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(xué) 數(shù)字制造裝備與技術(shù)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 武漢 430074

2.華中科技大學(xué) 柔性電子研究中心， 武漢 430074

3.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計(jì)與測(cè)試技術(shù)研究所， 綿陽(yáng) 621000

4.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所， 綿陽(yáng) 621000

0 引 言

飛行器壁面氣動(dòng)載荷監(jiān)測(cè)是提高飛行安全和效率的關(guān)鍵手段。飛行器在飛行過(guò)程中會(huì)面臨高/低溫沖擊、層流分離、分離渦脫落、邊界層轉(zhuǎn)捩等復(fù)雜氣動(dòng)問(wèn)題，易出現(xiàn)燒蝕/翼面結(jié)冰、阻力增大、飛機(jī)失速、動(dòng)態(tài)失穩(wěn)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(chǎng)特性及其變化規(guī)律是解決這些問(wèn)題的關(guān)鍵。

目前針對(duì)飛行器表面的溫度、壓力、壁面剪應(yīng)力等氣動(dòng)載荷測(cè)量，研究人員開發(fā)了多種測(cè)量方案，如溫敏漆、壓敏漆、嵌入式與表貼式傳感器等。對(duì)于靜態(tài)壓力測(cè)量，目前常用的測(cè)量方式是通過(guò)壓力孔安裝傳感器。該方式為侵入式測(cè)量，壓力孔會(huì)破壞結(jié)構(gòu)并影響壁面流場(chǎng)特征，降低傳感器的測(cè)量精度，且難以實(shí)現(xiàn)大規(guī)模多參量集成測(cè)量。Li 等開發(fā)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(duì)近壁面欠膨脹沖擊射流的影響。國(guó)防科技大學(xué)霍俊杰等通過(guò)溫敏漆技術(shù)研究了大迎角下圓錐背風(fēng)面邊界層流動(dòng)發(fā)展過(guò)程，并對(duì)不同發(fā)展階段的特征進(jìn)行討論。溫敏漆、壓敏漆等可以實(shí)現(xiàn)全覆蓋測(cè)量，但仍存在有視覺死角、測(cè)量物理量單一等問(wèn)題。目前常用的壁面測(cè)量方法難以實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)載荷多參量同步測(cè)量，亟需發(fā)展能夠同步測(cè)量多種氣動(dòng)特性的多功能壁面?zhèn)鞲衅鳌?/p>

柔性電子技術(shù)在柔性有機(jī)/無(wú)機(jī)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(shù)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(cè)量溫度、應(yīng)變、壓力等；幾微米厚的超薄應(yīng)變傳感器被應(yīng)用于超薄柔性器件的精確應(yīng)變測(cè)量。基于大面積柔性傳感的全場(chǎng)測(cè)量技術(shù)，可降低對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)與壁面流場(chǎng)的影響，覆蓋共形測(cè)量壁面壓力、溫度、氣流脈動(dòng)等多種參量。南京航空航天大學(xué)邱雷團(tuán)隊(duì)開發(fā)了壓電傳感陣列，可實(shí)現(xiàn)飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)；西北工業(yè)大學(xué)馬炳和等開發(fā)了熱膜傳感器陣列，應(yīng)用于風(fēng)洞和水洞壁面剪切應(yīng)力的測(cè)試；華中科技大學(xué)熊文楠等開發(fā)的超薄柔性傳感器可實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)NACA0012翼型壁面正壓和負(fù)壓。然而，以上測(cè)量方式測(cè)量物理量單一、測(cè)點(diǎn)密度低、難以實(shí)現(xiàn)多種傳感器互驗(yàn)。

風(fēng)洞試驗(yàn)為反映飛行器的真實(shí)飛行狀態(tài)，要求氣動(dòng)載荷多參量同步測(cè)量，實(shí)現(xiàn)一次試驗(yàn)盡可能獲取多種氣動(dòng)參數(shù)。如圖1所示，本文開發(fā)一種具備多種感知功能的飛行器柔性智能蒙皮系統(tǒng)，高密度集成靜態(tài)壓力、脈動(dòng)壓力、溫度、熱膜剪應(yīng)力等多功能傳感網(wǎng)絡(luò)，賦予飛行器蒙皮感知功能，實(shí)現(xiàn)復(fù)雜曲面全覆蓋共形集成，結(jié)合多功能采集系統(tǒng)與顯示系統(tǒng)，在對(duì)壁面流場(chǎng)干擾較小的情況下實(shí)現(xiàn)多種氣動(dòng)參數(shù)同步測(cè)量，多參量融合分析實(shí)現(xiàn)全場(chǎng)多物理場(chǎng)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(cè)量系統(tǒng)

