王明瑞，王振華，韓　冰，李亞娟，葛　新

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽110015）

航空發(fā)動機主燃燒室高溫測試技術

王明瑞，王振華，韓冰，李亞娟，葛新

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽110015）

依據(jù)航空發(fā)動機主燃燒室結構及RR等國外發(fā)動機公司的研制經(jīng)驗，闡述了航空發(fā)動機主燃燒室試驗器應當采用的合理布局。結合各類主燃燒室試驗器的結構，以測量燃燒室出口溫度場為目的，介紹了4種可用于燃燒室試驗器溫度場測量的技術，同時給出了1種燃氣分析燃燒溫度通用計算方法。對4種高溫測試技術在不同類型燃燒試驗器上的應用特點進行了比較。指出燃氣分析方法測量燃燒室出口溫度場具有可測量高溫、數(shù)據(jù)精度高、高壓環(huán)境性能可靠、在使用壽命周期內(nèi)成本低的優(yōu)勢，是目前溫度場測試的首選。

燃燒試驗器；測溫技術；燃氣分析；熱電偶；光纖測溫；相干反斯托克斯拉曼散射；燃燒室；航空發(fā)動機

0　引言

新型航空發(fā)動機主燃燒室研制的試驗工作一般從單頭部試驗開始。國外各大發(fā)動機公司的數(shù)據(jù)統(tǒng)計表明：在整個研制周期內(nèi)總試驗時數(shù)中，單頭部的試驗時數(shù)所占比例最高，其次是扇形試驗時數(shù)，全環(huán)試驗時數(shù)最少。因此，合理安排各類試驗器的數(shù)量對于縮短航空發(fā)動機燃燒室研制時間、降低試驗件和試驗費用有重要意義。試驗器的試驗壓力是影響燃燒性能的重要因素，航空發(fā)動機主燃燒室設計點壓力較高，中低壓模擬試驗不能真實反映主燃燒室在設計點的真實狀況，一般認為主燃燒室的工作壓力在1.2MPa以上，其性能參數(shù)才相對穩(wěn)定，因此在工程研究中，1.2MPa以上壓力乃至全壓的試驗器逐漸成為主流。

溫度分布是航空發(fā)動機主燃燒室最重要的參數(shù)之一，直接影響渦輪的壽命。隨著航空發(fā)動機向更高推重比發(fā)展，主燃燒室的排氣溫度也越來越高，目前推重比12～15的航空發(fā)動機主燃燒室出口平均溫度已達1900 K以上，熱點溫度高達2300 K以上，已超過B型熱電偶的測溫范圍。能測量更高溫度的熱電偶，由于未能有效解決高溫氧化環(huán)境下壽命短的難題，基本不適合在燃燒室這類強氧化環(huán)境中使用，因此高溫燃氣測試技術已成為航空發(fā)動機主燃燒室試驗的瓶頸之一。

本文針對不同類型主燃燒室試驗器的結構特點和工作范圍，對幾種已用于或有潛力用于航空發(fā)動機主燃燒室溫度測試的技術的優(yōu)缺點進行了比較［1］，并給出了含C、H、O、N 4種元素燃料燃燒的燃氣分析計算方法。

1　主燃燒室試驗器

作為測溫技術應用平臺的主燃燒室試驗器，按結構可分為單頭部試驗器、扇形試驗器和全環(huán)試驗器；按試驗壓力分為常壓試驗器、中壓試驗器和高壓試驗器。高壓試驗器通常指試驗壓力為1.2MPa以上的試驗器，能較為真實反映燃燒室的流動、溫度分布、火焰筒壁面熱區(qū)、污染物排放以及耐久性等指標［2-3］。

