火箭下投式探空溫度傳感器設(shè)計(jì)

湯鴻霄， 劉清惓*， 楊杰， 段然， 葛祥建， 惲雨涵

(1.南京信息工程大學(xué)江蘇省大氣環(huán)境與裝備技術(shù)協(xié)同創(chuàng)新中心， 南京 210044; 2.南京信息工程大學(xué)江蘇省氣象探測(cè)與信息處理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210044； 3.南京信息工程大學(xué)電子與信息工程學(xué)院， 南京 210044)

近年來(lái)，隨著對(duì)氣候變化以及超高空大氣環(huán)境的研究不斷深入，國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)平流層以上的大氣環(huán)境展開(kāi)了大量研究[1-4]。Erell等[2]的研究證明了在高空中太陽(yáng)輻射誤差隨著太陽(yáng)輻射強(qiáng)度的增加而增加，隨著氣流速度的增大而減小。丁楓[3]的研究采用陣列式球形溫度傳感器測(cè)量10～30 km的大氣環(huán)境以獲得0.16 K的平均輻射誤差。劉洋等[4]用熱電偶作為探空儀的測(cè)溫工具也可使輻射誤差減小。

但上訴研究的探空儀皆采用探空氣球搭載，其有飛行高度限制，往往氣球上升到30 km以上的高度就會(huì)發(fā)生爆裂，所以傳統(tǒng)探空儀幾乎無(wú)法測(cè)量超過(guò)這一高度的大氣環(huán)境。但是，隨著科技水平的進(jìn)步，30～80 km高空大氣環(huán)境探測(cè)變得同樣不可忽視，不僅能對(duì)氣象預(yù)測(cè)產(chǎn)生幫助，還能對(duì)中國(guó)未來(lái)將會(huì)投入使用的超高速飛行器的飛行環(huán)境進(jìn)行先行研究。故現(xiàn)采用火箭下投式探空儀，并使用陣列式熱電偶作為測(cè)溫元件，對(duì)傳統(tǒng)探空儀無(wú)法到達(dá)的高空大氣環(huán)境進(jìn)行探測(cè)研究。

火箭下投式探空溫度傳感器由火箭搭載升空，并于距地面80 km左右的高度下投，探空儀配備降落傘系統(tǒng)來(lái)緩解一定的下落速度，并于下落過(guò)程中持續(xù)、快速地采集高空中的各種氣象數(shù)據(jù)。

在超高空中，太陽(yáng)輻射誤差是導(dǎo)致溫度測(cè)量不準(zhǔn)確的主要原因，其是由熱輻射與熱傳導(dǎo)在溫度傳感器上的雙重作用而造成的[1]。在30～80 km的高空，空氣稀薄、太陽(yáng)輻射更強(qiáng)，所以設(shè)計(jì)的重點(diǎn)是如何在超高空中更為惡劣的大氣環(huán)境中盡可能地減小太陽(yáng)輻射誤差，因此現(xiàn)提出一種熱電偶陣列溫度傳感器設(shè)計(jì)。首先使用Pro/E建立探空儀的整體模型，再通過(guò)Fluent仿真軟件得出不同尺寸的熱電偶探頭太陽(yáng)輻射誤差最小者，接著用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(computational fluid dynamics，CFD)方法計(jì)算出表面涂覆不同太陽(yáng)輻射吸收率材料的熱電偶探頭相互的輻射誤差比值。并采用支持向量機(jī)(support vector machine，SVM)算法擬合處理數(shù)據(jù)。最后以低氣壓風(fēng)洞與太陽(yáng)模擬器作為實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，驗(yàn)證火箭下投式溫度傳感器的準(zhǔn)確性與可靠性。

1 火箭下投式傳感器的模型與原理

1.1 傳感器物理模型

針對(duì)超高空大氣環(huán)境并結(jié)合火箭探空儀的設(shè)計(jì)所需，提出了一種以熱電偶陣列作為溫度傳感器的探空儀系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，其結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。

圖1 火箭下投式探空儀結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of rocket drop radiosonde

