机载热电偶冷端补偿及校准方法研究

白 雪，李卢丹，孙娟萍

（中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089）

机载热电偶冷端补偿及校准方法研究

白 雪，李卢丹，孙娟萍

（中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089）

某型直升机试飞测试改装工作因飞机结构特殊性而改进，导致采用常规热电偶校准方法无法实现校准过程的冷端补偿。针对这一问题，该文通过对热电偶测温原理及PT100冷端补偿方法进行研究，提出一种新的热电偶测温校准方法。为验证该方法在飞行试验数据测试工作中的准确性及实用性，在该型试验机新旧改装方法基础上分别采用传统方法与新方法对机载热电偶测试通道进行校准。结果对比表明：两种方法所得校准曲线基本一致，相同参数最大偏差与量程比值小于0.1%。新校准方法准确可靠，满足飞行试验测试数据误差要求，可为机载热电偶参数校准提供新思路。

机载测试；热电偶；冷端补偿；校准

0 引 言

机载测试是飞行试验获取数据的重要途径，温度是机载测试的重要参数之一。利用温度传感器对飞行中机体的某些部件进行监测，对飞行安全以及飞机鉴定具有重要意义。热电偶传感器测温范围宽、准确度高、稳定性好，在飞行试验机载测试中常被用作-50～1 600℃的国际标准温度传感器。某些配用了特殊材料的热电偶传感器测温范围可以扩大到-180～2800℃[1]。其常被用来测量飞机发动机排气温度、滑油箱壁温、管道壁温等重要参数。

机载热电偶测温系统的准确性直接影响飞行试验某些科目的试飞质量，而定期对其校准则是系统准确测试的可靠保证。目前，国内普遍使用双极比较法来实现热电偶的校准[2-3]，国外学者对利用金属碳共晶高温固定点[4]实现热电偶传感器校准技术开展研究。工程上应用的热电偶是具有热电势与温度固定对应关系的标准传感器，所以在国内外的飞行试验机载测试中，对热电偶校准不局限于校准传感器本身，而是利用标准热电偶分度表，采用信号发生器模拟传感器的输出对整个机载测温系统进行校准。某型直升机机载温度测试系统改装方案因飞机结构致使热电偶传感器安装位置的特殊性而改进，导致常规的校准方法难以实现机载热电偶测温系统的冷端补偿，本文通过研究热电偶传感器的机载测温及冷端补偿原理，提出一种特殊改装条件下的热电偶测温系统校准方法。

1 机载热电偶测温原理及校准简述

1.1 热电偶的测温原理

热电偶的工作机理建立在导体的热电效应上，将A、B两种不同导体材料的两端紧密联结构成一个闭合回路，如图1所示。当热电偶的两接触点温度不同时（T≠T0），回路中就会产生电势，T端称为热端（工作端），T0端称为冷端（参考端）。当冷端温度固定时，热电偶的输出即为热端温度的单值函数[5]，其表达式为

图1 热电偶的接触电势

1.2 机载热电偶测温系统校准原理

热电偶的中间导体定律是机载测温系统校准的原理基础。在热电偶AB回路中断开参考端接入中间导体C，如图2（a）所示；或者在热电偶AB回路中将导体A断开，接入中间导体C，如图2（b）所示。只要中间导体的两端温度T0、TC相同，它的引入对热电偶回路总电势没有影响，即：

图2 热电偶的中间导体定律

在飞行试验热电偶测温过程中，必须在回路中引入测量导线或者仪表，中间导体定律证明，这样并不影响回路热电势的测量。若在回路中接入多种导体，只要每种导体两端温度相同，也可以得到同样的结论。

基于热电偶的中间导体定律，在热电偶的校准中，将热电偶回路断开串入信号源，通过信号源输出毫伏级电压代替热电势来模拟热电偶的温度。校准过程中，须确保接入信号源仪表与热电偶的接触点温度相同。这样，整个校准过程就可以准确模拟出热电偶的工作状态。

2 机载热电偶测温的冷端补偿方法

在飞行试验中，热电偶安装在温度场变化比较大的地方，其冷端和热源很近，易受到热端温度场的影响。补偿导线是在一定温度范围内具有与所匹配的热电偶热电动势相同标称值的导线，它可以延伸与之相匹配的热电偶的热电极，移动热电偶的冷端。在飞行试验机载测试中，使用热电偶补偿导线将热电偶的冷端引到采集器附近，补偿导线的末端即为热电偶传感器真正的冷端[6]，如图3所示。其中：

图3 单路热电偶参数的测试原理图

在某型号直升机中，应用K型热电偶测试主桨叶温度，故采用与之标称电压值相匹配的KX-FFP补偿导线将热电偶的冷端引到采集器插头CON/KAD/010上。由KAD/TDC/102/B板卡与配套的CON/KAD/010插头实现冷端补偿。