中國航空發(fā)動機主燃燒室已從仿制階段過渡到自主設計階段，燃燒室設計體系的建設、發(fā)展和完善已成為當務之急，試驗研究和驗證在其中將發(fā)揮更大作用。隨著各型號燃燒室研制進展，燃燒試驗器類型布局不合理、數(shù)量不足的問題開始顯現(xiàn)。燃燒試驗主要存在以下問題：一是全環(huán)試驗器多，單頭部和扇形試驗器少，使得本應在單頭部和扇形試驗器開展的試驗集中到全環(huán)燃燒室上進行，造成設備改造成本增加、測試系統(tǒng)不匹配、運行成本高等問題。單頭部試驗器數(shù)量不足，導致一些只能在單頭部試驗器上開展的試驗項目未能開展，如利用光學技術研究主燃區(qū)的流場、濃度場以及油氣匹配等試驗項目，使得本應在研制前期暴露的問題，延遲到全環(huán)試驗階段，給問題的解決帶來困難，也造成研制周期延長；二是中低壓試驗器多，高壓試驗器少，試驗數(shù)據(jù)統(tǒng)計結果表明，降壓模擬的試驗結果與燃燒室實際工況的結果差異較大；三是測試系統(tǒng)比較落后，如熱電偶受到燃燒室內(nèi)環(huán)境影響，測試結果的不確定性較大，給數(shù)據(jù)分析帶來很大困難。全環(huán)燃燒室由于結構的原因也限制了如光學等先進測試技術的應用。

從國外新型燃燒室研制經(jīng)驗來看，試驗都要經(jīng)歷單頭部試驗、扇形試驗和全環(huán)試驗的過程，統(tǒng)計表明單頭部的試驗時數(shù)占70%，扇形試驗時數(shù)占20%，全環(huán)試驗時數(shù)占10%，這是從燃燒室結構特征、減少研制時間和降低試驗研究成本綜合優(yōu)化的結果。航空發(fā)動機主燃燒室一般由約20個相同的頭部組成，對單個頭部開展試驗研究可利用的測試手段多，可以獲得大量的數(shù)據(jù)，有利于準確判定燃燒室的性能，及時發(fā)現(xiàn)和解決問題，這也是國外發(fā)動機公司單頭部燃燒室試驗占總試驗時數(shù)70%的原因。單頭部試驗件加工費用低、周期短、改進設計的成本也較少，單頭部試驗器幾乎可以開展所有的燃燒試驗項目，運行費用較全環(huán)試驗器的也大大降低。更高的溫升和更低的污染物排放是先進燃氣輪機燃燒室發(fā)展的兩個主要方向，高溫升燃燒室的頭部進氣量增加導致冷卻和摻混氣量的減少，為獲得滿意的溫度場分布，主燃區(qū)的燃燒組織方式成為關注的重點；主燃區(qū)的溫度分布是影響超低污染燃燒室NOx排放最為重要的因素。但由于主燃區(qū)的溫度高、區(qū)域小，為減小對主燃區(qū)工作性能的影響，此類試驗研究工作只能利用PLIF、燃氣分析、相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）、高速攝影等無干擾或較小干擾的測試技術來獲取溫度場、壓力場、濃度場、速度場的數(shù)據(jù)，以更深入了解燃燒室性能，為改進燃燒室的設計提供數(shù)據(jù)支持。以上測試技術受其測試方法的影響，更適合用在結構相對簡單的單頭部試驗器上。在充分開展單頭部試驗的基礎上開展扇形試驗，以了解頭部之間的性能，扇形試驗器一般以4～5個頭部為好，以中間的2～3個頭部為研究對象，以減小邊界效應的影響。在良好的扇形試驗結果的基礎上進行全環(huán)試驗，一般以檢測溫度場為主要項目。

