技术领域
[0001] 本
发明涉及飞行器转捩测量技术领域，尤其涉及一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置
测量传感器设计方法。
背景技术
[0002] 高速飞行器(下文简称为飞行器)在飞行试验过程中，飞行器表面存在
层流和
湍流两种流态。流态的不同会直接导致飞行器升
力、阻力、表面热流和
发动机性能的不同。流动从层流转变为湍流的过程称为转捩。准确地测量飞行器外表面的转捩位置对飞行器的设计及计算方法的建立起着关键作用。
[0003] 目前，高速飞行器的转捩测量主要集中的地面
风洞试验，采用脉动
压力传感器和热流传感器进行测量，获得转捩位置。但是，在飞行条件下，高速飞行器外表面面临的长时间、壁面温度高的特点，现有的地面测量手段脉动压力和热流传感器无法适用于长时间和高壁温的飞行条件。
[0004] 传统的测量飞行条件的转捩位置的方式为内壁温度传感器，这种方法是通过在金属壁内部布置温度传感器，测量飞行器金属壁面温度，通
过热流反辨识的方法，获得飞行器表面热流分布，进而判定转捩。这种方法流程复杂，容易引入其他误差，热流反辨识困难，使用不方便。
发明内容
[0005] 本发明提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，能够解决
现有技术中飞行器转捩位置测量复杂以及准确度差的技术问题。
[0006] 本发明提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法包括：步骤一，根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置；步骤二，在步骤一中确定的测温元件的安装位置处安装测温元件，将测温元件与飞行器外部的温度测量系统连接以形成温度测量回路；步骤三，根据步骤二中形成的温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在飞行器弹道参数变化缓慢的情况下，当温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定设定时刻即为飞行器的转捩位置，根据步骤一中的安装位置处的测温元件与温度测量系统完成高速飞行器转捩位置测量传感器的设计。
[0007] 进一步地，步骤一包括：(1.1)根据飞行器飞行条件的实际需求，确定飞行器的自由来流状态；(1.2)根据飞行器的自由来流状态，计算获取飞行器的表面热流分布；(1.3)根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置。
[0008] 进一步地，在步骤(1.1)中，飞行器的自由来流状态包括来流
马赫数、来流
攻角和来流高度。
[0009] 进一步地，步骤(1.2)具体包括：对飞行器进行建模，对飞行器的模型进行网格划分，在网格划分后的飞行器模型的
基础上，根据飞行器的自由来流状态，采用K-wSST湍流模型计算获取飞行器的表面热流分布。
[0010] 进一步地，步骤(1.3)具体包括：根据飞行器的表面热流分布，采用一维
传热计算方法计算飞行器壳体表面距离壳体内部不同距离厚度处的内壁温度，将飞行器壳体表面距离壳体内部不同距离厚度处的内壁温度与飞行器壳体外部的
辐射平衡温度对比，当飞行器壳体表面距离壳体内部的设定距离厚度处的内壁温度与辐射平衡温度之间的差值处于设定温度
阈值范围内时，将飞行器壳体表面距离壳体内部的设定距离厚度处的位置设定为测温元件的安装位置。
[0011] 进一步地，设定温度阈值范围小于等于1℃。
[0012] 进一步地，在步骤二中，测温元件包括两个
热电偶丝，两个热电偶丝相连接，两个热电偶丝的连接点设置在步骤一中确定的测温元件的安装位置处，将两个热电偶丝从安装位置处引出并分别与飞行器外部的温度测量系统连接以形成温度测量回路。
[0013] 进一步地，热电偶丝的长度大于或等于10mm。
[0014] 进一步地，步骤三具体包括：根据步骤二中形成的温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在来流马赫数、来流攻角以及来流高度缓慢变化的情况下，当温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定设定时刻即为飞行器的转捩位置。
[0015] 进一步地，来流马赫数、来流攻角以及来流高度缓慢变化时，来流马赫数、来流攻角以及来流变化的变化率均小于等于20％；飞行器的温度发生突变时，飞行器的温度的一阶导数出现间断。
[0016] 应用本发明的技术方案，提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，该方法根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置，在所确定的测温元件的安装位置处放置测温元件，进而可通过测温元件直接进行飞行器的温度测量，实现飞行器转捩位置的判断。本发明所提供的飞行器转捩位置测量传感器设计方法与现有技术相比，使用简便，测量误差小，为后续飞行器设计奠定了基础。
附图说明
[0017] 所包括的附图用来提供对本发明
