Schmidt–Boelter热流传感器的改进和性能测评

朱涛, 杨凯, 朱新新, 徐洋, 王辉

朱涛, 杨凯, 朱新新, 等. Schmidt–Boelter热流传感器的改进和性能测评[J]. 实验流体力学, 2024, 38(6): 99-105. DOI: 10.11729/syltlx20220029
引用本文: 朱涛, 杨凯, 朱新新, 等. Schmidt–Boelter热流传感器的改进和性能测评[J]. 实验流体力学, 2024, 38(6): 99-105. DOI: 10.11729/syltlx20220029
ZHU T, YANG K, ZHU X X, et al. Improvement, performance test and evaluation for Schmidt–Boelter gage[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2024, 38(6): 99-105. DOI: 10.11729/syltlx20220029
Citation: ZHU T, YANG K, ZHU X X, et al. Improvement, performance test and evaluation for Schmidt–Boelter gage[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2024, 38(6): 99-105. DOI: 10.11729/syltlx20220029

Schmidt–Boelter热流传感器的改进和性能测评

详细信息
    作者简介:

    朱涛: (1973—),男,重庆万州人,博士,高级工程师。研究方向:高超声速风洞试验技术。E-mail:zhutao00011@sina.com

    通讯作者:

    朱新新: E-mail:zhuxinxin@cardc.cn

  • 中图分类号: V441

Improvement, performance test and evaluation for Schmidt–Boelter gage

  • 摘要:

    为满足常规高超声速风洞连续变迎角试验动态热流测量需求,改进了一种小尺寸Schmidt–Boelter热流传感器。以热流标定装置进行了静态校准和动态测试,得到改进后传感器的灵敏度系数为57.67 μV·m2/kW,响应时间约26 ms,截止频率26 Hz,可覆盖1~130 kW/m2的热流范围。基于特征响应时间常数,建立了变迎角速度与最大测量误差的定量关系;参照某阶梯变迎角试验测得的热流数据,对该传感器在一定误差范围内能够满足的最大连续变迎角速度进行了评估。

    Abstract:

    A kind of the small size Schmidt–Boelter gage was improved for measuring dynamic heat flux in the continuous variable attack angle test in the conventional hypersonic wind tunnel. The Schmidt–Boelter gage improved was statically calibrated and dynamically tested by the heat flux calibration devices. The test results show that the sensitivity coefficient is 57.67 μV·m2/kW, the response time is 27 ms, the cut-off frequency is 26 Hz and the gage range coverage is 1 – 130 kW/m2. Then the quantitative relation between the continuous variable attack angle velocity and the maximum test error was established based on the feature response time constant. And referring to the heat flux measured in the step variable attack angle test, the maximum velocity of the continuous variable attack angle supported by the gage was evaluated within a certain margin of error.

  • 随着高超声速武器的加速发展,高超声速飞行器地面考核试验任务需求快速增加[1-3]。常规高超声速风洞是高超声速飞行器测热(力)地面试验考核的主力风洞,为满足不断增加的任务需求,亟待提升高超声速风洞的试验效率[4-5]。目前,常规高超声速风洞测热(力)地面试验主要采用模型阶梯变迎角和连续变迎角方式。连续变迎角方式可以减省迎角变送机构多次启停及等待的无效时间,大幅缩短风洞实际运行时间,获得更多不同迎角下的热(力)数据,极大地提高试验效率、降低试验成本[6-7]

    常规高超声速风洞中测试模型的表面热流很低,一般在几kW/m2至几十kW/m2范围内。因此,常规高超声速风洞连续变迎角测热试验具有低幅值、长时间、动态变化等特点。现阶段,国内常用的基于磷光热图等的大面积测热方法[8-9]和基于同轴热电偶等的点测热方法[10-11]均不满足长时间动态测试的要求。国外部分研究者尝试使用戈登计测热,但戈登计响应时间相对较慢[12-13],不能满足动态测热需求。Kidd等[14-15]研制出了能够连续测试的Schmidt–Boelter(S–B)热流传感器,并在AEDC高超声速风洞试验实际应用中得到了可用的热流数据。目前,MEDTHERM公司[16]和VATELL公司[17]生产的一部分较大尺寸(0.5~1.0 inch,约1.27~2.54 cm)的S–B热流传感器已成为标准产品。

