（中國工程物理研究院總體工程研究所，四川 綿陽 621999）

再入飛行器在飛行過程中存在氣動(dòng)熱誘發(fā)的溫度環(huán)境，氣動(dòng)力及脈動(dòng)壓力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力脈動(dòng)、噴流噪聲誘發(fā)的振動(dòng)環(huán)境等。這些力熱環(huán)境因素與飛行器外形、結(jié)構(gòu)以及飛行彈道均有密切關(guān)系。飛行試驗(yàn)中同時(shí)對(duì)上述環(huán)境進(jìn)行全程測(cè)量，可以直接獲得環(huán)境與彈道的關(guān)聯(lián)關(guān)系，為流動(dòng)問題研究、環(huán)境預(yù)示仿真建模等提供數(shù)據(jù)支撐。

2010 年3 月20 日，美國AFRL 和澳大利亞DSTO聯(lián)合開展了HIFiRE-1 飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑殄F-柱-裙組合體，最大飛行馬赫數(shù)約7.5，試驗(yàn)?zāi)康臑檠芯窟吔鐚愚D(zhuǎn)捩和激波/邊界層干擾[1]。試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭胁贾昧?08 路溫度和52 路壓力測(cè)量傳感器，通過溫度與壓力的測(cè)量來進(jìn)行流動(dòng)問題的研究[2]。2015 年12 月30日，中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心進(jìn)行了MF-1 模型飛行試驗(yàn)[3]。這是我國首次以邊界層轉(zhuǎn)捩和激波/邊界層干擾問題研究為目的的模型飛行試驗(yàn)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ团cHIFiRE-1 類似，為錐-柱-裙組合體，最大飛行馬赫數(shù)5.53。試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭胁贾昧?8路溫度和60 路壓力測(cè)量傳感器。2018 年5 月，美國SNL 開展了HOT SHOT 火箭飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)中進(jìn)行了特定結(jié)構(gòu)的振動(dòng)測(cè)量，用于開展該結(jié)構(gòu)在自由飛行狀態(tài)下的動(dòng)力學(xué)特性和建模研究[4-5]。上述試驗(yàn)側(cè)重于流動(dòng)問題研究或者結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模研究，尚未有模型飛行試驗(yàn)同時(shí)圍繞這兩方面開展專門的環(huán)境測(cè)量。

文中根據(jù)試驗(yàn)?zāi)康?，進(jìn)行了模型飛行試驗(yàn)的總體設(shè)計(jì)，開展了溫度、壓力和振動(dòng)環(huán)境測(cè)量需求分析，為試驗(yàn)平臺(tái)和測(cè)量系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供前提。

1 試驗(yàn)總體設(shè)計(jì)

1.1 試驗(yàn)?zāi)康?/h3>

以鈍錐外形飛行器為研究對(duì)象，通過模型飛行試驗(yàn)，利用彈載設(shè)備對(duì)自由飛行狀態(tài)下的彈道參數(shù)、力熱環(huán)境參數(shù)等進(jìn)行采集、處理、存儲(chǔ)和回收。獲取層流、轉(zhuǎn)捩和湍流等3 種外部流場(chǎng)狀態(tài)下，壁面脈動(dòng)壓力和氣流溫度的分布、變化特征，以及對(duì)應(yīng)時(shí)間內(nèi)的彈道參數(shù)和內(nèi)部溫度、振動(dòng)環(huán)境變化特征。為開展再入飛行力熱環(huán)境動(dòng)態(tài)特性分析、環(huán)境因素與彈道的相關(guān)性研究、高馬赫數(shù)高雷諾脈動(dòng)壓力數(shù)值仿真預(yù)測(cè)模型驗(yàn)證、寬頻域面載荷自由體結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)數(shù)值仿真預(yù)測(cè)模型驗(yàn)證、彈道耦合的溫度響應(yīng)預(yù)測(cè)模型驗(yàn)證等提供數(shù)據(jù)支撐。

