航空发动机温升燃烧效率校准方法研究.pdf

文章编号：1672-9897(2023)05-0049-07doi：10.11729/syltlx20220139航空发动机温升燃烧效率校准方法研究赵俭1,*，刘重阳2，王玉芳1，胡林陶1，吴志珺11.航空工业北京长城计量测试技术研究所，北京1000952.中国航发四川燃气涡轮研究院，绵阳621000摘要：燃烧效率是航空发动机的关键气动性能参数，其准确获取对提高航空发动机性能、节省燃油、减少排放及匹配燃烧室总体性能等都具有重要意义。针对航空发动机温升燃烧效率的准确获取问题，设计了高准确度的进口参考温度传感器、出口参考温度传感器和媒介温度传感器，将出口参考温度传感器与媒介温度传感器相结合，提出并使用测点修正因子，实现了航空发动机温升燃烧效率现场校准。结果表明：所采用的温升燃烧效率校准方法合理、结果可信，参考温度传感器所得温升燃烧效率与燃气分析燃烧效率的相对偏差为 0.3%2.1%。关键词：航空发动机；燃烧效率；校准；温升；温度传感器中图分类号：TH7文献标识码：AResearch on calibration method of aeroengine temperature risecombustion efficiencyZHAO Jian1,*，LIU Chongyang2，WANG Yufang1，HU Lintao1，WU Zhijun11.Beijing Changcheng Institute of Metrology&Measurement,Beijing100095,China2.Sichuan Gas Turbine Research Institute,Mianyang621000,ChinaAbstract:Combustionefficiencyisakeypneumaticperformanceparameteroftheaeroengine,anditsaccurateacquisitionisimportantforimprovingperformancequalityofaeroengines,savingfuel,reducing emission and overall performance matching of the combustion chamber.Foraccurateacquistionoftheaeroenginetemperaturerisecombustionefficiency,aninletreferencetemperaturesensor,anoutletreferencetemperaturesensorandamediumtemperaturesensorwithhighaccuracyaredesigned,measurementpointcorrectionfactorisproposedandusedbasedon the combination of the outlet reference sensor and medium temperature sensor,and fieldcalibrationoftheaeroenginetemperaturerisecombustionefficiencyisrealized.Theresultsshowthattheadoptedtemperaturerisecombustionefficiencycalibrationmethodisreasonable,thecalibrationresultisreliable,andtherelativedeviationbetweenthetemperaturerisecombustionefficiency measured by the reference temperature sensors and computed by the gas analysiscombustionefficiencyis0.3%to2.1%,andthusthemethodcansolvethecalibrationproblemoftheaeroenginetemperaturerisecombustionefficiency.Keywords:aeroengine;combustion efficiency;calibration;temperature rise;temperaturesensor 0 引言燃烧效率是燃烧室的核心性能参数，燃烧效率计算准确，不仅有利于提高航空发动机的性能和品质，还有利于节省燃油并减少排放量。如果不能准确获取燃烧效率，则会影响发动机推力、油耗等关键收稿日期：2022-12-08；修回日期：2023-05-08；录用日期：2023-05-16基金项目：发动机专项*通信作者E-mail：引用格式：赵俭,刘重阳,王玉芳,等.