試驗環境下耐高溫噪聲測量技術概述

王曉飛，王剛，沙云東

（1.北京機電工程研究所，北京 100074；2.沈陽航空航天大學，沈陽 110136）

引言

從70年代開始，國外就開展了針對試驗環境下耐高溫噪聲測量技術的研究，包括在傳聲器外施加冷卻裝置的水套冷卻技術、利用激光測振原理的光纖傳聲器技術、利用輝光放電原理的等離子體傳聲器技術，以及利用管道傳聲原理的聲波導管技術。每種技術適用的環境條件（測量溫度、壓力、氣流速度、安裝條件等）不同，可實現的噪聲測量的動態范圍和頻響特性也有較大區別。

1 基于施加冷卻裝置的高溫噪聲測量技術

噪聲測量中，一般選用電容式或壓電式的噪聲傳感器，典型的電容式傳感器能承受的溫度在260℃以下，壓電式傳感器容許范圍稍高，但一般不超過427℃。基于施加冷卻裝置的高溫噪聲測量技術，采用專門設計的冷卻裝置對普通聲學傳感器進行冷卻降溫，使其能在更高的溫度下適用。其基本原理圖如圖1所示。在測量表面位置與傳感器之間敷設隔熱層，通過開孔將聲信號傳導至傳感器，在傳感器周圍安裝專門設計的冷卻水套，通過冷卻水對傳感器進行冷卻降溫，從而保證傳感器的工作環境溫度。

典型應用案例參見美國專利《M E T H O D A N D APPARATUS FOR COOLING SENSORS IN HIGH TEMPERATURE ENVIRONMENTS》（專利號：5450753）。圖2給出了單個傳感器安裝實物示意圖。安裝裝置上表面是復合材料層，以便保護基片，其中基片固定在墊圈上，表層和基片的厚度同為0.16英寸，墊圈厚度為0.26英寸[1]。該傳感器系統的核心部件選用Kulite生產的XCE-093型耐高溫型傳感器（能承受高溫427℃），以便適應中心開孔引入殘余空氣的溫度。傳感器的上表面大約比復合材料層上表面低0.58英寸，這些尺寸關系和相應結構將在某種程度上影響傳感器的響應特性。該傳感器系統的冷卻水套采用空心圓柱形套管，其上安裝冷卻水進口和冷卻水出口。

為滿足實際測試需要，工程中可對上述冷卻裝置進行合理調整。一般可采用兩種冷卻方式，一種為水冷方式，因為水冷具有高熱容量，大多數試驗采用這種方式；其二為氣冷方式，以避免水冷時管道內液體駐留問題。采用水冷方式的傳感器系統可實現1097℃條件下的溫度測量，采用氣冷方式的傳感器系統可實現797℃條件下的噪聲測量。

此外，Ferguson 和Ivey[2-3]也開展過有關施加冷卻裝置的動態壓力傳感器系統的驗證試驗，采用冷卻護套對傳感器進行冷卻，可實現897℃溫度條件下的動態壓力測量[4]。

2 基于光纖傳聲器的高溫噪聲測量技術

在惡劣環境下進行噪聲測量時，傳統傳感器日益暴露出其局限性，近年來，基于干涉測量法的光纖傳聲器（Fiber-Optical Microphone），即FOM技術在噪聲測量中逐漸應用，其不需要特殊的冷卻裝置也不需要增加空間。FOM具有兩種設計方案，一種是多用于商業的Mach-Zehnder（MZ）干涉儀裝置，其具有較寬的溫度適用范圍，在一般的高溫低溫均可使用，但其不足之處是對高振動敏感以及該裝置的光纖適宜溫度上限為300℃，因此在惡劣的測量環境中不提倡使用該型傳感器。另一種是由德國宇航中心（German Aerospace Center）設計的基于Fabry-Perot（FP）干涉裝置的光纖傳聲器，該傳聲器已經在低溫和高溫條件下擁有成功的應用案例，目前測量最高溫度可達726.85℃（1000K），聲壓級為154dB，并呈現良好的靜動態特性。

圖1 水套冷卻法基本原理圖

圖2 典型水冷傳感器結構示意圖

光纖傳聲器基于由聲誘發膜片運動的干涉測量原理[5]，一束激光通過玻璃光纖傳導到一個對噪聲敏感的膜片后端面，光束通過透鏡聚焦，并在膜片上產生反射，反射的光束通過相同的透鏡收集并且耦合回光纖，由噪聲誘發的膜片的運動，導致反射光束發生多普勒效應，通過測量入射和反射光束的干涉信號，確定聲場信號。

