基于0.6 m量級三聲速風洞的壓敏漆試驗技術

劉祥，熊健，黃輝，李永紅，黃勇，王紅彪，陳植

中國空氣動力研究與發展中心 高速空氣動力研究所，綿陽 621000

風洞試驗中模型表面壓力分布測量是了解飛行器氣動性能的最基本手段之一，是飛行器總體和結構設計、氣動載荷分布預測和強度校核不可或缺的試驗技術。傳統壓力測量方法以在模型表面布設測壓孔，通過管路連接壓力傳感器來測量物面壓力的方式為主，該方法具有空間分辨率低、模型機加復雜、薄部件難以布置測壓孔等諸多工程使用局限。壓敏漆(PSP)測壓技術是20世紀80年代發展的一種光學測壓方法，該方法利用高分子有機物的光致發光特性和氧分子對激發態探針分子去活的“氧猝熄”效應，以適當波長的激發光照射布滿含有探針分子壓敏涂料的受測物面，由光強采集設備捕捉涂層表面灰度圖像，經過圖像處理和灰度與壓力轉換，獲得受測物面的壓力分布。該技術以非侵入的方式獲得物面高分辨率壓力圖譜，能夠更加直觀、全面、準確地反映受測物面的壓力分布和流場結構，彌補和避免了傳統壓力測量方式的固有缺陷和不足，體現出不可替代的獨特優勢。Peterson 和Fitzgerald 于20世紀80年代率先演示了基于高分子聚合物涂料發光氧猝滅效應的表面流動顯示技術，揭示了利用氧傳感器進行表面壓力測量的可能性[1]。此后，壓敏漆技術在國際空氣動力學和航空航天領域受到了廣泛關注和深入研究[2-7]。目前，歐美各國和日本對于壓敏漆測壓技術的工程應用研究已十分成熟，并在國外各大生產型風洞中建立了相應的測量系統。國內對于壓敏漆測量技術的研究已處于工程應用及自主發展階段，相繼構建了壓敏漆測壓系統并對測量技術開展了研究探索[8-18]。

目前，中國空氣動力研究與發展中心在其所屬的2.4 m跨聲速風洞中已經建立了PSP測量系統并得到了成功應用，但該系統體積較大，無法用于0.6 m量級的小風洞中。同時，為了檢驗PSP技術的測量精準度，需要將PSP與壓力傳感器結果進行比較，試驗時需嚴格確保兩者測量的同步性。為了填補0.6 m量級高速風洞PSP測量技術的空白，使之滿足高精度、高分辨率表面壓力測量的需求，本文基于小型化設備，在解決了PSP與壓力傳感器同步測量的問題后，建立了0.6 m 亞跨超聲速風洞PSP系統，并成功應用于激波控制鼓包機翼模型的表面壓力測量中，驗證了設計鼓包激波控制的效果，并詳細研究了PSP涂料噴涂影響、圖像濾波效果和系統測量穩定性及精準度等技術細節。

1 研究模型與風洞

研究模型為后掠角20°、弦長0.2 m的機翼測壓鋼質模型，共兩套：基本外形和激波控制鼓包外形(如圖1所示)，噴涂壓敏漆后的模型如圖2所示。兩種外形的基本尺寸相同，均為層流翼型，翼型最大厚度為10%弦長，位于45%弦長處，最大彎度為1.3%弦長，位于50%弦長處。鼓包外形在基本外形基礎上沿展向均勻布置一組圓形鼓包，鼓包最大高度為0.7%弦長，位于65%弦長處。此外，在模型展向50%位置布置了測壓點，文中稱該位置為典型剖面，利用常規壓力傳感器測量測壓點壓力并與壓敏漆試驗結果進行比較，以檢驗壓敏漆系統的測量精準度。

圖1 研究模型Fig.1 Research mode

圖2 噴涂PSP的模型Fig.2 Sprayed model with PSP

基于中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所FL-21風洞建立了PSP測量系統。該風洞是一座半回流暫沖式亞跨超三聲速風洞，試驗段長1.775 m，橫截面為0.6 m×0.6 m的正方形，上下壁板可更換，左右壁板固定。超聲速試驗段四壁均為實壁，亞跨聲速試驗段左右為實壁，上下壁板為開60°斜孔的開孔壁，試驗段模型區開孔率可在2.4%～7.6%范圍變化。試驗研究在四壁為實壁的試驗段內進行。試驗前對實壁跨聲速洞體進行了流校，對洞體參數進行了調整，并專門編寫調試了開車控制程序，流校結果表明亞跨聲速流場馬赫數均勻性和梯度均滿足國軍標要求。模型及PSP系統在風洞中的安裝照片見圖3。

