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。
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| 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。
| 材料编号 | 激发光谱/nm | 发射光谱中心/nm | 适用温度范围/℃ | 温度灵敏度/(%·℃-1) | 稳定性 | 发光强度 | 响应时间/ms | 平均粒/μm |
| B | 365 | 450 | 0~80 | ~0.8 | 较好 | 强 | 10 | 5 |
| BS | 365 | 450 | 0~80 | ~0.8 | 较好 | 强 | 9 | 5 |
| BY | 365 | 450 | 0~80 | ~0.8 | 较好 | 强 | 8 | 9 |
| L-A-1 | 365 | 440 | 0~80 | ~0.8 | 较好 | 强 | 8 | 3 |
| L-A-2 | 250~380 | 510 | 0~80 | ~1.2 | 较好 | 最强 | 1 | 2 |
| L-B-1 | 365 | 460 | 0~80 | ~1.2 | 较好 | 强 | 6 | 4 |
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(EuTTA，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615nm的线状峰，和对温度不敏感的主峰位于450nm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515nm左右的宽带谱，和对温度不太敏感的主峰位于615nm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。
| 加工方式 | 适用材料 | 适用模型外形尺寸 | 加工精度 | 耐冲刷能力 | 加工周期 | 成本 | 实例 | 技术成熟度 |
| 机械加工 | 可加工陶瓷、玻璃钢、有机玻璃等 | 体积较小或外形相对简单的模型 | 高 | 中 | 1~2个月 | 较高 | 有机玻璃平板模型、多种玻璃钢平板-舵和双锥模型、小型陶瓷单/双锥模型 | 高 |
| 翻模成型 | 碳纤维、玻璃钢 | 尺寸不限，但不能太薄 | 高 | 中 | 1~2个月 | 高 | 多批次航天飞机、运载器等复杂外形模型 | 高 |
| 金属表面喷非陶瓷 | ZrO2陶瓷或其他可等离子喷涂的陶瓷 | 尺寸、外形不限 | 中 | 高 | 2~3个月 | 高 | 多个薄前缘大尺寸高超飞行器模型、航天飞机模型 | 中 |
| 3D打印 | 树脂、石膏、钛等 | 体积较小的模型(长度最好小于300mm) | 中 | 低 | 1~3天 | 较低 | 尼龙材料机身后掠翼模型 | 低 |
| 陶瓷注浆成型 | SiO2陶瓷或其他收缩率小的陶瓷 | 体积较小的模型(长度最好小于300mm) | 低 | 中 | 1~2周 | 低 | X-38陶瓷模型 | 低 |
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0.05mm。
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| 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。
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| 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：
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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。
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| 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。
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| 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 |
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 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。
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| 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°) |
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。
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| 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。
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