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(1. 中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 高速高雷諾數(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 遼寧 沈陽(yáng) 110034;2. 中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710089)

0 引 言

對(duì)于民用飛機(jī)來(lái)說(shuō)，經(jīng)濟(jì)性是一項(xiàng)重要指標(biāo)，減小巡航阻力更是提升民機(jī)經(jīng)濟(jì)性的有效途徑。層流減阻是當(dāng)前民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研制的熱點(diǎn)話題之一。民用飛機(jī)的阻力一般由壓差阻力、摩擦阻力、升致阻力構(gòu)成，通過(guò)優(yōu)化外形等設(shè)計(jì)往往可使壓差阻力和升致阻力降到較低水平，在巡航狀態(tài)下摩擦阻力最高可占總阻力的一半。由于湍流邊界層的摩擦阻力遠(yuǎn)大于層流邊界層，通過(guò)擴(kuò)大機(jī)翼表面的層流范圍，可以有效減小機(jī)翼摩擦阻力，進(jìn)而提供可觀的減阻效果。

由于通過(guò)層流機(jī)翼技術(shù)減阻能夠獲得可觀的經(jīng)濟(jì)效益，國(guó)外各民機(jī)研制機(jī)構(gòu)很早就開(kāi)始在層流減阻技術(shù)研究中持續(xù)投入資助。以Beoing公司為例，從20世紀(jì)90年代開(kāi)始，Beoing與NASA聯(lián)合開(kāi)展多個(gè)研究項(xiàng)目[1]，在風(fēng)洞和飛行條件下開(kāi)展了大量的層流機(jī)翼、混合層流控制機(jī)翼試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，其中大部分研究基于飛行試驗(yàn)。

隨著我國(guó)大型民用飛機(jī)研制項(xiàng)目的陸續(xù)開(kāi)展和推進(jìn)，國(guó)內(nèi)對(duì)層流設(shè)計(jì)以及減阻方法的關(guān)注程度也日益增加，各主機(jī)廠所、研究機(jī)構(gòu)以及主要高校都開(kāi)始發(fā)展層流機(jī)翼/短艙設(shè)計(jì)、以及層流控制方法研究。但是由于以往的研究需求相對(duì)較少、以及風(fēng)洞設(shè)備能力限制等因素，目前來(lái)看，國(guó)內(nèi)在高速風(fēng)洞以及飛行條件下的層流測(cè)試技術(shù)存在明顯的不足，缺乏對(duì)層流減阻技術(shù)的有效驗(yàn)證手段。

此外，相對(duì)于飛行試驗(yàn)來(lái)說(shuō)，風(fēng)洞試驗(yàn)存在著雷諾數(shù)不足、湍流度不夠低(跨聲速條件下，連續(xù)式高速風(fēng)洞湍流度的典型值為0.1%～0.3%[2]，高空大氣的典型測(cè)量值為0.023%～0.047%[3])等缺點(diǎn)。由于高速風(fēng)洞尺寸有限，試驗(yàn)雷諾數(shù)達(dá)不到飛行條件水平，在跨聲速狀態(tài)下，風(fēng)洞試驗(yàn)中得到的層流機(jī)翼轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果往往不具有足夠的說(shuō)服力。開(kāi)展層流驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)，特別是層流翼套飛行試驗(yàn)技術(shù)，是當(dāng)前解決層流減阻技術(shù)驗(yàn)證的有效手段。

評(píng)估層流機(jī)翼最重要的指標(biāo)就是轉(zhuǎn)捩位置，因此轉(zhuǎn)捩探測(cè)是層流測(cè)試飛行試驗(yàn)中是必不可少的手段。目前已有大量的非接觸式邊界層轉(zhuǎn)捩測(cè)量技術(shù)投入工程應(yīng)用，主要包括油膜干涉法、溫度敏感涂層(TSP)、紅外熱像技術(shù)(IRT)等。油膜干涉法曾在風(fēng)洞試驗(yàn)中用于全尺寸傾轉(zhuǎn)旋翼測(cè)量[4]以及高速螺旋槳葉片測(cè)量[5]。TSP技術(shù)也應(yīng)用于高速旋轉(zhuǎn)螺旋槳葉片測(cè)量[6]。

