MF-1模型飛行試驗表面壓力與溫度測量技術研究

楊慶濤, 周 宇, 袁先旭,*, 官 睿, 裘進浩

(1. 南京航空航天大學 智能材料與結構航空科技重點實驗室, 江蘇 南京 210016; 2. 中國空氣動力研究與發展中心, 四川 綿陽 621000)

MF-1模型飛行試驗表面壓力與溫度測量技術研究

楊慶濤1,2, 周 宇2, 袁先旭2,*, 官 睿2, 裘進浩1

(1. 南京航空航天大學 智能材料與結構航空科技重點實驗室, 江蘇 南京 210016; 2. 中國空氣動力研究與發展中心, 四川 綿陽 621000)

MF-1是我國首次以高超聲速空氣動力學基礎問題研究為目的的航天模型飛行試驗，試驗模型為錐-柱-裙體，主要研究0°迎角圓錐邊界層轉捩和壓縮拐角激波/邊界層干擾現象。針對飛行試驗轉捩區測量需求，引入和改進了風洞試驗中常用薄壁測熱技術，設計了一種新型變厚度薄壁測溫結構，有效抑制了側向導熱損失，可基于一維熱流辨識方法獲取可靠的表面熱流數據；與現有風洞試驗薄壁測熱技術相比，該方法可提高有效測量時間，降低時間延遲效應，適于長時間飛行試驗測量。針對柱-裙壓縮拐角激波/邊界層干擾區壓力測量需求，采用了風洞試驗中常用的基于引壓管和電子壓力掃描閥的測量方案，通過改進裝配工藝，提高了系統耐壓能力，實現了模型飛行試驗全彈道表面壓力測量。模型飛行試驗結果表明：MF-1模型飛行試驗測量系統可靠，獲得了可供邊界層轉捩和激波/邊界層干擾研究分析及CFD驗證的可信數據；在熱流急劇下降時一維熱流辨識存在較大誤差，以及壓力測量中的時間延遲和低壓測量準確度存在不足，是需要進一步改進的問題。

模型飛行試驗；溫度測量；壓力測量；薄壁

0 引 言

2015年12月30日，中國空氣動力研究與發展中心在酒泉衛星發射中心進行了MF-1航天模型飛行試驗，試驗飛行器點火、離架、飛行正常，飛行最大高度63.3 km，最大馬赫數為5.33，獲取了可供分析的遙外測數據，試驗取得圓滿成功。本次飛行試驗，是中國空氣動力研究與發展中心基于自主研制的系統平臺所開展的首次航天模型飛行試驗，也是我國首次以高超聲速空氣動力學基礎問題研究為目的的模型飛行試驗。

眾所周知，模型飛行試驗與風洞試驗、數值模擬是空氣動力學研究的三大手段[1]，模型飛行試驗條件為真實飛行環境，有其獨特作用[2-9]：1) 高超聲速基礎問題研究； 2) 驗證和改進地面試驗方法與計算方法、設計工具；3) 演示驗證新概念氣動布局；4) 關鍵技術研究與應用；5) 搭載考核先進防熱材料與結構、科學試驗系統等；6) 天地相關性研究；7) 飛行控制理論與方法驗證。

MF-1模型試驗飛行器專門針對邊界層轉捩、激波/邊界層干擾兩類基礎氣動問題研究而研制，其總體布置如圖1所示，由試驗模型、固體火箭助推器組成，二者主體均為旋成體，采用串聯頂推方式進行連接。試驗飛行器全程無控飛行。試驗模型為錐-柱-裙體，根據理論分析，當飛行器以超聲速/高超聲速飛行時，在試驗模型表面會發生邊界層轉捩、激波/邊界層干擾這兩類經典氣動現象。

MF-1模型飛行試驗參數測量系統是決定MF-1科學研究目標的關鍵。針對基礎氣動問題研究，模型飛行試驗參數測量系統需要滿足以下要求：

1) 測量傳感器及其安裝結構應在整個飛行過程中保持完整，不影響飛行器試驗安全；

2) 測量傳感器及其安裝結構應在飛行試驗環境中保持有效性，能測得可靠、可信的數據；

3) 測量傳感器的安裝對飛行器表面狀況的影響盡可能小，即反映無傳感器表面的真實氣動環境特點。

根據MF-1試驗飛行器的試驗任務需求，本文設計了表面參數測量結構，并進行了數值仿真和試驗考核，飛行試驗結果表明，所發展的變厚度薄壁測溫技術是成功的，獲得了全程有效的試驗數據。

