本發(fā)明屬于航天器器表高溫瞬態(tài)測量技術(shù)領(lǐng)域，也可應(yīng)用于其它高溫瞬態(tài)測量技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于深空探測、高超聲速飛行器，以及天地往返飛行器等產(chǎn)品表面高溫瞬態(tài)測量的針型薄膜溫度測量裝置。

背景技術(shù)：

航天器真空熱環(huán)境試驗作為航天器研制過程中狀態(tài)最復(fù)雜、耗資最大、耗時最長的地面試驗項目，其中熱平衡試驗用于航天器熱設(shè)計數(shù)學(xué)模型與熱控系統(tǒng)功能的驗證，熱真空試驗用于航天器在高低溫拉偏情況下各系統(tǒng)功能與性能的驗證。溫度數(shù)據(jù)作為熱試驗過程中最重要的試驗參數(shù)之一，其測量技術(shù)研究是航天器熱試驗研究的關(guān)鍵技術(shù)之一。目前，在航天器真空熱試驗中的溫度測量方法主要有熱電偶測溫、熱敏電阻測溫、鉑電阻測溫、紅外攝像測溫等，上述測溫傳感器元件通過粘貼或埋入試件的方式，進行航天器結(jié)構(gòu)及其表面溫度的測量。

隨著我國在深空探測、高超聲速飛行器，以及天地往返飛行器等領(lǐng)域的高速發(fā)展，對航天器試件表面瞬態(tài)溫度測量也提出了更高的要求。當航天器返回地面時，其飛行速度將達到高超音速，與大氣的劇烈摩擦將使其表面溫度急劇升高，需對航天器及某些結(jié)構(gòu)件的表面溫度進行測量，更好的反映機體表面的溫度特征，保證航天器及其結(jié)構(gòu)的熱防護可靠設(shè)計。類似航天飛行試驗器在返回大氣層中因高速摩擦氣動熱效應(yīng)，表面溫度急速升高，普通熱電偶因本身熱容及安裝方式等因素，測量結(jié)果存在明顯遲滯性且測量結(jié)果有較大誤差。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了解決上述技術(shù)問題，第一方面，本發(fā)明提供了一種基于表面測溫法的針型薄膜熱電偶，該型熱電偶采用射頻磁控濺射技術(shù)在針型高溫陶瓷基體上制備k型(nicr-nisi)熱電偶薄膜，其熱電偶接點厚度為微米級，能夠與航天器表面進行有效貼合，實現(xiàn)航天器表面的高溫瞬態(tài)測量，為深空探測、高超聲速飛行器，以及天地往返飛行器等領(lǐng)域航天器在高速飛行或地面試驗過程中的表面溫度監(jiān)視與熱分析數(shù)學(xué)模型提供數(shù)據(jù)支撐。

另一方面，本發(fā)明提供了一種用于上述針型薄膜熱電偶的試驗驗證系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠?qū)⒈∧犭娕驾敵龅哪M信號轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號后通過上位計算機轉(zhuǎn)換為溫度值，并能夠與標準熱電偶測量的溫度值進行對比，驗證薄膜熱電偶功能與性能。

再一方面，本發(fā)明提供了一種針型薄膜熱電偶的應(yīng)用。

本發(fā)明采用了如下的技術(shù)方案：

本發(fā)明的基于表面測溫法的針型薄膜熱電偶，主要由陶瓷基體、nicr薄膜、nisi薄膜、熱接點、nicr導(dǎo)線、nisi導(dǎo)線、al2o3絕緣膜和引出導(dǎo)線組成。

其中，基體組件考慮到熱電偶需要測量800℃高溫，采用al2o3耐高溫陶瓷材料加工形成，基體組件整體結(jié)構(gòu)為針型，具有良好剛度特性，耐高溫，熱膨脹系數(shù)小，表面具有良好絕緣特性，基體長度可根據(jù)實際需要情況進行變化。

其中，熱電極正負極分別選用nicr、nisi材料，并采用射頻磁控濺射技術(shù)制備nicr薄膜、nisi薄膜，附著在研磨拋光過的針型陶瓷基體組件的頭部端面，薄膜厚度均勻，厚度均為2μm以上，能夠與被測溫表面更好的接觸，

具有良好得信號連通性和穩(wěn)定性。

其中，熱接點為兩種熱電偶薄膜的微小搭接區(qū)域，是薄膜熱電偶的感溫點所在，其直徑遠小于感溫面的大小，厚度為微米級，熱容遠遠小于普通熱電偶，能與產(chǎn)品表面有效貼合，響應(yīng)速度快，其時間常數(shù)可達微秒級，為使熱接點足夠小，熱電偶響應(yīng)時間更短，設(shè)計了專用檔模，進行精密制作。