1.1 柔性智能蒙皮系統(tǒng)組成

該柔性智能蒙皮系統(tǒng)針對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)自主開發(fā)，系統(tǒng)總體裝置如圖2所示，由3部分構(gòu)成，分別為具備氣動(dòng)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(shù)據(jù)分析與顯示系統(tǒng)（iFlexLab）。

圖2 柔性智能蒙皮系統(tǒng)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(wǎng)絡(luò)構(gòu)成，包括電容式靜態(tài)壓力傳感器、壓電式脈動(dòng)壓力傳感器、熱膜剪應(yīng)力傳感器和溫度傳感器，以實(shí)現(xiàn)多種氣動(dòng)載荷向電學(xué)量的轉(zhuǎn)變并被采集卡感知。

為適應(yīng)多種傳感器多路信號(hào)采集，根據(jù)傳感器工作原理自主開發(fā)基于FPGA的iFlexHub：標(biāo)準(zhǔn)化設(shè)計(jì)傳感端與采集端接口，同步采集大規(guī)模多元數(shù)據(jù)，在傳感端附近對(duì)模擬信號(hào)進(jìn)行數(shù)字化處理，并通過(guò)極少的網(wǎng)線傳輸數(shù)字信號(hào)；輕量化設(shè)計(jì)傳感網(wǎng)絡(luò)與采集系統(tǒng)，提高柔性智能蒙皮系統(tǒng)的便攜性與可操作性。

iFlexLab是對(duì)采集到的大規(guī)模傳感數(shù)據(jù)融合分析與顯示的后處理系統(tǒng)，對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波、傅里葉變換、數(shù)據(jù)特征挖掘等實(shí)時(shí)處理，利用波形圖、功率譜、三維云圖、健康狀態(tài)信息等多維度地展示飛機(jī)表面物理場(chǎng)的變化過(guò)程。

1.2 多功能柔性傳感器設(shè)計(jì)與制備

飛行器柔性智能蒙皮中包含自主設(shè)計(jì)制備的空腔電容式靜態(tài)壓力傳感器、壓電式脈動(dòng)壓力傳感器、熱膜剪應(yīng)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(shù)如表1所示。

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

脈動(dòng)壓力是氣流中的一個(gè)重要參數(shù)，流體在壁面流動(dòng)過(guò)程中，模型表面的脈動(dòng)壓力在邊界層轉(zhuǎn)捩過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)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(jié)構(gòu)。所制備柔性壓電傳感器彎曲半徑小于 2 mm，在測(cè)量量程范圍內(nèi)，最小壓力分辨率為10 Pa，響應(yīng)時(shí)間不超過(guò)5 ms，而且傳感器的耐用性較強(qiáng)、壽命較長(zhǎng)。在超過(guò) 5 000次反復(fù)彎折之后，仍能保持正常功能，滿足大變形條件下長(zhǎng)期的測(cè)量使用需求。

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

電容式靜態(tài)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(jiǎn)單等優(yōu)點(diǎn)。系統(tǒng)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(chǎn)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(yīng)時(shí)間100 ms，最小分辨率5 Pa，量程0～6 kPa。

熱膜剪應(yīng)力傳感器是基于對(duì)流過(guò)程熱損耗原理，通過(guò)經(jīng)驗(yàn)公式擬合壁面剪切應(yīng)力的傳感器，應(yīng)用于壁面剪應(yīng)力分布式測(cè)量以及分離點(diǎn)、轉(zhuǎn)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(gòu)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(yīng)力傳感器工作時(shí)，由采集電路控制發(fā)熱功率，與環(huán)境形成一定溫差，對(duì)流過(guò)程中傳感器溫度變化反映壁面剪應(yīng)力變化。傳感器電極部分尺寸為1.5 mm×3 mm，系統(tǒng)采用恒功率的方式采集熱膜傳感器信號(hào)，響應(yīng)時(shí)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(jī)械系統(tǒng)（MEMS）工藝與柔性化工藝制備，如圖3（d）所示?；阢K電阻的溫敏特性，實(shí)現(xiàn)溫度傳感器柔性化與輕薄化設(shè)計(jì)，整體厚度不超過(guò)10 μm，因此具有更低的熱容和更高的溫敏響應(yīng)頻率，可實(shí)現(xiàn)-20～120 ℃范圍內(nèi)的溫度測(cè)量。