航空发动机温升燃烧效率校准方法研究 J.实验流体力学,2023,37(5):49-55.ZHAOJ,LIUCY,WANGYF,etal.ResearchoncalibrationmethodofaeroenginetemperaturerisecombustionefficiencyJ.JournalofExperimentsinFluidMechanics,2023,37(5):49-55.第37卷第5期实验流体力学Vol.37，No.52023年10月Journal of Experiments in Fluid MechanicsOct.，2023指标的评判结果。另外，燃烧效率与总压恢复系数等参数相互影响、相互制约，在匹配燃烧室的总体性能时，也要求对燃烧效率进行准确测量1-4。欧美各国在燃烧室部件气动性能参数现场校准方面进行了大量研究，研究者将理论分析、流场数值模拟和试验结果进行比对分析，提高了测量的准确度和可信度。美国航空航天局（NASA）针对温度传感器和压力探针的校准应用、误差分析等展开了研究，探讨了探针支杆对流场结构的影响，但对测量位置及探针支杆直径等关键测试细节，以及如何修正支杆对部件气动性能影响的处理方法未做详细论述5。国外对气流温度、压力等单参数的测量准确度相对较高，如美国普拉特惠特尼公司对燃烧室出口气流温度的（最高 2073 K）测量误差不超过 0.5%6。近年来，非接触式测量仪器逐渐被应用于燃烧室部件性能试验，如 NASA 在燃烧室性能试验时引入了平面激光诱导荧光测量仪（PLIF）、相干反斯托克斯拉曼散射光谱测量仪（CARS）等基于激光的测量仪，德国宇航中心（DLR）在 High-pressure Combustor RigStuttgart（HBKS）上配置了相位多普勒粒子分析仪（PDPA）、粒子图像测速仪（PIV）、PLIF、CARS 和激光诱导白炽光烟雾粒子成像分析仪（LII）等光学测量仪器7。航空发动机温升燃烧效率为综合参数，由不同测量截面的温度计算得到。目前温升燃烧效率的计算准确性依靠单参数在实验室的校准来保证，但由于各参数间存在耦合，且实验室环境与现场也存在差异，导致所获燃烧效率的准确性不够高。在以燃烧室进、出口温度计算温升燃烧效率时，经常会出现燃烧效率大于 1 的情况8-9。出现这种情况可能有2 种原因：一是对温度传感器测量结果修正过度，使得修正后的温度高于实际温度；二是试验现场存在火焰效应，火焰辐射能量叠加于温度传感器敏感元件上，使得温度传感器测得的温度偏高。由于温升燃烧效率难以准确获取，目前国内部分研究者不得不使用燃气分析法计算燃烧效率。本文针对此问题，通过采用高准确度的现场参考温度传感器，提出测点修正因子，得到更为准确的温升燃烧效率。1 校准设备校准设备为某全环燃烧室。该燃烧室主要由4 部分组成：前转接段、试验件、位移机构和后转接段，如图 1 所示。前转接段试验件位移机构后转接段图 1 校准设备示意图Fig.1 Schematic diagram of calibration equipment试验件主要由前置扩压器、头部、火焰筒和机闸组成。火焰筒采用后端固定的方法定位。头部设计考虑了拆装的便捷性，主、副油路和头部轴向涡流器采用一体化设计。2 参考温度传感器参考温度传感器包括进、出口参考温度传感器和媒介温度传感器，其中进、出口参考温度传感器作为校准时的参考标准，媒介温度传感器用于现场参数传递。如图 2 所示，进口参考温度传感器为单点直型单屏蔽式结构，偶丝为 K 型。为使导热误差足够小，偶丝伸出部分的长径比设计为 10，屏蔽罩进、出气口面积比直接影响内流速度，进而影响传感器的辐射误差、导热误差和速度误差。根据传热与气动计算结果，在进口工况条件下，最佳进、出气口面积比为 1。偶丝屏蔽罩图 2 进口参考温度传感器结构示意图Fig.2 Structure diagram of inlet reference temperature sensor如图 3 所示，出口参考温度传感器为单点、大长径比的 L 型双屏蔽式结构10-12，偶丝为 B 型，外壳头部为贵金属材料。L 型长径比更大，可减小导热误差；双屏蔽式结构可减小辐射误差。在给定工况下，通过仿真得到理想的内流速度，使出口参考温度传感器的辐射误差、导热误差和速度误差等综合测温误差最小13-15，适宜作为现场参考标准。媒介温度传感器为五点水冷耙，如图 4 所示，5 个测点等间距分布，所有测点均为单屏蔽式结构，偶丝为 B 型，屏蔽罩为贵金属材料。为减小导热误50实验流体力学http:/差，被校温度传感器外形设计为大长径比的 L 型结构16-19。