郭江龍，顧蘊(yùn)松，羅帥，李琳愷

南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，南京 210016

為提高戰(zhàn)機(jī)在視距內(nèi)戰(zhàn)斗[1］中的生存格斗能力，要求戰(zhàn)機(jī)具備過失速機(jī)動能力。Herbst[2］、Francis 和Keesee[3］指出，過失速機(jī)動要求飛機(jī)在大迎角飛行狀態(tài)下能夠充分利用其非定常特性。而當(dāng)飛機(jī)處于大迎角飛行狀態(tài)時(shí)，飛行器表面流動的附著與分離、旋渦的生成與破裂以及非對稱渦的產(chǎn)生，導(dǎo)致氣動力/力矩出現(xiàn)非定常非線性特性，產(chǎn)生顫振、機(jī)翼搖滾和航向發(fā)散等問題。這種復(fù)雜氣流可能引起控制舵面失效甚至反效，誘發(fā)非指令運(yùn)動導(dǎo)致戰(zhàn)機(jī)失控，發(fā)生飛行事故。

旋渦給飛行安全增加了很多不利因素：如槳渦干擾噪聲[4-6］、發(fā)動機(jī)地面渦引起的進(jìn)氣旋流畸變[7］、垂尾抖振[8-9］、旋轉(zhuǎn)飛行器振蕩鴨舵尾渦和尾翼面的干擾引起飛行器非指令運(yùn)動[10］。但并非所有旋渦與物面相互作用帶來的都是負(fù)面影響，旋渦也可以被用來調(diào)控流場，從而提升飛行器的氣動效率。例如使用流動控制技術(shù)改變旋渦強(qiáng)度和旋渦與飛行器表面之間的相對位置，可以抑制氣流分離[11-12］；邊條渦和鴨翼渦與主翼相互作用可有效控制機(jī)翼繞流，提高最大升力系數(shù)[13］。此外可以使用流動控制技術(shù)進(jìn)行調(diào)控，降低旋渦帶來的不利影響。例如在飛行器大迎角飛行時(shí)，利用前體非對稱渦控制技術(shù)可以有效抑制細(xì)長旋成體背風(fēng)區(qū)渦系造成的隨機(jī)側(cè)向力和偏航力矩，避免“魔鬼側(cè)滑”現(xiàn)象[14-15］。旋渦主導(dǎo)了戰(zhàn)機(jī)大迎角繞流狀態(tài)及其發(fā)展，如何準(zhǔn)確預(yù)測非定常氣動力對飛行器運(yùn)動狀態(tài)的影響并加以控制，首先需要感知主導(dǎo)戰(zhàn)機(jī)繞流的旋渦特性。

常規(guī)空間旋渦結(jié)構(gòu)識別技術(shù)主要依靠空間速度分布信息通過渦識別算法實(shí)現(xiàn)，但實(shí)際飛行過程測量機(jī)體周圍速度場存在較大的困難，無法準(zhǔn)確識別空間旋渦結(jié)構(gòu)。表面壓力測量技術(shù)作為研究旋渦與表面相互作用的重要測量手段，其飛行實(shí)測技術(shù)相對成熟，實(shí)現(xiàn)難度較小。因此，基于表面壓力信息的空間旋渦識別是未來飛行器進(jìn)行空間流場感知的一種可行方法。

空間繞流在物體表面形成相應(yīng)的流動結(jié)構(gòu)，不同的流動結(jié)構(gòu)會表現(xiàn)不同的表面壓力分布特征。反之亦然，表面壓力分布可以反映出與表面相互作用的空間繞流特性，進(jìn)而推測飛行器的氣動特性。陳尹等[16］研究發(fā)現(xiàn)表面壓力曲線分布與前緣渦的發(fā)展相關(guān)，對于80°/48°雙三角翼，通過x/c=0.8 位置的特征截面展向壓力積分得到的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CLsec，在迎角0°～50°范圍內(nèi)，與模型整機(jī)受力存在相關(guān)性，可以反映該模型滾轉(zhuǎn)力矩受力變化?；诖擞^點(diǎn)，顧蘊(yùn)松等[17］給出了一種基于飛行狀態(tài)感知的智能飛行器設(shè)想。