1 方案設計

1.1測點布置

根據MF-1模型飛行試驗的研究目標需求，結合氣動力熱、轉捩和激波/邊界層干擾理論預測結果，設計了試驗飛行器表面測點布置方案。定義模型沿軸線從圓錐尖點向裙段方向為x軸，圓錐理論尖點位置為x=0。

測點布置見圖2。試驗模型表面共布置58個溫度測點，在周向布置四條沿子午線測溫點，分別位于周向φ=0°、60°、120°、180°，起點位于x=400 mm處，沿x方向最小測點間距為50 mm。

壓力測點共60個，主要集中在柱-裙交界面附近以觀測激波邊界層干擾現象。在x=800 mm、1400 mm和1580 mm處沿周向布置6個測點。其余測點集中在周向φ=90°和270°位置。壓力測點起點位于x=400 mm處，沿x方向最小測點間距10 mm。

1.2薄壁溫度測量與熱流辨識

為便于與理論和數值分析結果對比，要求試驗模型表面光滑連接、粗糙度一致。在飛行器表面安裝測溫部件時也存在相似的要求。

為減小測溫部件安裝對表面的破壞，材料也選用與殼體相同的不銹鋼，并與試驗模型一體化成型，使溫度測量點位置的表面粗糙度與殼體一致。不銹鋼的導熱率比較低，為提高辨識的靈敏度，考慮減小測點位置的局部殼體厚度，采用薄壁結構，并選用細熱電偶將接點焊接在測溫薄壁內壁上，提高后壁溫度響應速度，減小前后壁面溫差，利用熱流辨識方法獲得薄壁表面溫度和熱流數據[10-12]。另一方面，為保證飛行器飛行安全，飛行器壁面溫度不能太高，因此薄壁厚度不能太低。測溫薄壁厚度的選取，需要同時考慮兩者因素。

薄壁測溫技術用于地面風洞試驗的短時間瞬態熱流測量中，一般為等厚度薄壁[13]。如果將薄壁應用于長時間飛行試驗，薄壁和殼體之間的厚度差異會導致兩者溫度差異，從而產生明顯的橫向導熱，使測得的內壁溫度響應與一維加熱情況明顯不同。這種橫向導熱的影響與時間有關，時間越長，影響越大[13-14]。

為便于一維熱流辨識，需要有效抑制橫向導熱，使薄壁在一定時間內接近一維導熱，并獲得有效熱流數據。針對長時間飛行試驗的特點，設計了變厚度薄壁結構，較好地抑制了測溫薄壁與殼體之間的側向導熱損失。下節將對長時間飛行試驗條件下的測溫薄壁結構設計進行詳細討論。

1.3壓力測量方案設計

飛行試驗模型表面壓力測量采用基于電子壓力掃描閥的壓力測量系統，測量60路壓力數據。在試驗模型表面測點位置引直徑為1 mm的不銹鋼引壓管，通過軟管與電子壓力掃描閥的測量管道連接。通過電子壓力掃描閥實現各測點沿彈道壓力變化歷程的測量。圖3為引壓管連接示意圖，圖4為試驗模型表面引壓通道結構。

測壓系統的一個關鍵在于提高引壓管路的耐壓性能，如果氣體泄露將危及飛行器內部設備安全。根據飛行彈道預測結果，要求引壓管路承受不低于400 kPa的壓力，時間不小于4 min。不銹鋼管與PVC管、PVC管和Teflon管、Teflon管與電子壓力掃描閥之間均設計為膠接。在系統加載測試中，發現PVC管和Teflon管連接不牢固，在壓力大于230 kPa時，部分連接管路出現了脫離和泄露現象。通過改進裝配工藝，增加兩者之間的接觸粗糙度和膠接面積，滿足了飛行試驗對管路的耐壓能力要求，通過了地面測試和飛行試驗考核，獲得了全程有效壓力數據。