    受原理研究不够深入、工艺不够先进等限制,国内早期S–B热流传感器尺寸较大、响应较慢[18-19]。朱新新等[20]基于仿真研究从结构设计到工艺的突破,掌握了小尺寸S–B热流传感器的研制方法。针对常规高超声速风洞连续变迎角试验的动态低热流长时间测试需求,本文拟对该小尺寸S–B热流传感器进行改进,标定测试改进后的传感器性能参数,评估其在连续变迎角试验中测量热流的可行性。

    首先简要阐述S–B热流传感器测热原理(详见文献[14-20])。S–B热流传感器主要感应元件为热阻层(包括热阻块、热电偶和封装胶),如图1所示。

    图  1  热阻层
    Fig.  1  Thermal resistance layer

    设热阻块厚度为$ d $,在该热阻块上紧密缠绕由铜和康铜构成的N对T型热电偶(正极为铜,负极为康铜)。当高温气流作用于传感器外(上)表面时,即可根据傅里叶一维传热定律计算出表面热流q

    $$ q = \frac{k}{d}\Delta T = \frac{k}{{Nd{S_T}}}E $$ (1)

    式中:ΔT为外(上)表面温度TH与内(下)表面温度Tc的温度差,N为有效线圈数(热电偶结点对数),k为热阻层上下表面间的热导率,ST为seebeck系数,E为热电偶对输出的总电势差。

    S–B热流传感器主要用于测量低幅值动态热流,其灵敏度系数和响应时间是最为关键的性能参数。灵敏度系数Sq定义如下:

    $$ {S_q} = \frac{{Nd{S_T}}}{k} = \frac{E}{q} $$ (2)

    在传感器制作过程中,很难获得seebeck系数ST和热导率k,灵敏度系数主要通过热流标定的方式获得[21-24]。另外,定义响应时间为t0.95,表示传感器实际输出电势差(对应热流水平)从加载热流信号开始直至达到稳定值95%的时间。

    为进一步增大S–B热流传感器灵敏度系数、提高连续变迎角试验低热流测试抗噪性,以0.025 mm康铜丝代替之前使用的0.05 mm康铜丝,采用精准控力的电动绕线技术,将其绕制于2 mm长的热阻块上。在热阻块长度相同的前提下,康铜丝变细,可绕制的线圈数目增加,从而增大了总的热电势输出,达到提高灵敏度系数的目的。

    为缩短响应时间,提高S–B热流传感器测试动态热流的响应能力,需提高热阻层的总热导率[20]。在热电偶确定后,影响S–B热流传感器热阻层热导率的因素包括2部分:一是热阻块热导率较高,约为230 W/(m·K);二是表面封装胶热导率相对很低,仅约1 W/(m·K)。提高热导率的措施包括提高热阻块和封装胶热导率、减小热阻块和封装胶厚度。材料一旦选定,热阻块和封装胶热导率就不能改变,且为了保证一定灵敏度,热阻块厚度也不能太小。因此,在本次改进中采用了新的喷胶工艺,可将热导率较低的封装胶厚度控制在0.01 mm以内,与之前涂抹封装胶的方式(涂抹厚度约0.05 mm)相比,封装胶厚度显著减小,有助于提高热阻层的热导率。灵敏度系数和响应时间的改进效果详见第2节。

    另外,为满足更薄模型和更小间隙的测试需求,将S–B热流传感器封装长度由10 mm降低至7 mm。图2为改进后的S–B热流传感器实物照片,直径为3 mm,长为7 mm。图2左下角为放大镜下涂胶前的热电偶结点对照片(左半灰色金属丝为康铜,右半橙色金属丝为镀铜)。每支S–B热流传感器均有2对热电偶输出线:一对为热电偶结点对引出线,可根据其热电势输出值计算热流;另一对为T型热电偶引出线,用于测量热阻层背面温度(可用于计算传感器外表面温度)。

