一種返回器燒蝕溫度在軌測量方法

顧征陳麗平王彤吳建強鄧湘金鄒昕薛博

（1北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

（2山東航天電子技術(shù)研究所，山東煙臺 264670）

一種返回器燒蝕溫度在軌測量方法

顧征1陳麗平1王彤1吳建強2鄧湘金1鄒昕1薛博1

（1北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

（2山東航天電子技術(shù)研究所，山東煙臺 264670）

返回器再入過程中的燒蝕溫度，是防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計和驗證的重要參數(shù)之一。針對在軌應(yīng)用的需求，文章設(shè)計了一種使用鎧裝熱電偶進行返回器燒蝕溫度在軌測量的方法，通過將鎧裝熱電偶埋入安裝并進行冷端補償和誤差校準設(shè)計，可以準確測量燒蝕溫度的變化過程。通過我國探月三期工程再入返回飛行試驗器在軌測試，證明了該方法的有效性。

鎧裝熱電偶；返回器；燒蝕溫度；在軌測量

1 引言

返回式航天器在再入大氣的過程中，由于與大氣摩擦，會產(chǎn)生高熱環(huán)境，航天器常設(shè)計專門的防熱結(jié)構(gòu)并涂覆燒蝕材料，對本體進行防護。在軌通過測量防熱結(jié)構(gòu)不同分層的溫度分布，掌握防熱結(jié)構(gòu)的工作情況，是常用的一種驗證防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計效果的技術(shù)手段。

防熱結(jié)構(gòu)燒蝕溫度的測量對于傳感器具有如下的需求:①能夠測量高溫；②易于安裝，不破壞防熱結(jié)構(gòu)本身的防熱性能；③能夠測量防熱結(jié)構(gòu)不同深度分層的溫度。

國內(nèi)外通常的防熱結(jié)構(gòu)在軌溫度的測量手段是使用測溫晶粒，通過晶粒在高溫環(huán)境下的形態(tài)改變，來測量環(huán)境溫度。測溫晶粒能夠測量1000℃以上的高溫［1］，易于在結(jié)構(gòu)內(nèi)不同深度安裝，且體積小，不會對防熱結(jié)構(gòu)造成破壞，但只能記錄測量過程中的最高溫度，無法反映和記錄溫度變化的過程，所獲得的測量數(shù)據(jù)應(yīng)用價值有限。

基于此，本文設(shè)計了一種使用熱電偶進行返回器防熱結(jié)構(gòu)在軌溫度測量的新方法，利用熱電偶測溫精度高，易于安裝的優(yōu)點［2-4］，特別是其能夠測量和記錄整個溫變過程，而不僅僅是測量最高溫的特點，針對在軌應(yīng)用的需求，對冷端補償、鎧裝結(jié)構(gòu)、安裝方式、信號采集、溫度校準等方面進行了針對性設(shè)計，此測量方法和系統(tǒng)已成功應(yīng)用于我國探月三期工程再入返回飛行試驗器的返回器防熱結(jié)構(gòu)的在軌溫度測量。

2 原理分析

把兩種不同的導(dǎo)體或半導(dǎo)體連接成如圖1所示的閉合回路，當兩個節(jié)點1和2溫度不同時，假定T1＞T2，則在該回路內(nèi)就會產(chǎn)生熱電動勢，這種現(xiàn)象稱作熱電效應(yīng)，也叫做塞貝克效應(yīng)［5-6］。

圖1 塞貝克效應(yīng)示意圖（T1＞T2）Fig.1 Sketch map of Seebeck effect（T1＞T2）

熱電偶測量溫度的基本原理就是塞貝克效應(yīng)，熱電偶是將兩種不同的金屬材料一端焊接而成，焊接的一端叫做測量端，未焊接的一端叫做參考端，參考端在使用時通常恒定在一定的溫度（如0℃），當對測量端加熱時，在接點處有熱電勢產(chǎn)生。如參考端溫度恒定，其熱電勢的大小和方向只與兩種金屬材料的特性和測量端的溫度有關(guān)，而與熱電偶的粗細和長短無關(guān)。當測量端的溫度改變后，熱電勢也隨之改變，并且溫度和熱電勢之間有一固定的函數(shù)關(guān)系，利用這個關(guān)系就可以測量溫度。

