由于航空发动机燃烧室出口温度分布对发动机工作安全性和可靠性的重要影响,国内外很早就开展了这方面的研究。但大部分的测量手段都以点测量为主。本文探讨了采用声学方法测量航空发动机燃烧室出口温度分布的方法。首先,研究了国内外测量航空发动机燃烧室出口温度的方法,分析了这些方法的优缺点,并论述了声波通过燃烧区域的波动方程及声波与媒质温度的关系,研究了声学法测量航空发动机燃烧室出口温度的基本原理。根据声波在气流中的传播特性,建立了航空发动机燃烧室出口温度与声速的数学模型。通过分析气流对声波扰动的影响,给出了该数学模型的适用条件,即只要声波在发动机燃烧室出口的传播速度大于气流速度,便能够测出声波在传感器间的飞行时间,并根据该声波飞行时间重建出燃烧室出口温度场。其次,详细论述了航空发动机燃烧室出口温度场重建算法,分析了影响温度场图像重建算法精度的因素。实验结果表明传感器的数量及其位置分布、燃烧室出口温度区域的划分,都将对燃烧室出口温度场重建算法精度产生一定的影响。最后,设计实现了燃烧室出口温度场仿真重建系统,应用该系统对燃烧室出口温度场重建算法,影响温度场重建的因素等进行了仿真分析。仿真结果表明温度场重建结果的最大误差为48℃,相对平均误差为2.05%,均方根误差为7.19%,表明该算法具有一定的温度场重建能力。同时,也表明随着传感器个数的增加,燃烧室出口重建温度场图像质量明显提高。适当增加传感器数量可以提高燃烧室出口温度场重建精度。