Research progress of aerodynamic thermal environment test and measurement technology
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摘要: 地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。Abstract: Ground wind tunnel tests and flight tests are the primary means of obtaining pneumatic heating data. In this paper, the development of the domestic hypersonic aerodynamic test and the heat flux measurement technology is analyzed and discussed. Firstly, the shape characteristics, the flight profile, the boundary layer transition and the aerodynamic thermal environment characteristics of the adjacent space hypersonic vehicles are analyzed. On this basis, the wind tunnel test simulation theory of the aerodynamic thermal environment is analyzed, and the domestic application for aerodynamic thermal measurement, wind tunnel test equipment and its simulation capability are introduced, focusing on the analysis of the development and trend of wind tunnel aerodynamic thermal environment measurement technology, including point measurement technology based on sensor measurement and non-contact measurement technology such as phosphorescence heat map technology and infrared heat map technology. Finally, the measurement principle and engineering application of the "built-in" and "embedded" measure-ment technologies are introduced for the flight test thermal environment measurement. The problems faced by the flight test aerodynamic thermal environment measurement are discussed. Both further research and present problems for thermal environment measurement technologies are proposed.
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Keywords:
- near space /
- hypersonic /
- aerodynamic thermal environment /
- measurement technology
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0 引言
为实现临近空间高超声速飞行器长航时飞行，一般采用面对称的复杂气动布局。一方面，要求飞行器具有高升阻比和大升力载荷，这种设计要求反映在气动布局上，往往使飞行器具有大的升力面、较小的迎风横截面积、尖化的前缘，但小尺度部件在高超声速飞行过程中会经历严酷的气动加热、发生烧蚀进而影响气动特性；另一方面，飞行剖面设计需要考虑边界层转捩的影响，最大限度降低转捩出现的概率以及湍流的加热时间，从而减轻防热设计重量；此外，为实现飞行器可靠、有控的飞行，需要在飞行器表面布置固定部件或活动部件(固定部件如各类安定面，用于增大侧向控制作用；活动部件如各类空气舵，用于飞行器稳定飞行和调整姿态[1])，这些部件往往会造成复杂的流动干扰和激波干扰(如激波边界层干扰、空气舵缝隙流动干扰等[2-5])，导致较为严重的局部干扰加热，这种加热具有强度大、范围窄、位置变动小的特点，给飞行器防隔热设计带来极大难度，有时甚至需要牺牲射程和飞行性能才能解决问题。
在高超声速飞行过程中，由于粘性滞止和激波压缩，使得飞行器周围空气温度增加，分子振动激发并产生离解和电离，引起电子激发和光辐射，气体呈现“非完全气体”特性，传统的完全气体假设不再成立，由此对流场和飞行器性能产生的一系列影响被称作“高温真实气体效应”[6]。高温真实气体效应包括化学平衡/非平衡效应和热力学平衡/非平衡效应[7]。一方面，非平衡效应对流动产生较大影响，它会改变激波层的气体温度以及组分分布，影响飞行器表面的气动加热；另一方面，非平衡气体到达飞行器表面，飞行器表面材料会一定程度地加快气体原子的复合并释放能量，产生附加的气动加热，这就是材料的催化效应；不同的防热材料，催化特性不同，会影响材料表面的化学反应进程，最终影响气动加热[8]。因此，对于在临近空间长时间高超声速飞行的飞行器，若没有准确的气动热环境数据支撑，设计出的飞行器很可能在飞行过程中因烧蚀过量而失去机动能力甚至损毁。
获取气动热环境的手段包括工程计算、数值模拟和试验研究[9]。工程计算只适用于特定的简单问题；数值模拟通过求解离散化的控制方程，可以较好地模拟复杂流场获得飞行器的气动热环境，对外形的适应性较强，但是计算结果需要有效的试验数据支撑；试验研究一般分为地面风洞试验和天上的飞行试验。地面风洞试验热环境参数可以直接测量，测量精度可以控制，是目前验证和校核气动热环境工程方法与数值方法的最主要手段，但是受模型尺度、来流条件限制，地面风洞试验无法完全模拟天上实际飞行环境，气动加热存在天地差异。因此，通过真实飞行试验获取的飞行器表面热流密度是验证并完善气动加热计算方法、建立风洞设备流场参数关联机制的唯一试验参照。
近年来，国内气动热研究领域的风洞试验和飞行试验技术取得了很大进步，获取的数据为推动我国高超声速气动热环境预测理论和热防护技术发展起到了关键作用，积累了丰富的应用经验。本文针对高超声速飞行器研制过程中的气动热试验和测量技术，介绍目前的进展情况，分析不同测量技术的原理、适用环境以及存在的问题，结合我国临近空间高超声速飞行器研究现状，对未来的发展方向给出建议。
1 临近空间高超声速飞行器气动热环境特性分析
影响临近空间高超声速飞行器气动热环境的因素很多，主要有飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等。
1.1 飞行器外形特征
临近空间飞行器一般为高升阻比复杂气动外形，带有大升力翼面、安定面和控制部件，其气动热环境复杂，头激波可能打到水平翼或安定面的前缘，使当地热流升高；控制部件与飞行器身部也会互相干扰，使得局部热流升高，干扰区内的峰值压力和热流往往成为制约防热隔热设计的关键。
1.2 飞行剖面特性
临近空间飞行器一般长时间在30~100km的高度范围飞行，飞行过程中气体温度最高可达15 000K左右，产生高温真实气体效应；另外，当飞行高度H＞60km时，飞行器头部和前缘开始出现稀薄气体效应，大约H＞70km时，整个飞行器表面的流动都将发展为稀薄气体流动。因此，要提高气动热环境精确预测能力，就必须考虑非平衡与稀薄流耦合效应的影响[10]。当H＞80km时，流场的非平衡效应非常弱，气动热考虑的重点是稀薄气体效应。
由于非平衡效应和稀薄气体效应的强弱均与具体尺度相关，对于不同的飞行器几何特征和飞行剖面参数，需要针对具体外形和飞行条件进行分析研究。
1.3 边界层转捩特性
边界层转捩是临近空间飞行器必须面对的一个难题[11]。对于高超声速飞行的复杂气动布局飞行器，国外的飞行试验结果已经表明：边界层转捩将产生复杂的、不确定的纵横侧向气动扰动以及气动加热，对飞行器的稳定控制和防热可靠性产生影响，设计不周会造成飞行失利[12]。
根据目前的认识，对于临近空间高超声速大升力体外形，在相同马赫数条件下，随着高度增加，边界层转捩位置不断后移；在相同马赫数和高度条件下，随着迎角增大，边界层转捩位置不断前移；在相同高度和迎角条件下，随着马赫数增大，转捩位置后移。
