呂旭飛， 姚尚宏， 杜明杰

中國飛行試驗研究院 發(fā)動機(jī)所，陜西 西安 710089)

氧濃度檢測可以分為化學(xué)方法和光譜學(xué)方法?；瘜W(xué)方法成本低、裝置簡單、易操作，但易被污染、壽命短、使用條件限制多；光譜學(xué)方法對環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)、靈敏度高，但技術(shù)復(fù)雜、成本高?；谶@兩種方法開發(fā)的測量系統(tǒng)根據(jù)需求適用于不同的領(lǐng)域。

飛機(jī)的氧氣濃度測量需求主要來自機(jī)載人員生命保障系統(tǒng)[1]和燃油箱機(jī)載惰化系統(tǒng)[2]。其中，在燃油箱惰化系統(tǒng)及相關(guān)的燃油箱無油空間氧濃度測量中，由于測量環(huán)境苛刻、燃油污染大、安裝位置受限、強(qiáng)電磁、強(qiáng)振動等因素，對測量設(shè)備提出了高可靠性、智能化、小型化等要求。目前為止，國內(nèi)外還未形成成熟的機(jī)載產(chǎn)品，部分測量系統(tǒng)只在航空器試飛中短暫使用。

筆者以國內(nèi)多型民機(jī)適航取證和某先進(jìn)運輸機(jī)燃油惰化系統(tǒng)試飛為切入點，詳述測量需求的來源，同時在總結(jié)國內(nèi)外研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，指出飛機(jī)燃油箱無油空間氧濃度測量系統(tǒng)(下文簡稱測量系統(tǒng))的發(fā)展趨勢。

1 測量系統(tǒng)需求分析

1.1 機(jī)載制氮系統(tǒng)

燃油箱爆炸是造成飛機(jī)事故的重要原因之一。對于民用飛機(jī)，燃油箱爆炸會引起重大人員傷亡；對于軍用飛機(jī)，遭遇火炮襲擊后的燃油箱點燃和爆炸將大大降低飛機(jī)的生存能力[3]。為應(yīng)對這一問題，飛機(jī)在飛行中，必須降低燃油箱可燃性，行之有效的措施之一是在飛機(jī)上加裝制氮系統(tǒng)，用產(chǎn)生的富氮氣體沖洗油箱上部空間，控制氧濃度水平。

某民用飛機(jī)中央油箱惰化采用滲透膜制氮技術(shù)，系統(tǒng)原理如圖1所示。該系統(tǒng)引入發(fā)動機(jī)高溫氣體，通過換熱器等裝置進(jìn)行氣體溫度/壓力調(diào)節(jié)，調(diào)節(jié)后的氣體通過空氣分離器被分離為富氮氣體和富氧氣體。富氮氣體分配至目標(biāo)油箱，通過降低油箱內(nèi)氧氣濃度，從而降低油箱可燃性。世界主要民機(jī)制造商空客和波音的絕大部分機(jī)型也都安裝了類似的裝置。

圖1 燃油惰化系統(tǒng)

因此，必須測量燃油箱無油空間和惰化管路內(nèi)氧氣濃度，以評價惰化系統(tǒng)工作效能，保證系統(tǒng)工作有效。

1.2 燃油箱可燃性評估

燃油箱可燃性是民用航空器重要安全指標(biāo)之一。可燃性是指在一個機(jī)型機(jī)隊運行的各個航段距離范圍內(nèi)，每個燃油箱的空余空間處于可燃狀態(tài)的時間比例[4]。按照適航規(guī)章規(guī)定，燃油箱可燃性評估方法可分為定性評估和定量評估。對于采用了降低可燃性措施(Flammability Reduced Method,FRM)的機(jī)型，都需要采用定量方法進(jìn)行評估。目前國內(nèi)研制的ARJ飛機(jī)中央油箱和C919飛機(jī)全部油箱都適用于定量評估方法。

燃油箱可燃性定量評估方法為FAA(Federal Aviation Administration，美國聯(lián)邦航空管理局)基于Monte Carlo隨機(jī)數(shù)產(chǎn)生技術(shù)提出的，該方法已被我國民航局采用?？扇夹栽u估對每一時間單位的可燃性判定可以看作一個比較過程，包含燃油箱溫度和燃油箱無油空間氧濃度兩類判據(jù)。無油空間氧濃度隨機(jī)數(shù)的產(chǎn)生必須考慮FRM性能和可靠性，因此，為了表明燃油箱可燃性的適航符合性，申請人至少應(yīng)開展燃油箱熱模型驗證和燃油箱惰化系統(tǒng)性能及模型驗證相關(guān)地面/飛行試驗，其中就包括無油空間氧濃度測量[5]。國內(nèi)在ARJ21-700飛機(jī)中央油箱惰化系統(tǒng)適航取證中進(jìn)行了短航程試飛、長航程試飛和蛙跳航程試飛，以獲取油箱氧濃度數(shù)據(jù)進(jìn)行模型驗證。

軍用飛機(jī)雖然沒有燃油箱可燃性這一概念，但安裝了油箱惰化系統(tǒng)的戰(zhàn)斗機(jī)/無人機(jī)/運輸機(jī)都需滿足GJB 3212《飛機(jī)燃油系統(tǒng)飛行試驗要求》規(guī)定的“油箱惰化空間內(nèi)氣體的氧濃度不應(yīng)大于10%”。國內(nèi)在某先進(jìn)運輸機(jī)試飛中，在爬升、穩(wěn)定平飛、應(yīng)急下降中測量了ASM出口、油箱和通氣箱中氧氣濃度，以證明該型機(jī)油箱惰化系統(tǒng)的有效性。

