0   引　言

飞行器壁面气动载荷监测是提高飞行安全和效率的关键手段。飞行器在飞行过程中会面临高/低温冲击、层流分离、分离涡脱落、边界层转捩等复杂气动问题^[1-2]，易出现烧蚀/翼面结冰^[3-4]、阻力增大、飞机失速^[5]、动态失稳等情况，这些情况增加了飞行器的安全隐患。研究飞行器表面流场特性及其变化规律^[6]是解决这些问题的关键。

目前针对飞行器表面的温度、压力、壁面剪应力等气动载荷测量^[7]，研究人员开发了多种测量方案^[8]，如温敏漆、压敏漆、嵌入式与表贴式传感器等。对于静态压力测量，目前常用的测量方式是通过压力孔安装传感器^[9]。该方式为侵入式测量，压力孔会破坏结构并影响壁面流场特征，降低传感器的测量精度^[9]，且难以实现大规模多参量集成测量^[10]。Li 等^[11]开发了高透明度温度不敏感型压敏漆，研究了距离、射流角度、膨胀比等对近壁面欠膨胀冲击射流的影响。国防科技大学霍俊杰等^[12]通过温敏漆技术研究了大迎角下圆锥背风面边界层流动发展过程，并对不同发展阶段的特征进行讨论。温敏漆、压敏漆等可以实现全覆盖测量，但仍存在有视觉死角、测量物理量单一等问题。目前常用的壁面测量方法难以实现气动载荷多参量同步测量，亟需发展能够同步测量多种气动特性的多功能壁面传感器。

柔性电子技术在柔性有机/无机基板上制作微电子器件，可制作出不同功能的超薄传感器，并具有良好的变形及性能。如基于激光剥离技术的柔性电子工艺，将高温压电陶瓷、温敏电阻等集成在聚酰亚胺（PI）、聚二甲基硅氧烷（PDMS）等低温超薄柔性基底上，可同步测量温度、应变、压力^[13]等；几微米厚的超薄应变传感器被应用于超薄柔性器件的精确应变测量^[14]。基于大面积柔性传感的全场测量技术^[15-16]，可降低对飞行器结构与壁面流场的影响，覆盖共形测量壁面压力、温度、气流脉动等多种参量。南京航空航天大学邱雷团队^[10]开发了压电传感阵列，可实现飞行器内部结构健康监测；西北工业大学马炳和等^[17-18]开发了热膜传感器阵列，应用于风洞和水洞壁面剪切应力的测试；华中科技大学熊文楠等^[19]开发的超薄柔性传感器可实时监测NACA0012翼型壁面正压和负压。然而，以上测量方式测量物理量单一、测点密度低、难以实现多种传感器互验。

风洞试验为反映飞行器的真实飞行状态，要求气动载荷多参量同步测量，实现一次试验尽可能获取多种气动参数。如图1所示，本文开发一种具备多种感知功能的飞行器柔性智能蒙皮系统，高密度集成静态压力、脉动压力、温度、热膜剪应力等多功能传感网络，赋予飞行器蒙皮感知功能，实现复杂曲面全覆盖共形集成，结合多功能采集系统与显示系统，在对壁面流场干扰较小的情况下实现多种气动参数同步测量，多参量融合分析实现全场多物理场智能感知。

图  1  柔性智能蒙皮与感知

Fig.  1  Flexible sensing skin and flow field perception

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1   柔性智能蒙皮测量系统

1.1   柔性智能蒙皮系统组成

该柔性智能蒙皮系统针对风洞试验自主开发，系统总体装置如图2所示，由3部分构成，分别为具备气动载荷多参量感知功能的柔性感知层（iFlexSense）、多功能高速采集卡（iFlexHub）和数据分析与显示系统（iFlexLab）。

图  2  柔性智能蒙皮系统

Fig.  2  System of flexible sensing skin

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柔性感知层由多种柔性薄膜传感器和大面积蒙皮网络构成，包括电容式静态压力传感器、压电式脉动压力传感器、热膜剪应力传感器和温度传感器，以实现多种气动载荷向电学量的转变并被采集卡感知。