KAD/TDC/102/B板卡集成了15路热电偶参数采集通道，以及3路以PT100为核心的冷端补偿通道。PT100具有测温范围大、稳定性好、重复性好以及耐氧化等特点，常被用作-200～850℃范围的国际标准温度计。PT100在标准0℃时的阻值是100Ω，其阻值随着温度的上升和下降而成比例匀速增减。在机载热电偶测温系统中，补偿导线将热电偶的冷端延伸到CON/KAD/010插头，如图4所示，由嵌在插头背面的PT100来感受热电偶的冷端温度。PT100阻值的改变引起补偿电压值的变化，冷端补偿通道的电压经放大、模数转换、数字滤波后查表，得到对15路热电偶通道的补偿值，实现对热电偶通道的补偿[7]，如图5所示。

表1 冷端补偿与热电偶通道的对应关系

在热偶补偿方案中，3个冷端补偿通道只用了通道0和通道2，经实验验证，冷端通道1的使用并没有提高测试准确度。通道0和通道2分别用来补偿不同的热电偶通道如表1和图4所示。

图4 内嵌冷端补偿的CON/KAD/010插头

图5 机载热电偶测温及冷端补偿原理图

3 机载热电偶校准新方法研究

飞行试验中基于热电偶的机载测温系统，普遍都会在测试回路的中间部位改装出转接插头，以便于对整个系统的维修测试。对系统进行校准时将转接插头处的热电偶回路断开，用导线将负端短接，正端串入信号源，通过信号源输出的电压代替热电偶的热电势模拟温度，记录采集器码值，实现试飞科目需求测温范围内的温度点的校准，如图6所示。

图6 中间插头处热电偶校准原理框图

某型直升机机载热电偶测温系统中，热电偶的测试回路均分布在旋翼蒙皮中，由于改装条件的限制，无法预留中间转接插头，因此校准需在采集器端进行。但是依据TDC102板卡的冷端补偿原理，直接在采集器端为热偶测试通道串入电压信号将会破坏整个系统的冷端补偿。因此，需要研究无法预留转接插头的特殊改装状态下的校准方法[8]。

3.1 机载热电偶测温系统校准新方案

为准确实现机载热偶测温系统的校准工作，需保护整个系统的冷端补偿不被破坏[9]。因此，采取以下3种方案进行实验来寻找正确的冷端补偿连接方法。

1）方案 1

使用一个备用CON/KAD/010插头与KAD/TDC/102/B板卡连接，然后在待校准通道回路中串入信号源模拟温度加入电压信号，整个校准方案如图7所示。

图7 新型校准方案1

2）方案 2

拟采用大小规格适配的普通插头与KAD/TDC/102/B板卡以及CON/KAD/010插头分别连接，通过普通插头用导线将热偶测试板卡上的15个测试通道的负端，3个冷端补偿端以及信号地、屏蔽地全部连接，预留出每个测试通道的正端。在对系统校准时，断开的热偶回路负端已经短接，只需在正端加入模拟温度的电压信号即可，如图8所示。

3）方案 3

使用普通导线将信号串入待校准的通道中，并用4根导线将其对应的冷端补偿通道连接，如图9所示。

3.2 实验数据及分析

图8 新型校准方案2

图9 新型校准方案3

在实验室模拟某型直升机旋翼温度测量系统，搭建机载热电偶测试平台，依据试飞测试参数校准标准，在测温范围内选取m（m≥9）个校准点，分别依据方案1、方案2和方案3对热电偶参数进行校准。初次校准数据为 N1i（i=1，2，…，m），为验证冷端补偿连接方法的合理性以及校准方案的正确性，在1h后再次对系统进行校准，再次校准数据为N2i，两次校准数据差值[10]为

偏差比为

依据机载参数测试误差要求，当两次校准的偏差比小于0.1%时，证明该校准数据有效可靠。

1）方案1实验数据

采用方案1校准后，通道0热偶参数的校准数据如表2所示。

采用该方案进行校准，在间隔1h的前后两次校准中码值出现了较大的差异，偏差比均达到4%。对该现象进行分析，可能存在以下两个影响因素：

表2 通道0的热偶参数校准原始数据（方案1）

①采集器补偿的冷端温度为备用CON/KAD/010插头温度，而实际热电偶回路中的冷端位置在与传感器前端连接的CON/KAD/010插头上，长时间的通电导致采集器发热，两个冷端温度不同，传感器补偿温度高于实际冷端温度，导致了热电偶输出增大。

