楊 可，蔣衛(wèi)民，熊 健，李玉平

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000)

飛翼模型高速風(fēng)洞PIV試驗(yàn)研究

楊 可*，蔣衛(wèi)民，熊 健，李玉平

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000)

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

2.4米跨聲速風(fēng)洞;小展弦比;飛翼標(biāo)模;PIV

0 引 言

自20世紀(jì)80年代中期問世以來，PIV技術(shù)已廣泛應(yīng)用于流動(dòng)顯示及測(cè)量等研究領(lǐng)域。在PIV技術(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)應(yīng)用研究方面，國外研究機(jī)構(gòu)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(fēng)洞中開展了橫向截面的三維(Stereo模式)PIV測(cè)試，獲得了全機(jī)模型單側(cè)機(jī)翼的尾跡流向渦速度場(chǎng)分布結(jié)果;Takeshi ITO等［2］在同一座風(fēng)洞中利用半模支撐的方式，獲得了機(jī)翼襟翼后方的流向渦速度場(chǎng)分布特性。

相比低速風(fēng)洞，PIV在高速風(fēng)洞中的應(yīng)用相對(duì)起步較晚，其主要限制來自早期的CCD相機(jī)和激光器等硬件的性能指標(biāo)。除此之外，高速風(fēng)洞在一些關(guān)鍵技術(shù)環(huán)節(jié)方面的實(shí)現(xiàn)難度都遠(yuǎn)大于低速風(fēng)洞。一方面，高速風(fēng)洞對(duì)示蹤粒子發(fā)生量的需求更大，對(duì)示蹤粒子材料的選取更加嚴(yán)格，粒子播撒架受載荷因素的影響也遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于低速風(fēng)洞;另一方面，高速風(fēng)洞的洞體為承壓結(jié)構(gòu)，往往不利于激光和相機(jī)布局的實(shí)現(xiàn)。盡管如此，PIV技術(shù)自20世紀(jì)90年代起，仍然在各大風(fēng)洞研究機(jī)構(gòu)中得到了逐步的改進(jìn)和完善，測(cè)試速度范圍也達(dá)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(duì)二維激波速度場(chǎng)進(jìn)行了測(cè)試，獲得了清晰的時(shí)均速度場(chǎng)分布結(jié)果，同時(shí)也表明粒子跟隨性會(huì)對(duì)類似測(cè)試結(jié)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(duì)雙三角翼前緣激波與后翼前緣相互干擾區(qū)域的復(fù)雜流動(dòng)進(jìn)行了測(cè)試，試驗(yàn)采用粒徑為400 nm的TiO2粉末作為示蹤粒子，試驗(yàn)結(jié)果所顯示的流動(dòng)結(jié)構(gòu)和紋影結(jié)果吻合較好。以上結(jié)果主要是在小型高速風(fēng)洞中得到的。PIV在大型高速風(fēng)洞中的應(yīng)用相對(duì)較少，其主要原因是示蹤粒子和試驗(yàn)裝置布局的難度進(jìn)一步增大，洞體改造代價(jià)和試驗(yàn)成本都很高。ETW風(fēng)洞的研究人員經(jīng)過一系列技術(shù)改造［5］，克服了示蹤粒子產(chǎn)生與布撒，低溫風(fēng)洞的激光光路布置，相機(jī)及Scheimpflug裝置的保溫等問題，成功地將PIV技術(shù)應(yīng)用于低溫大型高速風(fēng)洞中。該P(yáng)IV系統(tǒng)采用側(cè)壁布光，兩臺(tái)相機(jī)位于同側(cè)的布局形式，比較適合開展模型尾流區(qū)域的測(cè)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(fēng)洞通常采用的布撒位置。

