ОПТИЧЕСКИЙ ПИРОМЕТРИЧЕСКИЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ
OPTICAL PYROMETRIC TRANSDUCER

Изобретение относится к технике измерения температуры оптическими методами и, в частности, к пирометрам, служащим для измерения температуры лопаток и других нагретых элементов турбины и наличия пламени в компрессоре при помпаже, в основных и форсажных камерах сгорания газотурбинного двигателя (ГТД) крылатых ракет, истребителей, сверхзвуковых бомбардировщиков и других летательных аппаратов (л.а.), а также любых средств передвижения и установок с ГТД (танков, вертолетов, экранопланов и т.п.).
Известен пирометр, включающий в себя узел оптики из сапфировой линзы, фотоприемник, систему охлаждения из омываемой топливом отъемной части пирометра (I).
Известен также пирометр с линзой из корунда (II).
Недостатками данных аналогов являются низкая надежность и большая погрешность пирометров, связанная с дрейфом фотоприемника от нестабильности температуры используемого для охлаждения топлива.
Наиболее близким техническим решением является пирометр (оптический пирометрический преобразователь (ОПП), представляющий собой однолинзовый телескоп с фотоприемником и системой охлаждения в форме петлевой полости, через которую прокачивается хладоагент - вода из теплообменника или топливо от ГТД (III).
Недостатком указанного пирометра является недостаточная точность и надежность системы охлаждения, заключающиеся в том, что хладоагент, прокачиваемый через конструкцию ОПП, как правило, имеет нестабильную температуру и не обеспечивает охлаждение и термостабилизацию фотоприемника (фотоэлектрического преобразователя - ФЭП). Нестабильность рабочей температуры ФЭП вносит погрешность преобразования сигналов в ОПП (измерения, обнаружения и т.п.). Кроме того, температура авиационного топлива, используемого в качестве хладоагента, при полете на сверхзвуковых скоростях от аэродинамического нагрева л.а. резко поднимается и некоторое время может быть выше допускаемой рабочей температуры эксплуатации комплектующих ФЭП (например, термостойкости фотодиода, фототранзистора и т.п.), что приводит к их перегреву, отказу ФЭП, а следовательно, к низкой надежности ОПП.
Это делает невозможным применение авиационного топлива в качестве хладоагента и при длительных полетах при больших числах М (скоростях); приводит к дополнительным затратам на охлаждение и термостабилизацию хладоагента в теплообменнике, поскольку летательный аппарат прогреет не менее чем до +300°C (корпус турбины - не менее чем до +600°С, а топливо не менее чем до +200°C, в то время как термостойкость электрорадиоэлементов не превышает +80÷+125°С.
Недостаточная точность и надежность указанного пирометра, кроме того, обуславливается тем, что линза расположена в зоне воздействия широкого диапазона изменения температуры окружающей среды от -60 до +600÷+800°C) и не имеет жесткой конструктивной связи со светочувствительной поверхностью ФЭПа. Температурные расширения корпуса приводят к уходу оптических параметров, связанных с изменением расстояния между линзой и светочувствительной поверхностью ФЭПа. Другим недостатком указанного ОПП является стоимость оптической части из-за применения для ее изготовления остродефицитных, труднообрабатываемых оптических материалов: (сапфир, кварц, корунд, фианит и т.п.), которые не имеют просветляющих покрытий, работоспособных при высоких температурах. Отсутствие просветляющих покрытий у линз не обеспечивает высокого уровня (по сравнению с линзами с просветлением) входного оптического сигнала и, при независимости собственных шумов ФЭПа от уровня сигнала, приводит к худшему соотношению сигнал ÷ шум за счет меньшего светопропускания линз без просветления. Меньший оптический сигнал, неудовлетворительное соотношение сигнал ÷ шум ФЭПа обуславливают большую погрешность преобразования сигналов измерения, обнаружения и т.п. в ОПП.
Целью настоящего изобретения является повышение точности, удешевление оптической части конструкции ОПП и повышение надежности.
Указанная цель достигается тем, что в известном ОПП ФЭП отделен от хладоагента теплоизолятором и термоэлектрическим микрохолодильником, (т/х), питающимся от термоэлектрического микрогенератора (ТМ), которые компенсируют изменение температуры хладоагента и понижают рабочую температуру ФЭП относительно максимально-допустимой температуры хладоагента не менее чем на 60÷120°C при одно- или двухкаскадном т/х. Линзовая часть ОПП жестко связано с ФЭПОм, выполнена из недефицитных легкообрабатываемых дешевых марок стекла и имеет просветляющее покрытие.
На рисунке изображен разрез ОПП. Линза 1 расположена в охлаждаемой части ОПП, удалена от защитного окна 2, отделена от корпуса телескопа 3 теплоизолятором 4, жестко крепится к корпусу ФЭПа 5 и холодному спаю термоэлектрического микрохолодильника 6. ФЭП 5 крепится к холодному спаю термоэлектрического микрохолодильника 6. Холодный спай т/х 6 отделен от хладоагента теплоизолятором 4. Радиатор 7 расположен в хладоагенте и примыкает к горячему спаю т/х 6. Горячий спай т/х 6 отделен от холодного спая теплоизолятором 4. Теплоизолятор 8 образует петлевую полость для прокачивания хладоагента. К холодному спаю т/м 9 примыкает расположенный в хладоагенте радиатор 10, а к горячему спаю - контактирующий с внешней средой радиатор 11.
Работа ОПП заключается в следующем.
Хладоагент, протекая через петлевую полость ОПП, отверстия А, В,  омывает радиаторы 7, 10. Охлаждение и термостабилизация ФЭПа осуществляются регулированием силы тока термоэлектрического микрогенератора 8, питающего термоэлектрический микрохолодильник 6. При этом мощность нагрева ОПП преобразуется термогенератором в полезную электрическую мощность питания термохолодильника.
Преимуществами заявляемого устройства являются нижеследующее:
1. Повышение надежности и точности за счет применения в ОПП:
- комплектующих электрорадиоэлементов ФЭП (фотодиод, фототранзистор и т.п.) с термостойкостью ниже максимально-возможной температуры хладоагента не менее чем на 60÷120°С;
2) Повышение предельно-допустимой температуры хладоагента более 80-125°C за счет применения в качестве хладоагента топлива ГТД при длительных сверхзвуковых скоростях полета л.а.
3. Эксплуатация ОПП без теплообменника при сверхзвуковых полетах л.а.
4. Применение ОПП с термоэлектрическим микрохолодильником в составе систем регулирования теплового (температурного) режима ГТД позволит увеличить тягу двигателя на 15÷20% за счет повышения температуры газов за турбиной на величину погрешности измерения температуры рабочих лопаток турбины.
Источники информации
1. Статья «Пирометрическая система измерения температуры лопаток турбины», ж. «Aircraft Engineering», 1972 December. Gurwen K.R. «Turbine Blade Pyrometer Sistem».