FP干涉裝置在滿足FOM基本原理之外，還具備了耐高溫特性和光纖對振動的非敏感性。該裝置采用具有特殊金屬涂層的非極化維持單模光纖，其使用溫度可達800-1000K；同時采用兩根光纖，一根光纖用于傳導激光到反射膜片后面，另一根光纖用于引導反射光和聚焦光回到二極管中，兩個干涉光束都在光纖內傳播，光纖的振動對于干涉光束的相對相位沒有影響[6-7]。

圖3顯示了一種基于FP的光學裝置，利用一個Pockels盒和一個AOM（聲光調制器）產生一個恒定頻率差，將其置于玻璃光纖的前端，產生兩個零差干涉信號，且兩個信號由一個90°的恒定相位差，因此一般稱為正交零差干涉方法。光的轉換交替激活了兩條路徑，原則上兩個干涉信號不能同時獲得，但利用高轉換頻率的單元通過平均和線性插值法能夠修正并重建兩個零差干涉信號，獲得近似同步的信號。

圖5是FP光纖傳感器在氣體燃燒室進行高溫條件下聲測試的實例。燃燒試驗臺熱功率為8.4kw，在燃燒室外面排出的氣體溫度為727℃，傳感器的頭部與內壁齊平安裝，膜片直接暴露在煙氣和火焰輻射中，為了驗證FP光纖傳感器測量結果的準確性，同時安裝了基于傳統電容式傳聲器的探針傳感器，將其與光纖傳感器平行安裝在燃燒室機匣上。對比兩個傳感器的頻譜，如圖6，探針傳聲器的頻譜為紅色虛線，光纖傳聲器的頻譜為黑色實線。兩個頻譜中85Hz處的峰值代表了燃燒室實驗中運行點分析的熱聲不穩定性，兩個頻譜的高度一致性也顯示了基于FP的光纖傳聲器的良好性能。

3 基于等離子體傳聲器的高溫噪聲測量技術

等離子傳聲器是利用輝光放電壓力傳感器的原理，通過電離中性氣體分子（等離子體）將能量轉移到電子或離子的機制實現對聲波的感知。通過專門的放大調制原理和裝置，實現聲信號的傳遞、放大和轉換。該技術的優勢是可以將表面壓力（動態壓力、噪聲）、剪切應力、溫度和熱流等測量傳感器集成為一套傳感器系統，可用與高溫高速高焓值氣流中的噪聲、熱流等多參數的同步測試。該傳感器系統具有很寬的動態范圍，一般不需要頻率補償，具有良好幅值調制的幅值輸出。采用MEMS技術可以制成微米級尺寸的單個傳感器單元，或根據需要排列成多個傳感器陣列，因此該項技術是目前正在發展的用于高溫試驗環境下噪聲測量的前沿技術之一。

等離子體傳聲器基本原理，即直流輝光放電原理如圖7所示[8]，在兩電極狹縫之間電離空氣，正電極與負電極對應直流電的陽極和陰極，X方向對應狹縫的方向，Y方向對應氣流的方向。

圖3 基于Fabry-Perot 干涉裝置的光纖傳聲器

圖4 FP 光纖傳聲器實物

圖5 燃燒室測量中應用圖

圖6 FP 光纖傳聲器和探針傳聲器的頻譜

一旦輝光放電裝置建立，產生的電子數和正離子沖擊有關，如果輝光放電的強度不變，留在陰極的大量電子就會引起連鎖效應，這就是電子的連續性，如式(1)所示：

其中，nc為每秒每平方厘米離開陰極的電子數；

np為每秒每平方厘米沖擊陰極的正離子數；

γ為比例常數，與正離子能量有關；

h為電極寬度。

擴展這個方程，如式(2)所示

其中，①即np，每秒沖擊陰極的正離子數；

②為每秒到達陽極的電子數；

③為每秒離開陰極的電子數；

④每秒由速度為U的空氣電離的離子數，γeff是與陰極釋放的電子數和沖擊陰極的離子數相關的常數。

采用輝光放電裝置作為噪聲傳感器至今已有多次成功嘗試。1970年Babcock和Hermsen[9]開發了一種基于直流輝光放電傳聲器，其使用圓柱形微小夾具將兩個點電極嵌入到噪聲出口頂端，高頻響應達到1MHz，可用于定量測量150KHz，當時出現的問題是電極退化，這是直流驅動輝光放電裝置中的常見問題。

