的应用，提高测量 精度和自动化水平。
各种研究方法具有各自的优势和局限性。理论研究能够揭示涡轮叶片冷却的 内在机制，但所得结果的准确性和可靠性需要实验验证。实验研究能够获得真实 环境下的数据，对理论研究进行补充，但实验成本较高且周期较长。数值模拟方 法能够为设计优化提供指导，提高研究效率，但模型的准确性和计算效率有待进 一步提高。
涡轮叶片冷却技术成果与不足
经过多年的研究和发展，涡轮叶片冷却技术取得了显著的成果。例如，气膜 冷却、冲击冷却、辐射冷却等多种冷却技术已成功应用于实际航空发动机中，有 效地提高了涡轮叶片的抗高温能力和使用寿命。此外，数值模拟方法在冷却技术 研究中得到了广泛应用，为冷却系统的优化设计提供了有力支持。
航空发动机涡轮叶片温度测量综述
第３７卷第４期２０１８年８月红外与毫米波学报Ｊ.ＩｎｆｒａｒｅｄＭｉｌｌｉｍ.ＷａｖｅｓＶｏｌ.３７ꎬＮｏ.４Ａｕｇｕｓｔꎬ２０１８文章编号:１００１－９０１４(２０１８)０４－０５０１－１２ＤＯＩ:１０.１１９７２/ｊ.ｉｓｓｎ.１００１－９０１４.２０１８.０４.０１９收稿日期:２０１７￣㊀￣㊀ꎬ修回日期:２０１８￣㊀￣㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｒｅｃｅｉｖｅｄｄａｔｅ:２０１７￣㊀￣㊀ꎬｒｅｖｉｓｅｄｄａｔｅ:２０１８￣㊀￣㊀基金项目:装备预研教育部联合基金(１４ＪＬ１６３５０２Ａ)ꎻ国家自然科学基金(Ｎｏ.６１７２７８１８ꎬ５１６７２０３７)ꎻ四川省科技计划项目(２０１６ＪＱ００２２)ꎻ国家重点研发计划(２０１７ＹＦＣ０６０２１０２)Ｆｏｕｎｄａｔｉｏｎｉｔｅｍｓ:ＴｈｅＯｐｅｎＦｕｎｄｏｆｔｈｅＣｈｉｎｅｓｅＭｉｎｉｓｔｒｙｏｆＥｄｕｃａｔｉｏｎＪｏｉｎｔＦｕｎｄＹｏｕｔｈＴａｌｅｎｔＦｕｎｄ(１４ＪＬ１６３５０２Ａ)ꎻｔｈｅＮａｔｉｏｎａｌＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｏｆＣｈｉｎａ(Ｎｏ.６１７２７８１８ꎬ５１６７２０３７)ꎻｔｈｅＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＳｉｃｈｕａｎＰｒｏｖｉｎｃｅ(２０１６ＪＱ００２２)ꎻｔｈｅｓｕｂｐｒｏｊｅｃｔｏｆｔｈｅＮａ￣ｔｉｏｎａｌＫｅｙａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＰｒｏｇｒａｍｏｆＣｈｉｎａ(２０１７ＹＦＣ０６０２１０２)作者简介(Ｂｉｏｇｒａｐｈｙ):王㊀超(１９７８￣)ꎬ男ꎬ博士ꎬ教授ꎬ研究领域为涡轮叶片温度测量ꎬ半导体高端设备.Ｅ￣ｍａｉｌ:ｃｗａｎｇ＠ｕｅｓｔｃ.ｅｄｕ.ｃｎ航空发动机涡轮叶片温度测量综述王㊀超１∗ꎬ㊀苟学科１ꎬ㊀段㊀英１ꎬ㊀胡㊀俊１ꎬ㊀张泽展１ꎬ㊀杨㊀洋１ꎬ㊀姜㊀晶１ꎬ㊀蒋洪川１ꎬ㊀丁杰雄２ꎬ程玉华３ꎬ㊀李㊀力３ꎬ㊀张江梅４ꎬ㊀陈洪敏５ꎬ㊀熊㊀兵５ꎬ㊀刘先富５ꎬ㊀石小江５(１.电子科技大学电子科学与工程学院ꎬ四川成都㊀６１１７３１ꎻ２.电子科技大学机械与电气工程学院ꎬ四川成都６１１７３１ꎻ３.电子科技大学自动化工程学院ꎬ四川成都㊀６１１７３１ꎻ４.西南科技大学信息工程学院ꎬ四川绵阳㊀６２１９００ꎻ５.中国航发四川燃气涡轮研究院ꎬ四川江油㊀６２１７００)摘要:简要介绍了航空发动机涡轮叶片表面温度的几种主要测量方法ꎬ总结了热电偶㊁晶体㊁示温漆㊁荧光㊁光纤㊁以及红外辐射㊁多光谱等测温方法的的测温原理㊁技术特点和国内外研究现状ꎬ并在此基础上对将来涡轮叶片温度测量发展方向进行了展望.关㊀键㊀词:涡轮叶片ꎻ温度测量ꎻ辐射测温中图分类号:ＴＫ３１１ꎬＶ２３㊀㊀文献标识码:ＡＡｒｅｖｉｅｗｏｆａｅｒｏ￣ｅｎｇｉｎｅｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔＷＡＮＧＣｈａｏ１∗ꎬ㊀ＧＯＵＸｕｅ￣Ｋｅ１ꎬ㊀ＤＵＡＮＹｉｎｇ１ꎬ㊀ＨＵＪｕｎ１ꎬ㊀ＺＨＡＮＧＺｅ￣Ｚｈａｎ１ꎬ㊀ＹＡＮＧＹａｎｇ１ꎬＪＩＡＮＧＪｉｎｇ１ꎬ㊀ＪＩＡＮＧＨｏｎｇ￣Ｃｈｕａｎ１ꎬ㊀ＤＩＮＧＪｉｅ￣Ｘｉｏｎｇ２ꎬ㊀ＣＨＥＮＧＹｕ￣Ｈｕａ３ꎬ㊀ＬＩＬｉ３ꎬＺＨＡＮＧＪｉａｎｇ￣Ｍｅｉ４ꎬ㊀ＣＨＥＮＨｏｎｇ￣Ｍｉｎ５ꎬ㊀ＸＩＯＮＧＢｉｎｇ５ꎬ㊀ＬＩＵＸｉａｎ￣Ｆｕ５ꎬ㊀ＳＨＩＸｉａｏ￣Ｊｉａｎｇ５(１.ＳｃｈｏｏｌｏｆＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＵｎｉｖ.ｏｆＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＣｈｉｎａꎬＣｈｅｎｇｄｕ６１１７３１ꎬＣｈｉｎａꎻ２.ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＥｌｅｃｔｒｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＵｎｉｖ.ｏｆＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＣｈｉｎａꎬＣｈｅｎｇｄｕ６１１７３１ꎬＣｈｉｎａꎻ３.ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｕｔｏｍａｔｉｏｎＥｎｇｉｎｅｅｒꎬＵｎｉｖ.ｏｆＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＣｈｉｎａꎬＣｈｅｎｇｄｕ６１１７３１ꎬＣｈｉｎａꎻ４.ＳｃｈｏｏｌｏｆＩｎｆｏｒｍａｔｉｏｎＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＳｏｕｔｈｗｅｓｔＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＭｉａｎｙａｎｇ６２１９００ꎬＣｈｉｎａꎻ５.ＡＶＩＣＧａｓＴｕｒｂｉｎｅＥｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔꎬＪｉａｎｇｙｏｕ６２１７０３ꎬＣｈｉｎａ)Ａｂｓｔｒａｃｔ:Ｔｈｅｐａｐｅｒｂｒｉｅｆｌｙｉｎｔｒｏｄｕｃｅｓｓｅｖｅｒａｌｍａｉｎｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｓｏｆａｅｒｏ￣ｅｎｇｉｎｅｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｓꎬａｎｄｓｕｍｍａｒｉｚｅｓｔｈｅｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｐｒｉｎｃｉｐｌｅꎬｔｅｃｈｎｉｃａｌｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｎｄｃｕｒｒｅｎｔｒｅｓｅａｒｃｈｓｔａｔｕｓｏｆｔｈｅｒｍｏｃｏｕｐｌｅꎬｃｒｙｓｔａｌꎬｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｓｅｎｓｉｔｉｖｅｐａｉｎｔꎬｆｌｕｏｒｅｓｃｅｎｃｅꎬｏｐｔｉｃａｌｆｉ￣ｂｅｒꎬｉｎｆｒａｒｅｄｒａｄｉａｔｉｏｎａｎｄｍｕｌｔｉｓｐｅｃｔｒａｌ.