楊慶濤,王輝,朱新新,周平(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學(xué)國家重點實驗室,四川綿陽61000; .中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所,四川綿陽61000)

?

無水冷條件下溫度與熱流復(fù)合傳感器設(shè)計與試驗

楊慶濤1,2,王輝2,朱新新2,周平2
(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學(xué)國家重點實驗室,四川綿陽621000; 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所,四川綿陽621000)

摘要:針對飛行試驗中參數(shù)測量需求,研究長時間飛行過程中無水冷條件下傳感器表面溫度和熱流的快速響應(yīng)測量技術(shù)。在分析環(huán)境特點和測量需求的基礎(chǔ)上,設(shè)計一種自鎖緊固的柱塞式復(fù)合傳感器,根據(jù)圓柱體側(cè)面的溫度響應(yīng)處理得到表面溫度和熱流。提出一種基于最小二乘法的多項式擬合數(shù)據(jù)處理方法,有限元數(shù)值分析表明,該方法能夠獲得更好的數(shù)據(jù)抗畸變和抗噪聲能力。標(biāo)定該熱流傳感器的熱流測量結(jié)果,得到不銹鋼傳感器的98%熱流響應(yīng)時間約為0.7 s,熱流測量結(jié)果受到側(cè)向隔熱結(jié)構(gòu)的影響明顯。表面溫度對比試驗結(jié)果表明,該傳感器所測結(jié)果能夠反映表面溫度對熱流的影響。

關(guān)鍵詞:儀器儀表技術(shù);表面溫度;熱流測量;快速響應(yīng);傳感器

0　引言

高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行時,結(jié)構(gòu)承受很大的熱載荷,在防熱/冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計時,必須清楚地掌握結(jié)構(gòu)壁面的熱環(huán)境。理論和數(shù)值分析、地面試驗和飛行試驗是研究飛行器熱環(huán)境的3個主要途徑[1]。受技術(shù)條件的限制,任何地面設(shè)備上都不可能完全模擬真實的高超聲速飛行環(huán)境。只有全尺寸飛行器的飛行試驗?zāi)軌蛱峁╋w行器氣動熱環(huán)境的真實數(shù)據(jù)。

高超聲速飛行試驗[2-8]需要持續(xù)數(shù)十到數(shù)百秒,持續(xù)時間長,并且存在表面熱環(huán)境的變化,需要傳感器既能承受長時間加熱,又能具有較快響應(yīng)速度。要準(zhǔn)確掌握表面熱環(huán)境,僅獲得表面熱流數(shù)據(jù)是不夠的,由于氣動加熱熱流與壁面溫度的相關(guān)性,應(yīng)同時獲得傳感器表面的溫度和熱流數(shù)據(jù)。特別是長時間氣動加熱中,傳感器壁面溫度會有較大上升,對表面熱流的測量影響會十分明顯。研究高超聲速飛行器表面熱流、溫度的快速響應(yīng)測量技術(shù),可以為高超聲速飛行器在飛行過程中的表面溫度、熱流測量提供有效的技術(shù)支持,為計算流體力學(xué)方法的驗證提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)支持[9-10]。

