CN106679932A - 基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法 - Google Patents
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Abstract
基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法，涉及飞机大气数据系统攻角传感器。提供温度的测量值，同时还能直接实现速度、攻角的解算，实现传感器的简易化和小型化，降低成本和改善维护性的基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法。微型柔性热膜传感器阵列布置；不同攻角条件下温度和速度测量；低速‑亚声速翼型攻角解算；超声速翼型攻角解算。
Description
技术领域
本发明涉及飞机大气数据系统攻角传感器，尤其是涉及基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法。
背景技术
对于翼型而言，攻角一般定义为翼弦与来流速度之间的夹角，抬头为正，低头为负，常用符号α表示。攻角大小与飞行器的空气动力密切相关，飞行器的升力系数和阻力系数都是攻角的函数[1]，所以攻角是一种非常重要的机载大气数据系统信息。攻角的获取方式不一，主要分为基于传统的攻角传感器测定和基于大气数据系统进行直接解算两种方向，但现有方式都有一定的缺陷，有待改进[2]。
热线测量技术一直是流体测速领域的主要技术之一[3]。但热线敏感元件容易断裂、破损和污染，维护成本高，限制了热线风速仪的使用环境。针对以上的热线特性，Ling等人引入了热膜作为研究湍流度的工具，热膜具有不易氧化和损坏，热电特性稳定的特点[4-5]，可在工业环境中长期可靠使用。
热敏阵列已经被广泛用来测量边界层分离点和进行流动可视化研究[6-7]，此外，也被用来测量平板流动方向[8-9]。随着MEMS技术的发展，美国加州理工大学的Fu KangJiang,Chih-Ming Ho教授已经成功利用微型掺杂多晶硅作为热敏元件检测出三角翼前缘表面的流体分离点[10]，一般的MEMS微传感器是基于硅基的非柔性器件，仅能够对平面或曲率很小的表面的流场情况进行测量[11-12]，然而在实际应用中，更多地需要能够适应各种非平面表面的测量，甚至是高曲率表面的测量，这使得传统的硬质衬底的MEMS传感器受到了限制，较难完成这一任务。近年来，聚合物作为MEMS应用中一类新的重要材料脱颖而出，实现了柔性微传感器制作工艺与常规微加工工艺的兼容，解决了电连接、阻值精度、阻值稳定性、表面封装等难题，能够实现复杂表面的温度、剪应力分布式测量，得到了较好的实验结果。
随着技术的发展，高性能飞行器需要在更大的攻角条件下以更快的速度飞行，材料表面温度迅速升高，攻角测量范围变大，所以需要对不同马赫数和攻角状态下的受热、受力等情况进行分析。现有的温度和攻角传感器设备复杂，在测量范围和测量精度方面都有待改进。
参考文献：
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发明内容
本发明的目的旨在提供不仅能够提供温度的测量值，同时还能直接实现速度、攻角的解算，实现传感器的简易化和小型化，降低成本和改善维护性的基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法。
本发明采用基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量装置。
本发明包括以下步骤：
1)微型柔性热膜传感器阵列布置，具体方法如下：
