基于在线加热涂层的宽速域转捩探测技术

王猛，李玉军，赵荣奂，衷洪杰

航空工业空气动力研究院 高速高雷诺数航空科技重点实验室，沈阳 110034

自然层流技术被评为下一代飞机最有发展前景的技术之一[1]。研究表明，对于大型高亚声速民用客机，摩擦阻力约占全机巡航总阻力的50%，其中大约40%的摩擦阻力来自机翼，40%的摩擦阻力来自机身，5%的摩擦阻力来自发动机短舱。采用层流机翼设计技术增大层流面积，可使飞机升阻比提高10%左右[2]。自然层流不仅本身具有非常高的实用价值，它也是混合层流控制的基础，良好的自然层流设计有利于提高层流控制效率。

以波音公司为例，从20世纪90年代开始，波音与美国国家航空航天局(NASA)联合开展多个研究项目[2]，在风洞和飞行条件下开展了大量的层流机翼、混合层流控制机翼试验研究。随着中国大型民用飞机研制项目的陆续开展和推进，国内对层流设计以及减阻方法的关注程度也日益增加，各主机厂所、研究机构以及主要高校都开始发展层流机翼/短舱设计、以及层流控制方法研究。进而对层流设计的评估验证提出了明确需求，其中最重要的指标就是转捩位置。因此在风洞试验中需要进行边界层转捩位置的全局探测，其中最常用的测量方法是温度敏感涂层(TSP)、红外热像技术(IRT)等。

TSP与IRT转捩探测的基本原理都是通过测量机翼表面温度，利用转捩前后的温差判定转捩位置。红外技术的优势在于其较高的温度分辨力(约为0.025 K)，而TSP技术的温度分辨力大约是0.1 K[3]。因此，一般情况下更多使用红外技术进行转捩探测。近年来，红外热像技术在低速、跨/超乃至高超声速3类速域的风洞试验中均有重要应用。2000年左右法国国家航空航天研究院(ONERA)的Le Sant等[4]在高低速风洞开展了较早的红外热像测温与转捩探测应用研究，ONERA的研究人员基于红外热像测温探索热流测量技术并在高超声速风洞试验中开展应用，实现了转捩探测[5-8]。Astarita和Carlomagno在2012年发表的专著[6]中对红外热像测量技术在风洞试验、热流测量等方面的研究和应用进行了较全面的总结。最近，朱文凯等[9-10]提出了基于多孔透气钢材料表面的高超声速边界层转捩控制方法，并使用红外热像技术证明了该方法的转捩延迟效果。总体来看，高超声速以及低速风洞试验中利用红外热像技术进行转捩探测相对较容易，而难度较大的试验速域是跨声速和超声速。

在跨声速和超声速风洞试验中，采用TSP和红外热像技术进行转捩探测存在以下几个方面缺点：① 如果采用试验前辐射加热模型方式开展应用，模型加热速度慢，从而降低试验效率；② 对于连续式风洞，长时间吹风导致模型表面接近热平衡，难以区分模型表面转捩前后的温差；③ 对于超声速风洞(马赫数介于1～4)，来流总温接近大气温度，试验段静温非常低，模型冷却速度非常快，很难获得有效红外转捩探测数据。上述情况下，使用TSP和红外热像技术难以满足宽速域的应用需求。

在线加热能够避免上述问题，采用涂层加热可实现在探测区域表面的在线加热。碳纳米管(CNT)加热涂层是近年来被应用于表面电加热的新型材料[11]。Klein等[12]提出了CNT-TSP技术，主要针对欧洲跨声速风洞(ETW)中的转捩探测问题，通过电加热涂层使得TSP测温区域表面温度维持在较高水平，较大程度上提升了低温高速风洞试验转捩探测数据信噪比，并在风洞中开展多次应用[13-14]。但是，在CNT-TSP应用中，涂层总厚度达到135 μm，该厚度对于模型表面流态以及压力分布存在一定影响，尤其是小模型；此外，由于涂层电阻相对较大，为满足加热功率需求，其输入电压为100～150 V，超出安全电压范围，对于人和测力天平都存在安全隐患。

