探測器安裝結構對航天器壁溫測量的影響分析

石安華，石衛波，孫海浩，劉純勝，韓 冬，黃 潔

探測器安裝結構對航天器壁溫測量的影響分析

石安華1，＊，石衛波1，孫海浩1，劉純勝2，韓 冬1，黃 潔1

（1.中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000；2.航天科工集團二院，北京 100854）

針對飛行試驗中飛行器薄壁殼體測量溫度與預測溫度存在較大差異這一問題，采用氣動熱工程算法結合熱傳導計算方法，分析了測溫探測器安裝結構對測點溫度的影響，并提出了改進措施。結果表明：對于薄壁結構飛行器在上升段有氣動加熱、其表面處于升溫過程或熱量由殼體表面向內部傳導時，測溫探測器安裝結構對測點溫度基本無影響。但當飛行器處于飛行中段，在輻射散熱、表面溫度低于殼體內部溫度造成熱量由殼體內部向外表面傳導時，測點溫度受原探測器安裝結構影響明顯，測量溫度明顯低于不裝探測器時的預測溫度；而采用本文提出的探測器安裝方案，可明顯降低對測點溫度的影響，在飛行器的測點位置最大影響小于0.5K。

溫度；氣動熱；熱傳導；薄壁；飛行中段

0 引 言

超高速飛行器殼體溫度測量與分析是飛行器光輻射特性研究、飛行器防熱設計的重要內容。由于超高速飛行器屬于殼體結構，飛行環境、飛行參數隨飛行時間變化大，造成飛行器殼體溫度呈現非均勻分布和動態變化特點。對于飛行器殼體溫度，一般采用接觸方式測量。有關介紹飛行器氣動熱、熱傳導與殼體溫度的計算方法［1－10］和接觸式測溫方法［11－13］的文章非常多，計算方法主要針對飛行器氣動熱、熱傳導和表面溫度分布，重點關注于飛行器氣動熱的分析和在氣動熱作用下的溫度分析，少有考慮在沒有氣動熱作用后（飛行中段）的表面溫度變化過程，也鮮有與飛行中段實際飛行測量數據的比較。準確測量飛行中段飛行器表面溫度對于驗證飛行器飛行中段紅外輻射特性分析數據的可靠性具有十分重要的意義。而溫度測量主要關注探測器應用、探測器結構本身對測量溫度的影響和誤差分析等，未見有對出現逆向傳熱時探測器安裝結構對測點溫度影響的研究報道。

本文針對薄壁結構飛行器在有正向傳熱和逆向傳熱過程時的溫度測量探測器安裝結構是否會對測點溫度造成影響、探測器測量溫度是否能真實反映未裝探測器時測點位置的溫度這一問題，采用氣動熱工程算法與熱傳導計算方法對探測器安裝結構對測點溫度的影響進行了分析，并與飛行實驗測量結果進行了對比，得出了某飛行實驗采用的探測器安裝結構對于飛行器殼體測點位置溫度存在影響這一結論，并提出了針對其殼體結構采用相應的探測器安裝結構來減小對測點溫度影響的方案。

1 計算方法

1.1氣動熱計算方法

飛行器氣動熱采用工程算法進行計算。飛行器在馬赫數不大于1.5時的氣動熱qw采用亞、跨聲速氣動加熱熱流公式［3］計算。馬赫數大于1.5時的氣動熱計算方法如下：自由分子流區氣動加熱熱流qfm采用文獻［4］中公式計算；在稀薄過渡流區，氣動加熱熱流qbr采用Linear函數［5］計算；對于連續流區物面氣動熱，駐點熱流qs采用Fay－Riddell公式［6］計算；層流區各點熱流qwl采用Lees修正公式［7］計算；湍流區各點氣動熱熱流qwt采用平板參考焓法［8］計算；轉捩區熱流qwtr采用加權平均法［9］計算。轉捩準則為：轉捩起始點位置采用局部馬赫數相關的轉捩準則（簡稱“72－90”準則）［10］確定。

