TSP转捩探测技术在民机风洞试验中的应用研究

尚金奎，衷洪杰，赵民，陈柳生，王鹏，王猛，张雪，李玉军

(1.中航工业空气动力研究院高速高雷诺数航空科技重点实验室，辽宁沈阳110034; 2.中国科学院化学研究所，北京100190)

TSP转捩探测技术在民机风洞试验中的应用研究

尚金奎1，*，衷洪杰1，赵民1，陈柳生2，王鹏1，王猛1，张雪1，李玉军1

(1.中航工业空气动力研究院高速高雷诺数航空科技重点实验室，辽宁沈阳110034; 2.中国科学院化学研究所，北京100190)

以ARJ-4模型为研究对象，在FL-3风洞中进行TSP转捩探测技术试验研究，并应用红外热成像转捩探测技术进行探测，获得对比验证结果，试验中还采用了基于柱状粗糙元的固定转捩试验方法。试验使用了自研TSP涂料，对模型进行了预加热，预加热模型的目的是增大模型表面层流区与湍流区之间的温度差异。模型表面粘贴了红外试验用标记点，也作为TSP技术图像对准控制点。试验状态为马赫数0.75和0.85，α由-4°变化到4°。试验结果清晰地显示了模型表面的层流区与湍流区及其随迎角的变化。

TSP;红外热成像法;转捩;FL-3风洞;柱状粗糙元

0 引言

温(度)敏(感)涂料技术(TSP技术，Temperature Sensitive Paint)利用光学技术实现风洞模型(试件)表面温度分布测量，其基本原理是探针分子(TSP涂料中的活性成分)的荧光温度猝灭效应。它是一种“非介入式”空气动力学试验技术，不需要对试件进行特别加工，对风洞流场不会产生影响，可以得到高品质试验数据，并且由于TSP技术采用大面积喷涂的作业方式，所以能够获取整个试件表面连续温度分布数据。

TSP技术是同PSP技术同步发展起来的一种空气动力学试验技术。在航空航天技术发达的美国、欧洲和俄罗斯(前苏联)等国家和地区，TSP/PSP技术已经取得了突破性进展，在20世纪90年代末、21世纪初进一步发展达到了比较成熟的状态。LIU等对TSP/PSP理论和应用情况进行了系统阐述［1］。AEDC在2006年已经建成了完善的模型全局准实时PSP压力测量风洞试验系统［2］，并应用于型号试验，开始了大规模生产型应用。对于TSP技术而言，目前看到的研究和应用，多集中于高超声速风洞［3-4］和低温风洞［5-7］。近年也有在其他方面的应用，比如Erich Schulein首先应用10～33 cm的EVO-RC木质螺旋桨模型对TSP转捩探测技术进行了研究，然后在Airbus Bremen的BLSWT风洞中应用直径0.392m、具有8个叶片的螺旋桨进行了TSP技术转捩技术试验［8］。

常用的转捩位置探测技术有升华法、油流技术、红外转捩探测技术等。其中升华法和油流技术是一种显示技术，通常仅用其进行定性观测。红外转捩探测技术是近年应用较多、发展较快的一种先进风洞试验技术，但红外技术是一种被动试验技术，易受周围环境的干扰和影响，且在低温环境中效果较差。TSP技术是一种主动式风洞光学试验技术，利用数字相机作为图像采集设备，可以获得高分辨率的试验数据，且配合专用TSP涂料，在低温环境中也具有良好的适用性。