2　高溫測試技術

航空發(fā)動機主燃燒室出口截面的溫度分布是最重要的參數(shù)之一，應從以下幾個方面考慮選擇溫度測試技術。（1）“點”測試技術。測試針對燃燒室出口的溫度分布，尤其是熱點溫度；（2）數(shù)據(jù)的獨立性。測試結果應只隨被測燃氣的溫度變化而變化，不受所使用環(huán)境的影響或者影響很小，這是保證數(shù)據(jù)準確或者通過修正得到準確數(shù)據(jù)的前提條件；（3）高溫測量能力。測溫能力應能覆蓋燃燒室排氣的熱點溫度；（4）響應時間。較短的測試響應時間可以減少試驗器在高溫、高壓狀態(tài)工作時間，減少運行成本、降低風險；（5）綜合成本，應綜合考慮費用成本，包括測試設備初期投入成本和日常維護成本，試驗運行成本以及測試設備損壞未能獲得有效數(shù)據(jù)的風險，為獲得精度較高數(shù)據(jù)的額外支出等。

下面介紹4種常用的溫度測試技術，并結合試驗器類型從上述5個方面來比較其優(yōu)缺點。

2.1燃氣分析

2.1.1測試原理

采用燃氣分析技術直接測量燃燒室出口的燃氣成分，通過計算方法得到燃燒室的油氣比，利用燃料的低熱值計算出燃燒效率，結合燃燒室的進口溫度以及燃氣焓值表或平均定壓比熱容，計算燃氣溫度。其計算化學平衡式為

式中：a、b、c為燃料中H、O、N與C的摩爾比；X為燃燒室噴水量與燃料的摩爾比；P0為空氣的摩爾數(shù)，R、S、T為空氣中O2、N2、CO2的體積分數(shù)；h為空氣中H2O的摩爾含濕量。

由于各組分測量所用儀器不同，得到的燃氣組分有干基體積分數(shù)和濕基體積分數(shù)之分，為便于計算需統(tǒng)一，定義：濕基體積分數(shù)=K×干基體積分數(shù)（K為干濕基轉化系數(shù)）

余氣系數(shù)為

油氣比為

燃燒效率為

其中：μg=12.011+1.008a+15.999b+14.01c。

焓值法燃燒溫度［4］為

式中：I為燃燒室出口燃氣的焓值；ia為燃燒室進口空氣的焓值；η為燃燒室的燃燒效率；Hu為燃料的熱值；d°為燃料在25℃下的定溫燃燒焓差

根據(jù)計算出的I值，再利用文獻［4］中的焓值表可得到對應的燃燒溫度。

焓值法燃燒溫度存在以下問題：（1）焓值表定義CHn為燃料分子式，因此不適用計算含有O、N成分燃料的燃燒溫度；（2）焓值表的數(shù)據(jù)都來自于國外，沒有詳細描述如何獲得燃氣焓值的方法，不能清晰界定燃氣焓值是化學平衡下的還是完全燃燒態(tài)下的。在燃氣溫度較低時，二者之間差別較小，但當燃氣溫度超過1400℃時，差別隨著燃氣溫度的升高而增大。在考慮熱離解的情況下，更適合采用平均定壓比熱容法來計算燃氣溫度，但需求解元素平衡、化學平衡、能量平衡等方程所組成的方程組，運算復雜，在此不做詳細討論。

2.1.2測試能力分析

燃氣分析是1種間接測溫技術，影響燃氣分析溫度測量精度因素包括余氣系數(shù)、燃燒效率、進口溫度和計算方法的精度。在不考慮計算方法時，燃氣分析余氣系數(shù)的誤差為1.1%，燃燒效率的誤差為0.2%，進口溫度的誤差為0.4%±2℃，以燃燒室出口溫度為基準的相對誤差小于0.2%，可以確定出燃燒溫度的誤差小于1.0%。

燃氣分析測試需要先將樣氣冷卻到500℃以下，即產(chǎn)生所謂的使化學反應停止的“驟冷”效果。雖然“驟冷”方式能使不完全燃燒組分的化學反應停止，但并不能阻止熱離解組分從燃燒室溫度下的平衡態(tài)向樣氣冷卻后溫度下平衡態(tài)的遷移，即樣氣在溫度降低的過程中，存在著熱離解組分復合的過程，使得樣氣成分與燃燒室內(nèi)燃氣成分不同，燃氣分析燃燒效率只表明了不完全燃燒損失，未包括熱離解平衡態(tài)和完全燃燒態(tài)的偏離。

