石安華，石衛(wèi)波，孫海浩，劉純勝，韓 冬，黃 潔

探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)對(duì)航天器壁溫測(cè)量的影響分析

石安華1，＊，石衛(wèi)波1，孫海浩1，劉純勝2，韓 冬1，黃 潔1

（1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000；2.航天科工集團(tuán)二院，北京 100854）

針對(duì)飛行試驗(yàn)中飛行器薄壁殼體測(cè)量溫度與預(yù)測(cè)溫度存在較大差異這一問(wèn)題，采用氣動(dòng)熱工程算法結(jié)合熱傳導(dǎo)計(jì)算方法，分析了測(cè)溫探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度的影響，并提出了改進(jìn)措施。結(jié)果表明：對(duì)于薄壁結(jié)構(gòu)飛行器在上升段有氣動(dòng)加熱、其表面處于升溫過(guò)程或熱量由殼體表面向內(nèi)部傳導(dǎo)時(shí)，測(cè)溫探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度基本無(wú)影響。但當(dāng)飛行器處于飛行中段，在輻射散熱、表面溫度低于殼體內(nèi)部溫度造成熱量由殼體內(nèi)部向外表面?zhèn)鲗?dǎo)時(shí)，測(cè)點(diǎn)溫度受原探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)影響明顯，測(cè)量溫度明顯低于不裝探測(cè)器時(shí)的預(yù)測(cè)溫度；而采用本文提出的探測(cè)器安裝方案，可明顯降低對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度的影響，在飛行器的測(cè)點(diǎn)位置最大影響小于0.5K。

溫度；氣動(dòng)熱；熱傳導(dǎo)；薄壁；飛行中段

0 引 言

超高速飛行器殼體溫度測(cè)量與分析是飛行器光輻射特性研究、飛行器防熱設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容。由于超高速飛行器屬于殼體結(jié)構(gòu)，飛行環(huán)境、飛行參數(shù)隨飛行時(shí)間變化大，造成飛行器殼體溫度呈現(xiàn)非均勻分布和動(dòng)態(tài)變化特點(diǎn)。對(duì)于飛行器殼體溫度，一般采用接觸方式測(cè)量。有關(guān)介紹飛行器氣動(dòng)熱、熱傳導(dǎo)與殼體溫度的計(jì)算方法［1－10］和接觸式測(cè)溫方法［11－13］的文章非常多，計(jì)算方法主要針對(duì)飛行器氣動(dòng)熱、熱傳導(dǎo)和表面溫度分布，重點(diǎn)關(guān)注于飛行器氣動(dòng)熱的分析和在氣動(dòng)熱作用下的溫度分析，少有考慮在沒(méi)有氣動(dòng)熱作用后（飛行中段）的表面溫度變化過(guò)程，也鮮有與飛行中段實(shí)際飛行測(cè)量數(shù)據(jù)的比較。準(zhǔn)確測(cè)量飛行中段飛行器表面溫度對(duì)于驗(yàn)證飛行器飛行中段紅外輻射特性分析數(shù)據(jù)的可靠性具有十分重要的意義。而溫度測(cè)量主要關(guān)注探測(cè)器應(yīng)用、探測(cè)器結(jié)構(gòu)本身對(duì)測(cè)量溫度的影響和誤差分析等，未見(jiàn)有對(duì)出現(xiàn)逆向傳熱時(shí)探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度影響的研究報(bào)道。

本文針對(duì)薄壁結(jié)構(gòu)飛行器在有正向傳熱和逆向傳熱過(guò)程時(shí)的溫度測(cè)量探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)是否會(huì)對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度造成影響、探測(cè)器測(cè)量溫度是否能真實(shí)反映未裝探測(cè)器時(shí)測(cè)點(diǎn)位置的溫度這一問(wèn)題，采用氣動(dòng)熱工程算法與熱傳導(dǎo)計(jì)算方法對(duì)探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度的影響進(jìn)行了分析，并與飛行實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，得出了某飛行實(shí)驗(yàn)采用的探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)對(duì)于飛行器殼體測(cè)點(diǎn)位置溫度存在影響這一結(jié)論，并提出了針對(duì)其殼體結(jié)構(gòu)采用相應(yīng)的探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)來(lái)減小對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度影響的方案。

