陳子龍，熊兵，黃明鏡

（1.中國航空規(guī)劃建設發(fā)展有限公司，北京100120；2.中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703）

基于PSP技術的壓氣機跨聲葉柵表面壓力場測量

陳子龍1，熊兵2，黃明鏡2

（1.中國航空規(guī)劃建設發(fā)展有限公司，北京100120；2.中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703）

為測量壓氣機跨聲葉柵表面壓力場，選擇美國ISSI公司的Binary FIB PSP（壓敏涂料），并根據涂料和跨聲葉柵合理搭配相機和光源系統(tǒng)，對涂料進行標定。設計了兩種不同的光路布局和拍照方案，獲取了吸力面與壓力面在多個攻角和馬赫數下的試驗數據。結果表明：對于壓氣機葉柵試驗，打光和相機采取側向布局效果更好。在0°攻角下，吸力面的吸力峰靠近前緣；隨著攻角的變大，吸力面氣流在靠近前緣很短距離完成加速和靜壓下降過程，然后沿弦長方向開始減速，壓力面氣流在葉片前緣附近很短距離內完成減速增壓過程。當馬赫數達到0.8時，葉柵通道出現了激波；隨著進口馬赫數的提高，葉片吸力面和壓力面表面的靜壓值變小。

壓氣機；壓力敏感涂料；跨聲葉柵；壓力測量；激波；光路布局

1　引言

PSP（壓敏涂料）技術是一項先進的非接觸式光學壓力測量技術，利用空氣介質中的氧分子對壓力敏感材料發(fā)光的猝熄作用，通過CCD相機將被測對象表面涂層熒光或磷光強度變化轉換為偽彩色圖像，應用計算機圖形處理技術獲取表面壓力分布［1-2］。20世紀80年代以來，PSP技術由于具有不改變被測工件表面結構和全域壓力測量的獨特優(yōu)勢［3-4］，迅速在外流場的風洞試驗壓力測量中得到應用并逐漸成熟［5-9］。同時，國外也把PSP技術逐步應用于發(fā)動機內流精細測量［10-12］。在國內，該項技術也逐步推廣應用于航空發(fā)動機內流表面壓力測試。2009年，周強等［13］利用穩(wěn)態(tài)PSP技術測量了孤立葉柵吸力面最大馬赫數0.4工況下的壓力分布；2011年，高麗敏等［14］測量了單個葉柵吸力面亞聲工況下的壓力分布。但對于PSP技術在跨聲葉柵試驗測試方面的應用，國內外鮮有報道。

本文利用穩(wěn)態(tài)PSP涂料，測量了壓氣機跨聲葉柵葉背和葉盆表面壓力場，獲取了葉片表面流動分離和激波。

2　試驗設備及試驗件

2.1試驗設備

試驗在中國燃氣渦輪研究院的超、跨聲速葉柵風洞中進行。風洞與高壓貯氣罐相接，最大質量流量為22.4 kg/s，穩(wěn)定工作時間大于4 min，壓力波動不大于0.3%。試驗段工作圓盤可在20°～90°范圍內轉動，以滿足試驗不同進口氣流角的變化。試驗段如圖1所示，主要由左、右壁面，圓盤，及上、下駐室組成。葉柵試驗件安裝在圓盤上，葉柵試驗狀態(tài)主要由葉柵進口氣流角和進口氣流馬赫數決定。

圖1　試驗段示意圖Fig.1 Diagrammatic sketch of experimental area

2.2試驗件

試驗葉型為跨聲擴壓葉型，弦長B=65.0 mm，柵距T=49.1 mm，安裝角γ=60.65°，設計進口氣流角β= 45.7°，設計進口馬赫數Ma=0.66。葉柵右柵板為透明的航空有機玻璃，作為CCD拍照視窗；葉柵左柵板為普通金屬，以便在葉柵內部形成暗室，葉盆和葉背各布置了16點穩(wěn)態(tài)靜壓孔。葉柵試驗件實物圖如圖2所示。

3　測試設備及測試方案設計

3.1測試設備

3.1.1壓敏涂料

試驗所用壓敏涂料為美國ISSI公司的Binary FIB PSP，涂料性能見表1，涂料光譜曲線見圖3。

圖2　葉柵試驗件實物圖Fig.2 The photo of test cascade

表1　Binary FIB PSP性能參數Table 1 Binary FIB PSP performance parameters

圖3　Binary FIB PSP光譜特性曲線Fig.3 Binary FIB PSP curve of spectrum

3.1.2PSP測試系統(tǒng)

PSP測量系統(tǒng)將根據涂料和測試對象合理搭配相機和光源。選擇2臺PowerView Plus 4MP CCD相機同時進行拍攝，相機像素為2 048×2 048，12 Bit圖像。試驗時，在相機前安裝中心波長分別為650 nm和560 nm的兩種濾鏡，即參考光使用560 nm帶通濾鏡，敏感光使用650 nm帶通濾鏡。從而采集兩種熒光成分所對應的圖像數據，并用這些信號來分析并彌補由于試件變形、移動以及溫度變化等帶來的實驗數據偏差，提高測量精度。