其中，nicr導(dǎo)線和nisi導(dǎo)線分別用于連接nicr薄膜和nisi薄膜，并通過針型陶瓷基體內(nèi)的貫通圓孔，與傳感器引出導(dǎo)線進行熔焊連接，然后與外界測量端口進行連接。

其中，al2o3絕緣膜沉積在熱電偶基體組件頭部端面的薄膜及熱接點上，用于防止熱電偶薄膜因長時間受到摩擦、沖刷、撞擊、腐蝕等原因造成脫落或斷裂，對熱電極薄膜提供良好的絕緣和保護作用。

本發(fā)明的用于上述針型薄膜熱電偶的試驗驗證系統(tǒng)，由測控計算機、測量儀器、程控電源、紅外燈陣、恒溫場銅板、燒蝕材料、標準熱電偶和薄膜熱電偶等組成，其中薄膜熱電偶的nicr導(dǎo)線和nisi導(dǎo)線分別用于連接nicr薄膜和nisi薄膜，并通過針型陶瓷基體內(nèi)的貫通圓孔，與傳感器引出導(dǎo)線進行熔焊連接，然后與外界測量端口進行連接。測試過程中，將銅板加熱到所需溫度(由s型標準熱電偶測得)，通過測量儀器(agilentl4411)記錄對應(yīng)溫度下k型標準熱電偶和薄膜熱電偶的熱電勢，獲取恒溫場實際溫度值以及薄膜熱電偶的溫度測量值，并通過對上述溫度值的對比分析，實現(xiàn)對薄膜熱電偶功能及性能的驗證。

本發(fā)明所述的針型薄膜熱電偶可應(yīng)用于返回式航天器在高超音速飛行中因與大氣層摩擦造成的表面溫度急速變化，也可應(yīng)用于航天器在地面試驗中器表溫度的測量，填補了國內(nèi)返回式航天器器表高溫測溫的空白。

本發(fā)明與現(xiàn)有表面測溫方法相比較，采用射頻磁控濺射技術(shù)在陶瓷基體組件上制備nicr-nisi熱電偶薄膜，其熱接點厚度為微米級，熱容遠遠小于普通熱電偶，可與產(chǎn)品表面有效貼合，能夠快速準確地測量航天器器表面溫度的急速變化，最大測量溫度可達800℃以上，響應(yīng)時間常數(shù)可達μs級，測量誤差小于2℃。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的薄膜熱電偶的整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明的薄膜熱電偶的基體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明的薄膜熱電偶的基體頭部端面鍍膜示意圖；

圖4為本發(fā)明的薄膜熱電偶的樣品實物圖；

圖5為本發(fā)明的薄膜熱電偶的試驗驗證系統(tǒng)示意圖；

圖6為本發(fā)明的薄膜熱電偶的試驗驗證系統(tǒng)的紅外燈陣結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實施方式

以下介紹的是作為本發(fā)明所述內(nèi)容的具體實施方式，下面通過具體實施方式對本發(fā)明的所述內(nèi)容作進一步的闡明。當然，描述下列具體實施方式只為示例本發(fā)明的不同方面的內(nèi)容，而不應(yīng)理解為限制本發(fā)明范圍。

參照圖1，圖1為薄膜熱電偶的整體結(jié)構(gòu)示意圖。本發(fā)明的薄膜熱電偶主要由陶瓷基體、nicr薄膜、nisi薄膜、熱接點、nicr導(dǎo)線、nisi導(dǎo)線、al2o3絕緣膜和引出導(dǎo)線組成，其中，基體組件采用耐高溫陶瓷材料加工形成，整體具有良好剛度特性，耐高溫，熱膨脹系數(shù)小，表面具有良好絕緣特性；熱電極材料選用k型熱電偶(nicr-nisi)，并采用射頻磁控濺射技術(shù)制備nicr薄膜、nisi薄膜，附著在研磨拋光過的陶瓷基體表面，薄膜厚度均勻，厚度均為2μm以上，具有良好得信號連通性和穩(wěn)定性；熱接點為兩種熱電偶薄膜的微小搭接區(qū)域，是薄膜熱電偶的感溫點所在，其直徑遠小于感溫面的大小，厚度為微米級，熱容遠遠小于普通熱電偶，能與產(chǎn)品表面有效貼合；nicr導(dǎo)線和nisi導(dǎo)線分別用于連接nicr薄膜和nisi薄膜，并通過針型陶瓷基體內(nèi)的貫通圓孔，與傳感器引出導(dǎo)線進行熔焊連接，然后與外界測量端口進行連接；al2o3絕緣膜沉積在熱電偶薄膜上，用于防止熱電偶薄膜因長時間受到摩擦、沖刷、撞擊、腐蝕等原因造成脫落或斷裂，對熱電極薄膜提供良好的絕緣和保護作用。