偶丝内屏外屏安装座图 3 出口参考温度传感器结构示意图Fig.3 Structure diagram of outlet reference temperature sensor屏蔽罩偶丝安装座绝缘瓷管冷却水接嘴外壳图 4 媒介温度传感器结构示意图Fig.4 Structure diagram of medium temperature sensor 3 校准原理温升燃烧效率校准的原理是通过研制高准确度参考温度传感器，与实测温度传感器一起安装于燃烧室，利用参考温度传感器所测温度计算温升燃烧效率，与用实测温度传感器所测温度计算的温升燃烧效率进行比较，以达到校准的目的。区别于用作参考标准的参考温度传感器，实测温度传感器指燃烧室试验时用于实际温度测量的传感器，亦即工作器具，一般设计为多点单屏蔽式结构，其测量准确度通常低于参考温度传感器。根据相关不确定度分析可知20，温升燃烧效率对出口温度相对更为敏感。通过采用大长径比 L 型双屏蔽式结构的出口参考温度传感器，并对其结构尺寸进行优化，使传感器达到较高的准确度。由于双屏蔽式传感器结构受限，出口参考温度传感器仅能设计为单点式，需将其与媒介温度传感器相结合进行数据修正，以得到整个截面上准确的温度值。4 校准方法燃烧室进、出口测量截面分别有 3 个和 4 个安装座，进口测量截面安装座为固定式，出口测量截面安装座可随位移机构旋转。进口测量截面 3 个固定式安装座分别用于安装进口参考温度传感器、进口参考压力探针、进口实测温度传感器，如图 5 所示。进口参考温度传感器和进口参考压力探针作为参考标准，分别用于燃烧室进口温度和总压测量；进口实测温度传感器作为工作器具，用于测量燃烧室进口温度。进口参考温度传感器进口实测温度传感器进口参考压力探针图 5 进口测量截面安装示意图Fig.5 Installation diagram of inlet measuring section出口测量截面的 4 个安装座分别安装出口参考温度传感器、媒介温度传感器、出口实测温度传感器及五点取样耙。其中，出口参考温度传感器作为参考标准，用于测量燃烧室出口温度；媒介温度传感器用于测点修正；出口实测温度传感器（五点单屏蔽式结构，外壳水冷，其结构型式与媒介温度传感器类似，但关键尺寸有所不同）作为工作器具，用于测量燃烧室出口温度；五点取样耙用于为燃气分析仪取样。图 6 为出口测量截面安装示意图。五点取样耙出口参考温度传感器出口实测温度传感器媒介温度传感器图 6 出口测量截面安装示意图Fig.6 Installation diagram of outlet measuring section启动系统，进行校准试验，记录进口测量截面和第 5 期赵俭等：航空发动机温升燃烧效率校准方法研究51T出口测量截面的数据。进口测量截面采用固定安装方式；出口测量截面采用连续旋转方式，每间隔 3记录一次数据，旋转 1 周，传感器每个测点可记录周向120 个位置的数据。选取 3 个状态进行试验，3 个状态按温度由低到高分别记为低状态、中状态和高状态。温升燃烧效率按下式计算：T=Tt4 Tt3Tt40 Tt3（1）式中：Tt4为出口截面平均温度；Tt3为进口截面平均温度；Tt40为燃料完全燃烧时燃烧室出口温度，可由理论公式计算得到，不受实际测量结果影响。f在校准试验中，出口实测温度传感器与媒介温度传感器各测点径向位置均一一对应，出口参考温度传感器的径向位置与出口实测温度传感器和媒介温度传感器的测点 3 对应。媒介温度传感器测点3 所测温度与出口参考温度传感器所测温度的比值为：f=T4m3T4r3（2）式中：T4m3为媒介温度传感器测点 3 所测温度（周向平均）；T4r3为出口参考温度传感器所测温度（周向平均）。温度传感器的性能主要取决于结构21，可认为媒介温度传感器其他测点所测温度与对应测点出口参考温度的比值也为 f，称 f 为测点修正因子。按上述方法，推算出媒介温度传感器测点 1、测点 2、测点 4 和测点 5 所对应位置的参考温度：T4ri=T4mif（3）式中：T4ri为媒介温度传感器测点 i 所对应位置的参考温度（周向平均）；T4mi为媒介温度传感器测点 i 所测温度（周向平均）。除保持媒介温度传感器各测点的设计结构一致外，还需通过各测点加工装配的一致性来保证测点修正因子的一致性，并于校准试验前在热校准风洞上进行验证。T4ra计算测点 1 5 对应位置参考温度的算术平均值，得到修正后出口截面平均参考温度：T4ra=155i=1T4ri（4）得到参考温度和实测温度传感器所测温度后，用式（1）计算参考温升燃烧效率和被校温升燃烧效率。作为比较，同时采用燃气分析系统测量燃烧产物各组分浓度，并根据各组分浓度计算燃烧效率。燃气分析系统包括五点取样耙、取样管路、燃气分析仪、标准样气和数采系统。燃气分别由 5 个取样管取样，混合后进入燃气分析仪。分别采用非分光型红外分析仪、化学发光分析仪、总碳氢分析仪测量 CO 和 CO2、NOx、UHC 的体积分数。