吕旭飞， 姚尚宏， 杜明杰

中国飞行试验研究院 发动机所，陕西 西安 710089)

氧浓度检测可以分为化学方法和光谱学方法。化学方法成本低、装置简单、易操作，但易被污染、寿命短、使用条件限制多；光谱学方法对环境适应性强、灵敏度高，但技术复杂、成本高。基于这两种方法开发的测量系统根据需求适用于不同的领域。

飞机的氧气浓度测量需求主要来自机载人员生命保障系统[1]和燃油箱机载惰化系统[2]。其中，在燃油箱惰化系统及相关的燃油箱无油空间氧浓度测量中，由于测量环境苛刻、燃油污染大、安装位置受限、强电磁、强振动等因素，对测量设备提出了高可靠性、智能化、小型化等要求。目前为止，国内外还未形成成熟的机载产品，部分测量系统只在航空器试飞中短暂使用。

笔者以国内多型民机适航取证和某先进运输机燃油惰化系统试飞为切入点，详述测量需求的来源，同时在总结国内外研究现状的基础上，指出飞机燃油箱无油空间氧浓度测量系统(下文简称测量系统)的发展趋势。

1 测量系统需求分析

1.1 机载制氮系统

燃油箱爆炸是造成飞机事故的重要原因之一。对于民用飞机，燃油箱爆炸会引起重大人员伤亡；对于军用飞机，遭遇火炮袭击后的燃油箱点燃和爆炸将大大降低飞机的生存能力[3]。为应对这一问题，飞机在飞行中，必须降低燃油箱可燃性，行之有效的措施之一是在飞机上加装制氮系统，用产生的富氮气体冲洗油箱上部空间，控制氧浓度水平。

某民用飞机中央油箱惰化采用渗透膜制氮技术，系统原理如图1所示。该系统引入发动机高温气体，通过换热器等装置进行气体温度/压力调节，调节后的气体通过空气分离器被分离为富氮气体和富氧气体。富氮气体分配至目标油箱，通过降低油箱内氧气浓度，从而降低油箱可燃性。世界主要民机制造商空客和波音的绝大部分机型也都安装了类似的装置。

图1 燃油惰化系统

因此，必须测量燃油箱无油空间和惰化管路内氧气浓度，以评价惰化系统工作效能，保证系统工作有效。

1.2 燃油箱可燃性评估

燃油箱可燃性是民用航空器重要安全指标之一。可燃性是指在一个机型机队运行的各个航段距离范围内，每个燃油箱的空余空间处于可燃状态的时间比例[4]。按照适航规章规定，燃油箱可燃性评估方法可分为定性评估和定量评估。对于采用了降低可燃性措施(Flammability Reduced Method,FRM)的机型，都需要采用定量方法进行评估。目前国内研制的ARJ飞机中央油箱和C919飞机全部油箱都适用于定量评估方法。

燃油箱可燃性定量评估方法为FAA(Federal Aviation Administration，美国联邦航空管理局)基于Monte Carlo随机数产生技术提出的，该方法已被我国民航局采用。可燃性评估对每一时间单位的可燃性判定可以看作一个比较过程，包含燃油箱温度和燃油箱无油空间氧浓度两类判据。无油空间氧浓度随机数的产生必须考虑FRM性能和可靠性，因此，为了表明燃油箱可燃性的适航符合性，申请人至少应开展燃油箱热模型验证和燃油箱惰化系统性能及模型验证相关地面/飞行试验，其中就包括无油空间氧浓度测量[5]。国内在ARJ21-700飞机中央油箱惰化系统适航取证中进行了短航程试飞、长航程试飞和蛙跳航程试飞，以获取油箱氧浓度数据进行模型验证。

军用飞机虽然没有燃油箱可燃性这一概念，但安装了油箱惰化系统的战斗机/无人机/运输机都需满足GJB 3212《飞机燃油系统飞行试验要求》规定的“油箱惰化空间内气体的氧浓度不应大于10%”。国内在某先进运输机试飞中，在爬升、稳定平飞、应急下降中测量了ASM出口、油箱和通气箱中氧气浓度，以证明该型机油箱惰化系统的有效性。

