張扣立周嘉穗孔榮宗馬曉偉江 濤

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所,四川綿陽 621000)

CARDC激波風洞TSP技術研究進展

張扣立*,周嘉穗,孔榮宗,馬曉偉,江 濤

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所,四川綿陽 621000)

從基本原理、關鍵技術和驗證應用三個方面總結了近兩年在中國空氣動力研究與發(fā)展中心激波風洞中開展的溫敏涂層(TSP)技術相關研究工作。通過解決快速響應溫敏發(fā)光材料研制、模型研制、數(shù)據(jù)處理等一系列關鍵技術,完成圖像采集系統(tǒng)、光學系統(tǒng)及標定系統(tǒng)的配套和系統(tǒng)集成,建立了一套適于激波風洞試驗的高速TSP測量及標定系統(tǒng)。該技術可在激波風洞試驗中獲取模型被測面溫敏涂層的發(fā)光圖像,基于該圖像可以直接觀察模型表面熱流分布和捕捉峰值熱流的準確位置。結合溫敏發(fā)光材料的物性參數(shù)標定數(shù)據(jù),能夠實現(xiàn)對模型表面熱流的定量測量。不同于傳統(tǒng)的傳感器點熱流測量技術只能得到模型表面有限數(shù)量的離散點的熱流值,TSP技術能夠以高空間分辨率得到較大面積區(qū)域的詳細熱流分布信息,可更加全面的測量模型外表面的熱環(huán)境,并且可以據(jù)此進一步分析和辨別邊界層流態(tài)以及確定邊界層轉捩位置。試驗對比表明,TSP技術的測量結果與點熱流傳感器的測量結果具有良好的一致性。目前該技術已趨于成熟,在Φ2 m和Φ0.6 m激波風洞上成功應用于邊界層轉捩研究、局部干擾區(qū)熱環(huán)境研究和復雜外形飛行器熱環(huán)境研究等領域,已成為激波風洞除點測熱技術之外又一重要測熱技術。

溫敏漆;熱流;激波風洞;傳感器;圖像;數(shù)據(jù)處理;邊界層

Keywords:temperature sensitive paint;heat transfer;shock tunnel;sensor;image;data processing;boundary layer

0 引 言

在高超聲速飛行器設計中,防熱設計是重要的一環(huán),需要事先通過理論分析、風洞試驗及數(shù)值計算等手段預測其在典型飛行狀態(tài)下的表面熱流分布規(guī)律以及熱流隨飛行軌道的變化規(guī)律。傳統(tǒng)的氣動熱環(huán)境風洞試驗是通過在模型表面安裝傳感器來實現(xiàn)的。隨著航天技術的發(fā)展,新型航天飛行器需要滿足更多不同的功能需求,導致其外形日益復雜。這使得傳統(tǒng)氣動熱環(huán)境試驗中傳感器的測點布置更加困難,并且其空間分辨率低、容易破壞模型表面構型及安裝不平整等缺點更加明顯,難以獲得滿意的測量結果。這種情況下,熱圖技術作為一種光學測量方法,可以在對流場沒有干擾或干擾較小的前提下獲得模型表面全場熱流,成為傳感器測量方法的很好補充。

近年來,結合激波風洞運行特點和已有技術基礎,中國空氣動力研究與發(fā)展中心大力發(fā)展了TSP技術,逐步完成了單/雙色快速響應溫敏發(fā)光材料研制、光源與單/雙色圖像采集系統(tǒng)配套、熱圖試驗模型制作和圖像處理方法研究等工作,建立起可實現(xiàn)模型表面全場熱流測量的大面積測熱試驗技術,并分別在Φ2m和Φ0.6m激波風洞上進行了多種模型的溫敏發(fā)光熱圖試驗,均取得了較好的熱流分布圖譜。本文總結了該適用于激波風洞的快速響應溫敏發(fā)光熱圖技術的研究進展。

