高温传感装置飞行试验验证方案设计

发布时间：2020-04-23 01:24

【摘要】：准确地获取飞行器表面的气动及热流数据对设计飞行器结构具有重要的意义。而在实际应用中,应用于极端环境的传感器一定要耐高温、耐高压、耐腐蚀、耐氧化,因此,研究制备性能优异的新型传感器并有效的验证其精度和可靠性就非常必要。目前,传统验证方案无法完全真实模拟实际环境或者成本过高,考虑到采用新型高温摩阻传感器获取外表面环境信息是主要的途径,本文以摩阻传感器为例,致力于设计一款低成本的试验飞行器用作高超声速试验平台,来获得研究各类关键数据从而推动高超声速飞行器的发展。通过对小型再入体的外形参数和飞行器轨道参数的控制实现与大型飞行器等效的热环境,以较低的试验成本实现可控的地球大气再入高超声速试验,开展飞行试验。1)首先,针对验证目标,选择了一个具有完整过程和成熟数据的飞行项目EXPERT,根据其基本轨道、外形、不同气动热力学区域的基本物理化学特征以及表征材料表面效应的数值等建立模型,进行计算,得到基本环境数据,为后续传感器和再入体设计提供目标2)对典型传统摩阻天平传感器测量原理进行分析得出直接测量法非指零型悬臂梁结构更适用于高超声速环境的高温摩阻传感器设计方案,并从结构材料上进行改进,通过数值模拟得出在高超声速环境下的该传感器的温度响应及热应力响应。得到其适用条件为压力低于200MPa、温度小于1200℃,为后续再入体设计提供目标传感器方案验证和其限制条件。3)确定再入体轨道数据和外形尺寸,总结了设计参数与气动参数之间的规律(随着前缘半径增加,热流密度逐渐减小、锥体表面热流随着半锥角的增大而增大),确定了再入体的热防护方案和内部设计。同时,就热流计算对数值模拟方法和工程算法之间进行比较,发现最大误差为11.8%,可以满足粗略计算精度要求。4)通过再入体设计参数和传感器安装位置数据的不断迭代使得目标传感器所处环境与所选目标环境类似,得到的环境与目标环境相比,四个关键指标中,热流的误差在4.96%,压力的误差为5.67%,马赫数和高度都在目标环境范围内,从而验证本平台设计的合理性。
【图文】：

试验验证,方案

如图 1-1 (b)所示。其中地面验证方案通常所采用的、高焓电弧风洞以及高焓感应加热风洞等设施。这些风洞产生的平衡度与飞行环境下的非平衡度之间存在本质上的差异，不能完学非平衡效应的高超声速流动状态。另外，设计方法、实验结果须通过真实的飞行数据来验证，然而获取实际飞行数据的成本成本较高且试验次数有限，，不能以大量的重复性试验来获得试验的 HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment) 飞行实验，尽管测得，但并未成功回收，无法多次利用[1]。而国际上已开展的 SHEF之类的试验平台成本高且存在重复性不高导致的数据库不完整问题。因此，当前急需低成本且能够用于验证新型传感器、热防设计方法、实验结果和数值结果等的高超声速试验平台。

弗吉尼亚,州立大学,摩阻,天平

洞、CALSPAN 的 HYTEC5 高焓激波风洞等。在高焓冲压发动机摩擦阻力风洞试验中，测量结果不确定度为 11%~16%；由图示尺寸所示可得，摩平体积较大，测量装置感受单元直径为 7.62mm，面积较大，当压力梯度时，导致测量单元表面前后对摩阻力感受不一致，摩阻力点测量等效关系影响，测量结果不确定度达到 12%~22%。另外，利用硅油填充间隙的方在填注困难与渗漏等问题。
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V217

【参考文献】