航空發動機低壓渦輪出口溫度標定方法研究與應用

柳陽

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

航空發動機低壓渦輪出口溫度標定方法研究與應用

柳陽

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

在航空發動機試車過程中，針對數字電子控制器采集低壓渦輪出口燃氣溫度（T6）高于試車臺數采系統采集值的現象，進行了多輪測溫試驗，并結合T6測溫原理、熱電偶及補償導線電氣特性等，提出了從數字電子控制器電路板終端進行溫度標定的方法，以確保在發動機實際試車過程中控制器測量的T6值更接近真實溫度。試驗結果表明：在航空發動機試車中采用在數字電子控制器T6采集電路板的補償導線終端進行標定的方法后，由數字電子控制器與試車臺數采系統采集的T6值相差1℃以內，證明該標定方法準確可行。

低壓渦輪出口燃氣溫度；數字電子控制器；標定；航空發動機

0 引言

航空發動機低壓渦輪出口燃氣溫度（T6）是衡量發動機性能和試車過程監控的重要參數之一，測量的準確性會直接影響發動機性能評價的準確度[1-2]。在某型航空發動機試車過程中，由于數字電子控制器比臺架數采系統采集的T6高30℃，造成控制系統對發動機提前限溫，導致主機狀態降低，嚴重影響了發動機性能。

本文為獲取準確的T6值，在發動機試車臺及控制系統試驗室分別開展了T6測溫試驗，通過對測溫通道各環節逐步排除驗證及理論分析，最終找到2套溫度測量系統存在差異的根本原因，并給出了正確的標定方法。

1 熱電偶的測溫原理分析及排故過程

1.1 熱電偶的測溫原理

渦輪出口燃氣溫度測量系統由8支熱電偶（采用雙余度設計）、補償測量器和補償導線束組成。熱電偶工作原理[3-4]如圖1所示[5]。其原理是將2種不同材料的均質導體A、B組成閉合回路。A、B偶絲稱為熱電極，放在被測對象中，感受溫度變化的一端稱為工作端或熱端，另一端稱為自由端或冷端。從圖中可見，當t>t0時，導體A的電子密度大于B的，則在回路中產生溫差電勢eA(t,t0)和eB(t,t0)，接觸電勢eAB(t)和eAB(t0)，形成熱電流，該過程為熱電效應。回路中總熱電勢等于各電勢的代數和[6]，即EAB(t，t0)=eAB(t)+eB(t,t0)-eAB(t0) -eA(t,t0)。

圖1 熱電偶工作原理

熱電偶是測量溫度的感溫元件，利用熱電效應將溫度信號轉換為電信號再由儀表顯示出來。熱電偶所產生的熱電勢與其兩端的溫度值有關，本身不能消除冷端溫度變化對測溫的影響，不起補償作用，因此采用補償導線把熱電偶的冷端延伸到溫度比較穩定的控制室內，連接到儀表端上。

目前，T6測量采用熱電偶進行。將熱電偶放在低壓渦輪出口燃氣流中，冷端通過補償導線與測量系統相連，電偶上的熱電勢取決于熱端和冷端的溫度[7]。由于熱電偶和補償導線內阻的平衡，在集電環將熱電偶并聯的情況下，得到熱電勢的平均值。采用熱電偶測量T6的電氣原理如圖2所示。8支熱電偶中每組信號均采用并聯方式：1路信號通過補償導線輸出至數字電子控制器，另1路信號通過補償導線傳輸至地面數采系統，2路信號分別用于控制和監視發動機狀態。

圖2 熱電偶測溫電氣原理

1.2 熱電偶排故試驗

發動機測溫用的8支熱電偶檢測結果表明，熱電偶工作穩定，測量誤差在1%內，滿足使用要求。因此，排除因熱電偶故障導致采集系統產生差異的可能性。

2 2種T6采集通道準確性驗證

為驗證數字電子控制器與臺架數采的T6采集溫度差異來源，在試車臺分別進行采用加熱爐加熱熱電偶方式的測溫試驗及在試車過程中測量T6采集電壓的試驗。

2.1 采用加熱爐方式的測溫試驗

采用溫度檢定爐提供溫場環境，將放在爐中的K分度熱電偶與溫度控制器相連，用來測量爐溫并將溫度信號反饋給溫度控制器。將標準S分度熱電偶放置在檢定爐中間位置，用于測量準確的溫場溫度，多功能數表與標準S分度熱電偶相連并輸出其電壓值，通過查S分度表將電壓值轉化為溫度值，該溫度值作為比對的標準值。將另1支K分度熱電偶放在檢定爐中感受溫場溫度，其輸出信號經臺架端子排傳輸至數字電子控制器和臺架數采T6測量通道，2個系統采集到T6值后與標準S分度熱電偶輸出溫度值進行比較。

熱電偶是測量偶絲兩端的溫度差，因此必須知道熱電偶冷端的溫度，才能最終測量出熱電偶測量端的溫度[8]。由于測量端的溫度可能較高且不斷波動,為使測量設備顯示更準確，通常用補償導線將熱電偶自由端延伸到溫度恒定的場所[9]。熱電偶的冷端補償一般采用冰點法和冷端補償法，本次試驗采用冰點法。將上述3支熱電偶的補償導線與測量儀表采用的普通導線連接點置于冰點補償器中，并保持恒定[10]，確保每支熱電偶的輸出值均為相對冰點零度溫度值，T6測溫試驗原理如圖3所示。

