CN108132112A - 一种高超声速飞行器表面热流辨识装置及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种高超声速飞行器表面热流辨识装置及设计方法，属于高超声速飞行器热参数测量技术领域。该装置包括：热传导敏感元件、敏感元件隔热套、敏感元件压板、温度传感器，热传导敏感元件为柱状结构，敏感元件隔热套为带通孔的柱状结构，热传导敏感元件位于敏感元件隔热套通孔中，与敏感元件隔热套间隙配合，敏感元件一侧与隔热套外表面平齐，形成测量端面，另一侧底部安装有温度传感器，敏感元件压板压住热传导敏感元件，与敏感元件隔热套间隙配合安装，敏感元件隔热套、敏感元件与敏感元件隔热套之间的间隙以及敏感元件压板共同阻隔热传导敏感元件除测量端面以外的部分与外部环境之间热量交换。本发明克服了传统热流传感器对于长时间高热流测量的适应性差以及传感器尺寸大、重量大、安装受限大、难以实现密集测量问题。

Description

一种高超声速飞行器表面热流辨识装置及设计方法

技术领域

本发明涉及一种高超声速飞行器表面热流的辨识装置及其设计方法，尤其适用于长时间高热流的密集测量，属于高超声速飞行器热参数测量技术领域。

背景技术

高超声速飞行器在高速飞行过程中与周围大气产生剧烈摩擦，飞行器面临严重的气动加热环境。另一方面，尤其对于做滑翔机动飞行的高超声速飞行器来说，其气动外形较为复杂，各部件间的激波干扰和局部分离再附等流动现象导致飞行器表面热环境呈现出复杂的分布特征。而目前对高超声速飞行器复杂气动热环境的准确预示还存在较大的难度，因此需要通过开展地面试验或者飞行试验获取飞行器表面热环境参数，进而对目前的气动热环境预示方法进行验证和改进。由于地面试验设备的能力很难复现真实飞行环境，因此通过飞行试验开展飞行器表面热流的测量就显得尤为重要。

目前非瞬态的热流测量主要采用圆箔式热流传感器，其测量原理结构图如图1所示。热量从康铜箔片中心沿着康铜箔的径向传到铜热沉体上，并通过热沉耗散到周围环境中去。当处于某一瞬时热平衡，由于热量沿康铜箔片径向传导，箔片中心的温度T₀高于它周径上的温度T_S。在一定温度范围内，这个温度差可以由箔片中心和热沉体上的热电偶检测并输出与之对应的电压信号。这个电压信号通过与投射在康铜箔片上的热流q建立起函数关系且经过标定，就可进行热流测量。由于传感器测量原理的要求，康铜箔片的温度一般不能超过 250℃，否则其测量精度将会降低。

传统的高超声速再入飞行器由于高速再入，高度下降很快，气动加热较为严重，表面热流可能接近几十MW/m²的量级，超过了目前圆箔式热流传感器精确测量范围。而滑翔类的高超声速飞行器的飞行剖面与再入飞行器不同，其表面热流低于再入飞行器，飞行器舱体大面积的热流在几百～几千kW/m²的量级，这使得测量滑翔飞行器表面热流成为可能。但是虽然表面热流不大，但长时间飞行使得热量积累较为严重，传感器热沉的温升明显，超过了传感器的许用温度要求，影响了热流测量精度。如果要满足传感器许用温度要求，则需要增大热沉体的体积，导致传感器整体尺寸过大，使得传感器安装受到较大限制，难以实现传感器的密集布置。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对目前传统热流传感器对高超声速飞行器长时间高热流测量的适应性差以及传感器尺寸大导致难以进行密集测量的问题，本发明提出了一种间接式测量高超声速飞行器表面热流的辨识方案及装置，适用于长时间高热流的测量，并克服了传统热流传感器尺寸大、重量大、安装受限大、难以实现密集测量的问题。