光源使用連續(xù)式蘭譜里克LED光源LHF084-3，可有效激發(fā)穩(wěn)態(tài)測量中使用的Binary-FIB涂料。

3.2測試方案設計

穩(wěn)態(tài)測量使用連續(xù)式LED光源進行熒光激發(fā)，CCD相機進行2～4 s長時間曝光，以獲取PSP熒光圖像。在采集試驗圖像時，相機以40幀的速度連續(xù)拍攝，同時采集葉片表面各靜壓孔的壓力測量值，在分別獲取吹風圖像及暗背景圖像后停止采集。

光路布置對測量結果具有重要影響。首先，光路布置必須保證葉片表面能夠被激發(fā)光照射且被相機拍攝，其次要保證激發(fā)光和相機能以接近垂直的方向進行照明和拍攝，因為拍攝角過大會導致PSP測量精度嚴重下降。因此，在綜合考慮光照、拍攝角度、相機與光源位置、曝光、光圈、光污染及光路通暢性后，在試驗件所需拍攝的位置表面確定不少于5個標記點以及幾何位置，對測量對象進行拍攝，獲得表面的光強分布。

穩(wěn)態(tài)PSP試驗設計兩種不同的光路布局方案。圖4為第一種穩(wěn)態(tài)PSP試驗光路布置方案照片（簡稱方案一）。該方案采用逆向氣流打光及拍照，只測量葉背表面壓力場。圖5為CCD視角，可見該視角對吸力面在縱向上產生壓縮，且無法看見前緣，但在大攻角時略微改善。

圖4　穩(wěn)態(tài)PSP光路布局方案一Fig.4 The first arrangement of PSP optical path

圖5　光路布局方案一的CCD視角Fig.5 CCD view of optical path arrangement

圖6為第二種穩(wěn)態(tài)PSP試驗光路布置方案照片（簡稱方案二）。該方案采取柵板側面打光及拍照，能同時測量葉背和葉盆表面壓力場。

圖6　穩(wěn)態(tài)PSP光路布局方案二Fig.6 The second arrangement of PSP optical path

3.3PSP標定

通過標定獲取PSP涂料在不同壓力和溫度下的圖像，從而定量獲得試驗葉片表面壓力場。根據試驗測試需求，設定標定艙在不同壓力和溫度條件下，用兩臺相機分別采集Binary FIB PSP涂料的參考層和敏感層的亮度圖像，經圖像處理后獲得光強比與壓力及溫度之間的對應關系［15］。涂料的標定曲線如圖7所示，可見涂料的特性曲線并不滿足經典的線性stern-volmer關系，而是其二次曲線關系。

圖7　PSP標定曲線Fig.7 PSP calibration curve

4　試驗測試結果

對同一工況下的多張圖像，先經過平均處理再經過圖像處理得到亮度比圖像，根據標定數據獲得光強比與壓力的對應關系，換算得到壓力分布圖像。

4.1逆向氣流布局穩(wěn)態(tài)PSP測試結果

在0°和8°攻角多個進口馬赫數下完成葉片吸力面壓力場測量。圖8、圖9分別給出了0°和8°攻角下，吸力面壓力場云圖隨進口馬赫數從0.40增大到0.80的變化趨勢。從圖8中可知，隨著進口馬赫數的增大，葉片吸力面靜壓減小。根據總壓、靜壓和馬赫數的關系式可知，若來流總壓一定，馬赫數較小則來流靜壓較高，馬赫數增大則來流靜壓減小。由Ma=0.80的壓力圖像可知，最小靜壓位置不在最靠近前緣處（最右側），而是與最右側還有一較短距離。對應于吸力峰，在吸力峰前，氣流急劇加速，使得葉片表面靜壓顯著下降；過了吸力峰，沿弦長方向，靜壓顯著增大，對應于氣流減速。

圖9中，只有靠近最右端的部分靜壓較低。這是因為攻角變大，氣流在靠近前緣的很短距離內完成加速和靜壓下降，然后沿弦長方向開始減速，靜壓升高。8°攻角下，所拍畫面大部分對應于氣流的減速增壓過程。

圖8　0°攻角時吸力面壓力場隨馬赫數的變化Fig.8 Pressure field changes of suction surface with Mach number at 0°attack angle

圖9　8°攻角時吸力面壓力場隨馬赫數的變化Fig.9 Pressure field changes of suction surface with Mach number at 8°attack angle

4.2柵板側向布局穩(wěn)態(tài)PSP測試結果

柵板側向布局穩(wěn)態(tài)PSP測試試驗在3個攻角、多個進口馬赫數工況下，利用兩套PSP系統(tǒng)同時測量葉片的吸力面和壓力面壓力場，部分測試結果如圖10～圖12所示。圖中，壓力面葉柵左側為前緣，右側為尾緣；吸力面葉柵下側為前緣，上側為尾緣。

