2. 中国科学院 化学研究所, 北京 100190
2. Institute of Chemistry, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China
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10~33cm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0.6m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0.6m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。
本期研究试验中所用TSP涂料可用400nm波长的光源激发，辐出荧光中心波长在615nm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。
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| 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。
(1) 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)。
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| 图 3 试验模型 Fig. 3 Test model in FL-3 Wind 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。
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| 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]：
(2) 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]：
(3) 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)。
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| 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) |
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| 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) |
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℃。
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。
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