2. 中国航天科工集团三十一研究所, 高超声速冲压发动机技术重点实验室, 北京 100074
2. Science and Technology on Scramjet Laboratory, the 31st Research Institute of CASIC, Beijing 100074, China
可调谐半导体激光吸收光谱(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy,TDLAS)技术以其高灵敏度、快速响应和多组分同时测量等优点,在许多领域有着潜在的重要应用价值,主要应用有:获得分子结构的信息、研究气体动力学过程和痕量气体监测分析。其测量的基本原理为分子吸收光谱技术。利用可调谐激光二极管的窄线宽和波长可调谐特性，测量特定气体分子在特定光谱范围内的一条振转吸收线的光谱特征曲线，根据比尔-朗伯定律，该吸收谱线在频域的积分正比于吸收系数。当已知气体吸收光程、压强、温度和气体分子吸收线线强时，即可反演出气体浓度[1]，如图 1所示。
气体吸收线强依赖于温度，由于不同吸收线具有不同的低态能级，其温度依赖特性不同，故可以选取同一气体分子的两条吸收线，利用它们的线强比值来测温[2]，如图 2所示。由比尔朗伯定律可知，该线强比正比于两条吸收线吸光度的积分面积之比，实际应用中可以根据该积分面积反演气体温度[3]。
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| 图 2 用于测温的气体吸收线对Fig. 2 The line pair for temperature measurement |
TLDAS技术以其灵敏度高和响应速度快等特点，近几年越来越多的被应用于工业燃烧过程控制和发动机参数监测和控制方面的研究，如Mark G. Allen将TDLAS技术用于发动机的温度和流速监测，测量到4630m/s的高速气流[4]；Tudor I. Palaghita将TDLAS测量到的发动机温度参量用于CFD燃烧模型验证中[5]；Daniel W. Mattison等人将TDLAS应用于PDE和HCCI发动机的燃烧状态检测[6]，Shawn D. Wehe等人利用TDLAS技术进行了高超音速流速测量[7]。
另外，TDLAS也已经被用于超燃发动机飞行实验的燃烧测量，由美国空军Wright-Patterson基地和Southwest Sciences Inc.合作，研制了用于飞行测试的TDLAS测量系统。此工作是美国空军与NASA等合作的高超声速国际飞行研究试验(HIFiRE)计划的一部分。其中美国AFRL Aerospace Propulsion Division的一个重要目标是开发一种能够实时测量核心气流特性的光学测量技术以评估空气质量俘获、稳定性限度和燃烧过程等关键发动机工作参数。在HIFiRE1飞行测试中验证了TDLAS系统的光学、电子系统的耐受性，并测量模拟超声速进气口的氧气浓度及流速，根据内壁压力和气流场特性推导空气质量俘获能力，在后续试验中，TDLAS系统将在实际超燃冲压发动机上进行。HIFiRE2中，TDLAS在燃烧室出口截面上配置8个光学通道，测量水气并利用断层重建技术来重构燃烧室出口场分布，给出水气浓度、静压和静温[8]；在HIFiRE6中，系统将再次用来测量氧气，但这次将在发动机的隔离器中进行并用来测量体积比浓度10%以内的O2质量流量。
美国从2003年起开展了基于TDLAS方法的飞行实验测量系统，于2008年研制成功并应用于飞行实验。第1次飞行实验获取了进气口、燃烧区和出气口3个位置的温度和流速，从而获得流量信息；第2次实验获取了燃烧区端面的温度场分布。该项目计划将该系统用于飞行过程中发动机的在线控制[9]。集成后的测量系统如图 3所示，质量小于2kg，功耗小于14W，在紧凑的体积内实现了激光器控制、信号调理和数据采集等功能。
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| 图 3 Zolo传感器装配图Fig. 3 The assemblage of Zolo sensor |
监测发动机燃 烧过程参数可有效反映发动机性能，为改进发动机设计提供依据 。本项目计划采用TDLAS技术对发动机尾焰及燃烧室的燃烧状态进行非接触测量，并将所测参数提供给发动机设计方用于验证燃烧模型或改进发动机设计，未来利用小型化TDLAS系统实现随发动机飞行中的燃烧参数获取。
本文提出了适用于目前项目需求的设计方案，控制系统原理构成如图 4所示。在已完成的小型化系统中，实现了DFB激光器驱动，扫描波形生成，微弱信号放大和嵌入式算法等功能。
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| 图 4 系统整体框图Fig. 4 The overall composition of TDLAS system |
