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论文-燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术，共16页，7395字。
一、引言
现代军用飞机对发动机提高推重比的要求持续增加。提高压气机压比以提高循环效率、增加涡轮进口温度以提高单位推力是提高推重比最直接和最有效的方法。因此，燃烧室部件设计将向高温升高热容方向发展，燃烧室进出口平均温度不断提高，在研和新研制的第四代涡扇发动机推重比为10．O一级，燃烧室进口平均温度为850K，出口平均温度为1850K，按热点系数O．3计算，热点温度可达2150K，正在预研的第五代发动机以涡扇发动机为主，交循环及组合，推重比12．0一级燃烧室出口平均温度为2000K，推重比15．0一级燃烧室出口平均出口温度为2150K，热点温度当然更高。
现代航空发动机测试是航空推进技术的支撑性技术，是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要技术环节。发动机高温燃气测量是最重要的测试技术之一，温度是确定热端部件性能和寿命的最关键参数。将有助于燃气涡轮设计师和工艺师正确了解在燃烧室中所发生的燃烧过程。这使得高温燃气温度测量成为发动机测试中特别重要、难度较大的关键技术。
传统的燃烧室出口温度场测试手段是铂铑系列热电偶。新型燃烧室燃气的高温、高速、高压条件已经超过常规铂铑系列热电偶的应用范围。为了获得燃烧室出口温度场的关键数据，必须寻求新的适用于燃烧室部件性能试验的高温燃气温度测试手段与方法。
气体温度测量，尤其是动态气体温度测量技术经历了一个发展过程。从20世纪50年代到70年代，主要工作是集中于采用热电偶在测量气流温度时所遇到的几个误差的确定，如辐射误差、导热误差、速度恢复误差以及在气流温度发生阶跃变化时，热电偶时间响应的研究。为了解决脉动气体温度的测试问题，曾经力图将热电偶做得很细，80年代以后，各种新技术、新的探针和手段应用于气流温度测量，主要有先进的探针技术、燃气分析技术、光纤温度传感器、光谱技术以及采用数字信号处理技术的动态气体温度测量系统。目前，提高高温应变能力的研究也在进行之中。