1.4 气动热环境特性
计算结果表明：升力体外形的临近空间高超声速飞行器气动热环境严酷情况集中出现于飞行高度40~60km范围，气动加热以层流为主；飞行高度在40km以下时，一般会发生边界层转捩，但该飞行剖面的马赫数一般相对较低、迎角较小，湍流加热不严重，而且气动加热的时间一般较短。
因此，在高空、高马赫数飞行条件下，复杂流动干扰和复杂物理化学效应对气动加热的影响是临近空间气动热环境研究的重点和难点。
2 地面风洞气动热环境测量
2.1 气动热环境地面试验关键模拟参数
高超声速流动现象非常复杂，在地面风洞条件下完全模拟真实飞行条件是不可能的。因此，需要深入分析所模拟的现象，区分主要因素和次要因素，抓住主要因素进行风洞试验模拟。除几何参数外，依据相似准则，地面设备需要模拟的气流参数还有很多，包括自由流马赫数、雷诺数、总焓、密度、壁温与来流总温比以及流场的热化学性质等，仅使用单一风洞设备不可能同时模拟上述全部参数。因此，地面模拟采用部分模拟技术，在不同的风洞设备中模拟不同的关键参数。
气动热试验研究一般在激波风洞/炮风洞中开展，主要模拟马赫数和雷诺数；如果在低密度风洞中开展气动热试验，主要模拟高度和克努森数[13]。
2.2 风洞试验设备
国内主力激波风洞设备主要分布于中国空气动力研究与发展中心(CARDC)、中国科学院力学研究所、中国航天空气动力技术研究院(CAAA)等单位[14]。CARDC的2.0m激波风洞的型面喷管出口直径1.2m，马赫数范围6~24，雷诺数范围2×105~6.7×107/m，有效试验时间2~18ms；CAAA的FD-20轻活塞炮风洞，喷管出口直径1.0m，雷诺数范围5×105~7×107/m，有效试验时间25~60ms；中国科学院力学研究所的JF12大型爆轰驱动高焓激波风洞，马赫数范围5~9，有效试验时间最长达120ms，该激波风洞是世界上主要的大型激波风洞之一，被称为“复现风洞”，用于研究马赫数5~9范围内的尺度效应、雷诺数效应等问题。
在研究临近空间高超声速飞行器气动热环境方面，高超声速低密度风洞的优势是高马赫数、高空模拟能力强(特别是在飞行高度40~90km范围)；不足是模型尺度小、热流定量精细测量难度大。而电弧风洞/高频等离子体风洞的优势是焓值模拟能力强，适合开展表面催化效应、高温气体效应对气动热的影响研究；不足是模拟马赫数低，温度高，热流测量难度大。
从国内情况看，气动热风洞试验主要在激波风洞等高超声速脉冲设备上进行。近年来，激波风洞设备的发展趋势主要体现在两个方面：(1)喷管口径越来越大，能够更好地模拟复杂外形局部流动；(2)马赫数和高焓流动的模拟能力越来越强。以激波风洞研究气动加热的优势是高马赫数、高雷诺数模拟能力强，特别是在马赫数6~16范围，热流测量技术比较成熟；但是对于临近空间高超声速飞行器面临的高马赫数、低雷诺数状态，风洞模拟能力还有待进一步加强。图 1为CAAA的风洞模拟能力。
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图 1 CAAA风洞马赫数/雷诺数模拟能力Fig. 1 Mach number/Reynolds number simulation capability of CAAA wind tunnel2.3 风洞试验气动热测量技术
风洞气动热测量技术可分为传感器点式热流测量技术和非接触式热流测量技术。试验过程中要根据风洞流场特点的不同，选择不同的热流测量技术。
点式热流测量技术要求传感器不仅能准确测量试验模型受到的热载荷，还要能经受住高温高速气流的剧烈冲刷，还需要对瞬态热载荷具有极快的响应速度。目前，常用于风洞试验中测量表面热流的传感器主要有量热计和表面温度计两类。
量热计是基于能量平衡原理，先利用量热元件吸收热量，记录温度变化率，再计算表面热流，如塞型铜箔量热计，一般用于时间相对较长的风洞测热试验。其优点是能够在高热流情况下测量，结构简单，抗冲刷能力强；缺点是对瞬态热信号响应较慢，而且由于工艺限制，尺寸不能做小，结点焊接难度大。电弧风洞流场调试使用的铜塞子热流传感器属于这一原理[15]。
表面温度计的原理是先测出飞行器表面温度随时间变化的历程，然后根据半无限体热传导理论计算表面热流，一般用于瞬态风洞测热试验，如铂膜电阻温度计、同轴热电偶。其中，铂膜电阻温度计响应较快、灵敏度高，但不能测量很高的热流，抗冲刷能力较弱[16]，广泛应用于常规激波/炮风洞测热；同轴热电偶的频响高、结构简单、尺寸小便于安装、高热流测量精度高、抗冲刷能力强，广泛应用于高焓激波风洞测热[17]。图 2为同轴热电偶、铂膜温度计和铜箔量热计等3类传感器在JF12高焓激波风洞环境下的考核试验结果。由于流场环境极为恶劣、气流冲刷极强，试验后仅同轴热电偶传感器保持完好，其他全部损毁。
