飛行器表面氣動載荷的柔性智能蒙皮多參量測量

2022-05-21 02:20:04郭棟梁侯超朱臣熊文楠陳爽許曉斌楊華黃永安

實驗流體力學 2022年2期

郭棟梁，侯超，朱臣，熊文楠，陳爽，許曉斌，楊華，黃永安 ,

1.華中科技大學數字制造裝備與技術國家重點實驗室，武漢 430074

2.華中科技大學柔性電子研究中心，武漢 430074

3.中國空氣動力研究與發展中心設備設計與測試技術研究所，綿陽 621000

4.中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所，綿陽 621000

0 引言

飛行器壁面氣動載荷監測是提高飛行安全和效率的關鍵手段。飛行器在飛行過程中會面臨高/低溫沖擊、層流分離、分離渦脫落、邊界層轉捩等復雜氣動問題，易出現燒蝕/翼面結冰、阻力增大、飛機失速、動態失穩等情況，這些情況增加了飛行器的安全隱患。研究飛行器表面流場特性及其變化規律是解決這些問題的關鍵。

目前針對飛行器表面的溫度、壓力、壁面剪應力等氣動載荷測量，研究人員開發了多種測量方案，如溫敏漆、壓敏漆、嵌入式與表貼式傳感器等。對于靜態壓力測量，目前常用的測量方式是通過壓力孔安裝傳感器。該方式為侵入式測量，壓力孔會破壞結構并影響壁面流場特征，降低傳感器的測量精度，且難以實現大規模多參量集成測量。Li 等開發了高透明度溫度不敏感型壓敏漆，研究了距離、射流角度、膨脹比等對近壁面欠膨脹沖擊射流的影響。國防科技大學霍俊杰等通過溫敏漆技術研究了大迎角下圓錐背風面邊界層流動發展過程，并對不同發展階段的特征進行討論。溫敏漆、壓敏漆等可以實現全覆蓋測量，但仍存在有視覺死角、測量物理量單一等問題。目前常用的壁面測量方法難以實現氣動載荷多參量同步測量，亟需發展能夠同步測量多種氣動特性的多功能壁面傳感器。

柔性電子技術在柔性有機/無機基板上制作微電子器件，可制作出不同功能的超薄傳感器，并具有良好的變形及性能。如基于激光剝離技術的柔性電子工藝，將高溫壓電陶瓷、溫敏電阻等集成在聚酰亞胺（PI）、聚二甲基硅氧烷（PDMS）等低溫超薄柔性基底上，可同步測量溫度、應變、壓力等；幾微米厚的超薄應變傳感器被應用于超薄柔性器件的精確應變測量。基于大面積柔性傳感的全場測量技術，可降低對飛行器結構與壁面流場的影響，覆蓋共形測量壁面壓力、溫度、氣流脈動等多種參量。南京航空航天大學邱雷團隊開發了壓電傳感陣列，可實現飛行器內部結構健康監測；西北工業大學馬炳和等開發了熱膜傳感器陣列，應用于風洞和水洞壁面剪切應力的測試；華中科技大學熊文楠等開發的超薄柔性傳感器可實時監測NACA0012翼型壁面正壓和負壓。然而，以上測量方式測量物理量單一、測點密度低、難以實現多種傳感器互驗。

風洞試驗為反映飛行器的真實飛行狀態，要求氣動載荷多參量同步測量，實現一次試驗盡可能獲取多種氣動參數。如圖1所示，本文開發一種具備多種感知功能的飛行器柔性智能蒙皮系統，高密度集成靜態壓力、脈動壓力、溫度、熱膜剪應力等多功能傳感網絡，賦予飛行器蒙皮感知功能，實現復雜曲面全覆蓋共形集成，結合多功能采集系統與顯示系統，在對壁面流場干擾較小的情況下實現多種氣動參數同步測量，多參量融合分析實現全場多物理場智能感知。

圖1 柔性智能蒙皮與感知Fig.1 Flexible sensing skin and flow field perception

1 柔性智能蒙皮測量系統

1.1 柔性智能蒙皮系統組成

該柔性智能蒙皮系統針對風洞試驗自主開發，系統總體裝置如圖2所示，由3部分構成，分別為具備氣動載荷多參量感知功能的柔性感知層（iFlexSense）、多功能高速采集卡（iFlexHub）和數據分析與顯示系統（iFlexLab）。