为适应多种传感器多路信号采集，根据传感器工作原理自主开发基于FPGA的iFlexHub：标准化设计传感端与采集端接口，同步采集大规模多元数据，在传感端附近对模拟信号进行数字化处理，并通过极少的网线传输数字信号；轻量化设计传感网络与采集系统，提高柔性智能蒙皮系统的便携性与可操作性。

iFlexLab是对采集到的大规模传感数据融合分析与显示的后处理系统，对数据进行滤波、傅里叶变换、数据特征挖掘等实时处理，利用波形图、功率谱、三维云图、健康状态信息等多维度地展示飞机表面物理场的变化过程。

1.2   多功能柔性传感器设计与制备

飞行器柔性智能蒙皮中包含自主设计制备的空腔电容式静态压力传感器、压电式脉动压力传感器、热膜剪应力传感器、柔性温度传感器，如图3所示，各传感器的性能参数如表1所示。

表  1  传感器性能参数

Table  1  Performance parameters of sensors

传感器类型	敏感区尺寸	厚度/μm	响应时间/ms	采样频率/Hz	分辨率	量程
动压	ϕ1.5 mm	25	5	500	10	—
静压	ϕ3 mm	60	100	1000	5 Pa	0～6 kPa
热膜	1 mm×0.08 mm	20	2	1000	—	—
温度	1.5 mm×3.5 mm	10	100	2	0.5 ℃	–20～120 ℃

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脉动压力是气流中的一个重要参数，流体在壁面流动过程中，模型表面的脉动压力在边界层转捩过程中会出现峰值。自研基于激光剥离基底倒置制备工艺的柔性超薄压电传感器^[13]，如图3（a）所示，主要包括Pt电极、压电层、Au电极、PI基底以及集成器件层等5层结构。所制备柔性压电传感器弯曲半径小于 2 mm，在测量量程范围内，最小压力分辨率为10 Pa，响应时间不超过5 ms，而且传感器的耐用性较强、寿命较长。在超过 5000次反复弯折之后，仍能保持正常功能，满足大变形条件下长期的测量使用需求。

图  3  柔性传感器及测量原理示意图

Fig.  3  Flexible sensors and schematic diagrams

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电容式静态压力传感器以电容方式采集飞行器表面的压力分布^[19] ，如图3（b）所示，具有灵敏度高、受温度干扰小、制备简单等优点。系统使用的柔性压力传感器由顶层电极、底层电极和带有空腔的介电层组成。顶层电极随壁面压力产生向上或向下的微小弯曲，电极间距离随之改变，电容大小也随之改变。传感器响应时间100 ms，最小分辨率5 Pa，量程0～6 kPa。

热膜剪应力传感器是基于对流过程热损耗原理，通过经验公式拟合壁面剪切应力的传感器，应用于壁面剪应力分布式测量以及分离点、转捩和颤振等特征分析。如图3（c）所示，热膜传感器由一块温敏传感器金属Ni和柔性PI基底构成，其制作工艺为旋涂基底–光刻图案–溅射金属–去胶–退火–剥离。热膜剪应力传感器工作时，由采集电路控制发热功率，与环境形成一定温差，对流过程中传感器温度变化反映壁面剪应力变化。传感器电极部分尺寸为1.5 mm×3 mm，系统采用恒功率的方式采集热膜传感器信号，响应时间为2 ms。

柔性温度传感器基于光刻、真空气相沉积与激光剥离^[20]等微电子机械系统（MEMS）工艺与柔性化工艺制备，如图3（d）所示。基于铂电阻的温敏特性，实现温度传感器柔性化与轻薄化设计，整体厚度不超过10 μm，因此具有更低的热容和更高的温敏响应频率，可实现–20～120 ℃范围内的温度测量。

2   结果与讨论

2.1   风洞试验条件

柔性智能蒙皮系统已经在小型直流式风洞、射流平台和标准FL-9风洞中进行多车次试验。

如图4（a）所示，小型直流式风洞试验翼型为NACA0012缩比模型，尺寸为150 mm×150 mm，材质为光敏树脂。图4（b）所示为射流平台试验，来流速度约100 m/s，来流温度低于环境温度，该平台用于测量模型在高速气流下的气动载荷，试验翼型为NACA0012。多功能柔性智能蒙皮利用剪纸–组装技术，可实现大面积共形贴装在不可展曲面。如图4（c）所示，飞行器右尾翼下翼面全覆盖贴装了多于100个传感器的柔性智能蒙皮，在FL–9大型风洞开展变迎角试验，风洞试验段尺寸为4.5 m×3.5 m，试验风速为0～70 m/s。