1.3 飞机智能化需求

飞机智能化以飞机全方位监测和全面精细控制为主要特征。同时，随着智能化的全面推进，飞机维修保障策略从故障维修、定期维修向基于状态的维修不断发展[6]。

目前的惰化系统不能实时监控油箱无油空间氧浓度，主要用于为油箱提供过盈富氮气体。图2为典型剖面飞行中中央油箱无油空间氧浓度变化曲线，整个飞行剖面中，氧气浓度安全盈余飞行时间占比50%，最大盈余量超过80%。显然更多的富氮气体需要更高的引气压力和更大的引气量[7]，这将明显增加发动机油耗，降低发动机推力。同时，由于无法实时监控油箱的无油空间氧浓度，不能准确评估惰化系统的工作效能，只能采取周期性定检的方法来加以保障，增加了成本。油箱无油空间氧浓度实时监测系统的缺失已经成为军民机惰化系统迈向智能化的瓶颈。

图2 典型剖面飞行中央油箱无油空间氧浓度变化曲线

1.4 严苛的使用环境

飞机在高空长时间的滞留导致部分燃油箱无油空间气体温度非常低；飞机在起飞、降落或快速响应机动时，燃油在燃油箱中剧烈晃动，液体燃油会侵入油箱各个位置；对于战斗机和无人机，往往没有足够的密闭空间安装测量设备，因此，设备大概率处于暴露环境中。根据以上特点可知，机载燃油箱氧气浓度测量系统不同于工业场景中常用的氧浓度测量系统，可以将其应满足的条件归纳如下：

① 测量环境压力范围为20～120 kPa(绝对压力)，温度范围为-40～70 ℃，受燃油-空气混合气、水蒸气等杂质的侵蚀。

② 传感器体积小，方便安装和更换。

③ 传感器响应时间为秒级，分辨率不低于氧分压1～5 kPa。

④ 集成度高，输出信号形式与飞控系统信号形式匹配。

⑤ 应确保引入油箱的能量符合相关要求，并保证其失效不会对油箱安全产生威胁。

2 研究及应用现状

按照核心传感器不同，测量系统可以分为电化学原理测量系统、光谱吸收原理测量系统和荧光猝灭原理测量系统。其中，基于电化学原理和基于光谱吸收原理的测量系统都已在飞机型号中成功应用，基于荧光猝灭原理的测量系统在国内外文献中还未见在飞机上成功应用的案例。下面重点介绍已经成功应用的两种测量系统的框架和使用中的问题。

2.1 电化学原理测量系统

2.1.1 电化学方法测量氧浓度原理

电化学氧浓度传感器一般主要由扩散栅、金属传感电极(阴极)、铅制工作电极(阳极)和电解液组成，其本体实际是一个金属/空气电池，其结构[8]如图3所示。

图3 电化学氧浓度传感器结构图

通过扩散栅的氧气在阴极被还原为羟基，羟基离子在铅电极上被氧化，其发生的化学反应如下。

阴极：O2+2H2O+4e-→4OH-

阳极：2Pb+4OH-→2PbO+2H2O+4e-

总反应式：2Pb+O2→2PbO

当铅/氧电池达到平衡后，位于扩散栅和阴极之间的氧气分子被快速消耗，因此在扩散栅和阴极之间的氧分压近似为零。在氧分压压差作用下，扩散栅外侧的氧气分子得以通过扩散栅与阴极接触，继续推动化学反应。由于氧分子扩散速度与氧分子参与电化学反应被消耗的速度几乎相等，于是，传感器通过测量氧分子的消耗率就得到了环境中的氧分压。电化学反应发生后，产物会不可逆地留在电解液内，导致传感器寿命较短，一般为1～2年。

由于电化学传感器的测量对象是环境中氧分压，因此环境压力会对传感器的测量值产生影响，在环境压力与标定值产生偏离后，需要同时测量传感器扩散栅外的压力，对测量结果进行修正。文献[8]通过压力修正，在压力偏离常压30 kPa时，测量结果绝对误差控制在0.3%以内。笔者所在团队也进行了类似的传感器压力补偿研究，结果表明：当压力偏离常压达70 kPa时，绝对误差骤增至50%，即压力修正只在有限范围内有效。

