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.      

航空发动机高温测量技术

<正>航空发动机高温测量,主要是指对热端部件(燃烧室、涡轮)高温燃气与壁面温度的测量。新型航空发动机为追求更高的推重比,必然提高涡轮前燃气温度。在这种高温环境下工作,发动机的结构故障频发。因此,研究热端部件在高温临界应力下的工作。提高冷却效果,使热端部件能在寿命极限温度下连续工作,都迫切需要对高温燃气温度和热端部件的温度分布进行测量。理论上讲,所有与被测对象温度呈单调关系的可定量测量特性参数,都可用于温度测量,因此温度的测量方法和技术非常多。但考虑到测试空间、测试受感部安     

燃气分析法在高温升全环燃烧室 出口温度场试验中的应用

为了给某型高温升全环燃烧室的出口温度分布改进优化提供技术支持,采用燃气分析法和热电偶法2种测量方法测量出口温度场。燃气分析法通过2支5点非混合式取样器随旋转机构旋转1 80°,采集燃烧室出口600点样气,测量CO_2和CO_2种组分的体积分数进而计算燃气温度。在油气比0.03状态下,燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,在油气比0.037状态下,燃气分析法测到的热点温度达到2285 K,经误差分析得出CO_2和燃料热值的测量偏差对燃气分析法的温度测量影响较大,采用的燃气分析法测温系统总误差在1%以内。研究结果表明:燃气分析法是1种具有较高测试精度、可靠的高温测试技术。     

测温方法对高温升燃烧室温度场试验结果影响分析

为了给高温升燃烧室出口温度场测量提供技术支持,以某高温升5 头部扇形燃烧室试验件为试验平台,分析双铂铑热 电偶、铱铑热电偶和燃气分析3 种测温方法对高温升燃烧室温度场试验结果的影响。在油气比为0.027、0.030、0.033 和0.037 下,利 用3 种测温方法获得燃烧室出口的平均温度、热点温度、出口温度分布系数和径向出口温度分布系数,并与理论温度进行对比。结 果表明：燃气分析、双铂铑热电偶和铱铑热电偶测量的温度分别比理论值高0～1.1%、低3.0%～3.5%和低5.0%～6.5%,3 种测温方法 所获出口温度场品质差别不大。     

航空发动机主燃烧室高温测试技术

依据航空发动机主燃烧室结构及RR等国外发动机公司的研制经验,阐述了航空发动机主燃烧室试验器应当采用的合理布局。结合各类主燃烧室试验器的结构,以测量燃烧室出口温度场为目的,介绍了4种可用于燃烧室试验器温度场测量的技术,同时给出了1种燃气分析燃烧温度通用计算方法。对4种高温测试技术在不同类型燃烧试验器上的应用特点进行了比较。指出燃气分析方法测量燃烧室出口温度场具有可测量高温、数据精度高、高压环境性能可靠、在使用寿命周期内成本低的优势,是目前温度场测试的首选。     

热风洞中涡轮叶片温度场红外热像测量方法

提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明:在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃气环境中的红外热像测量结果必须按工况进行修正.      

一体化加力燃烧室方案设计及数值研究

针对未来高推重比航空发动机加力燃烧室的设计需求,提出了一种与涡轮后框架一体化的加力燃烧室方案．并用商业数值计算软件对其进行了三维冷态和热态流场数值模拟研究。结果表明,该方案利用涡轮整流支板及壁式稳定器,能够较好地组织加力燃烧室内的燃烧．出口截面温度分布均匀,综合性能良好。     

燃气分析法测量航空发动机五头部燃烧室温度场

介绍了航空发动机燃烧室温度场测量所用的燃气取样器和燃气分析系统,并对系统简化所引起的误差进行了分析.阐述了“点”燃烧温度的计算方法以及利用“点”燃烧效率、油气比和燃烧温度计算总平均值的方法.数据显示利用热电偶测量温度获得的燃烧效率比燃气分析法燃烧效率约低4%,在燃气温度约为1500℃时,热电偶测得的燃气平均温度比燃气分析法平均温度低55℃左右,同时表明燃气分析方法在测量航空发动机燃烧室温度场具有可测温度高、影响因素少、数据准确的优势.      