本发明的技术解决方案是：一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，该装置包括：热传导敏感元件、敏感元件隔热套、敏感元件压板、温度传感器，热传导敏感元件为柱状结构，敏感元件隔热套为带通孔的柱状结构，热传导敏感元件位于敏感元件隔热套通孔中，与敏感元件隔热套间隙配合，敏感元件一侧与隔热套外表面平齐，形成测量端面，另一侧底部安装有温度传感器，敏感元件压板为一侧带有直槽的扁平板状结构，压住热传导敏感元件装有温度传感器一侧端面，与敏感元件隔热套间隙配合安装，敏感元件隔热套、热传导敏感元件与敏感元件隔热套之间的间隙以及敏感元件压板共同阻隔热传导敏感元件除测量端面以外的部分与外部环境之间热量交换，温度传感器正好落入敏感元件压板直槽中，并在直槽中走线。

所述热传导敏感元件的材料的热导率大于等于100W/m·K。

敏感元件隔热套和敏感元件压板的材料的热导率不大于0.5W/m·K。

所述热传导敏感元件由铜制成。

所述热传导敏感元件外表面涂覆发射率大于0.9的涂层。

敏感元件隔热套和敏感元件压板采用模压石英/酚醛或陶瓷瓦材料制成。

热传导敏感元件和敏感元件隔热套的间隙小于0.5mm。

所述敏感元件压板轴线方向与其材料模压层间方向垂直。

所述敏感元件隔热套加工完成后其轴线方向与其材料模压层间方向平行。

本发明另一个技术解决方案是：一种高超声速飞行器表面热流辨识装置的设计方法，该方法包括如下步骤：

S1、根据飞行试验的飞行弹道参数，对高超声速飞行器飞行全程表面气动加热环境进行气动热评估，得到高超声速飞行器飞行全程表面热流；

S2、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，采用被选材料初步设计热流辨识装置各部件，对飞行器及组装后的热流辨识装置进行传热分析，得到飞行器和不同备选材料制成的热流辨识装置各部件飞行全程的温度场；

S3、根据飞行器和不同备选材料制成的热流辨识装置各部件飞行全程的温度场，结合材料的许用温度和相应的导热率要求，分别确定飞行全程不被烧蚀的辨识装置各部件材料；

S4、根据高超声飞行器飞行全程表面热流、飞行器被测位置的结构特征、允许安装空间、辨识装置各部件材料，确定热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度；

S5、根据飞行器被测位置的结构特征，设计合适的热流辨识装置安装结构，并结合热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度，完成热流辨识装置的完整设计。

所述热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的尺寸通过如下方法确定：

S4.1、根据飞行器被测位置的结构特征，按照不同的热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度，形成不同尺寸特征的热流辨识装置；

S4.2、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，利用传热分析软件对步骤 S4.1得到的不同尺寸特征的热流辨识装置进行飞行全程热分析，得到不同尺寸特征的热流辨识装置温度场；

S4.3、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，利用传热分析软件对步骤S4.1得到的不同尺寸特征的热传导敏感元件进行飞行全程热分析，得到不同尺寸特征的热传导敏感元件温度场；

S4.4、分析步骤S4.2和步骤S4.3得到的温度场结果，以步骤S4.2与步骤S4.3在热传导敏感元件底部温度测试点对应的温度偏差的平均值小于预设的门限为标准，确定热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度。所述预设的门限取值范围为10％～15％。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、与传统热流传感器相比，本发明提供的热流辨识装置的许用温度较高，适合于长时间高热流测量；

(2)、本发明提供的热流辨识装置具有测量结构简单、产品尺寸较小、环境适应性好的优点，克服了传统热流传感器尺寸大、重量大、安装受限大、难以实现密集测量的问题；

(3)、本发明敏感元件压板轴线方向与其材料模压层间方向垂直；敏感元件隔热套加工完成后其轴线方向与其材料模压层间方向平行，保证均匀隔热；

(4)、本发明提供的热流辨识装置的尺寸，结合实际测量环境，通过热分析和仿真得到，更加科学准确；

(5)、采用本发明所制造的热流辨识装置测量得到的温度值，可以应用到基于热传导反问题求解的热流辨识方法中，通过对温度信息进行反演，得出被测位置表面的热流；

(6)、本发明所述装置适用高超声速滑翔飞行器和再入飞行器，通过复杂数学方法对测量得到的温度数据进行反演获得表面热流，只要传感器不烧蚀、能测出温度，就能反演出热流，适用性比较广。