此外，由测量原理可知，该类传感器还存在测量时消耗测量环境中的氧气、传感器的带电属性使其不能在易燃易爆环境中使用等问题。

2.1.2 国外研究及应用现状

2003年，FAA借鉴工业界的准则和成熟的工程应用经验，以电化学氧浓度传感器为核心，研发了一套适用于飞行试验的飞机油箱氧气浓度测量设备(以下简称FAA设备)。该测量设备由采样管、氧浓度传感器和一些辅助设备组成。待测气体通过采样管进入测量设备，先后通过气体选择阀、火焰抑制器、浮子除液阀、压力控制阀、两级加压泵，之后进入氧浓度传感器发生化学反应，传感器将产生的数据发送给数据分析仪，数据分析仪根据地面标定和测量环境压力修正得出最终的氧分压。经过测量的样气可以流回油箱或排到机外。

为使样气在任何情况下都能被吸入测量设备，一级加压泵将采样管进口压力降低至2.9 psi(1 psi=6.895 kPa)；在进入氧浓度传感器之前，二级减压泵再将样气压力加至14.7 psi，两级加压泵之间通过阀门进行压力正定。为了防止油液污染和测量设备的电属性部件点燃油气，测量设备安装了火焰抑制器和浮子除液阀。FAA测量设备架构[9]如图4所示。

图4 FAA测量设备架构图

为了将样气调制到传感器能够接受的环境范围，并使整个测量设备满足适航规定的使用条件，在核心传感器周边增加了大量的辅助设备。虽然巧妙的吸入式设计最终保证了该设备能够用于飞行试验，但该设备体积达1 m×1.5 m×2 m，且该设备连接、操作较为复杂,对改装要求也较高，并不具备扩展性。

该设备最开始被用在A320飞机上进行了一系列的地面和空中试验，用于改进燃油箱惰化系统，试验主要包括40 h的地面试验和6架次的飞行试验。试验中，该测量设备测量了飞机惰化管路和油箱上部的氧气浓度，数据良好。之后，波音公司联合FAA利用该设备对波音737-700飞机中央油箱惰化系统开展了一系列地面试验和飞行试验，验证了地面燃油惰化方法的有效性，最终结果为波音公司对该机型中央油箱的修改设计提供了极大的帮助。此外，波音公司利用该设备进行了诸多油箱惰化的技术研究，包括证明地面缩比燃油箱模型用于验证全尺寸模型的有效性[10]和建立了一套高效简单的惰化系统工程设计算法[11]。

2.1.3 国内研究及应用现状

中国飞行试验研究院燃油系统试飞团队依据FAA的公开资料和国内实际工程经验，自主开发了基于电化学传感器的测量设备，并用于某型先进运输机试飞鉴定中，填补了国内在该领域的空白。该测量设备研制设计的主要思路是将油箱上部空间的气体通过真空泵吸入安装于客舱的氧浓度测量设备中，然后进行过滤、阻火、调压后利用氧传感器进行测量。在研制过程中主要解决了以下工程问题：

① 测量系统与油箱的安全隔离设计。

② 油箱无油空间气体取样设计。

③ 采样气体温压调整、杂质过滤设计。

④ 标定管路设计。

⑤ 给出满足精度、性能要求的氧浓度传感器选型标准。

最终形成的中国飞行试验研究院测量设备架构[12]如图5所示。

图5 中国飞行试验研究院测量设备架构图

在设备制造过程中，遵循气路与电路分离的原则，设计为A、B两个机柜。其中A柜为控制显示柜，主要包括电源系统、测量系统控制、显示系统和对外的数据接口；B柜为测量柜，主要包括采样气体预调制组件、氧浓度传感器和防爆告警组件。机柜尺寸与FAA设备尺寸接近。该测量设备最终达到的主要技术指标与FAA设备相当，满足了实际测量需求。

某先进运输机惰化系统试飞中，使用该设备测量了空气分离器出口、两个独立油箱隔舱、通气箱共4个位置的氧气浓度，开展了3个典型飞行剖面试验，全面鉴定了该型机油箱惰化系统。同时，该设备在使用中也暴露了诸多问题，包括设备体积大，改装难度大，不能适用其他型号；设备复杂且故障率高；大功率真空泵对供电要求高，试飞中出现多次掉电现象。