1.3 飛機(jī)智能化需求

飛機(jī)智能化以飛機(jī)全方位監(jiān)測和全面精細(xì)控制為主要特征。同時，隨著智能化的全面推進(jìn)，飛機(jī)維修保障策略從故障維修、定期維修向基于狀態(tài)的維修不斷發(fā)展[6]。

目前的惰化系統(tǒng)不能實時監(jiān)控油箱無油空間氧濃度，主要用于為油箱提供過盈富氮氣體。圖2為典型剖面飛行中中央油箱無油空間氧濃度變化曲線，整個飛行剖面中，氧氣濃度安全盈余飛行時間占比50%，最大盈余量超過80%。顯然更多的富氮氣體需要更高的引氣壓力和更大的引氣量[7]，這將明顯增加發(fā)動機(jī)油耗，降低發(fā)動機(jī)推力。同時，由于無法實時監(jiān)控油箱的無油空間氧濃度，不能準(zhǔn)確評估惰化系統(tǒng)的工作效能，只能采取周期性定檢的方法來加以保障，增加了成本。油箱無油空間氧濃度實時監(jiān)測系統(tǒng)的缺失已經(jīng)成為軍民機(jī)惰化系統(tǒng)邁向智能化的瓶頸。

圖2 典型剖面飛行中央油箱無油空間氧濃度變化曲線

1.4 嚴(yán)苛的使用環(huán)境

飛機(jī)在高空長時間的滯留導(dǎo)致部分燃油箱無油空間氣體溫度非常低；飛機(jī)在起飛、降落或快速響應(yīng)機(jī)動時，燃油在燃油箱中劇烈晃動，液體燃油會侵入油箱各個位置；對于戰(zhàn)斗機(jī)和無人機(jī)，往往沒有足夠的密閉空間安裝測量設(shè)備，因此，設(shè)備大概率處于暴露環(huán)境中。根據(jù)以上特點可知，機(jī)載燃油箱氧氣濃度測量系統(tǒng)不同于工業(yè)場景中常用的氧濃度測量系統(tǒng)，可以將其應(yīng)滿足的條件歸納如下：

① 測量環(huán)境壓力范圍為20～120 kPa(絕對壓力)，溫度范圍為-40～70 ℃，受燃油-空氣混合氣、水蒸氣等雜質(zhì)的侵蝕。

② 傳感器體積小，方便安裝和更換。

③ 傳感器響應(yīng)時間為秒級，分辨率不低于氧分壓1～5 kPa。

④ 集成度高，輸出信號形式與飛控系統(tǒng)信號形式匹配。

⑤ 應(yīng)確保引入油箱的能量符合相關(guān)要求，并保證其失效不會對油箱安全產(chǎn)生威脅。

2 研究及應(yīng)用現(xiàn)狀

按照核心傳感器不同，測量系統(tǒng)可以分為電化學(xué)原理測量系統(tǒng)、光譜吸收原理測量系統(tǒng)和熒光猝滅原理測量系統(tǒng)。其中，基于電化學(xué)原理和基于光譜吸收原理的測量系統(tǒng)都已在飛機(jī)型號中成功應(yīng)用，基于熒光猝滅原理的測量系統(tǒng)在國內(nèi)外文獻(xiàn)中還未見在飛機(jī)上成功應(yīng)用的案例。下面重點介紹已經(jīng)成功應(yīng)用的兩種測量系統(tǒng)的框架和使用中的問題。

2.1 電化學(xué)原理測量系統(tǒng)

2.1.1 電化學(xué)方法測量氧濃度原理

電化學(xué)氧濃度傳感器一般主要由擴(kuò)散柵、金屬傳感電極(陰極)、鉛制工作電極(陽極)和電解液組成，其本體實際是一個金屬/空氣電池，其結(jié)構(gòu)[8]如圖3所示。

圖3 電化學(xué)氧濃度傳感器結(jié)構(gòu)圖

通過擴(kuò)散柵的氧氣在陰極被還原為羥基，羥基離子在鉛電極上被氧化，其發(fā)生的化學(xué)反應(yīng)如下。

陰極：O2+2H2O+4e-→4OH-

陽極：2Pb+4OH-→2PbO+2H2O+4e-

總反應(yīng)式：2Pb+O2→2PbO

當(dāng)鉛/氧電池達(dá)到平衡后，位于擴(kuò)散柵和陰極之間的氧氣分子被快速消耗，因此在擴(kuò)散柵和陰極之間的氧分壓近似為零。在氧分壓壓差作用下，擴(kuò)散柵外側(cè)的氧氣分子得以通過擴(kuò)散柵與陰極接觸，繼續(xù)推動化學(xué)反應(yīng)。由于氧分子擴(kuò)散速度與氧分子參與電化學(xué)反應(yīng)被消耗的速度幾乎相等，于是，傳感器通過測量氧分子的消耗率就得到了環(huán)境中的氧分壓。電化學(xué)反應(yīng)發(fā)生后，產(chǎn)物會不可逆地留在電解液內(nèi)，導(dǎo)致傳感器壽命較短，一般為1～2年。

由于電化學(xué)傳感器的測量對象是環(huán)境中氧分壓，因此環(huán)境壓力會對傳感器的測量值產(chǎn)生影響，在環(huán)境壓力與標(biāo)定值產(chǎn)生偏離后，需要同時測量傳感器擴(kuò)散柵外的壓力，對測量結(jié)果進(jìn)行修正。文獻(xiàn)[8]通過壓力修正，在壓力偏離常壓30 kPa時，測量結(jié)果絕對誤差控制在0.3%以內(nèi)。筆者所在團(tuán)隊也進(jìn)行了類似的傳感器壓力補(bǔ)償研究，結(jié)果表明：當(dāng)壓力偏離常壓達(dá)70 kPa時，絕對誤差驟增至50%，即壓力修正只在有限范圍內(nèi)有效。

