渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度測(cè)量與模型辨識(shí)

王軍，閆久坤

(中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，遼寧沈陽(yáng)110015)

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度測(cè)量與模型辨識(shí)

王軍，閆久坤

(中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，遼寧沈陽(yáng)110015)

確定發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度的途徑有傳感器測(cè)量和計(jì)算模型辨識(shí)兩種。鑒于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝空間、測(cè)量技術(shù)成熟度、測(cè)量成本等因素，采用了短期測(cè)溫達(dá)1 700℃的B型熱電偶及高導(dǎo)前緣穿孔安裝熱電偶技術(shù)方案；模型辨識(shí)方法采用了高導(dǎo)流量連續(xù)、主燃燒室有效熱值法迭代求解渦輪前溫度。結(jié)果表明，整機(jī)狀態(tài)下測(cè)試誤差小于2%，并可進(jìn)行定向修正；在部件試驗(yàn)獲得較為準(zhǔn)確的冷卻空氣系數(shù)、總壓損失系數(shù)及溫度場(chǎng)系數(shù)的基礎(chǔ)上，渦輪前溫度的辨識(shí)精度可達(dá)到1%以?xún)?nèi)。利用整機(jī)測(cè)試的方法進(jìn)行模型辨識(shí)計(jì)算，對(duì)于渦輪前溫度的控制具有重要意義。

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；渦輪前溫度測(cè)量；B型熱電偶；有效熱值；模型辨識(shí)

1 引言

渦輪前溫度(Tt4)是衡量發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要技術(shù)指標(biāo)，代表著一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)水平。目前，在役的第三代發(fā)動(dòng)機(jī)(推重比8一級(jí))渦輪前溫度達(dá)1 427～1 477℃，第四代發(fā)動(dòng)機(jī)(推重比10一級(jí))渦輪前溫度在1 527℃以上。

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)的研制、試驗(yàn)、生產(chǎn)和使用維修，獲得準(zhǔn)確的燃燒室出口氣流溫度(或渦輪前溫度)和高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的表面溫度有著重要意義：一方面評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際性能，另一方面評(píng)價(jià)渦輪葉片的冷卻效果和工作狀態(tài)。常用的渦輪前溫度測(cè)量[1]方法有兩種，一種是傳統(tǒng)的接觸式熱電偶測(cè)量方法，另一種為非接觸式測(cè)量。前者具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠、技術(shù)相對(duì)成熟和易實(shí)現(xiàn)自動(dòng)控制的特點(diǎn)；后者不需要與被測(cè)對(duì)象接觸，不會(huì)干擾溫度場(chǎng)，動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性也較好，有熱輻射測(cè)溫方法、激光干涉和光譜測(cè)溫技術(shù)、細(xì)線(xiàn)超聲測(cè)溫技術(shù)[2，3]等。黑體腔式藍(lán)寶石光電高溫測(cè)試方法[4]是一種最近發(fā)展起來(lái)的接觸式測(cè)溫方法，集成了光纖技術(shù)和輻射測(cè)溫技術(shù)，具有測(cè)溫范圍廣(600～1 800℃)、精度高、響應(yīng)快等優(yōu)點(diǎn)。在非接觸測(cè)溫領(lǐng)域，國(guó)內(nèi)研究主要集中在靜態(tài)條件下，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)高溫、高速流動(dòng)環(huán)境，目前相關(guān)研究尚不充分。因此，目前發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度仍主要采用熱電偶方法測(cè)量。對(duì)于較低的渦輪前溫度，可采用標(biāo)準(zhǔn)分度的熱電偶。但隨著發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)水平的提高，燃燒室出口溫度越來(lái)越高，已超出標(biāo)準(zhǔn)分度的S型熱電偶的測(cè)溫上限，這給溫度測(cè)量提出了新的挑戰(zhàn)。