在旋渦與表面相互作用的研究過程中，一些空間流動結(jié)構(gòu)與表面壓力分布特征之間的函數(shù)關(guān)系逐漸被建立起來。Wittmer 等[18-19］研究直升機(jī)葉片與流向旋渦的相互作用時(shí)發(fā)現(xiàn)：垂直于流向的截面壓力系數(shù)分布近似于高斯分布。Booth[20］的研究明確表示：周期性變化的流向渦與二維翼型相互作用，沿弦向分布的壓力脈動幅值是表面和旋渦之間相對位置的強(qiáng)函數(shù)；二維翼型氣動載荷的脈動幅值是入射渦強(qiáng)度和表面平均 氣 動 載 荷 的 耦 合 函 數(shù)。Schreck 和Helin[21］通過表面壓力分布和空間流動測量對超過失速迎角后直機(jī)翼表面非定常旋渦流動進(jìn)行詳細(xì)描述。Marks 和Sondergaard[12］通 過 表面 壓 力 峰 值 所 在位置表征（折痕法）旋渦發(fā)展中渦核中心在表面上投影位置，如圖1 所示。上述研究結(jié)果表明表面壓力分布和空間渦存在關(guān)聯(lián)關(guān)系，其他除渦核中心投影位置外的特征未給出明確表征方法。Greenwell 和Wood[22］通 過 三 角 翼 表面 壓 力 估 算前緣渦渦核中心位置和旋渦強(qiáng)度，但未給出實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

圖1 折痕法判斷流向渦渦核中心投影位置[12］Fig.1 Representations of wall pressure distribution adjacent to vortex[12］

綜上所述，流向渦與表面相互作用的相關(guān)研究表明：物體表面的展向壓力分布特性，是旋渦渦核中心高度和強(qiáng)度對表面共同作用的結(jié)果；雖然通過表面壓力分布可以判斷流向渦渦核的發(fā)展軌跡在表面上的投影位置，但由于旋渦強(qiáng)度和高度對表面壓力的影響相互耦合，因此通過表面壓力分布辨識旋渦的強(qiáng)度和高度位置信息的研究尚不多見。

本文旨在發(fā)展一種基于表面壓力信息的流向旋渦空間位置和強(qiáng)度特征的識別方法。以空間無限長線渦為基本物理模型，并以“鏡像渦”理論進(jìn)行修正，建立基于表面壓力信息的空間旋渦識別方法。搭建渦-面干擾試驗(yàn)研究平臺，采用風(fēng)洞試驗(yàn)研究手段，測量表面壓力和空間流動結(jié)構(gòu)，驗(yàn)證旋渦識別結(jié)果，進(jìn)行相關(guān)性分析和誤差分析。以期為感知飛行器周圍旋渦流動結(jié)構(gòu)，以及實(shí)現(xiàn)飛行器氣動力的預(yù)測奠定重要的技術(shù)基礎(chǔ)。

1 模型與試驗(yàn)技術(shù)

1.1 低湍流度風(fēng)洞

相關(guān)試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)1 m低湍流度回流式風(fēng)洞進(jìn)行。風(fēng)洞開口試驗(yàn)段橫截面為1.5 m×1.0 m 的長方形，試驗(yàn)段長1.7 m，風(fēng)洞收縮比為6.25，試驗(yàn)段核心區(qū)湍流度ε=0.08%，穩(wěn)定風(fēng)速范圍為5～40 m/s。整體結(jié)構(gòu)如圖2 所示。

圖2 1 m 非定常低湍流度回流式風(fēng)洞Fig.2 1 m unsteady low turbulence recirculation wind tunnel

