中航工業(yè)燃氣渦輪研究院 姚艷玲 代 軍 黃春峰

航空發(fā)動機的研制和發(fā)展是一項涉及空氣動力學(xué)、工程熱物理、傳熱傳質(zhì)、機械、強度、傳動、密封、電子、自動控制等多學(xué)科的復(fù)雜綜合性系統(tǒng)工程，必須依托先進的測試方法，進行大量的試驗來驗證性能及可靠性（見圖1）?？梢哉f，現(xiàn)代航空發(fā)動機測試是航空推進技術(shù)的支撐性技術(shù)，是整個發(fā)動機預(yù)研試驗研究和工程發(fā)展階段的重要技術(shù)環(huán)節(jié)[1]。它隨著第一代發(fā)動機研制而產(chǎn)生，隨需求牽引和技術(shù)進步的推動而發(fā)展，經(jīng)歷了半個多世紀的發(fā)展歷程，已從穩(wěn)態(tài)測試、動態(tài)測試向著試驗—仿真一體化方向發(fā)展。

圖1 F135發(fā)動機在試車臺上進行性能測試

隨著航空推進技術(shù)、計算技術(shù)和電子計算機應(yīng)用技術(shù)的發(fā)展，人們建立了更加復(fù)雜的設(shè)計和分析方法加速航空推進技術(shù)系統(tǒng)的研制進程，而這些工程設(shè)計與分析方法需要更多、更精密的試驗測試數(shù)據(jù)來驗證和確認，因此對發(fā)動機測試提出了越來越高的要求。主要表現(xiàn)在：測試項目、內(nèi)容、參數(shù)種類越來越多，測點容量、測量速度、測試精度、測試自動化程度越來越高，測量參數(shù)動態(tài)變化范圍越來越寬，發(fā)動機高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速、高負荷、大流量等條件使參數(shù)測量越來越困難。對航空發(fā)動機測試技術(shù)的系統(tǒng)化、自動化、可靠性和精細化提出了更加嚴峻的挑戰(zhàn)，必須不斷研發(fā)創(chuàng)新測試技術(shù)方法，才能滿足現(xiàn)代發(fā)動機航空推進技術(shù)發(fā)展的要求[2]。

以航空發(fā)動機試驗測試工程技術(shù)為背景，以目前國內(nèi)外正在研制和使用的先進的非干涉特種測量技術(shù)為重點，探究各種高溫測量技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用。

發(fā)動機高溫測量主要應(yīng)用于熱端部件（燃燒室、渦輪）高溫燃氣與壁面溫度的測量。溫度是確定熱端部件性能的最關(guān)鍵參數(shù)。隨著發(fā)動機推重比的不斷增加，渦輪進口溫度已從第3代發(fā)動機推重比8.0一級的1750K發(fā)展到第4代發(fā)動機推重比10.0一級的1977K，未來的第5代發(fā)動機推重比15.0一級甚至達到2000～2250K，這使得高溫燃氣與壁測測量(發(fā)動機葉片、盤等零件表面溫度測量)成為發(fā)動機溫度測試中難度較大的關(guān)鍵技術(shù)[3]。

金屬表面溫度測量技術(shù)

在國外，航空發(fā)動機金屬溫度測量技術(shù)日臻成熟，主要有壁溫?zé)犭娕?、熱膜、紅外輻射溫度計、示溫漆、熒光溫度計等方法[4-5]。

1.1 薄膜熱電偶

壁溫?zé)犭娕际菧y量金屬表面溫度的最基本方法。為克服壁溫?zé)犭娕嫉娜秉c，伴隨薄膜技術(shù)的發(fā)展，薄膜熱電偶應(yīng)運而生。它采用真空蒸鍍、真空濺射、化學(xué)涂層或電鍍等技術(shù)，將2種金屬薄膜（熱電極材料，2.54×10-3cm）直接鍍制在金屬表面形成沉積有絕緣材料層的薄膜熱電偶（圖 2）[6]。

圖2 完成最終連接的薄膜熱電偶試件

與傳統(tǒng)的熱電偶相比，可以隨意安排在被測表面（如葉盆、葉背、前緣或尾緣）上，工作壽命長，具有測量端部?。y量膜厚度可小至幾個μm）、熱容量小，可用于微小面積上的溫度測量；響應(yīng)速度快，時間常數(shù)可達微秒級，實現(xiàn)動態(tài)溫度測量；同時還具有金屬表面換熱和流場干擾影響小等特點，避免了常規(guī)熱電偶測量位置不準確、蠕變滯后等弊端。

