TSP轉捩探測技術在民機風洞試驗中的應用研究

尚金奎，衷洪杰，趙民，陳柳生，王鵬，王猛，張雪，李玉軍

(1.中航工業空氣動力研究院高速高雷諾數航空科技重點實驗室，遼寧沈陽110034; 2.中國科學院化學研究所，北京100190)

TSP轉捩探測技術在民機風洞試驗中的應用研究

尚金奎1，*，衷洪杰1，趙民1，陳柳生2，王鵬1，王猛1，張雪1，李玉軍1

(1.中航工業空氣動力研究院高速高雷諾數航空科技重點實驗室，遼寧沈陽110034; 2.中國科學院化學研究所，北京100190)

以ARJ-4模型為研究對象，在FL-3風洞中進行TSP轉捩探測技術試驗研究，并應用紅外熱成像轉捩探測技術進行探測，獲得對比驗證結果，試驗中還采用了基于柱狀粗糙元的固定轉捩試驗方法。試驗使用了自研TSP涂料，對模型進行了預加熱，預加熱模型的目的是增大模型表面層流區與湍流區之間的溫度差異。模型表面粘貼了紅外試驗用標記點，也作為TSP技術圖像對準控制點。試驗狀態為馬赫數0.75和0.85，α由-4°變化到4°。試驗結果清晰地顯示了模型表面的層流區與湍流區及其隨迎角的變化。

TSP;紅外熱成像法;轉捩;FL-3風洞;柱狀粗糙元

0 引言

溫(度)敏(感)涂料技術(TSP技術，Temperature Sensitive Paint)利用光學技術實現風洞模型(試件)表面溫度分布測量，其基本原理是探針分子(TSP涂料中的活性成分)的熒光溫度猝滅效應。它是一種“非介入式”空氣動力學試驗技術，不需要對試件進行特別加工，對風洞流場不會產生影響，可以得到高品質試驗數據，并且由于TSP技術采用大面積噴涂的作業方式，所以能夠獲取整個試件表面連續溫度分布數據。

TSP技術是同PSP技術同步發展起來的一種空氣動力學試驗技術。在航空航天技術發達的美國、歐洲和俄羅斯(前蘇聯)等國家和地區，TSP/PSP技術已經取得了突破性進展，在20世紀90年代末、21世紀初進一步發展達到了比較成熟的狀態。LIU等對TSP/PSP理論和應用情況進行了系統闡述［1］。AEDC在2006年已經建成了完善的模型全局準實時PSP壓力測量風洞試驗系統［2］，并應用于型號試驗，開始了大規模生產型應用。對于TSP技術而言，目前看到的研究和應用，多集中于高超聲速風洞［3-4］和低溫風洞［5-7］。近年也有在其他方面的應用，比如Erich Schulein首先應用10～33 cm的EVO-RC木質螺旋槳模型對TSP轉捩探測技術進行了研究，然后在Airbus Bremen的BLSWT風洞中應用直徑0.392m、具有8個葉片的螺旋槳進行了TSP技術轉捩技術試驗［8］。

常用的轉捩位置探測技術有升華法、油流技術、紅外轉捩探測技術等。其中升華法和油流技術是一種顯示技術，通常僅用其進行定性觀測。紅外轉捩探測技術是近年應用較多、發展較快的一種先進風洞試驗技術，但紅外技術是一種被動試驗技術，易受周圍環境的干擾和影響，且在低溫環境中效果較差。TSP技術是一種主動式風洞光學試驗技術，利用數字相機作為圖像采集設備，可以獲得高分辨率的試驗數據，且配合專用TSP涂料，在低溫環境中也具有良好的適用性。