微型柔性热膜传感器包括聚合物柔性衬底薄膜层、热敏元件薄膜层、引线层、封装保护层，所述聚合物柔性衬底薄膜层贴附于平面翼型表面并弯曲贴附于各种非平面翼型表面,使得对翼面结构的破坏趋于最小，对于低速-亚声速翼型的传感器阵列设计选择安装在低速-亚声速翼型的前缘，低速-亚声速机翼的前缘呈半圆形或过渡的光滑曲面，条状的微型柔性热膜传感器阵列贴附在机翼前缘，相对于对称轴而言,机翼前缘每个敏感元件的纬度角可分别为±90°、±60°、±30°、±0°，从而使得低速-亚声速翼型传感器的阵列布置能在翼型前缘表面均匀分布，对于超声速翼型传感器阵列设计选择安装在菱形超声速翼型的上表面或下表面任意一侧，由于超声速翼型前缘尖锐，条状的微型柔性热膜传感器阵列只能贴附在机翼表面,相对于对称轴而言,机翼表面每个敏感元件的纬度角可分别为60°、50°、40°、30°，从而使得超声速翼型传感器布置阵列能在翼型上表面均匀分布；
在步骤1)中，所述聚合物柔性衬底薄膜层可采用柔性聚酰亚胺，柔性衬底厚度可为50～10μm。
2)不同攻角条件下温度和速度测量，具体方法如下：
微型柔性热膜传感器温度与速度测量时包括速度边界层、温度边界层、功能电路，假设热敏元件的强迫热对流到流体中的热量Q1+Q5占其自身发热热量的绝大部分的情况下,将柔性热膜传感器表面暴露在来流中,将会产生从衬底处速度由0逐渐变化到U的速度边界层，来流上下游对传感器不均匀冷却则会产生从热敏元件薄膜层表面处温度Tc到来流温度T0的温度边界层，随着速度边界层和温度边界层的发展，在气流方向与热敏元件薄膜层垂直的情况下，功能电路采用恒温差控制模式,利用一个闭环控制使得热敏元件薄膜层表面温度Tc高于T0,并保持其温差ΔT＝Tc-T0恒定(一般为15°左右)，则热平衡时的热敏元件薄膜层表面温度Tc仅与局部流速和加热电流的功率有关，因此，在流体边界层厚度范围之内放置的微型柔性热膜传感器,不仅可以解算出流体壁面的单点准确来流温度T0＝Tc-ΔT,还可以通过流体速度与被测热敏元件薄膜层表面温度Tc之间的关系得到这种流体环境下的流体速度,以及与流体速度相关的流量、流体壁面剪应力等一系列流体参数(参见文献[11])；
通过实验测定微型柔性热膜传感器阵列在失速边界范围内，攻角从负极限值到正极限值变化时，低速-亚声速翼型与超声速翼型中微型柔性热膜传感器阵列每个测量点的温度、速度值，并保存到相应设备中以备后续分析使用。
3)低速-亚声速翼型攻角解算，具体方法如下：
低速-亚声速翼型攻角解算时包括低速-亚声速翼型、翼型中弧线、低速-亚声速翼型传感器阵列布置、低速-亚声速翼型前缘温度分布、温度极值位置与攻角关系，在飞行器运动过程中，由于正对来流方向处测得热敏元件薄膜层表面温度Tc将会最大，其余位置随着气流的流动，Tc将逐渐降低，形成不同攻角下对应不同的低速-亚声速翼型前缘温度分布，随着攻角的变化，微型柔性热膜传感器阵列不同的敏感单元将测得最大值，攻角发生变化，峰值也将随之移动，如温度极值位置与攻角关系；当攻角为0°时，温度极值位于原点；当攻角为正值时，温度极值位于负半轴某位置；当攻角为负值时，温度极值位于正半轴某位置，由此便可将攻角变化转为温度极值沿纬度方向的位置变化，通过步骤2)收集的数据便可以拟合出低速-亚声速翼型温度极值位置与攻角大小的关系曲线，便可以通过飞行过程中实时测量的温度极值所在的位置确定攻角大小；
4)超声速翼型攻角解算，具体方法如下：
超声速翼型攻角解算时包括菱形超声速翼型、翼型中弧线、超声速翼型传感器阵列布置、斜激波、温度极值位置与攻角关系，在飞行器运动过程中，来流于翼型前缘处产生斜激波，斜激波波后参数基本均匀，热敏元件薄膜层表面温度Tc可取为微型柔性热膜传感器阵列传感器不同的敏感单元的均值；随着攻角的变化,斜激波的强度产生相应的改变,热敏元件薄膜层表面温度Tc也将随之发生变化，由此可将攻角变化转为温度极值大小的变化，如温度极值与攻角关系，通过步骤2)收集的数据便可以拟合出超声速翼型温度极值大小与攻角大小的关系曲线，便可以通过飞行过程中实时测量的温度极值大小确定攻角大小。由步骤2)确定攻角。
本发明采用的基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量装置其结构主要为微型柔性热膜传感器阵列、相应的功能电路、信号采集与分析设备，通过测量在不同攻角和马赫数条件下，热膜传感器温度的变化并转化为相应的输出电信号，然后在信号采集与分析设备中进行数据处理获得相应的速度和攻角。
