湯鴻霄， 劉清惓*， 楊杰， 段然， 葛祥建， 惲雨涵

(1.南京信息工程大學江蘇省大氣環(huán)境與裝備技術協(xié)同創(chuàng)新中心， 南京 210044; 2.南京信息工程大學江蘇省氣象探測與信息處理重點實驗室， 南京 210044； 3.南京信息工程大學電子與信息工程學院， 南京 210044)

近年來，隨著對氣候變化以及超高空大氣環(huán)境的研究不斷深入，國內(nèi)外學者針對平流層以上的大氣環(huán)境展開了大量研究[1-4]。Erell等[2]的研究證明了在高空中太陽輻射誤差隨著太陽輻射強度的增加而增加，隨著氣流速度的增大而減小。丁楓[3]的研究采用陣列式球形溫度傳感器測量10～30 km的大氣環(huán)境以獲得0.16 K的平均輻射誤差。劉洋等[4]用熱電偶作為探空儀的測溫工具也可使輻射誤差減小。

但上訴研究的探空儀皆采用探空氣球搭載，其有飛行高度限制，往往氣球上升到30 km以上的高度就會發(fā)生爆裂，所以傳統(tǒng)探空儀幾乎無法測量超過這一高度的大氣環(huán)境。但是，隨著科技水平的進步，30～80 km高空大氣環(huán)境探測變得同樣不可忽視，不僅能對氣象預測產(chǎn)生幫助，還能對中國未來將會投入使用的超高速飛行器的飛行環(huán)境進行先行研究。故現(xiàn)采用火箭下投式探空儀，并使用陣列式熱電偶作為測溫元件，對傳統(tǒng)探空儀無法到達的高空大氣環(huán)境進行探測研究。

火箭下投式探空溫度傳感器由火箭搭載升空，并于距地面80 km左右的高度下投，探空儀配備降落傘系統(tǒng)來緩解一定的下落速度，并于下落過程中持續(xù)、快速地采集高空中的各種氣象數(shù)據(jù)。

在超高空中，太陽輻射誤差是導致溫度測量不準確的主要原因，其是由熱輻射與熱傳導在溫度傳感器上的雙重作用而造成的[1]。在30～80 km的高空，空氣稀薄、太陽輻射更強，所以設計的重點是如何在超高空中更為惡劣的大氣環(huán)境中盡可能地減小太陽輻射誤差，因此現(xiàn)提出一種熱電偶陣列溫度傳感器設計。首先使用Pro/E建立探空儀的整體模型，再通過Fluent仿真軟件得出不同尺寸的熱電偶探頭太陽輻射誤差最小者，接著用計算流體動力學(computational fluid dynamics，CFD)方法計算出表面涂覆不同太陽輻射吸收率材料的熱電偶探頭相互的輻射誤差比值。并采用支持向量機(support vector machine，SVM)算法擬合處理數(shù)據(jù)。最后以低氣壓風洞與太陽模擬器作為實驗平臺，驗證火箭下投式溫度傳感器的準確性與可靠性。

1 火箭下投式傳感器的模型與原理

1.1 傳感器物理模型

針對超高空大氣環(huán)境并結合火箭探空儀的設計所需，提出了一種以熱電偶陣列作為溫度傳感器的探空儀系統(tǒng)設計方案，其結構示意圖如圖1所示。

圖1 火箭下投式探空儀結構示意圖Fig.1 Structure diagram of rocket drop radiosonde

在一些地面氣象探測中采用的太陽光擋板，不適用于火箭探空儀，因為擋板體積大、散熱差、熱惰性大，會強烈地吸收太陽輻射，并產(chǎn)生顯著升溫，對溫度測量造成干擾。此外，在探空儀劇烈擺動過程中，擋板會形成顯著的熱尾流，并容易對傳感器探頭形成熱污染。因此，將微型溫度傳感器探頭置于探空儀的最前端。為防止在運輸、安裝過程中，操作人員意外觸碰探頭造成損壞，在探空儀頭部，設有2個保護桿，其形狀為圓柱狀，長度為60～80 mm，直徑為2～3 mm。保護桿的表面材質為鋁或銀，內(nèi)部材質為金屬或塑料。探空儀整體模型如圖2所示。

圖2 探空儀整體模型Fig.2 Overall model of radiosonde

1.2 傳感器工作原理

傳感器由4個溫度傳感器探頭組成，其有不同太陽輻射吸收率的涂層，構成了陣列式熱電偶。4個探頭分別涂覆了一層銀、鋁、銅與黑色涂層，使熱端探頭具有不同的太陽輻射吸收率。高空大氣密度、太陽輻射強度、環(huán)境氣體流速等環(huán)境因素以及探頭表面不同的輻射吸收率的影響使每個探頭的輻射誤差不同。因此真實環(huán)境溫度可由各個探頭之間的輻射誤差比值關系計算得出[3]，傳感器結原理意圖如圖3所示。

