基于快速響應PSP技術的跨聲速脈動壓力實驗研究

任一鵬，楊小龍，林崧，于靖波，武玉玉，楊學軍，朱 莉，黃 宇

(1. 北京宇航系統工程研究所，北京 100076； 2. 中國運載火箭技術研究院，北京 100076；3. 中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)

0 引言

在風洞實驗中，表面壓力定量測量是了解飛行器氣動特性的基礎，對理解流場特性、分析飛行器氣動特性具有重要價值，是飛行器設計的重要依據。

壓敏涂料(PSP)測量技術提供了非接觸式的光學測壓手段，可對復雜飛行器模型進行高空間分辨率的表面壓力測量。目前PSP技術通常應用于定常壓力的測量，壓敏涂料的響應時間約為秒量級。為滿足飛行器結構強度、剛度、顫振分析需求，能夠捕捉大面積壓力脈動的快速響應PSP技術在近年來開始發展，為飛行器動態氣動特性及復雜空氣動力學現象的研究提供了支撐。

國外的快速響應PSP技術研究起步較早，目前的響應時間能達到幾十微秒至毫秒量級[1-5]。國內方面，中國空氣動力研究與發展中心、中國航天空氣動力技術研究院、中國航空工業空氣動力研究院等優勢單位近年來開始了快速響應PSP測壓技術的研究，但尚未開展飛行器工程應用層面的實驗[6-9]，僅開展了局模級別的驗證實驗[10-12]。

PSP測壓技術與常規傳感器測壓技術的比較如表1所示。從表1中可見，在精度滿足要求的前提下，PSP測壓技術更適合于飛行器工程研制需求。本文綜合考慮彈箭類飛行器脈動壓力載荷設計需求，利用快速響應PSP技術對彈箭類飛行器全表面的跨聲速段脈動壓力特性開展風洞實驗研究，獲得了Ma=0.8～1.2范圍內彈箭類飛行器全表面1.2s實驗時間段內的脈動壓力，較全面地分析了馬赫數、攻角(舵偏角)對脈動壓力分布特性的影響。實驗結果表明，快速響應PSP技術的脈動壓力測量結果與高精度脈動壓力傳感器結果較為吻合，均方根脈動壓力系的測量誤差小于15%，精度要求滿足工程設計使用；與傳統脈動壓力傳感器測量方式相比，快速響應PSP測量方式能夠獲得彈箭類飛行器全表面的脈動壓力分布特性，有利于準確捕獲脈動壓力峰值、辨識非定常流場結構，可更好地指導彈箭類飛行器脈動壓力載荷設計。該實驗方法在彈箭類飛行器設計研制中有較高的工程應用價值。

表1 PSP測壓與傳感器測壓比較

1 實驗原理

1.1 壓敏涂料基本原理[6]

PSP技術的基本原理是壓敏涂料探針分子的光致發光和氧猝滅效應，是一種光學測壓技術。受到適當波長的光照射后，壓敏涂料被激發出波長更長的光，如圖1所示。氧分子的對壓敏涂料探針分子的“氧猝滅”效應，使得當地靜壓越高，熒光減弱越嚴重。通過測得飛行器模型表面的熒光光強分布即可換算得到飛行器模型表面的壓力分布。

圖1 壓敏涂料測量基本原理示意圖Fig.1 Schematic of the basic principle of PSP measurement

利用Stern-Volmer公式，可由實驗測得的光強換算得到測量壓強

(1)

式中，P和I分別為實驗壓力和實驗光強，Pref和Iref分別為參考壓力和參考光強，通常選擇一個大氣壓為參考壓力，參考壓力條件下的光強作為參考光強；A(T)和B(T)為壓敏漆的校準系數，由壓敏漆校準曲線確定。

1.2 快速響應壓敏涂料特性[6]

將發光染料和聚合物膠黏劑溶于溶劑，形成的混合物即為常用的壓敏涂料。風洞實驗中，將壓敏漆噴涂或刷涂在實驗模型表面，待溶劑揮發后，涂層內發光分子便固定在聚合物中。壓敏涂料的黏合力、硬度、涂層的平整度和厚度，都應滿足實驗要求，如黏合力應能承受風洞實驗中的空氣摩擦力和沖刷力；應盡量降低涂料的粗糙度和涂層厚度，一般來說，涂料的最大均方粗糙度應小于0.25μm，涂層厚度范圍為20μm～40μm。