在一些地面氣象探測(cè)中采用的太陽(yáng)光擋板，不適用于火箭探空儀，因?yàn)閾醢弩w積大、散熱差、熱惰性大，會(huì)強(qiáng)烈地吸收太陽(yáng)輻射，并產(chǎn)生顯著升溫，對(duì)溫度測(cè)量造成干擾。此外，在探空儀劇烈擺動(dòng)過(guò)程中，擋板會(huì)形成顯著的熱尾流，并容易對(duì)傳感器探頭形成熱污染。因此，將微型溫度傳感器探頭置于探空儀的最前端。為防止在運(yùn)輸、安裝過(guò)程中，操作人員意外觸碰探頭造成損壞，在探空儀頭部，設(shè)有2個(gè)保護(hù)桿，其形狀為圓柱狀，長(zhǎng)度為60～80 mm，直徑為2～3 mm。保護(hù)桿的表面材質(zhì)為鋁或銀，內(nèi)部材質(zhì)為金屬或塑料。探空儀整體模型如圖2所示。

圖2 探空儀整體模型Fig.2 Overall model of radiosonde

1.2 傳感器工作原理

傳感器由4個(gè)溫度傳感器探頭組成，其有不同太陽(yáng)輻射吸收率的涂層，構(gòu)成了陣列式熱電偶。4個(gè)探頭分別涂覆了一層銀、鋁、銅與黑色涂層，使熱端探頭具有不同的太陽(yáng)輻射吸收率。高空大氣密度、太陽(yáng)輻射強(qiáng)度、環(huán)境氣體流速等環(huán)境因素以及探頭表面不同的輻射吸收率的影響使每個(gè)探頭的輻射誤差不同。因此真實(shí)環(huán)境溫度可由各個(gè)探頭之間的輻射誤差比值關(guān)系計(jì)算得出[3]，傳感器結(jié)原理意圖如圖3所示。

圖3 溫度傳感器原理示意圖Fig.3 Schematic diagram of temperature sensor

傳感器探頭A表面涂覆了一層銀質(zhì)涂層，其太陽(yáng)輻射反射率最高，經(jīng)過(guò)一段時(shí)間的太陽(yáng)光照后，探頭A的輻射誤差和真實(shí)溫度值分別為ΔTa、Ta。傳感器探頭B表面涂覆了一層鋁質(zhì)涂層，其太陽(yáng)輻射反射率次之，施加同樣強(qiáng)度的太陽(yáng)輻射后，探頭B的輻射誤差和真實(shí)溫度值分別為ΔTb、Tb。傳感器探頭C表面涂覆了一層銅質(zhì)涂層，其太陽(yáng)輻射反射率再次之，施加太陽(yáng)輻射后，探頭C的輻射誤差和真實(shí)溫度值分別為ΔTc、Tc。傳感器探頭D表面的涂層與上述3種涂層相比，其太陽(yáng)輻射反射率最低，施加太陽(yáng)輻射后，探頭D的輻射誤差和真實(shí)溫度值分別為ΔTd、Td。無(wú)輻射環(huán)境下，4個(gè)探頭的溫度測(cè)量值均為Tx。使用探頭D測(cè)量值作為參照，用其他3種不同涂層的探頭測(cè)量值與其相比，其間的輻射誤差比值公式分別為

(1)

(2)

(3)

式中：H為海拔高度；V為環(huán)境氣體流速。由此可推算出

(4)

(5)

(6)

可推算出大氣溫度的真實(shí)值Tx分別為

(7)

(8)

(9)

(10)

式中：Tx為真實(shí)環(huán)境溫度最終值。探頭A、B、C的輻射誤差比值換算成環(huán)境溫度值的公式分別為式(7)、式(8)與式(9)。

1.3 陣列式熱電偶傳感器探頭設(shè)計(jì)

