飞翼模型高速风洞PIV试验研究

杨 可，蒋卫民，熊 健，李玉平

(中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000)

飞翼模型高速风洞PIV试验研究

杨 可*，蒋卫民，熊 健，李玉平

(中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000)

对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核，并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试，试验马赫数为0.4～0.9。测试结果表明，2.4 m风洞PIV试验数据具有较高的准确度，M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%，M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示，M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大，涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时，翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂，上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时，前缘涡破碎时机提前，当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。

2.4米跨声速风洞;小展弦比;飞翼标模;PIV

0 引 言

自20世纪80年代中期问世以来，PIV技术已广泛应用于流动显示及测量等研究领域。在PIV技术的风洞试验应用研究方面，国外研究机构有很多成功的先例。Shigeya Watanabe等［1］在JAXA 6.5 m×5.5 m大尺寸低速风洞中开展了横向截面的三维(Stereo模式)PIV测试，获得了全机模型单侧机翼的尾迹流向涡速度场分布结果;Takeshi ITO等［2］在同一座风洞中利用半模支撑的方式，获得了机翼襟翼后方的流向涡速度场分布特性。

相比低速风洞，PIV在高速风洞中的应用相对起步较晚，其主要限制来自早期的CCD相机和激光器等硬件的性能指标。除此之外，高速风洞在一些关键技术环节方面的实现难度都远大于低速风洞。一方面，高速风洞对示踪粒子发生量的需求更大，对示踪粒子材料的选取更加严格，粒子播撒架受载荷因素的影响也远远大于低速风洞;另一方面，高速风洞的洞体为承压结构，往往不利于激光和相机布局的实现。尽管如此，PIV技术自20世纪90年代起，仍然在各大风洞研究机构中得到了逐步的改进和完善，测试速度范围也达到1000 m/s甚至更高。F Scarano等人［3］在M=2.0的自由流条件下对二维激波速度场进行了测试，获得了清晰的时均速度场分布结果，同时也表明粒子跟随性会对类似测试结果的精度产生较大影响。K Sinha等人［4］在M=7的自由流条件下对双三角翼前缘激波与后翼前缘相互干扰区域的复杂流动进行了测试，试验采用粒径为400 nm的TiO2粉末作为示踪粒子，试验结果所显示的流动结构和纹影结果吻合较好。以上结果主要是在小型高速风洞中得到的。PIV在大型高速风洞中的应用相对较少，其主要原因是示踪粒子和试验装置布局的难度进一步增大，洞体改造代价和试验成本都很高。ETW风洞的研究人员经过一系列技术改造［5］，克服了示踪粒子产生与布撒，低温风洞的激光光路布置，相机及Scheimpflug装置的保温等问题，成功地将PIV技术应用于低温大型高速风洞中。该PIV系统采用侧壁布光，两台相机位于同侧的布局形式，比较适合开展模型尾流区域的测试。示踪粒子布撒位置位于支架段后方，有利于示踪粒子的充分均匀，这也是连续式风洞通常采用的布撒位置。

PIV在国内风洞研究机构中的应用大多集中在低速领域，高速生产性风洞中的应用先例很少，这与国内高速风洞均为暂冲式直流或半回流风洞有关。相比连续式风洞，暂冲式风洞在PIV技术应用方面难度更大:其一，暂冲式风洞的示踪粒子损失严重，粒子需求量要远远大于连续式风洞，同时，示踪粒子的均匀性也更加难以保证;其二，吹风运行时间短，给系统调试带来很大的困难，所有硬件设置和软件参数设置需要一次成功;其三，风洞运行过程中洞体振动较大，给试验布局带来一定的困难。近年来，国内研究人员［6-9］越来越多的开展了PIV技术改进及其空气动力学应用研究。气动中心高速所早期在FL-23跨超声速风洞进行了PIV调试试验［10-11］，试验M数为0.4～1.2，测试对象包括三角翼模型和细长旋成体导弹模型的背风面涡系三维测量，获得了质量较高的测试数据。测试中，采用试验段侧面布光，相机分布试验段两侧的布局方式，两根粒子播撒管布置于风洞稳定段内部。试验的成功为在暂冲式高速风洞中开展PIV应用研究提供了重要借鉴。