針對飛行試驗環(huán)境特點,目前采用的測量方法主要有:1)戈登計方法,將入射熱流簡化為圓箔上的內(nèi)熱源,將導(dǎo)熱過程簡化為徑向一維導(dǎo)熱,此時圓箔中心與邊緣的溫差與入射均勻熱流呈正比,通過測量該溫差實現(xiàn)熱流測量[11-12],其優(yōu)點是不需考慮側(cè)向傳熱的影響,但是其感應(yīng)面溫度分布不均勻,不能研究表面熱流與溫度的相關(guān)關(guān)系,且測量結(jié)果會受到周邊基體溫度變化的影響;2)塞塊式量熱計方法,通過測量量熱塊的溫升率,根據(jù)能量平衡計算出入射熱流[13-14],其優(yōu)點是結(jié)構(gòu)和數(shù)據(jù)處理方法簡單,但是在長時間氣動加熱過程中,需要將量熱塞體積增大,而響應(yīng)速度會隨體積的增大降低;3)熱阻測量方法,根據(jù)熱阻原理,通過測量柱體軸向不同位置的溫度響應(yīng),通過計算軸向溫度分布換算出表面入射熱流[15-16],其特點是需要安裝多個溫度測量點,結(jié)果與數(shù)據(jù)處理方法直接相關(guān);4)熱電堆測量方法,是熱阻測量方法的一種特殊形式,通過在熱阻層上下表面形成溫差熱電堆,其輸出熱電勢與輸出熱流呈正比[9,17],其優(yōu)點是數(shù)據(jù)處理簡單,但加工裝配的難度較大。針對長時間高超聲速飛行試驗中的溫度和熱流測量需求,設(shè)計一種基于熱阻測量原理的傳感器,在對比分析3種現(xiàn)有數(shù)據(jù)處理方法的基礎(chǔ)上,提出一種改進的數(shù)據(jù)處理方法,提高其抗干擾和穩(wěn)定性。所設(shè)計的傳感器既能承受長時間氣動加熱,又能快速響應(yīng),反映表面溫度與熱流的對應(yīng)關(guān)系。

1　設(shè)計原理

1.1傳感器結(jié)構(gòu)

在飛行試驗條件下,對傳感器進行水冷以承受長時間加熱是困難的,因此設(shè)計的傳感器采用耐高溫材料,根據(jù)預(yù)計加熱條件選擇傳感器熱沉,控制傳感器最高溫度。在高溫氣流加熱條件,在傳感器表面直接測量表面溫度響應(yīng)存在一定困難,因此通過測量距離表面一定距離位置的溫度響應(yīng),通過數(shù)據(jù)處理計算得到表面溫度和熱流。將傳感器量熱塊設(shè)計為柱體,端面與防熱表面平齊,側(cè)向進行隔熱,將傳感器內(nèi)部傳熱過程簡化為一維導(dǎo)熱。所設(shè)計傳感器的基本結(jié)構(gòu)見圖1,其中量熱塊高度為l,3個測溫點的坐標(biāo)分別為χ1、χ2和χ3,所測溫度分別為T1、T2和T3.

圖1　傳感器原理圖Fig.1 Schematic diagram of sensor

熱流傳感器與周圍模型的連接與固定是個重要問題,要求傳感器表面與模型表面平齊,而且能夠承受一定壓力不移動。在此設(shè)計一種新的傳感器安裝固定結(jié)構(gòu)(見圖2),在圓柱形熱流傳感器上套接非金屬錐形固定塊,利用內(nèi)部有錐面的緊定螺釘與測熱模型相連。在錐形固定塊上加工溝槽,確保測溫?zé)犭娕寄軌驈闹写┻^。在安裝時,首先確保傳感器感應(yīng)面與測熱模型平齊,然后在保持前表面位置的前提下,逐步擰緊緊定螺釘,使傳感器固定在測熱模型上。在模型測熱安裝孔表面,加工楔形結(jié)構(gòu),將隔熱材料與外部高溫環(huán)境隔開,防止隔熱材料燒損造成局部加熱環(huán)境變化。楔形結(jié)構(gòu)與傳感器外表面確保間隙配合,其接觸寬度小于0.2 mm,盡量減少側(cè)向傳熱的影響。

圖2　傳感器固定結(jié)構(gòu)Fig.2 Fixed structure of sensor

1.2數(shù)據(jù)處理方法

根據(jù)測得的量熱塊溫度響應(yīng),計算表面熱流和溫度,提出了一種基于最小二乘法的多項式擬合方法,并與現(xiàn)有的3種數(shù)據(jù)處理方法對比分析。

1.2.1方法1:基于單點測溫的數(shù)據(jù)處理方法

根據(jù)塞塊式量熱計測量原理[1,13],在線性響應(yīng)段,量熱計處溫升率相同,可用任一位置(χ1、χ2或χ3)的溫升率計算表面熱流和溫度:

式中:q0為傳感器表面熱流(W/ m2);T0為初始溫度(K);ρ、cp、k、l分別為測熱體的密度(kg/ m3)、比熱(J/ (kg·K))、導(dǎo)熱率(W/ (m·K))和高度(m).