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

平板流向渦發(fā)生器弦長c=150 mm，展長l=300 mm，與來流方向夾角定義為渦發(fā)生器迎角α。渦發(fā)生器安裝在精密角位移臺上，通過控制角位移臺轉(zhuǎn)動參數(shù)改變流向渦的強(qiáng)度Γ，通過精密電動位移臺實(shí)現(xiàn)流向渦空間位置的改變。流向渦強(qiáng)度通過在垂直于流向截面對渦量分布積分獲得[23］，選取以渦核為幾何中心、邊長為2 倍渦核直徑（渦核直徑選擇渦核兩側(cè)最大切向速度之間的間距）的范圍作為積分范圍（圖3 中S所示區(qū)域），計(jì)算公式為

式中：ω為測量區(qū)域渦量；S為測量區(qū)域。

使用基于速度梯度張量特征值的渦識別方法Q準(zhǔn)則[23］捕捉和識別流場的渦結(jié)構(gòu)，選擇特征值Q的最大值所在的空間位置作為渦核中心的實(shí)際位置。計(jì)算公式為

渦發(fā)生器置于平板上游，轉(zhuǎn)動中心位于渦發(fā)生器的c/2 處，與平板前緣之間的距離為c。渦發(fā)生器上緣與平板表面高度通過調(diào)節(jié)精密高度位移臺實(shí)現(xiàn)，從而改變空間流向渦與表面之間的距離h（見圖4，渦核中心與平板上表面的法向距離）。

圖4 流向渦與表面相互作用試驗(yàn)布局圖（俯視圖）Fig.4 Experimental setup of streamwise vortexsurface interaction

與流向渦相互作用的物面為一金屬平板模型，模型弦長300 mm，展長500 mm，兩側(cè)布置端板用于減小平板兩側(cè)氣流三維效應(yīng)對中心區(qū)流動的影響。平板表面布置有測壓孔，孔位展向間隔4 mm，弦向位置根據(jù)旋渦發(fā)展階段[24］選擇相應(yīng)的測量位置。測壓孔通過測壓軟管與壓力傳感器相連接，用于平板表面壓力的動態(tài)采集。

測量坐標(biāo)系在圖4 中標(biāo)注，坐標(biāo)原點(diǎn)位于平板前緣中心，x軸沿平板上表面與來流方向一致，y軸指向平板法向，z軸指向平板右弦。

1.3 PIV 測試技術(shù)

粒子圖像測速技術(shù)（Particle Image Velocimetry，PIV）是一種瞬態(tài)、多點(diǎn)、無接觸式的激光流體力學(xué)測速方法，廣泛應(yīng)用于各類風(fēng)洞試驗(yàn)流場測量研究工作[25］。

示蹤粒子采用有機(jī)油霧，平均例子直徑小于10 μm，使用雙脈沖激光照亮粒子，激光平面垂直于氣流方向。實(shí)驗(yàn)相機(jī)使用2 048 像素×2 048像素的CCD（Charge Coupled Device）陣列。速度矢量參數(shù)計(jì)算采用查問域16 像素×16 像素，互相關(guān)算法空間重疊50%，最大透視誤差小于5%。PIV 拍攝兩幀照片間隔30 μs，采樣頻率5 Hz，測量截面結(jié)果由120 張結(jié)果圖片計(jì)算所得。

為研究不同流向渦強(qiáng)度Γ（旋渦發(fā)生器角度α）以及入射高度h條件下空間結(jié)構(gòu)特征和表面壓力分布特征的相關(guān)性，在來流條件15 m/s（雷諾數(shù)Re=3.21×105）的條件下，分別對h=0.1c，0.2c，0.3c，α=8°，12°條件下的流場進(jìn)行定量測量。

1.4 表面壓力測量技術(shù)

表面壓力測量采用南京航空航天大學(xué)空氣動力學(xué)實(shí)驗(yàn)室研制的GYS-Ⅳ型多通道壓力傳感器，量程±1 034 Pa，測量精度0.3%F.S，測量通道64 個(gè)，動態(tài)采樣率達(dá)1 kHz。

依托NI 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)搭建壓力測量系統(tǒng)可得平板表面測壓點(diǎn)的壓力值pi，該點(diǎn)壓力系數(shù)為Cps，i，計(jì) 算公式為

