发动机温度测试技术

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航空发动机试验与测试技术发展分析

航空发动机试验与测试技术发展分析摘要：随着航空事业的快速发展，对航空发动机试验与测试技术的要求也在提高。

航空发动机试验测试技术是集流体力学、热力学、计算机、电子学、控制学、材料学、结构力学等为一体的综合性学科。

无论在研制过程中，还是在批产、使用过程中，发动机试验都是一个至关重要的环节，大多数的技术质量问题可以在这个环节暴露。

关键词：航空发动机；测试技术；发展1航空发动机试验特点航空发动机试验种类很多，试验设备、试验条件和试验环境等也是千差万别。

按试验对象，可分为零部件试验、系统试验、核心机试验、整机试验。

按学科专业，可分为气动、燃烧、换热、控制、机械传动、结构强度、材料、工艺等各类试验。

按最终目的，可分为科学研究试验、型号研制考核试验和批生产发动机试验。

按试验项目，可分为基本性能试验、基本功能试验、可靠性试验、环境试验、生存能力试验。

由于试验种类多、试验项目多，所以航空发动机试车台也迥然不同，整机试车台主要有性能试车台、起动规律试车台、姿态试车台、高空模拟试车台、电磁兼容试车台、轴功率试车台、螺旋桨试车台等。

由于试车台的功能不同，所包含的系统也千差万别，如台架系统、进气和排气系统、液压加载系统、燃油系统、滑油系统、电气系统、测试系统等不尽相同。

2航空发动机试验测试技术发展现状历经多年的发展，我国航天发动机在试验测试技术等方面所取得的成就是显而易见的，作为航空发动机的重要组成部分，测试技术的发展将对其整个航空事业的发展有着极其重要的作用。

尤其是近年来数字模拟技术和仿真技术更是加速了试验测试技术的发展，一定程度上不仅仅减少了试验的次数，更是提高了测试的准确度和精准度。

试验测试技术也已由传统的试验更显迭代得到了较大的进步，这也将是未来航空发动机发展的重要方向。

与此同时测试技术的发展进步离不开相关技术的迅猛发展。

如计算机技术、光电技术、电磁感应技术等，都对其测试技术的发展起到了重要作用。

在以往测试技术的运行过程中主要是依据传统的测试方式进行试验或是数据搜集，大大降低了其数据的准确性，然而利用激光、红外线等技术将原有的信息数据进行实时数据监控，这就大大增强了系统对数据的全面分析，并利用计算机技术形成体系化的网络管理模式，能够在第一时间检测出航空发动机的性能及直观的进行数据分析。

(完整版)航空发动机试验测试技术

航空发动机试验测试技术航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。

在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。

试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。

因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。

从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。

部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。

整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。

下面详细介绍几种试验。

1进气道试验研究飞行器进气道性能的风洞试验。

一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。

然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。

进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。

实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。

2，压气机试验对压气机性能进行的试验。

压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。

压气机试验可分为：(1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。

汽车发动机测试技术趋向智能化

有限公司、河南洛阳南峰机械厂、７研究０
所、杭州奕科机电技术有限公司、杭州中成
测试设备有限公司、苏南通常通测试设备江
发动机测试分生产过程的检测和研发过程的测试。用于生产过程检测的设备要求精度可略低一些，测量的项目也少一些，但要
国汽车发动机测试设备与国外的差距明显，而且国内基本没有生产整套发动机测试设备的厂家，汽车发动机厂需自己购买测功
器、油耗仪、各种热电偶、传感器和二次仪表进行测试，测试过程基本为手工操作，数据基本靠人工采集和后处理，精度
动机常规性能试验中测量的参数有发动机的功率、扭矩、转速、燃油消耗量和燃油消耗率、燃油温度、润滑油压力和温度、进气压力和温度、排气温度和压力、冷却水的进出口温度等。ຫໍສະໝຸດ 维普资讯维普资讯
汽车发动机测试技术
趋向智皂化
汽车技术的发展很大程度上取决于试验
技术的发展。内外技术处于领先地位的汽国
发动机的各种参数通过各种类型的传感
器实时测量，现代高水平的试验室可同时
有限公司等企业的技术水平和生产能力都有
了较大的提高， ‘ 不但能生产性能水平较高的
测功器，也能生产成套的发动机常规测试设
备及部分专用测试设备。但与国外先进水平
求测试速度快，辅助工时少，一般都采用快
速连接装置。而研究开发用的试验台架要求

大学毕业设计论文 - 燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术

燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术一、引言现代军用飞机对发动机提高推重比的要求持续增加。

提高压气机压比以提高循环效率、增加涡轮进口温度以提高单位推力是提高推重比最直接和最有效的方法。

因此，燃烧室部件设计将向高温升高热容方向发展，燃烧室进出口平均温度不断提高，在研和新研制的第四代涡扇发动机推重比为10．O一级，燃烧室进口平均温度为850K，出口平均温度为1850K，按热点系数O．3计算，热点温度可达2150K，正在预研的第五代发动机以涡扇发动机为主，交循环及组合，推重比12．0一级燃烧室出口平均温度为2000K，推重比15．0一级燃烧室出口平均出口温度为2150K，热点温度当然更高。

现代航空发动机测试是航空推进技术的支撑性技术，是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要技术环节。

发动机高温燃气测量是最重要的测试技术之一，温度是确定热端部件性能和寿命的最关键参数。

将有助于燃气涡轮设计师和工艺师正确了解在燃烧室中所发生的燃烧过程。

这使得高温燃气温度测量成为发动机测试中特别重要、难度较大的关键技术。

传统的燃烧室出口温度场测试手段是铂铑系列热电偶。

新型燃烧室燃气的高温、高速、高压条件已经超过常规铂铑系列热电偶的应用范围。

为了获得燃烧室出口温度场的关键数据，必须寻求新的适用于燃烧室部件性能试验的高温燃气温度测试手段与方法。

气体温度测量，尤其是动态气体温度测量技术经历了一个发展过程。

从20世纪50年代到70年代，主要工作是集中于采用热电偶在测量气流温度时所遇到的几个误差的确定，如辐射误差、导热误差、速度恢复误差以及在气流温度发生阶跃变化时，热电偶时间响应的研究。

