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1、第一章 发动机工作状态参数测量,2012 . 09,2,主要内容,概述 压力测量 温度测量 转速测量 流量和油量测量,3,压力指示,4,2. 温度测量,温度的概念和意义 温度测量的方法 高速气流温度的测量 低速气流温度的测量,5,2.1 温度的概念和意义（1）,温度是表征物体的冷、热程度的物理量，它反映物体内部分子热运动平均动能的大小。 温度场 温标 开尔文K（热力学温标） 摄氏 华氏 ,6,2.1 温度的概念和意义（2）,为了解发动机的工作状况，需要测量喷气温度或气缸头温度； 为了了解发动机润滑情况，需要测量滑油温度。 此外还有大气温度、座舱温度、防冰温度等。 温度信号回送到仪表指示、自动控
2、制系统和发动机自动调节装置等。,7,2.2 温度测量的方法（1）,温度测量分为接触式和非接触式两类。 接触式：感温元件直接与被测对象相接触，两者之间进行热交换，最后达到热平衡，这时感温元件的某一物理参数的量值就代表被测对象的温度值。 优点：直观、可靠； 缺点：感温元件影响被测对象温度场分布； 温度太高和腐蚀性介质对感温元件的 性能与寿命将产生不利影响。,8,2.2 温度测量的方法（2）,非接触式：感温元件不与被测对象相接触，而是通过辐射进行热交换。 航空上目前使用的测温方法是接触式测量法。常用热电阻、热电偶等感温元件测量滑油温度、汽缸头温度（对于活塞式发动机）、排气温度等。,9,温度指示,10
3、,温度指示（非线性刻度）,11,数字显示温度指示,12,2.3.1高速气流的测度,静温 飞机以高速飞行时，就相当于飞机不动而气流以同样的高速流过飞机，从而形成高速气流。这股高速气流的温度，也就是当时当地的大气温度，也成为静温。用感温元件感受气流温度时，由于气流会与感温元件发生激烈的碰撞和摩擦，产生大量的热，从而使感温元件所感受的温度高于气流温度。,13,全受阻温度 我们把气流速度降到0的那点的温度称为全受阻温度，也称总温。 动力温度 气流因受阻而升高的温度称为动力温度，它是全受阻温度与气体静温之差。 以上分析可知，全受阻温度(Tt)等于静温(TH)与动力温度(T)之和，即,2.3.1高速气流的
4、测度,14,2.3 高速气流测温,温度和马赫数间关系。 测出M和全受阻温度即可计算出气体静温。,还可用气体附面层特性测量总温。,15,2.3.2 高速气流测温的感温元件,阻滞型 利用气体的正面冲击感受全受阻温度 热电式感温棒、全温探头 音速型 利用气体的内摩擦感受全受阻温度 拉瓦尔管,16,2.3.2 高速气流测温的感温元件,热电式感温棒 热电式感温棒所感受到的温度，一部分被气体带走，一部分通过传导、辐射等形式散失掉。因此，热电式感温棒所感受到的动力温度，实际上要小于真实的动力温度。 拉瓦尔管 当流入管子的气流速度达到临界M时，喉部便有M=1的流速，当超过M时，喉部依然有稳定的M=1的流速，超
5、音速情况下。拉瓦尔管头部产生正激波，激波后的气流速度都为亚音速，而且都大于临界M，因此喉部仍有M=1的流速。 感温元件的时间常数： 表示感温元件随温度变化的能力。(如何测得？),17,2.3 高速气流测温,18,全温探头,大气总温探头(TAT) 测量飞机外面的大气温度。传感器开放的前端使空气流经并环绕感应组件并从探头后部的口排出。 感应组件 TAT内有两个感温组件。是电阻组件，流经该组件的气流温度变化的时候阻值发生变化。,19,2.3 高速气流测温,20,2.3.3 排气温度表,原理,测量喷气发动机排气温度平均值的仪表，由热电式感温棒、连接导线和指示器组成。指示器实际上是以温度值刻度的磁电式毫伏表。,21,22,双金属螺旋弹簧,23,2.4 低速气流测温,低速流体测温常采用导体或半导体电阻为感温元件，温度表的测量电路多用电桥实现。最常用的是双对角线不平衡电桥和惠斯通电桥。,24,2.4.2 传感器测量电路（2）,感温元件（热电阻 ）接在一个桥臂上，当被测温度变化时， 变化，从而使流经电流比计两线框的电流比值 变化，电流比计指针（附在活动磁铁上）转动一个与被测温度相对应的转角 ，即 因此，只要电流比计的刻度盘按温度分度，就可直接读出被测温度值。,双对角线不平衡电桥,25,2.4 低速气流测温,26,2.4 低速气流测温,
