[发明专利]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

说明书

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，该测量方法包括：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，根据测温元件与温度测量系统完成测量传感器的设计。应用本发明的技术方案，以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。

技术领域

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

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。

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。

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

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。

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。

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。

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。

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。

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。

进一步地，设定温度阈值范围小于等于1℃。