本文提出一种新型电加热涂层技术，与红外热像结合实现转捩探测。涂层总厚度可控制在60 μm之内，工作电压可控制在24～36 V。完成了跨/超声速风洞试验典型工况下翼型和后掠机翼的转捩探测试验验证，并在某层流验证机的风洞试验中开展应用，提出验证机飞行试验转捩探测方案。

1 基于表面温度的转捩探测

1.1 转捩探测原理

图1为红外转捩探测原理示意图[15]，由于湍流边界层的对流换热系数远大于层流，当气流与机翼之间存在温差时，气流与机翼表面之间将进行对流换热，湍流区域的机翼表面温度将更快地接近气流温度。图1(a)分别为气流温度高于模型表面(左)和低于模型表面(右)情况下获取的模型表面热图，图中白色代表高温、黑色代表低温。在图中红色剖线处提取当地温度分布剖面，将出现2种情况：① 当气流温度高于模型表面初始温度时，模型表面的转捩和湍流区温度相对较快地升高，在转捩区形成正向温度梯度；② 当 气流温度低于模型表面初始温度时，模型表面的转捩和湍流区温度相对较快地降低，在转捩区形成负向温度梯度。

图1 红外转捩探测技术原理示意图[15]

因此，通过测量表面温度或热流率，利用转捩前后表面温度以及换热的差别，可实现边界层转捩探测。目前试验中常用的全表面测温技术有IRT和TSP。

1.2 红外热像技术

任何物体表面都向外辐射电磁波，其中波长介于1～1 000 μm的肉眼不可见波段被称为红外光，红外辐射的强度依赖于表面温度。通常使用的红外相机探测器波段为3～5 μm和8～12 μm，利用探测器将红外辐射强度转换为电压信号，进而将电信号转换为数字化图像，图像灰度表征了被测物表面温度。

利用红外技术进行边界层转捩探测，必须满足2个要素：① 机翼表面具有较高红外发射率，以确保红外测温结果具有较高的可靠性；② 来流与机翼表面之间存在温差，满足热图对转捩前后差别的分辨。

目前风洞试验测温通常使用长波红外相机，通过洞壁镶嵌的红外窗口(材料一般选用锗)实现模型表面温度测量。对于金属模型通常需要进行表面喷涂黑漆等处理提高表面的发射率。

2 试验模型加热方法

2.1 转捩探测试验模型加热方法

在风洞和飞行试验中利用表面测温进行转捩探测，常见的模型表面加热方式有2类：① 试验前加热；② 试验过程中在线加热。其中：试验前加热适用于暂冲式风洞试验；试验中在线加热几乎适用于所有试验类型。在线加热有：蒙皮内表面电阻丝加热、辐射加热、电加热涂层等方式。

如图2所示，Saric研究小组在飞行试验中，在待测自然层流翼段蒙皮内表面粘贴电阻丝进行加热[16]，利用绝热胶垫提高表面受热均匀度。

图2 电阻丝加热蒙皮示意图[16]

Simon等在低速试验中，利用红外辐射加热器，透过风洞壁面窗口对模型测试区进行辐射加热[17],如图3所示。

图3 模型辐射加热转捩探测示意图[17]

引言中已经介绍过，Klein等[12]采用碳纳米管导电涂层作为基础材料，发展了电加热TSP转捩探测技术，解决了低温风洞转捩探测技术关键问题，提高了数据信噪比。

在线加热适用于各类工况，尤其能够满足连续式风洞和飞行试验需求，是基于表面温度转捩探测的技术发展方向。

2.2 电加热涂层材料

对模型表面的加热可采用电阻丝阵列式加热膜[18]或电加热涂层来实现。传统的电阻丝阵列形式加热膜尽管可实现对表面的加热，但存在以下几个问题：① 难以实现表面温度空间均匀分布，如图4[11]所示，电阻丝加热膜工作状态下电阻所在区域为高温区，其温度空间分布明显不均匀；② 电加热膜粘贴在模型表面，加热时存在热膜与模型表面间容易产生气泡的问题；③ 电加热膜无法与三维曲面实现完全贴合，同时薄膜厚度相对较大(一般为100 μm左右)，这将影响表面流态和压力分布。