1.2飛行器吸收的太陽輻射熱流計算方法

飛行器在飛行過程中，陽光照射面會吸收太陽輻射。假定太陽光為均勻的平行光束，飛行器微元表面吸收的太陽直接輻射熱流qSun為：

qSun＝αsIsApro

式中：αs為飛行器器表面的太陽輻射吸收率；Is為太陽直接輻射照度；Apro為單位微元表面在垂直于太陽光方向上的投影面積。

由于地球繞太陽的運行軌道為橢圓形，地球在軌位置不同時，大氣層外的太陽直接輻射通過對太陽常數進行日地距離修正：

式中：dt為試驗當天距離本年1月1日的天數，Isc＝1353W／m2為太陽常數。

1.3飛行器吸收的地球輻射熱流計算方法

地球是一個以紅外輻射為主的輻射體，其輻射同樣會被飛行器吸收。假設地球表面各處的輻射強度相等，則飛行器微元表面吸收的地球輻射熱流qEarth為：

式中：αIR為飛行器外表面的紅外吸收率，IEarth為地球自身的紅外輻射強度，φ2mm為地球紅外輻射的角系數。

1.4飛行器吸收地球反射太陽輻射熱流計算方法

假定地球對太陽輻射的反射為漫反射，遵循Lambert定律，并且各處均勻，反射光譜與太陽光譜一致，地球反射率取全球平均反射率0.35，飛行器微元表面吸收的地球反射太陽輻射的熱流qref為：

式中：αr為地球表面對太陽輻射的平均反射率，φ3mm地球反照角系數，Φ為地球反照角。

1.5飛行器向外輻射的輻射熱流計算方法

飛行器通常可認為是灰體，其表面向外輻射的熱流采用灰體輻射公式計算。

1.6溫度場計算方法

飛行器受太陽輻射加熱、地球輻射與地球反射太陽輻射加熱及在大氣層內的氣動加熱升溫和因熱輻射和熱傳導降溫，涉及正、逆向動態傳熱問題。在溫度場計算中，將工程計算所得熱環境數據進行變換，引入等量對流換熱系數。以數據文件給出不同時刻的等量換熱系數，進而以數組參數形式讀入作為施加氣動加熱的對流邊界條件，同時考慮物體對外的輻射冷卻效應，在外邊界上施加輻射邊界條件，內壁組成封閉腔室結構。

飛行器殼體溫度場采用有限元方法對結構溫度場變化歷程進行計算。

2 參數條件與測量數據

在某飛行器飛行試驗中，在飛行器殼體（局部外形如圖1所示，由防熱層材料（Thermal Protection Material，簡稱TPM）和鋁合金構成）典型位置安裝了結構如圖2所示的測溫探測器，測量了飛行器按圖3所示彈道飛行時殼體2典型位置（測點1與頭部距離為1500mm，測點2與頭部距離為2000mm）表面下1mm處的溫度變化歷程，探測器安裝結構如圖4所示。

圖5給出了飛行器從發射開始后2個典型測點的溫度變化歷程，包括了在大氣層內飛行時的升溫階段和在大氣層外的降溫階段（劇烈跳動區域是由于發動機分離震動造成，該區域數據無效）。

