压敏漆(pressure sensitive paint，PSP)测量技术是一种基于高分子聚合物光致发光特性和氧猝灭效应的光学非接触压力测量技术，可在接近传统压力测量精度的前提下，获得测量模型表面大面积压力分布，该技术与传统离散点压力测量技术相比，具有压力测量分辨率高、不需要在模型表面加工测压孔、不受模型结构限制等优点，因而被视为21世纪最具发展潜力和应用前景的风洞测量技术。
20世纪80年代中期，俄罗斯TsAGI与意大利INTECO公司联合研发了压敏漆测量系统，率先将压敏测量技术应用于空气动力试验，美国NASA兰利中心、AEDC、波音公司和华盛顿大学、普度大学等也开展了压敏漆测量技术研究与应用。此后，由于该技术的显著优势，世界各国越来越多的空气动力试验机构加入到该领域的研究之中。经过20多年的持续努力，到目前为止，德国DLR、法国ONERA、英国ARA、瑞典FFA、日本JAXA等均取得了突破性进展，研制的压敏漆系统在不同风洞中开展了应用研究，压敏漆系统测量精准度与传统压力传感器系统相比较，达到0.1%~5%范围内，基本满足工程化应用要求。在亚洲，日本作为较早发展压敏漆测量技术的国家，研究与应用水平处于领先地位，不仅有自主的压敏涂料配方体系，日本JAXA与东京大学、东北大学、美国普度大学和德国DLR合作，在低温压敏漆和快速响应压敏漆测量技术研发与应用方面也具有很高水平。韩国KAIST和印度NAL分别从美国和德国引进了该技术，并开展了图像处理和压敏涂料研发。印度NAL在1.2m量级跨声速风洞中进行了翼-身融合模型试验，获得了很好的试验结果[1, 2, 3, 4, 5]。
国内航空工业气动院于20世纪90年代从俄罗斯TsAGI引进了压敏漆测量技术，与中科院化学所合作进行了压敏涂料研发，并在跨声速风洞中开展了翼型、翼-身融合体试验。2000年以后，北京航空航天大学、南京航空航天大学、西北工业大学、上海交通大学、清华大学和中航工业燃气涡轮研究院等开展了该技术在航空发动机内流场、涡轮叶片气膜冷却效率和低速风洞模型压力测量试验[6, 7, 8]。整体上，国内在压敏漆测量技术领域还处于起步阶段，测量方法以光强法为主，无论在设备性能，软件开发，还是在应用水平方面均与国外存在较大差距。
中国空气动力研究与发展中心高速所开展了压敏漆测量技术研究与应用，在2.4m跨声速风洞发展了压敏漆测量技术，建立了满足工程化应用要求的双组份、多光源、多CCD的压敏漆测量系统，使用多个测压模型进行了压敏漆测压试验，对比了压敏漆测量结果与传统电子扫描阀PSI测量结果，系统地验证了压敏漆测量技术精准度与可靠性。
1 压敏漆测量原理PSP的基本原理是：发光体吸收了一定辐射频率的光子后，可从电子基态被激发到电子激发态，受激发的 电子通过辐射和无辐射过程回到基态，其中辐射过程称之为发光(通常为荧光和磷光的总称)，在无辐射过程中，激发态可以通过激发态发光体和氧分子相互作用而失活，这就是发光的氧猝灭。按照亨利定律，在PSP聚合物内的氧浓度正比于聚合物表面的氧分压。对于空气，其压力正比于氧分压，所以 ，空气压力越高，PSP聚合物层中氧分子越多，发光分子被猝灭也越多。因此，发光强度是随空气压力递减的函数。
发光强度和氧浓度之间的关系可用Stern-Volmer关系来描述。对于实验空气动力学而言，发光强度I和空气压力p之间的定量关系由Stern-Volmer公式定义：
式中：Iref为参照条件下的发光强度，Ai(T)为 Stern-Volmer常数，也称压敏涂层光强与压力换算系数，由压敏涂层静态校准确定，由于热猝灭作用，它们都有温度依赖性。理论上说，Iref/I可以消除照射光的不均匀、涂层厚度的不均匀和发光体在PSP中浓度不均匀分布等因素影响。在典型的风洞实验中，Iref通常情况下为风洞未起动时的发光强度，因此Iref通常称之为无风状态的发光强度(或无风图像)，同样，I则被称之为有风状态的发光强度(或有风图像)[9]。 2 压敏漆特性
