[发明专利]一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法

说明书

本发明提供一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法，首先采集航空发动机机匣内部不同位置上的温度值，并记录所在位置的机匣半径值，然后建立航空发动机机匣的温度分布函数，并根据待定系数法确定函数的具体表达式，最后利用温度分布函数的具体表达式确定航空发动机机匣的温度分布；本发明推导出了航空发动机机匣的温度分布函数，通过将测量温度的仪器嵌入航空发动机机匣内部采集不同半径处的温度值，确定温度分布函数中的待定系数，建立求解机匣温度的理论计算模型，而且通过测量航空发动机机匣内部的温度，避免了环境对测温结果的影响，从而可以获得更加精确的固壁温度。

技术领域

本发明属于航空发动机测温技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法。

背景技术

温度是航空发动机工作过程中一个非常重要的物理参数。准确获得航空发动机内部温度，既是航空发动机安全工作的必要保证，也是计算航空发动机性能和寿命的重要依据。航空发动机内部的传热过程直接影响发动机的热效率和工作性能，特别是高温度梯度会造成机匣壁面的高频热疲劳破坏。因此，准确测量航空发动机机匣的壁面温度能够正确评估航空发动机的工作状态。随着航空发动机性能的不断提高，测试环境也越来越严峻，对温度测量的准确性要求也越来越高。而目前的测温方法往往存在很多问题。

目前，用于航空发动机高温部件的测温方法主要分为接触式测温方法和非接触式测温方法。接触式测温方法有热电偶、示温漆、晶体测温等方法。非接触式测温方法有红外辐射测温、蓝宝石光纤测温。这些方法都存在一定的问题。传统热电偶测温方法将热电偶焊接在被测物件表面。当利用传统热电偶测量航空发动机高温壁面温度时，热电偶受感部会与周边高速流动的流体进行对流换热，还会与环境表面之间进行辐射换热，并与引线之间进行导热。因此，热电偶测量航空发动机高温壁面温度的过程会伴随着对流误差、导热误差和辐射误差，这导致传统热电偶所显示的温度并不能准确的表示被测壁面的实际温度，降低了热电偶测温的准确度。另一种传统热电偶测温方法会在热端部件表面开槽，采用嵌入式的方法埋入热电偶，添加材料填充使其与热端部件结合。但是嵌入式热电偶会对被测表面结构造成破坏。而薄膜热电偶则是将敏感功能材料通过薄膜沉积技术和图形化工艺沉积在被测物件的表面以达到测量热端部件表面温度的目的，其与传统热电偶相比不需要破坏表面结构，但是在薄膜热电偶的制备过程中出现了很多难题，如高温防护、绝缘层制备等，并且在高温环境薄膜容易开裂或者脱落。红外辐射测温、蓝宝石光纤测温等光学测温方法灵敏度高，对待测温度场的干扰较小，测温范围较广，但是环境因素对其影响明显，如发射率、光路因子和灰尘等，且设备复杂，价格昂贵，因此该测温方法的应用受到了一定的限制。

发明内容

基于上述问题，本发明的目的是解决航空发动机机匣表面温度测量不准，以及无法获得机匣整体的温度分布的问题，因此，本发明提出一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法，包括：

步骤1：采集航空发动机机匣内部不同位置上的温度值，并记录所在位置的机匣半径值；

步骤2：建立航空发动机机匣的温度分布函数，并根据待定系数法确定函数的具体表达式；

步骤3：利用温度分布函数的具体表达式确定航空发动机机匣的温度分布。

所述步骤1中采集温度的测量仪器需要安装在机匣的同一横截面上，且满足同一横截面上不同半径上的测量仪器数量至少为两个。

进一步地，当同一半径上安装有多个测量仪器时，采集得到同一半径上的多个温度值，计算多个温度的平均值作为该半径对应的温度值。

所述步骤2包括：

步骤2.1：建立圆柱坐标系，根据能量守恒定律推导出圆柱坐标系的导热微分方程：

式中，ρ为密度；c_p为定压比热容；r为半径；t为温度；τ为时间；为单位时间内单位体积中内热源的生成热；λ为导热系数；为角度；