對階躍輸入熱流,只有在量熱塊溫度進入線性響應(yīng)段后才可以適用(1)式和(2)式。

1.2.2方法2:基于線性分布假定的方法

假定在量熱塊軸向溫度呈線性分布,利用兩個不同位置(如χ1、χ2)所測溫度計算表面熱流和溫度[15]:

式中:q1為χ1處熱流;k1和k2分別為量熱塊材料在T1和T1時的導(dǎo)熱率。

1.2.3方法3:多項式擬合方法

利用兩個不同位置(如χ1、χ2)所測溫度,采取多項式擬合方法計算任意時刻軸向溫度分布,從而得到表面熱流和溫度[18-19]。即設(shè)軸向溫度分布為

求解系數(shù)矩陣C(t)需要4個已知量。除已測溫度T(χi,t) = [1,χi,χi,χi]C(t)(i =1,2)外,根據(jù)一維導(dǎo)熱方程:

式中:α為熱擴散率。可得到另兩個已知量。解方程組可得到C(t) = D-1P(t).根據(jù)(6)式,有

1.2.4方法4:基于最小二乘法的多項式擬合

傳感器軸向位置的確定、溫度的測量均有誤差,為了減小這些誤差對表面熱流、溫度結(jié)果的影響,在量熱塊軸向測量3個點的溫度響應(yīng),與方法3相似,可以得到6個已知量(溫度、溫升率)。同樣采用3次多項式擬合軸向溫度分布,可以采用最小二乘法求解C(t).此時,(9)式中:P(t)=, T(χ2,t), T (χ3, t ),

得到系數(shù)矩陣后,利用(10)式和(12)式計算表面熱流和溫度。

2　數(shù)值模型

為了分析對比不同數(shù)據(jù)處理方法的性能,建立了如圖3(a)所示的軸對稱有限元模型,選用8節(jié)點四面體網(wǎng)格,單元長度χ、y均為0.025 mm,共包括1 000個單元,3 221個節(jié)點。模型χ方向長度為25 mm,y方向長度(半徑)為2.5 mm.傳感器感應(yīng)面(χ=0 mm)位置為階躍熱流條件q0= 2 MW/ m2,其他面為絕熱條件。傳感器初始溫度為300 K,計算步長為0.01 s,總時間10 s.傳感器選用純銅材料,采用常熱物性假定。以側(cè)面(χ1、χ2、χ3分別為2 mm、4 mm、6 mm)和底面(χ4=25 mm)位置溫度作為模擬的測量溫度,利用數(shù)據(jù)處理計算得到表面熱流和溫度。

圖3　有限元網(wǎng)格與典型溫度分布Fig.3 Finite element mesh and typical temperature profile

3　計算結(jié)果與討論

3.1表面溫度與熱流響應(yīng)

利用上述數(shù)值模型計算所得的典型溫度分布見圖3(b),不同位置的溫度響應(yīng)見圖4.利用數(shù)值方法計算出傳感器不同位置處的溫度響應(yīng),利用上述方法分別計算處理出表面(χ= 0 mm)熱流qw與溫度Tw,與輸入熱流條件q0和數(shù)值計算所得表面溫度響應(yīng)T0比較分析。

圖4　不同位置的溫度響應(yīng)Fig.4 Temperature responses at different positions

3.1.1方法1

根據(jù)計算所得的不同位置處的溫度響應(yīng),分別利用(1)式、(2)式計算所得無量綱熱流qw/ q0及表面溫度響應(yīng)偏差Tw- T0,見圖5.利用不同位置的溫度響應(yīng)所得的98%特征響應(yīng)時間(用傅里葉數(shù)Fo表示)見表1,其中根據(jù)底面(χ4=25 mm)溫度所得響應(yīng)時間與文獻[20]基本一致(Fo =0.5).利用側(cè)面和底面測得溫度數(shù)據(jù)計算所得表面溫度響應(yīng)在初始響應(yīng)段產(chǎn)生了較大誤差。

