2.4m跨聲速風洞壓敏漆測量系統(tǒng)研制與應用研究

熊 健，李國帥，周 強，李 平，馬護生，王紅彪，劉 祥，黃 輝

2.4m跨聲速風洞壓敏漆測量系統(tǒng)研制與應用研究

熊 健＊，李國帥，周 強，李 平，馬護生，王紅彪，劉 祥，黃 輝

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

摘要：近十幾年來，由于壓敏漆（Pressure Sensitive Paint、PSP）測量技術的不斷完善與發(fā)展，國際上主要空氣動力試驗機構(gòu)逐步將其應用于2m量級工程型風洞，完成模型表面壓力測量、模型表面流動顯示與CFD結(jié)果驗證。在2.4m跨聲速風洞建立了雙組份、多光源和多CCD的PSP測量系統(tǒng)，解決了大型暫沖式跨超聲速風洞試驗存在的模型表面溫度變化、光照均勻性與強度變化，以及模型振動、試驗數(shù)據(jù)修正、噴涂與壓敏涂料校準等諸多影響PSP測量結(jié)果精準度與可靠性的問題，并成功應用于大飛機測壓模型和三角翼測壓模型壓力分布測量試驗。試驗結(jié)果表明：在小迎角范圍壓敏漆涂層對模型表面壓力分布影響不明顯；在試驗馬赫數(shù)0.4～0.82、模型迎角－4°～4°范圍，PSP與傳統(tǒng)電子掃描閥測量結(jié)果的Cp均方根偏差小于0.03，測量精準度與國外同量級連續(xù)式跨聲速風洞相當。可以為飛行器氣動優(yōu)化設計和空氣動力學研究提供一種新的、先進的測試技術。
關鍵詞：跨聲速風洞；壓敏漆技術；壓力分布測量；調(diào)試試驗；誤差分析
中圖分類號：V211.71文獻標識碼：A

0 引 言

壓敏漆（pressure sensitive paint，PSP）測量技術是一種基于高分子聚合物光致發(fā)光特性和氧猝滅效應的光學非接觸壓力測量技術，可在接近傳統(tǒng)壓力測量精度的前提下，獲得測量模型表面大面積壓力分布，該技術與傳統(tǒng)離散點壓力測量技術相比，具有壓力測量分辨率高、不需要在模型表面加工測壓孔、不受模型結(jié)構(gòu)限制等優(yōu)點，因而被視為21世紀最具發(fā)展?jié)摿蛻们熬暗娘L洞測量技術。

20世紀80年代中期，俄羅斯TsAGI與意大利INTECO公司聯(lián)合研發(fā)了壓敏漆測量系統(tǒng)，率先將壓敏測量技術應用于空氣動力試驗，美國NASA蘭利中心、AEDC、波音公司和華盛頓大學、普度大學等也開展了壓敏漆測量技術研究與應用。此后，由于該技術的顯著優(yōu)勢，世界各國越來越多的空氣動力試驗機構(gòu)加入到該領域的研究之中。經(jīng)過20多年的持續(xù)努力，到目前為止，德國DLR、法國ONERA、英國ARA、瑞典FFA、日本JAXA等均取得了突破性進展，研制的壓敏漆系統(tǒng)在不同風洞中開展了應用研究，壓敏漆系統(tǒng)測量精準度與傳統(tǒng)壓力傳感器系統(tǒng)相比較，達到0.1%～5%范圍內(nèi)，基本滿足工程化應用要求。在亞洲，日本作為較早發(fā)展壓敏漆測量技術的國家，研究與應用水平處于領先地位，不僅有自主的壓敏涂料配方體系，日本JAXA與東京大學、東北大學、美國普度大學和德國DLR合作，在低溫壓敏漆和快速響應壓敏漆測量技術研發(fā)與應用方面也具有很高水平。韓國KAIST和印度NAL分別從美國和德國引進了該技術，并開展了圖像處理和壓敏涂料研發(fā)。印度NAL在1.2m量級跨聲速風洞中進行了翼－身融合模型試驗，獲得了很好的試驗結(jié)果［1－5］。

