CN114777929A - 飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，涉及飞机测试技术领域，包括以下步骤：S1、红外点温仪选取；S2、红外点温仪安装；S3、温度标定；S4、交换温度点确定；S5、最终测量值确定。本发明的地面试验测温方法可实现红外点温仪对飞机飞行弹道从20‑30℃的常温条件至2000℃以上的高温条件的测量，拓展红外点温仪在地面热强度中的应用，大大提高了测温精确度，可以推广至金属冶炼、核工业、航空航天等非接触测量领域。

Description

飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法。
背景技术
在飞机地面热强度试验中应根据弹道模拟飞机结构试验件的气动受热情况，并全程实时精准测量飞机结构试验件的温度响应，温度测量范围覆盖面非常广，通常由20-30℃的常温条件至2000℃以上的高温条件均有涉及。然而当前所有领域中常用的测温传感器均无法满足上述温度要求，因此需要开发新的测温方法。
红外点温仪是飞机地面热强度试验中常用到的测温元件，其测温原理如下：假设目标为黑体，其对外产生辐射出度为M0，红外点温仪的传感器部分接受到目标的辐射能量，则通过普朗克定律，可计算得到理论下黑体的辐射温度。但是，实际应用中黑体是不存在的，目标存在发射率，发射率的定义为：接收某一温度条件下物体表面发射的辐射能，得到的光谱能量密度与同一温度下黑体的光谱能量密度之比。由于发射率的存在以及红外点温仪的限制，造成了在对飞机或其他飞行器的飞行弹道模拟测温过程中某一温度段温度测量不精确的问题。
发明内容
针对上述存在的问题，本发明提供了飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法。
本发明的技术方案是：
飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，包括以下步骤：
S1、红外点温仪选取：选取两个红外点温仪分别作为低温段红外点温仪和高温段红外点温仪，低温段红外点温仪的测温范围为T1~T1′，高温段红外点温仪的测温范围为T2~T2′，其中，T1＜T2＜T1′＜T2′；
S2、红外点温仪安装：低温段红外点温仪和高温段红外点温仪同时对准待测试件的同一测温点，低温段红外点温仪和高温段红外点温仪与经过测温点平面的法线呈对称夹角θ安装，测温点距离低温段红外点温仪和高温段红外点温仪的距离均为D，低温段红外点温仪和高温段红外点温仪的测量范围在待测试件所在位置的投影面的直径长度为S，低温段红外点温仪和高温段红外点温仪到测温点的距离D的距离系数为K，K=D/S，根据距离系数K确定低温段红外点温仪和高温段红外点温仪的位置；
S3、温度标定：根据低温段红外点温仪和高温段红外点温仪需要测量的温度范围，选择n个温度点tn进行温度标定，温度标定时各个温度点的大小关系如下所示：
T1<t1<…tj<T2<tj+1<…<tj+m<T1′<tj+m+1<…<tn<T2′；
其中，1＜j，1＜m，j＜n，m＜n；
S4、交换温度点确定：根据步骤S3中选择的温度点，在T2~T1′之间找到低温段红外点温仪和高温段红外点温仪测量值相同的温度点，记为T交换，同时根据步骤S3中选择的温度点计算待测试件在各个温度点的发射率ελ；
S5、最终测量值确定：当低温段红外点温仪和高温段红外点温仪的测量值均低于T交换时，最终测量值以低温段红外点温仪的测量值为准，同时计算待测试件产生的辐射出度M0，当低温段红外点温仪和高温段红外点温仪的测量值均高于T交换时，最终测量值以高温段红外点温仪的测量值为准，同时计算待测试件产生的辐射出度M0。
进一步地，所述步骤S1中低温段红外点温仪的测温波长为8~14μm，高温段红外点温仪的测温波长为5μm。通过控制不同波长的红外点温仪从而控制对低温段和高温段的温度段测量。
进一步地，所述步骤S2中夹角θ为5-15°。通过控制两个红外点温仪的角度位置使其能够更加精确的测量同一温度点的温度。
进一步地，所述步骤S2中根据距离系数K确定低温段红外点温仪和高温段红外点温仪的位置时，为防止加热器辐射对测量产生影响，将待测试件放置在由并排设置的两个加热元件组成的加热器的加热面一侧，将低温段红外点温仪和高温段红外点温仪放置在由并排设置的两个加热元件组成的加热器的非加热面一侧，使低温段红外点温仪和高温段红外点温仪的感应信号方向穿过两个加热元件之间的空隙，两个加热元件之间的空隙间距为M，待测试件距加热器的垂直距离为L，低温段红外点温仪和高温段红外点温仪距加热器的垂直距离均为D加热器，低温段红外点温仪和高温段红外点温仪的测量范围在并排设置的两个加热元件空隙所在位置的投影面的直径长度为S加热器，则S加热器应满足S加热器＜M＜S＜L，同时应满足D加热器<KM。通过控制两个红外点温仪的距离位置能够更加精确的测量待测试件的温度，避免受到加热器的干扰。
进一步地，所述步骤S4中待测试件的发射率为ελ定义为在某一温度点的温度条件下待测试件表面发射的辐射能，待测试件的发射率ελ的计算公式如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
式中，eλ为该温度点下待测试件的光谱能量密度，ehλ为该温度点下的黑体的光谱能量密度。