由于熱離解的存在，燃氣溫度平衡態(tài)的放熱量較完全燃燒態(tài)的減少，其偏差是燃燒溫度的函數(shù)，可以通過計算來減少乃至消除該誤差。在計算燃氣溫度時，燃燒效率定義應為實際放熱量與理論放熱量的比值，因此用燃氣分析效率計算的燃燒溫度較實際溫度高，隨著燃燒溫度的升高、燃燒室壓力降低和熱離解程度提高，燃氣分析燃燒溫度與燃燒室實際燃燒溫度的偏差變大。通過計算得到燃燒室溫度下的平衡態(tài)和理論完全燃燒態(tài)的偏離，其過程是：根據(jù)燃氣分析數(shù)據(jù)計算出燃燒溫度，求解熱離解方程，得到此溫度下的各燃氣成分的體積分數(shù)以及所蘊含的熱量，計算出新的燃燒效率，依此燃燒效率重新計算燃燒溫度，經(jīng)多次迭代就可得到包含不完全燃燒熱離解平衡態(tài)的燃燒溫度［5］。理論計算結果表明，燃氣溫度在1400℃以下，熱離解對燃燒溫度的影響較??；而在1400℃以上，熱離解對燃燒溫度的影響逐漸增大。

燃氣分析燃燒溫度計算所需的余氣系數(shù)和燃燒效率不受環(huán)境因素影響，只由燃料種類、燃燒狀態(tài)、測量方式和儀器精度決定，系統(tǒng)精度可控；燃燒室進口溫度一般為400～700℃，此時電偶具有較高的測量精度；試驗器上有較長的整流段，可保證燃燒室進口氣流的溫度場為均勻場，通過化學分析可獲得燃料成分和低熱值的精確值，以上3個因素保證了燃氣分析法燃燒溫度的測試精度，這也是國外先進發(fā)動機公司信賴燃氣分析測量溫度的原因。燃氣分析的測溫能力取決于取樣器的耐溫能力，一般使用水冷取樣器，理論計算結果表明，取樣器可可用于2500℃的燃氣溫度測試，目前已完成2039℃的燃氣測試。

燃氣分析測試也存在一些不足，主要表現(xiàn)在：（1）響應時間長，包括樣氣輸送時間、樣氣置換時間、儀器響應時間，一次測量總計需20～30s；（2）系統(tǒng)復雜，初期投資較大，簡化后的單個燃氣分析測溫通道的投資約為22萬元人民幣。雖然存在以上不足，但由于其數(shù)據(jù)精度高、燃氣取樣器的水冷方式保證了其運行可靠，降低了運行成本；雖然初投資較大，但儀器一般能使用8～10 a，只需增加較少的標氣成本，從使用壽命期內(nèi)來看，其成本并不高。

2.2熱電偶

熱電偶是將2種不同材料的金屬焊接在一起，當參考端和測量端有溫差時，就會產(chǎn)生電動勢，根據(jù)該電動勢與溫度的單值關系可以得到測量端溫度。熱電偶具有結構簡單，響應快，適宜遠距離測量和自動控制的特點，應用比較廣泛。

在理想狀態(tài)下，熱電偶的理論誤差＜0.5%，但在實際測量中，其測量精度還受到燃燒室內(nèi)氣流和邊界條件以及熱電偶結構等因素的影響，實際誤差遠高于0.5%。以常用的帶有陶瓷管護套的熱電偶為例，在燃燒室內(nèi)影響其測量精度的因素有［6］：熱氣流對偶絲對流換熱Q1，熱氣流對偶絲的輻射換熱Q2，熱氣流對遮蔽罩的對流換熱Q3，熱氣流對遮蔽罩的輻射換熱Q4，偶絲對遮蔽罩的輻射換熱Q5，遮蔽罩對冷壁的輻射換熱Q6，偶絲的導熱損失Q7，氣流動能轉化為熱能的比例Q8，偶絲的表面催化效應Q9，陶瓷管的導熱損失Q10。

