任一鵬，楊小龍，林崧，于靖波，武玉玉，楊學(xué)軍，朱 莉，黃 宇

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

0 引言

在風(fēng)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(chǔ)，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(shè)計的重要依據(jù)。

壓敏涂料(PSP)測量技術(shù)提供了非接觸式的光學(xué)測壓手段，可對復(fù)雜飛行器模型進(jìn)行高空間分辨率的表面壓力測量。目前PSP技術(shù)通常應(yīng)用于定常壓力的測量，壓敏涂料的響應(yīng)時間約為秒量級。為滿足飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)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(yīng)PSP技術(shù)在近年來開始發(fā)展，為飛行器動態(tài)氣動特性及復(fù)雜空氣動力學(xué)現(xiàn)象的研究提供了支撐。

國外的快速響應(yīng)PSP技術(shù)研究起步較早，目前的響應(yīng)時間能達(dá)到幾十微秒至毫秒量級[1-5]。國內(nèi)方面，中國空氣動力研究與發(fā)展中心、中國航天空氣動力技術(shù)研究院、中國航空工業(yè)空氣動力研究院等優(yōu)勢單位近年來開始了快速響應(yīng)PSP測壓技術(shù)的研究，但尚未開展飛行器工程應(yīng)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(shù)與常規(guī)傳感器測壓技術(shù)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(shù)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(shè)計需求，利用快速響應(yīng)PSP技術(shù)對彈箭類飛行器全表面的跨聲速段脈動壓力特性開展風(fēng)洞實驗研究，獲得了Ma=0.8～1.2范圍內(nèi)彈箭類飛行器全表面1.2s實驗時間段內(nèi)的脈動壓力，較全面地分析了馬赫數(shù)、攻角(舵偏角)對脈動壓力分布特性的影響。實驗結(jié)果表明，快速響應(yīng)PSP技術(shù)的脈動壓力測量結(jié)果與高精度脈動壓力傳感器結(jié)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(shè)計使用；與傳統(tǒng)脈動壓力傳感器測量方式相比，快速響應(yīng)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(zhǔn)確捕獲脈動壓力峰值、辨識非定常流場結(jié)構(gòu)，可更好地指導(dǎo)彈箭類飛行器脈動壓力載荷設(shè)計。該實驗方法在彈箭類飛行器設(shè)計研制中有較高的工程應(yīng)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(shù)的基本原理是壓敏涂料探針分子的光致發(fā)光和氧猝滅效應(yīng)，是一種光學(xué)測壓技術(shù)。受到適當(dāng)波長的光照射后，壓敏涂料被激發(fā)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(yīng)，使得當(dāng)?shù)仂o壓越高，熒光減弱越嚴(yán)重。通過測得飛行器模型表面的熒光光強(qiáng)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(qiáng)換算得到測量壓強(qiáng)

(1)

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

1.2 快速響應(yīng)壓敏涂料特性[6]

將發(fā)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(fēng)洞實驗中，將壓敏漆噴涂或刷涂在實驗?zāi)Ｐ捅砻?，待溶劑揮發(fā)后，涂層內(nèi)發(fā)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(yīng)滿足實驗要求，如黏合力應(yīng)能承受風(fēng)洞實驗中的空氣摩擦力和沖刷力；應(yīng)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(yīng)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(yīng)壓敏涂料由中國航天空氣動力技術(shù)研究院和中國科學(xué)院化學(xué)研究所共同研制，該涂料以穩(wěn)定性較強(qiáng)的PtTFPP(化學(xué)結(jié)構(gòu)如圖2所示)作為發(fā)光基團(tuán)，由聚合物形成多孔性涂層結(jié)構(gòu)，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(yīng)擴(kuò)散率增加，從而降低了反應(yīng)時間。以波長400nm的紫外光為激發(fā)光源，快速響應(yīng)PSP涂料激發(fā)出的熒光發(fā)射波長約600nm～700nm，有氧空氣環(huán)境(air)和無氧氮氣環(huán)境(nitrogen)下快速響應(yīng)PSP涂料的發(fā)射光中心波長和發(fā)射光強(qiáng)度如圖3所示。

