楊 可，蔣衛(wèi)民，熊 健，李玉平

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000)

飛翼模型高速風洞PIV試驗研究

楊 可*，蔣衛(wèi)民，熊 健，李玉平

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000)

對小展弦比飛翼標模在2.4米跨聲速風洞中創(chuàng)新開展了PIV試驗。對空風洞進行了測速校核，并對小展弦比飛翼標模開展了二維、三維渦跡PIV測試，試驗馬赫數(shù)為0.4～0.9。測試結果表明，2.4 m風洞PIV試驗數(shù)據(jù)具有較高的準確度，M≤0.8時空風洞測速結果與理論值相差不超過1%，M=0.9時相差不超過2%。小展弦比飛翼標模測試結果顯示，M數(shù)增大使機翼尾渦渦量和切向速度增大，渦核向內(nèi)展向方向移動。前緣渦與上翼面分離具有密切關系:當M=0.8、α≤12°時，翼梢測試截面的前緣渦尚未破裂，上翼面未發(fā)生顯著的流動分離;當α≥13°時，前緣渦破碎時機提前，當?shù)睾?/2弦長區(qū)域產(chǎn)生了比較明顯的流動分離。

2.4米跨聲速風洞;小展弦比;飛翼標模;PIV

0 引 言

自20世紀80年代中期問世以來，PIV技術已廣泛應用于流動顯示及測量等研究領域。在PIV技術的風洞試驗應用研究方面，國外研究機構有很多成功的先例。Shigeya Watanabe等［1］在JAXA 6.5 m×5.5 m大尺寸低速風洞中開展了橫向截面的三維(Stereo模式)PIV測試，獲得了全機模型單側機翼的尾跡流向渦速度場分布結果;Takeshi ITO等［2］在同一座風洞中利用半模支撐的方式，獲得了機翼襟翼后方的流向渦速度場分布特性。

相比低速風洞，PIV在高速風洞中的應用相對起步較晚，其主要限制來自早期的CCD相機和激光器等硬件的性能指標。除此之外，高速風洞在一些關鍵技術環(huán)節(jié)方面的實現(xiàn)難度都遠大于低速風洞。一方面，高速風洞對示蹤粒子發(fā)生量的需求更大，對示蹤粒子材料的選取更加嚴格，粒子播撒架受載荷因素的影響也遠遠大于低速風洞;另一方面，高速風洞的洞體為承壓結構，往往不利于激光和相機布局的實現(xiàn)。盡管如此，PIV技術自20世紀90年代起，仍然在各大風洞研究機構中得到了逐步的改進和完善，測試速度范圍也達到1000 m/s甚至更高。F Scarano等人［3］在M=2.0的自由流條件下對二維激波速度場進行了測試，獲得了清晰的時均速度場分布結果，同時也表明粒子跟隨性會對類似測試結果的精度產(chǎn)生較大影響。K Sinha等人［4］在M=7的自由流條件下對雙三角翼前緣激波與后翼前緣相互干擾區(qū)域的復雜流動進行了測試，試驗采用粒徑為400 nm的TiO2粉末作為示蹤粒子，試驗結果所顯示的流動結構和紋影結果吻合較好。以上結果主要是在小型高速風洞中得到的。PIV在大型高速風洞中的應用相對較少，其主要原因是示蹤粒子和試驗裝置布局的難度進一步增大，洞體改造代價和試驗成本都很高。ETW風洞的研究人員經(jīng)過一系列技術改造［5］，克服了示蹤粒子產(chǎn)生與布撒，低溫風洞的激光光路布置，相機及Scheimpflug裝置的保溫等問題，成功地將PIV技術應用于低溫大型高速風洞中。該PIV系統(tǒng)采用側壁布光，兩臺相機位于同側的布局形式，比較適合開展模型尾流區(qū)域的測試。示蹤粒子布撒位置位于支架段后方，有利于示蹤粒子的充分均勻，這也是連續(xù)式風洞通常采用的布撒位置。

