温度测量装置、涡桨航空发动机和温度测量方法

摘要

本发明提供了一种温度测量装置、涡桨航空发动机和温度测量方法。该温度测量装置包括：电连接器；多个热电偶，用于测量航空发动机的排放气体的温度，多个热电偶之间并联连接，并电连接在电连接器上。应用本发明的技术方案，使得航空发动机上的温度测量装置可以长期稳定地工作，并且提高了温度测量装置对航空发动机的排气温度进行测量的准确性。

说明书

技术领域

本发明涉及发动机设备领域，具体而言，涉及一种温度测量装置、涡桨航空发动机和温 度测量方法。

背景技术

排气温度值是航空发动机的一个非常重要的参数，飞行员通过监测排气温度来判断航空 发动机是否超温，并且飞行员在航空发动机出现超温情况下采取紧急措施以保证航空发动机 正常运行。

某涡桨航空发动机通过测量涡轮出口处的燃气温度，并将测量所得的温度信号转换成电 信号输出。目前，该涡桨航空发动机已有的排气温度测量装置是采用4支热电偶(即4个探 针)以串联连接的方式设置，并且该排气温度测量装置是通过单通道输出的方式将测量所得 的温度信号转换成电信号输出。

目前，已有的排气温度测量装置的可靠性不高，其串联线路容易出现故障(其中一个热 电偶损坏就会导致整个装置无法正常工作)，从而使该排气温度测量装置采集到不准确的温度 信号，甚至有可能因此采集到的温度比实际温度低，从而影响飞行员的判断，给飞行带来安 全隐患。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种温度测量装置、涡桨航空发动机和温度测量方法，以解 决现有技术中对涡桨航空发动机的排气温度进行测量的测量过程中，温度测量装置工作不稳 定且其输出的温度测量结果不准确的问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种温度测量装置包括：电连接器； 多个热电偶，用于测量航空发动机的排放气体的温度，多个热电偶之间并联连接，并电连接 在电连接器上。

进一步地，电连接器包括：第一输入部和第二输入部，第一输入部与第二输入部并联设 置在电连接器上，多个热电偶检测的温度数据通过第一输入部和/或第二输入部输送至电连接 器；第一输出部和第二输出部，第一输出部与第二输出部并联设置在电连接器上，第一输出 部和/或第二输出部用于输出经电连接器处理后的温度结果。

进一步地，电连接器还包括：第一屏蔽部，热电偶通过第一连接电缆电连接在第一输入 部上，第一屏蔽部具有设置在第一连接电缆上的第一屏蔽件；第二屏蔽部，热电偶通过第二 连接电缆电连接在第二输入部上，第二屏蔽部具有设置在第二连接电缆上的第二屏蔽件。

进一步地，各热电偶包括多个并联设置的温度探针。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种涡桨航空发动机，包括排气腔， 排气腔的腔壁上设置有温度测量装置，温度测量装置包括前述的温度测量装置。

进一步地，多个热电偶沿腔壁的周向设置。

进一步地，温度测量装置包括8个热电偶。

进一步地，4个热电偶与另外4个热电偶对称地设置在腔壁上。

根据本发明的另一方面，提供了一种温度测量方法，前述的温度测量装置测量航空发动 机的温度，包括以下步骤：

步骤S1：应用热电偶对航空发动机的排放气体的温度进行测量；

步骤S2：应用电连接器接收电热偶测量得到的温度信号，并将温度信号转化为电信号以 输出温度测量结果。

应用本发明的技术方案，通过将多个热电偶由软性连接电缆并联连接，克服现有技术中 串联连接的缺点，从而使得温度测量装置长期稳定地工作，并且提高温度测量装置对温度测 量的准确性。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实 施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了根据本发明的温度测量装置的实施例的结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

100、安装盒；                     10、电连接器；

20、热电偶；                      21、温度探针；

31、第一屏蔽部；                  32、第二屏蔽部；

41、第一连接电缆；                42、第二连接电缆。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。 下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图1所示，根据本发明的一个方面，本发明的实施例提供了一种温度测量装置(图1 中Y表示该温度测量装置的电连接器10的型号)。该温度测量装置包括电连接器10和多个热 多个热电偶20，其中，多个热电偶20用于测量气体的温度，多个热电偶20之间并联连接， 并电连接在电连接器10上。

