搖滾/PIV/壓力同步測控技術(shù)的發(fā)展及其在機翼搖滾研究中的應(yīng)用

榮 臻 ,鄧學(xué)鎣,王 兵 ,馬寶峰

(北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)研究所,北京 100191)

0 引 言

飛機在進(jìn)行大迎角機動飛行時,經(jīng)常會出現(xiàn)機翼搖滾現(xiàn)象,這不僅限制飛行包線,而且嚴(yán)重影響飛機的操穩(wěn)特性,眾多學(xué)者對翼身組合體機翼搖滾現(xiàn)象進(jìn)行了大量的研究,實驗和分析表明[1-3]:引起翼身組合體搖滾重要的原因之一是前體非對稱渦的誘導(dǎo)作用;Ericsson[3]認(rèn)為翼身組合體機翼搖滾本質(zhì)上是由前體非對稱渦和翼面的相互作用產(chǎn)生的,機翼只是簡單地提供了產(chǎn)生驅(qū)動搖滾運動的滾轉(zhuǎn)力矩所需的力的作用面。然而研究[4-5]中發(fā)現(xiàn)和旋成體大迎角側(cè)向力的實驗結(jié)果相似,機翼搖滾現(xiàn)象也存在不確定性。最近,鄧學(xué)鎣、馬寶峰[6]對前體渦誘導(dǎo)機翼搖滾運動的確定性進(jìn)行了研究,發(fā)現(xiàn)模型頭部設(shè)置人工擾動對前體非對稱渦誘導(dǎo)的機翼搖滾特性影響起主控作用;同時發(fā)現(xiàn)當(dāng)人工擾動位于迎風(fēng)面對稱面和背風(fēng)面對稱面附近時,模型搖滾呈現(xiàn)等幅極限環(huán)振蕩運動狀態(tài)。但目前僅對前體非對稱渦誘導(dǎo)機翼搖滾的運動現(xiàn)象進(jìn)行了研究并取得了初步的認(rèn)識,而對于引起機翼搖滾的流動特性及機理仍缺乏深入的研究了解,為此,需要針對機翼搖滾過程中呈現(xiàn)的流動演化現(xiàn)象、特性和規(guī)律展開研究。因此,發(fā)展動態(tài)流動測量、控制的風(fēng)洞實驗技術(shù)成為研究機翼搖滾流動機理的基礎(chǔ)和關(guān)鍵。

目前研究機翼搖滾流動特性的風(fēng)洞實驗中采用最多的方法是自由搖滾以及自由搖滾過程中進(jìn)行空間流動顯示測量[7-9],對搖滾模型空間流場旋渦如何演化以及破裂進(jìn)行定性分析;而實驗技術(shù)發(fā)展較為完善的是美國Notre Dame大學(xué)的 Nelson研究團隊[10],他們開發(fā)了機翼搖滾運動/流動研究的組合裝置,該裝置由兩部分組成:一是采用低摩阻的氣浮軸承作為支桿的自由搖滾裝置測量模型運動時間歷程;二是利用PID調(diào)節(jié)方法驅(qū)動電機強迫搖滾模型模擬自由搖滾運動的時間歷程,同時進(jìn)行模型表面壓力測量或空間流場顯示的強迫搖滾裝置。強迫搖滾過程中進(jìn)行壓力測量可以避免模型內(nèi)的測壓管路以及導(dǎo)線對搖滾運動的影響,以此可以獲得自由搖滾過程中物面壓力分布的變化特性及規(guī)律。然而,他們在機翼搖滾過程所測的物面壓力分布和空間流場顯示并不是同時進(jìn)行的,而是分別在強迫搖滾裝置和自由搖滾裝置上測得的。在過去機翼搖滾的動態(tài)實驗中,為了研究其流動機理,人們往往都是針對搖滾過程中某一特定的流動物理量(例如物面壓力)而專門設(shè)計和研制相應(yīng)的測控裝置進(jìn)行測量。不同流動物理量的測量是由不同的專用裝置在多次實驗中完成的,無法在同一實驗中完成多個流動物理量的測量。由于動態(tài)實驗流動特性具有很強的非定常性,在動態(tài)實驗中企圖通過不同次的實驗實現(xiàn)同一運動狀態(tài)下的流動物理量測量,會不可避免地帶來不同流動量數(shù)據(jù)測取的不同步,從而給數(shù)據(jù)分析和搖滾流動機理的研究帶來很大困難。

