利用基于寿命的压力敏感涂料技术对喷气式飞机机翼上的压力分布进行飞行中的测量

《Aerospace Science and Technology》：In-Flight Measurement of Pressure Distribution on a Jet Aircraft Wing Using Lifetime-Based Pressure-Sensitive Paint Technique

　　

杉冈洋介|中岛勉|中北和之

日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）航空技术部，东京，日本

摘要

基于寿命的压力敏感涂料（PSP）技术被应用于对一款喷气式飞机飞行试验台机翼上压力分布的定量测量。在主翼表面涂覆了具有较低温度敏感性的PSP薄膜。在亚音速飞行条件下，飞机处于负俯仰角且襟翼放下状态时获取了参考图像。然后利用比率法以及单点温度数据，计算了跨音速飞行条件下的压力分布。在跨音速条件下获得的比率图像中，冲击波脚位置清晰可见；而参考条件下的比率图像则反映了PSP薄膜的表面温度分布及其不均匀的寿命特性。冲击波脚处的压力升高在物理上是合理的，表明压力系数分布测量结果准确。PSP测量结果与数值模拟结果之间的典型差异为：压力相差约1千帕（kPa），压力系数相差0.14。

引言

飞行测试是飞机开发过程中最重要的环节之一，因为它能够在实际飞行条件下对空气动力学、结构设计和部件设计进行最终验证。此外，飞行中获得的空气动力性能数据对于改进包括实验性和计算流体动力学在内的模拟技术至关重要。因此，对飞行中的物理量（如压力、速度和变形）进行光学测量对于评估飞机的气动性能非常有用。

包括美国国家航空航天局（NASA）、德国航空航天中心（DLR）和日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）在内的研究机构和大学已经开发出了飞行中的光学测量技术。在欧洲，启动了一个名为“Advanced In-Flight Measurement Techniques”（AIM）的专项研究项目，旨在开发适用于工业飞行测试的先进光学测量技术。该项目应用了多种技术，包括图像相关模式跟踪（ICPT）、粒子图像测速（PIV）、背景导向的Schlieren（BOS）和压力敏感涂料（PSP），用于研究机翼、螺旋桨、直升机叶片和高升力装置周围的流场。该项目的成果已以书籍形式出版[1]。

所谓的“压力带”通常用于飞行中的压力测量。然而，它们相对昂贵且空间分辨率有限。此外，将压力传感器的线路或管道铺设到加压舱内非常繁琐。因此，PSP技术现在被认为是一种有吸引力的替代方案，可用于测量飞机上的压力分布。

PSP是一种基于涂料中分子氧淬灭效应的光学压力测量技术。尽管PSP技术已达到可用于工业风洞测试的实际应用水平，但其应用于飞行测试仍主要限于研究用途[2]。英国前国防评估与研究机构（DERA）[3]、美国NASA艾姆斯研究中心和普渡大学[4,5]、德国DLR[6]以及日本JAXA[7]都报告过飞行中的PSP测量结果。

首次飞行中的PSP测量是由McLachlan等人（1992年）使用紫外（UV）弧光灯和8位CCD相机进行的[4]。他们在以超音速飞行的F-104飞机机窗上涂覆了基于铂八乙基卟啉（PtOEP）的PSP。他们得出结论，PSP可以提供定量压力分布数据，同时也指出了飞行测试中的许多限制。Cripps和Holmes在Britten-Norman Islander飞机的飞行测试中采用了荧光寿命成像（FLIM）技术[3]。他们的测量系统安装在机翼下方的吊舱中，另一个相邻的吊舱则涂覆了PSP。他们成功测量了飞行高度变化带来的整体压力变化以及高速条件下的压力分布。Lachendro等人开发了一种由光电倍增管（PMT）和激光组成的激光扫描系统，测量了Raytheon Beechjet 400A（与MU-300同型飞机）机翼上的弦向压力分布[5]。他们的测量基于相位法。他们指出，由于燃料箱等内部结构导致的温度分布，飞行中的PSP测量较为困难。Egami等人使用红外（IR）相机来校正测试对象的温度分布，并比较了两种测量方法（基于强度的方法和基于寿命的方法）的能力[6]。他们表明，温度校正对于准确的压力测量至关重要，尽管基于寿命的方法产生的数据噪声较大。Nakakita等人在螺旋桨驱动的Beechcraft Model 65 Queen Air机翼上进行了飞行中的PSP测量[7]。在该研究中使用了双荧光团PSP。他们的结果显示，通过应用温度校正和现场校准，即使在低速条件下也能获得定量压力信息。

