楊東亮，張 波

(1.航空工業(yè)西安航空計算技術(shù)研究所，西安710119；2.航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所，沈陽110035)

1 引言

航空發(fā)動機(jī)超溫故障是一種嚴(yán)重危害發(fā)動機(jī)正常工作的故障模式，發(fā)生后極有可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)渦輪葉片在短時間內(nèi)斷裂，斷裂的渦輪葉片會引起發(fā)動機(jī)的二次故障，從而導(dǎo)致嚴(yán)重的飛行事故[1]。渦輪后燃?xì)鉁囟?T6)是表征發(fā)動機(jī)工作溫度是否正常的一個重要參數(shù)，間接反映了發(fā)動機(jī)渦輪前燃?xì)鉁囟鹊母叩停l(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)通過對該參數(shù)的監(jiān)測實現(xiàn)對發(fā)動機(jī)燃燒室燃油油量的自動控制，從而實現(xiàn)對燃燒室溫度的實時限制。航空發(fā)動機(jī)溫度檢測主要有示溫片測溫法、熱電阻測溫法和熱電偶測溫法三種[2]。其中，示溫片測溫法適用于測試精度要求不高、不便安裝其他傳感器的位置；熱電阻測溫法常應(yīng)用于溫度范圍在-200～+500℃的位置，且可以通過導(dǎo)線補償法消除導(dǎo)線電阻對測試結(jié)果的影響；熱電偶測溫法適用于溫度變化范圍較寬、測量精度要求較高的位置，非常適合于T6的檢測。

文獻(xiàn)[2]介紹了熱電偶應(yīng)用于測量發(fā)動機(jī)壁溫的實際案例，但文中提到的方法需要提供固定的冷端補償溫度，而且應(yīng)用場景為地面；文獻(xiàn)[3]介紹了在發(fā)動機(jī)地面試車過程中，針對數(shù)字電子控制器采集T6高于試車臺數(shù)采系統(tǒng)采集值的現(xiàn)象時，利用試驗進(jìn)行數(shù)據(jù)標(biāo)定的過程，同時闡述了使用熱電偶回路電動勢及冷端補償溫度解算T6的方法；文獻(xiàn)[4]介紹了基于AD590的熱電偶冷端溫度檢測電路的設(shè)計；文獻(xiàn)[5]分析了熱輻射和熱流失帶來的熱電偶測溫誤差及相應(yīng)的數(shù)據(jù)修正方法；文獻(xiàn)[6]和文獻(xiàn)[7]均介紹了利用非線性擬合原理來提升查表精度的方法。綜合前人研究成果，目前在該技術(shù)領(lǐng)域還存在兩點不足：①未提出高精度、實時測量航空發(fā)動機(jī)T6的系統(tǒng)設(shè)計方案；②未通過具體的試驗研究延長導(dǎo)線規(guī)格、解算方法對T6測量精度的影響。為此，本文提出了一種高精度T6實時檢測技術(shù)的軟、硬件設(shè)計方案，設(shè)計了一種基于溫度校準(zhǔn)儀的試驗方法驗證系統(tǒng)的檢測精度，并通過數(shù)據(jù)對比研究了某些關(guān)鍵因素對T6檢測精度的影響。

2 T6檢測系統(tǒng)設(shè)計及誤差分析

2.1 硬件設(shè)計

根據(jù)熱電偶測溫的基本原理[8]，熱電偶的熱端溫度(即被測溫度)既與熱電偶的回路總電動勢有關(guān)，又與熱電偶的冷端溫度(即參考端溫度)有關(guān)，如公式(1)所示：

式中：EA,B(T,T0)表示回路總電動勢，T表示熱端溫度，T0表示冷端溫度。若通過一定的方法檢測出回路總電動勢及冷端溫度的大小，則通過查該型熱電偶的K分度表，并由公式(1)即可計算出熱端溫度。

T6檢測系統(tǒng)由兩部分硬件電路組成：測量熱電偶熱電動勢的弱電壓采集電路與冷端補償溫度測量電路。

弱電壓采集電路(圖1)由采樣電阻、RC濾波網(wǎng)絡(luò)、精密放大器及AD轉(zhuǎn)換器構(gòu)成，AD轉(zhuǎn)換器的輸出至數(shù)字處理芯片。根據(jù)中間導(dǎo)體定律，在熱電偶回路中接入第三種金屬材料，只要該材料兩個結(jié)點的溫度相同，熱電偶回路所產(chǎn)生的總電動勢保持不變[9]，因此在采集電路中接入采樣電阻不會對熱電偶的熱電動勢產(chǎn)生影響。為使熱電偶回路總電動勢盡量落在采樣電阻上，采樣電阻的阻值應(yīng)遠(yuǎn)大于熱電偶偶體及補償導(dǎo)線的阻抗(本系統(tǒng)選用20 kΩ的采樣電阻)。RC低通濾波網(wǎng)絡(luò)用來濾除熱電偶補償導(dǎo)線敷設(shè)路徑中引入的高頻干擾，消除電磁干擾帶來的測量誤差。通過接入高精度的比例電阻來控制精密儀表放大器的放大倍數(shù)。當(dāng)輸入電壓范圍為0～50 mV時，放大器的輸出電壓范圍為0～10 V，與AD轉(zhuǎn)換器的全量程輸入電壓范圍完全匹配，這樣可充分利用AD轉(zhuǎn)換器的轉(zhuǎn)換精度。AD轉(zhuǎn)換器將模擬電壓信號轉(zhuǎn)換為數(shù)字量，供數(shù)字處理芯片使用。