PIV在國內(nèi)風(fēng)洞研究機(jī)構(gòu)中的應(yīng)用大多集中在低速領(lǐng)域，高速生產(chǎn)性風(fēng)洞中的應(yīng)用先例很少，這與國內(nèi)高速風(fēng)洞均為暫沖式直流或半回流風(fēng)洞有關(guān)。相比連續(xù)式風(fēng)洞，暫沖式風(fēng)洞在PIV技術(shù)應(yīng)用方面難度更大:其一，暫沖式風(fēng)洞的示蹤粒子損失嚴(yán)重，粒子需求量要遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于連續(xù)式風(fēng)洞，同時(shí)，示蹤粒子的均勻性也更加難以保證;其二，吹風(fēng)運(yùn)行時(shí)間短，給系統(tǒng)調(diào)試帶來很大的困難，所有硬件設(shè)置和軟件參數(shù)設(shè)置需要一次成功;其三，風(fēng)洞運(yùn)行過程中洞體振動(dòng)較大，給試驗(yàn)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(shù)改進(jìn)及其空氣動(dòng)力學(xué)應(yīng)用研究。氣動(dòng)中心高速所早期在FL-23跨超聲速風(fēng)洞進(jìn)行了PIV調(diào)試試驗(yàn)［10-11］，試驗(yàn)M數(shù)為0.4～1.2，測(cè)試對(duì)象包括三角翼模型和細(xì)長旋成體導(dǎo)彈模型的背風(fēng)面渦系三維測(cè)量，獲得了質(zhì)量較高的測(cè)試數(shù)據(jù)。測(cè)試中，采用試驗(yàn)段側(cè)面布光，相機(jī)分布試驗(yàn)段兩側(cè)的布局方式，兩根粒子播撒管布置于風(fēng)洞穩(wěn)定段內(nèi)部。試驗(yàn)的成功為在暫沖式高速風(fēng)洞中開展PIV應(yīng)用研究提供了重要借鑒。

由于小尺寸風(fēng)洞無法開展民機(jī)和運(yùn)輸機(jī)等大型飛行器試驗(yàn)，也很難滿足超臨界機(jī)翼等測(cè)試對(duì)象對(duì)試驗(yàn)雷諾數(shù)的需求。為了準(zhǔn)確獲取模型氣動(dòng)特性，發(fā)展配套的大尺寸高速風(fēng)洞空間流場(chǎng)測(cè)試技術(shù)和流動(dòng)機(jī)理研究平臺(tái)勢(shì)在必行。近期，研究人員利用小展弦比飛翼標(biāo)模在2.4米跨聲速風(fēng)洞完成了PIV調(diào)試試驗(yàn)，試驗(yàn)M數(shù)0.4～0.9，測(cè)試內(nèi)容包括空風(fēng)洞速度校核、模型上翼面縱向繞流二維測(cè)試及尾跡流向渦速度場(chǎng)的三維測(cè)試等。

1 試驗(yàn)裝置及參數(shù)

1.1 風(fēng)洞及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2.4米跨聲速風(fēng)洞為引射式、半回流、暫沖型亞跨聲速增壓風(fēng)洞。試驗(yàn)段尺寸為2.4 m(寬)×2.4 m (高)×7 m(長)。試驗(yàn)M數(shù)范圍0.3～1.4。PIV試驗(yàn)在該風(fēng)洞張線試驗(yàn)段中進(jìn)行。張線試驗(yàn)段在設(shè)計(jì)之初即考慮過開展光學(xué)測(cè)量的需求，其左右為實(shí)壁，上下為槽壁。為了進(jìn)行PIV測(cè)量，將上壁板和迎氣流右側(cè)壁板進(jìn)行了改造，上壁板在中心和右側(cè)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(cè)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(xué)玻璃窗，用于相機(jī)觀察。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑樾≌瓜冶蕊w翼標(biāo)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(dòng)弦長0.503 m，前緣后掠角65°，α=0°時(shí)在2.4米風(fēng)洞中的堵塞度約為0.25%。圖1給出了該標(biāo)模的外形示意圖。

圖1 小展弦比飛翼標(biāo)模Fig.1 Low aspect ratio flying wing model

1.2 PIV設(shè)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(jī)分辨率為 2048×2048 pixel，最高采樣率15 Hz，采用Camera Link形式進(jìn)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(shí)序同步器最小時(shí)間精度250 ps。