由Stern-Volmer公式可知，PSP方法需要得到模型压敏涂层有风和无风条件下发光图像的比值。试验中，当照射到模型表面光强的不均匀、压敏涂层厚度的不均匀和发光体在PSP中浓度不均匀分布，试验前无风图像和试验状态有风图像出现的变形移动，以及风洞试验前后模型表面温度变化等，都对测量结果有比较大的影响，为了提高试验数据的精准度，使用了双组份压敏漆技术，来消除和减小以上所述的影响因素。双组份压敏漆由对氧压敏感的发光体(活性探针)和对氧压不敏感的参照发光体(参照发光探针)组成。活性探针和参照发光探针可用相同的激发光激发，在理想情况下，活性探针和参照发光探针的发射光谱之间没有交迭，因此这2种组份发射的光可用光学滤镜进行分离。令Iλ1和Iλ1分别为在发射波长处活性探针图像和参照发光探针图像的发光强度，理论上，两者之间比值Iλ1/Iλ2可以消除光源对模型不均匀的空间照射、涂层厚度和发光探针分子浓度的影响。然而，McLean(1998)指出，由于2种发光探针不能完全兼容，简单的双色强度比值Iλ1/Iλ2不能完全补偿探针分子浓度非均匀分布影响。因此，用(Iλ1/Iλ2)1/(Iλ1/Iλ2)0的比值来校正探针分子浓度的不均匀及涂层厚度变化的影响，式中下标1、0分别指有风和无风条件下的比值[9]。
图 1给出了双组份 压敏漆光谱特性曲线，激发光为波长405nm的蓝光，发射光由2个波长光构成，压力敏感光为650nm红光，压力参考光为550nm绿光，双组份压敏漆具有较高的压力灵敏度(0.7%/kPa) 与较低的温度灵敏度(0.05%/℃)，压力测量范围为5~200kPa，工作温度范围0~50℃。
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| 图 1 FIB双组份涂料光谱特性曲线 Fig 1 The characteristic spectra of binary FIB PSP |
PSP校准系统由可控温度半导体冷却器、405nm波长激发光源、PCO1600高灵敏度彩色相机、温度控制器和压力控制器构成。校准样片40mm×40mm、压力调节范围0～200kPa、温度调节范围0～50℃，PSP校准系统原理如图 2所示。
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| 图 2 PSP静态校准系统原理示意图 Fig 2 The Schematic of PSP static calibration system |
校准系统可根据需要设定压力和温度范围，以及压力和温度组合方式，调节到设定值后，激发光源和相机按照一定的时序关系，采集校准样片压力探针分子发射的650nm波长红光图像(R)和参考探针分子发射550nm波长绿光图像(G)，从而获得压敏漆发光强度与表面压力、温度之间确定的函数关系，双组份压敏漆校准结果如图 3所示，从校准结果可以看出温度对校准结果影响很小。
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| 图 3 PSP校准结果曲线示意图 Fig 3 The calibration curve of PSP |
激发光源由阵列式LED发光二级管构成，发射光波长为405nm蓝光，输出功率12W，光功率输出稳定性0.1%/h，如图 4所示。该光源有连续照射和脉冲式照射2种工作模式，脉冲照射工作模式可通过TTL触发脉冲信号控制其工作时序，激发光源为脉冲上升沿触发，触发时间小于1μs，光源功率输出可达到90%，离开光源超过458mm距离，照射到模型表面光功率为高斯分布，具有良好的稳定性及较长的使用寿命。
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| 图 4 405nm波长LED激发光源 Fig 4 The LED light source with the wavelength of 405nm |
图像系统由14位PCO背板制冷的科学级彩色相机、10~100mm变焦镜头和镜头控制器组成，镜头控制器具备变焦、聚焦和光圈设定的远程控制功能，变焦镜头前安装有光学滤镜，以阻止波长405nm激发光进入相机。图 5给出了彩色CCD工作原理。
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| 图 5 PCO彩色CCD工作原理 Fig 5 The principle of PCO color CCD |
