林敬周*,解福田鐘俊陳磊陳柳生

高超聲速風洞壓敏漆試驗技術(shù)

林敬周1,*,解福田1,鐘俊1,陳磊1,陳柳生2

提出了適用于高超聲速風洞開展壓敏漆(PSP)試驗研究的關(guān)鍵技術(shù)及解決辦法。采用自主設(shè)計的PSP校準系統(tǒng)及測試系統(tǒng),考核了代號為EC-PSP的壓力敏感涂料在高超聲速條件下的適用性、圖像處理軟件功能以及高溫條件影響下數(shù)據(jù)處理方法的可行性。以壓縮拐角模型為例開展了馬赫數(shù)為5的高超聲速PSP技術(shù)驗證性風洞試驗研究,輔以紅外測溫方法獲得模型表面連續(xù)溫度分布。試驗結(jié)果表明在高超聲速風洞開展的PSP試驗技術(shù)研究清晰地捕獲了基于壓力變化的壓縮拐角模型表面流動特征,實現(xiàn)了連續(xù)壓力分布的測量。

高超聲速;風洞;壓敏漆(PSP);壓縮拐角;圖像處理

隨著高超聲速飛行器研制的不斷發(fā)展,氣動外形設(shè)計越來越復雜,對連續(xù)大面積壓力測量的要求顯得日益迫切。對轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象、近壁面駐渦和分離等問題的深入理解需要對模型表面壓力進行連續(xù)測量,而常規(guī)離散測壓方法受空間分辨率限制難以捕捉到臨界狀態(tài)。另外,模型幾何縮比會造成局部關(guān)鍵結(jié)構(gòu)無法布置測點,從而無法獲得有效信息。因此,急需發(fā)展適用于高超聲速風洞的連續(xù)大面積壓力測量試驗技術(shù)。

壓敏漆(PSP)技術(shù)[1]是20世紀80年代發(fā)展的非接觸測量試驗技術(shù),目前已在國內(nèi)外成熟應用于亞跨超領(lǐng)域[2-9],但在高超聲速流動范圍工程化應用得還不夠[10-15]。由于高超聲速氣流的高焓會引起模型表面溫度有較大幅度的增加,從而使得解決涂料的溫度效應變得尤為重要,也導致了高超聲速流動條件下PSP應用難度更大[1]。目前,PSP主要應用于毫秒級激波風洞,在運行時間更長的秒級高超聲速風洞中的應用并不多見。在高超聲速風洞中實現(xiàn)PSP試驗技術(shù)尚有很多問題[16],如耐高溫、耐沖刷、抗光降解的壓力敏感涂料研制,以及壓力敏感涂料校準、溫度補償、圖像配準等。

本文提出了高超聲速風洞PSP試驗技術(shù)發(fā)展研究的關(guān)鍵技術(shù)及解決辦法,包括壓力敏感涂料研制、圖像數(shù)據(jù)處理以及高溫影響時的數(shù)據(jù)處理。開展了一種基于氧猝滅原理的壓力敏感涂料校準研究,初步檢驗了不同溫度條件下自主設(shè)計的PSP校準和測試系統(tǒng)的性能,同時展現(xiàn)了自主研發(fā)的圖像處理軟件的功能。在中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所?0.5 m高超聲速風洞進行了馬赫數(shù)為5的PSP技術(shù)驗證性試驗研究。

1 關(guān)鍵技術(shù)及解決辦法

1.1 壓力敏感涂料研制

壓力敏感涂料的性能好壞及能否適應高超聲速風洞運行條件與環(huán)境,直接影響到PSP試驗技術(shù)的成功應用。針對高超聲速風洞高溫、大動壓運行的特點,壓力敏感涂料除了盡量對溫度不敏感外,還需耐高溫、抗沖刷。

