本發(fā)明涉及飛機大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)攻角傳感器，尤其是涉及基于微型柔性熱膜傳感器陣列的攻角測量方法。

背景技術(shù)：

對于翼型而言，攻角一般定義為翼弦與來流速度之間的夾角，抬頭為正，低頭為負(fù)，常用符號α表示。攻角大小與飛行器的空氣動力密切相關(guān)，飛行器的升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是攻角的函數(shù)[1]，所以攻角是一種非常重要的機載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)信息。攻角的獲取方式不一，主要分為基于傳統(tǒng)的攻角傳感器測定和基于大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)進(jìn)行直接解算兩種方向，但現(xiàn)有方式都有一定的缺陷，有待改進(jìn)[2]。

熱線測量技術(shù)一直是流體測速領(lǐng)域的主要技術(shù)之一[3]。但熱線敏感元件容易斷裂、破損和污染，維護(hù)成本高，限制了熱線風(fēng)速儀的使用環(huán)境。針對以上的熱線特性，Ling等人引入了熱膜作為研究湍流度的工具，熱膜具有不易氧化和損壞，熱電特性穩(wěn)定的特點[4-5]，可在工業(yè)環(huán)境中長期可靠使用。

熱敏陣列已經(jīng)被廣泛用來測量邊界層分離點和進(jìn)行流動可視化研究[6-7]，此外，也被用來測量平板流動方向[8-9]。隨著MEMS技術(shù)的發(fā)展，美國加州理工大學(xué)的Fu Kang Jiang,Chih-Ming Ho教授已經(jīng)成功利用微型摻雜多晶硅作為熱敏元件檢測出三角翼前緣表面的流體分離點[10]，一般的MEMS微傳感器是基于硅基的非柔性器件，僅能夠?qū)ζ矫婊蚯屎苄〉谋砻娴牧鲌銮闆r進(jìn)行測量[11-12]，然而在實際應(yīng)用中，更多地需要能夠適應(yīng)各種非平面表面的測量，甚至是高曲率表面的測量，這使得傳統(tǒng)的硬質(zhì)襯底的MEMS傳感器受到了限制，較難完成這一任務(wù)。近年來，聚合物作為MEMS應(yīng)用中一類新的重要材料脫穎而出，實現(xiàn)了柔性微傳感器制作工藝與常規(guī)微加工工藝的兼容，解決了電連接、阻值精度、阻值穩(wěn)定性、表面封裝等難題，能夠?qū)崿F(xiàn)復(fù)雜表面的溫度、剪應(yīng)力分布式測量，得到了較好的實驗結(jié)果。

隨著技術(shù)的發(fā)展，高性能飛行器需要在更大的攻角條件下以更快的速度飛行，材料表面溫度迅速升高，攻角測量范圍變大，所以需要對不同馬赫數(shù)和攻角狀態(tài)下的受熱、受力等情況進(jìn)行分析?，F(xiàn)有的溫度和攻角傳感器設(shè)備復(fù)雜，在測量范圍和測量精度方面都有待改進(jìn)。

參考文獻(xiàn)：

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技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的旨在提供不僅能夠提供溫度的測量值，同時還能直接實現(xiàn)速度、攻角的解算，實現(xiàn)傳感器的簡易化和小型化，降低成本和改善維護(hù)性的基于微型柔性熱膜傳感器陣列的攻角測量方法。

本發(fā)明采用基于微型柔性熱膜傳感器陣列的攻角測量裝置。

本發(fā)明包括以下步驟：

1)微型柔性熱膜傳感器陣列布置，具體方法如下：

微型柔性熱膜傳感器包括聚合物柔性襯底薄膜層、熱敏元件薄膜層、引線層、封裝保護(hù)層，所述聚合物柔性襯底薄膜層貼附于平面翼型表面并彎曲貼附于各種非平面翼型表面,使得對翼面結(jié)構(gòu)的破壞趨于最小，對于低速-亞聲速翼型的傳感器陣列設(shè)計選擇安裝在低速-亞聲速翼型的前緣，低速-亞聲速機翼的前緣呈半圓形或過渡的光滑曲面，條狀的微型柔性熱膜傳感器陣列貼附在機翼前緣，相對于對稱軸而言,機翼前緣每個敏感元件的緯度角可分別為±90°、±60°、±30°、±0°，從而使得低速-亞聲速翼型傳感器的陣列布置能在翼型前緣表面均勻分布，對于超聲速翼型傳感器陣列設(shè)計選擇安裝在菱形超聲速翼型的上表面或下表面任意一側(cè)，由于超聲速翼型前緣尖銳，條狀的微型柔性熱膜傳感器陣列只能貼附在機翼表面,相對于對稱軸而言,機翼表面每個敏感元件的緯度角可分別為60°、50°、40°、30°，從而使得超聲速翼型傳感器布置陣列能在翼型上表面均勻分布；

