飛機(jī)模型蒙皮氣動(dòng)熱風(fēng)洞試驗(yàn)溫度測量方法初探

單永正 蔣甲利 許相輝 曹陽

摘?要：本文通過在直流連續(xù)式跨音速FL-7風(fēng)洞進(jìn)行的一次氣動(dòng)加熱試驗(yàn)，針對某型號飛機(jī)模型介紹了一種接觸式與非接觸式測量相結(jié)合的表面蒙皮溫度場測量方法，并針對測量數(shù)據(jù)進(jìn)行了初步分析。試驗(yàn)結(jié)果證明這種測量方案是可行的，有效的。

關(guān)鍵詞：蒙皮氣動(dòng)熱； 紅外熱像儀； 熱電偶； 鉑電阻

中圖分類號：U467 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2012）10（a）-0014-02

飛機(jī)在高速飛行時(shí)由于氣體與蒙皮表面摩擦，使大量的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮懿鬟f到蒙皮表面[1]，這種由氣動(dòng)力加熱引起的長波8～14μm蒙皮輻射使得高速飛行的作戰(zhàn)飛機(jī)在單調(diào)的天空背景中成為一個(gè)明顯的紅外輻射目標(biāo)[2，3]，而風(fēng)洞試驗(yàn)則是研究和預(yù)測超聲速飛機(jī)氣動(dòng)熱環(huán)境的主要技術(shù)途徑[4]。我國在飛機(jī)蒙皮氣動(dòng)熱風(fēng)洞試驗(yàn)方面起步較晚，目前對蒙皮材料及涂層在飛行環(huán)境下的紅外輻射、散射特性參數(shù)缺乏必要的試驗(yàn)測量。

中航工業(yè)氣動(dòng)院的直流連續(xù)式跨音速FL-7風(fēng)洞經(jīng)過適當(dāng)改造后即可成為氣動(dòng)加熱紅外測試平臺。但由于該風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸小、風(fēng)速高，因此在該風(fēng)洞內(nèi)實(shí)現(xiàn)對模型的表面溫度測量具有一定的技術(shù)難度。

本文從某型號飛機(jī)全機(jī)模型的迎頭紅外特性測試試驗(yàn)入手，詳述了飛機(jī)蒙皮氣動(dòng)熱試驗(yàn)溫度測量的方法，并為下一階段的試驗(yàn)提出改進(jìn)方案。

1測量方法

針對風(fēng)洞中模型表面溫度分布測量，目前采取非接觸式和接觸式測量相結(jié)合的方式。其中非接觸式選用紅外熱像儀測量模型正前方溫度場，結(jié)合風(fēng)洞實(shí)際情況，將熱像儀安裝于蜂窩器處，使熱像儀光軸同飛機(jī)縮比模型縱軸重合。示意圖參見圖1。

接觸式測量則選用熱電偶和鉑電阻布置在機(jī)翼，測量表面特征點(diǎn)溫度。在位于相對較薄的機(jī)翼中段采用熱電偶，在相對較厚的機(jī)翼根部使用鉑電阻。

2 FL-7風(fēng)洞氣動(dòng)加熱試驗(yàn)

2.1試驗(yàn)風(fēng)洞及設(shè)備

FL-7風(fēng)洞試驗(yàn)段口徑：0.52m×0.64m，馬赫數(shù)從0.2～1.5連續(xù)可調(diào)，并可持續(xù)吹風(fēng)達(dá)0.5小時(shí)。

試驗(yàn)所用紅外熱像儀型號為FILR SC3000，工作波段8～9μm。熱電偶為T型微細(xì)鎧裝熱電偶，量程-200～+300℃，精度0.5℃。鉑電阻為薄膜型鉑電阻，量程-80～+80℃，精度0.1℃。

2.2試驗(yàn)過程

模型機(jī)身材質(zhì)為碳鋼，為了提高模型表面發(fā)射率，在模型表面噴涂了亞光黑漆。試驗(yàn)段環(huán)境參數(shù)：溫度266K，1標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，空氣密度1.225kg/m3。熱像儀采集幀頻為60Hz，圖像分辨率為320×240，熱電偶與鉑電阻采集周期0.3s。