进一步地，所述步骤S5中待测试件产生的辐射出度M0的计算公式如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE004
式中，C1为第一辐射常数，取值为3.7418×10-8W∙m；C2为第二辐射常数，取值为1.4388×10-2m∙K；λ为波长；T为红外点温仪的测量值；
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为修正后的待测试件的发射率，随温度变化。
更进一步地，待测试件的发射率ελ的修正方法为：设置温度传感器对比试验，首先按照步骤S3中预先设定的j+m个温度点，从t1到tj+m逐个温度点比对低温红外点温仪和温度传感器中热电偶测温结果，通过温度传感器修正低温条件下的待测试件的发射率ελ，得到修正后的低温条件下的待测试件的发射率
Figure 521603DEST_PATH_IMAGE006
；再按照步骤S3中预先设定的n-j-1个温度点，从tj+1到tn逐个温度点比对高温红外点温仪和温度传感器中热电偶测温结果，通过温度传感器修正高温条件下的待测试件的发射率ελ，得到修正后的高温条件下的待测试件的发射率
Figure 173164DEST_PATH_IMAGE006
。通过设置温度传感器对比试验能够使修正后的发射率更加接近真实试验条件，进一步减小了试验误差。
本发明的有益效果是：
（1）本发明的地面试验测温方法可实现红外点温仪对飞机飞行弹道从20-30℃的常温条件至2000℃以上的高温条件的测量，拓展红外点温仪在地面热强度中的应用，大大提高了测温精确度，可以推广至金属冶炼、核工业、航空航天等非接触测量领域；
（2）本发明的地面试验测温方法通过同时采用两种不同温度波段的红外点温仪，并协调算法，优化了红外点温仪的安装位置，实现精准测量在飞机地面热强度试验中，模拟飞机飞行弹道气动热对飞机结构试验件作用时，飞机结构试验件的结构和材料的全程实时温度响应；
（3）本发明的地面试验测温方法通过对发射率的优化从而进一步提高了红外点温仪的测温精度，且能够计算出飞机结构试验件的辐射出度。
附图说明
图1是本发明地面试验测温方法的流程图；
图2是本发明地面试验测温方法的各组件布置结构示意图；
图3是本发明地面试验测温方法的各组件布置结构侧视图；
图4是本发明地面试验测温方法的各组件布置结构俯视图及红外点温仪位置示意图。
其中，1-低温段红外点温仪，2-高温段红外点温仪，3-待测试件，4-加热元件。
具体实施方式
实施例1
飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，包括以下步骤：
S1、红外点温仪选取：选取两个红外点温仪分别作为低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2，低温段红外点温仪1的测温波长为12μm，高温段红外点温仪2的测温波长为5μm，低温段红外点温仪1的测温范围为T1~T1′，高温段红外点温仪2的测温范围为T2~T2′，其中，T1＜T2＜T1′＜T2′；
S2、红外点温仪安装：低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2同时对准待测试件3的同一测温点，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2与经过测温点平面的法线呈对称夹角θ安装，夹角θ为10°，测温点距离低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的距离均为D，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的测量范围在待测试件3所在位置的投影面的直径长度为S，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2到测温点的距离D的距离系数为K，K=D/S，根据距离系数K确定低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的位置；
根据距离系数K确定低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的位置时，为防止加热器辐射对测量产生影响，将待测试件3放置在由并排设置的两个加热元件4组成的加热器的加热面一侧，将低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2放置在由并排设置的两个加热元件4组成的加热器的非加热面一侧，使低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的感应信号方向穿过两个加热元件4之间的空隙，两个加热元件4之间的空隙间距为M，待测试件3距加热器的垂直距离为L，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2距加热器的垂直距离均为D加热器，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的测量范围在并排设置的两个加热元件4空隙所在位置的投影面的直径长度为S加热器，则S加热器应满足S加热器＜M＜S＜L，同时应满足D加热器<KM；
