航空发动机燃烧室出口高温热电偶校准技术

在高温校准风洞上,对测量航空发动机燃烧室出口温度气冷式和非气冷式这两种形式的高温热电偶进行校准,确定了高温热电偶的辐射修正系数.校准实验结果表明:高温热电偶的辐射误差随气流速度和压力的增加而降低,而且气流温度与航空发动机机匣壁面温度的温差越大,辐射误差也越大.比较两种结构形式的高温热电偶,非冷却式高温热电偶的测量误差比气冷式高温热电偶的相对较小.      

基于双屏吹气偶的现场K型参考温度传感器设计

以双屏吹气式热电偶为基本结构,采用计算与试验相结合的方式,设计了一种适用于航空发动机试车台现场的K型参考温度传感器,用以对现场测温的传感器进行校准,以期解决涡轮后气流温度传感器的校准问题,并为此类参考温度传感器的设计提供一定的参考。     

IrRh40-IrRh10高温热电偶热电性能及应用研究

针对常规铱铑-铱热电偶负极铱在测试过程容易断裂的问题,提出了采用双铱铑合金热电偶改善其机械性能的方法,并用高温热电偶校准装置对IrRh40-IrRh10热电偶的热电特性进行了研究和验证,表明其热电特性线有良好的线性,灵敏度约为3μV/℃。利用该类型热电偶制作的气流温度传感器,适用于发动机及导弹等武器装备研制试验中高温气流温度的测量。     

纵向单屏蔽滞止式温度传感器优化设计研究

接触法测量气流温度时会存在辐射误差、导热误差和速度误差,本文针对纵向单屏蔽滞止式温度传感器,从减小这些测温误差出发,对其优化设计进行了研究,以期能对今后此类传感器的设计提供参考.     

基于喘振信息数据融合的发动机温度传感器

针对热电偶（阻）型温度传感器呈现较强的惯性，提出一种基于矩阵奇异分解的传感器数据融合方法，将喘振信息与温度传感器输出信号相融合，分别消除了发动机进口温度T1约1．2％和涡轮后燃气温度L约0．8％的静态误差；同时，还提出了利用喘振信息消除温度传感器动态误差的技术，补偿了热电偶（阻）的惯性延迟。实验和仿真结果表明，该数据融合方法和动态补偿技术不仅算法简单有效，而且温度补偿准确，提高了发动机电子调节器工作的可靠件．     

热电偶测量误差分析及使用注意事项

热电偶是工业测温中使用最广泛的温度传感器之一,热电偶的结构虽然简单,但在使用中仍然会出现各种测量误差.本文较详细地介绍了热电偶测量误差的各种影响因素及使用注意事项.     

气冷式热电偶测温误差分析

叙述气冷式梳状热电偶在主燃烧室出口高温燃气测量中的导热误差、辐射误差和速度误差，实验表明，气冷式梳状热电偶的测温误差在实验温度范围内小于4%。     

单屏蔽式温度传感器动态建模及补偿技术研究

单屏蔽式温度传感器一般用来测量发动机高速气流总温,本文依据其动态校准试验数据,采用系统辨识方法建立了它的动态试验数学模型.根据辨识的数学模型,采用一种快速的动态补偿算法,得出了传感器动态补偿器的传递函数,为下一步在硬件上设计实用的温度传感器动态补偿器打下了坚实的基础.     

进出气口面积比对温度传感器恢复特性的影响

以直型单屏蔽式温度传感器为研究对象,通过理论计算,得出了使温度传感器的恢复系数最高时的最佳进、出气口面积比,并与实验结果进行了对比.事实证明,理论计算的结果与实验结果能够较好地吻合,可以为设计和使用气流温度传感器提供相应的依据.     

双屏蔽抽气式热电偶

气流温度是发动机工作过程中的重要参数之一。由于测温元件的热辐射和热传导损失等因素在测量高速、高温气流温度时,影响测量准确度。本文介绍的双屏蔽抽气式热电偶具有独特的优点,热辐射和热传导的影响很小,实际上可以忽略不计,总温恢复系数是定值,与气流速度无关。在确定热电偶热辐射修正试验中可以作为测定气流总温的参考受感器,在航空发动机试验中也有不少场合采用该型受感器。     

热电偶测温过程中温度跳跃问题的分析及处理

通过对热电偶在测量温度中出现的温度跳跃问题进行分析,对其可能产生故障的原因逐一排查并提出解决方案,重点分析了热电偶在串入附加地电势后导致温度跳跃的原因。本文的研究对于在使用热电偶进行实际工程测量时具有一定指导作用,并对该问题的理论研究具有一定借鉴意义。     