圖3 T6測溫試驗原理

2.2 試驗現象

采用如圖3所示的試驗原理及接線關系，當壁溫爐加熱恒定后，S分度熱電偶輸出的對應溫度為526℃，此時控制器輸出溫度為558℃，臺架測量T6值為526℃，證明臺架測量T6值接近實際溫度，數字電子控制器測量的T6值比實際溫度約高30℃。

2.3 電信號測量試驗

在某型發動機試車過程中，慢車時在臺架端子排處測量進入數字電子控制器的T6信號電壓值為14 mv，按照K分度熱電偶的對應關系，其對應溫度為343℃，數字電子控制器硬件電路的補償溫度約為23℃，因此數字電子控制器的T6輸出溫度值應為366℃。而實際控制器輸出值為396℃，此時臺架T6值為367℃。

上述2種試驗結果表明，臺架測量的T6值更接近發動機實際T6值，數字電子控制器采集的T6值比實際溫度約高30℃，所以其采集通道測溫不準確，其原因應主要從數字電子控制器T6測溫原理及控制器與臺架的接線差異等方面查找分析。

2.4 數字電子控制器T6采集通道工作原理

數字電子控制器T6采集通道硬件電路采集到輸入的電壓值后，經過濾波、放大電路以及A/D轉換等環節將電壓值轉換成計算機碼值。數字電子控制器軟件通過T6標定曲線將計算機碼值轉換成電壓值，并與數字電子控制器內部T6溫度補償模塊的電壓值疊加，最后用數字電子控制器軟件程序根據K分度表的對應關系將電壓值轉換成溫度值，并在上位機上顯示輸出，數字電子控制器T6采集通道工作原理如圖4所示。

圖4 控制器T6采集通道工作原理

2.5 T6采集通道電纜結構關系

臺架數采系統T6測溫補償端在發動機試車間，冷態時補償導線兩端溫度一致，其采集通道接線關系如圖5所示；而控制器采用的補償方式是將補償端延長至試車監控間的控制器電氣插座處。二者冷端補償溫度不一致。

圖5 臺架T6采集通道接線關系

2.6 試驗結果與理論分析

由于數字電子控制器T6標定曲線采用多功能校準儀在發動機試車間的發動機集電環插頭處發出設定溫度所對應的電壓信號，由數字電子控制器進行采集，如發動機試車間溫度為-10℃，放置數字電子控制器的室溫為20℃，補償導線將多功能校準儀發出的電壓信號傳輸至數字控制器T6采集模塊的同時，由于其特殊的電氣特性，產生的反熱電勢也疊加在電路中，導致在標定過程中數字電子控制器采集到的各溫度值比設定值均相應約低30℃。在發動機試車過程中，由于熱電偶所處的環境溫度高，根據熱電偶及補償導線的工作原理，導體的電子溫度從高向低處走，因此不會產生反熱電勢，所以用該標定方法進行發動機試車，由數字電子控制器采集的T6溫度值比實際值約高30℃。

臺架電纜結構的臺架T6補償修正端位于發動機試車間，與標定時信號發生端處于同樣環境溫度下，因此對臺架T6進行標定時，補償導線的冷、熱端溫度相等，不會產生熱電勢。從T6修正端至臺架端子排之間使用普通導線，不存在補償導線的熱電勢效應，所以臺架測量的T6值更接近實際溫度。

3 改進方案

鑒于以上試驗及理論分析，為避免標定時補償導線兩端的溫差疊加在電路中產生反熱電勢，影響發動機標定及試車過程中數字電子控制器T6采集值，并確保數字電子控制器T6采集值的準確性，要求在數字電子控制器T6采集電路板的補償導線終端進行標定。

4 結束語

采用在數字電子控制器T6采集電路板的補償導線終端進行標定的方式進行某型發動機試車，在試車過程中由數字電子控制器采集的T6值與臺架T6值幾乎一致，差值在1℃范圍內。試車結果表明：在數字電子控制器T6溫度采集電路板的補償導線終端進行標定的方法準確可行。

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Investigation and Application of Calibration Method for Aeroengine Low Pressure Turbine Exit Temperature

LIU Yang
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

The phenomenon of low pressure turbine exit temperature sampled by the digital electric controller was higher than test stand digital collection system in the course of aeroengine trial test.Multiple temperature measurement tests were carried out,combined with the principle of T6temperature measurement,electric characteristics of the thermocouple and compensatory lead etcetera.The method of temperature calibration from the end of digital electric controller circuit was brought to ensure the temperature of T6measured by digital electric controller was closed to the actual temperature in the process of engine trial test actually.The test results show that the T6value difference between sampled by the digital electric controller and sampledty test stand digital collection system is no more than 1℃,the fact proves that the calibration method is accurate and feasible.

low pressure turbine exit temperature;digital electric controller;temperature calibration;aeroengine

柳陽（1980），女，碩士，工程師，從事航空發動機控制技術研究工作。

2012-12-10