为满足临近空间飞行器对气动热试验的测试需求，国内试验单位针对热流传感器的耐冲刷性、测量精度、小型化、模型一体化设计等技术开展了大量工作。图 3为目前激波风洞中使用的小型化热流传感器，已成功应用于尖锐前缘等小尺度区域的热流测量。针对铂膜电阻温度计，一方面通过改进制作工艺，大幅度提高了热流测量精度，另一方面设计了新的端面S形膜，提高了电阻温度系数，增强了传感器的耐冲刷性和附着力，能够应用于前缘[18]、端头(如图 4所示)以及局部复杂结构(如舵轴、激波干扰区)的热流测量(如图 5所示，试验热流结果以q/q1形式给出，q1为相应流场迎角为0°时、空气舵前方的无干扰区测点的热流测量结果)，热流测量数据误差能够降低至10%以下。
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图 5 空气舵风洞测热模型和表面热流Fig. 5 Air rudder wind tunnel heat measurement model and surface heat flux图 6给出了某空气舵风洞试验结果与数值计算结果对比。可以看出，空气舵表面热流差异不大，但局部流动再附线附近和舵轴区域二者差异明显。因此，进一步提高传感器在复杂外形上的适用性和复杂流动干扰区的热流测量精度是后续发展的重要方向。
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图 6 风洞试验结果与数值计算结果对比Fig. 6 Comparison of wind tunnel test results and numerical calculation results在高焓激波风洞测热试验中，可以根据催化特性的不同，将同轴热电偶的端面镀上不同的金属或氧化物材料，从而在使其端面导通的同时，研究具有不同催化特性的壁面在解离气体中的催化放热现象。根据这一特性，中国科学院力学研究所利用镀膜式同轴热电偶在高焓激波风洞中研究了高温气体壁面催化效应对气动热环境的影响[19]，研究发现：在总焓155kJ/mol、驻点压力9kPa的气流中，银表面驻点的热流比氧化铝高65%，铜表面驻点的热流比氧化铝高57%；空气解离程度越高，壁面催化效应产生的热流越大。如图 7所示。
非接触测量技术包括红外热图、温敏漆技术等。通过光学测量方法能够获得模型表面整体热流分布，具有空间分辨率高、形象直观的优点，现已成为气动热测量的重要手段之一。图 8为双色磷光热图系统，通过图像采集设备记录模型表面的光强变化，根据预先得到的光强变化率与温度的对应关系，即可得到模型表面温升分布，进而计算出模型表面的热流分布。
不同于只能得到模型表面有限数量离散点热流值的传感器点式热流测量技术，非接触测量技术能够以高空间分辨率得到较大面积区域的详细热流分布信息，可以更加全面地测量模型外表面气动热环境，因此非常适用于气动热环境分布复杂的临近空间高超声速飞行器表面热流测量，可以直接观察模型表面热流分布，捕捉峰值热流的准确位置。如图 9所示，通过试验结果直接获取了FLAP空气舵表面的热流分布和干扰特性。
近年来，国内试验单位在磷光测热技术方面取得了一定突破[20-21]。针对常规激波风洞/炮风洞流场，在单色磷光的基础上，发展了双色磷光系统和测量技术并形成了试验能力，基本实现了对复杂飞行器模型的大面积区域热流的定量测量，磷光结果与点测结果误差在10%以内(图 10)。该技术已先后应用于边界层转捩研究[22]、局部干扰区热环境研究、复杂外形飞行器热环境研究等领域，取得了传感器测热技术难以达到的效果；但是，受发光材料、采集路径、图像处理等环节影响，磷光测热技术尚不能完全满足复杂外形热环境分布试验的要求。另外，由于高焓激波风洞中气流冲刷严重，该技术未能取得应用。因此，进一步提高分布式热流的识别度和测量精度，并向高焓激波风洞中拓展应用，是磷光测热技术后续发展的主要方向。
红外热图技术目前广泛应用于高超声速低密度风洞测热试验。国内试验单位重点针对大极角情况下模型表面温度测量技术、红外热图测量精度的提高、模型物面坐标与红外热图像素位置对应关系等问题开展研究[23]，进一步完善了高精度红外热图热流测量技术，目前已经具备开展工程复杂外形局部干扰区的热流测量能力。图 11给出了某球锥模型在低密度风洞中的热流测量结果，与DSMC计算结果符合较好(图 12)。