1.3 試驗(yàn)參數(shù)設(shè)置及數(shù)據(jù)處理

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

2 關(guān)鍵技術(shù)環(huán)節(jié)

2.1 示蹤粒子的影響

高速風(fēng)洞PIV試驗(yàn)要求示蹤粒子同時(shí)具有良好的跟隨性和光散射性，文獻(xiàn)［12］指出，油性粒子的時(shí)間響應(yīng)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(cè)試的粒子發(fā)生材料為Diethyl-hexyl-sebacate(DEHS)，該材料在風(fēng)洞PIV測(cè)試中得到了非常廣泛的應(yīng)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(zhì)量的關(guān)鍵因素之一，足夠的粒子濃度一方面可保證在互相關(guān)計(jì)算中獲得足夠的可信度，也意味著可以將問詢窗口尺寸設(shè)置到足夠小，從而獲得更高的測(cè)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(cè)試平面內(nèi)的反射越強(qiáng)，單個(gè)粒子的亮度也相應(yīng)提高，因此，當(dāng)模型背景光干擾比較嚴(yán)重時(shí)，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(fēng)洞中開展PIV試驗(yàn)，如何保證粒子濃度和粒子均勻性是關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)之一，因此，粒子發(fā)生器和粒子播撒架的設(shè)計(jì)和布置非常關(guān)鍵。

2.2 示蹤粒子發(fā)生器的研制

試驗(yàn)使用自行設(shè)計(jì)加工的基于Laskin噴管霧化原理的示蹤粒子發(fā)生器，設(shè)計(jì)參考了文獻(xiàn)［13-14］以及以往購置的小型商用粒子發(fā)生器的結(jié)構(gòu)形式。根據(jù)FL-23風(fēng)洞PIV試驗(yàn)效果［10］對(duì)2.4米風(fēng)洞的粒子需求量進(jìn)行了估算，擴(kuò)大了罐體的體積，單臺(tái)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(gè)噴嘴，整個(gè)粒子發(fā)生器共計(jì)260個(gè)Laskin噴嘴，粒子發(fā)生器總共設(shè)計(jì)加工了四臺(tái)。粒子發(fā)生器系統(tǒng)由中壓氣源管路直接供氣，采用手動(dòng)減壓閥進(jìn)行上游壓力控制，電動(dòng)流量閥進(jìn)行流量控制，噴管前方設(shè)置電磁閥和手動(dòng)球閥，可單獨(dú)控制每個(gè)Laskin噴管氣路的通斷。系統(tǒng)可通過電腦控制界面對(duì)流量閥開度和每個(gè)電磁閥的通斷進(jìn)行遠(yuǎn)程程控，也可進(jìn)行現(xiàn)場(chǎng)手動(dòng)控制。圖2給出了該粒子發(fā)生器在風(fēng)洞穩(wěn)定段下的布置情況。調(diào)試結(jié)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?cè)黾訃姽軘?shù)量更為有效，而過高的上游壓力可能導(dǎo)致嚴(yán)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(fēng)洞引射器前方。圖3分別給出了兩種方案下的試驗(yàn)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(dāng)播撒位置位于風(fēng)洞穩(wěn)定段前方時(shí)(圖3a)，粒子濃度較大。這是因?yàn)閺牟ト黾懿既龀龅牧Ｗ雍芸炝鹘?jīng)風(fēng)洞收縮段，粒子流的收縮率基本和風(fēng)洞收縮段的收縮率一致(2.4米風(fēng)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(yàn)段距離較短，新注入的粒子流到達(dá)試驗(yàn)段時(shí)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(shí)(圖3b)，粒子濃度略有下降，但得益于足夠長的混合距離，試驗(yàn)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(cè)試位置的需求。雖然粒子濃度有所降低，但可以設(shè)法通過加大粒子發(fā)生量來解決。

此外，大型高速風(fēng)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(zhǔn)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(yàn)準(zhǔn)備時(shí)間，試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)也相對(duì)較小，具有更好的工程實(shí)用性。