我國在PSP/TSP研究方面起步較晚，相對于歐美日等國家，差距較大。但經過不斷努力，近年也取得了多個重要突破［9-12］，實現了PSP技術工程應用。在TSP研究方面有多家科研院所在進行相關研究。長春理工大學孫晶等對TSP探針分子及其特性進行了持續研究［13］。中科院化學研究所和中航工業空氣動力研究院聯合研制的TSP涂料性能優異，溫度敏感度可達到1.8%/℃(30℃，1atm)，壓力敏感度可忽略不計，并應用電木材質的NACA0012二元翼型在研究型風洞中獲得了模型表面轉捩位置［14］。張扣立等在中國空氣動力研究與發展中心0.6 m激波風洞中應用金屬框架加配玻璃鋼平板模型，在玻璃鋼平板模型上噴涂TSP涂料并設置了薄膜熱流傳感器，對平板模型邊界層轉捩進行了研究，同時應用TSP技術和薄膜熱流傳感器技術獲得了模型表面的轉捩位置，并對兩種技術獲得的測量結果進行了對比［15］。周嘉穗等在中國空氣動力研究與發展中心0.6 m激波風洞中應用溫敏發光熱圖技術和鉑薄膜熱流傳感器對帶尖前緣的平板鈍舵模型進行了模型表面熱流分布研究［16］。

中航工業空氣動力研究院應用NACA0012二元翼型進行TSP轉捩探測試驗得到模型表面轉捩位置后，在FL-3風洞中應用ARJ-4半模模型作為研究對象，使用新研制的TSP涂料進行了轉捩探測試驗。試驗采用了自然轉捩和基于粗糙元的人工固定轉捩方式，并同時應用紅外轉捩探測技術進行了對比驗證。研究的目的是驗證TSP技術在民機等大展弦比飛機機翼表面轉捩位置探測方面的有效性。

1 TSP技術

TSP技術是一種絕對溫度測量技術，它主要通過探針分子的熒光溫度猝滅效應，在TSP熒光強度和當地環境溫度之間建立聯系(基于熒光強度的方法)。

所謂探針分子的熒光溫度猝滅效應，是指模型表面TSP涂層所發出的熒光強度隨著當地環境溫度的升高而降低的現象，其本質是TSP涂料中的探針分子受到激發光照射后，吸收激發光能量而處于激發態，這種處于激發態的探針分子是不穩定的，它能夠通過向環境發出光子而回到基態(即出射熒光)，但隨著環境溫度的升高，探針分子發光能力減弱或降低，也就是說，隨著環境溫度的升高，越來越多處于激發態的探針分子失去了發光能力，從而使模型表面TSP涂層在整體上表現為熒光強度減弱。

TSP涂料是TSP技術的物質載體，一個好的TSP涂料通常需要有高的溫度敏感度和低的壓力敏感度。在試驗前通常應用如圖1所示的校準系統，使用一個噴涂有TSP涂料的鋁制樣片進行標定試驗，建立TSP涂層熒光強度與溫度和壓力的關系曲線(曲面)，這條曲線就是所謂的校準曲線，同時也可以得到TSP涂料的溫度敏感度、壓力敏感度等指標。

圖1 校準試驗系統示意圖［17］Fig.1 Calibration system sketch［17］

本期研究試驗中所用TSP涂料可用400 nm波長的光源激發，輻出熒光中心波長在615 nm左右，溫度敏感度在30℃附近時約為1.8%/℃，壓力敏感度接近于0，其實驗室T～I/Iref及P～I/Iref校準曲線及溫度敏感度曲線見圖2。

圖2 實驗室校準曲線Fig.2 Calibration curve

其中TSP涂料的溫度敏感度指標ST按式(1)計算。

TSP技術是一種光學測量技術，TSP涂層通過發射不同強度的熒光來反應它所感受到的不同溫度。當模型表面氣流發生轉捩后，轉捩前層流區熱交換系數較小，而轉捩后湍流熱交換系數較大，當氣流與模型之間存在溫度差時，由于層流區與湍流區之間熱交換率的差異，使得層流區與湍流區之間產生一個溫度差。TSP技術應用于模型表面轉捩位置探測就是基于這個溫度差。

試驗過程中當模型表面溫度高于氣流溫度時，由于湍流區熱交換系數大，氣流將帶走更多熱量，表現為湍流區溫度較層流區低，即此時湍流區TSP涂層熒光強度更高。反之，當模型表面溫度低于氣流溫度，湍流區將會從氣流吸收更多熱量，表現為湍流區溫度較層流區高，即此時湍流區TSP涂層熒光強度較層流區更低。

在亞跨聲速及不太高的超聲速試驗中，自然條件下模型表面由于轉捩導致的層流區與湍流區溫差較小，使用TSP技術進行轉捩探測非常困難，為了使模型表面層流區與湍流區產生足夠的溫差，通常可以采用兩種途徑:其一，加熱或制冷模型;其二，加熱或制冷氣流。在高馬赫數條件下，氣流摩擦生熱可以在層流區與湍流區之間產生顯著溫差，TSP技術可以直接利用這個溫差來區分層流區與湍流區。