在PSP测量能够应用于高海拔和高速度的飞行测试之前，仍存在许多技术问题。主要挑战包括开发用于校正变形、涂料污染和机翼表面温度变化的误差校正方法。在飞行过程中，机翼会在空气动力载荷作用下发生变形。PSP的发光强度会受到涂覆表面与光源之间距离和角度的影响。此外，飞行测试中不可避免的涂料层污染也可能导致发光强度下降。因此，当从地面（风停状态）强度与飞行中（风动状态）强度的比值计算压力时，传统基于强度的PSP测量精度会显著降低。地面与飞行高度之间的大气温度差异（通常超过30 K）是另一个主要的误差来源。另外，由于机翼内部的支柱和燃料箱等结构，飞行中的机体表面温度并不均匀。

在本研究中，提出了一种利用基于寿命的PSP技术来定量测量跨音速、高海拔飞行喷气式飞机机翼上压力分布的方法。为了尽可能简化机载仪器，我们探讨了是否可以在不使用红外相机[6]、压力和温度敏感的双荧光团涂料[7]或带有压力传感器的现场校准[7]等高级校正方法的情况下获得定量压力分布。压力计算基于JAXA开发的低温敏感性PSP、双门寿命测量方法、参考条件下的比率法以及飞机上可用的传感器信息。然后将得到的压力分布结果与数值模拟结果进行比较，以明确所提方法的能力和局限性。

章节摘录

飞行测试使用的是JAXA的喷气式飞行试验台（FTB）“Hisho”。图1显示了位于名古屋机场（RJNA）机库中的Hisho。飞行测试操作在JAXA名古屋飞行研究中心进行，该中心位于RJNA。Hisho基于Cessna Citation Sovereign（型号680）设计。Hisho的总长度、翼展和高度分别为19.35米（63.6英尺）、19.3米（63.4英尺）和6.2米（20.4英尺）。它配备了两台Pratt & Whitney PW306C涡轮风扇发动机。

参考条件的有效性

在本研究中，比率图像是使用在低速飞行条件下（负俯仰角）获得的R₁₂图像计算得出的。如果在此参考条件下PSP测量区域的压力不均匀，这种不均匀性将直接作为测量误差影响最终的压力计算结果。因此，通过数值模拟预测了实际飞行条件下的机翼表面压力分布。

结论

本研究的目的是利用基于寿命的PSP技术，定量测量跨音速、高海拔飞行喷气式飞机机翼上的压力分布。提出了一种方法，该方法仅使用飞机上可用的温度传感器信息来计算压力，无需之前研究中使用的复杂测量系统和程序，例如红外相机或额外的压力

数据可用性

支持本研究结果的数据未公开，因为其中包含与工业合作伙伴相关的机密信息，并受到合同限制。

CRediT作者贡献声明

杉冈洋介：撰写——初稿撰写、审稿与编辑、可视化、验证、软件开发、资源管理、方法论设计、数据分析、概念化。

中岛勉：撰写——审稿与编辑、验证、资源管理、方法论设计、数据分析、概念化。

中北和之：撰写——审稿与编辑、验证、资源管理、方法论设计、数据分析、概念化。

中北和之：撰写——审稿与编辑、验证、资源管理、方法论设计、数据分析、概念化、资金筹集。