通过将多个热电偶由软性连接电缆并联连接，克服现有技术中串联连接的缺点多个热电 偶串联连接的形式中，在其中一个热电偶发生断路或热电偶的温度探针损坏的时候，则整个 温度测量装置便不能导通工作或温度测量装置测量的温度数据不准确，从而使得温度测量装 置长期稳定地工作，并且提高温度测量装置对温度测量的准确性。

再次参见图1所示，电连接器10包括第一输入部、第二输入部、第一输出部A和第二输 出部B。第一输入部与第二输入部并联设置在电连接器10上，多个热电偶20检测的温度数据 通过第一输入部和/或第二输入部输送至电连接器10；第一输出部A与第二输出部B并联设置 在电连接器10上，第一输出部A和/或第二输出部B用于输出经电连接器10处理后的温度结 果。第一输入部的正极导线连接至电连接器的第一正极接线柱上图1中标号2所示，第一输 入部的负极导线连接至电连接器的第一负极接线柱上图1中标号3所示。相同地，第二输入 部的正极导线连接至电连接器的第二正极接线柱上图1中标号4所示，第二输入部的负极导 线连接至电连接器的第二负极接线柱上图1中标号5所示。在温度测量装置对涡桨航空发动 机的排气温度进行测量的时候，热电偶20对排放的气体进行温度检测，并将温度信号输送至 电连接器中进行信号转换，在电连接器将输入的温度信号转换成电信号之后，电连接器将包 含温度信息的电信号由第一输出部A和/或第二输出部B输出。第一输出部A与第二输出部B 由于是并联设置的，当第一输出部A与第二输出部B同时连通工作的时候，因而第一输出部 A和第二输出部B输出的包含温度信息的电信号基本相同，然后汇总显示在同一显示仪器中； 当第一输出部A或第二输出部B其中一个发生故障而无法进行正常的输出工作的时候，此时， 仍然能够正常工作的第二输出部B或第一输出部A便独立将包含有温度信息的电信号输出至 显示仪表中。这样，温度测量装置就是实现了双裕度输出利用第一输出部A和第二输出部B 实现同时输出信号或在其中一个输出部故障的时候利用另外一个完好的输出部将信号继续输 出，以保证温度测量装置的长期稳定地工作运行。

具体地，由于航空飞机形式在高空中，温度测量装置一般在高空环境中运行工作，因而 容易受到电磁信号的干扰，为了消除电磁信号对温度测量装置的电信号的干扰，电连接器10 还包括第一屏蔽部31、第二屏蔽部32。热电偶20通过第一连接电缆41电连接在第一输入部 上，第一屏蔽部31具有设置在第一连接电缆41上的第一屏蔽件；热电偶20通过第二连接电 缆42电连接在第二输入部上，第二屏蔽部32具有设置在第二连接电缆42上的第二屏蔽件。 第一屏蔽部31连接在电连接器10上的第一屏蔽接线柱(图1中标号1所示)上，第二屏蔽 部32连接在电连接器10的第二屏蔽接线柱(图1中标号6所示)上。

优选地，各热电偶20包括多个并联设置的温度探针21。优选地，每个热电偶20中设置 有两个并联的温度探针21。同一个热电偶20内的两个温度探针21采用并联的形式安装，这 样，就算热电偶20中的一个温度探针21损坏，仍然可以利用另外一个完好的温度探针21继 续工作，进一步地保证温度测量装置可以长期正常地运行。

根据本发明的另一个方面，本发明提供了一种涡桨航空发动机未图示，其包括排气腔， 排气腔的腔壁上设置有温度测量装置，该温度测量装置包括前述的温度测量装置。

优选地，多个热电偶20沿腔壁的周向设置。这样，热电偶20可以对排气腔内排放气体 进行多方位的定点测温，保证了对排气温度的准确测量。

温度测量装置包括8个热电偶20，并且8个热电偶20中的4个与另外4个一一对应地且 相对于排气腔的轴线对称地设置在腔壁上。

根据本发明的另一个方面，提供了一种温度测量方法，利用前述的温度测量装置测量航 空发动机的温度，包括以下步骤：

步骤S1：应用热电偶20对航空发动机的排放气体的温度进行测量；

步骤S2：应用电连接器10接收热电偶20测量得到的温度信号，并将温度信号转化为电 信号以输出温度测量结果。

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：

本发明的技术方案使得温度测量装置长期稳定地工作，并且提高温度测量装置对温度测 量的准确性。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说， 本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、 改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。