Ｆｉｎａｌｌｙꎬｔｈｅｆｕｔｕｒｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｔｒｅｎｄｏｆｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｔｅｍｐｅｒ￣ａｔｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｉｓｐｒｏｓｐｅｃｔｅｄ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅꎬｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔꎬｒａｄｉａｔｉｏｎｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔＰＡＣＳ:０６.３０.￣ｋ引言航空发动机作为现代飞机的动力来源ꎬ正不断地向高性能㊁高推重比发展ꎬ推动涡轮叶片的温度不断升高ꎬ目前推重比达到９~１０的第四代发动机的涡轮进口温度达到了１９７７Ｋꎬ预期未来第五代发动机推重比到１２~１５时ꎬ涡轮叶片进口温度甚至可达到２０００~２２５０Ｋ[１].红外与毫米波学报３７卷长期在高温㊁高压㊁高负荷㊁高转速状态下工作ꎬ会导致热端部件的可靠工作寿命减少ꎬ材料强度降低导致热端材料蠕变甚至发生断裂ꎬ造成严重的后果[２].涡轮转子叶片作为发动机最为重要的热端部件ꎬ是发动机工作温度最高的旋转部件ꎬ其耐高温能力直接决定发动机最高的工作温度ꎬ准确测量航空发动机涡轮叶片温度对研究叶片材料耐高温能力至关重要.针对航空发动机内部的复杂环境ꎬ研究人员尝试了基于各种原理的测温技术ꎬ本文对这些测温技术的原理和研究进展进行了大致的介绍.目前航空发动机涡轮叶片的温度测量技术可分为热电偶㊁晶体㊁示温漆为代表的接触式测温法以及荧光测温㊁红外辐射测温㊁光纤测温等非接触式测温法两类.接触式测温方法在测量时需要与被测物体充分接触ꎬ达到热平衡之后ꎬ获取被测对象和传感器的平均温度ꎻ非接触式温度测量方法则是不需要与被测物体相接触而获取物体温度信息的方法.１㊀接触式测温方法１.１㊀热电偶热电偶测温原理基于温差电效应ꎬ两种不同成分的导体两端接合成回路ꎬ当两接合点存在温差时ꎬ回路内就会产生热电流ꎬ此时测量仪表将会显示出热电偶产生的热电势所对应的温度值.根据加工以及安装方式的不同ꎬ可以分为埋入式热电偶㊁薄膜热电偶以及火焰喷涂微细热电偶三种.埋入式热电偶是先在被测物体表面加工开槽ꎬ再将铠装热电偶埋入至沟槽中ꎬ进行等离子喷涂使之与基体结合.埋入式热电偶制作工艺简单ꎬ但对被测表面温度场影响较大.火焰喷涂微细热电偶丝测量涡轮转子叶片表面温度原理是通过火焰喷涂涂层的方法固定热电偶丝测量温度ꎬ该方法不破坏试验件ꎬ存活率较高ꎬ避免了铠装热电偶的缺点ꎬ但是涂层会影响原温度场ꎬ需要对该影响进行评估ꎬ提高测温精度.伴随薄膜技术的发展ꎬ薄膜热电偶应运而生.薄膜热电偶是采用电镀㊁真空蒸镀㊁真空溅等技术ꎬ将２种厚度仅为几微米的金属薄膜直接镀制在沉积有绝缘材料层的被测部件表面而制备[３].薄膜传感器的构造如下图１所示ꎬ其由与叶片基体成分相近的中间合金膜㊁生成和溅射Ａｌ２Ｏ３的介质膜和蒸镀电极的测量膜三层薄膜构成ꎬ前两种膜构成测量膜与叶片基体之间的电气绝缘ꎬ测量膜构成传感器的敏感元件.图１㊀薄膜热电偶结构示意图Ｆｉｇ.１㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｔｈｉｎｆｉｌｍｔｈｅｒｍｏ￣ｃｏｕｐｌｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ图２㊀美国第４宇航局在涡轮叶片上制备的薄膜热电偶Ｆｉｇ.２㊀Ｔｈｅｔｈｉｎ￣ｆｉｌｍｔｈｅｒｍｏｃｏｕｐｌｅｐｒｏｄｕｃｅｄｏｎｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｓｂｙＮＡＳＡ[４]美国国家航空航天局Ｌｅｗｉｓ研究中心(ＬｅＲＣ)为研究薄膜热电偶技术在涡轮发动机的应用ꎬ专门建立了薄膜传感器实验室[５]ꎬ现已成功研制出了测温上限达１１００ħꎬ精度ʃ０.３ħ的温度应力测量Ｐｔ￣１３％Ｒｈ/Ｐｔ(Ｒ型)薄膜传感器[６￣７].美国ＮＡＳＡ的格林研究中心(ＧＲＣ)[４]从２０世纪６０年代就开始致力于开发用于应变㊁温度㊁热通量和表面流量的多功能传感器系统.２００６年ꎬ该研究中心在镍基超合金制成的多层测量基片上成功制备了Ｒ型薄膜热电偶ꎬ其在高压燃油涡轮泵环境用于涡轮叶片的温度测量试验中ꎬ能保持良好的高粘附性和耐久性到１０００ħꎬ图２即为ＮＡＳＡ在涡轮叶片上制备的薄膜热电偶[４].美国惠普公司[３]研制的Ｐｔ/Ｐｔ￣１０％Ｒｈ(Ｓ型)型薄膜热电偶能够在燃烧室废气测试条件下ꎬ测量到１２５０Ｋ的涡轮叶片温度分布ꎬ经历７１个热循环ꎬ六个薄膜热电偶系统的平均故障时间为４７ｈ.此外ꎬ英国罗罗公司[８]将研制成功的铂铑薄膜热电偶应用于燃气涡轮发动机ꎬ测量了导向叶片高达１２００ħ的温度分布ꎬ其不确定度为ʃ２％.１９９２年沈阳航空发动机研究所安保合[９]将其研制成功的铂铑１０￣铂热电偶用于涡轮叶片测温实２０５４期王㊀超等:航空发动机涡轮叶片温度测量综述验.在电炉ꎬ煤油喷灯以及叶栅燃气流三个试验ꎬ得到实验结论:薄膜热电偶可在２００~１０００ħ范围内进行测量ꎬ精度为ʃ３％ꎬ使用时间大于１０ｈꎬ能承受５次以上的冷热循环和３ｈ以上的最高试验温度.电子科技大学[１０]与中国燃气涡轮研究院合作ꎬ在涡轮叶片表面制备了ＮｉＣｒ/ＮｉＳｉ(Ｋ型)㊁ＰｔＲｈ/Ｐｔ(Ｓ型)和Ｐｔ/ＩＴＯ:Ｎ三种类型的薄膜热电偶.静态考核结果表明:Ｋ型热电偶在６００ħ下考核１０ｈ之后结构保持完整ꎬ经数值修正后的测温误差小于ʃ２.５％ꎻＳ型热电偶最高温度能测到１０００ħꎬ误差小于ʃ４％ꎬ使用寿命大于１０ｈꎻ当测试温度高于９００ħ时ꎬＰｔ/ＩＴＯ:Ｎ薄膜热电偶能存活２０ｈ以上ꎬ测量误差小于ʃ１.５％.已经成功应用到了发动机涡轮转子叶片表面温度测量ꎬ涂层厚度小于０.３ｍｍ.此外ꎬ中国燃气涡轮研究院最近开发了一种火焰喷涂热电偶丝的方法ꎬ其测量温度范围与精度能达到与薄膜热电偶一致.与埋藏式热电偶相比ꎬ薄膜热电偶采用薄膜沉积技术直接沉积在被测物表面ꎬ故对表面结构影响较小ꎻ响应速度快(小于１ｍｓ)ꎬ质量小ꎬ耐磨耐压ꎻ且其一般厚度为微米级ꎬ对被测物体内部换热和表面燃气流干扰小ꎬ不会对叶片的温度场产生干扰ꎬ比较适合高温转动物体表面温度的测量[１１].但高温高转速情况下ꎬ由于热应力影响ꎬ薄膜的附着性能降低ꎬ容易脱落.此外ꎬ薄膜材料与旋转物体表面材料不同还会引起温度分布局部扰动ꎬ产生测温误差ꎬ并随转速增大[１].工程应用中还面临绝缘性㊁重复性㊁引线困难等难题ꎬ无法实现涡轮叶片上的大规模分布ꎬ进而测量涡轮叶片表面的温度.１.２㊀晶体测温技术辐照晶体测温技术[１２￣１４]源于俄罗斯ꎬ其原理是被高能粒子辐照过的晶体会产生大量晶格缺陷ꎬ这种缺陷可以通过高温退火来逐渐消除.物质的残余缺陷浓度与退火温度的有关ꎬ可通过测量残余缺陷浓度获取退火温度的信息.但残余缺陷浓度通过常规方法难以测定.所以ꎬ可以通过建立残余缺陷浓度对物性的影响与退火温度的函数关系作为测温依据.