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图 11 低密度风洞球锥模型热流测量结果Fig. 11 Heat flux measurement results of spherical cone model under low density wind tunnel conditions![]()
图 12 低密度风洞试验结果与DSMC计算结果对比Fig. 12 Comparison of low density wind tunnel test results with DSMC calculation results3 飞行试验气动热环境测量
临近空间飞行器的外形越来越复杂，很多重要问题(如边界层转捩、局部复杂干扰引起的热流增大、化学非平衡效应、稀薄气体效应等)成为制约飞行器发展的瓶颈，单纯靠地面风洞试验和理论计算无法解决。因此，以解决不同问题为目的的飞行试验快速发展，如国外专门为研究高超声速飞行条件下气动热和转捩问题而开展的Reentry-F飞行试验[24]、HiFire系列飞行试验[25]等。
在飞行试验防隔热系统设计中，通常采用“冷壁热流”[26]热系统的设计输入，其代表了由流场决定的最严苛的热载荷，剥离了材料响应及其与环境的耦合作用。飞行试验数据对于验证高冷壁假设下的气动加热工程算法、数值算法以及风洞试验结果的天地差异具有不可替代的价值，因此“冷壁”热流往往是飞行试验气动热环境测量的最终目标[33]。但是，在高超声速飞行时，随着能量流入，表面材料的壁面温度迅速升高，使得边界层内的温度分布与能量传递不同于初始的高冷壁状态；当壁温升高到一定程度，防热材料的各类响应机制会改变表面能量方程中的各项，同时也会更显著地参与并影响高超声速流动及高温气体的传质过程与化学反应，给飞行条件下的气动热测量带来了极大困难；另外，飞行试验严苛且复杂的力/热环境，使地面风洞中常用的瞬态热流测量技术一般难以满足飞行试验的高量程、长时间、高温度的测试需求，无法应用于飞行试验气动热测量。
目前，飞行试验气动热测量主要是基于傅里叶定律，通过测量已知热阻不同位置处的温度梯度，进而计算出模型表面热流。根据测量装置的形式，一般分为“嵌入式”或“内置式”两类[33]。
3.1 “内置式”热流测量技术
“内置式”热流测量技术一般使用热电偶等温度仪表直接测量防热层内部温度历程，根据测量的温度历程反辨识飞行器表面净热流，然后根据表面能量关系推导获取气动热环境研究所需要的“冷壁”热流。这种测量技术主要应用于表面结构换热过程简单、不涉及化学反应与质量引射的防热方案，如美国的X-15、X-17等采用金属热沉式防热的飞行器。CARDC开展的航天模型空气动力学飞行试验(MF-1模型)采用了以热电偶测量获得的近壁面温度历程反辨识表面热流的气动热环境测量方案[27]，并根据辨识得到的热流研究了真实飞行环境下模型表面的转捩特性。
“内置式”热流测量技术的核心是热流辨识算法。CARDC的钱炜祺等在气动热辨识算法方面开展了大量研究工作[28-29]，建立了顺序函数法和共轭梯度法这两类表面热流辨识算法，通过量纲分析和仿真辨识，建立了以傅立叶数作为表面热流可辨识性判据的表面热流辨识准则；考虑了硅基材料热解和变物性、材料表面烧蚀、材料表面辐射、三维导热效应、温度测量偏差等因素对辨识算法精度的影响，建立了相应的表面热流辨识方法，能够开展一维、二维和三维模型的辨识，方法通过了地面试验验证。利用航天飞机HRSI型防热层(图 13a)中某点P的温度测量结果进行当地表面热流辨识，辨识结果与气动热仿真结果吻合较好(图 13b)。
热流辨识流程如图 14所示，其主要困难是热流对温度测量误差极其敏感[30]。图 15给出了某飞行条件下表面热流辨识结果(黑色、红色曲线)与热流传感器直接测量结果(蓝色曲线)的对比。可以看出，由飞行器防热结构温度辨识出的表面热流与飞行测量结果定性符合，但具体数值存在较大偏差。
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图 15 热流辨识结果与测量结果对比Fig. 15 Comparison of heat flux identification results with measurement results分析表明：在低热流状态，防热材料的热物性参数、热电偶的三维导热效应对表面热流辨识精度影响较大；而在高热流状态，还需考虑材料热解和表面辐射的影响。通过标定给出较为合理的热物性参数和表面辐射系数，并降低结构中影响传热的不确定因素，是后续提高热流辨识精度和技术成熟度的主要途径。