1.2 彈道要求

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑殁g錐外形，主要模擬再入飛行特征，擬采用無控火箭作為運(yùn)載平臺(tái)，通過大傾角發(fā)射、延遲分離來實(shí)現(xiàn)較高的再入速度。飛行彈道設(shè)計(jì)的關(guān)鍵是需要使壁面邊界層出現(xiàn)層流、轉(zhuǎn)捩、湍流等3 種狀態(tài)，并且維持一定的可測(cè)試時(shí)間。由于是無控飛行、慣性再入，現(xiàn)有火箭試驗(yàn)平臺(tái)主要通過調(diào)整射角和彈頭質(zhì)量來改變彈道。

根據(jù)火箭平臺(tái)能力，按照極限射角為80°，彈頭質(zhì)量為120 kg 的情況，落地速度馬赫數(shù)大于2，再入過程最大速度馬赫數(shù)大于3。如果以特征長(zhǎng)度雷諾數(shù)作為判據(jù)，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)大約在20×106附近。由圖1可知，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的高度大約為14 km，再入過程馬赫數(shù)大于3 的時(shí)間接近1 min，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位于超音速區(qū)內(nèi)。這就意味在馬赫數(shù)大于3 的超音速區(qū)內(nèi)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯獠苛鲌?chǎng)會(huì)依次經(jīng)歷層流、轉(zhuǎn)捩、湍流等3 個(gè)狀態(tài)，并且超音速的湍流狀態(tài)持續(xù)時(shí)間約為10 s，能夠?yàn)闇y(cè)試提供充分的被測(cè)環(huán)境。只要彈道落地速度一定，超音速區(qū)的流場(chǎng)狀態(tài)和持續(xù)時(shí)間就可以得到保證。因此，以落地速度作為彈道設(shè)計(jì)約束條件，要求馬赫數(shù)大于2。

圖1 方案彈道Fig.1 Nominal trajectory:A) reynolds-height;B) mach-height

1.3 測(cè)點(diǎn)布局

內(nèi)部的溫度和振動(dòng)測(cè)點(diǎn)根據(jù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)情況確定。外壁面壓力和溫度測(cè)點(diǎn)布局如圖2 所示。本次試驗(yàn)希望通過測(cè)得的脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)建立起整個(gè)模型外表面的載荷分布。為了研究錐面的脈動(dòng)壓力分布，測(cè)點(diǎn)主要沿母線分布?？紤]到實(shí)際飛行過程中既可能有攻角，還可能有滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，也需要在周向布局。母線和周向是正交方向，載荷分布可以按照這兩個(gè)方向進(jìn)行分解，分別沿母線、周向建立相應(yīng)的擬合曲線。整個(gè)鈍錐外形在前段不利于傳感器的安裝，因此外壁面環(huán)境參數(shù)測(cè)點(diǎn)全部分布在距前端約1/3 長(zhǎng)度之后的錐面上。在綜合考慮了成本、空間限制的情況下，選擇等角度間隔的8 條母線，每條母線上等間距分布了5 個(gè)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)。在距前端約1/3 長(zhǎng)度處布置了時(shí)均壓力的測(cè)點(diǎn)，可通過該數(shù)據(jù)校驗(yàn)實(shí)際飛行狀態(tài)與方案的差異。

圖2 外壁面測(cè)點(diǎn)布局Fig.2 Exterior sensor location

外壁面溫度的測(cè)試結(jié)果除驗(yàn)證模型外，還將用于熱流密度的反算，并指示轉(zhuǎn)捩的大致位置。因此，主要考慮在兩條相隔180°的母線上安排了溫度的測(cè)點(diǎn)，可以反映有攻角狀態(tài)下，迎風(fēng)面、背風(fēng)面轉(zhuǎn)捩前沿的差異。同時(shí)，在每2 個(gè)脈動(dòng)壓力傳感器的中間增加了1 個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)，還在脈動(dòng)壓力傳感器逆著流向往前也布置了溫度測(cè)點(diǎn)。這樣可以獲得轉(zhuǎn)捩區(qū)域的位置、以及轉(zhuǎn)捩前沿推進(jìn)的速度。

