尚金奎 ,馬曉光

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院,沈陽 110034)

0 引 言

風洞壓敏涂料技術 PSP(Pressure Sensitive Paint)利用光學技術實現(xiàn)風洞模型(試件)表面的壓力分布測量,它的基本原理是探針分子(壓敏涂料中的活性成份)的氧熒光猝滅效應。它是一種“非介入式”的氣動試驗技術,不需要對試件進行特別加工,對風洞流場不會產生影響,可以得到高品質的試驗數(shù)據(jù),并且由于PSP技術采用大面積噴涂的作業(yè)方式,所以能夠獲取整個試件表面的連續(xù)壓力分布數(shù)據(jù)。

在航空航天技術發(fā)達的美國和俄羅斯(前蘇聯(lián))等國家,早在上世紀80～90年代,PSP技術就已經取得了突破性進展,并應用于型號風洞測壓試驗[2-3],在20世紀90年代末和21世紀初進一步發(fā)展達到了比較成熟的狀態(tài),開始了大規(guī)模的生產型應用[4-6]。我國在這方面的研究雖然起步相對較晚,但是經過不斷的努力,目前已經初步具備了進行生產型應用的能力[7-8]。

PSP技術獲取數(shù)據(jù)的處理和修正工作直接關系到試驗成敗和最終精度。國外相關方面的研究開展較早且深入,技術相對成熟[5,6,9]。相對而言,國內數(shù)據(jù)處理手段和方式較為單一,目前國內主要是通過校準箱獲取的校準曲線得到試件表面壓力分布。筆者提出了一種試驗圖像與中值濾波技術相結合的數(shù)據(jù)處理方法,在不使用校準箱的情況下得到試件表面的壓力(Cp值)分布。

1 基本知識

1.1 壓敏涂料相關知識

壓敏涂料是PSP技術中的核心部分,由活性層和基層組成,其中的活性層是由發(fā)光體(熒光探針分子)和基質構成,基質除了能固定發(fā)光體外,要求具有較高的氣體透過性,對熒光探針分子的光吸收和發(fā)射無干擾,在較寬溫度范圍內能夠彈性回復以及優(yōu)良的成膜性[7]。氧熒光猝滅效應就發(fā)生在活性層中。

氧熒光猝滅效應的強弱與環(huán)境中的氧分子濃度,探針分子激發(fā)態(tài)的本征壽命以及激發(fā)態(tài)猝滅速率有關,通常可以用Stern-Volmer公式表述壓敏涂料氧熒光猝滅效應的影響和氧分子濃度的關系[8]：

式中,I0和I分別表示無氧環(huán)境下和在氧濃度為[O2]環(huán)境下壓敏涂料的發(fā)光強度;kq表示雙分子碰撞猝滅速率常數(shù);τ0表示激發(fā)態(tài)的本征壽命;[O2]表示猝滅劑氧分子的濃度。

在風洞試驗中,要得到I0既不現(xiàn)實,也不可能,因此引入?yún)⒄展鈴?Iref,Iref不受氧猝滅的影響,同時氧氣濃度與壓力有正比關系,所以通常在風洞試驗中采用Stern-Volmer公式的另一種形式[10]

其中,Iref、Pref,表示在選定參照條件的溫度下,壓敏涂料的參照光強和參考壓力;A(T)和B(T),通常稱為Stern-Volmer系數(shù)。

在不考慮溫度影響,且采用壓力系數(shù)Cp=2(pp∞)/p∞的情況下,公式(2)可以寫成如下形式 ,

1.2 圖像中值濾波

一幅圖像的灰度值或亮度值可以看作一個二維函數(shù)f(x,y)[11],x,y分別表示圖像平面的橫坐標和縱坐標。一般情況下,信號在圖像中屬于低頻成份,噪聲在圖像中屬于高頻成份,所以可以利用它們之間特性的差異對圖像進行適當處理,消除或減少圖像中的噪聲。

減少圖像噪聲的方法在空間域中又稱為圖像的平滑空間濾波,圖像中值濾波就是其中的一種,它是典型的非線性低通濾波器。顧名思義,所謂圖像中值濾波就是將圖像中各點的值用其鄰域的中值代替,即,若用矩陣[xij]表示一幅數(shù)字化的圖像(i,j表示圖像像素坐標),W[xij]表示對圖像[xij]中的點 xij做窗口操作,med(W[xij])表示對窗口內的所有點取中值,用[yij]表示經中值濾波后的圖像,那么[12]

由于圖像中值濾波能夠有效的去除圖像中的噪聲,并且能夠克服線性濾波對圖像造成的模糊,所以得到了廣泛的應用。

2 試驗圖像的處理

試驗采用的試件是半翼展機翼模型,試驗馬赫數(shù)為0.8,迎角為12°,試驗采用的CCD相機分辨率為512×512,12位灰度等級。

在半翼展試件上表面共9行測壓孔,可以通過常規(guī)測壓技術獲得測壓孔當?shù)氐腃p值,其中靠近翼根的為第一行,共10個測壓孔,其余測壓孔個數(shù)沿翼展方向依次為 9、8 、8、7 、6、6、5、3,靠近前緣的測壓孔為每行測壓孔中的第一個,靠近后緣的為最后一個。試件表面除測壓孔外,還有標志點,標志點在進行多幅圖像配準時使用。試件原始光強比圖像和MATLAB中值濾波后的圖像如圖1、2所示。