1 基本方法和原理

常用的定量熱圖技術有紅外熱圖、液晶熱圖和溫敏發(fā)光熱圖三種。紅外熱圖根據(jù)物體的紅外輻射成像,具有無需光源、試驗布置相對簡單、溫度范圍較寬等優(yōu)點,但其工作在紅外波段,對熱像儀、窗口等要求較高,而空間分辨率通常較低(與其他熱圖技術相比)。并且,要實現(xiàn)溫度準確測量必須事先確定模型表面的發(fā)射率,但發(fā)射率的準確測量具有較高難度。液晶熱圖利用液晶材料隨溫度改變顏色的特性來測量模型表面的溫度變化,其優(yōu)點是可以獲得高靈敏度、高分辨率的溫度測量結果,但其相對的測量溫度范圍比較窄,光源角度和測試角度都會對測量結果造成較大的影響,要實現(xiàn)定量測量必須進行現(xiàn)場標定。溫敏發(fā)光熱圖包括所謂的“磷光熱圖”、“熒光熱圖”等,它利用對溫度敏感的發(fā)光材料作為模型表面的溫度指示劑。溫敏發(fā)光材料吸收一定波長的光(紫外、藍光)后,將誘發(fā)產生另一種波長更長的光(磷光或熒光),其發(fā)光強度或發(fā)光壽命隨溫度的變化而變化。通過測量表面涂覆上述溫敏發(fā)光材料的模型的表面發(fā)光情況,可獲得風洞試驗期間的模型表面溫度分布,進而計算得到熱流分布。該方法具有溫度范圍寬、空間分辨率高和適用范圍廣等優(yōu)點,與紅外方法相比,其缺點是需要光源對溫敏發(fā)光材料進行激勵,此外涂層的存在對熱流數(shù)據(jù)處理也存在較大影響。從激波風洞運行時間、國內技術基礎等方面考慮,近幾年中國空氣動力研究與發(fā)展中心優(yōu)先發(fā)展了TSP技術。

TSP技術是利用溫敏發(fā)光材料的光致發(fā)光特性隨溫度變化而變化的特點來進行模型表面溫度及熱流分布測量的。圖1給出了通用的溫敏發(fā)光熱圖測熱系統(tǒng)示意圖。

圖1 溫敏發(fā)光熱圖系統(tǒng)示意圖Fig.1 Schematic illustration of TSP system

進行測熱試驗時,將涂有溫敏發(fā)光材料的模型置于感興趣的流場當中。對于短時間運行的脈沖設備,由于流場建立時間很短,不需要采用快速送進裝置,直接在試驗前將模型安裝定位于風洞試驗段即可。試驗中以大功率激勵光源照射模型,同時采用相機記錄模型表面的發(fā)光情況,然后基于預標定數(shù)據(jù)將模型表面的光強數(shù)據(jù)轉化為溫度分布圖像,進而根據(jù)相應的傳熱模型計算獲得模型表面的熱流分布。

2 關鍵技術及研究進展

對于發(fā)展適用于激波風洞的TSP技術,需要解決的關鍵技術主要包括快速響應溫敏發(fā)光材料研制、試驗模型研制和數(shù)據(jù)處理技術三個方面。

2.1 快速響應溫敏發(fā)光材料研制

對于TSP測熱方法而言,研發(fā)出適用于特定設備的溫敏發(fā)光材料是在該設備上應用該項技術的關鍵。不同的風洞設備或不同的試驗狀態(tài),對溫敏發(fā)光材料的溫度敏感范圍、響應時間等特性的要求都各不相同。在激波風洞等脈沖設備中,其試驗時間一般為ms級,溫度變化一般只有幾十℃,因此對材料的要求主要是發(fā)光強度大、溫度靈敏度高、響應速度快。

溫敏發(fā)光材料通常由基質和激活劑組成。從原理上說,發(fā)光材料的發(fā)光波段、溫度依賴特性等由激活劑決定,因此激活劑的選擇決定該種發(fā)光材料是否適用。而基質的選擇則會影響材料的具體發(fā)射光譜、激發(fā)效率、透過率、耐用性等。