我国在PSP/TSP研究方面起步较晚，相对于欧美日等国家，差距较大。但经过不断努力，近年也取得了多个重要突破［9-12］，实现了PSP技术工程应用。在TSP研究方面有多家科研院所在进行相关研究。长春理工大学孙晶等对TSP探针分子及其特性进行了持续研究［13］。中科院化学研究所和中航工业空气动力研究院联合研制的TSP涂料性能优异，温度敏感度可达到1.8%/℃(30℃，1atm)，压力敏感度可忽略不计，并应用电木材质的NACA0012二元翼型在研究型风洞中获得了模型表面转捩位置［14］。张扣立等在中国空气动力研究与发展中心0.6 m激波风洞中应用金属框架加配玻璃钢平板模型，在玻璃钢平板模型上喷涂TSP涂料并设置了薄膜热流传感器，对平板模型边界层转捩进行了研究，同时应用TSP技术和薄膜热流传感器技术获得了模型表面的转捩位置，并对两种技术获得的测量结果进行了对比［15］。周嘉穗等在中国空气动力研究与发展中心0.6 m激波风洞中应用温敏发光热图技术和铂薄膜热流传感器对带尖前缘的平板钝舵模型进行了模型表面热流分布研究［16］。

中航工业空气动力研究院应用NACA0012二元翼型进行TSP转捩探测试验得到模型表面转捩位置后，在FL-3风洞中应用ARJ-4半模模型作为研究对象，使用新研制的TSP涂料进行了转捩探测试验。试验采用了自然转捩和基于粗糙元的人工固定转捩方式，并同时应用红外转捩探测技术进行了对比验证。研究的目的是验证TSP技术在民机等大展弦比飞机机翼表面转捩位置探测方面的有效性。

1 TSP技术

TSP技术是一种绝对温度测量技术，它主要通过探针分子的荧光温度猝灭效应，在TSP荧光强度和当地环境温度之间建立联系(基于荧光强度的方法)。

所谓探针分子的荧光温度猝灭效应，是指模型表面TSP涂层所发出的荧光强度随着当地环境温度的升高而降低的现象，其本质是TSP涂料中的探针分子受到激发光照射后，吸收激发光能量而处于激发态，这种处于激发态的探针分子是不稳定的，它能够通过向环境发出光子而回到基态(即出射荧光)，但随着环境温度的升高，探针分子发光能力减弱或降低，也就是说，随着环境温度的升高，越来越多处于激发态的探针分子失去了发光能力，从而使模型表面TSP涂层在整体上表现为荧光强度减弱。

TSP涂料是TSP技术的物质载体，一个好的TSP涂料通常需要有高的温度敏感度和低的压力敏感度。在试验前通常应用如图1所示的校准系统，使用一个喷涂有TSP涂料的铝制样片进行标定试验，建立TSP涂层荧光强度与温度和压力的关系曲线(曲面)，这条曲线就是所谓的校准曲线，同时也可以得到TSP涂料的温度敏感度、压力敏感度等指标。

图1 校准试验系统示意图［17］Fig.1 Calibration system sketch［17］

本期研究试验中所用TSP涂料可用400 nm波长的光源激发，辐出荧光中心波长在615 nm左右，温度敏感度在30℃附近时约为1.8%/℃，压力敏感度接近于0，其实验室T～I/Iref及P～I/Iref校准曲线及温度敏感度曲线见图2。

图2 实验室校准曲线Fig.2 Calibration curve

其中TSP涂料的温度敏感度指标ST按式(1)计算。

TSP技术是一种光学测量技术，TSP涂层通过发射不同强度的荧光来反应它所感受到的不同温度。当模型表面气流发生转捩后，转捩前层流区热交换系数较小，而转捩后湍流热交换系数较大，当气流与模型之间存在温度差时，由于层流区与湍流区之间热交换率的差异，使得层流区与湍流区之间产生一个温度差。TSP技术应用于模型表面转捩位置探测就是基于这个温度差。

试验过程中当模型表面温度高于气流温度时，由于湍流区热交换系数大，气流将带走更多热量，表现为湍流区温度较层流区低，即此时湍流区TSP涂层荧光强度更高。反之，当模型表面温度低于气流温度，湍流区将会从气流吸收更多热量，表现为湍流区温度较层流区高，即此时湍流区TSP涂层荧光强度较层流区更低。

在亚跨声速及不太高的超声速试验中，自然条件下模型表面由于转捩导致的层流区与湍流区温差较小，使用TSP技术进行转捩探测非常困难，为了使模型表面层流区与湍流区产生足够的温差，通常可以采用两种途径:其一，加热或制冷模型;其二，加热或制冷气流。在高马赫数条件下，气流摩擦生热可以在层流区与湍流区之间产生显著温差，TSP技术可以直接利用这个温差来区分层流区与湍流区。

