CARDC激波风洞TSP技术研究进展

张扣立周嘉穗孔荣宗马晓伟江 涛

(中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,四川绵阳 621000)

CARDC激波风洞TSP技术研究进展

张扣立*,周嘉穗,孔荣宗,马晓伟,江 涛

(中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,四川绵阳 621000)

从基本原理、关键技术和验证应用三个方面总结了近两年在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中开展的温敏涂层(TSP)技术相关研究工作。通过解决快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术,完成图像采集系统、光学系统及标定系统的配套和系统集成,建立了一套适于激波风洞试验的高速TSP测量及标定系统。该技术可在激波风洞试验中获取模型被测面温敏涂层的发光图像,基于该图像可以直接观察模型表面热流分布和捕捉峰值热流的准确位置。结合温敏发光材料的物性参数标定数据,能够实现对模型表面热流的定量测量。不同于传统的传感器点热流测量技术只能得到模型表面有限数量的离散点的热流值,TSP技术能够以高空间分辨率得到较大面积区域的详细热流分布信息,可更加全面的测量模型外表面的热环境,并且可以据此进一步分析和辨别边界层流态以及确定边界层转捩位置。试验对比表明,TSP技术的测量结果与点热流传感器的测量结果具有良好的一致性。目前该技术已趋于成熟,在Φ2 m和Φ0.6 m激波风洞上成功应用于边界层转捩研究、局部干扰区热环境研究和复杂外形飞行器热环境研究等领域,已成为激波风洞除点测热技术之外又一重要测热技术。

温敏漆;热流;激波风洞;传感器;图像;数据处理;边界层

Keywords:temperature sensitive paint;heat transfer;shock tunnel;sensor;image;data processing;boundary layer

0 引 言

在高超声速飞行器设计中,防热设计是重要的一环,需要事先通过理论分析、风洞试验及数值计算等手段预测其在典型飞行状态下的表面热流分布规律以及热流随飞行轨道的变化规律。传统的气动热环境风洞试验是通过在模型表面安装传感器来实现的。随着航天技术的发展,新型航天飞行器需要满足更多不同的功能需求,导致其外形日益复杂。这使得传统气动热环境试验中传感器的测点布置更加困难,并且其空间分辨率低、容易破坏模型表面构型及安装不平整等缺点更加明显,难以获得满意的测量结果。这种情况下,热图技术作为一种光学测量方法,可以在对流场没有干扰或干扰较小的前提下获得模型表面全场热流,成为传感器测量方法的很好补充。

近年来,结合激波风洞运行特点和已有技术基础,中国空气动力研究与发展中心大力发展了TSP技术,逐步完成了单/双色快速响应温敏发光材料研制、光源与单/双色图像采集系统配套、热图试验模型制作和图像处理方法研究等工作,建立起可实现模型表面全场热流测量的大面积测热试验技术,并分别在Φ2m和Φ0.6m激波风洞上进行了多种模型的温敏发光热图试验,均取得了较好的热流分布图谱。本文总结了该适用于激波风洞的快速响应温敏发光热图技术的研究进展。

1 基本方法和原理

常用的定量热图技术有红外热图、液晶热图和温敏发光热图三种。红外热图根据物体的红外辐射成像,具有无需光源、试验布置相对简单、温度范围较宽等优点,但其工作在红外波段,对热像仪、窗口等要求较高,而空间分辨率通常较低(与其他热图技术相比)。并且,要实现温度准确测量必须事先确定模型表面的发射率,但发射率的准确测量具有较高难度。液晶热图利用液晶材料随温度改变颜色的特性来测量模型表面的温度变化,其优点是可以获得高灵敏度、高分辨率的温度测量结果,但其相对的测量温度范围比较窄,光源角度和测试角度都会对测量结果造成较大的影响,要实现定量测量必须进行现场标定。温敏发光热图包括所谓的“磷光热图”、“荧光热图”等,它利用对温度敏感的发光材料作为模型表面的温度指示剂。温敏发光材料吸收一定波长的光(紫外、蓝光)后,将诱发产生另一种波长更长的光(磷光或荧光),其发光强度或发光寿命随温度的变化而变化。通过测量表面涂覆上述温敏发光材料的模型的表面发光情况,可获得风洞试验期间的模型表面温度分布,进而计算得到热流分布。该方法具有温度范围宽、空间分辨率高和适用范围广等优点,与红外方法相比,其缺点是需要光源对温敏发光材料进行激励,此外涂层的存在对热流数据处理也存在较大影响。从激波风洞运行时间、国内技术基础等方面考虑,近几年中国空气动力研究与发展中心优先发展了TSP技术。