式中：ps為實(shí)驗(yàn)段靜壓；ρ為氣流密度。

2 基于表面壓力信息的空間渦識別方法

在與流向渦相互作用過程中，物體表面的壓力分布受到空間流向渦的影響，當(dāng)旋渦特征發(fā)生改變時(shí)，表面壓力分布特征也隨之發(fā)生變化，兩者之間存在復(fù)雜的映射關(guān)系。本文主要基于單渦模型建立物體表面壓力分布和流向渦結(jié)構(gòu)特征之間的映射關(guān)系，通過表面壓力進(jìn)行流向渦特征識別。

流場中由于旋渦存在而產(chǎn)生的速度稱為誘導(dǎo)速度（Induced Velocity）。在不可壓、無黏流體中，根據(jù)比奧-薩伐爾定律（Biot-Savart Law）無限長渦線所引起的誘導(dǎo)速度場可以看作平面點(diǎn)渦流動，強(qiáng)度為的平面點(diǎn)渦對平面內(nèi)任意點(diǎn)產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度為

式中：r為平面內(nèi)任意點(diǎn)與平面點(diǎn)渦之間的距離。

對于流體密度為ρ∞、速度為V∞的自由來流，其動壓q∞和無量綱壓力系數(shù)Cp計(jì)算公式為

理想不可壓流體的定常無旋空氣流動的伯努利方程為

式中：p為 當(dāng) 地 靜 壓；V為 當(dāng) 地 速 度；p0為 當(dāng) 地總壓。

以平板表面為對稱面，假設(shè)空間內(nèi)存在一個(gè)與流向渦線鏡面對稱的虛擬“鏡像渦”，流向渦線與“鏡像渦”對平板表面產(chǎn)生平行于表面的誘導(dǎo)速度（見圖5）。

結(jié)合“鏡像渦”理論計(jì)算平面內(nèi)對稱面上任意點(diǎn)壓力系數(shù)為

式中：V為對稱面上的該任意點(diǎn)的當(dāng)?shù)厮俣龋籬為平面點(diǎn)渦距離對稱面的高度；d為平面點(diǎn)渦在對稱面上的投影與該任意點(diǎn)之間的距離；0.5Γ為平面點(diǎn)渦強(qiáng)度，見圖5。式（8）計(jì)算所得平面點(diǎn)渦誘導(dǎo)作用下的對稱面壓力系數(shù)分布如圖6 所示。

圖5 渦-面相互作用中“鏡像渦”示意圖Fig.5 “Mirror vortex” diagram in vortex-wall interaction

圖6 平面點(diǎn)渦誘導(dǎo)表面壓力系數(shù)分布曲線Fig.6 Pressure coefficient induced by point vortex

當(dāng)對稱面上任意點(diǎn)（即圖5 中測量位置）位于平面點(diǎn)渦在對稱面上的投影時(shí)，該點(diǎn)的壓力系數(shù)表現(xiàn)為壓力系數(shù)曲線的峰值，計(jì)算公式為

若該任意點(diǎn)與平面點(diǎn)渦在對稱面上的投影之間的距離d等于平面點(diǎn)渦距離對稱面的高度h，此時(shí)的壓力系數(shù)為

比較式（9）、式（10）表明：在理想不可壓無黏空氣流動中，當(dāng)該任意點(diǎn)與平面點(diǎn)渦在對稱面的投影之間的距離d等于平面點(diǎn)渦距離對稱面的高度h時(shí)，該點(diǎn)的壓力系數(shù)是平面點(diǎn)渦在對稱面投影位置處壓力系數(shù)值的25%。

因此，在流向渦作用下的表面壓力系數(shù)曲線中，找到峰值所對應(yīng)的位置和峰值的25%所對應(yīng)的位置，此二者之間的距離等于平面點(diǎn)渦距離對稱面的高度h（見圖7），已知來流速度情況下，再由高度h和壓力系數(shù)曲線峰值代入式（9）可以獲得平面點(diǎn)渦強(qiáng)度。

圖7 基于表面壓力信息的空間渦識別方法示意圖Fig.7 Diagram of vortex identification method based on pressure information