此外，由測量原理可知，該類傳感器還存在測量時消耗測量環(huán)境中的氧氣、傳感器的帶電屬性使其不能在易燃易爆環(huán)境中使用等問題。

2.1.2 國外研究及應(yīng)用現(xiàn)狀

2003年，F(xiàn)AA借鑒工業(yè)界的準(zhǔn)則和成熟的工程應(yīng)用經(jīng)驗，以電化學(xué)氧濃度傳感器為核心，研發(fā)了一套適用于飛行試驗的飛機(jī)油箱氧氣濃度測量設(shè)備(以下簡稱FAA設(shè)備)。該測量設(shè)備由采樣管、氧濃度傳感器和一些輔助設(shè)備組成。待測氣體通過采樣管進(jìn)入測量設(shè)備，先后通過氣體選擇閥、火焰抑制器、浮子除液閥、壓力控制閥、兩級加壓泵，之后進(jìn)入氧濃度傳感器發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，傳感器將產(chǎn)生的數(shù)據(jù)發(fā)送給數(shù)據(jù)分析儀，數(shù)據(jù)分析儀根據(jù)地面標(biāo)定和測量環(huán)境壓力修正得出最終的氧分壓。經(jīng)過測量的樣氣可以流回油箱或排到機(jī)外。

為使樣氣在任何情況下都能被吸入測量設(shè)備，一級加壓泵將采樣管進(jìn)口壓力降低至2.9 psi(1 psi=6.895 kPa)；在進(jìn)入氧濃度傳感器之前，二級減壓泵再將樣氣壓力加至14.7 psi，兩級加壓泵之間通過閥門進(jìn)行壓力正定。為了防止油液污染和測量設(shè)備的電屬性部件點燃油氣，測量設(shè)備安裝了火焰抑制器和浮子除液閥。FAA測量設(shè)備架構(gòu)[9]如圖4所示。

圖4 FAA測量設(shè)備架構(gòu)圖

為了將樣氣調(diào)制到傳感器能夠接受的環(huán)境范圍，并使整個測量設(shè)備滿足適航規(guī)定的使用條件，在核心傳感器周邊增加了大量的輔助設(shè)備。雖然巧妙的吸入式設(shè)計最終保證了該設(shè)備能夠用于飛行試驗，但該設(shè)備體積達(dá)1 m×1.5 m×2 m，且該設(shè)備連接、操作較為復(fù)雜,對改裝要求也較高，并不具備擴(kuò)展性。

該設(shè)備最開始被用在A320飛機(jī)上進(jìn)行了一系列的地面和空中試驗，用于改進(jìn)燃油箱惰化系統(tǒng)，試驗主要包括40 h的地面試驗和6架次的飛行試驗。試驗中，該測量設(shè)備測量了飛機(jī)惰化管路和油箱上部的氧氣濃度，數(shù)據(jù)良好。之后，波音公司聯(lián)合FAA利用該設(shè)備對波音737-700飛機(jī)中央油箱惰化系統(tǒng)開展了一系列地面試驗和飛行試驗，驗證了地面燃油惰化方法的有效性，最終結(jié)果為波音公司對該機(jī)型中央油箱的修改設(shè)計提供了極大的幫助。此外，波音公司利用該設(shè)備進(jìn)行了諸多油箱惰化的技術(shù)研究，包括證明地面縮比燃油箱模型用于驗證全尺寸模型的有效性[10]和建立了一套高效簡單的惰化系統(tǒng)工程設(shè)計算法[11]。

2.1.3 國內(nèi)研究及應(yīng)用現(xiàn)狀

中國飛行試驗研究院燃油系統(tǒng)試飛團(tuán)隊依據(jù)FAA的公開資料和國內(nèi)實際工程經(jīng)驗，自主開發(fā)了基于電化學(xué)傳感器的測量設(shè)備，并用于某型先進(jìn)運輸機(jī)試飛鑒定中，填補(bǔ)了國內(nèi)在該領(lǐng)域的空白。該測量設(shè)備研制設(shè)計的主要思路是將油箱上部空間的氣體通過真空泵吸入安裝于客艙的氧濃度測量設(shè)備中，然后進(jìn)行過濾、阻火、調(diào)壓后利用氧傳感器進(jìn)行測量。在研制過程中主要解決了以下工程問題：

① 測量系統(tǒng)與油箱的安全隔離設(shè)計。

② 油箱無油空間氣體取樣設(shè)計。

③ 采樣氣體溫壓調(diào)整、雜質(zhì)過濾設(shè)計。

④ 標(biāo)定管路設(shè)計。

⑤ 給出滿足精度、性能要求的氧濃度傳感器選型標(biāo)準(zhǔn)。

最終形成的中國飛行試驗研究院測量設(shè)備架構(gòu)[12]如圖5所示。

圖5 中國飛行試驗研究院測量設(shè)備架構(gòu)圖

在設(shè)備制造過程中，遵循氣路與電路分離的原則，設(shè)計為A、B兩個機(jī)柜。其中A柜為控制顯示柜，主要包括電源系統(tǒng)、測量系統(tǒng)控制、顯示系統(tǒng)和對外的數(shù)據(jù)接口；B柜為測量柜，主要包括采樣氣體預(yù)調(diào)制組件、氧濃度傳感器和防爆告警組件。機(jī)柜尺寸與FAA設(shè)備尺寸接近。該測量設(shè)備最終達(dá)到的主要技術(shù)指標(biāo)與FAA設(shè)備相當(dāng)，滿足了實際測量需求。