因此，在國外，傳統(tǒng)的壁溫?zé)崤家阎饾u被薄膜熱電偶溫度傳感器所替代。如美國P&W公司研制的膜厚為2～12μm、基底材料為FeCrAlY的Pt/Pt-10%Rh（S型）濺射式薄膜熱電偶，能承受高達1093℃的高溫，其熱電勢在S型熱電偶分度誤差的1.5%以內(nèi)，壽命達50h，用于實際渦輪葉片經(jīng)受了1093℃的高溫爐試驗和高壓燃燒室氣流試驗，試驗結(jié)果表明熱電偶的偏差每小時小于0.2%℉，已經(jīng)成功應(yīng)用于新型發(fā)動機燃燒室和渦輪研制。又如，英國羅·羅公司用Pt-Rh/Pt薄膜熱電偶測量了薄壁導(dǎo)向器葉片高達1200℃的溫度分布。現(xiàn)已建有生產(chǎn)薄膜溫度傳感器的室內(nèi)設(shè)備，研制的薄膜熱電偶已用于渦輪機，其測量不確定度為±2%。

1.2 示溫漆

示溫漆（Temperature Sensitive Paint，TSP）是一種非接觸式測量表面溫度的重要手段，可用于測定燃燒室和渦輪部件的表面溫度分布[7]，顏色變化不僅與溫度，更與試驗時間、壓力和氣體（特別是燃氣）成分有關(guān)。

示溫漆測溫的優(yōu)點是：能用在其他測溫傳感器或測溫方法不便實施的場合，方便地顯示被測表面的溫度分布，而不破壞部件表面形狀和不改變氣流狀態(tài)[8]。對測量高溫高速旋轉(zhuǎn)構(gòu)件和復(fù)雜構(gòu)件的壁面溫度以及顯示大面積溫度分布有獨到之處。主要缺點是：測量精度低，一次性使用，一般要通過構(gòu)件拆卸才能做到上漆和判讀其溫度，不能定量測試，耐久性差，不能提供高溫計所具有的多種功能，因此應(yīng)用受到限制。

在國外，人們一直努力改善示溫漆的使用范圍、質(zhì)量、涂層強度和判讀精度。為了提高測量精度，示溫漆必須校準，發(fā)展自動判讀技術(shù)。英國羅·羅公司的校準方法：采用涂敷有示溫漆的試塊，按10℃的間隔分別進行3min、5min、10min、30min、60min校準試驗。研制的示溫漆分析系統(tǒng)來進行照象和數(shù)字化處理，并將顏色直接轉(zhuǎn)換成溫度輸出，實現(xiàn)基于二維的自動判讀。

1.3 熒光測溫計

鑒于用壁溫?zé)犭娕紲y旋轉(zhuǎn)件表面溫度，存在引線困難和傳輸信號麻煩；用輻射高溫計測溫，存在著不適于反射輻射大（75%以上），被測溫度低（小于600～720℃下限溫度）的場合應(yīng)用。為滿足寬量程、高精度、非干涉測溫的要求，美國Los.Alams國家試驗室和Oak Ridge國家試驗室已研究出一項用溫度自動記錄熒光體（Thermographic Phosphor）技術(shù)，遙測渦輪葉片的表面溫度。美國P&W公司在其發(fā)動機試驗臺上用PW2037發(fā)動機對這項技術(shù)進行了驗證。這項技術(shù)的原理是：在被測部件表面用電子束方法涂覆一層熒光物質(zhì)（即熱象熒光粉劑，如從低限-200℃用的La2O2S:EU到高限至少1200℃用的Y2O3:EU粉劑及熒光物），稱為TP涂層，TP涂層在受到由激光器發(fā)出的Uv（紫外線）光照射后發(fā)出與溫度變化成單值函數(shù)關(guān)系的熒光，稱為激光激發(fā)熒光（LIF）。利用LIF熒光衰減時間特性，通過儀器檢測，分析來測定表面溫度[9]。