至此，平面點(diǎn)渦的空間位置特征（平面點(diǎn)渦距離對稱面的高度h和平面點(diǎn)渦在對稱面的投影位置）和強(qiáng)度特征均可由該平面內(nèi)對稱面的壓力分布曲線獲得。

3 結(jié)果分析

3.1 渦-面干擾流場特征

平面點(diǎn)渦和鏡像渦理論是建立在不可壓、無黏流體中的無限長渦線模型，因此仍需要對基于表面壓力信息的空間渦識別方法在實(shí)際應(yīng)用過程中的有效性和誤差進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

孫之駿等[24］開展的渦-面干擾實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果表明，與表面相互作用的流向渦的發(fā)展?fàn)顟B(tài)可劃分為起始階段、發(fā)展階段和耗散階段，流向渦渦核參數(shù)變化曲線如圖8 所示，發(fā)展?fàn)顟B(tài)較為穩(wěn)定。根據(jù)微分思想和Bodstein 等[26］的研究基礎(chǔ)，可將局部范圍內(nèi)的流向渦近似為空間無限長線渦與表面的相互作用。

圖8 流向渦渦核參數(shù)曲線[24］Fig.8 Parameter curves of vortex core[24］

由于平面點(diǎn)渦和鏡像渦理論的假設(shè)條件，基于表面壓力信息空間渦識別方法的應(yīng)用，需要旋渦空間結(jié)構(gòu)穩(wěn)定。搭建了與孫之駿等[24］渦-面干擾研究中流向渦和表面相互作用相同的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，采用壓力測量系統(tǒng)和PIV（Particle Image Velocimetry）空間流場測量系統(tǒng)，壓力測量系統(tǒng)采樣頻率1 000 Hz，PIV 采樣頻率5 Hz。研究流向旋渦不同發(fā)展階段的空間結(jié)構(gòu)特性，并驗(yàn)證該方法的可行性，本文選擇的特征截面如表1所示。

表1 平板模型表面測壓孔截面弦向位置Table 1 Position of pressure taps along span on port surface

采用粒子圖像測速技術(shù)拍攝測量截面的空間流動結(jié)構(gòu)，測量結(jié)果使用本征正交分解（Proper Orthogonal Decomposition，POD）進(jìn)行分析。當(dāng)雷諾數(shù)Re=3.21×105、來流速度15 m/s、測量截面位于x=1.4c、渦發(fā)生器上緣距離表面0.2c、渦發(fā)生器與來流夾角α=12°時(shí)，將PIV 測量結(jié)果進(jìn)行POD 分解。流向渦分解后的各階模態(tài)如圖9所示，各階模態(tài)特征能量占比如圖10所示。

圖9 POD 分解后模態(tài)Fig.9 POD decomposed modality

圖10 流向渦結(jié)構(gòu)模態(tài)特征Fig.10 Vortex modal feature

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：入射渦強(qiáng)度和高度維持穩(wěn)定的情況下，垂直于流向的截面，空間流動的非定常部分能量占比較小，流向渦的空間流動表現(xiàn)出準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)特性。將不同截面位置處不同實(shí)驗(yàn)工況的PIV 測量結(jié)果均使用POD 分析，獲得與上述一致的實(shí)驗(yàn)結(jié)論。

為進(jìn)一步驗(yàn)證上述實(shí)驗(yàn)結(jié)論，將PIV 測量所得的空間速度場應(yīng)用Q準(zhǔn)則計(jì)算相應(yīng)的旋渦結(jié)構(gòu)，采用3δ準(zhǔn)則確定渦核中心的跳動范圍。圖11為Re=3.21×105、來流15 m/s、測量截面位于x=1.4c、渦發(fā)生器上緣距離表面0.2c、渦發(fā)生器與來流夾角α=12°時(shí)的數(shù)據(jù)處理結(jié)果，提取空間渦核中心位置進(jìn)行位置和頻率分析。

