白 雪，李盧丹，孫娟萍

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089）

機(jī)載熱電偶冷端補(bǔ)償及校準(zhǔn)方法研究

白 雪，李盧丹，孫娟萍

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089）

某型直升機(jī)試飛測試改裝工作因飛機(jī)結(jié)構(gòu)特殊性而改進(jìn)，導(dǎo)致采用常規(guī)熱電偶校準(zhǔn)方法無法實現(xiàn)校準(zhǔn)過程的冷端補(bǔ)償。針對這一問題，該文通過對熱電偶測溫原理及PT100冷端補(bǔ)償方法進(jìn)行研究，提出一種新的熱電偶測溫校準(zhǔn)方法。為驗證該方法在飛行試驗數(shù)據(jù)測試工作中的準(zhǔn)確性及實用性，在該型試驗機(jī)新舊改裝方法基礎(chǔ)上分別采用傳統(tǒng)方法與新方法對機(jī)載熱電偶測試通道進(jìn)行校準(zhǔn)。結(jié)果對比表明：兩種方法所得校準(zhǔn)曲線基本一致，相同參數(shù)最大偏差與量程比值小于0.1%。新校準(zhǔn)方法準(zhǔn)確可靠，滿足飛行試驗測試數(shù)據(jù)誤差要求，可為機(jī)載熱電偶參數(shù)校準(zhǔn)提供新思路。

機(jī)載測試；熱電偶；冷端補(bǔ)償；校準(zhǔn)

0 引 言

機(jī)載測試是飛行試驗獲取數(shù)據(jù)的重要途徑，溫度是機(jī)載測試的重要參數(shù)之一。利用溫度傳感器對飛行中機(jī)體的某些部件進(jìn)行監(jiān)測，對飛行安全以及飛機(jī)鑒定具有重要意義。熱電偶傳感器測溫范圍寬、準(zhǔn)確度高、穩(wěn)定性好，在飛行試驗機(jī)載測試中常被用作-50～1 600℃的國際標(biāo)準(zhǔn)溫度傳感器。某些配用了特殊材料的熱電偶傳感器測溫范圍可以擴(kuò)大到-180～2800℃[1]。其常被用來測量飛機(jī)發(fā)動機(jī)排氣溫度、滑油箱壁溫、管道壁溫等重要參數(shù)。

機(jī)載熱電偶測溫系統(tǒng)的準(zhǔn)確性直接影響飛行試驗?zāi)承┛颇康脑囷w質(zhì)量，而定期對其校準(zhǔn)則是系統(tǒng)準(zhǔn)確測試的可靠保證。目前，國內(nèi)普遍使用雙極比較法來實現(xiàn)熱電偶的校準(zhǔn)[2-3]，國外學(xué)者對利用金屬碳共晶高溫固定點[4]實現(xiàn)熱電偶傳感器校準(zhǔn)技術(shù)開展研究。工程上應(yīng)用的熱電偶是具有熱電勢與溫度固定對應(yīng)關(guān)系的標(biāo)準(zhǔn)傳感器，所以在國內(nèi)外的飛行試驗機(jī)載測試中，對熱電偶校準(zhǔn)不局限于校準(zhǔn)傳感器本身，而是利用標(biāo)準(zhǔn)熱電偶分度表，采用信號發(fā)生器模擬傳感器的輸出對整個機(jī)載測溫系統(tǒng)進(jìn)行校準(zhǔn)。某型直升機(jī)機(jī)載溫度測試系統(tǒng)改裝方案因飛機(jī)結(jié)構(gòu)致使熱電偶傳感器安裝位置的特殊性而改進(jìn)，導(dǎo)致常規(guī)的校準(zhǔn)方法難以實現(xiàn)機(jī)載熱電偶測溫系統(tǒng)的冷端補(bǔ)償，本文通過研究熱電偶傳感器的機(jī)載測溫及冷端補(bǔ)償原理，提出一種特殊改裝條件下的熱電偶測溫系統(tǒng)校準(zhǔn)方法。