目前開展的大部分試驗建立在Babcock和Hermsen提供的設計理念，為了消除電極退化的問題，使用接近2MHz交流波形等離子體風速計的方法設計等離子體傳聲器。等離子體形成的電極將會凹成一個空腔，略低于平均流體路徑的表面。排列電極以便等離子體填充空腔，但又不會伸進氣流中，圖8顯示了用MEMS方法設計的等離子體傳感器概念圖。

由Eden[10]等人給出了上述方法，它是在一種高純度的多晶硅晶片的基礎上，并且表面涂以聚酰亞胺層作為主要電解質。附加的氮化硅或氧化硅層覆蓋聚酰亞胺并且保護其免受等離子體效應的影響，等離子體效應會使有機薄膜發生化學反應。下一層是電極，無論是鎳、鉑，或更高溫度的銠和銥等金屬組成的合金。使用過氧化硅或氮化硅包裹電極，金字塔型的空腔在電極之間侵蝕成基片，形成等離子凹窩。試驗過程中使用的傳感器采用傳統技術，未來的傳感器將使用MEMS工藝開發的薄膜形傳感器，可以安裝在渦輪葉片或壓力機機匣壁上。

等離子體傳感器構造結實，機制非常簡單，使用的電極材料熔點非常高，如銥電極熔點高達1800℃，但是由于要保證測量結果的準確性，等離子體傳感器只能承受1335℃（2400°F）的高溫。

4 基于聲波導管的高溫噪聲測量技術

圖7 直流輝光放電原理圖

圖8 交流等離子傳感器設計示意圖

圖9 端接管式傳聲器

圖10 “無限”聲波導管式傳聲器

基于聲波導管的高溫噪聲測量技術主要是基于管道聲學原理，將高溫環境下的噪聲通過專門設計的聲波導管導出，采用與管道壁齊平安裝或垂直安裝的普通傳聲器進行測量。采用聲波導管技術在高溫環境下測量噪聲（脈動壓力）主要有兩種形式，其一是采用短導管連接測量位置和傳感器，其二是采用“無限”聲波導管，如圖9和圖10所示。在短導管測試中，導管與傳感器空腔間的聲共振會影響測量系統的頻率響應，為保證足夠的頻響范圍，必須縮短導管長度或減小傳感器空腔尺寸；為解決該問題，工程中采用“無限”聲波導管進行高溫噪聲測量，其中所謂“無限”導管的長度必須足夠長，以確保聲波（脈動壓力）在到達導管終端前完全衰減，從而避免因反射造成的聲共振現象，傳感器垂直于管道軸線安裝。無限聲波導管傳感器實物圖見圖11。

1950年NASA Lewis飛行推力實驗室最早在渦噴發動機燃燒裝置噪聲測試中采用聲波導管進行高溫噪聲測量[11]。1960年在原子能火箭計劃研究中使用聲波導管測量了燃燒室的壓力脈動[12]。

1984年Englund和Richards應用Bergh和Tijdeman的模型模擬無限聲波導管的結構并解釋了關鍵參數的影響，其中包括管道的內徑、長度、傳感器和測量末端的距離、傳感器的空腔體積。圖12是無限聲波導管的幾何尺寸參數。

測量的壓力P0(t)：在導管中激勵壓力脈動，并且脈動往下繼續傳播。

壓力波動Pl(t)：沿著導管傳播l的距離，穿過傳感器繼續向終端傳播。

如果在管道內的壓力是P0cosωt，則傳播到導管內的壓力波動為：

圖11 無限聲波導管傳感器實物圖

圖12 無限壓力聲波導管的幾何尺寸和參數

圖13 不同幾何參數下的頻率響應比較

其中Px(t)是時間t時x點的壓力，α是衰減系數，b是相位因數，ω是軸向頻率。

Englund和Richards利用無線管進行實驗，并得出一些有價值的結論，為之后的研究做了鋪墊，測試結果如圖13所示。傳聲器與導管開口之間的距離越小、導管的直徑越小，系統的振幅波動越小；傳聲器后面無限導管截面越大，振幅波動也越小。

1989年Saikuddin.M.等對高溫環境下的測量高頻噪聲信號的聲波導管設計和特性進行了研究。最終測試裝置在溫度1000°F（538℃）下進行了測量，測量頻率可達5KHz。