激光器驱动电路中选取商用激光器控制模块，节省设计时间。该模块内已集成了温度控制和电流控制功能。其TEC制冷制热电流最大为2.5A，通过合理设置其PID环路参数，温控稳定性在±0.01℃之内，其目标温度可以通过数字电位器或DAC设置。经测试，该模块控制激光器可在40℃环境温度变化下稳定工作。电流模块控制精度<0.1%，最大输出电流200mA，调制信号带宽2MHz，可以实现高频率的扫描波形。该控制模块体积分别为2.5×2×0.5cm3和2×1.5×0.5cm3，功耗<3W，在添加适当的外围电路后，即可实现对DFB激光器温度和电流的精确控制。相比实验室所用的激光器驱动电源，体积和功耗显著减小，如图 5所示。激光器驱动的紧凑设计是系统小型化中设计的重要前提。
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| 图 5 小型化激光器驱动(下)和原有驱动(上)Fig. 5 The compact laser driver(lower) and the original driver(upper) |
考虑到在实际弹载工作环境下的大范围温度变化可能使激光器波长发生漂移，因此在实验室进行了环境温度在0~60℃范围变化的测试，测试结果如图 6所示。在环境温度发生大范围变化时，激光器波长会随之发生明显漂移甚至出现震荡现象，在高温时，最大漂移波长将近0.1nm，这会对温度的反演产生严重影响。
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| 图 6 激光器未加帕尔帖时的波长漂移Fig. 6 The laser wavelength drift without TEC |
分析其原因，一是由于环境温度和激光器工作温度差别过大时，其内部负责制冷制热的TEC不足以产生足够的热量来使激光器温度稳定在设置温度；二是由于电路板上器件的温漂引起的激光器设置温度变化和PID网络参数变化。
为解决以上问题，文中系统采用了二级制冷方式，使激光器内外温差不致过大，从而保证激光器内部TEC的有效温控。将另外2个制冷片分别贴在激光器封装的上下表面，其制冷制热电流由激光器温控模块统一提供。
另外，为解决元器件温漂带来的波长漂移，采用了数字温度补偿方案。根据实时采集到的环境温度，反向补偿激光器的设置温度，抵消由于器件温漂引起的设置温度的变化，也起到了降低激光器芯片周围温差的效果。在采取了以上2种措施后，在0~60℃变化范围内，激光器波长漂移如图 7所示，最大漂移为8pm，这在算法反演中是可以容忍的。
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| 图 7 激光器加入二级帕尔帖后的波长漂移Fig. 7 The wavelength drift with two-stage TECs |
除了开环的数字温度补偿技术，波长稳定技术还包括闭环波长锁定功能[10]。如图 8所示，上位机采集到参考池中的光谱信号后，计算得到吸收线位置，根据当前位置和目标位置之间的误差，确定波长漂移的方向，通知MCU对激光器参数进行调整。MCU以中断方式接受上位机指令，方便波长随时可调。
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| 图 8 激光器波长锁定示意图Fig. 8 The diagrammatic sketch of wavelength locking |
采用开环闭环结合的波长稳定技术后，可将激光器波长漂移控制在1pm内，保证了温度反演精度，提高了系统在恶劣环境下工作的可靠性。 2.3 线性频率扫描技术
在直接吸收技术中，需要对激光器波长进行扫描，扫过特定吸收位置时，得到吸收谱线，进行温度或浓度反演，通常使用锯齿波形进行扫描。
由于激光器自身特性，其注入电流和输出波长并非严格的线性关系，当使用传统的锯齿波电流时，需要依据波长标定系统对每个扫描点进行准确的波长标定步骤，这不仅增加了系统复杂度，也增大了后期算法处理的时间复杂度。因此，本文选用了非线性注入电流，通过实验得出电流-波长曲线后，定义扫描波形上每个采样点的电流值，使用该非线性注入电流，可以得到线性扫描频率，从而直接得到频率域的光谱曲线，避免了后期算法中的频率转换过程，降低了算法复杂度，实现快速实时光谱处理。另外，为了更精确的扣除背景光干扰，所选取的扫描波形并非严格的锯齿波[10]。 2.4 光强自适应放大技术
激光光束经过待测气体区域后由光电探测器接收，将光强信号转换为电流信号，但该电流信号通常都较弱(nA到μA量级)，并不能直接进行采集，需要经过跨导放大电路将电流信号转换为电压信号[11]，再送至ADC芯片进行模数转换。
发动机点火试验时，由于燃烧产物在窗片上的附着，会导致光强减弱，最终信号信噪比下降，温度反演精度下降。为避免信号幅值过低，在信号放大电路中，加入了自动增益控制功能。假设信号幅值的变化过程相对于波长扫描是慢变化，该部分电路根据当前周期信号幅值自动调整下一周期的跨导放大倍数，使最终信号幅值满足采集要求。方案采用了MCU+ADC+模拟开关的结构，依据的数字AGC原理如图 9所示：模拟开关每个通道上接入不同阻值的跨导电阻，MCU通过ADC采集当前信号的最大值，根据该结果判定当前增益是否合适，若过高或过低，则通过I/O口控制模拟开关8个通道的开合，实现不同增益档位之间的切换[12]，电路原理如图 10所示。切换动作可以在20ns内完成[13]，为避免切换前后信号的突变现象，切换时间选取在每个扫描周期尾段的4μs无效信号内。受信号带宽限制，最终系统的增益调节范围为200倍。最终电路如图 11所示。