②两个CON/KAD/010插头的“地”悬空，长时间后是否会造成数据不断增大漂移。

为了能够进一步分析码值差异的真正原因[11]，将方案1中的地线连接并进行测试通道校准。间隔1 h，进行了两次校准工作，校准方案如图10所示，校准数据如表3所示。

图10 新型校准方案1（接地）

在新型校准方案1接地后，前后两次校准间隔60min，码值平均差ΔN=3341。校准过程中对两个插头处的温度进行监测，第1次校准时T1=T2=6.4℃，第2次校准时，T1=6.4℃，T2受采集器工作散热的影响，温度上升至17.0℃。热电偶传感器真正的冷端在T1处而板卡补偿的却是T2处的冷端，两个冷端10.6℃的温差造成了测试校准过程中码值的漂移。由校准过程中的码值梯度计算出10.6℃的温度刚好对应3 353个码值。在采集器端对热电偶传感器进行校准，需要正确找到真正的冷端，否则会造成比较大的测试误差[12]。

2）方案2实验数据

在新型校准方案2中，解决了方案1中冷端补偿位置错误以及“地”悬空的问题。方案2的校准实验数据如表4所示。

3）方案3实验数据

方案3的校准实验数据如表5所示。

3.3 校准实验结论

方案1中由于冷端补偿位置错误，造成了很大的漂移误差。方案2和方案3的校准原始数据线性误差达到了0.06%，在校准1h后对该通道重新校准，码值偏差比优于0.1%，该两种方案满足相关科目试飞的误差要求。由于方案3相比方案2连接方法简单，因此在机载测试校准中具有更大的适用性。

4 工程验证

在某试验机上选取滑油箱壁温、散热器壁温以及左右发动机排气温度等6个参数。分别采用图6所示传统校准方法以及图9所示的新型校准方案3来实现校准。原校准方法经过几十年飞行试验的验证，其准确度与可信度非常高，将其作为基准与新方法进行一致性比对来实现工程验证。

依据Q/FY.J 02.52.7——2014《试飞参数测试系统校准-温度》，在每个参数的测量范围内等间距的选择M（M≥9）个校准点，使用FLUKE 726多功能过程校准仪器模拟热电偶校准温度对应的电压值。每个参数要求不少于两个循环的有效校准，得到一组测量点（tm，nmi），m=1，2，…，M，i=1，2，…，I，I≥4。计算各校准点测量结果的平均值（tm，nm），依据式（8）～式（11），使用最小二乘法拟合校准曲线[13]。

表3 通道0的校准原始数据（方案1接地）

表4 通道0的热偶参数校准原始数据（方案2）

表5 通道0的热偶参数校准原始数据（方案3）

其中：

按此方法分别拟合6个参数在两种校准方法下的校准曲线。以参数1为例，校准曲线对比如图11所示，采用原校准方法与新方法3得到的校准曲线基本重合。

截取这6个参数飞行试验中记录器记录的一段数据，分别使用原校准方法与新校准方法进行数据处理。数据处理结果如表6所示，可知参数的最大偏差与量程比值不超过0.10%，依据Q/FY.J 02.52.1——2013《试飞参数测试系统校准总则》，满足测试精度需求。

图11 参数1校准曲线对比图

表6 两种校准方法结果一致性

5 结束语

本文基于理论分析和实验验证得到一种新的机载热电偶测温系统校准方法，该方法合理解决了校准过程中的热电偶冷端补偿问题。在飞行试验中，对同一架试验机在新旧改装状态下采用传统校准方法与新校准方法得到的校准曲线具有一致性，测试偏差比小于0.1%，满足飞行试验机载测试精度需求。新方法在保持传统方法测试误差的前提下，克服了传统校准方法在某些特殊改装条件下的局限性，为特殊改装条件下的热电偶测温系统校准提供新手段。

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（编辑：商丹丹）

Research on the cold end compensation and calibration method of airborne thermocouple

BAI Xue， LI Ludan， SUN Juanping
（Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China）

Due to structural particularities，a certain type of helicopter should have its flight test and refit improved.As a result，the conventional thermocouple calibration method fails to realize the cold end compensation in the calibration process.To solve the problem，a new thermocouple temperature measurement and calibration method is put forward according to the study of thermocouple temperature measurement principle and PT100 cold end compensation method.To verify the practicability and accuracy of the method in flight test data testing，in the aspect of old and new refit methods of the helicopter，both the conventional and new methods are used for the calibration of test channel of airborne thermocouple.The comparison results show that the two methods have basically the same calibration curve and the ratio of maximum deviation to the measuring range under same parameters is less than 0.1%.The results show that the new calibration method is accurate and reliable and can satisfy the precision requirement of flight test data，providing a new idea for parameter calibration of airborne thermocouple.

airborne test； thermocouple； cold end compensation； calibration

A

1674-5124（2017）09-0018-06

10.11857/j.issn.1674-5124.2017.09.004

2017-01-18；

2017-03-05

白 雪（1989-），女，陕西延安市人，硕士，主要从事机载测试校准研究。