Infrared thermogram measurement experiment of hypersonic boundary-layer transition of a lifting body
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摘要:
在常规高超声速风洞中，开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验，研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律，并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm，来流单位雷诺数为0.46 × 107～3.94 × 107 m–1，马赫数为5～8，迎角为0°。通过大面积红外热图技术获得了模型表面温升分布，得到了边界层转捩阵面形状。实验结果表明：在升力体边界层中存在横流失稳和第二模态转捩；随着单位雷诺数增大，横流转捩效应增强，模型下表面和上表面温升增大，转捩阵面前移，转捩区域扩大；随着马赫数增大，横流转捩效应减弱，转捩位置后移，转捩区域显著减小；不同单位雷诺数和马赫数下的转捩N值比较接近，但上、下表面的转捩N值不同（下表面约为6，上表面约为2.5），侧缘在高单位雷诺数下会出现高频第二模态转捩。
Abstract:For a lifting body model, the boundary layer transition infrared thermogram measurement experiment was carried out in the conventional hypersonic wind tunnel, and the influence of different unit Reynolds number and Mach number on the lifting body boundary layer transition was studied, which was compared with the calculation results of the eN method. The length of the experimental model is 800 mm, the unit Reynolds number is 0.46 × 107 – 3.94 × 107 m–1, the Mach number is 5 – 8, and the angle of attack is 0°. The transition position and transition front of the boundary layer on the surface of the model are obtained by the large-area infrared thermogram technology. The analysis of the experimental results shows that there are crossflow instability and the second mode transition in the boundary layer of the lifting body. As the unit Reynolds number increases, the crossflow transition effect increases, the temperature rise on the lower and upper surfaces of the model increases, the transition front moves forward, and the transition area expands; as the Mach number increases, the crossflow transition effect gradually weakens and the transition position moves downstream, and the transition area significantly shrinks back. Moreover, the transition N factor at different Mach numbers and unit Reynolds numbers are relatively close, but the N factors of the upper and lower surfaces are different. The lower surface is about 6, and the upper surface is about 2.5. The high-frequency second mode transition occurs in the side edge at high unit Reynolds numbers.
