林敬周*,解福田钟俊陈磊陈柳生

高超声速风洞压敏漆试验技术

林敬周1,*,解福田1,钟俊1,陈磊1,陈柳生2

提出了适用于高超声速风洞开展压敏漆(PSP)试验研究的关键技术及解决办法。采用自主设计的PSP校准系统及测试系统,考核了代号为EC-PSP的压力敏感涂料在高超声速条件下的适用性、图像处理软件功能以及高温条件影响下数据处理方法的可行性。以压缩拐角模型为例开展了马赫数为5的高超声速PSP技术验证性风洞试验研究,辅以红外测温方法获得模型表面连续温度分布。试验结果表明在高超声速风洞开展的PSP试验技术研究清晰地捕获了基于压力变化的压缩拐角模型表面流动特征,实现了连续压力分布的测量。

高超声速;风洞;压敏漆(PSP);压缩拐角;图像处理

随着高超声速飞行器研制的不断发展,气动外形设计越来越复杂,对连续大面积压力测量的要求显得日益迫切。对转捩现象、近壁面驻涡和分离等问题的深入理解需要对模型表面压力进行连续测量,而常规离散测压方法受空间分辨率限制难以捕捉到临界状态。另外,模型几何缩比会造成局部关键结构无法布置测点,从而无法获得有效信息。因此,急需发展适用于高超声速风洞的连续大面积压力测量试验技术。

压敏漆(PSP)技术[1]是20世纪80年代发展的非接触测量试验技术,目前已在国内外成熟应用于亚跨超领域[2-9],但在高超声速流动范围工程化应用得还不够[10-15]。由于高超声速气流的高焓会引起模型表面温度有较大幅度的增加,从而使得解决涂料的温度效应变得尤为重要,也导致了高超声速流动条件下PSP应用难度更大[1]。目前,PSP主要应用于毫秒级激波风洞,在运行时间更长的秒级高超声速风洞中的应用并不多见。在高超声速风洞中实现PSP试验技术尚有很多问题[16],如耐高温、耐冲刷、抗光降解的压力敏感涂料研制,以及压力敏感涂料校准、温度补偿、图像配准等。

本文提出了高超声速风洞PSP试验技术发展研究的关键技术及解决办法,包括压力敏感涂料研制、图像数据处理以及高温影响时的数据处理。开展了一种基于氧猝灭原理的压力敏感涂料校准研究,初步检验了不同温度条件下自主设计的PSP校准和测试系统的性能,同时展现了自主研发的图像处理软件的功能。在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所Ø0.5 m高超声速风洞进行了马赫数为5的PSP技术验证性试验研究。

1 关键技术及解决办法

1.1 压力敏感涂料研制

压力敏感涂料的性能好坏及能否适应高超声速风洞运行条件与环境,直接影响到PSP试验技术的成功应用。针对高超声速风洞高温、大动压运行的特点,压力敏感涂料除了尽量对温度不敏感外,还需耐高温、抗冲刷。

本课题组与中科院化学所联合研制了适用于高超声速风洞的压力敏感涂料。选择合适的耐高温载体基质,易于氧分子渗透,以保证较好的氧淬灭效果,并且尽量降低对温度的敏感性。还选择合适的底漆材料,以保证压力敏感涂料在模型表面具有足够的附着力,尽量避免在吹风过程中剥离脱落。压力敏感涂料研制过程中,需对阶段性的样品进行风洞试验验证,并对它们有针对性地进行改进筛选。本文最终采用代号为EC-PSP的压力敏感涂料开展了风洞试验。EC-PSP的主要性能参数为:压力测量范围为0～200 k Pa,适用工作温度范围为0～80℃,压力灵敏度优于0.8%/k Pa,底漆附着力满足GB 1720—1979[17]规定的Ⅱ级,激发光波长为300～450 nm,辐出光波长为630～670 nm。

1.2 图像数据处理

图像数据处理技术是高超声速风洞PSP试验的关键技术之一,主要包括风洞环境噪声处理、图像噪声处理、特征点提取、图像配准和三维还原等。

自主研发了适合于高超声速风洞PSP试验技术的图像数据处理软件[18-19]。根据图像灰度直方图分布,确定环境噪声与模型上灰度的等级,设定灰度门限,去除风洞环境噪声。采用60幅图像平均法,降低高斯白噪声,利用局部滤波方法去除椒盐噪声,提高图像的信噪比,抑制图像噪声对PSP测量精度的影响。关于特征点提取,高超声速风洞试验模型一般展弦比较小,模型的变形量小,满足配准精度所需特征点少,采用人为设定标记点并通过手动提取特征点或标记点方法。采用多种基于特征点的图像配准方法,包括投影变换方法、一阶多项式方法、二阶乃至高阶多项式方法。将投影变换方程经过代数变换为更容易求解的线性变换方程,将二维图像还原到三维数模上。