美國NASA蘭利研究中心于1989年設計并建造了熱聲疲勞測試設備（TAFA），用于在高強的聲學環境下測試結構的熱動態響應及聲疲勞。該系統于1994、1995和2000年進行多次升級改造，目前TAFA增強了加熱能力到了44BTU/ft-sec，可實現板形試驗件2000°F（約1100℃）和168dB的試驗[13]。用來支持美國航天飛機以及各種高速飛行器結構熱防護系統的發展。TAFA系統設計了兩個導出式的傳聲器，一個放在試驗件前方，一個放在試驗件后方（相對于行波方向的前后）。這是為實現高溫下聲壓級測量而經過特殊設計的傳聲器。傳聲器通過18英寸長0.25英寸直徑的T型導管來檢測試驗區的聲音。在傳聲器后方有50英尺長(15m)、0.25英寸(6.35mm)直徑的無限導管用于消除管路的反射造成的駐波，如圖14所示。

圖14 在TAFA 中的應用實物圖

此外，參考文獻[14]給出了大量有關聲波導管在渦輪發動機測試中的應用，參考文獻[15]給出了聲波導管在在YF-102渦輪發動機燃燒室噪聲測量中的應用。

5 結束語

試驗環境下的耐高溫噪聲測量是一項具有相當難度的技術工作，國外研究的幾種測量技術和建立的測試傳感器方案，因其技術原理不同，適用的溫度、壓力、氣流速度和安裝條件等環境因素不同，可實現的噪聲測量的動態范圍也有較大差別，工程應用時應根據具體試驗工況選擇合適的測量方案。

[1]J.W.Maynor, and Stephen E. smith., 1995, “Method and apparatus for cooling sensors in high temperature environment”United States Patent, Vought Aircraft Company, Dallas, Tex.

[2]Ferguson, D. G., and Ivey, P. C., 1995, “Unsteady Pressure Measurement in a High Temperature Environment Using Water Cooled Fast Response Pressure Transducers,” ASME Paper No.95-GT-345.

[3]Ferguson, D. G., and Ivey, P. C., 1998, “A High-Temperature Assessment of Air-Cooled Unsteady Pressure Transducers,” ASME J. Turbomach., 120(3), pp. 608–612.

[4]Ivey, P. C., and Ferguson, D. G., 2002, “An Air Cooled Jacket Designed to Protect Unsteady Pressure Transducers at Elevated Temperatures in Gas Turbine Engines,” Proceedings of ASME Turbo Expo 2002, June 3–6, Amsterdam, The Netherlands.

[5]Holger J. Konle , Christian O. Paschereit and Ingo R?hle, 2011,“Application of Fiber-Optical Microphone for Thermo-Acoustic Measurements” ASME Paper No. GT2011- 011602.

[6 Fürstenau, N., Schmidt, M., Horack, H., G?tze, W., and Schmidt,W., 1997, “Extrinsic Fabry–Perot Interferometer Vibration and Acoustic Sensor Systems for Airport Ground Traff ic Monitoring,”IEE Proc.: Optoelectron., 144(3), pp. 134–144.

[7]MacPherson, W. N., Kilpatrick, J. M., Barton, J. S., and Jones,J. D. C., 1999, “Miniature Fiber Optic Pressure Sensor for Turbomachinery Applications,” Rev. Sci. Instrum., 70(3), pp.1868–1874.

[8]Mettler, R.,The Anemometric Application of an Electrical Glow Discharge in Transverse Air Streams, Ph.D. thesis, California Institute of Technology, 1949.

[9]Babcock, R. and Hermsen, R., “Glow Discharge Microphone,”Review of Scientif ic Instruments, Vol.41, 1970, pp.1659.

[10]Eden, J., Park, S.-J., Ostrom, N., and Chen, K.-F., “Recent advances in microcavity plasma devices and arrays: a versatile photonic platform,”Journal of Physics D: Applied Physics, Vol.38, 2005, pp.1644–1648.

[11]Blackshear, P. L.; Rayle, W. D.; and Tower,L.K.: Study of Screeching Combustion in a 6-1nch Simulated Afterburner.NACATN 3567, 1955.

[12]Samuelson, R. D.: Pneumatic Instrumentation Lines and Their Use in Measuring Rocket Nozzle Pressure. Report No. RN-DR-0124,Nuclear Rocket Operations, Aerojet-General Corporation,1967.

[13]Stephen A.Rizzi :Improvements To Progressive Wave Tube Performance Through Closed-Loop Control,NASA/TM-2000-210623

[14]Fischer, J. E.: Fluctuating Pressure Measurements from DCto Over 100 kHz in Jet Engine Testing. Instrumentation in the Aerospace Industry, VoI. 17, Instrument Society of 1971, pp. 117-123.

[15]Reshotko, M.; Karchmer, A. M.; Penko, P. F.; and McArdle,J. G.: Core Noise Measurements on a YF-102 Turbofan Engine.American Institute of Aeronautics and Astronautics, AIAA 77-21,1977.