國內(nèi)航空工業(yè)氣動院于20世紀90年代從俄羅斯TsAGI引進了壓敏漆測量技術，與中科院化學所合作進行了壓敏涂料研發(fā)，并在跨聲速風洞中開展了翼型、翼－身融合體試驗。2000年以后，北京航空航天大學、南京航空航天大學、西北工業(yè)大學、上海交通大學、清華大學和中航工業(yè)燃氣渦輪研究院等開展了該技術在航空發(fā)動機內(nèi)流場、渦輪葉片氣膜冷卻效率和低速風洞模型壓力測量試驗［6－8］。整體上，國內(nèi)在壓敏漆測量技術領域還處于起步階段，測量方法以光強法為主，無論在設備性能，軟件開發(fā)，還是在應用水平方面均與國外存在較大差距。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所開展了壓敏漆測量技術研究與應用，在2.4m跨聲速風洞發(fā)展了壓敏漆測量技術，建立了滿足工程化應用要求的雙組份、多光源、多CCD的壓敏漆測量系統(tǒng)，使用多個測壓模型進行了壓敏漆測壓試驗，對比了壓敏漆測量結(jié)果與傳統(tǒng)電子掃描閥PSI測量結(jié)果，系統(tǒng)地驗證了壓敏漆測量技術精準度與可靠性。

1 壓敏漆測量原理

PSP的基本原理是：發(fā)光體吸收了一定輻射頻率的光子后，可從電子基態(tài)被激發(fā)到電子激發(fā)態(tài)，受激發(fā)的電子通過輻射和無輻射過程回到基態(tài)，其中輻射過程稱之為發(fā)光（通常為熒光和磷光的總稱），在無輻射過程中，激發(fā)態(tài)可以通過激發(fā)態(tài)發(fā)光體和氧分子相互作用而失活，這就是發(fā)光的氧猝滅。按照亨利定律，在PSP聚合物內(nèi)的氧濃度正比于聚合物表面的氧分壓。對于空氣，其壓力正比于氧分壓，所以，空氣壓力越高，PSP聚合物層中氧分子越多，發(fā)光分子被猝滅也越多。因此，發(fā)光強度是隨空氣壓力遞減的函數(shù)。

發(fā)光強度和氧濃度之間的關系可用Stern－Volmer關系來描述。對于實驗空氣動力學而言，發(fā)光強度I和空氣壓力p之間的定量關系由Stern－Volmer公式定義：

式中：Iref為參照條件下的發(fā)光強度，Ai（T）為Stern－Volmer常數(shù)，也稱壓敏涂層光強與壓力換算系數(shù)，由壓敏涂層靜態(tài)校準確定，由于熱猝滅作用，它們都有溫度依賴性。理論上說，Iref／I可以消除照射光的不均勻、涂層厚度的不均勻和發(fā)光體在PSP中濃度不均勻分布等因素影響。在典型的風洞實驗中，Iref通常情況下為風洞未起動時的發(fā)光強度，因此Iref通常稱之為無風狀態(tài)的發(fā)光強度（或無風圖像），同樣，I則被稱之為有風狀態(tài)的發(fā)光強度（或有風圖像）［9］。

2 壓敏漆特性

由Stern－Volmer公式可知，PSP方法需要得到模型壓敏涂層有風和無風條件下發(fā)光圖像的比值。試驗中，當照射到模型表面光強的不均勻、壓敏涂層厚度的不均勻和發(fā)光體在PSP中濃度不均勻分布，試驗前無風圖像和試驗狀態(tài)有風圖像出現(xiàn)的變形移動，以及風洞試驗前后模型表面溫度變化等，都對測量結(jié)果有比較大的影響，為了提高試驗數(shù)據(jù)的精準度，使用了雙組份壓敏漆技術，來消除和減小以上所述的影響因素。雙組份壓敏漆由對氧壓敏感的發(fā)光體（活性探針）和對氧壓不敏感的參照發(fā)光體（參照發(fā)光探針）組成。活性探針和參照發(fā)光探針可用相同的激發(fā)光激發(fā)，在理想情況下，活性探針和參照發(fā)光探針的發(fā)射光譜之間沒有交迭，因此這2種組份發(fā)射的光可用光學濾鏡進行分離。令Iλ1和Iλ1分別為在發(fā)射波長處活性探針圖像和參照發(fā)光探針圖像的發(fā)光強度，理論上，兩者之間比值Iλ1／Iλ2可以消除光源對模型不均勻的空間照射、涂層厚度和發(fā)光探針分子濃度的影響。然而，McLean（1998）指出，由于2種發(fā)光探針不能完全兼容，簡單的雙色強度比值Iλ1／Iλ2不能完全補償探針分子濃度非均勻分布影響。因此，用（Iλ1／Iλ2）1／（Iλ1／Iλ2）0的比值來校正探針分子濃度的不均勻及涂層厚度變化的影響，式中下標1、0分別指有風和無風條件下的比值［9］。