TSP技术是利用温敏发光材料的光致发光特性随温度变化而变化的特点来进行模型表面温度及热流分布测量的。图1给出了通用的温敏发光热图测热系统示意图。

图1 温敏发光热图系统示意图Fig.1 Schematic illustration of TSP system

进行测热试验时,将涂有温敏发光材料的模型置于感兴趣的流场当中。对于短时间运行的脉冲设备,由于流场建立时间很短,不需要采用快速送进装置,直接在试验前将模型安装定位于风洞试验段即可。试验中以大功率激励光源照射模型,同时采用相机记录模型表面的发光情况,然后基于预标定数据将模型表面的光强数据转化为温度分布图像,进而根据相应的传热模型计算获得模型表面的热流分布。

2 关键技术及研究进展

对于发展适用于激波风洞的TSP技术,需要解决的关键技术主要包括快速响应温敏发光材料研制、试验模型研制和数据处理技术三个方面。

2.1 快速响应温敏发光材料研制

对于TSP测热方法而言,研发出适用于特定设备的温敏发光材料是在该设备上应用该项技术的关键。不同的风洞设备或不同的试验状态,对温敏发光材料的温度敏感范围、响应时间等特性的要求都各不相同。在激波风洞等脉冲设备中,其试验时间一般为ms级,温度变化一般只有几十℃,因此对材料的要求主要是发光强度大、温度灵敏度高、响应速度快。

温敏发光材料通常由基质和激活剂组成。从原理上说,发光材料的发光波段、温度依赖特性等由激活剂决定,因此激活剂的选择决定该种发光材料是否适用。而基质的选择则会影响材料的具体发射光谱、激发效率、透过率、耐用性等。

温敏发光材料的研制工作是与中国科学院长春应用化学研究所联合开展的。首先研究了单色发光材料。对4种材料进行了试验,综合考虑材料的发光强度和灵敏度等性能参数,选择了其中一种材料作为基本材料。但该材料存在较强的热释光问题,对温度响应速度有较大的影响。后期我们以该材料为基础研制了3批次6种温敏材料粉末,通过添加不同的元素,并运用包膜等生产工艺,降低了热释光效应的影响,提高了对温度变化的响应速度,改进了材料的稳定性,使其更满足激波风洞的试验需求。6种材料的性能对比如表1所列。

表1 6种温敏发光材料性能比较Table 1 Comparison of performance among six temperature sensitive materials

从表1可以看出,L-A-2号材料的发光亮度、温度灵敏度、响应时间、平均粒度等各项指标均优于其他材料。

采用单色发光材料的发光-温度特性来测量模型表面的温度,通常采用试验期间的测量图像与试验前的参考图像的比值来判断温度。这要求两幅图像中模型位置和光源强度分布严格相同,否则将引起难以评估的误差。为消除此类误差,参考国外的类似研究,进一步发展了双色热图技术。它利用发光材料在被激发后发出的不同波长的光的强度比值随温度变化而变化的特性进行测量。双色法测量时,不再需要试验前的参考图像,仅根据试验期间采集的两个波段的图像的光强关系即可判断模型表面的温度分布情况。