圖10為0°攻角下壓力面壓力場隨進口馬赫數（0.40～0.843）的變化趨勢?？梢?，0°攻角下，壓力面靜壓基本上從前緣開始就逐漸增加，馬赫數越高前緣附近的靜壓越低，這是因為來流靜壓下降。對于Ma=0.843的情況，30%弦長處靜壓變化較劇烈，在很短距離內靜壓就顯著增加。這是因為來流馬赫數較高，葉柵通道內存在激波，靜壓突增位置對應于激波打在葉片的位置；而其他較低馬赫數情況下，由于不存在激波，所以看不到這種現象。

圖10　0°攻角時壓力面壓力場隨進口馬赫數的變化Fig.10 Pressure field changes of pressure surface with inlet Mach number at 0°attack angle

圖11給出了4°攻角下吸力面壓力場隨進口馬赫數（0.40～0.85）的變化趨勢。由圖10和圖11可知，葉片在展向中間有明顯的粗糙帶，可能是由于光路布置及涂料對激發(fā)光響應等因素所致。沿葉片弦向方向，吸力面壓力分布趨勢為先下降再上升，對應氣流的加速減壓及減速增壓過程。壓力面壓力分布對于Ma=0.80和0.85的情況，靜壓下降到最小，然后在很短距離內顯著增加，這說明葉柵通道內存在激波，激波前氣流速度下降，通過激波后靜壓很快增加。其他較低馬赫數情況下，該現象沒那么明顯，說明葉柵通道內不存在激波。

圖12為8°攻角下壓力面壓力場隨進口馬赫數（0.40～0.85）的變化趨勢。可見，氣流在葉片前緣附近很短距離內完成減速增壓過程，之后靜壓變化平緩，速度緩慢下降。由于觀察不到靜壓突增過程，說明此時激波沒打在葉片壓力面上，或不存在激波。壓力面壓力分布趨勢為先上升后平直，隨著馬赫數的增大，趨勢明顯，對比強烈。

圖11　4°攻角時吸力面壓力場隨進口馬赫數的變化Fig.11 Pressure field changes of suction surface with inlet Mach number at 4°attack angle

圖12　8°攻角時壓力面壓力場隨進口馬赫數的變化Fig.12 Pressure field changes of pressure surface with inlet Mach number at 8°attack angle

5　結論

（1）對于壓氣機葉柵試驗，打光和相機采取側向布局，可視區(qū)域比逆氣流方向布置更寬泛，獲取的壓力圖像更有利于表征流場結構。

（2）隨著進口馬赫數的提高，葉片吸力面表面的靜壓值變小。靜壓最小的位置對應于吸力峰，在吸力峰前，氣流急劇加速，使得葉片表面靜壓顯著下降，過了吸力峰，沿弦長方向，靜壓顯著變大，氣流減速。沿葉片弦向方向，吸力面壓力分布趨勢為先下降再上升，對應氣流的加速減壓以及減速增壓過程。當馬赫數達到0.80時，靜壓下降到最小后在很短距離內又顯著增加，這說明葉柵通道內存在激波。

（3）壓力面上的靜壓從前緣開始逐漸增加，馬赫數越高，前緣附近的靜壓越低。當馬赫數達到0.80后，靜壓在30%弦長處變化比較劇烈，在很短距離內顯著增加，葉柵通道內存在激波，靜壓突增的位置對應于激波打在葉片的位置。

（4）隨著攻角的變大，吸力面氣流在靠近前緣的很短距離完成加速和靜壓下降的過程，然后沿弦長方向開始減速，靜壓升高；壓力面氣流在葉片前緣附近很短的距離內完成減速增壓過程，之后靜壓變化平緩。

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Transonic cascade pressure-field measurement based on PSP technique

CHENG Zi-long1，XIONG Bing2，HUANG Ming-jing
（1.China Aviation Planning and Construction Development CO.LTD.，Beijing 100120，China；2.China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China）

In order to measure transonic cascade surface pressure field，Binary FIB pressure sensitive paint of ISSI company USA was chosen，optical system and CCD camera were configured to calibrate pressure sensitive paint.Test data of suction surface and pressure surface had been obtained under several attack angles and Mach numbers.Pressure contours illustrated that optical arrangement can obtain better result in side direction.Test results indicated that the peak value was near inlet edge of suction surface in the 0°attack angle.The air stream near the inlet edge of suction surface completed acceleration and static pressure fall within a very short distance，and then the stream velocity decreased along the chord direction.The air stream near the inlet edge of pressure surface completed speed-down and static pressure increase within a very short distance.Cascade passage appeared shock wave in 0.8 Mach.The static pressure in suction surface and pressure surface decreased as Mach number increased.

compressor；pressure sensitive paint；transonic cascade；pressure measurement；shock wave；optical arrangement

V263.3

A

1672-2620（2015）04-0057-06

2015-06-04；

2015-07-10

陳子龍（1969-），男，北京人，工程師，主要從事電氣自動化及測試技術研究工作。