高超聲速1MHz高頻脈動壓力測試技術及其應用

紀鋒，解少飛，沈清

(中國航天空氣動力技術研究院，北京100074)

高超聲速1MHz高頻脈動壓力測試技術及其應用

紀鋒，解少飛*，沈清

(中國航天空氣動力技術研究院，北京100074)

為了研究高超聲速邊界層內的高頻脈動結構，特別是第二模態不穩定波，在FD-07風洞中搭建了一套1MHz量級高頻脈動壓力采集系統。風洞背景噪聲和電磁噪聲是影響高頻脈動結構測量的主要原因。在風洞流場品質無法改變的前提下，對高頻脈動壓力采集系統的信號傳輸進行了改進，包括工頻電源隔離、傳輸電纜屏蔽和采集設備接地等。通過改進措施，采集系統的抗電磁干擾和信號衰減的能力得到改善，其信噪比得以顯著提升。結果表明，改進前后各頻段噪聲的能譜密度大幅降低(在頻率400 kHz以下，噪聲能譜密度降低了一個量級以上)。最后，利用該測試技術成功地在FD-07高超聲速風洞中進行了邊界層穩定性實驗，捕捉到了第二模態不穩定波，其主導頻率范圍與線性穩定性理論預測結果吻合。

高超聲速;高頻脈動結構;電磁噪聲;信號衰減;第二模態不穩定波

0 引言

高超聲速邊界層轉捩廣泛存在于航空航天飛行器的內外流中，導致壁面摩擦阻力和熱流顯著增加，影響飛行器的氣動性能和控制效率。研究結果表明，高頻擾動波是導致高超聲速邊界層轉捩的重要因素，如第二模態不穩定波主導了簡單外形上的邊界層轉捩。因此，開展精細的高頻脈動測量以研究這些脈動結構的發展演化特性和規律，是高超聲速轉捩預測和控制的重要環節。

高超聲速邊界層中的脈動結構測量開始于Demetriades［1］的工作，1958年他第一次公布了高超聲速邊界層穩定性實驗結果。此后，Stenson等［2-5］利用熱線技術系統地研究了邊界層內擾動波結構，尤其是第二模態不穩定波。然而，熱線技術的應用存在諸多困難:為測量高頻擾動波需提高熱線響應，熱線絲需要制作得很細，同時也會變得十分脆弱，如此小的熱線絲在高超聲速流動中保持完好是十分困難的，尤其是在風洞啟動過程中;熱線無法實現流向上的同時多點測量，導致熱線結果無法反映同一車次同一時刻模型邊界層內的空間流動特征。

為了彌補這些缺陷，2005年Fujii等［6-7］首次利用PCB132高頻壓力傳感器在JAXA(Japan Aerospace Exploration Agency)的1#高超聲速風洞開展了圓錐邊界層穩定性實驗，測量到第二模態波。隨后，Estorf等［8］利用PCB132傳感器在Purdue大學的馬赫數6靜風洞和Braunschweig的常規風洞開展了圓錐邊界層穩定性實驗，發現PCB132傳感器對第二模態不穩定波的敏感性很好，信噪比可能比Stetson等的熱線實驗結果高出一個量級。近些年，美國［9-10］、日本［11-12］、德國［13］等國家均成功采用PCB132傳感器在高超聲速風洞中開展了邊界層穩定性實驗研究，使得該傳感器已成為目前應用最廣泛的高超聲速邊界層穩定性實驗研究的探測手段。在國內，受到高頻響、高噪聲和低幅值等問題的制約，高超聲速邊界層中的高頻脈動結構測量工作進展緩慢，僅北京大學［14］做過少量工作。

鑒于高頻擾動結構在高超聲速邊界層轉捩的重要影響，本文發展了一套高頻脈動壓力測試系統，并在信號傳輸方面采取一系列改進措施，包括工頻電源隔離、傳輸電纜屏蔽、采集設備接地等，使該系統的信噪比大幅提升。最后，利用該系統在FD-07風洞中開展了高超聲速穩定性實驗，用以探測第二模態不穩定波。

1 高頻脈動壓力測試系統

為了捕捉高超聲速邊界層內的高頻脈動結構，搭建了一套高頻采集系統。系統組成框圖，如圖1所示。該系統包括高頻壓力傳感器、信號調理器、信號采集卡、觸發板卡、機箱和嵌入式控制器。