试验采集到的彩色压敏漆图像，通过图像处理算法，分解为代表试验压力发光强度的红光图像(R)和代表参考压力发光强度的绿光图像(G)，由Stern-Volmer公式和校准得到的压敏涂层光强与压力换算系数Ai(T)，就可以获得试验模型压力分布。
5 图像处理软件压敏漆风洞试验需要采集3组图像，分别为背景图像、激发光照射下风洞不起动参考图像和风洞起动试验图像，每个马赫数和迎角下分别采集多幅图像。图像处理时3组图像首先各自进行图像平均，平均后的参考图像和试验图像分别减去平均后的背景光图像，得到背景噪声去除后的参考图像和试验图像。图像处理软件主要包括ProImage、ProFiled和ProGraph 3部分：ProImage完成标记点识别、背景图像扣除、图像平均、图像比运算、图像配准、图像滤波等二维图像处理；ProFiled完成三维表面网格以及模型三维表面压力数据的显示、编辑以及压力积分、自照射修正等；ProGraph完成三维表面网格的生成、格式转换与编辑等。
6 试验风洞与模型试验在中国空气动力研究与发展中心2.4m跨声速风洞中进行，风洞试验段截面尺寸为2.4m×2.4m，试验马赫数范围为0.3～1.2，雷诺数范围为(1.76～17.00)×106。为了验证压敏漆测量精准度与试验能力，开展了压敏漆涂层对模型表面压力测量影响、PSP与传统压力孔PSI测量结果比较试验。试验使用了2种不同布局的测压模型，分别为大飞机测压模型和65°三角翼测压模型。大飞机测压模型试验马赫数为0.4、0.6、0.785和0.82，试验迎角范围为-4°～10°；65°三角翼测压模型试验马赫数为0.4、0.6、0.82和1.2，试验迎角范围为0°～8°。
大飞机模型缩比为1∶25，模型总长1.556m，机翼几何展长1.432m，机翼参考面积0.202 46m2，平均气动力弦长0.170 72m，试验模型为大飞机基本构型，升降舵与方向舵偏角均为0°，模型共有438个测压孔，选取其中185个测压孔进行常规PSI测量，模型在风洞中的安装如图 6所示。
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| 图 6 大飞机模型在风洞中的安装示意图 Fig 6 Mounting schematic of large aircraft model in wind tunnel |
65°三角翼测压模型总长0.7336 m，翼展0.609 60m，根弦长0.653 65m，翼厚0.022 22m，机翼面积0.199 232m2，模型表面共31个测压孔分别分布在x/Cr=0.2、0.4、0.6和0.8展向剖面处，三角翼模型在风洞中的安装如图 7所示。
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| 图 7 三角翼模型在风洞中的安装示意图 Fig 7 The mounting schematic of delta wing model in wind tunnel |
传统压力孔PSI测量由PSI8400DTC电子扫描阀测量系统完成，试验中采用PSP与PSI同时测量方式，即将PSI采集周期设置成与PSP一致，每一幅PSP图像对应一组PSI数据，实现PSI与PSP同步采集，获得相同流场参数和模型状态下的测量数据，用于试验结果对比分析。
7 试验结果及分析 7.1 压敏漆涂层对模型表面压力影响通常压敏漆涂层会轻微改变模型外型和表面粗糙度，从而影响压力试验结果。为验证影响量大小，对模型喷涂压敏漆前、后状态分别进行了传统压力孔PSI测量试验，试验马赫数0.4、0.6、0.785和0.82，试验迎角-4°～10°，从试验结果得到：压敏漆涂层厚度控制在40μm以内、-4°～4°迎角范围，模型喷涂压敏漆前、后绝大多数测压孔压力系数变化量小于0.02，与传统PSI试验重复性精度相当，总的来说压敏漆涂层对模型表面压力分布影响较小，也验证了国外机构给出的若能把模型表面压敏漆涂层厚度控制在40μm之内，对压力测量数据影响有限的试验结论[9, 10]。图 8给出了Ma=0.6、α=0°时大飞机模型左机翼上表面测压剖面测压孔PSI测量数据对比曲线。但是，当模型迎角大于6°之后，压力系数变化量有一定增大，尤其是机翼前缘部分测压点，这主要是由于压敏涂层对模型转捩位置有一定影响所致，如果试验中采取固定转捩方式(如柱状转捩带)，压力系数变化量会明显减小。所以，为了获得高精度的压敏漆测量结果，非常有必要建立压敏感涂料喷涂质量评估与检测体系，严格控制涂料喷涂固化工艺和成膜后表面处理工艺，进一步降低涂层厚度与表面粗糙度对流动所产生的影响。