近年來(lái)發(fā)展的B型熱電偶(鉑銠系和銥銠系，使用溫度可達(dá)1 800℃以上)、N型熱電偶、非標(biāo)準(zhǔn)分度的金屬/非金屬熱電偶及非接觸式測(cè)溫技術(shù)，使溫度測(cè)量水平可達(dá)到燃料完全燃燒的化學(xué)當(dāng)量溫度。但考慮到整機(jī)渦輪前溫度測(cè)試[4]受空間、測(cè)試受感部安裝、高溫和振動(dòng)環(huán)境、標(biāo)定及在線(xiàn)測(cè)量等因素影響，可選擇的測(cè)試方法有限。另外，整機(jī)條件下的測(cè)量點(diǎn)數(shù)很難滿(mǎn)足溫度場(chǎng)測(cè)量要求，這需要在測(cè)量數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上利用模型辨識(shí)方法獲得渦輪前溫度[5]。

2 某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度測(cè)量方案

2.1 渦輪前溫度測(cè)量方法現(xiàn)狀

非接觸式測(cè)量具有不干擾流場(chǎng)、測(cè)溫范圍廣、靈敏度高等優(yōu)點(diǎn)，但有些技術(shù)尚不成熟，或者造價(jià)昂貴，用于發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)環(huán)境，不僅需對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行較大的改裝，同時(shí)對(duì)測(cè)量環(huán)境也有較高的要求。

目前，渦輪前溫度測(cè)量通常仍采用熱電偶的測(cè)量方法，但為適應(yīng)不斷提高的渦輪前溫度測(cè)試需求，對(duì)于渦輪前溫度不超過(guò)1 600℃的推比8一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)，可采用B型熱電偶測(cè)量。

俄羅斯曾采用鉑銠10-鉑熱電偶，做成氣冷耙，插入高壓渦輪一級(jí)導(dǎo)葉的槽道內(nèi)測(cè)量渦輪前溫度。偶絲直徑0.30～0.50 mm。測(cè)量后，測(cè)點(diǎn)損壞率為30%。測(cè)量結(jié)果根據(jù)經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行修正。

英美也采用鉑銠10-鉑電偶，做成水冷梳狀耙測(cè)量渦輪前溫度。偶絲外包覆6～8 mm的telfon纖維材料。熱電偶需在熱氣流中校準(zhǔn)。

國(guó)內(nèi)某渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)借助高壓渦輪導(dǎo)葉安排鉑銠10-鉑Φ3鎧裝熱電偶。偶絲直徑0.25～3.00 mm。熱電偶采用帶罩形式，罩為鈮鋯合金，外加高溫涂層，在發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)，測(cè)到平均溫度1 200℃。測(cè)量過(guò)程中，由于涂層破損，鈮鋯合金很快氧化，一定數(shù)量測(cè)量罩燒壞；由于偶絲細(xì)，測(cè)量端損壞較多。僅使用約0.5 h測(cè)點(diǎn)損壞率就達(dá)18%，已不能繼續(xù)使用。

2.2 測(cè)量技術(shù)方案

根據(jù)該型發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及測(cè)試要求(多層機(jī)匣結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致非接觸測(cè)量設(shè)備的安裝、密封和冷卻設(shè)計(jì)難度較大)，整機(jī)狀態(tài)下的渦輪前溫度測(cè)量采用借助高壓渦輪導(dǎo)葉前緣打孔安排受感部的方案(圖1)，這種方案不需在機(jī)匣上安裝設(shè)備，不需開(kāi)大孔安裝受感部，且堵塞比小，流場(chǎng)干擾小。

圖1 熱電偶在高壓渦輪導(dǎo)向器上安裝示意圖Fig.1 Thermocouples installed on the high pressure turbine nozzle

可采取的測(cè)試方案有鎧裝熱電偶和粗絲測(cè)量端與高溫陶瓷包覆軟線(xiàn)結(jié)合方案。對(duì)于鎧偶方案，考慮到安裝空間限制等問(wèn)題，鎧偶的最大直徑只能選用3.00 mm，按鎧偶的制作規(guī)范，其偶絲直徑只有0.25～0.30 mm，見(jiàn)圖2。而0.30 mm直徑的偶絲太細(xì)，在發(fā)動(dòng)機(jī)高速、高溫氣流環(huán)境中容易被吹斷，可靠性差；另外，鎧偶引線(xiàn)在一些安裝邊配合處容易被卡斷。若采取變徑鎧偶、粗絲轉(zhuǎn)鎧偶、封頭鎧偶等方案，由于工藝實(shí)現(xiàn)、外殼材料耐溫能力等原因，上述問(wèn)題在工程上仍不能圓滿(mǎn)解決。