2 結(jié)果與討論

2.1 風(fēng)洞試驗(yàn)條件

柔性智能蒙皮系統(tǒng)已經(jīng)在小型直流式風(fēng)洞、射流平臺(tái)和標(biāo)準(zhǔn)FL-9風(fēng)洞中進(jìn)行多車次試驗(yàn)。

如圖4（a）所示，小型直流式風(fēng)洞試驗(yàn)翼型為NACA0012縮比模型，尺寸為150 mm×150 mm，材質(zhì)為光敏樹脂。圖4（b）所示為射流平臺(tái)試驗(yàn)，來(lái)流速度約100 m/s，來(lái)流溫度低于環(huán)境溫度，該平臺(tái)用于測(cè)量模型在高速氣流下的氣動(dòng)載荷，試驗(yàn)翼型為NACA0012。多功能柔性智能蒙皮利用剪紙-組裝技術(shù)，可實(shí)現(xiàn)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(gè)傳感器的柔性智能蒙皮，在FL-9大型風(fēng)洞開展變迎角試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸為4.5 m×3.5 m，試驗(yàn)風(fēng)速為0～70 m/s。

圖4 柔性智能蒙皮系統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)Fig.4 Wind tunnel experiment of sensing skin system

2.2 脈動(dòng)壓力測(cè)試

測(cè)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(duì)基底施加沖擊載荷。如圖5（a）所示，在沖擊施加后的響應(yīng)階段，商用壓電傳感器與柔性壓電傳感器信號(hào)在時(shí)間上表現(xiàn)出高度一致性，其信號(hào)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(gè)柔性壓電傳感器，測(cè)量機(jī)翼上表面沿翼弦方向的氣流脈動(dòng)特征，測(cè)點(diǎn)位置參照?qǐng)D5（b）。機(jī)翼表面的柔性壓電傳感器電壓信號(hào)變化主要來(lái)自于氣流壓力脈動(dòng)和結(jié)構(gòu)振動(dòng)兩部分，在直流式小型風(fēng)洞試驗(yàn)中，風(fēng)速為0～20 m/s，迎角θ變化范圍為-20°～+20°，每次變化5°。由于風(fēng)速較低，結(jié)構(gòu)振動(dòng)可以忽略不計(jì)，柔性壓電傳感器測(cè)量得到沿翼弦方向氣流脈動(dòng)壓力的壓電響應(yīng)信號(hào)分布。根據(jù)壓電信號(hào)，計(jì)算得到不同測(cè)點(diǎn)傳感器響應(yīng)的脈動(dòng)壓力系數(shù)與歸一化的脈動(dòng)壓力強(qiáng)度分別如圖5（c）、（d）所示，橫坐標(biāo)x為傳感器距翼型前端距離，c為弦長(zhǎng)，x/c為傳感器相對(duì)翼型的位置。

圖5 NACA0012機(jī)翼小型風(fēng)洞試驗(yàn)脈動(dòng)壓力結(jié)果Fig.5 Results of pulsating pressure in wind tunnel test with different angles of attack

模型上翼面的脈動(dòng)壓力信號(hào)沿翼弦方向變化明顯，隨著機(jī)翼迎角改變而呈現(xiàn)不同的分布特征。當(dāng)機(jī)翼迎角為負(fù)時(shí)，壓電傳感器測(cè)量得到的脈動(dòng)壓力強(qiáng)度整體較低；當(dāng)迎角為0°時(shí)，整體脈動(dòng)壓力強(qiáng)度最低（黑色點(diǎn)線）；迎角在0°～15°之間時(shí)，上表面脈動(dòng)壓力強(qiáng)度隨迎角增大逐步提高，明顯高于迎角為負(fù)時(shí)，且當(dāng)迎角為15°時(shí)，脈動(dòng)壓力強(qiáng)度急劇提升；在迎角為20°時(shí)，機(jī)翼表面發(fā)生流動(dòng)分離等現(xiàn)象，脈動(dòng)壓力強(qiáng)度迅速下降，低于迎角為負(fù)時(shí)。在翼弦方向中后端，測(cè)點(diǎn)x/c=0.60處附近，脈動(dòng)壓力系數(shù)及強(qiáng)度尖峰明顯，測(cè)點(diǎn)x/c=0.68 迅速出現(xiàn)脈動(dòng)壓力系數(shù)極低點(diǎn)，表明在測(cè)點(diǎn)x/c=0.60 與x/c=0.68 處可能發(fā)生流動(dòng)分離與再附過(guò)程，導(dǎo)致局部脈動(dòng)壓力強(qiáng)度增大后迅速下降。