3 試驗(yàn)結(jié)果與討論

3.1 空風(fēng)洞二維PIV測(cè)速結(jié)果

利用PIV進(jìn)行空風(fēng)洞測(cè)速的目的在于檢驗(yàn)PIV測(cè)試數(shù)據(jù)的準(zhǔn)度，其參考數(shù)據(jù)為風(fēng)洞測(cè)控系統(tǒng)提供的流場(chǎng)參數(shù)。測(cè)試M數(shù)為0.4、0.6、0.8和0.9，測(cè)試區(qū)域?yàn)轱L(fēng)洞核心流區(qū)域。表1給出了PIV時(shí)均結(jié)果與參考數(shù)據(jù)的對(duì)比?？梢姡?dāng)M＜0.8時(shí)，速度偏差不超過1%;M=0.9時(shí)，粒子濃度較低導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果雜點(diǎn)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(cè)速準(zhǔn)確度約為1%，因此可以認(rèn)為2.4m風(fēng)洞PIV測(cè)試數(shù)據(jù)具有較高的準(zhǔn)確度。

表1 空風(fēng)洞測(cè)速結(jié)果Table 1 Results of empty wind tunnel velocimetry

3.2 尾跡流向渦三維PIV測(cè)試結(jié)果

試驗(yàn)中，飛翼標(biāo)模迎角為12°，試驗(yàn)M數(shù)0.4、0.6和0.8。測(cè)試區(qū)域尺寸約為220 mm×220 mm，視場(chǎng)中心點(diǎn)距離機(jī)身對(duì)稱面225mm。測(cè)試區(qū)域見圖4。

圖4 流向渦測(cè)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(shí)均結(jié)果。從時(shí)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(dòng)較小;M=0.8下渦量分布更加離散，表明渦核擺動(dòng)加劇。從時(shí)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?yàn)闇u核位置不穩(wěn)定導(dǎo)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(dòng)，M=0.8相比M =0.4移動(dòng)了約43 mm，而法向移動(dòng)不明顯。M=0.6和0.8的流線圖左側(cè)流線發(fā)生彎折，主要是支桿的背景光干擾導(dǎo)致左側(cè)相機(jī)相應(yīng)位置的計(jì)算結(jié)果不可信。M=0.4時(shí)粒子濃度更高，背景干擾被抑制，因此結(jié)果更加理想。

3.3 前緣渦跡二維PIV測(cè)試結(jié)果

試驗(yàn)對(duì)α=12°附近，靠近翼尖部位的機(jī)翼上表面流動(dòng)特性進(jìn)行了二維測(cè)試。測(cè)試區(qū)域如圖6所示，測(cè)試區(qū)域尺寸約為300 mm×300 mm。

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

圖6 前緣渦跡測(cè)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(jié)果，圖7(b)給出相應(yīng)時(shí)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(dòng)方向發(fā)展的軌跡。對(duì)比圖7(a)和圖7(b)可見，渦量分布結(jié)果中的渦核位置與直接觀察結(jié)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(dǎo)致渦核處粒子濃度下降，形成表征渦核位置的“黑洞”。雖然測(cè)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(dòng)”狀態(tài)，而測(cè)試區(qū)域?yàn)楹穸燃s1 mm的平面，因此僅當(dāng)渦核展向位置與測(cè)試平面重合時(shí)才能觀察到。

圖7 α=12°，M=0.4時(shí)的機(jī)翼前緣渦跡測(cè)量結(jié)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?yàn)闄C(jī)翼前緣強(qiáng)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(dāng)α= 10°時(shí)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(dǎo)致個(gè)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(dāng)α=13°時(shí)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(jī)翼前緣較近的地方即發(fā)生了破裂。同時(shí)還可以觀察到較大面積的流動(dòng)分離區(qū)域，表明前緣渦的破裂與上翼面流動(dòng)分離之間存在密切的關(guān)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(shí)均速度矢量結(jié)果。由圖9可見，在超過1/2當(dāng)?shù)叵议L區(qū)域的流動(dòng)分離特性存在較大差異。α=12°時(shí)均結(jié)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(shí)均速度矢量分布Fig.9 2D time-averaged results at different angle of attack