2 试验装置和方法

2.1 风洞、模型和试验设备

FL-3风洞是一座暂冲、下吹式三声速风洞，试验段截面尺寸1.5m×1.6m(宽×高)，试验速度范围马赫数0.3至2.25。风洞全长约85m(不含消音塔)，主要由蝶阀、调压阀、稳定段、收缩段、喷管段、试验段、超声速扩散段、亚声速扩散段、消音塔等部段组成。

研究中使用的模型是缩比1∶1.1682的ARJ-4半模模型，为典型的翼身组合体全金属民机半模模型。模型在FL-3风洞内安装见图3(LED激励光源处于点亮状态)。

图3 试验模型Fig.3 Test model in FL-3 W ind Tunnel

试验中使用的TSP试验系统(见图4)主要包括LED光源、PCO1600型CCD相机及相应的配套组件。LED光源中心波长400nm，用作TSP涂层荧光激发，PCO1600型相机用于TSP涂层荧光图像采集，为了阻断LED光及其他环境杂光对试验数据的干扰，CCD相机镜头前加装了长通滤光片。试验中使用的红外试验设备为FLIR PKG-SC7750型红外热像仪。

图4 TSP试验装置(部分)Fig.4 TSP system(part)

2.2 试验方法与数据处理

由于红外转捩探测技术在FL-3风洞中已经取得了成功，在进行TSP试验的同时应用红外热像仪进行了模型表面红外热图采集，以进行两种技术探测结果比对。试验时，自然转捩试验马赫数0.75，采用基于柱状粗糙元的人工固定转捩方式试验马赫数0.85，试验迎角－4°、－2°、－1°、0°、1°、2°和4°，侧滑角为0°。

在一定温度范围内，TSP涂料荧光强度和绝对温度之间的关系可以用阿列纽斯(Arrhenius)公式描述［1］:

式(2)中，I(T)表示当地环境温度下TSP涂层发出的荧光强度，I(Tref)表示参考(或基准)状态下TSP涂层发出的荧光强度，Enr是无辐射过程活化能;R是通用气体常数，Tref是参考温度，T是当地环境温度。

通常在实际使用时使用下面的经验公式［1］:

式(3)中，f(T/Tref)通常选用二次多项式形式的函数。

3 试验结果分析

图5中(a)到(g)给出了马赫数0.75状态下模型迎角从－4°变化到+4°时，ARJ-4机翼模型表面约y/l=0.3～0.55处自然转捩探测结果，并给出了模型表面温度分布情况，其中图5(f)和图5(g)同时给出了迎角状态+2°及+4°条件下红外转捩探测结果。由于采用柱状粗糙元进行人工固定转捩的TSP转捩探测试验结果在各迎角状态下基本一致，所以马赫数0.85状态下人工固定转捩位置探测试验结果仅给出了模型迎角－4°的试验结果(见图6)。

由于本研究重点关注TSP技术在大展弦比飞机机翼表面转捩位置探测方面的有效性，模型表面温度测量不作为本研究的重点内容，图5给出的模型表面温度仅是结合TSP实验室校准曲线(见图2)计算出的数据，没有进行不确定度分析。由于试验前对模型进行了加热，相对于风洞气流，试验模型为热体，从总体上来看，模型表面温度随试验进行，持续下降，在A区位置，从试验之初α=－4°约28℃下降到α=+4°约24℃。

图5 马赫数0.75自由转捩试验结果(Re=2.57×106)Fig.5 M=0.75 free transition detection results (Re=2.57×106)

在自然转捩试验中，由于没有对TSP涂层进行表面处理，在涂层表面存在一些杂质颗粒，这些“粗糙元”导致了模型前缘出现了多个不规则的大小不等尖劈状“楔形”湍流区。相对的，层流区也呈互补的尖劈状，如图5(a)中的A区、B区。从总体上看，模型迎角α从－4°变化到+4°过程中，模型表面层流区随着迎角变化呈缩小的趋势，特别是从α=0°变化到α =+1°时，变化尤为明显。随后随着迎角增大，模型表面层流区再次出现扩大趋势，这在A、B两个层流区表现更加明显，这一趋势与红外转捩探测试验结果相一致。图5(a)中C位置为粘贴在模型表面的红外标记点，其后出现一个大的楔形湍流区。