一种星敏感器-陀螺组合定姿的实时在轨标定方法

研究了一种星敏感器一陀螺组合定姿方式中的姿态敏感器误差的实时在轨标定方法。首先,选择直观的欧拉角作为姿态描述参数,根据星敏感器和陀螺的测量原理建立星敏感器一陀螺在轨标定的测量方程和状态方程,并以此建立数学模型。其次,采用简单高效的EKF（ExtendedKalmanFilter,扩展卡尔曼滤波）作为估值算法,进行了在轨标定数值仿真。对于航天器姿态定向中出现的姿态角和星敏感器安装角之间的耦合问题,通过在特定姿态通道上施加简单姿态机动实现了解耦。数值结果表明,该实时在轨标定方法,尤其是所提出的姿态角和星敏感器安装角解耦策略,可以实现对航天器姿态的实时精确估计以及对星敏感器安装误差、陀螺常值漂移和相关漂移等误差的实时在轨标定。该方法可用于航天器姿态测量设备的实时在轨标定和航天器姿态的高精度实时确定。     

水下航行体通气空泡温度测量

高温高速燃气形成的通气空泡对水下航行体的降阻降载具有明显效果,其温度测量对研究通气空泡的动力学特性具有重要的价值。文章进行了温度传感器设计、热电偶信号放大器设计、地面静态测试和水下动态测试,结果表明,设计研制的超小型热电偶解决了高温高速燃气下的抗冲刷和电离子干扰问题,成功测得静态与动态条件下通气空泡内的温度变化,为水下航行体通气空泡的研究提供了试验数据采集的依据。     

动态气流温度的测量

用试验和计算的方法来求温度探头的动态特性,即求出τ0值。然后,用相似理论推导出了时间常数τ的通用公式,以解决在任何高度、任何飞行状态的动态气流温度测量问题。     

飞机油量测量传感器的寻优布置

飞机油量测量传感器在油箱中的安装位置将随飞行姿态的变化而带来测量误差。本文对现代战斗机中的几种典型油箱,采用计算机仿真的方法进行优化布置使姿态误差最小或确定修正关系。仿真结果表明:对长方体油箱,若单根传感器布置在油箱的中心线时,将使姿态误差最小;对某机型油箱,给出了传感器安装位置与飞行姿态的误差关系;对对称梯形油箱,若布置2根油量测量传感器及选择合理的安装位置时可使姿态误差接近为零。上述研究为这类油箱的油量测量传感器的寻优布置提供了理论依据。     

火箭燃气射流温度分布的实验研究

为了优化火箭发射承载设备的设计，使其避免燃气射流的热损坏。采用细丝热电偶测温的方法，实验研究了某型火箭固体发动机燃气射流的总温分布。结果表明，温度—时间历程曲线中存在若干相对稳定状态，对应于发动机的工作过程的不同阶段，得到了可能发生热损坏的温度分布区域。实验得到的温度分布与理论结构基本相符，与数值模拟存在一定差异。文中简要分析了细丝热电偶的测量误差。     

吸气式发动机试验中空气流量的计算

为降低吸气式发动机试验中空气流量测量的计算误差，分析三种常用的测量空气流量计算方法的基础上，提出了可压流温比修正算法和无方法误差的程序计算法，分析了各种方法的适用范围和方法误差。同时，提出了空气湿度、直接加热污染和管壁受热等对物性参数和管径的修正方法。结果表明，程序计算法没有误差，在高超声速飞行的模拟试验中尤为适用；可压流温比修正法可以在工程上代替程序计算法，在广阔的压比和来流总温条件下，其方法误差可以忽略。     

某型涡喷发动机涡轮盘表面温度的测量

本文介绍了一种涡喷发动机涡轮盘表面温度的“热电偶 -滑环引电器”测量方法 ,并对测试精度进行讨论。采用这种方法 ,不仅充分地利用了滑环引电器的有效通道 ,更重要的是能使测得的盘面温度更真实可信。此方法适用于各种旋转金属部件的表面温度测量。文中对如何解决测温电偶的敷设、滑环引电器的冷却及涡轮转子的平衡等工程和测试中的实际问题也作了扼要介绍本文介绍了一种涡喷发动机涡轮盘表面温度的“热电偶 -滑环引电器”测量方法 ,并对测试精度进行讨论。采用这种方法 ,不仅充分地利用了滑环引电器的有效通道 ,更重要的是能使测得的盘面温度更真实可信。此方法适用于各种旋转金属部件的表面温度测量。文中对如何解决测温电偶的敷设、滑环引电器的冷却及涡轮转子的平衡等工程和测试中的实际问题也作了扼要介绍     

柔性热膜剪应力传感器水下测量温度修正

柔性热膜微传感器应用于流体壁面剪应力测量时,流体温度对传感器输出有很大影响,因此有必要对工作在非标定温度下的传感器输出信号进行修正补偿。重点研究了水下测量时传感器输出与水温的关系以及温度修正方法。通过分析传感器过热比和流体物理性质与温度的相关性,建立了流体温度与传感器过热比和标定系数的函数关系。在此基础上,提出了一种用于水下剪应力测量的温度修正方法,可以有效减小水温对传感器输出的影响。经实验验证,该方法可以使工作在25℃、28℃水温环境下的传感器输出值与其20℃标定值的相对误差从23．7％和37．1％回落到0．82％和0．83％。