圖2 柔性智能蒙皮系統Fig.2 System of flexible sensing skin

柔性感知層由多種柔性薄膜傳感器和大面積蒙皮網絡構成，包括電容式靜態壓力傳感器、壓電式脈動壓力傳感器、熱膜剪應力傳感器和溫度傳感器，以實現多種氣動載荷向電學量的轉變并被采集卡感知。

為適應多種傳感器多路信號采集，根據傳感器工作原理自主開發基于FPGA的iFlexHub：標準化設計傳感端與采集端接口，同步采集大規模多元數據，在傳感端附近對模擬信號進行數字化處理，并通過極少的網線傳輸數字信號；輕量化設計傳感網絡與采集系統，提高柔性智能蒙皮系統的便攜性與可操作性。

iFlexLab是對采集到的大規模傳感數據融合分析與顯示的后處理系統，對數據進行濾波、傅里葉變換、數據特征挖掘等實時處理，利用波形圖、功率譜、三維云圖、健康狀態信息等多維度地展示飛機表面物理場的變化過程。

1.2 多功能柔性傳感器設計與制備

飛行器柔性智能蒙皮中包含自主設計制備的空腔電容式靜態壓力傳感器、壓電式脈動壓力傳感器、熱膜剪應力傳感器、柔性溫度傳感器，如圖3所示，各傳感器的性能參數如表1所示。

表1 傳感器性能參數Table 1 Performance parameters of sensors

脈動壓力是氣流中的一個重要參數，流體在壁面流動過程中，模型表面的脈動壓力在邊界層轉捩過程中會出現峰值。自研基于激光剝離基底倒置制備工藝的柔性超薄壓電傳感器，如圖3（a）所示，主要包括Pt電極、壓電層、Au電極、PI基底以及集成器件層等5層結構。所制備柔性壓電傳感器彎曲半徑小于 2 mm，在測量量程范圍內，最小壓力分辨率為10 Pa，響應時間不超過5 ms，而且傳感器的耐用性較強、壽命較長。在超過 5 000次反復彎折之后，仍能保持正常功能，滿足大變形條件下長期的測量使用需求。

圖3 柔性傳感器及測量原理示意圖Fig.3 Flexible sensors and schematic diagrams

電容式靜態壓力傳感器以電容方式采集飛行器表面的壓力分布，如圖3（b）所示，具有靈敏度高、受溫度干擾小、制備簡單等優點。系統使用的柔性壓力傳感器由頂層電極、底層電極和帶有空腔的介電層組成。頂層電極隨壁面壓力產生向上或向下的微小彎曲，電極間距離隨之改變，電容大小也隨之改變。傳感器響應時間100 ms，最小分辨率5 Pa，量程0～6 kPa。

熱膜剪應力傳感器是基于對流過程熱損耗原理，通過經驗公式擬合壁面剪切應力的傳感器，應用于壁面剪應力分布式測量以及分離點、轉捩和顫振等特征分析。如圖3（c）所示，熱膜傳感器由一塊溫敏傳感器金屬Ni和柔性PI基底構成，其制作工藝為旋涂基底-光刻圖案-濺射金屬-去膠-退火-剝離。熱膜剪應力傳感器工作時，由采集電路控制發熱功率，與環境形成一定溫差，對流過程中傳感器溫度變化反映壁面剪應力變化。傳感器電極部分尺寸為1.5 mm×3 mm，系統采用恒功率的方式采集熱膜傳感器信號，響應時間為2 ms。

柔性溫度傳感器基于光刻、真空氣相沉積與激光剝離等微電子機械系統（MEMS）工藝與柔性化工藝制備，如圖3（d）所示。基于鉑電阻的溫敏特性，實現溫度傳感器柔性化與輕薄化設計，整體厚度不超過10 μm，因此具有更低的熱容和更高的溫敏響應頻率，可實現-20～120 ℃范圍內的溫度測量。

2 結果與討論

2.1 風洞試驗條件

柔性智能蒙皮系統已經在小型直流式風洞、射流平臺和標準FL-9風洞中進行多車次試驗。

如圖4（a）所示，小型直流式風洞試驗翼型為NACA0012縮比模型，尺寸為150 mm×150 mm，材質為光敏樹脂。圖4（b）所示為射流平臺試驗，來流速度約100 m/s，來流溫度低于環境溫度，該平臺用于測量模型在高速氣流下的氣動載荷，試驗翼型為NACA0012。多功能柔性智能蒙皮利用剪紙-組裝技術，可實現大面積共形貼裝在不可展曲面。如圖4（c）所示，飛行器右尾翼下翼面全覆蓋貼裝了多于100個傳感器的柔性智能蒙皮，在FL-9大型風洞開展變迎角試驗，風洞試驗段尺寸為4.5 m×3.5 m，試驗風速為0～70 m/s。