由于被測燃氣成分、速度、溫度、燃燒室邊界條件、熱電偶冷卻氣量以及偶絲表面狀態(tài)的不同，以上因素會對熱電偶測量值產(chǎn)生影響。這些誤差很難定量，使得修正熱電偶的測量溫度極為困難。此外熱電偶溫度誤差隨壓力和溫度提高而增大。為減少輻射損失，一般在偶絲外增加保護套管，測量結果為氣流的總溫，只能通過換算得到靜溫，這也是產(chǎn)生測量值誤差的1個原因。

嚴格來說，熱電偶只有在相同的環(huán)境下，如相同類型的試驗件、相同的試驗件工作狀態(tài)、相同的測量段，其測量結果才有較好的重復性。熱電偶測量值的實際精度很難界定，可以從幾方面來證明熱電偶的測量值確實存在較大的不穩(wěn)定性。

以某型燃燒室的長期試驗數(shù)據(jù)統(tǒng)計為例，進口溫度為500℃，出口溫度約為1420℃，燃燒室壓力在0.5MPa左右，油氣比約為0.027，在上述條件下，熱離解造成的熱損失很小，燃燒效率為99.5%～100%，長期用熱電偶測量燃燒室出口溫度場的統(tǒng)計結果顯示，熱效率的變化在93%～102%之間波動，明顯不合理。導致此結果的主要因素有：燃料熱值的變化、油氣比的偏差和熱電偶測量精度。根據(jù)化驗單確定燃料的熱值，當熱值變化較大時，可通過修改計算方法消除此影響。油氣比的偏差來自于燃油流量測量值、空氣流量測量值和空氣流量測量點到試驗件進口管段的漏氣量?？諝饬髁康臏y量偏差＜1.5%，燃油流量的偏差＜1%，試驗中通過檢查管道的漏氣量，可確保管道漏氣量＜1%，因此油氣比的極限偏差應＜3.5%。剩余約4%的波動是由熱電偶的測量波動引起的。

用燃氣分析和B型熱電偶測量某型燃燒度出口截面同一位置溫度的對比如圖1所示。其偏差在-150～125℃之間波動。燃氣分析方法的溫度通過測量燃氣中的CO和CO2的體積分數(shù)后計算得到的，B型熱電偶測溫上限為1820℃。根據(jù)燃氣分析測量溫度的精度優(yōu)于1.0%，可以推斷出燃氣溫度在1800℃以下時，其溫度誤差＜18.2℃，證明熱電偶的測量值存在較大偏差。

圖1　燃氣分析和熱電偶溫度的比較

利用熱電偶和燃氣分析分別測量同一燃燒室得到的周向平均溫度沿徑向的分布如圖2所示。在徑向腔道高度15%～65%的范圍內(nèi)，雖然熱電偶的平均溫度偏低，但還較規(guī)律。而在油氣比0.030和0.033的2個狀態(tài)下，通過熱電偶溫度得到的在徑向高度約8%、73%和85%的3個位置的周向平均溫度明顯不合理。

圖2　周向平均溫度沿徑向分布

隨著燃燒試驗向高溫高壓方向發(fā)展，燃氣溫度已超過目前常用的較長壽命熱電偶的測量范圍，銥銠和鎢錸等高溫熱電偶在強氧化環(huán)境中壽命短的問題尚未解決，高壓環(huán)境會導致熱電偶的冷卻效果減弱，引起熱電偶在試驗過程中的損壞，影響試驗順利進行的同時也造成試驗成本提高。但熱電偶使用簡便，適用各類型燃燒試驗器，仍是燃燒試驗測溫的重要手段。