电加热涂层很好地解决了上述应用中的3个问题。如图4所示，电加热涂层是一片整体的电阻层，两端电极加载电压后，电阻表面整体升温，温度分布均匀。

图4 电阻丝与涂层加热效果对比[11]

表1整理了几种主要的导电涂料性能指标，这些指标主要来源于材料的货架商品信息。

表1中，针对风洞试验模型面积为0.3 m×0.2 m的测量区，对导电涂层电阻进行预估，可以看出导电铜浆电阻为2 Ω左右。按照图5所示不同功率需求条件下的电阻与工作电压关系，使用导电铜浆作为电阻层可在10～20 V工作电压时达到功率100～150 W。这说明使用导电铜浆作为电阻层，可以在安全电压范围内达到风洞试验的加热功率需求。而CNT和石墨导电胶需要使用50～100 V的工作电压，Klein等[12]使用CNT的工作电压为100～150 V。

图5 不同需求功率下电阻与电压关系

表1 电加热涂层原材料

使用导电铜浆作为加热涂层材料，使用的工作电压可降低到安全电压以内，这种情况下，绝缘层厚度可以做到更薄。

注：预估电阻计算面积为0.3 m×0.2 m，涂层厚度为10 μm。

2.3 跨声速对流换热分析

以马赫数Ma=0.7为例，总温为300 K，试验段静温为273 K，待测区面积为0.3 m×0.2 m，目标维持温度为290 K。利用绝热模型对问题进行简化，需求加热功率P等于对流换热率Q，换热的计算公式为

(1)

利用Blasius解进行层流边界层对流换热估算，积分得到平均对流换热系数[19]为

(2)

2.4 电加热涂层制备工艺

王猛等提出一种3层结构的电加热涂层制备工艺[20]，如图6所示，在金属模型表面喷涂绝缘层，在待测区两端布置导电铜箔作为电极，将电阻涂层覆盖于电极之上，形成加热层，在电阻涂层之上覆盖保护层，涂层总厚度控制在40 μm以内。

图6 电加热涂层结构示意图[20]

1) 绝缘层

选用一种双组分聚氨酯树脂(PU)作为绝缘层涂料，该涂料具有黏性小、固化快、工艺简单的特点，可在复杂三维模型表面制备较薄的绝缘薄膜，防止局部漏电。

在制备绝缘层过程中，为了防止电阻涂层渗透等问题，通过多次喷涂绝缘涂料形成致密的表面。为控制喷涂厚度，图7[20]给出了喷涂遍数对实测薄膜厚度的影响关系，相同原材料重量条件下，多次喷涂增加了实际薄膜厚度。

图7 喷涂次数对绝缘涂层厚度的影响[20]

利用多次喷涂工艺，可使绝缘层足够致密，且绝缘层厚度可控制在20 μm以内。

2) 加热层

本文中采用导电铜浆作为电阻层原材料，其主要成分为单组分导电银包铜粉和粘接剂，固化后可形成致密的铜导电层，其电阻率参数见表1。电极使用导电铜箔粘贴在待测区域两端，要求铜箔相互平行。在待测区喷涂导电铜浆，形成电阻层，喷涂厚度控制在10 μm。