附图说明

图1为圆箔式热流传感器示意图；

图2为本发明实施例热流辨识装置结构仰视图；

图3为本发明实施例热流辨识装置结构剖视图；

图4为本发明实施例热流辨识装置安装及测量示意图。

具体实施方式

针对目前热流传感器在高超声速飞行器表面热流测量方面存在的问题，本发明提供了一种高超声速飞行器表面热流的辨识装置及其设计方法，适用于长时间高热流的密集测量。该装置的技术特点为：热流辨识装置内含有高热导率材料(如铜)制成的敏感元件，可以较快地对飞行器表面的气动加热进行响应；通过测量热流辨识装置内部敏感元件的温度变化历程信息，利用温度信息通过基于反问题求解的热流辨识方法反演得出被测位置表面的热流。由于本发明中的热流辨识方法对辨识装置的温升没有特殊的要求，铜质敏感元件的许用温度可达到800℃，热流辨识装置不需要类似传统热流传感器中的体积较大的热沉，因而辨识装置整体尺寸较小。与传统热流传感器相比，本发明的热流辨识方案及装置具有测量结构简单、产品尺寸较小、环境适应性好的优点，在长时间高热流密集测量方面具有明显的优势。

热流辨识装置结构示意图如图2和图3所示。该热流辨识装置包括热传导敏感元件1、敏感元件隔热套2、敏感元件压板3、装置外壳4、温度传感器5。

热传导敏感元件为纯铜T2材料，其为翻边柱状结构；敏感元件隔热套为模压石英/酚醛材料，其为带通孔的翻边空心柱状结构；敏感元件压板为开孔的模压石英/酚醛材料或陶瓷瓦材料，为一侧带有直槽的扁平板状结构；装置外壳为不锈钢1Cr18Ni9Ti材料，为开孔的翻边环状薄壁结构；温度传感器为封装K 型热电偶。

热传导敏感元件位于敏感元件隔热套通孔中，与敏感元件隔热套间隙配合，圆柱配合面间隙小于0.5mm，设计时保证热传导敏感元件的一侧与敏感元件隔热套外表面平齐(高度差不大于0.1mm)，形成测量端面，敏感元件隔热套底部需加工一圆槽，使其与敏感元件翻边相匹配，圆槽直径较热传导敏感元件直径大1mm，热传导敏感元件柱状结构从敏感元件隔热套翻边结构圆槽处插入到敏感元件隔热套通孔中，与敏感元件隔热套间隙配合安装，并与敏感元件隔热套外表面平齐，敏感元件隔热套加工完成后其轴线方向与其材料模压层间方向近似平行，热传导敏感元件表面涂覆高发射率涂层(发射率大于0.9)；温度传感器安装于热传导敏感元件底部，使用耐高温胶黏剂粘接，敏感元件压板为一侧带有直槽的扁平板状结构，压住热传导敏感元件装有温度传感器一侧端面，与敏感元件隔热套间隙配合安装，敏感元件隔热套、热传导敏感元件与敏感元件隔热套之间的间隙以及敏感元件压板共同阻隔热传导敏感元件除测量端面以外的部分与外部环境之间热量交换；温度传感器落于敏感元件压板直槽中，并于直槽中走线。敏感元件隔热套和敏感元件压板的材料一致。敏感元件压板加工完成后其轴线方向其材料模压层间方向垂直；装置外壳套于敏感元件压板上，设计保证其安装完成后装置外壳上表面略低于敏感元件压板上表面，高度差为0.1mm～0.2mm；装置外壳由金属材料制成，为桶状薄壁结构，其侧边开方槽孔，温度传感器于此出线，在温度传感器线缆上至出装置外壳前部位缠绕细钢丝将其增粗，保证对线缆拉拽时温度传感器与热传导敏感元件的连接面不受力；热传导敏感元件、敏感元件隔热套、敏感元件压板、装置外壳、温度传感器完成安装后使用螺钉6带平垫7穿过预留的孔位，使用螺母8连接拧紧，螺钉设计时确保钉头表面不凸出敏感元件隔热套的翻边上表面，拧紧后在螺钉与敏感元件隔热套之间使用耐高温硅橡胶填平。