使用4個(gè)微型熱電偶組成陣列，其熱端探頭為測(cè)溫元件，并通過(guò)硅酮導(dǎo)熱膠使探頭與外層涂覆的不同反射率材料貼合。導(dǎo)熱膠與外界連接處用防水膠，提高絕緣性能，避免雨水和濕氣影響絕緣電阻。因鉑電阻精度、穩(wěn)定性高的特點(diǎn)[4]，熱電偶的冷端補(bǔ)償器件選用鉑電阻Pt100[5]，4個(gè)熱電偶共用同一冷端以減小測(cè)量時(shí)不必要的誤差。將鉑電阻和熱電偶的冷端一起放置在導(dǎo)熱膠中，保證兩者溫度的一致性，并在外層涂覆極低太陽(yáng)輻射吸收率的銀質(zhì)反射層。利用這種設(shè)計(jì)方式，降低了冷端探頭的整體太陽(yáng)輻射誤差，以達(dá)到提高測(cè)量精度的目的。熱電偶陣列傳感器的結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 陣列式熱電偶結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Structural diagram of array thermocouple

2 研究方法及仿真結(jié)果分析

2.1 研究方法

火箭下投式探空溫度傳感器的研究設(shè)計(jì)分別從傳感器探頭尺寸選擇仿真、陣列式熱電偶輻射誤差比值仿真和實(shí)驗(yàn)3部分進(jìn)行分析[6]。尺寸仿真部分先利用Pro/E建立不同尺寸的熱電偶探頭基本模型，接著在ICEM中定義材料點(diǎn)并進(jìn)行網(wǎng)格劃分，其次通過(guò)Fluent進(jìn)行仿真計(jì)算，分別計(jì)算出不同尺寸探頭在不同高度、不同風(fēng)速的情況下的太陽(yáng)輻射誤差，選擇其中輻射誤差最小的尺寸。陣列式熱電偶輻射誤差仿真部分中，對(duì)涂覆了不同太陽(yáng)輻射吸收率材料的熱端探頭及鉑電阻冷端補(bǔ)償使用上述類似的CFD方法進(jìn)行仿真計(jì)算。將輻射誤差數(shù)據(jù)采用支持向量機(jī)算法進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合，得到太陽(yáng)輻射誤差修正公式。實(shí)驗(yàn)部分則將陣列式熱電偶溫度采集電路放入低氣壓風(fēng)洞與太陽(yáng)模擬試驗(yàn)平臺(tái)進(jìn)行對(duì)比分析和證，探究該設(shè)計(jì)的可行性和準(zhǔn)確性。

2.2 傳感器探頭的模型建立、網(wǎng)格劃分及流固耦合分析

首先通過(guò)Pro/E建立了4個(gè)直徑分別為0.3、0.2、0.1和0.05 mm的熱電偶傳感器探頭模型如圖5所示。采用了T型熱電偶，其測(cè)量范圍為-200～350 ℃，符合30 ～ 80 km高空的大氣環(huán)境。然后利用ICEM對(duì)建立的模型進(jìn)行材料點(diǎn)定義和網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格參數(shù)如下：探頭直徑分別為0.3、0.2、0.1、0.05 mm。除了直徑為0.05 mm的探頭導(dǎo)線線徑為0.02 mm外，其余探頭導(dǎo)線線徑均為0.05 mm。傳感器探頭周圍的空氣域AIR尺寸設(shè)置為5 mm×3 mm×3 mm。經(jīng)劃分后網(wǎng)格數(shù)量約為55萬(wàn)，其質(zhì)量大于0.36，具體的網(wǎng)格劃分情況如圖6所示。

圖5 熱電偶傳感器探頭Pro/E建模Fig.5 Pro/E modeling of thermocouple sensor probe

圖6 傳感器探頭網(wǎng)格劃分圖Fig.6 Grid division diagram of sensor probe

最后使用Fluent軟件對(duì)傳感器模型進(jìn)行流固耦合分析[7]。根據(jù)30～80 km海拔的變化設(shè)置空氣密度、氣體流速設(shè)為10～200 m/s，以此環(huán)境變量對(duì)不同尺寸探頭的太陽(yáng)輻射誤差進(jìn)行仿真分析。當(dāng)海拔高度分別為80 km和40 km，風(fēng)速分別為200 m/s和10 m/s時(shí)，尺寸分別為0.2 mm和0.1 mm的傳感器探頭溫度場(chǎng)分布如圖7所示。其太陽(yáng)輻射誤差分別為0.663 K和0.086 K。