圖1 半翼展原光強比灰度圖像Fig.1 Original light intensity ratio image

圖2 濾波后的光強比圖像Fig.2 Filtered light intensity ratio image

在圖1中,試驗獲得的光強比圖像中存在測壓孔(如圖中以紅色菱形框框定的位置)和標志點(如圖中以藍色圓形圈定的位置),這兩種位置點在參考圖像和試驗圖像中均應表現(xiàn)為黑色(像素灰度值為0,即沒有熒光產生),但由于干擾和噪聲的存在,在表現(xiàn)為光強比(試驗圖像和參考圖像光強之比)的圖1中測壓孔和標志點處本身像素灰度值波動很大,與其鄰域灰度值差別也很大,這與其周圍信號像素灰度值變化比較平緩的特點形成了鮮明的對比。并且由于測壓孔占用像素較少,距離測壓孔1～2個像素的點其灰度與周圍像素有較大差異,但距離為2～3個像素的地方,其鄰域像素受到的干擾較小,所以能夠將其看作圖像噪聲,從而可以應用圖像濾波的方法將測壓孔所呈現(xiàn)的噪聲在圖像上濾除,恢復測壓孔處的光強比數(shù)據(jù)。

圖3 圖像橫坐標x-Cp值關系曲線圖Fig.3 x-Cprelational graphs

為了得到PSP圖像中測壓孔處的光強比數(shù)據(jù),結合測壓孔處像素灰度值的變化特點,采用的濾波器為5×5的空心中值濾波器。為了盡量獲得最接近真實的數(shù)據(jù),在計算式(3)中系數(shù)m和n時,應該小心的選取參考點,可以根據(jù)試件的空氣動力學特性知識以及風洞試驗的經驗積累在風洞試驗前事先確定,也可以在試驗完成后通過分析PSP光強比圖像確定。本文選取的參考點是圖1中由菱形框框定的3個測壓孔。

濾波后的光強比圖像見圖2,從圖2中可以看到空心中值濾波很好地去除了測壓孔處的"噪聲",對標志點處灰度值也有一定的"恢復"作用,并且試件邊緣及其構件邊緣以及光強比數(shù)據(jù)發(fā)生較大變化形成的邊界被較好地保留了下來。

3 試驗結果與分析

以圖1中所示的3個測壓孔為參考點,結合濾波后得到的參考點光強比數(shù)據(jù)和常規(guī)測壓技術實測Cp值,采用直線擬合方式得到的直線為

其中,m=6.1449,n=-5.2604。公式(5)就是光強比與Cp值關系曲線。

為了更加清晰的表示PSP試驗方法和常規(guī)測壓方法所得的Cp值之間的關系,下面列出了Cp值與圖像橫坐標曲線關系圖,見圖3。圖中PSP技術數(shù)據(jù)曲線是一行測壓孔中相鄰測壓孔之間連線所在位置的PSP Cp值與其所在位置橫坐標x形成的曲線。

圖3中,第1、2和3行測壓孔處PSP方法獲得的Cp值形成的曲線在測壓孔處與常規(guī)測壓方法所獲得的測壓孔處Cp值吻合較好。第4、5行測壓孔處,PSP方法獲得的Cp值在機翼前緣與常規(guī)測壓方法所獲得的數(shù)據(jù)相比明顯偏小,其中第4行第4個測壓孔附近PSP方法獲得的數(shù)據(jù)形成的曲線突然向上突起,與常規(guī)測壓方法獲得的Cp值形成較大的差值,在第5個測壓孔處兩種方法獲得的Cp值又很好的吻合,這個突起的存在不符合空氣動力學常識,從原始光強比圖像來看(圖1),此處,局部圖像灰度突然變小,形成了一個像素灰度相對不連續(xù)區(qū),由此可以推斷這一區(qū)域的原始光強比數(shù)據(jù)存在錯誤,而造成數(shù)據(jù)錯誤的原因可能是多方面的,比如壓敏涂料噴涂后的局部污染、局部區(qū)域壓敏涂料噴涂質量較差以及不恰當?shù)膲好敉苛蠂娡亢筇幚淼?。?、7、8和9行測壓孔處,雖然在第6、7行測壓孔機翼前緣位置兩種方法的偏差相對于其后的其他位置較大,但整體來說這4行測壓孔處PSP數(shù)據(jù)與常規(guī)測壓方法測得的Cp值吻合較好。

從以上的分析中可以看出,除去個別錯誤的數(shù)據(jù)和局部的機翼前緣外,該方法處理所得的PSP數(shù)據(jù)與常規(guī)測壓方法能夠較好的吻合。至于局部機翼前緣位置偏離較大的原因則仍需要進行進一步的研究,采用校準箱校準曲線的方法獲得的PSP數(shù)據(jù)同樣存在這樣的問題。

4 結論與展望

目前,國內通常采用校準箱校準曲線的方法得到試件壓力數(shù)據(jù)。筆者提出的方法結合傳統(tǒng)測壓孔得到的壓力數(shù)據(jù)和圖像中值濾波技術獲得試件表面的壓力分布,加入了風洞試驗中試件自身因素對試驗結果的影響,可以在一定程度上彌補校準箱方法的缺陷,提高試驗精度,具有較大的發(fā)展?jié)摿蛻们熬啊?/p>

相對擁有先進航空技術的歐美等國家而言,PSP技術在我國發(fā)展還不夠成熟,存在大量有待解決的問題,需要進行更加深入的研究,但是PSP技術由于不需要對試件進行特別的加工,而且能夠獲得試件表面的壓力場數(shù)據(jù),具有天然的優(yōu)勢,是風洞試驗技術的發(fā)展方向之一,只有真正的掌握它才能適應未來飛行器設計的需要,為未來飛行器的設計提供有力的支持。

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