圖11 空間旋渦渦核中心位置分析Fig.11 Analysis of position of space vortex core

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明渦核中心跳動范圍約為旋渦作用半徑的10%，進(jìn)一步驗(yàn)證了流向旋渦空間結(jié)構(gòu)的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)特性。

綜上所述，與平板表面相互作用的流向旋渦空間結(jié)構(gòu)表現(xiàn)出準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)特性，旋渦渦核中心的空間位置發(fā)生著小范圍內(nèi)的低頻跳動。渦-面干擾實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ陀捎谄錅?zhǔn)穩(wěn)態(tài)特性可以使用基于表面壓力信息的空間渦識別方法進(jìn)行流向渦特征識別。

3.2 渦識別方法實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

基于表面壓力信息的空間渦識別方法可以通過表面壓力系數(shù)曲線辨識流向旋渦強(qiáng)度特征和渦核中心空間位置，渦-面干擾的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ涂梢允褂迷撟R別方法辨識流向旋渦特征。

孫之駿等[24］的研究結(jié)果表明：流向渦在與平板的相互作用過程中，在表面附近形成二次渦結(jié)構(gòu)，其旋轉(zhuǎn)方向與主渦方向相反，旋渦尺度與強(qiáng)度較小，在相互作用過程中隨著流動向下游發(fā)展很快衰弱，如圖12（a）所示。平板表面的二次渦結(jié)構(gòu)會在表面壓力曲線中體現(xiàn)，根據(jù)二次渦所在位置表面壓力系數(shù)曲線可定義為近二次渦側(cè)和遠(yuǎn)二次渦側(cè)，如圖12（b）所示。

圖12 主渦與二次渦誘導(dǎo)壓力分布曲線示意圖Fig.12 Pressure distribution induced by the primary vortex and the second vortex

圖13 中流向渦渦核結(jié)構(gòu)是PIV 測量結(jié)果使用Q準(zhǔn)則計(jì)算所得，測量截面旋渦渦核中心位置由Q值最大位置表征，渦核強(qiáng)度通過對測量截面渦量積分獲得。

圖13 測量截面空間渦結(jié)構(gòu)和表面壓力系數(shù)曲線（Re=3.21×105)Fig.13 Vortex structure and surface pressure coefficient curves （Re=3.21×105)

圖13（b）給出了測量截面壓力系數(shù)曲線，比較了不同入射高度h下壓力系數(shù)時(shí)均值分布，可以看出入射高度較低時(shí)形成的集中負(fù)壓影響程度更大。隨著流向渦的靠近，平板表面與旋渦相互作用產(chǎn)生的二次渦強(qiáng)度逐漸增強(qiáng)。二次渦強(qiáng)度與主渦強(qiáng)度比值超過某一臨界值時(shí)，二次渦無法被忽略，通過平面單一點(diǎn)渦所建立的基于表面壓力信息的旋渦識別方法將產(chǎn)生較大誤差。

對比不同試驗(yàn)工況表面壓力系數(shù)分布特性發(fā)現(xiàn)：當(dāng)旋渦位置靠近平板表面且旋渦強(qiáng)度較強(qiáng)時(shí)（如x=0.8c，α=12°，h=0.1c），表面壓力系數(shù)遠(yuǎn)二次渦側(cè)會出現(xiàn)系數(shù)大于0 的部分正壓區(qū)，見圖13（b）。這是由于此時(shí)旋渦相對而言更靠近表面，旋渦與平板表面的相互作用更強(qiáng)，旋渦誘導(dǎo)的下洗氣流撞擊平板表面形成壓力系數(shù)曲線遠(yuǎn)二次渦側(cè)的正壓區(qū)，如圖14 所示。

圖14 “近物面流動”模型示意圖Fig.14 Schematic diagram of “near-surface flow”

根據(jù)表面壓力系數(shù)曲線遠(yuǎn)二次渦側(cè)是否存在正壓區(qū)域可將流向旋渦狀態(tài)劃分為“近物面流動”和“遠(yuǎn)物面流動”。α=12°，h=0.3c時(shí)表面壓力系數(shù)曲線遠(yuǎn)二次渦側(cè)不存在明顯的正壓區(qū)域?qū)儆凇斑h(yuǎn)物面流動”狀態(tài)，見圖13（b），在這種狀態(tài)下，平板表面展向壓力曲線變化平緩且峰值低。