为了解决脉动气体温度的测试问题，曾经力图将热电偶做得很细，80年代以后，各种新技术、新的探针和手段应用于气流温度测量，主要有先进的探针技术、燃气分析技术、光纤温度传感器、光谱技术以及采用数字信号处理技术的动态气体温度测量系统。

目前，提高高温应变能力的研究也在进行之中。

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

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许琳;王高;吕国义;蔡静;杨永军;王晓良;曾行昌;王仲杰【摘要】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％.【期刊名称】《测试技术学报》【年(卷),期】2019(033)002【总页数】7页(P178-184)【关键词】航空发动机燃烧室;出口温度;超声测温;铱铑合金;超声换能器【作者】许琳;王高;吕国义;蔡静;杨永军;王晓良;曾行昌;王仲杰【作者单位】中北大学信息与通信工程学院,山西太原030051;中北大学信息与通信工程学院,山西太原030051;北京长城计量测试技术研究所,北京100095;北京长城计量测试技术研究所,北京100095;北京长城计量测试技术研究所,北京100095;中国航发沈阳发动机研究所,辽宁沈阳110015;中国飞行试验研究院,陕西西安710089;中国飞行试验研究院,陕西西安710089【正文语种】中文【中图分类】TH8110 引言现代航空发动机测试技术是发动机推进技术的重要支撑，也是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要环节[1].燃烧室出口温度对航空发动机来说至关重要，获得准确的温度数据可以延长发动机的使用时间并且提高各部件的性能[2].为使发动机能够快速推进发展，必须寻找一种可靠高效的温度测量方法.目前，航空发动机燃烧室出口温度的测量主要采用接触式测温和非接触式测温两大类[3].最常用的有热电偶和辐射测温仪，热电偶灵敏度高，精确度也高，但很难满足长时间高温连续测量的要求；辐射测温仪在测量过程中受环境影响比较大，发射率的改变会导致测量误差增大.为了满足长时间精确测量的要求，迫切需要探索新的高温测量手段.超声测温技术具有测温范围广、精度高、响应快、稳定性好等优点，主要应用在一些常规测温方法不能适用的特殊场合，如高温及强辐射条件核反应堆、环境恶劣的热炉以及等离子体室等高温测量中[4,5].近年来，各国学者对于超声波测温技术的研究已经很深入，美国的 SEI公司将研制的Biolerwatch系列声学温度计用于测量大型火力发电厂中锅炉内部温度场的分布情况，温度测量范围为300～2 700 ℃.英国的CODEL公司生产的声学测温装置，通过在待测温区表面大量布置传感器可实现大型烟气管道中某一截面气体温度的实时测量[6].超声测温的这些特点使它成为航空发动机燃烧室测温的极佳选择，也是当前高温测量领域的研究热点.1 超声测温原理超声测温作为一种新型的测温技术，是基于超声波在介质中的传播速度与介质温度有关的原理实现的[7].超声波在固体材料中传播时，声速会随着材料温度的升高逐渐减小，二者有较好的单值函数关系.声速可以通过直接测量声波在被测介质中的传播速度获得，也可以通过测量放在被测介质中材料的声波传播速度来获得，本文采用第二种方式测温，即通过测量声波在放在被测介质中传感器的速度来推算被测介质的温度.超声波在固体中的传播速度为[8](1)式中： E为固体材料的弹性模量；ρ为固体材料的密度，材料的弹性模量和密度都与温度有函数对应关系，因此由式(1)可得到温度与声速的对应关系.根据温度与超声波速度的对应关系，可以计算出不同声速下介质的温度[9].2 超声测温传感器设计超声测温系统如图 1 所示，主要包含超声导波测温仪、超声换能器和传感器三部分.超声导波测温仪可以激发并回收电信号以及实现数据的采集和存储.超声换能器可以实现电信号与超声信号的双向转换[10].本文主要介绍传感器的设计部分.图 1 超声测温系统Fig.1 Ultrasonic temperature measurement system超声波在介质中传播遇到截面和端面会发生反射，如果在距离端面确定的位置人工设计一个节点，那么超声波在节点处反射的回波和在端面处反射的回波将有一定的时差，如图 1 所示.若截面到端面的距离以及接收端接收两个反射波的时差已知，便可计算获得超声波在不同温度介质中传播的速度，即(2)根据温度与超声波速度的对应关系，可以计算出不同声速下介质的温度.2.1 传感器材料传感器的材料决定了所能测得温度的范围及精度.制作超声测温传感器所选用的材料需要具有良好的传声性能且对温度敏感[11].如今的航空发动机燃烧室温度可超过2 000 K，因此材料必须具有足够高的熔点，且在超高温环境下具有稳定的物理和化学特性.首先考虑用难熔金属如铱、铼、铑、钨等以及它们的合金或高熔点晶体材料制作超声测温传感器[12].在实际测量环境中需要将传感器敏感元件部分探入燃气管道中，为了让敏感元件与高温气流场充分接触以进行热传导，敏感元件放置方向应与气流方向平行，在这过程中晶体材料容易折断，这就限制了传感器材料的选择.金属材料相对于晶体材料具有良好的延展性与可塑性，能够更容易地探入管道中进行测量，故一般采用金属或金属合金制作传感器.难熔金属在高温环境下大都容易氧化，如金属钨、铼等.制作成的传感器必须在真空或惰性气体保护的环境下使用，而燃气管道内气体成分复杂，无法达到钨、铼等金属对应用环境的要求.在元素周期表中还有铱、铑等铂系金属既有高熔点，同时具备不易氧化的特点.铱的熔点是2 410 ℃，但在600 ℃会发生氧化，体现在材料重量会增加.但在1 000 ℃以上的高温下其氧化物又会挥发，材料重量反而下降[13].铑含量的增加会使这种失重现象减小，大幅提高了铱的耐高温上限.当铑含量在40%时，铱铑合金的杨氏模量处于最低点，依据式(1)此时声速有利于测量.同时铱铑合金具备良好的传声特性，并且对温度很敏感.所以铱铑合金比纯铱更适合做传感器材料.2.2 敏感元件尺寸设计超声波在不同介质的界面处以及传输路径的变截面处传播时，都会有反射以及透射现象.反射系数以及透射系数主要由超声波的阻抗决定，若想获得理想的反射波信号，需要使超声波在变截面处的反射系数和透射系数与声波阻抗相匹配.声导波阻抗公式为Z=ρcA,(3)式中：ρ为材料的密度； c为超声波速度； A为波导材料的横截面积.已知波导材料的直径d，可计算出横截面积A.(4)传感器的反射系数R、透射系数T分别为(5)(6)式中： Z1为凹槽前的声波阻抗； Z2为凹槽处的声波阻抗.