本发明通过研究布置在飞行器机翼上的微型柔性热膜传感器阵列所测得数据与攻角的关系，提出一种基于微型柔性热膜传感器阵列，兼顾了温度和速度的测量，并能直接解算得到攻角。不仅能够提供温度的测量值，同时还能直接实现速度、攻角的解算，实现传感器的简易化和小型化，降低成本和改善维护性，还为未来的高速飞行器气动参数测量提供了新的思路。
附图说明
图1是微型柔性热膜传感器结构俯视图。
图2是微型柔性热膜传感器结构侧视图。
图3是柔性热膜传感器温度与速度测量原理图。
图4是低速和亚声速翼型传感器阵列布置图。
图5是超声速翼型传感器阵列布置图。
图6是低速和亚声速翼型攻角测量原理图。在图6中，(a)的攻角α＝0°，(b)的攻角α＝8°，(c)的攻角α＝-8°。
图7是超声速翼型攻角测量原理图。在图7中，(a)的攻角α＝0°，(b)的攻角α＝8°，(c)的攻角α＝-8°。
在图1～7中，各标记为：1表示聚合物柔性衬底薄膜层、2表示热敏元件薄膜层、3表示引线层、4表示封装保护层、5表示速度边界层、6表示温度边界层、7表示低速和亚声速翼型、8表示翼型中弧线、9表示低速和亚声速翼型传感器阵列布置、10表示菱形超声速翼型、11表示超声速翼型传感器阵列布置、12表示来流、13表示低速和亚声速翼型前缘温度分布、14表示功能电路、15表示斜激波、16表示温度极值位置与攻角关系。
具体实施方式
基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法是为了在高速度和大攻角飞行条件下为有效提高攻角测量范围与准确性而提出的设计方法。
基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法的具体步骤如下：
1、微型柔性热膜传感器阵列布置。微型柔性热膜传感器包括聚合物柔性衬底薄膜层1、热敏元件薄膜层2、引线层3、封装保护层4。如图1和图2所示，其中聚合物柔性衬底薄膜层1多采用柔性聚酰亚胺，由于柔性衬底厚度范围为50～10μm,不仅可以贴附于平面翼型表面，还可以弯曲贴附于各种非平面翼型表面,使得对翼面结构的破坏趋于最小。如图4所示，对于低速和亚声速翼型的传感器阵列设计可选择安装在低速和亚声速翼型7的前缘，低速和亚声速机翼的前缘呈半圆型或过渡的光滑曲面，条状的微型柔性热膜传感器阵列贴附在机翼前缘,相对于对称轴而言,机翼前缘每个敏感元件的纬度角可分别为±90°、±60°、±30°、±0°，从而使得低速和亚声速翼型传感器的阵列布置9能在翼型前缘表面均匀分布。如图5所示，对于超声速翼型传感器阵列设计可选择安装在菱形超声速翼型10的上表面或下表面任意一侧，由于超声速翼型前缘尖锐，条状的微型柔性热膜传感器阵列只能贴附在机翼表面,相对于对称轴而言,机翼表面每个敏感元件的纬度角可分别为60°、50°、40°、30°，从而使得超声速翼型传感器布置阵列11能在翼型上表面均匀分布。
2、不同攻角条件下温度和速度测量。微型柔性热膜传感器温度与速度测量时包括速度边界层5、温度边界层6、功能电路14。如图3所示，假设热敏元件的强迫热对流到流体中的热量Q1+Q5占其自身发热热量的绝大部分的情况下,将柔性热膜传感器表面暴露在来流中,将会产生从衬底处速度由0逐渐变化到U的速度边界层5，来流上下游对传感器不均匀冷却则会产生从热敏元件薄膜层2表面处温度Tc到来流温度T0的温度边界层6。随着速度边界层5和温度边界层6的发展，在气流方向与热敏元件薄膜层2垂直的情况下，功能电路14采用恒温差控制模式,利用一个闭环控制使得热敏元件薄膜层2表面温度Tc高于T0,并保持其温差ΔT＝Tc-T0恒定(一般为15°左右)。则热平衡时的热敏元件薄膜层2表面温度Tc仅与局部流速和加热电流的功率有关。因此，在流体边界层厚度范围之内放置的微型柔性热膜传感器,不仅可以解算出流体壁面的单点准确来流温度T0＝Tc-ΔT,还可以通过流体速度与被测热敏元件薄膜层2表面温度Tc之间的关系得到这种流体环境下的流体速度,以及与流体速度相关的流量、流体壁面剪应力等一系列流体参数(参见文献[11])。