本次脈動壓力測量實驗中使用的快速響應壓敏涂料由中國航天空氣動力技術研究院和中國科學院化學研究所共同研制，該涂料以穩定性較強的PtTFPP(化學結構如圖2所示)作為發光基團，由聚合物形成多孔性涂層結構，熒光探針分子包含在微孔中，能夠增大空氣接觸面積，使得響應擴散率增加，從而降低了反應時間。以波長400nm的紫外光為激發光源，快速響應PSP涂料激發出的熒光發射波長約600nm～700nm，有氧空氣環境(air)和無氧氮氣環境(nitrogen)下快速響應PSP涂料的發射光中心波長和發射光強度如圖3所示。

圖2 PtTFPP的化學結構Fig.2 Chemical structure of PtTFPP

圖3 快速響應PSP涂料的發射光譜Fig.3 Emission spectra of fast response PSP

快速響應壓敏涂料的響應時間在毫秒甚至微秒量級，涂料的響應時間決定了風洞實驗時非定常流場脈動壓力的采集頻率。在正式實驗之前，需要通過靜態標定實驗確定涂料的基底光強、Stern-Volmer關系系數、使用穩定性、溫度依賴性，通過動態標定實驗確定涂料的快速響應時間特性。

靜態標定裝置如圖4所示，壓敏涂料樣片放置在壓力腔內，腔內壓力和溫度由真空泵和低溫循環機控制。在不同壓力和溫度條件下，用風洞實驗相同的光源照射，用相同的相機進行拍攝得到相應的圖像組，對圖像處理后得到光強-壓力曲線。標定的溫度范圍從25℃～50℃，壓力范圍從10kPa～100kPa。基于PtTFPP發光基團的壓敏涂料在不同溫度條件的靜態標定曲線如圖5所示。

圖4 PSP靜態標定裝置Fig.4 Static calibration device

圖5 壓敏涂料不同溫度靜態標定曲線Fig.5 Calibration curves of PSP at different temperature

高速脈沖射流動態標定裝置如圖6所示，用高壓氮氣作為氣源產生瞬時脈沖射流獲得壓力階躍，其產生的壓力階躍時間可達0.1ms，壓力階躍的時間由Kulite傳感器記錄，光強階躍的時間由PMT記錄。分析光強階躍的時間曲線，能得到PSP對壓力變化的響應時間。經過不斷改進涂料性能，響應時間從300ms降低至0.2ms，能夠初步滿足本實驗的非定常脈動壓力測量的需求。典型的PSP壓力階躍信號如圖7所示，其中藍色曲線是根據快速響應PSP涂料的測量信號，黑色曲線是5個響應周期平均處理后的結果。

圖6 快速響應PSP動態標定裝置Fig.6 Dynamic calibration device of fast response PSP

圖7 典型的PSP響應時間Fig.7 Normalized response time of PSP

2 實驗方案

實驗是在中國航天空氣動力技術研究院的亞跨超聲速風洞中進行。該風洞是一座直流暫沖式三聲速風洞，實驗馬赫數范圍為0.3～4.0，攻角范圍為-15°～25°，側滑角范圍為-12°～12°。風洞實驗段橫截面尺寸為1.2m×1.2m，亞跨聲速實驗段長3.8m，超聲速實驗段長2.4m。

實驗模型為常規的彈箭類飛行器，箭體為錐-柱類細長旋成體，箭體尾部有3片“T”型周向布局的空氣舵。模型在風洞中采用尾部支撐方式，表面全部涂有快速響應PSP涂料。為有效利用風洞兩側壁的觀察窗，模型側向安裝，用側滑角機構實現不同攻角狀態。

實驗測量系統主要包括相機、濾光器、光電探測器、光源和數據采集處理。選用位深12bit、感光靈敏度4000的Photron SA5高速相機，該相機在分辨率為1024×1024像素條件下的采集頻率可達7000幀，選用35mm或50mm焦距的相機鏡頭，在風洞運行時保證采集圖像在不過曝的前提下最大程度地接受PSP輻射出的熒光；相機鏡頭前安裝(650±10)nm的帶通濾光片，防止其他波段光線的干擾；實驗光源為兩個600W氙燈紫外光源。在PSP實驗測量中，需要盡可能增大光源及相機與模型表面的正交性，從而保證實驗測量結果較好[6]。

本次實驗中，3臺相機分別在實驗段的兩側和頂部拍攝模型，2臺實驗光源分別在實驗段兩側照射模型，風洞實驗裝置如圖8所示。實驗中相機采集頻率為1000f/s和5000f/s，每次實驗都連續采集2000張吹風狀態下的圖像，然后采集100張無風狀態下的參考圖像。