晶体安装示意图如图３所示ꎬ将被辐照过的晶体安装于被测物体事先打好的孔内ꎬ使用高温粘接剂灌封ꎬ待粘接剂干燥后在被测物体表面焊接薄金属压片封口.当物体上升到一定温度并保持稳定后ꎬ将测温晶体取下采用一定的测试分析手段ꎬ分析晶体缺陷导致宏观物性的变化ꎬ试验过程中晶体经历的最高温度即可通过比对事先标定好的温度曲线获得.图３㊀晶体的安装图Ｆｉｇ.３㊀Ｔｈｅｉｎｓｔａｌｌａｔｉｏｎｄｉａｇｒａｍｏｆｃｒｙｓｔａｌ自前苏联提出晶体测温技术ꎬ美国㊁德国以及俄罗斯等国家就开始了这一领域的研究ꎬ并将其用于燃气涡轮叶片温度测量.美国㊁乌克兰开发了一种材料为３Ｃ￣ＳｉＣ的晶体测温技术ꎬ测量上限达１４００ħꎬ精度ʃ３.５ħ.２００３年德国西门子公司通过晶体测温技术获取商用涡轮ＧＴＸ￣８００热端部件温度数据ꎬ以此提升燃气轮机的性能.与此同时ꎬ利用该技术和Ｓ型热电偶同时对涡轮机叶片温度进行测量ꎬ发现晶体测温技术引起的温度局部扰动相对较小ꎬ在测温范围和方便性方面ꎬ比传统的热电偶测温方法更有优势[１３ꎬ１５￣１６].在国内ꎬ中国沈阳航空发动机研究所张志学等人[１２ꎬ１７]与天津大学都用６Ｈ￣ＳｉＣ测温晶体和热电偶在涡轮叶片上进行了晶体考核实验和冷效试验ꎬ测量温度高达１６００ħꎬ精度分别为１％ꎬ２％.中国航发四川燃气涡轮研究院李杨等人[１４]用５点测温晶体安装于涡轮转子叶片叶盆和缘板上ꎬ在高温㊁高压㊁高速燃气流冲击和叶片高速旋转的工况下进行了晶体测温实验ꎬ试验存活率高达１００％ꎬ验证了晶体的牢靠性ꎬ并得到了精确测点的温度值.但是由于没有准确温度值进行对比ꎬ无法验证该实验测温结果的准确性.晶体测温技术具有微尺寸㊁微重量㊁非侵入性㊁无引线㊁测温上限高㊁精度高的特点ꎬ可应用于发动机高温转动体和封闭结构系统的壁温测量ꎬ如涡轮转子叶片的壁温测量[１７].但是此种方法测量的是被测物经历的最高温度ꎬ对于实时测量旋转中的涡轮叶片温度具有局限性.并且在被测物表面开孔埋设晶体ꎬ需要对被测件进行强度评估.１.３㊀示温漆示温漆测温是航空发动机测温中非常重要的一种接触式测温方法ꎬ应用广泛[１８].示温涂料在温度３０５红外与毫米波学报３７卷升高过程中会发生某些物理或者化学的反应ꎬ其分子构成改变导致颜色变化ꎬ指示所测部件表面最高温度的温度分布.示温漆涂料可根据涂料颜色随温度发生变化后再回到变色前的温度环境下是否变回原色分为可逆与不可逆示温漆ꎬ航空发动机测温中一般使用不可逆的示温漆[１９].根据随温度上升发生的变色次数又可将示温漆分为单色与多色示温漆ꎬ当变色次数越多ꎬ说明其中每一种颜色所指示的温度范围越小ꎬ所得到的测温结果精度越高ꎻ故多变色示温漆的研究备受科研人员的关注.世界各国都很重视对多变色不可逆示温漆的研制[２０].早在１９３８年ꎬ德国的Ｉ.Ｇ法贝宁达斯公司最早研制出示温涂料ꎬ目前已有几十个品种ꎬ温度跨度为６０~１４００ħ.在２０年代５０世纪ꎬ英国ＲＲ公司就已经广泛采用示温漆指示涡轮叶片的表面温度分布情况ꎬ测温范围为２４０~１６００ħꎬ品种多达１２个ꎬ间隔为５０~７０ħꎬ判读精度达ʃ２０ħ左右.美国ＴＰＴＴ生产的示温漆等温线测量精度达ʃ１７ħ.国内从２０世纪６０年代就开始了示温漆的研究ꎬ我国的北方涂料工业研究设计院[２１]先后研究了２５个品种单变色不可逆示温漆ꎬ７个品种多变色不可逆示温漆ꎬ研制的ＳＷ￣Ｍ￣１~８系列温度跨度为４００~１２５０ħꎬ其精度可达ʃ２０ħꎻ２００７年沈阳航空发动机研究所王从瑞等人[２２]在发动机的测试实验中使用示温涂料来指示涡轮叶片表面温度ꎬ单变色示温涂料精度可达ʃ５ħꎬ多变色示温涂料精度可达ʃ２０ħ.至２０１３年中国燃气涡轮研究院[２３]已研制了２０多个品种的单㊁多变色示温漆ꎬ温度范围３００~１１００ħꎬ等温线线上的测量精度达ʃ１０ħ.示温漆具有使用方便㊁成本低廉㊁使用温度范围广等优点ꎬ不破坏所涂抹表面形貌ꎬ也不干扰被测表面气流状态ꎬ是一种非干涉式的测温涂料[２１].更重要的是ꎬ对于涡轮叶片这种内部结构复杂㊁空间狭窄的物体ꎬ要想获得其温度分布非常困难.示温涂料具有的不受测试结构影响㊁适用于恶劣环境测温等特点ꎬ使其可以涂抹在涡轮叶片任意位置上以实现大面积表面温度分布的测量ꎬ这是其它测温方法难以实现的.但示温漆在使用过程中也存在着一定的缺点ꎬ这是科研工作者正致力于改进的地方[２０].首先该方法只能测量热端部件最高温度ꎬ无法进行实时监测ꎬ温度分辨率低ꎻ其次不可逆示温漆不能连续使用ꎬ每次测温均需要拆卸叶片才能进行涂漆和判读ꎬ同时示温漆的颜色变化会受到加热速度㊁时间㊁环境污染的影响ꎬ导致其测温精度低于一般的测温方法[２４].随着图形处理技术的发展ꎬ虽然诞生了示温漆自动判读技术ꎬ但是判读过程依然受人为经验因素干扰ꎬ精度较低ꎬ目前示温漆的判读方法还有待进一步地发展[２５].２㊀非接触式测温方法非接触式测温不接触被测物体ꎬ不会对被测物体的温度场产生干扰ꎬ响应速度快ꎬ适合测量量高温复杂环境下的物体.涡轮叶片温度测量的非接触式测温方法已发展有多光谱㊁荧光㊁光纤㊁激光发射㊁辐射式㊁声波测温等许多的测温方式ꎬ非接触式测温法除了可以测量涡轮叶片表面的温度及其温度分布ꎬ还可以根据燃气㊁水汽测量涡轮叶片整体环境的温度.目前国内外应用最为广泛的非接触式测温法是辐射测温法.２.１㊀荧光测温法荧光测温法从２０世纪８０年代开始受到科研人员的关注ꎬ荧光测温法可通过荧光光强㊁荧光光强比㊁荧光衰减三个原理实现温度测量.其中荧光寿命型的测温效果最佳ꎬ应用最为广泛.其测温原理是建立在光致发光这一基本物理现象上的:敏感材料受到激励光的照射使电子跃迁到高能级ꎬ当电子从高能级回到基态时会产生荧光辐射ꎬ当达到平衡状态时荧光放射稳定后ꎬ激励光消失后的荧光辐射衰减时间与荧光寿命(激发态的寿命)有关ꎬ由于荧光寿命与温度关系为:τ(Ｔ)＝１＋ｅ－ΔＥ/ｋＴＲＳ＋ＲＴｅ－ΔＥ/ｋＴꎬ㊀(１)式中ꎬＲｓ㊁ＲＴ㊁ｋ㊁ΔＥ为常数ꎻＴ为热力学温度.由上式可知τ随Ｔ单值变化ꎬ根据这一原理可得到准确的温度信息.进行涡轮叶片的温度测量时ꎬ在涡轮叶片表面上涂抹荧光材料ꎬ通过非接触式温度传感器接收荧光信号ꎬ最后根据荧光信号衰减的时间计算出叶片表面实际温度.荧光粉测温的方法最是早在１９３７年荧光灯的发展过程中被提出来的ꎬ但真正受到科研人员关注是在１９８８年以后.１９９０年美国Ｏ.Ｒ国家实验室[２６]测量了在７００~１０００ħ的喷涂火焰中涡轮叶片静态温度和旋转温度ꎬ证实了荧光测温法在涡轮叶片测量的可用性ꎻＤｏｗｅｌｌ等人[２７￣２８]研究了一种荧光测温方法在１０６０ħ温度下精度可达０.６％ꎻＨｙｅｙｅｓ等人[２９￣３０]使用Ｙ２Ｏ２Ｓ:Ｓｍ荧光剂测量温度在９００~１４２５ħ其温度误差精于ʃ１ħꎻ目前世界上已经研制出了非常适合涡轮叶片测温的Ｙ２Ｏ３:Ｅｕꎬ以及４０５４期王㊀超等:航空发动机涡轮叶片温度测量综述Ｙ２Ｏ２:Ｓｍ㊁ＴＰ㊁ＹＡＧ:Ｄｙ和Ｙ２Ｏ３:Ｅｕ等许多的荧光材料[３１]ꎻ英国罗 罗公司[１]正在研制一套用于精密测量涡轮叶片表面温度的测温系统ꎬ该系统采用２６６ｎｍ(Ｕｖ)工作的Ｎｄ:ＹＡＧ脉冲激光器ꎬ将它产生的激励脉冲通过光纤传送到探头ꎬ经探头投射到涂敷有荧光物的旋转涡轮叶片上.现在国内尚未有荧光测温法在涡轮叶片上的应用研究ꎬ河北工程大学王冬生等人使用Ｙ２Ｏ２Ｓ:Ｅｕ＋Ｆｅ２Ｏ３作为荧光粉设计的荧光光纤测温系统ꎬ可以实现从室温到４５０ħ的温度测量ꎬ分辨率为０ ５ħ[３２].