图5(f)和图5(g)同时给出了基于TSP技术和基于红外技术的转捩探测结果。从结果来看，两种技术得出的层流区与湍流区分布相吻合。通常情况下，随着模型迎角的增加，由于受到逆压区前移的影响，模型表面层流区会缩小，本期试验中模型迎角由－4°增加到+1°的过程中符合这一规律，但由+1°变化到+4°的过程中发生了反转，模型表面层流区随模型迎角的增大迅速扩展。

图6 马赫数0.85固定转捩试验结果(Re=2.69×106)Fig.6 M=0.85 fixed transition detection results (Re=2.69×106)

图6中与模型前缘基本平行走向的一条线(D区)为柱状粗糙元组成的人工固定转捩区。从试验结果来看，柱状粗糙元起到了很好的气流强制转捩效果，柱状粗糙元前后出现了非常明显的层流区和湍流区。从图6中也可以看到由于TSP涂层表面粗糙颗粒造成的层流区的“湍流楔”，见图6中的E区。

4 结论与展望

同时应用TSP技术和红外试验技术，并使用基于粗糙元的人工固定转捩技术，在ARJ-4民机半模模型上进行试验，获得了转捩位置。两种技术获得的试验结果相符合，表明基于TSP的转捩探测技术可以用于民机转捩位置探测试验。

基于TSP的转捩探测技术在我国处于研究的起步阶段。相对于红外转捩探测技术，基于TSP技术的转捩探测质量有待改善，同时TSP涂料本身、TSP涂层喷涂技术、模型表面粗糙度控制技术等都需要在今后加强研究。

［1］Liu T S，Guille M，Sullivan J P.Accuracy of pressure sensitive paint［J］.AIAA Journal，2001，39(1):103-112.

［2］Ruyten W.Real-time processing of pressure-sensitive paint images［R］.AEDC-TR-06-6，2006.

［3］Chou A，Ward C A，Letterman L E，et al.Transition research with temperature-sensitive paints in the Boeing/AFOSR Mach-6 quiet tunnel［C］//41st AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit，AIAA 2011-3872.

［4］Costantini M，Fey U，Henne U，et al.Influence of non-adiabatic model surface on transition measurements using the Temperature-Sensitive Paint technique in a cryogenic wind tunnel［C］//42nd AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit，AIAA 2012-2830.

［5］Holden M S，Wadhams T P，MacLean M，et al.Review of studies of boundary layer transitionin hypersonic flows over axisymmetric and elliptic cones conducted in the CUBRC shock tunnels［R］.AIAA 2009-0782.

［6］Fey U，Egami Y，Konrath H R，et al.Kompenhans advanced measurement techniques for cryogenic testing［C］//5th European Congress on Computational Methods in Applied Sciences and Engineering(ECCOMAS 2008)，2008.

［7］Christopher W，Dennis C B，Roger G，et al.Boundary-layer transition experiments in a hypersonic quiet wind tunnel［C］//43rd AIAA Fluid Dynamics Conference.AIAA 2013-2738.

［8］Daisuke Y，Keisuke A，Christian K，et al.Transition detection on rotating propeller blades by means of temperature-sensitive paint［C］//50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition.AIAA 2012-1187.

［9］Shang J K，Ma X G.Pressure sensitive paint image processing technology based on median filter and reference points［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2010，24(2):69-73.(in Chinese)尚金奎，马晓光.基于中值滤波和参考点的PSP图像数据处理技术［J］.实验流体力学，2010，24(2):69-73.

［10］Zhang Y C，Chen L S，Yan L，et al.Investigation and application of pressure sensitive paint technique in wind tunnel test［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2010，24(1):74-78.(in Chinese)张永存，陈柳生，阎莉等.压敏涂料技术在风洞中的应用研究.实验流体力学，2010，24(1):74-78.