    图  2  改进后的S–B热流传感器
    Fig.  2  S–B sensors improved

    在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的高频响热流传感器标定装置[25]中完成了S–B热流传感器的性能测试。该装置能够提供稳定可靠、波形可变、不同幅值大小的均匀热流,并配有高采样率的数据采集设备和光电探测器监测装置。

    开展了静态校准试验,以获得S–B热流传感器的灵敏度系数,具体方式为热流比对标定[21-24]。向经过校准的戈登计和待测S–B热流传感器加载相同的热流,改变激光器驱动电压,获得18个不同驱动电压下戈登计测得的热流值与S–B热流传感器电压值的对应关系(图3,横轴为戈登计测得的热流,最小0.72 kW/m2,最大132.60 kW/m2,纵轴为S–B热流传感器输出电压)。以最小二乘法进行线性拟合,得到灵敏度系数(即斜率)为57.67 μV·m2/kW,拟合最大非线性度为0.85%,相关系数R2 = 0.9999,表明热流传感器灵敏度系数线性度和拟合相关性较好。

    图  3  不同热流下的电压输出
    Fig.  3  Voltage output at different heat flux values

    另外,针对连续变迎角试验的长时间测试需求,考察了S–B热流传感器的长时间稳定性。选取图3中的低、中、高热流状态(热流分别为3.34、70.13和132.60 kW/m2),分别连续加热100 s,得到图4所示的温度和热流曲线。如图4所示,传感器被持续加热,温度不断升高,但热流输出相当稳定。

    图  4  不同热流下的长时间测试曲线
    Fig.  4  Long-time test curve at different heat flux values

    进一步地,定义S–B热流传感器的不稳定度为:

    $$ \varepsilon = \frac{{{q_{\max }} - {q_{\min }}}}{{{q_{\max }} + {q_{\min }}}} \cdot 100\% $$ (3)

    式中,qmaxqmin分别为近100 s稳定区间内输出热流的最大值和最小值。根据式(3)可得到低、中、高热流状态100 s内的不稳定度分别为1.39%、0.94%和1.00%,表明该传感器在一定温度区间内几乎不受温度变化影响,具有较好的长时间稳定性。

    为获得较准确的响应时间,对S–B热流传感器输出电压归一化,仍选取低、中、高热流状态(3.34、70.13和132.60 kW/m2)分析响应时间。如图5所示,以光电探测器的归一化输出电压作为激光出光到达传感器外表面的参照,得到3个热流状态的响应时间t0.95分别为23、26和23 ms,说明该传感器的响应时间处于约26 ms的水平。

    图  5  不同热流值下的响应时间曲线
    Fig.  5  Response time curve at different heat flux values

    为考察该传感器的频响特性,以不同频率的正弦波激光作为输入信号,考察传感器输出波形。激光输入波形如下式所示:

    $$ {x}_{{\rm{laser}}}(t)=A\mathrm{sin}(2\pi \omega t + \theta ) + D $$ (4)

    式中,A为振幅,ω为频率,θ为初相角,D为直流偏移量。将激光器正弦波形驱动低电压设为1.5 V(对应图3的稳态热流6.19 kW/m2)、高电压设为1.9 V(对应图3中的稳态热流10.07 kW/m2),数据采集设备的采样频率为10 kHz。图6给出了ω分别为1和10 Hz的S–B热流传感器输出电压波形(S–B)和光电探测器(light detector)的输出电压波形。如图6(a)所示,当ω = 1 Hz时,在5 s加热时间内,光电探测器和S–B热流传感器都呈现了5个完整的正弦波形,除幅值存在差异外,两者在时间上几乎同步。光电探测器为纳秒级响应,基本可以忽略其延迟效应,其输出波形可作为激光源波形参考,因此可以认为S–B热流传感器能够很好地反映1 Hz动态正弦波形输入热流的变化。图6(b)为ω = 10 Hz时的波形比对(其他试验条件与ω = 1 Hz时相同)。图6(a)和(b)中的光电探测器输出波形几乎完全相同;在0.5 s加热时间内,光电探测器呈现了5个完整的正弦波形,而S–B热流传感器第5个波形未完全输出,且5个波形整体时间响应上稍许滞后,输出幅值(正弦波波峰与波谷的差值)也有所下降,即开始出现信号失真和功率衰减现象。