圖1 飛行器局部簡化外形（單位：mm）Fig.1 Partial sketch of flying target（unit：mm）

圖2 原測溫探測器簡化結構（單位：mm）Fig.2 Sketch of original detector（unit：mm）

圖3 飛行器彈道參數Fig.3 Ballistic trajectory

圖4 原測溫探測器安裝結構Fig.4 Installing structure sketch of original detector

圖5 測量溫度隨時間的變化曲線Fig.5 Measured temperature curves

圖6 是本文結合飛行器殼體結構和溫度變化特性提出的改進探測器結構及安裝結構示意圖。

圖6 改進測溫探測器結構及安裝方案Fig.6 Reformed detector structure and installing structure

表1和2分別給出了防熱材料和鋁合金材料的物性參數。

表1 防熱材料物性參數Table 1 Parameters of glass fiber reinforced plastics

表2 鋁合金物性參數Table 2 Parameters of aluminum alloy

3 結果與分析

針對未安裝測溫探測器殼體結構、安裝原測溫探測器殼體結構（如圖4所示）與安裝改進后的測溫探測器殼體結構（如圖6所示），對其防熱材料表面以100kW／m2的熱流進行加熱50s（初溫300K），然后輻射冷卻至450s，分析了表面下1mm處位置（即探測器表面所處位置）的溫度時間歷程，如圖7所示。

從圖7中可以看出：前50s的加熱階段和輻射與熱傳導降溫初期階段，特別是前50s的加熱階段，2種測溫探測器結構及安裝方案對測點位置溫度影響較小；而后，測點溫度受探測器及安裝結構影響，原測溫探測器結構及安裝結構對測點溫度影響明顯，主要時間段內測量溫度會低于不裝探測器時測點位置的溫度，最大差值達到16K，到400s時，差值還有－8K（如圖8所示）；而采用改進后的測溫探測器結構及安裝結構，雖然測量溫度在一個較短時段會略高于不裝探測器時測點位置的溫度，但最大差值不到2K，100s后，相對偏差不超過2‰。也就是說，原測溫探測器結構及安裝結構不能完全真實反映表面下1mm位置的溫度，在表面處于降溫階段，測量溫度明顯低于真實溫度；而改進后的測溫探測器結構及安裝結構基本可以真實反映表面下1mm位置的溫度。

圖7 測點計算溫度隨時間的變化曲線Fig.7 Time variation of calculated temperatures at measured point

圖8 不同探測器結構及安裝結構造成的測點溫差Fig.8 Temperature errors made by different detectors and installing structures

產生上述現象的原因是：原測溫探測器安裝方案中增加了厚度遠大于殼體內層鋁合金的鋁合金安裝座且探測器鋁合金安裝桿遠大于殼體內層鋁合金厚度，而鋁合金導熱系數遠高于防熱材料，當熱量由防熱材料傳導到鋁合金時，熱量將被迅速傳導到整個鋁合金上，盡管穿線孔的存在會減小熱量的吸收，但穿線孔體積遠小于增加的鋁合金安裝座和鋁合金安裝桿體積，總體效果看，相較于不安裝探測器時，附加的鋁合金安裝座和鋁合金安裝桿要吸收更多熱量，必然引起測點溫度下降，致使測量溫度不能真實反映不裝探測器時測點位置的溫度；而采用改進測溫探測器結構和安裝方案，基本不改變殼體結構，只是由于穿線孔的存在減小了吸熱會使測點的溫度有所增加，而穿線孔體積很小，該孔體積大小的鋁合金熱容量也很小，對測點溫度影響并不會十分明顯，如果穿線孔更小，其對測點溫度的影響將更小。

針對實際飛行情況，首先計算分析了飛行器外表面的氣動熱，然后，利用該熱流值并考慮熱輻射、熱傳導影響，對未安裝測溫探測器的殼體結構、安裝原測溫探測器的殼體結構（如圖4所示）與安裝改進后的測溫探測器的殼體結構（如圖6所示）測點位置的溫度變化歷程進行了計算分析。