某先進(jìn)運輸機(jī)惰化系統(tǒng)試飛中，使用該設(shè)備測量了空氣分離器出口、兩個獨立油箱隔艙、通氣箱共4個位置的氧氣濃度，開展了3個典型飛行剖面試驗，全面鑒定了該型機(jī)油箱惰化系統(tǒng)。同時，該設(shè)備在使用中也暴露了諸多問題，包括設(shè)備體積大，改裝難度大，不能適用其他型號；設(shè)備復(fù)雜且故障率高；大功率真空泵對供電要求高，試飛中出現(xiàn)多次掉電現(xiàn)象。

2.2 光譜吸收原理測量系統(tǒng)

2.2.1 光譜吸收方法測量氧濃度原理

光譜吸收技術(shù)以Beer-Lambert定律為基本理論：一束激光穿過裝有待測氣體的樣品池，采集透射光強(qiáng)作為光譜信息，通過對光譜信息、激光源入射光強(qiáng)和有效光程的分析，實現(xiàn)特定氣體濃度的檢測[13]。吸收光譜技術(shù)包括多種氣體探測技術(shù)，其中，氧氣濃度測量通常使用可調(diào)諧半導(dǎo)體激光吸收光譜術(shù)(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS)。

根據(jù)Beer-Lambert定律，初始光強(qiáng)為I0、頻率為υ的紅外光通過一段氣體介質(zhì)時，由于氣體吸收，光強(qiáng)會發(fā)生衰減，透射光強(qiáng)I為

I(υ)=I0(υ)exp(-kυL)

(1)

式中:I0(υ)為入射光強(qiáng);I(υ)為透射光強(qiáng);υ為入射光的頻率;L為有效吸收光程;kυ為光譜吸收系數(shù)。對于單一氣體的單一躍遷而言，有

kυ=S(T)φ(υ)Px

(2)

式中:S(T)為溫度T時的吸收線強(qiáng)度；φ(υ)為吸收線的歸一化線性函數(shù)，在大氣環(huán)境檢測中通常選擇Voigt線型[14]；P為氣體壓強(qiáng)；x為吸收氣體的摩爾分?jǐn)?shù)。

在溫度、壓力、光程已知的情況下利用積分吸收光度和吸光度峰值，可以進(jìn)行氣體濃度反演。

(3)

式中：A(υ0)為積分吸光度。

為了提高氣體濃度的檢測靈敏度，往往需要增加氣體吸收的有效光程，可采用多通池、多孔散射材料、積分球等延長光程。

由測量原理可以看出，利用TDLAS測量氧氣濃度具有抗干擾能力強(qiáng)、響應(yīng)速度快(毫秒級)的優(yōu)勢；但將其應(yīng)用于油箱無油空間氧濃度測量時，依然存在油液污染核心傳感器的問題。

2.2.2 國外研究及應(yīng)用現(xiàn)狀

美國OXIGRAF公司基于其光譜吸收技術(shù)在生物醫(yī)藥、科學(xué)研究、工業(yè)生產(chǎn)等領(lǐng)域的成功應(yīng)用，于2010年左右發(fā)布了一款基于光譜吸收原理的測量設(shè)備[15]，型號為OXIGRAF O2N2。該設(shè)備被著名航空燃油機(jī)電設(shè)備供應(yīng)商Parker公司采用，在俄羅斯RAJ和龐巴迪C型公務(wù)機(jī)上進(jìn)行油箱惰化系統(tǒng)適航取證試飛。

O2N2設(shè)備的總體設(shè)計思路與FAA設(shè)備一脈相承，即將油箱無油空間樣氣吸出油箱，通過凈化、溫壓正定等處理后，再送入核心傳感器進(jìn)行測量。設(shè)備的系統(tǒng)框架如圖6所示。其主要由一個氧傳感器、四通道采樣系統(tǒng)、自動校準(zhǔn)系統(tǒng)、真空熒光數(shù)字顯示器、鍵盤、RS485和ARINC429通信協(xié)議接口組成。

圖6 OXIGRAF O2N2設(shè)備框架圖

與FAA設(shè)備相比，兩者主要存在的差異如下。

① 核心傳感器不同。O2N2設(shè)備核心傳感器是基于TDLAS光譜吸收技術(shù)的光學(xué)傳感器，傳感器每10 ms對樣氣分析一次，在測量間隙通過將光源光譜改變至氧氣非吸收波段實現(xiàn)分析器調(diào)零。

② 傳感器分時復(fù)用設(shè)計。該設(shè)備一個核心傳感器同時應(yīng)用于4通道采樣管路，通過分時復(fù)用閥門，每路采樣氣體每16 s被送入核心傳感器測量4 s，這種設(shè)計降低了測量延遲，減少了設(shè)備管路復(fù)雜性，壓縮了設(shè)備體積。

③ 實時校準(zhǔn)。O2N2設(shè)備攜帶校準(zhǔn)氣瓶，一般為氧氣濃度5.0%和21.0%的兩種氮氧混合氣，對核心傳感器進(jìn)行周期性掃描校準(zhǔn)。

④ 防油設(shè)計。O2N2設(shè)備在采樣管與飛機(jī)油箱之間安裝防油浮子閥，防止燃油流入采樣管。一旦燃油堵塞采樣管，設(shè)備利用攜帶的98%的干氮氣瓶反向吹掃采樣管路。該氮氣瓶同時還提供對測量設(shè)備內(nèi)部電器元件周圍環(huán)境的惰化。

⑤ 壓力正定。O2N2設(shè)備通過實時測量傳感器氣室內(nèi)部的壓力對結(jié)果進(jìn)行修正，此壓力應(yīng)處于9.65～120 kPa之間，因此仍然設(shè)計了閥門對高低壓進(jìn)行限制。同時，為了消除系統(tǒng)本身產(chǎn)生的壓差，設(shè)備改裝時要求各通道采樣管長度和直徑相同。