根据以上公式可以得到反射系数、透射系数与敏感元件直径的关系，即(7)(8)由式(7)可以推出反射系数与波导材料直径的关系，即(9)经过计算，取直径为0.5 mm的铱铑丝作为传感器敏感元件.为了使端面和截面处的两个反射波在接收端不发生混叠，需要设计合适的反射间距，即凹槽到端面的距离.由图 1 可知，凹槽与端面的距离L和超声脉冲激励时间t1应该满足以下关系(10)为了获取良好的反射信号，在距离端面28 mm 处人工刻制一个凹槽.传感器各项参数如表 1 所示.表 1 传感器参数Tab.1 Sensor parameters参数长度/mm直径/mm凹槽直径/mm区截长度/mm数值8000.50.2283 传感器校准实验及结果传感器制作完成后，首先要在实验室中进行校准实验.校准实验系统图如图2 所示，包括超声导波测温仪、超声换能器、铱铑合金超声测温传感器和一台可加热到1 600 ℃的高温炉.按图中顺序将实验装置连接，其中传感器带有凹槽的一端伸入高温炉的中心区域.温度每升高100 ℃，超声导波测温仪采集一次数据.超声换能器的频率对于信号采集有重要影响，在符合频散的范围内，超声换能器频率越小，采集的信号越不易衰减，精度高，容易分辨.但根据信号与系统的原理，频率降低，信号波形的包络会变宽，甚至出现信号混叠现象，这对于后期数据处理造成麻烦.综合考虑，选择频率为1 MHz的超声换能器.图 2 校准实验系统图Fig.2 Calibration experiment system图 3 为第一次校准实验过程中4个不同温度点的波形，温度分别为400，800，1 200和1 600 ℃.从图中可以明显看出，400 ℃时两个反射波之间的传输时差为11.51 μs，随着温度的升高，截面波和端面波的传输时差逐渐增大.当温度上升到1 600 ℃时，时差增大到14.03 μs.图 3 不同温度下的波形图Fig.3 Waveforms at different temperatures为了获得准确的声速与温度的对应关系，实验选用的是100 MHz的采集卡，标定实验共进行5次，实验结果如图 4 所示.提供高温环境的炉腔内温度梯度分布不大于10 ℃，传感器凹槽所在的位置温度梯度分布不大于2 ℃.因此，可忽略环境噪声对时差的影响.从图 4 中可以看出，随着温度的升高，声速明显减小，且温度越高，减小速度越快.5次实验获得的声速与温度的关系具有良好的稳定性与重复性，为传感器的实际应用提供了理论基础.图 4 温度-时差曲线图Fig.4 Temperature-delay time curve4 实际应用及测试结果4.1 测试过程沈阳航空航天大学已成功搭建某型号发动机主燃烧室部分的测试实验台，系统可以稳定在1 200 ℃ 温度下长时间运行，燃烧室进口最大空气量可达0.4 kg/s，基本能真实模拟燃烧室出口的测试环境，该实验台主要由燃烧室、加速喷管、测试段等部分构成[14]，本实验在测试段完成.模拟航空发动机燃烧室燃气管道温度测量接口如图 5 所示，测温系统如图 6 所示.超声测温系统由超声导波测温仪、铱铑合金传感器、金属保护鞘构成.为了获得准确的温度数据，需要传感器与燃气温度场充分接触，且要避免高温高速燃气对传感器的损伤.因此设计如图 7 所示的金属保护鞘.开始实验前，先将封装好的传感器和热电偶固定在燃气管道接口处，铱铑超声温度传感器和热电偶的安装位置如图 8 所示.将超声导波测温仪设置成连续采集模式，采集时间为30 min.实验台做好点火准备工作后，超声导波测温仪对管道内燃气温度进行采集并存储.图 5 温度测量接口示意图Fig.5 Temperature measurement interface图 6 测温系统示意图Fig.6 Temperature measurement system图 7 传感器实物图Fig.7 Photograph of sensor图 8 传感器安装位置Fig.8 Sensor installation location4.2 测试结果铱铑合金超声测温传感器和双铂铑热电偶测得的航空发动机燃烧室出口温度如图 9 和图 10 所示.两种测温方式所测得的温度-时间曲线趋势基本吻合.实验采集时长为1 800 s，实验台开始点火后，温度迅速上升至1 200 ℃ 左右并保持稳定.从铱铑合金超声测温传感器测得的温度-时间曲线可以看出，实验过程中有两次升温，第一次温度最高上升至1 375 ℃，第二次温度最高上升至1 490 ℃.表 2 为实验过程中两种测温方式在1 200 ℃ 稳定阶段和两次温度升至最高点时的数据对比.由于燃烧场温度本身具有不均匀性，且铱铑合金超声测温传感器和热电偶安装的位置不能完全重合，各时间点测得的温度有不大于50 ℃的差异，铱铑合金超声测温传感器的准确度高达97%.图 9 铱铑合金超声测温传感器实验结果Fig.9 Experimental results of the iridium ultrasonic temperature sensor图 10 热电偶实验结果Fig.10 Experimental results of platinum rhodium thermocouple表 2 部分采集数据Tab.2 Partially collected data时间/s200431993超声测温传感器/℃1 2441 3751 490双铂铑热电偶/℃1 2101 3631 5275 结论为解决航空发动机燃烧室温度的测量问题，依据超声测温原理，选取铱铑合金作为波导材料，制作了超声测温传感器.在1 600 ℃ 高温炉内对传感器进行多次重复校准实验，获得不同温度下的声速.设计了应用于模拟航空发动机燃烧室的封装结构，将铱铑合金超声测温传感器应用在燃烧室温度测量中，测得温度-时间曲线.将铱铑合金超声测温传感器测得的温度数据与双铂铑热电偶测得的温度数据进行对比分析.测试结果表明，铱铑合金超声测温传感器可以对高温高速环境下燃烧室出口温度进行长时间测量，且测量准确度高达97%.解决了热电偶不能长时间高温连续测量和辐射式测温受环境因素影响较大的问题，为航空发动机燃烧室温度的测量提供了一种新手段.参考文献：【相关文献】[1]郭海伟，郝晓剑，周汉昌，等.曲线拟合在航空发动机内壁温度测试中的应用[J].仪表技术与传感器，2011(12)： 83-85.Guo Haiwei，Hao Xiaojian，Zhou Hanchang，et al.Application of curve fitting in 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基于LabVIEW的远程发动机温度测试系统

