Development of small size Schmidt-Boelter heat flux sensor
-
摘要: 为满足常规高超声速风洞试验的热流测量需求,研制了一种小尺寸Schmidt-Boelter热流传感器。建立了传感器仿真模型并基于该模型对其结构尺寸开展了优化设计。根据优化结果,制作了尺寸为Φ 3×10 mm的传感器样件。在弧光灯热流标定系统上进行了性能测试,试验结果表明:该传感器灵敏度系数大于30 μV·m2/kW,响应时间约50 ms。
-
关键词:
- 热流测量 /
- Schmidt-Boelter传感器 /
- 仿真优化 /
- 热流标定 /
- 常规高超风洞
Abstract: A kind of small size Schmidt-Boelter Gage was successfully developed for measuring heat flux in conventional hypersonic wind tunnel test. The simulation model of the Schmidt-Boelter Gage was built. The structure and size of the sensor were optimized based on the simulation model. According to the optimized results, the sensor with the size of Φ 3×10 mm was made and tested in the arc lamp heat flux calibration system. The results show that the size and performance of the developed sensor are comparable to the foreign sensor level. The sensitivity is greater than 30 μV·m2/kW, and the response time is about 50 ms. -
0 引言
随着航空电子技术和控制技术的不断发展,以及对飞机燃油效率、碳排放和氮氧化物排放要求的不断提高,翼身融合飞行器因其高升阻比而成为代替传统飞行器的可行选择之一[1-3]。翼身融合飞行器具有较好的气动性能,但也面临各种挑战。例如多学科优化设计问题,配平、稳定性与操纵性问题等[4-8]。翼身融合飞行器的操稳特性及动态特性与常规飞机的差异,特别是翼身融合横航向稳定性与操纵性问题,对其极限飞行状态提出了更高要求。开展飞行器极限飞行状态研究,对于保证飞行安全、预防飞行事故具有有重要意义。
飞行器极限飞行状态包括失速、尾旋和偏离[9-11]。当飞行器在大迎角下飞行,可能出现自动急剧偏转、机翼摇摆或翼落、机头下沉、机头晃动或上仰等非指令现象。若不能及时纠正或改出,就会很快发展为难以控制的摇摆或滚转,以致进入尾旋。触发偏离的原因很多,其实质是飞行器气动力与惯性力组合的结果;对于与飞行器运动状态参数相关的气动力失稳引起的偏离,若能在设计初期就进行预测,就可以有效延缓或消除偏离[12-15]。
飞行器偏离特性的研究手段包括风洞试验、模型自由飞试验和全尺寸试飞试验。飞行试验虽然可靠度最高,但周期长、风险大、投入高[16-17]。因此,在飞行试验前,基于大量风洞试验数据和经验,发展了一系列稳定判据,如侧滑偏离判据、横向控制偏离参数、Weissman组合判据[18-20]等。而为了直接研究飞行器偏离的非线性动力学现象,在风洞中发展了单自由度释放试验及风洞虚拟飞行试验[21-22],能够填补常规风洞试验和大气飞行试验之间的空白、降低飞行试验风险、缩短研发周期,并可通过减少试验次数和试验设备耗费来降低试验经费。
本文针对某翼身融合布局飞行器,基于风洞静态测力试验,采用多种稳定性判据对其偏离特性进行分析,并通过风洞虚拟飞行试验加以验证。
1 试验模型及方法
常规测力试验在南京航空航天大学回流式低湍流度开口风洞中进行。该风洞开口试验段截面尺寸为1.5 m×1.0 m,长度为1.7 m,最大稳定风速25 m/s。试验模型几何参数见表 1。试验时,模型采用尾撑方式(见图 1),试验风速10 m/s,以Φ14六分量杆式天平测量气动力和力矩。