圖7 傳感器探頭溫度場(chǎng)分布Fig.7 Temperature field distribution of sensor probe

2.3 傳感器探頭的仿真結(jié)果分析

為了探究不同尺寸傳感器探頭在不同海拔高度、不同風(fēng)速的影響下太陽(yáng)輻射誤差的大小，使用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)對(duì)4個(gè)尺寸的熱電偶探頭進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，具體的計(jì)算結(jié)果如圖8所示。

由圖8可知，對(duì)于不同尺寸的傳感器探頭，氣流速度一定時(shí)，太陽(yáng)輻射誤差與海拔高度有著相同的增大趨勢(shì)；海拔高度一定時(shí)，太陽(yáng)輻射誤差隨著氣流速度的增大而減小。當(dāng)傳感器探頭直徑為0.3 mm，海拔為80 km，氣流速度為10 m/s時(shí)，太陽(yáng)輻射誤差最大，約為0.911 K。當(dāng)傳感器探頭直徑為0.05 mm，海拔為30 km，氣流速度為200 m/s時(shí)，太陽(yáng)輻射誤差最小，約為0.029 K。并且由4幅曲面圖對(duì)比可知，當(dāng)海拔與氣流速度相同時(shí)，傳感器探頭直徑越小，太陽(yáng)輻射誤差越小。由此可見(jiàn)，想要盡可能降低太陽(yáng)輻射誤差對(duì)探空溫度傳感器的影響，應(yīng)盡可能選用直徑較小的探頭，因此，陣列式熱電偶選用0.05 mm直徑的T形熱電偶。

圖8 不同尺寸的傳感器探頭太陽(yáng)輻射誤差和海拔高度、氣流速度關(guān)系圖Fig.8 Relationship between solar radiation error of sensor probes with different sizes and altitude and air velocity

2.4 陣列式熱電偶的模型建立、網(wǎng)格劃分及流固耦合分析

經(jīng)上述CFD仿真后，選用直徑為0.05 mm的熱電偶作為溫度傳感器，4個(gè)熱電偶表面涂覆上不同太陽(yáng)輻射吸收率的材料，間距為2 mm并行排列，確保區(qū)域環(huán)境的一致性，后端為4個(gè)熱電偶共用的冷端補(bǔ)償鉑電阻。然后使用ICEM 軟件對(duì)陣列式熱電偶進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并將空氣域尺寸設(shè)為120 mm×120 mm×240 mm。圖9為陣列式熱電偶溫度傳感器和周圍空氣域的網(wǎng)格劃分。其中4個(gè)并行排列的較小球體為陣列式熱電偶的熱端探頭，位于后方的較大的球體為共用的冷端補(bǔ)償。

圖9 陣列式熱電偶傳感器及周圍空氣域網(wǎng)格Fig.9 Array thermocouple sensor and surrounding air grid

采用CFD方法對(duì)陣列式熱電偶進(jìn)行仿真分析[8]。將4個(gè)熱電偶熱端探頭設(shè)置不同的太陽(yáng)輻射反射率，銀質(zhì)涂層為95%，鋁質(zhì)涂層90%，銅制涂層為50%，黑色涂層為20%，冷端補(bǔ)償?shù)你K電阻表面太陽(yáng)輻射反射率也設(shè)為95%。如圖10所示為仿真時(shí)2種情況的陣列式熱電偶傳感器的溫度場(chǎng)分布。將太陽(yáng)輻射強(qiáng)度設(shè)定為1 400 W/m2、海拔高度設(shè)為40 km，風(fēng)速設(shè)定為100 m/s時(shí)，從左到右分別為銀質(zhì)涂層探頭、鋁質(zhì)涂層探頭、銅質(zhì)涂層探頭和黑色涂層探頭，其對(duì)應(yīng)的太陽(yáng)輻射誤差分別為0.63、0.79、0.96、1.97 K，冷端表面誤差升溫為0.81 K。當(dāng)海拔高度設(shè)定為80 km、風(fēng)速設(shè)定為10 m/s時(shí)，從左到右分別為銀質(zhì)涂層探頭、鋁質(zhì)涂層探頭、銅質(zhì)涂層探頭和黑色涂層探頭，其對(duì)應(yīng)的太陽(yáng)輻射誤差分別為0.91、1.06、1.24、2.88 K，冷端表面誤差升溫為1.18 K。