2.2 光谱吸收原理测量系统

2.2.1 光谱吸收方法测量氧浓度原理

光谱吸收技术以Beer-Lambert定律为基本理论：一束激光穿过装有待测气体的样品池，采集透射光强作为光谱信息，通过对光谱信息、激光源入射光强和有效光程的分析，实现特定气体浓度的检测[13]。吸收光谱技术包括多种气体探测技术，其中，氧气浓度测量通常使用可调谐半导体激光吸收光谱术(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS)。

根据Beer-Lambert定律，初始光强为I0、频率为υ的红外光通过一段气体介质时，由于气体吸收，光强会发生衰减，透射光强I为

I(υ)=I0(υ)exp(-kυL)

(1)

式中:I0(υ)为入射光强;I(υ)为透射光强;υ为入射光的频率;L为有效吸收光程;kυ为光谱吸收系数。对于单一气体的单一跃迁而言，有

kυ=S(T)φ(υ)Px

(2)

式中:S(T)为温度T时的吸收线强度；φ(υ)为吸收线的归一化线性函数，在大气环境检测中通常选择Voigt线型[14]；P为气体压强；x为吸收气体的摩尔分数。

在温度、压力、光程已知的情况下利用积分吸收光度和吸光度峰值，可以进行气体浓度反演。

(3)

式中：A(υ0)为积分吸光度。

为了提高气体浓度的检测灵敏度，往往需要增加气体吸收的有效光程，可采用多通池、多孔散射材料、积分球等延长光程。

由测量原理可以看出，利用TDLAS测量氧气浓度具有抗干扰能力强、响应速度快(毫秒级)的优势；但将其应用于油箱无油空间氧浓度测量时，依然存在油液污染核心传感器的问题。

2.2.2 国外研究及应用现状

美国OXIGRAF公司基于其光谱吸收技术在生物医药、科学研究、工业生产等领域的成功应用，于2010年左右发布了一款基于光谱吸收原理的测量设备[15]，型号为OXIGRAF O2N2。该设备被著名航空燃油机电设备供应商Parker公司采用，在俄罗斯RAJ和庞巴迪C型公务机上进行油箱惰化系统适航取证试飞。

O2N2设备的总体设计思路与FAA设备一脉相承，即将油箱无油空间样气吸出油箱，通过净化、温压正定等处理后，再送入核心传感器进行测量。设备的系统框架如图6所示。其主要由一个氧传感器、四通道采样系统、自动校准系统、真空荧光数字显示器、键盘、RS485和ARINC429通信协议接口组成。

图6 OXIGRAF O2N2设备框架图

与FAA设备相比，两者主要存在的差异如下。

① 核心传感器不同。O2N2设备核心传感器是基于TDLAS光谱吸收技术的光学传感器，传感器每10 ms对样气分析一次，在测量间隙通过将光源光谱改变至氧气非吸收波段实现分析器调零。

② 传感器分时复用设计。该设备一个核心传感器同时应用于4通道采样管路，通过分时复用阀门，每路采样气体每16 s被送入核心传感器测量4 s，这种设计降低了测量延迟，减少了设备管路复杂性，压缩了设备体积。

③ 实时校准。O2N2设备携带校准气瓶，一般为氧气浓度5.0%和21.0%的两种氮氧混合气，对核心传感器进行周期性扫描校准。

④ 防油设计。O2N2设备在采样管与飞机油箱之间安装防油浮子阀，防止燃油流入采样管。一旦燃油堵塞采样管，设备利用携带的98%的干氮气瓶反向吹扫采样管路。该氮气瓶同时还提供对测量设备内部电器元件周围环境的惰化。

⑤ 压力正定。O2N2设备通过实时测量传感器气室内部的压力对结果进行修正，此压力应处于9.65～120 kPa之间，因此仍然设计了阀门对高低压进行限制。同时，为了消除系统本身产生的压差，设备改装时要求各通道采样管长度和直径相同。

