本发明涉及一种内埋式热电偶表面热流测量方法，属于高速飞行器气动热试验领域。
背景技术：
高超声速飞行器在高马赫数飞行时将会出现非常严重的“热障”问题，因此高超声速飞行器的表面热防护直接关系到高超声速飞行器的飞行安全，而在高超声速飞行器实际发展过程中，其表面温度和热流的测量方法一直是制约高超声速飞行器发展的关键问题之一。高超声速飞行器的表面热环境特点是高马赫数，高温和高热流，尤其是对于再入高超声速飞行器，在其再入过程的几分钟内，表面热流密度往往会达到mw/m2的量级，驻点温度会出现接近1800℃的高温区。同时高超声速条件对于飞行器的表面要求非常高，采用嵌入式传感器会破坏表面的流动形式，产生干扰波系结构，从而影响表面热流的测量精度。严重的甚至会由于破坏了飞行器的防热层，导致飞行任务失败。
目前在高超声速环境中能够实现模型表面热流测量的方法有多种，如量热计，红外热图，荧光热图等。量热计做为应用最广泛的热流测量方法，已有近百年的历史，属于经典的接触式热流测量技术，但是需要在模型表面加工与量热计尺寸一致的安装孔，因此在实际测量中量热计和同轴热电偶的结构匹配和热匹配要求较高。量热计的类型有很多，对于高超声速飞行器的热流测量，主要可以分为两类，一种是基于一维瞬态热传导原理的量热计，如零点量热计，瞬态塞式量热计，薄壁量热计等。这类量热计结构简单、响应快、尺寸小，可以进行布点测量，但是大多难以承受长时间加热，在高超声速飞行器的热流测量应用中限制较大。另一种是基于能量平衡原理的量热计，如水卡量热计，这种量热计采用稳态测量方法，具有测量热流范围广、能够承受长时间加热的优点，但是结构复杂、量热计尺寸较大。
近年来随着技术的发展，红外热图，荧光热图等光学方法的表面热流测量技术也开始在高超声速风洞中得到应用，这类技术无需在模型上打孔，温度显示比较直观，一次试验就可以得到大面积的热流分布。但是这类测量方法的测量系统复杂，价格昂贵，同时在模型表面曲率变化比较大的地方会失真，在无法光学观测的地方无法测量。另外，如采用荧光热图的方法，模型通常要求采用绝热性能好，热物性参数稳定且随温度变化小的非金属材料加工而成。而红外热图技术则要求材料发射率高而且稳定等。因此，这一类技术往往只能在高超声速风洞中的实现应用，对于真实的高超声速飞行器的飞行试验热流测量问题则无能为力。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：针对现有技术中测量飞行器模型材料表明热流容易迫害飞行器表明结构，影响材料表明热流测量的问题，提出了一种内埋式热电偶表面热流测量方法，该方法通过在模型内表面布置热电偶传感器，测量并计算模型表面热流值。
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
一种内埋式热电偶表面热流测量方法，步骤如下：
(1)对所选热电偶进行标定，获取热电偶参数；
(2)将所选热电偶内嵌于飞行器模型表面并接入采集系统，控制采样频率并获取该热电偶的热电势随时间变化的前三阶导数测量值；
(3)根据步骤(1)标定热电偶所得参数及步骤(2)所得测量值计算热电偶温度随时间变化的导数关系式；
(4)确定飞行器模型材料参数，并根据步骤(3)所得导数关系式计算ti时刻热电偶内嵌位置热流值及该位置热流值随时间变化的导数关系式；
(5)根据步骤(4)所述导数关系式及热电偶与飞行器模型材料相关参数计算模型表面ti时刻的热流值。
所述步骤(1)中，所述热电偶参数包括标定公式系数am、热电偶时间常数τ，其中热电偶标定公式系数am的计算方法如下：
式中，t为所选时刻热电偶所测温度，v为所选时刻热电偶输出的热电势，热电偶时间常数τ直接测量得到，m为热电偶标定公式阶数。
所述步骤(2)中，所述采样频率不大于
所述步骤(3)中，确定热电势v随时间t变化的前三阶导数关系式的计算公式如下：
式中，
所述步骤(4)中，热电偶内埋位置ti时刻热流值
所述热电偶内埋位置ti时刻热流值随时间t变化的一阶导数
式中，ρ为飞行器模型材料密度，c为飞行器模型材料比热容，k为飞行器模型材料热传导系数ti,i＝1,2,...m为采集系统采集数据的时间序列，其中m为时间序列点数。
所述步骤(5)中，模型表面ti时刻的热流值
式中，η为测量所得内埋热电偶与飞行器模型材料表面距离，α为飞行器模型材料热扩散系数，其中热扩散系数α的计算方法为：