由于要對(duì)自然轉(zhuǎn)捩過程進(jìn)行測(cè)試，彈頭外壁面的粗糙度、安裝傳感器引起的不平整度都需要進(jìn)行控制，避免因外壁面不平導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩明顯提前，從而影響試驗(yàn)后對(duì)轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)的判斷。根據(jù)HIFiRE-1 的研究，引發(fā)人工轉(zhuǎn)捩的凸起高度要求是大于位移邊界層厚度的1.2 倍[6]。換言之，不引發(fā)人工轉(zhuǎn)捩的凸起高度就應(yīng)當(dāng)小于1.2 倍位移邊界層厚度。位移邊界層厚度采用平板邊界層的卡門動(dòng)量積分公式進(jìn)行估算[7]，積分后的計(jì)算公式為：

式中：δ*為位移邊界層厚度，mm；X為壁面一點(diǎn)到前端的距離，mm；Rex表示該點(diǎn)以x為參考長(zhǎng)度的雷諾數(shù)。

自然轉(zhuǎn)捩的單位長(zhǎng)度雷諾數(shù)按照20×106考慮，安裝傳感器的最前端位置在300 mm 左右，可以估計(jì)出位移厚度最小約為0.117 mm。因此，傳感器安裝導(dǎo)致的凸起或者凹陷應(yīng)不得大于0.12 mm。

1.4 防熱要求

大傾角發(fā)射的高彈道飛行模式在落地前由于速度更大，會(huì)導(dǎo)致更嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌んw需要承受較為惡劣的高溫環(huán)境。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榱藲鈩?dòng)外形保持，外壁面不能夠進(jìn)行燒蝕防熱或者刷防熱涂層。如果試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒饘贇んw壁厚僅有幾毫米，自身熱容小，傳熱快，持續(xù)的高速飛行會(huì)導(dǎo)致壁面溫度快速升高，對(duì)需要進(jìn)行外壁面測(cè)量的傳感器的耐溫要求會(huì)非常高。因此需要采取特殊的防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，將壁面溫度控制在一般耐高溫傳感器能夠適應(yīng)的溫度范圍。

2 溫度測(cè)量需求分析

2.1 分析方法

測(cè)試的傳感器僅安裝在錐體部分，因此，僅針對(duì)錐體壁面進(jìn)行計(jì)算。采用了彈道耦合的氣動(dòng)加熱計(jì)算模型[8]：用斜楔激波代替圓錐激波，計(jì)算邊界層外緣流動(dòng)參數(shù)，按照熱壁湍流邊界層計(jì)算外壁面熱流密度；殼體傳熱采用一維熱傳導(dǎo)的有限單元法，外壁面一側(cè)受氣動(dòng)加熱，內(nèi)壁面一側(cè)為絕熱邊界條件。按照單元的傅里葉數(shù)Fo≈0.2 沿殼體厚度方向進(jìn)行等分，使其滿足進(jìn)入非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱正規(guī)狀況階段的條件，也同時(shí)滿足顯式計(jì)算格式中第三類邊界的穩(wěn)定性條件[9]。分析流程如圖3 所示。

圖3 溫度環(huán)境分析流程Fig.3 Thermal environment analysis procedures

2.2 分析結(jié)果

考慮到各種因素導(dǎo)致的飛行彈道偏差，且溫度環(huán)境對(duì)其他測(cè)量傳感器的性能有重要影響，因此取10°攻角作為氣動(dòng)熱相關(guān)環(huán)境分析的前提，彈道參數(shù)仍采用方案彈道。10°攻角情況下，迎風(fēng)面氣動(dòng)加熱更為嚴(yán)重，能夠代表可能的最大溫度環(huán)境。

計(jì)算所采用的殼體材料參數(shù)：密度為7870 kg/m3，比熱為660 J/(kg·K)，熱傳導(dǎo)系數(shù)為65 W/(m·K)，表面輻射率為0.2。根據(jù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ头罒嵩O(shè)計(jì)方案，采用了厚度約為20 mm 的鋼殼作為熱沉來減小壁面溫度。計(jì)算所得迎風(fēng)面氣流溫度和外壁面溫度如圖4 所示。氣流最高溫度出現(xiàn)在主動(dòng)段，達(dá)到386 ℃。外壁面溫度最高出現(xiàn)在再入段，達(dá)到220 ℃。氣流溫度變化率最快達(dá)到7.9 ℃/s。迎風(fēng)面對(duì)應(yīng)的內(nèi)壁溫度如圖5 所示，最高溫度出現(xiàn)在再入段，達(dá)到176 ℃。內(nèi)壁面溫度變化率最高約為0.42 ℃/s。