圖1給出了雙組份壓敏漆光譜特性曲線，激發(fā)光為波長405nm的藍光，發(fā)射光由2個波長光構(gòu)成，壓力敏感光為650nm紅光，壓力參考光為550nm綠光，雙組份壓敏漆具有較高的壓力靈敏度（0.7%／kPa）與較低的溫度靈敏度（0.05%／℃），壓力測量范圍為5～200kPa，工作溫度范圍0～50℃。

圖1 FIB雙組份涂料光譜特性曲線Fig.1 The characteristic spectra of binary FIB PSP

3 校準系統(tǒng)

PSP校準系統(tǒng)由可控溫度半導體冷卻器、405nm波長激發(fā)光源、PCO1600高靈敏度彩色相機、溫度控制器和壓力控制器構(gòu)成。校準樣片40mm×40mm、壓力調(diào)節(jié)范圍0～200kPa、溫度調(diào)節(jié)范圍0～50℃，PSP校準系統(tǒng)原理如圖2所示。

校準系統(tǒng)可根據(jù)需要設定壓力和溫度范圍，以及壓力和溫度組合方式，調(diào)節(jié)到設定值后，激發(fā)光源和相機按照一定的時序關系，采集校準樣片壓力探針分子發(fā)射的650nm波長紅光圖像（R）和參考探針分子發(fā)射550nm波長綠光圖像（G），從而獲得壓敏漆發(fā)光強度與表面壓力、溫度之間確定的函數(shù)關系，雙組份壓敏漆校準結(jié)果如圖3所示，從校準結(jié)果可以看出溫度對校準結(jié)果影響很小。

圖2 PSP靜態(tài)校準系統(tǒng)原理示意圖Fig.2 The Schematic of PSP static calibration system

圖3 PSP校準結(jié)果曲線示意圖Fig.3 The calibration curve of PSP

4 激發(fā)光源與圖像系統(tǒng)

激發(fā)光源由陣列式LED發(fā)光二級管構(gòu)成，發(fā)射光波長為405nm藍光，輸出功率12W，光功率輸出穩(wěn)定性0.1%／h，如圖4所示。該光源有連續(xù)照射和脈沖式照射2種工作模式，脈沖照射工作模式可通過TTL觸發(fā)脈沖信號控制其工作時序，激發(fā)光源為脈沖上升沿觸發(fā)，觸發(fā)時間小于1μs，光源功率輸出可達到90%，離開光源超過458mm距離，照射到模型表面光功率為高斯分布，具有良好的穩(wěn)定性及較長的使用壽命。

圖4 405nm波長LED激發(fā)光源Fig.4 The LED light source with the wavelength of 405nm

圖像系統(tǒng)由14位PCO背板制冷的科學級彩色相機、10～100mm變焦鏡頭和鏡頭控制器組成，鏡頭控制器具備變焦、聚焦和光圈設定的遠程控制功能，變焦鏡頭前安裝有光學濾鏡，以阻止波長405nm激發(fā)光進入相機。圖5給出了彩色CCD工作原理。

圖5 PCO彩色CCD工作原理Fig.5 The principle of PCO color CCD

試驗采集到的彩色壓敏漆圖像，通過圖像處理算法，分解為代表試驗壓力發(fā)光強度的紅光圖像（R）和代表參考壓力發(fā)光強度的綠光圖像（G），由Stern－Volmer公式和校準得到的壓敏涂層光強與壓力換算系數(shù)Ai（T），就可以獲得試驗模型壓力分布。

5 圖像處理軟件

壓敏漆風洞試驗需要采集3組圖像，分別為背景圖像、激發(fā)光照射下風洞不起動參考圖像和風洞起動試驗圖像，每個馬赫數(shù)和迎角下分別采集多幅圖像。圖像處理時3組圖像首先各自進行圖像平均，平均后的參考圖像和試驗圖像分別減去平均后的背景光圖像，得到背景噪聲去除后的參考圖像和試驗圖像。圖像處理軟件主要包括ProImage、ProFiled和Pro－Graph 3部分：ProImage完成標記點識別、背景圖像扣除、圖像平均、圖像比運算、圖像配準、圖像濾波等二維圖像處理；ProFiled完成三維表面網(wǎng)格以及模型三維表面壓力數(shù)據(jù)的顯示、編輯以及壓力積分、自照射修正等；ProGraph完成三維表面網(wǎng)格的生成、格式轉(zhuǎn)換與編輯等。