燕山大学王玉田及其研究团队[３３￣３６]对荧光测温原理的光纤温度传感器进行了研究ꎬ测温精度较高ꎻ２０１４年中北大学的李彦等人[３７]采用Ｃｒ３＋:ＹＡＧ晶体作为荧光材料ꎬ蓝色发光二极管激励光源ꎬ经光纤将荧光信号输出ꎬ测得了１０~４５０ħ的温度ꎬ误差小于ʃ５ħ.荧光测温法测量涡轮叶片温度的研究还有待进一步发展ꎬ其高精度的测温原理使这种测温方法有极大的研究前景.荧光测温法优点在于荧光寿命只与温度相关ꎬ且不受任何其它因素干扰ꎬ测温范围宽㊁重复性好㊁测温精度极高ꎬ不干扰被测表面温度场.但想要应用于航空发动机涡轮叶片测温ꎬ必须要解决荧光材料和耦合的问题.２.２㊀辐射测温从辐射测温原理的提出ꎬ经过几十年的发展ꎬ如今辐射测温法已经成为工程中应用十分广泛的技术.基于红外辐射理论可知[３８]ꎬ在物体的温度高于绝对零度的时候ꎬ就会向周围发出红外辐射ꎬ且发出的热辐射随温度变化有一定关系ꎬ即普朗克黑体辐射公式:Ｍ０(λꎬＴ)＝Ｃ１λ５[ｅｘｐ(Ｃ２/λＴ)－１]－１ꎬ(２)式(２)中:Ｃ１㊁Ｃ２为第一㊁二辐射常数ꎬλ为物体的辐射波长ꎻＴ为物体的绝对温度.对于实际物体ꎬ其辐射与温度关系为:Ｍ(λꎬＴ)＝ε(λ)ˑＭ０(λꎬＴ) ㊀(３)式(３)中ꎬε(λ)为被测物体在温度为Ｔ时波长λ处的发射率ꎬＭ(λꎬＴ)为被测物体在温度Ｔ时发射波长λ的辐射值.辐射测温技术是通过收集被测物体表面发出的热辐射量ꎬ得到温度值的方法ꎬ其测温原理图如图４所示[３９].根据测量的区域大小ꎬ辐射测温系统可以分为全场分析探测系统和逐点分析探测系统两种.逐点分析探测系统是获取较小区域的辐射信号ꎬ可通过辐射量与温度的函数关系得出该区域的温度值ꎻ全场分析探测系统是用红外成像镜头把物体的温度分布图像成像在二维传感器阵列上ꎬ将物体能量转化为可视的温度图像来获得物体空间辐射场的全场分布ꎬ全场分布探测系统称为红外热像仪[４０]ꎬ可获取被测物体的温度场分布图像.辐射测温方法包括全辐射测温㊁亮度测温㊁比色测温以及多波长测温法[４１].全辐射测温法是通过探测全波长范围内的辐射信号ꎬ采用全光谱发射率来得到物体表面实际温度值ꎬ故受中间介质及发射率影响大ꎬ精度低ꎬ不适宜精密测量ꎻ亮度测温法是测量选定窄波段的辐射能并选用中心波长发射率ꎬ以此推算被测物的实际温度.亮度测温法是目前比较成熟的测温方法ꎬ测量温度时响应时间短㊁灵敏度高ꎬ在高温测量中应用广泛ꎻ为消除发射率的影响ꎬ比色测温法通过求解物体在两个不同的波长下的光谱辐射度之比与温度之间的函数关系进行温度测量ꎬ消除了发射率和一些介质的影响.但波长选择困难ꎬ适合较低发射率物体的温度测量ꎻ基于双波长测温法ꎬ多光谱测温法采用多个波段ꎬ适当选择发射率与温度之间的函数关系ꎬ巧妙地解决了发射率测量的难题ꎬ但系统结构复杂ꎬ实施较为困难.图４㊀辐射温度测量原理图Ｆｉｇ.４㊀Ｔｈｅｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｒａｄｉａｔｉｏｎｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｍｅａｓ￣ｕｒｅｍｅｎｔ辐射测温技术的发展得益于探测器件的不断改进.基于辐射测温原理的探测器件的研究经历了三个阶段ꎬ分为隐丝式光学高温计[４２]㊁光电倍增管高温计[４３]㊁光电精密测温[４４￣４５]ꎬ随着器件的改进ꎬ从最初的单波长测温发展到了多波长测温ꎬ各项性能也有了极大的提升ꎬ这为辐射测温在涡轮叶片测温上的应用打下了坚实的基础.国外著名科研机构于上世纪六十年代后期开始了航空发动机涡轮叶片温度监测方面的研究ꎬ目前ꎬ主要集中在以美国和英国为首的西方国家.１９６４年英国ＲＲ公司就开始了燃气轮机叶片的温度测量ꎬ并提出了一套光学系统设计思想[４６]ꎬ随后又研究出了一些方法修正测温发射５０５红外与毫米波学报３７卷率㊁信号处理等问题ꎬ并形成了产品[４７￣４９].该公司生产的红外点温仪ＲＯＴＡＭＡＰＩＩ温度测量范围为:５５０~１４００ħꎬ分辨率为:ʃ１ħꎬ精度为:ʃ６ħꎬ靶点尺寸(最小尺寸)为:２ｍｍ(探头至被测目标的距离为９５ｍｍ时).美国ＵＴＣ公司[５０￣５３]相继研究出了利用双波段㊁三波段测温原理的测温系统.欧共体和美国联合课题组的专家Ｈｉｅｒｎａｕｔ等人[５４￣５５]结合辐射测温原理与光纤传感器的优点ꎬ研制了一种基于多波长辐射测温的亚毫米级六波长高温计ꎬ测量温度范围７２７~１３２７ħꎬ精度为１％.２０１１年美国ＧＥ公司[５６]提出了一种利用光学传感系统实现涡轮叶片温度测量的方法.英国ｌａｎｄ公司[５７￣５８]生产的ＦＰ１１型光纤高温计用于涡轮叶片温度测量ꎬ测量范围达到６００~１３００ħꎬ精度为(ʃ０.２５％)＋２ħ.图５㊀涡轮叶片辐射温度测量的应用研究进展Ｆｉｇ.５㊀ＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎＲｅｓｅａｒｃｈｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｒａｄｉａｔｉｏｎｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｏｎｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｓ国内许多的研究机构都开展了辐射测温法测量涡轮叶片温度的相关研究ꎬ并取得了非常丰富的研究成果.哈尔滨工业大学的戴景民㊁孙晓刚等人多年来对辐射测温仪[５９]㊁红外热像仪[６０￣６２]㊁多光谱测温仪从原理到应用都进行了大量的研究ꎬ研究了辐射高温计的标定方法[６３￣６６]㊁发射率误差的消除[６７]㊁并对温度误差进行了补偿算法的研究[６８￣７０]ꎬ并大量研究了基于神经网络算法的多光谱辐射测温法[６１￣７４]ꎬ提高了测温精度ꎬ并利用多光谱辐射仪测量了火焰温度[７５￣８０]ꎻ哈尔滨工程大学的冯驰㊁高山等人研究了涡轮叶片辐射测温的各种误差并进行了校正[８１￣８３]㊁提出了一些数据处理方法[８４]ꎬ对涡轮叶片测温的误差进行了分析[８５ꎬ８６]ꎬ并对多光谱测温在高温恶劣环境下的应用[８７￣８８]进行了一系列的研究ꎬ在２０１１年[８９]采用红外辐射测温技术在某重型舰用燃气轮机上实现了叶片温度的测量ꎬ测量范围为８００~１４００ħꎬ误差小于７ħꎻ２００８年贵州航空发动机研究所杨晨等人[２]利用辐射测温系统对叶片叶背排气边表面温度进行测ꎬ其测量范围为６５０~１１００ħꎬ基本误差ʃ２ħꎻ２０１３年ꎬ中国燃气涡轮研究院李杨等人[９０]采用英国ＲＲ公司生产的红外辐射高温计ＲＯＴＡＭＡＰⅡ测量了某型燃气轮机二级转子涡轮转子叶片叶背温度场ꎬ测量范围为５００~１３５０ħꎬ精度可达ʃ６ħ.上海技术物理研究所王跃民等人[９１￣９３]提出了短波红外辐射测温的信号采集以及消除背景辐射的方法ꎻ在２０１７年热科学与动力工程教育部重点实验室和燃气轮机与煤气化联合循环国家工程研究中心[９４]研究了波长为０.８~１５μｍ范围内的涡轮叶片表面发射率的变化趋势.北京航空精密机械研究所[９５]生产的各类机载涡轮叶片测温仪测温范围６００~１２００ħꎬ误差为ʃ５ħ.辐射测温技术提供了一种既不干扰表面也不干扰周围介质的表面温度测量方法ꎬ具有分辨率高㊁灵敏度高㊁可靠性强㊁响应时间短㊁测温范围广㊁测量距６０５４期王㊀超等:航空发动机涡轮叶片温度测量综述离可调㊁测量目标面积(靶点)可以很小等优点[９６].