双色法要求所用的发光材料在两个光谱段同时发光,且两个谱段的发光光强随温度变化各不相同,其光强比值变化与温度变化之间具有固定、重复、可测的关系。基于此要求,对多种温敏发光材料进行了研究,包括有机化合物材料By、Be、Bo、三氟乙酰化噻吩甲酰铕(Eu TTA,616)、铕的芳基配合物(615)、环氧615和无机双色材料LY-A-2、LY-B-2、LSCOE及SZCOEF等。最终,经标定试验和风洞试验验证,性能较好的是以615为活性材料的有机双组分材料和单一基质无机双色材料SZCOEF。两种材料均适用于室温至80℃范围,响应时间在100μs以内。前者的发射光谱由对温度敏感的主峰位于615 nm的线状峰,和对温度不敏感的主峰位于450 nm左右的宽带谱组成。后者发射光谱则由温度敏感的主峰位于515 nm左右的宽带谱,和对温度不太敏感的主峰位于615 nm左右的线状峰组成。

2.2 试验模型研制

与传统点测量试验中采用的金属材料测热模型相比,热图试验对模型除了在加工精度、结构强度、耐冲刷等方面的要求之外,还有一些特殊要求,如:为满足传热模型计算要求,加工材料的热导率不能太高;为增强温敏发光材料的发光强度,模型表面尽量为白色等浅色,以利于光的反射,等等。为此,需要对模型加工技术进行研究。先后研究了多种复杂外形非金属试验模型的制作技术,包括:机械加工、翻模成型、金属模型表面喷陶瓷、3D打印及陶瓷注浆成型等。表2对不同加工技术的优缺点、适用范围、技术成熟度等进行了比较。在研制和应用中发现,任何一种方法都无法满足所有试验的要求,需要根据试验的具体情况和要求,如模型尺寸、试验状态、精度和成本限制等,选择不同的模型材料和加工方法。

模型加工完成后,需要通过刷涂或喷涂的方法将温敏发光材料添加到模型的表面。温敏涂层应厚度均匀,与模型应粘接牢固,能够耐受高超声速气流的冲刷。

表2 热图模型加工技术比较Table 2 Comparison among fabrication technologies of TSP model

2.3 数据处理技术

数据处理主要包括图像的二维-三维配准、模型表面温度数据的提取和热流值计算三个方面。

在图像的二维-三维配准方面,已建立了一套可视化的手动配准操作软件。通过人工操作与判别可初步实现三维模型和二维图像间的配准。软件支持通过平移、缩放、旋转等操作,手动将三维图形变换至与二维图像中试验目标类似的空间位置,进而能够基于用户手动变换的位置对平移、缩放和旋转等7个分量进行优化,达到与二维图像中试验模型的精确匹配。在此基础上,开发了基于标记点的二维-三维配准技术的开发。在模型的确定坐标位置布置对应的标记点,配准后将标记点坐标与原坐标进行比对,可以量化配准的最终误差。利用陶瓷浇铸制作的X-38外形的陶瓷模型对二维-三维软件进行了测试和评估,图2为配准结果示意图。结果表明,以坐标偏差与模型实际长度的比值定义的三维配准误差在1%以内。陶瓷模型表面的标记点坐标利用三维扫描的方法获得,标称精度为0.05 mm。

图2 模型二维-三维配准结果示意Fig.2 Mapping from 2D result to 3D model

在单色法测量中,模型表面温度数据通过将测得的模型表面的光强随温度的变化与标定数据对比来获得。考虑到发光强度不但与温度相关,还与激励光源的强度、涂层厚度等因素有关,若采用绝对方法将存在很大误差。因此,通过取试验中获得的图像数据与试验前预先采集的图像数据之间比值的方法来消除上述影响。分别采用线性拟合、二次拟合、对数拟合等方法对光强比-温度关系进行了处理,并对处理结果进行了比较。从标定结果来看,有的材料采用光强比与温度的线性拟合效果较好,而有的材料更符合对数拟合规律。