本課題組與中科院化學所聯(lián)合研制了適用于高超聲速風洞的壓力敏感涂料。選擇合適的耐高溫載體基質(zhì),易于氧分子滲透,以保證較好的氧淬滅效果,并且盡量降低對溫度的敏感性。還選擇合適的底漆材料,以保證壓力敏感涂料在模型表面具有足夠的附著力,盡量避免在吹風過程中剝離脫落。壓力敏感涂料研制過程中,需對階段性的樣品進行風洞試驗驗證,并對它們有針對性地進行改進篩選。本文最終采用代號為EC-PSP的壓力敏感涂料開展了風洞試驗。EC-PSP的主要性能參數(shù)為:壓力測量范圍為0～200 k Pa,適用工作溫度范圍為0～80℃,壓力靈敏度優(yōu)于0.8%/k Pa,底漆附著力滿足GB 1720—1979[17]規(guī)定的Ⅱ級,激發(fā)光波長為300～450 nm,輻出光波長為630～670 nm。

1.2 圖像數(shù)據(jù)處理

圖像數(shù)據(jù)處理技術(shù)是高超聲速風洞PSP試驗的關(guān)鍵技術(shù)之一,主要包括風洞環(huán)境噪聲處理、圖像噪聲處理、特征點提取、圖像配準和三維還原等。

自主研發(fā)了適合于高超聲速風洞PSP試驗技術(shù)的圖像數(shù)據(jù)處理軟件[18-19]。根據(jù)圖像灰度直方圖分布,確定環(huán)境噪聲與模型上灰度的等級,設(shè)定灰度門限,去除風洞環(huán)境噪聲。采用60幅圖像平均法,降低高斯白噪聲,利用局部濾波方法去除椒鹽噪聲,提高圖像的信噪比,抑制圖像噪聲對PSP測量精度的影響。關(guān)于特征點提取,高超聲速風洞試驗模型一般展弦比較小,模型的變形量小,滿足配準精度所需特征點少,采用人為設(shè)定標記點并通過手動提取特征點或標記點方法。采用多種基于特征點的圖像配準方法,包括投影變換方法、一階多項式方法、二階乃至高階多項式方法。將投影變換方程經(jīng)過代數(shù)變換為更容易求解的線性變換方程,將二維圖像還原到三維數(shù)模上。

1.3 高溫影響時的數(shù)據(jù)處理

試驗過程中模型表面溫度在很多狀態(tài)下都高于常溫且分布不均勻,如何處理高溫帶來的影響也是高超聲速風洞PSP技術(shù)需要解決的關(guān)鍵問題之一。

基于光強法的PSP測量技術(shù)的標準測量方式是對原始圖像即吹風過程中獲得的Wind-on圖像和參考圖像作比運算,以消除照射強度、探針分子濃度和涂層厚度等不均勻的影響[1-2]。一般PSP試驗通常選擇吹風前的 Wind-off圖像[1]作為參考圖像,而對于高超聲速風洞PSP試驗模型表面高溫的情況,若再以吹風前的常溫Wind-off圖像作為參考圖像,對于對溫度具有一定敏感度的壓力敏感涂料來說,兩者溫度的不匹配則會導致處理后的數(shù)據(jù)失真較大。本文采用吹風后的即時Wind-off圖像作為參考圖像,并以In-situ[20]校準曲線對數(shù)據(jù)進行處理,較好地解決了高溫影響的問題。

2 驗證性風洞試驗

2.1 試驗條件與模型

試驗在?0.5 m高超聲速風洞開展,自由來流馬赫數(shù)Ma∞=5、總壓p0=640 kPa、總溫T0分別為72℃、157℃,風洞運行時間t=25 s。表1給出了具體風洞運行參數(shù),其中p∞和q∞分別為自由來流的靜壓和動壓。

表1 風洞運行參數(shù)Table 1 Operation parameters of wind tunnel

試驗模型為兩級15°壓縮拐角模型,圖1給出了噴涂后置于風洞中的照片。模型表面布置開孔直徑為?0.8 mm的測壓孔22個(見圖2)。試驗時由電子掃描閥(ESP)對其進行壓力測量。模型迎角α變化為0°、-4°,抬頭為正,低頭為負。