在步驟1)中，所述聚合物柔性襯底薄膜層可采用柔性聚酰亞胺，柔性襯底厚度可為50～10μm。

2)不同攻角條件下溫度和速度測量，具體方法如下：

微型柔性熱膜傳感器溫度與速度測量時包括速度邊界層、溫度邊界層、功能電路，假設(shè)熱敏元件的強迫熱對流到流體中的熱量Q₁+Q₅占其自身發(fā)熱熱量的絕大部分的情況下,將柔性熱膜傳感器表面暴露在來流中,將會產(chǎn)生從襯底處速度由0逐漸變化到U的速度邊界層，來流上下游對傳感器不均勻冷卻則會產(chǎn)生從熱敏元件薄膜層表面處溫度Tc到來流溫度T0的溫度邊界層，隨著速度邊界層和溫度邊界層的發(fā)展，在氣流方向與熱敏元件薄膜層垂直的情況下，功能電路采用恒溫差控制模式,利用一個閉環(huán)控制使得熱敏元件薄膜層表面溫度Tc高于T0,并保持其溫差ΔT＝Tc-T0恒定(一般為15°左右)，則熱平衡時的熱敏元件薄膜層表面溫度Tc僅與局部流速和加熱電流的功率有關(guān)，因此，在流體邊界層厚度范圍之內(nèi)放置的微型柔性熱膜傳感器,不僅可以解算出流體壁面的單點準(zhǔn)確來流溫度T0＝Tc-ΔT,還可以通過流體速度與被測熱敏元件薄膜層表面溫度Tc之間的關(guān)系得到這種流體環(huán)境下的流體速度,以及與流體速度相關(guān)的流量、流體壁面剪應(yīng)力等一系列流體參數(shù)(參見文獻(xiàn)[11])；

通過實驗測定微型柔性熱膜傳感器陣列在失速邊界范圍內(nèi)，攻角從負(fù)極限值到正極限值變化時，低速-亞聲速翼型與超聲速翼型中微型柔性熱膜傳感器陣列每個測量點的溫度、速度值，并保存到相應(yīng)設(shè)備中以備后續(xù)分析使用。

3)低速-亞聲速翼型攻角解算，具體方法如下：

低速-亞聲速翼型攻角解算時包括低速-亞聲速翼型、翼型中弧線、低速-亞聲速翼型傳感器陣列布置、低速-亞聲速翼型前緣溫度分布、溫度極值位置與攻角關(guān)系，在飛行器運動過程中，由于正對來流方向處測得熱敏元件薄膜層表面溫度Tc將會最大，其余位置隨著氣流的流動，Tc將逐漸降低，形成不同攻角下對應(yīng)不同的低速-亞聲速翼型前緣溫度分布，隨著攻角的變化，微型柔性熱膜傳感器陣列不同的敏感單元將測得最大值，攻角發(fā)生變化，峰值也將隨之移動，如溫度極值位置與攻角關(guān)系；當(dāng)攻角為0°時，溫度極值位于原點；當(dāng)攻角為正值時，溫度極值位于負(fù)半軸某位置；當(dāng)攻角為負(fù)值時，溫度極值位于正半軸某位置，由此便可將攻角變化轉(zhuǎn)為溫度極值沿緯度方向的位置變化，通過步驟2)收集的數(shù)據(jù)便可以擬合出低速-亞聲速翼型溫度極值位置與攻角大小的關(guān)系曲線，便可以通過飛行過程中實時測量的溫度極值所在的位置確定攻角大小；

4)超聲速翼型攻角解算，具體方法如下：

超聲速翼型攻角解算時包括菱形超聲速翼型、翼型中弧線、超聲速翼型傳感器陣列布置、斜激波、溫度極值位置與攻角關(guān)系，在飛行器運動過程中，來流于翼型前緣處產(chǎn)生斜激波，斜激波波后參數(shù)基本均勻，熱敏元件薄膜層表面溫度Tc可取為微型柔性熱膜傳感器陣列傳感器不同的敏感單元的均值；隨著攻角的變化,斜激波的強度產(chǎn)生相應(yīng)的改變,熱敏元件薄膜層表面溫度Tc也將隨之發(fā)生變化，由此可將攻角變化轉(zhuǎn)為溫度極值大小的變化，如溫度極值與攻角關(guān)系，通過步驟2)收集的數(shù)據(jù)便可以擬合出超聲速翼型溫度極值大小與攻角大小的關(guān)系曲線，便可以通過飛行過程中實時測量的溫度極值大小確定攻角大小。由步驟2)確定攻角。