圖10 陣列式熱電偶傳感器溫度場(chǎng)分布Fig.10 Temperature field distribution of array thermocouple sensor

2.5 陣列式熱電偶的輻射誤差比值仿真結(jié)果

使用CFD方法對(duì)熱電偶陣列傳感器進(jìn)行太陽(yáng)輻射誤差比值分析，其中變量為海拔高度和氣體流速。海拔高度為30～80 km，氣體流速為10～200 m/s，將ΔTd/ΔTa記為黑色涂層熱端探頭與銀質(zhì)涂層熱端探頭的輻射誤差比值，將ΔTd/ΔTb記為黑色涂層熱端探頭與鋁質(zhì)涂層熱端探頭的輻射誤差比值，將ΔTd/ΔTc記為黑色涂層熱端探頭與銅質(zhì)涂層熱端探頭的輻射誤差比值。經(jīng)Fluent仿真后的誤差比值結(jié)果如圖11所示。

圖11 表面涂覆不同反射率材料的傳感器探頭誤差比值圖Fig.11 Error ratio diagram of sensor probe coated with different reflectivity materials

由圖11可知，ΔTd/ΔTa在3～3.3上下浮動(dòng)，在海拔高度為80 km，氣流速度為200 m/s時(shí)，比值達(dá)到最大，為3.27。ΔTd/ΔTb在2.3～2.8上下浮動(dòng)，在海拔高度為30 km，氣流速度為10 m/s時(shí)，比值最小，為2.3。ΔTd/ΔTc在1.8～2.4上下浮動(dòng)，其輻射誤差比值最大值為2.39，最小值為1.82。

2.6 輻射誤差比值計(jì)算及其修正方法

針對(duì)各個(gè)探頭之間的輻射誤差比值在一定范圍內(nèi)不穩(wěn)定，以及CFD仿真對(duì)連續(xù)模型的分析有所缺陷等問(wèn)題，使用支持向量機(jī)(SVM)算法對(duì)各個(gè)熱電偶輻射誤差比值進(jìn)行修訂。對(duì)CFD仿真時(shí)獲取的樣本量較少的探空傳感器輻射誤差預(yù)測(cè)而言，傳統(tǒng)的深度學(xué)習(xí)方法因?yàn)樾枨蟮臄?shù)據(jù)量過(guò)大并不適合，而SVM算法能以相對(duì)較小的數(shù)據(jù)量，實(shí)現(xiàn)較為準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)[9]。

支持向量回歸預(yù)測(cè)選用LibSVM作為程序庫(kù)。首先將海拔高度、氣流速度作為SVM的樣本輸入，不同熱電偶探頭之間的太陽(yáng)輻射誤差比值作為樣本輸出。再將樣本數(shù)據(jù)映射到某個(gè)特定的數(shù)據(jù)區(qū)間以消除誤差較大的數(shù)據(jù)，達(dá)到數(shù)據(jù)歸一化的目的。在訓(xùn)練過(guò)中使用歸一化處理公式為

(11)

和其對(duì)應(yīng)的反歸一化公式為

xi=max(x)-min(x)xi+min(x)

(12)

模型的參數(shù)使用直接確定法設(shè)置，整個(gè)訓(xùn)練集使用通過(guò)RBF核函數(shù)得出的最佳參數(shù)C、g進(jìn)行訓(xùn)練，獲得SVM的預(yù)測(cè)模型。最后進(jìn)行數(shù)據(jù)測(cè)試，數(shù)據(jù)測(cè)試用訓(xùn)練得到的模型進(jìn)行，與CFD仿真實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比。如圖12所示為使用CFD方法仿真的真實(shí)值和采用SVM算法擬合的預(yù)測(cè)值的對(duì)比圖和誤差圖。

