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(1. 中國航空工業(yè)空氣動力研究院 高速高雷諾數(shù)航空科技重點實驗室, 遼寧 沈陽 110034;2. 中國飛行試驗研究院 中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點實驗室, 陜西 西安 710089)

0 引 言

對于民用飛機來說，經(jīng)濟性是一項重要指標，減小巡航阻力更是提升民機經(jīng)濟性的有效途徑。層流減阻是當前民用飛機設(shè)計與研制的熱點話題之一。民用飛機的阻力一般由壓差阻力、摩擦阻力、升致阻力構(gòu)成，通過優(yōu)化外形等設(shè)計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大于層流邊界層，通過擴大機翼表面的層流范圍，可以有效減小機翼摩擦阻力，進而提供可觀的減阻效果。

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

隨著我國大型民用飛機研制項目的陸續(xù)開展和推進，國內(nèi)對層流設(shè)計以及減阻方法的關(guān)注程度也日益增加，各主機廠所、研究機構(gòu)以及主要高校都開始發(fā)展層流機翼/短艙設(shè)計、以及層流控制方法研究。但是由于以往的研究需求相對較少、以及風(fēng)洞設(shè)備能力限制等因素，目前來看，國內(nèi)在高速風(fēng)洞以及飛行條件下的層流測試技術(shù)存在明顯的不足，缺乏對層流減阻技術(shù)的有效驗證手段。

此外，相對于飛行試驗來說，風(fēng)洞試驗存在著雷諾數(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]，高空大氣的典型測量值為0.023%～0.047%[3])等缺點。由于高速風(fēng)洞尺寸有限，試驗雷諾數(shù)達不到飛行條件水平，在跨聲速狀態(tài)下，風(fēng)洞試驗中得到的層流機翼轉(zhuǎn)捩探測結(jié)果往往不具有足夠的說服力。開展層流驗證機飛行試驗，特別是層流翼套飛行試驗技術(shù)，是當前解決層流減阻技術(shù)驗證的有效手段。

評估層流機翼最重要的指標就是轉(zhuǎn)捩位置，因此轉(zhuǎn)捩探測是層流測試飛行試驗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)洞試驗中用于全尺寸傾轉(zhuǎn)旋翼測量[4]以及高速螺旋槳葉片測量[5]。TSP技術(shù)也應(yīng)用于高速旋轉(zhuǎn)螺旋槳葉片測量[6]。

紅外技術(shù)最早于20世紀60至70年代開始應(yīng)用，由于當時紅外相機的靈敏度相對較差，主要用于再入飛行器的高溫高焓氣動實驗[7]。隨著紅外相機技術(shù)的發(fā)展，IRT推廣至對流換熱測量[8]，以及各類風(fēng)洞實驗中[9-10]。TSP與紅外轉(zhuǎn)捩探測的基本原理都是通過測量機翼表面溫度，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)進行轉(zhuǎn)捩探測。

飛行試驗轉(zhuǎn)捩探測方面，1988年，Horstmann[12]針對層流翼套，利用LFU-205飛機作為測試平臺，首次在飛行試驗中開展紅外捩探測技術(shù)應(yīng)用研究，將測試用的紅外相機放置在機艙內(nèi)部，通過紅外窗口觀測機翼上表面。表1給出了近30年來已開展過的飛行試驗紅外轉(zhuǎn)捩探測技術(shù)應(yīng)用情況的不完全統(tǒng)計，整理了飛行高度、雷諾數(shù)、相機布局方法等信息。

表1 飛行試驗紅外轉(zhuǎn)捩探測技術(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、中型尺寸飛機開展過多次紅外轉(zhuǎn)捩測量工作，最高雷諾數(shù)達到2千萬量級。但值得注意的是，我國目前尚無飛行條件下的轉(zhuǎn)捩測量經(jīng)驗，因此急需開展飛行試驗邊界層轉(zhuǎn)捩探測技術(shù)的應(yīng)用研究。