為了深入研究和認(rèn)識機翼搖滾中復(fù)雜的空間繞流現(xiàn)象和相應(yīng)的氣動壓力分布特性,以揭示搖滾運動的流動機理,本文擬在已研制的機翼搖滾運動/流動研究組合裝置的基礎(chǔ)上[11],發(fā)展機翼搖滾/PIV/物面壓力分布同步測控技術(shù),以實現(xiàn)在一次實驗中能同步測量機翼搖滾運動參數(shù)(例如搖滾角)和相應(yīng)的流動多參數(shù)(包括物面流動參數(shù)例如壓力分布,和空間流動參數(shù)例如速度場)。進(jìn)一步,本文將利用所發(fā)展的該同步測控技術(shù)研究前體渦誘導(dǎo)機翼搖滾運動現(xiàn)象和探索形成該運動相應(yīng)的流動機理。此外,在發(fā)展該同步測控技術(shù)中,曾經(jīng)成功應(yīng)用于PIV技術(shù)的煙餅粒子,由于它對實驗?zāi)Ｐ图捌錅y壓孔具有腐蝕作用,所以文內(nèi)還將對同步PIV技術(shù)中粒子材料的選用進(jìn)行研究。

1 風(fēng)洞和實驗?zāi)Ｐ?/h2>

實驗在北京航空航天大學(xué)D4低速風(fēng)洞進(jìn)行,開口實驗段尺寸為1.5m×1.5m×2.5m。該風(fēng)洞湍流度小于0.1%。

動態(tài)測壓模型采用小后掠機翼加細(xì)長旋成體的翼身組合體布局,如圖1所示。

圖1 動態(tài)測壓模型Fig.1 The model

模型機身長細(xì)比為8∶1,尖拱型頭部長細(xì)比為3∶1,模型后體直徑為D=0.09m;機翼前緣后掠角為30°,翼面前后緣及翼梢均削尖為45°楔角。模型表面共有11個測壓截面,前體機身截面(S1～S6)均等間距布置24個測壓點,機身截面(S7/S9～S11)機身上表面等間距布置11個測壓點,機翼截面(S7～S9)只在上翼面布置測壓點,模型共布置有222個測壓點。實驗來流風(fēng)速選擇V=15m/s,基于模型機身直徑的Re=ρ VD/μ=9.0×104,前體流動處于亞臨界范圍[12]。當(dāng)翼身組合體頭部γ=0°設(shè)置人工擾動時自由搖滾實驗中可得到確定的極限環(huán)振蕩運動規(guī)律[6],本實驗中模型頭部尖端迎風(fēng)對稱面粘貼有直徑0.2mm顆粒擾動,如圖2所示。

圖2 貼有擾動的頭部Fig.2 The nose tip with a perturbation

2 搖滾/PIV/壓力同步測控系統(tǒng)

搖滾/PIV/壓力同步測控系統(tǒng)包括三部分,分別為PIV系統(tǒng)、動態(tài)測壓系統(tǒng)以及強迫搖滾運動系統(tǒng),如圖3所示。以下分別對三個子系統(tǒng)進(jìn)行介紹。

2.1 PIV系統(tǒng)

本研究中PIV設(shè)備采用Dantec公司的Flow Map DPIV系統(tǒng)[13],包括激光器系統(tǒng)、焦距85/50mm Nikon鏡頭、4M高感光跨幀相機、粒子發(fā)生器、幀抓取器、同步板及Flow Manager采集處理軟件。實驗中動態(tài)控制主機發(fā)出觸發(fā)脈沖經(jīng)PIV同步盒控制PIV系統(tǒng)與動態(tài)運動控制系統(tǒng)同步運行。PIV系統(tǒng)對流場中播撒的示蹤粒子相關(guān)的數(shù)字圖像信息進(jìn)行采集,然后利用該DPIV系統(tǒng)的Flow Manager處理軟件對所采集的前后兩幀示蹤粒子數(shù)字圖像信息進(jìn)行自適應(yīng)相關(guān)處理,從而得到流場中速度矢量場分布圖。

圖3 同步測控系統(tǒng)示意圖Fig.3 Test systemset-up of synchronous measurement and control technique