2.3光纖測溫

光纖溫度傳感器一般分為2類：利用光纖本身的某種敏感功能來測量溫度；光纖只傳輸光，在光纖端面加裝其它感溫部件構成的傳輸型傳感器。按測量方式又可分為接觸型和非接觸型光纖傳感器。依據(jù)航空發(fā)動機主燃燒室的結構和測量要求，文中光纖傳感器主要指接觸型光纖傳感器。光纖傳感器的優(yōu)點有抗電磁干擾、電絕緣、靈敏度高、質(zhì)量輕、體積小、測量對象廣泛，對被測對象的影響小等。測量誤差小于0.2%，溫度分辨率可達0.00002℃，測溫時無需進行冷端溫度補償［7-11］。

美國的R.R.Dils率先成功研制出藍寶石光纖高溫測試儀器，1988年獲美國專利。Luxtron公司生產(chǎn)的藍寶石光纖溫度儀測試的瞬態(tài)溫度最高可達2100℃。20世紀80年代末，浙江大學的沈永行等成功研制了藍寶石單晶光纖傳感器；清華大學的周炳琨成功研制出了光纖黑體腔溫度傳感器，測試溫度上限為1300℃。

藍寶石黑體空腔光纖傳感器是最接近航空發(fā)動機主燃燒室測量需求的測溫裝置，但還存在一些不足，限制了進一步使用。首先藍寶石熔點只有2050℃，其測溫能力取決于其表面鍍層金屬的熔點，鍍鉑膜黑體腔能測量1700℃以下的溫度，鍍銥膜黑體腔能測量2040℃以下溫度；此外，在燃燒室的溫度和壓力下，還要保持一定的強度以保證光纖在氣動力作用下不發(fā)生變形，實際能測量的溫度會更低。目前，商業(yè)光纖溫度傳感器的測溫能力一般在1300℃以下，能測量1700℃的光纖溫度傳感器還處于實驗室研究階段，雖然根據(jù)相應的測試理論采取一定的技術措施，提高了光纖溫度傳感器的瞬時測溫能力，但并不能提高長期穩(wěn)態(tài)測量的測溫能力。從測量方式和研究進展看，進一步提高接觸式光纖溫度傳感器的測溫能力有一定困難。

2.4CARS法測溫

CARS法的測量原理為：當2束頻率為wP和wS的高能激光束（浦Pump和斯托克斯Stokes激光束）聚焦在1點入射到被測介質(zhì)中時，通過分子中的非線性過程互相作用產(chǎn)生第3束類似于CARS光束的偏振光，如果wR=2wP-wS正好是分子的某一共振譜線，且滿足非線性光學中的相位匹配條件，那么wR頻率的光會極大地增強。用這一信號就可以對燃氣成分和濃度進行鑒別。比較測驗光譜與已知其溫度的理論光譜即可求得溫度。要執(zhí)行這些反復迭代的最小二乘法計算程序，還需要具備相當?shù)挠嬎隳芰Γ珻ARS可用于燃燒診斷、等離子體分析、光化動力學、反應動力學等方面的研究［12-14］。CARS能實時無干擾的測量燃燒室工作狀態(tài)下的氣體濃度、溫度和壓力，理論上可以提供納秒級的時間分辨率和微米級的空間分辨率及較高的精度，得到的是燃氣在燃燒室內(nèi)溫度和壓力下的平衡狀態(tài)燃氣參數(shù)，反映了不完全燃燒和熱離解的影響，是測量燃燒過程熱離解態(tài)與理想狀態(tài)的偏差的重要技術手段，可用于高溫燃燒室平衡態(tài)實際燃燒溫度計算結果的試驗驗證。從測試機理看，CARS測溫結果為燃燒室內(nèi)燃氣的實際溫度，對于研究燃燒機理和燃燒室內(nèi)的實際工作狀態(tài)有重要作用。