２虚拟仪器远程温度测试系统硬件组成
如图１所示，虚拟仪器远程温度测试系统由传感器、信号调理、数据采集、ａｃｅｅｅ以及远ＤｔＳｋｔｒｒａｏＳｖ
偶的参考端的温度保持一致。若用手或温度不等于环境温度的工具接触芯片，将引起测试误差。还应防止辐射强度变化引起的误差。
２２数据采集．
程计算机浏览器或者虚拟仪器组成。
２１号调理．信
本系统采用的传感器为Ｋ型热电偶，它将将温度信号转换成ｍＶ级电压信号输人给信号调理板。信号调理电路由热电偶信号调理专用电路Ａ５５Ｄ９
采用Ｎ公司的ＵＢ０８ＩＳ６０数据采集卡，２ｉ１ｂｔ精度，８路单端（４路差分）／人，ＡＤ输２路ＤＡ输出和／
３远程测控系统的组成
根据远程测控数据流量状况及不同的测试需求
可采用基于Ｃｉｔｅｖ（ｌｎＳｒｒ简写为ＣＳｅ／ｅ／）和Ｂｏｓｒ — ｗｅＳｒｒ简写为ＢＳ两种网络模型组建远程测试ｒｅｖ（／ｅ／）系统。ＣＳ／模式适合数据传送量大的情况，而且具有效率高，数据可靠完整、兼容性强等特点。而对于数据传送量不大，需要远程模拟仿真的情况可以采用
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２０（２）２８轻型汽车技术０６１总０
技术纵横
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图２信号调理电路
数字Ｉ／Ｏ组成，／ＡＤ转换频率为１ｋｚ对于温度测０Ｈ，
试来说这个采样速度就足够了，该数据采集卡ＵＢＳ
硬件和软件设计，点分析了Ａ９件调理电路的设计、于Ｃｅｔｅｖｒ简写为重Ｄ５５硬基ｈｎ／Ｓｒｅ（

发动机冷态测试工艺及其参数

发动机冷态测试工艺及其参数作者：张天华来源：《科技风》2018年第22期摘要：发动机冷态测试作为一种新兴的先进的发动机测试工艺率先在上海通用汽车各条发动机装配线投入使用。

本文介绍了发动机冷态测试（以下简称“冷试”）技术以及各测试参数的意义，并在冷试的实际应用中实现对测试参数的设置和优化。

关键词：发动机；冷态测试；参数优化发动机冷态测试（简称冷试），是运用先进的模拟技术，在不加汽油的情况下，对发动机运转时的启动扭矩、油压、振动、点火、进气、排气等一系列发动机关键的性能指标进行综合检测。

冷试系统一般是由工作台、操作控制面板（HMI）、数据采集处理计算机等组成，具有高效率，低能耗，噪声小，无排放、柔性化程度较高等优点。

1 发动机冷试参数测试参数主要包括以下几大类：环境参数：包括温度，湿度，气压等环境参数，外界环境的变化会对发动机冷试结果有一定影响。

机油压力：包括在150RPM下的机油压力，机油泵各齿油压，卸荷压力等。

在开始测试时即检测150RPM油压指标，若超差则冷试测试程序立即自动停止，以防止发动机部件在无机油润滑情况下运转造成损伤。

发动机机油泵质量，油路相关部件装配问题，发动机油道阻塞等均可从这类指标中判断出来。

驱动扭矩：驱动扭矩是指冷试台的交流伺服电机驱动发动机转动时所需的扭矩，主要由发动机泵气功产生的扭矩和发动机部件磨擦扭矩两部分组成，主要用以判断发动机运动副中是否有异物或磨损。

进气真空度：当发动机转动时，压力传感器感到的是吸气负压，因此称为进气“真空度”，主要检查进气管路是否通畅，有无泄漏，凸轮轴相位是否正确。

排气压力：通过排气压力的变化以及特定指标如排气压力峰值，峰值角度，开启角度，泄露值等检测排气路的通畅，发动机正时以及气门密封性、活塞组件在气缸中工作的情况。

点火参數：包括点火峰值最大值、最小值、平均值，点火宽度最大值、最小值、平均值，点火峰值与宽度的比值，点火线圈峰值平均值、差值等一系列测试参数，用来检测发动机点火系统各部件性能及装配质量，如火花塞，点火线圈，火花塞线束等。

