王猛，李玉軍，趙榮奐，衷洪杰

航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 高速高雷諾數(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110034

自然層流技術(shù)被評(píng)為下一代飛機(jī)最有發(fā)展前景的技術(shù)之一[1]。研究表明，對(duì)于大型高亞聲速民用客機(jī)，摩擦阻力約占全機(jī)巡航總阻力的50%，其中大約40%的摩擦阻力來(lái)自機(jī)翼，40%的摩擦阻力來(lái)自機(jī)身，5%的摩擦阻力來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)短艙。采用層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)增大層流面積，可使飛機(jī)升阻比提高10%左右[2]。自然層流不僅本身具有非常高的實(shí)用價(jià)值，它也是混合層流控制的基礎(chǔ)，良好的自然層流設(shè)計(jì)有利于提高層流控制效率。

以波音公司為例，從20世紀(jì)90年代開(kāi)始，波音與美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)聯(lián)合開(kāi)展多個(gè)研究項(xiàng)目[2]，在風(fēng)洞和飛行條件下開(kāi)展了大量的層流機(jī)翼、混合層流控制機(jī)翼試驗(yàn)研究。隨著中國(guó)大型民用飛機(jī)研制項(xiàng)目的陸續(xù)開(kāi)展和推進(jìn)，國(guó)內(nèi)對(duì)層流設(shè)計(jì)以及減阻方法的關(guān)注程度也日益增加，各主機(jī)廠所、研究機(jī)構(gòu)以及主要高校都開(kāi)始發(fā)展層流機(jī)翼/短艙設(shè)計(jì)、以及層流控制方法研究。進(jìn)而對(duì)層流設(shè)計(jì)的評(píng)估驗(yàn)證提出了明確需求，其中最重要的指標(biāo)就是轉(zhuǎn)捩位置。因此在風(fēng)洞試驗(yàn)中需要進(jìn)行邊界層轉(zhuǎn)捩位置的全局探測(cè)，其中最常用的測(cè)量方法是溫度敏感涂層(TSP)、紅外熱像技術(shù)(IRT)等。

TSP與IRT轉(zhuǎn)捩探測(cè)的基本原理都是通過(guò)測(cè)量機(jī)翼表面溫度，利用轉(zhuǎn)捩前后的溫差判定轉(zhuǎn)捩位置。紅外技術(shù)的優(yōu)勢(shì)在于其較高的溫度分辨力(約為0.025 K)，而TSP技術(shù)的溫度分辨力大約是0.1 K[3]。因此，一般情況下更多使用紅外技術(shù)進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測(cè)。近年來(lái)，紅外熱像技術(shù)在低速、跨/超乃至高超聲速3類(lèi)速域的風(fēng)洞試驗(yàn)中均有重要應(yīng)用。2000年左右法國(guó)國(guó)家航空航天研究院(ONERA)的Le Sant等[4]在高低速風(fēng)洞開(kāi)展了較早的紅外熱像測(cè)溫與轉(zhuǎn)捩探測(cè)應(yīng)用研究，ONERA的研究人員基于紅外熱像測(cè)溫探索熱流測(cè)量技術(shù)并在高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中開(kāi)展應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)了轉(zhuǎn)捩探測(cè)[5-8]。Astarita和Carlomagno在2012年發(fā)表的專(zhuān)著[6]中對(duì)紅外熱像測(cè)量技術(shù)在風(fēng)洞試驗(yàn)、熱流測(cè)量等方面的研究和應(yīng)用進(jìn)行了較全面的總結(jié)。最近，朱文凱等[9-10]提出了基于多孔透氣鋼材料表面的高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩控制方法，并使用紅外熱像技術(shù)證明了該方法的轉(zhuǎn)捩延遲效果?？傮w來(lái)看，高超聲速以及低速風(fēng)洞試驗(yàn)中利用紅外熱像技術(shù)進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測(cè)相對(duì)較容易，而難度較大的試驗(yàn)速域是跨聲速和超聲速。