圖12(a)、圖12(b)中，預(yù)測(cè)值與真實(shí)值之間誤差的均方根為0.045；圖12(c)、圖12(d)中，預(yù)測(cè)值與真實(shí)值之間誤差的均方根為0.037；圖12(e)、圖12(f)中，預(yù)測(cè)值與真實(shí)值之間誤差的均方根為0.051，該結(jié)果表明此算法擬合效果良好。將環(huán)境因素中的海拔高度與氣體流速作為算法的輸入，即可得到每個(gè)陣列式熱電偶傳感器探頭的輻射誤差比值，再由上文推導(dǎo)的式(7)～式(10)計(jì)算得到真實(shí)的環(huán)境溫度。

圖12 SVM算法擬合值與真實(shí)值對(duì)比、誤差圖Fig.12 Comparison between fitting value and real value of SVM algorithm and error diagram

3 硬件設(shè)計(jì)與實(shí)驗(yàn)分析

3.1 硬件設(shè)計(jì)

圖13為火箭下投式探空傳感器的硬件電路設(shè)計(jì)，主要包含主控制器、陣列式溫度采集電路、數(shù)據(jù)通信電路。選用STM32F407ZET6微處理器作為主控制芯片。因?yàn)锳D7794精度高、通道多、功耗低，并且可將小幅值的信號(hào)轉(zhuǎn)換輸入ADC，以實(shí)現(xiàn)對(duì)模擬溫度信號(hào)的采集和放大[10]，因此選用兩個(gè)AD7794作為模數(shù)轉(zhuǎn)換器，同時(shí)處理溫度傳感器采集的數(shù)據(jù)以加快運(yùn)算速度。選用MAX232作為電平轉(zhuǎn)換芯片，使采集到的數(shù)據(jù)與上位機(jī)由串口進(jìn)行通信。

圖13 硬件電路設(shè)計(jì)Fig.13 Hardware circuit design

3.2 實(shí)驗(yàn)平臺(tái)搭建

實(shí)驗(yàn)平臺(tái)選用低氣壓風(fēng)洞配合太陽(yáng)模擬器來(lái)模擬真實(shí)的超高空大氣環(huán)境，如圖14所示。該平臺(tái)由以下器件組成如下：2臺(tái)氣泵，其并聯(lián)工作以模擬出30 km以上高空的大氣環(huán)境；1個(gè)真空腔，作為低氣壓風(fēng)洞；1臺(tái)氣壓檢測(cè)儀，保證腔內(nèi)氣壓達(dá)到設(shè)定值；1臺(tái)氣體流速檢測(cè)儀，用于保證風(fēng)速達(dá)到設(shè)定值；1臺(tái)太陽(yáng)模擬器，其可產(chǎn)生不同強(qiáng)度的輻射[11]，以模擬真實(shí)太陽(yáng)光照。將陣列式熱電偶溫度傳感器放置在真空腔中心處，使其處于氣流與太陽(yáng)輻射的正中，確保傳感器周圍環(huán)境穩(wěn)定。

3.3 對(duì)比實(shí)驗(yàn)及其結(jié)果分析

為驗(yàn)證陣列式熱電偶溫度傳感器的測(cè)量效果，使用低氣壓風(fēng)洞與太陽(yáng)輻射模擬器作為實(shí)驗(yàn)平臺(tái)對(duì)其進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，將實(shí)驗(yàn)值與仿真值進(jìn)行比較[12]。太陽(yáng)輻射強(qiáng)度設(shè)為1 000 W/m2，海拔高度設(shè)為30～60 km，氣體流速設(shè)為10～50 m/s。實(shí)驗(yàn)結(jié)果中部分具有代表性的數(shù)據(jù)如表1所示。