［11］Zhang Y C，Shang J K，Ma X G.Application of median filter technique and ESP in PSP data processing［C］//2011 Chinese Control and Decision Conference(CCDC)，MoAIS-13，2011.

［12］Zhang Y C，Chen L S，Ma X G，et al.Investigation and application of two-component pressure sensitive paint technique［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2010，28(05):485-489.(in Chinese)张永存，陈柳生，马晓光，等.双分量压敏涂料技术的应用研究［J］.空气动力学学报，2010，28(05):485-489.

［13］Song Y J，Sun J，Yan L L，et al.Preparation and properties of Eu0.5La0.5(TTA)3/PMMA temperature sensitive paint［J］.Journal of The Chinese Society of Rare Earths，2013，31(1):55-58.(in Chinese)宋亚娇，孙晶，闫玲玲，等.Eu0.5La0.5(TTA)3/PMMA温敏漆的制备及性能研究［J］.中国稀土学报，2013，31(1):55-58.

［14］Shang J K，Wang P，Chen L S，et al.Application research of TSP technique in transition detection［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(04):464-469.(in Chinese)尚金奎，王鹏，陈柳生，等.TSP技术在转捩检测中的应用研究［J］.空气动力学学报，2015，33(4):464-469.

［15］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 of Astronautics，2013，34(6):860-865.(in Chinese)张扣立，常雨，孔荣宗，等.温敏漆技术及其在边界层转捩测量中的应用［J］.宇航学报，2013，34(6):860-865.

［16］Zhou J S，Zhang K L，Jiang T，et al.Preliminary experimental study on temperature sensitive thermography used in shock tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2013，27(5): 79-82.(in Chinese)周嘉穗，张扣立，江涛，等.激波风洞温敏热图技术初步试验研究［J］.实验流体力学，2013，27(5):79-82.

［17］Egami Y，Klein Chr，Henne U，et al.Development of a highly sensitive temperature-sensitive paint for measurements under ambient(0-60℃)conditions［C］//47th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，2009.

Application of TSP transition detection technique for a civil aircraft

Shang Jinkui1，*，Zhong Hongjie1，Zhao Min1，Chen Liusheng2，Wang Peng1，Wang Meng1，Zhang Xue1，Li Yujun1
(1.Aero Science Key Lab of High Reynolds Aerodynamics Force at High Speed，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China;2.Institute of Chemistry，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190，China)

For the civil aircraft wind tunnel test，the transition position detection is one of the most important test contents.FL-3 Wind Tunnel test adopting TSP(Temperature Sensitive Paint)transition detection technique is introduced，the ARJ-4 model is used as the research object in this test.The purpose of this research is to provide a new wind tunnel transition position detection method.To validate TSP transition detection results，the IR transition detection technique and DRE(distributed roughness elements)fixed transition ways are used in this test，and the TSP developed by AVIC ARI and ICCAS is applied.The model is heated before wind tunnel running to increase the temperature difference between the laminar flow area and the turbulent flow area around the model surface.The IR marks are stuck to the TSP coat，these marks will be used in both IR image processing and TSP image processing.The wind tunnel test conditions are Mach number of 0.75 and 0.85，angle of attack between-4°～4°.The test results clearly show the difference between the laminar flow area and the turbulent flow area on the model surface，and the evolution along with the model angle of attack.

TSP;infrared technique;transition;FL-3 Wind Tunnel;DRE

V211.752

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0106

0258-1825(2016)03-0341-06

2015-07-01;

2015-10-26

尚金奎*(1976-)，男，山东寿光人，硕士，高级工程师，研究方向:流动显示与测量.E-mail:523664270@qq.com

尚金奎，衷洪杰，赵民，等.TSP转捩探测技术在民机风洞试验中的应用研究［J］.空气动力学学报，2016，34(3):341-345.

10.7638/kqdlxxb-2015.0106 Shang J K，Zhong H J，Zhao M，et al.Application of TSP transition detection technique for a civil aircraft［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):341-345.