航空發(fā)動機渦輪后燃氣溫度檢測系統(tǒng)設計及關鍵技術研究

楊東亮，張 波

(1.航空工業(yè)西安航空計算技術研究所，西安710119；2.航空工業(yè)沈陽飛機設計研究所，沈陽110035)

1 引言

航空發(fā)動機超溫故障是一種嚴重危害發(fā)動機正常工作的故障模式，發(fā)生后極有可能導致發(fā)動機渦輪葉片在短時間內斷裂，斷裂的渦輪葉片會引起發(fā)動機的二次故障，從而導致嚴重的飛行事故[1]。渦輪后燃氣溫度(T6)是表征發(fā)動機工作溫度是否正常的一個重要參數(shù)，間接反映了發(fā)動機渦輪前燃氣溫度的高低，發(fā)動機控制系統(tǒng)通過對該參數(shù)的監(jiān)測實現(xiàn)對發(fā)動機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；熱電阻測溫法常應用于溫度范圍在-200～+500℃的位置，且可以通過導線補償法消除導線電阻對測試結果的影響；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[2]介紹了熱電偶應用于測量發(fā)動機壁溫的實際案例，但文中提到的方法需要提供固定的冷端補償溫度，而且應用場景為地面；文獻[3]介紹了在發(fā)動機地面試車過程中，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，利用試驗進行數(shù)據(jù)標定的過程，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[4]介紹了基于AD590的熱電偶冷端溫度檢測電路的設計；文獻[5]分析了熱輻射和熱流失帶來的熱電偶測溫誤差及相應的數(shù)據(jù)修正方法；文獻[6]和文獻[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，目前在該技術領域還存在兩點不足：①未提出高精度、實時測量航空發(fā)動機T6的系統(tǒng)設計方案；②未通過具體的試驗研究延長導線規(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實時檢測技術的軟、硬件設計方案，設計了一種基于溫度校準儀的試驗方法驗證系統(tǒng)的檢測精度，并通過數(shù)據(jù)對比研究了某些關鍵因素對T6檢測精度的影響。

2 T6檢測系統(tǒng)設計及誤差分析

2.1 硬件設計

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，又與熱電偶的冷端溫度(即參考端溫度)有關，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、精密放大器及AD轉換器構成，AD轉換器的輸出至數(shù)字處理芯片。根據(jù)中間導體定律，在熱電偶回路中接入第三種金屬材料，只要該材料兩個結點的溫度相同，熱電偶回路所產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，采樣電阻的阻值應遠大于熱電偶偶體及補償導線的阻抗(本系統(tǒng)選用20 kΩ的采樣電阻)。RC低通濾波網(wǎng)絡用來濾除熱電偶補償導線敷設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轉換器的轉換精度。AD轉換器將模擬電壓信號轉換為數(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上發(fā)動機渦輪后燃氣溫度的檢測方法，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)境溫度轉換為微弱的電壓信號，0℃時對應的輸出電壓為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轉換器完成對采樣電阻兩端電壓的放大及模數(shù)轉換，AD轉換器的輸出至數(shù)字處理芯片。

2.2 軟件設計

根據(jù)系統(tǒng)設計要求，T6的解算每200 ms進行一次，由操作系統(tǒng)進行周期任務調度。T6的解算依賴于硬件設計中所述的熱電偶熱電動勢的測量結果，及冷端補償溫度的測量結果，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。進行代碼設計時，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-電動勢對應關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解算值進行加權平均，將平均值作為最后上報發(fā)動機控制系統(tǒng)的T6。

2.3 試驗驗證

為驗證所設計T6檢測系統(tǒng)的測量精度，使用一臺Fluke 741B溫度校準儀、一臺數(shù)據(jù)采集單元和一臺測試用PC展開試驗驗證。溫度校準儀可根據(jù)設定的熱電偶類型及溫度輸出相應的熱電偶電動勢，且具有內部溫度補償功能，通過延長導線與數(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進行顯示。根據(jù)T6檢測系統(tǒng)在飛機上的使用需求，共選取從0℃到1 232℃的14個點進行試驗驗證。表1所示為溫度校準儀與數(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準分度特性產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-電壓轉換誤差。

量值轉換放大誤差：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)轉換誤差：從連續(xù)的模擬量到離散的數(shù)字量的轉換誤差。

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檢測關鍵技術研究

3.1 延長導線規(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，應盡量使參考端溫度保持恒定。實際應用中，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，遠遠超出數(shù)據(jù)采集單元可正常工作的溫度范圍。因此，應使用導線對熱電偶進行延長，將熱電偶的參考端延長到遠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生的誤差[12]。數(shù)據(jù)采集單元在遠離熱電偶的位置安裝，如圖4所示。

為研究延長導線規(guī)格對T6檢測精度的影響，分別使用普通導線及K型補償導線，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)采集單元置于設定溫度為70℃的恒溫箱中，溫度校準儀仍置于常溫環(huán)境。兩組試驗的對比結果見表2?？梢?，使用補償導線對熱電偶進行延長時，實測溫度相比于設定溫度的絕對誤差不超過6℃；而使用普通導線時，實測溫度遠大于設定溫度。原因為：使用普通導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)，這就導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線對熱電偶進行延長。

表1 渦輪后燃氣溫度檢測系統(tǒng)試驗驗證數(shù)據(jù)Table 1 Experimental verification data ofT6temperature detecting system

表2 不同規(guī)格延長導線對應的渦輪后燃氣溫度檢測數(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?？梢姡瑑煞N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、方法二進行T6解算。兩種方法的結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。由于飛機發(fā)動機工作時T6在300℃以上，因此軟件設計中應采用解算方法二。

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

4 結束語

提出了一種基于熱電偶測溫原理的高精度渦輪后燃氣溫度實時檢測方案，對方案的軟、硬件設計進行了詳細闡述，并提出了一種針對本方案的驗證試驗方法。試驗結果表明，渦輪后燃氣溫度檢測系統(tǒng)在某型航空發(fā)動機工作溫度0℃至1 232℃滿量程范圍內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)動機渦輪后燃氣溫度檢測與控制功能的需要。同時，分析了渦輪后燃氣溫度檢測系統(tǒng)的誤差來源。通過試驗數(shù)據(jù)對比、分析，研究了延長導線規(guī)格、解算方法等關鍵因素對渦輪后燃氣溫度檢測精度的影響，并給出了相應的結論與設計建議。

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