1 機(jī)載熱電偶測溫原理及校準(zhǔn)簡述

1.1 熱電偶的測溫原理

熱電偶的工作機(jī)理建立在導(dǎo)體的熱電效應(yīng)上，將A、B兩種不同導(dǎo)體材料的兩端緊密聯(lián)結(jié)構(gòu)成一個閉合回路，如圖1所示。當(dāng)熱電偶的兩接觸點溫度不同時（T≠T0），回路中就會產(chǎn)生電勢，T端稱為熱端（工作端），T0端稱為冷端（參考端）。當(dāng)冷端溫度固定時，熱電偶的輸出即為熱端溫度的單值函數(shù)[5]，其表達(dá)式為

圖1 熱電偶的接觸電勢

1.2 機(jī)載熱電偶測溫系統(tǒng)校準(zhǔn)原理

熱電偶的中間導(dǎo)體定律是機(jī)載測溫系統(tǒng)校準(zhǔn)的原理基礎(chǔ)。在熱電偶AB回路中斷開參考端接入中間導(dǎo)體C，如圖2（a）所示；或者在熱電偶AB回路中將導(dǎo)體A斷開，接入中間導(dǎo)體C，如圖2（b）所示。只要中間導(dǎo)體的兩端溫度T0、TC相同，它的引入對熱電偶回路總電勢沒有影響，即：

圖2 熱電偶的中間導(dǎo)體定律

在飛行試驗熱電偶測溫過程中，必須在回路中引入測量導(dǎo)線或者儀表，中間導(dǎo)體定律證明，這樣并不影響回路熱電勢的測量。若在回路中接入多種導(dǎo)體，只要每種導(dǎo)體兩端溫度相同，也可以得到同樣的結(jié)論。

基于熱電偶的中間導(dǎo)體定律，在熱電偶的校準(zhǔn)中，將熱電偶回路斷開串入信號源，通過信號源輸出毫伏級電壓代替熱電勢來模擬熱電偶的溫度。校準(zhǔn)過程中，須確保接入信號源儀表與熱電偶的接觸點溫度相同。這樣，整個校準(zhǔn)過程就可以準(zhǔn)確模擬出熱電偶的工作狀態(tài)。

2 機(jī)載熱電偶測溫的冷端補(bǔ)償方法

在飛行試驗中，熱電偶安裝在溫度場變化比較大的地方，其冷端和熱源很近，易受到熱端溫度場的影響。補(bǔ)償導(dǎo)線是在一定溫度范圍內(nèi)具有與所匹配的熱電偶熱電動勢相同標(biāo)稱值的導(dǎo)線，它可以延伸與之相匹配的熱電偶的熱電極，移動熱電偶的冷端。在飛行試驗機(jī)載測試中，使用熱電偶補(bǔ)償導(dǎo)線將熱電偶的冷端引到采集器附近，補(bǔ)償導(dǎo)線的末端即為熱電偶傳感器真正的冷端[6]，如圖3所示。其中：

圖3 單路熱電偶參數(shù)的測試原理圖

在某型號直升機(jī)中，應(yīng)用K型熱電偶測試主槳葉溫度，故采用與之標(biāo)稱電壓值相匹配的KX-FFP補(bǔ)償導(dǎo)線將熱電偶的冷端引到采集器插頭CON/KAD/010上。由KAD/TDC/102/B板卡與配套的CON/KAD/010插頭實現(xiàn)冷端補(bǔ)償。

KAD/TDC/102/B板卡集成了15路熱電偶參數(shù)采集通道，以及3路以PT100為核心的冷端補(bǔ)償通道。PT100具有測溫范圍大、穩(wěn)定性好、重復(fù)性好以及耐氧化等特點，常被用作-200～850℃范圍的國際標(biāo)準(zhǔn)溫度計。PT100在標(biāo)準(zhǔn)0℃時的阻值是100Ω，其阻值隨著溫度的上升和下降而成比例勻速增減。在機(jī)載熱電偶測溫系統(tǒng)中，補(bǔ)償導(dǎo)線將熱電偶的冷端延伸到CON/KAD/010插頭，如圖4所示，由嵌在插頭背面的PT100來感受熱電偶的冷端溫度。PT100阻值的改變引起補(bǔ)償電壓值的變化，冷端補(bǔ)償通道的電壓經(jīng)放大、模數(shù)轉(zhuǎn)換、數(shù)字濾波后查表，得到對15路熱電偶通道的補(bǔ)償值，實現(xiàn)對熱電偶通道的補(bǔ)償[7]，如圖5所示。