圖2為薄膜熱電偶的基體結(jié)構(gòu)示意圖?；w結(jié)構(gòu)分為基體頭部和基體尾座兩部分。在進行薄膜熱電偶加工時，將基體頭部端面進行研磨拋光，并采用射頻磁控濺射技術(shù)在其上制備nicr薄膜、nisi薄膜以及熱接點，并在熱電偶薄膜上沉積al2o3絕緣膜。

圖3為薄膜熱電偶基體頭部端面鍍膜示意圖。在頭部端面采用射頻磁控濺射技術(shù)，分別在端面左右半圓面制作nicr薄膜和nisi薄膜，形成感溫面，并將兩種不同熱電偶熱電材料薄膜的小區(qū)域進行搭接，形成一個微米級厚度的熱接點。該接點直徑遠小于感溫面直徑，厚度及質(zhì)量很小，熱容也遠遠小于普通熱電偶，能夠與產(chǎn)品表面有效貼合，因此該型熱電偶熱響應(yīng)時間常數(shù)可小至us級。

圖4為本發(fā)明的薄膜熱電偶的樣品實物圖。熱電偶nicr薄膜和nisi薄膜分別與nicr導(dǎo)線和nisi導(dǎo)線進行連接，然后通過針型陶瓷基體的貫通圓孔，與傳感器引出導(dǎo)線進行熔焊連接，最后引出薄膜熱電偶傳感器的兩個輸出端口。實際使用時，將引出導(dǎo)線通過冷端補償點，連接至測量儀器正負極測量端子，測量得到熱電偶輸出的熱電勢，并通過分度表換算得到熱電偶所測溫度值。

圖5為薄膜熱電偶的試驗驗證系統(tǒng)示意圖。該系統(tǒng)作為薄膜熱電偶功能與性能驗證設(shè)備，由測控計算機、測量儀器、程控電源、紅外燈陣、恒溫場銅板、燒蝕材料、標準熱電偶和薄膜熱電偶等組成。采用紅外燈陣對大質(zhì)量銅板前面進行加熱，利用銅板的導(dǎo)熱性能，將銅板的背面作恒溫場，在銅板背面安裝s型標準熱電偶，并在標準熱電偶周圍安裝有8支k型標準熱電偶，銅板中間安裝高溫隔熱石墨氈。在石墨氈上面安裝有用于壓緊石墨氈的不銹鋼板，壓緊不銹鋼板中間開1個φ50mm的孔用于將2支薄膜熱電偶的尾端漏出來，壓緊不銹鋼板與安裝螺釘之間用陶瓷隔熱。2支薄膜熱電偶穿過石墨氈與恒溫銅板接觸。測試過程中，將銅板加熱到所需溫度(由s型標準熱電偶測得)，通過測量儀器(agilentl4411)記錄對應(yīng)溫度下k型標準熱電偶和薄膜熱電偶的熱電勢。獲取恒溫場實際溫度值以及薄膜熱電偶的溫度測量值，通過對上述溫度值的對比分析，實現(xiàn)對薄膜熱電偶功能及性能的驗證。

圖6為薄膜熱電偶試驗驗證系統(tǒng)的紅外燈陣結(jié)構(gòu)示意圖。在燈陣上均勻排布帶有反射屏的紅外燈，單支紅外燈管長360mm，有效長度250mm，最大加熱功率480w(120v，4a)。固定板選用導(dǎo)熱較差的不銹鋼材料，為有效利用熱源，減少高溫對環(huán)境及紅外燈的接線端子的影響，在紅外燈與安裝板之間以及紅外燈端部與有效加熱區(qū)之間加裝高溫隔熱組件，并用不銹鋼板對高溫隔熱組件進行支撐。

盡管上文對本發(fā)明的具體實施方式給予了詳細描述和說明，但是應(yīng)該指明的是，我們可以依據(jù)本發(fā)明的構(gòu)想對上述實施方式進行各種等效改變和修改，其所產(chǎn)生的功能作用仍未超出說明書及附圖所涵蓋的精神時，均應(yīng)在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。