紅外技術(shù)最早于20世紀(jì)60至70年代開(kāi)始應(yīng)用，由于當(dāng)時(shí)紅外相機(jī)的靈敏度相對(duì)較差，主要用于再入飛行器的高溫高焓氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)[7]。隨著紅外相機(jī)技術(shù)的發(fā)展，IRT推廣至對(duì)流換熱測(cè)量[8]，以及各類(lèi)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中[9-10]。TSP與紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)的基本原理都是通過(guò)測(cè)量機(jī)翼表面溫度，利用轉(zhuǎn)捩前后的溫差判定轉(zhuǎn)捩位置。紅外技術(shù)的優(yōu)勢(shì)在于其較高的溫度分辨力(約為0.025 K)，而TSP技術(shù)的溫度分辨力大約是0.1 K[11]。因此，一般情況下更多使用紅外技術(shù)進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測(cè)。

飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩探測(cè)方面，1988年，Horstmann[12]針對(duì)層流翼套，利用LFU-205飛機(jī)作為測(cè)試平臺(tái)，首次在飛行試驗(yàn)中開(kāi)展紅外捩探測(cè)技術(shù)應(yīng)用研究，將測(cè)試用的紅外相機(jī)放置在機(jī)艙內(nèi)部，通過(guò)紅外窗口觀測(cè)機(jī)翼上表面。表1給出了近30年來(lái)已開(kāi)展過(guò)的飛行試驗(yàn)紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)應(yīng)用情況的不完全統(tǒng)計(jì)，整理了飛行高度、雷諾數(shù)、相機(jī)布局方法等信息。

表1 飛行試驗(yàn)紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)研究和應(yīng)用情況Table 1 Statistics of IR technique used in flight tests for boundary layer transition detection

可以看出，目前已在小型、中型尺寸飛機(jī)開(kāi)展過(guò)多次紅外轉(zhuǎn)捩測(cè)量工作，最高雷諾數(shù)達(dá)到2千萬(wàn)量級(jí)。但值得注意的是，我國(guó)目前尚無(wú)飛行條件下的轉(zhuǎn)捩測(cè)量經(jīng)驗(yàn)，因此急需開(kāi)展飛行試驗(yàn)邊界層轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)的應(yīng)用研究。

本文針對(duì)層流翼套飛行試驗(yàn)，開(kāi)展飛行條件下的紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)應(yīng)用研究。研究目的是利用飛行演示試驗(yàn)，驗(yàn)證紅外技術(shù)的飛行環(huán)境適用性，驗(yàn)證轉(zhuǎn)捩判定方法的可靠性。為下一階段針對(duì)層流翼套以及層流機(jī)翼的飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩探測(cè)奠定基礎(chǔ)。

本次試驗(yàn)飛行海拔高度從5 km至7 km，馬赫數(shù)從0.5至0.65，對(duì)應(yīng)的弦長(zhǎng)雷諾數(shù)約為1.5×107。

1 轉(zhuǎn)捩探測(cè)方案與地面測(cè)試

1.1 紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)原理簡(jiǎn)介

簡(jiǎn)言之，紅外相機(jī)測(cè)量機(jī)翼表面溫度分布，利用層流與湍流的換熱系數(shù)差別，根據(jù)轉(zhuǎn)捩前后換熱差別形成的表面溫差判定邊界層轉(zhuǎn)捩位置。

圖1給出了紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)原理示意，其中上方兩個(gè)分別為氣流溫度高于模型(左)和氣流溫度低于模型(右)表面情況下獲取的紅外熱圖，兩張熱圖中的紅色直線處提取當(dāng)?shù)仄拭娴臏囟确植记€，分別在下方對(duì)應(yīng)位置顯示。由于湍流邊界層的對(duì)流換熱系數(shù)遠(yuǎn)大于層流，當(dāng)氣流與機(jī)翼之間存在溫差時(shí)，氣流與機(jī)翼表面之間將進(jìn)行對(duì)流換熱，湍流區(qū)域的機(jī)翼表面溫度將更快地接近氣流溫度。因此，在轉(zhuǎn)捩探測(cè)時(shí)，將出現(xiàn)圖1中的兩種情況：當(dāng)氣流溫度高于模型表面初始溫度時(shí)，模型表面的轉(zhuǎn)捩和湍流區(qū)溫度相對(duì)較快地升高，在轉(zhuǎn)捩區(qū)形成正向溫度梯度；當(dāng)氣流溫度低于模型表面初始溫度時(shí)，模型表面的轉(zhuǎn)捩和湍流區(qū)溫度相對(duì)較快地降低，在轉(zhuǎn)捩區(qū)形成負(fù)向溫度梯度。

