王 鵬, 趙榮奐, 衷洪杰, 尚金奎, 劉國(guó)政, 孫 健, 孫 楠

(中航工業(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)

三維熒光油流技術(shù)的試驗(yàn)研究

王 鵬, 趙榮奐, 衷洪杰, 尚金奎*, 劉國(guó)政, 孫 健, 孫 楠

(中航工業(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)

熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量技術(shù)可以得到模型表面的全局摩擦力信息。該技術(shù)基于傳統(tǒng)熒光油流技術(shù)發(fā)展而來(lái)，運(yùn)用熒光油流技術(shù)作為原始數(shù)據(jù)獲取手段，對(duì)試驗(yàn)圖像運(yùn)用HS光學(xué)流動(dòng)算法進(jìn)行圖像處理得到模型表面油膜厚度隨時(shí)間軸的變化量，依據(jù)動(dòng)量定理對(duì)油膜厚度變化量進(jìn)行計(jì)算得到當(dāng)?shù)氐南鄬?duì)摩擦力信息實(shí)現(xiàn)表面摩擦力的可視化測(cè)量。本文運(yùn)用該技術(shù)在低速風(fēng)洞中對(duì)平板模型、75°平板三角翼、平板-翼型角區(qū)三維模型的表面摩擦力場(chǎng)分布情況進(jìn)行測(cè)量，得到各模型表面的相對(duì)摩擦力分布和摩擦力線，并與平板模型Blasius層流解和三角翼模型經(jīng)典流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行對(duì)比。試驗(yàn)結(jié)果表明：在低速環(huán)境下該測(cè)量技術(shù)可以應(yīng)用于模型表面摩擦力的可視化測(cè)量，所得摩擦力分布及表面流動(dòng)情況基本可靠。

表面摩擦力；熒光油流；光學(xué)流動(dòng)；低速風(fēng)洞；曲面模型

0 引 言

減少航空飛行器的阻力一直是飛機(jī)設(shè)計(jì)師和空氣動(dòng)力學(xué)工作者的追求目標(biāo)，而飛行器的氣動(dòng)阻力主要由壓差阻力和摩擦阻力組成，壓差阻力可以由壁面壓力積分得到，但是摩擦阻力的測(cè)量則相對(duì)困難得多。典型運(yùn)輸機(jī)的摩擦阻力甚至占總阻力的35%[1]，因此在飛行器的減阻研究中，減少摩擦阻力是重要途徑之一，而摩擦阻力的精確測(cè)量又是減阻研究中的重要研究手段。

摩擦阻力測(cè)量技術(shù)經(jīng)過(guò)多年的發(fā)展，現(xiàn)有的手段主要分為直接和間接測(cè)量方法[2]，直接測(cè)量方法有摩阻天平、MEMS摩阻傳感器等、位移差動(dòng)傳感器，間接測(cè)量方法則一般基于介質(zhì)流體的運(yùn)動(dòng)傳遞性模擬當(dāng)?shù)氐哪Σ亮π畔ⅲ缫壕ψ铚y(cè)量技術(shù)、油膜法、薄膜S3F(surface stress sensitive film，表面載荷應(yīng)變膜)技術(shù)。其中，摩阻天平方法需要考慮到天平安裝對(duì)于模型結(jié)構(gòu)的特殊加工要求，且天平與模型之間的安裝間隙對(duì)于流場(chǎng)存在較大干擾；MEMS摩阻傳感器除需考慮傳感器與模型之間的形位公差和安裝縫隙之外，還需要考慮風(fēng)洞環(huán)境對(duì)于傳感器的影響，例如溫將、電磁干擾引起的傳感器測(cè)量結(jié)果誤差；而液晶摩阻測(cè)量技術(shù)在光路布置、標(biāo)定上有著較大的難度，且所得結(jié)果的精度也存在很大誤差，這些因素一直限制著液晶摩阻測(cè)量技術(shù)的發(fā)展。