主要硬件介紹如下:

信號調理器，輸入端與傳感器連接，為傳感器供電，并接受傳感器的電壓信號;輸出端與采集卡連接，將電壓信號傳給采集卡。

采集卡(可實現從24位500 kHz到16位15MHz的采樣頻率需求)，將測得的數據信號傳輸給嵌入式控制器，用于數據的存儲和分析。

圖1 高頻脈動壓力采集系統的示意圖Fig.1 Schematic diagram of high frequency fluctuation pressure acquisition system

2 信號傳輸過程的信噪比改善

前期研究表明，高超聲速邊界層內的高頻脈動結構極易淹沒在風洞背景噪聲和電磁噪聲中。Schneider［15］曾指出，為了測量不穩定波，就需要使得其幅值足夠大，并超越風洞背景噪聲和電磁噪聲。因此，在實驗狀態和傳感器位置不發生變化(即可認為第二模態不穩定波幅值不變)時，提高采集系統的信噪比成為不容忽視的問題。

信噪比(Signal to Noise Ratio，SNR)，是指采集系統在正常工作時采集到的信號強度與空采時采集到的噪聲的比值。由此可以看出，信噪比的提高需要從兩方面進行，即降低噪聲干擾和減少信號衰減。

2.1 降低噪聲干擾

干擾噪聲的種類很多，它可能是電噪聲，通過電場、磁場、電磁場或直接的電氣連接耦合到敏感的電路中;也可能是機械性的，如通過壓電效應、機械振動導致電噪聲;甚至溫度的隨機波動也可能導致隨機的熱勢噪聲。

對高超聲速流場中的不穩定波影響較大的噪聲包括，低頻噪聲、長波噪聲以及1 MHz以內的射頻噪聲。這些噪聲影響到采集系統的正常工作，是經由某種傳播途徑被耦合到了采集系統之中。因此，抑制這些干擾噪聲一般有3種手段:1)消除或消弱干擾源; 2)設法使采集系統對干擾噪聲不敏感;3)使噪聲傳輸通道的耦合作用最小化。結合采集設備、風洞本身以及風洞周圍的情況，在以下幾個方面進行降噪處理。

采用SPSS 23.0統計學軟件對數據進行處理，計量資料以“±s”表示，不同性別心肺耐力比較采用獨立樣本t檢驗，不同年齡段、體重指數和體力活動水平的心肺耐力比較采用單因素方差分析。以P＜0.05為差異有統計學意義。

2.1.1 工頻電源的諧波干擾

工頻電網上連接著很多電氣設備，某些高頻設備會使交流電源線上疊加一些高頻噪聲;某些大功率開關器件會使交流電源線上產生尖峰噪聲，這些噪聲的寬度很窄，但幅度很高，其高次諧波豐富且頻繁出現;工頻電源線還是各種射頻干擾的接受天線，它會接收各種無線廣播和無線通信的射頻信號。上述干擾均會通過供電電源影響微弱信號的采集電路。因此，電源噪聲是對不穩定波影響的最大的噪聲來源之一。作者選用了一臺與工頻電網斷開的不間斷電源為采集系統供電，使采集系統徹底與工頻電網物理隔離，有效隔絕來自工頻電網的噪聲。

2.1.2 電磁屏蔽

屏蔽可控制電場(或磁場)從空間的一個區域到另一個區域的傳播，這是克服電場耦合、磁場耦合以及電磁輻射耦合干擾的最有效手段。本次實驗的屏蔽措施主要從兩個方面展開:1)屏蔽噪聲源，通過用屏蔽材料把干擾源包圍起來以減弱干擾場的強度; 2)屏蔽需要抑制噪聲的傳輸電纜，通過用屏蔽材料把傳導電纜包圍起來以減弱電纜附近的場強。