α＝k/ρc。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明提出了一种内埋式热电偶表面热流测量方法，通过在模型内表面打孔安装，避免了在模型表面打孔造成的破坏飞行器模型材料完整性的问题，对高超声速表面流场机构，保证了测量的精度，同时实现了长时间加热条件下的表面热流值测量；
(2)本发明使用的热电偶通过在采集系统中体现的前三阶导数值，能够直观的反应热电势随时间变化的关系，为后续计算热流值提供了保障，同时本方法结构清晰，减少了计算步骤，计算精度更高，本发明成本较低，结构简单，操作方便；
附图说明
图1为发明提供的热电偶传感器示意图；
图2为发明提供的热电偶安装示意图；
图3为发明提供的高阶导数测量系统示意图；
图4为发明提供的模型表面热流值测量方法流程图；
具体实施方式
本发明提供的一种内埋式热电偶表面热流测量方法，无需破坏飞行器的表面结构，仅要求材料的热物性参数稳定，可以实现对高超声速飞行器的风洞试验和飞行试验等多种条件下表面热流的测量。该方法在模型内表面布置多个热电偶传感器，测量获得内部测点位置的温度以及温度随时间变化的高阶导数，通过内埋测点的当地温度和热流数据，逆向计算获得模型表面的热流值。
本发明是通过以下技术方案实现的。
本发明的内埋式热电偶表面热流测量方法，包括热电偶制作和安装方法，温度随时间变化的高阶导数测量方法及表面热流逆向求解方法；
本方法使用的热电偶要求其具备时间响应快，测量温度范围广的特点。因此采用k型或b型热电偶开展测量。制作的热电偶形式如图1所示，热电偶的两根导线a和b焊接组成一个球形热结点c，热电偶底部的导线使用绝缘层d包裹保证两根导线之间绝缘良好。球形热结点c的直径要求在0.5mm～1mm之间，保证热电偶拥有良好的时间响应特性。
热电偶的安装位置在模型内部，通过在模型背面打孔后插入热电偶的形式进行。如图2所示，模型背面孔的底面要求与对应的模型上表面平行，孔底面与对应模型表面的距离选择为15mm-30mm，具体可以根据模型的壁厚选择合适值。孔的直径选择为1.5-2mm，不宜过小，防止热电偶插入后热结点后端导线与模型接触。热电偶插入后，保证热结点与孔底面完全贴合后，且热结点后端导线与模型直接无接触。然后向孔内灌入绝缘绝热胶，使热电偶与模型之间完全固定。
温度随时间变化的高阶导数测量方法采用模拟量直接测量的手段获得，如图3所示，热电偶的电压输出信号通过分别仪器放大器，低通滤波器和一、二、三阶微分器后，在低通滤波器后输出滤波后的热电偶电压数据，一阶微分器后输出热电偶电压信号随时间变化的一阶导数，二阶微分器后输出热电偶电压信号随时间变化的二阶导数，三阶微分器后输出热电偶电压信号随时间变化的三阶导数。如图3所示，
如图4所示，一种内埋式热电偶表面热流测量方法，其特征在于步骤如下：
(1)对所选热电偶进行标定，获得热电偶相关参数；
选择合适的热电偶并进行标定，其中标定热电偶即获取热电偶输出的热电势v与热电偶所测温度t的关系式，同时获取热电偶测量温度的时间常数τ，其中热电偶标定公式系数am的计算方法如下：
(2)将所选热电偶接入采集系统，控制采样频率并获取该热电偶的热电势随时间变化的前三阶导数测量值；
所述前三阶导数测量值即为热电偶输出的三个数据，通过测量可以直接反应热电势随时间变化的前三阶导数，分别为一阶导数测量值
(3)根据步骤(1)标定热电偶所得相关参数及步骤(2)所得测量值计算温度随时间变化的导数关系式；
根据步骤(1)得到的热电势v与热电偶所测温度t的关系式、热电势随时间变化的前三阶导数，可以通过计算得到热电势v随时间t变化的前三阶导数关系式，计算公式如下：
式中，
(4)确定飞行器模型材料相关参数，包括飞行器模型材料密度、比热容、热传导系数、热扩散系数，并根据步骤(3)所得导数关系式计算ti时刻热电偶内埋位置热流值及该位置热流值随时间变化的导数关系式，热电偶内埋位置ti时刻热流值
热电偶内埋位置ti时刻热流值随时间ti变化的一阶导数
式中，ρ为飞行器模型材料密度，c为飞行器模型材料比热容，k为飞行器模型材料热传导系数，ti,i＝1,2,...m为采集系统采集数据的时间序列；
(5)根据步骤(4)所述导数关系式及热电偶与飞行器模型材料相关参数计算模型表面ti时刻的热流值。
其中，模型表面ti时刻热流值
式中，η为测量所得内埋热电偶与飞行器模型材料表面距离，α为飞行器模型材料热扩散系数，其中热扩散系数α的计算方法为：
α＝k/ρc。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。