設(shè)備在實際制造過程中，也采用了氣路和電路分離的原則。核心傳感器和設(shè)備電源在同一個機(jī)箱，校準(zhǔn)、除油管路等在其他機(jī)箱，除此之外，還有3個外接氣瓶和1臺數(shù)據(jù)處理筆記本電腦。雖然4通道集成的核心機(jī)箱尺寸只有23 in×5.22 in×19 in(1 in=0.0254 m)，質(zhì)量為18 kg，但真正使用時，添加了冗余部件后四通道設(shè)備質(zhì)量和尺寸將變?yōu)橹暗?倍。該設(shè)備的主要技術(shù)參數(shù)如表1所示。

表1 OXIGRAF O2N2設(shè)備主要技術(shù)參數(shù)

某國內(nèi)民機(jī)使用該設(shè)備進(jìn)行了取證試飛。為滿足惰化系統(tǒng)試飛要求，在飛機(jī)客艙中改裝了8通道OXIGRAF O2N2設(shè)備，對燃油箱和機(jī)載制氮系統(tǒng)管路的氧氣濃度進(jìn)行測量。試飛過程中，液體燃油堵塞采樣管是最大的問題。若飛機(jī)接近加滿油，此時打開設(shè)備必然會引起堵塞，且大量燃油的堵塞無法在飛行中排除。若油箱油量較少，此時打開設(shè)備會有少量燃油進(jìn)入管路引起堵塞，但有時可以通過設(shè)備反吹使通道重新有效。部分使用較好的飛行架次中設(shè)備數(shù)據(jù)無效時長如表2所示。由表2中數(shù)據(jù)可知，試飛中由于通道進(jìn)油或為防止通道進(jìn)油有意關(guān)閉通道導(dǎo)致的測量無效的時間最大占比約為50%。

表2 使用較好的飛行架次中設(shè)備數(shù)據(jù)無效時長

此外，雖然理論上光譜吸收原理的傳感器響應(yīng)時間是毫秒級的，但該設(shè)備采用了吸氣測量和分時復(fù)用的架構(gòu)設(shè)計，實際使用中其響應(yīng)時間與FAA設(shè)備響應(yīng)時間并無差別。而且，雖然采取了一系列防油措施，但液體燃油堵塞導(dǎo)致測量無效依然是該設(shè)備的最大問題。

2.2.3 國內(nèi)研究及應(yīng)用現(xiàn)狀

國內(nèi)基于TDLAS技術(shù)的研究相對起步較晚，自從2000年開展TDLAS技術(shù)研究以來，目前香港理工大學(xué)、清華大學(xué)、燕山大學(xué)、哈爾濱工業(yè)大學(xué)、中科院安徽光機(jī)所等大學(xué)和機(jī)構(gòu)都進(jìn)行了不同程度的深入研究，在系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計和關(guān)鍵技術(shù)上取得了較為突出的成績。特別是北京工業(yè)大學(xué)的苗揚等[16]于2016年發(fā)明了一種非接觸式檢測裝置，該裝置利用氧氣的順磁性將氧氣吸收進(jìn)集氧裝置，通過激光器發(fā)射和接收到的光信號，利用波長調(diào)制光譜技術(shù)中氣體吸收函數(shù)擬合方法進(jìn)一步測定氧氣濃度。但未見該方法在實際飛行中使用的公開材料。

2.3 現(xiàn)狀總結(jié)

電化學(xué)原理測量設(shè)備和光譜吸收原理的測量設(shè)備已分別成功應(yīng)用于部分型號，推動了油箱惰化系統(tǒng)的長足發(fā)展，但其仍然存在以下關(guān)鍵問題。

① 防油設(shè)計不到位。防油設(shè)計的核心問題是測量設(shè)備所采用的傳感器“不耐油”，因此，兩種設(shè)備都采用吸氣方式，在核心傳感器前完成樣氣中的油污過濾，但實際使用中發(fā)現(xiàn)，燃油堵塞和燃油污染仍然是設(shè)備不可靠的主要來源。

② 體積過大。雖然OXIGRAF O2N2設(shè)備在FAA設(shè)備基礎(chǔ)上采用了分時復(fù)用等巧妙設(shè)計，使設(shè)備體積有一定縮減，但為了彌補(bǔ)核心傳感器“不耐油”的缺陷，依然需要設(shè)計復(fù)雜的管路，導(dǎo)致設(shè)備體積大，難以滿足戰(zhàn)斗機(jī)和無人機(jī)使用需求。

③ 可靠性低。主要表現(xiàn)為安全可靠性和故障率。兩種設(shè)備內(nèi)部都存在較多的電氣元件，一旦油氣混合物泄露，存在點燃風(fēng)險。同時，兩種設(shè)備復(fù)雜的管路設(shè)計使其故障率高且維修復(fù)雜。

要解決以上關(guān)鍵問題，核心傳感器的設(shè)計非常重要。近年來，國內(nèi)外研究者逐步探索將基于熒光猝滅原理的傳感器用于飛機(jī)燃油箱無油空間氧濃度測量。

3 熒光猝滅原理的氧濃度測量

3.1 熒光猝滅效應(yīng)

熒光是一種光致發(fā)光的冷發(fā)光現(xiàn)象。當(dāng)特定波長的入射光照射處于基態(tài)的熒光物質(zhì)時，熒光物質(zhì)會吸收光能進(jìn)入激發(fā)態(tài)，激發(fā)態(tài)各個振動能級的分子經(jīng)由無輻射躍遷落至第一電子激發(fā)態(tài)的最低振動能級，再持續(xù)降落至基態(tài)各振動能級，并散射出相應(yīng)光量子，而且一旦對其停止照射，發(fā)光也即刻停止，這種光在宏觀上表現(xiàn)為熒光。熒光物質(zhì)通過發(fā)光釋放多余能量時，部分特殊物質(zhì)在吸收這部分能量后會產(chǎn)生瞬時的基態(tài)復(fù)合物，導(dǎo)致熒光特性發(fā)生變化，從而引起熒光猝滅現(xiàn)象。