利用全成分法计算燃烧效率：=100 (46.896CO+132.822UHC)1+0.000 3n0mCO2+CO+UHCn0m=z 12(1+h 0.000 15z)z=2+NO2 COCO2+CO+UHC（5）h式中：为该成分的体积分数，为燃烧室进口空气摩尔含湿量，n0为参与燃烧的干空气摩尔数，m 为燃烧的碳原子数，z 为中间变量。5 校准结果与分析出口参考温度传感器和媒介温度传感器测得的各周向位置温度如图 7 9 所示，均值和方差如表 1 3 所示。将出口参考温度传感器旋转至正上方时的位置定义为周向位置起点。980960温度/K94092090088086084050150350550参考媒介测点 1媒介测点 2媒介测点 3媒介测点 4媒介测点 5周向位置/()图 7 出口参考温度传感器和媒介温度传感器所测温度（低状态）Fig.7 Temperature measured by outlet reference sensor andmedium temperature sensor（low state）出口参考温度计算结果如表 4 所示。由表 4 可以看出，媒介温度传感器的测量值高于出口参考温度传感器的测量值，这可能是由火焰效应造成的：参考温度传感器由于采用了双屏蔽式结构，对火焰的屏蔽效果相对更好。随着温度升高，测点修正因子减小，这说明对于单屏蔽式大长径比 L 型结构的温度传感器而言，温度越高，结构优化效果越好。实测温度传感器测得的各位置温度如图 1052实验流体力学http:/12 所示，均值和方差如表 5 7 所示。类似的，将出口参考温度传感器旋转至正上方时的位置定义为周向位置起点。表 1 出口参考温度传感器、媒介温度传感器所测温度的均值和方差（低状态）Table 1 Mean values and variances of temperatures measured byoutlet reference temperature sensor and medium tempera-ture sensor（low state）参量均值/K方差/K2参考温度945.86.6媒介测点1温度856.310.2媒介测点2温度915.87.9媒介测点3温度959.46.1媒介测点4温度918.79.2媒介测点5温度860.58.5表 2 出口参考温度传感器和媒介温度传感器所测温度的均值和方差（中状态）Table 2 Mean values and variances of temperatures measured byoutlet reference temperature sensor and medium tempera-ture sensor（medium state）参量均值/K方差/K2参考温度1191.58.2媒介测点1温度1057.714.6媒介测点2温度1138.212.0媒介测点3温度1195.011.0媒介测点4温度1145.313.5媒介测点5温度1064.216.1表 3 出口参考温度传感器和媒介温度传感器所测温度的均值和方差（高状态）Table 3 Mean values and variances of temperatures measured byoutlet reference temperature sensor and medium tempera-ture sensor（high state）参量均值/K方差/K2参考温度1358.113.4媒介测点1温度1201.016.3媒介测点2温度1292.916.6媒介测点3温度1359.313.8媒介测点4温度1300.011.9媒介测点5温度1210.813.2表 4 出口参考温度计算结果Table 4 Outlet reference temperature calculation results试验状态T4r3/KT4m3/KfT4ra/K低945.8959.41.014889.6中1191.51195.01.0031116.7高1369.61370.71.0011281.61 2501 200温度/K1 1501 1001 0501 00050150350550参考媒介测点 1媒介测点 2媒介测点 3媒介测点 4媒介测点 5周向位置/()图 8 出口参考温度传感器和媒介温度传感器所测温度（中状态）Fig.8 Temperature measured by outlet reference sensor andmedium temperature sensor（medium state）1 4001 350温度/K1 3001 2501 2001 15050150350550参考媒介测点 1媒介测点 2媒介测点 3媒介测点 4媒介测点 5周向位置/()图 9 出口参考温度传感器和媒介温度传感器所测温度（高状态）Fig.9 Temperature measured by outlet reference sensor andmedium temperature sensor（high state）1 