2 測溫薄壁結構設計與優化

2.1測溫薄壁結構設計

要減小薄壁側向傳熱，一個直接辦法是增加隔熱結構，將測溫部件與周圍殼體隔離。然而在要求表面材料一致的前提下，隔熱材料只能位于不銹鋼殼體下，無法將測溫部件與外殼完全隔離。設想在測溫部件周圍設計一個凹槽結構(見圖5)，在測溫薄壁和外殼之間，貼近表面附近為一層材料相同但厚度更薄的壁面，其余為空氣或者隔熱材料。當凹槽處薄壁厚度接近零時，對于均勻的入射熱流，其溫度上升比測溫薄壁、飛行器外殼要快，從而產生由凹槽處薄壁向測溫薄壁的傳熱，導致測溫薄壁的溫升高于理想絕熱的情況；當凹槽位置薄壁厚度等于測溫薄壁時，凹槽不再存在，因此會存在由薄壁向外殼的導熱，使測溫薄壁的溫升低于理想絕熱的情況。使用一維熱流辨識不能有效補償由于側向導熱造成的誤差，因此上述兩種極端情況分別會產生相反的熱流辨識誤差。那么，適當選擇凹槽的尺寸(厚度、寬度)，就有可能使測溫薄壁的側向導熱得到較好抑制，從而接近理想的一維導熱，獲得較好的熱流辨識結果。

根據上述思路設計的變厚度薄壁測溫部件的安裝結構見圖6，該結構樣件通過了熱振試驗考核，并在飛行試驗中成功應用，獲得了全測點、全彈道有效溫度數據。

2.2薄壁結構仿真與優化

2.2.1 有限元模型及網格收斂性分析

為分析上述變厚度薄壁測溫結構在長時間飛行試驗中的性能，建立了如圖17所示的軸對稱有限元模型，模型材料均為不銹鋼。在外表面施加均勻分布的熱流，根據有限元分析結果，以薄壁中心點(圖7中點O)溫度響應作為測量值，利用一維熱流辨識方法辨識表面熱流，與熱流輸入進行對比。

時間步長取0.05 s ，加熱時間取20 s，外表面輸入熱流設定為定熱流(300 kW/m2)，結構尺寸不變(R=10 mm，H=T3=12 mm，G=5mm，T1=3 mm，T2=2 mm)，對比不同網格尺寸(表1)下，利用有限元分析得到薄壁中心點溫度，薄壁量熱計公式計算測得熱流[15]結果。

表1 有限元模型網格尺寸表Table 1 Grid gaps of the FEA model

以網格尺寸為0.05 mm時(C4)所得熱流qw0(見圖8，對其結果的分析見下節)為標準，不同網格尺寸所得的無量綱熱流見圖9。可見，不同網格下所得熱流的主要差別在于加熱的初始階段，隨著網格尺寸加密，網格對計算熱流的影響逐步減小。在計算的所有時刻，網格尺寸為0.1 mm和0.05 mm的熱流結果偏差均不大于±0.6%。在薄壁結構模擬優化中，綜合考慮計算精度和計算效率，采用間距0.1 mm的均勻網格，以及0.05 s的時間步長。

2.2.2 結構控制尺寸的影響

結合工程實際結構限制和測量需要，將殼體薄壁的總半徑(R+G)大小限定為30 mm，將最小厚度(T2)設定為2 mm。殼體厚度(T3)和寬度(H)均設為12 mm。對比選取不同中心薄壁厚度(T1)和中心薄壁半徑(R)(此時凹槽寬度G由R決定)組合情況下，根據測點位置(薄壁中心O，見圖7)溫度響應計算所得熱流與輸入熱流的差別，分析對比不同尺寸組合對測量結果的影響。對比尺寸組合見表2。

表2 對比算例組合Table 2 Numerical cases for comparison

結構優化輸入熱流q0見圖10，在0～5 s內,q0=0 kW/m2；5.05 s～25 s，q0=300 kW/m2；25.05 s，q0=20 kW/m2。為減小優化過程中的數據處理工作量，根據數值仿真得到薄壁中心點溫度，利用薄壁量熱計公式計算熱流，以此為依據優化變厚度薄壁的尺寸，最后利用一維熱流辨識對優化后的結構進行驗證。