表 1 试验模型几何参数Table 1 Geometric parameters of the test model几何参数 参数 参考面积S 0.067 m2 参考展长L 0.7 m 平均气动弦长c 0.1 m 对称面机翼弦长 0.385 m 重心与机头距离 0.2 m 后掠角 40° 虚拟飞行试验在南京航空航天大学NH-2低速风洞中进行。该风洞试验段截面尺寸为3 m×2.5 m,最大稳定风速90 m/s。试验模型采用3D打印加工制作,安装微型舵机以实现对舵面的操控,在舵面旋转轴内端连接磁编码器测量偏角,控制器通过ADC采集即时舵偏角度。模型内嵌基于树莓派的机载飞行控制器,可实现信号采集、姿态估算、执行控制律和数据记录等功能。飞行器角速度通过飞行控制器内嵌高精度惯性传感器测量,并由扩展卡尔曼滤波器对姿态角(滚转、俯仰和偏航)进行估算。虚拟飞行试验模型及安装如图 2所示。
虚拟飞行试验模型与测力试验模型的尺寸比例为2:1。图 3给出了试验中飞行器机体的坐标定义,并标明舵面位置,各舵面的偏转角度均为±30°。虚拟飞行试验模型的几何参数见表 2。
表 2 虚拟飞行试验模型几何参数Table 2 Geometric parameters of the virtual flight test model几何参数 参数 参考面积S 0.25 m2 参考展长L 1.4 m 模型重量 5.5 kg 横向转动惯量Ix 0.279 kg/m3 纵向转动惯量Iy 0.486 kg/m3 航向转动惯量Iz 0.194 kg/m3 本文设计并制作了多轴承式三自由度释放机构。该机构可实现滚转和俯仰轴转动±60°、绕偏航轴的任意角度转动,如图 4所示。模型还设有配重位置用于重心调节,保证自由度释放试验中重心位置与旋转中心基本重合。
试验中,为获得该BWB(Blended-Wing-Body)布局飞行器的偏离特性,通过地面控制中心向机载飞控系统发送俯仰指令,使飞行器模型缓慢抬头,直至出现偏离发散。该过程中,全程记录飞行器姿态角和角速度信息。
2 失速偏离特性研究
2.1 横航向静稳定性判据Clβ和Cnβ
横航向静稳定性是衡量飞行器受到扰动后能否恢复原始状态的关键,横航向静稳定导数随迎角变化的曲线可用来分析飞行器偏离特性。对于航向稳定性,当航向静稳定导数Cnβ>0,飞行器具有航向稳定性,受扰动后有自动恢复原航向的趋势;当Cnβ<0,则受扰动后飞行器会丧失航向稳定性,航向偏离发散。而对于横向稳定性,当横向静稳定导数Clβ<0,飞行器是横向静稳定的;当Clβ>0,飞行器可能发生非指令的滚转偏离。
图 5为侧滑情况下,滚转力矩系数、偏航力矩系数与无侧滑情况下的对比曲线。将其转化为横航向稳定导数Clβ以及Cnβ,结果如图 6所示。
由图 6可以看出:横向稳定性导数Clβ在很小的迎角α=5°时就发生变号,由负值变为正值,出现横向不稳定;当迎角继续增大,其不稳定性也在加剧;直至32°迎角时,Clβ开始降低,并在37°迎角时,再次发生变号,Clβ由正值变为负值,重新恢复横向稳定性。而对于航向稳定性导数Cnβ,可以看出:当α≤28°时,航向都是静稳定的;在28°<α<38°时,飞行器失去航向稳定性;当α≥38°时,又恢复稳定性。
通过对横航向静稳定导数的分析,可以初步判断该BWB布局飞行器的横向静稳定性较差,在小迎角下即可能发生非指令的滚转发散;相对而言,航向稳定性较好,在28°~38°范围内可能出现侧向偏离。
2.2 侧滑偏离判据Cnβ, dyn
由于飞行器上反角和后掠角等外形参数对偏离特性存在影响,若仅使用横航向静稳定性导数作为偏离判据,将与飞行器的实际飞行状态有所不同。为研究这些可能出现的情况,可将动态航向稳定参数Cnβ, dyn作为侧滑偏离判据加以分析。侧滑偏离判据考虑了在副翼/方向舵中立时,不同迎角下,横航向稳定性导数和转动惯量对飞行器航向稳定性的综合影响,可以比较真实地反映偏离运动中飞行器的方向稳定情况。Cnβ, dyn的表达式如下:
其中,Ix和Iz分别为横向转动惯量和航向转动惯量。通常,当Cnβ, dyn>0时,认为飞行器不会发生偏航方向的发散。
图 7为该BWB布局飞行器动态航向稳定参数Cnβ, dyn随迎角的变化曲线。可以看到:当16°<α<37°时,Cnβ, dyn<0,表明在该迎角范围内,飞行器对侧滑角的瞬时反应将使侧滑增大,飞行器发生偏离,更容易进入尾旋,尾旋敏感性也更强。
2.3 横向控制偏离参数LCDP
横向控制偏离参数LCDP引入了副翼操纵效率的影响,主要用于预测进行横向操纵时引起飞行器偏航发散的敏感程度。LCDP的定义如下:
式中,Cnδa为偏航力矩系数对副翼偏角的导数、Clδa为滚转力矩系数对副翼偏角的导数(即副翼操纵效率)。若LCDP>0,则横向操纵时有自动消除侧滑的趋势,飞行器航向稳定。图 8给出了操纵导数Cnδa、Clδa曲线。
图 9给出了横向控制偏离参数LCDP随迎角变化的曲线。当迎角α≤16°,LCDP大于零,飞行器是航向静稳定的;当16°<α<30°,LCDP小于零,飞行器失去航向静稳定性;当30°≤α≤36°,重新具有航向静稳定性;当α>36°,再次失去航向静稳定性。