基于以上所述，便可以通过实验测定微型柔性热膜传感器阵列在失速边界范围内，攻角从负极限值到正极限值变化时，低速和亚声速翼型与超声速翼型中微型柔性热膜传感器阵列每个测量点的温度、速度值，并保存到相应设备中以备后续分析使用。
3、低速和亚声速翼型攻角解算。低速和亚声速翼型攻角解算时包括低速和亚声速翼型7、翼型中弧线8、低速和亚声速翼型传感器阵列布置9、低速和亚声速翼型前缘温度分布13、温度极值位置与攻角关系16。如图6所示，在飞行器运动过程中，由于正对来流方向处测得热敏元件薄膜层2表面温度Tc将会最大，其余位置随着气流的流动，Tc将逐渐降低,形成不同攻角下对应不同的低速和亚声速翼型前缘温度分布13。随着攻角的变化,微型柔性热膜传感器阵列不同的敏感单元将测得最大值,攻角发生变化,峰值也将随之移动。如温度极值位置与攻角关系16所示，当攻角为0°时，温度极值位于原点；当攻角为正值时，温度极值位于负半轴某位置；当攻角为负值时，温度极值位于正半轴某位置。由此便可将攻角变化转为温度极值沿纬度方向的位置变化,通过步骤2收集的数据便可以拟合出低速和亚声速翼型温度极值位置与攻角大小的关系曲线，便可以通过飞行过程中实时测量的温度极值所在的位置确定攻角大小。
4、超声速翼型攻角解算。超声速翼型攻角解算时包括菱形超声速翼型10、翼型中弧线8、超声速翼型传感器阵列布置11、斜激波15、温度极值位置与攻角关系16。如图7所示，在飞行器运动过程中，来流于翼型前缘处产生斜激波15，斜激波波后参数基本均匀，热敏元件薄膜层2表面温度Tc可取为微型柔性热膜传感器阵列传感器不同的敏感单元的均值。随着攻角的变化,斜激波15的强度产生相应的改变,热敏元件薄膜层2表面温度Tc也将随之发生变化，由此可将攻角变化转为温度极值大小的变化。如温度极值与攻角关系16所示，通过步骤2收集的数据便可以拟合出超声速翼型温度极值大小与攻角大小的关系曲线，便可以通过飞行过程中实时测量的温度极值大小确定攻角大小。由步骤2确定攻角。
以下给出具体实施例。
实施例：考虑基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法，本实施例给定来流马赫数为Ma＝0.8和Ma＝2，攻角α＝0°、α＝8°α＝-8°，飞行高度H＝10km的条件下，按照本发明所述设计方法，能计算出如图6与图7所示温度极值位置与攻角关系16，明确了该方法在给定来流条件下能够通过温度极值位置确定低速和亚声速翼型攻角，通过温度极值大小确定超声速翼型攻角。
运用本发明生成的装置，不仅实现了在给定来流条件下攻角的测量，还能够同时给出相应的流速和温度。
Claims (6)
1.基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法，其特征在于包括以下步骤：
1)微型柔性热膜传感器阵列布置；
2)不同攻角条件下温度和速度测量；
3)低速-亚声速翼型攻角解算；
4)超声速翼型攻角解算。
2.如权利要求1所述基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法，其特征在于在步骤1)中，所述微型柔性热膜传感器阵列布置的具体方法如下：微型柔性热膜传感器包括聚合物柔性衬底薄膜层、热敏元件薄膜层、引线层、封装保护层，所述聚合物柔性衬底薄膜层贴附于平面翼型表面并弯曲贴附于各种非平面翼型表面,使得对翼面结构的破坏趋于最小，对于低速-亚声速翼型的传感器阵列设计选择安装在低速-亚声速翼型的前缘，低速-亚声速机翼的前缘呈半圆形或过渡的光滑曲面，条状的微型柔性热膜传感器阵列贴附在机翼前缘，相对于对称轴而言,机翼前缘每个敏感元件的纬度角可分别为±90°、±60°、±30°、±0°，从而使得低速-亚声速翼型传感器的阵列布置能在翼型前缘表面均匀分布，对于超声速翼型传感器阵列设计选择安装在菱形超声速翼型的上表面或下表面任意一侧，由于超声速翼型前缘尖锐，条状的微型柔性热膜传感器阵列只能贴附在机翼表面,相对于对称轴而言,机翼表面每个敏感元件的纬度角分别为60°、50°、40°、30°，从而使得超声速翼型传感器布置阵列能在翼型上表面均匀分布。