薄膜S3F技術(shù)是一種壓力/剪切力應(yīng)變薄膜，彈性薄膜在受到壓力/剪切力的作用下產(chǎn)生一定的形變，通過(guò)光學(xué)測(cè)量手段得到當(dāng)?shù)氐男巫兞考纯筛鶕?jù)彈性薄膜的揚(yáng)氏模量計(jì)算當(dāng)?shù)氐姆ㄏ蛄?壓力)和切向力(剪切力)。澳大利亞的Monash大學(xué)的Omid Amili等人以此對(duì)一維全湍管流的壁面摩擦力進(jìn)行了測(cè)量[3]；美國(guó)俄亥俄州的ISSI公司Sergey D.Fonov等人在2004年對(duì)其設(shè)計(jì)的S3F薄膜進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)室標(biāo)定并對(duì)75°三角翼的表面摩擦力進(jìn)行了測(cè)量[4]，在2010年對(duì)后緣臺(tái)階流動(dòng)(backward facing step flow)、圓柱繞流的表面分離及附著流動(dòng)信息進(jìn)行了測(cè)量[5]。

油膜法包括油膜干涉技術(shù)和近年來(lái)發(fā)展的光學(xué)流動(dòng)方法。國(guó)外對(duì)油膜法的研究較多，墨爾本大學(xué)的Madad等人運(yùn)用油膜法對(duì)零壓和逆壓梯度附面層的摩擦力進(jìn)行了測(cè)量[6]，俄羅斯的R. V. Nestulya 等人用漫射照明獲取薄油膜等厚度干涉條紋譜[6]，美國(guó)S. A. Woodiga和Tianshu Liu 運(yùn)用光學(xué)流動(dòng)技術(shù)對(duì)三角翼的摩擦力場(chǎng)進(jìn)行了測(cè)量[7]。

熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量技術(shù)是在熒光油流技術(shù)(Illuminated Oil)基礎(chǔ)上結(jié)合光學(xué)流動(dòng)技術(shù)(Optical Flow)發(fā)展而來(lái)[8]，是定性測(cè)量向定量測(cè)量的轉(zhuǎn)變，具有很好的應(yīng)用前景。熒光油流技術(shù)提供表征模型當(dāng)?shù)赜湍ぴ诩羟辛ψ饔孟碌倪\(yùn)動(dòng)信息，然后采用光學(xué)流動(dòng)技術(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到模型表面當(dāng)?shù)氐哪Σ亮Ψ植记闆r。其中，光學(xué)流動(dòng)技術(shù)[9]即通過(guò)檢測(cè)一組連續(xù)拍攝的圖像的灰度變化以確定圖像中目標(biāo)油膜的運(yùn)動(dòng)情況，在20世紀(jì)80年代由計(jì)算機(jī)視覺(jué)專家提出，在90年末光學(xué)流動(dòng)技術(shù)作為互相關(guān)技術(shù)的備選技術(shù)用于PIV技術(shù)試驗(yàn)，其后，光學(xué)流動(dòng)技術(shù)開始應(yīng)用于流場(chǎng)測(cè)量領(lǐng)域。

熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量技術(shù)可以得到全局摩擦力場(chǎng)，與油膜干涉方法相比，測(cè)量范圍更大且對(duì)試驗(yàn)操作要求更低。該項(xiàng)技術(shù)運(yùn)用熒光油流技術(shù)作為原始數(shù)據(jù)獲取手段，對(duì)表面流場(chǎng)進(jìn)行可視化測(cè)量，通過(guò)光流數(shù)據(jù)處理方法[10-11]得到表面流場(chǎng)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，然后根據(jù)DLT投影算法，并給定模型表面當(dāng)?shù)丶羟辛彤?dāng)?shù)鼐W(wǎng)格法向的向量關(guān)系，進(jìn)行三維摩擦力場(chǎng)的投影計(jì)算，得到三維曲面模型的表面摩擦力分布信息。

本文運(yùn)用熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量技術(shù)，在低速風(fēng)洞進(jìn)行了平板模型、75°三角翼模型、角區(qū)模型的表面摩擦力分布測(cè)量。其中，平板模型試驗(yàn)是在我院的FL-5風(fēng)洞[12]，角區(qū)模型和75°三角翼模型試驗(yàn)在沈陽(yáng)航空航天大學(xué)的SHDF風(fēng)洞進(jìn)行[13-14]。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)