有氧情況下，熒光分子與氧氣發(fā)生猝滅效應(yīng)，導(dǎo)致一部分能量轉(zhuǎn)移到氧氣分子上，使熒光分子以發(fā)光的形式釋放的能量減少，與無氧情況相比，熒光壽命縮短，總體來看，熒光強(qiáng)度也會降低。熒光分子周圍的氧氣分子濃度直接影響了熒光壽命和熒光強(qiáng)度，因此可以通過檢測熒光壽命和熒光強(qiáng)度達(dá)到測量氧氣濃度的目的。

理想情況下，熒光壽命和熒光強(qiáng)度以及熒光分子周圍的氧氣濃度遵循S-V(Stern-Volmer，斯特恩-沃耳默)方程：

I0/I=τ0/τ=1+k[O2]

(4)

式中:I0、I分別為無氧和有氧條件下的熒光強(qiáng)度；τ0、τ分別為無氧和有氧條件下的熒光壽命；[O2]為熒光分子周邊氧濃度；k為常數(shù)，與熒光物質(zhì)有關(guān)。

理想情況下的S-V方程中，氧氣濃度與熒光壽命、熒光強(qiáng)度的比值呈線性，這種線性關(guān)系便于熒光猝滅型傳感器的校準(zhǔn)和使用，因此，在合成新的熒光猝滅染色劑時，學(xué)者們總是傾向于加強(qiáng)其線性相關(guān)度[17-18]。

測量環(huán)境的溫度對熒光物質(zhì)的熒光特性有較大的影響。2008年，Lo等[19]根據(jù)研究給出溫度修正下的S-V方程為

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

(5)

式中：I0(Tref)為在特定溫度下(通常是室溫)測量的無氧條件下的熒光強(qiáng)度；Im(T)為某一溫度下某一氧氣濃度中的熒光強(qiáng)度;Ksv1(Tref)為特定溫度下的熒光常數(shù)；[%O2(T)]為某一溫度下氧氣含量百分?jǐn)?shù)；f1(T)為實際測量環(huán)境溫度下的熒光強(qiáng)度占總熒光量的百分?jǐn)?shù)；I(T)為某一溫度下總的熒光強(qiáng)度；C(T)為溫度修正系數(shù)。

壓力對基于熒光猝滅測量結(jié)果的影響與對電化學(xué)測量傳感器的影響是一致的。因此，對實時記錄的測量環(huán)境中的總壓進(jìn)行結(jié)果換算，即可計算出測量環(huán)境中的氧氣體積百分比[20]。

綜上分析可知，基于熒光猝滅原理測量環(huán)境中氧氣分子濃度時，大部分熒光材料的熒光特性符合線性S-V方程，但當(dāng)考慮實際測量范圍、測量環(huán)境中的溫度和熒光指示劑的固定方式等因素時，理想的S-V方程將不再完全適用，傳感器在使用前需要進(jìn)行試驗標(biāo)定，并對結(jié)果進(jìn)行算法修正。

3.2 檢測方法

通常，通過檢測熒光強(qiáng)度和熒光壽命來實現(xiàn)氧氣分子濃度的反演。檢測熒光強(qiáng)度技術(shù)簡單、成本低，在生物、化學(xué)等領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用。但熒光強(qiáng)度容易受光源穩(wěn)定性、光纖傳輸效率、光強(qiáng)檢測器的敏感度、傳感器的光漂白和傳感器中熒光指示劑分布不均等因素的影響[21]。特別是在航空機(jī)載領(lǐng)域使用時，強(qiáng)振動、強(qiáng)電磁干擾、極端自然環(huán)境等往往會進(jìn)一步擴(kuò)大不利因素的作用，導(dǎo)致傳感器壽命銳減或測量失效。熒光壽命是熒光材料的本質(zhì)屬性，它能夠克服上述因素的影響[22]。因此，在極端環(huán)境中常通過測量熒光壽命進(jìn)行濃度測量。主流的熒光壽命檢測方法包括時域法和頻域法。

3.2.1 時域法

采用時域法測量熒光壽命時，使用門脈沖激光信號調(diào)制激光源，使激光快速照射熒光物質(zhì)，當(dāng)照射時間遠(yuǎn)低于熒光壽命時，熒光信號將會呈單一指數(shù)形式衰減[23]，可表示為

(6)

式中：I(t)為熒光信號強(qiáng)度；A為熒光衰減曲線起始值；τ為熒光壽命。熒光衰減曲線的衰減速度取決于熒光壽命的大小，在時域上記錄多個時間下的猝滅熒光信號強(qiáng)度，這些點將在單一衰減曲線上，對單一指數(shù)擬合即可得到熒光壽命。

時域法本質(zhì)雖然是測量熒光強(qiáng)度，但相較于單次測量，短時間內(nèi)通過多次測量進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合的方法能夠消除背景中的噪聲影響，有效提高了測量精度。

3.2.2 頻域法

頻域法測量時，采用正弦函數(shù)調(diào)制激光光源，光源照射到熒光物質(zhì)后，產(chǎn)生的熒光和激發(fā)光源存在相位滯后現(xiàn)象，相位滯后可表示為

Δφ=arctan(2πfτ)

(7)

式中:f為光源頻率。測量出相位滯后即可計算出熒光壽命τ。

在實際使用中，由于正弦形式的激發(fā)信號對激發(fā)光源性能和光源驅(qū)動電路要求較高，嚴(yán)格的單一頻率正弦激發(fā)信號難以得到，因此，通常使用脈沖激光的形式進(jìn)行光源調(diào)制，并采用鎖相檢測技術(shù)進(jìn)行相位檢測[24]。