圖2 鎧偶測(cè)量端示意圖Fig.2 Sheathed thermocouple

對(duì)于高溫陶瓷包覆軟線(xiàn)結(jié)合方案，在國(guó)內(nèi)工程應(yīng)用上尚屬首次。此方案是在熱電偶的頭部直接使用0.50 mm直徑的高溫偶絲，尾部選用高溫材料包覆軟線(xiàn)，示意圖如圖3所示。其中0.50 mm直徑偶絲由于直徑粗，比0.30 mm直徑偶絲強(qiáng)度好得多，可解決氣流中測(cè)量端折斷及塌陷問(wèn)題。尾部的高溫材料包覆軟線(xiàn)，由于沒(méi)有金屬外套管，線(xiàn)可隨意彎曲，更適于引線(xiàn)，可較好地避免尾部引線(xiàn)折斷問(wèn)題。但這一方案還需根據(jù)測(cè)溫環(huán)境，對(duì)熱電偶頭部及尾部進(jìn)行支撐和熱防護(hù)設(shè)計(jì)。綜合權(quán)衡上述兩個(gè)技術(shù)方案，粗絲測(cè)量端與包覆軟線(xiàn)結(jié)合方案更為理想。

圖3 粗絲測(cè)量端與包覆電偶結(jié)合方案Fig.3 Solution of thick wire measuring end with a combination of thermocouple coating

3 帶冷卻渦輪前溫度辨識(shí)模型

通過(guò)計(jì)算方法確定渦輪前溫度，需已知下列幾個(gè)條件：①以發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)部件試驗(yàn)為基礎(chǔ)的高壓渦輪導(dǎo)向器流通能力，即設(shè)計(jì)狀態(tài)臨界幾何面積Anbd和臨界折合流量Wnbd.c；②主燃燒室(或壓氣機(jī)出口)氣流總壓pt3(kPa，測(cè)量誤差±0.5%)和總溫Tt3(℃，測(cè)量誤差±1.0%)、主燃燒室燃油流量Wfb(kg/h，測(cè)量誤差±0.5%)；③高壓渦輪導(dǎo)向器臨界截面幾何面積Anb(cm2，測(cè)量誤差±0.5%)；④主燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)σb、燃燒效率ηb和高導(dǎo)前緣冷卻空氣系數(shù)ν1(通常情況下，高導(dǎo)喉部在前緣摻混后)，一般選取在計(jì)算基礎(chǔ)上部件試驗(yàn)驗(yàn)證的數(shù)值。

通過(guò)高導(dǎo)臨界截面的燃?xì)饬髁窟B續(xù)方程(式(2))和主燃燒室中熱交換方程式[6，7](式(5))，采用插值法求解非線(xiàn)性方程確定高壓渦輪前的燃?xì)鉁囟?。具體方法為：

(1)首先確定實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向器流通能力值。

(2)給定渦輪前(高導(dǎo)喉部)溫度Tt495和油氣比f(wàn)495的計(jì)算初值，進(jìn)而計(jì)算主燃燒室空氣流量Wa3、燃燒室油氣比f(wàn)b、主燃燒室出口單位總焓h4和溫度Tt4的初值。

式中：hf495、h3、Tt4可通過(guò)焓熵表確定。

(3)采用有效熱值法[8]迭代計(jì)算對(duì)應(yīng)第一次fb近似值條件下的終值Tt4。

式中：Delth是對(duì)應(yīng)溫度Tt4和Tt3的空氣焓差；CV為燃料標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)的最低熱值，航空煤油可取42 900 kJ/ kg；W3為進(jìn)入主燃燒室的空氣流量；hfs4是對(duì)應(yīng)化學(xué)當(dāng)量油氣比的Tt4溫度燃?xì)獾撵剩籪s為理論油氣比，航空煤油一般取0.068 23；Etab為燃燒室燃燒效率。