S3、温度标定：根据低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2需要测量的温度范围，选择n个温度点tn进行温度标定，温度标定时各个温度点的大小关系如下所示：
T1<t1<…tj<T2<tj+1<…<tj+m<T1′<tj+m+1<…<tn<T2′；
其中，1＜j，1＜m，j＜n，m＜n；
S4、交换温度点确定：根据步骤S3中选择的温度点，在T2~T1′之间找到低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2测量值相同的温度点，记为T交换，同时根据步骤S3中选择的温度点计算待测试件3在各个温度点的发射率ελ；
待测试件3的发射率为ελ定义为在某一温度点的温度条件下待测试件3表面发射的辐射能，待测试件3的发射率ελ的计算公式如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE002A
式中，eλ为该温度点下待测试件3的光谱能量密度，ehλ为该温度点下的黑体的光谱能量密度；
S5、最终测量值确定：当低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的测量值均低于T交换时，最终测量值以低温段红外点温仪1的测量值为准，同时计算待测试件3产生的辐射出度M0，当低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的测量值均高于T交换时，最终测量值以高温段红外点温仪2的测量值为准，同时计算待测试件3产生的辐射出度M0；
待测试件3产生的辐射出度M0的计算公式如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE004A
式中，C1为第一辐射常数，取值为3.7418×10-8W∙m；C2为第二辐射常数，取值为1.4388×10-2m∙K；λ为波长；T为红外点温仪的测量值；
Figure 421743DEST_PATH_IMAGE006
为修正后的待测试件3的发射率，随温度变化；
待测试件3的发射率ελ的修正方法为：设置温度传感器对比试验，首先按照步骤S3中预先设定的j+m个温度点，从t1到tj+m逐个温度点比对低温红外点温仪1和温度传感器中热电偶测温结果，通过温度传感器修正低温条件下的待测试件3的发射率ελ，得到修正后的低温条件下的待测试件3的发射率
Figure 816952DEST_PATH_IMAGE006
；再按照步骤S3中预先设定的n-j-1个温度点，从tj+1到tn逐个温度点比对高温红外点温仪2和温度传感器中热电偶测温结果，通过温度传感器修正高温条件下的待测试件3的发射率ελ，得到修正后的高温条件下的待测试件3的发射率
Figure 284187DEST_PATH_IMAGE006
。
实施例2
本实施例与实施例1不同之处在于：步骤S1中低温段红外点温仪1的波长不同。
低温段红外点温仪1的测温波长为8μm。
实施例3
本实施例与实施例1不同之处在于：步骤S1中低温段红外点温仪1的波长不同。
低温段红外点温仪1的测温波长为14μm。
实施例4
本实施例与实施例1不同之处在于：步骤S2中夹角θ不同。
夹角θ为5°。
实施例4
本实施例与实施例1不同之处在于：步骤S2中夹角θ不同。
夹角θ为15°。
实验例
使用实施例1中的地面试验测温方法参数进行飞机地面热强度试验现场模拟实验，具体过程如图1所示：
S1、红外点温仪选取：选取两个红外点温仪分别作为低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2，低温段红外点温仪1的测温波长为12μm，高温段红外点温仪2的测温波长为5μm，低温段红外点温仪1的测温范围为-40~800℃′，高温段红外点温仪2的测温范围为400~2250℃；
S2、红外点温仪安装：如图2-4所示，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2同时对准待测试件3的同一测温点，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2与经过测温点平面的法线呈对称夹角θ安装，夹角θ为10°，测温点距离低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的距离D为420mm，红外点温仪的测量范围在待测试件3所在位置的投影面的直径长度S为6mm，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2到测温点的距离D的距离系数K为70，根据距离系数K确定低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的位置时，为防止加热器辐射对测量产生影响，将待测试件3放置在由并排设置的两个加热元件4组成的加热器的加热面一侧，将低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2放置在由并排设置的两个加热元件4组成的加热器的非加热面一侧，使低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的感应信号方向穿过两个加热元件4之间的空隙，两个加热元件4之间的空隙间距M为5mm，待测试件3距加热器的垂直距离L为80mm，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2距加热器的垂直距离D加热器为340mm，低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的测量范围在并排设置的两个加热元件4空隙所在位置的投影面的直径长度S加热器为4mm，则S加热器满足S加热器＜M＜S＜L，同时满足D加热器<KM；红外点温仪为市售航空工业用红外单色点温仪，加热元件为市售石墨加热元件；