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Keywords:
- lifting body /
- hypersonic wind tunnel /
- boundary layer transition /
- infrared thermogram /
- eN method
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0 引 言
在大型飞机、先进战机、往返大气层航天飞行器研制过程中，低温高雷诺数风洞是开展复杂黏性流场性能研究必不可少的设备[1]。为避免水汽在风洞试验模型表面结霜/结冰，影响测试精度，低温风洞对水汽的控制要求比常温风洞更为严格。在低温跨声速风洞降温前的清洗干燥过程中，需将气体中的水汽含量降至足够低。露点（即露点温度）是指在压力不变的条件下，气体中的水汽降温至凝露或结霜时的温度，可用于表征气体中的水汽含量。在《气体分析 微量水分的测定 第2部分：露点法》（GB/T 5832.2—2016）中，露点和霜点一般统称为“露点”。根据低温风洞设计需求，在低温风洞清洗和降温过程中需对气体露点进行在线监测，露点测量范围为–100～20 ℃（–100～–80 ℃，测量误差小于2 ℃；–80～20 ℃，测量误差小于1 ℃）[2]。
目前，风洞露点主要采用冷镜式露点仪[3-4]进行气体抽取式测量。在抽取式测量中，管路对水汽的吸脱附效应会导致测量误差甚至测量错误；冷镜式露点仪镜面易受污染，也会影响测量精度；在极低露点条件下，冷镜式露点仪的测量响应时间较长（露点低于–80 ℃时，响应时间会达到10 min左右）。为满足低温风洞露点测量需求，亟需研究开发宽温域、高精度、原位在线露点测量技术。
激光吸收光谱（Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy, TDLAS）技术[5-11]具有高灵敏度、连续在线、快速响应、适应性强等特点，是当前国际上公认的最有希望实现宽温域、高精度、原位在线露点测量的技术。2013年，Buchholz等[12]开发了大气平流层球载TDLAS水汽测量系统，测得大气平流层水汽体积分数为0.01‰～8‰（约–60.5～4.0 ℃），与露点湿度计（Frost-Point Hygrometer, FPH）和拉曼–阿尔法荧光湿度计（LAFH）测量结果具有较好的一致性。2017年，Buchholz等[13-14]升级了双波长球载湿度传感器，完成了体积分数为0.01‰～400‰（约–76.2～76.0 ℃）的水汽测量。为研究中纬度卷云特性，哈佛大学Sargent等[15]研制了TDLAS水汽测量系统（HALO），搭载于WB–57飞机上，测量对流层上部和平流层下部的水汽含量，测得水汽体积分数为0.0035‰～0.6‰（约–68.0～25.4 ℃），不确定度为5%。HALO采用了开放光路测试方法，证实了TDLAS可应用于原位测量（图1[15]）。受此启发，可在风洞试验段构建测试光路，采用TDLAS对风洞试验段露点进行原位在线测量（图2）。HALO证实了开放光路测试的可行性，但TDLAS应用于低温风洞露点测量还存在以下不足：HALO采用单波长测试技术，露点测量范围较小，尚不能满足宽温域（–100～20 ℃）测量需求；测量精度较差，不满足低温风洞露点高精度测量需求。
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图 2 TDLAS风洞试验段露点原位在线测量示意图Fig. 2 Schematic diagram of in-situ on-line measurement of dew point with TDLAS in wind tunnel test section本文对基于TDLAS的极低露点原位在线测量技术进行研究，开展宽温域露点测量光谱选型与高精度光谱参数标定，研究光谱数据处理算法，研制原理样机并在低温平台、低温引导风洞及上海市计量测试技术研究院（简称上海计量院）、北京长城计量测试技术研究所（简称长城计量所）进行试验测试，以证实TDLAS应用于低温风洞试验段原位在线测量的可行性。
1 TDLAS露点测量
1.1 TDLAS露点测量原理
在等压条件下对气体进行冷却，气体中的水汽处于凝结临界点时的气体温度即为露点。此时，气体所能容纳的水汽分压达到最大值，即饱和蒸气压。根据Murphy–Koop公式[16]，露点与饱和蒸气压一一对应，因此，可以通过直接测量水汽分压来计算露点，实现任意水汽含量气体的露点测量。
TDLAS主要利用可调谐半导体激光器的窄线宽和波长可调谐特性，扫描覆盖目标气体吸收谱线，获取高分辨吸收光谱，实现目标气体组分的状态参数测量。TDALS典型测量光路如图3所示，半导体激光器（LD）出射激光后，穿过待测气体，被光电探测器（PD）接收，水汽吸收造成激光光强衰减，衰减量遵守Lambert–Beer定律，即：