2.2 壓力敏感涂料校準

采用PSP技術(shù)測量模型表面壓力,需要對壓力敏感涂料進行校準,獲得涂料發(fā)光強度與所受壓力之間的對應關(guān)系,明確壓敏漆的性能,以實現(xiàn)PSP技術(shù)對模型表面壓力的定量測量。本文分別采用校準腔內(nèi)靜態(tài)校準、吹風前風洞試驗段內(nèi)靜態(tài)校準、吹風過程中In-situ原位校準3種方法對EC-PSP壓力敏感涂料進行了校準。并對3種方法校準的結(jié)果進行了對比,最后選擇了In-situ校準方法獲得的校準曲線進行圖像處理。

2.2.1 校準腔內(nèi)的靜態(tài)校準

自行設(shè)計的PSP校準系統(tǒng)主要由激勵光源、PSP樣本、校準腔、圖像采集系統(tǒng)、圖像處理系統(tǒng)5部分組成(見圖3)。激勵光源為波長365 nm的UV-LED面光源,采用PCO edge sCMOS科學級相機進行圖像采集(該激勵光源與相機也用于風洞試驗)。溫度控制器可實現(xiàn)校準腔內(nèi)溫度0～80℃的變化,控溫精度為0.1℃,VIKA Mensor高精度數(shù)字壓力控制器可實現(xiàn)校準腔內(nèi)壓力0～100 kPa的變化,表壓精度可達0.005%Rdg+0.005%FS,其中Rdg為讀數(shù)精度,FS為滿量程精度。

圖4給出了EC-PSP壓力敏感涂料樣本校準獲得的不同溫度下的光強比Ir/I(參考光強與實測光強之比)隨壓力比p/pr(實測壓力與參考壓力之比)變化的校準曲線。校準的壓力范圍為1～30 k Pa,溫度T的范圍為20～60℃,參考壓力為12 k Pa,參考溫度為不同溫度下校準時的各自給定溫度?？梢钥闯鯡C-PSP壓力敏感涂料的校準曲線呈明顯的非線性,在20～30 k Pa范圍內(nèi)受溫度變化影響呈增大趨勢。鑒于EC-PSP壓力敏感涂料的非線性及其對溫度的敏感性,在數(shù)據(jù)處理過程中需要考慮溫度影響因素,尤其是在高溫運行情況下,以常溫的Wind-off圖像作為參考圖像,勢必會使處理結(jié)果產(chǎn)生較大的偏差,因此需要考慮選取與試驗過程中模型表面溫度相同或接近的Wind-off圖像作為參考圖像。

2.2.2 吹風前風洞試驗段內(nèi)的靜態(tài)校準

風洞吹風前,首先通過控制試驗段內(nèi)的壓力變化實現(xiàn)對已噴涂在模型表面的壓力敏感涂料的靜態(tài)校準,以獲得試驗條件下的靜態(tài)校準曲線。試驗段名義控制壓力分別為1,3,5,7,9,12,15,20,25,30 k Pa,參考壓力為12 k Pa。由于試驗段無法控制溫度變化,因此獲得的是吹風前常溫下(T=21.8℃)風洞試驗段內(nèi)靜態(tài)校準曲線。圖5給出校準腔內(nèi)T=20℃時的校準曲線及風洞內(nèi)校準曲線的對比圖。可以看出,因為光路、相機布置等試驗條件的差異,兩種方法獲得的校準曲線雖然趨勢一致,但仍然存在一定差異,因此若直接以校準腔內(nèi)的校準曲線進行圖像數(shù)據(jù)處理,會導致試驗結(jié)果的失真。圖6給出T0=72℃,迎角為0°時分別用校準腔內(nèi)及風洞試驗段內(nèi)校準曲線進行數(shù)據(jù)處理獲得的模型表面中心線上壓力分布p/p∞與ESP測量的結(jié)果對比,可以看出兩種校準方法獲得的試驗結(jié)果與ESP結(jié)果差別較大,尤其是在壓力高的情況?？梢妰煞N校準方法獲得的校準曲線都不適合用于當前試驗條件下風洞試驗的圖像數(shù)據(jù)處理,必須另謀他法。

