一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法与流程

技术特征：
1.一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法，其特征在于，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。3.根据权利要求2所述的一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法，其特征在于，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。4.根据权利要求1所述的一种航空发动机机匣的间接式温度测量方法，其特征在于，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；为导热系数；步骤2.2：化简公式(1)得到化简后的微分方程为：步骤2.3：对公式(2)求积分得到包含待定系数的航空发动机机匣表面的温度分布函数：式中，(t1,r1)表示航空发动机机匣内部半径为r1处的温度值为t1；(t2,r2)表示航空发动机机匣内部半径为r2处的温度值为t2；步骤2.4：令得到t＝a ln(br) c，通过测量不同半径r1、r2处的实际温度值t1、t2得到待定系数a、b、c的具体值。

技术总结
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。从而可以获得更加精确的固壁温度。从而可以获得更加精确的固壁温度。


技术研发人员：寇志海 张琦 李广超 李彬彬
受保护的技术使用者：沈阳航空航天大学
技术研发日：2021.08.12
技术公布日：2021/11/14