6 試驗風洞與模型

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心2.4m跨聲速風洞中進行，風洞試驗段截面尺寸為2.4m× 2.4m，試驗馬赫數(shù)范圍為0.3～1.2，雷諾數(shù)范圍為（1.76～17.00）×106。為了驗證壓敏漆測量精準度與試驗能力，開展了壓敏漆涂層對模型表面壓力測量影響、PSP與傳統(tǒng)壓力孔PSI測量結(jié)果比較試驗。試驗使用了2種不同布局的測壓模型，分別為大飛機測壓模型和65°三角翼測壓模型。大飛機測壓模型試驗馬赫數(shù)為0.4、0.6、0.785和0.82，試驗迎角范圍為－4°～10°；65°三角翼測壓模型試驗馬赫數(shù)為0.4、0.6、0.82和1.2，試驗迎角范圍為0°～8°。

大飛機模型縮比為1∶25，模型總長1.556m，機翼幾何展長1.432m，機翼參考面積0.202 46m2，平均氣動力弦長0.170 72m，試驗模型為大飛機基本構(gòu)型，升降舵與方向舵偏角均為0°，模型共有438個測壓孔，選取其中185個測壓孔進行常規(guī)PSI測量，模型在風洞中的安裝如圖6所示。

圖6 大飛機模型在風洞中的安裝示意圖Fig.6 Mounting schematic of large aircraft model in wind tunnel

65°三角翼測壓模型總長0.7336m，翼展0.609 60m，根弦長0.653 65m，翼厚0.022 22m，機翼面積0.199 232m2，模型表面共31個測壓孔分別分布在x／Cr＝0.2、0.4、0.6和0.8展向剖面處，三角翼模型在風洞中的安裝如圖7所示。

傳統(tǒng)壓力孔PSI測量由PSI8400DTC電子掃描閥測量系統(tǒng)完成，試驗中采用PSP與PSI同時測量方式，即將PSI采集周期設置成與PSP一致，每一幅PSP圖像對應一組PSI數(shù)據(jù)，實現(xiàn)PSI與PSP同步采集，獲得相同流場參數(shù)和模型狀態(tài)下的測量數(shù)據(jù)，用于試驗結(jié)果對比分析。

圖7 三角翼模型在風洞中的安裝示意圖Fig.7 The mounting schematic of delta wing model in wind tunnel

7 試驗結(jié)果及分析

7.1壓敏漆涂層對模型表面壓力影響

通常壓敏漆涂層會輕微改變模型外型和表面粗糙度，從而影響壓力試驗結(jié)果。為驗證影響量大小，對模型噴涂壓敏漆前、后狀態(tài)分別進行了傳統(tǒng)壓力孔PSI測量試驗，試驗馬赫數(shù)0.4、0.6、0.785和0.82，試驗迎角－4°～10°，從試驗結(jié)果得到：壓敏漆涂層厚度控制在40μm以內(nèi)、－4°～4°迎角范圍，模型噴涂壓敏漆前、后絕大多數(shù)測壓孔壓力系數(shù)變化量小于0.02，與傳統(tǒng)PSI試驗重復性精度相當，總的來說壓敏漆涂層對模型表面壓力分布影響較小，也驗證了國外機構(gòu)給出的若能把模型表面壓敏漆涂層厚度控制在40μm之內(nèi)，對壓力測量數(shù)據(jù)影響有限的試驗結(jié)論［9－10］。圖8給出了Ma＝0.6、α＝0°時大飛機模型左機翼上表面測壓剖面測壓孔PSI測量數(shù)據(jù)對比曲線。但是，當模型迎角大于6°之后，壓力系數(shù)變化量有一定增大，尤其是機翼前緣部分測壓點，這主要是由于壓敏涂層對模型轉(zhuǎn)捩位置有一定影響所致，如果試驗中采取固定轉(zhuǎn)捩方式（如柱狀轉(zhuǎn)捩帶），壓力系數(shù)變化量會明顯減小。所以，為了獲得高精度的壓敏漆測量結(jié)果，非常有必要建立壓敏感涂料噴涂質(zhì)量評估與檢測體系，嚴格控制涂料噴涂固化工藝和成膜后表面處理工藝，進一步降低涂層厚度與表面粗糙度對流動所產(chǎn)生的影響。