表1 冷端補(bǔ)償與熱電偶通道的對應(yīng)關(guān)系

在熱偶補(bǔ)償方案中，3個冷端補(bǔ)償通道只用了通道0和通道2，經(jīng)實驗驗證，冷端通道1的使用并沒有提高測試準(zhǔn)確度。通道0和通道2分別用來補(bǔ)償不同的熱電偶通道如表1和圖4所示。

圖4 內(nèi)嵌冷端補(bǔ)償?shù)腃ON/KAD/010插頭

圖5 機(jī)載熱電偶測溫及冷端補(bǔ)償原理圖

3 機(jī)載熱電偶校準(zhǔn)新方法研究

飛行試驗中基于熱電偶的機(jī)載測溫系統(tǒng)，普遍都會在測試回路的中間部位改裝出轉(zhuǎn)接插頭，以便于對整個系統(tǒng)的維修測試。對系統(tǒng)進(jìn)行校準(zhǔn)時將轉(zhuǎn)接插頭處的熱電偶回路斷開，用導(dǎo)線將負(fù)端短接，正端串入信號源，通過信號源輸出的電壓代替熱電偶的熱電勢模擬溫度，記錄采集器碼值，實現(xiàn)試飛科目需求測溫范圍內(nèi)的溫度點的校準(zhǔn)，如圖6所示。

圖6 中間插頭處熱電偶校準(zhǔn)原理框圖

某型直升機(jī)機(jī)載熱電偶測溫系統(tǒng)中，熱電偶的測試回路均分布在旋翼蒙皮中，由于改裝條件的限制，無法預(yù)留中間轉(zhuǎn)接插頭，因此校準(zhǔn)需在采集器端進(jìn)行。但是依據(jù)TDC102板卡的冷端補(bǔ)償原理，直接在采集器端為熱偶測試通道串入電壓信號將會破壞整個系統(tǒng)的冷端補(bǔ)償。因此，需要研究無法預(yù)留轉(zhuǎn)接插頭的特殊改裝狀態(tài)下的校準(zhǔn)方法[8]。

3.1 機(jī)載熱電偶測溫系統(tǒng)校準(zhǔn)新方案

為準(zhǔn)確實現(xiàn)機(jī)載熱偶測溫系統(tǒng)的校準(zhǔn)工作，需保護(hù)整個系統(tǒng)的冷端補(bǔ)償不被破壞[9]。因此，采取以下3種方案進(jìn)行實驗來尋找正確的冷端補(bǔ)償連接方法。

1）方案 1

使用一個備用CON/KAD/010插頭與KAD/TDC/102/B板卡連接，然后在待校準(zhǔn)通道回路中串入信號源模擬溫度加入電壓信號，整個校準(zhǔn)方案如圖7所示。

圖7 新型校準(zhǔn)方案1

2）方案 2

擬采用大小規(guī)格適配的普通插頭與KAD/TDC/102/B板卡以及CON/KAD/010插頭分別連接，通過普通插頭用導(dǎo)線將熱偶測試板卡上的15個測試通道的負(fù)端，3個冷端補(bǔ)償端以及信號地、屏蔽地全部連接，預(yù)留出每個測試通道的正端。在對系統(tǒng)校準(zhǔn)時，斷開的熱偶回路負(fù)端已經(jīng)短接，只需在正端加入模擬溫度的電壓信號即可，如圖8所示。

3）方案 3

使用普通導(dǎo)線將信號串入待校準(zhǔn)的通道中，并用4根導(dǎo)線將其對應(yīng)的冷端補(bǔ)償通道連接，如圖9所示。

3.2 實驗數(shù)據(jù)及分析

圖8 新型校準(zhǔn)方案2

圖9 新型校準(zhǔn)方案3

在實驗室模擬某型直升機(jī)旋翼溫度測量系統(tǒng)，搭建機(jī)載熱電偶測試平臺，依據(jù)試飛測試參數(shù)校準(zhǔn)標(biāo)準(zhǔn)，在測溫范圍內(nèi)選取m（m≥9）個校準(zhǔn)點，分別依據(jù)方案1、方案2和方案3對熱電偶參數(shù)進(jìn)行校準(zhǔn)。初次校準(zhǔn)數(shù)據(jù)為 N1i（i=1，2，…，m），為驗證冷端補(bǔ)償連接方法的合理性以及校準(zhǔn)方案的正確性，在1h后再次對系統(tǒng)進(jìn)行校準(zhǔn)，再次校準(zhǔn)數(shù)據(jù)為N2i，兩次校準(zhǔn)數(shù)據(jù)差值[10]為