與時域法相比，頻域法有以下3個優(yōu)勢。

① 針對特定的驅(qū)動和檢測電路，選擇特定頻率，能有效提升檢測信號的信噪比。

② 通過測量的滯后相位可很方便地計算出熒光壽命。

③ 背景變化和信號散射對測量影響較小。

3.3 氧敏感膜

要想使傳感器能夠在油氣混合、高低溫等環(huán)境中完成油箱無油空間氧氣濃度測量，氧敏感膜的制備至關(guān)重要。氧敏感膜不僅要滿足熒光特性好、對氧氣的敏感度高、有較大的Stokes位移、光學(xué)穩(wěn)定性好這些一般環(huán)境中對氧敏感膜的要求，而且要具有疏油性，并能夠耐受航空煤油的侵蝕。典型的氧敏感膜主要包括熒光物質(zhì)層和基質(zhì)層，并且兩層之間應(yīng)該具有良好的黏合性。

3.3.1 熒光指示劑

Ru有機(jī)配合物是一種應(yīng)用最廣泛的熒光指示劑。學(xué)者們開發(fā)了眾多Ru配合物作為熒光物質(zhì)，例如[Ru(bpy)3]2+、[Ru(phen)3]2+、[Ru(dpp)3]2+等[25-26]。在眾多的Ru配合物中，[Ru(dpp)3]2+展現(xiàn)出最好的氧敏感性，其熒光壽命最長達(dá)5.3 μs，光量子產(chǎn)率為0.3[27]。除此以外，以Pt和Pd元素為中心金屬元素的卟啉是一種極為重要的熒光指示劑[28-29]。

總體來看，釕金屬絡(luò)合物自1986年被發(fā)現(xiàn)適合作為光纖氧傳感器的熒光指示劑以來，因為其具有熒光壽命長、靈敏度高、有較大的Stokes位移和改造后光學(xué)穩(wěn)定性好等優(yōu)點，成為應(yīng)用較為廣泛的熒光指示劑。

3.3.2 基質(zhì)

基質(zhì)用于固定熒光指示劑，適合作為飛機(jī)燃油箱無油空間氧敏感膜的基質(zhì)應(yīng)該具備以下特點。

① 制備流程方便簡單。

② 染色劑能夠被良好地封裝起來，不易從基質(zhì)中脫落，脫落后不污染航空煤油。

③ 染色劑固定到基質(zhì)后，應(yīng)能確保染色劑物化性能良好。

④ 支撐基質(zhì)應(yīng)具備良好的光學(xué)特性和優(yōu)良的氧氣分子滲透性，強(qiáng)化基質(zhì)疏水疏油性質(zhì)，并強(qiáng)化氧氣分子的選擇性通過。

支撐基質(zhì)按照物質(zhì)類型可以分為有機(jī)高分子聚合物、無機(jī)高分子聚合物和混合傳感膜基質(zhì)?；旌蟼鞲心つ軌蚣婢哂袡C(jī)高分子膜[30]和無機(jī)高分子膜的優(yōu)點，制備方便且穩(wěn)定性好。其中以有機(jī)改性的烷氧基硅烷[31](ORMOSIL)特性尤為突出。

以上內(nèi)容為下文介紹的氧濃度測量系統(tǒng)提供了技術(shù)基礎(chǔ)。

3.4 應(yīng)用于無油空間氧濃度測量的光纖傳感器系統(tǒng)

2007年，NASA的格倫研究中心在國際火災(zāi)安全研究會議中發(fā)布了一款用于油箱無油空間氧濃度實時測量的便攜式機(jī)載裝置。雖然該裝置的核心測量原理不是熒光猝滅，但其發(fā)布的插入式測量裝置框架被廣泛借鑒，如圖7所示。

圖7 插入式測量裝置框架圖

在該測量框架中，受感部插入飛機(jī)油箱的無油空間，與測量環(huán)境直接接觸，激光器和光譜檢測裝置以及其他輔助設(shè)備安裝在遠(yuǎn)離油箱的“舒適”的環(huán)境，發(fā)射光通過光纖傳導(dǎo)至受感部，產(chǎn)生的信號光通過另一條光纖傳送回檢測裝置，結(jié)合測量環(huán)境中溫度和壓力數(shù)據(jù)，完成信號實時處理。以這個框架為藍(lán)本，國外申請了眾多類似的測量裝置專利[32-36]。

2011年，Allen[37]首次明確提出采用上述插入式測量系統(tǒng)時對氧氣濃度傳感器的要求，以該要求為目標(biāo)，筆者介紹了一種基于紫外-可見光光度法(UV-VIS)測量熒光壽命的方法和系統(tǒng)架構(gòu)。該系統(tǒng)使用輕便緊湊的紫外熒光分光計對熒光進(jìn)行測量，在-50～60 ℃的環(huán)境溫度中，測量0～25%范圍內(nèi)的氧氣濃度，精度優(yōu)于0.5%體積分?jǐn)?shù)。

2013年，美國空軍“小企業(yè)創(chuàng)新研究計劃”(SBIR)官方網(wǎng)站中公布了一項對于ROI(Redondo Optics,Inc.)公司的資助項目，項目名稱為“基于自參考光纖氧氣傳感器的飛機(jī)燃油箱無油空間氧濃度實時監(jiān)測系統(tǒng)”。該項目旨在向美國空軍提供一款能夠?qū)崟r監(jiān)測油箱無油空間氧濃度并進(jìn)行溫壓修正的測量系統(tǒng)(FOxSense)，該系統(tǒng)要能夠統(tǒng)籌協(xié)調(diào)飛機(jī)控制系統(tǒng)，用以完成對飛機(jī)惰化系統(tǒng)的實時反饋。