图4给出了热流辨识装置安装及测量示意图，辨识装置嵌入飞行器舱体中，测量端面与飞行器表面齐平。

上述热流辨识装置的设计方法如下：

S1、根据飞行试验的飞行弹道参数，利用气动热评估软件(如商业软件 CFD++、Fastran等)，对高超声速飞行器飞行全程表面气动加热环境进行气动热评估，得到高超声速飞行器飞行全程表面热流；

S2、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，采用被选材料初步设计热流辨识装置各部件，利用传热分析软件(如商业软件ANSYS、ABAQUS)对飞行器及组装后的热流辨识装置进行传热分析，得到飞行器和不同备选材料制成的热流辨识装置各部件飞行全程的温度场；

S3、根据飞行器和不同备选材料制成的热流辨识装置各部件飞行全程的温度场，结合材料的许用温度和相应的导热率要求，分别确定飞行全程不被烧蚀的辨识装置各部件材料；

S4、根据高超声飞行器飞行全程表面热流、飞行器被测位置的结构特征、允许安装空间、辨识装置各部件材料，确定热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度；

所述热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的尺寸通过如下方法确定：

S4.1、根据飞行器被测位置的结构特征，按照不同的热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度，形成不同尺寸特征的热流辨识装置；

S4.2、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，利用传热分析软件(如商业软件ANSYS、ABAQUS)，对步骤S4.1得到的不同尺寸特征的热流辨识装置进行飞行全程热分析，得到不同尺寸特征的热流辨识装置温度场；

S4.3、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，利用传热分析软件对步骤 S4.1得到的不同尺寸特征的热传导敏感元件进行飞行全程热分析，得到不同尺寸特征的热传导敏感元件温度场；

S4.4、分析步骤S4.2和步骤S4.3得到的温度场结果，以步骤S4.2与步骤S4.3在热传导敏感元件底部所有温度测试点对应的温度偏差的平均值小于预设的门限为标准，确定热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度。所述预设的门限取值范围为10％～15％。

S5、根据飞行器被测位置的结构特征(如舱体型面、厚度等)，设计合适的热流辨识装置安装结构(如安装法兰的外径、螺钉孔数目等)，并结合热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度，完成热流辨识装置的完整设计。

上述方法制成的热流辨识装置适用于长时间高热流的测量，并克服了传统热流传感器尺寸大、重量大、安装受限大、难以实现密集测量的问题。在某次飞行试验测量中，在同一气动加热环境下，传统的圆箔式热流传感器测量端直径为40mm，长度为60mm，而本发明提供的热流辨识装置测量端直径为 22mm，安装法兰直径为40mm，尺寸明显小于传统热流传感器。

本说明所述热流辨识装置可以用于高超声速飞行器表面热流辨识方法中，该方法采用的是间接式测量原理，其原理方法对于装置温升没有特殊要求。具体步骤如下：

(1)、将热流辨识装置嵌入安装于飞行器表面的目标测量位置，敏感元件测量端面与飞行器表面齐平，如图3所示，通过辨识装置敏感元件底部位置安装的热电偶采集敏感元件底部温度变化历程信息T₀；

(2)、利用网格划分软件(如商业软件Gridgen、Gambit等)对热流辨识装置进行建模和计算网格的划分，并输出热流辨识方法所需要的输入信息(如计算网格信息、测点位置信息等)

(3)、以采集的敏感元件温度信息T₀、计算网格信息和测点位置信息等作为输入条件，通过基于热传导反问题求解的热流辨识方法(如用于一维热流辨识的顺序函数法，用于多维热流辨识的灵敏度法、伴随方程法、共轭梯度法等，这些方法均属于本领域内的公知技术)对温度信息进行反演，得出被测位置表面的热流q。