圖8 實驗模型布置示意圖Fig.8 Layout of experimental model

為有效評估快速響應PSP技術獲得的脈動壓力頻率和測壓精度，本實驗在模型上布置了6個Kulite XCQ-080高精度脈動壓力傳感器，并配備信號頻帶寬度為DC-200kHz的DH5927動態測試信號分析系統，用于與PSP測量結果的對比和校準。脈動壓力測點編號及位置示意圖如圖9所示，其中1、2號測點測量流動分離再附引起的脈動壓力特性，4、5號測點測量局部突起物引起的脈動壓力特性，3、6號測點測量尾舵與箭體波系干擾產生的脈動壓力特性。

圖9 實驗模型測壓點編號及位置示意圖Fig.9 Numbering and position diagram of the pressure measurement points in the experimental model

基于快速響應PSP的跨聲速脈動壓力測量實流程如圖10所示。

圖10 實驗流程示意圖Fig.10 Schematic diagram of experimental process

3 實驗結果分析

3.1 快速響應PSP測量結果準確性驗證

馬赫數Ma=1.0、攻角α=0°、舵偏角δ=0°時，快速響應PSP獲得的舵面壓力系數云圖與CFD計算結果的比較如圖11所示，由圖11可知PSP獲得的舵面高壓、低壓分布合理。

圖11 舵面壓力系數云圖(實驗與計算結果比較)Fig.11 Comparison of the experiment and CFD calculation results of the pressure coefficient of the rudder

不同采樣頻率會影響快速響應PSP測量結果，為此開展了馬赫數Ma=1.2、攻角α=0°、舵偏角δ=0°條件下的采樣頻率影響研究。針對舵面某一特征點，1000Hz和5000Hz采樣頻率時,PSP獲得的壓力系數隨時間的變化曲線如圖12所示；脈動壓力無量綱功率譜密度隨無量綱頻率的變化曲線如圖13所示。對比1000Hz和5000Hz采樣頻率時的壓力系數發現，隨采樣頻率的提高，PSP測量得到的壓力脈動值會略微增大，但壓力均值變化波動在3%以內；對比1000Hz和5000Hz采樣頻率時的功率譜密度發現，二者在低頻部分功率譜密度函數曲線相近，舵面上監測點的功率譜密度很低，變化較小，并不存在明顯的主頻。PSP脈動壓力實驗中，為保證測量精度，典型狀態同時選用1000Hz和5000Hz的采樣頻率。

圖12 不同采樣頻率時壓力系數隨時間變化曲線Fig.12 Curve of pressure coefficient with time at different sampling frequency

圖13 不同采樣頻率時脈動壓力功率譜密度隨頻率變化曲線Fig.13 Fluctuating pressure power spectral density with frequency variation curve at different sampling frequency

平均壓力均方根脈動壓力均方根脈動壓力系數Kulite75933.7684.00.02023PSP76559.4768.50.02268誤差0.82%12.35%12.11%

(b)測點6

(a)測點3

(b)測點6圖14 傳感器與PSP的脈動壓力功率譜密度比較Fig.14 Comparison of fluctuating pressure power spectral density between sensors and PSP

馬赫數Ma=0.8、攻角α=0°、舵偏角δ=0°時，3號和6號測點位置的Kulite傳感器與PSP的脈動壓力統計值的比較如表2所示，脈動壓力功率譜密度的比較如圖14所示。對比可見，PSP與Kulite傳感器獲得的脈動壓力平均值一致性很好，差異小于5%，脈動壓力均方根值量級相同，差異小于15%；PSP和Kulite傳感器獲得的無量綱功率譜在低頻部分吻合度較好，能夠有效地捕捉由非定常激波誘導的分離及分離再附引發的大幅值、中低頻壓力脈動，受限于PSP采樣頻率(遠低于Kulite傳感器)，目前快速響應PSP還無法獲取脈動壓力的高頻特征信息。通過與傳感器數據的比較，進一步驗證了快速響應PSP測量結果的正確性。

3.2 攻角對跨聲速脈動壓力特性的影響

馬赫數Ma=0.8、舵偏角δ=0°時，不同攻角條件下快速響應PSP獲得的特定時刻的彈箭類飛行器全表面壓力系數云圖如圖15所示，可以看到，隨著攻角絕對值的增加，迎風面的PSP測量結果顯示為壓力值升高，符合流場規律，與脈動壓力傳感器的數據變化趨勢也一致。攻角絕對值較大時，背風面的PSP測量結果與脈動壓力傳感器的測量結果略有差異，判斷主要是受光源布置的限制，大攻角狀態時背風區模型表面接收到的光強度減弱，引起PSP測量產生一定誤差。