3 測量方法

與常用的測溫晶粒方法相比，使用熱電偶測量燒蝕溫度不僅同樣可以多點分層布置，測量整個溫度場分布，而且能夠測量返回再入全過程的溫度變化，這是只能測量過程中最高溫度值的測溫晶粒方法所不具備的。當然，在軌應(yīng)用時，熱電偶也存在偶絲易折斷、信號微弱難以采集、需要冷端補償、鎧裝后難以進行高溫段校準等難題。因此，在熱電偶的鎧裝與安裝、信號采集、誤差校準等方面進行了針對性設(shè)計。

3.1 熱電偶的鎧裝與安裝

3.1.1 鎧裝形式

對于在軌使用的產(chǎn)品，需要具有高可靠性，而熱電偶在使用過程中，存在偶絲易受損折斷的問題，可靠性難以滿足要求，且由于偶絲較軟，易發(fā)生形變，不容易安裝。因此，將熱電偶進行了鎧裝設(shè)計，在偶絲的外部增加鎧裝保護，并將其加工為規(guī)則外形，方便安裝。具體如圖2所示，圖中h為鎧裝偶的有效長度，其大小與測溫點的深度直接相關(guān)，h1為引線長度，與鎧裝偶的安裝位置和電纜走向相關(guān)，h2為臺階高度，S2為臺階寬度，取決于偶絲的最小轉(zhuǎn)彎半徑。

圖2 鎧裝熱電偶Fig.2 Armoured thermocouple

從圖2中可以看出，熱電偶采用了平底臺階式鎧裝結(jié)構(gòu)，鎧裝材料使用不銹鋼，兩根偶絲之間通過灌注氧化鎂進行絕緣，鎧裝臺階部位使用高溫密封膠進行填充固定，防止引線部位松動折斷，引線采用聚四氟套管保護和絕緣。鎧裝偶的直徑S1為2 mm，只需要在防熱結(jié)構(gòu)上開Φ2.1 mm的孔即可安裝，不會影響其防熱性能。

3.1.2 與防熱結(jié)構(gòu)的安裝方式

為了測量返回器完整溫度場的分布，根據(jù)返回器結(jié)構(gòu)溫度場分析的結(jié)果，在大底、大底拐角、側(cè)壁等多個特征位置安裝熱電偶，為了測量同一位置不同深度的防熱層在燒蝕過程中的溫度變化，從測點位置和埋入燒蝕層深度兩個維度測量返回器的溫度場分布，將熱電偶設(shè)計為分組安裝。

當安裝在大底上時，熱電偶為3個一組，成等邊三角形布置，每兩個之間間隔10 mm。熱電偶穿過鋁蜂窩后，埋入防熱層中，3個埋入深度不同，分別為0，L1和L2，其中L1和L2根據(jù)實際需要測量的深度確定。鋁蜂窩中事先裝入預(yù)埋件，并通過高溫膠將熱電偶與鋁蜂窩及防熱層固定，同時為保證熱電偶的測量靈敏度和精度，選用的高溫膠具有良好的導(dǎo)熱性能。

當安裝在側(cè)壁上時，熱電偶為2個一組，間隔10 mm，直接穿過側(cè)壁埋入防熱層，埋入深度同樣由需要測量的深度確定。與安裝在大底上相同，選用導(dǎo)熱性能良好的高溫膠進行固定。

熱電偶在結(jié)構(gòu)上安裝示意如圖3所示。

圖3 熱電偶的安裝圖Fig.3 Thermocouple installation drawing

此種安裝方式除了可以保證熱電偶靈敏、穩(wěn)定、可靠的進行溫度測量外，每組熱電偶形成一個測點，測量該位置不同深度的防熱層在燒蝕過程中的溫度變化，可以提供更為豐富翔實的測量數(shù)據(jù)。