圖5　方法1所得表面熱流與溫度偏差Fig.5 Surface heat flux and temperature error obtained by Method 1

3.1.2方法2

根據(jù)χ1= 2 mm,χ2= 4 mm和χ1= 2 mm,χ3= 6 mm處的溫度響應(yīng),利用(3)式～(5)式計算所得的無量綱表面熱流和溫度響應(yīng)偏差,分別見圖6,所得的98%特征響應(yīng)傅里葉數(shù)Fo分別為0.03和0.05,所得的表面溫度偏差在1 K以內(nèi)。

3.1.3方法3

根據(jù)χ1= 2 mm,χ2= 4 mm和χ1= 2 mm,χ3= 6 mm處的溫度響應(yīng),利用方法3計算所得的無量綱表面熱流和溫度響應(yīng)偏差見圖7,所得的98%特征響應(yīng)傅里葉數(shù)Fo分別為0.009 4和0.007 5,所得的表面溫度偏差除初始時間步外在0.2 K以內(nèi)。

圖7　方法3所得表面熱流與溫度偏差Fig.7 Surface heat flux and temperature error obtained by Method 3

3.1.4方法4

根據(jù)χ1=2 mm,χ2=4 mm,χ3=6 mm處的溫度響應(yīng),利用方法4計算所得的無量綱表面熱流和溫度響應(yīng)偏差見圖8,所得的98%特征響應(yīng)傅里葉數(shù)Fo為0.011,除初始時間步外所得表面溫度偏差在0.2 K以內(nèi)。

表1　方法1所得無量綱熱流響應(yīng)時間Tab.1 Nondimensional heat flux response time obtained by Method 1

圖8　方法4所得表面熱流與溫度偏差Fig.8 Surface heat flux and temperature error obtained by Method 4

4種數(shù)據(jù)處理方法中,基于單點測溫的數(shù)據(jù)處理方法需要的熱流響應(yīng)時間最長,表面溫度也只適用于線性響應(yīng)段,溫度分布的多項式擬合方法要比線性假定更接近物理真實,獲得了更短的熱流響應(yīng)時間。

3.2抗噪聲能力

在實際測量中,測量信號中難免存在一定的背景噪聲?？紤]噪聲的影響,在圖3所示的溫度歷程中疊加標(biāo)準(zhǔn)差σ= 0.5%的白噪聲作為模擬的含噪聲測量信號(見圖9),首先對信號進行分段4次多項式平滑(所用分段數(shù)據(jù)寬度50),然后分別利用方法3和方法4進行處理[18,21]。所得無量綱表面熱流和溫度響應(yīng)分別見圖10.兩種方法所得的無量綱熱流平均值( Fo＞0.011 )分別為100.5%和99.2%,與輸入熱流偏差均在1%以內(nèi),標(biāo)準(zhǔn)偏差分別為11.9%和9.3%;所得溫度偏差(0～10 s)平均值分別為-0.006 K和-0.134 K,標(biāo)準(zhǔn)偏差分別為1.4 K和1.1 K.

圖9　含白噪聲的溫度響應(yīng)曲線Fig.9 Temperature response curves with white noise

3.3抗測量誤差干擾

實際測量過程中,傳感器的測點位置和溫度均會存在一定誤差。考慮位置和溫度誤差,不同的誤差組合見表2.位置和溫度誤差分別定義為

式中:χi,m和Ti,m分別為測得的位置坐標(biāo)和溫度;χi和Ti為真實位置坐標(biāo)和溫度。

分別利用方法3和方法4進行處理,得到的熱流和溫度偏差(t =10 s)分別見表3和表4.可見利用最小二乘法多項式擬合方法,可以避免誤差被嚴(yán)重放大的情況(C6,(χ1,χ2)),但一般不會提高測量準(zhǔn)度。