采用基于表面壓力信息的空間渦識別方法處理壓力系數(shù)曲線，分別計(jì)算不同測量截面下不同入射流向渦的空間位置和強(qiáng)度，與PIV 測量結(jié)果進(jìn)行比對結(jié)果如表2 所示。

表2 基于表面壓力信息的旋渦識別結(jié)果誤差（Re=3.21×105) Table 2 Errors of vortex identification method based on surface pressure information （Re=3.21×105)

Greenwell 和Wood[22］在 解 耦 細(xì) 長 三 角 翼 前緣高度的相關(guān)研究中，通過建立單渦物理模型以壓力系數(shù)峰值1 2 帶寬表征前緣渦的渦核中心距離上翼面的高度。該方法被用在70°后掠角三角翼前緣渦的識別，產(chǎn)生的高度誤差約為30%，渦核中心投影位置的誤差約為6%；當(dāng)該方法被應(yīng)用于80°后掠角三角翼前緣渦的識別，產(chǎn)生的高度誤差約為20%，渦核中心投影位置的誤差約為16%。

本 文 識 別 結(jié) 果 較Greenwell 和Wood[22］三 角翼前緣渦高度識別精度高，且增加了旋渦強(qiáng)度識別。造 成Greenwell 和Wood[22］的 識 別 結(jié) 果 誤 差偏大的原因是大后掠三角翼前緣渦渦對距離較近，另一側(cè)的對向渦影響無法忽略。

整理不同測量截面不同入射參數(shù)的流向渦表面壓力測量結(jié)果，壓力系數(shù)曲線以近二次渦側(cè)和遠(yuǎn)二次渦側(cè)分別計(jì)算截面旋渦位置和強(qiáng)度，計(jì)算識別結(jié)果與PIV 測量結(jié)果相關(guān)性結(jié)果如圖15所示。圖中Instantly 表示與PIV 瞬態(tài)測量結(jié)果對比，Statistics 表示與PIV 的120 張圖像的平均測量結(jié)果對比。

圖15 不同弦向位置橫截面空間渦辨識結(jié)果相關(guān)性分析Fig.15 Correlation analysis of spatial vortex identification results in different cross-sections

圖15 中壓力系數(shù)曲線遠(yuǎn)二次渦側(cè)辨識結(jié)果處于極強(qiáng)相關(guān)區(qū)域（R=0.8～1.0）的占比遠(yuǎn)大于近二次渦側(cè)。圖15（a）近二次渦側(cè)壓力系數(shù)曲線辨識結(jié)果相關(guān)性分析發(fā)現(xiàn)，各截面強(qiáng)度辨識結(jié)果相關(guān)性低于遠(yuǎn)二次渦側(cè)，且大部分處于強(qiáng)相關(guān)區(qū)域（R=0.6～0.8），0.8c、1.2c、1.4c截面位置的高度辨識結(jié)果均處于強(qiáng)相關(guān)區(qū)域。圖15（b）遠(yuǎn)二次渦側(cè)壓力曲線辨識結(jié)果相關(guān)性分析各項(xiàng)均處于極強(qiáng)相關(guān)區(qū)域。結(jié)果表明，由于二次渦對表面壓力系數(shù)曲線的影響，壓力系數(shù)曲線遠(yuǎn)二次渦側(cè)所解算截面流向旋渦特征與PIV 流場測量結(jié)果相關(guān)性更好。

總結(jié)不同入射參數(shù)的流向渦識別結(jié)果，基于表面壓力信息的空間渦識別方法的主要誤差來源有以下3 個(gè)方面：

1） 測壓孔間距影響壓力系數(shù)曲線空間分辨率，造成旋渦特征識別的誤差。

2） 在測量截面對渦量分布積分獲得旋渦強(qiáng)度，使用Q 準(zhǔn)則計(jì)算得到的特征值的最大值位置表征旋渦的空間位置，可能存在偏差[21］，是誤差來源之一。