$$ {I}_{{\rm{t}}}({f})={I}_{0}(f)\text{exp}[-p\cdot x\cdot L\cdot S(T)\cdot \phi (f-{f}_{0})] $$ (1) 式中：I0(f)、It(f)分别为入射光强、经水汽吸收后的透射光强；f0和f分别为吸收线的中心频率和入射光频率；L为有效吸收光程；S(T)为目标气体吸收线强，在选定吸收线时仅为环境静温T的函数；
$\phi $ (f–f0)为面积归一化线型函数；p为环境静压；x为水汽体积分数。线强的计算公式为：
$$ \begin{split} & S(T)=S({T}_{0})\dfrac{Q ({T}_{0})}{Q(T)}\dfrac{{T}_{0}}{T}\mathrm{exp}\Big[-\dfrac{hc{E}_{}}{{k}_{}}\left( \dfrac{1}{T}-\frac{1}{{T}_{0}}\right)\Big]\times \\& \Big[1-\mathrm{exp}\left(-\dfrac{hc{f}_{0}}{kT}\right)\Big]\times \Big[1-\mathrm{exp}\left(-\dfrac{hc{f}_{0}}{k{T}_{0}}\right)\Big]^{-1} \end{split} $$ (2) 式中：S(T0)为参考温度T0=296 K的线强值；k为玻尔兹曼常数，h为普朗克常数；c为真空光速；E为低态能级；Q(T)为配分函数值，通过查表或分温度段拟合的多项式系数计算。
水汽吸收光谱吸光度α定义为：
$$ \begin{split} & \alpha =-\mathrm{ln}\frac{{I}_{\mathrm{t}}(f)}{{I}_{0}(f)}= p\cdot x\cdot L\cdot S(T)\cdot \phi (f-{f}_{0}) \end{split} $$ (3) 积分吸光度A定义为：
$$ A={\int }_{-\infty }^{+\infty }\alpha \mathrm{d}f=p\cdot x\cdot L\cdot S(T) $$ (4) 根据环境静压p和水汽体积分数x计算水汽分压e：
$$ e=p\cdot x=\frac{A}{L\cdot S(T)} $$ (5) 对于大气压露点计算，需要根据道尔顿定律，将当前压强p下的水汽分压e转换为标准大气压p0下的水汽分压
$e' $ ：$$ {e'}=e\cdot {p}_{0}/p $$ (6) 再根据Murphy–Koop公式[16]计算标准大气压下的露点。当气体温度高于–20 ℃时，以液态水平面公式计算：
$$ \begin{split} \\& \mathrm{ln}\,{{e}}'_{{T\mathrm{d}}_{}}=54.842\;663-6\;763.22/{T}_{\mathrm{d}}-4.210\,\mathrm{ln}\,{T}_{\mathrm{d}}+\\& 0.000\;367\;{T}_{\mathrm{d}}+ \mathrm{tan}\;h[0.041\;5({T}_{\mathrm{d}}-218.8)]\cdot (53.878-\\& 1\;331.22/{T}_{\mathrm{d}}-9.445\;23\,\mathrm{ln}\,{T}_{\mathrm{d}}+0.014\;025\,{T}_{\mathrm{d}})\\[-10pt] \end{split} $$ (7) 当气体温度低于–20 ℃时，采用冰平面公式计算：
$$\begin{split} & \mathrm{ln}\,{{e}}'_{{T\mathrm{d}}_{}}=9.550\;426-5\;723.265/{T}_{\mathrm{d}}+3.530\;68\,\mathrm{ln}{T}_{\mathrm{d}}-\\& 0.007\;283\;32\,{T}_{\mathrm{d}}\\[-10pt] \end{split} $$ (8) 式中：Td为露点温度，单位K；
${{e}}'_{{T\mathrm{d}}} $ 为标准大气压下的水汽分压，单位Pa。综上，TDLAS露点测量的计算流程如下：
第1步：采用TDLAS测量气体中水汽吸收谱线，以线型拟合方法计算积分吸光度A。
第2步：测量环境静温T，以式（2）计算S(T)；
第3步：测量环境静压p，以式（5）计算水汽分压e；
第4步：以式（6）计算标准大气压下水汽分压
$e' $ ；第5步：以Murphy–Koop公式计算露点Td。
式（5）的水汽分压是水含量的一种描述，表明水的绝对分压与当前温度下饱和蒸气压的比值会随压力变化。本文直接测量水汽分压，结合环境静压获得水的体积分数，体积分数不随压强和温度变化，与大气压露点一一对应。因此，在采样测量过程中，TDLAS露点测量方法无需使测量腔内与待测环境中的温度和压力保持一致。
1.2 面向宽温域露点测量的吸收谱线选型
采用单一波长吸收谱线无法覆盖–100 ～20 ℃露点范围对应的水的体积分数。–100 ℃对应水汽分压1.4×10–3 Pa，20 ℃对应水汽分压2.3×103 Pa，横跨6个数量级。选择吸收谱线的一般准则包括：在测温范围内具有合适的吸收强度；不受其他气体的光谱干扰；吸收谱线相对孤立，适应不同压力测量；所在波段具有合适的激光光源和通光窗口材料。
