某型飛機熱電偶信號校準與測試方法

王　真 朱　麗

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某型飛機熱電偶信號校準與測試方法

王真 朱麗

熱電偶是測量飛機汽缸頭溫度及排氣溫度的通用手段。本文介紹了飛機測試中熱電偶的校準方法及使用方法。在試飛測試過程中，由于測試結果易受座艙溫度及環(huán)境溫度的影響，為座艙安裝環(huán)境溫度傳感器，以獲得準確結果。

航空發(fā)動機溫度是表征其工作狀態(tài)是否正常的重要參數之一，也是飛行員和維護人員必須掌握的重要參數，所以精確有效地檢測發(fā)動機各部位溫度，是發(fā)動機定型測試的主要環(huán)節(jié)。由于發(fā)動機部位的溫度較高，一般都使用熱電偶進行測試。熱電偶是廣泛應用于高溫測量的感溫元件，其精確度嚴重影響到測量結果的準確性。因此，熱電偶傳感器的校準及其對發(fā)動機溫度的精確測量至關重要。

熱電偶

熱電偶是一種一次儀表，它直接測量溫度，并把溫度信號轉換成熱電動勢信號，通過電氣儀表（二次儀表）轉換成被測介質的溫度值。熱電偶具有以下優(yōu)點：

① 結構簡單，堅固，價格低廉；

② 響應快，測溫精度較高；

③ 由于補償導線的應用，使得熱電偶可以應用于遠距離測量；

④ 測溫范圍較廣。不同型號熱電偶的測溫范圍不同，但基本上都可以實現(xiàn)-200～1800℃的溫度測量。

由于以上優(yōu)點，測量發(fā)動機各部位的溫度，熱電偶是最好的選擇。

熱電偶原理

圖1　熱電偶閉合回路

熱電偶測溫是基于熱電效應：由兩種導體或半導體A、B組成的閉合回路，如圖1所示，若兩端溫度T和T0不同，回路中就有會產生電動勢，即熱電動勢。這一現(xiàn)象稱為熱電效應或賽貝克效應（Seeback Effect）。

熱電偶就是將A和B兩種不同的金屬材料一端焊接而成。A和B稱為熱電極，焊接的一端接觸溫度為T的熱場，稱為工作端或測量端，也稱熱端；未焊接的一端（接引線）處于溫度To，稱為自由端或參考端，也稱冷端。工作時一般將冷端置于某一恒定溫度下，由于兩端存在溫差便可把溫度轉化成電動勢以供測量。熱電偶回路中熱電動勢的大小只與熱電偶的電極材料和兩接點溫度有關，而與形狀尺寸無關。當熱電偶電極材料固定后，熱電動勢E（T，To）便是溫度T和To的函數，即

如果冷端溫度To保持不變，則熱電動勢E（T，To）為熱端溫度T的單值函數。利用這一關系在實際中進行溫度測量，這時熱電偶產生的熱電動勢E（T，To）就只隨熱端溫度T變化而變化，也就是一定的熱電動勢對應著一定的熱端溫度。

一般的，取To=0℃作為熱電偶冷端溫度值，可將熱電動勢與溫度T的函數關系通過實驗數據制成分度表，這樣，只要測得熱電動勢E（T， 0），通過計算就可得到被測溫度T。

分度表

熱電偶的熱電勢和溫度的關系是用它的分度公式和根據分度公式計算的分度表來描述的。分度表是某一種材料的熱電偶在冷端溫度恒定為0℃時，不同溫度下產生的熱電動勢的標準值。

熱電偶有多種分類，目前常用的為K型熱電偶（鎳鉻-鎳硅熱電偶），由于其價格低廉，熱電動勢與溫度近似線性，是最廣泛使用的廉價金屬熱電偶。表1是K型熱電偶分度表。

冷端補償

表1　K型熱電偶分度簡表 單位：mV

熱電偶的分度表是在冷端溫度為0℃時，根據測量端溫度與熱電動勢的對應關系制成的，可以通過測量熱電偶輸出的熱電動勢值，再反查分度表得到相應的溫度值。但在實際使用過程中，由于各種原因，冷端無法保持0℃，這就會使所測的溫度值產生很大的誤差。所以就必須采取相應的方法來進行補償或修正，以減小誤差。常用的方法有冷端恒溫法、補償導線法、調儀表起始點法、補償電橋法、計算修正法等。

熱電偶校準

飛行試驗中，需要對熱電偶進行校準以保證測溫結果的準確性，主要是由于在測量中，一般不另外加裝熱電偶，而是在飛機原熱電偶上抽引信號。校準時需要進行溫度注入，即在熱電偶的正端串接一個信號源為之施加電動勢，代替熱電偶的熱電動勢以模擬溫度，負端用導線短接。記錄熱端所處的環(huán)境溫度（即熱端溫度）；冷端接入帶有溫度補償的采集器板卡。校準結構框圖如圖2所示。