实施例的进一步的理解，其构成了
说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0018] 图1示出了根据本发明的具体实施例提供的基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法的流程
框图。
具体实施方式
[0019] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本
申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0020] 需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
[0021] 除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
[0022] 如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，该高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法包括：步骤一，根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置；步骤二，在步骤一中确定的测温元件的安装位置处安装测温元件，将测温元件与飞行器外部的温度测量系统连接以形成温度测量回路；步骤三，根据步骤二中形成的温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在飞行器弹道参数变化缓慢的情况下，当温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定设定时刻即为飞行器的转捩位置，根据步骤一中的安装位置处的测温元件与温度测量系统完成高速飞行器转捩位置测量传感器的设计。
[0023] 应用此种配置方式，提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，该方法根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置，在所确定的测温元件的安装位置处放置测温元件，进而可通过测温元件直接进行飞行器的温度测量，实现飞行器转捩位置的判断。本发明所提供的飞行器转捩位置测量传感器设计方法与现有技术相比，使用简便，测量误差小，为后续飞行器设计奠定了基础。
[0024] 在本发明中，通过对测温元件的安装位置进行设计并将测温元件放置在该安装位置处，在进行飞行器转捩位置测量时，通过将测温元件与温度测量系统相连接即可实现转捩位置的测量，由此该安装位置处的测温元件与温度测量系统共同构成了转捩位置测量传感器。
[0025] 进一步地，在本发明中，为了准确获取测温元件在飞行器壳体内的安装位置，可将步骤一配置为包括：(1.1)根据飞行器飞行条件的实际需求，确定飞行器的自由来流状态；(1.2)根据飞行器的自由来流状态，计算获取飞行器的表面热流分布；(1.3)根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置。
[0026] 作为本发明的一个具体实施例，在步骤(1.1)中，飞行器的自由来流状态包括来流马赫数、来流攻角和来流高度。具体地，根据飞行器飞行条件的实际需求，确定飞行器的自由来流状态，包括来流马赫数、来流攻角和来流高度。
[0027] 进一步地，在本发明中，为了获取飞行器的表面热流分布，可将步骤(1.2)配置为具体包括：对飞行器进行建模，对飞行器的模型进行网格划分，在网格划分后的飞行器模型的基础上，根据飞行器的自由来流状态，采用K-wSST湍流模型计算获取飞行器的表面热流分布。
[0028] 作为本发明的一个具体实施例，采用工程计算
软件Fluent开展，获取飞行器表面的热流分布。一般情况下，采用k-wSST湍流模型，计算应采用结构化网格。网格划分应满足如下要求：物面网格最大边长不大于100mm，物面边界法向第一层间距不大于0.01mm，
边界层内网格点数不小于80个。物面边界与外边界的表面网格增长比不大于1.25。
[0029] 在获取了飞行器表面热流分布之后，进行测温元件安装位置的设计。步骤(1.3)具体包括：根据飞行器的表面热流分布，采用一维传热计算方法计算飞行器壳体表面距离壳体内部不同距离厚度处的内壁温度，将飞行器壳体表面距离壳体内部不同距离厚度处的内壁温度与飞行器壳体外部的辐射平衡温度对比，当飞行器壳体表面距离壳体内部的设定距离厚度处的内壁温度与辐射平衡温度之间的差值处于设定温度阈值范围内时，将飞行器壳体表面距离壳体内部的设定距离厚度处的位置设定为测温元件的安装位置。
[0030] 作为本发明的一个具体实施例，设定温度阈值范围小于等于1℃，即当飞行器壳体表面距离壳体内部的设定距离厚度处的内壁温度与辐射平衡温度之间的差值小于等于1℃时，将飞行器壳体表面距离壳体内部的设定距离厚度处的位置设定为测温元件的安装位置。