PIV在國內(nèi)風洞研究機構中的應用大多集中在低速領域，高速生產(chǎn)性風洞中的應用先例很少，這與國內(nèi)高速風洞均為暫沖式直流或半回流風洞有關。相比連續(xù)式風洞，暫沖式風洞在PIV技術應用方面難度更大:其一，暫沖式風洞的示蹤粒子損失嚴重，粒子需求量要遠遠大于連續(xù)式風洞，同時，示蹤粒子的均勻性也更加難以保證;其二，吹風運行時間短，給系統(tǒng)調(diào)試帶來很大的困難，所有硬件設置和軟件參數(shù)設置需要一次成功;其三，風洞運行過程中洞體振動較大，給試驗布局帶來一定的困難。近年來，國內(nèi)研究人員［6-9］越來越多的開展了PIV技術改進及其空氣動力學應用研究。氣動中心高速所早期在FL-23跨超聲速風洞進行了PIV調(diào)試試驗［10-11］，試驗M數(shù)為0.4～1.2，測試對象包括三角翼模型和細長旋成體導彈模型的背風面渦系三維測量，獲得了質量較高的測試數(shù)據(jù)。測試中，采用試驗段側面布光，相機分布試驗段兩側的布局方式，兩根粒子播撒管布置于風洞穩(wěn)定段內(nèi)部。試驗的成功為在暫沖式高速風洞中開展PIV應用研究提供了重要借鑒。

由于小尺寸風洞無法開展民機和運輸機等大型飛行器試驗，也很難滿足超臨界機翼等測試對象對試驗雷諾數(shù)的需求。為了準確獲取模型氣動特性，發(fā)展配套的大尺寸高速風洞空間流場測試技術和流動機理研究平臺勢在必行。近期，研究人員利用小展弦比飛翼標模在2.4米跨聲速風洞完成了PIV調(diào)試試驗，試驗M數(shù)0.4～0.9，測試內(nèi)容包括空風洞速度校核、模型上翼面縱向繞流二維測試及尾跡流向渦速度場的三維測試等。

1 試驗裝置及參數(shù)

1.1 風洞及試驗模型

2.4米跨聲速風洞為引射式、半回流、暫沖型亞跨聲速增壓風洞。試驗段尺寸為2.4 m(寬)×2.4 m (高)×7 m(長)。試驗M數(shù)范圍0.3～1.4。PIV試驗在該風洞張線試驗段中進行。張線試驗段在設計之初即考慮過開展光學測量的需求，其左右為實壁，上下為槽壁。為了進行PIV測量，將上壁板和迎氣流右側壁板進行了改造，上壁板在中心和右側偏離中心0.48 m處加裝了兩塊1.2 m×0.15 m的鋼化玻璃窗，用于布置激光，右側壁板順氣流方向依次加裝了三塊直徑為0.75 m、0.75 m和0.50 m圓形光學玻璃窗，用于相機觀察。

試驗模型為小展弦比飛翼標模。該模型采用翼身融合體布局，模型縮比1∶19，全長0.806 m，展長0.602 m，展弦比1.54，平均氣動弦長0.503 m，前緣后掠角65°，α=0°時在2.4米風洞中的堵塞度約為0.25%。圖1給出了該標模的外形示意圖。

圖1 小展弦比飛翼標模Fig.1 Low aspect ratio flying wing model

1.2 PIV設備

調(diào)試采用國內(nèi)自主研發(fā)的勤德 PIV系統(tǒng)，其CCD相機分辨率為 2048×2048 pixel，最高采樣率15 Hz，采用Camera Link形式進行數(shù)據(jù)傳輸。雙楊氏脈沖激光器最大脈沖能量800 mJ，波長532 nm，工作頻率0～10 Hz。時序同步器最小時間精度250 ps。

1.3 試驗參數(shù)設置及數(shù)據(jù)處理

調(diào)試的圖像采樣率均設置為10 Hz，每個工況下采樣200幀(即100幅瞬態(tài)速度矢量結果)。數(shù)據(jù)處理時采用迭代算法，并分別得到瞬態(tài)和時均結果。試驗統(tǒng)一定義X軸為測試平面橫軸方向，向右為正; Y軸為測試平面縱軸方向，向上為正，Z軸方向遵循右手定則。

2 關鍵技術環(huán)節(jié)

