本发明涉及高超声速飞行和地面试验测试领域。更具体地说，本发明涉及在带攻角变化的飞行器驻点或前缘区域的材料温度响应和热流分布测试中使用的飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法及测量装置。
背景技术：
1、在高超声速飞行器研制过程中，驻点(前缘)部位是一个关键部位，承受着严酷的气动加热和驻点压力，其热载荷分布也极其不均匀，一方面需要具有足够的结构安全裕度，要求在很高温度下具有足够的结构强度和抗热震性能；另一方面其温度响应和表面热流测试难度大，但十分重要，准确性和可靠性直接影响飞行器热结构安全分析，并可以作为建立和改进相关预测和设计方法的关键数据。
2、在飞行条件下，在飞行器驻点/前缘位置安装一个独立热流传感器，将面临安全性、加热不均匀和“热不匹配效应”的挑战，且由于空间、结构的限制，很难实现测量驻点热流和内部温度的同时测量。由于驻点/前缘位置的热环境比飞行器其他大部分部位都要严酷，出于安全性考虑，在设计过程中，往往很难接受打贯穿孔，进行独立的热流传感器安装、测量的方案。
3、另外，飞行器在飞行过程中，由于大气扰动的影响，即使在飞行控制系统的作用下，飞行器的实际攻角也会不停波动，即使飞行器零攻角飞行，飞行器气动驻点位置也会一定变化。这就提出了一个挑战，如何获得气动驻点位置不断变化情况下的驻点加热及温度响应数据。
4、为得到飞行器驻点/前缘表面附近的温度和热流分布，而且不依赖其所处的飞行姿态、流动加热条件等外在条件，需要兼顾飞行器驻点结构的安全性和热载荷测量需求。在较大曲率条件下，显然安装多个独立的热流传感器是困难的，受到隔热设计、外形匹配、高温高压等的挑战，并且其尺寸也很难满足分布测量要求。
5、在高超声速飞行试验中，驻点部位的热流测量常应用于端头曲率半径较大的飞行器上，端头半径在0.2m～2.5m之间，测量壳体或者柱塞内侧的温度响应，通过求解传热反问题获得驻点热流。对于曲率半径较小的场合，求解传热反问题时，面临传感器有效隔热、表面热流分布未知等问题，因此在文献中少见热流测量，往往限于驻点部位温度响应测量。对于变攻角情况下飞行试验表面的驻点热流和温度响应测量，未见相关文献报道。
6、飞行器在飞行过程中期攻角处于不断变化中，为了获得其气动驻点位置的热流，需要已知飞行器当时的飞行姿态(攻角与侧滑角)，同时能够得到表面对应位置的热流。飞行器的飞行姿态可以利用飞行器自身的惯组或者fads测量得到，而获得随时间位置变化的表面热流，则需要得到飞行过程中任意时刻的表面热流分布，而现有技术并不能实现带攻角变化的飞行器驻点或前缘区域的热流分布测试。
技术实现思路
1、本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
2、为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法，包括：
3、s1、基于原飞行器驻点/前缘结构设计的测量主体，在测量主体的剖面上通过磁控溅射沉积工艺构建多膜层一体化的多对薄膜热电偶；
4、s2、将各对薄膜热电偶通过引线单元引出以得到多个测温点，各测温点均与采集单元连接；
5、s3、构建当地温度分布函数以对采集单元获取的数据进行处理，以得到求解当地空间温度分布的当地温度和温度变化率；
6、s4、基于s3得到的当地温度分布函数，采用傅里叶定律计算表面热流。
7、优选的是，在s1中，各对薄膜热电偶测温点的厚度均为1～2μm；
8、各薄膜热电偶膜层沉积均包括合金基底层、过渡层、绝缘层、敏感层和保护层。
9、优选的是，在s2中，所述敏感层由构建在绝缘层上的薄膜热电偶阵列得到；
10、各热电偶敏感结构均通过两种不同的热电偶材料制备得到，且两种不同的热电偶材料的接点位置为敏感检测点。
11、优选的是，在s3中，对采集单元获取的数据进行处理的流程包括：
12、s30、采用如下的二元三阶多项式当地温度和温度变化率拟合获取当地温度分布函数：
