然烧室出口测温热电偶几何参数的确定

建立和完善了燃烧室出口测温热电偶接点的换热模型,发展了热电偶测温辐射误差、导热误差的修正计算方法.在此基础上,分析了热电偶几何参数对辐射误差、导热误差的影响规律.结果表明:热电偶接点大小、偶丝的粗细以及偶丝的长度等几何参数对辐射误差和导热误差具有显著影响,设计热电偶时可根据具体的使用环境对这些参数进行优化选取.     

航空发动机涡轮出口总温测控系统在线校准方法

以气流温度测量原理为基础,简述了航空发动机试车台涡轮出口总温测控系统的现场校准方法,分析航空发动机试车台涡轮出口总温测控系统的现场校准存在的缺陷,提出了在现场校准的基础上,通过在校台用航空发动机上安装精密抽气式热电偶组, 对航空发动机试车台涡轮出口总温测控系统进行在线校准的方法,同时给出了测量不确定度的评估.     

铂铑—铂热电偶的焊制

铂铑—铂热电偶的焊接是热工计量检定部门和热工仪表使用单位的重要日常工作之一。尽管热电偶工作端的焊接方法较多,但考虑到设备的成本、焊接操作是否简单易行等因素,在工厂和实验室条件下,以采用交直流电弧焊接法和盐水电弧焊接法居多。 一、直流电弧焊接法 我厂以前主要采用直流电弧焊接法,将头部磨成锥形的碳棒接于负极,热电偶的电极接于正极,调定电压后,使碳棒与电极端部瞬间接触起弧,待工作端熔成球状后再迅速分开。这种焊接方法的缺点是: 1.不易一次成功,工艺难于掌握,球头的大小、表面状况、与两电极的对称程度如有不当,就必须剪去重新焊接。一支热电偶往往需焊多次才能成功,如果以焊制一支热电偶平均剪去1cm长度计,就要损失10多元。再者,因为热电偶的高温陶瓷保护套管长度已固定,热电偶经多次焊接后,长度已不再适应于原来的保护套管,尽管该热电偶误差仍在合格范围内,也无法再继续使用下去,从而造成了极大的浪费。     

高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究

为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究,在马赫数M∞=12,驻点温度T0=650K,驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中,对一平板斜坡薄壁模型进行了试验,试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好。与此同时,对模型表面发射率的测量、模型物面坐标与热图象素坐标的对应关系也进行了初步探讨,重点提出了在大极角情况下对发射率进行修正的方法,即根据模型表面不同位置的法线,调整红外热像仪镜头轴线,使被测量区域的极角尽可能小,以保证发射率在此范围内为常数。     

液氧/煤油发动机试验低温测量系统的设计与实现

讨论了液氧/煤油发动机试车中低温测量的重要性,分析了设计目标和技术难题,详细叙述系统的组成和原理以及系统建立后调试和试验情况,得出结论。     

表面温度传感器动态响应品质研究

本文提出了一种测定已安装的表面温度传感器动态响应特性的新方法。用一种叫做回路电流阶跃响应(LCSR)实验的方法在现场测试已安装的表面温度传感器(如表面热电偶等)的暂态响应。方法是用电流加热传感器。测量电流断开后传感器的暂态响应。把该暂志响应分析用数学方法转换成传感器对被测物体表面温度变化时的响应。并且给出了已安装的表面热电偶的响应时间,对表面热电偶传感器用阶跃热流实验验证了该方法。一般来讲,该方法提供了一种可靠的在现场测试已安装的表面热电偶的响应时间的手段。另外本文还分析了影响表面热电偶温度传感器动态响应的各种因素(如设计情况、安装条件等)。     

真空热试验热电偶测温参考点分析改进

热电偶测温系统是真空热试验中最常用的温度测量系统,温度参考点是热电偶测温系统的重要组成部分。文章分析了热电偶温度参考点的各项技术要求,为参考点结构设计、热设计、电装工艺等提供了依据;同时结合温度参考点的现状,为简化操作,降低使用风险,提出了一种优化改进结构方案,并进行了热分析计算以及试验验证,结果表明该方案完全满足参考点各项技术要求。     

钨铼热电偶在航天器真空热试验中的应用

目前国内在航天器热试验温度测量方面还没有开展超过1400℃的超高温测量技术研究。文章基于航天器热试验常用热电偶测温原理,分析了钨铼热电偶的结构及制造工艺,并搭建一套热试验测量系统以验证其在航天器真空热试验温度测量系统中的应用。试验结果及数据分析表明,在真空低温环境下钨铼热电偶能够实现1600℃温度测量。     

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。