1.3 高温影响时的数据处理

试验过程中模型表面温度在很多状态下都高于常温且分布不均匀,如何处理高温带来的影响也是高超声速风洞PSP技术需要解决的关键问题之一。

基于光强法的PSP测量技术的标准测量方式是对原始图像即吹风过程中获得的Wind-on图像和参考图像作比运算,以消除照射强度、探针分子浓度和涂层厚度等不均匀的影响[1-2]。一般PSP试验通常选择吹风前的 Wind-off图像[1]作为参考图像,而对于高超声速风洞PSP试验模型表面高温的情况,若再以吹风前的常温Wind-off图像作为参考图像,对于对温度具有一定敏感度的压力敏感涂料来说,两者温度的不匹配则会导致处理后的数据失真较大。本文采用吹风后的即时Wind-off图像作为参考图像,并以In-situ[20]校准曲线对数据进行处理,较好地解决了高温影响的问题。

2 验证性风洞试验

2.1 试验条件与模型

试验在Ø0.5 m高超声速风洞开展,自由来流马赫数Ma∞=5、总压p0=640 kPa、总温T0分别为72℃、157℃,风洞运行时间t=25 s。表1给出了具体风洞运行参数,其中p∞和q∞分别为自由来流的静压和动压。

表1 风洞运行参数Table 1 Operation parameters of wind tunnel

试验模型为两级15°压缩拐角模型,图1给出了喷涂后置于风洞中的照片。模型表面布置开孔直径为Ø0.8 mm的测压孔22个(见图2)。试验时由电子扫描阀(ESP)对其进行压力测量。模型迎角α变化为0°、-4°,抬头为正,低头为负。

2.2 压力敏感涂料校准

采用PSP技术测量模型表面压力,需要对压力敏感涂料进行校准,获得涂料发光强度与所受压力之间的对应关系,明确压敏漆的性能,以实现PSP技术对模型表面压力的定量测量。本文分别采用校准腔内静态校准、吹风前风洞试验段内静态校准、吹风过程中In-situ原位校准3种方法对EC-PSP压力敏感涂料进行了校准。并对3种方法校准的结果进行了对比,最后选择了In-situ校准方法获得的校准曲线进行图像处理。

2.2.1 校准腔内的静态校准

自行设计的PSP校准系统主要由激励光源、PSP样本、校准腔、图像采集系统、图像处理系统5部分组成(见图3)。激励光源为波长365 nm的UV-LED面光源,采用PCO edge sCMOS科学级相机进行图像采集(该激励光源与相机也用于风洞试验)。温度控制器可实现校准腔内温度0～80℃的变化,控温精度为0.1℃,VIKA Mensor高精度数字压力控制器可实现校准腔内压力0～100 kPa的变化,表压精度可达0.005%Rdg+0.005%FS,其中Rdg为读数精度,FS为满量程精度。

图4给出了EC-PSP压力敏感涂料样本校准获得的不同温度下的光强比Ir/I(参考光强与实测光强之比)随压力比p/pr(实测压力与参考压力之比)变化的校准曲线。校准的压力范围为1～30 k Pa,温度T的范围为20～60℃,参考压力为12 k Pa,参考温度为不同温度下校准时的各自给定温度。可以看出EC-PSP压力敏感涂料的校准曲线呈明显的非线性,在20～30 k Pa范围内受温度变化影响呈增大趋势。鉴于EC-PSP压力敏感涂料的非线性及其对温度的敏感性,在数据处理过程中需要考虑温度影响因素,尤其是在高温运行情况下,以常温的Wind-off图像作为参考图像,势必会使处理结果产生较大的偏差,因此需要考虑选取与试验过程中模型表面温度相同或接近的Wind-off图像作为参考图像。

2.2.2 吹风前风洞试验段内的静态校准

风洞吹风前,首先通过控制试验段内的压力变化实现对已喷涂在模型表面的压力敏感涂料的静态校准,以获得试验条件下的静态校准曲线。试验段名义控制压力分别为1,3,5,7,9,12,15,20,25,30 k Pa,参考压力为12 k Pa。由于试验段无法控制温度变化,因此获得的是吹风前常温下(T=21.8℃)风洞试验段内静态校准曲线。图5给出校准腔内T=20℃时的校准曲线及风洞内校准曲线的对比图。可以看出,因为光路、相机布置等试验条件的差异,两种方法获得的校准曲线虽然趋势一致,但仍然存在一定差异,因此若直接以校准腔内的校准曲线进行图像数据处理,会导致试验结果的失真。图6给出T0=72℃,迎角为0°时分别用校准腔内及风洞试验段内校准曲线进行数据处理获得的模型表面中心线上压力分布p/p∞与ESP测量的结果对比,可以看出两种校准方法获得的试验结果与ESP结果差别较大,尤其是在压力高的情况。可见两种校准方法获得的校准曲线都不适合用于当前试验条件下风洞试验的图像数据处理,必须另谋他法。