在上述准则下综合考虑测量精度和器件选取。对于水汽长期在线测量，考虑以氟化钙、蓝宝石和石英玻璃等作为窗片，优选波长在3.2 μm以下的JGS1、JGS3石英玻璃。水汽吸收带强度如图4所示（1 atm=1.013×105 Pa）。1～10 μm内，水汽最强吸收带在6 μm，次强吸收带在2.7和1.8 μm。1.8 μm次强吸收带的优势在于此波段内具有相对成熟的光纤器件，可作为备选波段。因此，对于低露点测量，从2个次强吸收带分别筛选，优选强吸收谱线保证低露点的测量精度，2626 nm吸收谱线为首选，其次为1854 nm吸收谱线，测试对比后选取2626 nm；对于高露点测量，则在1.4 μm波段选取，除了1383 nm之外，其他吸收谱线如1370 nm等也都可实现一定范围的露点测量，最终选择1383 nm，主要原因在于该波长的激光器可同时覆盖强弱不同的3条临近吸收谱线，其中的弱吸收谱线可拓展应用于20 ℃以上的露点测量。所选波段覆盖的露点范围如表1所示（参考温度T0=296 K）。
利用HITRAN2012数据库[17]在相同光程（20 m）和压力（1.013×105 Pa）下对3个波段进行不同露点光谱模拟计算。图5（a）为2626 nm波长模拟结果，上为–60 ℃下、露点–60 ℃时的吸收谱线，下为–60 ℃下、露点–100 ℃时的吸收谱线。图5（b）为1854 nm波长模拟结果，上为30 ℃下、露点–40 ℃时的吸收谱线，下为–60 ℃下、露点–80 ℃时的吸收谱线。图5（c）为1383 nm波长模拟结果，上为30 ℃下、露点20 ℃时的吸收谱线，下为30 ℃下、露点–40 ℃时的吸收谱线。
表 1 选择光谱谱线参数和对应激光器Table 1 Selection of spectral line parameters and corresponding lasers激光器 吸收谱线/
(cm−1)线强参数/
(cm−1·molecule−1)露点测量
覆盖范围/ ℃Laser 2–2626 nm 3807 1.585×10−19 −100～−40 Laser 3–1854 nm 5394 2.580×10−20 −95～−25 Laser 1–1383 nm 7223 6.374×10−22 −60～30 7226 8.714×10−21 7228 1.848×10−21 所选波长的水汽吸收峰值随露点的变化如图6所示，其中，2626 nm激光的吸收谱线为3807 cm–1，1854 nm激光的吸收谱线为5394 cm–1，1383 nm激光的吸收谱线为7223、7226和7228 cm–1。在吸光度峰值检测范围2×10–4～5内，2626 nm（3807 cm–1）激光器可覆盖–100～–40 ℃露点，1854 nm激光器可覆盖–95～–25 ℃露点，1383 nm激光器可覆盖–60～30 ℃露点。1383和1854 nm激光的吸收谱线较弱，主要用于高露点测量；1383 nm激光的吸收谱线最弱，可避免高体积分数下吸收饱和对测量结果的影响；吸收谱线最强的2626 nm激光则用于低露点测量。
图7进一步给出了线强随温度的变化，对低露点测量2626 nm吸收谱线（包括1854和1383 nm部分吸收谱线），其线强随温度降低而升高。在实际应用过程中，低露点一般出现于风洞降温后，2626 nm吸收谱线比图中仿真环境温度（–60 ℃）下更高，–100 ℃露点测量的裕量更大。图7给出了5条水汽吸收谱线（7223、7226、7228、3807和5394 cm–1）在78～320 K温度范围内的线强变化。从图中可以看出，5条吸收谱线的线强均随着温度的降低而增大，有利于在风洞低温条件下进行低露点测量。基于以上分析，本文选择1383 和2626 nm双波长方案用于–100～20 ℃的露点测量。
1.3 光谱信号处理方法
为解决–100～20 ℃下水汽体积分数10–2~10–8量级超高动态范围的露点检测难题，同时进行直接吸收和免定标波长调制测量。直接吸收、波长调制结合露点反演算法流程如图8所示。与1.1节露点计算的区别在于，计算积分吸光度时，根据吸收光谱信号强度选择直接吸收或波长调制：吸光度峰值较高时，采用直接吸收光谱技术；吸光度峰值较低时，采用波长调制技术提升测量灵敏度和精度。
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图 8 直接吸收、波长调制结合露点反演算法Fig. 8 Direct absorption, wavelength modulation and dew point inversion algorithm2 技术原理验证试验
2.1 TDLAS露点测量验证装置
TDLAS露点测量验证装置主要由激光器、激光器驱动、多次反射光路、探测器、温度传感器、压力传感器、数据采集模块和露点温度计算机等组成。设计了3套装置：高露点验证装置、低露点验证装置和低温平台试验装置，分别用于高、低露点测量范围和精度测试及低温环境原位在线测量实验。具体实现过程后文介绍。
2.2 低温环境光谱参数标定