    图  6  不同频率下的波形对比
    Fig.  6  Waveform comparison at different frequencies

    为进一步定量评估该传感器的频响特性,令S–B热流传感器正弦输出波形和光电探测器正弦输出波形的表达式分别为式(5)和(6):

    $$ {x}_{{\rm{SB}}}(t)={A}_{{\rm{SB}}}\mathrm{sin}(2\pi {\omega }_{{\rm{SB}}}t + {\theta }_{{\rm{SB}}}) + {D}_{{\rm{SB}}} $$ (5)
    $$ {x}_{{\rm{LD}}}(t)={A}_{{\rm{LD}}}\mathrm{sin}(2\pi {\omega }_{{\rm{LD}}}t + {\theta }_{{\rm{LD}}}) + {D}_{{\rm{LD}}} $$ (6)

    根据类似图6中的实际输出波形,可得到激光光源频率ω对应的ASBALDωSBωLD

    ωSB = ωLD = ω前提下,20 lg[2ASB/(USB1.9USB1.5)]和20 lg[2ALD/(ULD1.9ULD1.5)]分别为频率ω下S–B热流传感器和光电探测器的频带宽度。其中,USB1.9为1.9 V驱动电压对应的S–B热流传感器稳态电压输出,其值为0.566 mV;ULD1.9为1.9 V驱动电压对应的光电探测器稳态电压输出,其值为0.675 mV。同理有USB1.5 = 0.349 mV,ULD1.5 = 0.406 mV。改变频率,得到一系列对应的频带宽度,然后作出S–B热流传感器和光电探测器的频响特性曲线,如图7所示。

    图  7  频响特性曲线
    Fig.  7  Amplitude-frequency characteristic curve

    根据截止频率的一般定义,当某一频率下的频带宽度为−3 dB,此时对应输出幅值为最大值(或稳态值)的0.707倍、对应输出功率为最大值的0.5倍,认为此时该频率下的输出信号已明显失真,该频率即为截止频率。从图7可以看到,随着频率增大,光电探测器的频带宽度几乎不变,而S–B热流传感器的频带宽度快速减小,在约26 Hz时达到−3 dB,则该S–B热流传感器的截止频率为26 Hz。因此,为防止热流测量值明显失真,被测热流变化频率应小于26 Hz。

    在连续变迎角试验中,迎角速度变化越快,要求S–B热流传感器响应也越快,否则就会因时间滞后而产生较大测量误差。

    基于一组阶梯变迎角试验中测得的热流数据,对S–B热流传感器在一定误差范围内所允许的最大变迎角速度进行定量分析。如2.2节的图5所示,在归一化响应时间曲线中,光电探测器的输出可视为光源的输入热流qin,S–B热流传感器的输出为实际测得的热流qmea。借助文献[15]对特征时间常数的定义,可得到如下关系式:

    $$ \int\limits_0^\infty {({q_{{\rm{in}}}} - {q_{{\rm{mea}}}}){\rm{d}}t} = {q_{{\rm{in}}}} \cdot {\tau ^*} $$ (7)

    式中,τ*为特征时间常数。式(7)的含义为:S–B热流传感器达到稳定(t)后,传感器因时间滞后而少测得的能量总和等于输入热流qin乘以特征时间常数τ*。对式(7)微分并除以输入热流后可得:

    $$ \frac{{{\rm{d}}{q_{{\rm{in}}}}/{\rm{d}}t}}{{{q_{{\rm{in}}}}}} = \frac{{1 - {q_{{\rm{mea}}}}/{q_{{\rm{in}}}}}}{{{\tau ^*}}} $$ (8)

    等式左边为被测热流t时刻的相对变化率;等式右边分母为特征时间常数τ*,为传感器自身属性,其值与输入热流无关。

    根据式(7),采用数值积分方法可求得本文中S–B热流传感器的τ*为0.027。式(8)等式右边的分子(1 − qmea/qin)为t时刻的测量误差,其值为0~1。记测量时间内最大热流相对变化率为$ {\dot q_{\max }} $,此时对应的最大测量误差为η,则由式(8)可得:

    $$ {\dot q_{\max }} = \frac{\eta }{{{\tau ^*}}} $$ (9)