在跨聲速和超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中，采用TSP和紅外熱像技術(shù)進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測(cè)存在以下幾個(gè)方面缺點(diǎn)：① 如果采用試驗(yàn)前輻射加熱模型方式開(kāi)展應(yīng)用，模型加熱速度慢，從而降低試驗(yàn)效率；② 對(duì)于連續(xù)式風(fēng)洞，長(zhǎng)時(shí)間吹風(fēng)導(dǎo)致模型表面接近熱平衡，難以區(qū)分模型表面轉(zhuǎn)捩前后的溫差；③ 對(duì)于超聲速風(fēng)洞(馬赫數(shù)介于1～4)，來(lái)流總溫接近大氣溫度，試驗(yàn)段靜溫非常低，模型冷卻速度非?？?，很難獲得有效紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)數(shù)據(jù)。上述情況下，使用TSP和紅外熱像技術(shù)難以滿足寬速域的應(yīng)用需求。

在線加熱能夠避免上述問(wèn)題，采用涂層加熱可實(shí)現(xiàn)在探測(cè)區(qū)域表面的在線加熱。碳納米管(CNT)加熱涂層是近年來(lái)被應(yīng)用于表面電加熱的新型材料[11]。Klein等[12]提出了CNT-TSP技術(shù)，主要針對(duì)歐洲跨聲速風(fēng)洞(ETW)中的轉(zhuǎn)捩探測(cè)問(wèn)題，通過(guò)電加熱涂層使得TSP測(cè)溫區(qū)域表面溫度維持在較高水平，較大程度上提升了低溫高速風(fēng)洞試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩探測(cè)數(shù)據(jù)信噪比，并在風(fēng)洞中開(kāi)展多次應(yīng)用[13-14]。但是，在CNT-TSP應(yīng)用中，涂層總厚度達(dá)到135 μm，該厚度對(duì)于模型表面流態(tài)以及壓力分布存在一定影響，尤其是小模型；此外，由于涂層電阻相對(duì)較大，為滿足加熱功率需求，其輸入電壓為100～150 V，超出安全電壓范圍，對(duì)于人和測(cè)力天平都存在安全隱患。

本文提出一種新型電加熱涂層技術(shù)，與紅外熱像結(jié)合實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)捩探測(cè)。涂層總厚度可控制在60 μm之內(nèi)，工作電壓可控制在24～36 V。完成了跨/超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)典型工況下翼型和后掠機(jī)翼的轉(zhuǎn)捩探測(cè)試驗(yàn)驗(yàn)證，并在某層流驗(yàn)證機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)中開(kāi)展應(yīng)用，提出驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩探測(cè)方案。

1 基于表面溫度的轉(zhuǎn)捩探測(cè)

1.1 轉(zhuǎn)捩探測(cè)原理

圖1為紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)原理示意圖[15]，由于湍流邊界層的對(duì)流換熱系數(shù)遠(yuǎn)大于層流，當(dāng)氣流與機(jī)翼之間存在溫差時(shí)，氣流與機(jī)翼表面之間將進(jìn)行對(duì)流換熱，湍流區(qū)域的機(jī)翼表面溫度將更快地接近氣流溫度。圖1(a)分別為氣流溫度高于模型表面(左)和低于模型表面(右)情況下獲取的模型表面熱圖，圖中白色代表高溫、黑色代表低溫。在圖中紅色剖線處提取當(dāng)?shù)販囟确植计拭?，將出現(xiàn)2種情況：① 當(dāng)氣流溫度高于模型表面初始溫度時(shí)，模型表面的轉(zhuǎn)捩和湍流區(qū)溫度相對(duì)較快地升高，在轉(zhuǎn)捩區(qū)形成正向溫度梯度；② 當(dāng) 氣流溫度低于模型表面初始溫度時(shí)，模型表面的轉(zhuǎn)捩和湍流區(qū)溫度相對(duì)較快地降低，在轉(zhuǎn)捩區(qū)形成負(fù)向溫度梯度。

圖1 紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)原理示意圖[15]

因此，通過(guò)測(cè)量表面溫度或熱流率，利用轉(zhuǎn)捩前后表面溫度以及換熱的差別，可實(shí)現(xiàn)邊界層轉(zhuǎn)捩探測(cè)。目前試驗(yàn)中常用的全表面測(cè)溫技術(shù)有IRT和TSP。

1.2 紅外熱像技術(shù)