2.3 靜態(tài)壓力特性分析

測(cè)試前，對(duì)共形貼附在模型上的靜態(tài)壓力傳感器進(jìn)行逐個(gè)標(biāo)定測(cè)試，標(biāo)定方法為：給電容腔體加載不同氣壓，實(shí)現(xiàn)正/負(fù)氣壓變化，測(cè)量其電容值響應(yīng)。標(biāo)定結(jié)果如圖6（a）所示。飛行器表面的靜態(tài)壓力特性直接關(guān)系到飛行器的升力系數(shù)，在小型直流式風(fēng)洞測(cè)試中，對(duì)NACA0012機(jī)翼進(jìn)行-20°～+20°的變迎角試驗(yàn)。

靜態(tài)壓力傳感器沿翼弦方向非等距布置，坐標(biāo)位置見圖6（b）。在直流式風(fēng)洞中，測(cè)量了翼型在-20°～+20°迎角下的靜態(tài)壓力變化，迎角每次變化5°，結(jié)果如圖6 （b） 、（c）所示，可以看出機(jī)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(cè)量得到的靜態(tài)差壓從正壓變至負(fù)壓；迎角越大，上翼面壓力值越小。迎角大于15°時(shí)，靜態(tài)壓力信號(hào)沿弦向波動(dòng)變大，與脈動(dòng)壓力系數(shù)出現(xiàn)極值點(diǎn)的角度一致，并在測(cè)點(diǎn)x/c=0.24和x/c=0.68附近出現(xiàn)了靜態(tài)壓力極值點(diǎn)，表明該點(diǎn)附近可能發(fā)生流動(dòng)分離與再附過(guò)程。

圖6 靜態(tài)差壓標(biāo)定和升力系數(shù)隨NACA0012機(jī)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(cè)試

柔性鉑熱電阻式溫度傳感器標(biāo)定結(jié)果如圖7（a）中紅線所示，電阻溫度系數(shù)為0.002 87 ℃，具有良好的線性特性，測(cè)量誤差小于0.5 ℃。在射流平臺(tái)試驗(yàn)中，來(lái)流溫度小于環(huán)境溫度。吹風(fēng)過(guò)程中，模型表面溫度降低，模擬飛行器變溫飛行條件。風(fēng)洞開啟后，柔性溫度傳感器感知到來(lái)流溫度下降，隨后隨著氣源壓力減小，來(lái)流速度減慢，降溫速度也變慢，最后關(guān)停風(fēng)洞，溫度出現(xiàn)回升趨勢(shì)。

圖7 柔性溫度傳感器試驗(yàn)結(jié)果圖Fig.7 Calibration of flexible temperature sensor and wind tunnel test results

為說(shuō)明傳感器測(cè)試的準(zhǔn)確性，將柔性溫度傳感器與商用AMPROBE的TMD-56熱電偶溫度計(jì)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(jì)的熱響應(yīng)表現(xiàn)出了良好的一致性。

2.5 壁面剪應(yīng)力特性分析

熱膜剪應(yīng)力傳感器能夠反映壁面流場(chǎng)的剪應(yīng)力變化，但熱膜傳感器的剪應(yīng)力很難標(biāo)定，因此更多的是研究熱膜傳感器在應(yīng)用過(guò)程中表現(xiàn)出的相對(duì)變化特性。傳感器在時(shí)間上能夠反映出流場(chǎng)中的信號(hào)變化，如圖8（a）為FL-9風(fēng)洞中柔性智能蒙皮布置于飛機(jī)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(cè)量信號(hào)。

圖8 熱膜傳感器在尾翼不同位置的響應(yīng)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(fēng)洞開啟，風(fēng)速增加至70 m/s后穩(wěn)定，熱膜傳感器電壓信號(hào)從0迅速提升。第二階段風(fēng)速穩(wěn)定為70 m/s，傳感器信號(hào)穩(wěn)定。第三階段飛機(jī)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(hào)幅度出現(xiàn)變化。第四階段迎角繼續(xù)從15°提升至24°，迎角每提升1°保持10 s，飛行器出現(xiàn)可觀測(cè)的振動(dòng)，傳感器信號(hào)抖動(dòng)幅度明顯增大。第五階段風(fēng)洞關(guān)停、風(fēng)速減小，風(fēng)洞環(huán)境溫度與初始溫度存在較小變化，傳感器信號(hào)回到初始值附近。