    图8为S–B热流传感器在某飞行器阶梯变迎角试验中测得的热流值(11个不同迎角下的稳态热流值,因风洞变送机构局部故障,未能实现连续变迎角热流测量),横轴为迎角(−10°~10°,间隔2°),纵轴为热流值。假定连续变迎角试验时,变迎角速度vω = k (°)/s,k > 0,暂不考虑变送机构起动停止时的短暂加减速过程,则迎角从−10°匀速变化至10°需时20k−1 s。设t = 0 s时刻的迎角为−10°,t = 20k−1 s时刻的迎角为10°,在0~20k−1 s时间段内对图8中的热流测点数据进行最优拟合,可得到变迎角速度vω下的时间与热流的函数q(t),进而可根据式(10)求得变迎角速度vω下的最大热流相对变化率:

    图  8  不同迎角下的热流
    Fig.  8  Heat flux values at different attack angles
    $$ ({\dot{q}}_{\mathrm{max}}{)}_{v}=\mathrm{max}\left(\left|\frac{{\rm{d}}q/{\rm{d}}t}{q}\right|\right)_{v} , 0 \leqslant t \leqslant \frac{{20}}{k} $$ (10)

    基于不同变迎角速度下的拟合结果,根据式(10)可得到变迎角速度为1、3、5、10和20 (°)/s时对应的热流最大相对变化率分别为0.275、0.821、1.377、2.724和5.416。可以看出,变迎角速度与热流最大相对变化率存在明显的线性关系。采用最小二乘法进行线性拟合,得到二者关系如下:

    $$ {\dot q_{\max }} = 0.271{v_\omega } $$ (11)

    由式(9)和(11)可求得变迎角速度和最大测量误差的关系式为:

    $$ v = \frac{\eta }{{0.271 \cdot {\tau ^*}}} $$ (12)

    从式(12)可知,在图8的热流状态下,采用常用的3 (°)/s变迎角速度时,以本文的S–B热流传感器开展连续变迎角试验,测量误差约2.2%。若要求测量误差小于5%,则变迎角速度不得大于6.8 (°)/s。通过上述算例可知,S–B热流传感器能够满足的最大变迎角速度与传感器特征响应时间常数τ*、允许的最大测量误差η以及具体的热流状态有关,需具体问题具体分析,如在来流状态和测量误差要求确定的前提下,选用特征响应时间常数较小的S–B热流传感器能够满足更大的变迎角速度。

    1)改进后的S–B热流传感器的有效量程为1~130 kW/m2,灵敏度系数为57.67 μV·m2/kW,优于改进前(约30 μV·m2/kW),响应时间t0.95约26 ms,优于改进前(约100 ms),与国外公开文献[16-17]中的水平相当。

    2)S–B热流传感器在连续变迎角试验中能够满足的最大变迎角速度与传感器特征响应时间常数、允许的最大测量误差以及具体热流状态有关。

    下一步拟选用方便计算的校测模型,分别获取阶梯变迎角和连续变迎角试验热流数据,结合数值计算结果对连续测量的精准度开展分析评估。

  • 图  2   改进后的S–B热流传感器

    Fig.  2   S–B sensors improved

    图  1   热阻层

    Fig.  1   Thermal resistance layer

    图  3   不同热流下的电压输出

    Fig.  3   Voltage output at different heat flux values

    图  4   不同热流下的长时间测试曲线

    Fig.  4   Long-time test curve at different heat flux values

    图  5   不同热流值下的响应时间曲线

    Fig.  5   Response time curve at different heat flux values

    图  6   不同频率下的波形对比

    Fig.  6   Waveform comparison at different frequencies

    图  7   频响特性曲线

    Fig.  7   Amplitude-frequency characteristic curve

    图  8   不同迎角下的热流

    Fig.  8   Heat flux values at different attack angles

  • [1] 汪丰麟, 朱启超, 张杰. 俄罗斯高超声速武器发展简析[J]. 国防科技, 2021, 42(3): 57–64. DOI: 10.13943/j.issn1671-4547.2021.03.08