在國外，此技術(shù)目前處于迅速發(fā)展之中，近幾年相繼報道了若干基于熒光特征衰減期的測溫系統(tǒng)，在燃燒室、渦輪盤、噴口試驗中得到了應(yīng)用。目前，英國羅·羅公司正在研制一套用于精密測量渦輪葉片表面溫度的測溫系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用266nm（Uv）工作的Nd:YAG脈沖激光器，將它產(chǎn)生的激勵脈沖通過光纖傳送到探頭，經(jīng)探頭投射到涂敷有熒光物的旋轉(zhuǎn)渦輪葉片上。同時探頭還接收熒光物受激后發(fā)出的可視熒光信號，通過光纖傳到檢測器、數(shù)據(jù)采集與分析設(shè)備。

熒光測溫具有測溫范圍寬、測量精度高、重復(fù)性好的特點，據(jù)報道已在1600℃的實驗室條件和1100℃的燃氣渦輪環(huán)境下進行過熒光衰變測量，可達±1℃的測溫精度。雖然基于這種技術(shù)研制的精確測溫系統(tǒng)在低溫的應(yīng)用已經(jīng)得到驗證。但若要在高溫和燃氣渦輪發(fā)動機環(huán)境使用熒光測溫技術(shù)，必須解決材料和耦合問題。當(dāng)前所進行的工作就是致力于擴展這種技術(shù)[10]。

1.4 超聲波

對超聲波溫度測量技術(shù)是通過發(fā)動機旋轉(zhuǎn)件周圍燃氣溫度的測量，從而間接地得到轉(zhuǎn)子的表面溫度。其主要優(yōu)點是：非接觸式測量方式對流場不產(chǎn)生干擾；所測的是超聲波歷程的平均溫度；精度高、響應(yīng)快，適于測量動態(tài)溫度。美國空軍航空推進器實驗室就曾采用這種方法來測量渦輪進口的燃氣溫度，取得了令人矚目的成果。

超聲測溫的過程實質(zhì)上是對平均溫度變化的采樣，根據(jù)采樣定理可知超聲波測溫系統(tǒng)的頻率響應(yīng)完全取決于超聲傳感器發(fā)射-接收速率；發(fā)射-接收速率越高，即采樣速度越高，該系統(tǒng)就可測出快速變化的溫度。超聲技術(shù)應(yīng)用于航空發(fā)動機測量，超聲傳感器是首要問題。國外早已在振動式空氣超聲波傳感器的基礎(chǔ)上，研制發(fā)展最新一代聲阻抗匹配式空氣超聲傳感器[11]。

英國曼徹斯特大學(xué)理工學(xué)院研制了一種新型超聲波傳感器測溫裝置，它采用的是雙程超聲法，即2個傳感器同時發(fā)射并兼作接收器。由于采用了先進的計算機處理技術(shù)，可使超聲測溫系統(tǒng)智能化，提高了系統(tǒng)的性能。在1200℃的范圍內(nèi)，其誤差為 (±3～5）%。

1.5 液晶測溫

近年來，美、英2個研究團體各自在試驗中發(fā)現(xiàn)，在用薄膜熱電偶對旋轉(zhuǎn)體表面進行測溫時，由于薄膜熱電偶的材料與旋轉(zhuǎn)體表面材料不同會引起溫度分布局部擾動，會造成測量值不準，且誤差隨轉(zhuǎn)速的增加而增大。但用液晶來測溫時就沒有這種現(xiàn)象發(fā)生。這一發(fā)現(xiàn)將促進液晶在旋轉(zhuǎn)體表面溫度測量中的應(yīng)用。液晶技術(shù)是一種非接觸式測試方法。在實驗中使用的液晶技術(shù)有暫態(tài)液晶技術(shù)和穩(wěn)態(tài)液晶技術(shù)。

在使用液晶測溫前，都要對將要使用的液晶層進行校準。校準在模擬真實環(huán)境的實驗室環(huán)境中進行。用精確的熱電偶測量每種顏色對應(yīng)的溫度，同時用高質(zhì)量的照像機記錄下與這一溫度對應(yīng)的顏色。液晶顯示的對溫度最敏感的顏色將被選作參考顏色。其顏色的所有可能的色調(diào)不顯示超過0.3℃的溫度變化[12]。