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

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

1 轉(zhuǎn)捩探測方案與地面測試

1.1 紅外轉(zhuǎn)捩探測原理簡介

簡言之，紅外相機測量機翼表面溫度分布，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)捩探測原理示意，其中上方兩個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?shù)仄拭娴臏囟确植记€，分別在下方對應(yīng)位置顯示。由于湍流邊界層的對流換熱系數(shù)遠大于層流，當氣流與機翼之間存在溫差時，氣流與機翼表面之間將進行對流換熱，湍流區(qū)域的機翼表面溫度將更快地接近氣流溫度。因此，在轉(zhuǎn)捩探測時，將出現(xiàn)圖1中的兩種情況：當氣流溫度高于模型表面初始溫度時，模型表面的轉(zhuǎn)捩和湍流區(qū)溫度相對較快地升高，在轉(zhuǎn)捩區(qū)形成正向溫度梯度；當氣流溫度低于模型表面初始溫度時，模型表面的轉(zhuǎn)捩和湍流區(qū)溫度相對較快地降低，在轉(zhuǎn)捩區(qū)形成負向溫度梯度。

圖1 紅外轉(zhuǎn)捩探測技術(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)進行邊界層轉(zhuǎn)捩探測，必須滿足兩個要素，分別為：

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

(2) 來流與機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)境條件對紅外測試的影響分析

利用紅外技術(shù)在飛行條件下進行轉(zhuǎn)捩探測，要想獲得理想的紅外熱圖以及探測結(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)境條件對紅外測試的影響特性，進而有針對性的提出測試方案。

對于高空飛行來說，本研究針對的飛行高度范圍是5 km～7 km，大氣溫度范圍是-30 ℃～0 ℃，經(jīng)過長時間飛行，如果無外部熱源，蒙皮與大氣之間逐漸換熱平衡，除駐點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。直接進行紅外測溫，很難在熱圖中分辨轉(zhuǎn)捩位置。因此需要對被測區(qū)域蒙皮進行加熱，以提供機翼表面于大氣之間的溫差，而且較高的目標溫度可提高紅外熱圖信噪比，可提高紅外測試結(jié)果的可靠性。

在低空大氣中懸浮著灰塵、昆蟲等顆粒污染物，飛機在起飛及降落過程中機翼前緣表面會隨機地沾染這些顆粒物，進而誘發(fā)湍流楔，對轉(zhuǎn)捩探測結(jié)果造成干擾，本文將通過幾個架次飛行對空氣懸浮污染物影響特性進行分析，同時發(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，在某些測試角度下，存在太陽輻射，機翼表面反射處的強烈太陽倒影，有可能干擾測量結(jié)果，因此應(yīng)當考慮太陽輻射干擾問題，在設(shè)計飛行試驗中選擇合適的飛行方向，避免被測表面區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)太陽倒影。

同時，由于太陽輻射對蒙皮具有輻射加熱的效果，本研究中也將分析太陽輻射加熱對轉(zhuǎn)捩探測的影響特性。

1.3 轉(zhuǎn)捩探測方案

針對飛行條件，對紅外轉(zhuǎn)捩探測方案進行設(shè)計，包括：紅外相機觀測角度及視場；機翼測試區(qū)蒙皮表面處理；蒙皮加熱。

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

因此，針對民用飛機，將紅外相機安裝固定在機艙內(nèi)部(圖2)，將舷窗替換為Ge窗口，可實現(xiàn)紅外觀測，通過調(diào)整相機觀測角度和鏡頭，獲得合適的機翼表面觀測視場。

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

(2) 機翼測試區(qū)域蒙皮表面處理方法。為提高紅外測量蒙皮表面溫度的準確性，關(guān)鍵在于被測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，在機翼表面噴涂黑漆是一種簡單有效的解決方案。在噴涂黑漆后，對涂層表面進行拋光處理即可。

(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)支流電源對其加熱；二是利用機翼除冰系統(tǒng)的熱氣源對蒙皮進行加熱。

本研究將利用機翼除冰系統(tǒng)熱源對蒙皮進行加熱，該系統(tǒng)在飛行過程中可隨時開啟或關(guān)閉，使用方便，而且不需要對機翼進行改動。

1.4 地面測試

為了確保方案可行，在地面對上述實施方案進行了測試驗證。

以某民機為試驗平臺，將其機翼對應(yīng)處的懸窗更換為專用的Ge窗口，并在機艙內(nèi)部架設(shè)長波紅外相機。紅外相機像素分辨率640×480，鏡頭焦距為f=24 mm，視場角范圍24°×22°。利用三維數(shù)模分析，紅外相機與被測區(qū)域表面法線的觀測夾角為40°(靠近翼根處)～60°(遠離翼根處)，滿足使用需求。

