徐春雷，薛秀生，朴成杰，杨宝兴，刘自海

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

0 引言

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。

因此，红外测温法在发动机热端部件测温领域具有十分广阔的应用前景。但红外测温实际测量的是物体的辐射能量，需要已知表面发射率才能得到温度值。RotamapⅡ红外测温系统在测试前需要输入叶片平均发射率或者每片叶片的发射率数值[4]，所以提前获知被测物体的表面发射率及其变化趋势能够有效地减少由于发射率所带来的测温误差[5]。

1 发射率标定原理及公式

任何物体只要其温度高于绝对零度，都会因为分子的热运动而产生红外辐射，而且辐射的能量随温度的变化而变化[6]。在光学研究中一般将物体分为黑体与灰体。绝对黑体的单色辐射能量E 随波长变化的规律如普朗克定律所示[7]

式中：E 为物体的辐射能量，W/cm2·μm；C1、C2为普朗克第1、2辐射常数；λ 为波长，μm；T 为物体的绝对温度，K。

然而，工程上遇到的物体一般都是灰体。对于灰体，其单色辐射能量为

式中：ε 为灰体的发射率，或者叫灰度系数。

通常红外测温仪得到的是灰体的单色辐射能量Eε，该仪器指示的温度即为绝对黑体在单色辐射能量正好等于Eε时的温度，称为该灰体的亮度温度，用符号Tl表示[8]。

此次测量所采用的红外测温仪波长λ=1μm，测温范围为600～1000℃，当λT=3120μm·K时，式（1）可简化为[9]

根据亮度温度的定义可知

由此可得

于是，灰体的表面温度T 便可根据Tl用上式求算。同时可以得到灰体表面发射率

若已知物体的表面温度T 和该辐射能量下黑体的亮度温度Tl，便可得到物体的表面发射率。

2 试验设备与测试方法

2.1 试验设备

目前，涡轮叶片的表面发射率是红外测温领域的难点之一。国内对发射率的测量实验多在实验室高温炉内进行。但由于高温炉炉腔内壁本身会产生较大辐射能量，会给被测件发射率的测量带来极大误差，若采用短腔高温炉又无法实现大温度范围内的测量[10-13]。作为创新点之一，本次试验在中航工业动力所的热机复合疲劳试验器上进行，试验设备如图1所示。该试验器主要由感应加温系统、冷却水系统、电气控制系统以及测试系统构成。通过采用电涡流加热的方式可以实现大温度范围内的发射率测量。而且感应铜管内部有冷却水通过，因此，铜管本身的温度并不高，加热装置不会给测试结果带来较大误差。

图1 热机疲劳试验器

2.2 试验方法

RotamapⅡ红外测温系统的测温位置为每片高压涡轮叶片叶背区域，该区域比较平整所以发射率数值基本一致，较有代表性。因此，本次发射率测量位置为高压涡轮叶片叶背区域。叶片测试改装及电涡流线圈位置如图2所示。图2中的1为高压涡轮叶片，2为电涡流线圈。通过调整叶片夹具和电涡流线圈的高度使加热区域与涡轮叶片考核面对齐。考核面位于叶片叶背较平整区域，沿水平方向分布有2支热点偶（GH3030，尺寸为φ1）测温点。电涡流加热涡轮叶片时，沿叶片垂直方向温度差异较大，但在水平方向则温度差异较小。2支热电偶测温点之间的水平距离为5mm，取2支热电偶的平均温度作为测试点（图2中位置3）的温度，即为涡轮叶片的表面温度T。这样处理既能减小叶片水平方向的温度差异，又没有破坏叶片的真实表面。RotamapⅡ系统使用条件较复杂，需提供气源和发动机转速信号。因此使用与RotamapⅡ红外系统波长相同的红外测温仪Cyclops100测量位置3的温度。初始设定红外测温仪发射率为1，可以得到该辐射能量下的亮度温度Tl。在测试过程中，需注意红外测温仪垂直叶背平面测量，光线入射角需在±40°之间，红外测温仪用三角架固定，确保每次测试的位置不变。通过调整Cyclops100红外测温仪的焦距使被测点位置3在其视场中清晰可见为止。对新旧2片高压涡轮叶片采用同样的方法进行试验。