圖3 溫度傳感器原理示意圖Fig.3 Schematic diagram of temperature sensor

傳感器探頭A表面涂覆了一層銀質涂層，其太陽輻射反射率最高，經(jīng)過一段時間的太陽光照后，探頭A的輻射誤差和真實溫度值分別為ΔTa、Ta。傳感器探頭B表面涂覆了一層鋁質涂層，其太陽輻射反射率次之，施加同樣強度的太陽輻射后，探頭B的輻射誤差和真實溫度值分別為ΔTb、Tb。傳感器探頭C表面涂覆了一層銅質涂層，其太陽輻射反射率再次之，施加太陽輻射后，探頭C的輻射誤差和真實溫度值分別為ΔTc、Tc。傳感器探頭D表面的涂層與上述3種涂層相比，其太陽輻射反射率最低，施加太陽輻射后，探頭D的輻射誤差和真實溫度值分別為ΔTd、Td。無輻射環(huán)境下，4個探頭的溫度測量值均為Tx。使用探頭D測量值作為參照，用其他3種不同涂層的探頭測量值與其相比，其間的輻射誤差比值公式分別為

(1)

(2)

(3)

式中：H為海拔高度；V為環(huán)境氣體流速。由此可推算出

(4)

(5)

(6)

可推算出大氣溫度的真實值Tx分別為

(7)

(8)

(9)

(10)

式中：Tx為真實環(huán)境溫度最終值。探頭A、B、C的輻射誤差比值換算成環(huán)境溫度值的公式分別為式(7)、式(8)與式(9)。

1.3 陣列式熱電偶傳感器探頭設計

使用4個微型熱電偶組成陣列，其熱端探頭為測溫元件，并通過硅酮導熱膠使探頭與外層涂覆的不同反射率材料貼合。導熱膠與外界連接處用防水膠，提高絕緣性能，避免雨水和濕氣影響絕緣電阻。因鉑電阻精度、穩(wěn)定性高的特點[4]，熱電偶的冷端補償器件選用鉑電阻Pt100[5]，4個熱電偶共用同一冷端以減小測量時不必要的誤差。將鉑電阻和熱電偶的冷端一起放置在導熱膠中，保證兩者溫度的一致性，并在外層涂覆極低太陽輻射吸收率的銀質反射層。利用這種設計方式，降低了冷端探頭的整體太陽輻射誤差，以達到提高測量精度的目的。熱電偶陣列傳感器的結構如圖4所示。

圖4 陣列式熱電偶結構示意圖Fig.4 Structural diagram of array thermocouple

2 研究方法及仿真結果分析

2.1 研究方法

火箭下投式探空溫度傳感器的研究設計分別從傳感器探頭尺寸選擇仿真、陣列式熱電偶輻射誤差比值仿真和實驗3部分進行分析[6]。尺寸仿真部分先利用Pro/E建立不同尺寸的熱電偶探頭基本模型，接著在ICEM中定義材料點并進行網(wǎng)格劃分，其次通過Fluent進行仿真計算，分別計算出不同尺寸探頭在不同高度、不同風速的情況下的太陽輻射誤差，選擇其中輻射誤差最小的尺寸。陣列式熱電偶輻射誤差仿真部分中，對涂覆了不同太陽輻射吸收率材料的熱端探頭及鉑電阻冷端補償使用上述類似的CFD方法進行仿真計算。將輻射誤差數(shù)據(jù)采用支持向量機算法進行數(shù)據(jù)擬合，得到太陽輻射誤差修正公式。實驗部分則將陣列式熱電偶溫度采集電路放入低氣壓風洞與太陽模擬試驗平臺進行對比分析和證，探究該設計的可行性和準確性。

2.2 傳感器探頭的模型建立、網(wǎng)格劃分及流固耦合分析

首先通過Pro/E建立了4個直徑分別為0.3、0.2、0.1和0.05 mm的熱電偶傳感器探頭模型如圖5所示。采用了T型熱電偶，其測量范圍為-200～350 ℃，符合30 ～ 80 km高空的大氣環(huán)境。然后利用ICEM對建立的模型進行材料點定義和網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格參數(shù)如下：探頭直徑分別為0.3、0.2、0.1、0.05 mm。除了直徑為0.05 mm的探頭導線線徑為0.02 mm外，其余探頭導線線徑均為0.05 mm。傳感器探頭周圍的空氣域AIR尺寸設置為5 mm×3 mm×3 mm。經(jīng)劃分后網(wǎng)格數(shù)量約為55萬，其質量大于0.36，具體的網(wǎng)格劃分情況如圖6所示。