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| 图 8 大飞机模型喷涂前后PSI数据(Ma=0.6，α=0°) Fig 8 The comparison of PSI data between unpainted and painted on large aircraft model (Ma=0.6, α=0°) |
图 9给出了Ma=0.4、0.6、0.785和0.82，α=4°时大飞机模型左机翼上表面的压力系数云图，从图中可以看出，α=4°、亚声速时，机翼上表面仍未形成激波，机翼前缘气流加速形成低压区，之后压力逐渐恢复，随着马赫数的增大激波逐渐形成，α=4°、Ma=0.785、0.82时机翼上表面出现超声速区，存在较强的激波，随后出现相对和缓的压力恢复区，呈现了超临界机翼表面压力分布的固有特征。
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| 图 9 大飞机模型典型状态PSP试验结果 Fig 9 PSP results of large aircraft model under typical test conditions |
图 10给出了Ma=0.785，α=4°时PSP与传统电子扫描阀PSI测量结果对比曲线，从图中可以看出PSP与PSI测量结果规律一致，绝大多数测压孔压力系数偏差小于0.02，测量数据吻合较好。
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| 图 10 PSP与PSI试验结果对比(Ma=0.785，α=4°) Fig 10 Comparison between PSI and PSP results (Ma=0.785, α=4°) |
参考国外广泛使用的PSP测量误差处理方法[9, 10, 11]，以所有测压点PSP、PSI差量的均方根(RMS)来衡量该试验状态PSP的整体测量误差。即：
式中：ΔCpi为第i个测压点PSP与PSI测量偏差，
为所有测压点PSP与PSI测量均方根偏差，N为模型表面测压点数。表 1给出了不同试验马赫数和迎角下，大飞机模型PSP与PSI测量均方根偏差。从表 1中可以看出，在马赫数0.4、0.6、0.785和0.82，迎角-4°～10°时大飞机模型机翼上表面PSP结果与测压孔数据吻合较好，迎角-4°～4°范围内，机翼上表面PSP与PSI测量结果均方根偏差基本在0.03以内。
| 序号 | Ma | α/(°) | Q/kPa | Δp/Pa | ΔCp |
| 1 | -4 | 11.03474 | 317.7 | 0.029 | |
| 2 | 0 | 11.05083 | 289.9 | 0.026 | |
| 3 | 0.4 | 4 | 11.12494 | 315.1 | 0.028 |
| 4 | 8 | 11.07872 | 334.8 | 0.030 | |
| 5 | 10 | 11.08663 | 736.6 | 0.066 | |
| 6 | -4 | 21.75433 | 605.9 | 0.028 | |
| 7 | 0 | 21.74437 | 532.6 | 0.024 | |
| 8 | 0.6 | 4 | 21.702 | 451.1 | 0.021 |
| 9 | 8 | 21.68831 | 1134.5 | 0.052 | |
| 10 | 10 | 21.78695 | 771.3 | 0.035 | |
| 11 | -4 | 37.06316 | 591.4 | 0.016 | |
| 12 | 0 | 36.87326 | 927.7 | 0.025 | |
| 13 | 0.785 | 4 | 36.92503 | 1073.9 | 0.029 |
| 14 | 8 | 37.00069 | 1801.7 | 0.049 | |