双色法中,需要根据材料的光谱曲线选择滤光片,分别采集两个波段的图像。由于不同波段的光强随温度变化的幅度不同,将引起两种光的光强比随温度的变化而变化。采用自制的静态标定系统对多种双色发光材料的相对光强与温度的关系进行了标定。标定系统的适用温度范围为-10℃～80℃,温控精度为0.1℃。典型标定结果如图3所示。

图3 典型双色材料标定结果Fig.3 Calibration result of typical two-color materials

在根据温度-时间关系计算热流值时,首先采用一维半无限假设。其次,由于图像采集相机工作于大分辨率状态,在激波风洞的有效试验时间内只能获得一帧有效图像数据,因此假设模型表面热流变化为阶跃形式。据此,可推导获得简易的热流计算公式如下:

在激波风洞试验中,温敏涂层的厚度及热物理特性对热流数据处理有很大的影响,尝试采用数值计算方法分析了多层模型不同时间点的温度与热流的对应关系。只要这种关系是单调的,即可通过温度与热流的对应关系从温度分布图获得热流分布图。这种方法只需预先给出各层的厚度、热物性参数以及温度分布图的采集时间,即可方便地获得考虑涂层影响下的热流分布图。

3 应用情况

随着激波风洞TSP技术研究的不断深入,该技术已先后应用于边界层转捩研究、局部干扰区热环境研究、复杂外形飞行器热环境研究等领域,取得了原有传感器测热技术难以达到的效果。

3.1 边界层转捩研究

应用TSP技术在激波风洞开展了高超声速边界层转捩试验研究。图4所示为平板模型边界层转捩特性测量结果。对比TSP技术和传统薄膜热流传感器技术的测量结果,可见两种技术获得的热流测量结果及边界层转捩位置吻合较好,表明TSP技术具备了边界层转捩测量能力。

图4 平板边界层转捩测量结果Fig.4 Test results of flat plate boundary layer transition

3.2 局部干扰区热环境研究

图5给出了在10°和20°攻角下平板钝舵干扰区的TSP和热流传感器测量结果。

由图5可知,温敏热图反应的热流分布规律符合平板钝舵绕流复杂流场的理论预测,与传感器的测量结果基本一致。从温敏热图可以清晰地分辨出钝舵上游由激波干扰引起的边界层分离/再附的位置,舵后方的流动情况也能较好地体现。

图5 平板钝舵模型测热试验结果Fig.5 Test results of flat plate with blunt rudder model

图6给出了分别由温敏热图和传感器测量结果得到的舵上游中心线上的热流分布曲线。可见,除舵根部的高热流区因为超出温敏热图的量程而数据失真外,其他位置二者的测量结果均吻合较好。

3.3 复杂外形飞行器热环境研究

该技术已成功应用于多种复杂外形热环境试验研究,具备测量大面积三维复杂外形区域热环境的能力。图7为双锥模型的典型热流测量结果。

图6 热图与薄膜热流传感器数据比较结果(钝舵上游中心线,Ma=10,α=10°)Fig.6 Comparison between TSP and thin film heat flux sensor results (central line upward of the rudder,at Ma=10,α=10°)

图7 双锥表面热流TSP测量结果Fig.7 TSP result of double-cone surface heat flux

4 结束语

通过近几年的努力,在中国空气动力研究与发展中心激波风洞TSP技术研究中解决了快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术,进行了图像采集系统、光学系统及标定系统的配套和集成,建立了适于激波风洞的高速TSP测量及标定系统,并开展了大量使用验证和改进工作,形成了与传感器点测量技术相互补充的大面积测热技术。目前,该技术已经成熟应用于激波风洞测热试验研究,今后将在复杂外形高超声速飞行器的气动热环境试验研究中发挥重要作用。

[1]Buck G M.Surface temperature/heat transfer measurement using a quantitative system[R].AIAA 91-0064,1991

[2]Campbell B T,Liu T,Sullivan J P.Temperature sensitive fluorescent paint systems[R].AIAA 94-2483,1994

[3]Norris J D,Hamner M P,Lafferty J F,et al.Adapting temperature-sensitive paint technology for use in AEDC hypervelocity wind tunnel 9[R].AIAA 2004-2191,2004

[4]Kurtis I,Lewis M J,Hamner M P.Global heat-transfer measurements on the NASA crew exploration vehicle at AEDC tunnel 9[R].AIAA 2008-3947,2008

[5]Sant Y L,Marchand M,Millan P,et al.An overview of infrared thermography techniques used in large wind tunnels [M].ELSEVIER:Aerospace Science and Technology:355-366.