2.4 Weissman组合判据
侧滑偏离判据Cnβ, dyn与横向控制偏离参数LCDP判据之间相互影响、相互制约,在单独使用时存在局限性。1972年,在大量实际飞行数据的基础上,Weissman经验性地将Cnβ, dyn与LCDP进行组合考虑,绘制了Weissman组合判据。之后Johnston等对其进行了修正,修正后的判据沿用至今。
图 10为Weissman组合判据针对本文BWB布局飞行器的应用。图 10(a)和(b)分别为迎角小于24°和迎角大于24°的参数分布图。
图中,A区为无偏离区;B区为轻度偏离区,可能出现轻度滚转控制发散;C区为中度偏离区,可能出现轻度偏航发散,当加入滚转控制时会加剧发散;D区为强烈的偏离发散区,偏离发散和滚转控制发散都很明显;E区为中度偏航发散区,进行滚转控制能减弱发散趋势;F区为非常强烈的发散区,发散非常迅速。
由图 10可以看出:在迎角16°~18°之间,曲线从A区(无偏离区)进入C区(中度偏离区),可能出现轻度的偏离发散;在迎角24°~26°之间,从C区进入D区(强烈偏离发散区);当迎角继续增大至30°,开始进入F区(非常强烈的发散区),发散变得非常迅速;迎角到达38°时,才从F区进入B区(轻度偏离区),可能出现轻微的滚转控制发散。
2.5 不同判据下偏离迎角对比
采用上述4种偏离判据对本文的BWB布局飞行器进行了稳定性分析,获得了不同判据下的失稳迎角,如表 3所示。
表 3 不同判据偏离迎角预测结果Table 3 Prediction results of different criteria稳定性判据 失稳迎角范围 Clβ 5°<α<37° Cnβ 28°<α<38° Cnβ, dyn 16°<α<37° LCDP 16°<α<30°、α>36° Weissman组合判据 α>16° 综上,该BWB布局飞行器的横向静稳定性较差,航向静稳定性较好。16°迎角之后,Clβ迅速增大,横向静不稳定性增加,是导致出现偏离的主要原因。根据Weissman组合判据,在迎角超过24°之后,可能出现非常强烈的发散,发散非常迅速;而在该迎角下,航向是静稳定的,横向的静不稳定度极大,滚转导致的侧滑使飞行器迅速偏离,导致飞行器的非指令运动。
3 风洞虚拟飞行试验验证
针对上述分析,采用风洞虚拟飞行试验技术对其结果进行验证。试验中,保持副翼与方向舵中立位置,缓慢拉动升降舵,使迎角缓慢增大。图 11是试验中飞行器姿态角随时间的变化曲线及局部放大图。
从图 11可以看出:随着升降舵舵偏角增大,飞行器俯仰角缓慢增大,此时偏航角基本保持在0°附近,而滚转角有轻微振荡(该振荡由风洞湍流度引起);而当俯仰角增大至5°左右,滚转角振荡幅值为5°,这与横向静稳定导数在5°迎角出现的不稳定性相对应;俯仰角在15°左右迅速增大,滚转角快速发散,偏航角也同时出现发散,这与前文以稳定性判据预测的16°偏离失速迎角基本一致。同时,从虚拟飞行试验结果也可以清楚地看出:迎角增大后、滚转角迅速发散,这是导致偏离的主要原因。虚拟飞行试验可以揭示飞行器的偏离现象,能够很好地验证飞行器稳定性判据预测结果,也为偏离问题提供了更加直接的研究手段。
4 结论
本文利用一系列稳定性判据对BWB布局飞行器的失速偏离进行了分析,获得了飞行器的大致初始偏离迎角和偏离区域,并对其敏感区进行了预测。这些稳定性判据从不同侧面反映了BWB布局飞行器的偏离运动特性,有些判据仅包括横向参数或航向参数,有些则是耦合判据,包含横航向参数。因此,在进行飞行器偏离特性和尾旋敏感性分析时,应综合利用各种判据进行分析,预测飞行器的偏离特性和尾旋敏感性。
虚拟飞行试验技术与稳定性判据的相互验证,为虚拟飞行试验技术在飞行器偏离特性研究方面提供了可能。
-
表 1 两种接触结构的仿真结果
Table 1 The simulation results of two contact structures
状态编号 kH-AlN/(W·m–2·K–1) kH-Al/(W·m–2·K–1) $S_{q}^{\prime} $ /(K·m2·kW–1) t0.95/ms $t_{0.95}^{\prime} $/ms 接触结构 A 1000 100 3.67 685 195 全接触 B 1000 500 3.85 840 600 全接触 C 10 000 100 0.41 445 405 全接触 D 1000 100 3.60 610 15 两端 E 1000 500 3.63 670 25 两端 F 10 000 100 0.37 135 20 两端 表 2 传感器标定结果
Table 2 The calibration results of two sensors