圖3 模型及PSP系統安裝位置Fig.3 Installation position of model and PSP system

2 PSP測量系統構建

建立的PSP系統由涂料、噴涂與固化系統、校準系統、光源及采集系統、同步控制器和圖像后處理軟件組成。涂料為FIB雙組份壓敏漆，激發光為波長405 nm的藍光，發射光由兩個波長光構成，壓力光為650 nm紅光，參考光為550 nm綠光。該壓敏漆具有較高的壓力靈敏度(0.7%/kPa)與較低的溫度靈敏度(0.05%/℃)，壓力測量范圍為5～200 kPa，工作溫度范圍為0～50 ℃。涂料噴涂與固化系統主要由模型表面處理設備、涂料配制系統、噴涂系統、固化系統以及噴涂檢測儀器組成。校準系統主要由光學平臺、壓力/溫度校準艙、壓力調節系統、溫度調節系統、壓力/溫度自動控制系統、圖像采集與后處理系統、光源與CCD組成，靜態校準系統構成示意圖見圖4，圖5為壓力/溫度校準艙。激發光源為LM2XX-DM，由陣列式LED發光二級管構成，水冷，有連續照射、脈沖照射兩種模式，輸出功率為8～12 W，發光主峰為400 nm，光功率輸出穩定性為0.1%/h，具有良好的穩定性及較長的使用壽命，光源如圖6所示。相機ISSI-CCD-C為14位科學級彩色CCD相機，分辨率為1 600×1 200 像素，帶背板制冷，配備的鏡頭有8 mm、50 mm、75 mm定焦鏡頭及9.5～152 mm變焦鏡頭,本項試驗研究中采用8 mm鏡頭和600 nm高通濾鏡，相機如圖7所示。試驗圖像后處理軟件可完成標記點識別、背景圖像扣除、圖像平均、圖像比運算、圖像配準、圖像濾波和壓力圖譜運算及顯示等二維圖像處理。

圖4 PSP校準系統Fig.4 PSP calibration system

圖5 壓力/溫度校準艙Fig.5 Pressure/temperature calibration cell

圖6 LM2XX-DM水冷光源Fig.6 LM2XX-DM water cooling light source

圖7 ISSI-CCD-C彩色CCD相機Fig.7 ISSI-CCD-C color CCD camera

3 PSP與壓力傳感器的同步策略

為了解決PSP與壓力傳感器的同步測量問題，需要設計同步采集策略。具體策略為，啟動風洞，待流場穩定后，由風洞測控系統發出一個脈沖信號，同步觸發器(PSG)接收信號后，同步發出三路信號，分別供給光源、相機控制器和9016掃描閥，以便分別控制光源開啟、相機采集和壓力傳感器采集。PSG采集時序設置為每次車30個周期，每個周期500 ms，PSG收到觸發信號后光源開啟延遲5 ms，相機采集延遲150 ms，9016掃描閥采集延遲150 ms。相機延遲大于光源延遲，保證了光源激發后再進行圖像采集的正確時序，掃描閥與相機延遲一致，保證了PSP與壓力傳感器的同步測量。在相機曝光周期內選擇掃描閥采集數據進行平均處理，平均后的掃描閥測量數據序列與曝光圖像序列可實現同步對應。