圖10　含噪聲信號的表面熱流和溫度Fig.10 Surface heat flux and temperature with noise signals

表2　測量誤差組合設(shè)定表Tab.2 Measurement error assemblage setting

表3　熱流偏差Tab.3 Heat flux errors　%

表4　溫度偏差Tab.4 Temperature errors　K

3.4不銹鋼傳感器模擬結(jié)果

將傳感器材料換為不銹鋼,其他條件不變,所得的熱流和溫度響應(yīng)見圖11.其中:χ=0 mm表示數(shù)值計算所得表面溫度;χ1= 2 mm,χ2= 4 mm和χ1= 2 mm,χ3=6 mm分別表示兩處溫度響應(yīng),多項式擬合方法所得表面溫度(或無量綱熱流qw/ q0);χ1= 2 mm,χ2=4 mm,χ3=6 mm表示利用3點溫度響應(yīng),最小二乘法多項式擬合所得表面溫度(或無量綱熱流);χ1=2 mm,χ2=4 mm和χ1=2 mm,χ3=6 mm分別表示兩處溫度響應(yīng),線性假定的數(shù)據(jù)處理方法(方法2)所得結(jié)果?？梢娫趯?dǎo)熱率更低時,熱流的響應(yīng)時間更長,與銅材料的情況相同,采用方法3所得響應(yīng)最快(χ1=2 mm,χ2=4 mm的98%響應(yīng)時間為0.39 s,χ1=2 mm,χ3=6 mm為0.44 s),方法4次之(98%響應(yīng)時間為0.72 s),方法2響應(yīng)最慢(χ1= 2 mm,χ2= 4 mm的98%響應(yīng)時間為3.4 s,χ1= 2 mm,χ3=6 mm為6 s).由于方法2響應(yīng)較慢,因此在初始的幾秒鐘內(nèi),方法2計算所得熱流明顯低于其他兩類方法所得結(jié)果。不同方法計算所得溫度響應(yīng)差別較小。

圖11　不銹鋼傳感器表面熱流與溫度響應(yīng)Fig.11 Surface heat flux and temperature responses of stainless steel sensor

4　試驗與結(jié)果討論

4.1熱流標(biāo)定試驗

4.1.1標(biāo)定設(shè)備與標(biāo)定方法

熱流傳感器的標(biāo)定使用中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所建設(shè)的熱流傳感器弧光燈標(biāo)定設(shè)備,標(biāo)定設(shè)備主要技術(shù)指標(biāo):熱流范圍為100 kW/ m2～10 MW/ m2;標(biāo)定方式為瞬態(tài)標(biāo)定、穩(wěn)態(tài)標(biāo)定;標(biāo)準(zhǔn)不確定度≤2.9%.

標(biāo)定中使用經(jīng)室溫電標(biāo)定輻射計校準(zhǔn)過的戈登計作為標(biāo)準(zhǔn)熱流傳感器,在相同弧光燈輻射狀態(tài)(用電弧電流表示)下,先后利用標(biāo)準(zhǔn)熱流傳感器與本項目所設(shè)計的熱流傳感器測量光學(xué)積分器出口相同位置的熱流,通過對比分析待標(biāo)定熱流傳感器的性能。

4.1.2標(biāo)定結(jié)果

傳感器本體為直徑4.4 mm、長度40 mm的304不銹鋼圓柱,側(cè)向利用點焊機連接3根K型熱電偶,將傳感器利用前述的緊固結(jié)構(gòu)安裝在紫銅基體上,保證表面平齊。熱電偶接點在柱體軸線上的位置利用游標(biāo)卡尺測量,每個點測量3次后取平均值。本次標(biāo)定試驗中,χ1、χ2、χ3分別為2.4 mm、6.5 mm、8.1 mm.在傳感器表面噴上已知吸收率的涂層,利用弧光燈標(biāo)定系統(tǒng)進行標(biāo)定。