圖8 大飛機模型噴涂前后PSI數(shù)據(jù)（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°）

7.2大飛機模型PSP試驗結(jié)果

圖9給出了Ma＝0.4、0.6、0.785和0.82，α＝4°時大飛機模型左機翼上表面的壓力系數(shù)云圖，從圖中可以看出，α＝4°、亞聲速時，機翼上表面仍未形成激波，機翼前緣氣流加速形成低壓區(qū)，之后壓力逐漸恢復，隨著馬赫數(shù)的增大激波逐漸形成，α＝4°、Ma＝0.785、0.82時機翼上表面出現(xiàn)超聲速區(qū)，存在較強的激波，隨后出現(xiàn)相對和緩的壓力恢復區(qū)，呈現(xiàn)了超臨界機翼表面壓力分布的固有特征。

圖9 大飛機模型典型狀態(tài)PSP試驗結(jié)果Fig.9 PSP results of large aircraft model under typical test conditions

圖10 給出了Ma＝0.785，α＝4°時PSP與傳統(tǒng)電子掃描閥PSI測量結(jié)果對比曲線，從圖中可以看出PSP與PSI測量結(jié)果規(guī)律一致，絕大多數(shù)測壓孔壓力系數(shù)偏差小于0.02，測量數(shù)據(jù)吻合較好。

圖10 PSP與PSI試驗結(jié)果對比（Ma＝0.785，α＝4°）Fig.10 Comparison between PSI and PSP results（Ma＝0.785，α＝4°）

參考國外廣泛使用的PSP測量誤差處理方法［9－11］，以所有測壓點PSP、PSI差量的均方根（RMS）來衡量該試驗狀態(tài)PSP的整體測量誤差。即：

式中：ΔCpi為第i個測壓點PSP與PSI測量偏差，ΔCp為所有測壓點PSP與PSI測量均方根偏差，N為模型表面測壓點數(shù)。表1給出了不同試驗馬赫數(shù)和迎角下，大飛機模型PSP與PSI測量均方根偏差。從表1中可以看出，在馬赫數(shù)0.4、0.6、0.785和0.82，迎角－4°～10°時大飛機模型機翼上表面PSP結(jié)果與測壓孔數(shù)據(jù)吻合較好，迎角－4°～4°范圍內(nèi)，機翼上表面PSP與PSI測量結(jié)果均方根偏差基本在0.03以內(nèi)。

表1 大飛機模型PSP整體測量誤差統(tǒng)計分析表Table 1 The whole measurement errors of PSP on large aircraft model

隨著馬赫數(shù)和迎角的增加，PSP與測壓孔數(shù)據(jù)的差異逐漸增大，這是因為隨著馬赫數(shù)與迎角的增大，無風參考圖像和風洞起動試驗圖像，由于氣動彈性角的變化引起模型平移與變形造成了圖像配準誤差的增大，同時機翼上表面的壓力梯度增大，圖像濾波處理方法也對測量結(jié)果誤差有一定影響。馬赫數(shù)0.785、0.82，迎角8°、10°試驗狀態(tài)下，機翼上表面流場的非定常現(xiàn)象是引起測量結(jié)果誤差的重要原因。

7.3三角翼模型PSP試驗結(jié)果

圖11給出了馬赫數(shù)0.6，迎角0°～8°時三角翼模型PSP壓力系數(shù)分布云圖。從圖中可以看出，尖前緣三角翼氣流在前緣處發(fā)生分離，分離形成的自由剪切層卷起產(chǎn)生旋渦，也就是主渦。隨著迎角的增大，模型上表面背風區(qū)氣流逐漸加速，表面壓力逐漸降低。同時，主渦強度隨著迎角的增大逐漸增強，位置也逐漸靠近翼根。

圖11 三角翼模型不同迎角下PSP試驗結(jié)果（Ma＝0.6）Fig.11 PSP results of delta wing with different AOA（Ma＝0.6）

圖12 給出了馬赫數(shù)0.6、0.82和1.2，迎角4°時PSP壓力系數(shù)分布云圖，從圖中可以看出三角翼模型壓力系數(shù)分布對稱性很好，同時，可以較為精細地反映三角翼模型表面分離及渦流等流動現(xiàn)象，可為CFD計算流體結(jié)果驗證提供更為精細的參考數(shù)據(jù)。

