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技术

本发明专利技术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。应用本发明专利技术的技术方案，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。

Design Method of Transition Position Sensor for High Speed Vehicle Based on Temperature Balance

The invention provides a design method of a high-speed aircraft transition position measuring sensor based on temperature balance. The measuring method includes: step 1, determining the installation position of the temperature measuring element in the aircraft housing according to the surface heat flow distribution of the aircraft; step 2, installing the temperature measuring element at the installation position of the temperature measuring element determined in step 1, and connecting the temperature measuring element with the aircraft. External temperature measurement system is connected to form a temperature measurement loop; step 3, according to the temperature measurement loop formed in step 2, combined with the change of the ballistic parameters of the aircraft, when the temperature of the aircraft changes slowly, when the temperature of the aircraft changes abruptly at the given time measured by the temperature measurement loop, it is determined that the setting time is the transition position of the aircraft, according to the temperature measurement. Components and temperature measurement system complete the design of measurement sensor. The technical scheme of the present invention is applied to solve the technical problems of complex measurement and poor accuracy of the aircraft transition position in the prior art.

【技术实现步骤摘要】
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
本专利技术涉及飞行器转捩测量
，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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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℃。进一步地，在步骤二中，测温元件包括两个热电偶丝，两个热电偶丝相连接，两个热电偶丝的连接点设置在步骤一中确定的测温元件的安装位置处，将两个热电偶丝从安装位置处引出并分别与飞行器外部的温度测量系统连接以形成温度测量回路。进一步地，热电偶丝的长度大于或等于10mm。进一步地，步骤三具体包括：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，在来流马赫数、来流攻角以及来流高度缓慢变化的情况下，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。进一步地，来流马赫数、来流攻角以及来流高度缓慢变化时，来流马赫数、来流攻角以及来流变化的变化率均小于等于20％；飞行器的温度发生突变时，飞行器的温度的一阶导数出现间断。应用本专利技术的技术方案，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，该方法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，在所确定的测温元件的安装位置处放置测温元件，进而可通过测温元件直接进行飞行器的温度测量，实现飞行器转捩位置的判断。本专利技术所提供的飞行器转捩位置测量传感器设计方法与现有技术相比，使用简便，测量误差小，为后续飞行器设计奠定了基础。附图说明所包括的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1示出了根据本专利技术的具体实施例提供的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的流程框图。具体实施方式需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本专利技术及其应用或使用的任何限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本专利技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。如图1所示，根据本专利技术的具体实施例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。应用此种配置方式，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，该方法根据飞本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一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，其特征在于，所述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，在所述步骤一中确定的测温元件的安装位置处安装测温元件，将所述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，根据所述步骤二中形成的所述温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在所述飞行器弹道参数变化缓慢的情况下，当所述温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定所述设定时刻即为飞行器的转捩位置，根据所述步骤一中的安装位置处的测温元件与所述温度测量系统完成所述高速飞行器转捩位置测量传感器的设计。

【技术特征摘要】
1.一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，其特征在于，所述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，在所述步骤一中确定的测温元件的安装位置处安装测温元件，将所述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，根据所述步骤二中形成的所述温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在所述飞行器弹道参数变化缓慢的情况下，当所述温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定所述设定时刻即为飞行器的转捩位置，根据所述步骤一中的安装位置处的测温元件与所述温度测量系统完成所述高速飞行器转捩位置测量传感器的设计。2.根据权利要求1所述的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，其特征在于，所述步骤一包括：(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)根据所述飞行器的自由来流状态，计算获取所述飞行器的表面热流分布；(1.3)根据所述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。3.根据权利要求2所述的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，其特征在于，在所述步骤(1.1)中，所述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。4.根据权利要求3所述的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，其特征在于，所述步骤(1.2)具体包括：对所述飞行器进行建模，对所述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，根据所述飞行器的自由来流状态，采用K-wSST湍流模型计算获取所述飞行器的表面热流分布。5.根据权利要求4所述的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，其特征在于，所述步骤(1.3)具体包...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗金玲，吴宁宁，符松，康宏琳，贾文利，王亮，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11