000980温度/K96094092084086088050150350550实测测点 1实测测点 3实测测点 2实测测点 5实测测点 4周向位置/()图 10 实测温度传感器所测温度（低状态）Fig.10 Temperature measured by practical temperature sensor（low state）1 2501 200温度/K1 1501 1001 05050150350550周向位置/()实测测点 1实测测点 3实测测点 2实测测点 5实测测点 4图 11 实测温度传感器所测温度（中状态）Fig.11 Temperature measured by practical temperature sensor（medium state）第 5 期赵俭等：航空发动机温升燃烧效率校准方法研究53燃烧效率校准结果如表 8 所示。表 8 中，Tt40为各 状 态 下 燃 料 完 全 燃 烧 时 的 燃 烧 室 出 口 温 度，T41a为出口实测温度传感器在整个截面上测量结果的平均值（简称“实测温度”），T41为采用实测温度计算获得的燃烧效率（简称“实测温升燃烧效率”），T4r为采用参考温度计算获得的燃烧效率（简称“参考温升燃烧效率”）。表 8 燃烧效率校准结果Table 8 Combustion efficiency calibration results试验状态Tt40/KT41a/KT4ra/KT41T4r燃烧效率差值低899.5908.7889.61.0220.9770.045中1139.01152.51116.71.0260.9570.069高1299.21331.61281.61.0540.9710.083由表 8 可以看出，各状态下实测温度均高于燃料完全燃烧时的燃烧室出口温度，说明实测温度传感器在测量时存在误差。实测温升燃烧效率均大于1，且随温度升高而升高，这说明高状态下的温升燃烧效率相对更难以准确获取；其直接原因是温度越高，实测温度偏离参考温度越多。燃气分析燃烧效率计算结果如表 9 所示。表 9中，余气系数指进入燃烧室的空气量与燃烧室燃油完全燃烧所需空气量之比，设备余气系数指燃烧室的总余气系数，燃气分析余气系数指燃气分析系统本地的余气系数。由表 9 可见，除低状态外，另外2 个状态的设备余气系数和燃气分析余气系数偏差较小，表明取样代表性较好。表 9 燃气分析燃烧效率测量计算结果Table 9 Gas analysis combustion efficiency measurement andcalculation results试验状态设备余气系数燃气分析余气系数余气系数偏差/%燃气分析燃烧效率低6.066.913.860.988中4.784.80.420.960高4.044.11.490.992总体来看，参考温升燃烧效率与燃气分析燃烧效率相对比较接近，二者相对偏差为 0.3%2.1%；实测温升燃烧效率与燃气分析燃烧效率相差较大，二者的相对偏差为 3.4%6.9%。对于温升燃烧效率，参考温升燃烧效率均小于 1，实测温升燃烧效率均大于 1。理论上，燃烧效率不应大于 1，因此实测温升燃烧效率应经校准、修正后使用。6 结论采用单点大长径比 L 型双屏蔽式结构的出口参考温度传感器与媒介温度传感器相结合的方法，可以准确获取温升燃烧效率。参考温升燃烧效率与燃表 5 实测温度传感器所测温度的均值和方差（低状态）Table 5 Mean values and variances of temperatures measured bypractical temperature sensor（low state）参量均值/K方差/K2实测测点1温度859.310.4实测测点2温度923.45.5实测测点3温度964.67.3实测测点4温度927.19.6实测测点5温度869.112.4表 6 实测温度传感器所测温度的均值和方差（中状态）Table 6 Mean values and variances of temperatures measured bypractical temperature sensor（medium state）参量均值/K方差/K2实测测点1温度111213.8实测测点2温度1160.411.4实测测点3温度1205.412.8实测测点4温度1166.916.9实测测点5温度1117.819.9表 7 实测温度传感器所测温度的均值和方差（高状态）Table 7 Mean values and variances of temperatures measured bypractical temperature sensor（high state）参量均值/K方差/K2实测测点1温度1275.215.3实测测点2温度1344.617.5实测测点3温度1401.412.2实测测点4温度1352.713.3实测测点5温度1284.115.11 4501 3501 500温度/K1 3001 2501 20050150350550周向位置/()实测测点 1实测测点 3实测测点 2实测测点 5实测测点 4图 12 实测温度传感器所测温度（高状态）Fig.12 Temperature measured by practical temperature sensor（high state）54实验流体力学http:/气分析燃烧效率的对比结果表明，二者的相对偏差为 0.3%2.1%。