圖5 熱電偶傳感器探頭Pro/E建模Fig.5 Pro/E modeling of thermocouple sensor probe

圖6 傳感器探頭網(wǎng)格劃分圖Fig.6 Grid division diagram of sensor probe

最后使用Fluent軟件對傳感器模型進行流固耦合分析[7]。根據(jù)30～80 km海拔的變化設置空氣密度、氣體流速設為10～200 m/s，以此環(huán)境變量對不同尺寸探頭的太陽輻射誤差進行仿真分析。當海拔高度分別為80 km和40 km，風速分別為200 m/s和10 m/s時，尺寸分別為0.2 mm和0.1 mm的傳感器探頭溫度場分布如圖7所示。其太陽輻射誤差分別為0.663 K和0.086 K。

圖7 傳感器探頭溫度場分布Fig.7 Temperature field distribution of sensor probe

2.3 傳感器探頭的仿真結果分析

為了探究不同尺寸傳感器探頭在不同海拔高度、不同風速的影響下太陽輻射誤差的大小，使用計算流體動力學對4個尺寸的熱電偶探頭進行數(shù)值計算，具體的計算結果如圖8所示。

由圖8可知，對于不同尺寸的傳感器探頭，氣流速度一定時，太陽輻射誤差與海拔高度有著相同的增大趨勢；海拔高度一定時，太陽輻射誤差隨著氣流速度的增大而減小。當傳感器探頭直徑為0.3 mm，海拔為80 km，氣流速度為10 m/s時，太陽輻射誤差最大，約為0.911 K。當傳感器探頭直徑為0.05 mm，海拔為30 km，氣流速度為200 m/s時，太陽輻射誤差最小，約為0.029 K。并且由4幅曲面圖對比可知，當海拔與氣流速度相同時，傳感器探頭直徑越小，太陽輻射誤差越小。由此可見，想要盡可能降低太陽輻射誤差對探空溫度傳感器的影響，應盡可能選用直徑較小的探頭，因此，陣列式熱電偶選用0.05 mm直徑的T形熱電偶。

圖8 不同尺寸的傳感器探頭太陽輻射誤差和海拔高度、氣流速度關系圖Fig.8 Relationship between solar radiation error of sensor probes with different sizes and altitude and air velocity

2.4 陣列式熱電偶的模型建立、網(wǎng)格劃分及流固耦合分析

經(jīng)上述CFD仿真后，選用直徑為0.05 mm的熱電偶作為溫度傳感器，4個熱電偶表面涂覆上不同太陽輻射吸收率的材料，間距為2 mm并行排列，確保區(qū)域環(huán)境的一致性，后端為4個熱電偶共用的冷端補償鉑電阻。然后使用ICEM 軟件對陣列式熱電偶進行網(wǎng)格劃分，并將空氣域尺寸設為120 mm×120 mm×240 mm。圖9為陣列式熱電偶溫度傳感器和周圍空氣域的網(wǎng)格劃分。其中4個并行排列的較小球體為陣列式熱電偶的熱端探頭，位于后方的較大的球體為共用的冷端補償。

圖9 陣列式熱電偶傳感器及周圍空氣域網(wǎng)格Fig.9 Array thermocouple sensor and surrounding air grid

采用CFD方法對陣列式熱電偶進行仿真分析[8]。將4個熱電偶熱端探頭設置不同的太陽輻射反射率，銀質涂層為95%，鋁質涂層90%，銅制涂層為50%，黑色涂層為20%，冷端補償?shù)你K電阻表面太陽輻射反射率也設為95%。如圖10所示為仿真時2種情況的陣列式熱電偶傳感器的溫度場分布。將太陽輻射強度設定為1 400 W/m2、海拔高度設為40 km，風速設定為100 m/s時，從左到右分別為銀質涂層探頭、鋁質涂層探頭、銅質涂層探頭和黑色涂層探頭，其對應的太陽輻射誤差分別為0.63、0.79、0.96、1.97 K，冷端表面誤差升溫為0.81 K。當海拔高度設定為80 km、風速設定為10 m/s時，從左到右分別為銀質涂層探頭、鋁質涂層探頭、銅質涂層探頭和黑色涂層探頭，其對應的太陽輻射誤差分別為0.91、1.06、1.24、2.88 K，冷端表面誤差升溫為1.18 K。