Carnegie Mellon大學(xué)的Y·Yu和M·K·Chyu就利用暫態(tài)液晶技術(shù)來記錄燃氣渦輪部件中整個試驗區(qū)域的當(dāng)?shù)乇砻鏈囟人矐B(tài)變化[13]。在目前的研究中，通過在試驗表面噴一薄層密封的熱變色液晶（TLC）作為溫度顯示器。用于該實驗中的TLC的溫度顯示重復(fù)性在±0.15℃之內(nèi)。自動數(shù)采系統(tǒng)采用一個彩色的CCD照像機和一個在Sun工作站上的基于Unix的圖像處理系統(tǒng)。使用暫態(tài)液晶顯形系統(tǒng)，能提供相當(dāng)高空間分辯率的測試結(jié)果。

1.6 熱輻射高溫計

按儀表選定的波長，輻射高溫計有紅外輻射高溫計和光學(xué)高溫計在內(nèi)的多種熱輻射式高溫計。熱輻射式光學(xué)高溫計提供了一種既不干擾表面又不干擾周圍介質(zhì)的表面溫度測量方法。其中，紅外輻射測溫是非接觸測溫技術(shù)的典型代表，具有靈敏度高、分辨率高、可靠性強、響應(yīng)時間短、不干擾熱流等優(yōu)點，如能解決發(fā)射率精確測量這一關(guān)鍵技術(shù)，能夠在發(fā)動機熱端部件尤其是旋轉(zhuǎn)葉片的表面溫度測量中發(fā)揮重要作用，為設(shè)計提供有效有用的試驗數(shù)據(jù)支持[14]。可廣泛用于測量及監(jiān)控燃燒室壁面溫度和渦輪葉片等旋轉(zhuǎn)部件的表面溫度： （1）連續(xù)測定旋轉(zhuǎn)件、靜止部件的溫度分布； （2）提供局部過熱葉片的溫度值； （3）對發(fā)動機進行溫控、限溫； （4）發(fā)動機健康監(jiān)控。

最廣泛采用的熱輻射高溫計是紅外輻射高溫計。目前國外最具代表性的成熟產(chǎn)品有英國ROTADATA公司生產(chǎn)的ROTAMAP2型渦輪葉片溫度測量裝置。它基于黑體輻射紅外測溫原理，由紅外光學(xué)探頭、移位機構(gòu)、數(shù)據(jù)采集與控制設(shè)備、微型計算機和輸出顯示、打印設(shè)備等組成。使用時將探針和移位機構(gòu)安裝在發(fā)動機機匣，能夠在發(fā)動機最大工作狀態(tài)下，可編程掃描渦輪轉(zhuǎn)子葉片表面，獲得每轉(zhuǎn)每葉片在不同周向與徑向位置的采集數(shù)據(jù)，以此來測量高溫渦輪葉片表面溫度，并通過計算機做成像分析處理，得到高質(zhì)量高分辯率的葉片溫度分布彩色圖像輸出。

美國艾利遜公司研制的渦輪進口溫度光纖測量系統(tǒng)（FOTITMS）中的無源光纖溫度傳感器（FOTS）能夠在高達2000℃的環(huán)境下工作，可以直接測量現(xiàn)有任何技術(shù)水平乃至未來10～15年研制的發(fā)動機的平均渦輪進口（燃氣）溫度，滿足了先進航空發(fā)動機熱端部件的高溫測量要求[15]。

燃氣高溫測量技術(shù)

當(dāng)前，先進燃燒室部件設(shè)計正向著高熱容、高溫升、高效率的方向發(fā)展，工作流場溫度越來越高，對燃燒試驗測試技術(shù)提出了更高要求，不但要對試驗過程中的溫度、壓力、氣流速度、燃油流量和空氣流量等宏觀性能參數(shù)進行測量，還要對燃燒室火焰區(qū)內(nèi)流場進行實時測量，包括對溫度場、速度場、壓力場、兩相濃度場等微觀參數(shù)的測量。因此，不同于傳統(tǒng)熱電偶測溫技術(shù)的新方法應(yīng)運而生。

2.1 燃氣分析

燃氣分析法是一種間接測溫方法，即通過燃氣分析技術(shù)（Temperature By Gas Analysis，TGBA）分析燃氣中各種組分的含量來間接推算燃氣溫度的方法，具有工程實用性強、測溫范圍寬、測溫精度高，在1800K以上優(yōu)于熱電偶等優(yōu)點，尤其適合在燃燒室部件試驗中測取出口溫度場分布[16]。