溫敏發(fā)光材料的研制工作是與中國科學院長春應用化學研究所聯(lián)合開展的。首先研究了單色發(fā)光材料。對4種材料進行了試驗,綜合考慮材料的發(fā)光強度和靈敏度等性能參數(shù),選擇了其中一種材料作為基本材料。但該材料存在較強的熱釋光問題,對溫度響應速度有較大的影響。后期我們以該材料為基礎研制了3批次6種溫敏材料粉末,通過添加不同的元素,并運用包膜等生產工藝,降低了熱釋光效應的影響,提高了對溫度變化的響應速度,改進了材料的穩(wěn)定性,使其更滿足激波風洞的試驗需求。6種材料的性能對比如表1所列。

表1 6種溫敏發(fā)光材料性能比較Table 1 Comparison of performance among six temperature sensitive materials

從表1可以看出,L-A-2號材料的發(fā)光亮度、溫度靈敏度、響應時間、平均粒度等各項指標均優(yōu)于其他材料。

采用單色發(fā)光材料的發(fā)光-溫度特性來測量模型表面的溫度,通常采用試驗期間的測量圖像與試驗前的參考圖像的比值來判斷溫度。這要求兩幅圖像中模型位置和光源強度分布嚴格相同,否則將引起難以評估的誤差。為消除此類誤差,參考國外的類似研究,進一步發(fā)展了雙色熱圖技術。它利用發(fā)光材料在被激發(fā)后發(fā)出的不同波長的光的強度比值隨溫度變化而變化的特性進行測量。雙色法測量時,不再需要試驗前的參考圖像,僅根據(jù)試驗期間采集的兩個波段的圖像的光強關系即可判斷模型表面的溫度分布情況。

雙色法要求所用的發(fā)光材料在兩個光譜段同時發(fā)光,且兩個譜段的發(fā)光光強隨溫度變化各不相同,其光強比值變化與溫度變化之間具有固定、重復、可測的關系。基于此要求,對多種溫敏發(fā)光材料進行了研究,包括有機化合物材料By、Be、Bo、三氟乙酰化噻吩甲酰銪(Eu TTA,616)、銪的芳基配合物(615)、環(huán)氧615和無機雙色材料LY-A-2、LY-B-2、LSCOE及SZCOEF等。最終,經標定試驗和風洞試驗驗證,性能較好的是以615為活性材料的有機雙組分材料和單一基質無機雙色材料SZCOEF。兩種材料均適用于室溫至80℃范圍,響應時間在100μs以內。前者的發(fā)射光譜由對溫度敏感的主峰位于615 nm的線狀峰,和對溫度不敏感的主峰位于450 nm左右的寬帶譜組成。后者發(fā)射光譜則由溫度敏感的主峰位于515 nm左右的寬帶譜,和對溫度不太敏感的主峰位于615 nm左右的線狀峰組成。

2.2 試驗模型研制

與傳統(tǒng)點測量試驗中采用的金屬材料測熱模型相比,熱圖試驗對模型除了在加工精度、結構強度、耐沖刷等方面的要求之外,還有一些特殊要求,如:為滿足傳熱模型計算要求,加工材料的熱導率不能太高;為增強溫敏發(fā)光材料的發(fā)光強度,模型表面盡量為白色等淺色,以利于光的反射,等等。為此,需要對模型加工技術進行研究。先后研究了多種復雜外形非金屬試驗模型的制作技術,包括:機械加工、翻模成型、金屬模型表面噴陶瓷、3D打印及陶瓷注漿成型等。表2對不同加工技術的優(yōu)缺點、適用范圍、技術成熟度等進行了比較。在研制和應用中發(fā)現(xiàn),任何一種方法都無法滿足所有試驗的要求,需要根據(jù)試驗的具體情況和要求,如模型尺寸、試驗狀態(tài)、精度和成本限制等,選擇不同的模型材料和加工方法。

