本實用新型涉及機(jī)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裝置。

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(jī)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：

本實用新型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裝置。

本實用新型設(shè)有聚合物柔性襯底薄膜層、熱敏元件薄膜層、引線層、微型柔性熱膜傳感器、低速-亞聲速翼型傳感器布置陣列和超聲速翼型傳感器布置陣列；熱敏元件薄膜層設(shè)在聚合物柔性襯底薄膜層上表面，熱敏元件薄膜層上設(shè)引線層和封裝保護(hù)層，所述微型柔性熱膜傳感器由封裝保護(hù)層構(gòu)成，所述微型柔性熱膜傳感器用于直接測量熱敏元件薄膜層表面溫度，所述低速-亞聲速翼型傳感器布置陣列設(shè)置在低速-亞聲速翼型上，超聲速翼型傳感器布置陣列設(shè)在菱形超聲速翼型的上表面。

所述低速-亞聲速翼型傳感器布置陣列在低速-亞聲速翼型的前緣表面均勻分布，超聲速翼型傳感器布置陣列均勻分布在菱形超聲速翼型的上表面，在飛行器運(yùn)動過程中，對于低速和亞聲速來流，正對來流方向處測得熱敏元件薄膜層表面溫度Tc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)不同的前緣溫度分布。隨著攻角的變化，低速和亞聲速翼型陣列傳感器不同的敏感單元將測得最大值；對于超聲速來流，超聲速翼型將產(chǎn)生斜激波，超聲速翼型陣列傳感器不同的敏感單元的均值由于激波強(qiáng)度隨攻角發(fā)生變化而改變。由此可將攻角變化轉(zhuǎn)為位置變化,由溫度極值位置與攻角關(guān)系確定攻角。

所述微型柔性熱膜傳感器采用恒溫控制電路，可間接獲得流體速度等參數(shù)。

本實用新型的結(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。

本實用新型通過研究布置在飛行器機(jī)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，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。

本實用新型的優(yōu)點：基于微型柔性熱膜傳感器陣列的攻角測量裝置，兼顧了溫度和速度的測量，并能直接解算得到攻角。實現(xiàn)了傳感器的簡易化和小型化設(shè)計，降低了制作成本和改善了維護(hù)性能，并且為未來的高速飛行器氣動參數(shù)測量提供了思路。

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是低速和亞聲速翼型傳感器陣列攻角測量裝置。

圖4是超聲速翼型傳感器攻角測量裝置。

具體實施方式

參見圖1～4，本實用新型實施例設(shè)有聚合物柔性襯底薄膜層1、熱敏元件薄膜層2、引線層3、微型柔性熱膜傳感器4、低速-亞聲速翼型傳感器布置陣列8和超聲速翼型傳感器布置陣列10；熱敏元件薄膜層2設(shè)在聚合物柔性襯底薄膜層1上表面，熱敏元件薄膜層2上設(shè)引線層3和封裝保護(hù)層5，所述微型柔性熱膜傳感器4由封裝保護(hù)層5構(gòu)成，所述微型柔性熱膜傳感器4用于直接測量熱敏元件薄膜層2表面溫度，所述低速-亞聲速翼型傳感器布置陣列8設(shè)置在低速-亞聲速翼型6上，超聲速翼型傳感器布置陣列10設(shè)在菱形超聲速翼型9的上表面。

所述低速-亞聲速翼型傳感器布置陣列8在低速-亞聲速翼型6的前緣表面均勻分布，超聲速翼型傳感器布置陣列10均勻分布在菱形超聲速翼型9的上表面，本實用新型的總體結(jié)構(gòu)如圖3和4所示，在圖3和4中，標(biāo)記7為翼型中弧線。

在飛行器運(yùn)動過程中，對于低速和亞聲速來流，正對來流方向處測得熱敏元件薄膜層2表面溫度Tc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)不同的前緣溫度分布。隨著攻角的變化，低速和亞聲速翼型陣列傳感器不同的敏感單元將測得最大值；對于超聲速來流，超聲速翼型將產(chǎn)生斜激波，超聲速翼型陣列傳感器不同的敏感單元的均值由于激波強(qiáng)度隨攻角發(fā)生變化而改變。由此可將攻角變化轉(zhuǎn)為位置變化,由溫度極值位置與攻角關(guān)系確定攻角。

所述微型柔性熱膜傳感器4采用恒溫控制電路，可間接獲得流體速度等參數(shù)。

本實用新型在給定的飛行條件下，不僅能夠?qū)崿F(xiàn)攻角的測量，還能同時給出相應(yīng)的流速和溫度。