任何物體表面都向外輻射電磁波，其中波長(zhǎng)介于1～1 000 μm的肉眼不可見(jiàn)波段被稱(chēng)為紅外光，紅外輻射的強(qiáng)度依賴(lài)于表面溫度。通常使用的紅外相機(jī)探測(cè)器波段為3～5 μm和8～12 μm，利用探測(cè)器將紅外輻射強(qiáng)度轉(zhuǎn)換為電壓信號(hào)，進(jìn)而將電信號(hào)轉(zhuǎn)換為數(shù)字化圖像，圖像灰度表征了被測(cè)物表面溫度。

利用紅外技術(shù)進(jìn)行邊界層轉(zhuǎn)捩探測(cè)，必須滿足2個(gè)要素：① 機(jī)翼表面具有較高紅外發(fā)射率，以確保紅外測(cè)溫結(jié)果具有較高的可靠性；② 來(lái)流與機(jī)翼表面之間存在溫差，滿足熱圖對(duì)轉(zhuǎn)捩前后差別的分辨。

目前風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)溫通常使用長(zhǎng)波紅外相機(jī)，通過(guò)洞壁鑲嵌的紅外窗口(材料一般選用鍺)實(shí)現(xiàn)模型表面溫度測(cè)量。對(duì)于金屬模型通常需要進(jìn)行表面噴涂黑漆等處理提高表面的發(fā)射率。

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图訜岱椒?/h2>

2.1 轉(zhuǎn)捩探測(cè)試驗(yàn)?zāi)Ｐ图訜岱椒?/h3>

在風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)中利用表面測(cè)溫進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測(cè)，常見(jiàn)的模型表面加熱方式有2類(lèi)：① 試驗(yàn)前加熱；② 試驗(yàn)過(guò)程中在線加熱。其中：試驗(yàn)前加熱適用于暫沖式風(fēng)洞試驗(yàn)；試驗(yàn)中在線加熱幾乎適用于所有試驗(yàn)類(lèi)型。在線加熱有：蒙皮內(nèi)表面電阻絲加熱、輻射加熱、電加熱涂層等方式。

如圖2所示，Saric研究小組在飛行試驗(yàn)中，在待測(cè)自然層流翼段蒙皮內(nèi)表面粘貼電阻絲進(jìn)行加熱[16]，利用絕熱膠墊提高表面受熱均勻度。

圖2 電阻絲加熱蒙皮示意圖[16]

Simon等在低速試驗(yàn)中，利用紅外輻射加熱器，透過(guò)風(fēng)洞壁面窗口對(duì)模型測(cè)試區(qū)進(jìn)行輻射加熱[17],如圖3所示。

圖3 模型輻射加熱轉(zhuǎn)捩探測(cè)示意圖[17]

引言中已經(jīng)介紹過(guò)，Klein等[12]采用碳納米管導(dǎo)電涂層作為基礎(chǔ)材料，發(fā)展了電加熱TSP轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)，解決了低溫風(fēng)洞轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)關(guān)鍵問(wèn)題，提高了數(shù)據(jù)信噪比。

在線加熱適用于各類(lèi)工況，尤其能夠滿足連續(xù)式風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)需求，是基于表面溫度轉(zhuǎn)捩探測(cè)的技術(shù)發(fā)展方向。

2.2 電加熱涂層材料

對(duì)模型表面的加熱可采用電阻絲陣列式加熱膜[18]或電加熱涂層來(lái)實(shí)現(xiàn)。傳統(tǒng)的電阻絲陣列形式加熱膜盡管可實(shí)現(xiàn)對(duì)表面的加熱，但存在以下幾個(gè)問(wèn)題：① 難以實(shí)現(xiàn)表面溫度空間均勻分布，如圖4[11]所示，電阻絲加熱膜工作狀態(tài)下電阻所在區(qū)域?yàn)楦邷貐^(qū)，其溫度空間分布明顯不均勻；② 電加熱膜粘貼在模型表面，加熱時(shí)存在熱膜與模型表面間容易產(chǎn)生氣泡的問(wèn)題；③ 電加熱膜無(wú)法與三維曲面實(shí)現(xiàn)完全貼合，同時(shí)薄膜厚度相對(duì)較大(一般為100 μm左右)，這將影響表面流態(tài)和壓力分布。

