高超声速飞行器具有高效的突防和侦察能力，可以大大扩展战场空间，巨大的军事和商业经济价值使其具有广阔的发展前景。然而，高超声速飞行器研究难度大，面临的技术难题多，例如：强激波带来的高温气体效应、高温下飞行器的热流分布预测、马赫数提高后热防护材料和结构是否能够满足要求、地面模拟设施的设计与完善、稀薄气体效应、气动加热/结构传热/结构热变形的耦合、多学科优化设计等问题。
根据前期工作基础，本推文调研了气动热对飞行器结构热强度的影响，并采用单片机搭建相应的实验平台（初步），为热试验、热分析提供理论基础。
No.1
单输入单输出温控系统
何为温度控制，何为热试验平台，基本的原理是什么？细细想来，作为热试验技术人员，我们的目标是能够尽可能再现高声速飞行器的气动加热过程，量化高温对结构力学性能的影响，对飞行器结构的安全性做出评估；源于兴趣爱好，我们采用单片机搭建了温控平台，实现了温度控制，为搭建相应的热试验平台提供前期基础。
热力耦合实验过程中，我们要如何选取加热灯管的功率大小，进而使得测点的温度与预期曲线保持一致，具有良好的跟踪性；根据前期经验积累（MATLAB simulink），加热灯管功率过小的时候，被测件温度增幅达不到要求，当加热灯管功率过大的时候，提高了控制系统参数的敏感性（变相增加了PID参数调节的难度，??），因此，温控过程中能否依据目标曲线（飞行器表面温度随时间的变化关系）的斜率，适时地改变加热灯管的功率大小，进而提高实验的动态跟踪性能，其中，对于单输入、单输出的控制系统示意图如图所示：
多档位
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注：当施加的温度高于预设定值的时候，能够降低加热功率，提高散热速率，进而使得实验与真实气动加热过程尽可能一致，其中，显示屏第一个数字表示温控系统加热状态，0代表断路，当前温度高于预期值，加热系统不工作；1代表部分加热灯管处于工作状态，当前温度值低于预期值（5摄氏度范围以内）；2代表全部加热灯管处于工作状态，当前温度低于预期值（5摄氏度以上）。
No.2
硬件电路以及控制系统设计
单片机具有体积小、功耗低以及扩展灵活等优点，广泛应用于仪器仪表、家用电器、医用设备、航空航天等领域，具有大量的应用场景，例如：1、结合不同类型的传感器，可实现诸如电压、温度、流量、速度、角度、长度、压力等物理量的测量；2、可以构成形式多样的控制系统、数据采集系统、通信系统、信号检测系统以及无线感知系统等应用控制系统；因此，在本项目中采用STC89C52作为温控系统的大脑，具体的框架如下图所示，涉及的硬件与软件分别为：
硬件设计
硬件：（感叹微机原理课（大三）没有做一个相关简易设计，真是书到用时方恨少，??）
硬件电路包含的内容有上拉电路、时钟电路以及复位电路的选择等（见附件），具有相关的标准（以前用Altium模拟的时候直接参考现有的电路）
AT89C52单片机：P0不仅可以作为通用I/O口使用，还可以外接上拉电路，用于传送CPU的输入/输出数据；P1、P2口可以作为一个双向I/O口（内部含有上拉电阻的8位）。P3口可作为一些特殊功能端口使用；
软件设计
void gonglv()//功率选择子程序
{
uchar i;
d1=dang;d2=wen_du/10;d3=wen_du;
zi_keyscan();//按键扫描函数
display();
if(wen_du>shang){dj=0;dang=0;}//高于上限停止
if((wen_du>=xia)&&(wen_du<=shang))//1状态
{
dang=1;
for(i=0;i<5;i )
{dj=0;display();zi_keyscan();}
for(i=0;i<5;i )
{dj=1;display();zi_keyscan();}
}
if(wen_du<xia){dj=1;dang=2;}//2状态温度值低于预设值5℃
}
No.3
附件
附件1、气动加热在生活中出现的场景？
抬头仰望星空，流星划过天际，在夜空中闪烁着耀眼的光芒，许下人生的憧憬与向往。流星在大气层中与空气剧烈的摩擦，其动能和势能转化为热能，产生的高温使得流星体在大气中燃烧和融化，这个过程伴随着流星体的运动，于是就形成了我们看到的一道道光亮。
PS:偶然间想起来舍友（本科）的起床闹铃，??，这一天 我开始仰望星空 发现 心并不远 梦并不远 只要你踮起脚尖 我从此不在彷徨 也不再腼腆 张开双臂 和你一起 飞得更高 看得更远 ——仰望星空
附件2、气动热对飞行器结构的影响？
答：气动加热不仅会对空气进行加热，使得空气黏性系数增加、密度减小，同时也对飞行器的结构产生影响：
1、高温会降低材料的弹性模量和强度极限，从而降低结构的承载力；
２、气动热会使结构形成较大的温度梯度，产生热应力，影响结构的局部或总体的承载力；
３、高温使得结构产生变形，改变飞行器的气动外形，从而产生气动热弹性问题；
４、严重的气动加热会将热量传入并加热物体，影响飞行器舱内正常的工作条件（温度、压强），甚至烧坏物体；
５、气动热引起的热解和烧蚀反应，表面的防热层会向流场释放气体，形成表面质量引射现象；烧蚀会在表面防热层产生明显的粗糙度，会对层流流动分离产生影响。
附件3、单输入—单输出控制系统原理示意图？
附加4、单片机基本电路？
上拉电路
时钟电路
复位电路
单片机引脚示意图
附件5、控制系统的核心工作是什么？
高超声速飞行器具有复杂的气动外形，即机身不同位置温度大小具有一定的差异；在实验过程中，通常采用离散化的思想，采用多个执行元件（辐射灯管、电阻丝等）再现气动加热过程，使得实验过程中机身表面温度分布与真实值尽可能一致。
温控系统的本质就是寻找到一组功率配比P，使得稳态时机身表面温度分布与目标值之前的差值R尽可能小，也可以称为均衡问题，其中，自变量为功率配比P，目标函数为误差值。
温控系统是一个强耦合的多变量非线性系统。如果单独控制某一加热灯管的输出功率，由于强耦合现象的存在，会影响到其它区域的温度幅值。而且，当加热灯管数量越多，这种耦合作用就越强烈。假设加热灯管按照其放置位置可分为 n 个相互独立的执行元件，每个加热灯管的功率分别为 P1、P2、P3、…、Pn，则可构成一组功率配比方案P=[P1，P2，…、Pn]。在给定功率配比 P 条件下，机身表面温度逐渐升高直到稳定状态。在机身表面选取 m个不同距离的点，则表面温度达到稳态时各点的温度为 T1、T2、T3、…、Tm，则可构成一组温度向量 T=[T1，T2，…、Tm]，要使稳态时机身表面温度分布尽可能准确，则需要满足温度向量T与目标温度T预期的差最小或达到某一个允许的误差范围内。
可以通过试验以及有限元模拟等技术手段，建立加热灯管功率与机身表面升幅度之间的关系T=f(P)，进而采用遗传算法得到各加热灯管所需的功率大小。