2014年，該項目的負(fù)責(zé)人Mendoza[38]介紹了FOxSense系統(tǒng)的詳細(xì)情況。FOxSense系統(tǒng)架構(gòu)如圖8所示。

圖8 FOxSense系統(tǒng)架構(gòu)圖

FOxSense系統(tǒng)由4個關(guān)鍵部件組成：① 溫度和壓力補(bǔ)償?shù)墓饫w氧氣濃度測量受感部；② 符合美軍標(biāo)的多模光纖通信布線網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)；③ 熒光壽命鎖相檢測技術(shù)；④ 多維傳感器校準(zhǔn)算法。FOxSense系統(tǒng)可以在所有飛行機(jī)動條件下，包括高度在0～50000 ft、溫度在45～160 ℉之間、壓力在1.6～16 psi之間，連續(xù)實時監(jiān)測0%～40%的氧氣濃度范圍。

ROI公司在地面模擬試驗臺模擬了飛機(jī)起飛-爬升-巡航-下降-下客整個流程中油箱中的溫度、壓力和氧氣濃度的變化，應(yīng)用此測量系統(tǒng)進(jìn)行測量，結(jié)果顯示在整個過程中氧氣濃度平均誤差不大于0.6%，溫度誤差不大于0.9 ℃。

雖然取得了一些成果，但目前基于熒光猝滅原理的油箱無油空間氧濃度測量系統(tǒng)仍然面臨很多挑戰(zhàn)：① 熒光敏感膜的光漂白衰減，具備疏油和疏水特性的基質(zhì)需要進(jìn)一步的研究和開發(fā);② 極端環(huán)境下熒光檢測系統(tǒng)的有效性，特別是應(yīng)用于戰(zhàn)斗機(jī)時檢測設(shè)備可能安裝在暴露環(huán)境下，熒光檢測系統(tǒng)能否承受高低溫、強(qiáng)振動的考驗還需進(jìn)一步研究；③ 自調(diào)零、自校準(zhǔn)、自補(bǔ)償?shù)榷囗椫悄芗夹g(shù)在檢測系統(tǒng)中的應(yīng)用，這是新一代機(jī)載氧濃度測量設(shè)備區(qū)別于前兩代設(shè)備的標(biāo)志，也是關(guān)鍵技術(shù)之一。

4 未來發(fā)展趨勢

目前，還未見到對飛機(jī)燃油箱無油空間氧濃度在飛機(jī)全任務(wù)周期實時監(jiān)測的報道，技術(shù)較為成熟的基于電化學(xué)和光譜吸收原理的測量設(shè)備由于體積大、安全性低、可靠性不高等因素，都只應(yīng)用于大型運輸機(jī)的試飛中，無法形成機(jī)載設(shè)備，以及參與油箱惰化系統(tǒng)的反饋調(diào)節(jié)。而基于熒光猝滅原理的測量系統(tǒng)已經(jīng)顯示出其在成為機(jī)載氧濃度檢測設(shè)備上的先天優(yōu)勢，但其技術(shù)仍然不夠成熟。在未來，機(jī)載油箱氧濃度測量系統(tǒng)將向以下方向發(fā)展：

① 基于熒光猝滅原理的受感部將成為下一代飛機(jī)燃油箱氧濃度測量系統(tǒng)的核心?；跓晒忖缭淼臏y量系統(tǒng)將受感部直接置于測量環(huán)境中，免去了吸氣和樣氣正定的過程，響應(yīng)速度和測量精度將極大提升；受感部和后端調(diào)制設(shè)備之間通過光纖交換信號，避免了燃油箱油氣混合物被點燃的可能性，測量系統(tǒng)也得到簡化；成本低，適用于大規(guī)模制造。

② 智能化。氧濃度測量系統(tǒng)智能化體現(xiàn)在：測量系統(tǒng)具備自校準(zhǔn)，自補(bǔ)償能力；測量系統(tǒng)嵌入飛機(jī)管理系統(tǒng)，為油箱惰化系統(tǒng)控制提供反饋；測量系統(tǒng)具備實時為決策者提供燃油箱的安全情況說明、提供燃油箱點燃告警等功能。

③ 高可靠性。測量系統(tǒng)必須在飛機(jī)全任務(wù)周期內(nèi)開展燃油箱無油空間氧濃度實時監(jiān)測；測量系統(tǒng)必須采用模塊化設(shè)計，通道之間互不影響，在遭遇通道故障后能夠迅速重構(gòu)；進(jìn)一步降低熒光猝滅受感部光漂白衰減，研制疏油疏水的受感部基質(zhì)，提高測量系統(tǒng)使用壽命。

④ 小體積。小體積、輕重量是機(jī)載航空設(shè)備永恒的需求，此外，當(dāng)測量系統(tǒng)安裝在軍用戰(zhàn)機(jī)和無人機(jī)上時，對體積和重量的要求會更加嚴(yán)苛。

5 結(jié)束語

筆者介紹了基于3種不同原理的飛機(jī)油箱無油空間氧濃度測量系統(tǒng)，結(jié)合實際研發(fā)和使用經(jīng)驗，介紹了基于電化學(xué)原理和基于激光吸收原理的測量系統(tǒng)存在的局限性和使用中存在的主要問題。重點介紹了熒光猝滅原理、熒光物質(zhì)和基于熒光猝滅原理的測量系統(tǒng)的研制現(xiàn)狀，指出小型化便攜式基于熒光猝滅原理的氧濃度測量系統(tǒng)將成為飛機(jī)燃油箱無油空間氧濃度測量的主流，用于實時監(jiān)測該空間的氧氣濃度，以及參與油箱惰化系統(tǒng)的反饋控制。