3) 表面层

针对红外热像转捩探测使用，表面层的功能是提高表面红外发射率，喷涂厚度控制在10 μm以内。同时，表面层可进行抛光处理，能够有效降低涂层表面粗糙度。

如果进行TSP转捩探测，可在加热层基础上直接喷涂TSP底漆和面漆。

3 风洞试验验证

3.1 试验方法

为验证电加热涂层技术应用效果，在航空工业空气动力研究院FL-60风洞开展试验验证，Ma涵盖0.6～2.0。试验目标主要有2个：① 对 比分析高速巡航条件下带有模型加热对转捩探测数据信噪比的影响；② 验证超声速条件下转捩探测能力。

如表2所列，分别在2个模型应用开展了6个工况测试，前3个工况为亚跨声速条件下的电加热技术验证，后3个工况为超声速条件转捩探测技术验证。其中，Case 1和Case 2的试验工况一致，Case 1使用电加热技术在试验过程中实时加热，Case 2采用常规方法在试验前加热，α为模型迎角。

表2 试验工况

使用FLIR A655 sc红外相机获取模型表面热图，该相机像素分辨率为640 pixel×480 pixel，温度分辨率为0.035 K。红外相机积分时间为5 ms，采样帧率为25 Hz，当每个迎角下来流流场稳定后采集30帧红外热图。

测试模型A为某平直翼段模型(图8)，翼段安装于两侧机身假体之间，翼段弦长0.24 m，展长0.24 m，表面开有5个测压孔。

图8 试验模型A照片

模型B为后掠机翼，前缘后掠角为45°，展长0.72 m，翼根弦长0.58 m，平均气动弦长0.394 m，图9为带有电加热涂层的机翼模型。

图9 试验模型B照片

3.2 翼段(亚跨声速)转捩探测结果与分析

图10给出了二元翼段转捩探测结果。转捩探测结果以热图灰度图像显示。热图中，来流方向由左至右，灰度图白色为高温，黑色为低温，在不同灰度区域存在明显的边界，显示出边界层的对流换热率在这些位置区域发生了改变。

图10 转捩探测热图(Case 1～Case 3)

3组试验结果见表3，表中X/C表示转捩位置的弦向相对值，其中Case 1和Case 2为亚声速流动条件下的转捩位置，二者转捩位置相差为1%；Case 3为跨声速条件下的转捩位置，由于该状态下翼段上表面出现激波，表面压力阶跃导致转捩位置与激波位置相同。

表3 转捩探测结果(Case 1～Case 3)

为对比电加热涂层技术与常规技术，沿图10中蓝色实线提取弦向温度剖面，并绘制温度T曲线如图11所示。对比图11中2个工况的温度曲线，带有电加热涂层时，层流区温度与湍流区温度相对差别约为4 K，而常规方法所得结果中层流区温度与湍流区温度相对差别为2 K。相对于常规方法，电加热涂层技术将转捩前后温差提高1倍。此时的单位面积加热功率为0.189 W/cm2。

图11 Case 1与Case 2温度剖面对比

计算Case 1和Case 2温度剖面的弦向梯度δT，得到图12中所示的梯度曲线。相对于常规方法，电加热涂层获得的转捩前后温度梯度绝对值从0.15 K提高到0.3 K。

图12 Case 1和Case 2温度梯度对比

3.3 三维机翼(超声速)转捩探测结果与分析

使用常规方法在暂冲式风洞进行超声速转捩探测时，由于来流温度低，在流场建立后模型表面温度很快降低，导致转捩前后温差难以辨识，在热图中难以对转捩进行辨识。

利用电加热涂层技术，在超声速流场中，对三维后掠机翼进行了转捩探测。图13给出了Case 4～Case 6工况测量结果，实现了Ma=1.5～2.0范围内的超声速转捩探测。图13中来流方向由左至右，该模型机翼上表面转捩图案呈现为典型的横流转捩的锯齿形特征。在图13中用红色半透明虚线标记转捩位置，可以看出，随着Ma提高，转捩位置逐渐靠近前缘。

图13 转捩探测热图(Case 4～Case 6)