2.1 示蹤粒子的影響

高速風洞PIV試驗要求示蹤粒子同時具有良好的跟隨性和光散射性，文獻［12］指出，油性粒子的時間響應特性隨著粒徑減小而迅速提高，而粒子粒徑主要取決于溶劑本身。本次測試的粒子發(fā)生材料為Diethyl-hexyl-sebacate(DEHS)，該材料在風洞PIV測試中得到了非常廣泛的應用，其粒徑一般在0.5～1.5 μm左右，具有良好的跟隨性。

粒子濃度是影響數(shù)據(jù)質量的關鍵因素之一，足夠的粒子濃度一方面可保證在互相關計算中獲得足夠的可信度，也意味著可以將問詢窗口尺寸設置到足夠小，從而獲得更高的測試分辨率;另一方面，單位面積內(nèi)的粒子數(shù)量越大，激光在測試平面內(nèi)的反射越強，單個粒子的亮度也相應提高，因此，當模型背景光干擾比較嚴重時，提升粒子濃度有利于掩蓋背景光亮度，提高圖像的信噪比。在半回流暫沖式風洞中開展PIV試驗，如何保證粒子濃度和粒子均勻性是關鍵技術難點之一，因此，粒子發(fā)生器和粒子播撒架的設計和布置非常關鍵。

2.2 示蹤粒子發(fā)生器的研制

試驗使用自行設計加工的基于Laskin噴管霧化原理的示蹤粒子發(fā)生器，設計參考了文獻［13-14］以及以往購置的小型商用粒子發(fā)生器的結構形式。根據(jù)FL-23風洞PIV試驗效果［10］對2.4米風洞的粒子需求量進行了估算，擴大了罐體的體積，單臺粒子發(fā)生器箱體內(nèi)共有13根Laskin噴嘴管，單根Laskin噴嘴管分為5層，每層環(huán)向均布4個噴嘴，整個粒子發(fā)生器共計260個Laskin噴嘴，粒子發(fā)生器總共設計加工了四臺。粒子發(fā)生器系統(tǒng)由中壓氣源管路直接供氣，采用手動減壓閥進行上游壓力控制，電動流量閥進行流量控制，噴管前方設置電磁閥和手動球閥，可單獨控制每個Laskin噴管氣路的通斷。系統(tǒng)可通過電腦控制界面對流量閥開度和每個電磁閥的通斷進行遠程程控，也可進行現(xiàn)場手動控制。圖2給出了該粒子發(fā)生器在風洞穩(wěn)定段下的布置情況。調(diào)試結果表明，粒子發(fā)生量很大程度取決于Laskin噴管的效率而非噴嘴數(shù)量，增大罐體體積可能比單純增加噴管數(shù)量更為有效，而過高的上游壓力可能導致嚴重的溢流現(xiàn)象。

2.3 粒子播撒位置的影響

本文開展了粒子播撒位置影響研究。播撒位置分別選取在穩(wěn)定段前方和風洞引射器前方。圖3分別給出了兩種方案下的試驗段原始粒子圖像。

圖2 粒子發(fā)生器Fig.2 Seeding generator

圖3 粒子布撒位置影響Fig.3 Influence of seeding position

由圖3可見，當播撒位置位于風洞穩(wěn)定段前方時(圖3a)，粒子濃度較大。這是因為從播撒架布撒出的粒子很快流經(jīng)風洞收縮段，粒子流的收縮率基本和風洞收縮段的收縮率一致(2.4米風洞約為1∶12)，新加入的粒子基本集中在核心流區(qū)域。這種播撒方式的問題在于，由于穩(wěn)定段到試驗段距離較短，新注入的粒子流到達試驗段時尚未充分混合均勻，粒子分布的均勻性較差。

粒子布撒架位于引射器前方時(圖3b)，粒子濃度略有下降，但得益于足夠長的混合距離，試驗段的粒子均勻性得到很大改善。由于粒子濃度分布不再受收縮段縮比影響，粒子涵蓋區(qū)域更大，可以滿足不同模型不同測試位置的需求。雖然粒子濃度有所降低，但可以設法通過加大粒子發(fā)生量來解決。

此外，大型高速風洞的穩(wěn)定段直徑通常很大，要將粒子播撒管牢固安裝在穩(wěn)定段內(nèi)部，需要專門布置尺寸龐大的播撒架，準備工作量很大。相比之下引射器前方管路直徑較小，僅需要加工專用法蘭盤接口即可，不僅大大節(jié)省了試驗準備時間，試驗風險也相對較小，具有更好的工程實用性。