2.2.3 等厚度薄壁

等厚度薄壁(C5)熱流響應與輸入熱流的對比見圖11。5.05 s開始，薄壁開始承受300 kW/m2的加熱，所測熱流qw的98%響應時間t98=0.6 s，對應傅里葉數為0.52，與文獻[13,15]基本一致。由于薄壁的溫升速度大于殼體，因此隨著時間的推移，兩者的側向溫差越來越大，造成由薄壁向殼體的側向導熱，從而產生負測熱誤差，而且隨著時間誤差越來越大。在t=25 s，qw/q0=51.8%。25.05 s以后，由于輸入熱流急劇下降，而薄壁與殼體之間的溫差仍然較大，導致側向導熱的薄壁能量損失超過了輸入熱流，使qw輸出負熱流。

2.2.4 凹槽對變厚度薄壁的影響

圖12給出了在凹槽區薄壁厚度固定的情況下，不同測溫薄壁厚度(凹槽深度)對熱流響應的影響。圖13給出了在變厚度薄壁總直徑和測溫薄壁厚度不變的情況下，不同測溫薄壁直徑(凹槽寬度)對熱流響應的影響。

變厚度薄壁由于凹槽的存在，在階躍熱流下，凹槽區薄壁(最薄)的溫升速度要高于測溫薄壁，也高于殼體溫度(圖14)，使得初始階段凹槽區薄壁同時向測溫薄壁和殼體導熱，造成測溫薄壁的正誤差；由于三者之中，殼體的溫升率最低，隨著兩者溫差的增大，側向傳遞給殼體的熱量越來越多，使凹槽區薄壁的溫升率逐步下降，甚至低于測溫薄壁的溫升率，一定時間以后，測溫薄壁的溫度會高于凹槽區薄壁和殼體(圖15)，產生由測溫薄壁經凹槽區薄壁至殼體的導熱過程，產生負的測量誤差。

規定qw和q0的偏差不大于±10%作為有效測量時間teff的衡量標準，各算例的有效測量時間見表3，其中C8、C9、C10的響應正誤差超過了10%，認為不符合優化條件。可見變厚度薄壁在限定誤差范圍的情況下，可以獲得比等厚度薄壁更長的有效測量時間。凹槽深度和寬度都會影響變厚度薄壁的有效測量時間，加深或加寬凹槽都會使變厚度薄壁產生更大的正測量誤差，同時獲得較長的有效測量時間。因此變厚度薄壁的優化關鍵在于在較小的正測量誤差和較長的有效測量時間之間取得平衡。

在初始響應時間t98方面，等厚度薄壁的無量綱響應時間(傅里葉數Fo)比變厚度薄壁長，是因為由于等厚度薄壁的側向散熱降低了薄壁自身溫升率；而變厚度薄壁由于凹槽存在，存在向測溫薄壁的導熱，造成薄壁溫升高于絕熱條件。在測溫薄壁直徑不變情況下，凹槽區薄壁與測溫薄壁厚度比越小，無量綱響應時間越短；在測溫薄壁厚度和凹槽深度不變情況下，薄壁直徑越小，無量綱響應時間越短。

表3 各算例有效測量時間和特征響應時間Table 3 Effective times and characteristic responding times for different numerical cases

2.2.5 三維數值驗證

利用上述的軸對稱有限元模型，針對MF-1模型飛行試驗的氣動熱環境特點，殼體厚度設定為不變，調整變厚度薄壁的有關尺寸，使處理后熱流最大值(處于上升段)與輸入熱流(見圖16)最大值的偏差不超過10%。對優化的結果進行一維熱流辨識，與比薄壁量熱計數據處理方法進行對比，并針對不同的殼體厚度(圖17)進行熱流辨識分析。

優化后變厚度薄壁(結構B)的薄壁量熱計和一維熱辨識方法的熱流處理結果見圖18。在上升段峰值熱流，塞塊式量熱計和一維辨識方法處理所得熱流結果分別為輸入值的101.8%和95.2%，下降段所得熱流最大值分別為輸入值的110.8%和104.6%。上升段熱流峰值的時間延遲，塞塊式量熱計和熱流辨識處理結果分別為0.106s和0s。