重要的是ꎬ由于辐射测温法不需要接触被测物表面ꎬ对于一些无法直接测量的情况ꎬ如高速旋转或腐蚀性强的物体ꎬ辐射测温法是最佳的选择[９７].目前针对涡轮叶片的辐射温度测量如火如荼ꎬ将来的发展趋势是向减少辐射散失㊁消除其他物体的反射辐射㊁空气中的气体吸收以及发射率修正吸收等提高测温精度方向进行ꎬ获取叶片温度场分布情况ꎬ并实现对涡轮叶片转动时的实时温度监测.２.３㊀光纤测温光纤测温方法[９８]是应用非常广泛的一种测温方法ꎬ光纤测温技术可分为两类:一是作为传输光通量的导体ꎬ传递具有温度信息的光信号ꎬ这一类不需要与被测物体直接接触ꎬ是非接触式的ꎻ另一种是利用光纤的敏感特性ꎬ可直接与被测物体相接触ꎬ获取温度信息ꎬ常见的有基于拉曼散射的光纤测温[９９￣１００]和光纤光栅测温方法[１０１￣１０３]ꎬ在工程中应用极其广泛ꎬ但在高速旋转的高温涡轮叶片上ꎬ受光纤材料的限制ꎬ只能埋入涡轮叶片表面ꎬ易对叶片表面温度场产生干扰ꎬ影响测温精度.因此目前光纤在涡轮叶片上的测温技术应用皆采用非接触式的方法.在航空发动机内部涡轮叶片等高温环境下ꎬ温度㊁气流㊁杂质尘埃等环境因素往往影响温度测量的精度ꎬ可利用光纤对光信号的低损耗传输能力ꎬ将带有温度信息的光波传递到远离高温环境的地方ꎬ实现非接触式的温度测量.以蓝宝石㊁石英等材料制成的光纤具有的宽谱段㊁耐腐蚀㊁耐高温㊁抗电磁干扰㊁可弯曲等特点ꎬ不受外界环境的影响ꎬ传递光损耗极低[１０４].在２０世纪８０年代起国外就已经开始了辐射式光纤的研究[１０５￣１０９].目前光纤测温在涡轮叶片的测温中已经被广泛地研究[１１０￣１１６]ꎬ如在辐射测温中已经介绍过的的英国ｌａｎｄ公司生产的ＦＰ１１型光纤高温计和国内的北京航空精密机械研究所生产的各类机载涡轮叶片测温仪等都采用了光纤测温ꎻ清华大学的周炳坤等人国内率先完成蓝宝石光纤黑体腔高温传感器研究ꎬ测温范围在４００~１３００ħ[１１７]ꎻ燕山大学王玉田[１１８]研制了一种基于黑体辐射的光纤测温系统ꎬ采用 接触￣非接触 测温方法和光纤光栅窄带滤波技术ꎬ其测温范围可达到２０００ħ.光纤传输光学信号的低损耗性使其可结合许多测温方法ꎬ极大地减少测温误差ꎬ在涡轮叶片测温中应用广泛.２.４㊀其它测温方法其他可用于航空发动机温度测试的方法包括热色液晶测温㊁超声波测温㊁激光光谱测温等由于适应性㊁测量精度等问题尚未实现在涡轮叶片上的温度测量.热色液晶法[１１９]测温原理是液晶分子结构具有光学各向异性ꎬ温度变化引起其分子层间距变化ꎬ从而呈现出一定的颜色变化ꎬ显示出温度的变化.这种测量方法受材料种类限制测温范围有限ꎬ一般是通过其分析叶片尾缘复合通道的换热机理和主流湍流度对涡轮叶片气膜冷却特性的影响[１２０]ꎻ声波测温法[１２１]主要利用声音在介质中传播速度与介质温度的相关关系ꎬ其测量温度高ꎬ可以在恶劣环境中工作ꎬ但尚未实现在高速旋转物体上的测温ꎻ激光光谱测温方法[１２２]是通过激光引起被测组分产生散射ꎬ如由直径远小于入射光波波长的散射粒子引起的瑞利散射和分子与光子产生的拉曼散射ꎬ基于拉曼散射的激光光谱测温法可应用到气体的温度测量ꎬ在航空发动机内部高温燃气的温度测量中有较好的效果[１２３].３㊀结论随着探测器件的发展和测温原理的完善ꎬ航空发动机涡轮叶片的温度测量技术水平不断提高.目前薄膜热电偶㊁示温漆㊁辐射式测温方法在涡轮叶片测温上应用较多ꎬ是目前最受关注的涡轮叶片表面测温方法.涡轮叶片测温技术各有优劣ꎬ薄膜热电偶基本消除了埋入式热电偶对叶片温度场的影响ꎬ提高了精度ꎬ但测温上限㊁引线问题的存在使其无法测量涡轮叶片表面温度分布ꎻ示温漆测温方法成本低廉ꎬ在航空发动机测温中仍应用广泛.但受限于材料性质ꎬ其测温精度低ꎬ易受燃气污染ꎬ且只能测量最高温度ꎬ难以满足实时精确测温的要求ꎻ晶体测温法具有较高的测温上限ꎬ但目前只能记录叶片经历的最高温度ꎬ不能用于实时温度监测ꎬ且安装晶体也会对叶片造成一定程度的损坏ꎬ故这种方法还有待进一步地发展ꎻ非接触式测温法中辐射式测温仪使用简单㊁响应速度快㊁精度较高ꎬ在涡轮叶片上的测量被科研人员广泛地研究.科研人员致力于消除环境误差㊁原理误差ꎬ研究了基于比色㊁多光谱等测温原理的测温系统ꎬ取得了非常显著的成果ꎬ在航空发动机的研制过程中起了极其关键的作用ꎬ但想实现机载实时温度检测还有许多的困难需要克服.荧光测温法是一种原理上不受外界环境干扰的测温方法ꎬ其测量精度高ꎬ不干扰被测表面温度场ꎬ但对荧光粉的材料有一定的要求ꎬ且目前适用温度较低ꎬ还有待进一步实验改进.涡轮叶片表面的温度是提高航空７０５。
一种涡轮效率测量方法与流程
一种涡轮效率测量方法与流程引言：涡轮是一种常见的能量转换设备，广泛应用于航空、能源、化工等领域。
而涡轮的效率是评价其性能优劣的重要指标之一。
本文将介绍一种涡轮效率测量的方法与流程，帮助读者了解如何准确测量涡轮的效率。
一、背景知识在介绍涡轮效率测量方法之前，我们需要了解一些背景知识。
涡轮效率是指涡轮转动时能量转换的效率，通常用于衡量涡轮从输入能量到输出能量的转换效率。
涡轮效率可以通过测量涡轮的输入功率和输出功率来计算，因此需要了解如何测量涡轮的功率。
二、涡轮功率测量涡轮的功率测量可以通过两种方法进行：直接法和间接法。
1. 直接法：直接法是通过测量涡轮的输入功率和输出功率来计算涡轮的效率。
其中，输入功率可以通过测量涡轮的进口流体参数（如流量、压力、温度）和涡轮进口流体的性质（如密度、比热容）来计算；输出功率可以通过测量涡轮的出口流体参数和流体的性质来计算。
通过比较输入功率和输出功率，可以计算出涡轮的效率。
2. 间接法：间接法是通过测量涡轮的输入参数和输出参数来计算涡轮的效率。
其中，输入参数包括涡轮的进口流体参数，输出参数包括涡轮的出口流体参数。
通过测量这些参数，可以计算涡轮的效率。
三、涡轮效率测量流程在进行涡轮效率测量时，需要按照以下步骤进行：1. 准备工作：进行涡轮效率测量前，需要准备测量所需的设备和工具，包括流量计、压力计、温度计等。
同时，需要确保涡轮处于正常运行状态，无故障和损坏。
2. 测量涡轮的进口参数：使用流量计、压力计和温度计等设备，测量涡轮的进口流体参数，包括流量、压力和温度。
同时，还需测量涡轮进口流体的性质，如密度和比热容等。
3. 测量涡轮的出口参数：使用相同的设备，测量涡轮的出口流体参数，包括流量、压力和温度。
同样，还需测量涡轮出口流体的性质。
4. 计算涡轮的功率：根据测量得到的进口参数和出口参数，可以计算涡轮的输入功率和输出功率。
输入功率可以通过进口流体的参数和性质计算得到，输出功率可以通过出口流体的参数和性质计算得到。
航空发动机涡轮叶片温度测量综述
航空发动机涡轮叶片温度测量综述
航空发动机涡轮叶片温度测量是航空工程中的重要研究领域之一。
涡轮叶片是航空发动机中最关键的部件之一，其温度的变化对发动机性能和寿命有着重要的影响。
因此，对涡轮叶片的温度进行精确的测量和控制是非常必要的。
涡轮叶片温度测量的方法有很多种，其中比较常见的方法包括热电偶法、红外线测温法、光纤测温法、电容法等。
这些方法各有优缺点，应根据实际情况选择合适的方法。
热电偶法是一种比较传统的温度测量方法，其原理是利用热电偶将温度转换为电信号来进行测量。
这种方法的优点是精度高、稳定性好，但需要在涡轮叶片表面焊接热电偶，会对叶片表面造成一定的损伤。