圖4 外壁面溫度和氣流溫度Fig.4 Exterior wall temperature and air temperature

圖5 外壁面溫度和內(nèi)壁面溫度Fig.5 Exterior wall temperature and interior wall temperature

2.3 測(cè)量要求

內(nèi)外部溫度環(huán)境的溫度范圍和溫度變化率差異較大，需分開進(jìn)行測(cè)量。

外壁面溫度實(shí)際上不可直接測(cè)量，考慮直接測(cè)量氣流溫度。根據(jù)2.2 節(jié)計(jì)算結(jié)果，氣流最高溫度為386 ℃，由于算法本身足夠保守，外部溫度量程上限直接取整到400 ℃。量程下限略低于實(shí)際使用環(huán)境溫度即可，如取0 ℃。計(jì)算的溫度變化率最大為7.9 ℃，為確保響應(yīng)的及時(shí)性，要求可測(cè)量的溫度變化率取預(yù)估值的2 倍，圓整后不低于20 ℃/s。

內(nèi)壁面溫度，根據(jù)2.2 節(jié)計(jì)算結(jié)果，最大176 ℃，量程上限直接取整到200 ℃，量程下限同取0 ℃。要求可測(cè)量的溫度變化率取預(yù)估值的2 倍，圓整后不低于1 ℃/s。

3 壓力測(cè)量需求分析

3.1 分析方法

壁面壓力按期時(shí)頻特性分為兩部分：一部分是時(shí)均壓力；另一部分是脈動(dòng)壓力。時(shí)均壓力主要影響過載環(huán)境，脈動(dòng)壓力則主要影響振動(dòng)環(huán)境。若采用壓阻式傳感器，采樣頻率足夠高時(shí)可以同時(shí)測(cè)量時(shí)均壓力和脈動(dòng)壓力，量程選取上主要依據(jù)時(shí)均壓力的最大值。若采用壓電式傳感器，則需單獨(dú)測(cè)量脈動(dòng)壓力，量程選取上僅考慮脈動(dòng)壓力的幅值范圍。

2.1節(jié)分析方法中采用的彈道耦合的氣動(dòng)加熱計(jì)算模型可以算出邊界層邊緣流動(dòng)參數(shù)，其中包含邊界層外緣的壓力參數(shù)，可作為壁面時(shí)均壓力的估計(jì)值。由于采用了斜楔激波代替圓錐激波，時(shí)均壓力計(jì)算結(jié)果會(huì)比實(shí)際情況偏大，但仍可用于確定量程范圍。

脈動(dòng)壓力的估計(jì)，則采用偏保守的工程算法[10]，通過動(dòng)壓和馬赫數(shù)來進(jìn)行估算。附體湍流計(jì)算見式（2），分離湍流計(jì)算見式（3）。比較兩個(gè)公式可以看出，馬赫數(shù)和動(dòng)壓相同時(shí)，分離湍流的脈動(dòng)壓力均方根值更大。因此采用分離湍流的計(jì)算公式來估計(jì)壁面脈動(dòng)壓力。

3.2 分析結(jié)果

圖6 中給出了方案彈道下的時(shí)均壓力計(jì)算結(jié)果。時(shí)均壓力最大值出現(xiàn)在落地時(shí)刻，達(dá)到143 kPa。根據(jù)此次飛行試驗(yàn)的方案彈道估算得到的均方根脈動(dòng)壓力如圖7 所示。落地時(shí)刻達(dá)到最大，為2.354 kPa。主動(dòng)段最大為1.962 kPa。

圖6 時(shí)均壓力Fig.6 static pressure

圖7 均方根脈動(dòng)壓力Fig.7 Root mean square of fluctuate pressure

3.3 測(cè)量要求

脈動(dòng)壓力的測(cè)量，理論上采樣率應(yīng)盡可能高?？紤]到飛行中測(cè)量對(duì)數(shù)據(jù)容量的限制，采樣率只覆蓋轉(zhuǎn)捩擾動(dòng)的一階模態(tài)頻率，頻率范圍上限在30 kHz 左右，則采樣率最低可以為60 kHz，能夠覆蓋振動(dòng)環(huán)境的頻率范圍。轉(zhuǎn)捩擾動(dòng)的一階模態(tài)頻率并不一定是最大峰值頻率，但應(yīng)當(dāng)是對(duì)結(jié)構(gòu)振動(dòng)影響最大的頻率。