圖1 紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)原理示意圖Fig.1 Principle diagram of the transition detection using IR thermography

基于上述分析，利用紅外技術(shù)進(jìn)行邊界層轉(zhuǎn)捩探測(cè)，必須滿足兩個(gè)要素，分別為：

(1) 機(jī)翼表面具有較高紅外發(fā)射率，以確保紅外測(cè)溫結(jié)果具有較高的可靠性；

(2) 來(lái)流與機(jī)翼表面之間存在溫差，以產(chǎn)生轉(zhuǎn)捩前后的溫差。

1.2 飛行環(huán)境條件對(duì)紅外測(cè)試的影響分析

利用紅外技術(shù)在飛行條件下進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測(cè)，要想獲得理想的紅外熱圖以及探測(cè)結(jié)果，必須滿足1.1節(jié)中提到的關(guān)鍵因素。因此，有必要首先分析飛行環(huán)境條件對(duì)紅外測(cè)試的影響特性，進(jìn)而有針對(duì)性的提出測(cè)試方案。

對(duì)于高空飛行來(lái)說(shuō)，本研究針對(duì)的飛行高度范圍是5 km～7 km，大氣溫度范圍是-30 ℃～0 ℃，經(jīng)過(guò)長(zhǎng)時(shí)間飛行，如果無(wú)外部熱源，蒙皮與大氣之間逐漸換熱平衡，除駐點(diǎn)外大面積的蒙皮表面溫度接近恢復(fù)溫度，近似與大氣溫度相同。直接進(jìn)行紅外測(cè)溫，很難在熱圖中分辨轉(zhuǎn)捩位置。因此需要對(duì)被測(cè)區(qū)域蒙皮進(jìn)行加熱，以提供機(jī)翼表面于大氣之間的溫差，而且較高的目標(biāo)溫度可提高紅外熱圖信噪比，可提高紅外測(cè)試結(jié)果的可靠性。

在低空大氣中懸浮著灰塵、昆蟲(chóng)等顆粒污染物，飛機(jī)在起飛及降落過(guò)程中機(jī)翼前緣表面會(huì)隨機(jī)地沾染這些顆粒物，進(jìn)而誘發(fā)湍流楔，對(duì)轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果造成干擾，本文將通過(guò)幾個(gè)架次飛行對(duì)空氣懸浮污染物影響特性進(jìn)行分析，同時(shí)發(fā)展可靠的轉(zhuǎn)捩位置判定方法，消除由于湍流楔等產(chǎn)生的干擾。

此外，在某些測(cè)試角度下，存在太陽(yáng)輻射，機(jī)翼表面反射處的強(qiáng)烈太陽(yáng)倒影，有可能干擾測(cè)量結(jié)果，因此應(yīng)當(dāng)考慮太陽(yáng)輻射干擾問(wèn)題，在設(shè)計(jì)飛行試驗(yàn)中選擇合適的飛行方向，避免被測(cè)表面區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)太陽(yáng)倒影。

同時(shí)，由于太陽(yáng)輻射對(duì)蒙皮具有輻射加熱的效果，本研究中也將分析太陽(yáng)輻射加熱對(duì)轉(zhuǎn)捩探測(cè)的影響特性。

1.3 轉(zhuǎn)捩探測(cè)方案

針對(duì)飛行條件，對(duì)紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)方案進(jìn)行設(shè)計(jì)，包括：紅外相機(jī)觀測(cè)角度及視場(chǎng)；機(jī)翼測(cè)試區(qū)蒙皮表面處理；蒙皮加熱。