利用不銹鋼傳感器所測溫度響應(yīng)見圖12,可見在試驗時間內(nèi),傳感器各部分的溫升率均不相同,即未達到線性響應(yīng),無法適用方法1進行數(shù)據(jù)處理。分別利用方法2、方法3和方法4所測熱流見圖13,可見利用方法3和方法4所得熱流結(jié)果相近,其差異可能是由于測溫點位置誤差造成的。方法3和方法4所得熱流在達到最大值后有所下降,可能是因為傳感器表面溫度隨著時間不斷增加,其表面溫度明顯高于紫銅外殼溫度,且溫差隨時間增大,產(chǎn)生了明顯的散熱損失。方法2處理所得熱流結(jié)果在標(biāo)定時間內(nèi)(1.4 s)明顯低于方法3和方法4,這一點與不銹鋼傳感器數(shù)值模擬結(jié)果是一致的。方法2處理結(jié)果出現(xiàn)了明顯的階躍平臺,可能是因為其響應(yīng)較慢,熱流的響應(yīng)(增大)與側(cè)向散熱(減小)相互影響的結(jié)果。

圖12　不同位置溫度響應(yīng)Fig.12 Temperature responses at different locations

圖13　不同方法的熱流處理結(jié)果Fig.13 Heat fluxes measured by different methods

不同的電弧燈電流下,傳感器所測熱流qw(取最大值)與標(biāo)準(zhǔn)傳感器所測熱流qw,s的比較見圖14.對處理結(jié)果所得熱流線性擬合(qw= Aq0+ B),所有結(jié)果的截距B均小于0.022 MW/ m2,方法2所得結(jié)果斜率A為0.816,方法3所得斜率分別為1.028· (χ1,χ2)和1.054(χ1,χ3),方法4所得斜率為1.003.可見,在目前的傳感器結(jié)構(gòu)和裝配工藝下,基于最小二乘法的多項式擬合方法(方法4)所得熱流與多項式擬合方法所得結(jié)果基本相符,方法2所得熱流明顯低于標(biāo)準(zhǔn)熱流。方法3和方法4標(biāo)定所得98%響應(yīng)時間均為0.7 s,與數(shù)值模擬結(jié)果基本一致。試驗中方法3在響應(yīng)時間上比方法4沒有明顯優(yōu)勢,可能跟受到側(cè)向傳熱影響,未能測得熱流階躍平臺有關(guān),具體原因還需進一步分析研究。

圖14　不同方法所得熱流與標(biāo)準(zhǔn)熱流對比Fig.14 Standard heat flux vs.heat fluxes measured by different methods

試驗中測溫信號沒有明顯的噪聲,數(shù)據(jù)處理方法在抗干擾方面的性能特點未能驗證。

從標(biāo)定結(jié)果看,所設(shè)計的傳感器利用最小二乘多項式擬合,獲得了較短的熱流響應(yīng)時間,但是受側(cè)向傳熱影響明顯,需要進一步研究改進。

4.2表面溫度測量驗證

在不銹鋼傳感器感應(yīng)表面焊接一對K型熱電偶,利用德國博世GHG600型熱風(fēng)槍(功率1800 W,工作溫度50℃～600℃)對傳感器進行加熱,加熱時保持熱風(fēng)槍設(shè)定600℃不變(見圖15)。根據(jù)側(cè)面測得的兩點溫度,利用多項式擬合處理得到表面溫度Tw與直接測得的溫度T0對比。試驗測得的表面溫度和熱流見圖16,可見在約120 s的加熱時間中,表面溫度上升了約110℃,表面加熱熱流隨之逐漸降低,反映出表面溫度對熱流的影響。表面熱流和表面溫度存在一個時間周期約為2.9 s的波動,反映出熱風(fēng)槍內(nèi)部螺旋導(dǎo)流槽產(chǎn)生了多股旋轉(zhuǎn)氣流,從而造成的表面熱流周期性波動。