图  4  柔性智能蒙皮系统风洞试验

Fig.  4  Wind tunnel experiment of sensing skin system

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2.2   脉动压力测试

测试前，将商用压电传感器和柔性压电传感器固定在同一基底上，使用固定加速度的冲击锤对基底施加冲击载荷。如图5（a）所示，在冲击施加后的响应阶段，商用压电传感器与柔性压电传感器信号在时间上表现出高度一致性，其信号幅度差异是由压电陶瓷封装不同所致。在NACA0012翼型150 mm×150 mm缩比模型上表面，沿翼弦方向非等距布置15个柔性压电传感器，测量机翼上表面沿翼弦方向的气流脉动特征，测点位置参照图5（b）。机翼表面的柔性压电传感器电压信号变化主要来自于气流压力脉动和结构振动两部分，在直流式小型风洞试验中，风速为0～20 m/s，迎角θ变化范围为–20°～+20°，每次变化5°。由于风速较低，结构振动可以忽略不计，柔性压电传感器测量得到沿翼弦方向气流脉动压力的压电响应信号分布^[21]。根据压电信号，计算得到不同测点传感器响应的脉动压力系数与归一化的脉动压力强度分别如图5（c）、（d）所示，横坐标x为传感器距翼型前端距离，c为弦长，x/c为传感器相对翼型的位置。

图  5  NACA0012机翼小型风洞试验脉动压力结果

Fig.  5  Results of pulsating pressure in wind tunnel test with different angles of attack

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模型上翼面的脉动压力信号沿翼弦方向变化明显，随着机翼迎角改变而呈现不同的分布特征。当机翼迎角为负时，压电传感器测量得到的脉动压力强度整体较低；当迎角为0°时，整体脉动压力强度最低（黑色点线）；迎角在0°～15°之间时，上表面脉动压力强度随迎角增大逐步提高，明显高于迎角为负时，且当迎角为15°时，脉动压力强度急剧提升；在迎角为20°时，机翼表面发生流动分离等现象^[15]，脉动压力强度迅速下降，低于迎角为负时。在翼弦方向中后端，测点x/c=0.60处附近，脉动压力系数及强度尖峰明显，测点x/c=0.68 迅速出现脉动压力系数极低点，表明在测点x/c=0.60 与x/c=0.68 处可能发生流动分离与再附过程，导致局部脉动压力强度增大后迅速下降。

2.3   静态压力特性分析

测试前，对共形贴附在模型上的静态压力传感器进行逐个标定测试，标定方法为：给电容腔体加载不同气压，实现正/负气压变化，测量其电容值响应。标定结果如图6（a）所示。飞行器表面的静态压力特性直接关系到飞行器的升力系数，在小型直流式风洞测试中，对NACA0012机翼进行–20°～+20°的变迎角试验。

图  6  静态差压标定和升力系数随NACA0012机翼迎角变化

Fig.  6  Results of static pressure in wind tunnel test with different angles of attack

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静态压力传感器沿翼弦方向非等距布置，坐标位置见图6（b）。在直流式风洞中，测量了翼型在–20°～+20°迎角下的静态压力变化，迎角每次变化5°，结果如图6 （b） 、（c）所示，可以看出机翼前缘压力变化高于后缘，随着迎角从–20°变化至20°，上翼面的传感器测量得到的静态差压从正压变至负压；迎角越大，上翼面压力值越小。迎角大于15°时，静态压力信号沿弦向波动变大，与脉动压力系数出现极值点的角度一致，并在测点x/c=0.24和x/c=0.68附近出现了静态压力极值点，表明该点附近可能发生流动分离与再附过程。

2.4   表面温度测试

柔性铂热电阻式温度传感器标定结果如图7（a）中红线所示，电阻温度系数为0.00287 ℃^–1，具有良好的线性特性，测量误差小于0.5 ℃。在射流平台试验中，来流温度小于环境温度。吹风过程中，模型表面温度降低，模拟飞行器变温飞行条件。风洞开启后，柔性温度传感器感知到来流温度下降，随后随着气源压力减小，来流速度减慢，降温速度也变慢，最后关停风洞，温度出现回升趋势。