    WANG F L, ZHU Q C, ZHANG J. The development history of Russian hypersonic weapons[J]. National Defense Technology, 2021, 42(3): 57–64. doi: 10.13943/j.issn1671-4547.2021.03.08

    [2] 王培美, 陈俊峰. 美军针对高超声速武器的反导预警能力发展态势分析[J]. 国防科技, 2021, 42(5): 63–68. DOI: 10.13943/j.issn1671-4547.2021.05.11

    WANG P M, CHEN J F. US missile defense early-warning capabilities and trends study in consideration of hypersonic weapons defense[J]. National Defense Technology, 2021, 42(5): 63–68. doi: 10.13943/j.issn1671-4547.2021.05.11

    [3] 梁捷, 秦开宇, 陈力. 类X-43A高超声速飞行器机体/推进一体化气动设计分析和地面试验问题评述[J]. 载人航天, 2021, 27(4): 412–421. DOI: 10.16329/j.cnki.zrht.2021.04.002

    LIANG J, QIN K Y, CHEN L. A review of aerodynamic design and ground test for integrated airframe/propulsion hypersonic vehicles like X-43A[J]. Manned Spaceflight, 2021, 27(4): 412–421. doi: 10.16329/j.cnki.zrht.2021.04.002

    [4] 王铁进, 施岳定, 邓志强, 等. 常规高超声速风洞的节能方案研究[J]. 实验流体力学, 2016, 30(6): 71–75, 104. DOI: 10.11729/syltlx20150133

    WANG T J, SHI Y D, DENG Z Q, et al. Preliminary study on energy-saving layout for conventional hypersonic wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2016, 30(6): 71–75, 104. doi: 10.11729/syltlx20150133

    [5] 陈磊, 钟凯, 朱涛, 等. 高超声速风洞试验段环境飞行器颤振的视觉三维测量[J]. 光学精密工程, 2021, 29(8): 1811–1821. DOI: 10.37188/OPE.2021.0169

    CHEN L, ZHONG K, ZHU T, et al. Visual three-dimensional measurement of aircraft flutter in hypersonic wind tunnel tests[J]. Optics and Precision Engineering, 2021, 29(8): 1811–1821. doi: 10.37188/OPE.2021.0169

    [6] 黄昊宇, 黄辉, 凌忠伟, 等. 某式某型高超声速风洞连续变攻角测力试验测试系统研制及关键技术研究[J]. 自动化与仪器仪表, 2021(2): 33–37. DOI: 10.14016/j.cnki.1001-9227.2021.02.033

    HUANG H Y, HUANG H, LING Z W, et al. Measurement system development and key techniques research on the continuous variable angle of attack force test in Ф0.5 m hypersonic wind tunnel[J]. Automation & Instrumentation, 2021(2): 33–37. doi: 10.14016/j.cnki.1001-9227.2021.02.033

    [7] 黄辉, 黄昊宇, 凌忠伟, 等. Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验数据处理方法研究[J]. 计算机测量与控制, 2019, 27(8): 281–285. DOI: 10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2019.08.059

    HUANG H, HUANG H Y, LING Z W, et al. Research on data processing method of continuous variable angle of attack force test in Φ0.5 meter hypersonic wind tunnel[J]. Computer Measurement & Control, 2019, 27(8): 281–285. doi: 10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2019.08.059

    [8] 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

    [9] 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. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2013.03.017

    BI Z X, HAN S G, WU C H, et al. Phosphor thermography study in Gun tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2013, 27(3): 87–92. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2013.03.017

    [10] 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

    [11] 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 Engineering Thermophysics, 2009, 30(4): 661–664. doi: 10.3321/j.issn:0253-231X.2009.04.032

    [12]

    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 Conference. 1985: 1003. doi: 10.2514/6.1985-1003

    [13]

    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

    [14]

    KIDD C, SCOTT W. New techniques for transient heat-transfer measurement in hypersonic flow at the AEDC[C]//Proc of the 37th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. 1999: 823. doi: 10.2514/6.1999-823

    [15]

    KIDD C T, ADAMS J C Jr. Development of a heat-flux sensor for commonality of measurement in AEDC hyper-sonic wind tunnels[C]//Proc of the 21st Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference. 2000: 2514. doi: 10.2514/6.2000-2514

    [16]

    HOFFIE A F. Convection calibration of Schmidt-Boelter heat flux gages in shear and stagnation air flow[D]. Virginia: Mechanical Engineering, Virginia Polytechnic Institute and State University, 2006.