地面測試結(jié)果如圖3所示，從圖中可以看出紅外觀測視場范圍可覆蓋機翼被測區(qū)域，而且窗口無遮擋。

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

(a) 原始機翼表面 (b)表面局部噴涂黑漆

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

2 飛行演示試驗方案設(shè)計

為了驗證飛行試驗紅外轉(zhuǎn)捩探測方案，開展了飛行演示試驗，下文對方案設(shè)計進行介紹。

2.1 試驗平臺與測試對象

飛行試驗使用了某小型民機作為驗證平臺，該機型最大飛行Ma數(shù)為0.75，最高巡航高度為10 km。盡管該飛機的機翼不是層流構(gòu)型，轉(zhuǎn)捩位置相對靠前，但仍然可以作為轉(zhuǎn)捩探測技術(shù)驗證的測量對象。

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

如圖4所示，在試驗前將被測區(qū)域噴涂黑漆，同時沿弦向在被測區(qū)域展向兩側(cè)布置多個標記點，用于圖像修正與參考，標記點材料為鋁箔。

試驗狀態(tài)見表2。

圖4 試驗機翼及其被測區(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

實驗人員在飛行過程中，對紅外相機進行軟件觸發(fā)采集，熱圖直接存儲至電腦中。紅外相機軟件時鐘與GPS時鐘對應(yīng)，同步記錄飛機姿態(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轉(zhuǎn)捩位置識別處理流程。

圖5給出了紅外熱圖處理流程，大致分為4個過程：首先獲得原始熱圖；自動識別機翼表面的圓形標記點，利用仿射變換將被測區(qū)域紅外熱圖轉(zhuǎn)換為矩形形狀的熱圖，橫縱分別代表展長和弦長方向，與翼面的無量綱坐標一一對應(yīng)；隨后沿著流動方向計算熱圖溫度梯度場；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，對所有剖面判定得到的轉(zhuǎn)捩位置進行統(tǒng)計，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)下機翼表面的轉(zhuǎn)捩位置。

2.3 高空環(huán)境干擾測試方案

針對太陽輻射干擾特性，設(shè)計了一種測試方案。如圖6所示，飛機沿東西方向往復(fù)飛行，由于太陽入射角是傾斜的，當飛機自西向東平飛時，機身將太陽光遮擋，左側(cè)機翼被測區(qū)域靠近翼根，在陰影區(qū)內(nèi)，不接收太陽輻射；當飛機自東向西平飛時，左側(cè)機翼全部暴露在太陽光照射下，被測區(qū)域接收太陽輻射。

根據(jù)試驗時間(2017年11月)和試驗所在地緯度，可估算當?shù)靥柛叨冉菫?7°，當自西向東飛行時，太陽位于飛機的右上方位，由機身遮擋產(chǎn)生的陰影區(qū)可以覆蓋被測區(qū)域。這樣就可以對比由于太陽輻射產(chǎn)生的影響量。

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

此外，在飛機轉(zhuǎn)換姿態(tài)以及起降過程中，太陽紅外鏡像與云層都將對紅外光路產(chǎn)生較強干擾，飛行過程中，也將全程采集紅外熱像，并對典型情況進分析。

3 飛行試驗測量結(jié)果與分析

3.1 蒙皮加熱必要性與典型測量結(jié)果

(a) without heating

(b) with heating

圖7給出了相同飛行工況下，有無蒙皮加熱時采集到的熱圖。從圖中可以看出，當無蒙皮加熱時，經(jīng)過一段時間(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；當開啟蒙皮加熱系統(tǒng)后，明顯從圖像中區(qū)分轉(zhuǎn)捩前后的溫差帶，此時的熱圖對于轉(zhuǎn)捩位置探測來說具有較高的信噪比。

通過機翼前緣加熱(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轉(zhuǎn)捩位置識別方法處理熱圖。

圖8給出了典型的飛行試驗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。因此飛行試驗必須對機翼進行加熱才能得到高質(zhì)量紅外圖像。

圖8 紅外測量結(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，對所有工況下采集的紅外熱圖進行了處理，表3給出了各工況的轉(zhuǎn)捩位置測量結(jié)果。機翼自然轉(zhuǎn)捩位置對應(yīng)的當?shù)乩字Z數(shù)為Rex=1.10×106～1.25×106。