红外线测温法是一种非接触式的温度测量方法，其原理是利用红外线辐射能将目标物体表面的热辐射转换为电信号来进行测量。
这种方法的优点是不会对叶片表面造成损伤，但由于受到环境因素的影响，其精度和稳定性相对较差。
光纤测温法是一种新兴的温度测量方法，其原理是利用光纤传感器将光信号转换为温度信号来进行测量。
这种方法的优点是
可以实现分布式测量，可以同时测量多个位置的温度，但需要在叶片内部安装光纤传感器，安装难度较大。
电容法是一种基于电容变化来进行温度测量的方法，其原理是利用电容传感器将温度转换为电容变化来进行测量。
这种方法的优点是可以实现非接触式测量，不会对叶片表面造成损伤，但需要在叶片内部安装电容传感器，安装难度较大。
综上所述，针对不同的实际情况和需求，可以选择不同的涡轮叶片温度测量方法。
在实际应用中，还需要考虑到测量精度、稳定性、安装难度等因素，并结合其他监测手段来进行综合分析和判断。
航空发动机叶片测量新技术
工具展望2019No.1 航空发动机叶片测量新技术 叶片作为发动机的重要部件之一,其在航空发动机制造中所占比重约为30%㊂由于叶片形状复杂㊁尺寸跨度大(长度20-800mm)㊁受力恶劣㊁承载最大,且在高温㊁高压和高转速的工况下运转,使得发动机的性能在很大程度上取决于叶片型面的设计制造水平㊂目前,航空发动机的叶片制造方法主要有电解加工㊁铣削加工㊁精密锻造㊁精密铸造等㊂由于叶片零件壁薄㊁叶身扭曲大㊁型面复杂,容易产生变形,严重影响了叶片的加工精度和表面质量㊂如何严格控制叶片的加工误差,保证良好的型面精度,成为检测工作关注的重点㊂叶片型面是基于叶型按照一定积累叠加规律形成的空间曲面,由于叶片形状复杂特殊㊁尺寸众多㊁公差要求严格,所以叶片型线的参数没有固定的规律,叶片型面的复杂性和多样性使叶片的测量变得较为困难㊂在叶片检测过程中,传统的标准样板测量手段效率低下㊁发展缓慢,严重制约着设计㊁制造和检测的一体化进程㊂由于航空发动机叶片的数量大㊁检测项目多,三坐标检测技术的引入很大程度地改善了叶片制造过程中检测周期长㊁检测结果不准确等问题㊂三坐标检测适用性强㊁适用面广㊁检测快速㊁结果准确,随着我国航空工业的发展,三坐标测量机在叶片生产主机厂家逐渐得到普及㊂但由于叶片型面复杂㊁精度要求高,不同厂家的测量方式㊁测量流程和数据处理方式不同,导致叶片的测量结果不一致,测量工作反复,严重制约着叶型检测效率的提高㊂叶型检测难点具体表现为:(1)测量精度和效率要求高㊂叶片型面的测量精度直接反映制造精度,通常要求测量精度达到10μm,甚至1μm㊂因此对测量环境要求严格苛刻,通常需要专门的测量室㊂叶片是批量生产零件,数量成千上万,应尽可能提高测量速度和效率㊂生产车间和测量室之间的反复运输和等待,使得检测效率低下㊂(2)测量可靠性要求高㊂叶片测量和数据处理结果应反映叶片的实际加工状态,以此保证叶片的制造质量㊂(3)数据处理过程复杂㊂叶片图纸上不但有叶型㊁弦长㊁前缘后缘半径等尺寸误差要求,还有叶片的形状轮廓㊁弯曲㊁扭转㊁偏移等形位误差要求㊂利用三坐标测量机获取的测量数据存在噪点,通常需要对原始的测量点集进一步简化,提取不同的尺寸和特征参数;还需进行复杂的配准运算,迭代求解叶片的形位误差㊂其中算法选用不同得到的误差评定结果各有差异,导致整个处理过程复杂㊂叶片测量新技术:(1)基于数字样板叶型检测方法标准样板是根据叶片的理论型线设计制造的与叶型截面对应的母模量具,使用叶片固定座(即型面测具)把叶片固定后,用处于理想位置的叶盆标准样板和叶背标准样板检查叶盆㊁叶背型面间隙,并反复调整叶片空间位置,以型线的吻合度作为衡量其是否合格的依据㊂叶型设计图多以透光度或相对误差来表示,如±0.15mm㊂这个比对误差实际上并不是单纯的形状误差,而是形状误差㊁尺寸误差㊁位置误差三者的综合体㊂针对标准样板法的特点和存在的缺点,西北工业大学研究了基于数字样板的检测方法㊂数字样板检测方法是基于标准样板法的原理,利用数字化测量手段获61工具展望2019No.1 取测量数据,然后利用虚拟的数字样板,与实测的数据进行匹配,在公差约束条件下达到最佳匹配㊂最后在该最佳姿态下,求解叶型各项形位误差㊂数字样板检测方法可归纳为三个主要过程:实物样板数字化㊁匹配过程模型化㊁误差评定过程自动化㊂实物样板数字化是将传统的实物样板转换为CAD模型,以数字模型的方式进行样板比对和误差评定㊂由叶片设计模型构造的三维CAD模型,它包括了加工叶片完整的截面几何信息㊁基准信息,是数字样板法误差评定的模型基础,可以进行表面轮廓度分析㊁叶型特征参数和形位误差的分析和评定㊂对于数字样板法的原始测量点集,主要通过CMM测量获得㊂在数字样板构造的基础上,通过匹配过程的模型化对测量数据和数字样板自动进行调整㊂针对数字样板法中的原始测量数据,通常需要进行数据预处理,获取真实有效的型面测量数据参与数字样板检测㊂其中,数据预处理包括测量点去噪㊁测头半径补偿㊁坐标变换㊁测量点与曲面的配准㊁测量点排序等㊂其中,数据处理的第一步,就是对得到的型面测量点进行去噪,筛选有效的测量数据㊂其次,CMM测量得到的数据是测头球心数据,必须进行测头半径补偿㊂对于叶片测量时的装夹引起的系统误差,在样板匹配前必须进行坐标系对齐来消除㊂基于数字样板的叶片检测模块功能结构(2)叶片高速连续扫描技术为提高整体叶盘叶片的检测效率,雷尼绍公司近年来开发了SPRINT高速扫描系统㊂与传统的机内测量技术相比,SPRINT叶片测量系统可以显著缩短测量循环时间,对叶片前边缘也能提供精确出色的测量结果,可以为叶片自适应加工㊁工序间检测等提供很好的检测数据㊂叶片测量分析软件可通过数控机床控制器上的Productivity+CNC plug-in直接运行,因此测量数据可通过宏变量自动提供给数控机床,也可以自动提供给连接的计算机进行下游数据处理㊂SPRINT系统配备的OSP60SPRINT测头每秒可采集1000个3D数据点,从而满足叶片在机快速检测的要求㊂利用SPRINT系统进行测量时,在CNC机床上分别从四个方向对叶片进行测量,从而避免在测量过程中发生测头与工件之间的碰撞干涉㊂在测量之后,四部分的测量数据将被拼合成一个完整的叶片测量数据集㊂SPRINT系统可以用于加工过程中工序间的检测,以确保产品的加工过程正确㊂同时,还可以作为加工完成后的质量检测使用㊂加工过程中以及加工后的型面误差检测是确保叶片加工质量符合公差要求的必要手段㊂随着测量技术的不断发展,逐渐出现快速㊁简易㊁高效的叶片测量与数据处理技术㊂同时,随着智能加工技术的发展,在机快速检测技术将推动叶片加工质量与成品率的提升㊂在这一发展过程中,需要重视和建立叶片在机测量和加工质量的评估标准,从而为这类技术的推广使用奠定基础㊂71。
航空发动机涡轮叶片的检测技术
航空发动机涡轮叶片的检测技术发布时间：2021-12-28T03:02:22.296Z 来源：《中国科技人才》2021年第25期作者：周位洲[导读] 涡轮叶片作为航空发动机的重要零部件之一，非常贵重，不同于一般的造质材料，成本很高。
涡轮叶片的存在环境长期受到高温和强大动力的牵拉，容易出现叶片受损的情况。
出于经济考虑，我们通常优先选择维修而不是更换。
湖南南方通用航空发动机有限公司湖南省株洲市 412000摘要:涡轮叶片作为航空发动机的重要零部件之一，非常贵重，不同于一般的造质材料，成本很高。
涡轮叶片的存在环境长期受到高温和强大动力的牵拉，容易出现叶片受损的情况。