模型加工完成后,需要通過刷涂或噴涂的方法將溫敏發(fā)光材料添加到模型的表面。溫敏涂層應厚度均勻,與模型應粘接牢固,能夠耐受高超聲速氣流的沖刷。

表2 熱圖模型加工技術比較Table 2 Comparison among fabrication technologies of TSP model

2.3 數(shù)據(jù)處理技術

數(shù)據(jù)處理主要包括圖像的二維-三維配準、模型表面溫度數(shù)據(jù)的提取和熱流值計算三個方面。

在圖像的二維-三維配準方面,已建立了一套可視化的手動配準操作軟件。通過人工操作與判別可初步實現(xiàn)三維模型和二維圖像間的配準。軟件支持通過平移、縮放、旋轉等操作,手動將三維圖形變換至與二維圖像中試驗目標類似的空間位置,進而能夠基于用戶手動變換的位置對平移、縮放和旋轉等7個分量進行優(yōu)化,達到與二維圖像中試驗模型的精確匹配。在此基礎上,開發(fā)了基于標記點的二維-三維配準技術的開發(fā)。在模型的確定坐標位置布置對應的標記點,配準后將標記點坐標與原坐標進行比對,可以量化配準的最終誤差。利用陶瓷澆鑄制作的X-38外形的陶瓷模型對二維-三維軟件進行了測試和評估,圖2為配準結果示意圖。結果表明,以坐標偏差與模型實際長度的比值定義的三維配準誤差在1%以內。陶瓷模型表面的標記點坐標利用三維掃描的方法獲得,標稱精度為0.05 mm。

圖2 模型二維-三維配準結果示意Fig.2 Mapping from 2D result to 3D model

在單色法測量中,模型表面溫度數(shù)據(jù)通過將測得的模型表面的光強隨溫度的變化與標定數(shù)據(jù)對比來獲得?？紤]到發(fā)光強度不但與溫度相關,還與激勵光源的強度、涂層厚度等因素有關,若采用絕對方法將存在很大誤差。因此,通過取試驗中獲得的圖像數(shù)據(jù)與試驗前預先采集的圖像數(shù)據(jù)之間比值的方法來消除上述影響。分別采用線性擬合、二次擬合、對數(shù)擬合等方法對光強比-溫度關系進行了處理,并對處理結果進行了比較。從標定結果來看,有的材料采用光強比與溫度的線性擬合效果較好,而有的材料更符合對數(shù)擬合規(guī)律。

雙色法中,需要根據(jù)材料的光譜曲線選擇濾光片,分別采集兩個波段的圖像。由于不同波段的光強隨溫度變化的幅度不同,將引起兩種光的光強比隨溫度的變化而變化。采用自制的靜態(tài)標定系統(tǒng)對多種雙色發(fā)光材料的相對光強與溫度的關系進行了標定。標定系統(tǒng)的適用溫度范圍為-10℃～80℃,溫控精度為0.1℃。典型標定結果如圖3所示。

圖3 典型雙色材料標定結果Fig.3 Calibration result of typical two-color materials

在根據(jù)溫度-時間關系計算熱流值時,首先采用一維半無限假設。其次,由于圖像采集相機工作于大分辨率狀態(tài),在激波風洞的有效試驗時間內只能獲得一幀有效圖像數(shù)據(jù),因此假設模型表面熱流變化為階躍形式。據(jù)此,可推導獲得簡易的熱流計算公式如下:

在激波風洞試驗中,溫敏涂層的厚度及熱物理特性對熱流數(shù)據(jù)處理有很大的影響,嘗試采用數(shù)值計算方法分析了多層模型不同時間點的溫度與熱流的對應關系。只要這種關系是單調的,即可通過溫度與熱流的對應關系從溫度分布圖獲得熱流分布圖。這種方法只需預先給出各層的厚度、熱物性參數(shù)以及溫度分布圖的采集時間,即可方便地獲得考慮涂層影響下的熱流分布圖。