图  7  柔性温度传感器试验结果图

Fig.  7  Calibration of flexible temperature sensor and wind tunnel test results

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为说明传感器测试的准确性，将柔性温度传感器与商用AMPROBE的TMD–56热电偶温度计放置在同一位置，给两传感器加热–冷却3次，如图7（b）所示，柔性温度传感器和商用热电偶温度计的热响应表现出了良好的一致性。

2.5   壁面剪应力特性分析

热膜剪应力传感器能够反映壁面流场的剪应力变化，但热膜传感器的剪应力很难标定^[22]，因此更多的是研究热膜传感器在应用过程中表现出的相对变化特性。传感器在时间上能够反映出流场中的信号变化，如图8（a）为FL-9风洞中柔性智能蒙皮布置于飞机尾翼#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）的传感器测量信号。

图  8  热膜传感器在尾翼不同位置的响应

Fig.  8  Voltage signal vibration of hot film sensors in aircraft tail

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图中曲线反映出在第一阶段风洞开启，风速增加至70 m/s后稳定，热膜传感器电压信号从0迅速提升。第二阶段风速稳定为70 m/s，传感器信号稳定。第三阶段飞机迎角从–4°提升至10°，迎角每提升2°保持10 s；从10°至15°，迎角每提升1°保持10 s，传感器信号幅度出现变化。第四阶段迎角继续从15°提升至24°，迎角每提升1°保持10 s，飞行器出现可观测的振动，传感器信号抖动幅度明显增大。第五阶段风洞关停、风速减小，风洞环境温度与初始温度存在较小变化，传感器信号回到初始值附近。

在迎角变化过程中，尾翼翼弦与机身初始安装角–4°，初始整机迎角为–4°，传感器#1和#2测点位置切线与来流夹角先减小后增大，流体速度沿翼面的分量先增大后减小，速度黏性阻力引起的剪应力先增大后减小，迎角为15°时传感器信号出现波动。图8（b）是两路传感器信号的标准差，传感器在–5°～13°迎角范围内标准差的变化小于0.0004 mV，飞行器表面以层流为主。13°迎角时，传感器信号标准差幅值轻微抬升，15°迎角时急剧增大，17°时最大，而后下降，但依旧大于初始阶段。这表明在变迎角过程中，飞行器上翼面形成分离泡，过程中由于气流的流动分离再附，超过一定迎角后机体发生颤振，下翼面层流失稳，热交换加剧。

2.6   多参量联合分析气动特征

风洞试验中，流体在飞行器表面形成层流、湍流、涡流等，产生压力、应变、温度、阻力、振动等多种信号，同步监测信号变化特征、共同判断信号的出现可以增强试验的鲁棒性。

图5（d）和图6（c）为同一车次风洞试验结果，从图中可以看出，在NACA0012机翼迎角为负时，上壁面静态压力较大，脉动压力较小，壁面流体以层流为主。当机翼迎角为正时，上壁面静态压力减小，脉动压力强度增大。当迎角大于15°时，上壁面静态压力和动态压力在前端和中后端出现明显的强度突变点。因此，联合静态压力与动态压力特征，可以有效分析机翼在不同迎角下的气动载荷特征。

图9（a）为热膜传感器在10°～24°迎角下的信号幅值响应，当迎角达15°时，飞行器发生剧烈颤振，热膜传感器信号噪声增大。图9（b）为17°迎角的压电信号频谱响应，压电信号在43 Hz处出现峰值。2种信号的响应都说明气流脉动引起了结构颤振，热膜传感器和压电传感器信号可以从两方面说明在15°迎角以下，飞行状态更平稳，因此传感器共同分析对飞行器设计有重要意义。

图  9  飞行器颤振信号联合分析

Fig.  9  Analysis of multi-signals for aircraft flutter test

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3   结　论

为满足飞行器风洞模拟试验的需求，开发设计了一套飞行器柔性智能蒙皮系统，经调试和风洞试验验证，得到以下结论：

1）该系统中大面积柔性基底和多功能传感单元皆具有超薄、柔性、可共形的特点，可在不破坏结构，不破坏流场的前提下准确的测量流场信息。

2）该系统可对表面压力、脉动压力、温度、壁面剪应力等基础参数进行精准测量，并通过多参量联合分析飞行气动载荷特征，系统可信度与鲁棒性高。