在23 s～97 s，輸入熱流從第一個熱流峰值下降至接近零，此時的薄壁測溫結構的溫度高于周邊殼體溫度，在基本沒有熱流輸入的情況下，薄壁測溫結構向周邊殼體散熱，造成了明顯的負熱流偏差，兩種數據方法均不能有效消除。基于同樣的原因，上述兩種數據處理方法也夸大了下降段熱流的下降程度(圖18(c))。這種偏差需要建立二維或三維的熱流辨識模型來減小或消除。

變厚度薄壁尺寸不變，結構A(殼體厚度最薄)辨識所得熱流峰值為輸入值的101.2%，結構C(殼體厚度最厚)辨識所得熱流峰值為輸入值的95.1%。

3 飛行試驗測量結果

3.1飛行試驗剖面

MF-1模型試驗飛行器的高度、馬赫數、迎角和側滑角隨時間的變化見圖19～圖22。飛行器最大高度63.3 km，最大馬赫數5.33，迎角和側滑角均在0°附近震蕩。

3.2薄壁測溫與熱流辨識結果

飛行試驗中獲得了了試驗模型薄壁測溫點全部58路測溫數據，經過分析，薄壁溫度數據覆蓋全彈道時間且全部有效，薄壁所測溫度溫度曲線見圖23。

利用薄壁溫度數據進行一維熱流辨識，所得熱流數據與基于修正牛頓流理論[15]的計算結果進行比較。t=215 s時辨識所得各測點表面溫度見圖24，其平均值約114 ℃(387 K)，辨識熱流與表面溫度取400 K時層流理論計算結果對比見圖25。t=14 s時辨識所得測點表面溫度分布見圖26，其平均值約170 ℃(443 K)，辨識所得熱流與表面溫度分別取500 K、400 K時的湍流理論計算結果，以及壁溫取400 K時的層流理論計算結果的對比見圖27。

可見在周向不同位置，試驗辨識熱流結果具有良好的重復性；理論計算選取與實際表面溫度相近的壁面溫度時，結果與試驗所得熱流辨識結果符合良好；壁溫對表面熱流的影響明顯。

圖25中180°子午線上x>850 mm的測點數據明顯高于其他子午線同截面上的辨識熱流和層流計算熱流，圖27中180°子午線x<650 mm的測點、120°子午線x<600 mm的測點、60°子午線上x=500 mm測點數據明顯低于其他子午線同截面上的辨識熱流和湍流計算熱流。這種熱流分布沿子午線的突變反映了椎體表面存在層流與湍流的轉捩現象。從轉捩位置上看，在相同時刻，不同子午線上的轉捩位置有所不同(圖28)，初步分析認為有可能與飛行器表面狀況——特別是椎體各部分之間的接縫和臺階——有關。對轉捩現象的研究與分析將另文討論。

3.3壓力測量結果

模型典型表面壓力分布見圖29。模型表面對稱子午面表面壓力數據符合良好，所測壓力反映了錐身相對均勻的壓力分布，柱段由于流動擴張造成的壓力下降，激波邊界層干擾造成的分離泡區域和壓力陡升[16-17]。

x=800 mm位置不同周向位置壓力測量數據與理論計算結果的對比見圖 30。不同周向位置的壓力數據相互符合良好，說明飛行過程中飛行器的迎角變化對表面壓力較小。與理論計算結果相比，壓力測量數據的變化趨勢基本一致，但是測量結果有明顯滯后，并且在低壓區兩者差別較大。初步分析認為，采用電子壓力掃描閥的測量技術，所有測點的壓力均由同一傳感器測量得到，因此能較好地反映各位置的壓力分布規律，但是由于傳感器量程較大，造成在低壓區域測量準確度不足，另一方面引壓管較長(0.5～1.5 m)，測壓孔較細(φ1 mm)，因此使得壓力測量的時間延遲比較明顯。對該測量結果尚需要進一步分析驗證。