2 試驗裝置和方法

2.1 風洞、模型和試驗設備

FL-3風洞是一座暫沖、下吹式三聲速風洞，試驗段截面尺寸1.5m×1.6m(寬×高)，試驗速度范圍馬赫數0.3至2.25。風洞全長約85m(不含消音塔)，主要由蝶閥、調壓閥、穩定段、收縮段、噴管段、試驗段、超聲速擴散段、亞聲速擴散段、消音塔等部段組成。

研究中使用的模型是縮比1∶1.1682的ARJ-4半模模型，為典型的翼身組合體全金屬民機半模模型。模型在FL-3風洞內安裝見圖3(LED激勵光源處于點亮狀態)。

圖3 試驗模型Fig.3 Test model in FL-3 W ind Tunnel

試驗中使用的TSP試驗系統(見圖4)主要包括LED光源、PCO1600型CCD相機及相應的配套組件。LED光源中心波長400nm，用作TSP涂層熒光激發，PCO1600型相機用于TSP涂層熒光圖像采集，為了阻斷LED光及其他環境雜光對試驗數據的干擾，CCD相機鏡頭前加裝了長通濾光片。試驗中使用的紅外試驗設備為FLIR PKG-SC7750型紅外熱像儀。

圖4 TSP試驗裝置(部分)Fig.4 TSP system(part)

2.2 試驗方法與數據處理

由于紅外轉捩探測技術在FL-3風洞中已經取得了成功，在進行TSP試驗的同時應用紅外熱像儀進行了模型表面紅外熱圖采集，以進行兩種技術探測結果比對。試驗時，自然轉捩試驗馬赫數0.75，采用基于柱狀粗糙元的人工固定轉捩方式試驗馬赫數0.85，試驗迎角－4°、－2°、－1°、0°、1°、2°和4°，側滑角為0°。

在一定溫度范圍內，TSP涂料熒光強度和絕對溫度之間的關系可以用阿列紐斯(Arrhenius)公式描述［1］:

式(2)中，I(T)表示當地環境溫度下TSP涂層發出的熒光強度，I(Tref)表示參考(或基準)狀態下TSP涂層發出的熒光強度，Enr是無輻射過程活化能;R是通用氣體常數，Tref是參考溫度，T是當地環境溫度。

通常在實際使用時使用下面的經驗公式［1］:

式(3)中，f(T/Tref)通常選用二次多項式形式的函數。

3 試驗結果分析

圖5中(a)到(g)給出了馬赫數0.75狀態下模型迎角從－4°變化到+4°時，ARJ-4機翼模型表面約y/l=0.3～0.55處自然轉捩探測結果，并給出了模型表面溫度分布情況，其中圖5(f)和圖5(g)同時給出了迎角狀態+2°及+4°條件下紅外轉捩探測結果。由于采用柱狀粗糙元進行人工固定轉捩的TSP轉捩探測試驗結果在各迎角狀態下基本一致，所以馬赫數0.85狀態下人工固定轉捩位置探測試驗結果僅給出了模型迎角－4°的試驗結果(見圖6)。

由于本研究重點關注TSP技術在大展弦比飛機機翼表面轉捩位置探測方面的有效性，模型表面溫度測量不作為本研究的重點內容，圖5給出的模型表面溫度僅是結合TSP實驗室校準曲線(見圖2)計算出的數據，沒有進行不確定度分析。由于試驗前對模型進行了加熱，相對于風洞氣流，試驗模型為熱體，從總體上來看，模型表面溫度隨試驗進行，持續下降，在A區位置，從試驗之初α=－4°約28℃下降到α=+4°約24℃。

圖5 馬赫數0.75自由轉捩試驗結果(Re=2.57×106)Fig.5 M=0.75 free transition detection results (Re=2.57×106)