電加熱涂層很好地解決了上述應(yīng)用中的3個(gè)問(wèn)題。如圖4所示，電加熱涂層是一片整體的電阻層，兩端電極加載電壓后，電阻表面整體升溫，溫度分布均勻。

圖4 電阻絲與涂層加熱效果對(duì)比[11]

表1整理了幾種主要的導(dǎo)電涂料性能指標(biāo)，這些指標(biāo)主要來(lái)源于材料的貨架商品信息。

表1中，針對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ兔娣e為0.3 m×0.2 m的測(cè)量區(qū)，對(duì)導(dǎo)電涂層電阻進(jìn)行預(yù)估，可以看出導(dǎo)電銅漿電阻為2 Ω左右。按照?qǐng)D5所示不同功率需求條件下的電阻與工作電壓關(guān)系，使用導(dǎo)電銅漿作為電阻層可在10～20 V工作電壓時(shí)達(dá)到功率100～150 W。這說(shuō)明使用導(dǎo)電銅漿作為電阻層，可以在安全電壓范圍內(nèi)達(dá)到風(fēng)洞試驗(yàn)的加熱功率需求。而CNT和石墨導(dǎo)電膠需要使用50～100 V的工作電壓，Klein等[12]使用CNT的工作電壓為100～150 V。

圖5 不同需求功率下電阻與電壓關(guān)系

表1 電加熱涂層原材料

使用導(dǎo)電銅漿作為加熱涂層材料，使用的工作電壓可降低到安全電壓以?xún)?nèi)，這種情況下，絕緣層厚度可以做到更薄。

注：預(yù)估電阻計(jì)算面積為0.3 m×0.2 m，涂層厚度為10 μm。

2.3 跨聲速對(duì)流換熱分析

以馬赫數(shù)Ma=0.7為例，總溫為300 K，試驗(yàn)段靜溫為273 K，待測(cè)區(qū)面積為0.3 m×0.2 m，目標(biāo)維持溫度為290 K。利用絕熱模型對(duì)問(wèn)題進(jìn)行簡(jiǎn)化，需求加熱功率P等于對(duì)流換熱率Q，換熱的計(jì)算公式為

(1)

利用Blasius解進(jìn)行層流邊界層對(duì)流換熱估算，積分得到平均對(duì)流換熱系數(shù)[19]為

(2)

2.4 電加熱涂層制備工藝

王猛等提出一種3層結(jié)構(gòu)的電加熱涂層制備工藝[20]，如圖6所示，在金屬模型表面噴涂絕緣層，在待測(cè)區(qū)兩端布置導(dǎo)電銅箔作為電極，將電阻涂層覆蓋于電極之上，形成加熱層，在電阻涂層之上覆蓋保護(hù)層，涂層總厚度控制在40 μm以?xún)?nèi)。

圖6 電加熱涂層結(jié)構(gòu)示意圖[20]

1) 絕緣層

選用一種雙組分聚氨酯樹(shù)脂(PU)作為絕緣層涂料，該涂料具有黏性小、固化快、工藝簡(jiǎn)單的特點(diǎn)，可在復(fù)雜三維模型表面制備較薄的絕緣薄膜，防止局部漏電。

在制備絕緣層過(guò)程中，為了防止電阻涂層滲透等問(wèn)題，通過(guò)多次噴涂絕緣涂料形成致密的表面。為控制噴涂厚度，圖7[20]給出了噴涂遍數(shù)對(duì)實(shí)測(cè)薄膜厚度的影響關(guān)系，相同原材料重量條件下，多次噴涂增加了實(shí)際薄膜厚度。

圖7 噴涂次數(shù)對(duì)絕緣涂層厚度的影響[20]

利用多次噴涂工藝，可使絕緣層足夠致密，且絕緣層厚度可控制在20 μm以?xún)?nèi)。

2) 加熱層

本文中采用導(dǎo)電銅漿作為電阻層原材料，其主要成分為單組分導(dǎo)電銀包銅粉和粘接劑，固化后可形成致密的銅導(dǎo)電層，其電阻率參數(shù)見(jiàn)表1。電極使用導(dǎo)電銅箔粘貼在待測(cè)區(qū)域兩端，要求銅箔相互平行。在待測(cè)區(qū)噴涂導(dǎo)電銅漿，形成電阻層，噴涂厚度控制在10 μm。