4 飞行试验转捩探测

4.1 飞行环境条件对红外测试的影响

利用红外技术在飞行条件下进行转捩探测，要想获得理想的红外热图以及探测结果，必须满足1.2节中提到的红外测试关键因素。因此，有必要首先分析飞行环境条件对红外测试的影响特性，进而有针对性地提出测试方案。

对于高空飞行来说，本研究针对的飞行高度范围为3～7 km，大气温度范围为-30～0 ℃，经过长时间飞行，蒙皮与大气之间逐渐换热平衡，除驻点外的大部分蒙皮表面温度接近大气温度。直接进行红外测温，很难在热图中分辨转捩位置。因此需要对被测区域蒙皮进行加热，以提供机翼表面与大气之间的温差。同时，由于蒙皮加热使得目标温度提高，红外热图信噪比更高。

在低空大气中悬浮着灰尘、昆虫等颗粒污染物，飞机在起飞及降落过程中机翼前缘表面会随机地沾染这些颗粒物，进而粘在前缘的颗粒将诱发湍流楔，对转捩探测造成干扰。王猛等[15]在飞行试验中，通过3个架次试验对比验证，建议每次飞行前，应仔细清理机翼前缘。

此外，在某些测试角度下，存在太阳辐射，机翼表面反射处的强烈太阳倒影，有可能干扰测量结果，因此应当考虑太阳辐射干扰问题，在设计飞行试验中选择合适的飞行方向，避免被测表面区域内出现太阳倒影。

4.2 试验平台与测试对象

试验平台为某专用自然层流验证机，为双机身无人飞行系统，设计巡航Ma=0.5～0.8、飞行高度H=3～7 km。

如图14所示，测试对象为飞行验证机中央测试段机翼上表面及其尾迹区。结合双机身和Π型尾翼，在机身之间可替换安装各种层流测试翼段，利用Π型尾翼中央的光学吊舱实现转捩位置和表面压力非接触测量，固定于尾部横梁的尾迹耙可实现层流翼段的阻力测量。

图14 自然层流验证机

4.3 飞行试验转捩探测系统方案

根据使用环境以及测试对象，对红外热像采集系统提出了如下要求：

1) 测试段机翼表面必须提供热源加热，使其湍流区表面温度可在测试过程中维持在273 K左右，加热到达目标温度时间不超过5 min。

2) 测量系统选用长波红外相机模块，波长范围包含但不限于8～12 μm。

3) 红外相机温度灵敏度优于0.05 K。

4) 目标视场大小1 500 mm×1 500 mm，像素分辨率不低于640 pixel×480 pixel。

根据3.2节中的结论，单位面积加热功率达到0.189 W/cm2即可使转捩探测信噪比大幅提高，按此估算，飞行试验层流翼段表面待测区域面积约为1 m2，飞行中蒙皮表面加热总功率约为1 890 W。将利用本文发展的在线加热涂层技术，对蒙皮表面进行加热，提高转捩探测结果可靠性。

5 结 论

针对跨/超声速风洞试验边界层转捩探测，发展基于电加热涂层的红外热像技术，并在高速风洞开展技术验证，主要得出以下结论：

1) 基于导电铜浆的电加热涂层可以将涂层的总厚度控制到60 μm以内，降低了涂层对于气动外形的改变。

2) 提出的电加热涂层电阻相对较小，可使用较小的工作电压实现需求功率，具有安全、使用便捷等优点。

3) 在跨声速风洞试验中，相对于常规方法，在电加热功率100 W的条件下将转捩前后温差提高到4 K，此时的单位面积加热功率为0.189 W/cm2。如果提高加热功率可将温差提高更多。

4) 利用电加热涂层实现了超声速后掠机翼转捩探测。

5) 本文提出的电加热涂层技术可有效提高红外/TSP测热试验数据的信噪比，解决预先加热无法获得足够温差的问题，以此为基础完成了飞行试验层流验证机转捩探测技术方案。