1.1 FL-5風(fēng)洞的平板試驗(yàn)

實(shí)驗(yàn)在中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院哈爾濱院區(qū)的FL-5風(fēng)洞進(jìn)行[8]。該風(fēng)洞是單回流式開口低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段為圓形截面，直徑1.5 m，長(zhǎng)1.95 m，風(fēng)洞最大最大風(fēng)速50 m/s，在進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，一般流場(chǎng)穩(wěn)定時(shí)間在7 s～10 s。該次實(shí)驗(yàn)所用模型為前緣無(wú)下劈的有機(jī)玻璃制平板，平板模型長(zhǎng)0.99 m、寬0.4 m，在下表面在30%、60%弦長(zhǎng)處以兩根細(xì)橫梁支撐數(shù)據(jù)采集設(shè)備和光源安裝于模型上方支架上，安裝位置如圖1所示，激發(fā)出紫外光LED光源安裝于正上方使其能夠?qū)θ且磉M(jìn)行完整照射；高速相機(jī)緊挨LED光源同樣處于試驗(yàn)段中心線上，在相機(jī)鏡頭前加裝濾鏡，過(guò)濾模型表面反射的紫外光，相機(jī)幀速25 fps，記錄吹風(fēng)全過(guò)程[8]。

試驗(yàn)所用熒光涂料采用指定黏度的甲基硅油和汽車熒光檢漏劑按照一定的配比調(diào)配而成，使用優(yōu)質(zhì)羊毛刷軸向涂刷，涂刷后靜置片刻待涂料在表面擴(kuò)散形成均勻厚度油膜；清潔時(shí)，采用蘸有丙酮的脫脂棉對(duì)模型表面殘留涂料進(jìn)行清理，完畢后靜置幾分鐘至丙酮揮發(fā)后再次進(jìn)行涂料涂刷工作。

設(shè)計(jì)試驗(yàn)狀態(tài)為：迎角0°，平板模型風(fēng)速為40 m/s、雷諾數(shù)為2.495×105。

1.2 SHDF風(fēng)洞的三角翼模型和角區(qū)模型試驗(yàn)

該風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)3m、寬1.2m、高1m；空風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段風(fēng)速：0.2 m/s～55 m/s，湍流度小于0.14%。該風(fēng)洞支撐系統(tǒng)為尾支，迎角范圍：-6.3～20°，側(cè)滑角范圍：-40°～40°。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?5°平板三角翼、角區(qū)模型。

其中，75°平板三角翼，弦長(zhǎng)250 mm，展長(zhǎng)134 mm，前緣有30°向下尖劈角，采用尾部支撐方式與風(fēng)洞迎角控制彎刀連接。角區(qū)模型為Rood翼型——平板組合體，Rood翼型弦長(zhǎng)383.3 mm，展長(zhǎng)235.1 mm，底座平板長(zhǎng)度為125 cm，寬度為40 cm，模型表面噴涂白漆增加底部反光。

試驗(yàn)中采用GX1050高速相機(jī)采集連續(xù)時(shí)間軸圖像，最高幀速112 fps，分辨率1024×1024，每秒最大傳輸數(shù)據(jù)量為240 MB/s，試驗(yàn)結(jié)果存為8 bits無(wú)壓縮TIFF圖片。相機(jī)安裝于三腳架上，試驗(yàn)時(shí)安裝在風(fēng)洞上壁觀察窗外或者右側(cè)觀察窗外，如圖2所示。

試驗(yàn)中采用甲基硅油作為熒光指示劑的載體，選用汽車檢漏劑作為熒光指示劑，激發(fā)光源為紫外光LED；為消除環(huán)境光和模型表面反射的影響，在相機(jī)鏡頭前加裝帶通濾鏡，且將試驗(yàn)段的觀察窗除相機(jī)和光源位置外全部用黑色膠紙粘貼。試驗(yàn)時(shí)整個(gè)試驗(yàn)段用擋光布進(jìn)行遮擋，以此降低環(huán)境光的影響，提高信噪比。涂料用高壓氮?dú)馔ㄟ^(guò)空氣噴槍進(jìn)行模型表面的油料噴涂。