本發(fā)明采用的基于微型柔性熱膜傳感器陣列的攻角測量裝置其結(jié)構(gòu)主要為微型柔性熱膜傳感器陣列、相應(yīng)的功能電路、信號采集與分析設(shè)備，通過測量在不同攻角和馬赫數(shù)條件下，熱膜傳感器溫度的變化并轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的輸出電信號，然后在信號采集與分析設(shè)備中進(jìn)行數(shù)據(jù)處理獲得相應(yīng)的速度和攻角。

本發(fā)明通過研究布置在飛行器機翼上的微型柔性熱膜傳感器陣列所測得數(shù)據(jù)與攻角的關(guān)系，提出一種基于微型柔性熱膜傳感器陣列，兼顧了溫度和速度的測量，并能直接解算得到攻角。不僅能夠提供溫度的測量值，同時還能直接實現(xiàn)速度、攻角的解算，實現(xiàn)傳感器的簡易化和小型化，降低成本和改善維護(hù)性，還為未來的高速飛行器氣動參數(shù)測量提供了新的思路。

附圖說明

圖1是微型柔性熱膜傳感器結(jié)構(gòu)俯視圖。

圖2是微型柔性熱膜傳感器結(jié)構(gòu)側(cè)視圖。

圖3是柔性熱膜傳感器溫度與速度測量原理圖。

圖4是低速和亞聲速翼型傳感器陣列布置圖。

圖5是超聲速翼型傳感器陣列布置圖。

圖6是低速和亞聲速翼型攻角測量原理圖。在圖6中，(a)的攻角α＝0°，(b)的攻角α＝8°，(c)的攻角α＝-8°。

圖7是超聲速翼型攻角測量原理圖。在圖7中，(a)的攻角α＝0°，(b)的攻角α＝8°，(c)的攻角α＝-8°。

在圖1～7中，各標(biāo)記為：1表示聚合物柔性襯底薄膜層、2表示熱敏元件薄膜層、3表示引線層、4表示封裝保護(hù)層、5表示速度邊界層、6表示溫度邊界層、7表示低速和亞聲速翼型、8表示翼型中弧線、9表示低速和亞聲速翼型傳感器陣列布置、10表示菱形超聲速翼型、11表示超聲速翼型傳感器陣列布置、12表示來流、13表示低速和亞聲速翼型前緣溫度分布、14表示功能電路、15表示斜激波、16表示溫度極值位置與攻角關(guān)系。

具體實施方式

基于微型柔性熱膜傳感器陣列的攻角測量方法是為了在高速度和大攻角飛行條件下為有效提高攻角測量范圍與準(zhǔn)確性而提出的設(shè)計方法。

基于微型柔性熱膜傳感器陣列的攻角測量方法的具體步驟如下：

1、微型柔性熱膜傳感器陣列布置。微型柔性熱膜傳感器包括聚合物柔性襯底薄膜層1、熱敏元件薄膜層2、引線層3、封裝保護(hù)層4。如圖1和圖2所示，其中聚合物柔性襯底薄膜層1多采用柔性聚酰亞胺，由于柔性襯底厚度范圍為50～10μm,不僅可以貼附于平面翼型表面，還可以彎曲貼附于各種非平面翼型表面,使得對翼面結(jié)構(gòu)的破壞趨于最小。如圖4所示，對于低速和亞聲速翼型的傳感器陣列設(shè)計可選擇安裝在低速和亞聲速翼型7的前緣，低速和亞聲速機翼的前緣呈半圓型或過渡的光滑曲面，條狀的微型柔性熱膜傳感器陣列貼附在機翼前緣,相對于對稱軸而言,機翼前緣每個敏感元件的緯度角可分別為±90°、±60°、±30°、±0°，從而使得低速和亞聲速翼型傳感器的陣列布置9能在翼型前緣表面均勻分布。如圖5所示，對于超聲速翼型傳感器陣列設(shè)計可選擇安裝在菱形超聲速翼型10的上表面或下表面任意一側(cè)，由于超聲速翼型前緣尖銳，條狀的微型柔性熱膜傳感器陣列只能貼附在機翼表面,相對于對稱軸而言,機翼表面每個敏感元件的緯度角可分別為60°、50°、40°、30°，從而使得超聲速翼型傳感器布置陣列11能在翼型上表面均勻分布。