设备在实际制造过程中，也采用了气路和电路分离的原则。核心传感器和设备电源在同一个机箱，校准、除油管路等在其他机箱，除此之外，还有3个外接气瓶和1台数据处理笔记本电脑。虽然4通道集成的核心机箱尺寸只有23 in×5.22 in×19 in(1 in=0.0254 m)，质量为18 kg，但真正使用时，添加了冗余部件后四通道设备质量和尺寸将变为之前的3倍。该设备的主要技术参数如表1所示。

表1 OXIGRAF O2N2设备主要技术参数

某国内民机使用该设备进行了取证试飞。为满足惰化系统试飞要求，在飞机客舱中改装了8通道OXIGRAF O2N2设备，对燃油箱和机载制氮系统管路的氧气浓度进行测量。试飞过程中，液体燃油堵塞采样管是最大的问题。若飞机接近加满油，此时打开设备必然会引起堵塞，且大量燃油的堵塞无法在飞行中排除。若油箱油量较少，此时打开设备会有少量燃油进入管路引起堵塞，但有时可以通过设备反吹使通道重新有效。部分使用较好的飞行架次中设备数据无效时长如表2所示。由表2中数据可知，试飞中由于通道进油或为防止通道进油有意关闭通道导致的测量无效的时间最大占比约为50%。

表2 使用较好的飞行架次中设备数据无效时长

此外，虽然理论上光谱吸收原理的传感器响应时间是毫秒级的，但该设备采用了吸气测量和分时复用的架构设计，实际使用中其响应时间与FAA设备响应时间并无差别。而且，虽然采取了一系列防油措施，但液体燃油堵塞导致测量无效依然是该设备的最大问题。

2.2.3 国内研究及应用现状

国内基于TDLAS技术的研究相对起步较晚，自从2000年开展TDLAS技术研究以来，目前香港理工大学、清华大学、燕山大学、哈尔滨工业大学、中科院安徽光机所等大学和机构都进行了不同程度的深入研究，在系统结构设计和关键技术上取得了较为突出的成绩。特别是北京工业大学的苗扬等[16]于2016年发明了一种非接触式检测装置，该装置利用氧气的顺磁性将氧气吸收进集氧装置，通过激光器发射和接收到的光信号，利用波长调制光谱技术中气体吸收函数拟合方法进一步测定氧气浓度。但未见该方法在实际飞行中使用的公开材料。

2.3 现状总结

电化学原理测量设备和光谱吸收原理的测量设备已分别成功应用于部分型号，推动了油箱惰化系统的长足发展，但其仍然存在以下关键问题。

① 防油设计不到位。防油设计的核心问题是测量设备所采用的传感器“不耐油”，因此，两种设备都采用吸气方式，在核心传感器前完成样气中的油污过滤，但实际使用中发现，燃油堵塞和燃油污染仍然是设备不可靠的主要来源。

② 体积过大。虽然OXIGRAF O2N2设备在FAA设备基础上采用了分时复用等巧妙设计，使设备体积有一定缩减，但为了弥补核心传感器“不耐油”的缺陷，依然需要设计复杂的管路，导致设备体积大，难以满足战斗机和无人机使用需求。

③ 可靠性低。主要表现为安全可靠性和故障率。两种设备内部都存在较多的电气元件，一旦油气混合物泄露，存在点燃风险。同时，两种设备复杂的管路设计使其故障率高且维修复杂。

要解决以上关键问题，核心传感器的设计非常重要。近年来，国内外研究者逐步探索将基于荧光猝灭原理的传感器用于飞机燃油箱无油空间氧浓度测量。

3 荧光猝灭原理的氧浓度测量

3.1 荧光猝灭效应

荧光是一种光致发光的冷发光现象。当特定波长的入射光照射处于基态的荧光物质时，荧光物质会吸收光能进入激发态，激发态各个振动能级的分子经由无辐射跃迁落至第一电子激发态的最低振动能级，再持续降落至基态各振动能级，并散射出相应光量子，而且一旦对其停止照射，发光也即刻停止，这种光在宏观上表现为荧光。荧光物质通过发光释放多余能量时，部分特殊物质在吸收这部分能量后会产生瞬时的基态复合物，导致荧光特性发生变化，从而引起荧光猝灭现象。