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

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

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)捩位置探測驗證

為了驗證紅外測量結(jié)果的有效性，在自由轉(zhuǎn)捩區(qū)布置粗糙元強制轉(zhuǎn)捩，并進行實際飛行觀測，通過對比粗糙帶位置與測量得到的轉(zhuǎn)捩位置差別，對紅外轉(zhuǎn)捩探測結(jié)果進行驗證。

在弦向3.5%位置布置粗糙元，粗糙元高度0.1 mm，單個粗糙元直徑1.2 mm，相鄰單元圓心距2.5 mm。粗糙元布置范圍包含被測機翼段一半展長，位于遠離翼根處。

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?shù)剞D(zhuǎn)捩所需的粗糙元高度對應(yīng)的雷諾數(shù)Rek應(yīng)達到600～650。根據(jù)試驗條件，飛行馬赫數(shù)為0.5～0.65，當?shù)芈曀贋?10～320 m/s，按此參數(shù)估算Rek范圍時700～800，滿足誘發(fā)當?shù)剞D(zhuǎn)捩的條件，因此可以用于驗證紅外轉(zhuǎn)捩探測結(jié)果的有效性。

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

利用本文方法探測，分別得到了自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩位置，其中固定轉(zhuǎn)捩測量結(jié)果與實際固定轉(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)捩位置測量結(jié)果(表中第4列)，case6和case7兩個工況下的層流區(qū)域都足夠大，可以用來檢驗轉(zhuǎn)捩判定位置有效性。在弦向3.5%處布置粗糙元情況下，使用紅外熱像探測得到的轉(zhuǎn)捩位置偏差分別是0.2%和0.3%，在驗證工況點不多的情況下，保守估計，本文方法探測得到的轉(zhuǎn)捩位置偏差不超過弦長0.5%。

圖10 紅外測量結(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3個架次試驗對比，初步分析大氣污染物對翼面邊界層轉(zhuǎn)捩的影響情況。其中第2個架次飛行前，對前緣進行清理和拋光，在第3個架次飛行前未對前緣進行任何處理。目的是分析起飛后飛機經(jīng)過低空大氣過程中懸浮污染物是否能夠影響機翼轉(zhuǎn)捩位置。

圖11中給出了第2、3架次飛行試驗的紅外熱圖，分別對應(yīng)工況Case1和Case6。從熱圖中可以看出，第2架次飛行中，機翼轉(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)。說明在第3個架次起飛過程中，機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)計分析方法進行轉(zhuǎn)捩位置自動判定，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。通過對比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 太陽輻射影響特性

利用機身遮擋，形成有-無太陽光照射的對比狀態(tài)，圖12給出了典型的觀測結(jié)果。其中，左側(cè)為在非加熱狀態(tài)下，無太陽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，利用太陽光照射得到的表面熱圖，可以勉強分辨轉(zhuǎn)捩位置。

圖12 太陽輻射影響對比Fig.12 Comparation between IR images with and without solar heating

盡管借助太陽輻射加熱，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)后處理時各展向剖面的判定結(jié)果數(shù)據(jù)錯點過多，導(dǎo)致最終輸出的結(jié)果存在較大誤差。

4 結(jié) 論

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

1) 在對蒙皮進行加熱的條件下，紅外熱像技術(shù)具有飛行試驗轉(zhuǎn)捩探測的環(huán)境適用性，應(yīng)用中同時需考慮紅外相機的安裝與保護；

2) 一般超過2個架次以后，機翼前緣開始出現(xiàn)污染物，并能夠誘發(fā)湍流楔，進而減少層流范圍，層流機翼設(shè)計和應(yīng)用中必須考慮這一問題；

3) 經(jīng)過驗證，該方法應(yīng)用簡單可靠，在層流翼套以及邊界層轉(zhuǎn)捩基礎(chǔ)飛行試驗研究方面具有一定潛力，可進一步拓展應(yīng)用于各類主/被動邊界層控制技術(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)飛行條件下的驗證測試。

本文以常規(guī)機翼作為測量對象，完成了紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測方法在飛行試驗中的應(yīng)用驗證。并給出了真實飛行條件下的幾組典型轉(zhuǎn)捩探測數(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)，下一階段將開展層流翼套的轉(zhuǎn)捩測量應(yīng)用工作。

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