由于小尺寸风洞无法开展民机和运输机等大型飞行器试验，也很难满足超临界机翼等测试对象对试验雷诺数的需求。为了准确获取模型气动特性，发展配套的大尺寸高速风洞空间流场测试技术和流动机理研究平台势在必行。近期，研究人员利用小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞完成了PIV调试试验，试验M数0.4～0.9，测试内容包括空风洞速度校核、模型上翼面纵向绕流二维测试及尾迹流向涡速度场的三维测试等。

1 试验装置及参数

1.1 风洞及试验模型

2.4米跨声速风洞为引射式、半回流、暂冲型亚跨声速增压风洞。试验段尺寸为2.4 m(宽)×2.4 m (高)×7 m(长)。试验M数范围0.3～1.4。PIV试验在该风洞张线试验段中进行。张线试验段在设计之初即考虑过开展光学测量的需求，其左右为实壁，上下为槽壁。为了进行PIV测量，将上壁板和迎气流右侧壁板进行了改造，上壁板在中心和右侧偏离中心0.48 m处加装了两块1.2 m×0.15 m的钢化玻璃窗，用于布置激光，右侧壁板顺气流方向依次加装了三块直径为0.75 m、0.75 m和0.50 m圆形光学玻璃窗，用于相机观察。

试验模型为小展弦比飞翼标模。该模型采用翼身融合体布局，模型缩比1∶19，全长0.806 m，展长0.602 m，展弦比1.54，平均气动弦长0.503 m，前缘后掠角65°，α=0°时在2.4米风洞中的堵塞度约为0.25%。图1给出了该标模的外形示意图。

图1 小展弦比飞翼标模Fig.1 Low aspect ratio flying wing model

1.2 PIV设备

调试采用国内自主研发的勤德 PIV系统，其CCD相机分辨率为 2048×2048 pixel，最高采样率15 Hz，采用Camera Link形式进行数据传输。双杨氏脉冲激光器最大脉冲能量800 mJ，波长532 nm，工作频率0～10 Hz。时序同步器最小时间精度250 ps。

1.3 试验参数设置及数据处理

调试的图像采样率均设置为10 Hz，每个工况下采样200帧(即100幅瞬态速度矢量结果)。数据处理时采用迭代算法，并分别得到瞬态和时均结果。试验统一定义X轴为测试平面横轴方向，向右为正; Y轴为测试平面纵轴方向，向上为正，Z轴方向遵循右手定则。

2 关键技术环节

2.1 示踪粒子的影响

高速风洞PIV试验要求示踪粒子同时具有良好的跟随性和光散射性，文献［12］指出，油性粒子的时间响应特性随着粒径减小而迅速提高，而粒子粒径主要取决于溶剂本身。本次测试的粒子发生材料为Diethyl-hexyl-sebacate(DEHS)，该材料在风洞PIV测试中得到了非常广泛的应用，其粒径一般在0.5～1.5 μm左右，具有良好的跟随性。

粒子浓度是影响数据质量的关键因素之一，足够的粒子浓度一方面可保证在互相关计算中获得足够的可信度，也意味着可以将问询窗口尺寸设置到足够小，从而获得更高的测试分辨率;另一方面，单位面积内的粒子数量越大，激光在测试平面内的反射越强，单个粒子的亮度也相应提高，因此，当模型背景光干扰比较严重时，提升粒子浓度有利于掩盖背景光亮度，提高图像的信噪比。在半回流暂冲式风洞中开展PIV试验，如何保证粒子浓度和粒子均匀性是关键技术难点之一，因此，粒子发生器和粒子播撒架的设计和布置非常关键。