圖15　表面溫度測量對比試驗Fig.15 Comparative test of surface temperatures

根據(jù)傳感器側(cè)面溫度所得表面溫度與直接測量結(jié)果趨勢一致,溫差在試驗最初期有一個18.6℃的最大值(見圖17),可能是由于根據(jù)側(cè)面溫度處理數(shù)據(jù)比直接測量數(shù)據(jù)滯后造成的,之后溫差保持了基本穩(wěn)定,范圍在7℃～12℃之間,可能的原因有兩個:1)根據(jù)側(cè)面溫度響應(yīng)處理出的表面溫度相對滯后;2)熱電偶接點連接在傳感器表面時,其接點一面接觸傳感器表面,另一方面直接接觸熱風(fēng)槍吹來的高溫氣流,造成測量數(shù)據(jù)偏高。

圖16　表面溫度和熱流測量結(jié)果Fig.16 Measured results of surface temperature and heat flux

圖17　表面溫度測量偏差Fig.17 Measured surface temperature errors

5　結(jié)論

綜合上述分析,可得出以下主要結(jié)論:

1)相比線性分布假定的數(shù)據(jù)處理方法,多項式擬合方法更接近物理真實,可得到更短的響應(yīng)時間。

2)利用最小二乘多項式擬合的數(shù)據(jù)處理方法,比多項式擬合方法多利用一對熱電偶,可以避免誤差被嚴(yán)重放大的情況。

3)所研究的熱流傳感器所測數(shù)據(jù)能夠反映表面溫度對熱流的影響,可用于研究二者的相關(guān)性。

4)所研究傳感器的熱流測量結(jié)果受側(cè)向傳熱影響明顯,需要進行進一步改進。

參考文獻(References)

[1]劉初平.氣動熱與熱防護試驗熱流測量[M].北京:國防工業(yè)出版社,2013.LIU Chu-ping.Heat flux measurement in aerothermodynamics and thermal protection tests[M].Beijing: National Defense Industry Press, 2013.(in Chinese)

[2]Kimmel R L, Adamczak D, Juliano T J.HIFiRE-5 flight test preliminary results[C]∥51st AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition.Texas, US: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2013.

[3]Juliano T J, Adamczak D, Kimmel R L.HIFiRE-5 flight test heating analysis[C]∥52nd Aerospace Sciences Meeting.Maryland, US: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2014.

[4]Del Vecchio A, Marino G, Thoemel J, et al.EXPERT-the ESA experimental re-entry vehicle: overview of the experiments and payloads qualified and accepted for the flight[C]∥39th AIAA Fluid Dynamics Conference.Texas, US: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2009.

[5]Constantine P G, Doostan A, Wang Q, et al.A surrogate accelerated Bayesian inverse analysis of the HyShotⅡflight data[C]∥52nd AIAA/ ASME/ ASCE/ AHS/ ASC Structures, Structural Dynamics and Materials Conference.Colorado,US:American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2011.

[6]Preci A, Herdrich G, Fasoulas S, et al.Assembly, integration and test of the sensor system COMPARE for SHEFEXⅡ[C]∥42nd AIAA Thermophysics Conference.Havaii, US:American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2011.

[7]Chen F J, Berry S A.HyBoLT flight experiment, NASA/ TM-2010-216725 [R].Hanover, MD: NASA Center for AeroSpace Information, 2010.

[8]Baiocco P.PRE-X experimental re-entry lifting body: design of flight test experiments for critical aerothermal phenomena, RTOEN-AVT-130[R].Neuilly-sur-Seine,France: RTO, 2007.

[9]Gülhan A, Siebe F, Thiele T, et al.Instrumentation of the SHEFEX-Ⅱflight experiment and selected flight data [ C]∥18th AIAA/3AF International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Tours, France:American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2012.

[10]Del Vecchio A, Marino G, Gardi R, et al.CIRA experiments and payloads flying on EXPERT-the ESA experimental re-entry vehicle[C]∥17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.California,US: the American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2011.

[11]ASTM.ASTM E 511-01 Standard test method for measuring heat flux using a Copper-Constantan circular foil, heat-flux transducer [S].US:ASTM, 2001.