2.2.3 吹風過程中的In-situ原位校準

所謂In-situ原位校準方法是指在當次吹風過程中以掃描閥測量獲得的各測壓孔壓力值與其對應的光強建立起關(guān)系的一種校準方法,并用當次吹風獲得的In-situ原位校準曲線對當次數(shù)據(jù)進行處理。本文在采用In-situ原位校準方法時選擇的壓力測孔為模型表面沿中心線分布的1～12個測孔(見圖2)。圖7給出3種校準方法獲得的校準曲線,其中模型迎角為0°,參考壓力為12 k Pa,In-situ校準曲線對應的來流總溫T0=72℃(紅外測溫結(jié)果表明,此時模型表面溫度接近常溫,所以與校準腔及風洞試驗段內(nèi)常溫下獲得的校準曲線具有可比性)?？梢钥闯鯥n-situ校準曲線明顯不同于另外兩種。正因為In-situ原位校準方法不僅有效考慮了光源、相機與試驗模型的距離及位置關(guān)系的影響,還考慮了試驗條件不同,尤其是吹風過程中氣流密度變化的影響,因此可以更有效地用于高超聲速風洞驗證試驗當中。

2.3 試驗結(jié)果與分析

圖8和圖9分別給出不同來流總溫、不同迎角狀態(tài)下紅外測溫獲得的噴涂模型表面溫度云圖及中心線溫度分布?？梢钥闯?來流總溫T0=72℃ 時,模型表面溫度分布在17～24℃,當來流總溫T0=157℃時,模型表面溫度分布在25～45℃。當T0=72℃時,由于模型表面溫度接近吹風前無風時的常溫,因此選擇吹風前無風時的常溫Wind-off圖像作為參考圖像即可。而對于T0=157℃,模型表面溫度較高,由校準腔內(nèi)校準結(jié)果可以看出EC-PSP壓力敏感涂料對溫度變化較為敏感,此時再以吹風前常溫時的Wind-off圖像(參考壓力為12 kPa)為參考圖像將會引入溫度影響,造成較大數(shù)據(jù)偏差,因此選擇與試驗過程中模型表面溫度較為接近的吹風后的即時Windoff圖像為參考圖像更為合理。圖像數(shù)據(jù)處理結(jié)果驗證了這一點。

圖10和圖11分別給出不同來流總溫、不同迎角下噴涂模型表面的原始灰度圖和根據(jù)In-situ校準曲線進行圖像數(shù)據(jù)處理獲得的表面壓力云圖,以及對應的紋影照片。圖12以T0=72℃為例給出不同迎角下的三維壓力云圖?？梢钥闯?PSP技術(shù)在模型表面近似常溫及較高溫度下均較好地捕獲了基于壓力變化的模型表面流動特征,如壓縮拐角激波、激波-激波干擾導致的壓縮面上壓力的變化以及Gortler渦[21],另外迎風迎角變化導致的壓力變化在云圖上也清晰可見。

圖13給出以In-situ校準曲線處理得到的模型中心線上PSP和ESP的測量結(jié)果,可以看出PSP測量結(jié)果較好地體現(xiàn)了沿流向兩級壓縮面壓力依次升高的連續(xù)變化趨勢以及隨著迎風迎角的增大模型表面壓力增大的趨勢。圖14和圖15分別給出模型第一壓縮面上X=128.3 mm、X=188.6 mm位置的橫向截面壓力分布,可以看出PSP測量結(jié)果與ESP測量結(jié)果表現(xiàn)出了較好的一致性,且PSP與ESP的結(jié)果相對偏差δ,除個別點外,基本控制在±5%以內(nèi)(見圖16),驗證了在接近常溫和較高溫度下,本文采用的數(shù)據(jù)處理方法具有較好的適用性。

3 結(jié) 論

1)在提出開展高超聲速PSP技術(shù)研究需解決的關(guān)鍵問題及辦法的基礎(chǔ)上,初步建立了高超聲速風洞的PSP試驗技術(shù)軟硬件平臺,利用壓縮拐角模型開展了馬赫數(shù)為5的高超聲速PSP技術(shù)驗證性風洞試驗研究,較好地獲得了模型表面流動特征及連續(xù)壓力分布。