航空发动机试验测试技术

航空发动机试验测试技术Credit is the best character, there is no one, so people should look at their character first.航空发动机试验测试技术航空发动机是当代最精密的机械产品之一;由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科;一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件;其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻;而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求;因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程..在有良好技术储备的基础上;研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验;需要庞大而精密的试验设备..试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一;试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据;也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件..因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识..从航空发动机各组成部分的试验来分类;可分为部件试验和全台发动机的整机试验;一般也将全台发动机的试验称为试车..部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等..整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等..下面详细介绍几种试验..1进气道试验研究飞行器进气道性能的风洞试验..一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验;主要是验证和修改初步设计的进气道静特性..然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验;以便验证进气道全部设计要求..进气道与发动机是共同工作的;在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配;相容性要好..实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验..2;压气机试验对压气机性能进行的试验..压气机性能试验主要是在不同的转速下;测取压气机特性参数空气流量、增压比、效率和喘振点等;以便验证设计、计算是否正确、合理;找出不足之处;便于修改、完善设计..压气机试验可分为：1压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件;在压气机试验台上按任务要求进行的试验..2全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性;确定稳定工作边界;研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验..3在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机;主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验;如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等..3;燃烧室试验在专门的燃烧室试验设备上;模拟发动机燃烧室的进口气流条件压力、温度、流量所进行的各种试验..主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等..由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂;目前还没有一套精确的设计计算方法..因此;燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成..根据试验目的;在不同试验器上;采用不同的模拟准则;进行多次反复试验并进行修改调整;以满足设计要求;因此燃烧室试验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验..按试验件形状可分为单管试验用于单管燃烧室、扇形试验用于联管燃烧室和环形燃烧室、环形试验用于环形燃烧室..另外;与燃烧室试验有关的试验还有：1冷吹风试验研究气流流经试验件时的气动特性和流动状态的试验..2水力模拟试验根据流体运动相似原理;以水流代替气流;研究试验件内部各种流动特性的试验..3燃油喷嘴试验这是鉴定喷嘴特性的试验..4燃气分析对燃烧室燃烧后的气体的化学成分进行定性、定量分析..5壁温试验模拟燃烧室的火焰筒壁面冷却结构;对不同试验状态下的壁面温度和换热情况进行测量和分析..6点火试验研究燃烧室点火和传焰性能的一种试验..4 涡轮试验几乎都采用全尺寸试验..涡轮试验一般不模拟涡轮进口压力、温度;试验时;涡轮进口的温度和压力较实际使用条件低的多..因而;通常都只能进行气动模拟试验;及进行涡轮气动性能的验证和试验研究..与涡轮试验有关的试验还有：高温涡轮试验、涡轮冷却效果试验..5 加力燃烧室试验研究加力燃烧室燃烧效率、流体损失、点火、稳定燃烧范围是否满足设计要求以及结构强度、操纵系统与调解器联合工作等性能的试验..按设备条件可分为全尺寸加力燃烧室地面试验;模拟高空试验台和飞行台的加力试验..全尺寸加力燃烧室地面试验一般选用成熟合适的发动机做主机;以改型或新设计的全尺寸的加力燃烧室做试验件;进行地面台架或模拟状态试验..目的是确定加力燃烧室的性能及结构强度;为整机试验创造条件;缩短整机研制周期;在性能调整试验基本合格后在与原型机联试..加力燃烧室高空性能如高空推力、耗油率、飞行包线内点火和稳定燃烧室的试验;应在高空模拟试车台和飞行台上进行..6 尾喷管的试验用全尺寸或缩尺模型尾喷管在试验设备上模拟各种工作状态;测取性能数据;考核是否达到设计要求的试验..按试验内容分为：1结构试验：主要考验机械构件、调节元件、操纵机构的工作可行性..除用部件模拟试验外;主要是在整机上对全尺寸尾喷管做地面、模拟高空试验及飞行试验..2性能试验：分内流试验和外流干扰试验..该实验可做缩尺模型和全尺寸部件模拟试验或整机试验..缩尺模型试验不能完全模拟真实流动和几何形状;只适于做方案对比和机理探讨..7 整机试验整机地面试验一般在专用的发动机地面试车台上进行;包括露天试车台和室内试车台两类..其中露天试车台又包括高架试车台和平面试车台..发动机地面室内试车台由试车间、操纵间、测力台架和试车台系统等组成..试车间包括进气系统、排气系统和固定发动机的台架..对于喷气发动机、涡轮风扇发动机;台架应包括测力系统；对于涡轮轴和涡轮螺旋桨发动机则应包括测扭测功系统..试车间内要求气流速度不大于10米／秒;以免影响推力的测量精度；进排气部分力求做到表面光滑;气流流过时流动损失尽量少..8 高空模拟试验高空模拟试验是指在地面试验设备上;模拟飞行状态飞行高度、飞行马赫数和飞行姿态攻角、侧滑角以及环境条件对航空发动机进行稳态和瞬态的性能试验..简而言之;就是在地面人工“制造”高空飞行条件;使安装在地面上的发动机如同工作在高空一样;从而验证和考核发动机的高空飞行特性..随着飞机飞行高度、速度的不断提高;发动机在整个飞行包线发动机正常工作的速度和高度界限范围内的进气温度、压力和空气流量等参数有很大变化..这些变化对发动机内部各部件的特性及其工作稳定性;对低温低压下的点火及燃烧;对发动机的推力、耗油率和自动调节均有重大影响..发动机在高空的性能与地面性能大不相同..影响发动机结构强度的最恶劣的气动、热力负荷点已不在地面静止状态条件下而是在中、低空告诉条件下;如中空的马赫数为1.2-1.5.在这种情况下;发展一台新的现代高性能航空发动机;除了要进行大量的零部件试验和地面台试验之外;还必须利用高空台进行整个飞行包线范围内各种模拟飞行状态下的部件和全台发动机试验..高空模拟试验台;就是地面上能够模拟发动机于空中飞行时的高度、速度条件的试车台;它是研制先进航空发动机必不可少的最有效的试验手段之一..高空模拟试验的优越性有：1可以模拟发动的全部飞行范围2可以模拟恶劣的环境条件3可以使发动机试验在更加安全的条件下进行：不用飞行员冒险试机;可以防止机毁人亡的悲剧..4可以提高试验水平：测量参数可以更好的控制5缩短发动机研制周期：两周的高空模拟试验相当于300次飞行试验;而高空模拟实验仅为飞行试验的1/30~1/69 环境试验环境试验的实质是指发动机适应各种自然环境能力的考核;按通用规范;环境试验所包含的项目可以分为三类：1考验外界环境对发动机工作可靠性的影响;包括：高低温起动与加速试验、环境结冰试验;腐蚀敏感性试验;吞鸟试验;外物损伤试验;吞冰试验;吾砂试验;吞大气中液态水试验等八项试验..2检查发动机对环境的污染是否超过允许值;包括噪声测量和排气污染..3是考核实战条件下的工作能力;包括吞如武器排烟和防核能力..在制订环境试验条件时要依据对自然环境的普查、事故累计分析、实战环境记载以及环境保护要求..未来发动机技术的发展要求发动机具有更高的涡轮进口温度、效率和可靠性;以及更低的排放和噪声;这些都对发动机试验测试技术提出了新的挑战..随着航空发动机研制水平的深入;需要开展的试验种类和数量越来越多；需要测量的参数类型越来越多;测量范围越来越宽;测量准确度要求越来越高..现有试验测试仪器的能力与不断增长的航空发动机试验测试需求之间的矛盾日益明显;国家应有计划地开展航空发动机研制部件和整机试验所需的测试仪器的研究与开发工作;包括特种测量仪器、传感器、测试系统等;以便及时满足航空发动机研制需要..另外;研究新的试验测试方法;提升试验测试技术同样重要..。

航空发动机高温测试方法探析

航空发动机高温测试方法探析发表时间：2019-09-01T18:45:14.073Z 来源：《防护工程》2019年12期作者：童剑黄梦薇[导读] 航空发动机的热端部件的高温测试技术一直是发动机测试技术的重点和难点。