    [17]

    VATELL CORPORATION. Certificate of calibration of Schmidt-Boelter heat flux transducer[Z]. Serial Number: 0118, Date Calibrated: 10-09-2013.

    [18] 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

    [19] 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.
    [20] 朱新新, 朱涛, 杨凯, 等. 小尺寸Schmidt-Boelter热流传感器的研制[J]. 实验流体力学, 2021, 35(4): 106–111. DOI: 10.11729/syltlx20200065

    ZHU X X, ZHU T, YANG K, et al. Development of small size Schmidt-Boelter heat flux sensor[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2021, 35(4): 106–111. doi: 10.11729/syltlx20200065

    [21]

    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

    [22] 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): 234–240. 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): 234–240. doi: 10.3788/AOS201636.1122001

    [23] 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

    [24]

    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

    [25] 王辉, 朱新新, 彭海波, 等. 一种高频响热流传感器标定装置: CN112556890A[P]. 2021-03-26.

    WANG H, ZHU X X, PENG H B, et al. Calibration device for high-frequency response heat flow sensor: CN112556890A[P]. 2021-03-26.

  • 期刊类型引用(12)

    1. 杨毅晟,雷震,闫喜强. 大型连续式跨声速风洞轴流压缩机故障分析与预测. 科学技术与工程. 2024(05): 2134-2141 . 百度学术
    2. 邓海均,熊波,罗新福,洪少尊,李强,王伟仲,刘俊. 跨声速风洞中使用短轴探管测量试验段核心流马赫数影响研究. 南京航空航天大学学报. 2022(02): 225-232 . 百度学术
    3. 邓海均,熊波,罗新福,洪少尊,李腾骥,张利波,韩新峰. 连续式跨声速风洞短轴探管设计与试验. 航空动力学报. 2022(06): 1171-1180 . 百度学术
    4. 周恩民,顾蕴松,程松,刘恺,张文,王仪田,熊波. 连续式跨声速风洞中压缩机一体化设计. 兵工学报. 2021(06): 1331-1338 . 百度学术
    5. 邓海均,熊波,罗新福,洪少尊,刘奇,蒲泓宇,刘为杰. 跨声速风洞试验段马赫数静压探针移测方法初探. 西北工业大学学报. 2021(04): 786-793 . 百度学术
    6. 陈吉明,雷鹏飞,廖达雄,郑娟,丛成华,王仪田. 0.6m连续式跨声速风洞轴流压缩机布局方案研究. 实验流体力学. 2020(04): 68-73 . 本站查看
    7. 王超,田正波,张凡. T型梁结构应变天平正对称与反对称布局对比分析. 电子测量技术. 2019(15): 161-166 . 百度学术
    8. 陈旦,张永双,李刚,郭守春,陈天毅. 连续式风洞二喉道调节马赫数控制策略. 航空动力学报. 2019(10): 2167-2176 . 百度学术
    9. 陈旦,张永双,李刚,郭守春,沈牟. 一种连续式跨声速风洞总压控制方法设计. 实验流体力学. 2019(06): 65-71 . 本站查看
    10. 陈振华,聂徐庆,杨文国. 小型低温风洞压缩机转子结构设计. 实验流体力学. 2018(01): 98-104 . 本站查看
    11. 吴盛豪,裴海涛,陈吉明,陈钦. 跨声速风洞中轴探管的应用. 航空动力学报. 2018(10): 2451-2457 . 百度学术
    12. 廖达雄,陈吉明,郑娟,陈钦,裴海涛,吴盛豪. 0.6m连续式跨声速风洞总体性能. 实验流体力学. 2018(06): 88-93 . 本站查看

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出版历程
  • 收稿日期:  2022-04-07
  • 修回日期:  2022-05-08
  • 录用日期:  2022-05-16
  • 网络出版日期:  2022-10-17
  • 刊出日期:  2024-12-24

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