传感器编号 Sq /(μV·m2·kW–1) t0.95 /ms $t_{0.95}^{\prime} $/ms 1# 31 99 49 2# 34 121 57 -
[1] 陈坚强,涂国华,张毅锋,等. 高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势[J]. 空气动力学学报,2017,35(3):311-337. DOI: 10.7638/kqdlxxb-2017.0030 CHEN J Q,TU G H,ZHANG Y F,et al. Hypersonic boundary layer transition: what we know, where shall we go[J]. Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(3):311-337. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0030
[2] 欧阳金栋,刘慧慧,邓进,等. 高超声速飞行器结构热防护技术现状综述[J]. 教练机,2017(1):39-43. DOI: 10.3969/j.issn.1005-7420.2017.01.007 OUYANG J D,LIU H H,DENG J,et al. Research status of structural thermo protection technology for hypersonic speeding missile[J]. Trainer,2017(1):39-43. doi: 10.3969/j.issn.1005-7420.2017.01.007
[3] 王璐,王友利. 高超声速飞行器热防护技术研究进展和趋势分析[J]. 宇航材料工艺,2016,46(1):1-6. DOI: 10.3969/j.issn.1007-2330.2016.01.001 WANG L,WANG Y L. Research progress and trend analysis of hypersonic vehicle thermal protection technology[J]. Aerospace Materials & Technology,2016,46(1):1-6. doi: 10.3969/j.issn.1007-2330.2016.01.001
[4] 孟松鹤,丁小恒,易法军,等. 高超声速飞行器表面测热技术综述[J]. 航空学报,2014,35(7):1759-1775. DOI: 10.7527/S1000-6893.2013.0401 MENG S H,DING X H,YI F J,et al. Overview of heat measurement technology for hypersonic vehicle surfaces[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2014,35(7):1759-1775. doi: 10.7527/S1000-6893.2013.0401
[5] 刘初平, 杨庆涛, 王辉, 等. 气动热与热防护试验热流测量[M]. 北京: 国防工业出版社, 2013. [6] 韩曙光,贾广森,文帅,等. 磷光热图技术在常规高超声速风洞热环境实验中的应用[J]. 气体物理,2017,2(4):56-63. DOI: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.04.006 HAN S G,JIA G S,WEN S,et al. Heat transfer measurement using a quantitative phosphor thermography system in blowdown hypersonic facility[J]. Physics of Gases,2017,2(4):56-63. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.04.006
[7] 毕志献,韩曙光,伍超华,等. 磷光热图测热技术研究[J]. 实验流体力学,2013,27(3):87-92. BI Z X,HAN S G,WU C H,et al. Phosphor thermography study ingun tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2013,27(3):87-92.