3 應用情況

隨著激波風洞TSP技術研究的不斷深入,該技術已先后應用于邊界層轉捩研究、局部干擾區(qū)熱環(huán)境研究、復雜外形飛行器熱環(huán)境研究等領域,取得了原有傳感器測熱技術難以達到的效果。

3.1 邊界層轉捩研究

應用TSP技術在激波風洞開展了高超聲速邊界層轉捩試驗研究。圖4所示為平板模型邊界層轉捩特性測量結果。對比TSP技術和傳統(tǒng)薄膜熱流傳感器技術的測量結果,可見兩種技術獲得的熱流測量結果及邊界層轉捩位置吻合較好,表明TSP技術具備了邊界層轉捩測量能力。

圖4 平板邊界層轉捩測量結果Fig.4 Test results of flat plate boundary layer transition

3.2 局部干擾區(qū)熱環(huán)境研究

圖5給出了在10°和20°攻角下平板鈍舵干擾區(qū)的TSP和熱流傳感器測量結果。

由圖5可知,溫敏熱圖反應的熱流分布規(guī)律符合平板鈍舵繞流復雜流場的理論預測,與傳感器的測量結果基本一致。從溫敏熱圖可以清晰地分辨出鈍舵上游由激波干擾引起的邊界層分離/再附的位置,舵后方的流動情況也能較好地體現(xiàn)。

圖5 平板鈍舵模型測熱試驗結果Fig.5 Test results of flat plate with blunt rudder model

圖6給出了分別由溫敏熱圖和傳感器測量結果得到的舵上游中心線上的熱流分布曲線?？梢?除舵根部的高熱流區(qū)因為超出溫敏熱圖的量程而數(shù)據(jù)失真外,其他位置二者的測量結果均吻合較好。

3.3 復雜外形飛行器熱環(huán)境研究

該技術已成功應用于多種復雜外形熱環(huán)境試驗研究,具備測量大面積三維復雜外形區(qū)域熱環(huán)境的能力。圖7為雙錐模型的典型熱流測量結果。

圖6 熱圖與薄膜熱流傳感器數(shù)據(jù)比較結果(鈍舵上游中心線,Ma=10,α=10°)Fig.6 Comparison between TSP and thin film heat flux sensor results (central line upward of the rudder,at Ma=10,α=10°)

圖7 雙錐表面熱流TSP測量結果Fig.7 TSP result of double-cone surface heat flux

4 結束語

通過近幾年的努力,在中國空氣動力研究與發(fā)展中心激波風洞TSP技術研究中解決了快速響應溫敏發(fā)光材料研制、模型研制、數(shù)據(jù)處理等一系列關鍵技術,進行了圖像采集系統(tǒng)、光學系統(tǒng)及標定系統(tǒng)的配套和集成,建立了適于激波風洞的高速TSP測量及標定系統(tǒng),并開展了大量使用驗證和改進工作,形成了與傳感器點測量技術相互補充的大面積測熱技術。目前,該技術已經成熟應用于激波風洞測熱試驗研究,今后將在復雜外形高超聲速飛行器的氣動熱環(huán)境試驗研究中發(fā)揮重要作用。

[1]Buck G M.Surface temperature/heat transfer measurement using a quantitative system[R].AIAA 91-0064,1991

[2]Campbell B T,Liu T,Sullivan J P.Temperature sensitive fluorescent paint systems[R].AIAA 94-2483,1994

[3]Norris J D,Hamner M P,Lafferty J F,et al.Adapting temperature-sensitive paint technology for use in AEDC hypervelocity wind tunnel 9[R].AIAA 2004-2191,2004

[4]Kurtis I,Lewis M J,Hamner M P.Global heat-transfer measurements on the NASA crew exploration vehicle at AEDC tunnel 9[R].AIAA 2008-3947,2008

[5]Sant Y L,Marchand M,Millan P,et al.An overview of infrared thermography techniques used in large wind tunnels [M].ELSEVIER:Aerospace Science and Technology:355-366.