圖4 柔性智能蒙皮系統風洞試驗Fig.4 Wind tunnel experiment of sensing skin system

2.2 脈動壓力測試

測試前，將商用壓電傳感器和柔性壓電傳感器固定在同一基底上，使用固定加速度的沖擊錘對基底施加沖擊載荷。如圖5（a）所示，在沖擊施加后的響應階段，商用壓電傳感器與柔性壓電傳感器信號在時間上表現出高度一致性，其信號幅度差異是由壓電陶瓷封裝不同所致。在NACA0012翼型150 mm×150 mm縮比模型上表面，沿翼弦方向非等距布置15個柔性壓電傳感器，測量機翼上表面沿翼弦方向的氣流脈動特征，測點位置參照圖5（b）。機翼表面的柔性壓電傳感器電壓信號變化主要來自于氣流壓力脈動和結構振動兩部分，在直流式小型風洞試驗中，風速為0～20 m/s，迎角θ變化范圍為-20°～+20°，每次變化5°。由于風速較低，結構振動可以忽略不計，柔性壓電傳感器測量得到沿翼弦方向氣流脈動壓力的壓電響應信號分布。根據壓電信號，計算得到不同測點傳感器響應的脈動壓力系數與歸一化的脈動壓力強度分別如圖5（c）、（d）所示，橫坐標x為傳感器距翼型前端距離，c為弦長，x/c為傳感器相對翼型的位置。

圖5 NACA0012機翼小型風洞試驗脈動壓力結果Fig.5 Results of pulsating pressure in wind tunnel test with different angles of attack

模型上翼面的脈動壓力信號沿翼弦方向變化明顯，隨著機翼迎角改變而呈現不同的分布特征。當機翼迎角為負時，壓電傳感器測量得到的脈動壓力強度整體較低；當迎角為0°時，整體脈動壓力強度最低（黑色點線）；迎角在0°～15°之間時，上表面脈動壓力強度隨迎角增大逐步提高，明顯高于迎角為負時，且當迎角為15°時，脈動壓力強度急劇提升；在迎角為20°時，機翼表面發生流動分離等現象，脈動壓力強度迅速下降，低于迎角為負時。在翼弦方向中后端，測點x/c=0.60處附近，脈動壓力系數及強度尖峰明顯，測點x/c=0.68 迅速出現脈動壓力系數極低點，表明在測點x/c=0.60 與x/c=0.68 處可能發生流動分離與再附過程，導致局部脈動壓力強度增大后迅速下降。

2.3 靜態壓力特性分析

測試前，對共形貼附在模型上的靜態壓力傳感器進行逐個標定測試，標定方法為：給電容腔體加載不同氣壓，實現正/負氣壓變化，測量其電容值響應。標定結果如圖6（a）所示。飛行器表面的靜態壓力特性直接關系到飛行器的升力系數，在小型直流式風洞測試中，對NACA0012機翼進行-20°～+20°的變迎角試驗。

靜態壓力傳感器沿翼弦方向非等距布置，坐標位置見圖6（b）。在直流式風洞中，測量了翼型在-20°～+20°迎角下的靜態壓力變化，迎角每次變化5°，結果如圖6 （b）、（c）所示，可以看出機翼前緣壓力變化高于后緣，隨著迎角從-20°變化至20°，上翼面的傳感器測量得到的靜態差壓從正壓變至負壓；迎角越大，上翼面壓力值越小。迎角大于15°時，靜態壓力信號沿弦向波動變大，與脈動壓力系數出現極值點的角度一致，并在測點x/c=0.24和x/c=0.68附近出現了靜態壓力極值點，表明該點附近可能發生流動分離與再附過程。

圖6 靜態差壓標定和升力系數隨NACA0012機翼迎角變化Fig.6 Results of static pressure in wind tunnel test with different angles of attack