3.2 “嵌入式”热流测量技术
采用“嵌入式”热流测量技术时，一般在防热层内部开孔至表面，插入独立的热流传感器与外流场直接接触，传感器输出温度信号用以求解表面热流，通常可直接输出热流信号。目前工程上常用的热流传感器有圆箔式热流传感器、薄膜热电堆式传感器等(图 16)，一般尺寸较大，只能用于飞行器大面积区域的气动热测量。
在长时间高超声速飞行过程中，由于传感器结构与周围飞行器防热结构之间的材料物性差异，会导致表面温度不连续，存在温差；同时，为了保证在高温结构表面生存，传感器敏感元件需维持较低温状态，通常会根据任务需求设计热沉以控制自身温度，使得传感器与防热结构之间温差变大(如图 17所示)，出现热匹配问题。
由牛顿冷却公式可知，温度非均匀表面的热流密度呈现非均匀性(图 18)，传感器上游被测物体表面的高温热边界层对表面温度较低的传感器表面进行附加加热，使得热流增大，产生所谓“冷点效应”[31]。
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图 18 静温250K、速度5550m/s状态下热流传感器敏感端面附近流场参数Fig. 18 Flow field parameters of heat flux sensor's sensitive end face at static temperature 250K and speed 5550m/s针对飞行试验气动热测量的热匹配和“冷点效应”问题，哈尔滨工业大学的孟松鹤、丁小恒等开展了较为深入的研究[32]，研制了一类可用于高超声速飞行试验的表面热流测试装置(图 19)，通过一维辨识与热沉区域分离以及多层过渡隔阻设计来克服飞行环境适应性和机体防热材料匹配性问题，发展了考虑结构间传热和壁面温升影响的热流密度辨识方法，基于气动热-结构耦合计算模型建立了热流修正算法[33](图 20)，通过试验验证了测试有效性和结构可靠性，已初步应用于飞行试验。后续还需要积累飞行试验数据以进行系统评价。
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在高超声速飞行试验中，高温气体真实效应及壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境的影响显著[34]。比如在美国航天飞机的STS-2飞行中，在迎风子午线上安装的涂有高催化材料的防热瓦热流明显高于其他瓦片。图 21为某高超声速飞行试验中圆箔式热流传感器内部及安装示意图。热流传感器本体结构以及被测物体由多种材料组成。传感器敏感元件(一般为金属铜或金属镍)催化特性很强，敏感元件周围隔热材料的催化特性较低，被测物体表面的催化特性直接与飞行器防热材料相关，因此热流传感器附近的催化特性差异很大，会给气动热测量带来误差。
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图 21 圆箔式热流传感器内部及安装示意图Fig. 21 Internal structure and installation diagram of round foil heat flux sensorCARDC的丁明松等计算分析了飞行试验中传感器催化特性差异对气动热的影响[35]，给出了不同催化特性条件下的计算模型和传感器表面热流结果，如图 22所示(图中NCW、PCW分别代表完全非催化条件和有限催化条件，αr为壁面催化复合系数)。研究表明：(1)催化特性差异会给局部区域带来强的质量扩散热流，从而使总热流发生跳变，给传感器热流测量带来不可忽视的误差；(2)材料催化特性差异越大，对热流测量影响越大；(3)催化特性差异带来的影响与具体的飞行工况、表面温度、近壁面附近流场中的化学反应强度密切相关。考虑到地面高焓风洞高离解来流与天上真实飞行条件下流场的非平衡特性差异，很难通过试验给出系统的测量结果修正方法。
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目前，国内针对气动力/热关键问题研究的飞行试验较少，气动热测量偏重于辨识算法、气动热影响因素等问题的理论研究，真正成功应用于飞行试验气动热测量的技术很少；另外，由于尺寸的限制，目前的热流传感器只能针对飞行器大面积区域开展气动热测量，而对制约临近空间复杂外形高超声速飞行器防热设计的局部干扰高热流区(如图 23所示的舵轴和安装舱体等局部区域)尚无法开展有效的气动热测量。因此，小型化、耐高温、长时间、高精度是未来高超声速气动热测量传感器发展的重要方向。