[0031] 在获取了测温元件的安装位置之后，可在飞行器壳体内完成测温元件的安装。具体地，在本发明中，在步骤二中，测温元件包括两个热电偶丝，两个热电偶丝相连接，两个热电偶丝的连接点设置在步骤一中确定的测温元件的安装位置处，将两个热电偶丝从安装位置处引出并分别与飞行器外部的温度测量系统连接以形成温度测量回路。
[0032] 作为本发明的一个具体实施例，在获取了测温元件的安装位置后，将两个热电偶丝的连接点设置在该安装位置，然后将两个热电偶丝从安装位置处引出，其中两个热电偶丝的长度均大于或等于10mm，两个热电偶丝的另一端伸出飞行器壳体外并与温度测量系统连接，由此可形成温度测量回路。根据该温度测量回路，可实时测量飞行器沿弹道的温度数据。
[0033] 进一步地，在本发明中，为了判断飞行器的转捩位置，步骤三具体包括：根据步骤二中形成的温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在来流马赫数、来流攻角以及来流高度缓慢变化的情况下，当温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定设定时刻即为飞行器的转捩位置。
[0034] 作为本发明的一个具体实施例，来流马赫数、来流攻角以及来流高度缓慢变化时，来流马赫数、来流攻角以及来流变化的变化率均小于或等于20％；飞行器的温度发生突变时，飞行器的温度的一阶导数出现间断，例如飞行器的温度数值突然由正变负或者由负变正。
[0035] 为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1对本发明的基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法进行详细说明。
[0036] 如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，该测量方法主要包括以下三个步骤。
[0037] 步骤一，根据飞行器的表面热流分布，确定热电偶丝在飞行器壳体内的安装位置。
[0038] (1.1)根据飞行器飞行条件的实际需求，确定飞行器的自由来流状态，包括来流马赫数、来流攻角和来流高度。
[0039] (1.2)对飞行器进行建模，对飞行器的模型进行网格划分，在网格划分后的飞行器模型的基础上，根据飞行器的自由来流状态，采用工程计算软件Fluent开展，采用K-wSST湍流模型计算获取飞行器的表面热流分布。网格划分应满足如下要求：物面网格最大边长不大于100mm，物面边界法向第一层间距不大于0.01mm，边界层内网格点数不小于80个。物面边界与外边界的表面网格增长比不大于1.25。
[0040] (1.3)根据飞行器的表面热流分布，采用一维传热计算方法计算飞行器壳体表面距离壳体内部不同距离厚度处的内壁温度，将飞行器壳体表面距离壳体内部不同距离厚度处的内壁温度与飞行器壳体外部的辐射平衡温度对比，当飞行器壳体表面距离壳体内部的设定距离厚度处的内壁温度与辐射平衡温度之间的差值处于设定温度阈值范围内时，将飞行器壳体表面距离壳体内部的设定距离厚度处的位置设定为热电偶丝的安装位置。
[0041] 步骤二，将两个热电偶丝的连接点设置在步骤一中确定的安装位置，然后将两个热电偶丝从安装位置处引出，其中两个热电偶丝的长度均大于或等于10mm，两个热电偶丝的另一端伸出飞行器壳体外并与温度测量系统连接，由此可形成温度测量回路。根据该温度测量回路，可实时测量飞行器沿弹道的温度数据。
[0042] 步骤三，根据步骤二中形成的温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在来流马赫数、来流攻角以及来流高度缓慢变化的情况下，当温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定设定时刻即为飞行器的转捩位置，根据步骤一中的安装位置处的测温元件与温度测量系统完成高速飞行器转捩位置测量传感器的设计。
[0043] 综上所述，本发明提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，该方法根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置，在所确定的测温元件的安装位置处放置测温元件，进而可通过测温元件直接进行飞行器的温度测量，实现飞行器转捩位置的判断。本发明所提供的飞行器转捩位置测量传感器设计方法与现有技术相比，使用简便，测量误差小，为后续飞行器设计奠定了基础。
[0044] 为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被
定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
[0045] 此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行
声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0046] 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何
修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