有氧情况下，荧光分子与氧气发生猝灭效应，导致一部分能量转移到氧气分子上，使荧光分子以发光的形式释放的能量减少，与无氧情况相比，荧光寿命缩短，总体来看，荧光强度也会降低。荧光分子周围的氧气分子浓度直接影响了荧光寿命和荧光强度，因此可以通过检测荧光寿命和荧光强度达到测量氧气浓度的目的。

理想情况下，荧光寿命和荧光强度以及荧光分子周围的氧气浓度遵循S-V(Stern-Volmer，斯特恩-沃耳默)方程：

I0/I=τ0/τ=1+k[O2]

(4)

式中:I0、I分别为无氧和有氧条件下的荧光强度；τ0、τ分别为无氧和有氧条件下的荧光寿命；[O2]为荧光分子周边氧浓度；k为常数，与荧光物质有关。

理想情况下的S-V方程中，氧气浓度与荧光寿命、荧光强度的比值呈线性，这种线性关系便于荧光猝灭型传感器的校准和使用，因此，在合成新的荧光猝灭染色剂时，学者们总是倾向于加强其线性相关度[17-18]。

测量环境的温度对荧光物质的荧光特性有较大的影响。2008年，Lo等[19]根据研究给出温度修正下的S-V方程为

Im(T)=I(T)C(T)

(5)

式中：I0(Tref)为在特定温度下(通常是室温)测量的无氧条件下的荧光强度；Im(T)为某一温度下某一氧气浓度中的荧光强度;Ksv1(Tref)为特定温度下的荧光常数；[%O2(T)]为某一温度下氧气含量百分数；f1(T)为实际测量环境温度下的荧光强度占总荧光量的百分数；I(T)为某一温度下总的荧光强度；C(T)为温度修正系数。

压力对基于荧光猝灭测量结果的影响与对电化学测量传感器的影响是一致的。因此，对实时记录的测量环境中的总压进行结果换算，即可计算出测量环境中的氧气体积百分比[20]。

综上分析可知，基于荧光猝灭原理测量环境中氧气分子浓度时，大部分荧光材料的荧光特性符合线性S-V方程，但当考虑实际测量范围、测量环境中的温度和荧光指示剂的固定方式等因素时，理想的S-V方程将不再完全适用，传感器在使用前需要进行试验标定，并对结果进行算法修正。

3.2 检测方法

通常，通过检测荧光强度和荧光寿命来实现氧气分子浓度的反演。检测荧光强度技术简单、成本低，在生物、化学等领域有着广泛的应用。但荧光强度容易受光源稳定性、光纤传输效率、光强检测器的敏感度、传感器的光漂白和传感器中荧光指示剂分布不均等因素的影响[21]。特别是在航空机载领域使用时，强振动、强电磁干扰、极端自然环境等往往会进一步扩大不利因素的作用，导致传感器寿命锐减或测量失效。荧光寿命是荧光材料的本质属性，它能够克服上述因素的影响[22]。因此，在极端环境中常通过测量荧光寿命进行浓度测量。主流的荧光寿命检测方法包括时域法和频域法。

3.2.1 时域法

采用时域法测量荧光寿命时，使用门脉冲激光信号调制激光源，使激光快速照射荧光物质，当照射时间远低于荧光寿命时，荧光信号将会呈单一指数形式衰减[23]，可表示为

(6)

式中：I(t)为荧光信号强度；A为荧光衰减曲线起始值；τ为荧光寿命。荧光衰减曲线的衰减速度取决于荧光寿命的大小，在时域上记录多个时间下的猝灭荧光信号强度，这些点将在单一衰减曲线上，对单一指数拟合即可得到荧光寿命。

时域法本质虽然是测量荧光强度，但相较于单次测量，短时间内通过多次测量进行数据拟合的方法能够消除背景中的噪声影响，有效提高了测量精度。

3.2.2 频域法

频域法测量时，采用正弦函数调制激光光源，光源照射到荧光物质后，产生的荧光和激发光源存在相位滞后现象，相位滞后可表示为

Δφ=arctan(2πfτ)

(7)

式中:f为光源频率。测量出相位滞后即可计算出荧光寿命τ。

在实际使用中，由于正弦形式的激发信号对激发光源性能和光源驱动电路要求较高，严格的单一频率正弦激发信号难以得到，因此，通常使用脉冲激光的形式进行光源调制，并采用锁相检测技术进行相位检测[24]。

