火箭发动机推力室耐高温测温装置及其测温方法

摘要

本发明公开了航天器火箭发动机推力室耐高温测温装置及方法，该装置包括铠装热电偶、参考端热敏电阻和测温电路盒等。铠装热电偶测温端以点焊方式固定于推力室，参考端及参考端热敏电阻安装于电磁阀壁面。以铜导线为补偿导线。热电偶电动势经测温电路盒放大后送测控系统，并换算成测温端和参考端温差。用参考端热敏电阻测参考端温度。参考端温度与测温端和参考端的温差求和可得测温端温度。本发明的优点：发动机高温造成原推力室耐高温热敏电阻失效，原因为其在高温区脱氧，从而丧失测温性能。铠装热电偶耐温范围是-50～900℃，能承受1000次高低温交变。测温电路盒能放大微小热电偶电动势，测温精度±5℃，便于安装、检测和维护。