偏差比為

依據(jù)機(jī)載參數(shù)測試誤差要求，當(dāng)兩次校準(zhǔn)的偏差比小于0.1%時，證明該校準(zhǔn)數(shù)據(jù)有效可靠。

1）方案1實驗數(shù)據(jù)

采用方案1校準(zhǔn)后，通道0熱偶參數(shù)的校準(zhǔn)數(shù)據(jù)如表2所示。

采用該方案進(jìn)行校準(zhǔn)，在間隔1h的前后兩次校準(zhǔn)中碼值出現(xiàn)了較大的差異，偏差比均達(dá)到4%。對該現(xiàn)象進(jìn)行分析，可能存在以下兩個影響因素：

表2 通道0的熱偶參數(shù)校準(zhǔn)原始數(shù)據(jù)（方案1）

①采集器補(bǔ)償?shù)睦涠藴囟葹閭溆肅ON/KAD/010插頭溫度，而實際熱電偶回路中的冷端位置在與傳感器前端連接的CON/KAD/010插頭上，長時間的通電導(dǎo)致采集器發(fā)熱，兩個冷端溫度不同，傳感器補(bǔ)償溫度高于實際冷端溫度，導(dǎo)致了熱電偶輸出增大。

②兩個CON/KAD/010插頭的“地”懸空，長時間后是否會造成數(shù)據(jù)不斷增大漂移。

為了能夠進(jìn)一步分析碼值差異的真正原因[11]，將方案1中的地線連接并進(jìn)行測試通道校準(zhǔn)。間隔1 h，進(jìn)行了兩次校準(zhǔn)工作，校準(zhǔn)方案如圖10所示，校準(zhǔn)數(shù)據(jù)如表3所示。

圖10 新型校準(zhǔn)方案1（接地）

在新型校準(zhǔn)方案1接地后，前后兩次校準(zhǔn)間隔60min，碼值平均差ΔN=3341。校準(zhǔn)過程中對兩個插頭處的溫度進(jìn)行監(jiān)測，第1次校準(zhǔn)時T1=T2=6.4℃，第2次校準(zhǔn)時，T1=6.4℃，T2受采集器工作散熱的影響，溫度上升至17.0℃。熱電偶傳感器真正的冷端在T1處而板卡補(bǔ)償?shù)膮s是T2處的冷端，兩個冷端10.6℃的溫差造成了測試校準(zhǔn)過程中碼值的漂移。由校準(zhǔn)過程中的碼值梯度計算出10.6℃的溫度剛好對應(yīng)3 353個碼值。在采集器端對熱電偶傳感器進(jìn)行校準(zhǔn)，需要正確找到真正的冷端，否則會造成比較大的測試誤差[12]。

2）方案2實驗數(shù)據(jù)

在新型校準(zhǔn)方案2中，解決了方案1中冷端補(bǔ)償位置錯誤以及“地”懸空的問題。方案2的校準(zhǔn)實驗數(shù)據(jù)如表4所示。

3）方案3實驗數(shù)據(jù)

方案3的校準(zhǔn)實驗數(shù)據(jù)如表5所示。

3.3 校準(zhǔn)實驗結(jié)論

方案1中由于冷端補(bǔ)償位置錯誤，造成了很大的漂移誤差。方案2和方案3的校準(zhǔn)原始數(shù)據(jù)線性誤差達(dá)到了0.06%，在校準(zhǔn)1h后對該通道重新校準(zhǔn)，碼值偏差比優(yōu)于0.1%，該兩種方案滿足相關(guān)科目試飛的誤差要求。由于方案3相比方案2連接方法簡單，因此在機(jī)載測試校準(zhǔn)中具有更大的適用性。

4 工程驗證

在某試驗機(jī)上選取滑油箱壁溫、散熱器壁溫以及左右發(fā)動機(jī)排氣溫度等6個參數(shù)。分別采用圖6所示傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法以及圖9所示的新型校準(zhǔn)方案3來實現(xiàn)校準(zhǔn)。原校準(zhǔn)方法經(jīng)過幾十年飛行試驗的驗證，其準(zhǔn)確度與可信度非常高，將其作為基準(zhǔn)與新方法進(jìn)行一致性比對來實現(xiàn)工程驗證。

