在航天器壳体结构优化和飞行器回收试验中,往往需要专业的测量装置去获取航天器壳体四周的温度场分布特征以及机载关键设备工作时的温度信息,高精度、低延迟和抗干扰的温度场测量装置能为飞行器的外形结构优化以及设备的状态监测提供关键的数据支撑。本课题在国内外调研的基础上,设计了一款满足航天试验需求的温度场测量装置。明确设计指标后,通过对比传统温度场测量时,采用补偿导线延长热电偶的设计思路,本课题将多通道的温度采集任务转换为多节点的温度采集,温度场测量装置包含1个主测量装置和5个从测量装置,单个测量装置仅需要采集16路热电偶,测量装置之间通过CAN总线建立了“点名-应答”的通信机制,实现了主测量装置与从测量装置的组网传输,最终满足了温度场的测量需求。主/从测量装置采用相同的电路设计,通过下载不同的程序设定测量装置的类型。在硬件电路上,设计了一种集热电偶冷端补偿和信号调理功能为一体的新型通用的两级测温电路,并对采集电路、RS422接口电路和CAN接口电路进行了设计分析。在软件上,为了实现同步422通信协议和CAN通信应用层协议,选用FPGA作为主控,C8051单片机为协处理器,主测量装置的单片机通过CAN接口完成5个从测量装置的数据融合,随后FPGA按照422通信协议将编码后的温度场数据发送到中心程序器,并在主测量装置的单片机软件中添加了“点名”计时和从测量装置的单片机软件中添加了拥塞控制机制,有效避免了从测量装置异常离线后导致的通信中断和CAN数据帧延迟发送引起的网络拥塞的问题,提高了CAN通信的可靠性。校准完成后,重点对温度场测量装置的全量程测量误差和CAN总线的稳定性两个方面进行了多轮测试验证,该测量装置可以实现96路热电偶的信号采集,测量K型和C型热电偶的误差均小于±2℃,最大误差为0.163%F.S.,满足测量装置的设计指标,可以为航天设备的结构优化和飞行试验提供可靠数据。