2.2 示踪粒子发生器的研制

试验使用自行设计加工的基于Laskin喷管雾化原理的示踪粒子发生器，设计参考了文献［13-14］以及以往购置的小型商用粒子发生器的结构形式。根据FL-23风洞PIV试验效果［10］对2.4米风洞的粒子需求量进行了估算，扩大了罐体的体积，单台粒子发生器箱体内共有13根Laskin喷嘴管，单根Laskin喷嘴管分为5层，每层环向均布4个喷嘴，整个粒子发生器共计260个Laskin喷嘴，粒子发生器总共设计加工了四台。粒子发生器系统由中压气源管路直接供气，采用手动减压阀进行上游压力控制，电动流量阀进行流量控制，喷管前方设置电磁阀和手动球阀，可单独控制每个Laskin喷管气路的通断。系统可通过电脑控制界面对流量阀开度和每个电磁阀的通断进行远程程控，也可进行现场手动控制。图2给出了该粒子发生器在风洞稳定段下的布置情况。调试结果表明，粒子发生量很大程度取决于Laskin喷管的效率而非喷嘴数量，增大罐体体积可能比单纯增加喷管数量更为有效，而过高的上游压力可能导致严重的溢流现象。

2.3 粒子播撒位置的影响

本文开展了粒子播撒位置影响研究。播撒位置分别选取在稳定段前方和风洞引射器前方。图3分别给出了两种方案下的试验段原始粒子图像。

图2 粒子发生器Fig.2 Seeding generator

图3 粒子布撒位置影响Fig.3 Influence of seeding position

由图3可见，当播撒位置位于风洞稳定段前方时(图3a)，粒子浓度较大。这是因为从播撒架布撒出的粒子很快流经风洞收缩段，粒子流的收缩率基本和风洞收缩段的收缩率一致(2.4米风洞约为1∶12)，新加入的粒子基本集中在核心流区域。这种播撒方式的问题在于，由于稳定段到试验段距离较短，新注入的粒子流到达试验段时尚未充分混合均匀，粒子分布的均匀性较差。

粒子布撒架位于引射器前方时(图3b)，粒子浓度略有下降，但得益于足够长的混合距离，试验段的粒子均匀性得到很大改善。由于粒子浓度分布不再受收缩段缩比影响，粒子涵盖区域更大，可以满足不同模型不同测试位置的需求。虽然粒子浓度有所降低，但可以设法通过加大粒子发生量来解决。

此外，大型高速风洞的稳定段直径通常很大，要将粒子播撒管牢固安装在稳定段内部，需要专门布置尺寸庞大的播撒架，准备工作量很大。相比之下引射器前方管路直径较小，仅需要加工专用法兰盘接口即可，不仅大大节省了试验准备时间，试验风险也相对较小，具有更好的工程实用性。

3 试验结果与讨论

3.1 空风洞二维PIV测速结果

利用PIV进行空风洞测速的目的在于检验PIV测试数据的准度，其参考数据为风洞测控系统提供的流场参数。测试M数为0.4、0.6、0.8和0.9，测试区域为风洞核心流区域。表1给出了PIV时均结果与参考数据的对比。可见，当M＜0.8时，速度偏差不超过1%;M=0.9时，粒子浓度较低导致计算结果杂点增多，但速度偏差仍不超过2%。通常，PIV系统在理想情况下的测速准确度约为1%，因此可以认为2.4m风洞PIV测试数据具有较高的准确度。

表1 空风洞测速结果Table 1 Results of empty wind tunnel velocimetry

3.2 尾迹流向涡三维PIV测试结果

试验中，飞翼标模迎角为12°，试验M数0.4、0.6和0.8。测试区域尺寸约为220 mm×220 mm，视场中心点距离机身对称面225mm。测试区域见图4。

图4 流向涡测试截面Fig.4 Test section of streamwise vortex

图5给出了不同M数下X-Y平面的涡量及流线分布的时均结果。从时均涡量分布特征来看，M=0.4和0.6均保持了比较好的流向涡形态，说明涡在X-Y平面内位置比较稳定，涡核摆动较小;M=0.8下涡量分布更加离散，表明涡核摆动加剧。从时均涡量量值来看，M=0.6相比M=0.4有所增大，X-Y平面内的流速随来流速度增大而增大;M=0.8涡量减小，主要是因为涡核位置不稳定导致涡量峰值被平均掉。流线图清晰地给出了流向涡的形态与空间位置。随着M数增大，涡核不断向内展向方向移动，M=0.8相比M =0.4移动了约43 mm，而法向移动不明显。M=0.6和0.8的流线图左侧流线发生弯折，主要是支杆的背景光干扰导致左侧相机相应位置的计算结果不可信。M=0.4时粒子浓度更高，背景干扰被抑制，因此结果更加理想。