3) 表面層

針對(duì)紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測(cè)使用，表面層的功能是提高表面紅外發(fā)射率，噴涂厚度控制在10 μm以?xún)?nèi)。同時(shí)，表面層可進(jìn)行拋光處理，能夠有效降低涂層表面粗糙度。

如果進(jìn)行TSP轉(zhuǎn)捩探測(cè)，可在加熱層基礎(chǔ)上直接噴涂TSP底漆和面漆。

3 風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試驗(yàn)方法

為驗(yàn)證電加熱涂層技術(shù)應(yīng)用效果，在航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-60風(fēng)洞開(kāi)展試驗(yàn)驗(yàn)證，Ma涵蓋0.6～2.0。試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)主要有2個(gè)：① 對(duì) 比分析高速巡航條件下帶有模型加熱對(duì)轉(zhuǎn)捩探測(cè)數(shù)據(jù)信噪比的影響；② 驗(yàn)證超聲速條件下轉(zhuǎn)捩探測(cè)能力。

如表2所列，分別在2個(gè)模型應(yīng)用開(kāi)展了6個(gè)工況測(cè)試，前3個(gè)工況為亞跨聲速條件下的電加熱技術(shù)驗(yàn)證，后3個(gè)工況為超聲速條件轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)驗(yàn)證。其中，Case 1和Case 2的試驗(yàn)工況一致，Case 1使用電加熱技術(shù)在試驗(yàn)過(guò)程中實(shí)時(shí)加熱，Case 2采用常規(guī)方法在試驗(yàn)前加熱，α為模型迎角。

表2 試驗(yàn)工況

使用FLIR A655 sc紅外相機(jī)獲取模型表面熱圖，該相機(jī)像素分辨率為640 pixel×480 pixel，溫度分辨率為0.035 K。紅外相機(jī)積分時(shí)間為5 ms，采樣幀率為25 Hz，當(dāng)每個(gè)迎角下來(lái)流流場(chǎng)穩(wěn)定后采集30幀紅外熱圖。

測(cè)試模型A為某平直翼段模型(圖8)，翼段安裝于兩側(cè)機(jī)身假體之間，翼段弦長(zhǎng)0.24 m，展長(zhǎng)0.24 m，表面開(kāi)有5個(gè)測(cè)壓孔。

圖8 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虯照片

模型B為后掠機(jī)翼，前緣后掠角為45°，展長(zhǎng)0.72 m，翼根弦長(zhǎng)0.58 m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)0.394 m，圖9為帶有電加熱涂層的機(jī)翼模型。

圖9 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虰照片

3.2 翼段(亞跨聲速)轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果與分析

圖10給出了二元翼段轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果。轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果以熱圖灰度圖像顯示。熱圖中，來(lái)流方向由左至右，灰度圖白色為高溫，黑色為低溫，在不同灰度區(qū)域存在明顯的邊界，顯示出邊界層的對(duì)流換熱率在這些位置區(qū)域發(fā)生了改變。

圖10 轉(zhuǎn)捩探測(cè)熱圖(Case 1～Case 3)

3組試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表3，表中X/C表示轉(zhuǎn)捩位置的弦向相對(duì)值，其中Case 1和Case 2為亞聲速流動(dòng)條件下的轉(zhuǎn)捩位置，二者轉(zhuǎn)捩位置相差為1%；Case 3為跨聲速條件下的轉(zhuǎn)捩位置，由于該狀態(tài)下翼段上表面出現(xiàn)激波，表面壓力階躍導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩位置與激波位置相同。

表3 轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果(Case 1～Case 3)