2.4 表面溫度測試

柔性鉑熱電阻式溫度傳感器標定結果如圖7（a）中紅線所示，電阻溫度系數為0.002 87 ℃，具有良好的線性特性，測量誤差小于0.5 ℃。在射流平臺試驗中，來流溫度小于環境溫度。吹風過程中，模型表面溫度降低，模擬飛行器變溫飛行條件。風洞開啟后，柔性溫度傳感器感知到來流溫度下降，隨后隨著氣源壓力減小，來流速度減慢，降溫速度也變慢，最后關停風洞，溫度出現回升趨勢。

圖7 柔性溫度傳感器試驗結果圖Fig.7 Calibration of flexible temperature sensor and wind tunnel test results

為說明傳感器測試的準確性，將柔性溫度傳感器與商用AMPROBE的TMD-56熱電偶溫度計放置在同一位置，給兩傳感器加熱-冷卻3次，如圖7（b）所示，柔性溫度傳感器和商用熱電偶溫度計的熱響應表現出了良好的一致性。

2.5 壁面剪應力特性分析

熱膜剪應力傳感器能夠反映壁面流場的剪應力變化，但熱膜傳感器的剪應力很難標定，因此更多的是研究熱膜傳感器在應用過程中表現出的相對變化特性。傳感器在時間上能夠反映出流場中的信號變化，如圖8（a）為FL-9風洞中柔性智能蒙皮布置于飛機尾翼#1（翼型x/c=0.35，翼展y/b=0.67）和#2（翼型x/c=0.54，翼展y/b=0.67）的傳感器測量信號。

圖8 熱膜傳感器在尾翼不同位置的響應Fig.8 Voltage signal vibration of hot film sensors in aircraft tail

圖中曲線反映出在第一階段風洞開啟，風速增加至70 m/s后穩定，熱膜傳感器電壓信號從0迅速提升。第二階段風速穩定為70 m/s，傳感器信號穩定。第三階段飛機迎角從-4°提升至10°，迎角每提升2°保持10 s；從10°至15°，迎角每提升1°保持10 s，傳感器信號幅度出現變化。第四階段迎角繼續從15°提升至24°，迎角每提升1°保持10 s，飛行器出現可觀測的振動，傳感器信號抖動幅度明顯增大。第五階段風洞關停、風速減小，風洞環境溫度與初始溫度存在較小變化，傳感器信號回到初始值附近。

在迎角變化過程中，尾翼翼弦與機身初始安裝角-4°，初始整機迎角為-4°，傳感器#1和#2測點位置切線與來流夾角先減小后增大，流體速度沿翼面的分量先增大后減小，速度黏性阻力引起的剪應力先增大后減小，迎角為15°時傳感器信號出現波動。圖8（b）是兩路傳感器信號的標準差，傳感器在-5°～13°迎角范圍內標準差的變化小于0.000 4 mV，飛行器表面以層流為主。13°迎角時，傳感器信號標準差幅值輕微抬升，15°迎角時急劇增大，17°時最大，而后下降，但依舊大于初始階段。這表明在變迎角過程中，飛行器上翼面形成分離泡，過程中由于氣流的流動分離再附，超過一定迎角后機體發生顫振，下翼面層流失穩，熱交換加劇。

2.6 多參量聯合分析氣動特征

風洞試驗中，流體在飛行器表面形成層流、湍流、渦流等，產生壓力、應變、溫度、阻力、振動等多種信號，同步監測信號變化特征、共同判斷信號的出現可以增強試驗的魯棒性。

圖5（d）和圖6（c）為同一車次風洞試驗結果，從圖中可以看出，在NACA0012機翼迎角為負時，上壁面靜態壓力較大，脈動壓力較小，壁面流體以層流為主。當機翼迎角為正時，上壁面靜態壓力減小，脈動壓力強度增大。當迎角大于15°時，上壁面靜態壓力和動態壓力在前端和中后端出現明顯的強度突變點。因此，聯合靜態壓力與動態壓力特征，可以有效分析機翼在不同迎角下的氣動載荷特征。

圖9（a）為熱膜傳感器在10°～24°迎角下的信號幅值響應，當迎角達15°時，飛行器發生劇烈顫振，熱膜傳感器信號噪聲增大。圖9（b）為17°迎角的壓電信號頻譜響應，壓電信號在43 Hz處出現峰值。2種信號的響應都說明氣流脈動引起了結構顫振，熱膜傳感器和壓電傳感器信號可以從兩方面說明在15°迎角以下，飛行狀態更平穩，因此傳感器共同分析對飛行器設計有重要意義。