S3、温度标定：根据低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2需要测量的温度范围，如表1所示，选择12个温度点t12进行温度标定，温度标定时各个温度点的大小关系如下所示：
T1<t1<…t4<T2<t5<…t8<T1′<t9<…<t12<T2′；
S4、交换温度点确定：根据步骤S3中选择的温度点，在T2~T1′之间找到低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2测量值相同的温度点，记为T交换，为T6，同时根据步骤S3中选择的温度点计算待测试件3在各个温度点的发射率ελ；
待测试件3的发射率为ελ定义为在某一温度点的温度条件下待测试件3表面发射的辐射能，待测试件3的发射率ελ的计算公式如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE002AA
式中，eλ为该温度点下待测试件3的光谱能量密度，ehλ为该温度点下的黑体的光谱能量密度；
S5、最终测量值确定：当低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的测量值低于T交换时，最终测量值以低温段红外点温仪1的测量值为准，同时计算待测试件3产生的辐射出度M0，当低温段红外点温仪1和高温段红外点温仪2的测量值高于T交换时，最终测量值以高温段红外点温仪2的测量值为准，同时计算待测试件3产生的辐射出度M0；
待测试件3产生的辐射出度M0的计算公式如下式所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE004AA
式中，C1为第一辐射常数，取值为3.7418×10-8W∙m；C2为第二辐射常数，取值为1.4388×10-2m∙K；λ为波长；T为红外点温仪的测量值；
Figure 44332DEST_PATH_IMAGE006
为修正后的待测试件3的发射率，随温度变化；
待测试件3的发射率ελ的修正方法为：设置温度传感器对比试验，首先按照步骤S3中预先设定的6个温度点，从t1到t6逐个温度点比对低温红外点温仪1和温度传感器中热电偶测温结果，通过温度传感器修正低温条件下的待测试件3的发射率ελ，得到修正后的低温条件下的待测试件3的发射率
Figure 108103DEST_PATH_IMAGE006
；再按照步骤S3中预先设定的6个温度点，从t7到t12逐个温度点比对高温红外点温仪2和温度传感器中热电偶测温结果，通过温度传感器修正高温条件下的待测试件3的发射率ελ，得到修正后的高温条件下的待测试件3的发射率
Figure 41424DEST_PATH_IMAGE006
。如表1所示。
表1 各个温度点所对应的温度以及修正前后的待测试件3的发射率
Figure DEST_PATH_IMAGE008
。

Claims (7)

1.飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、红外点温仪选取：选取两个红外点温仪分别作为低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2），所述低温段红外点温仪（1）的测温范围为T1~T1′，所述高温段红外点温仪（2）的测温范围为T2~T2′，其中，T1＜T2＜T1′＜T2′；
S2、红外点温仪安装：所述低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）同时对准待测试件（3）的同一测温点，低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）与经过测温点平面的法线呈对称夹角θ安装，测温点距离低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）的距离均为D，低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）的测量范围在待测试件（3）所在位置的投影面的直径长度为S，低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）到测温点的距离D的距离系数为K，K=D/S，根据距离系数K确定低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）的位置；
S3、温度标定：根据低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）需要测量的温度范围，选择n个温度点tn进行温度标定，温度标定时各个温度点的大小关系如下所示：