出于经济考虑，我们通常优先选择维修而不是更换。
本文通过通过介绍涡轮叶片上的机上孔探检查、精确检查、清洗处理、叶型和结构完整性等检测方法并提出建议，以供相关部门参考。
关键词:航空发动机；涡轮叶片；检测技术；创新性发展引言:涡轮叶片的工作区间环境恶劣，在飞机一次的航程中，为了提高推重比和单位推力的效能，涡轮叶片一直处在高速旋转运行的状态，前端表皮温度越来越高，由于整个发动机内部空间透气性差，涡轮叶片往往会受到高温燃气的腐蚀，磨损和氧化，导致它的性能逐渐下降。
因此，加强对涡轮叶片的状态监控和故障诊断十分重要，一经发现，能够快速的作出相应调整处理，可以及时对损伤的叶片进行维修，延长其使用寿命，尽量不更换新叶片，减少支出。
1 有关涡轮叶片涡轮叶片是燃气涡轮发动机中涡轮段的重要组成部件，包括导向叶片和工作叶片，是将燃气的动能转换为机械动能的重要热端部件。
它的材料组成不同于一般材质，涡轮叶片大多数使用的是高温合金材料进行锻造，这是为了能够在高温高压的极端环境下保证稳定长时间的工作。
航空发动机涡轮入口温度的不断提高,对涡轮叶片的材料与结构提出了挑战，目前涡轮叶片主要采用以空气为冷却介质的冷却方式，但是冷却气体的引入又降低了涡轮的热能效率，因此如何提高冷却气体的冷却效率是涡轮叶片结构设计的重要内容。
航空发动机涡轮叶片的检测技术
采用 了性能优异但价格十分昂贵的镍基和钴基超级 台金 材料 以及复 杂 的制 造 工艺 ， 定 向凝 固叶 片和 如 单 晶叶 片 ， 叶片 的造 价 很 高 ， 出于经 济 效益 的考 虑 ， 通常在维修车间采用先进的修理技术对存在缺陷和 损伤的叶片进行修复， 延长其使用寿命 ． 以减少新叶
不相同 如导向叶片， 主要检查叶根焊接部位 是 否
第一作者简介 ： 孙护 国 ， 师，９ ６ 出生 ， 讲 １６ 年 毕业于 北 Ｔ 业大学， 从事航空发动机结树完整性 可骓 柑 究 ｊ Ｅｆ
维普资讯
航 空 发 动 机
２０ ０ ２年第 ｌ 期
术。
关键词 ： 航空发动机
涡轮叶 片
孔探仪检查
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１ 目 言 Ｉ
航空发 动机 涡 轮叶 片 ， 括 导 向叶 片和 工作 叶 包 片， 是将 燃气 的热 能 转换 为 旋 转 的机 械 动 能 的重 要 的热端 部件 。基 于提 高推 重 比和 单 位推 力 的需要 ．
片的更换。在修理之前， 叶型和结构完 整性进行 对 精确检测， 以便正确评估叶片的损伤形式 和损伤程 度， 确定 叶片 的可修理 腰 和采用 何种修 理 技术 ， 叶 对
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收稿日期：2010-04-02；修回日期：2010-12-06基金项目：航空基金(2008ZD24014)作者简介：熊兵(1975-)，男，四川渠县人，工程师，硕士，主要从事航空发动机特种测试技术工作。
第24卷第2期燃气涡轮试验与研究Vol.24,No.22011年5月Gas Turbine Experiment and ResearchMay,2011摘要：对于复杂环境下的涡轮叶片表面温度场测量，红外测温技术是目前该领域最佳方法之一，而发射率的准确测量是红外测温的关键。
本文针对涡轮叶片发射率的测量，阐述了热电偶对比法的原理和技术细节，并根据某型发动机涡轮转子叶片温度场试验测试的需求，在600～800℃温度范围内进行了发射率测量。
试验数据分析表明，其发射率为0.914，可作为ROTAMAP II 辐射高温计的预先设定值。
而误差分析表明，该方法具有较高的精度。
关键词：辐射测温；发射率；涡轮叶片中图分类号：V241.06文献标识码：A文章编号：1672-2620（2011）02-0045-04Emissivity Measurement of Aero-engine Turbine BladeXIONG Bing ，SHI Xiao -jiang ，CHEN Hong -min ，XU Feng -hua(China Gas Turbine Establishment ，Jiangyou 621703，China)Abstract ：The infrared temperature measurement technique is one of the best methods of measuring sur -face temperature field of turbine blades in complicated conditions.Exactly measuring emissivity is a key factor in infrared temperature measurement.Aiming to the measurement of turbine blade emissivity,the principle and techniques details of thermocouple antithesis are described.According to requirements of an aero-engine turbine blade measurement,the emissivities in temperature range from 600℃to 800℃are measured,and test data are analyzed.The emissivity 0.914can be used as the initialization value for the ROTAMAP II infrared thermometer.The error analysis indicates that this method is of upper preci -sion.Key words ：infrared temperature measurement ；emissivity ；turbine blade1引言物体的发射率表征了该物体表面辐射能力的强弱，任何物体的发射率都等于它在相同温度和相同条件下的吸收率。
红外辐射测温技术作为涡轮叶片温度场测量的有效手段，已取得很好的应用效果[1]。
红外高温计测量涡轮转子叶片温度场采用的是全发射率，而叶片发射率作为红外测温系统的一个输入参数，需要先确定，才能在试验中准确测出叶片的真实温度。
发射率的测量误差直接影响红外高温计测温的精度，因此必须准确测量。
2全辐射测温与发射率的关系全辐射测温理论上是测量所有波长的辐射能量，当真实温度为T 的待测物体与温度为T b 的绝对黑体在整个光谱范围内总的辐射能量相等时，温度T b 就定义为待测物体的辐射温度。
由普朗克定律可知，绝对黑体在温度T b 下的全辐射功率M b 为：M b =乙c 1λ-5(ec 2/λT b-1)-1d λ=σT b4(1)式中：λ为波长；T b 为黑体辐射温度；c 1、c 2分别为普朗克第一和第二辐射常数，c 1=3.741833×10-16W ·m 2，c 2=1.438832×10-2m ·K ；σ为斯蒂芬-玻尔茨曼常45数，且σ=5.67×10-8W ·m -2·K -4。