3.3 前缘涡迹二维PIV测试结果

试验对α=12°附近，靠近翼尖部位的机翼上表面流动特性进行了二维测试。测试区域如图6所示，测试区域尺寸约为300 mm×300 mm。

图5 尾迹流向涡三维PIV测试结果(α=12°)Fig.5 Stereo PIV results of streamwise vortex of wake(α=12°)

图6 前缘涡迹测试截面Fig.6 Test section of leading edge vortex

图7(a)给出了α=12°、M=0.4下某瞬态涡量分布结果，图7(b)给出相应时刻的原始图像以便观察比较。可见，由原始图像能比较清晰地分辨出前缘涡涡核及涡核沿流动方向发展的轨迹。对比图7(a)和图7(b)可见，涡量分布结果中的涡核位置与直接观察结果吻合较好。高速来流条件下，流向涡在Y-Z截面的切向速度较大，离心力导致涡核处粒子浓度下降，形成表征涡核位置的“黑洞”。虽然测试所拍摄的截面并非典型的流向涡截面，但由于涡核处的轴向速度与相邻区域的轴向速度差异较大，仍能清晰地分辨出涡核位置。只是由于涡核处于“摆动”状态，而测试区域为厚度约1 mm的平面，因此仅当涡核展向位置与测试平面重合时才能观察到。

图7 α=12°，M=0.4时的机翼前缘涡迹测量结果Fig.7 Test results of leading edge vortex at α=12°，M=0.4

图8给出了M=0.8、α=10°和13°下某瞬态速度矢量分布，“Reflection”区域为机翼前缘强烈反光造成的局部数据空白区域。由于流向涡的涡核区域轴向速度通常略高于自由流速度［15］，由此可见，当α= 10°时上翼面区域的前缘涡尚且比较稳定，从图8中放大区域可以比较明显地分辨出轴向速度加速的涡核位置。由于涡核展向位置不稳定，导致个别截面没有观察到涡核的加速特征。近壁面区域的速度矢量形态比较饱满，说明上翼面尚未发生大面积的分离。当α=13°时速度矢量特征发生了显著的变化，主要表现为无法观察到以局部轴向速度加速为特征的流向涡涡核区域，这表明前缘涡很可能在距离机翼前缘较近的地方即发生了破裂。同时还可以观察到较大面积的流动分离区域，表明前缘涡的破裂与上翼面流动分离之间存在密切的关系。

图8 不同迎角的二维瞬态速度矢量分布Fig.8 2D instantaneous results at different angle of attack

为了更好地比较不同迎角下的上翼面分离状况，在图9中给出了M=0.8，α=12°和13°下的时均速度矢量结果。由图9可见，在超过1/2当地弦长区域的流动分离特性存在较大差异。α=12°时均结果中可以明显地观察到涡核区域轴向速度增大的特征，涡核的纵向位置基本与自由流方向保持一致。

图9 不同迎角的二维时均速度矢量分布Fig.9 2D time-averaged results at different angle of attack

4 结 论

1)2.4米跨声速风洞小展弦比飞翼标模试验是我国第一次在两米量级的大型高速风洞中开展的PIV测试试验。试验证明了:2.4米风洞PIV系统具有较高的数据准度，M≤0.8时，空风洞测速结果与理论值相差不超过1%，M=0.9时相差不超过2%;

2)α=12°时，小展弦比飞翼模型上翼面存在明显的由前缘卷起的流向涡，随着M数增大，X-Y截面的涡量和切向速度均逐渐增大，涡核位置向内展向方向移动，不稳定性相应增强。

3)二维测试结果表明:M=0.8条件下，α≤12°时，前缘涡在测试区域尚未发生显著的破裂，而当α≥13°发生了较早的破裂。涡破裂与流动分离产生的时机一致，当α≥13°时，测试截面后1/2弦长部位存在比较明显的流动分离。

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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

杨可*(1982-)，男，成都人，工程师，研究方向:实验空气动力学.E-mail:lingyun-hit@163.com

杨可，蒋卫民，熊健，等.飞翼模型高速风洞PIV试验研究［J］.空气动力学学报，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.