3 試驗結果與討論

3.1 空風洞二維PIV測速結果

利用PIV進行空風洞測速的目的在于檢驗PIV測試數(shù)據(jù)的準度，其參考數(shù)據(jù)為風洞測控系統(tǒng)提供的流場參數(shù)。測試M數(shù)為0.4、0.6、0.8和0.9，測試區(qū)域為風洞核心流區(qū)域。表1給出了PIV時均結果與參考數(shù)據(jù)的對比?？梢?，當M＜0.8時，速度偏差不超過1%;M=0.9時，粒子濃度較低導致計算結果雜點增多，但速度偏差仍不超過2%。通常，PIV系統(tǒng)在理想情況下的測速準確度約為1%，因此可以認為2.4m風洞PIV測試數(shù)據(jù)具有較高的準確度。

表1 空風洞測速結果Table 1 Results of empty wind tunnel velocimetry

3.2 尾跡流向渦三維PIV測試結果

試驗中，飛翼標模迎角為12°，試驗M數(shù)0.4、0.6和0.8。測試區(qū)域尺寸約為220 mm×220 mm，視場中心點距離機身對稱面225mm。測試區(qū)域見圖4。

圖4 流向渦測試截面Fig.4 Test section of streamwise vortex

圖5給出了不同M數(shù)下X-Y平面的渦量及流線分布的時均結果。從時均渦量分布特征來看，M=0.4和0.6均保持了比較好的流向渦形態(tài)，說明渦在X-Y平面內(nèi)位置比較穩(wěn)定，渦核擺動較小;M=0.8下渦量分布更加離散，表明渦核擺動加劇。從時均渦量量值來看，M=0.6相比M=0.4有所增大，X-Y平面內(nèi)的流速隨來流速度增大而增大;M=0.8渦量減小，主要是因為渦核位置不穩(wěn)定導致渦量峰值被平均掉。流線圖清晰地給出了流向渦的形態(tài)與空間位置。隨著M數(shù)增大，渦核不斷向內(nèi)展向方向移動，M=0.8相比M =0.4移動了約43 mm，而法向移動不明顯。M=0.6和0.8的流線圖左側流線發(fā)生彎折，主要是支桿的背景光干擾導致左側相機相應位置的計算結果不可信。M=0.4時粒子濃度更高，背景干擾被抑制，因此結果更加理想。

3.3 前緣渦跡二維PIV測試結果

試驗對α=12°附近，靠近翼尖部位的機翼上表面流動特性進行了二維測試。測試區(qū)域如圖6所示，測試區(qū)域尺寸約為300 mm×300 mm。

圖5 尾跡流向渦三維PIV測試結果(α=12°)Fig.5 Stereo PIV results of streamwise vortex of wake(α=12°)

圖6 前緣渦跡測試截面Fig.6 Test section of leading edge vortex

圖7(a)給出了α=12°、M=0.4下某瞬態(tài)渦量分布結果，圖7(b)給出相應時刻的原始圖像以便觀察比較?？梢?，由原始圖像能比較清晰地分辨出前緣渦渦核及渦核沿流動方向發(fā)展的軌跡。對比圖7(a)和圖7(b)可見，渦量分布結果中的渦核位置與直接觀察結果吻合較好。高速來流條件下，流向渦在Y-Z截面的切向速度較大，離心力導致渦核處粒子濃度下降，形成表征渦核位置的“黑洞”。雖然測試所拍攝的截面并非典型的流向渦截面，但由于渦核處的軸向速度與相鄰區(qū)域的軸向速度差異較大，仍能清晰地分辨出渦核位置。只是由于渦核處于“擺動”狀態(tài)，而測試區(qū)域為厚度約1 mm的平面，因此僅當渦核展向位置與測試平面重合時才能觀察到。

圖7 α=12°，M=0.4時的機翼前緣渦跡測量結果Fig.7 Test results of leading edge vortex at α=12°，M=0.4