3.2 測溫信號采集

3.2.1 信號采集電路

熱電偶輸出為微伏級的小信號，約40μV/℃，難以采集，因此，電路設(shè)計采用2級放大電路實現(xiàn)。原理如圖4所示。

圖4 采集電路原理框圖Fig.4 Block diagram of acquisition circuit theory

3.2.2 熱電偶的冷端補償

由于熱電偶的“溫度—熱電動勢”關(guān)系曲線是在冷端溫度保持0℃的情況下得到的，因此冷端溫度不等于0℃時，就需要對測量結(jié)果加以修正［7］。在軌應(yīng)用時，熱電偶的冷端即為采編設(shè)備的入口端，該位置的溫度受到艙內(nèi)溫度和設(shè)備本身發(fā)熱的影響，不能保持在0℃，因此，考慮到工程可實現(xiàn)性，本文采用冷端溫度校正法對熱電偶進行冷端補償。

假設(shè)在溫度測量的某一時刻，冷端的溫度為T0，而此時測得的熱電動勢為E0（T，T0），T為所測得的熱端溫度。則真實的熱電動勢為

通過在冷端布置熱敏電阻，可以測得任一時刻的冷端溫度，將其代入式（1）中，即可對所測得的熱電動勢進行補償，獲得精確的測量結(jié)果。

3.3 測量誤差校準

在熱電偶的研制過程中，會通過專業(yè)的計量標定，獲得每個熱電偶產(chǎn)品的分度表，即溫度與熱電動勢的對應(yīng)關(guān)系，但由于熱電偶經(jīng)過鎧裝后，尺寸較小，專業(yè)的高溫標定設(shè)備，如檢定爐無法對其進行標定，因此，熱電偶的標定均在偶絲狀態(tài)下進行，這就會使得鎧裝后所帶來的誤差無法消除。針對該問題，設(shè)計了專門的誤差校準試驗，用于修正鎧裝熱電偶的測量誤差。試驗方法如下:采用與器上安裝相同的各種規(guī)格熱電偶，模擬器上產(chǎn)品安裝環(huán)境，對恒溫場進行測溫試驗。試驗過程中，恒溫場溫度從室溫開始按預(yù)定的控溫曲線進行升溫，記錄相應(yīng)時刻的恒溫場溫度、鎧裝熱電偶測試溫度，獲取熱電偶在模擬器上安裝環(huán)境下的測溫數(shù)據(jù)，并與標準熱偶測溫曲線進行比對，得到其測溫誤差數(shù)據(jù)。圖5為誤差校準試驗系統(tǒng)示意圖。

通過誤差校準，可以準確地消除熱電偶由于鎧裝和安裝方式等因素帶來的誤差。

圖5 誤差校準試驗系統(tǒng)示意圖Fig.5 Sketch map of error calibration test system

4 飛行結(jié)果

在探月三期工程再入返回飛行試驗任務(wù)中，使用文中的測量方法，通過18 000個采樣點成功測量了返回器再入過程中約2000 s的溫度變化過程，測溫誤差小于5℃。熱電偶的測溫曲線如圖6所示。

圖6 熱電偶在軌測溫曲線Fig.6 Temperature curve measured in flight by thermocouple

圖6中橫坐標采樣點序號采樣頻率為9 Hz，從圖6中可以看出，在返回器再入過程中，該熱電偶（20號，安裝于返回器側(cè)壁第III象限線上，埋入深度10 mm）的測量溫度從—55℃，攀升到最高約38℃。通過返回器各點所布熱電偶所測溫度信息反演出的返回器再入返回過程中的溫度場分布的變化如圖7所示。從圖7中可以看出，在返回再入初始階段，返回器整體溫度較低，隨著燒蝕層不斷燒蝕，返回器較高溫度區(qū)域逐漸增多，整體溫度不斷升高。

從飛行結(jié)果可以看出，與傳統(tǒng)測溫晶粒方法只能記錄最高溫度點不同，文中方法測量了整個溫度變化過程，且連續(xù)完整。通過多測點的安裝布局，此方法可以獲得整個返回器在燒蝕過程中的溫度場分布變化。