参考文献：张宝诚.航空发动机燃烧室的现状和发展J.航空发动机,2013,39(6):6773.ZHANG B C.Status and development of aeroenginecombustorsJ.Aeroengine,2013,39(6):6773.1刁瑶朋,柴昕.放大型喷嘴对航空发动机燃烧性能的影响J.沈阳航空航天大学学报,2015,32(2):3842.DIAO Y P,CHAI X.Effect of flux magnified injector onaero-enginecombustionperformanceJ.JournalofShenyangAerospaceAceUniversity,2015,32(2):3842.2门玉宾,柴昕,张羽鹏,等.整机条件下主燃烧室参数测量研究J.航空发动机,2015,41(2):8184.MEN Y B,CHAI X,ZHANG Y P,et al.Parametersmeasurement investigation of a combustor in enginetestingJ.Aeroengine,2015,41(2):8184.doi：10.13477/ki.aeroengine.2015.02.0173MongiaHC.TAPS:A4thgenerationpropulsioncombustortechnologyforlowemissionsR.AIAA-2003-2657,2003.4LEPICOVSKYJ.EffectsofarotatingaerodynamicprobeontheflowfieldofacompressorrotorR.NASA/CR-2008-215215,20085VAN ERP C A,RICHMAN M H.Technical challengesassociated with the development of advanced combustionsystemsC/ProcoftheAppliedVehicleTechnologyPanelSymposium Organized by the Former AGARD PropulsionandEnergeticsPanel.1998:124-132.6MEYER T R,BROWN M S,FONOV S,et al.Opticaldiagnostics and numerical characterization of a trapped-vortexcombustorR.AIAA-2002-3863,2002.doi:10.2514/6.2002-38637李亚娟,王明瑞,葛新,等.基于燃气分析法的航空发动机燃烧室性能研究J.航空发动机,2016,42(1):3741.LIYJ,WANGMR,GEX,etal.Researchonaeroenginecombustor performance based on gas analysis methodJ.Aeroengine,2016,42(1):3741.doi：10.13477/ki.aeroengine.2016.01.0088王明瑞,肖阳,韩冰,等.航空燃气涡轮发动机燃气分析测试及计算方法J.航空动力学报,2015,30(11):25682574.WANGMR,XIAOY,HANB,etal.Gasanalysistestandcalculation method of aeroengineJ.Journal of AerospacePower,2015,30(11):25682574.doi：10.13224/ki.jasp.2015.11.0029赵俭.基于双热传导方程的高温燃气温度传感器设计方法J.计量学报,2022,43(2):215221.ZHAO J.Design method of high gas temperature sensorbasedondoubleheatconductionequationJ.ActaMetrologicaSinica,2022,43(2):215221.doi：10.3969/j.issn.1000-1158.2022.02.1310CHERNOVSKY M,ATREYA A,SACKSTEDER K.Transient measurements of temperature and radiationintensityinsphericalmicrogravitydiffusionflamesC/Procofthe44thAIAAAerospaceSciencesMeetingandExhibit.2006.doi:10.2514/6.2006-74611吴朋,林涛.