在迎角變化過(guò)程中，尾翼翼弦與機(jī)身初始安裝角-4°，初始整機(jī)迎角為-4°，傳感器#1和#2測(cè)點(diǎn)位置切線與來(lái)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(yīng)力先增大后減小，迎角為15°時(shí)傳感器信號(hào)出現(xiàn)波動(dòng)。圖8（b）是兩路傳感器信號(hào)的標(biāo)準(zhǔn)差，傳感器在-5°～13°迎角范圍內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)差的變化小于0.000 4 mV，飛行器表面以層流為主。13°迎角時(shí)，傳感器信號(hào)標(biāo)準(zhǔn)差幅值輕微抬升，15°迎角時(shí)急劇增大，17°時(shí)最大，而后下降，但依舊大于初始階段。這表明在變迎角過(guò)程中，飛行器上翼面形成分離泡，過(guò)程中由于氣流的流動(dòng)分離再附，超過(guò)一定迎角后機(jī)體發(fā)生顫振，下翼面層流失穩(wěn)，熱交換加劇。

2.6 多參量聯(lián)合分析氣動(dòng)特征

風(fēng)洞試驗(yàn)中，流體在飛行器表面形成層流、湍流、渦流等，產(chǎn)生壓力、應(yīng)變、溫度、阻力、振動(dòng)等多種信號(hào)，同步監(jiān)測(cè)信號(hào)變化特征、共同判斷信號(hào)的出現(xiàn)可以增強(qiáng)試驗(yàn)的魯棒性。

圖5（d）和圖6（c）為同一車次風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，從圖中可以看出，在NACA0012機(jī)翼迎角為負(fù)時(shí)，上壁面靜態(tài)壓力較大，脈動(dòng)壓力較小，壁面流體以層流為主。當(dāng)機(jī)翼迎角為正時(shí)，上壁面靜態(tài)壓力減小，脈動(dòng)壓力強(qiáng)度增大。當(dāng)迎角大于15°時(shí)，上壁面靜態(tài)壓力和動(dòng)態(tài)壓力在前端和中后端出現(xiàn)明顯的強(qiáng)度突變點(diǎn)。因此，聯(lián)合靜態(tài)壓力與動(dòng)態(tài)壓力特征，可以有效分析機(jī)翼在不同迎角下的氣動(dòng)載荷特征。

圖9（a）為熱膜傳感器在10°～24°迎角下的信號(hào)幅值響應(yīng)，當(dāng)迎角達(dá)15°時(shí)，飛行器發(fā)生劇烈顫振，熱膜傳感器信號(hào)噪聲增大。圖9（b）為17°迎角的壓電信號(hào)頻譜響應(yīng)，壓電信號(hào)在43 Hz處出現(xiàn)峰值。2種信號(hào)的響應(yīng)都說(shuō)明氣流脈動(dòng)引起了結(jié)構(gòu)顫振，熱膜傳感器和壓電傳感器信號(hào)可以從兩方面說(shuō)明在15°迎角以下，飛行狀態(tài)更平穩(wěn)，因此傳感器共同分析對(duì)飛行器設(shè)計(jì)有重要意義。

圖9 飛行器顫振信號(hào)聯(lián)合分析Fig.9 Analysis of multi-signals for aircraft flutter test

3 結(jié) 論

為滿足飛行器風(fēng)洞模擬試驗(yàn)的需求，開發(fā)設(shè)計(jì)了一套飛行器柔性智能蒙皮系統(tǒng)，經(jīng)調(diào)試和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，得到以下結(jié)論：

1）該系統(tǒng)中大面積柔性基底和多功能傳感單元皆具有超薄、柔性、可共形的特點(diǎn)，可在不破壞結(jié)構(gòu)，不破壞流場(chǎng)的前提下準(zhǔn)確的測(cè)量流場(chǎng)信息。

2）該系統(tǒng)可對(duì)表面壓力、脈動(dòng)壓力、溫度、壁面剪應(yīng)力等基礎(chǔ)參數(shù)進(jìn)行精準(zhǔn)測(cè)量，并通過(guò)多參量聯(lián)合分析飛行氣動(dòng)載荷特征，系統(tǒng)可信度與魯棒性高。