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| 图 9 数字AGC原理Fig. 9 The principle of digital AGC |
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| 图 10 基于多路开关的数字AGC示意图Fig. 10 The digital AGC based on multiplex switch |
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| 图 11 自动增益控制的跨导运放电路Fig. 11 The AGC transconductance circuit |
要测量温度场分布，必须保证多路信号采集的同步进行，使获取的数据处于同一时间点上才能实时真实地反演出场分布[14]。因此，该系统中的8路数据的A/D转换和采集也要同步完成，这部分功能由适合并行处理的FPGA完成。FPGA实现对ADC的控制和原始光谱数据读取，同时在硬件级完成对光谱数据的快速平均。由于数据平均和反演算法分别由FPGA和DSP完成，二者可以同步协调工作[15]，这大大提高了总的数据处理速率。本方案中选用的16位A/D转换速率最高为50MS/s，在50kHz的扫描频率下，每个周期能采集1000个数据点。
反演算法由DSP完成，流程如图 12所示。由于基线拟合等算法特点，涉及的数据动态范围较大[16]，故选用浮点DSP，保证其处理的速度和精度。经仿真计算，算法核心部分在所选DSP上耗时约为3ms，考虑到数据读取耗时和各个处理器间的通讯，预估8路计算的总耗时可以控制在5ms内。计算的结果经由DSP的通讯接口发送至发动机控制系统，可以作为控制发动机参数的参考。
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| 图 12 温度算法流程Fig. 12 The algorithm procedure of temperature calculation |
考虑到试验现场的电磁干扰较强，在系统集成时，采取了一系列措施来降低干扰信号的耦合途径：从探测器到系统的信号线使用了屏蔽线缆，并外加1层金属屏蔽网，减小空间电磁波对弱电流的干扰；在系统的信号入口处加入磁环，有效消耗了从信号线上耦合进来的高频噪声；将整个系统安放在密闭良好的金属盒内，信号的进出位置保证理想的接地措施；信号传输时要选取合理的接地点，测量系统的接地点和大地保证单点连接，避免地环路带来的传导耦合噪声等。集成后的系统如图 13所示。
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| 图 13 集成后的小型化测量系统Fig. 13 The compact temperature measurement system |
集成后的系统在发动机实验台架上进行实验，其中3次结果如图 14所示。从结果可知：在加热器工作过程中，光强保持稳定，此时出口温度较低；在点火后，温度升高，光强逐渐下降(见图 14(a))，分析有2个原因：一是发动机尾部受热时有微小形变，造成光路缓慢偏转，在后面的安装过程中，通过仔细调整光路位置，避免了在整个点火过程中的光强减弱的现象(见图 14(b))；二是发动机尾焰中未完全燃烧形成的细小颗粒附着在窗片上，致使光强变弱；从图 14(c)中可看出，在改变燃烧状态前后，光强变化特点发生明显改变。
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| 图 14 发动机工作过程中温度变化曲线Fig. 14 The temperature change in the engine working procedure |
在多次试验中，系统各模块工作正常，实现了设计功能。测量结果中温度变化位置和燃烧当量比改变时刻吻合较好，也验证了测温系统的准确性和TDLAS技术用于发动机测温的可行性。 4 结 论
本文根据TDLAS直接吸收技术测温原理，针对发动机现场试验的环境条件和未来随发动机飞行试验的需求，设计了小型化TDLAS测温控制系统，其中包括激光器驱动、任意扫描信号生成和弱信号放大等电子学模块，加入了波长锁定和自动增益控制功能，解决了大范围环境温度变化时的波长漂移问题和光强信号波动问题。整个系统装配时采取了屏蔽和隔离等措施，尽量减小现场环境中的电磁干扰。
和实验室系统相比，该小型化系统替代了成品商用仪器，在满足性能的前提下，减小了系统功耗和体积，提高了传输抗干扰能力，更适合发动机地面试验环境，解决了实验室系统不适用于台架试验的问题。系统设计时，将数字部分和模拟部分隔离来提高EMC性能，选用高精度、高稳定性的激光器控制模块实现激光器电流和温度控制，同时改进了激光器波长调整策略，使波长稳定性更好，借助模拟开关方案提高了自动增益控制速度，该小型化方案也为以后随发动机飞行系统的设计提供了参考依据。
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