2.2.3 吹风过程中的In-situ原位校准

所谓In-situ原位校准方法是指在当次吹风过程中以扫描阀测量获得的各测压孔压力值与其对应的光强建立起关系的一种校准方法,并用当次吹风获得的In-situ原位校准曲线对当次数据进行处理。本文在采用In-situ原位校准方法时选择的压力测孔为模型表面沿中心线分布的1～12个测孔(见图2)。图7给出3种校准方法获得的校准曲线,其中模型迎角为0°,参考压力为12 k Pa,In-situ校准曲线对应的来流总温T0=72℃(红外测温结果表明,此时模型表面温度接近常温,所以与校准腔及风洞试验段内常温下获得的校准曲线具有可比性)。可以看出In-situ校准曲线明显不同于另外两种。正因为In-situ原位校准方法不仅有效考虑了光源、相机与试验模型的距离及位置关系的影响,还考虑了试验条件不同,尤其是吹风过程中气流密度变化的影响,因此可以更有效地用于高超声速风洞验证试验当中。

2.3 试验结果与分析

图8和图9分别给出不同来流总温、不同迎角状态下红外测温获得的喷涂模型表面温度云图及中心线温度分布。可以看出,来流总温T0=72℃ 时,模型表面温度分布在17～24℃,当来流总温T0=157℃时,模型表面温度分布在25～45℃。当T0=72℃时,由于模型表面温度接近吹风前无风时的常温,因此选择吹风前无风时的常温Wind-off图像作为参考图像即可。而对于T0=157℃,模型表面温度较高,由校准腔内校准结果可以看出EC-PSP压力敏感涂料对温度变化较为敏感,此时再以吹风前常温时的Wind-off图像(参考压力为12 kPa)为参考图像将会引入温度影响,造成较大数据偏差,因此选择与试验过程中模型表面温度较为接近的吹风后的即时Windoff图像为参考图像更为合理。图像数据处理结果验证了这一点。

图10和图11分别给出不同来流总温、不同迎角下喷涂模型表面的原始灰度图和根据In-situ校准曲线进行图像数据处理获得的表面压力云图,以及对应的纹影照片。图12以T0=72℃为例给出不同迎角下的三维压力云图。可以看出,PSP技术在模型表面近似常温及较高温度下均较好地捕获了基于压力变化的模型表面流动特征,如压缩拐角激波、激波-激波干扰导致的压缩面上压力的变化以及Gortler涡[21],另外迎风迎角变化导致的压力变化在云图上也清晰可见。

图13给出以In-situ校准曲线处理得到的模型中心线上PSP和ESP的测量结果,可以看出PSP测量结果较好地体现了沿流向两级压缩面压力依次升高的连续变化趋势以及随着迎风迎角的增大模型表面压力增大的趋势。图14和图15分别给出模型第一压缩面上X=128.3 mm、X=188.6 mm位置的横向截面压力分布,可以看出PSP测量结果与ESP测量结果表现出了较好的一致性,且PSP与ESP的结果相对偏差δ,除个别点外,基本控制在±5%以内(见图16),验证了在接近常温和较高温度下,本文采用的数据处理方法具有较好的适用性。

3 结 论

1)在提出开展高超声速PSP技术研究需解决的关键问题及办法的基础上,初步建立了高超声速风洞的PSP试验技术软硬件平台,利用压缩拐角模型开展了马赫数为5的高超声速PSP技术验证性风洞试验研究,较好地获得了模型表面流动特征及连续压力分布。

2)检验了自主设计的PSP校准系统和测试系统的性能、自主研发的图像处理软件功能以及所选压力敏感涂料的适用性,其中采用的图像数据处理方法能够有效解决高温影响问题。

在后续的研究中,将开展三维模型表面PSP压力测量,探索如何把二维压缩拐角与三维模型合理配置进行同次吹风,从而把本文所述二维压缩拐角In-situ校准推广应用在三维模型表面的压力测量中。并进行先进压力敏感涂料的研发、喷涂工艺的提升、校准与测试系统、图像采集系统、图像处理方法等方面的改进,为今后发展双色PSP及快速响应PSP技术[22-23]奠定基础。

[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] 陈柳生,周强,金熹高,等.压力敏感涂料及其测量技术[J].航空学报,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] 李国帅,周强,刘祥,等.压力敏感涂料特性及其校准技术实验研究[J].航空学报,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] 熊红亮,向星居,郎卫东.压敏漆图像数据处理技术[J].实验流体力学,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:“lessons learned”:AIAA-2015-0023[R].Reston:AIAA,2015.

[17] 北京油漆厂.漆膜附着力测定法:GB 1720—1979[S].北京:中国标准出版社,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,钟俊.MDI子窗体最佳层叠平铺算法及程序实现[J].计算机应用,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,钟俊.基于矢量关系的遮挡算法研究[J].电脑与信息技术,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.中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,绵阳 621000 2.中国科学院 化学研究所,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;录用日期:2017-01-03;网络出版时间:2017-01-06 13:54

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

*通讯作者.E-mail:jzou2000@sina.com

林敬周,解福田,钟俊,等.高超声速风洞压敏漆试验技术[J].航空学报,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.

(责任编辑:李明敏)

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