圖10 陣列式熱電偶傳感器溫度場分布Fig.10 Temperature field distribution of array thermocouple sensor

2.5 陣列式熱電偶的輻射誤差比值仿真結果

使用CFD方法對熱電偶陣列傳感器進行太陽輻射誤差比值分析，其中變量為海拔高度和氣體流速。海拔高度為30～80 km，氣體流速為10～200 m/s，將ΔTd/ΔTa記為黑色涂層熱端探頭與銀質涂層熱端探頭的輻射誤差比值，將ΔTd/ΔTb記為黑色涂層熱端探頭與鋁質涂層熱端探頭的輻射誤差比值，將ΔTd/ΔTc記為黑色涂層熱端探頭與銅質涂層熱端探頭的輻射誤差比值。經(jīng)Fluent仿真后的誤差比值結果如圖11所示。

圖11 表面涂覆不同反射率材料的傳感器探頭誤差比值圖Fig.11 Error ratio diagram of sensor probe coated with different reflectivity materials

由圖11可知，ΔTd/ΔTa在3～3.3上下浮動，在海拔高度為80 km，氣流速度為200 m/s時，比值達到最大，為3.27。ΔTd/ΔTb在2.3～2.8上下浮動，在海拔高度為30 km，氣流速度為10 m/s時，比值最小，為2.3。ΔTd/ΔTc在1.8～2.4上下浮動，其輻射誤差比值最大值為2.39，最小值為1.82。

2.6 輻射誤差比值計算及其修正方法

針對各個探頭之間的輻射誤差比值在一定范圍內(nèi)不穩(wěn)定，以及CFD仿真對連續(xù)模型的分析有所缺陷等問題，使用支持向量機(SVM)算法對各個熱電偶輻射誤差比值進行修訂。對CFD仿真時獲取的樣本量較少的探空傳感器輻射誤差預測而言，傳統(tǒng)的深度學習方法因為需求的數(shù)據(jù)量過大并不適合，而SVM算法能以相對較小的數(shù)據(jù)量，實現(xiàn)較為準確的預測[9]。

支持向量回歸預測選用LibSVM作為程序庫。首先將海拔高度、氣流速度作為SVM的樣本輸入，不同熱電偶探頭之間的太陽輻射誤差比值作為樣本輸出。再將樣本數(shù)據(jù)映射到某個特定的數(shù)據(jù)區(qū)間以消除誤差較大的數(shù)據(jù)，達到數(shù)據(jù)歸一化的目的。在訓練過中使用歸一化處理公式為

(11)

和其對應的反歸一化公式為

xi=max(x)-min(x)xi+min(x)

(12)

模型的參數(shù)使用直接確定法設置，整個訓練集使用通過RBF核函數(shù)得出的最佳參數(shù)C、g進行訓練，獲得SVM的預測模型。最后進行數(shù)據(jù)測試，數(shù)據(jù)測試用訓練得到的模型進行，與CFD仿真實驗值進行對比。如圖12所示為使用CFD方法仿真的真實值和采用SVM算法擬合的預測值的對比圖和誤差圖。

圖12(a)、圖12(b)中，預測值與真實值之間誤差的均方根為0.045；圖12(c)、圖12(d)中，預測值與真實值之間誤差的均方根為0.037；圖12(e)、圖12(f)中，預測值與真實值之間誤差的均方根為0.051，該結果表明此算法擬合效果良好。將環(huán)境因素中的海拔高度與氣體流速作為算法的輸入，即可得到每個陣列式熱電偶傳感器探頭的輻射誤差比值，再由上文推導的式(7)～式(10)計算得到真實的環(huán)境溫度。

圖12 SVM算法擬合值與真實值對比、誤差圖Fig.12 Comparison between fitting value and real value of SVM algorithm and error diagram

3 硬件設計與實驗分析

3.1 硬件設計

圖13為火箭下投式探空傳感器的硬件電路設計，主要包含主控制器、陣列式溫度采集電路、數(shù)據(jù)通信電路。選用STM32F407ZET6微處理器作為主控制芯片。因為AD7794精度高、通道多、功耗低，并且可將小幅值的信號轉換輸入ADC，以實現(xiàn)對模擬溫度信號的采集和放大[10]，因此選用兩個AD7794作為模數(shù)轉換器，同時處理溫度傳感器采集的數(shù)據(jù)以加快運算速度。選用MAX232作為電平轉換芯片，使采集到的數(shù)據(jù)與上位機由串口進行通信。