本发明提供的图2所示的热流辨识装置仅为一种类型的示意图，其具体结构形式、各部件材料等可有所变化，另外敏感元件的温度传感器不限于安装在敏感元件底部，可安装于敏感元件的不同位置，其数量也可多个。上述实施例子只是对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制，因此凡是与本发明思路类似的实施方式或用于其他类似结构但思路与本发明类似的实施方式均在本发明的保护范围内。

本发明未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (11)

1.一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于包括：热传导敏感元件(1)、敏感元件隔热套(2)、敏感元件压板(3)、温度传感器(5)，热传导敏感元件为柱状结构，敏感元件隔热套为带通孔的柱状结构，热传导敏感元件位于敏感元件隔热套通孔中，与敏感元件隔热套间隙配合，敏感元件一侧与隔热套外表面平齐，形成测量端面，另一侧底部安装有温度传感器，敏感元件压板为一侧带有直槽的扁平板状结构，压住热传导敏感元件装有温度传感器一侧端面，与敏感元件隔热套间隙配合安装，敏感元件隔热套、热传导敏感元件与敏感元件隔热套之间的间隙以及敏感元件压板共同阻隔热传导敏感元件除测量端面以外的部分与外部环境之间热量交换，温度传感器正好落入敏感元件压板直槽中，并在直槽中走线。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于所述热传导敏感元件的材料的热导率大于等于100W/m·K。

3.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于敏感元件隔热套和敏感元件压板的材料的热导率不大于0.5W/m·K。

4.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于所述热传导敏感元件由铜制成。

5.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于所述热传导敏感元件外表面涂覆发射率大于0.9的涂层。

6.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于敏感元件隔热套和敏感元件压板采用模压石英/酚醛或陶瓷瓦材料制成。

7.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于热传导敏感元件和敏感元件隔热套的间隙小于0.5mm。

8.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于所述敏感元件压板轴线方向与其材料模压层间方向垂直。

9.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器表面热流辨识装置，其特征在于所述敏感元件隔热套加工完成后其轴线方向与其材料模压层间方向平行。

10.权利要求1所述一种高超声速飞行器表面热流辨识装置的设计方法，其特征在于包括如下步骤：

S1、根据飞行试验的飞行弹道参数，对高超声速飞行器飞行全程表面气动加热环境进行气动热评估，得到高超声速飞行器飞行全程表面热流；

S2、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，采用被选材料初步设计热流辨识装置各部件，对飞行器及组装后的热流辨识装置进行传热分析，得到飞行器和不同备选材料制成的热流辨识装置各部件飞行全程的温度场；

S3、根据飞行器和不同备选材料制成的热流辨识装置各部件飞行全程的温度场，结合材料的许用温度和相应的导热率要求，分别确定飞行全程不被烧蚀的辨识装置各部件材料；

S4、根据高超声飞行器飞行全程表面热流、飞行器被测位置的结构特征、允许安装空间、辨识装置各部件材料，确定热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度；

S5、根据飞行器被测位置的结构特征，设计合适的热流辨识装置安装结构，并结合热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度，完成热流辨识装置的完整设计。

11.根据权利要求10所述一种高超声速飞行器表面热流辨识装置的设计方法，其特征在于所述热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的尺寸通过如下方法确定：

S4.1、根据飞行器被测位置的结构特征，按照不同的热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度，形成不同尺寸特征的热流辨识装置；

S4.2、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，利用传热分析软件对步骤S4.1得到的不同尺寸特征的热流辨识装置进行飞行全程热分析，得到不同尺寸特征的热流辨识装置温度场；

S4.3、根据高超声飞行器飞行全程表面热流，利用传热分析软件对步骤S4.1得到的不同尺寸特征的热传导敏感元件进行飞行全程热分析，得到不同尺寸特征的热传导敏感元件温度场；

S4.4、分析步骤S4.2和步骤S4.3得到的温度场结果，以步骤S4.2与步骤S4.3在热传导敏感元件底部温度测试点对应的温度偏差的平均值小于预设的门限为标准，确定热传导敏感元件的长径比和敏感元件隔热套的厚度。所述预设的门限取值范围为10％～15％。