3.如权利要求1所述基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法，其特征在于在步骤1)中，所述聚合物柔性衬底薄膜层采用柔性聚酰亚胺，柔性衬底厚度为50～10μm。
4.如权利要求1所述基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法，其特征在于在步骤2)中，所述不同攻角条件下温度和速度测量的具体方法如下：
微型柔性热膜传感器温度与速度测量时包括速度边界层、温度边界层、功能电路，假设热敏元件的强迫热对流到流体中的热量Q1+Q5占其自身发热热量的绝大部分的情况下,将柔性热膜传感器表面暴露在来流中,将会产生从衬底处速度由0逐渐变化到U的速度边界层，来流上下游对传感器不均匀冷却则会产生从热敏元件薄膜层表面处温度Tc到来流温度T0的温度边界层，随着速度边界层和温度边界层的发展，在气流方向与热敏元件薄膜层垂直的情况下，功能电路采用恒温差控制模式,利用一个闭环控制使得热敏元件薄膜层表面温度Tc高于T0,并保持其温差ΔT＝Tc-T0恒定，则热平衡时的热敏元件薄膜层表面温度Tc仅与局部流速和加热电流的功率有关，因此，在流体边界层厚度范围之内放置的微型柔性热膜传感器,解算出流体壁面的单点准确来流温度T0＝Tc-ΔT,通过流体速度与被测热敏元件薄膜层表面温度Tc之间的关系得到流体环境下的流体速度,以及与流体速度相关的流量、流体壁面剪应力一系列流体参数；
通过实验测定微型柔性热膜传感器阵列在失速边界范围内，攻角从负极限值到正极限值变化时，低速-亚声速翼型与超声速翼型中微型柔性热膜传感器阵列每个测量点的温度、速度值，并保存到相应设备中以备后续分析使用。
5.如权利要求1所述基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法，其特征在于在步骤3)中，所述低速-亚声速翼型攻角解算的具体方法如下：
低速-亚声速翼型攻角解算时包括低速-亚声速翼型、翼型中弧线、低速-亚声速翼型传感器阵列布置、低速-亚声速翼型前缘温度分布、温度极值位置与攻角关系，在飞行器运动过程中，由于正对来流方向处测得热敏元件薄膜层表面温度Tc将会最大，其余位置随着气流的流动，Tc将逐渐降低，形成不同攻角下对应不同的低速-亚声速翼型前缘温度分布，随着攻角的变化，微型柔性热膜传感器阵列不同的敏感单元将测得最大值，攻角发生变化，峰值也将随之移动，如温度极值位置与攻角关系；当攻角为0°时，温度极值位于原点；当攻角为正值时，温度极值位于负半轴某位置；当攻角为负值时，温度极值位于正半轴某位置，由此便可将攻角变化转为温度极值沿纬度方向的位置变化，通过步骤2)收集的数据拟合出低速-亚声速翼型温度极值位置与攻角大小的关系曲线，通过飞行过程中实时测量的温度极值所在的位置确定攻角大小。
6.如权利要求1所述基于微型柔性热膜传感器阵列的攻角测量方法，其特征在于在步骤4)中，所述超声速翼型攻角解算的具体方法如下：
超声速翼型攻角解算时包括菱形超声速翼型、翼型中弧线、超声速翼型传感器阵列布置、斜激波、温度极值位置与攻角关系，在飞行器运动过程中，来流于翼型前缘处产生斜激波，斜激波波后参数基本均匀，热敏元件薄膜层表面温度Tc取为微型柔性热膜传感器阵列传感器不同的敏感单元的均值；随着攻角的变化,斜激波的强度产生相应的改变,热敏元件薄膜层表面温度Tc随之发生变化，将攻角变化转为温度极值大小的变化，通过步骤2)收集的数据拟合出超声速翼型温度极值大小与攻角大小的关系曲线，通过飞行过程中实时测量的温度极值大小确定攻角大小；由步骤2)确定攻角。
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