大多數已知干擾源在建造和安裝過程中，已經進行了必要的屏蔽措施。本部分僅需對傳導電纜進行屏蔽。經過多次對比實驗，最終選用了同軸電纜屏蔽線作為整個采集系統的傳導電纜，如圖2所示。該類電纜包括塑料編織外皮、高透明度PE、銅薄膜、銅編織網和多芯纏繞電纜絲。除此之外，在模型內部，需用銅箔膠帶(其屏蔽效果明顯好于鋁箔膠帶)將傳感器的引出線貼在模型內壁上，做第一層屏蔽;在引出線與模型出口的連接處，用銅箔膠帶填補，保證模型是一個理論上的電磁屏蔽空間。

2.1.3 接地

接地回路噪聲，是壓電傳感器接入二次測量線路或儀表而構成測試系統后，由于不同點位處的多點接地，形成了接地回路和回路電流所致。克服的根本途徑是消除接地回路。本文的高頻采集系統關注的頻率在1MHz以下，故選擇屏蔽層在信號調理器單端接地，避免多點接地或浮地。

2.1.4 其他措施

電纜噪聲是同軸電纜在振動或彎曲變形時，電纜屏蔽層、絕緣層和芯線間將引起局部相對滑移摩擦和分離，而在分離層之間產生的靜電感應電荷干擾，它將混入主信號中被放大。減小電纜噪聲的方法:在實驗過程中固定傳感器的引出電纜，防止電纜振動或彎曲引入噪聲。

2.2 減少信號衰減

除了降低噪聲外，提高采集系統信噪比的另一種途徑就是提高目標信號的幅值。當信號幅值恒定時，需考慮盡可能的減小信號在傳輸過程中的衰減或畸變。

2.2.1 集膚效應

集膚效應，又叫趨膚效應，電流或電壓以頻率較高的電子在導體中傳導時，會聚集于總導體表層，而非平均分布于整個導體的截面積中。因為當導線流過交變電流時，根據楞次定律可知會在導線內部產生渦流，與導線中心電流方向相反。由于導線中心較導線表面的磁鏈大，在導線中心處產生的電動勢就比在導線表面附近處產生的電動勢大。這樣作用的結果是，電流在表面流動，中心則無電流。

在高頻電路中可以采用空心導線代替實心導線，例如，頻率為1 MHz時，集膚效應在60 μm厚層面。但是，考慮實際情況的可行性，同時為了消弱趨膚效應，在高頻電路中也往往使用多股導線編織成束來代替同樣截面積的粗導線。基于此，本高頻采集系統的信號傳輸電纜，全部采用了多芯纏繞的同軸電纜，如圖3所示，以盡可能的降低集膚效應導致的高頻信號衰減，提供信號傳輸效率。

2.2.2 電纜驅動限制

長電纜傳輸會影響傳感器頻率響應。PCB壓力傳感器作為ICP(Integrated Circuit Piezoelectric)傳感器不會因長電纜而增加噪聲，但是會由于在線驅動電流不夠而造成信號畸變。也就是說，電纜中的電容性負載會對高頻信號起到濾波作用。一般采集信號在10 kHz以下時，無需考慮該問題。然而本文高頻采集系統的工作范圍在0～1000 kHz之間，甚至更高。因此需盡可能消除驅動電流和電纜長度對頻率響應的影響。

在給定電纜長度時，最大傳輸頻率Fmax是電纜電容和峰值信號電壓對信號調節器的電流比的函數:

其中，C為電纜電容，pF;V為傳感器輸出的最大電壓值(其由傳感器的靈敏度決定)，V;Ic為恒流激勵的電流值，mA。由此可以看出，當電纜長度和傳感器型號固定時，為了提高傳感器的頻率響應，需要盡可能的增加激勵電流值。

按照本文高頻采集系統的參數可知，電纜長度L =10m，C≈50pF/m，傳感器靈敏度約為20mV/kPa，馬赫數6～8條件下的靜壓一般不高于5 kPa，Ic=4mA，則可計算得到Fmax≈10 MHz。該最大頻率遠大于高超聲速流場中的不穩定波(100～500 kHz)，因此，電纜傳輸對頻率的影響可不考慮。

2.3 高頻采集系統測試

利用上述方法對高頻采集系統進行優化改進，提高高頻采集系統的信噪比，并在FD-07高超聲速風洞開展了系統測試驗證。將PCB壓力傳感器安裝在簡易模型上，如圖3所示，傳感器與高頻采集系統連接。將安裝有PCB傳感器的簡易模型置于風洞實驗段底部，采集風洞運行過程中的電磁噪聲。利用Welch方法計算改進前后測量結果的能譜密度(Power Spectrum Density，PSD)曲線，如圖4所示。圖中可以看出，在400 kHz以下頻率，降低噪聲一個量級以上。