2)檢驗了自主設(shè)計的PSP校準系統(tǒng)和測試系統(tǒng)的性能、自主研發(fā)的圖像處理軟件功能以及所選壓力敏感涂料的適用性,其中采用的圖像數(shù)據(jù)處理方法能夠有效解決高溫影響問題。

在后續(xù)的研究中,將開展三維模型表面PSP壓力測量,探索如何把二維壓縮拐角與三維模型合理配置進行同次吹風,從而把本文所述二維壓縮拐角In-situ校準推廣應用在三維模型表面的壓力測量中。并進行先進壓力敏感涂料的研發(fā)、噴涂工藝的提升、校準與測試系統(tǒng)、圖像采集系統(tǒng)、圖像處理方法等方面的改進,為今后發(fā)展雙色PSP及快速響應PSP技術(shù)[22-23]奠定基礎(chǔ)。

[1] LIU T S,SULLIVAN JP.Pressure and temperature sensitive paints[M].Berlin:Springer,2005:2-8,81,230-237.

[2] ZARE-BEHTASH H,GONGORA-OROZCO N,KONTIS K,et al.Application of novel pressure-sensitive paint formulations for the surface flow mapping of high-speed jets[J].Experimental Thermal and Fluid Science,2009,33(5):852-864.

[3] MITSUO K,KURITA M,NAKAKITA K,et al.Temperature correction of PSP measurement using bi-luminophore dyes:AIAA-2008-3945[R].Reston:AIAA,2008.

[4] LYONNET M,DELEGLISE B,LESANT Y.Application of pressure sensitive paint technique in the SLMA wind tunnel:AIAA-2002-0744[R].Reston:AIAA,2002.

[5] SAJBEN M.Uncertainty estimates for pressure sensitive paint measurements[J].AIAA Journal,1993,31(11):2105-2110.

[6] 陳柳生,周強,金熹高,等.壓力敏感涂料及其測量技術(shù)[J].航空學報,2009,30(12):2435-2448.CHEN L S,ZHOU Q,JIN X G,et al.Pressure sensitive paint and its measuring technique[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2009,30(12):2435-2448(in Chinese).

[7] 李國帥,周強,劉祥,等.壓力敏感涂料特性及其校準技術(shù)實驗研究[J].航空學報,2013,34(2):227-234.LI G S,ZHOU Q,LIU X,et al.Experimental research of pressure sensitive paint performance and calibration technique[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2013,34(2):227-234(in Chinese).

[8] 熊紅亮,向星居,郎衛(wèi)東.壓敏漆圖像數(shù)據(jù)處理技術(shù)[J].實驗流體力學,2011,25(2):77-82.XIONG H L,XIANG X J,LANG W D.Image data processing techniques for pressure sensitive paint[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2011,25(2):77-82(in Chinese).

[9] FANG S,DISOTELL K J,LONG S R,et al.Application of fast-responding pressure-sensitive paint to a hemispherical dome in unsteady transonic flow[J].Experiments in Fluids,2011,50(6):1495-1505.

[10] WATKINS A N,GOAD W K,OBARA C J,et al.Flow visualization at cryogenic conditions using a modified pres-sure sensitive paint approach:AIAA-2005-456[R].Reston:AIAA,2005.

[11] SAKAUE H,GREGORY J W,SULLIVAN J P,et al.Porous pressure sensitive paint for unsteady flow fields:AIAA-2001-0554[R].Reston:AIAA,2001.

[12] NAKAKITA K,YAMAZAKI T,ASAI K,et al.Pressure sensitive paint measurement in a hypersonic shock tunnel:AIAA-2000-2523[R].Reston:AIAA,2000.

[13] SAKAUE H,SULLIVAN J P.Fast response time characteristics of anodized aluminum pressure sensitive paint:AIAA-2000-0506[R].Reston:AIAA,2000.

[14] GOSS L,JONES G,CRAFTON J,et al.Temperature compensation for temporal(lifetime)pressure sensitive paint measurements:AIAA-2005-1027[R].Reston:AIAA,2005.

[15] BASU B J,VASANTHARAJAN N,RAJU C.A novel pyrene-based binary pressure sensitive paint with low temperature coefficient and improved stability[J].Sensors and Actuators B:Chemical,2009,138(1):283-288.

