朱新新，朱 涛，杨 凯，杨庆涛，王 辉

中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所，四川 绵阳 621000

0 引 言

高超声速飞行器在大气层内飞行时，与周围气体相互作用，导致飞行器表面形成高温边界层，该高温边界层会给飞行器的结构、材料施加气动热载荷，严重影响飞行器的结构安全和寿命[1-3]。因此，在飞行器防热结构设计和风洞试验考核时，往往需对其表面热流进行测量和评估[4-5]。

目前，国内常规高超声速风洞试验中的热流测量技术主要分为两种：一种是基于磷光热图等的大面积测热技术，主要不足是测试系统复杂、测试精度不高[6-7]；另一种是基于同轴热电偶等的点测热技术，主要不足是灵敏度系数小，且不能实现长时间的连续变迎角测热[8-9]。除同轴热电偶外，国外学者还使用了戈登计，但戈登计存在响应时间慢、安装尺寸较大等问题[10-11]。Kidd等[12-13]研制了尺寸小、响应快且能连续测试的Schmidt-Boelter（S-B）热流传感器，在AEDC的高超声速风洞中进行了应用，得到了较好的热流测量数据。进入21世纪以来，国外基本不再报道S-B热流传感器的具体研究细节，但可提供封装好的传感器产品，其中Medtherm公司[14]和Vatell[15]公司生产的S-B传感器性能较好。

国内研究大多针对尺寸较大的S-B热流传感器，且基本处于原理验证阶段。罗浩等[16]选用酚醛树脂层压板作为热阻层研制了测试感应面长度70 mm的样件；储小刚[17]研制的样件测试感应面直径为20 mm，这些较大尺寸传感器的优点是灵敏度系数大、工艺相对简单，但响应时间、空间辨识度和安装尺寸等无法满足常规高超声速风洞的测热需求。……