中国航发湖南动力机械研究所中国株洲 412002摘要：航空发动机的温度测试技术研发与应用对我国航空领域具有极其关键的影响意义，为适应航空发动机技术的发展，必须跟进、了解并掌握当前先进的高温测试技术，并逐步应用到发动机试验测试工程实践中。

关键词：高温测试方法；航空发动机；航空发动机的热端部件的高温测试技术一直是发动机测试技术的重点和难点，随着航空发动机向高涵道比、高推（功）重比、高涡轮进口温度方向发展，对于工作温度越来越高发动机热端旋转部件，如何准确测量其表面温度，正确评价涡轮叶片的冷却效果和工作状态；如何保证发动机工作在最佳的温度范围，确保发动机的安全等等，这些都对于发动机试验的高温测试技术提出了更新、更高的要求和挑战。

随着现代科学技术的进步，尤其是光电器件及信号处理技术的迅猛发展，新型高温测试技术不断出现、发展和成熟，由于辐射测温、光学测温等非接触测温法具有不干扰流场、响应速度快等特点，将成为常规测试的有力补充，为航空发动机的高温测试提供有力的支持。

一、高温测试技术现状（一）国外高温测试技术现状由于航空发动机的特殊性质：高温、高压、高转速和高负荷，常规测试方法遇到了许多新问题，因此美、法、德等航空强国的航空发动机研究机构对于辐射测温、激光及光谱探测技术等新型非接触式测量技术方面的应用越来越重视，应该说无论是在测量量程范围、精细化程度还是在测试手段的多样性等方面都要领先于我国。

为了适应航空发动机发展的需要，美国NASA以及其国内各主机厂所及各高校、科研院所都在积极探索新的测温方式。

辐射测温具有响应快无测温上限的优点，非常适用于高温的测量，成为关注的焦点。

在辐射测温中，单波长光学(电) 高温计、比色温度计及全波长(或带宽)辐射温度计等，测得的不是物体的真实温度，分别为亮度温度、颜色温度及辐射温度等，必须知道物体的另一参数：材料发射率，才可求得物体真实温度。

基于激光诱导磷光测试技术的发动机缸内燃烧温度测试

ｌｓｒｉｄｃｄｐｓｈ０ｅｃｎｃｈｒｏｅｒａｅ－ｎｕｅｈ０ｐｒｓｅｅｔｅｍｍｔｙ
ＢａｈｚａｉＳｕｈｎ，ＨｕａａＺｈｏ，ＬｉＧｕｘａｇｏｉｎ

（．ｃｏｌｏｎｒｙａｄＰｗｅｎｉｅｒｎ，ｈｎｏｇＵｎｖｒｔ，ｉａ５０１Ｃｉａ１ＳｈｏｆＥｅｇｎｏｒＥｇｎｅｉｇＳａｄｎｉｅｓｙＪｎ２０６，ｈｎｉｎ２ｃｏｌｏｎｉｅｒｇａｄＤｅｉｎｒｎｌＵｎｖｒｔ，ｓＬｏｄｎＵＢＰＵ．）．ＳｈｏｆＥｇｎｅｉｎｓｇ，ＢｕｅｉｅｓｙＷｅｔｎｏ８３Ｈ，Ｋ．ｎｉ
弟ｑｌ巷弟别，
差ｒ匀敬九上往Ｌ
２１０２年３月
Ｖｏ．１ＮＯ３１．４
ＩｆａｅｎｓｒＥｎｉｅｒｇｎｒｒｄａｄＬａｅｇｎｅｉｎ
Ｍａ．０２ｒ２１
基于激光诱导磷光测试技术的发动机缸内燃烧温度测试
白书战，ｕｈｏ，国祥ＨａＺａ李（．东大学能源与动力工程学院，东济南２０６；１山山５０１
２ｃｏｌｏｎｉｅｒｎｎｓｇ，ｒｎｌＵｎｖｒｉ．ＳｈｏｆＥｇｎｅｇａｄＤｅｉｎＢｕｅｉｅｓｙ，ＷｅｔＬｎｏ８３Ｈ）ｉｔｓｏｄｎＵＢＰ
ｒｔｏｗｏａｉｏｆｔｗａｅｅｇｓｎｔｍｐｒｔｒｗａｃｌｒｔｄ，ｔｅｅｔｗｅｅｅｆｒｅｏａｉｅｉｄｃｉｎｖｌｎｔａｄｅｅａｕｅｈｓａｉａｅｂｈｔｓｓｒｐｒｏｍｄｎｓｄ —ｎｕｔｏ

发动机冷试设备原理及测试方法

• VVT测试
冷试常见的问题（青岛）
机型
问题描述
原因分析
措施
对重庆项目建议
1、制作线束针脚保护套， 1、公头部分建议在设计
工艺线束与冷试台架对接不线束公头与母头经过一定次防止在转运过程中针脚
的时候就加上保护套
1
ALL
良，导致无某一测试信号
数对接后，公针母针会出现撞歪，效果较好
2、母头要设计为快速更
扭矩测试、进气真空度、排气压力、机油压力和温度、发动机正时、点火测试、电气测试、NVH、VVT和增压器测试等。
冷试的技术条件
在进行冷试试验前，发动机必须具备的条件：
• 完成了大部分零件的装配 • 通过长缸体测试 • 加注完机油 • 预装发动机冷试用工装或工艺线束
设备测试方法
一个典型的冷试测试周期
设备原理及构造
冷试系统的工作流程
安装工装&工艺线束进入冷试工位夹紧&封堵设备自检电机带动发动机测试数据收集&判定释放发动机
设备原理及构造
冷试系统的基本组成
冷试台架系统
冷试系统的最重要组成部分，用于发动机控制、实时数据采集和分析并判断发动机是否合格
返修系统
用于对这些不合格发动机，通过此返修系统提供的发动机波形图及具体的不合格参数等信息，进行不合格发动机的返修
• 机器人辅助冷试现场图
• 机器人夹具现场图
问题
谢谢！
节拍短
冷试节拍短，一般低于3分钟，我们的冷试工位节拍为85S
无燃烧过程
由于发动机在冷试过程没有燃烧过程，不能测量具体的排放数值，不能检测发动机的功率、油耗等。
主要通过传感器信号产生的波形图对发动机性能或故障作判断