13、t＝[1,x,y,x2,y2,xy,x3,y3,x2y,xy2]·c(t)
14、上式中，t为模型剖面温度分布，是坐标(x,y)的函数；(x、y)为剖面上任意点的笛卡尔坐标；c(t)为系数矩阵；
15、s31、利用最小二乘法，通过下式求解系数矩阵c(t)；
16、c(t)＝(dtd)-1dtp(t)
17、上式中，p(t)为各测点在t时刻的所测温度和温度变化率构成的向量，且
18、d为由s30中二元三阶多项式得到的向量p(t)所对应的多项式矩阵，且：
19、
20、ti(x,y,t)为当地温度，为温度变化率，t为时间，α为结构材料热扩散率，i为测点序号；
21、s32、在模型剖面表面和内部的位置坐标已知情况下，基于系数矩阵c(t)以及s30中的温度分布函数，得到剖面上的当地空间温度分布；
22、将驻点/前缘的表面坐标代入温度分布函数，求解得到驻点/前缘的表面温度分布。
23、优选的是，在s4中，表面热流通过下式得到：
24、
25、上式中，qx和qy分别为x和y方向上的热流分量；
26、qx和qy通过下式得到：
27、
28、上式中，k为材料导热率。
29、优选的是，在s1中，多对薄膜热电偶沉积的布局方式包括：
30、在前缘模型的左右区域，即x≤0或者x≥0的范围内分别布置6个敏感检测点ⅰ；
31、在x＝0轴线上布置的2个敏感检测点ⅱ，在前缘模型的左右区域中进行共用；
32、在距离几何驻点的轴线远端上布置1个敏感检测点ⅲ，以得到15个敏感检测点。
33、一种装置，应用在飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法中，包括：
34、与飞行器原驻点/前缘结构相匹配的测量主体；
35、设置在测量主体剖面上，以构成多个测温点的薄膜热电偶阵列；
36、将薄膜热电偶阵列与数据采集单元连通的引线单元；
37、其中，薄膜热电偶阵列采用多个薄膜热电偶敏感结构构建得到，所述测量主体采用与驻点/前缘结构一致的材料制备得到。
38、本发明至少包括以下有益效果：
39、本发明的力学和传热结构主体与飞行器驻点/前缘的原设计结构主体一致，构建的薄膜热电偶阵列厚度很小，对结构的力学和传热、耐热性能影响小，因此安全性可以保证；
40、采用薄膜热电偶阵列进行测温设计，测温器件的厚度很小，对材料结构的传热畸变冲击小，可以实现驻点/前缘的温度前缘测量；
41、通过多项式二维拟合，获得驻点/前缘结构内部的温度分布函数，从而获得连续的内部和表面温度分布，利用傅里叶定律得到连续的表面热流分布；
42、得到的温度和热流测量结果，可以反映飞行器攻角变化的影响。
43、本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
1.一种飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法，其特征在于，在s1中，各对薄膜热电偶测温点的厚度均为1～2μm；各薄膜热电偶膜层沉积均包括合金基底层、过渡层、绝缘层、敏感层和保护层。
3.如权利要求2所述的飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法，其特征在于，在s2中，所述敏感层由构建在绝缘层上的多对热电偶敏感结构得到；
4.如权利要求1所述的飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法，其特征在于，在s3中，对采集单元获取的数据进行处理的流程包括：
5.如权利要求1所述的飞行器驻点/前缘结构的热流分布测试方法，其特征在于，在s4中，表面热流通过下式得到：
6.如权利要求1所述的飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法，其特征在于，在s1中，多对薄膜热电偶沉积的布局方式包括：
7.一种装置，应用在如权利要求1-6任一项所述的飞行器驻点/前缘结构的温度与热流分布测试方法中，其特征在于，包括：
