文档介绍：年第卷第期
2009 54 4 : 414 ~ 419 《中国科学》杂志社
论文 SCIENCE IN CHINA PRESS
柔性基底瞬态热流率测量传感器的研制及其应用
徐多, 谷笳华*, 吴松
中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室, 北京 100190
* 联系人, E-mail: gu_******@imech.
2008-08-07 收稿, 2008-10-24 接受
摘要介绍了一种适用于高超声速激波风洞瞬态热流率测量的柔性基底传感器, 简述了该关键词
传感器的工作原理、结构和制作工艺, 并且对其绝热基底厚度和动态响应参数进行了理论热流率
计算. 在爆轰驱动的激波风洞中, 使用该传感器进行的平板表面瞬态热流率测量的实验表传感器
柔性基底
明, 结果是可靠的, 它可以作为模型表面瞬态热流率测量的一种有效工具.
高超声速激波风洞
高超声速飞行器在大气中飞行时, 其所在流场其外形和结构越来越复杂. 在测量复杂形面区域的
的气体动力学、传热学和激波运动等研究一直是国内表面热流率时, 受限于传感器的尺寸无法使得测点
流体力学领域研究的热点问题[1~5], 同时也是载人飞间距更小, 并且由于薄膜电阻温度传感器的基底材
船、导弹和火箭等工程实践的基础. 料为玻璃和陶瓷等固体材料, 传感器的测量端面与
高超声速飞行器在大气中飞行时其头部会形成模型表面重合得相对不好, 这样会对热流率测量实
强激波, 在激波的作用下, 飞行器周围的空气会在短验造成一定影响.
时间内被加热到几千度, 甚至上万度, 这就是神州飞如果传感器具有柔性基底, 在一定程度上可以
船在返回地球飞行时看起来像是一个火球的原因. 解决复杂形面模型表面热流率测量的问题, 不仅可
在如此高温的流场中, 热传导和热辐射等作用会使以使传感器的安装更加方便, 测量端面和模型表面
得飞行器表面的温度骤然升高, 甚至可能会对飞行重合更好, 而且还可以增加测点的密度, 更加清楚地
器产生致命的损坏. 因此, 在高超声速飞行器模型的获得模型表面关键区域的热流分布情况.
地面模拟实验中, 其表面瞬态热流率测量是一项重随着微加工技术的不断发展, 一些研究人员, 如
要的工作. Lee 等人[6]和 Mehregany 等人[7]应用柔性材料制作了
目前国内测量瞬态热流率常用的测量方法是薄测量剪切力和温度的传感器, 但其适用的流场温度
膜电阻温度传感器. 它是基于传感器的电阻阻值和和速度均相对较低. 由于激波风洞的实验马赫数高,
被测温度之间的线性关系, 通过测量阻值的变化, 即来流压力高、总温高, 对传感器的耐冲刷性和稳定性
可测量到温度的变化. 薄膜电阻温度传感器是利用都提出很高的要求. 研制适用于高总温、大热流、较
真空镀膜技术在玻璃或陶瓷基底上镀上亚微米量级高焓值工况下的柔性基底瞬态热流测量传感器有很
厚度的 Pt 薄膜作为敏感元件, 它使得传感器具有微大的难度. 从目前掌握的文献来看, 国内外同类研究
秒量级的响应时间, 可以适用于实验时间为毫秒量机构, 如 CALSPAN 和 NASA[8]没有发表柔性基底传
级的高超声速激波风洞实验. 将其安装在模型表面感器的研制情况报告和风洞测量数据.