发动机热平衡测试技术

增压中冷发动机—整车匹配试验测试方法的研究北汽福田技术研究院中试厂试验所陶臣军［摘要］在汽车新产品开发过程中，为保证增压中冷发动机在整车上能工作正常，使其动力性、经济性、废气排放等性能达到最佳状态，必须进行发动机—整车的匹配性能试验。

本文对该匹配性试验的试验项目、试验方法及试验注意事项进行了详尽地阐述。

叙词：增压中冷发动机、匹配性能试验、废气排放1、前言随着人类环保意识的加强和国家排放法规的逐步严格，整车的废气排放指标限值在逐步降低。

在我国的中重型卡车领域，为提高汽车的动力性，柴油发动机由以前的自然吸气的普通发动机逐步发展成增压中冷发动机。

发动机的增压中冷技术是一项不改变发动机燃烧室的情况下，增加进气压力，从而达到增加进气量，提高发动机动力性、经济性，同时达到降低排放污染、噪声的先进技术。

增压中冷发动机的良好性能必须装配在汽车上，并且同汽车的整车情况相协调，才能发挥它的最佳性能，为了保证增压中冷发动机的动力性、经济性、废气排放等性能指标得到正常的发挥，只有增压中冷发动机在整车上得到合理地匹配，才能真正达到节能、降噪、降污的良好效果。

因此如何达到增压中冷发动机—整车的合理匹配？整车应为发动机提供哪些条件？又采用什么方法去测试验证呢？2、增压中冷发动机与整车的匹配项目指标汽车的动力性与经济性指标如何匹配是一项复杂的问题，再加上环境保护和国家排放法规的执行，使得这一问题更加复杂。

为了保证增压中冷发动机的良好性能得到充分发挥，发动机—整车的匹配性能试验是最有效的方法。

通过对汽车提供的各种性能条件的检测，以满足增压中冷发动机对外部条件的要求，这样就能使增压中冷发动机的动力性、经济性、废气排放等性能指标得到正常的发挥。

通过大量的理论与试验分析，在匹配性能试验中应对下表所列出的项目指标进行检测，并满足发动机厂家的要求。

表1 增压中冷发动机—整车匹配性能试验检测项目表续表13、发动机与整车匹配试验的测试方法增压中冷发动机—整车匹配性能试验可以在转鼓试验台上进行，也可以在长直道路上采用拖负荷车的办法进行。

固体火箭发动机测试与试验技术

应急演练实施
定期组织应急演练，提高人员的应急处置能力和协同配合能力。
应急资源准备
提前准备必要的应急资源，如消防器材、急救药品等，确保在紧急情况下能够及时响应。
07
总结与展望
研究成果总结回顾
固体火箭发动机性能提升
通过改进燃料配方、优化燃烧室设计等方式，提高了固体火箭发动机的推力和比冲性能。
测试与试验技术创新
X射线或中子成像技术
通过非破坏性地对发动机内部结构进行成像，了解其内部缺陷、燃烧产物分布等情况。这需要专门的成像设备和辐射防护措施。
激光诊断技术
利用激光干涉、激光多普勒等激光诊断技术，对发动机内部的流场、温度场等进行高精度测量，为性能评估和优化设计提供重要依据。
03
固体火箭发动机试验技术
地面试验技术
半实物仿真
结合实物部件和计算机仿真模型，构建半实物仿真系统，对固体火箭发动机进行更贴近实际的测试和验证。
04
测试与试验数据处理及分析
数据处理基本方法
1 2
数据清洗
去除重复、无效和异常数据，保证数据质量。
数据转换
将数据转换为适合分析的形式，如标准化、归一化等。
3
数据压缩
降低数据存储和处理成本，同时保留关键信息。
故障诊断与性能评估
故障特征提取
从测试数据中提取故障特征，如振动、温度等异常信号。
故障识别与分类
利用模式识别、机器学习等方法对故障进行识别和分类。
性能评估指标
制定评估指标，如推力、比冲、燃烧效率等，对发动机性能进行量化评估。
结果可视化展示
数据可视化
将处理后的数据以图表、图像等形式展示，便于直观理解数据分布和规律。

现代航空发动机温度测试技术发展综述

现代航空发动机温度测试技术发展综述姚艳玲;代军;黄春峰【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2015(000)012【总页数】5页(P103-107)【作者】姚艳玲;代军;黄春峰【作者单位】中航工业燃气涡轮研究院;中航工业燃气涡轮研究院;中航工业燃气涡轮研究院【正文语种】中文航空发动机的研制和发展是一项涉及空气动力学、工程热物理、传热传质、机械、强度、传动、密封、电子、自动控制等多学科的复杂综合性系统工程，必须依托先进的测试方法，进行大量的试验来验证性能及可靠性（见图1）。

可以说，现代航空发动机测试是航空推进技术的支撑性技术，是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要技术环节[1]。

它随着第一代发动机研制而产生，随需求牵引和技术进步的推动而发展，经历了半个多世纪的发展历程，已从稳态测试、动态测试向着试验—仿真一体化方向发展。

图1 F135发动机在试车台上进行性能测试随着航空推进技术、计算技术和电子计算机应用技术的发展，人们建立了更加复杂的设计和分析方法加速航空推进技术系统的研制进程，而这些工程设计与分析方法需要更多、更精密的试验测试数据来验证和确认，因此对发动机测试提出了越来越高的要求。

主要表现在：测试项目、内容、参数种类越来越多，测点容量、测量速度、测试精度、测试自动化程度越来越高，测量参数动态变化范围越来越宽，发动机高温、高压、高转速、高负荷、大流量等条件使参数测量越来越困难。

对航空发动机测试技术的系统化、自动化、可靠性和精细化提出了更加严峻的挑战，必须不断研发创新测试技术方法，才能满足现代发动机航空推进技术发展的要求[2]。

以航空发动机试验测试工程技术为背景，以目前国内外正在研制和使用的先进的非干涉特种测量技术为重点，探究各种高温测量技术的发展与应用。

发动机高温测量主要应用于热端部件（燃烧室、涡轮）高温燃气与壁面温度的测量。

温度是确定热端部件性能的最关键参数。

随着发动机推重比的不断增加，涡轮进口温度已从第3代发动机推重比8.0一级的1750K发展到第4代发动机推重比10.0一级的1977K，未来的第5代发动机推重比15.0一级甚至达到2000～2250K，这使得高温燃气与壁测测量(发动机叶片、盘等零件表面温度测量)成为发动机温度测试中难度较大的关键技术[3]。