[16] BECK W H,KLEIN C,HENNE U,et al.Application of temperature and pressure sensitive paints to DLR hypersonic facilities:“l(fā)essons learned”:AIAA-2015-0023[R].Reston:AIAA,2015.

[17] 北京油漆廠.漆膜附著力測定法:GB 1720—1979[S].北京:中國標準出版社,1979.Beijing Paint Factory.Method of test for adhesion of paint films:GB 1720—1979[S].Beijing:China Standards Press,1979(in Chinese).

[18] 解福田,林敬周,鐘俊.MDI子窗體最佳層疊平鋪算法及程序?qū)崿F(xiàn)[J].計算機應用,2014,34(S2):234-237.XIE F T,LIN J Z,ZHONG J.Procedures to achieve optimal cascade&title algorithm for MDI child forms[J].Journal of Computer Applications,2014,34(S2):234-237(in Chinese).

[19] 解福田,林敬周,鐘俊.基于矢量關(guān)系的遮擋算法研究[J].電腦與信息技術(shù),2014,22(4):4-6.XIE F T,LIN J Z,ZHONG J.The study of a new block algorithm based on vectors relations[J].Computer and Information Technology,2014,22(4):4-6(in Chinese).

[20] LIU T S,SULLIVAN J P.In situ calibration uncertainty of pressure-sensitive paint[J].AIAA Journal,2003,41(11):2300-2302.

[21] KURIKI T,SAKAUE H,IMAMURA O,et al.Temperature-cancelled anodized-aluminum pressure sensitive paint for hypersonic compression corner flows:AIAA-2010-0673[R].Reston:AIAA,2010.

[22] YANG L,ZARE-BEHTASH H,ERDEM E,et al.Application of AA-PSP to hypersonic flows:The double ramp model[J].Sensors and Actuators B:Chemical,2012,161(1):100-107.

[23] XIANG X J,YUAN M L,YU J B,et al.Fast response PSP measurement in a hypersonic wind tunnel:AIAA-2014-2943[R].Reston:AIAA,2014.

Pressure sensitive paint test technique in hypersonic wind tunnel

LlN Jingzhou1,*,XlE Futian1,ZHONG Jun1,CHEN Lei1,CHEN Liusheng2

1.Hypervelocity Aerodynamics lnstitute,China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang 621000,China
2.lnstitute of Chemistry,Chinese Academy of Sciences,Beijing 100190,China

Some key technological problems and their solutions for pressure sensitive paint(PSP)testing in the hypersonic wind tunnel are discussed.The self-designed PSP calibration and measurement systems are used to examine the performances of EC-PSP,including applicability of the material in the hypersonic flow condition,function of image processing software,and feasibility of data processing method at high temperature.Based on the compression corner flow,hypersonic wind tunnel test at Mach number 5 are carried out to validate the PSP testing technique,and auxiliary means of infrared temperature-measuring is employed to acquire the temperature distribution on the model surface.The results show that based on the changes of the pressure on the surface of the compression corner model,the flow characteristics can be obtained with high-order accuracy,and continuous pressure distributions can be consequently obtained.

hypersonic;wind tunnel;pressure sensitive paint(PSP);compression corner;image processing

2016-10-25;Revised:2016-12-12;Accepted:2017-01-03;Published online:2017-01-06 13:54

1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所,綿陽 621000 2.中國科學院 化學研究所,北京 100190

V211.74

A

1000-6893(2017)07-120890-09

10.7527/S1000-6893.2017.120890

2016-10-25;退修日期:2016-12-12;錄用日期:2017-01-03;網(wǎng)絡出版時間:2017-01-06 13:54

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170106.1354.004.html

*通訊作者.E-mail:jzou2000@sina.com

林敬周,解福田,鐘俊,等.高超聲速風洞壓敏漆試驗技術(shù)[J].航空學報,2017,38(7):120890.LlN J Z,XlE F T,ZHONG J,et al.Pressure sensitive paint test technique in hypersonic wind tunnel[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2017,38(7):120890.

(責任編輯:李明敏)

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170106.1354.004.html

*Corresponding author.E-mail:jzou2000@sina.com