一种返回器烧蚀温度在轨测量方法

顾征陈丽平王彤吴建强邓湘金邹昕薛博

（1北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

（2山东航天电子技术研究所，山东烟台 264670）

一种返回器烧蚀温度在轨测量方法

顾征1陈丽平1王彤1吴建强2邓湘金1邹昕1薛博1

（1北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

（2山东航天电子技术研究所，山东烟台 264670）

返回器再入过程中的烧蚀温度，是防热结构设计和验证的重要参数之一。针对在轨应用的需求，文章设计了一种使用铠装热电偶进行返回器烧蚀温度在轨测量的方法，通过将铠装热电偶埋入安装并进行冷端补偿和误差校准设计，可以准确测量烧蚀温度的变化过程。通过我国探月三期工程再入返回飞行试验器在轨测试，证明了该方法的有效性。

铠装热电偶；返回器；烧蚀温度；在轨测量

1 引言

返回式航天器在再入大气的过程中，由于与大气摩擦，会产生高热环境，航天器常设计专门的防热结构并涂覆烧蚀材料，对本体进行防护。在轨通过测量防热结构不同分层的温度分布，掌握防热结构的工作情况，是常用的一种验证防热结构设计效果的技术手段。

防热结构烧蚀温度的测量对于传感器具有如下的需求:①能够测量高温；②易于安装，不破坏防热结构本身的防热性能；③能够测量防热结构不同深度分层的温度。

国内外通常的防热结构在轨温度的测量手段是使用测温晶粒，通过晶粒在高温环境下的形态改变，来测量环境温度。测温晶粒能够测量1000℃以上的高温［1］，易于在结构内不同深度安装，且体积小，不会对防热结构造成破坏，但只能记录测量过程中的最高温度，无法反映和记录温度变化的过程，所获得的测量数据应用价值有限。

基于此，本文设计了一种使用热电偶进行返回器防热结构在轨温度测量的新方法，利用热电偶测温精度高，易于安装的优点［2-4］，特别是其能够测量和记录整个温变过程，而不仅仅是测量最高温的特点，针对在轨应用的需求，对冷端补偿、铠装结构、安装方式、信号采集、温度校准等方面进行了针对性设计，此测量方法和系统已成功应用于我国探月三期工程再入返回飞行试验器的返回器防热结构的在轨温度测量。

2 原理分析

把两种不同的导体或半导体连接成如图1所示的闭合回路，当两个节点1和2温度不同时，假定T1＞T2，则在该回路内就会产生热电动势，这种现象称作热电效应，也叫做塞贝克效应［5-6］。

图1 塞贝克效应示意图（T1＞T2）Fig.1 Sketch map of Seebeck effect（T1＞T2）

热电偶测量温度的基本原理就是塞贝克效应，热电偶是将两种不同的金属材料一端焊接而成，焊接的一端叫做测量端，未焊接的一端叫做参考端，参考端在使用时通常恒定在一定的温度（如0℃），当对测量端加热时，在接点处有热电势产生。如参考端温度恒定，其热电势的大小和方向只与两种金属材料的特性和测量端的温度有关，而与热电偶的粗细和长短无关。当测量端的温度改变后，热电势也随之改变，并且温度和热电势之间有一固定的函数关系，利用这个关系就可以测量温度。

3 测量方法

与常用的测温晶粒方法相比，使用热电偶测量烧蚀温度不仅同样可以多点分层布置，测量整个温度场分布，而且能够测量返回再入全过程的温度变化，这是只能测量过程中最高温度值的测温晶粒方法所不具备的。当然，在轨应用时，热电偶也存在偶丝易折断、信号微弱难以采集、需要冷端补偿、铠装后难以进行高温段校准等难题。因此，在热电偶的铠装与安装、信号采集、误差校准等方面进行了针对性设计。

3.1 热电偶的铠装与安装

3.1.1 铠装形式

对于在轨使用的产品，需要具有高可靠性，而热电偶在使用过程中，存在偶丝易受损折断的问题，可靠性难以满足要求，且由于偶丝较软，易发生形变，不容易安装。因此，将热电偶进行了铠装设计，在偶丝的外部增加铠装保护，并将其加工为规则外形，方便安装。具体如图2所示，图中h为铠装偶的有效长度，其大小与测温点的深度直接相关，h1为引线长度，与铠装偶的安装位置和电缆走向相关，h2为台阶高度，S2为台阶宽度，取决于偶丝的最小转弯半径。

图2 铠装热电偶Fig.2 Armoured thermocouple

从图2中可以看出，热电偶采用了平底台阶式铠装结构，铠装材料使用不锈钢，两根偶丝之间通过灌注氧化镁进行绝缘，铠装台阶部位使用高温密封胶进行填充固定，防止引线部位松动折断，引线采用聚四氟套管保护和绝缘。铠装偶的直径S1为2 mm，只需要在防热结构上开Φ2.1 mm的孔即可安装，不会影响其防热性能。

3.1.2 与防热结构的安装方式

为了测量返回器完整温度场的分布，根据返回器结构温度场分析的结果，在大底、大底拐角、侧壁等多个特征位置安装热电偶，为了测量同一位置不同深度的防热层在烧蚀过程中的温度变化，从测点位置和埋入烧蚀层深度两个维度测量返回器的温度场分布，将热电偶设计为分组安装。

当安装在大底上时，热电偶为3个一组，成等边三角形布置，每两个之间间隔10 mm。热电偶穿过铝蜂窝后，埋入防热层中，3个埋入深度不同，分别为0，L1和L2，其中L1和L2根据实际需要测量的深度确定。铝蜂窝中事先装入预埋件，并通过高温胶将热电偶与铝蜂窝及防热层固定，同时为保证热电偶的测量灵敏度和精度，选用的高温胶具有良好的导热性能。

