[發明專利]一種內埋式熱電偶表面熱流測量方法

有效

• 申請號: 201711457474.9
• 申請日: 2017-12-28
• 公開（公告）號: CN108287030B
• 公開（公告）日: 2020-02-14
• 發明（設計）人: 馬元宏;趙學軍;向星居
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01K17/00
• 分類號: G01K17/00;G01K7/02
• 代理公司: 11009 中國航天科技專利中心
• 代理人: 陳鵬

一種內埋式熱電偶表面熱流測量方法，通過將熱電偶打孔安裝于飛行器模型材料內表面，保證了模型表面的完整性，在不影響測量精度的情況下根據溫度隨熱電勢變化的關系式及熱電勢隨時間變化的關系式，得出溫度隨時間變化的關系式，在計算過程中通過采集系統的微分器直觀反映導數關系式來保證計算的準確性，同時根據所得的導數關系式與熱電偶、飛行器模型材料自身參數完成對表面熱流值的計算，測量精度高，穩定性好，操作簡單。

技術領域

本發明涉及一種內埋式熱電偶表面熱流測量方法，屬于高速飛行器氣動熱 試驗領域。

背景技術

高超聲速飛行器在高馬赫數飛行時將會出現非常嚴重的“熱障”問題，因此 高超聲速飛行器的表面熱防護直接關系到高超聲速飛行器的飛行安全，而在高 超聲速飛行器實際發展過程中，其表面溫度和熱流的測量方法一直是制約高超 聲速飛行器發展的關鍵問題之一。高超聲速飛行器的表面熱環境特點是高馬赫 數，高溫和高熱流，尤其是對于再入高超聲速飛行器，在其再入過程的幾分鐘 內，表面熱流密度往往會達到MW/m²的量級，駐點溫度會出現接近1800℃的 高溫區。同時高超聲速條件對于飛行器的表面要求非常高，采用嵌入式傳感器 會破壞表面的流動形式，產生干擾波系結構，從而影響表面熱流的測量精度。 嚴重的甚至會由于破壞了飛行器的防熱層，導致飛行任務失敗。

目前在高超聲速環境中能夠實現模型表面熱流測量的方法有多種，如量熱 計，紅外熱圖，熒光熱圖等。量熱計做為應用最廣泛的熱流測量方法，已有近 百年的歷史，屬于經典的接觸式熱流測量技術，但是需要在模型表面加工與量 熱計尺寸一致的安裝孔，因此在實際測量中量熱計和同軸熱電偶的結構匹配和 熱匹配要求較高。量熱計的類型有很多，對于高超聲速飛行器的熱流測量，主 要可以分為兩類，一種是基于一維瞬態熱傳導原理的量熱計，如零點量熱計， 瞬態塞式量熱計，薄壁量熱計等。這類量熱計結構簡單、響應快、尺寸小，可 以進行布點測量，但是大多難以承受長時間加熱，在高超聲速飛行器的熱流測 量應用中限制較大。另一種是基于能量平衡原理的量熱計，如水卡量熱計，這 種量熱計采用穩態測量方法，具有測量熱流范圍廣、能夠承受長時間加熱的優 點，但是結構復雜、量熱計尺寸較大。

近年來隨著技術的發展，紅外熱圖，熒光熱圖等光學方法的表面熱流測量 技術也開始在高超聲速風洞中得到應用，這類技術無需在模型上打孔，溫度顯 示比較直觀，一次試驗就可以得到大面積的熱流分布。但是這類測量方法的測 量系統復雜，價格昂貴，同時在模型表面曲率變化比較大的地方會失真，在無 法光學觀測的地方無法測量。另外，如采用熒光熱圖的方法，模型通常要求采 用絕熱性能好，熱物性參數穩定且隨溫度變化小的非金屬材料加工而成。而紅 外熱圖技術則要求材料發射率高而且穩定等。因此，這一類技術往往只能在高 超聲速風洞中的實現應用，對于真實的高超聲速飛行器的飛行試驗熱流測量問 題則無能為力。

發明內容

本發明解決的技術問題是：針對現有技術中測量飛行器模型材料表明熱流 容易迫害飛行器表明結構，影響材料表明熱流測量的問題，提出了一種內埋式 熱電偶表面熱流測量方法，該方法通過在模型內表面布置熱電偶傳感器，測量 并計算模型表面熱流值。

本發明解決上述技術問題是通過如下技術方案予以實現的：

一種內埋式熱電偶表面熱流測量方法，步驟如下：

(1)對所選熱電偶進行標定，獲取熱電偶參數；

(2)將所選熱電偶內嵌于飛行器模型表面并接入采集系統，控制采樣頻率 并獲取該熱電偶的熱電勢隨時間變化的前三階導數測量值；

(3)根據步驟(1)標定熱電偶所得參數及步驟(2)所得測量值計算熱 電偶溫度隨時間變化的導數關系式；

(4)確定飛行器模型材料參數，并根據步驟(3)所得導數關系式計算t_i時 刻熱電偶內嵌位置熱流值及該位置熱流值隨時間變化的導數關系式；