為對(duì)比電加熱涂層技術(shù)與常規(guī)技術(shù)，沿圖10中藍(lán)色實(shí)線提取弦向溫度剖面，并繪制溫度T曲線如圖11所示。對(duì)比圖11中2個(gè)工況的溫度曲線，帶有電加熱涂層時(shí)，層流區(qū)溫度與湍流區(qū)溫度相對(duì)差別約為4 K，而常規(guī)方法所得結(jié)果中層流區(qū)溫度與湍流區(qū)溫度相對(duì)差別為2 K。相對(duì)于常規(guī)方法，電加熱涂層技術(shù)將轉(zhuǎn)捩前后溫差提高1倍。此時(shí)的單位面積加熱功率為0.189 W/cm2。

圖11 Case 1與Case 2溫度剖面對(duì)比

計(jì)算Case 1和Case 2溫度剖面的弦向梯度δT，得到圖12中所示的梯度曲線。相對(duì)于常規(guī)方法，電加熱涂層獲得的轉(zhuǎn)捩前后溫度梯度絕對(duì)值從0.15 K提高到0.3 K。

圖12 Case 1和Case 2溫度梯度對(duì)比

3.3 三維機(jī)翼(超聲速)轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果與分析

使用常規(guī)方法在暫沖式風(fēng)洞進(jìn)行超聲速轉(zhuǎn)捩探測(cè)時(shí)，由于來(lái)流溫度低，在流場(chǎng)建立后模型表面溫度很快降低，導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩前后溫差難以辨識(shí)，在熱圖中難以對(duì)轉(zhuǎn)捩進(jìn)行辨識(shí)。

利用電加熱涂層技術(shù)，在超聲速流場(chǎng)中，對(duì)三維后掠機(jī)翼進(jìn)行了轉(zhuǎn)捩探測(cè)。圖13給出了Case 4～Case 6工況測(cè)量結(jié)果，實(shí)現(xiàn)了Ma=1.5～2.0范圍內(nèi)的超聲速轉(zhuǎn)捩探測(cè)。圖13中來(lái)流方向由左至右，該模型機(jī)翼上表面轉(zhuǎn)捩圖案呈現(xiàn)為典型的橫流轉(zhuǎn)捩的鋸齒形特征。在圖13中用紅色半透明虛線標(biāo)記轉(zhuǎn)捩位置，可以看出，隨著Ma提高，轉(zhuǎn)捩位置逐漸靠近前緣。

圖13 轉(zhuǎn)捩探測(cè)熱圖(Case 4～Case 6)

4 飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩探測(cè)

4.1 飛行環(huán)境條件對(duì)紅外測(cè)試的影響

利用紅外技術(shù)在飛行條件下進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測(cè)，要想獲得理想的紅外熱圖以及探測(cè)結(jié)果，必須滿足1.2節(jié)中提到的紅外測(cè)試關(guān)鍵因素。因此，有必要首先分析飛行環(huán)境條件對(duì)紅外測(cè)試的影響特性，進(jìn)而有針對(duì)性地提出測(cè)試方案。

對(duì)于高空飛行來(lái)說(shuō)，本研究針對(duì)的飛行高度范圍為3～7 km，大氣溫度范圍為-30～0 ℃，經(jīng)過(guò)長(zhǎng)時(shí)間飛行，蒙皮與大氣之間逐漸換熱平衡，除駐點(diǎn)外的大部分蒙皮表面溫度接近大氣溫度。直接進(jìn)行紅外測(cè)溫，很難在熱圖中分辨轉(zhuǎn)捩位置。因此需要對(duì)被測(cè)區(qū)域蒙皮進(jìn)行加熱，以提供機(jī)翼表面與大氣之間的溫差。同時(shí)，由于蒙皮加熱使得目標(biāo)溫度提高，紅外熱圖信噪比更高。

在低空大氣中懸浮著灰塵、昆蟲(chóng)等顆粒污染物，飛機(jī)在起飛及降落過(guò)程中機(jī)翼前緣表面會(huì)隨機(jī)地沾染這些顆粒物，進(jìn)而粘在前緣的顆粒將誘發(fā)湍流楔，對(duì)轉(zhuǎn)捩探測(cè)造成干擾。王猛等[15]在飛行試驗(yàn)中，通過(guò)3個(gè)架次試驗(yàn)對(duì)比驗(yàn)證，建議每次飛行前，應(yīng)仔細(xì)清理機(jī)翼前緣。