| 15 | 10 | 37.02726 | 1914.3 | 0.052 | |
| 16 | -4 | 39.33438 | 856.9 | 0.022 | |
| 17 | 0 | 39.32485 | 1133.7 | 0.029 | |
| 18 | 0.82 | 4 | 39.31733 | 1229.1 | 0.029 |
| 19 | 8 | 39.37018 | 1769.3 | 0.045 | |
| 20 | 10 | 39.33611 | 1886.2 | 0.048 |
随着马赫数和迎角的增加，PSP与测压孔数据的差异逐渐增大，这是因为随着马赫数与迎角的增大，无风参考图像和风洞起动试验图像，由于气动弹性角的变化引起模型平移与变形造成了图像配准误差的增大，同时机翼上表面的压力梯度增大，图像滤波处理方法也对测量结果误差有一定影响。马赫数0.785、0.82，迎角8°、10°试验状态下，机翼上表面流场的非定常现象是引起测量结果误差的重要原因。
7.3 三角翼模型PSP试验结果图 11给出了马赫数0.6，迎角0°～8°时三角翼模型PSP压力系数分布云图。从图中可以看出，尖前缘三角翼气流在前缘处发生分离，分离形成的自由剪切层卷起产生旋涡，也就是主涡。随着迎角的增大，模型上表面背风区气流逐渐加速，表面压力逐渐降低。同时，主涡强度随着迎角的增大逐渐增强，位置也逐渐靠近翼根。
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| 图 11 三角翼模型不同迎角下PSP试验结果(Ma=0.6) Fig 11 PSP results of delta wing with different AOA (Ma=0.6) |
图 12给出了马赫数0.6、0.82和1.2，迎角4°时PSP压力系数分布云图，从图中可以看出三角翼模型压力系数分布对称性很好，同时，可以较为精细地反映三角翼模型表面分离及涡流等流动现象，可为CFD计算流体结果验证提供更为精细的参考数据。
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| 图 12 三角翼模型不同马赫数下PSP试验结果(α=4°) Fig 12 PSP results of delta wing with different Mach numbers |
表 2给出了所有试验状态下，三角翼模型PSP与PSI测量均方根偏差，从表中可以看出PSP与PSI
| 序号 | Ma | α/(°) | Q/kPa | Δp/Pa | ΔCp |
| 1 | 0 | 21.74891 | 221.77 | 0.010 | |
| 2 | 0.6 | 4 | 21.73645 | 175.87 | 0.008 |
| 3 | 8 | 21.74527 | 211.66 | 0.010 | |
| 4 | 0.82 | 4 | 39.29288 | 318.88 | 0.008 |
| 5 | 1.2 | 4 | 58.15332 | 311.47 | 0.005 |
数据一致性良好，整体压力系数偏差小于0.01，测量精度很高。这跟三角翼模型支杆设计中，为了减小试验中模型弹性角变化而增大了模型支杆设计强度有关。
8 结 论针对2.4m跨声速暂冲式风洞试验特点，研制了双组份、多光源和多CCD相机的PSP测量系统，完成了大飞机测压模型和65°三角翼测压模型PSP与传统压力孔电子扫描阀PSI对比试验，结果表明：
(1) 研制的双组份压敏漆测量系统，满足2.4m跨声速暂冲式风洞试验需要，能有效降低试验模型温度变化、照射到模型表面光强不均匀、以及模型变型等因素对PSP测量精准度的影响。
(2) 压敏漆涂层会轻微改变模型外型，影响压力试验结果，但涂层厚度控制在40μm以内，且模型迎角在小角度范围对测量结果影响很小。
(3) 迎角-4°～4°范围内PSP与压力孔PSI测量结果均方根偏差小于0.03，基本满足工程性试验要求，标志着2.4m跨声速风洞具备了PSP测压试验能力，可以为型号布局设计、CFD计算结果验证与模型表面流动显示提供技术支持。
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