4 结论
气动热试验和测量技术对于高超声速飞行器防热设计至关重要，而要获取高精度的气动热测量数据却并不容易，尤其是对具有复杂外形的临近空间飞行器。研究经验表明：
(1) 气动热测量是一项既简单又复杂的工作：简单，是指原理简单；复杂，是因为测量结果受多种因素影响，只有根据具体试验条件和需求来选择测量方案和传感器类型才能得到较好的测量结果。
(2) 地面风洞试验一直是气动热环境研究的重要手段。一般根据风洞流场特性选择不同的热流测量技术。小型化的铂膜电阻温度计、同轴热电偶和磷光热图技术已成功应用于激波/炮风洞测热试验，并取得了很好的结果；但针对临近空间飞行器的舵轴、舵缝隙等局部干扰区的高热流测量，还需要进一步提高模型的一体化程度和测量精度。
(3) 高超声速飞行试验气动热环境影响因素多、测量难度大，目前仅能针对飞行器大面积区域展开测量；传感器的“冷点效应”、表面催化特性差异、三维传热、表面烧蚀等均会影响测量结果。因此，传感器实现小型化、耐高温、长时间、高精度是目前急需解决的工程应用难题。
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图 1 CAAA风洞马赫数/雷诺数模拟能力
Fig. 1 Mach number/Reynolds number simulation capability of CAAA wind tunnel
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图 5 空气舵风洞测热模型和表面热流
Fig. 5 Air rudder wind tunnel heat measurement model and surface heat flux
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图 6 风洞试验结果与数值计算结果对比
Fig. 6 Comparison of wind tunnel test results and numerical calculation results
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图 11 低密度风洞球锥模型热流测量结果
Fig. 11 Heat flux measurement results of spherical cone model under low density wind tunnel conditions
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图 12 低密度风洞试验结果与DSMC计算结果对比
Fig. 12 Comparison of low density wind tunnel test results with DSMC calculation results
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图 15 热流辨识结果与测量结果对比
Fig. 15 Comparison of heat flux identification results with measurement results
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图 18 静温250K、速度5550m/s状态下热流传感器敏感端面附近流场参数
Fig. 18 Flow field parameters of heat flux sensor's sensitive end face at static temperature 250K and speed 5550m/s
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图 21 圆箔式热流传感器内部及安装示意图
Fig. 21 Internal structure and installation diagram of round foil heat flux sensor
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