此外，在某些測(cè)試角度下，存在太陽(yáng)輻射，機(jī)翼表面反射處的強(qiáng)烈太陽(yáng)倒影，有可能干擾測(cè)量結(jié)果，因此應(yīng)當(dāng)考慮太陽(yáng)輻射干擾問(wèn)題，在設(shè)計(jì)飛行試驗(yàn)中選擇合適的飛行方向，避免被測(cè)表面區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)太陽(yáng)倒影。

4.2 試驗(yàn)平臺(tái)與測(cè)試對(duì)象

試驗(yàn)平臺(tái)為某專(zhuān)用自然層流驗(yàn)證機(jī)，為雙機(jī)身無(wú)人飛行系統(tǒng)，設(shè)計(jì)巡航Ma=0.5～0.8、飛行高度H=3～7 km。

如圖14所示，測(cè)試對(duì)象為飛行驗(yàn)證機(jī)中央測(cè)試段機(jī)翼上表面及其尾跡區(qū)。結(jié)合雙機(jī)身和Π型尾翼，在機(jī)身之間可替換安裝各種層流測(cè)試翼段，利用Π型尾翼中央的光學(xué)吊艙實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)捩位置和表面壓力非接觸測(cè)量，固定于尾部橫梁的尾跡耙可實(shí)現(xiàn)層流翼段的阻力測(cè)量。

圖14 自然層流驗(yàn)證機(jī)

4.3 飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩探測(cè)系統(tǒng)方案

根據(jù)使用環(huán)境以及測(cè)試對(duì)象，對(duì)紅外熱像采集系統(tǒng)提出了如下要求：

1) 測(cè)試段機(jī)翼表面必須提供熱源加熱，使其湍流區(qū)表面溫度可在測(cè)試過(guò)程中維持在273 K左右，加熱到達(dá)目標(biāo)溫度時(shí)間不超過(guò)5 min。

2) 測(cè)量系統(tǒng)選用長(zhǎng)波紅外相機(jī)模塊，波長(zhǎng)范圍包含但不限于8～12 μm。

3) 紅外相機(jī)溫度靈敏度優(yōu)于0.05 K。

4) 目標(biāo)視場(chǎng)大小1 500 mm×1 500 mm，像素分辨率不低于640 pixel×480 pixel。

根據(jù)3.2節(jié)中的結(jié)論，單位面積加熱功率達(dá)到0.189 W/cm2即可使轉(zhuǎn)捩探測(cè)信噪比大幅提高，按此估算，飛行試驗(yàn)層流翼段表面待測(cè)區(qū)域面積約為1 m2，飛行中蒙皮表面加熱總功率約為1 890 W。將利用本文發(fā)展的在線加熱涂層技術(shù)，對(duì)蒙皮表面進(jìn)行加熱，提高轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果可靠性。

5 結(jié) 論

針對(duì)跨/超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)邊界層轉(zhuǎn)捩探測(cè)，發(fā)展基于電加熱涂層的紅外熱像技術(shù)，并在高速風(fēng)洞開(kāi)展技術(shù)驗(yàn)證，主要得出以下結(jié)論：

1) 基于導(dǎo)電銅漿的電加熱涂層可以將涂層的總厚度控制到60 μm以?xún)?nèi)，降低了涂層對(duì)于氣動(dòng)外形的改變。

2) 提出的電加熱涂層電阻相對(duì)較小，可使用較小的工作電壓實(shí)現(xiàn)需求功率，具有安全、使用便捷等優(yōu)點(diǎn)。

3) 在跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中，相對(duì)于常規(guī)方法，在電加熱功率100 W的條件下將轉(zhuǎn)捩前后溫差提高到4 K，此時(shí)的單位面積加熱功率為0.189 W/cm2。如果提高加熱功率可將溫差提高更多。

4) 利用電加熱涂層實(shí)現(xiàn)了超聲速后掠機(jī)翼轉(zhuǎn)捩探測(cè)。

5) 本文提出的電加熱涂層技術(shù)可有效提高紅外/TSP測(cè)熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)的信噪比，解決預(yù)先加熱無(wú)法獲得足夠溫差的問(wèn)題，以此為基礎(chǔ)完成了飛行試驗(yàn)層流驗(yàn)證機(jī)轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)方案。