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超声测温技术在模拟航空发动机燃烧室温度测量中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
温度的测试对航空发动机的发展具有重要的意义,燃烧室出口温度是航空发动机的一个重要参数.超声测温技术具有测温范围广、响应快、精度高等优点,近年来被广泛应用于高温测量领域.设计了一套应用于模拟航空发动机燃烧室的超声测温系统.介绍了超声测温的基本原理,设计了基于铱铑合金的超声测温传感器,并在1 600℃高温炉内进行温度与声速的标定实验,最后将铱铑合金超声测温系统应用于模拟航空发动机燃烧室出口气流温度的测量试验中,获得温度-时间曲线,同时将测量结果与热电偶测量数据进行对比分析.结果表明,铱铑超声温度传感器的测量准确度可以达到97%. 相似文献
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在热电偶的制造和使用中,常因某些因素而造成沿偶丝长度上热电性质的不一致,称为不均质。不均质偶丝在使用时若存在温度梯度,将产生不均质热电势ε,它与热电偶测温热电势E(t,t_0)迭加,即引入测温附加误差——不均质误差,其值可达几度至几十度。不均质热电势与热电偶使用时的温度分布有关。热电偶是在环境温度下穿过测量对象外壳的保温层再插入测温区的,沿热电偶长度X方向的 相似文献
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热障涂层(TBC)被用于航空发动机涡轮叶片表面的热防护,主要由粘结层和陶瓷层组成,准确测量陶瓷层表面与粘结层/陶瓷层界面温度分布对指导涂层高隔热结构设计与制备具有重要意义。现有非接触式与接触式测温技术可测量表面温度,接触式测温技术可测量界面温度。主要介绍了3种用于测量航空发动机涡轮叶片表面温度的技术,其中,适用于TBC表面测温的包括以光学原理为主的红外辐射、荧光、晶体、光纤测温技术;以热致变原理为主的示温漆测温技术;适用于TBC界面测温的以热电原理为主的填埋式热电偶、薄膜热电偶测温技术,并介绍了其测温的原理、优势和局限性。进一步对TBC隔热机理及性能优化进行了介绍,并对TBC表/界面测温技术及涂层结构设计方向进行了展望。 相似文献
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基于中国计量科学研究院的高温黑体炉设计了一种适用于钨铼偶等高温热电偶的校准方法。优化设计的均温块测温孔轴向均匀性20mm范围内小于0.5℃,优选的测温孔与中心孔的辐射温度差异可达到小于0.5℃。经铂铑10-铂热电偶验证了基于高温黑体炉的校准方法,在800~1300℃与S型热电偶标准热电势间差异小于0.5℃,不确定度评估为0.8~1.5℃,k=2。在800~1900℃范围内,测试了多只不同来源的C型钨铼偶热电势并考核了偶丝校准前后的均匀性,实验结果表明,钨铼偶丝与国际标准钨铼偶热电势的差异基本保持在1%以内,校准不确定度为3.7~13.0℃,相对不确定度为0.7%t (t为温度),k=2。 相似文献
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在航空发动机整机试验和部件试验中,广泛应用镍铬—镍硅型热电偶材料来测量温度,以整机试验气流温度测量为例,采用镍铬—镍硅型热电偶材料多达50%至80%。通过对试验数据的分析,发现偶丝材料的精度直接影响到试验结果。一机部上海电器科学研究所1979年研制成的高精度镍铬—镍硅热电偶材料,引起国内不少科研单位、大专院校和生产部门的重视,并逐步推广使用。 相似文献
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热电偶作为测温元件,其结构简单、制造容易、使用方便,可就地测量和远传。在工作时只要显示仪表配合即可测量气体、液体、固体的温度,所以热电偶是使用最广泛的测温元件之一。但是其输出热电势与温度之间的关系为非线性特性,且其非线性程度较严重,又由热电偶的工作原理可知,热电偶产生的热电势与热电偶两端的温度差有关,而热电偶的温度———热电势分度表是以参考温度为0℃时给出的,所以在实际使用中,热电偶的线性化处理和冷端温度的补偿准确度,是影响热电偶测量准确度的两大重要因素。最近我们在研制多路测温仪中,尝试了一种新的线性化处理… 相似文献
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新一代的热电偶固结粉 总被引:1,自引:0,他引:1
消耗型快速热电偶(YB/T163-2008)是一种用于快速测量熔体金属温度的微型热电偶,在制作微型热电偶时,需要用热电偶固结粉将测温电偶丝、石英玻璃保护管、参考端焊点以及金属帽按标准要求固定在耐火泥头中。因此,热电偶固结粉必须具有良好的浇灌性能、固结性能、耐高温性能和电绝缘性能。 相似文献
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SiC晶体测温技术研究 总被引:2,自引:0,他引:2
《中国测试》2017,(5):1-4
针对航空发动机结构复杂和工况条件苛刻的问题,研究基于SiC晶体材料的测温技术,解决航空发动机燃烧室、涡轮和尾喷管等高温部件的测温难题。选取国产6H-SiC晶体作为材料,进行6H-SiC晶体的中子辐照。研究晶体测温的温度判读方法,提出X射线衍射峰半高宽作为温度判读参数,测量温度可达1 600℃,测量精度达到1%,比国外晶体测温技术的测温范围更高。该测温技术具有微尺寸、微质量、无引线的非侵入式优点,可用于航空发动机及燃气轮机的高温测量。 相似文献
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为了提高旋转盘腔温度和压力测试的准确性,开展温度补偿和压力修正方法研究。针对旋转盘腔温度测试时,滑环引电器普通导线无法产生电势差导致测温误差较大的问题,提出了温度补偿方法,将温差转换为电势差补偿到输出电势中,之后根据热电偶电势与温度的关系计算得到测量端真实温度;针对旋转盘腔旋转状态下,引压管中的空气柱产生管涌效应导致低半径处的传感器产生测量误差的问题,提出了压力修正方法,将管内空气柱进行分段,每段视作均温气体,推导得到压力修正公式。开展试验对所提出的温度补偿和压力修正方法的应用效果进行验证,结果表明:对热电偶测温结果进行补偿后,误差低于1%;对压力测量结果进行修正后,相对偏差不超过0.8%,且转速越高,压力修正效果越明显。修正后的温度和压力精度满足航空发动机旋转盘腔实际测量需求,证明了所提出方法的准确性,为航空发动机转子的寿命评估提供了重要技术支撑。 相似文献
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