当安装在侧壁上时，热电偶为2个一组，间隔10 mm，直接穿过侧壁埋入防热层，埋入深度同样由需要测量的深度确定。与安装在大底上相同，选用导热性能良好的高温胶进行固定。

热电偶在结构上安装示意如图3所示。

图3 热电偶的安装图Fig.3 Thermocouple installation drawing

此种安装方式除了可以保证热电偶灵敏、稳定、可靠的进行温度测量外，每组热电偶形成一个测点，测量该位置不同深度的防热层在烧蚀过程中的温度变化，可以提供更为丰富翔实的测量数据。

3.2 测温信号采集

3.2.1 信号采集电路

热电偶输出为微伏级的小信号，约40μV/℃，难以采集，因此，电路设计采用2级放大电路实现。原理如图4所示。

图4 采集电路原理框图Fig.4 Block diagram of acquisition circuit theory

3.2.2 热电偶的冷端补偿

由于热电偶的“温度—热电动势”关系曲线是在冷端温度保持0℃的情况下得到的，因此冷端温度不等于0℃时，就需要对测量结果加以修正［7］。在轨应用时，热电偶的冷端即为采编设备的入口端，该位置的温度受到舱内温度和设备本身发热的影响，不能保持在0℃，因此，考虑到工程可实现性，本文采用冷端温度校正法对热电偶进行冷端补偿。

假设在温度测量的某一时刻，冷端的温度为T0，而此时测得的热电动势为E0（T，T0），T为所测得的热端温度。则真实的热电动势为

通过在冷端布置热敏电阻，可以测得任一时刻的冷端温度，将其代入式（1）中，即可对所测得的热电动势进行补偿，获得精确的测量结果。

3.3 测量误差校准

在热电偶的研制过程中，会通过专业的计量标定，获得每个热电偶产品的分度表，即温度与热电动势的对应关系，但由于热电偶经过铠装后，尺寸较小，专业的高温标定设备，如检定炉无法对其进行标定，因此，热电偶的标定均在偶丝状态下进行，这就会使得铠装后所带来的误差无法消除。针对该问题，设计了专门的误差校准试验，用于修正铠装热电偶的测量误差。试验方法如下:采用与器上安装相同的各种规格热电偶，模拟器上产品安装环境，对恒温场进行测温试验。试验过程中，恒温场温度从室温开始按预定的控温曲线进行升温，记录相应时刻的恒温场温度、铠装热电偶测试温度，获取热电偶在模拟器上安装环境下的测温数据，并与标准热偶测温曲线进行比对，得到其测温误差数据。图5为误差校准试验系统示意图。

通过误差校准，可以准确地消除热电偶由于铠装和安装方式等因素带来的误差。

图5 误差校准试验系统示意图Fig.5 Sketch map of error calibration test system

4 飞行结果

在探月三期工程再入返回飞行试验任务中，使用文中的测量方法，通过18 000个采样点成功测量了返回器再入过程中约2000 s的温度变化过程，测温误差小于5℃。热电偶的测温曲线如图6所示。

图6 热电偶在轨测温曲线Fig.6 Temperature curve measured in flight by thermocouple

图6中横坐标采样点序号采样频率为9 Hz，从图6中可以看出，在返回器再入过程中，该热电偶（20号，安装于返回器侧壁第III象限线上，埋入深度10 mm）的测量温度从—55℃，攀升到最高约38℃。通过返回器各点所布热电偶所测温度信息反演出的返回器再入返回过程中的温度场分布的变化如图7所示。从图7中可以看出，在返回再入初始阶段，返回器整体温度较低，随着烧蚀层不断烧蚀，返回器较高温度区域逐渐增多，整体温度不断升高。

从飞行结果可以看出，与传统测温晶粒方法只能记录最高温度点不同，文中方法测量了整个温度变化过程，且连续完整。通过多测点的安装布局，此方法可以获得整个返回器在烧蚀过程中的温度场分布变化。

图7 返回器再入返回过程中的温度场分布Fig.7 Temperature field in reentry process

5 结束语

本文设计了一种使用热电偶进行返回器防热结构在轨温度测量的方法，针对在轨应用的特点，在热电偶的铠装结构、安装方式、信号采集、冷端补偿、温度校准等方面进行了设计，此方法具有测温精度高、能够测量防热结构不同分层的温变过程的特点，通过探月三期工程再入返回飞行试验器在轨试验的结果，验证了该方法的准确性和有效性，为后续返回式航天器烧蚀温度在轨测量提供了重要的借鉴和参考意义。

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［1］张兴，张志学，薛秀生，等.航空发动机测温晶体的退火特性研究［J］.航空发动机，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.飞机发动机测温方法的探究与实践［J］.航空科学技术，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］张加迅，王虹，孙家林.热敏电阻在航天器上的应用分析［J］.中国空间科学技术，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］孙兴华，苏新明，陶涛.真空热试验热电偶测温参考点分析改进［J］.航天器环境工程，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.航天器用热电偶测温仪的设计［D］.西安:西安电子科技大学，2011 Tang Zhaoting.The thermocouple instrument designing for aerocraft［D］.Xi'an:Xi'an Electronics and Science University，2011（in Chinese）

［6］郭赣.真空热试验的温度测量系统［J］.航天器环境工程，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］郑晓文.关于热电偶冷端补偿问题的探讨［J］.宇航计测技术，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）

（编辑：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

顾征，男，博士，高级工程师，从事航天器总体设计及工程参数测量研究工作。Email：guzhbird@163.com。