由表1可知，熱電偶陣列中，ΔTd/ΔTa的實(shí)驗(yàn)值與經(jīng)算法擬合后的差值的均值為0.047，ΔTd/ΔTb的實(shí)驗(yàn)值與經(jīng)算法擬合后的差值的均值為0.061；ΔTd/ΔTc的實(shí)驗(yàn)值與經(jīng)算法擬合后的差值的均值為0.057。再通過(guò)推導(dǎo)出的式(7)～式(10)計(jì)算出環(huán)境真實(shí)溫度，與真實(shí)環(huán)境溫度值進(jìn)行比較，對(duì)照表如表2所示，陣列式熱電偶溫度傳感器的誤差均值為0.107 ℃，誤差均方根為0.22 ℃。

表1 輻射誤差比值修正值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)照表Table 1 Comparison between corrected value of radiation error ratio and experimental value

表2 陣列式熱電偶測(cè)量計(jì)算溫度與真實(shí)溫度對(duì)照表Table 2 Comparison table of thermocouple array temperature and real temperature

圖14 低氣壓風(fēng)洞與太陽(yáng)模擬器實(shí)驗(yàn)平臺(tái)Fig.14 Low pressure wind tunnel and solar simulator experimental platform

4 結(jié)論

設(shè)計(jì)的火箭下投式探空傳感器用于探測(cè)超高空(30～80 km)大氣環(huán)境，其搭載了表面反射率不同的熱電偶探頭從而進(jìn)行陣列式測(cè)溫，以降低太陽(yáng)輻射誤差。首先用CFD方法計(jì)算出不同尺寸的熱電偶溫度探頭中的探測(cè)效果最優(yōu)者。再針對(duì)這一尺寸的探頭，用同樣的方法計(jì)算出每個(gè)表面涂覆了不同太陽(yáng)輻射吸收率材料的熱電偶探頭的輻射誤差，以其之間的輻射誤差比值可算出環(huán)境溫度真實(shí)值。再使用支持向量機(jī)算法對(duì)仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)融合處理。最后以低氣壓風(fēng)洞和太陽(yáng)模擬器作為實(shí)驗(yàn)平臺(tái)進(jìn)行驗(yàn)證研究，得出以下結(jié)論。

(1)對(duì)于不同尺寸的熱電偶探頭，當(dāng)氣流速度一定時(shí)，太陽(yáng)輻射誤差與海拔高度有著相同的增大趨勢(shì)；海拔高度一定時(shí)，太陽(yáng)輻射誤差與氣流速度呈負(fù)相關(guān)。當(dāng)海拔與氣流速度都相同時(shí)，熱電偶傳感器探頭直徑越小，太陽(yáng)輻射誤差越小。

(2)陣列式熱電偶溫度傳感器的各個(gè)探頭涂覆了不同反射率材料，經(jīng)計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)仿真后的各個(gè)探頭之間的輻射誤差比值與經(jīng)SVM算法數(shù)據(jù)融合后的誤差比值的均方根為0.037～0.051。說(shuō)明選用的SVM算法數(shù)據(jù)融合效果良好，經(jīng)過(guò)處理的數(shù)據(jù)在一定程度上提高了傳感器的測(cè)量精度。

(3)采用的陣列式熱電偶溫度傳感器的溫度測(cè)量誤差的均值為0.107 ℃，均方根為0.22 ℃，減小太陽(yáng)輻射誤差的效果良好，精度滿足超高空大氣環(huán)境觀測(cè)的要求。

所提出的火箭下投式探空傳感器采用陣列式熱電偶作為測(cè)溫儀器，具有較好的測(cè)量精度與較快的測(cè)量速度。但未考慮探空儀下落過(guò)程中的劇烈擺動(dòng)引起的太陽(yáng)高度角和風(fēng)速的突變等因素的影響。后續(xù)的研究中會(huì)對(duì)傳感器物理模型進(jìn)行優(yōu)化，并將其放在更加優(yōu)化的實(shí)驗(yàn)平臺(tái)測(cè)試，以模擬出更接近超高空的大氣環(huán)境，從而進(jìn)一步驗(yàn)證其可靠性。