2、不同攻角條件下溫度和速度測量。微型柔性熱膜傳感器溫度與速度測量時包括速度邊界層5、溫度邊界層6、功能電路14。如圖3所示，假設(shè)熱敏元件的強迫熱對流到流體中的熱量Q₁+Q₅占其自身發(fā)熱熱量的絕大部分的情況下,將柔性熱膜傳感器表面暴露在來流中,將會產(chǎn)生從襯底處速度由0逐漸變化到U的速度邊界層5，來流上下游對傳感器不均勻冷卻則會產(chǎn)生從熱敏元件薄膜層2表面處溫度Tc到來流溫度T0的溫度邊界層6。隨著速度邊界層5和溫度邊界層6的發(fā)展，在氣流方向與熱敏元件薄膜層2垂直的情況下，功能電路14采用恒溫差控制模式,利用一個閉環(huán)控制使得熱敏元件薄膜層2表面溫度Tc高于T0,并保持其溫差ΔT＝Tc-T0恒定(一般為15°左右)。則熱平衡時的熱敏元件薄膜層2表面溫度Tc僅與局部流速和加熱電流的功率有關(guān)。因此，在流體邊界層厚度范圍之內(nèi)放置的微型柔性熱膜傳感器,不僅可以解算出流體壁面的單點準(zhǔn)確來流溫度T0＝Tc-ΔT,還可以通過流體速度與被測熱敏元件薄膜層2表面溫度Tc之間的關(guān)系得到這種流體環(huán)境下的流體速度,以及與流體速度相關(guān)的流量、流體壁面剪應(yīng)力等一系列流體參數(shù)(參見文獻(xiàn)[11])。

基于以上所述，便可以通過實驗測定微型柔性熱膜傳感器陣列在失速邊界范圍內(nèi)，攻角從負(fù)極限值到正極限值變化時，低速和亞聲速翼型與超聲速翼型中微型柔性熱膜傳感器陣列每個測量點的溫度、速度值，并保存到相應(yīng)設(shè)備中以備后續(xù)分析使用。

3、低速和亞聲速翼型攻角解算。低速和亞聲速翼型攻角解算時包括低速和亞聲速翼型7、翼型中弧線8、低速和亞聲速翼型傳感器陣列布置9、低速和亞聲速翼型前緣溫度分布13、溫度極值位置與攻角關(guān)系16。如圖6所示，在飛行器運動過程中，由于正對來流方向處測得熱敏元件薄膜層2表面溫度Tc將會最大，其余位置隨著氣流的流動，Tc將逐漸降低,形成不同攻角下對應(yīng)不同的低速和亞聲速翼型前緣溫度分布13。隨著攻角的變化,微型柔性熱膜傳感器陣列不同的敏感單元將測得最大值,攻角發(fā)生變化,峰值也將隨之移動。如溫度極值位置與攻角關(guān)系16所示，當(dāng)攻角為0°時，溫度極值位于原點；當(dāng)攻角為正值時，溫度極值位于負(fù)半軸某位置；當(dāng)攻角為負(fù)值時，溫度極值位于正半軸某位置。由此便可將攻角變化轉(zhuǎn)為溫度極值沿緯度方向的位置變化,通過步驟2收集的數(shù)據(jù)便可以擬合出低速和亞聲速翼型溫度極值位置與攻角大小的關(guān)系曲線，便可以通過飛行過程中實時測量的溫度極值所在的位置確定攻角大小。

4、超聲速翼型攻角解算。超聲速翼型攻角解算時包括菱形超聲速翼型10、翼型中弧線8、超聲速翼型傳感器陣列布置11、斜激波15、溫度極值位置與攻角關(guān)系16。如圖7所示，在飛行器運動過程中，來流于翼型前緣處產(chǎn)生斜激波15，斜激波波后參數(shù)基本均勻，熱敏元件薄膜層2表面溫度Tc可取為微型柔性熱膜傳感器陣列傳感器不同的敏感單元的均值。隨著攻角的變化,斜激波15的強度產(chǎn)生相應(yīng)的改變,熱敏元件薄膜層2表面溫度Tc也將隨之發(fā)生變化，由此可將攻角變化轉(zhuǎn)為溫度極值大小的變化。如溫度極值與攻角關(guān)系16所示，通過步驟2收集的數(shù)據(jù)便可以擬合出超聲速翼型溫度極值大小與攻角大小的關(guān)系曲線，便可以通過飛行過程中實時測量的溫度極值大小確定攻角大小。由步驟2確定攻角。

以下給出具體實施例。

實施例：考慮基于微型柔性熱膜傳感器陣列的攻角測量方法，本實施例給定來流馬赫數(shù)為Ma＝0.8和Ma＝2，攻角α＝0°、α＝8°α＝-8°，飛行高度H＝10km的條件下，按照本發(fā)明所述設(shè)計方法，能計算出如圖6與圖7所示溫度極值位置與攻角關(guān)系16，明確了該方法在給定來流條件下能夠通過溫度極值位置確定低速和亞聲速翼型攻角，通過溫度極值大小確定超聲速翼型攻角。

運用本發(fā)明生成的裝置，不僅實現(xiàn)了在給定來流條件下攻角的測量，還能夠同時給出相應(yīng)的流速和溫度。