常見的熱電偶冷端補償方式有0℃補償法和冷端溫度補償法兩種。本文研究的是針對機(jī)上發(fā)動機(jī)渦輪后燃?xì)鉁囟鹊臋z測方法，0℃補償法顯然無法實現(xiàn)，因此T6檢測系統(tǒng)必須具備對冷端溫度的測量能力。冷端補償溫度測量電路的核心部分是電壓型溫度傳感器LM35H，其作用是將環(huán)境溫度轉(zhuǎn)換為微弱的電壓信號，0℃時對應(yīng)的輸出電壓為0 mV，分辨率為10.0 mV/℃；電路后級與弱電壓采集電路完全一致，通過精密儀表放大器和AD轉(zhuǎn)換器完成對采樣電阻兩端電壓的放大及模數(shù)轉(zhuǎn)換，AD轉(zhuǎn)換器的輸出至數(shù)字處理芯片。

2.2 軟件設(shè)計

根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計要求，T6的解算每200 ms進(jìn)行一次，由操作系統(tǒng)進(jìn)行周期任務(wù)調(diào)度。T6的解算依賴于硬件設(shè)計中所述的熱電偶熱電動勢的測量結(jié)果，及冷端補償溫度的測量結(jié)果，并基于具體類型的熱電偶分度表[10]開展，如圖2所示。本系統(tǒng)中使用的是鎳鉻-鎳硅K型熱電偶。進(jìn)行代碼設(shè)計時，使用數(shù)組來具體描述K型熱電偶的分度表及其反函數(shù)表。為減小解算誤差，將GB/T 16839.1-1997中K型熱電偶的溫度-電動勢對應(yīng)關(guān)系在代碼中一一描述，從0℃至1 233℃共計1 234組數(shù)據(jù)；同時，將本周期的T6解算值與前面4個周期的T6解算值進(jìn)行加權(quán)平均，將平均值作為最后上報發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)的T6。

2.3 試驗驗證

為驗證所設(shè)計T6檢測系統(tǒng)的測量精度，使用一臺Fluke 741B溫度校準(zhǔn)儀、一臺數(shù)據(jù)采集單元和一臺測試用PC展開試驗驗證。溫度校準(zhǔn)儀可根據(jù)設(shè)定的熱電偶類型及溫度輸出相應(yīng)的熱電偶電動勢，且具有內(nèi)部溫度補償功能，通過延長導(dǎo)線與數(shù)據(jù)采集單元相連；數(shù)據(jù)采集單元具有檢測熱電偶電動勢、檢測冷端補償溫度和解算T6的功能，且具備RS-232串口，可通過串口將T6的解算值輸出至測試用PC進(jìn)行顯示。根據(jù)T6檢測系統(tǒng)在飛機(jī)上的使用需求，共選取從0℃到1 232℃的14個點進(jìn)行試驗驗證。表1所示為溫度校準(zhǔn)儀與數(shù)據(jù)采集單元均置于常溫環(huán)境時的試驗驗證數(shù)據(jù)?？梢?，T6檢測系統(tǒng)在滿量程范圍內(nèi)的測量絕對誤差不大于4℃，滿量程誤差不大于0.32%。

2.4 誤差分析

T6檢測系統(tǒng)的測量誤差來源包括圖3所示各環(huán)節(jié)誤差。

熱電偶誤差：因某種原因，熱電偶熱電特性與其原始標(biāo)準(zhǔn)分度特性產(chǎn)生偏離所引起的蛻變誤差[11]。對于2.3節(jié)所述驗證環(huán)境，熱電偶誤差即溫度校準(zhǔn)儀的輸出誤差。

溫度場勢誤差：指用于冷端補償?shù)臏囟葌鞲衅髟诓季謺r與數(shù)據(jù)采集單元的連接器有一定距離，導(dǎo)致其環(huán)境溫度與真正的冷端溫度之間存在一定誤差。