1 計(jì)算方法

1.1氣動(dòng)熱計(jì)算方法

飛行器氣動(dòng)熱采用工程算法進(jìn)行計(jì)算。飛行器在馬赫數(shù)不大于1.5時(shí)的氣動(dòng)熱qw采用亞、跨聲速氣動(dòng)加熱熱流公式［3］計(jì)算。馬赫數(shù)大于1.5時(shí)的氣動(dòng)熱計(jì)算方法如下：自由分子流區(qū)氣動(dòng)加熱熱流qfm采用文獻(xiàn)［4］中公式計(jì)算；在稀薄過(guò)渡流區(qū)，氣動(dòng)加熱熱流qbr采用Linear函數(shù)［5］計(jì)算；對(duì)于連續(xù)流區(qū)物面氣動(dòng)熱，駐點(diǎn)熱流qs采用Fay－Riddell公式［6］計(jì)算；層流區(qū)各點(diǎn)熱流qwl采用Lees修正公式［7］計(jì)算；湍流區(qū)各點(diǎn)氣動(dòng)熱熱流qwt采用平板參考焓法［8］計(jì)算；轉(zhuǎn)捩區(qū)熱流qwtr采用加權(quán)平均法［9］計(jì)算。轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則為：轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)位置采用局部馬赫數(shù)相關(guān)的轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則（簡(jiǎn)稱“72－90”準(zhǔn)則）［10］確定。

1.2飛行器吸收的太陽(yáng)輻射熱流計(jì)算方法

飛行器在飛行過(guò)程中，陽(yáng)光照射面會(huì)吸收太陽(yáng)輻射。假定太陽(yáng)光為均勻的平行光束，飛行器微元表面吸收的太陽(yáng)直接輻射熱流qSun為：

qSun＝αsIsApro

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

由于地球繞太陽(yáng)的運(yùn)行軌道為橢圓形，地球在軌位置不同時(shí)，大氣層外的太陽(yáng)直接輻射通過(guò)對(duì)太陽(yáng)常數(shù)進(jìn)行日地距離修正：

式中：dt為試驗(yàn)當(dāng)天距離本年1月1日的天數(shù)，Isc＝1353W／m2為太陽(yáng)常數(shù)。

1.3飛行器吸收的地球輻射熱流計(jì)算方法

地球是一個(gè)以紅外輻射為主的輻射體，其輻射同樣會(huì)被飛行器吸收。假設(shè)地球表面各處的輻射強(qiáng)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(qiáng)度，φ2mm為地球紅外輻射的角系數(shù)。

1.4飛行器吸收地球反射太陽(yáng)輻射熱流計(jì)算方法

假定地球?qū)μ?yáng)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(yáng)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(yáng)輻射的熱流qref為：

式中：αr為地球表面對(duì)太陽(yáng)輻射的平均反射率，φ3mm地球反照角系數(shù)，Φ為地球反照角。

1.5飛行器向外輻射的輻射熱流計(jì)算方法

飛行器通?？烧J(rèn)為是灰體，其表面向外輻射的熱流采用灰體輻射公式計(jì)算。

1.6溫度場(chǎng)計(jì)算方法

飛行器受太陽(yáng)輻射加熱、地球輻射與地球反射太陽(yáng)輻射加熱及在大氣層內(nèi)的氣動(dòng)加熱升溫和因熱輻射和熱傳導(dǎo)降溫，涉及正、逆向動(dòng)態(tài)傳熱問(wèn)題。在溫度場(chǎng)計(jì)算中，將工程計(jì)算所得熱環(huán)境數(shù)據(jù)進(jìn)行變換，引入等量對(duì)流換熱系數(shù)。以數(shù)據(jù)文件給出不同時(shí)刻的等量換熱系數(shù)，進(jìn)而以數(shù)組參數(shù)形式讀入作為施加氣動(dòng)加熱的對(duì)流邊界條件，同時(shí)考慮物體對(duì)外的輻射冷卻效應(yīng)，在外邊界上施加輻射邊界條件，內(nèi)壁組成封閉腔室結(jié)構(gòu)。

飛行器殼體溫度場(chǎng)采用有限元方法對(duì)結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)變化歷程進(jìn)行計(jì)算。

2 參數(shù)條件與測(cè)量數(shù)據(jù)

在某飛行器飛行試驗(yàn)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(jiǎn)稱TPM）和鋁合金構(gòu)成）典型位置安裝了結(jié)構(gòu)如圖2所示的測(cè)溫探測(cè)器，測(cè)量了飛行器按圖3所示彈道飛行時(shí)殼體2典型位置（測(cè)點(diǎn)1與頭部距離為1500mm，測(cè)點(diǎn)2與頭部距離為2000mm）表面下1mm處的溫度變化歷程，探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖5給出了飛行器從發(fā)射開(kāi)始后2個(gè)典型測(cè)點(diǎn)的溫度變化歷程，包括了在大氣層內(nèi)飛行時(shí)的升溫階段和在大氣層外的降溫階段（劇烈跳動(dòng)區(qū)域是由于發(fā)動(dòng)機(jī)分離震動(dòng)造成，該區(qū)域數(shù)據(jù)無(wú)效）。