目前，光谱计算中普遍使用的HITRAN数据库中的吸收谱线强度、展宽系数和依赖系数等参数存在一定误差，大部分吸收谱线强度的不确定度在5%～20%之间，严重影响低温露点测量的准确性。为此，采用低温光谱试验平台（–163～77 ℃，恒温气池，1 m光程，如图9所示）对吸收谱线强度、水汽自碰撞展宽系数、压力频移系数及碰撞展宽系数进行精确测量[18]，将不确定度控制在1%以下。
2.3 TDLAS露点测量精度评估
为验证TDLAS露点测量技术的测量范围和精度，分别在上海计量院、长城计量所进行了–100～30 ℃露点测量计量。其中，高露点（–10～30 ℃）采用原位测量方法进行验证，低露点（–100～–10 ℃）采用抽取式测量方法进行验证。
由于高露点实际由1383 nm波段吸收谱线覆盖，测试中仅采用一个1383 nm激光器，激光器及控制电路位于温湿度箱C4–600之外。激光经光纤引至温湿度箱内分为2束，一束经准直器直接进入探测器作为参考光路，一束经过58 cm光程后进入探测器作为测量光路。光纤和探测器电缆线通过温湿度箱预留穿线孔进出，并以软塞密封。TDLAS与冷镜473/SH2同时进行测量，冷镜采用抽取式方法进行测量。TDLAS以NI PCI5015采集2路（测量光路、参考光路）信号，温度和压力则采用温湿度箱内的环境监控值。温湿度箱内光路布置及TDLAS现场测量情况如图10所示。测试结果对比如图11所示，各露点偏差小于0.5 ℃。
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图 11 TDLAS与冷镜露点测量结果对比（−10～30 ℃）Fig. 11 Comparison of TDLAS and cold mirror dew point measure-ment results from −10 ℃ to 30 ℃低露点抽取式测量采用多次反射池结构，光程21 m，开放式多次反射池置于密封筒体内。在露点测量试验中，微量水分发生装置以正压从筒体一端法兰气管通入露点空气，从另一端气管排出。为避免环境水汽吸收影响测量，将激光器、探测器置于筒体内部，通过法兰上的密封航空插头与外部控制电路连接，同时在筒体内设置参考光路，用于抵扣激光器、探测器封装内部可能残余水汽的吸收本底（背景扣除法）。如图12（a）所示，测试装置包含3支激光器（1383、1854和2626 nm），分时出光（每个激光器均包括直接吸收和波长调制部分），通过合束进行同光路测量。图12（b）为实物图。
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图 12 低露点抽取式测量多次反射筒体设计图和实物Fig. 12 The multiple reflection cylinder for low dew point extraction measurement（design drawing and physical object）采用抽取式测量方法，分别在上海计量院、长城计量所进行了–90～–10 ℃范围内、–100 ℃露点测量精度测试。将图12所示的TDLAS测试装置、MBW373冷镜式露点仪连接至同一标准微量水分发生装置的不同输出分支气路，进行同步测量对比（如图13所示）。
在上海计量院的测试中，测试范围为–90～–10 ℃，试验由低露点–90 ℃开始，每隔10 ℃进行一次测量。首先，将TDLAS测量腔与高精度冷镜式露点仪同时接入微量水分发生装置出气口，以露点为–90 ℃的干气对抽气采样腔体进行为期5 d的吹洗，去除腔体内壁及其他表面吸附的水汽，然后进行连续测量。TDLAS测量结果与冷镜测量结果对比如图14所示，单次露点实际测量时间为1 s。在上海计量院直接对–100 ℃露点进行测试对比。–100～30 ℃露点测试对比结果如表2所示，测量误差小于1℃。
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图 14 −90 ～−10 ℃露点TDLAS与MBW373测量结果对比Fig. 14 The comparison of TDLAS and MBW373 measurement results from −90 ℃ to −10 ℃表 2 TDLAS与冷镜式露点仪测量（计量）对比Table 2 Measurement results of TDLAS and cold mirror dew point instrument设定露点/℃ TDLAS测量/℃ MBW373测量/℃ 偏差/℃ −100 −99.10 −100.00 0.90 −90 −91.10 −91.90 0.80 −80 −79.39 −79.88 0.49 −70 −69.55 −69.85 0.30 −60 −59.15 −59.59 0.44 −50 −50.35 −50.70 0.35 −40 −39.70 −40.10 0.40 −30 −29.93 −30.10 0.17 −20 −19.83 −19.97 0.14 −10 −10.75 −10.66 −0.09 0 −0.75 −0.78 0.03 10 10.36 9.98 0.38 20 20.54 20.19 0.45 30 31.10 30.79 0.31 冷镜式露点仪在引出气体进行测量时，引气管路对水汽存在脱吸附干扰。为减小该干扰带来的影响，采取了以下措施：1）从标准湿气源至MBW373露点仪之间，采用孔径小、距离短、内部抛光的引气管路，减小脱吸附影响；2）按照从低露点至高露点的顺序进行测试，使所有测试管路由干燥变得湿润，进一步减小管路脱吸附的影响。其中，将低露点标准湿气引入测量气室需要持续几天时间，以确保管路脱吸附至充分干燥。