圖3 鋼制簡易模型照片，頭部安裝孔用于安裝PCB傳感器Fig.3 Steel sim p le model，the hole at the head is used to install PCB sensor

圖4 采集系統改進前后，FD-07風洞周圍噪聲PSD對比圖Fig.4 PSD of noises around FD-07 W ind Tunnel before and after im provement

3 高超聲速邊界層穩定性實驗

實驗是在FD-07風洞［16］進行。該風洞是一座暫沖式下吹-引射高超聲速風洞，以空氣為工作介質。帶封閉室的自由射流實驗段尺寸為1880 mm×1400 mm×1130 mm。噴管出口直徑為Φ0.5 m，可實現馬赫數為4～8。風洞背景噪聲約為1.5%～3%。本文實驗狀態為Ma=6，Re=1.0×107/m和1.8×107/m。采用平板模型，PCB壓力傳感器的位置距離平板前緣160mm。采集器的采樣頻率fs=5 MHz，采樣時間為200ms。

利用Welch方法［17］計算了實驗測得的壓力脈動信號的能譜密度，同時利用線性穩定性理論［18］(Linear Stability Theroy，LST)計算了相同工況下第二模態不穩定波的增長率－αi，如圖5所示。單位雷諾數為Re =1.0×107/m時，實驗測得的第二模態不穩定波頻率大約為150 kHz，LST得到的第二模態不穩定波的增長率最大頻率恰好也在150 kHz左右。實驗與計算結果吻合的很好。當單位雷諾數增加到Re =1.8×107/m時，由于相同位置上邊界層厚度降低，實驗測得的第二模態不穩定波頻率隨之升高至210 kHz，與LST計算結果稍有偏差。這可能是邊界層轉捩后期出現的非線性作用，使試驗測得的第二模態波頻率值發生改變。

圖5 第二模態不穩定波探測結果Fig.5 The second m ode instability wave detected

4 結束語

為了研究高超聲速邊界層中的高頻脈動結構，尤其是第二模態不穩定波，本文搭建了一套高頻脈動壓力測試系統，其最高采樣頻率可達15 MHz，最高分辨率為24bit，傳感器的諧振頻率1 MHz以上。并對該系統的信號傳輸部分進行了多項改進措施，其中包括降低噪聲干擾和減少信號衰減。利用這些措施，有效地改善了采集系統的信噪比，在400 kHz以下頻域，噪聲的能譜密度降低一個量級以上。最后，利用該測試技術在FD-07風洞開展了高超聲速穩定性實驗，并成功探測到第二模態不穩定波，其主導頻率與LST計算的結果吻合較好。

［1］Demetriades A.An experimental investigation of the stability of the laminar hypersonic boundary layer［D］.［Ph.D.Dissertation］.California Institute of Technology，1958.

［2］Stetson K F，Thompson E R，Donaldson J C，et al.Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8，Part 1: sharp cone.AIAA-83-1761［R］.Reston:AIAA，1983.

［3］Stetson K F，Thompson E R，Donaldson J C，et al.Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8，Part 2: Blunt cone.AIAA-84-0006［R］.Reston:AIAA，1984.

［4］Stetson K F，Thompson E R，Donaldson J C，et al.Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8，Part 3: Sharp Cone at Angle of Attack.AIAA-85-0492［R］.Reston: AIAA，1985.

［5］Stetson K F，Thompson E R，Donaldson J C，et al.Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8，Part4:on Unit Reynolds number and environmental effects.AIAA-86-1087［R］.Reston:AIAA，1986.

［6］Fujii K.Experiment of two dimensional roughness effect on hypersonic boundary layer transition［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2006，43(4):731-738.

［7］Fujii K.An experiment of two dimensional roughness effect on hypersonic boundary layer transition.AIAA 2005-0891［R］.Reston:AIAA，2005.

［8］Estorf M，Radespiel R.Surface-pressure measurements of secondmode instability in quiet hypersonic flow.AIAA 2008-1153［R］.Reston:AIAA，2008.