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

圖2 原測(cè)溫探測(cè)器簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)（單位：mm）Fig.2 Sketch of original detector（unit：mm）

圖3 飛行器彈道參數(shù)Fig.3 Ballistic trajectory

圖4 原測(cè)溫探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)Fig.4 Installing structure sketch of original detector

圖5 測(cè)量溫度隨時(shí)間的變化曲線Fig.5 Measured temperature curves

圖6 是本文結(jié)合飛行器殼體結(jié)構(gòu)和溫度變化特性提出的改進(jìn)探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)示意圖。

圖6 改進(jìn)測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)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(shù)。

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

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

3 結(jié)果與分析

針對(duì)未安裝測(cè)溫探測(cè)器殼體結(jié)構(gòu)、安裝原測(cè)溫探測(cè)器殼體結(jié)構(gòu)（如圖4所示）與安裝改進(jìn)后的測(cè)溫探測(cè)器殼體結(jié)構(gòu)（如圖6所示），對(duì)其防熱材料表面以100kW／m2的熱流進(jìn)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(cè)器表面所處位置）的溫度時(shí)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(dǎo)降溫初期階段，特別是前50s的加熱階段，2種測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝方案對(duì)測(cè)點(diǎn)位置溫度影響較?。欢?，測(cè)點(diǎn)溫度受探測(cè)器及安裝結(jié)構(gòu)影響，原測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度影響明顯，主要時(shí)間段內(nèi)測(cè)量溫度會(huì)低于不裝探測(cè)器時(shí)測(cè)點(diǎn)位置的溫度，最大差值達(dá)到16K，到400s時(shí)，差值還有－8K（如圖8所示）；而采用改進(jìn)后的測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)，雖然測(cè)量溫度在一個(gè)較短時(shí)段會(huì)略高于不裝探測(cè)器時(shí)測(cè)點(diǎn)位置的溫度，但最大差值不到2K，100s后，相對(duì)偏差不超過(guò)2‰。也就是說(shuō)，原測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)不能完全真實(shí)反映表面下1mm位置的溫度，在表面處于降溫階段，測(cè)量溫度明顯低于真實(shí)溫度；而改進(jìn)后的測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)基本可以真實(shí)反映表面下1mm位置的溫度。

圖7 測(cè)點(diǎn)計(jì)算溫度隨時(shí)間的變化曲線Fig.7 Time variation of calculated temperatures at measured point

圖8 不同探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)造成的測(cè)點(diǎn)溫差Fig.8 Temperature errors made by different detectors and installing structures

產(chǎn)生上述現(xiàn)象的原因是：原測(cè)溫探測(cè)器安裝方案中增加了厚度遠(yuǎn)大于殼體內(nèi)層鋁合金的鋁合金安裝座且探測(cè)器鋁合金安裝桿遠(yuǎn)大于殼體內(nèi)層鋁合金厚度，而鋁合金導(dǎo)熱系數(shù)遠(yuǎn)高于防熱材料，當(dāng)熱量由防熱材料傳導(dǎo)到鋁合金時(shí)，熱量將被迅速傳導(dǎo)到整個(gè)鋁合金上，盡管穿線孔的存在會(huì)減小熱量的吸收，但穿線孔體積遠(yuǎn)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(cè)器時(shí)，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(cè)點(diǎn)溫度下降，致使測(cè)量溫度不能真實(shí)反映不裝探測(cè)器時(shí)測(cè)點(diǎn)位置的溫度；而采用改進(jìn)測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)和安裝方案，基本不改變殼體結(jié)構(gòu)，只是由于穿線孔的存在減小了吸熱會(huì)使測(cè)點(diǎn)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(duì)測(cè)點(diǎn)溫度影響并不會(huì)十分明顯，如果穿線孔更小，其對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度的影響將更小。

針對(duì)實(shí)際飛行情況，首先計(jì)算分析了飛行器外表面的氣動(dòng)熱，然后，利用該熱流值并考慮熱輻射、熱傳導(dǎo)影響，對(duì)未安裝測(cè)溫探測(cè)器的殼體結(jié)構(gòu)、安裝原測(cè)溫探測(cè)器的殼體結(jié)構(gòu)（如圖4所示）與安裝改進(jìn)后的測(cè)溫探測(cè)器的殼體結(jié)構(gòu)（如圖6所示）測(cè)點(diǎn)位置的溫度變化歷程進(jìn)行了計(jì)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(cè)點(diǎn)1和2處計(jì)算溫度與按原探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)測(cè)量得到的溫度的對(duì)比。