2.4 低温平台原位在线露点测量
为验证TDLAS技术应用于低温风洞试验段露点测量的可行性，在中国空气动力研究与发展中心的低温平台上进行了原位在线露点测量试验。测量方案和测量现场分别如图15和16所示。采用1381 nm激光器及2路光纤，一路光纤引入低温腔内，在低温腔内设置1个二次反射折叠光路，构成4 m光程开放测试光路，用于模拟原位测量；另一路光纤引入11.5 m光程封闭测试光路，并从低温平台抽取气体引入封闭测试光路中。在开放测试光路、封闭测试光路中设置光电探测器，采集吸收光谱信号并传输至数据采集模块（数据采集模块通过PCIe安装于计算机上）。在计算机上运行TDLAS露点测量程序，计算露点测量值。与此同时，将封闭测试光路与冷镜式露点仪串联，对测量精度进行评估。其中，抽气管路为长度15 m的铸铁管。在低温平台试验中，为降低系统复杂度，未采用在计量中使用的背景扣除方法。
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图 15 TDLAS低温平台原位露点测量试验示意图Fig. 15 Schematic diagram of in-situ dew point measurement test of TDLAS low temperature platform低温平台保持压力不变，分别设置20、–15、–45、–75、–35、–15和20 ℃共7个温度台阶，以产生不同的露点。图17为气体温度（Tgas）、TDLAS露点测量结果（Tdp_T）时间变化曲线。可以看出：在原位测量时，露点测量结果与气体温度变化趋势相同；但由于光程较短，能测量的最低露点约为–56 ℃，在3 h附近存在数据丢失情况，这是因为在接近–60 ℃时探测信号快速衰减。
图18给出了抽取式TDLAS与冷镜式露点仪同时测量的结果Tdp_T 和Tdp_CMH：测量结果一致性较好；在3～5 h时间段，冷镜式露点仪测量结果波动较大，检查发现是镜面受到了污染。图19为4 m光程开放光路原位测量结果与11.5 m光程多次反射封闭光路测量结果的对比。因低温平台自带的铸铁管路存在污染干扰，导致引出气体的测量方式较原位测量存在较大时间滞后，且测量曲线差异较大，说明管路吸脱附对露点测量影响较大。
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图 18 抽取式TDLAS与冷镜式露点仪测量结果对比Fig. 18 Comparison of dew point measurement results between extraction TDLAS and cold mirror dew point meter![]()
图 19 TDLAS原位测量与抽取式测量结果对比Fig. 19 Comparison of TDLAS in-situ measurement and extraction measurement results在低温平台试验中，光电探测器信号随着温度降低而不断减弱，当温度达到–70 ℃时，探测器无探测信号；另外，支撑装置在试验中产生了温度变形，导致光路发生偏差、光强信号减弱。因此，在实际应用中，需对整个测量装置进行低温防护，确保装置工作于常温条件下，同时对光路变形进行主动调整，避免温度应变对光路带来的影响。
2.5 0.3 m低温引导风洞露点测量
在中国空气动力研究与发展中心0.3 m低温引导风洞中进行了实际露点测量。采用内抛光不锈钢导管，从低温引导风洞驻室引出气体，接入多次反射封闭测试光路装置（图16（c））中，再串联冷镜式露点仪进行测量。测量结果对比如图20所示。
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图 20 0.3 m低温引导风洞中冷镜式露点仪与TDLAS露点测量结果Fig. 20 Dew point measurement results of cold mirror dew point instrument and TDLAS in 0.3 m low temperature guide wind tunnel从图中可以看出，2种方法测量结果总体趋势相同，露点高于–60 ℃时，两者偏差较小（< 1 ℃），露点低于–60 ℃时，两者偏差约为–5 ℃（后经查验，系未擦拭冷镜式露点仪镜面而导致了测量错误）。TDLAS系统测量时间响应速度约为0.8 s，状态重复测量与单点光谱数据误差估计小于1 ℃。
3 结 论