与时域法相比，频域法有以下3个优势。

① 针对特定的驱动和检测电路，选择特定频率，能有效提升检测信号的信噪比。

② 通过测量的滞后相位可很方便地计算出荧光寿命。

③ 背景变化和信号散射对测量影响较小。

3.3 氧敏感膜

要想使传感器能够在油气混合、高低温等环境中完成油箱无油空间氧气浓度测量，氧敏感膜的制备至关重要。氧敏感膜不仅要满足荧光特性好、对氧气的敏感度高、有较大的Stokes位移、光学稳定性好这些一般环境中对氧敏感膜的要求，而且要具有疏油性，并能够耐受航空煤油的侵蚀。典型的氧敏感膜主要包括荧光物质层和基质层，并且两层之间应该具有良好的黏合性。

3.3.1 荧光指示剂

Ru有机配合物是一种应用最广泛的荧光指示剂。学者们开发了众多Ru配合物作为荧光物质，例如[Ru(bpy)3]2+、[Ru(phen)3]2+、[Ru(dpp)3]2+等[25-26]。在众多的Ru配合物中，[Ru(dpp)3]2+展现出最好的氧敏感性，其荧光寿命最长达5.3 μs，光量子产率为0.3[27]。除此以外，以Pt和Pd元素为中心金属元素的卟啉是一种极为重要的荧光指示剂[28-29]。

总体来看，钌金属络合物自1986年被发现适合作为光纤氧传感器的荧光指示剂以来，因为其具有荧光寿命长、灵敏度高、有较大的Stokes位移和改造后光学稳定性好等优点，成为应用较为广泛的荧光指示剂。

3.3.2 基质

基质用于固定荧光指示剂，适合作为飞机燃油箱无油空间氧敏感膜的基质应该具备以下特点。

① 制备流程方便简单。

② 染色剂能够被良好地封装起来，不易从基质中脱落，脱落后不污染航空煤油。

③ 染色剂固定到基质后，应能确保染色剂物化性能良好。

④ 支撑基质应具备良好的光学特性和优良的氧气分子渗透性，强化基质疏水疏油性质，并强化氧气分子的选择性通过。

支撑基质按照物质类型可以分为有机高分子聚合物、无机高分子聚合物和混合传感膜基质。混合传感膜能够兼具有机高分子膜[30]和无机高分子膜的优点，制备方便且稳定性好。其中以有机改性的烷氧基硅烷[31](ORMOSIL)特性尤为突出。

以上内容为下文介绍的氧浓度测量系统提供了技术基础。

3.4 应用于无油空间氧浓度测量的光纤传感器系统

2007年，NASA的格伦研究中心在国际火灾安全研究会议中发布了一款用于油箱无油空间氧浓度实时测量的便携式机载装置。虽然该装置的核心测量原理不是荧光猝灭，但其发布的插入式测量装置框架被广泛借鉴，如图7所示。

图7 插入式测量装置框架图

在该测量框架中，受感部插入飞机油箱的无油空间，与测量环境直接接触，激光器和光谱检测装置以及其他辅助设备安装在远离油箱的“舒适”的环境，发射光通过光纤传导至受感部，产生的信号光通过另一条光纤传送回检测装置，结合测量环境中温度和压力数据，完成信号实时处理。以这个框架为蓝本，国外申请了众多类似的测量装置专利[32-36]。

2011年，Allen[37]首次明确提出采用上述插入式测量系统时对氧气浓度传感器的要求，以该要求为目标，笔者介绍了一种基于紫外-可见光光度法(UV-VIS)测量荧光寿命的方法和系统架构。该系统使用轻便紧凑的紫外荧光分光计对荧光进行测量，在-50～60 ℃的环境温度中，测量0～25%范围内的氧气浓度，精度优于0.5%体积分数。

2013年，美国空军“小企业创新研究计划”(SBIR)官方网站中公布了一项对于ROI(Redondo Optics,Inc.)公司的资助项目，项目名称为“基于自参考光纤氧气传感器的飞机燃油箱无油空间氧浓度实时监测系统”。该项目旨在向美国空军提供一款能够实时监测油箱无油空间氧浓度并进行温压修正的测量系统(FOxSense)，该系统要能够统筹协调飞机控制系统，用以完成对飞机惰化系统的实时反馈。