在自然轉捩試驗中，由于沒有對TSP涂層進行表面處理，在涂層表面存在一些雜質顆粒，這些“粗糙元”導致了模型前緣出現了多個不規則的大小不等尖劈狀“楔形”湍流區。相對的，層流區也呈互補的尖劈狀，如圖5(a)中的A區、B區。從總體上看，模型迎角α從－4°變化到+4°過程中，模型表面層流區隨著迎角變化呈縮小的趨勢，特別是從α=0°變化到α =+1°時，變化尤為明顯。隨后隨著迎角增大，模型表面層流區再次出現擴大趨勢，這在A、B兩個層流區表現更加明顯，這一趨勢與紅外轉捩探測試驗結果相一致。圖5(a)中C位置為粘貼在模型表面的紅外標記點，其后出現一個大的楔形湍流區。

圖5(f)和圖5(g)同時給出了基于TSP技術和基于紅外技術的轉捩探測結果。從結果來看，兩種技術得出的層流區與湍流區分布相吻合。通常情況下，隨著模型迎角的增加，由于受到逆壓區前移的影響，模型表面層流區會縮小，本期試驗中模型迎角由－4°增加到+1°的過程中符合這一規律，但由+1°變化到+4°的過程中發生了反轉，模型表面層流區隨模型迎角的增大迅速擴展。

圖6 馬赫數0.85固定轉捩試驗結果(Re=2.69×106)Fig.6 M=0.85 fixed transition detection results (Re=2.69×106)

圖6中與模型前緣基本平行走向的一條線(D區)為柱狀粗糙元組成的人工固定轉捩區。從試驗結果來看，柱狀粗糙元起到了很好的氣流強制轉捩效果，柱狀粗糙元前后出現了非常明顯的層流區和湍流區。從圖6中也可以看到由于TSP涂層表面粗糙顆粒造成的層流區的“湍流楔”，見圖6中的E區。

4 結論與展望

同時應用TSP技術和紅外試驗技術，并使用基于粗糙元的人工固定轉捩技術，在ARJ-4民機半模模型上進行試驗，獲得了轉捩位置。兩種技術獲得的試驗結果相符合，表明基于TSP的轉捩探測技術可以用于民機轉捩位置探測試驗。

基于TSP的轉捩探測技術在我國處于研究的起步階段。相對于紅外轉捩探測技術，基于TSP技術的轉捩探測質量有待改善，同時TSP涂料本身、TSP涂層噴涂技術、模型表面粗糙度控制技術等都需要在今后加強研究。

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Application of TSP transition detection technique for a civil aircraft

Shang Jinkui1，*，Zhong Hongjie1，Zhao Min1，Chen Liusheng2，Wang Peng1，Wang Meng1，Zhang Xue1，Li Yujun1
(1.Aero Science Key Lab of High Reynolds Aerodynamics Force at High Speed，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China;2.Institute of Chemistry，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190，China)

For the civil aircraft wind tunnel test，the transition position detection is one of the most important test contents.FL-3 Wind Tunnel test adopting TSP(Temperature Sensitive Paint)transition detection technique is introduced，the ARJ-4 model is used as the research object in this test.The purpose of this research is to provide a new wind tunnel transition position detection method.To validate TSP transition detection results，the IR transition detection technique and DRE(distributed roughness elements)fixed transition ways are used in this test，and the TSP developed by AVIC ARI and ICCAS is applied.The model is heated before wind tunnel running to increase the temperature difference between the laminar flow area and the turbulent flow area around the model surface.The IR marks are stuck to the TSP coat，these marks will be used in both IR image processing and TSP image processing.The wind tunnel test conditions are Mach number of 0.75 and 0.85，angle of attack between-4°～4°.The test results clearly show the difference between the laminar flow area and the turbulent flow area on the model surface，and the evolution along with the model angle of attack.

TSP;infrared technique;transition;FL-3 Wind Tunnel;DRE

V211.752

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0106

0258-1825(2016)03-0341-06

2015-07-01;

2015-10-26

尚金奎*(1976-)，男，山東壽光人，碩士，高級工程師，研究方向:流動顯示與測量.E-mail:523664270@qq.com

尚金奎，衷洪杰，趙民，等.TSP轉捩探測技術在民機風洞試驗中的應用研究［J］.空氣動力學學報，2016，34(3):341-345.

10.7638/kqdlxxb-2015.0106 Shang J K，Zhong H J，Zhao M，et al.Application of TSP transition detection technique for a civil aircraft［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):341-345.