高温燃气温度主要用于航空发动机的性能评价、状态监控与燃油控制等,高温燃气温度的准确测量,对于航空发动机的研制、生产具有重要的意义。随航空发动机推重比的不断提高,现有的高温燃气温度测量方法在准确度和测温上限方面均不能满足要求。本论文主要研究基于高流通大长径比复材传感器的航空发动机高温燃气温度测量技术,为航空发动机研制、生产提供准确的数据支撑。针对当前与未来航空发动机研制、生产中的高温燃气温度测量难题,研究相应的高温燃气温度测量技术。在建立传感器数学模型的基础上,对高温燃气温度传感器设计及温度测量方法、校准系统设计及传感器校准方法进行了深入研究,论文主要完成了以下几方面的研究内容:(1)进行高温燃气温度传感器测量误差的影响因素及其影响规律分析研究,通过对高温燃气温度传感器进行性能校准试验,并辅之以理论分析与数值仿真,建立了高温燃气温度传感器测量误差的影响分析模型与回归数学模型,为温度传感器的设计奠定理论基础。(2)提出了基于高流通大长径比新型复材传感器的高温燃气温度测量方法,该方法以高温燃气温度传感器影响分析模型与回归数学模型为基础,进行温度传感器性能的结构敏感性分析,为克服陶瓷材料屏蔽罩韧性与抗热震性差等缺点,采用C/Si C复合材料屏蔽罩,突破薄壁小孔径复合材料管制作工艺,实现了对高温燃气温度的高准确度测量,使得常压条件下高温燃气温度相对测量误差由1.1%～26.7%减小到0.2%～1.3%。(3)针对未来新型航空发动机的测温需要,提出增韧型双铱铑合金高温热电偶及其晶相调配方法,该方法通过分析铱铑合金配对电势与微分电势,并通过分析热电势与韧性等多参数约束机制,克服了传统B型热电偶测温上限低以及单铱铑热电偶脆性大的弱点,将高温燃气温度稳定可靠测量的上限由1700℃提高到2000℃。(4)分析航空发动机部件试验时燃烧室出口的工况条件,采用大长径比L型双屏蔽式参考温度传感结构,通过现场参考温度传感器的材料选择、结构优化设计、强度计算、数据采集系统设计等,设计了高温燃气温度传感器现场校准系统。(5)提出了基于工况修正因子的高温燃气温度传感器实验室校准修正方法,该方法采用大长径比L型双屏蔽式参考温度传感结构以及参考替代周向平均法,进行高温燃气温度传感器现场校准,并将现场校准与实验室校准相结合,对工况条件的影响进行线性修正,从而将高温燃气温度传感器校准压力从常压提高到0.5MPa,实现航空发动机复杂工况环境下高温燃气温度传感器的有效量值溯源。论文研究成果对航空发动机高温测量具有一定的理论意义和工程实用价值。