為避免背風面光強差異引起的PSP測量誤差，在箭體及尾舵迎風面選擇特征點(見圖15中標示的P61和P93)，得到的不同攻角時壓力系數隨時間的變化曲線如圖16～圖17所示。由圖16～圖17可見，不同攻角時，迎風面的壓力平均值會有所差異，但壓力脈動規律差異不明顯，脈動壓力的均方根值差異較小，頻譜分析得到的脈動壓力功率譜密度也大致相當。

圖15 不同攻角時飛行器全表面壓力系數云圖PSP實驗結果Fig.15 PSP experimental results of full surface pressure coefficient of aircraft at different angle of attack(AOA)

(a)Ma=0.9

(b)Ma=1.1圖16 箭體迎風面特征點壓力系數隨時間變化曲線Fig.16 Pressure coefficient with time at different AOA on rocket-body windward face detection point

(a)Ma=0.9

(b)Ma=1.1圖17 尾舵迎風面特征點壓力系數隨時間變化曲線Fig.17 Pressure coefficient with time at different AOA on rudder windward face detection point

3.3 馬赫數對跨聲速脈動壓力特性的影響

攻角α=0°條件下，不同馬赫數時快速響應PSP獲得特定時刻的箭體表面及尾舵迎風面、背風面壓力系數云圖如圖18所示。由圖18可見，箭體表面和尾舵迎風面的壓力分布規律相對較為一致，馬赫數影響較小；尾舵背風面存在明顯的低壓區，且隨馬赫數增加，低壓區擴大，馬赫數效應增強。

圖18 不同馬赫數時箭體及尾舵表面壓力系數云圖Fig.18 Pressure coefficient contour at different Ma

3.4 跨聲速脈動壓力非定常特性

馬赫數Ma=0.85和0.95、攻角α=0°時，快速響應PSP獲得的不同時刻箭體及尾舵的壓力系數云圖如圖19～圖20所示，箭體及尾舵迎風面特征點的壓力系數隨時間變化曲線如圖16～圖17所示。由圖19～圖20可見，箭體表面突起物干擾區、箭體-尾舵干擾區及尾舵背風面的壓力分布均有較為明顯的非定常特性，壓力脈動量最大約為平均量的10%～18%；此外，尾舵與箭體之間的波系干擾、尾舵背風面渦系結構的周期性脫落，使得箭體表面的高壓區、尾舵表面的失速區均存在位置游走、幅值震蕩的現象。

圖19 不同時刻箭體壓力系數云圖(Ma=0.85，α=0°)Fig.19 Pressure coefficient contour of rocket-body at different time

圖20 不同時刻尾舵壓力系數云圖(Ma=0.95，α=0°)Fig.20 Pressure coefficient contour of rudder leeward at different time

4 結論

本文綜合考慮彈箭類飛行器脈動壓力載荷設計需求，利用快速響應壓敏涂料(PSP)技術對彈箭類飛行器全表面的跨聲速段脈動壓力特性開展風洞實驗研究，獲得了Ma=0.8～1.2范圍內飛行器全表面1.2s實驗時間段內的脈動壓力，較為全面地分析了馬赫數、攻角(舵偏角)對脈動壓力分布特性的影響。

快速響應PSP技術的脈動壓力測量結果與高精度脈動壓力傳感器結果較為吻合，平均壓力的測量誤差小于2.5%，均方根脈動壓力系的測量誤差小于15%，精度要求滿足工程設計使用。

快速響應PSP脈動壓力實驗結果顯示，箭體表面突起物干擾區、箭體-尾舵干擾區及尾舵背風面的壓力分布在跨聲速段有較為明顯的非定常特性，壓力脈動量峰值為平均量的10%～18%。

與傳統脈動壓力傳感器測量方式相比，快速響應PSP測量方式能夠獲得彈箭類飛行器全表面的脈動壓力分布特性，有利于準確捕獲脈動壓力峰值、辨識非定常流場結構，可更好地指導飛行器脈動壓力載荷設計，有較高的工程應用價值。同時，由于現階段風洞設備的限制，光源和相機的布置位置受限，大攻角狀態時模型背風區PSP測量會產生一定誤差；此外，受限于相機和涂料的時間分辨率，PSP測量獲得的脈動壓力功率譜密度的頻率覆蓋范圍較窄，需進一步改進，在保證測量精度的條件下提高有效采樣頻率。