采用壓阻式傳感器，可以同時(shí)測(cè)量時(shí)均壓力和脈動(dòng)壓力，量程選取上主要依據(jù)時(shí)均壓力的最大值。但為了兼顧對(duì)脈動(dòng)壓力的分辨率要求，量程上限在時(shí)均壓力最大值基礎(chǔ)上不再考慮余量，僅按壓力傳感器一般量程分檔進(jìn)行圓整。根據(jù)3.2 節(jié)計(jì)算結(jié)果，時(shí)均壓力最大143 kPa，則圓整后量程上限取25 PSI（約168 kPa）。

采用壓電式傳感器，則需單獨(dú)測(cè)量脈動(dòng)壓力，量程選取上僅考慮脈動(dòng)壓力的幅值范圍。由于只測(cè)量脈動(dòng)壓力，可不考慮分辨率限制，量程上限按照一般測(cè)量要求取最大值的2 倍。根據(jù)3.2 節(jié)計(jì)算結(jié)果，均方根脈動(dòng)壓力（1σ）最大為2.354 kPa，脈動(dòng)壓力的時(shí)域幅值取3σ，則量程上限應(yīng)大于14.1 kPa，可以選用5 PSI（約34 kPa）這一檔。

壓力傳感器需要直接安裝在殼體上，因此需要耐飛行全程的高溫環(huán)境。根據(jù)2.2 節(jié)計(jì)算結(jié)果，外壁面溫度最高為220 ℃，因此壓力傳感器的耐高溫環(huán)境要求不低于220 ℃，并且在該溫度環(huán)境下測(cè)量時(shí)應(yīng)具有溫度補(bǔ)償功能。

4 振動(dòng)測(cè)量需求分析

4.1 分析方法

振動(dòng)環(huán)境的激勵(lì)源主要包括：脈動(dòng)壓力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力脈動(dòng)和噴流噪聲等。再入飛行時(shí)，脈動(dòng)壓力主要激勵(lì)源。鈍錐結(jié)構(gòu)脈動(dòng)壓力通常在底部附近最大。主動(dòng)段還存在發(fā)動(dòng)機(jī)推力脈動(dòng)和噴流噪聲等激勵(lì)源。振動(dòng)環(huán)境受發(fā)動(dòng)機(jī)影響程度主要取決于二者的距離，距離越遠(yuǎn)，影響越小。主動(dòng)段的振動(dòng)環(huán)境分析，分別考慮了脈動(dòng)壓力為激勵(lì)源和發(fā)動(dòng)機(jī)為激勵(lì)源兩種情況，最后選取二者結(jié)果較大的作為最終估算值。

脈動(dòng)壓力為激勵(lì)源時(shí)，利用相似外形參考飛行器的再入飛行頭體對(duì)接面附近實(shí)測(cè)振動(dòng)數(shù)據(jù)，主要考慮殼體厚度和脈動(dòng)壓力的差異，進(jìn)行量化修正，即可得到振動(dòng)響應(yīng)的加均方根值[11]，修正方法見式（4）。

式中：Gn為新飛行器的振動(dòng)加速度均方根值，g；Gr為參考飛行器的振動(dòng)加速度均方根值，g；為新飛行器的表面脈動(dòng)壓力均方根值，kPa；為參考飛行器的表面脈動(dòng)壓力均方根值，kPa；ρn為新飛行器的質(zhì)量面密度，kg/m2；ρr為參考飛行器的質(zhì)量面密度，kg/m2；tn為新飛行器的殼體厚度，mm；tr為參考飛行器的殼體厚度，mm。

發(fā)動(dòng)機(jī)為激勵(lì)源時(shí)，利用相同發(fā)動(dòng)機(jī)參考飛行器的主動(dòng)段頭體對(duì)接面附近實(shí)測(cè)振動(dòng)數(shù)據(jù)，考慮飛行器質(zhì)量差異，進(jìn)行量化修正，即可得到振動(dòng)響應(yīng)。這里假設(shè)相同發(fā)動(dòng)機(jī)的推力脈動(dòng)、噴流噪聲引起的振動(dòng)傳遞到頭體對(duì)接面時(shí)，界面處振動(dòng)的總功率是相同的。則加速度的主要差異來源于飛行器質(zhì)量，因此修正方法見式（5）。