涡轴发动机动力涡轮前温度测量技术研究

涡轴发动机动力涡轮前温度测量技术研究发布时间：2023-02-16T06:52:56.261Z 来源：《科学与技术》2022年第19期作者：朱洪基1 陆林2 李丹1 胡佳锐1[导读] 动力涡轮入口温度是参与涡轴发动机控制的重要参数，本文综合考虑热电偶的测温范围、灵敏度和经济性，对热电偶丝的材料进行了选型。

朱洪基1 陆林2 李丹1 胡佳锐11.中国航发哈尔滨东安发动机有限公司，黑龙江省哈尔滨市150066；2.中国人民解放军93156部队，黑龙江省哈尔滨市150066摘要：动力涡轮入口温度是参与涡轴发动机控制的重要参数，本文综合考虑热电偶的测温范围、灵敏度和经济性，对热电偶丝的材料进行了选型。

对比各种常见冷端补偿的方法，研究了适用于涡轴发动机使用的延引热电极法和修正法相结合的冷端补偿方案。

最后，按照涡轴发动机动力涡轮前温度测量要求，设计了一套双余度测温方案，可以保证在任何一支热电偶出现故障时，测温系统仍能够正常工作。

关键词：涡轴发动机温度测量热电偶1 引言动力涡轮前温度是涡轴发动机监测与控制的重要参数，参与起动和运行过程中的超温监测、状态控制，关系到涡轮的使用寿命和整机翻修间隔。

随着设计水平和材料性能的提升，涡轴发动机动力涡轮前温度也不断提升，这也给动力涡轮前温度的测量带来了挑战。

航空发动机对温度的测量有着精度高、不可干扰流道并且可经济地更换使用的严苛要求，使得光学测温、红外测温和光纤测量系统等手段难以普遍地应用在航空发动机上，对于涡轴发动机，常采用热电偶测量动力涡轮前温度（以下简称T45），可以经济地满足控制系统的使用要求。

本文研究了涡轴发动机动力涡轮前温度的测量技术，并设计了涡轴发动机动力涡轮前温度的测量方案。

2 热电偶测温原理热电偶的工作机理建立在导体的热电效应上，包括帕尔贴效应和汤姆逊效应[2]。

图1 给出了热电偶的原理结构与热电势示意图，选用两种不同导体材料A和B ，将A和B的两端紧密地连接在一起，组成一个闭合电路，将电路的一端放置在温度为T的环境中，并定义该端为测量端或热端，将电路的另一端放在温度为T0 的环境中，并定义该端为参考端或冷端。

航空发动机试验测试技术发展探讨

航空发动机试验测试技术发展探讨王振华;王亮【摘要】强调了航空发动机试验测试技术在发动机研制过程中的重要性.简述了航空发动机试验测试技术的特点及国内外发展现状,分析了其试验测试技术发展需求,提出了发展设想.为适应新1代航空发动机研制的需求,必须积极推进其试验测试技术的快速发展,应及时开展其研制试验所需测试仪器的研究和开发,组织开展其试验测试技术研究,加强专业间交流和协同,进一步提高试验测试结果的准确度,建立和完善试验测试技术标准规范.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2014(040)006【总页数】5页(P47-51)【关键词】测试技术;试验;测试仪器;航空发动机【作者】王振华;王亮【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V23航空发动机是1个复杂的动力装置，主要由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。

其内部的气动、热力和结构特性非常复杂，因此对其工况尚不能从计算上给予详尽准确地描述，必须依靠试验来获得相关数值。

在进行发动机装配前，需要确认每个部件的性能均满足设计指标，同时，需要在试车台上进行试验测试（如压气机的增压比、空气流量、喘振点，燃烧室的燃烧效率、出口温度分布等），获得整机的推力、单位耗油量等性能数据，用于评价其是否满足设计使用要求。

发动机研制中要进行大量的材料、零部件、整机试验测试才能确认其性能、可适用性、环境条件、完整性、战斗生存力等是否满足发动机使用要求。

据统计，一型航空发动机研制工作一般需要进行10万h的部件试验，4万h的材料试验，1万h的整机试车。

“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。

本文简述了航空发动机试验测试技术国内外发展现状，并分析了其发展需求，提出了发展设想。

火箭发动机燃温测试传感器设计

火箭发动机燃温测试传感器设计
刘慧莉;贾云飞;曾庆徳;余业辉;杨雨诗;葛方丽
【期刊名称】《测试技术学报》
【年(卷),期】2017(031)004
【摘要】针对火箭发动机地面静式试验中燃气温度测量的特殊要求, 设计出了一种基于钨铼热电偶的测温方法.根据发动机点火试验中工作时间短、压强小、温度高等特性, 分别从热电偶丝的选型、绝缘材料、耐高温材料、热电偶的保护和传感器的安装方式等方面设计温度传感器, 并利用信号调理器和数据采集卡对燃气温度进行采集和显示.经过多次点火试验表明, 该温度传感器具有很好的抗高压和抗高温特性, 能够满足点火试验的要求.
【总页数】6页(P346-351)
【作者】刘慧莉;贾云飞;曾庆徳;余业辉;杨雨诗;葛方丽
【作者单位】南京理工大学机械工程学院, 江苏南京 210094;南京理工大学机械工程学院, 江苏南京 210094;南京理工大学机械工程学院, 江苏南京 210094;南京理工大学机械工程学院, 江苏南京 210094;南京理工大学机械工程学院, 江苏南京 210094;南京理工大学机械工程学院, 江苏南京 210094
【正文语种】中文
【中图分类】V433.9
【相关文献】
1.超声波法测试固体火箭发动机燃速 [J], 王凯;贺晓芳;沈飞;翟江源
2.固体火箭发动机用高频响压力传感器设计 [J], 李炜;邓勇生;赵中兵
3.低燃速低燃温双基推进剂燃速与燃烧波特征量的相关性研究 [J], 秦能;张超;王明星
4.基于固体火箭发动机工作原理的质量流率法燃速测试研究 [J], 王英红;张昊;祝庆龙;薛兆瑞;杨虹
5.液氧/煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化[J], 刘红军
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