圖9和10是圖1所示飛行器在圖3所示飛行彈道條件下測點1和2處計算溫度與按原探測器結構及安裝結構測量得到的溫度的對比。

圖9 測點1計算溫度與飛行試驗測量溫度對比Fig.9 Comparison of temperatures at measured point 1

圖10 測點2計算溫度與飛行試驗測量溫度對比Fig.10 Comparison of temperatures at measured point 2

從圖9和10可以看出：飛行器在有氣動加熱、其表面處于升溫過程或熱量由殼體表面向內部傳導時，安裝測溫探測器對測點位置溫度影響較小，測溫探測器測量到的溫度可反映不裝探測器時測點位置溫度；但當飛行器表面由于輻射散熱、表面溫度低于殼體內部溫度造成熱量由殼體內部向外表面傳導時，原探測器及安裝結構對測點溫度影響明顯，測量溫度低于不裝探測器時測點位置的溫度；而按原探測器結構及安裝方案，計算得到的測點位置溫度與實際測量溫度基本一致，特別是在最為關心200～450s時間段（即飛行中段）內，計算溫度曲線基本處于測量溫度曲線波動范圍，一方面說明了計算方法是可信的，另一方面說明原探測器結構與安裝方案對飛行中段飛行器測點溫度確實會造成影響；按改進后的測溫探測器結構及安裝方案，測點位置計算溫度與不裝探測器時測點位置計算溫度一致，說明改進后的探測器結構及安裝方案可真實反映測點位置溫度。

圖11和12給出了飛行器測點1和2按原探測器結構及安裝結構和按改進結構計算得到的溫度與不安裝探測器時計算得到的溫差比較。

從中可以看出：飛行器測點1和2按原探測器結構及安裝結構計算得到的溫度會普遍低于不裝探測器時的計算溫度，最大溫差達到7K，在最為關心的200～450s時間段，最小溫差也大于3.5K；而按改進后的探測器結構及安裝結構，計算得到的因探測器安裝帶來的溫差在整個測量時間段都不大于0.5K。

圖11 不同探測器及安裝結構對測點1溫度影響Fig.11 Temperature errors made by different detectors and installing structures at measured point 1

圖12 不同探測器及安裝結構對測點2溫度影響Fig.12 Temperature errors made by different detectors and installing structures at measured point 2

4 結 論

通過計算分析與對比，可得到以下結論：

（1）飛行器在有氣動加熱、其表面處于升溫過程或熱量由殼體表面向內部傳導時，測溫探測器結構及安裝結構對測點溫度無影響。

（2）當飛行器表面在輻射散熱、表面溫度低于殼體內部溫度造成熱量由殼體內部向外表面傳導時，測點溫度會受探測器結構及安裝結構影響，原探測器結構及安裝結構使得測量溫度明顯低于不裝探測器時的溫度。

（3）本文針對薄壁結構飛行器表面溫度變化歷程測量要求改進的測溫探測器結構及安裝方案對飛行器飛行中段測點溫度基本無影響。

［1］陳鑫，劉莉，李昱霖，等.高超聲速飛行器翼面氣動加熱、輻射換熱與瞬態熱傳導的耦合分析［J］.彈道學報，2014，26（2）：1－5.

Chen X，Liu L，Li Y L，et al.Coupled study of aerodynamic heating，radiative heat transfer and heat conduction for airfoils of hypersonic vehicles［J］.Journal of Ballistics，2014，26（2）：1－5.

［2］楊榮，王強.高超聲速旋轉體氣動加熱、輻射換熱與結構熱傳導的耦合數值分析［J］.上海航天，2009，（4）：25－29.Yang R，Wang Q.Coupled numerical study on aero－heating，radiative heat transfer and structure heat conduction for hypersonic bodies of revolution［J］.Aerospace Shanghai.2009，（4）：25－29.

［3］王政.飛機機翼熱控方案研究及熱管傳熱特性分析［D］.南京：南京航空航天大學，2009.Wang Z.Study on thermal control scheme of aircraft wing and analysis of heat transfer characteristics of heat pipe［D］.Nanjing：Nanjing University of Aeronautics ＆Astronautics，2009.

［4］Engel C D.Miniver upgrade for the avid system，Vol.1：Lanmin user’s manual［R］.NASA CR－172212，1983.