[6]Hubner G P,Carroll B T,Schanze K S,et al.Temperature and pressure-sensitive paint measurements in short-duration hypersonic facilities[R].AIAA 99-0388,1999

[7]Mosharov V,Orlov A,Radchenko V.Temperature Sensitive Paint(TSP)for heat transfer measurement in short duration wind tunnels[R].IEEE 0-7803-8149-1,2003

[8]Nakakita K,Osatune T,Asai K.Global heat transfer measurement in a hypersonic shock tunnel using temperaturesensitive[R].AIAA 2003-743.

[9]Ohmi S,Nagai H,Asai K.Effect of TSP thickness on global heat transfer measurement in hypersonic flow[R].AIAA 2006-1048.

[10]周嘉穗,孔荣宗,江涛,等.激波风洞红外测热试验技术初步研究[C]//空气动力测控技术五届五次测控学术交流会论文集.

[11]韩曙光,毕志献,李成宇,等.高超声速压缩拐角单色磷光测热试验[C]//第十四届全国激波与激波管学术会议论文集.

[12]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 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.

[13]Zhou J S,Zhang K L,Jiang T,et al.Preliminary experimental study on temperature sensitive thermography used in shock tunnel[J].J Exp Fluid Mech,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.

[14]Liu T S,Cai Z M,Lai J H.Analytical method for determining heat flux from temperature-sensitive-paint measurements in hypersonic tunnels[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer,2010,24(1):85-95.

[15]Nagai H,Ohmi S,Asai K.Effect of temperature-sensitivepaint thickness on global heat transfer measurement in hypersonic flow[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer,2008,22(3):373-382.

Development of TSP technique in shock tunnel of CARDC

Zhang Kouli*,Zhou Jiasui,Kong Rongzong,Ma Xiaowei,Jiang Tao
(Hypervelocity Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang621000,China)

Recent research progress of the TSP(Temperature Sensitive Paint)technique in China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC)is summarized in the respects of fundamental principles,development of critical technology and its applications.A series of critical techniques have been developed including the dynamic temperature-sensitive luminescent material,the model construction and the data processing.A system integration has been collocated for the image acquisition system,the optical system and the calibration system.The TSP technique becomes increasingly suitable and practicable to be used in shock tunnel due to the measurement and calibration system.With the high spatial resolution images,the TSP technique could show the heat-flux distribution of main surface area of a vehicle.According to the detailed information of heat transfer,further data analyses can be actualized such as differentiating flow pattern and pinpointing transition location of boundary layer.Furthermore,the results of TSP technique are in good agreement with that obtained by conventional point sensors measurement. The TSP technique has been successfully applied in the experiment research on the boundary layer transition,the aerothermal environment in local interference regions and the heat-transfer on hypersonic vehicles with complex configurations.Currently,TSP technique has been developed as an improvement of heat-transfer measurement method in addition to the traditional discrete point measurement method in CARDC.

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0151

0258-1825(2016)06-0738-06

2015-08-01;

2016-06-15

张扣立*(1972-),男,河北定州人,副研究员,研究方向:高超声速气动热、流动测量技术.E-mail:zhangkouli@163.com

张扣立,周嘉穗,孔荣宗,等.CARDC激波风洞TSP技术研究进展[J].空气动力学学报,2016,34(6):738-743.

10.7638/kqdlxxb-2015.0151 Zhang K L,Zhou J S,Kong R Z,et al.Development of TSP technique in shock tunnel of CARDC[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):738-743.