試驗(yàn)過程如下：1）將模型與測量系統(tǒng)安置于風(fēng)洞內(nèi)；2）對紅外熱像儀進(jìn)行標(biāo)定；3）采集風(fēng)洞吹風(fēng)時(shí)的測量數(shù)據(jù)并存儲到計(jì)算機(jī)；4）氣動(dòng)加熱過程達(dá)到穩(wěn)態(tài)后，停車。

2.3試驗(yàn)結(jié)果及分析

本次試驗(yàn)分別在馬赫數(shù)1.2和1.4下對碳鋼和尼龍機(jī)頭進(jìn)行了吹風(fēng)測試，并利用紅外熱像儀對兩種馬赫數(shù)下兩種材質(zhì)機(jī)頭進(jìn)氣道堵錐中心點(diǎn)采集了溫度數(shù)據(jù)，此外還借助熱電偶和鉑電阻對相應(yīng)馬赫數(shù)下機(jī)翼上不同特征點(diǎn)采集了溫度數(shù)據(jù)。

試驗(yàn)結(jié)果參見圖1～圖6，圖中橫軸為時(shí)間，縱軸為溫度。

從圖1～圖4以及圖5、圖6中機(jī)翼前緣都能看出，風(fēng)洞開始吹風(fēng)后，被測點(diǎn)溫度迅速下降至大氣環(huán)境溫度，經(jīng)過小幅度波動(dòng)之后，溫度緩慢上升，并最終趨于穩(wěn)定，而尼龍機(jī)頭由于導(dǎo)熱慢，溫度上升的趨勢更為明顯。這個(gè)過程驗(yàn)證了飛機(jī)在超聲速巡航狀態(tài)下蒙皮氣動(dòng)加熱現(xiàn)象，試驗(yàn)測量結(jié)果與理論分析符合得較好。盡管溫度提高幅度不大，但是根據(jù)斯忒藩-波耳茲曼定律，紅外輻射強(qiáng)度與熱力學(xué)溫度的4次方成正比，因此模型表面紅外輻射強(qiáng)度提升得依然很可觀。接下來，只要再得到模型表面發(fā)射率，傳熱系數(shù)等物性參數(shù)就可以進(jìn)一步獲得模型的紅外特性。

3存在的問題及解決途徑

本次試驗(yàn)只是定性的驗(yàn)證了蒙皮氣動(dòng)加熱現(xiàn)象，試驗(yàn)中暴露了紅外背景干擾過于嚴(yán)重的問題。從圖2、圖3的對比可知，吹風(fēng)后發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫導(dǎo)致模型后方紅外特征明顯，再加上洞壁反射等因素干擾了紅外熱像儀的測量，同時(shí)模型支撐系統(tǒng)與模型本身溫度相近，難以將模型紅外輪廓與支撐系統(tǒng)精確分離。預(yù)計(jì)的解決途徑是在試驗(yàn)段后方加裝遮擋裝置，在風(fēng)洞內(nèi)壁刷黑漆降低反射，增加冷卻設(shè)備降低支撐系統(tǒng)溫度，同時(shí)加工新鏡頭，調(diào)整焦距，使得模型盡量充滿視野，減小背景區(qū)域。此外，為了實(shí)現(xiàn)模型紅外輻射的定量計(jì)算，還需使用標(biāo)準(zhǔn)黑體面源校準(zhǔn)紅外熱像儀。

4結(jié)語

這種將熱電偶、鉑電阻和紅外熱像儀組合應(yīng)用在風(fēng)洞飛機(jī)蒙皮測溫試驗(yàn)中的測量手段在國內(nèi)尚屬首次實(shí)施。最終成功地實(shí)現(xiàn)了對氣動(dòng)加熱現(xiàn)象的實(shí)時(shí)觀測和各個(gè)特征點(diǎn)溫度值的定量測量。由此證明了這種非接觸式和接觸式測量相結(jié)合的測量方案是可行的，有效的。為下一階段紅外特性測試試驗(yàn)奠定了基礎(chǔ)，確定了改進(jìn)方向。

參考文獻(xiàn)

[1]范緒箕.氣動(dòng)加熱與熱防護(hù)系統(tǒng)[M]. 北京：科學(xué)教育出版社，2004.

[2]付偉.飛機(jī)的紅外輻射抑制技術(shù)[J].光機(jī)電信息，2002（10）：24-28.