3） 基于表面壓力信息的空間渦識別方法忽略空間其他流動結(jié)構(gòu)，會在渦識別過程中產(chǎn)生一定誤差。

研究發(fā)現(xiàn)，僅從壓力曲線信息出發(fā)，壓力系數(shù)曲線以峰值所在橫坐標(biāo)為分界點(diǎn)，“近物面流動”狀態(tài)的壓力系數(shù)曲線較為平緩的是近二次渦側(cè)，較為陡峭的是遠(yuǎn)二次渦側(cè)，見圖12；“遠(yuǎn)物面流動”狀態(tài)的壓力系數(shù)曲線較為平緩的是遠(yuǎn)二次渦側(cè)，較為陡峭的是近二次渦側(cè)，見圖13（b）。通過表面壓力系數(shù)曲線遠(yuǎn)二次渦側(cè)是否存在明顯正壓區(qū)域判斷“近物面流動”和“遠(yuǎn)物面流動”，見圖14。為減小二次渦對識別結(jié)果影響，本文建立的基于表面壓力信息的空間渦識別方法以壓力系數(shù)曲線遠(yuǎn)二次渦側(cè)對“遠(yuǎn)物面流動”狀態(tài)的流向渦強(qiáng)度和高度特征進(jìn)行辨識，對于“近物面流動”仍需要進(jìn)一步完善渦-面干擾物理模型和辨識方法對旋渦特征進(jìn)行準(zhǔn)確辨識。

4 結(jié) 論

發(fā)展了一種基于表面壓力信息的空間旋渦識別方法，并利用風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)驗(yàn)證了該方法的有效性，研究結(jié)果表明：

1） 流向旋渦與平板表面相互作用的物理模型，可以通過平面點(diǎn)渦和鏡像渦理論建立基于表面壓力信息的空間流向渦識別方法。

2） 搭建渦-面干擾實(shí)驗(yàn)平臺，采用表面壓力測量實(shí)驗(yàn)和空間流場測量實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了基于表面壓力信息的空間渦識別方法的可行性。

3） 根據(jù)黏性產(chǎn)生二次渦的位置將表面壓力系數(shù)曲線劃分為近二次渦側(cè)和遠(yuǎn)二次渦側(cè)，根據(jù)表面壓力系數(shù)曲線遠(yuǎn)二次渦側(cè)是否存在明顯正壓區(qū)域劃分為“近物面流動”和“遠(yuǎn)物面流動”；本文研究單渦-物面干擾模型建立的空間渦識別方法更適用于“遠(yuǎn)物面流動”空間渦狀態(tài)識別。

渦-面相互作用的研究有助于理解飛行器復(fù)雜繞流條件下渦系的生成與發(fā)展機(jī)制，以及對飛行器氣動特性和運(yùn)動特性的影響規(guī)律。建立復(fù)雜空間渦系、物面載荷、飛行器氣動力以及運(yùn)動姿態(tài)間的物理關(guān)系，實(shí)現(xiàn)基于狀態(tài)感知的智能飛行器設(shè)計(jì)。本文通過與流向渦相互作用的平板表面的壓力系數(shù)曲線實(shí)現(xiàn)流向旋渦空間結(jié)構(gòu)特性（位置特性和強(qiáng)度特性）的識別，建立空間渦系和物面載荷的物理關(guān)系。今后需進(jìn)一步開展以下工作：

1） 完善基于表面壓力信息空間渦識別方法的模型，建立“近物面流動”高精度旋渦特征識別方法，提高準(zhǔn)確性。

2） 通過雙渦-物面干擾模型建立基于表面壓力信息的空間雙渦特征識別方法。

3） 基于表面壓力信息進(jìn)行三角翼前緣渦的狀態(tài)識別，實(shí)現(xiàn)流場重構(gòu)，關(guān)聯(lián)三角翼前緣渦流動狀態(tài)和氣動特性，預(yù)測三角翼氣動力和氣動力矩。