[12]楊慶濤,王輝.戈登計熱流測量影響因素分析[C/ CD]∥中國工程熱物理學(xué)會傳熱傳質(zhì)學(xué)年會論文集.上海:中國工程熱物理學(xué)會,2010.YANG Qing-tao, WANG Hui.Analysis on affecting factors of Gardon gage heat flux measurement[C/ CD]∥Heat and Mass Transfer Conference of Chinese Society of Engineering Thermophysics.Shanghai, China: Chinese Society of Engineering Thermophysics, 2010.(in Chinese)

[13]ASTM.ASTM E 457-96 Standard test method for measuring heat-transfer rate using a thermal capacitance (slug) calorimeter [S].US:ASTM, 1996.

[14]Reimer T, Stubicar K, Koppenwallner G, et al.Overview about the instrumented nose assembly development for the expert capsule [C]∥16th AIAA/ DLR/ DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Bremen, Germany: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2009.

[15]楊慶濤,白菡塵,張濤,等.快速響應(yīng)熱流/溫度傳感器設(shè)計與特性分析[J].兵工學(xué)報, 2014, 35(6): 927-934.YANG Qing-tao, BAI Han-chen, ZHANG Tao, et al.Design and response characteristics analysis of a fast-response sensor for temperature and heat flux measurement [J].Acta Armamentarii, 2014, 35(6): 927-934.(in Chinese)

[16]Smith T B, Schetz J A, Walker D G.Development and ground testing of heat flux gages for high enthalpy supersonic flight tests [C]∥22nd AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference.St.Louis, Missouri, US: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2002.

[17]Terrell J, Hager J, Onishi S, et al.Heat flux microsensor measurements [ C]∥AIAA Fourth International Aerospace Planes Conference.Orlando, FL, US:American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1992.

[18]Coy E B.Measurement of transient heat flux and surface temperature using embedded temperature sensors[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2010, 24(1): 77-84.

[19]Coy E B, Bergkoetter M, Danczyk S A, et al.An efficient approach for multidimensional inverse heat conduction[C]∥50th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition.Nashville, Tennessee, US: A-merican Institute of Aeronautics and Astronautics, 2012: 1-16.

[20]ASTM.ASTM E 459-97 Standard test method for measuring heat transfer rate using a thin-skin calorimeter [ S].US: ASTM, 1997.

[21]Savitzky A, Golay M.Smoothing and differentiation of data by simplified least squares procedures[ J].Analytical Chemistry, 1964, 36(8): 1627-1639.

Design and Test of a Hybrid Sensor for Temperature and Heat Flux Measurement without Water-cooling

YANG Qing-tao1,2, WANG Hui2, ZHU Xin-xin2, ZHOU Ping2
(1.State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, Sichuan, China; 2.Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, Sichuan, China)

Abstract:A method for rapid measurement of surface temperature and heat flux in the absence of watercooling during long-time flight is studied for the parameter measurement demands in hypersonic flight test.Based on the analysis of environment characteristics and measurement demands, a novel plug hybrid sensor with self-fastening structure is designed, which could be used to achieve the surface temperature and heat flux data according to the measured result of temperature on the side of a cylinder.A polynomial approximation method based on the least square method is presented.FEA simulation results show that better anti-distortion and anti-noise performances could be achieved using the proposed method.The sensor is calibrated in an arc lamp heat flux sensor calibration system for heat flux verification.98% response time of stainless steel sensor is about 0.7s.In addition, the measured results of heat flux are affected evidently by the adiabatic structure.The comparative test results of surface temperature show that the data achieved by the sensor could reflect the effect of surface temperature on heat flux.

Key words:apparatus and instruments technology; surface temperature; heat flux measurement; rapid response; sensor

作者簡介:楊慶濤(1975—),男,副研究員,碩士。E-mail: yqt06@ mails.tsinghua.edu.cn

基金項目:空氣動力學(xué)國家重點實驗室基金項目(JBKY14050502)

收稿日期:2015-06-02

DOI:10.3969/ j.issn.1000-1093.2016.02.001

中圖分類號:V441

文獻標(biāo)志碼:A

文章編號:1000-1093(2016)02-0193-10