校準時遵循由低溫向高溫逐點升溫的順序，查看分度表依次向熱電偶施加各溫度點對應的熱電動勢，記錄采集器的輸出電壓；結束后再反行程逐點施加電動勢，記錄采集器的輸出電壓。需要注意的是，輸出電壓對應的溫度為環(huán)境溫度（即熱端溫度）與施加電壓值對應的溫度值之和。因為施加電壓為0 mV時，系統(tǒng)也會因環(huán)境溫度影響而產生熱電動勢。

如此反復多次，計算各溫度點對應電壓的平均值，得到溫度與輸出電壓關系曲線。

圖2　校準結構框圖

某型飛機熱電偶信號測試方法

某型飛機需要測量發(fā)動機汽缸頭溫度，該發(fā)動機是活塞式6缸發(fā)動機，因此汽缸頭溫度有6個測量信號。采用KAM-500采集器，其采集板卡ACC/CJB/001/101（即冷端盒）自帶冷端溫度補償，可實現(xiàn) 15個通道信號的測量。將熱電偶冷端外接入采集板卡，經后續(xù)調節(jié)電路最終進入采集器，經后續(xù)數據處理輸出在顯示設備。

存在問題

測量初始階段，發(fā)現(xiàn)存在以下問題：測量設備的測量結果總高于飛機駕駛艙儀表盤上的汽缸頭溫度表的測量結果。但使用MC5信號源進行校準卻發(fā)現(xiàn)個環(huán)節(jié)正常。

我們進行了細致的分析發(fā)現(xiàn)：

發(fā)動機位于飛機前部，距離儀表盤較近；

為座艙加溫的熱風管正好從儀表板中心通過。

由于以上原因，導致飛機汽缸頭溫度表位置處的環(huán)境溫度高于測試設備安裝位置處的環(huán)境溫度。在發(fā)動機啟動前，兩位置處溫度相同。但隨著發(fā)動機啟動時間增加，兩者溫差會增大（測試設備安裝在飛機后部的行李艙，沒有任何加溫設施），甚至會達到5℃。

溫度補償方法

由于飛機汽缸頭溫度表的冷端盒位于座艙內的儀表板上，而測試系統(tǒng)的冷端盒在飛機后艙，兩者位置處環(huán)境溫度存在差異，導致測量的溫度不一致。對此進行相應補償。

補償辦法：在儀表盤的汽缸頭溫度表附近安裝一個環(huán)境溫度傳感器，由采集器采集其輸出信號。在數據處理時，用該溫度傳感器的輸出對我們測試設備測量到的汽缸頭溫度進行補償，從而獲得準確數據。圖3為該測量系統(tǒng)框圖。

補償結果與分析

表2　測試結果

圖3　補償測溫結構框圖

圖4　座艙環(huán)溫與測試環(huán)溫曲線

試飛測試過程中，駕駛艙儀表盤附近安裝的溫度傳感器測得的座艙溫度及后艙測試設備測得的溫度列于表2，曲線圖如圖4所示，其橫坐標以11：15為起始0點，單位為min。該結果與測試過程中的現(xiàn)象一致，由于測試設備位置處環(huán)境溫度低，熱電偶兩端溫差大，其測量結果必然高于儀表盤處測量的溫度。

結果表明，用溫度傳感器進行溫度補償可以準確測得汽缸頭溫度。隨著發(fā)動機啟動時間增加，座艙溫度逐步升高，儀表盤與測試設備的測試溫差增大；當發(fā)動機啟動時間達到50min時，座艙溫度恒定，溫差基本保持不變。

排氣溫度熱電偶信號測試方法

在飛機熱電偶測試中，類似現(xiàn)象經常出現(xiàn)，如發(fā)動機的排氣溫度。測試設備的測量結果與飛機排氣溫度表測量結果不一致。其原因也相似，隨著發(fā)動機啟動時間增加，排氣溫度表附近的環(huán)境溫度升高，而測試設備的環(huán)境溫度基本保持不變，導致了兩者測量結果不同。可以采取類似解決方法。

結語

通過為座艙儀表盤附近安裝溫度傳感器以補償座艙溫度對熱電偶測量結果的影響，結果表明，該方法正確可行，為同類現(xiàn)象提供了借鑒經驗，具有一定的實用價值及推廣意義。

王 真 朱 麗

中國飛行試驗研究院

王真，1986年生，女，碩士，工程師，主要從事傳感器測試工作；朱麗，1987年生，女，碩士，工程師，主要從事傳感器測試工作。

10.3969/j.issn.1001-8972.2016.01.012