图2 改装的高压涡轮叶片及电涡流线圈位置

叶片表面的温度加热曲线如图3所示。靠近叶前缘的热电偶1为温度监测点1，靠近叶尾缘的热电偶2为温度监测点2。以靠近前缘的热电偶作为温度控制点。温度稳定时间为120s，在此期间使用红外测温仪测量2支电偶中间测温点的温度，并记录相关数据。

图3 电涡流加温曲线

3 试验结果分析

新、旧叶片的发射率标定结果见表1、2。其中表1为经过长时间试车的旧叶片的试验结果，表2为新叶片的试验结果。T1、T2分别为热电偶1、2测得的温度值，T 为二者的平均温度。亮度温度Tl为采用红外测温仪Cyclops100在发射率设定为1时（被测表面真实发射率小于1）测得的温度。

表1 旧叶片的发射率标定结果 ℃

表2 新叶片的发射率标定结果 ℃

通过表1、2中的数据和式（6）可以计算出各考核温度下旧、新涡轮叶片的表面发射率数值，分别见表3、4。

通过表3、4中的数据可得旧、新叶片的表面发射率 平 均值0.864。通过2组对比试验可以得到旧、新叶片在各温度下发射率数值曲线，如图4所示。其变化趋势如图中趋势线所示。

表4 各温度下新叶片的表面发射率

通过分析试验数据可知，新、旧涡轮叶片的表面发射率会随温度的变化而改变。对于旧叶片，若取 εˉ1=0.893作为其发射率系数，则在600℃时引起的误差较大，在其他温度下的发射率误差为±0.02，趋势线斜率较小，数值变化不明显。对于新叶片在各温度点下发射率的偏差较大，且发射率明显随温度升高而增大。当新涡轮叶片的表面温度达到1000℃时，其表面发射率与旧叶片的表面发射率一致。因此，采用RotamapⅡ红外系统时，若不知涡轮叶片温度可使用0.893作为高压涡轮叶片的表面发射率系数；若能估计出大致温度，则可根据温度值选择发射率系数从而减小误差。

英国RotamapⅡ红外测试系统是1套专门用于测试发动机高压涡轮叶片表面温度场的设备，其技术指标见表5。

表5中的测试精度为不考虑叶片表面发射率误差的情况。在使用该设备时可以选择输入平均发射率或者是每片叶片的发射率系数。通过试验数据和普朗克方程可以得出，若使用平均发射率εˉ1=0.893，所造成的温度误差曲线，如图5所示。在600℃下使用平均发射率造成的测温误差小于±5℃，在1200℃下使用平均发射率造成的误差不超过±10℃，小于被测物体温度的±1%，满足测温精度要求。若根据经验能估计出叶片温度范围，则可以结合如图5所示发射率导致的测温误差数据对红外测温结果进行修正，在整级涡轮温场测试中提高绝对温度测试精度。

图4 涡轮叶片表面发射率标定曲线

表5 RotamapⅡ红外测试系统技术指标

图5 发射率误差导致的温度误差曲线

4 结束语

由于涡轮叶片表面发射率跟叶片材料、表面状况、温度、形状有关，因此，必须使用真实的叶片进行发射率测量。如果条件允许，应当在发动机试车前后各进行1次发射率测试工作。此次发射率标定试验主要测量了高压涡轮叶片的表面发射率，研究了新、旧叶片间的发射率数值及变化趋势。对提高红外测温精度有一定意义。同时为测试发动机零部件表面发射率提供了1种有效的方法。

本次试验未对表面涂有隔温涂层的叶片进行研究，需要在后续的试验过程中逐步探索。对于涡轮叶片在燃烧过程中发生积炭等情况，需要在热风洞试验器上进行后续试验[14-15]。

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