根據(jù)誤差err1和探索方向，利用文獻(xiàn)[9]中提供的二次曲線(xiàn)插值法迭代計(jì)算Tt4。

(4)利用上面迭代計(jì)算的Tt4和fb，確定h4、hf495及Tt495。

利用焓熵表和hf495可反算出Tt495，重新完成式(2)～(12)計(jì)算步驟，直到Tt495前后兩次計(jì)算差值小于5℃。

4 發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)量實(shí)例與辨識(shí)對(duì)比

4.1 渦輪前溫度測(cè)量實(shí)施方案

根據(jù)測(cè)試方案，渦輪前溫度受感部借助高壓渦輪一級(jí)導(dǎo)向器安裝測(cè)溫元件。具體結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖1：葉片前緣打孔，感頭穿過(guò)該孔伸出葉片前緣。受發(fā)動(dòng)機(jī)改裝和引線(xiàn)空間的限制，受感部測(cè)點(diǎn)沿葉高等距布置3點(diǎn)，周向根據(jù)葉片數(shù)盡可能均勻安排6個(gè)葉片，共18個(gè)測(cè)點(diǎn)(圖4)。引線(xiàn)經(jīng)空心葉片引至機(jī)匣后，順機(jī)匣上的臨時(shí)引線(xiàn)孔及狹縫引至發(fā)動(dòng)機(jī)后部，最終引出發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖4 測(cè)點(diǎn)分布示意圖Fig.4 Distribution of measuring points

根據(jù)1 700℃測(cè)溫上限要求，熱電偶選用鉑銠30-鉑銠6材料的熱電偶絲，偶絲直徑0.5 mm。熱電偶由測(cè)量端、剛玉管、罩、尾部引線(xiàn)、防護(hù)管組成。剛玉管用于支撐熱電極并將兩極分開(kāi)，起絕緣作用。金屬罩用于連接剛玉管和防護(hù)管，并將熱電偶固定在葉片上。

4.2 測(cè)量誤差分析

渦輪前溫度受感部的主要測(cè)量誤差有：靜態(tài)誤差、補(bǔ)償導(dǎo)線(xiàn)誤差、參考端溫度誤差、速度誤差、輻射誤差和導(dǎo)熱誤差等。

(1)熱電偶的靜態(tài)誤差σ1。熱電偶在使用前進(jìn)行了逐點(diǎn)標(biāo)定，并擬合成曲線(xiàn)。其中標(biāo)定精度為±0.005%t(t為測(cè)溫上限)，絕對(duì)誤差0.085℃；曲線(xiàn)擬合精度為±0.005%t，絕對(duì)誤差0.085℃。故。

(2)補(bǔ)償導(dǎo)線(xiàn)誤差。由于鉑銠30-鉑銠6熱電偶參考端在0～50℃范圍內(nèi)不需補(bǔ)償，因此此項(xiàng)誤差為零。

(3)參考端溫度誤差。由于沒(méi)有補(bǔ)償線(xiàn)，因此不需使用參考端溫度補(bǔ)償裝置，此項(xiàng)誤差為零。

(4)速度誤差。由于此截面的馬赫數(shù)較小，速度誤差可忽略。

(5)導(dǎo)熱誤差。由于氣流雷諾數(shù)Re=ωd/υ(d為熱電極偶直徑，υ為氣體運(yùn)動(dòng)粘性系數(shù)，ω為氣流速度)在150～17 500之間，氣流與熱電極垂直，所以努塞爾數(shù)Nu=0.44 Re0.5，則熱電偶的放熱系數(shù)?=Nuλ/d(λ為熱電偶的導(dǎo)熱系數(shù))。由公式(Tg為氣流溫度，L為熱電偶的浸入長(zhǎng)度，Tb為與測(cè)量端相距L處的熱電偶溫度，u為熱電偶周長(zhǎng)，λj為熱電偶測(cè)量端的導(dǎo)熱系數(shù))可得，Δt導(dǎo)=2.6℃。

所以渦輪前溫度受感部總誤差ΣΔT=Δt導(dǎo)+ Δt輻±σ1=±33.7℃，相對(duì)誤差1.9%(相對(duì)于1 700℃)。其中輻射誤差和導(dǎo)熱誤差會(huì)使熱電偶測(cè)量端溫度比氣流總溫偏低33.7℃，這兩類(lèi)誤差均可定向修正。