圖12 三角翼模型不同馬赫數(shù)下PSP試驗結(jié)果（α＝4°）Fig.12 PSP results of delta wing with different Mach numbers

表2給出了所有試驗狀態(tài)下，三角翼模型PSP與PSI測量均方根偏差，從表中可以看出PSP與PSI數(shù)據(jù)一致性良好，整體壓力系數(shù)偏差小于0.01，測量精度很高。這跟三角翼模型支桿設計中，為了減小試驗中模型彈性角變化而增大了模型支桿設計強度有關。

表2 三角翼模型PSP整體測量誤差統(tǒng)計分析表Table 2 The whole measurement error of PSP on delta wing model

8 結(jié) 論

針對2.4m跨聲速暫沖式風洞試驗特點，研制了雙組份、多光源和多CCD相機的PSP測量系統(tǒng)，完成了大飛機測壓模型和65°三角翼測壓模型PSP與傳統(tǒng)壓力孔電子掃描閥PSI對比試驗，結(jié)果表明：

（1）研制的雙組份壓敏漆測量系統(tǒng)，滿足2.4m跨聲速暫沖式風洞試驗需要，能有效降低試驗模型溫度變化、照射到模型表面光強不均勻、以及模型變型等因素對PSP測量精準度的影響。

（2）壓敏漆涂層會輕微改變模型外型，影響壓力試驗結(jié)果，但涂層厚度控制在40μm以內(nèi)，且模型迎角在小角度范圍對測量結(jié)果影響很小。

（3）迎角－4°～4°范圍內(nèi)PSP與壓力孔PSI測量結(jié)果均方根偏差小于0.03，基本滿足工程性試驗要求，標志著2.4m跨聲速風洞具備了PSP測壓試驗能力，可以為型號布局設計、CFD計算結(jié)果驗證與模型表面流動顯示提供技術支持。

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Development and application of pressure sensitive paint system in 2.4mtransonic wind tunnel

Xiong Jian＊，Li Guoshuai，Zhou Qiang，Li Ping，Ma Husheng，Wang Hongbiao，Liu Xiang，Huang Hui
（China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

In recent decades，PSP（Pressure Sensitive Paint）measurement technique has been improved continuously and applied to engineering wind tunnel testing of two meter scale in many aerodynamic test institutions in the world gradually，for model surface pressure measurement，flow visualization on model surface and CFD result validation.A binary PSP measurement system with multi light sources and CCD cameras has been established in the 2.4mtransonic wind tunnel，and the many problems affecting measurement accuracy and reliability in large intermittent transonic wind tunnel tests have been solved，such as temperature changing on model surface，illumination uniformity and intensity changing，model vibration，as well as test data correction，spraying and coating calibration，and so on.Meanwhile it has been employed to the surface pressure distribution measurement tests of the large aircraft model and the NASA delta wing model.Test results indicate that PSP coating has little influence on model surface pressure distribution.The difference of the root mean square of Cpbetween PSP and conventional pressure taps is below 0.03under the test conditions with Mach numbers ranging from 0.4to 1.2and angles of attack varying from－4°to 4°，which is equal to the measurements accuracy of continuous transonic wind tunnel of the same scale abroad.In a word，the new PSP system and technique application can provide a new advanced measurement method for the configuration optimum design of flight vehicles and aerodynamics research.

transonic wind tunnel；pressure sensitive paint technique；pressure distribution measurement；system debugging；error analysis

（編輯：李金勇）

1672－9897（2016）03－0076－09

10.11729／syltlx20150144

2015－11－30；

2016－04－07

＊通信作者E－mail：jxiong＠vip.sina.com

Xiong J，Li G S，Zhou Q，et al.Development and application of pressure sensitive paint system in 2.4mtransonic wind tunnel.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：76－84.熊 健，李國帥，周 強，等.2.4m跨聲速風洞壓敏漆測量系統(tǒng)研制與應用研究.實驗流體力學，2016，30（3）：76－84.

熊健（1963－），重慶人，高級工程師。研究方向：跨超聲速風洞測量、控制與非接觸測量技術。通信地址：四川省綿陽市二環(huán)路南段6號205信箱（621000）。E－mail：jxiong＠vip.sina.com