4 試驗結果與分析

基于所建立的0.6 m風洞PSP系統，本文研究了涂料噴涂影響、濾波方法、系統測量穩定性和精準度，并對激波控制鼓包的試驗應用效果進行了分析。

4.1 噴涂對表面壓力的影響

涂料噴涂會給模型表面粗糙度和厚度帶來一定改變，為了弄清這種改變對表面壓力分布的影響，需要對模型噴涂前后壓力結果進行對比分析。

由于本期模型噴涂質量不佳，在測壓孔附近出現涂料堆積(見圖8)，烘烤固化時在部分測壓孔位置處落入異物(見圖9)，造成了表面粗糙度的極大改變。圖10為基本外形馬赫數0.73、迎角0°狀態下，噴涂前后典型剖面測壓孔位置壓力傳感器結果的壓力系數Cp曲線。可以看出，噴涂前曲線較為光滑，激波前負壓峰值范圍較寬，噴涂后，由于噴涂質量不佳，在負壓峰值以前部位的測壓孔附近出現涂料堆積和落入異物的情況，導致該區域的壓力數據跳動很大，峰值范圍較窄，鼓包外形的負壓雙峰消失，噴涂質量不佳使得激波位置和形態變化較大，從而極大影響了波后的壓力分布。鑒于翼型前部壓力傳感器測壓數據跳動較大的情況，本文后續只以負壓峰值后的測壓孔數據來評判PSP測量的精準度。

圖8 噴涂造成測壓孔處的涂料堆積Fig.8 Local coating accumulation existing in pressure taps position

圖9 烘烤固化時部分測壓孔處落入異物Fig.9 Foreign body existing in pressure taps position

圖10 表面噴涂PSP對壓力系數的影響Fig.10 Impact of PSP coating layer on surface pressure coefficient

4.2 圖像濾波方法

相機噪聲、光源強度微弱波動等不確定因素會帶來PSP測量圖像的弱噪聲，尤其是本文試驗中噴涂質量不佳，使得壓力波動較大，需要進行消噪平滑處理。PSP圖像后處理中通過圖像濾波進行消噪平滑，研究中采用高斯濾波，濾波窗口大小和迭代次數決定了濾波效果。通常來說，濾波窗口越大、迭代次數越多，消噪效果越佳，壓力分布越平滑，但同時會消弱峰值和突變區域的真實性，所以濾波參數要慎重選取。

圖11是基本外形上表面典型剖面位置處不同濾波窗口大小的PSP壓力系數對比曲線，迭代次數均為1次，窗口直徑分別為3像素、5像素和8像素?？梢钥闯?，5像素與3像素的濾波效果相當，翼型前部和后部壓力波動仍較大，8像素曲線濾波效果較好，極大改善了波動區域的壓力跳動，同時對吸力峰值幾乎沒有削弱。

圖11 不同窗口大小的濾波效果Fig.11 Filtered effect of different filter window sizes

8像素曲線整體光滑度較好，但在翼型后部區域中，仍存在跳動略大的情況，可通過增加迭代次數進一步減小壓力波動。圖12為基本外形典型剖面不同迭代次數的PSP壓力系數對比曲線，濾波窗口均為8像素，迭代次數分別為1次、3次和5次?？梢钥闯?，迭代3次明顯削弱了翼型后部區域的壓力波動，曲線更加光滑，且對吸力峰幾乎沒有削弱，迭代5次的平滑效果與迭代3次差異不大，但對于吸力峰的削弱稍強。

圖12 不同迭代次數的濾波效果Fig.12 Filtered effect of different filtering iteratives

采用8像素窗口、迭代3次的高斯濾波方法可極大改善波動區域的壓力跳動，同時對吸力峰值幾乎沒有削弱，消噪平滑效果較好。

4.3 PSP系統測量穩定性

PSP試驗測量結果的穩定性是工程應用的重要指標，本文通過PSP試驗重復性結果來考核0.6 m 風洞PSP系統的測量穩定性，重復性包括不同車次重復性和同一車次不同剖面重復性兩種。

圖13為Ma=0.73、迎角0°條件下，基本外形不同車次PSP和壓力傳感器壓力系數重復性曲線，因為噴涂質量不佳，壓力傳感器曲線在翼型前部波動較大，文中只給出后部壓力系數曲線?？梢钥闯?，大部分區域的PSP測量值重復性良好，但在前后緣的局部位置處誤差略大，壓力傳感器重復性結果也反映了同樣的趨勢，說明該位置PSP測量重復性誤差主要是真實壓力分布變化造成的，與測量系統自身穩定性無關。

圖13 PSP和壓力傳感器壓力系數重復性曲線Fig.13 Pressure coefficient repeatability curves of PSP and pressure sensor

圖14為Ma=0.73、迎角0°條件下，基本外形不同弦向剖面PSP壓力系數重復性曲線，3個剖面的展向位置分別為38%、50%和62%機翼展長?？梢钥闯?，3個剖面的壓力系數重復性較好，偏差基本在0.02以內，說明0.6 m風洞PSP系統的測量穩定性較高。