4.3 測(cè)量與辨識(shí)結(jié)果分析

4.3.1 溫度場(chǎng)系數(shù)的確定

因整機(jī)渦輪前溫度測(cè)點(diǎn)僅18個(gè)，很難體現(xiàn)溫度場(chǎng)的分布。為準(zhǔn)確評(píng)估渦輪前溫度，在整機(jī)測(cè)試前，先進(jìn)行主燃燒室部件的溫度場(chǎng)試驗(yàn)(油氣比應(yīng)與整機(jī)對(duì)應(yīng)狀態(tài)一致)，并保證測(cè)點(diǎn)布置與整機(jī)相同，從而確定整機(jī)溫度測(cè)試修正系數(shù)。圖5示出了發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)部件溫度場(chǎng)試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果。

圖5 設(shè)計(jì)狀態(tài)部件溫度場(chǎng)試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 Results of component temperature field test at design conditions

以部件試驗(yàn)的平均溫度場(chǎng)與對(duì)應(yīng)整機(jī)上18個(gè)測(cè)點(diǎn)位置的溫度數(shù)據(jù)的比值，確定溫度場(chǎng)修正系數(shù)KT(KT=Tt4av/Tt4.18)。對(duì)于設(shè)計(jì)點(diǎn)，KT.100=0.991(即對(duì)應(yīng)高壓100%換算轉(zhuǎn)速的溫度場(chǎng)系數(shù))。隨著轉(zhuǎn)速的降低，發(fā)動(dòng)機(jī)溫度場(chǎng)不均勻度增加，KT也隨之變小，即18點(diǎn)測(cè)試結(jié)果更趨向于高溫區(qū)域。

4.3.2 整機(jī)渦輪前測(cè)試結(jié)果

改裝高導(dǎo)葉片，完成整機(jī)條件下的渦輪出口溫度測(cè)量試驗(yàn)。因發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間未超過(guò)3 h，渦輪前溫度受感部的完好率達(dá)到了100%。設(shè)計(jì)狀態(tài)測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表1和圖6。從表中數(shù)據(jù)可確定，各個(gè)轉(zhuǎn)速狀態(tài)的燃燒室出口平均溫度Tt4av=Tt4.18av·KT+33.7℃。從圖中可看出，發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度場(chǎng)沿葉高呈拋物線(xiàn)分布，即葉尖和葉根處溫度低，中間位置溫度高，符合該型發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)律。

表1 整機(jī)渦輪前溫度測(cè)量結(jié)果Table 1 Turbine inlet temperature measurements of engine

圖6 出口溫度沿葉高的分布Fig.6 Outlet temperature distribution along the span

4.3.3 模型辨識(shí)計(jì)算結(jié)果

為完成模型計(jì)算，需對(duì)同一狀態(tài)點(diǎn)的試車(chē)數(shù)據(jù)進(jìn)行整理，結(jié)果見(jiàn)表2。表中，Wfb、pt3、Tt3均為試車(chē)數(shù)據(jù)與理論設(shè)計(jì)點(diǎn)(n2=100%)參數(shù)的比值，Tt4ca為利用辨識(shí)模型計(jì)算的渦輪前溫度?？梢?jiàn)，在較高轉(zhuǎn)速，模型辨識(shí)計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果很接近(誤差小于1%)；但是隨著轉(zhuǎn)速的降低，誤差越來(lái)越大，在慢車(chē)附近達(dá)到了5%左右。其原因應(yīng)有兩個(gè)，一是用于模型計(jì)算的冷卻空氣系數(shù)是在設(shè)計(jì)狀態(tài)得到的，隨著轉(zhuǎn)速的變化，該系數(shù)也應(yīng)隨著狀態(tài)變化，但目前缺少全轉(zhuǎn)速狀態(tài)的冷卻空氣系數(shù)；二是整機(jī)溫度場(chǎng)不均勻度隨著轉(zhuǎn)速的降低也要大于部件試驗(yàn)數(shù)據(jù)，使得溫度場(chǎng)修正系數(shù)也會(huì)產(chǎn)生偏差。