依據(jù)Q/FY.J 02.52.7——2014《試飛參數(shù)測試系統(tǒng)校準(zhǔn)-溫度》，在每個參數(shù)的測量范圍內(nèi)等間距的選擇M（M≥9）個校準(zhǔn)點，使用FLUKE 726多功能過程校準(zhǔn)儀器模擬熱電偶校準(zhǔn)溫度對應(yīng)的電壓值。每個參數(shù)要求不少于兩個循環(huán)的有效校準(zhǔn)，得到一組測量點（tm，nmi），m=1，2，…，M，i=1，2，…，I，I≥4。計算各校準(zhǔn)點測量結(jié)果的平均值（tm，nm），依據(jù)式（8）～式（11），使用最小二乘法擬合校準(zhǔn)曲線[13]。

表3 通道0的校準(zhǔn)原始數(shù)據(jù)（方案1接地）

表4 通道0的熱偶參數(shù)校準(zhǔn)原始數(shù)據(jù)（方案2）

表5 通道0的熱偶參數(shù)校準(zhǔn)原始數(shù)據(jù)（方案3）

其中：

按此方法分別擬合6個參數(shù)在兩種校準(zhǔn)方法下的校準(zhǔn)曲線。以參數(shù)1為例，校準(zhǔn)曲線對比如圖11所示，采用原校準(zhǔn)方法與新方法3得到的校準(zhǔn)曲線基本重合。

截取這6個參數(shù)飛行試驗中記錄器記錄的一段數(shù)據(jù)，分別使用原校準(zhǔn)方法與新校準(zhǔn)方法進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。數(shù)據(jù)處理結(jié)果如表6所示，可知參數(shù)的最大偏差與量程比值不超過0.10%，依據(jù)Q/FY.J 02.52.1——2013《試飛參數(shù)測試系統(tǒng)校準(zhǔn)總則》，滿足測試精度需求。

圖11 參數(shù)1校準(zhǔn)曲線對比圖

表6 兩種校準(zhǔn)方法結(jié)果一致性

5 結(jié)束語

本文基于理論分析和實驗驗證得到一種新的機(jī)載熱電偶測溫系統(tǒng)校準(zhǔn)方法，該方法合理解決了校準(zhǔn)過程中的熱電偶冷端補(bǔ)償問題。在飛行試驗中，對同一架試驗機(jī)在新舊改裝狀態(tài)下采用傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法與新校準(zhǔn)方法得到的校準(zhǔn)曲線具有一致性，測試偏差比小于0.1%，滿足飛行試驗機(jī)載測試精度需求。新方法在保持傳統(tǒng)方法測試誤差的前提下，克服了傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法在某些特殊改裝條件下的局限性，為特殊改裝條件下的熱電偶測溫系統(tǒng)校準(zhǔn)提供新手段。

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（編輯：商丹丹）

Research on the cold end compensation and calibration method of airborne thermocouple

BAI Xue， LI Ludan， SUN Juanping
（Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China）

Due to structural particularities，a certain type of helicopter should have its flight test and refit improved.As a result，the conventional thermocouple calibration method fails to realize the cold end compensation in the calibration process.To solve the problem，a new thermocouple temperature measurement and calibration method is put forward according to the study of thermocouple temperature measurement principle and PT100 cold end compensation method.To verify the practicability and accuracy of the method in flight test data testing，in the aspect of old and new refit methods of the helicopter，both the conventional and new methods are used for the calibration of test channel of airborne thermocouple.The comparison results show that the two methods have basically the same calibration curve and the ratio of maximum deviation to the measuring range under same parameters is less than 0.1%.The results show that the new calibration method is accurate and reliable and can satisfy the precision requirement of flight test data，providing a new idea for parameter calibration of airborne thermocouple.

airborne test； thermocouple； cold end compensation； calibration

A

1674-5124（2017）09-0018-06

10.11857/j.issn.1674-5124.2017.09.004

2017-01-18；

2017-03-05

白 雪（1989-），女，陜西延安市人，碩士，主要從事機(jī)載測試校準(zhǔn)研究。