[8] 张仕忠,李进平,张晓源,等. 一种新型瞬态量热计的研制[J]. 中国科学: 技术科学,2018,48(5):558-564. DOI: 10.1360/N092017-00245 ZHANG S Z,LI J P,ZHANG X Y,et al. Development of a novel transient calorimeter[J]. Scientia Sinica (Technologica),2018,48(5):558-564. doi: 10.1360/N092017-00245
[9] 曾磊,桂业伟,贺立新,等. 镀层式同轴热电偶数据处理方法研究[J]. 工程热物理学报,2009,30(4):661-664. DOI: 10.3321/j.issn:0253-231X.2009.04.032 ZENG L,GUI Y W,HE L X,et al. Study on data processing methods for coaxial-thermal-couple heat-flux sensor[J]. Journal of Engineer-ing Thermophysics,2009,30(4):661-664. doi: 10.3321/j.issn:0253-231X.2009.04.032
[10] MATTHEWS R K, NUTT K W, WANNENWETSCH G D, et al. Developments in aerothermal test techniques at the AEDC supersonic-hypersonic wind tunnels[C]//Proc of the 20th Thermophysics Confe-rence. 1985. doi: 10.2514/6.1985-1003
[11] NAKOS J T. Description of heat flux measurement methods used in hydrocarbon and propellant fuel fires at Sandia.[R]. SAND2010-7062, 2010. doi: 10.2172/1005030
[12] KIDD C T, SCOTT W T. New techniques for transient heat-transfer measurement in hypersonic flow at the AEDC[C]//Proc of the 37th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. 1999. doi: 10.2514/6.1999-823
[13] KIDD C T, ADAMS J C Jr. Development of a heat-flux sensor for commonality of measurement in AEDC hypersonic wind tunnels[C]//Proc of the 21st Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference. 2000. doi: 10.2514/6.2000-2514
[14] HOFFIE A F. Convection calibration of Schmidt-Boelter heat flux gages in shear and stagnation air flow[D]. Virginia: Virginia Polytech-nic Institute and State University, 2006.
[15] Vatell Corporation. Certificate of calibration of Schmidt-Boelter heat flux trans ducer[Z]. Serial Number: 0118, Date calibrated: 10-09-2013.