式中：mn為新飛行器的質(zhì)量，kg；mr為參考飛行器的質(zhì)量，kg。

4.2 分析結(jié)果

1）僅考慮脈動(dòng)壓力為激勵(lì)源時(shí)：相似氣動(dòng)外形參考飛行器的質(zhì)量面密度為116 kg/m2，殼體厚度為5 mm，采用3.1 節(jié)脈動(dòng)壓力工程算法所得均方根脈動(dòng)壓力最大值為 0.9 kPa；新飛行器的質(zhì)量面密度為283 kg/m2，殼體厚度為20 mm，根據(jù)3.2 節(jié)計(jì)算結(jié)果均方根脈動(dòng)壓力最大值為2.354 kPa。根據(jù)式（4）可知，新飛行器的振動(dòng)加速度均方根值僅為參考飛行器的1/4，折算到加速度功率譜密度則為1/16。參考飛行器頭體對(duì)接面附近實(shí)測(cè)值中，10～2000 Hz 頻段內(nèi)最大加速度功率譜密度略低于0.4g2/Hz，則新飛行器的加速度功率譜密度應(yīng)為0.025g2/Hz。

2）僅考慮發(fā)動(dòng)機(jī)為激勵(lì)源時(shí)：相同發(fā)動(dòng)機(jī)的參考飛行器質(zhì)量為90 kg，新飛行器質(zhì)量160 kg。根據(jù)式（5）可知，新飛行器的振動(dòng)加速度僅為參考飛行器的0.75，折算到加速度功率譜密度約為0.56。參考飛行器頭體對(duì)接面附件實(shí)測(cè)振動(dòng)值中，2000 Hz 頻段內(nèi)最大加速度功率譜密度約為0.1g2/Hz，則新飛行器的加速度功率譜密度應(yīng)為0.056g2/Hz。

取兩種分析結(jié)果中較大值0.056g2/Hz 作為新飛行器頭體對(duì)接面附近的振動(dòng)環(huán)境預(yù)估值。

4.3 測(cè)量要求

振動(dòng)測(cè)量時(shí)，主要關(guān)心的頻率范圍為10～2000 Hz。為了保證對(duì)時(shí)域加速度信號(hào)測(cè)量的準(zhǔn)確性，采樣頻率設(shè)置為關(guān)心頻率范圍上限的5 倍（即為10 kHz），理論可用的頻率上限達(dá)到5000 Hz。加速度功率譜密度為0.056g2/Hz、頻帶寬度為5000 Hz 時(shí)，均方根加速度約為16.7g（1σ）。時(shí)域峰值取3σ，則最大時(shí)域加速度約為50g。量程上限取2 倍最大時(shí)域加速度，圓整后為100g。

振動(dòng)傳感器一般安裝在內(nèi)部結(jié)構(gòu)上，經(jīng)過防隔熱設(shè)計(jì)后，可不考慮特殊的耐高溫要求。

5 結(jié)論

通過試驗(yàn)設(shè)計(jì)和環(huán)境分析，確定了模型飛行試驗(yàn)和環(huán)境參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)的主要指標(biāo)要求。

1）彈道要求：落地速度馬赫數(shù)大于2。

2）傳感器安裝：凸起或者凹陷應(yīng)不得大于0.12 mm。

3）溫度測(cè)量要求：外部溫度量程范圍為0～400 ℃，可測(cè)量的最大溫度變化率不低于20 ℃/s；內(nèi)壁面溫度量程范圍為0～200 ℃，可測(cè)量的最大溫度變化率不低于1 ℃/s。

4）壓力測(cè)量要求：采樣頻率為60 kHz，壓阻式傳感器量程上限為25 PSI，壓電式傳感器量程上限為5PSI，耐高溫環(huán)境不低于220 ℃，且具有溫度補(bǔ)償功能。

5）振動(dòng)測(cè)量要求：采樣頻率為10 kHz，量程范圍為-100g～+100g。