面向低温风洞极低露点原位在线测量需求，研究了基于TDLAS的极低露点原位在线测量技术，给出了先以TDLAS测量水汽体积分数，再以Murphy–Koop公式直接计算露点的方法。该方法的测量数据传递链路物理意义清晰，是对以温度传感器测量水汽发生凝结时气体温度作为露点的方法的有效补充。选用2种吸光强度的激光器组合为双波长测试系统，实现了宽温域露点测量。采用直接吸收与波长调制结合的方法，实现了高精度露点测量。进行了低温环境下开放光路TDLAS露点测量，验证了TDLAS应用于原位在线测量的可行性。由于探测器在低温下会失去信号探测能力，在实际应用中还需对TDLAS露点测量装置进行低温防护。对TDLAS露点测量装置的计量结果表明：TDLAS露点测量技术可实现宽温域（–100～30 ℃）、高精度（测量误差小于1 ℃）、快速（小于1 s）的露点测量。低温平台原位在线测量与抽取式露点测量对比试验表明：管路吸附对露点测量存在较大影响，因此，原位在线测量对低温风洞露点测量具有重要意义。
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图 3 模型表面温升分布（Re∞ = 1.00 × 107 m–1）
Fig. 3 Surface temperature rise （Re∞ = 1.00 × 107 m–1）
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图 10 不同雷诺数下的下表面的N等值线与风洞实验结果比较
Fig. 10 N-factor distribution compared with wind tunnel test at different Reynolds numbers on the lower surface
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图 11 不同雷诺数下的上表面的N等值线与风洞实验结果比较
Fig. 11 N-factor distribution compared with wind tunnel test at different Reynolds numbers on the upper surface
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图 12 不同马赫数下的下表面的N等值线与风洞实验结果比较
Fig. 12 N-factor distribution compared with wind tunnel test at different Mach numbers on the lower surface
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图 13 不同马赫数下的上表面的N等值线与风洞实验结果比较
Fig. 13 N-factor distribution compared with wind tunnel test at different Mach numbers on the upper surface
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图 15 侧缘第二模态N值分布（f =
1150 kHz）Fig. 15 N-factor distribution of second mode at side leading-edge （f =
1150 kHz）表 1 实验状态
Table 1 Test conditions
编号 Ma∞ Re∞ /m–1 α /(°) 研究内容 1 6 0.46 × 107～3.94 × 107 0 雷诺数对下表面、
上表面转捩的影响2 5～8 1.00 × 107 0 马赫数对下表面、
上表面转捩的影响
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表 2 流场参数
Table 2 Parameters of flow field
Ma∞ p0
/MPaT0
/Kp∞
/PaT∞
/KRe∞
/m–1模型表面 5 0.50 381 988 64 0.99 × 107 下表面 6 0.51 485 339 60 0.46 × 107 下表面 6 1.11 487 726 60 0.98 × 107 下表面 6 2.78 492 1740 60 2.38 × 107 下表面 6 4.83 506 3030 61 3.94 × 107 下表面 7 2.45 610 608 57 1.04 × 107 下表面 8 4.4 724 436 52 0.99 × 107 下表面 5 0.52 387 1020 65 1.00 × 107 上表面 6 0.48 479 316 59 0.44 × 107 上表面 6 1.10 489 715 60 0.96 × 107 上表面 6 2.81 523 1780 64 2.18 × 107 上表面 7 2.47 609 613 57 1.05 × 107 上表面 8 4.37 733 433 53 0.97 × 107 上表面
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