圖7 返回器再入返回過程中的溫度場分布Fig.7 Temperature field in reentry process

5 結(jié)束語

本文設(shè)計了一種使用熱電偶進行返回器防熱結(jié)構(gòu)在軌溫度測量的方法，針對在軌應(yīng)用的特點，在熱電偶的鎧裝結(jié)構(gòu)、安裝方式、信號采集、冷端補償、溫度校準等方面進行了設(shè)計，此方法具有測溫精度高、能夠測量防熱結(jié)構(gòu)不同分層的溫變過程的特點，通過探月三期工程再入返回飛行試驗器在軌試驗的結(jié)果，驗證了該方法的準確性和有效性，為后續(xù)返回式航天器燒蝕溫度在軌測量提供了重要的借鑒和參考意義。

（

）

［1］張興，張志學(xué)，薛秀生，等.航空發(fā)動機測溫晶體的退火特性研究［J］.航空發(fā)動機，2013，39（4）:72-77 Zhang Xing，Zhang Zhixue，Xue Xiusheng，et al.Research on crystals annealing characteristic for aeroengine temperature measurement［J］.Aeroengine，2013，39（4）:72-77（in Chinese）

［2］郭小波.飛機發(fā)動機測溫方法的探究與實踐［J］.航空科學(xué)技術(shù)，2011（1）:39-42 Guo Xiaobo.Exploration and practice of aero-engine temperature measuring method［J］.Aeronautical Science&Technology，2011（1）:39-42（in Chinese）

［3］張加迅，王虹，孫家林.熱敏電阻在航天器上的應(yīng)用分析［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2004，12（6）:54-59 Zhang Jiaxun，Wang Hong，Sun Jialin.The application analysis of thermistor in spacecraft［J］.Chinese Space Science and Technology，2004，12（6）:54-59（in Chinese）

［4］孫興華，蘇新明，陶濤.真空熱試驗熱電偶測溫參考點分析改進［J］.航天器環(huán)境工程，2012，29（5）:522-526 Sun Xinghua，Su Xinming，Tao Tao.Analysis and improvement of temperature reference equipment for thermocouple in vacuum thermal tests［J］.Spacecraft Environment Engineering，2012，29（5）:522-526（in Chinese）

［5］唐兆廷.航天器用熱電偶測溫儀的設(shè)計［D］.西安:西安電子科技大學(xué)，2011 Tang Zhaoting.The thermocouple instrument designing for aerocraft［D］.Xi'an:Xi'an Electronics and Science University，2011（in Chinese）

［6］郭贛.真空熱試驗的溫度測量系統(tǒng)［J］.航天器環(huán)境工程，2009，26（1）:33-36 Guo Gan.Temperature measurement system for spacecraft thermal vacuum tests［J］.Spacecraft Environment Engineering，2009，26（1）:33-36（in Chinese）

［7］鄭曉文.關(guān)于熱電偶冷端補償問題的探討［J］.宇航計測技術(shù)，2002，22（6）:53-59 Zheng Xiaowen.The discussion of thermocouple cold—end compensatory［J］.Journal of Astronautic Metrology and Mensurement，2002，22（6）:53-59（in Chinese）

（編輯：李多）

A Method for Ablation Temperature Inflight Measuring of Reentry Vehicle

GU Zheng1CHEN Liping1WANG Tong1WU Jianqiang2DENG Xiangjin1ZOU Xin1XUE Bo1
（1 Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）
（2 Shandong Aerospace Electro-technology Institute，Yantai，Shandong 264670，China）

Ablation temperature of reentry vehicle is an important parameter for heat protection structure design and validation.For meeting the requirement of inflight application，a method is proposed，which uses armoured thermocouple to measure the ablation temperature of reentry vehicle.By embedded installation，cold-junction compensation and error calibration，the changing process of ablation temperature can be precisely measured.Inflight test results of return and reentry flight test vehicle for the 3rd phase of China lunar exploration program demonstrates the effectiveness of the proposed method.

armoured thermocouple；reentry vehicle；ablation temperature；inflight measurement

V476.3

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.02.020

2014-12-09；

2015-03-01

顧征，男，博士，高級工程師，從事航天器總體設(shè)計及工程參數(shù)測量研究工作。Email：guzhbird@163.com。