圖8給出了M=0.8、α=10°和13°下某瞬態(tài)速度矢量分布，“Reflection”區(qū)域為機翼前緣強烈反光造成的局部數(shù)據(jù)空白區(qū)域。由于流向渦的渦核區(qū)域軸向速度通常略高于自由流速度［15］，由此可見，當α= 10°時上翼面區(qū)域的前緣渦尚且比較穩(wěn)定，從圖8中放大區(qū)域可以比較明顯地分辨出軸向速度加速的渦核位置。由于渦核展向位置不穩(wěn)定，導致個別截面沒有觀察到渦核的加速特征。近壁面區(qū)域的速度矢量形態(tài)比較飽滿，說明上翼面尚未發(fā)生大面積的分離。當α=13°時速度矢量特征發(fā)生了顯著的變化，主要表現(xiàn)為無法觀察到以局部軸向速度加速為特征的流向渦渦核區(qū)域，這表明前緣渦很可能在距離機翼前緣較近的地方即發(fā)生了破裂。同時還可以觀察到較大面積的流動分離區(qū)域，表明前緣渦的破裂與上翼面流動分離之間存在密切的關系。

圖8 不同迎角的二維瞬態(tài)速度矢量分布Fig.8 2D instantaneous results at different angle of attack

為了更好地比較不同迎角下的上翼面分離狀況，在圖9中給出了M=0.8，α=12°和13°下的時均速度矢量結果。由圖9可見，在超過1/2當?shù)叵议L區(qū)域的流動分離特性存在較大差異。α=12°時均結果中可以明顯地觀察到渦核區(qū)域軸向速度增大的特征，渦核的縱向位置基本與自由流方向保持一致。

圖9 不同迎角的二維時均速度矢量分布Fig.9 2D time-averaged results at different angle of attack

4 結 論

1)2.4米跨聲速風洞小展弦比飛翼標模試驗是我國第一次在兩米量級的大型高速風洞中開展的PIV測試試驗。試驗證明了:2.4米風洞PIV系統(tǒng)具有較高的數(shù)據(jù)準度，M≤0.8時，空風洞測速結果與理論值相差不超過1%，M=0.9時相差不超過2%;

2)α=12°時，小展弦比飛翼模型上翼面存在明顯的由前緣卷起的流向渦，隨著M數(shù)增大，X-Y截面的渦量和切向速度均逐漸增大，渦核位置向內(nèi)展向方向移動，不穩(wěn)定性相應增強。

3)二維測試結果表明:M=0.8條件下，α≤12°時，前緣渦在測試區(qū)域尚未發(fā)生顯著的破裂，而當α≥13°發(fā)生了較早的破裂。渦破裂與流動分離產(chǎn)生的時機一致，當α≥13°時，測試截面后1/2弦長部位存在比較明顯的流動分離。

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Experimental research on flying-wing by PIV in high speed wind tunnel

Yang Ke*，Jiang Weimin，Xiong Jian，Li Yuping
(China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China)

A PIV experimental investigation has been made in 2.4m transonic wind tunnel.The item，include 2D and stereo PIV test，and the resluts show that the deviation of the PIV results from calibration results are less than 1%when M≤0.8 and less than 2%when M=0.9.The low-aspect-ratio flying-wing model test shows that the vorticity and tangential velocity of wake increases and the vortex core moves closer as Mach number increases.The leading edge vortex has direct relationship with the flow seperation.The leading edge vortex doesn't break in test region while M=0.8 and α≤12°and there is no significant flow seperation visible.When α≥13°，the leading edge vortex breaks，in advance，and significant flow seperation can be observed after 1/2 chord length of the wing.

2.4 m transonic wind tunnel;low-aspect-ratio;flying-wing model;PIV

V211.7;V224

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0057

0258-1825(2015)03-0313-06

2014-10-30;

2015-04-09

楊可*(1982-)，男，成都人，工程師，研究方向:實驗空氣動力學.E-mail:lingyun-hit@163.com

楊可，蔣衛(wèi)民，熊健，等.飛翼模型高速風洞PIV試驗研究［J］.空氣動力學學報，2015，33(3):313-318.

10.7638/kqdlxxb-2015.0057 Yang K，Jiang W M，Xiong J，et al.Experimental research on flying wing by PIV in high speed wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):313-318.