[6]Hubner G P,Carroll B T,Schanze K S,et al.Temperature and pressure-sensitive paint measurements in short-duration hypersonic facilities[R].AIAA 99-0388,1999

[7]Mosharov V,Orlov A,Radchenko V.Temperature Sensitive Paint(TSP)for heat transfer measurement in short duration wind tunnels[R].IEEE 0-7803-8149-1,2003

[8]Nakakita K,Osatune T,Asai K.Global heat transfer measurement in a hypersonic shock tunnel using temperaturesensitive[R].AIAA 2003-743.

[9]Ohmi S,Nagai H,Asai K.Effect of TSP thickness on global heat transfer measurement in hypersonic flow[R].AIAA 2006-1048.

[10]周嘉穗,孔榮宗,江濤,等.激波風洞紅外測熱試驗技術初步研究[C]//空氣動力測控技術五屆五次測控學術交流會論文集.

[11]韓曙光,畢志獻,李成宇,等.高超聲速壓縮拐角單色磷光測熱試驗[C]//第十四屆全國激波與激波管學術會議論文集.

[12]Zhang K L,Chang Y,Kong R Z,et al.Temperature sensitive paint technique and its application in measurement of boundary layer transition[J].Journal Astronautics,2013,34(6):860-865.(in Chinese)張扣立,常雨,孔榮宗,等.溫敏漆技術及其在邊界層轉捩測量中的應用[J].宇航學報,2013,34(6):860-865.

[13]Zhou J S,Zhang K L,Jiang T,et al.Preliminary experimental study on temperature sensitive thermography used in shock tunnel[J].J Exp Fluid Mech,2013,27(5):79-82.(in Chinese)周嘉穗,張扣立,江濤,等.激波風洞溫敏熱圖技術初步試驗研究[J].實驗流體力學,2013,27(5):79-82.

[14]Liu T S,Cai Z M,Lai J H.Analytical method for determining heat flux from temperature-sensitive-paint measurements in hypersonic tunnels[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer,2010,24(1):85-95.

[15]Nagai H,Ohmi S,Asai K.Effect of temperature-sensitivepaint thickness on global heat transfer measurement in hypersonic flow[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer,2008,22(3):373-382.

Development of TSP technique in shock tunnel of CARDC

Zhang Kouli*,Zhou Jiasui,Kong Rongzong,Ma Xiaowei,Jiang Tao
(Hypervelocity Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang621000,China)

Recent research progress of the TSP(Temperature Sensitive Paint)technique in China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC)is summarized in the respects of fundamental principles,development of critical technology and its applications.A series of critical techniques have been developed including the dynamic temperature-sensitive luminescent material,the model construction and the data processing.A system integration has been collocated for the image acquisition system,the optical system and the calibration system.The TSP technique becomes increasingly suitable and practicable to be used in shock tunnel due to the measurement and calibration system.With the high spatial resolution images,the TSP technique could show the heat-flux distribution of main surface area of a vehicle.According to the detailed information of heat transfer,further data analyses can be actualized such as differentiating flow pattern and pinpointing transition location of boundary layer.Furthermore,the results of TSP technique are in good agreement with that obtained by conventional point sensors measurement. The TSP technique has been successfully applied in the experiment research on the boundary layer transition,the aerothermal environment in local interference regions and the heat-transfer on hypersonic vehicles with complex configurations.Currently,TSP technique has been developed as an improvement of heat-transfer measurement method in addition to the traditional discrete point measurement method in CARDC.

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0151

0258-1825(2016)06-0738-06

2015-08-01;

2016-06-15

張扣立*(1972-),男,河北定州人,副研究員,研究方向:高超聲速氣動熱、流動測量技術.E-mail:zhangkouli@163.com

張扣立,周嘉穗,孔榮宗,等.CARDC激波風洞TSP技術研究進展[J].空氣動力學學報,2016,34(6):738-743.

10.7638/kqdlxxb-2015.0151 Zhang K L,Zhou J S,Kong R Z,et al.Development of TSP technique in shock tunnel of CARDC[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):738-743.