2 數(shù)據(jù)處理和分析

2.1 數(shù)據(jù)處理簡(jiǎn)介

根據(jù)動(dòng)量方程，并運(yùn)用變量代換得到摩擦力計(jì)算方程：

該式即為摩擦力計(jì)算判據(jù)式。

2.2 平板模型數(shù)據(jù)處理結(jié)果

試驗(yàn)狀態(tài)：迎角0°，風(fēng)速40 m/s，試驗(yàn)雷諾數(shù)Re=2.495×105，試驗(yàn)結(jié)果如圖3、圖4所示。

為驗(yàn)證該計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，根據(jù)平板層流的Blasius理論解與模型中心弦線處的摩擦力隨弦長(zhǎng)的變化關(guān)系做出圖5。

其中，圖3為試驗(yàn)中油膜穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)的某一時(shí)刻試驗(yàn)圖像，表征的是該瞬時(shí)該模型表面的油膜發(fā)展?fàn)顟B(tài)；圖4為處理結(jié)果的相對(duì)摩擦力分布云圖；圖5中紅線為Blasius層流理論解的趨勢(shì)，縱坐標(biāo)Tw為相對(duì)摩擦力值，藍(lán)線為實(shí)際試驗(yàn)結(jié)果隨弦長(zhǎng)的變化趨勢(shì)，藍(lán)線部分截取的部分是平板前緣再附后的部分，即圖4中紅色分水嶺式摩擦力分布之后的部分，在趨勢(shì)上試驗(yàn)結(jié)果與理論解基本一致。

熒光油流計(jì)算結(jié)果與平板層流理論解在數(shù)值上有所差距，其主要原因是模型前緣分離導(dǎo)致部分區(qū)域流場(chǎng)結(jié)構(gòu)不同，層流解不完全類同于試驗(yàn)狀態(tài)；熒光油流計(jì)算結(jié)果未精準(zhǔn)標(biāo)定?？梢蕴峁┚珳?zhǔn)單點(diǎn)摩擦力測(cè)量的方法較多，.在后期的研究中可以嘗試對(duì)熒光油流的相對(duì)摩擦力信息進(jìn)行必要的標(biāo)定，從而得到整個(gè)測(cè)量面的摩擦力分布情況。

此外，該平板模型前緣未進(jìn)行劈角，而是普通直角邊，有別于經(jīng)典的下劈角式尖前緣平板模型，因此氣流在前緣處因直角邊繞流和前緣分離，故出現(xiàn)圖4中的分水嶺式摩擦力分布。

2.3 三角翼模型數(shù)據(jù)處理結(jié)果

試驗(yàn)狀態(tài)為迎角10°和20°，風(fēng)速30 m/s，試驗(yàn)雷諾數(shù)Re=4.725×104，試驗(yàn)結(jié)果如圖6和圖7所示。

在圖6和圖7中，左側(cè)為10°迎角，右側(cè)為20°迎角，其中，圖7中，A為再附線，B為二次分離線，方框?yàn)榘包c(diǎn)，圓圈為結(jié)點(diǎn)。對(duì)比兩種迎角下的流場(chǎng)結(jié)果可以看到，隨著迎角增大，附著線的位置向邊緣靠近，前緣分離極其靠近前緣，模型尾部?jī)蓚€(gè)鞍點(diǎn)和一個(gè)結(jié)點(diǎn)的的位置向模型前端移動(dòng)，模型上表面摩擦力減小，且摩擦力集中區(qū)域向翼尖位置移動(dòng)，模型后部的分離區(qū)域進(jìn)一步擴(kuò)大。

對(duì)比圖8中的典型三角翼流場(chǎng)結(jié)構(gòu)[15]，本期試驗(yàn)的計(jì)算結(jié)果在流場(chǎng)結(jié)構(gòu)上與典型三角翼流場(chǎng)結(jié)構(gòu)一致。