(1) 紅外相機(jī)觀測(cè)角度及視場(chǎng)。根據(jù)已有的紅外測(cè)試結(jié)論，使用紅外相機(jī)對(duì)蒙皮表面進(jìn)行測(cè)量時(shí)，相機(jī)光軸與蒙皮法線之間的夾角(觀測(cè)角)越大，蒙皮的定向紅外發(fā)射率越低，將不利于紅外測(cè)溫。Astarita[23]的測(cè)試結(jié)果表明，一般觀測(cè)角在0°～60°之間時(shí)，定向發(fā)射率幾乎不變，而當(dāng)觀測(cè)角超過(guò)60°后表面定向發(fā)射率迅速下降。因此觀測(cè)角度盡可能不超過(guò)60°。

因此，針對(duì)民用飛機(jī)，將紅外相機(jī)安裝固定在機(jī)艙內(nèi)部(圖2)，將舷窗替換為Ge窗口，可實(shí)現(xiàn)紅外觀測(cè)，通過(guò)調(diào)整相機(jī)觀測(cè)角度和鏡頭，獲得合適的機(jī)翼表面觀測(cè)視場(chǎng)。

圖2 機(jī)艙內(nèi)紅外相機(jī)安裝照片F(xiàn)ig.2 The photo of camera mounted in the cabin

(2) 機(jī)翼測(cè)試區(qū)域蒙皮表面處理方法。為提高紅外測(cè)量蒙皮表面溫度的準(zhǔn)確性，關(guān)鍵在于被測(cè)蒙皮表面具有較高的紅外發(fā)射率。

黑漆具有較高的發(fā)射率，在機(jī)翼表面噴涂黑漆是一種簡(jiǎn)單有效的解決方案。在噴涂黑漆后，對(duì)涂層表面進(jìn)行拋光處理即可。

(3) 蒙皮加熱方案。目前，可采取兩種蒙皮加熱方式：一是在蒙皮內(nèi)部布置電加熱膜，供應(yīng)支流電源對(duì)其加熱；二是利用機(jī)翼除冰系統(tǒng)的熱氣源對(duì)蒙皮進(jìn)行加熱。

本研究將利用機(jī)翼除冰系統(tǒng)熱源對(duì)蒙皮進(jìn)行加熱，該系統(tǒng)在飛行過(guò)程中可隨時(shí)開(kāi)啟或關(guān)閉，使用方便，而且不需要對(duì)機(jī)翼進(jìn)行改動(dòng)。

1.4 地面測(cè)試

為了確保方案可行，在地面對(duì)上述實(shí)施方案進(jìn)行了測(cè)試驗(yàn)證。

以某民機(jī)為試驗(yàn)平臺(tái)，將其機(jī)翼對(duì)應(yīng)處的懸窗更換為專(zhuān)用的Ge窗口，并在機(jī)艙內(nèi)部架設(shè)長(zhǎng)波紅外相機(jī)。紅外相機(jī)像素分辨率640×480，鏡頭焦距為f=24 mm，視場(chǎng)角范圍24°×22°。利用三維數(shù)模分析，紅外相機(jī)與被測(cè)區(qū)域表面法線的觀測(cè)夾角為40°(靠近翼根處)～60°(遠(yuǎn)離翼根處)，滿足使用需求。

地面測(cè)試結(jié)果如圖3所示，從圖中可以看出紅外觀測(cè)視場(chǎng)范圍可覆蓋機(jī)翼被測(cè)區(qū)域，而且窗口無(wú)遮擋。

圖3(a)中，由于機(jī)翼表面原始涂層經(jīng)過(guò)精細(xì)拋光，原始涂層材料未知，可以在其表面熱圖中看到對(duì)側(cè)墻壁和窗等物體的投影反射，這說(shuō)明該機(jī)翼表面紅外發(fā)射率相對(duì)較低，不利于紅外觀測(cè)，必須對(duì)其進(jìn)行處理。

(a) 原始機(jī)翼表面 (b)表面局部噴涂黑漆

因此，在機(jī)翼表面局部噴涂了黑漆，圖3(b)中，箭頭指示處局部進(jìn)行噴漆，帶有黑漆的部位沒(méi)有窗戶(hù)的投影，與左圖對(duì)比鮮明，可見(jiàn)噴涂黑漆后的表面發(fā)射率明顯提高。