綜上，在獲得準(zhǔn)確的導(dǎo)向器面積、主燃燒室進(jìn)口溫度和壓力、燃油流量、主燃總壓恢復(fù)系數(shù)及冷卻空氣系數(shù)等條件下，通過(guò)辨識(shí)計(jì)算能獲得較好的精度。

表2 不同轉(zhuǎn)速試車(chē)測(cè)試數(shù)據(jù)Table 2 Test measurements at different speed

5 結(jié)論

本文在研究渦輪前溫度傳統(tǒng)熱電偶和新型非接觸測(cè)試方法的基礎(chǔ)上，綜合考慮技術(shù)成熟度、安裝空間、工作環(huán)境及成本等因素，確定采用B型熱電偶借助高壓渦輪導(dǎo)向器進(jìn)行渦輪前溫度測(cè)量。另外，為解決偶絲和引線(xiàn)強(qiáng)度問(wèn)題，采用了高溫陶瓷包覆軟線(xiàn)結(jié)合方案。從測(cè)試結(jié)果來(lái)看，短時(shí)試驗(yàn)測(cè)點(diǎn)完好率達(dá)100%。

通過(guò)部件試驗(yàn)的方法獲得了整機(jī)測(cè)試溫度場(chǎng)的修正系數(shù)，并借助模型辨識(shí)方法在設(shè)計(jì)狀態(tài)附近獲得了不高于1%的計(jì)算精度，驗(yàn)證了方法的可行性；但計(jì)算精度取決于試驗(yàn)獲得的冷卻空氣系數(shù)及流路參數(shù)的準(zhǔn)確度。

[1]李富亮，雷勇.航空發(fā)動(dòng)機(jī)全流程參數(shù)試驗(yàn)中溫度和壓力測(cè)量綜述[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與制造，2010，(3)：255—256.

[2]楊永軍.溫度測(cè)量技術(shù)現(xiàn)狀和發(fā)展概述[J].計(jì)測(cè)技術(shù)，2009，29(4)：62—65.

[3]蘆靜華，杜海輝，趙博.高溫測(cè)量系統(tǒng)研究[J].計(jì)測(cè)技術(shù)，2008，28(S1)：13—21.

[4]楊永軍，蔡靜，趙儉.航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制高溫測(cè)量技術(shù)探討[J].計(jì)測(cè)技術(shù)，2008，28(S1)：46—51.

[5]雷勇，苗永蕊，杜忠華.某型發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室出口溫度計(jì)算方法分析及應(yīng)用[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2009，35(5)：1—3.

[6]廉筱純，吳虎.航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005.

[7]童凱生.航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能變比熱計(jì)算方法[M].北京：航空工業(yè)出版社，1991：9—18.

[8]朱行健，王雪瑜.燃?xì)廨啓C(jī)工作原理及性能[M].北京：科學(xué)出版社，1992：165—228.

[9]Sellers J F，Daniele C J.DYNGEN-A Program for Calcu?lating Steady State and Transient Performance of Turbojet and Turbofan Engines[R].NASA TN D-7901，1975.

Measurement and Model Identification of Turbine Inlet Temperature for a Turbofan Engine

WANG Jun，YAN Jiu-kun
(AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China)

There are two methods to obtain the temperature of turbine inlet,one is sensor measurement and the other is math model identification.In view of the factors such as engine install space,measurement tech?nology maturity,cost,etc,such technical scheme has been adopted as B-thermocouple by short-term tem?perature reached 1 700℃and thermocouple fixed through the hole at the front of turbine guide vane.Tur?bine inlet temperature was solved by iteration,which used the expressions of turbine guide flow continuity and combustor effective calorific value.Test error was less than 2%in the engine which could be corrected directly.At the same time identification error can reach less than 1%based on accurate cooling air coeffi?cient,total pressure loss coefficient and temperature field coefficient from component test.It is very impor?tant to control turbine inlet temperature using the way of mode identification calculation.

turbofan engine；measurement of turbine inlet temperature；B-thermocouple；effective calorific value；model identification

V231.1；TK311

：A

：1672-2620(2014)03-0049-05

2013-07-24；

：2014-01-19

王軍(1978-)，男，內(nèi)蒙古巴彥淖爾人，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)總體性能。