摘要
航空发动机作为飞机上的核心动力装置，对其运行状态的监测，可以提高飞机的安全性与经济性。航空发动机尾喷温度场蕴含着燃烧室内部燃料燃烧程度、气路老化程度等有效信息，对其监测是实现对发动机运行状态评估的有效手段。本课题研究了一种基于纹影法的非接触式温度场测量方法以满足航空发动机尾喷温度场的测量需求。论文的主要内容包括以下几个部分： 1、针对轴对称温度场的重建问题，论文研究了纹影法的原理、测量模型、纹影法的标定和Abel逆变换算法在轴对称温度场重建中的具体应用。对温度场的重建进行仿真验证，给定一个符合高斯分布的温度场，首先求得光线通过温度场后产生的光线偏移，根据几何关系确定光线偏折角，然后采用Abel逆变换反演算法求得温度场的折射率梯度分布，最后根据Gladstone-Dale定理和理想气体状态方程对温度分布实现求解并对比真值获得误差，实现对透射式纹影法的轴对称温度场重构算法的可行性实现验证。 2、针对非轴对称温度场的重构问题，论文研究了旋转层析纹影法原理、投影重建算法和三维测量系统旋转层析机构的设计。对温度场的重建进行仿真验证，给定一个非轴对称分布的三维温度场的横向切面，首先求得温度场切面的投影，然后采用Radon逆变换反演求得温度场横向切面的折射率梯度分布，最后根据Gladstone-Dale定理和理想气体状态方程对温度分布实现求解并对比真值获得误差，实现对旋转层析纹影法的非轴对称温度场重构算法的可行性实现验证。为了实现采用旋转层析纹影法对被测温度场的多角度测量，设计并加工制作旋转层析机构，该装置可有效的应用于温度场的三维重建。 3、针对提出的航空发动机尾喷温度场测量方法，进行航空发动机的模拟测量实验研究。采用搭建的透射式纹影测量系统进行实验，首先选择本生灯模拟轴对称的发动机尾喷温度场，将透射式纹影重构方法应用于温度场的测量，通过实验对提出方法实现验证。然后选择本生灯模拟非轴对称的发动机尾喷温度场，将旋转层析纹影法的非轴对称温度场重构方法应用于温度场测量，通过实验对该方法实现验证。并根据热电偶对测量结果的准确性进行验证。最后对微型涡喷发动机的尾喷温度场进行边界条件测量，通过流体动力学方法对该型发动机的尾喷温度场进行了建模分析计算。根据仿真结果分析，可将旋转层析纹影法的非轴对称温度场重构方法引用到航空发动机的尾喷温度场三维测量中。
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