4 結(jié) 論

1)2.4米跨聲速風(fēng)洞小展弦比飛翼標(biāo)模試驗(yàn)是我國第一次在兩米量級(jí)的大型高速風(fēng)洞中開展的PIV測(cè)試試驗(yàn)。試驗(yàn)證明了:2.4米風(fēng)洞PIV系統(tǒng)具有較高的數(shù)據(jù)準(zhǔn)度，M≤0.8時(shí)，空風(fēng)洞測(cè)速結(jié)果與理論值相差不超過1%，M=0.9時(shí)相差不超過2%;

2)α=12°時(shí)，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(dòng)，不穩(wěn)定性相應(yīng)增強(qiáng)。

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

［1］ Shigeya Watanabe，Hiroyuki Kato.Stereo PIV applications to largescale low-speed wind tunnels［R］.AIAA 2003-919.

［2］ Takeshi Ito，Yuzuru Yokokawa.High-lift device testing in JAXA 6.5 m×5.5 m low-speed wind tunnel［R］.AIAA 2006-3643.

［3］ Scarano F，Van Oudheusden B W.Planar velocity measurements of a twodimensional compressible wake［J］.Exp.Fluids，2003，34: 430-441.

［4］ Sinha K，Wright M J，Candler G V.The effect of turbulence on double-cone shock interactions［R］.AIAA 99-0146，1999.

［5］ Jürgen Quest.Accepting a challenge-the development of PIV for application in pressurized cryogenic wind tunnels［R］.AIAA 2011-3726.

［6］ Shi Z W，Ming X.Vortex structure on a delta wing in unsteady free stream via Particle Image Velocimetry［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2006，24(04):433-437.(in Chinese)

史志偉，明曉.PIV測(cè)量非定常自由來流中的三角翼前緣渦［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2006，24(04):433-437.

［7］ Dong C，Deng X Y，Wang Y K，et al.Investigation to disposition scheme of 2DPIV field of view［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2010，28(05):602-608.(in Chinese)

董超，鄧學(xué)鎣，王延奎，等.2DPIV視場(chǎng)布置方案研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2010，28(05):602-608.

［8］ Li G N，Zhang J，Zhang G P，et al.Propeller wake analysis by means of PIV in large water tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2010，28(05):503-508.(in Chinese)

李廣年，張軍，張國平，等.大型水洞中螺旋槳尾流場(chǎng)PIV測(cè)試研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2010，28(05):503-508.

［9］ Huang S L，Lin Y F，Huang J P，et al.Experimental investigation on the wake characteristics of tandem twin rotors［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2012，30(03):334-339.(in Chinese)

黃水林，林永峰，黃建萍，等.基于PIV技術(shù)的縱列式雙旋翼尾跡特性實(shí)驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2012，30(03):334-339.

［10］ Jiang W，Xiong J，Chen S.Application of PIV in transonic wind tunnel［C］//11th Asian Symposium on Visualization，Niigata，Japan，2011.

［11］He Z，Wu J Q，Jiang W M，el al.Study on asymmetric flow over slender body at high angles of attack via Particle Image Velocimetry test in high speed wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2014，32(03):295-299.(in Chinese)

賀中，吳軍強(qiáng)，蔣衛(wèi)民，等.細(xì)長體大迎角非對(duì)稱流動(dòng)的高速PIV風(fēng)洞試驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，32(03):295-299.

［12］Raffel M，Willert C，Wereley S，et al.Partical image velocimetry:a practical guide［R］.2nd Edition.AIAA 37533-730.

［13］Echols W H，Young J A.Studies of portable air-operated aerosol generators［R］.NRL Report 5929，Washington D.C Naval Research Laboratory，1963.

［14］Melling A.Tracer particles and seeding for particle imag velocimetry［J］.Meas.Sci.Tech.，1997(8):1406-1416.

［15］童秉綱.非定常流與渦運(yùn)動(dòng)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，1993.

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(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué).E-mail:lingyun-hit@163.com

楊可，蔣衛(wèi)民，熊健，等.飛翼模型高速風(fēng)洞PIV試驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，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.