圖13 硬件電路設計Fig.13 Hardware circuit design

3.2 實驗平臺搭建

實驗平臺選用低氣壓風洞配合太陽模擬器來模擬真實的超高空大氣環(huán)境，如圖14所示。該平臺由以下器件組成如下：2臺氣泵，其并聯(lián)工作以模擬出30 km以上高空的大氣環(huán)境；1個真空腔，作為低氣壓風洞；1臺氣壓檢測儀，保證腔內(nèi)氣壓達到設定值；1臺氣體流速檢測儀，用于保證風速達到設定值；1臺太陽模擬器，其可產(chǎn)生不同強度的輻射[11]，以模擬真實太陽光照。將陣列式熱電偶溫度傳感器放置在真空腔中心處，使其處于氣流與太陽輻射的正中，確保傳感器周圍環(huán)境穩(wěn)定。

3.3 對比實驗及其結果分析

為驗證陣列式熱電偶溫度傳感器的測量效果，使用低氣壓風洞與太陽輻射模擬器作為實驗平臺對其進行實驗，將實驗值與仿真值進行比較[12]。太陽輻射強度設為1 000 W/m2，海拔高度設為30～60 km，氣體流速設為10～50 m/s。實驗結果中部分具有代表性的數(shù)據(jù)如表1所示。

由表1可知，熱電偶陣列中，ΔTd/ΔTa的實驗值與經(jīng)算法擬合后的差值的均值為0.047，ΔTd/ΔTb的實驗值與經(jīng)算法擬合后的差值的均值為0.061；ΔTd/ΔTc的實驗值與經(jīng)算法擬合后的差值的均值為0.057。再通過推導出的式(7)～式(10)計算出環(huán)境真實溫度，與真實環(huán)境溫度值進行比較，對照表如表2所示，陣列式熱電偶溫度傳感器的誤差均值為0.107 ℃，誤差均方根為0.22 ℃。

表1 輻射誤差比值修正值與實驗值對照表Table 1 Comparison between corrected value of radiation error ratio and experimental value

表2 陣列式熱電偶測量計算溫度與真實溫度對照表Table 2 Comparison table of thermocouple array temperature and real temperature

圖14 低氣壓風洞與太陽模擬器實驗平臺Fig.14 Low pressure wind tunnel and solar simulator experimental platform

4 結論

設計的火箭下投式探空傳感器用于探測超高空(30～80 km)大氣環(huán)境，其搭載了表面反射率不同的熱電偶探頭從而進行陣列式測溫，以降低太陽輻射誤差。首先用CFD方法計算出不同尺寸的熱電偶溫度探頭中的探測效果最優(yōu)者。再針對這一尺寸的探頭，用同樣的方法計算出每個表面涂覆了不同太陽輻射吸收率材料的熱電偶探頭的輻射誤差，以其之間的輻射誤差比值可算出環(huán)境溫度真實值。再使用支持向量機算法對仿真數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)融合處理。最后以低氣壓風洞和太陽模擬器作為實驗平臺進行驗證研究，得出以下結論。

(1)對于不同尺寸的熱電偶探頭，當氣流速度一定時，太陽輻射誤差與海拔高度有著相同的增大趨勢；海拔高度一定時，太陽輻射誤差與氣流速度呈負相關。當海拔與氣流速度都相同時，熱電偶傳感器探頭直徑越小，太陽輻射誤差越小。

(2)陣列式熱電偶溫度傳感器的各個探頭涂覆了不同反射率材料，經(jīng)計算流體動力學仿真后的各個探頭之間的輻射誤差比值與經(jīng)SVM算法數(shù)據(jù)融合后的誤差比值的均方根為0.037～0.051。說明選用的SVM算法數(shù)據(jù)融合效果良好，經(jīng)過處理的數(shù)據(jù)在一定程度上提高了傳感器的測量精度。

(3)采用的陣列式熱電偶溫度傳感器的溫度測量誤差的均值為0.107 ℃，均方根為0.22 ℃，減小太陽輻射誤差的效果良好，精度滿足超高空大氣環(huán)境觀測的要求。

所提出的火箭下投式探空傳感器采用陣列式熱電偶作為測溫儀器，具有較好的測量精度與較快的測量速度。但未考慮探空儀下落過程中的劇烈擺動引起的太陽高度角和風速的突變等因素的影響。后續(xù)的研究中會對傳感器物理模型進行優(yōu)化，并將其放在更加優(yōu)化的實驗平臺測試，以模擬出更接近超高空的大氣環(huán)境，從而進一步驗證其可靠性。