圖9 測(cè)點(diǎn)1計(jì)算溫度與飛行試驗(yàn)測(cè)量溫度對(duì)比Fig.9 Comparison of temperatures at measured point 1

圖10 測(cè)點(diǎn)2計(jì)算溫度與飛行試驗(yàn)測(cè)量溫度對(duì)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(dòng)加熱、其表面處于升溫過(guò)程或熱量由殼體表面向內(nèi)部傳導(dǎo)時(shí)，安裝測(cè)溫探測(cè)器對(duì)測(cè)點(diǎn)位置溫度影響較小，測(cè)溫探測(cè)器測(cè)量到的溫度可反映不裝探測(cè)器時(shí)測(cè)點(diǎn)位置溫度；但當(dāng)飛行器表面由于輻射散熱、表面溫度低于殼體內(nèi)部溫度造成熱量由殼體內(nèi)部向外表面?zhèn)鲗?dǎo)時(shí)，原探測(cè)器及安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度影響明顯，測(cè)量溫度低于不裝探測(cè)器時(shí)測(cè)點(diǎn)位置的溫度；而按原探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝方案，計(jì)算得到的測(cè)點(diǎn)位置溫度與實(shí)際測(cè)量溫度基本一致，特別是在最為關(guān)心200～450s時(shí)間段（即飛行中段）內(nèi)，計(jì)算溫度曲線基本處于測(cè)量溫度曲線波動(dòng)范圍，一方面說(shuō)明了計(jì)算方法是可信的，另一方面說(shuō)明原探測(cè)器結(jié)構(gòu)與安裝方案對(duì)飛行中段飛行器測(cè)點(diǎn)溫度確實(shí)會(huì)造成影響；按改進(jìn)后的測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝方案，測(cè)點(diǎn)位置計(jì)算溫度與不裝探測(cè)器時(shí)測(cè)點(diǎn)位置計(jì)算溫度一致，說(shuō)明改進(jìn)后的探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝方案可真實(shí)反映測(cè)點(diǎn)位置溫度。

圖11和12給出了飛行器測(cè)點(diǎn)1和2按原探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)和按改進(jìn)結(jié)構(gòu)計(jì)算得到的溫度與不安裝探測(cè)器時(shí)計(jì)算得到的溫差比較。

從中可以看出：飛行器測(cè)點(diǎn)1和2按原探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)計(jì)算得到的溫度會(huì)普遍低于不裝探測(cè)器時(shí)的計(jì)算溫度，最大溫差達(dá)到7K，在最為關(guān)心的200～450s時(shí)間段，最小溫差也大于3.5K；而按改進(jìn)后的探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)，計(jì)算得到的因探測(cè)器安裝帶來(lái)的溫差在整個(gè)測(cè)量時(shí)間段都不大于0.5K。

圖11 不同探測(cè)器及安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)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(cè)器及安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)2溫度影響Fig.12 Temperature errors made by different detectors and installing structures at measured point 2

4 結(jié) 論

通過(guò)計(jì)算分析與對(duì)比，可得到以下結(jié)論：

（1）飛行器在有氣動(dòng)加熱、其表面處于升溫過(guò)程或熱量由殼體表面向內(nèi)部傳導(dǎo)時(shí)，測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度無(wú)影響。

（2）當(dāng)飛行器表面在輻射散熱、表面溫度低于殼體內(nèi)部溫度造成熱量由殼體內(nèi)部向外表面?zhèn)鲗?dǎo)時(shí)，測(cè)點(diǎn)溫度會(huì)受探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)影響，原探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝結(jié)構(gòu)使得測(cè)量溫度明顯低于不裝探測(cè)器時(shí)的溫度。

（3）本文針對(duì)薄壁結(jié)構(gòu)飛行器表面溫度變化歷程測(cè)量要求改進(jìn)的測(cè)溫探測(cè)器結(jié)構(gòu)及安裝方案對(duì)飛行器飛行中段測(cè)點(diǎn)溫度基本無(wú)影響。

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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(wèi)波，孫海浩，等.探測(cè)器安裝結(jié)構(gòu)對(duì)航天器壁溫測(cè)量的影響分析.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，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(dòng)物理特性、超高速碰撞光輻射特性。通信地址：四川省綿陽(yáng)市二環(huán)路南段6號(hào)15信箱503分箱（621000）。E－mail：shianhua＠cardc.cn