■ 朱桐斌 王潔/交通運輸部東海第一救助飛行隊

通過傳感器不斷檢測航空發(fā)動機的氣動熱力學參數(shù)和力學性能參數(shù)，計算出發(fā)動機的工作狀態(tài)，可以實現(xiàn)故障預(yù)警和應(yīng)急處置的目標，能夠有效提高航空發(fā)動機的使用壽命和整體性能。采用熱電偶傳感器測量渦輪燃氣溫度時，難以實現(xiàn)熱電偶冷端恒溫條件，測量誤差很大。針對這一情況，以熱電偶冷端補償原理為基礎(chǔ)，提出了一種通過將熱電偶冷端置于渦軸發(fā)動機滑油溫度傳感器內(nèi)部并輔以全權(quán)限數(shù)字式電子控制（FADEC）系統(tǒng)修正計算，以實現(xiàn)熱電偶冷端溫度動態(tài)補償?shù)姆椒?，從而獲得準確的渦輪燃氣溫度。

渦軸發(fā)動機渦輪前燃氣溫度（TGT）是發(fā)動機運行的一個關(guān)鍵熱力學參數(shù)，用以監(jiān)控發(fā)動機性能，確保渦輪溫度在任何特定情況下都處于可控范圍。熱電偶因其獨特的高溫性能而廣泛應(yīng)用于渦輪燃氣溫度的測量。本文以熱電偶冷端補償原理為切入點，結(jié)合航空發(fā)動機滑油溫度測量系統(tǒng)與燃氣溫度測量系統(tǒng)，提出一種更精準、更簡單的燃氣溫度測量方法。以發(fā)動機滑油溫度作為補償，實時地利用計算機修正誤差，較為精確地測量出渦輪燃氣溫度，監(jiān)控并記錄發(fā)動機性能，便可早期探知發(fā)動機性能的退化，增加運行的可靠性，在最佳經(jīng)濟點進行修理。

圖1 航空發(fā)動機測溫原理

燃氣溫度的測量

TGT有時也稱為排氣溫度(EGT)，是發(fā)動機效率和推力的關(guān)鍵表征參數(shù)之一。測量EGT不僅是為了調(diào)節(jié)航空發(fā)動機性能，也為了保證運行安全。EGT的測量主要利用熱電偶原理。典型航空燃氣渦輪發(fā)動機測溫組件包括溫度指示器、熱電偶和全權(quán)限數(shù)字式電子控制（FADEC）系統(tǒng)，航空發(fā)動機測溫原理如圖1所示。

航空發(fā)動機測溫的最終監(jiān)控目標是高壓渦輪進口的燃氣溫度。但是高壓渦輪進口充滿高溫、高壓的燃氣，局限于材料科學的發(fā)展，直接測量溫度極端困難。因此，針對高壓渦輪的溫度測量也可以在渦輪的中間級或者低壓渦輪末端進行測量。中間級渦輪溫度通常是由熱電偶測量。在進行測量時，熱電偶熱端置于燃氣中，冷端放置位置需考慮的因素很多，冷端所處溫度場不穩(wěn)定會帶來誤差，冷端與熱端需要溫度差才能實現(xiàn)熱電偶的測量，同時還要考慮測量線路長度帶來的測量誤差，這就涉及到熱電偶冷端處理方法。

熱電偶冷端補償方法

針對熱電偶在發(fā)動機測溫使用過程中遇到的困難，一方面需要延長冷端到發(fā)動機外部以形成溫度差，另一方面又要增加冷端溫度補償裝置以減小溫度場不穩(wěn)定誤差。直接使用探頭材料延長冷端勢必造成材料浪費、造價昂貴。而增加冷端恒溫裝置又會使發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜化、工藝難度升級。要解決這兩個問題，就要涉及到補償導(dǎo)線和冷端處理方法。

補償導(dǎo)線的原理

補償導(dǎo)線是材料與探頭電極不一樣但是熱電性能一致的廉價導(dǎo)體，補償導(dǎo)線如圖2所示。根據(jù)中間溫度定律，只要熱電偶兩個熱電極與兩根補償導(dǎo)線的接點溫度分別相等并且補償導(dǎo)線末端溫度等于原熱電偶冷端溫度，則回路熱電動勢大小不變。

通過使用補償導(dǎo)線，可以在不浪費探頭電極材料的情況下將熱電偶冷端延伸到遠離高溫的地方，形成低溫端。

冷端處理方法

針對熱電偶的冷端處理有兩種方式：一是在熱電偶回路直接補償；二是在指示器（或控制組件）增加自動溫度補償裝置。不論采用何種方式，都需要使用補償導(dǎo)線延長冷端以降低造價。