基于QGA-SVM的铠装热电偶传感器辨识建模研12究J.仪器仪表学报,2014,35(2):343349.WU P,LIN T.Research on identification modeling ofsheathed thermocouple sensor based on hybrid QGA-SVMJ.Chinese Journal of Scientific Instrument,2014,35(2):343349.doi：10.3969/j.issn.0254-3087.2013.04.019廖理.热学计量M.北京:原子能出版社,2002:714-717.13杨兆欣,顾正华,张文清,等.基于热电偶的低速风洞气流温度误差补偿方法J.仪器仪表学报,2022,43(5):6876.YANG Z X,GU Z H,ZHANG W Q,et al.The errorcompensation method of the low-speed wind tunnel flowtemperaturebasedonthethermocoupleJ.ChineseJournalofScientificInstrument,2022,43(5):6876.doi：10.19650/ki.cjsi.J210833514曾祥辉,齐乐华,肖渊,等.均匀液滴喷射过程中温度的测量及计算J.仪器仪表学报,2011,32(1):9398.ZENGXH,QILH,XIAOY,etal.Droplettemperaturemeasurement and calculation during spray processJ.ChineseJournalofScientificInstrument,2011,32(1):9398.doi：10.3321/j.issn:0254-3087.2009.03.02715ITO Y,INOKURA N,NAGASAKI T.Conjugate heattransfer in air-to-refrigerant airfoil heat exchangersJ.ASMEJournalofHeatandTransfer,2014,136(8):081703.doi：10.1115/1.402755416DUKHANN,AL-RAMMAHIMA,SULEIMANAS.FluidtemperaturemeasurementsinsidemetalfoamandcomparisontoBrinkman-DarcyflowconvectionanalysisJ.InternationalJournalofHeatandMassTransfer,2013,67:877884.doi：10.1016/j.ijheatmasstransfer.2013.08.05517ZHENGCH,CHENGLM,SAVELIEVA,etal.Gasandsolid phase temperature measurements of porous mediacombustionJ.Proceedings of the Combustion Institute,2011,33(2):33013308.doi：10.1016/j.proci.2010.05.03718GUMEN V,ILLYAS B,MAQSOOD A,et al.High-temperature thermal conductivity of ceramic fibersJ.Journal of Materials Engineering and Performance,2001,10(4):475478.doi：10.1361/10599490177034491719STOUFFERS,BALLALD,ZELINAJ,etal.DevelopmentandcombustionperformanceofahighpressureWSRandTAPScombustorR.AIAA-2005-1416,2005.20赵俭,杨永军.气流温度测量技术M.北京:中国质检出版社,2017:98-106.21作者简介：赵俭（1973），男，河北秦皇岛人，博士，研究员。研究方向：高温气流温度测量校准技术，动态温度测量校准技术，特殊条件下的温度测量技术，先进传感技术。通信地址：北京市1066 信箱热学研究部（100095）。E-mail：（编辑：宋嘉慧）第 5 期赵俭等：航空发动机温升燃烧效率校准方法研究55