2.4 角區(qū)模型數(shù)據(jù)處理結(jié)果

根據(jù)立體視覺(jué)技術(shù)對(duì)試驗(yàn)圖像進(jìn)行處理，得到如圖9所示的模型表面熒光油流分布情況。

進(jìn)行三維摩擦力信息計(jì)算時(shí)，先分塊對(duì)各測(cè)量區(qū)域的油膜流動(dòng)進(jìn)行圖像平面內(nèi)的摩擦力計(jì)算，然后根據(jù)DLT投影和曲面模型當(dāng)?shù)胤ㄏ蚺c剪切力的關(guān)系計(jì)算得到當(dāng)?shù)氐哪Σ亮π畔?，包括大小和方向?°迎角和6°迎角下的計(jì)算結(jié)果如圖10和圖11所示，圖中模型表面紅色至藍(lán)色摩擦力由大至小。

圖10中，A為鞍點(diǎn)，B為二次分離線，C為繞翼型馬蹄渦分離線，D為翼面分離線，E為馬蹄渦二次分離線。

圖11中，相較0°迎角的情況，A處是因?yàn)槌霈F(xiàn)迎角下翼面分離減小；下側(cè)底面馬蹄渦尺度減小，上側(cè)底面馬蹄渦尺度增大。

3 結(jié) 論

(1) 平板流動(dòng)中，在層流狀態(tài)下計(jì)算結(jié)果與Blasius層流解趨勢(shì)一致；

(2) 由75°三角翼的計(jì)算結(jié)果可以看出，對(duì)于流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的計(jì)算與典型三角翼流場(chǎng)結(jié)構(gòu)吻合，此外通過(guò)計(jì)算還可以得到整個(gè)模型上表面的摩擦力分布趨勢(shì)并推斷其流場(chǎng)發(fā)展規(guī)律；

(3) 文章得到了角區(qū)流動(dòng)三維模型的表面摩擦力分布，其旋渦結(jié)構(gòu)和分離位置與流動(dòng)規(guī)律相吻合。

從各模型的計(jì)算結(jié)果可以看到，即使是0°偏航角下，摩擦力也會(huì)出現(xiàn)一定程度的非對(duì)稱性，這可能是由流場(chǎng)湍流度、模型安裝偏航角甚至模型加工精度等因素引起。

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Experimental investigations of 3D luminescent oil flow techniques

Wang Peng, Zhao Ronghuan, Zhong Hongjie, Shang Jinkui*, Liu Guozheng, Sun Jian, Sun Nan

(AeroScienceKeyLabofHighReynoldsAerodynamicsForceatHighSpeed,AVICARI,Shenyang110034,China)

Luminescent oil flow technique is a way of measuring global skin friction. This technique is developed on the basis of traditional luminescent oil flow method. It is a visible measurement technique extracting original experiments data by using traditional luminescent oil flow. These data are further processed by HS optical flow algorithm to obtain the surface model of oil film thickness variation on temporal axis. The thickness variation indicates the local relative surface skin friction according to the momentum theorem. In this paper, we used this measurement technique to diagnose the skin friction distributions of a flat plate, a 75°delta wing and a junction model in low speed wind tunnel. The distributions of relative friction and the friction line were also achieved. A comparison was shown between the plate model Blasius laminar flow solutions and classic flow structure of the delta wing model. The test results indicate that this visible skin friction measurement method can be used to provide skin friction information conveniently and uniquely in low speed wind tunnel experiments.

skin friction; luminescent oil flow; optical flow; low speed wind tunnel; curved surface model

0258-1825(2017)01-0146-05

2015-07-21;

2015-11-07

王鵬(1988-)，男，江蘇連云港人，工程師，流動(dòng)顯示測(cè)量. E-mail：13644064086@126.com

尚金奎*(1976-)，男，山東壽光，高級(jí)工程師，流動(dòng)顯示測(cè)量. E-mail：523664270@qq.com

王鵬, 趙榮奐, 衷洪杰, 等. 三維熒光油流技術(shù)的試驗(yàn)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(1): 146-150.

10.7638/kqdlxxb-2015.0112 Wang P, Zhao R H, Zhong H J, et al. Experimental investigations of 3D luminescent oil flow techniques[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(1): 146-150.

V235.13

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0112