［9］Casper K M，Beresh S J，Henfing J F，et al.Hypersonic windtunnel measurements of boundary-layer pressure fluctuations.AIAA 2009-4054［R］.Reston:AIAA，2009.

［10］Berridge D C，Casper K M，Rufer S J，et al.Measurements and computations of second-mode instability waves in three hypersonic wind tunnels.AIAA 2010-5002［R］.Reston:AIAA，2010.

［11］Tanno H，Komuro T，Sato K，et al.Measurement of hypersonic boundary layer transition on cone models in the free-piston shock tunnel HIEST.AIAA 2009-0781［R］.Reston:AIAA，2009.

［12］Tanno H，Komuro T，Sato K，et al.Measurement of hypersonic high-enthalpy boundary layer transition on a 7 cone model.AIAA 2010-310［R］.Reston:AIAA，2010.

［13］Wagner A，Laurence S，Schrammz J M，et al.Experimental investigation of hypersonic boundary-layer transition on a cone model in the High Enthalpy Shock Tunnel(HEG)at Mach 7.5.AIAA 2011-2374［R］.Reston:AIAA，2011.

［14］Zhang C H，Tang Q，Lee C B.Hypersonic boundary-layer transition on a flared cone［J］.Acta Mechanica Sinica，2013，29 (1):48-53.

［15］Schneider S P.Developing mechanism-based methods for estimating hypersonic boundary-layer transition in flight:the role of quiet tunnels.AIAA 2013-2608［R］.Reston:AIAA，2013.

［16］Jiang Wei，Yang Yunjun，Chen Hewu.Investigation on aerodynamics of the spike-tipped hypersonic vehicle［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics.2011，25(6):28-32.(in Chinese)姜維，楊云軍，陳河梧.帶減阻桿高超聲速飛行器外形氣動特性研究［J］.實驗流體力學，2011，25(6):28-32.

［17］Hu Guangshu.Digital signal processing［M］.Beijing:Tsinghua University Press，2003:514-516.(in Chinese)胡廣書.數字信號處理［M］.北京:清華大學出版社，2003: 514-516.

［18］Mack L M.Linear stability theory and the problem of supersonic boundary layer transition［J］.AIAA Journal，1975，13(3):278-289.

Hypersonic high frequency(1MHz)fluctuation pressure testing technology and application

Ji Feng，Xie Shaofei*，Shen Qing
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

High frequency(1 MHz)fluctuation pressure acquisition system was developed to study the high frequency fluctuation structures，especially the second mode instability waves，in hypersonic boundary layer in the FD-07 wind tunnel.Wind tunnel ground noises and electromagnetic noises affects measuring of high frequency fluctuation structures.Due to When the qualities of wind tunnel flow field can’t change，a series of improvements were made for signal transmission of the system to enhance the ability of anti-electromagnetic interference and anti-attenuation.The improvements contained power supply isolation，shielding cable and ground connection，et al.The experimental results by comparison showed that signal to noise ratio(SNR)of the acquisition system increased remarkably，and the power spectrum densities of noises below 400kHz were reduced by one order of magnitude.Finally，hypersonic boundary stability experiment was performed successfully with the acquisition system in FD-07 tunnel.The second mode wave was detected，and the main frequency extent agreed with the results of linear stability theory(LST).

hypersonic;high fluctuation structures;electromagnetic noise;signal attenuation;the second mode instability wave

V411.4

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0117

0258-1825(2016)05-0587-05

2015-12-10;

2016-02-01

國家自然科學基金(11372296，11402256)

紀鋒(1981-)，男，內蒙古，高級工程師，研究方向:高超聲速風洞試驗及試驗技術.E-mail:jifeng815@sohu.com

解少飛*(1986-)，研究方向:高超聲速邊界層轉捩試驗及試驗技術.E-mail:flying_1125@126.com

紀鋒，解少飛，沈清.高超聲速1MHz高頻脈動壓力測試技術及其應用［J］.空氣動力學學報，2016，34(5):587-591.

10.7638/kqdlxxb-2015.0117 Ji F，Xie S F，Shen Q.Hypersonic high frequency(1MHz)fluctuation pressure testing technology and application［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(5):587-591.