在熱電偶回路直接補償，即控制冷端環(huán)境溫度使其保持為0℃。如果冷端處于恒溫，熱端感應(yīng)燃氣溫度，電路中就會產(chǎn)生一個與兩結(jié)點溫差成正比的電動勢。但是在實際應(yīng)用時，整個飛機上都難以找到一個可供熱電偶冷端“安身”的恒溫點，熱電偶冷端根本達不到恒溫條件，測量誤差較大，所以考慮采用第二種辦法。

在指示器（或控制組件）增加自動溫度補償裝置，即在回路外部增加補償裝置。這樣的補償裝置可以利用現(xiàn)有的發(fā)動機組件，不必完全依賴于機械上的改進。由中間溫度定律可知，“熱端溫度與0℃形成的電動勢”等于“冷端溫度與0℃形成的電動勢”和“冷、熱端之間形成的電動勢”之和。那么只要知道冷端溫度和冷、熱端之間的電動勢，就可以直接計算出熱端溫度。如果冷端溫度處于不斷變化的過程中，可把熱敏電阻傳感器與延長后的熱電偶冷端置于同一環(huán)境，通過快速響應(yīng)，利用熱敏電阻傳感器測出冷端溫度并傳入FADEC系統(tǒng)，再設(shè)計好計算機程序，使得每次輸入測量到的熱電偶電壓值都能得到實時的冷端修正。此時，冷端溫度可以選擇外界大氣溫度或是更為穩(wěn)定的發(fā)動機滑油溫度作為冷端。

圖2 補償導(dǎo)線

圖3 基于滑油溫度的熱電偶冷端補償原理圖

基于滑油溫度的熱電偶冷端處理方法在渦軸發(fā)動機的應(yīng)用

普惠公司PW210S發(fā)動機正是采用了滑油溫度作為熱電偶冷端補償，原理如圖3所示。熱電偶冷、熱端通過補償導(dǎo)線連接，熱端置于燃氣流中，冷端鑲嵌于主滑油溫度傳感器之中。PW210S渦軸發(fā)動機熱電偶傳感器分布如圖4所示，8個熱電偶在渦輪機匣上均勻分布，以測量不均勻的溫度場。測溫系統(tǒng)由并聯(lián)的熱電偶組成，以獲取平均溫度讀數(shù)。每個線束分別連著獨立的FADEC通道，F(xiàn)ADEC系統(tǒng)計算兩個通道平均值用于控制系統(tǒng)對渦輪前溫度的驗證監(jiān)控。熱電偶熱端結(jié)構(gòu)如圖5所示，熱電偶探頭由兩根不同金屬絲組成，它們在金屬保護管中連接在一起，熱電偶探頭常采用鎳鉻-鎳鋁材料。

圖4 PW210S渦軸發(fā)動機熱電偶傳感器分布

圖5 熱電偶結(jié)構(gòu)

為了得到渦輪燃氣溫度的真實值，需要對電動勢信號進行微調(diào)。熱電偶補償信號來自于嵌入滑油溫度傳感器的熱電偶冷端?；蜏囟葌鞲衅饔蓛蓚€獨立的熱敏電阻溫度傳感器組成，一個發(fā)送信號到FADEC的A通道，另一個發(fā)送信號到FADEC的B通道。如圖6所示，滑油通過油濾后立即到主滑油溫度（MOT）傳感器。MOT傳感器嵌入兩個熱電偶冷結(jié)(每個FADEC通道一個)，在FADEC系統(tǒng)計算TGT/EGT時使用。

補償信號先轉(zhuǎn)換成與FADEC處理器相容的形式，測量信號和補償信號輸入到FADEC系統(tǒng)，F(xiàn)ADEC系統(tǒng)在計算熱電偶電動勢信號時使用實時測量的滑油溫度值補償信號進行修正，以達到準確測量和指示的目的。

渦槳、渦軸發(fā)動機燃氣溫度較低，熱電偶冷端產(chǎn)生的誤差對測量結(jié)果影響很大。與傳統(tǒng)方法相比，基于自動溫度補償對冷端溫度場要求較低，只要冷端溫度測量快、準、穩(wěn)，實時利用FADEC系統(tǒng)補償計算，那么燃氣溫度指示會非常準確。由于發(fā)動機滑油溫度易測量，波動幅度不大，因此利用滑油溫度作為熱電偶冷端補償源是此類發(fā)動機的首選。

圖6 PW210S渦軸發(fā)動機主滑油溫度傳感器

結(jié)束語

本文提出的具有冷端動態(tài)補償?shù)陌l(fā)動機燃氣測溫系統(tǒng)，使用實時滑油溫度作為熱電偶的冷端動態(tài)補償，提高了渦輪燃氣溫度測量的準確性和可靠性。這一測溫系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、精準可靠、運行穩(wěn)定，完全滿足飛機指示系統(tǒng)需求，目前該方法已經(jīng)在部分發(fā)動機應(yīng)用并且取得極好的效果。