溫度傳感器誤差：溫度傳感器自身的溫度-電壓轉(zhuǎn)換誤差。

量值轉(zhuǎn)換放大誤差：包括儀表放大器的精度誤差和比例電阻的精度誤差。

模數(shù)轉(zhuǎn)換誤差：從連續(xù)的模擬量到離散的數(shù)字量的轉(zhuǎn)換誤差。

數(shù)據(jù)處理誤差：熱電偶分度表的離散性和非線性帶來的解算誤差。

3 T6檢測關(guān)鍵技術(shù)研究

3.1 延長導(dǎo)線規(guī)格對T6檢測精度的影響

由公式(1)可知，為提高溫度檢測精度，應(yīng)盡量使參考端溫度保持恒定。實際應(yīng)用中，如果參考端與測量端位置比較接近，則參考端的溫度波動較大，很難保持恒定；且測量端溫度一般較高，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出數(shù)據(jù)采集單元可正常工作的溫度范圍。因此，應(yīng)使用導(dǎo)線對熱電偶進(jìn)行延長，將熱電偶的參考端延長到遠(yuǎn)離測量端且溫度比較穩(wěn)定的環(huán)境，盡量消除參考端溫度變化所產(chǎn)生的誤差[12]。數(shù)據(jù)采集單元在遠(yuǎn)離熱電偶的位置安裝，如圖4所示。

為研究延長導(dǎo)線規(guī)格對T6檢測精度的影響，分別使用普通導(dǎo)線及K型補償導(dǎo)線，按照2.3節(jié)所述方法開展兩組試驗。為模擬溫度場的變化，將數(shù)據(jù)采集單元置于設(shè)定溫度為70℃的恒溫箱中，溫度校準(zhǔn)儀仍置于常溫環(huán)境。兩組試驗的對比結(jié)果見表2?？梢姡褂醚a償導(dǎo)線對熱電偶進(jìn)行延長時，實測溫度相比于設(shè)定溫度的絕對誤差不超過6℃；而使用普通導(dǎo)線時，實測溫度遠(yuǎn)大于設(shè)定溫度。原因為：使用普通導(dǎo)線時熱電偶回路中僅存在接觸電動勢，而沒有溫差電動勢(由于溫度校準(zhǔn)儀所處環(huán)境溫度低于數(shù)據(jù)采集單元所處環(huán)境溫度，因此溫差電動勢為負(fù))，這就導(dǎo)致熱電偶回路總電動勢偏大，最終由數(shù)據(jù)采集單元解算出的T6亦偏大。因此，必須使用與熱電偶電極相同類型的補償導(dǎo)線對熱電偶進(jìn)行延長。

表1 渦輪后燃?xì)鉁囟葯z測系統(tǒng)試驗驗證數(shù)據(jù)Table 1 Experimental verification data ofT6temperature detecting system

表2 不同規(guī)格延長導(dǎo)線對應(yīng)的渦輪后燃?xì)鉁囟葯z測數(shù)據(jù)Table 2 T6temperature detecting data with different extended wire

3.2 解算方法對T6檢測精度的影響

在不同的文獻(xiàn)中，主要介紹了兩種針對T6的解算方法，兩種方法的流程示意如圖5所示?？梢?，兩種方法的主要區(qū)別在于如何使用冷端補償溫度。

為研究兩種方法的優(yōu)劣，在軟件中增加熱電偶熱電動勢、冷端補償溫度的打印功能，通過測試用PC串口讀取上述兩個量的值，并分別使用方法一、方法二進(jìn)行T6解算。兩種方法的結(jié)果對比及誤差對比分別如表3和圖6所示。可見，解算方法二相比于解算方法一的誤差更小，且誤差曲線表現(xiàn)得更加收斂，尤其在400℃及其以上高溫段這種優(yōu)勢更加明顯。由于飛機(jī)發(fā)動機(jī)工作時T6在300℃以上，因此軟件設(shè)計中應(yīng)采用解算方法二。

表3 STAN5內(nèi)部修正對主流速度的影響Table.3 Effect of the correction on the main stream velocity

4 結(jié)束語

提出了一種基于熱電偶測溫原理的高精度渦輪后燃?xì)鉁囟葘崟r檢測方案，對方案的軟、硬件設(shè)計進(jìn)行了詳細(xì)闡述，并提出了一種針對本方案的驗證試驗方法。試驗結(jié)果表明，渦輪后燃?xì)鉁囟葯z測系統(tǒng)在某型航空發(fā)動機(jī)工作溫度0℃至1 232℃滿量程范圍內(nèi)具有較高的檢測精度，在功能與性能上可以滿足該型航空發(fā)動機(jī)渦輪后燃?xì)鉁囟葯z測與控制功能的需要。同時，分析了渦輪后燃?xì)鉁囟葯z測系統(tǒng)的誤差來源。通過試驗數(shù)據(jù)對比、分析，研究了延長導(dǎo)線規(guī)格、解算方法等關(guān)鍵因素對渦輪后燃?xì)鉁囟葯z測精度的影響，并給出了相應(yīng)的結(jié)論與設(shè)計建議。

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