CARS系統(tǒng)應用在燃燒室試驗器的難點之一是激光怎樣到達測量區(qū)域和信號，怎樣被接受。此外，燃氣中煙塵粒子的反射和折射會降低接收信號的強度，這也限制了其在高壓條件下運行的航空發(fā)動機燃燒室中的使用，不適用于復雜結構型式的燃燒室測量，一般用于開放空間或結構比較簡單的單頭部試驗器。Black和Magre等［15］于1996年測得了在0.32MPa壓力下的高質(zhì)量的CARS波譜；1998年Hassa等［15］用CARS系統(tǒng)測量了在0.6～0.7MPa壓力下運行的試驗設備內(nèi)的溫度。在測量中，數(shù)據(jù)量大幅減少，在混合強度很高的臨界位置測量不到數(shù)據(jù)，表明已接近CARS測量的極限［15］。此外CARS系統(tǒng)復雜，目前還沒有成熟的商業(yè)化產(chǎn)品，對使用人員有很高專業(yè)要求，這就限制了其在燃燒室研究中的應用。

CARS和熱電偶測得液化石油氣和空氣火焰溫度的結果表明，火焰溫度為1000℃左右時，二者有50～80℃［16］的偏差。CARS測量誤差源主要有標定誤差和由冷熱信號疊加造成的信號線性畸變。4種高溫測試技術的比較見表1。

表1　4種高溫測試技術的對比

3　結論

（1）單管、扇形和全環(huán)燃燒試驗器的合理布局能有效縮短航空發(fā)動機燃燒室的研制周期，降低研制費用，應用更多的測試技術，可獲得更多的燃燒室性能數(shù)據(jù)，更好的了解燃燒室性能；

（2）綜合比較4種可測量溫度的技術，屬于間接測量方法的燃氣分析技術在測試精度和使用方便性2方面有其優(yōu)勢，雖然響應時間較長，是現(xiàn)階段燃燒室溫度測量的最優(yōu)選擇；

（3）熱電偶測溫受測試精度和環(huán)境影響大，高溫測量能力差，精度低，但由于使用方便，也是燃燒試驗重要的測溫手段；

（4）光纖測溫技術受制于受感部分的耐溫能力，無法長時間測量2000℃以上的溫度；

（5）CARS技術能測量平衡態(tài)的燃氣成分和溫度，對使用者有很高的技術能力要求，誤差也較大，主要用于燃燒反應過程研究。

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（編輯：趙明菁）

High Temperature Measurement Technology for Main Combustion Chamber of Aeroengine

WANG Ming-rui，WANG Zhen-hua，HAN Bing，LI Ya-juan，GE Xin
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shengyang 110015，China）

Based on main combustion chamber structure of aeroengine and experience from predominate engine company such as Rolls-Royce，the reasonable layout of main combustion chamber rig of aeroengine was elaborated.For the purpose of measuring the outlet temperature field of main combustion chamber，combined with the structure of main combustion chamber，four temperature measurement technologies for combustion rig were introduced and general calculating method on gas analysis was presented.The characteristics of four temperature measurement technologies applied to different combustion rigs were compared.The result follows that gas analysis is regarded as the best technology for measuring combustor temperature field because of its high temperature measurement ability，high precision，good reliability in high pressure environment and low life cycle cost.

combustion rig；temperature measurement technology；gas analysis；thermocouple；optical fiber temperature measurement；CARS；combustor；aeroengine

V 231.2

Adoi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.05.015

2015-12-19基金項目：航空動力基礎研究項目資助

王明瑞（1969），男，高級工程師，從事航空發(fā)動機燃燒試驗工作；E-mail：547903391@qq.com。

引用格式：王明瑞，王振華，韓冰，等.航空發(fā)動機主燃燒室高溫測試技術［J］.航空發(fā)動機，2016，42（5）：87-93.WANGMingrui，WANGZhenhua，HANBing，et al.Hightemperaturemeasurementtechnologyformaincombustionchamberofaeroengine［J］.Aeroengine，2016，42（5）：87-93.