圖2 PtTFPP的化學(xué)結(jié)構(gòu)Fig.2 Chemical structure of PtTFPP

圖3 快速響應(yīng)PSP涂料的發(fā)射光譜Fig.3 Emission spectra of fast response PSP

快速響應(yīng)壓敏涂料的響應(yīng)時間在毫秒甚至微秒量級，涂料的響應(yīng)時間決定了風(fēng)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(tài)標(biāo)定實驗確定涂料的基底光強(qiáng)、Stern-Volmer關(guān)系系數(shù)、使用穩(wěn)定性、溫度依賴性，通過動態(tài)標(biāo)定實驗確定涂料的快速響應(yīng)時間特性。

靜態(tài)標(biāo)定裝置如圖4所示，壓敏涂料樣片放置在壓力腔內(nèi)，腔內(nèi)壓力和溫度由真空泵和低溫循環(huán)機(jī)控制。在不同壓力和溫度條件下，用風(fēng)洞實驗相同的光源照射，用相同的相機(jī)進(jìn)行拍攝得到相應(yīng)的圖像組，對圖像處理后得到光強(qiáng)-壓力曲線。標(biāo)定的溫度范圍從25℃～50℃，壓力范圍從10kPa～100kPa?；赑tTFPP發(fā)光基團(tuán)的壓敏涂料在不同溫度條件的靜態(tài)標(biāo)定曲線如圖5所示。

圖4 PSP靜態(tài)標(biāo)定裝置Fig.4 Static calibration device

圖5 壓敏涂料不同溫度靜態(tài)標(biāo)定曲線Fig.5 Calibration curves of PSP at different temperature

高速脈沖射流動態(tài)標(biāo)定裝置如圖6所示，用高壓氮氣作為氣源產(chǎn)生瞬時脈沖射流獲得壓力階躍，其產(chǎn)生的壓力階躍時間可達(dá)0.1ms，壓力階躍的時間由Kulite傳感器記錄，光強(qiáng)階躍的時間由PMT記錄。分析光強(qiáng)階躍的時間曲線，能得到PSP對壓力變化的響應(yīng)時間。經(jīng)過不斷改進(jìn)涂料性能，響應(yīng)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(lán)色曲線是根據(jù)快速響應(yīng)PSP涂料的測量信號，黑色曲線是5個響應(yīng)周期平均處理后的結(jié)果。

圖6 快速響應(yīng)PSP動態(tài)標(biāo)定裝置Fig.6 Dynamic calibration device of fast response PSP

圖7 典型的PSP響應(yīng)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(shù)研究院的亞跨超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座直流暫沖式三聲速風(fēng)洞，實驗馬赫數(shù)范圍為0.3～4.0，攻角范圍為-15°～25°，側(cè)滑角范圍為-12°～12°。風(fēng)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?zāi)Ｐ蜑槌Ｒ?guī)的彈箭類飛行器，箭體為錐-柱類細(xì)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(fēng)洞中采用尾部支撐方式，表面全部涂有快速響應(yīng)PSP涂料。為有效利用風(fēng)洞兩側(cè)壁的觀察窗，模型側(cè)向安裝，用側(cè)滑角機(jī)構(gòu)實現(xiàn)不同攻角狀態(tài)。

實驗測量系統(tǒng)主要包括相機(jī)、濾光器、光電探測器、光源和數(shù)據(jù)采集處理。選用位深12bit、感光靈敏度4000的Photron SA5高速相機(jī)，該相機(jī)在分辨率為1024×1024像素條件下的采集頻率可達(dá)7000幀，選用35mm或50mm焦距的相機(jī)鏡頭，在風(fēng)洞運(yùn)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(jī)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(jī)與模型表面的正交性，從而保證實驗測量結(jié)果較好[6]。

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

圖8 實驗?zāi)Ｐ筒贾檬疽鈭DFig.8 Layout of experimental model

為有效評估快速響應(yīng)PSP技術(shù)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(tài)測試信號分析系統(tǒng)，用于與PSP測量結(jié)果的對比和校準(zhǔn)。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(chǎn)生的脈動壓力特性。

圖9 實驗?zāi)Ｐ蜏y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(yīng)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(jié)果分析