4 結 論

本文介紹了MF-1模型飛行試驗測量技術的設計、仿真與試驗。根據上述分析，可得到以下主要結論：

1) 針對模型飛行試驗環境和研究目標需求所設計的MF-1模型飛行試驗溫度和壓力測量系統，測得了可供分析研究的可信數據；

2) 所設計的變厚度薄壁，在一定時間范圍內，可以抑制側向傳熱，使用一維熱流辨識可以得到可靠結果；但在熱流急劇下降時，會存在較大誤差，需要改進結構或使用三維辨識方法進行數據處理。

3) 所設計的薄壁測溫結構與模型試驗飛行器一體化成型，可以減小傳感器安裝對表面狀況的影響，滿足氣動問題研究的需要；

4) 基于電子壓力掃描閥的壓力方案在不同測點區域使用相同量程，造成低壓測量不夠準確，以及由于較長壓力管道造成的響應延遲問題，是需要總結和改進的方面。

致謝:對在本項研究工作和撰稿過程中給予幫助的中國空氣動力研究與發展中心李汝沖工程師、歐朝助理研究員、李明輝高級工程師、何烈堂工程師，楊凱助理研究員、肖涵山研究員、吉洪亮副研究員、王安齡高級工程師、張毅峰副研究員、何琨副研究員，湖北三江航天紅陽機電有限公司付興柏高級工程師表示感謝！

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SurfacepressureandtemperaturemeasurementtechnologyinMF-1modellingflighttest

YANG Qingtao1,2, ZHOU Yu2, YUAN Xianxu2,*, GUAN Rui2, QIU Jinhao1

(1.AeronauticKeyLaboratoryforSmartMaterialsandStructures,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China; 2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

For the fundamental studiesin hypersonic aerodynamics,the first aerospace modeling flight named MF-1 was carried out in China.The tested model is a cone-cylinder-flare configuration in the payload modules of this flight, and the main objective of this test is the investigation of the boundary layer transitionon the cone surface and the shock wave/boundary layer interaction at the compression corner. According to the measurement requirements of the boundary layer transition study,the common thin-skin calorimeter design in wind tunnel tests was employed and modified. This modification led to a novel variable-thickness thin-skin temperature measurement structure. The variable-thickness thin-skin structure depresses effectively lateral heat conduction losses due to the temperature difference between thin-skin and surrounding shell during long-time flight, therefore an effective long time measurement was obtained. Heat flux data can be obtained using an one dimensional heat flux identification method based on variable-thickness thin-skin flight data.This method improves the response time in comparison with the thin-skin calorimetric method. A pressure measurement scheme based on pneumatic tubes and an electric pressure scanner was designed for the shock wave/boundary layer interaction study at the compression corner of the cylinder-flare modules. The fabrication process of the pneumatic tubes was modified to improve its pressure tight capability. The parameter measurement system was proved reliable by the MF-1 flight test. The thin-skin temperature and surface pressure data of the whole trajectory were obtained, which can be used for relevant analysis and CFD verification in boundary layer transition and shock wave/boundary layer interaction study. However, we need to improve some deficiencies in the test including the significant errors in 1D heat flux identification during steep drop of the heat flux, the response delay, and accuracy in low-pressure measurement.

modeling flight test; temperature measurement; pressure measurement; thin-skin

V417

A

10.7638/kqdlxxb-2017.0167

0258-1825(2017)05-0732-10

2017-08-10;

2017-09-18

國家重點研發計劃“大科學裝置前沿研究”重點專項(2016YFA0401200)

楊慶濤(1975-),男，山東茌平人，博士研究生，副研究員,研究方向：高超聲速試驗測量技術. E-mail：yqt06@mails.tsinghua.edu.cn

袁先旭*(1974-),男，湖北大冶人，博士，研究員，研究方向：高超聲速空氣動力學. E-mail: yuanxianxu@cardc.cn

楊慶濤, 周宇, 袁先旭, 等. MF-1模型飛行試驗表面壓力與溫度測量技術研究[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(5): 732-741.

10.7638/kqdlxxb-2017.0167 YANG Q T, ZHOU Y, YUAN X X, et al. Surface pressure and temperature measurement technology in MF-1 modelling flight test[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 732-741.