2 飛行演示試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

為了驗(yàn)證飛行試驗(yàn)紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)方案，開(kāi)展了飛行演示試驗(yàn)，下文對(duì)方案設(shè)計(jì)進(jìn)行介紹。

2.1 試驗(yàn)平臺(tái)與測(cè)試對(duì)象

飛行試驗(yàn)使用了某小型民機(jī)作為驗(yàn)證平臺(tái)，該機(jī)型最大飛行Ma數(shù)為0.75，最高巡航高度為10 km。盡管該飛機(jī)的機(jī)翼不是層流構(gòu)型，轉(zhuǎn)捩位置相對(duì)靠前，但仍然可以作為轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)驗(yàn)證的測(cè)量對(duì)象。

被測(cè)區(qū)域在左側(cè)機(jī)翼上表面，包含展向30%～ 50%，弦向2%～50%的區(qū)域。

如圖4所示，在試驗(yàn)前將被測(cè)區(qū)域噴涂黑漆，同時(shí)沿弦向在被測(cè)區(qū)域展向兩側(cè)布置多個(gè)標(biāo)記點(diǎn)，用于圖像修正與參考，標(biāo)記點(diǎn)材料為鋁箔。

試驗(yàn)狀態(tài)見(jiàn)表2。

圖4 試驗(yàn)機(jī)翼及其被測(cè)區(qū)域Fig.4 The photo of flight test wing

CaseAltitudeMaReCCASE 1(Free transition)5 km0.515.1×106CASE 2(Free transition)6 km0.5515.0×106CASE 3(Free transition)7 km0.5513.5×106CASE 4(Free transition)7 km0.614.0×106CASE 5(Free transition)7 km0.6515.0×106CASE 6(Fixed transition)5 km0.515.1×106CASE 7(Fixed transition)7 km0.5513.5×106

2.2 轉(zhuǎn)捩判定數(shù)據(jù)處理方法

實(shí)驗(yàn)人員在飛行過(guò)程中，對(duì)紅外相機(jī)進(jìn)行軟件觸發(fā)采集，熱圖直接存儲(chǔ)至電腦中。紅外相機(jī)軟件時(shí)鐘與GPS時(shí)鐘對(duì)應(yīng)，同步記錄飛機(jī)姿態(tài)、大氣參數(shù)等飛行數(shù)據(jù)。

為獲得可靠的轉(zhuǎn)捩判定結(jié)果，提出了基于圖像處理的自動(dòng)轉(zhuǎn)捩位置識(shí)別處理流程。

圖5給出了紅外熱圖處理流程，大致分為4個(gè)過(guò)程：首先獲得原始熱圖；自動(dòng)識(shí)別機(jī)翼表面的圓形標(biāo)記點(diǎn)，利用仿射變換將被測(cè)區(qū)域紅外熱圖轉(zhuǎn)換為矩形形狀的熱圖，橫縱分別代表展長(zhǎng)和弦長(zhǎng)方向，與翼面的無(wú)量綱坐標(biāo)一一對(duì)應(yīng)；隨后沿著流動(dòng)方向計(jì)算熱圖溫度梯度場(chǎng)；提取各展向剖面的溫度梯度曲線，根據(jù)溫度梯度極值判定轉(zhuǎn)捩位置。

圖5 數(shù)據(jù)處理流程示意圖Fig.5 The diagram of IR image processing method

為了提高轉(zhuǎn)捩位置判定結(jié)果的可靠性，消除湍流楔等干擾因素導(dǎo)致的結(jié)果誤判，對(duì)所有剖面判定得到的轉(zhuǎn)捩位置進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，給出轉(zhuǎn)捩位置沿著展向分布的概率密度曲線，根據(jù)最大概率密度的指示，最終確定該狀態(tài)下機(jī)翼表面的轉(zhuǎn)捩位置。

2.3 高空環(huán)境干擾測(cè)試方案

針對(duì)太陽(yáng)輻射干擾特性，設(shè)計(jì)了一種測(cè)試方案。如圖6所示，飛機(jī)沿東西方向往復(fù)飛行，由于太陽(yáng)入射角是傾斜的，當(dāng)飛機(jī)自西向東平飛時(shí)，機(jī)身將太陽(yáng)光遮擋，左側(cè)機(jī)翼被測(cè)區(qū)域靠近翼根，在陰影區(qū)內(nèi)，不接收太陽(yáng)輻射；當(dāng)飛機(jī)自東向西平飛時(shí)，左側(cè)機(jī)翼全部暴露在太陽(yáng)光照射下，被測(cè)區(qū)域接收太陽(yáng)輻射。