航空发动机高温测试技术的发展

基于航空发动机的发展，论述了研究开发高温测试技术的重要意义及其测试技术的发展，包括航空发动机热端部件表面高温测试、燃气温度测试和二次仪表等。最后对发展我国航空发动机高温测试技术提出了若干建议。     

航空发动机高温测试技术的发展

高温测试技术的研究开发在航空发动机更新换代中起着非常重要的作用。新的航空发动机热端部件表面高温测试技术和燃气温度测试技术得到广泛应用和发展。     

温度补偿器在温度过程测量记录仪表中的运用

针对“温度过程测量记录仪表”在使用中因系统误差引起的对加热设备的影响,提出了采用“温度补偿器”对“温度过程测量记录仪表”系统误差进行修正的方法。     

恒温槽温场温度均匀度的测试

分析采用温度计交换法对恒温槽温场温度分布均匀度的测试与计算方法。     

数字式温度传感器在温度测量及控制中的应用

介绍了串行数字式温度传器ＤＳ１８２１与ＭＣＵ（主机）的接口设计,以及其在小型温度测量仪中的应用。     

涡轮典型部件冷热态尺寸换算的方法研究

涡轮叶尖间隙影响发动机的性能，涡轮典型部件的冷、热态尺寸换算是间隙设计的重要内容。本文介绍了涡轮部件冷、热态尺寸换算原理，并应用优化设计方法对某涡轮叶片的冷、热态尺寸换算进行了分析，比较了优化算法与简化算法的结果。比较结果表明，优化算法的结果是合理的，此方法是可行的。最后，将优化算法应用于某涡轮盘的冷、热态尺寸换算．成功地解决了该部件的冷、热态尺寸换算问题。     

1种热敏电阻温度传感器数字接口电路的研究

在一些用单片机组成的测试仪表或控制器中，常常需要一两路温度输入信号，如环境温度、水温的测量，而若仅为一两个温度信号的测量而增加1个硬件A／D转换器，则势必增加仪表的成本。这里所要介绍的热敏电阻温度传感器的数字接口电路，每路温度测量包括传感器在内仅10元左右的成本，在－20℃～＋70℃的测温范围内测温精度可达±0.2℃。并且性能稳定，抗干扰能力较强。已成功地应用在工业测控仪表中。     

变温条件下的老化等效温度研究

基于阿伦尼乌斯(Arrhenius)公式,推导得到了变温环境下的老化等效温度模型,并根据实际监测的环境温度数据,计算了实测环境温度下的老化等效温度。在此基础上,根据不同海域环境温度统计模型及数据,得到不同海域老化等效温度,从而为变温条件下的老化计算和加速试验方案设计提供了参考。研究表明,环境温度受季节和昼夜变化影响,呈现交变的特点;老化等效温度大于平均温度,且与活化能的变化正相关;在高温海区贮存,其老化等效温度将增加,长期老化累积也将增加。     

试论低温钢低温韧性的改善

通过调整合金成份和改变热处理制度试验,有效地提高了低温钢的低温韧性。文章介绍了试验过程和效果。     

航发高温内腔温度场模型的建立与仿真分析

航空发动机内腔温度高、变化快，传统接触测试方法需要破坏结构或加载传感器于内腔获取温度数据。针对这种高温测量应用需求，从热传导和热弹性理论出发，理论分析了温度场作用下的钢质薄板变形特性。基于热弹性的基本方程和边界条件，研究了符合轴对称原则的金属薄板的应力、应变、位移、温度之间的数学关系，建立了多项式方程求解金属薄板温度位移模型。依据金属薄板材料参数和边界约束条件，有限元仿真分析了金属薄板的热变形状态，仿真结果与建立的模型计算数据比对验证基本一致，初步验证了温度计算模型的可靠性，为微变形内推温度测量提供可能。     

高温气流温度传感器测温偏差关键影响因素分析

为建立航空发动机高温气流温度传感器的数学模型,并给出其典型推荐结构,对高温气流温度传感器在热校准风洞上进行校准,得到不同温度传感器在不同工况条件下的测温偏差,并针对屏蔽罩长径比、冷却介质量、偶丝材料、传感器结构、外壳冷却方式以及偶丝倾角等关键影响因素,对其影响机理进行分析,得到了温度传感器测温偏差的影响规律。结果表明,采用大长径比、单屏蔽、干烧式结构,增大偶丝倾角,采用低导热系数的偶丝材料、以及减少冷却介质量,均可减小温度传感器的测温偏差,当长径比≥5时,温度传感器在1300℃以下的相对测温偏差不超过2.2%。