T1<t1<…tj<T2<tj+1<…<tj+m<T1′<tj+m+1<…<tn<T2′；
其中，1＜j，1＜m，j＜n，m＜n；
S4、交换温度点确定：根据步骤S3中选择的温度点，在T2~T1′之间找到低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）测量值相同的温度点，记为T交换，同时根据步骤S3中选择的温度点计算待测试件（3）在各个温度点的发射率ελ；
S5、最终测量值确定：当低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）的测量值均低于T交换时，最终测量值以低温段红外点温仪（1）的测量值为准，同时计算待测试件（3）产生的辐射出度M0，当低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）的测量值均高于T交换时，最终测量值以高温段红外点温仪（2）的测量值为准，同时计算待测试件（3）产生的辐射出度M0。
2.根据权利要求1所述的飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，其特征在于，所述步骤S1中低温段红外点温仪（1）的测温波长为8~14μm，高温段红外点温仪（2）的测温波长为5μm。
3.根据权利要求1所述的飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，其特征在于，所述步骤S2中夹角θ为5-15°。
4.根据权利要求1所述的飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，其特征在于，所述步骤S2中根据距离系数K确定低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）的位置时，为防止加热器辐射对测量产生影响，将待测试件（3）放置在由并排设置的两个加热元件（4）组成的加热器的加热面一侧，将低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）放置在由并排设置的两个加热元件（4）组成的加热器的非加热面一侧，使低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）的感应信号方向穿过两个加热元件（4）之间的空隙，两个加热元件（4）之间的空隙间距为M，待测试件（3）距加热器的垂直距离为L，低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）距加热器的垂直距离均为D加热器，低温段红外点温仪（1）和高温段红外点温仪（2）的测量范围在并排设置的两个加热元件（4）空隙所在位置的投影面的直径长度为S加热器，则S加热器应满足S加热器＜M＜S＜L，同时应满足D加热器<KM。
5.根据权利要求1所述的飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，其特征在于，所述步骤S4中待测试件（3）的发射率为ελ定义为在某一温度点的温度条件下待测试件（3）表面发射的辐射能，待测试件（3）的发射率ελ的计算公式如下式所示：
Figure 895572DEST_PATH_IMAGE002
式中，eλ为该温度点下待测试件（3）的光谱能量密度，ehλ为该温度点下的黑体的光谱能量密度。
6.根据权利要求1所述的飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，其特征在于，所述步骤S5中待测试件（3）产生的辐射出度M0的计算公式如下式所示：
Figure 835847DEST_PATH_IMAGE004
式中，C1为第一辐射常数，取值为3.7418×10-8W∙m；C2为第二辐射常数，取值为1.4388× 10-2m∙K；λ为波长；T为红外点温仪的测量值；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为修正后的待测试件（3）的发射率，随 温度变化。
7.根据权利要求6所述的飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，其特 征在于，待测试件（3）的发射率ελ的修正方法为：设置温度传感器对比试验，首先按照步骤 S3中预先设定的j+m个温度点，从t1到tj+m逐个温度点比对低温红外点温仪（1）和温度传感 器中热电偶测温结果，通过温度传感器修正低温条件下的待测试件（3）的发射率ελ，得到修 正后的低温条件下的待测试件（3）的发射率
Figure 952707DEST_PATH_IMAGE005
；再按照步骤S3中预先设定的n-j-1个 温度点，从tj+1到tn逐个温度点比对高温红外点温仪（2）和温度传感器中热电偶测温结果， 通过温度传感器修正高温条件下的待测试件（3）的发射率ελ，得到修正后的高温条件下的 待测试件（3）的发射率
Figure 648131DEST_PATH_IMAGE005
。
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