用燃氣分析測量燃燒室排氣溫度的算法技術(shù)得到了迅速發(fā)展，將嚴密的熱力學(xué)、數(shù)值解技術(shù)和程序設(shè)計等科學(xué)技術(shù)緊密結(jié)合起來，工作的重點是要研制一種能夠應(yīng)用在實際燃燒試驗的新方法，其目的是用來測量燃燒室出口的溫度分布。

TBGA方法在國外已得到廣泛的研究與應(yīng)用。20世紀70年代初，GE公司就開始探索用燃氣分析方法測量燃燒室出口燃氣溫度，并指出在測溫范圍大于1750K時，宜采用燃氣分析方法來測量。20世紀80年代，NASA劉易斯研究中心對燃氣分析方法進行了深入研究，建立了分析計算程序，使燃氣分析成為超出熱電偶測溫范圍的一種燃氣高溫常規(guī)測量技術(shù)。20世紀90年代，英國研究了采用全成份推算燃氣溫度的方法，考慮了燃氣成份在高溫下的裂解問題，分析了各種因素對測量誤差的影響，編制了相應(yīng)的實用計算程序，提高了燃氣分析測溫精度[17]。

用TBGA技術(shù)測溫，可以突破用熱電偶法測溫的限制，可以準確快捷地換算出燃氣的溫度，雖不能完全代替熱電偶法（單點取樣分析需花費長的取樣時間），但在某些狀態(tài)、某些區(qū)域?qū)嵤y量，燃燒室出口溫度在Tg=1400～1600K范圍內(nèi)，用電偶法測得燃燒效率最高可達110%的不可信程度。

另外，在航空發(fā)動機燃燒室、加力燃燒部件研究以及整機性能研究和鑒定評價過程中，用燃氣分析法求算噴氣推力、發(fā)動機效率、發(fā)動機空氣流量以及測量高溫排氣發(fā)散，分析其正常和有害的氣體成份是一件必不可少的重要工作。

2.2 激光技術(shù)

工程師已經(jīng)做了許多有意義的研究工作將非接觸激光基礎(chǔ)診斷技術(shù)用于測量燃燒環(huán)境中的速度、溫度和組份濃度。已研發(fā)的激光技術(shù)與儀表有：激光多譜勒測速儀（LDV）、激光誘導(dǎo)熒光（LIF）、自發(fā)拉曼散射（SRS）、非線性拉曼散射技術(shù)和相干反斯托克斯拉曼光譜法（CARS）。這幾項技術(shù)都十分復(fù)雜，且制造、操作和維修費用高，還需配備先進的計算機。

在這些技術(shù)中，CARS是唯一的可用于多煙實際燃燒系統(tǒng)中的湍流火焰燃氣溫度和成份瞬態(tài)及空間分布非接觸式激光診斷技術(shù)[18]。特別適應(yīng)于檢測具有光亮背景燃燒過程的溫度分布。

在CARS(Coherent Anti-stokes Raman Scattering)技術(shù)中，有2束不同頻率的大功率激光脈沖（伯浦Pump和斯托克斯Stokes激光束）在被測介質(zhì)中聚焦在一起。在這里，通過分子中的非線性過程互相作用產(chǎn)生第3束類似于CARS光束的偏振光。最后，通過對測驗光譜與已知其溫度的理論光譜的比較，就可求得溫度。通過與已配置的標準濃度的光譜的比較，可得到氣體組份的濃度。要執(zhí)行這些反復(fù)迭代的最小二乘法計算程序，還需要具備相當(dāng)?shù)挠嬎隳芰Α?/p>

美國NASA蘭利研究中心建有一臺先進的CARS試驗裝置，采用連續(xù)反斯托克斯拉曼光譜方法，測量超音速燃燒室的表面壓力和溫度[19]。

CARS技術(shù)已在內(nèi)燃機和燃燒風(fēng)洞中獲得應(yīng)用。在噴氣發(fā)動機試驗中應(yīng)用CARS進行測量時儀器主要包括變送器、接受器和在試驗臺上裝在發(fā)動機附近的測量用儀表以及裝在測量間光譜儀檢測器和計算機設(shè)備，這些設(shè)備用以采集和處理CARS數(shù)據(jù)。最近，美國加利福利亞大學(xué)燃燒實驗室采用CARS技術(shù)對貼壁射流筒形燃燒室（WJCC）進行了試驗。單脈沖多路CARS技術(shù)在微微秒量級的單一脈沖中能獲取整幅CARS譜圖，可應(yīng)用于燃燒的動力學(xué)過程研究。