同样，可得到灰体的辐射功率M 为：M=乙c 1λ-5(ec 2/λT-1)-1d λ=εσT4(2)式中：ε为被测物体的发射率。
根据辐射温度的定义可得：M b =M(3)故被测物体的温度为：T=T b ε-1/4(4)由此可见，被测物体的发射率直接影响到被测物体真实温度的测量，而发射率与物体材料、表面状态、温度、波长等因素有关，故必须准确测量。
3发射率测量方法根据不同的测试原理，发射率测量方法通常可分为量热法、反射率法及辐射能量法[2]。
下面针对辐射能量法中的几种方法进行简要介绍。
3.1热电偶比对法根据发射率的定义[3]，在相同温度条件下比较黑体和灰体的辐射功率，即可得到灰体的发射率：ε=M M b(5)按照等间隔设置多个温度参考点，先在标准黑体炉上测出各个设定参考温度下的辐射功率；然后在高温炉内用热电偶测出物体表面在设定参考温度下的真实温度，同时测出对应的辐射功率。
如果高温炉是精度较高的闭环控制且内部温度均匀，则可认为设定温度与真实温度相等；否则，通过拟合计算得到多个真实温度与对应温度下的辐射功率间的函数关系，通过该函数关系式反算出设定温度下的辐射功率，利用公式(5)计算出被测物体的发射率。
3.2人工黑体比对法在叶片表面某处涂上已知发射率的涂料(如黑漆，查表可得发射率为0.93)或黑体材料，先用辐射温度计测量出涂料处的温度，然后在相同温度状态下再测出没有涂料处或把涂料去掉后的温度，调整发射率使前后两者的测量温度值一致，此时的发射率即为目标发射率。
实际上，人工黑体比对法与热电偶比对法测量发射率的原理相同，均采用与固定发射率物体做比对的方法，只是人工黑体法采用的不是黑体发射率“1”，而是一个小于1的定值。
3.3其它方法另外，还有一些很难应用于实际叶片发射率测量的方法，如：双参考体法、双温度法、双背景法等。
4测量方案及实施步骤采用热电偶比对法对涡轮叶片表面发射率进行测量，具体技术细节为：(1)如图1所示，将黑体炉作为标准辐射源，将辐射高温计探针安装在测量支架上。
探针对准黑体炉炉口中心，距炉口边沿20mm ，距靶点90mm ，以便探针反光镜能沿炉管观测到位于黑体炉中心的靶点。
设定温度T 0分别为600℃、650℃、700℃、750℃和800℃，每个温度点下记录5遍辐射值，取平均值作为设定温度下对应的黑体辐射值M b 。
(2)按照图2所示连接各仪器设备[4]。
由于不是闭环控制，控温仪控制坩埚电阻炉的温度误差较大，在±3℃以内，故将热工检定仪显示的铠装热电偶温度值作为测量发射率的实际温度值。
安装时，测温仪探头的反射镜尽量对准铠装热电偶附近区域，探头距被测物表面90mm 为佳。
(3)设定控温仪的温度，分别为600℃、650℃、700℃、750℃和800℃，对坩埚电阻炉进行加热。
当热图2发射率测量示意图Fig.2Sketch of emissivity measurement红外测温仪坩埚电阻炉SG2-15-10待测叶片铠装热电偶控温仪DWT702RZJ 热工检定仪燃气涡轮试验与研究第24卷图1黑体辐射值测量示意图Fig.1Sketch of black-body radiation measurement至炉中靶点的精确视线靶点温度显示安装架中的探针黑体炉靶点对准板设置控制46工检定仪显示的温度值稳定在控温仪设定值误差允许范围内时，连续记录5遍辐射值，以5遍的平均值作为当前辐射平均值M 0，同时记录当前热电偶的温度值。
(4)根据5个记录点的电偶实际温度T 和对应温度下测量的辐射平均值M 0，采用4次方最小二乘法拟合计算出设定温度600℃、650℃、700℃、750℃和800℃下的实际辐射值M 。
(5)根据公式(5)求出发射率ε。
5试验数据分析辐射高温计ROTAMAP II 测量时需要预先输入一个固定的发射率值，然后测出被测物的温度。
在数据后处理时，可根据被测物的实际温度重新输入实际温度下对应的发射率值，再计算出实际的温度场。
对发射率测量得出的试验数据进行初步计算，可得到表1所示数据。
对表1得到的发射率值进行如下计算分析。
(1)发射率平均值ε=(ε1+ε2+ε3+ε4+ε5)/5=0.914(2)残差V 1=ε1-ε=-0.025V 2=ε2-ε=-0.009V 3=ε3-ε=0.007V 4=ε4-ε=0.008V 5=ε5-ε=0.021通过以上数据可以看出，600℃和800℃时的发射率引起的误差较大，其它点的发射率引起的误差比较接近，故选择发射率平均值0.914作为红外测温系统发射率的输入值。
对全辐射测温原理公式T =M bεσ!"1/4求微商，得到温度误差计算公式：d T T =-14d εε(6)以发射率平均值0.914作为红外测温系统发射率的输入值，根据公式(6)计算不同设定温度下发射率所引起的温度百分比误差，如表2所示。
从表中可以看出，发射率所引起的温度误差在±1.0%以内。
根据公式(6)得到公式(7)，可计算出不同温度T i下选择不同发射率εj 时所引起的温度误差ΔT ij ，计算结果如表3所示。
ΔT ij =-14T i εj -εiεj(7)式中：εi 为当前温度T i 对应的发射率，εj 为发射率测量中不同设定温度T j 对应的发射率及其发射率平均值。
以上误差分析表明，选择发射率0.914作为预输入值所引起的误差相对较小，在测量温度600～800℃范围内，温度误差几乎都在测试系统标称精度±6℃以内。
选择一个固定发射率作为红外测温的输入系数，在不同真实温度下引起的误差不等。
为了做到准确测量，试验后要根据实际温度值进行发射率修正，修正方法参考公式(7)，修正数据参考表3。
6结束语由全辐射测温误差计算公式可以看出，全辐射温度的误差主要来自发射率的影响。
由于物体发射率跟物体材料、形状、表面状态、温度、波长、氧化程度、颜色、厚度等有关，所以必须选择真实待测物体表1试验数据Table 1Test dataT 0/℃T /℃M 0/(W/m 2)M /(W/m 2)M b /(W/m 2)ε600598.17245.79646.52852.3110.889650649.98774.77474.78182.6480.905700698.941117.136118.226128.4210.921750749.398178.944179.818195.0580.922800797.393262.330267.767286.2510.935熊兵等：航空发动机涡轮叶片发射率测量表2百分比误差Table 2Temperature error percentage发射率ε1ε2ε3ε4ε5温度误差/%0.6830.246-0.195-0.219-0.574表3温度误差Table 3Temperature error设定值/℃温度误差值/℃ε1ε2ε3ε4ε5ε6000.000-2.400-4.800-4.950-6.900-3.750650 2.6000.000-2.600-2.763-4.875-1.463700 4.800 2.4000.000-0.150-2.100 1.050750 4.950 2.5500.1500.000-1.950 1.200800 6.9004.5002.1001.9500.0003.150第2期47进行发射率测量，并且最好是试验前后各进行一次发射率测量来进行温度测量修正。