3.1 快速響應(yīng)PSP測量結(jié)果準(zhǔn)確性驗證

馬赫數(shù)Ma=1.0、攻角α=0°、舵偏角δ=0°時，快速響應(yīng)PSP獲得的舵面壓力系數(shù)云圖與CFD計算結(jié)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(shù)云圖(實驗與計算結(jié)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(yīng)PSP測量結(jié)果，為此開展了馬赫數(shù)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(shù)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(shù)發(fā)現(xiàn)，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(nèi)；對比1000Hz和5000Hz采樣頻率時的功率譜密度發(fā)現(xiàn)，二者在低頻部分功率譜密度函數(shù)曲線相近，舵面上監(jiān)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(tài)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(shù)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(shù)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(shù)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(tǒng)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(dǎo)的分離及分離再附引發(fā)的大幅值、中低頻壓力脈動，受限于PSP采樣頻率(遠(yuǎn)低于Kulite傳感器)，目前快速響應(yīng)PSP還無法獲取脈動壓力的高頻特征信息。通過與傳感器數(shù)據(jù)的比較，進(jìn)一步驗證了快速響應(yīng)PSP測量結(jié)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(shù)Ma=0.8、舵偏角δ=0°時，不同攻角條件下快速響應(yīng)PSP獲得的特定時刻的彈箭類飛行器全表面壓力系數(shù)云圖如圖15所示，可以看到，隨著攻角絕對值的增加，迎風(fēng)面的PSP測量結(jié)果顯示為壓力值升高，符合流場規(guī)律，與脈動壓力傳感器的數(shù)據(jù)變化趨勢也一致。攻角絕對值較大時，背風(fēng)面的PSP測量結(jié)果與脈動壓力傳感器的測量結(jié)果略有差異，判斷主要是受光源布置的限制，大攻角狀態(tài)時背風(fēng)區(qū)模型表面接收到的光強(qiáng)度減弱，引起PSP測量產(chǎn)生一定誤差。

為避免背風(fēng)面光強(qiáng)差異引起的PSP測量誤差，在箭體及尾舵迎風(fēng)面選擇特征點(見圖15中標(biāo)示的P61和P93)，得到的不同攻角時壓力系數(shù)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(fēng)面的壓力平均值會有所差異，但壓力脈動規(guī)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(dāng)。

圖15 不同攻角時飛行器全表面壓力系數(shù)云圖PSP實驗結(jié)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(fēng)面特征點壓力系數(shù)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(fēng)面特征點壓力系數(shù)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(shù)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(shù)時快速響應(yīng)PSP獲得特定時刻的箭體表面及尾舵迎風(fēng)面、背風(fēng)面壓力系數(shù)云圖如圖18所示。由圖18可見，箭體表面和尾舵迎風(fēng)面的壓力分布規(guī)律相對較為一致，馬赫數(shù)影響較小；尾舵背風(fēng)面存在明顯的低壓區(qū)，且隨馬赫數(shù)增加，低壓區(qū)擴(kuò)大，馬赫數(shù)效應(yīng)增強(qiáng)。

圖18 不同馬赫數(shù)時箭體及尾舵表面壓力系數(shù)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(shù)Ma=0.85和0.95、攻角α=0°時，快速響應(yīng)PSP獲得的不同時刻箭體及尾舵的壓力系數(shù)云圖如圖19～圖20所示，箭體及尾舵迎風(fēng)面特征點的壓力系數(shù)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(qū)、箭體-尾舵干擾區(qū)及尾舵背風(fēng)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(fēng)面渦系結(jié)構(gòu)的周期性脫落，使得箭體表面的高壓區(qū)、尾舵表面的失速區(qū)均存在位置游走、幅值震蕩的現(xiàn)象。

圖19 不同時刻箭體壓力系數(shù)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(shù)云圖(Ma=0.95，α=0°)Fig.20 Pressure coefficient contour of rudder leeward at different time

4 結(jié)論

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

快速響應(yīng)PSP技術(shù)的脈動壓力測量結(jié)果與高精度脈動壓力傳感器結(jié)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(shè)計使用。

快速響應(yīng)PSP脈動壓力實驗結(jié)果顯示，箭體表面突起物干擾區(qū)、箭體-尾舵干擾區(qū)及尾舵背風(fēng)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(tǒng)脈動壓力傳感器測量方式相比，快速響應(yīng)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(zhǔn)確捕獲脈動壓力峰值、辨識非定常流場結(jié)構(gòu)，可更好地指導(dǎo)飛行器脈動壓力載荷設(shè)計，有較高的工程應(yīng)用價值。同時，由于現(xiàn)階段風(fēng)洞設(shè)備的限制，光源和相機(jī)的布置位置受限，大攻角狀態(tài)時模型背風(fēng)區(qū)PSP測量會產(chǎn)生一定誤差；此外，受限于相機(jī)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(jìn)一步改進(jìn)，在保證測量精度的條件下提高有效采樣頻率。