結(jié)束語

現(xiàn)代航空發(fā)動機正朝著高馬赫數(shù)、高推重比、高可靠性方向發(fā)展，使得發(fā)動機的服役工作環(huán)境更惡劣，給測試工作帶來了新的難題和挑戰(zhàn)。為了適應(yīng)發(fā)動機研究與發(fā)展的需要，航空動力強國在完善、升級現(xiàn)有測試技術(shù)和手段的同時，更致力于新產(chǎn)品、新技術(shù)的開發(fā)應(yīng)用。現(xiàn)代傳感器技術(shù)、激光技術(shù)、微電子技術(shù)、光電測量技術(shù)以及計算機技術(shù)的迅猛發(fā)展，為航空發(fā)動機測試提供了越來越先進的測試方法和手段。

虛擬化、數(shù)字化試驗測試技術(shù)發(fā)展空間廣闊，網(wǎng)絡(luò)化、智能化測試和診斷技術(shù)，光學(xué)測試技術(shù)，發(fā)動機特種測試技術(shù)等日新月異，以X射線、中子射線、液晶、激光、光纖、微波、聲波等技術(shù)為代表的非接觸測試系統(tǒng)是現(xiàn)代航空發(fā)動機測試技術(shù)的發(fā)展方向，必將成為未來技術(shù)發(fā)展的重點。

[1]侯敏杰.加大試驗研究，推動航空動力的自主創(chuàng)新.中國燃氣渦輪研究院，2007(8)：1-8.

[2]張寶誠.航空發(fā)動機試驗技術(shù)和測試技術(shù).北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2005:391-418.

[3]黃春峰,蔣明夫,毛茂華.國外航空發(fā)動機薄膜熱電偶技術(shù)發(fā)展研究.航空發(fā)動機, 2011,37(6)53-57.

[4]王萍.葉尖定時方法在國外航空發(fā)動機葉片振動測量中的應(yīng)用綜述.航空科學(xué)技術(shù), 2013(6):5-10.

[5]黃春峰.燃氣渦輪發(fā)動機高溫燃氣溫度測量技術(shù). 2008年第九屆發(fā)動機試驗與測試技術(shù)學(xué)術(shù)會議,北京, 2008.

[6]劉俊峰，黃春峰.當(dāng)前國外航空發(fā)動機旋轉(zhuǎn)件信號測試的現(xiàn)狀與發(fā)展.航空與航天，2001(1)：39-49.

[7]莊表南.航空發(fā)動機振動、高溫及間隙測試技術(shù)的發(fā)展研究.南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2006(6)：18-36.

[8]黃春峰,侯敏杰,石小江.航空發(fā)動機振動測量技術(shù)方法研究.測控技術(shù),2009,28(S):21-33.

[9]王明端,諸惠民.光學(xué)診斷技術(shù)在發(fā)動機研究中的應(yīng)用.航空發(fā)動機,2000(2):58-62.

[10]黃春峰,侯敏杰.航空發(fā)動機葉尖間隙測量技術(shù)研究.測量技術(shù), 2009, 27(S):27-33.

[11]Liu T.Rotor blade pressure measurements in a high speed axial compressor using pressure and temperature sensitive paints.AIAA 97-0162，1997:1-11.

[12]Bideau R J.The development of computer code for the estimation of combustor exhaust temperature using gas analysis measurements.ASME 98-GT-180，1998:1-11.

[13]Buttsworth D R.Unsteady total temperature measurements downstream ofa high pressure turbine.ASME 97-GT-407,1997:1-10.

[14]Hubner J P. Pressure measurements on rotating machinery using lifetime imaging of pressure sensitive paint. AIAA 96-2934，1996:1-7.

[15]Heath S，Imregun M.A review of analysis techniques for blade tip-timing measurements. ASME 97-GT-213，1997:1-8.

[16]Green S L A J.The future direction and development of engine health monitoring(EHM)within the united states airforce.ISABE 97-7064，1997:1-9.

[17]Tagashira T. Measurement of blade tip clearance using an ultrasonic sensor.AIAA 97-0165，1997:1-8.

[18]William A.Stange advanced instrumentation technology for the imtegrated high performnce turbine enginc technology and high cycle fatigue program.ASME 98-GT-458，1998:1-6.

[19]Pashayev A M.Complex identification technigue of aircraft gas turbine engines’health.ASME 2003-GT-38704，2003:1-9.