根據(jù)試驗(yàn)時(shí)間(2017年11月)和試驗(yàn)所在地緯度，可估算當(dāng)?shù)靥?yáng)高度角為37°，當(dāng)自西向東飛行時(shí)，太陽(yáng)位于飛機(jī)的右上方位，由機(jī)身遮擋產(chǎn)生的陰影區(qū)可以覆蓋被測(cè)區(qū)域。這樣就可以對(duì)比由于太陽(yáng)輻射產(chǎn)生的影響量。

圖6 太陽(yáng)輻射干擾特性試驗(yàn)方案示意圖Fig.6 Test diagram of solar radiation interference characteristics analysis

此外，在飛機(jī)轉(zhuǎn)換姿態(tài)以及起降過(guò)程中，太陽(yáng)紅外鏡像與云層都將對(duì)紅外光路產(chǎn)生較強(qiáng)干擾，飛行過(guò)程中，也將全程采集紅外熱像，并對(duì)典型情況進(jìn)分析。

3 飛行試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與分析

3.1 蒙皮加熱必要性與典型測(cè)量結(jié)果

(a) without heating

(b) with heating

圖7給出了相同飛行工況下，有無(wú)蒙皮加熱時(shí)采集到的熱圖。從圖中可以看出，當(dāng)無(wú)蒙皮加熱時(shí)，經(jīng)過(guò)一段時(shí)間(約10 min)飛行后，蒙皮表面溫度趨于平均，較難分辨轉(zhuǎn)捩前后的溫度差別；當(dāng)開(kāi)啟蒙皮加熱系統(tǒng)后，明顯從圖像中區(qū)分轉(zhuǎn)捩前后的溫差帶，此時(shí)的熱圖對(duì)于轉(zhuǎn)捩位置探測(cè)來(lái)說(shuō)具有較高的信噪比。

通過(guò)機(jī)翼前緣加熱(加熱范圍X/C=0%～10%)，獲得了較高質(zhì)量的紅外熱圖，并利用本文提出的自動(dòng)轉(zhuǎn)捩位置識(shí)別方法處理熱圖。

圖8給出了典型的飛行試驗(yàn)紅外原始熱圖及其處理結(jié)果。從圖中可以看出原始圖像具有較高的信噪比，各展向剖面判定得到的轉(zhuǎn)捩位置分布趨于集中，符合客觀規(guī)律。因此飛行試驗(yàn)必須對(duì)機(jī)翼進(jìn)行加熱才能得到高質(zhì)量紅外圖像。

圖8 紅外測(cè)量結(jié)果，CASE 3, H=7 km, Ma=0.552, α=0.19°Fig.8 IR result of CASE 3, H=7 km, Ma=0.552, α=0.19°

利用本文提出的轉(zhuǎn)捩判定方法，對(duì)所有工況下采集的紅外熱圖進(jìn)行了處理，表3給出了各工況的轉(zhuǎn)捩位置測(cè)量結(jié)果。機(jī)翼自然轉(zhuǎn)捩位置對(duì)應(yīng)的當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)為Rex=1.10×106～1.25×106。

表3 自然轉(zhuǎn)捩位置測(cè)量結(jié)果Table 3 Results of natural transition position

圖9給出了三個(gè)典型工況下機(jī)翼被測(cè)區(qū)域轉(zhuǎn)捩位置分布情況，該數(shù)據(jù)可供轉(zhuǎn)捩預(yù)估代碼的驗(yàn)證參考使用，詳細(xì)邊界條件見(jiàn)表4，其中T_atm表示大氣環(huán)境溫度，T_w表示機(jī)翼表面溫度。

圖9 典型狀態(tài)轉(zhuǎn)捩位置分布，CASE 2/3/6Fig.9 Transition position on the wing of CASE 2/3/6

CaseAlt.MaT_atmT_wX/C_FreeCASE 26km0.55249.0 K275.5 K8.06%CASE 37km0.55242.5 K275.5 K7.69%CASE 65km0.5255.5K275.5 K6.99%