圖14 不同剖面PSP壓力系數重復性Fig.14 PSP pressure coefficient repeatability of different sections

4.4 PSP系統測量精準度

參考國外通用處理方法[19]，以同一車次中所有測壓孔處PSP與壓力傳感器的測量均方根(RMS)差量來衡量該車次PSP整體測量誤差。即

(1)

圖15 PSP與壓力傳感器壓力系數對比曲線Fig.15 Pressure coefficient contrast curves of PSP and pressure sensor

表1 PSP與壓力傳感器測量均方根偏差Table 1 RMS deviations between PSP and pressure sensor

4.5 設計鼓包的激波控制效果

鼓包的設計狀態為馬赫數0.73、迎角0°。為了檢驗鼓包在設計狀態和稍偏離設計馬赫數狀態下的激波控制效果，分別在設計狀態(馬赫數0.73、迎角0°)及兩個稍偏離設計狀態(馬赫數0.74、迎角0°和馬赫數0.75、迎角0°)下進行了機翼上表面PSP壓力測量。圖16為不同狀態下壓敏漆試驗所獲得的機翼上表面鼓包外形減去基本外形的壓力系數差量(ΔCp)圖譜，其中，綠色圓形區域為鼓包位置，紅色帶狀區域為吸力峰值區域。圖17為不同狀態下，基本外形和鼓包外形50%展向位置典型剖面壓力系數分布對比。可以看出，在設計狀態下，上翼面吸力峰位置緊靠鼓包前部，與基本外形相比，設計鼓包使得吸力峰降低(圖16中紅色區域)，從而減弱了激波強度，鼓包區域負壓略微增大，但量值極小，兩種外形在鼓包的間隔區域中壓力系數相當，鼓包有效減弱了吸力峰負壓，降低了激波強度和波阻，又對吸力峰前后壓力影響很小，保證了機翼的升力不降低，從而可以有效提高機翼的升阻比。在稍偏離設計狀態下，設計鼓包同樣降低了上翼面吸力峰，減弱了激波強度和波阻，吸力峰值減弱程度略小于設計狀態。緊靠鼓包后的小范圍區域內壓力略有增加，但整個上翼面產生的升力與基本外形相差很小，說明在稍偏離設計馬赫數狀態下鼓包仍能提高機翼的升阻比。

圖16 鼓包外形與基本外形上表面壓力系數差量圖譜Fig.16 Differential pressure coefficient distributions of bump wing and original wing

圖17 基本外形和鼓包外形典型剖面壓力系數分布Fig.17 Pressure coefficient distribution of bump wing and original wing at typical section

利用發展的FL-21風洞PSP系統，在設計狀態和稍偏離設計狀態下研究了設計鼓包的激波控制效果及其對上翼面壓力分布和升力特性的影響。研究結果表明在不同狀態下，設計鼓包能夠有效降低上翼面吸力峰，減弱激波強度，同時鼓包區域的負壓增加，彌補了吸力峰降低造成的升力損失，使得機翼升力改變很小，從而有效提高機翼升阻比。

5 結 論

本文建立了0.6 m量級三聲速風洞PSP系統，解決了各分系統的同步控制測量問題，研究了涂料噴涂影響、圖像濾波、測量精準度和系統穩定性等技術細節，并成功應用于激波控制鼓包機翼模型的表面壓力測量中，檢驗了設計鼓包在設計狀態和稍偏離設計狀態下的激波控制效果及其對上翼面壓力分布和機翼升力特性的影響。

研究結果表明：涂料噴涂質量不佳造成的表面粗糙度和厚度變化會顯著影響表面壓力分布，噴涂質量需嚴格控制。窗口直徑8像素迭代3次的高斯濾波對壓力波動的平滑效果較好且不會失真。建立的PSP系統測量穩定性較好，與壓力傳感器的壓力系數測量均方根偏差在0.022以內，壓力均方根偏差小于620 Pa，測量精準度較高，達到了工程使用的要求。設計鼓包在設計狀態及稍偏離設計狀態下，均能夠有效減弱激波強度，保證機翼升力變化很小，從而提高機翼的升阻比。