［5］戎宜生，劉偉強.過渡流區鈍錐體Linear橋函數調節參數研究［J］.物理學報，2012，61（4）：1－5.Rong Y S，Liu W Q.Research on accommodation parameter of linear bridging relation for blunt cone in transitional regime［J］.Acta Physica Sinica，2012，64（4）：1－5.

［6］Fay J A，Riddell F R.Theory of stagnation point heat transfer in dissociated air［J］.J Aero Sci，1958，25（2）：73－85.

［7］Lees L.Laminar heat transfer over blunt nosed bodies at hypersonic flight speed［J］.Jet Propulsion，1956，26（4）：259－269.

［8］張志成，潘梅林，劉初平，等.高超聲速氣動熱和熱防護［M］.北京：國防工業出版社，2003.Zhang Z C，Pan M L，Liu C P，et al.Hypersonic heating and thermal protection［M］.Beijing：Defense Industry Press，2003.

［9］Chen K K.Three dimensional nosetip shape changes in hypersonic flow.Part 1：Illustration of a mathematical model－characteristic method［R］.AIAA－73－0762，1973.

［10］Baker R L.Low temperature ablator nosetip shape change at angle of attack［R］.AIAA－72－90，1972.

［11］王友良，孫新川，程相飛.飛機機身結構溫度測量［J］.飛行試驗，2003，19（2）：15－17.Wang Y L，Sun X C，Cheng X F.Aircraft fuselage structural temperature measurement［J］.Aviation Experiment，2003，19（2）：15－17.

［12］北京航空航天大學.碳纖維復合材料高速飛行器整流罩表面瞬態溫度測量裝置：中國，CN200610113792.9［P］.2006－10－11 Beijing University of Aeronautics ＆Astronautics.Surface temperature measuring apparatus for high speed vehicle fairing made by carbon fiber composite material：China，CN200610113792.9［P］.2006－10－11.

［13］徐順生，時章明，楊剛.基于傳熱原理的熱電偶測溫誤差模型及應用［J］.傳感器與微系統，2006，25（5）：15－18.Xu S S，Shi Z M，Yang G.Error model and application of temperature measure about thermo－couple based on heat transfer principle［J］.Transducer and Micro System Technologies，2006，25（5）：15－17.

The effect of detector installing structure on wall temperature measurement of vehicle

Shi Anhua1，＊，Shi Weibo1，Sun Haihao1，Liu Chunsheng2，Han Dong1，Huang Jie1
（1.Hypervelocity Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.The Secnod Academy，China Aerospace Science ＆Industry Corporation，Beijing 100854，China）

The effect of the detector installing structure on the measured point temperature is analyzed using engineering aero－thermodynamics and heat conduction computation.To diminish the effect，a temperature detector installing structure is brought out according to the vehicle shell structure.The result shows that the installing structure has no effect on the measurement point temperature when the surface temperature is rising or heat is transmitting from the surface to the interior.However，the measurement temperature using the original installing structure is obviously lower than the predicted point temperature without the detector when heat is transmitting from the interior to the surface during the flight middle course.The temperature detector installing structure proposed in the paper can greatly reduce the structure effect on the measured point temperature：the maximum deviation of the temperature due to the presence of the detector is less than 0.5K.

temperature；aero－thermodynamics；heat conduction；shell structure；flight middle course

（編輯：李金勇）

1672－9897（2016）04－0032－05

10.11729／syltlx20160021

2016－01－27；

2016－04－06

＊通信作者E－mail：shianhua＠cardc.cn

Shi A H，Shi W B，Sun H H，et al.The effect of detector installing structure on wall temperature measurement of vehicle.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（4）：32－36.石安華，石衛波，孫海浩，等.探測器安裝結構對航天器壁溫測量的影響分析.實驗流體力學，2016，30（4）：32－36.

：V417＋.7

：A

石安華（1968－），男，重慶銅梁人，研究員。研究方向：氣動物理特性、超高速碰撞光輻射特性。通信地址：四川省綿陽市二環路南段6號15信箱503分箱（621000）。E－mail：shianhua＠cardc.cn