3.2 轉(zhuǎn)捩位置探測(cè)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證紅外測(cè)量結(jié)果的有效性，在自由轉(zhuǎn)捩區(qū)布置粗糙元強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩，并進(jìn)行實(shí)際飛行觀測(cè)，通過(guò)對(duì)比粗糙帶位置與測(cè)量得到的轉(zhuǎn)捩位置差別，對(duì)紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。

在弦向3.5%位置布置粗糙元，粗糙元高度0.1 mm，單個(gè)粗糙元直徑1.2 mm，相鄰單元圓心距2.5 mm。粗糙元布置范圍包含被測(cè)機(jī)翼段一半展長(zhǎng)，位于遠(yuǎn)離翼根處。

根據(jù)邊界層理論以及Braslow[24]的研究結(jié)論，誘發(fā)邊界層在當(dāng)?shù)剞D(zhuǎn)捩所需的粗糙元高度對(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)Rek應(yīng)達(dá)到600～650。根據(jù)試驗(yàn)條件，飛行馬赫數(shù)為0.5～0.65，當(dāng)?shù)芈曀贋?10～320 m/s，按此參數(shù)估算Rek范圍時(shí)700～800，滿足誘發(fā)當(dāng)?shù)剞D(zhuǎn)捩的條件，因此可以用于驗(yàn)證紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果的有效性。

圖10給出了測(cè)量結(jié)果，從熱圖中可以看到粗糙元達(dá)到了誘發(fā)邊界層在當(dāng)?shù)剞D(zhuǎn)捩的效果。

利用本文方法探測(cè)，分別得到了自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩位置，其中固定轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果與實(shí)際固定轉(zhuǎn)捩位置偏差約為0.2%。

表5給出了固定轉(zhuǎn)捩紅外測(cè)量結(jié)果與粗糙元站位的偏差。首先，依據(jù)自由轉(zhuǎn)捩位置測(cè)量結(jié)果(表中第4列)，case6和case7兩個(gè)工況下的層流區(qū)域都足夠大，可以用來(lái)檢驗(yàn)轉(zhuǎn)捩判定位置有效性。在弦向3.5%處布置粗糙元情況下，使用紅外熱像探測(cè)得到的轉(zhuǎn)捩位置偏差分別是0.2%和0.3%，在驗(yàn)證工況點(diǎn)不多的情況下，保守估計(jì)，本文方法探測(cè)得到的轉(zhuǎn)捩位置偏差不超過(guò)弦長(zhǎng)0.5%。

圖10 紅外測(cè)量結(jié)果，CASE 6, H=5 km, Ma=0.5, α=0.16°Fig.10 IR result of CASE 6, H=5 km, Ma=0.5, α=0.16°

CaseX/C_FixedErrorX/C_FreeCASE 63.7%0.2%6.99%CASE 73.8%0.3%7.2%

3.3 大氣懸浮污染物影響

通過(guò)3個(gè)架次試驗(yàn)對(duì)比，初步分析大氣污染物對(duì)翼面邊界層轉(zhuǎn)捩的影響情況。其中第2個(gè)架次飛行前，對(duì)前緣進(jìn)行清理和拋光，在第3個(gè)架次飛行前未對(duì)前緣進(jìn)行任何處理。目的是分析起飛后飛機(jī)經(jīng)過(guò)低空大氣過(guò)程中懸浮污染物是否能夠影響機(jī)翼轉(zhuǎn)捩位置。

圖11中給出了第2、3架次飛行試驗(yàn)的紅外熱圖，分別對(duì)應(yīng)工況Case1和Case6。從熱圖中可以看出，第2架次飛行中，機(jī)翼轉(zhuǎn)捩位置沿展向分布是比較均勻統(tǒng)一的，但是在第3個(gè)架次飛行中，部分自然轉(zhuǎn)捩區(qū)域存在湍流楔(在圖中箭頭指示處)。說(shuō)明在第3個(gè)架次起飛過(guò)程中，機(jī)翼前緣沾染了懸浮顆粒物，并由于顆粒物的存在引起了湍流楔。