2014年，该项目的负责人Mendoza[38]介绍了FOxSense系统的详细情况。FOxSense系统架构如图8所示。

图8 FOxSense系统架构图

FOxSense系统由4个关键部件组成：① 温度和压力补偿的光纤氧气浓度测量受感部；② 符合美军标的多模光纤通信布线网络架构；③ 荧光寿命锁相检测技术；④ 多维传感器校准算法。FOxSense系统可以在所有飞行机动条件下，包括高度在0～50000 ft、温度在45～160 ℉之间、压力在1.6～16 psi之间，连续实时监测0%～40%的氧气浓度范围。

ROI公司在地面模拟试验台模拟了飞机起飞-爬升-巡航-下降-下客整个流程中油箱中的温度、压力和氧气浓度的变化，应用此测量系统进行测量，结果显示在整个过程中氧气浓度平均误差不大于0.6%，温度误差不大于0.9 ℃。

虽然取得了一些成果，但目前基于荧光猝灭原理的油箱无油空间氧浓度测量系统仍然面临很多挑战：① 荧光敏感膜的光漂白衰减，具备疏油和疏水特性的基质需要进一步的研究和开发;② 极端环境下荧光检测系统的有效性，特别是应用于战斗机时检测设备可能安装在暴露环境下，荧光检测系统能否承受高低温、强振动的考验还需进一步研究；③ 自调零、自校准、自补偿等多项智能技术在检测系统中的应用，这是新一代机载氧浓度测量设备区别于前两代设备的标志，也是关键技术之一。

4 未来发展趋势

目前，还未见到对飞机燃油箱无油空间氧浓度在飞机全任务周期实时监测的报道，技术较为成熟的基于电化学和光谱吸收原理的测量设备由于体积大、安全性低、可靠性不高等因素，都只应用于大型运输机的试飞中，无法形成机载设备，以及参与油箱惰化系统的反馈调节。而基于荧光猝灭原理的测量系统已经显示出其在成为机载氧浓度检测设备上的先天优势，但其技术仍然不够成熟。在未来，机载油箱氧浓度测量系统将向以下方向发展：

① 基于荧光猝灭原理的受感部将成为下一代飞机燃油箱氧浓度测量系统的核心。基于荧光猝灭原理的测量系统将受感部直接置于测量环境中，免去了吸气和样气正定的过程，响应速度和测量精度将极大提升；受感部和后端调制设备之间通过光纤交换信号，避免了燃油箱油气混合物被点燃的可能性，测量系统也得到简化；成本低，适用于大规模制造。

② 智能化。氧浓度测量系统智能化体现在：测量系统具备自校准，自补偿能力；测量系统嵌入飞机管理系统，为油箱惰化系统控制提供反馈；测量系统具备实时为决策者提供燃油箱的安全情况说明、提供燃油箱点燃告警等功能。

③ 高可靠性。测量系统必须在飞机全任务周期内开展燃油箱无油空间氧浓度实时监测；测量系统必须采用模块化设计，通道之间互不影响，在遭遇通道故障后能够迅速重构；进一步降低荧光猝灭受感部光漂白衰减，研制疏油疏水的受感部基质，提高测量系统使用寿命。

④ 小体积。小体积、轻重量是机载航空设备永恒的需求，此外，当测量系统安装在军用战机和无人机上时，对体积和重量的要求会更加严苛。

5 结束语

笔者介绍了基于3种不同原理的飞机油箱无油空间氧浓度测量系统，结合实际研发和使用经验，介绍了基于电化学原理和基于激光吸收原理的测量系统存在的局限性和使用中存在的主要问题。重点介绍了荧光猝灭原理、荧光物质和基于荧光猝灭原理的测量系统的研制现状，指出小型化便携式基于荧光猝灭原理的氧浓度测量系统将成为飞机燃油箱无油空间氧浓度测量的主流，用于实时监测该空间的氧气浓度，以及参与油箱惰化系统的反馈控制。