[16] 罗浩,彭同江. 一种多级式热电堆型微量热流传感器的设计与制备[J]. 西南科技大学学报,2014,29(1):55-59. DOI: 10.3969/j.issn.1671-8755.2014.01.012 LUO H,PENG T J. Design and preparation of a multi-stage thermopile-type micro-heat flow flux sensor[J]. Journal of Southwest University of Science and Technology,2014,29(1):55-59. doi: 10.3969/j.issn.1671-8755.2014.01.012
[17] 储小刚. 热电堆式热流传感器的设计与实验研究[D]. 南京: 南京理工大学, 2016. CHU X G. Design and experimental study of thermoelectric heat flux sensor[D]. Nanjing: Nanjing University of Science and Technology, 2016. doi: 10.7666/d.Y3046258
[18] 石逸武,罗永祥,许喜銮,等. 硅油及填料对导热硅脂接触热阻的影响[J]. 电子与封装,2013,13(8):30-33. DOI: 10.16257/j.cnki.1681-1070.2013.08.011 SHI Y W,LUO Y X,XU X L,et al. Effect of silicone oil and filler on thermal resistance of thermal conductive grease[J]. Electronics & Packaging,2013,13(8):30-33. doi: 10.16257/j.cnki.1681-1070.2013.08.011
[19] 朱新新,杨庆涛,王辉,等. 塞块式量热计隔热结构的改进与试验分析[J]. 实验流体力学,2018,32(6):34-40. DOI: 10.11729/syltlx20180071 ZHU X X,YANG Q T,WANG H,et al. Improvement of heat insulation structure in the slug calorimeter and test analysis[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2018,32(6):34-40. doi: 10.11729/syltlx20180071
[20] MURTHY A V,TSAI B K,SAUNDERS R D. Radiative calibration of heat-flux sensors at NIST: facilities and techniques[J]. Journal of Research of the National Institute of Standards and Technology,2000,105(2):293-305. doi: 10.6028/jres.105.033
[21] 朱新新,王辉,杨庆涛,等. 弧光灯热流标定系统的光学设计[J]. 光学学报,2016,36(11):1122001. DOI: 10.3788/AOS201636.1122001 ZHU X X,WANG H,YANG Q T,et al. Optical design of arc lamp heat flux calibration system[J]. Acta Optica Sinica,2016,36(11):1122001. doi: 10.3788/AOS201636.1122001
[22] 杨凯,杨庆涛,朱新新,等. 一种薄膜热电堆热流传感器灵敏度系数的实验研究[J]. 宇航计测技术,2018,38(3):67-72. DOI: 10.12060/j.issn.1000-7202.2018.03.11 YANG K,YANG Q T,ZHU X X,et al. Calibration tests on a new thin-film thermopile heat-flux sensor[J]. Journal of Astronautic Metrology and Measurement,2018,38(3):67-72. doi: 10.12060/j.issn.1000-7202.2018.03.11
[23] WANG H,YANG Q T,ZHU X X,et al. Inverse estimation of heat flux using linear artificial neural networks[J]. International Journal of Thermal Sciences,2018,132:478-485. doi: 10.1016/j.ijthermalsci.2018.04.034
-
期刊类型引用(7)
1. 张乐乐,施小娟,吉洪湖. 风洞环境下飞行器模型侧喷喷流红外辐射特性数值模拟分析及测量修正方法. 红外. 2025(02): 36-48 . 百度学术
2. 孙瑞斌,倪招勇. 超声速锥-柱-裙不同燃气喷流侧喷干扰效应. 航空计算技术. 2024(03): 96-101 . 百度学术
3. 卢天琪,孔小平,刘艳,陈浩. 超声速侧向喷流干扰流场的稀薄效应研究. 空气动力学学报. 2024(07): 14-26 . 百度学术
4. 孙瑞斌,刘耀峰,张小亮,倪招勇. 高超声速锥-柱-裙外形不同尾裙尺寸对轨控喷流干扰的影响. 兵器装备工程学报. 2023(11): 188-195 . 百度学术
5. 叶文斌,郝佳,龙辉,何仕培,王国新,满佳宁. 基于仿真数据与工程经验的拦截器气动性能评估建模方法. 计算机集成制造系统. 2023(12): 3937-3950 . 百度学术
6. 傅杨奥骁,刘庆宗,丁明松,江涛,李鹏,董维中,许勇,高铁锁. 热喷干扰气体模型对飞行器气动特性影响分析. 力学学报. 2022(05): 1229-1241 . 百度学术
7. 傅杨奥骁,江涛,刘庆宗,丁明松,李鹏,董维中,高铁锁,许勇. 高超声速飞行器热喷高温燃气红外辐射特性数值模拟. 红外与激光工程. 2022(10): 76-85 . 百度学术
其他类型引用(0)