圖11 多次飛行轉(zhuǎn)捩情況對(duì)比Fig.11 Comparation between IR results of Case1 and Case6

在數(shù)據(jù)處理中，湍流楔所在區(qū)域轉(zhuǎn)捩位置判定結(jié)果靠近前緣，將誤導(dǎo)最終的轉(zhuǎn)捩位置判定。利用統(tǒng)計(jì)分析方法進(jìn)行轉(zhuǎn)捩位置自動(dòng)判定，可有效規(guī)避湍流楔等因素引起的誤判結(jié)果，最終給出最可靠的轉(zhuǎn)捩位置判定結(jié)果。通過(guò)對(duì)比Case1和Case6在自然轉(zhuǎn)捩區(qū)域的轉(zhuǎn)捩位置判定結(jié)果可知，二者相符。

3.4 太陽(yáng)輻射影響特性

利用機(jī)身遮擋，形成有-無(wú)太陽(yáng)光照射的對(duì)比狀態(tài)，圖12給出了典型的觀測(cè)結(jié)果。其中，左側(cè)為在非加熱狀態(tài)下，無(wú)太陽(yáng)光照射情況下得到的表面熱圖，很難分辨轉(zhuǎn)捩位置；右圖為非加熱狀態(tài)下，利用太陽(yáng)光照射得到的表面熱圖，可以勉強(qiáng)分辨轉(zhuǎn)捩位置。

圖12 太陽(yáng)輻射影響對(duì)比Fig.12 Comparation between IR images with and without solar heating

盡管借助太陽(yáng)輻射加熱，能夠使模型表面在轉(zhuǎn)捩前后形成一定的溫差，但是信噪比較低，在數(shù)據(jù)后處理時(shí)各展向剖面的判定結(jié)果數(shù)據(jù)錯(cuò)點(diǎn)過(guò)多，導(dǎo)致最終輸出的結(jié)果存在較大誤差。

4 結(jié) 論

本文針對(duì)層流翼套飛行試驗(yàn)，開(kāi)展飛行條件下的紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)應(yīng)用研究。對(duì)紅外技術(shù)在飛行條件下應(yīng)用的環(huán)境適應(yīng)性問(wèn)題進(jìn)行了梳理，并提出有效的試驗(yàn)方案。飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果與討論證明了紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測(cè)技術(shù)的可行性以及可靠性，積累了相關(guān)工程應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，得到如下結(jié)論：

1) 在對(duì)蒙皮進(jìn)行加熱的條件下，紅外熱像技術(shù)具有飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩探測(cè)的環(huán)境適用性，應(yīng)用中同時(shí)需考慮紅外相機(jī)的安裝與保護(hù)；

2) 一般超過(guò)2個(gè)架次以后，機(jī)翼前緣開(kāi)始出現(xiàn)污染物，并能夠誘發(fā)湍流楔，進(jìn)而減少層流范圍，層流機(jī)翼設(shè)計(jì)和應(yīng)用中必須考慮這一問(wèn)題；

3) 經(jīng)過(guò)驗(yàn)證，該方法應(yīng)用簡(jiǎn)單可靠，在層流翼套以及邊界層轉(zhuǎn)捩基礎(chǔ)飛行試驗(yàn)研究方面具有一定潛力，可進(jìn)一步拓展應(yīng)用于各類(lèi)主/被動(dòng)邊界層控制技術(shù)(如橫流轉(zhuǎn)捩的混合層流、離散粗糙元等控制手段)在高雷諾數(shù)飛行條件下的驗(yàn)證測(cè)試。

本文以常規(guī)機(jī)翼作為測(cè)量對(duì)象，完成了紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測(cè)方法在飛行試驗(yàn)中的應(yīng)用驗(yàn)證。并給出了真實(shí)飛行條件下的幾組典型轉(zhuǎn)捩探測(cè)數(shù)據(jù)，可供轉(zhuǎn)捩預(yù)估相關(guān)研究參考使用。以此為基礎(chǔ)，下一階段將開(kāi)展層流翼套的轉(zhuǎn)捩測(cè)量應(yīng)用工作。

致謝:在此，感謝中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院提供的試飛平臺(tái)，以及直接或間接為本研究提供幫助支持的各級(jí)領(lǐng)導(dǎo)、同事！