PIV實驗中選用何種材料作為示蹤粒子非常重要,不僅粒子質(zhì)量關(guān)系到速度矢量測量精度,而且不同材料的粒子對實驗設(shè)備及模型的影響作用各有差異。過去曾經(jīng)選用煙餅粒子作為示蹤粒子,并成功應(yīng)用于PIV測量技術(shù)。然而實踐表明煙餅粒子對風(fēng)洞洞體和實驗?zāi)Ｐ途哂懈g作用,為了避免它對模型特別是測壓孔的腐蝕作用,必須尋求新的粒子材料。為此,實驗中試用了橄欖油和食用豆油兩種發(fā)煙材料,通過與前期使用的煙餅粒子相比,從多方面考察不同發(fā)煙材料對PIV實驗測量的適用性。圖4中給出了三種材料相同風(fēng)速下10mm×10mm大小的原始粒子圖像以及二維速度矢量圖。從圖4中可以看出三者的粒子濃度基本相同,感光度均良好,處理后的速度矢量圖都很均勻,表明三種材料都適用于PIV測量。然而需要指出的是煙餅產(chǎn)生的固體顆粒對風(fēng)洞有一定污染,尤其會影響測壓模型的測壓管路,因而同步測控實驗中不能繼續(xù)使用;而食用豆油與橄欖油相比經(jīng)濟、方便購買,對模型及壓力掃描閥沒有污染,而且經(jīng)濟方便,因此實驗中采用食用豆油作為發(fā)煙材料。霧化后的示蹤粒子平均直徑約為2μm～5μm。

圖4 三種不同發(fā)煙材料對應(yīng)的原始粒子圖以及速度矢量圖(左:煙餅顆粒;中:豆油顆粒;右:橄欖油顆粒)Fig.4 The original particle pictures and velocity vector pictures of three kinds of smoke oil(left:smoke piece;middle:bean oil;right:olive oil)

2.2 動態(tài)測壓系統(tǒng)

對于機翼搖滾動態(tài)測壓采用Hyscan2000測壓系統(tǒng)[14],該系統(tǒng)主要由五部分組成:DAQ數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、IFM2000ZOC接口模塊、ZOC電子壓力掃描閥、CSM2000電纜伺服模塊以及SPC3000壓力校準(zhǔn)系統(tǒng)。該系統(tǒng)不僅具有高采集速率,而且具有高速的數(shù)據(jù)存貯和處理能力。實驗中選用64通道量程為1psi壓力傳感器,采集頻率設(shè)置為128Hz。采用掃描閥進(jìn)行動態(tài)測壓時存在測壓管路頻率響應(yīng)問題,本課題組之前的研究已表明[15],由于所研究的機翼搖滾頻率較低,采用0.5m長測壓管路與壓力掃描閥連接可以滿足同步測控實驗動態(tài)測壓的頻響要求。Hyscan2000測壓系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)信號線與動態(tài)控制主機連接,同步測控實驗中接受動態(tài)控制主機發(fā)出的觸發(fā)脈沖與PIV系統(tǒng)實現(xiàn)同步運行。

2.3 強迫搖滾運動系統(tǒng)

強迫搖滾運動系統(tǒng)是既能模擬和再現(xiàn)自由搖滾的運動歷史又能配置測力、測壓系統(tǒng)的裝置[11]。該裝置將高精度電機和減速器串聯(lián)于模型支桿中,模型與專用過渡連接頭固連,通過PID參數(shù)調(diào)節(jié)方法對伺服電機進(jìn)行控制,可以實現(xiàn)模型精確模擬自由搖滾運動軌跡或標(biāo)準(zhǔn)正弦運動軌跡運動,同時對模型進(jìn)行動態(tài)測壓和PIV流場測量實驗,實現(xiàn)對模型表面流動及空間流場的測量。控制電機具有較高的復(fù)現(xiàn)精度,運動位置誤差基本控制在5%以內(nèi)。如圖5所示。關(guān)于強迫搖滾模擬技術(shù)的詳細(xì)介紹參見文獻(xiàn)[11]。

圖5 強迫搖滾模擬復(fù)現(xiàn)曲線[11]Fig.5 Curve of forced-roll simulation[11]

3 同步測控實現(xiàn)方式及驗證

依照同步測控實驗技術(shù)的要求,強迫搖滾運動系統(tǒng)驅(qū)動模型按指定運動軌跡運動過程的同時進(jìn)行PIV與物面壓力測量。其中 Hyscan2000測壓系統(tǒng)通過外觸發(fā)信號線與強迫搖滾運動系統(tǒng)保持實時響應(yīng)滿足同步測量性能要求。研究中首先實現(xiàn)了同步測控技術(shù)外觸發(fā)鎖位工作方式,即多個運動周期內(nèi)模型強迫搖滾至指定角度相位時瞬時外觸發(fā)PIV系統(tǒng)以及動態(tài)測壓系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集,以便將不同周期相同相位多次采集的結(jié)果進(jìn)行平均處理;其次運用鎖位工作方式,實現(xiàn)強迫搖滾運動系統(tǒng)、PIV系統(tǒng)與動態(tài)測壓系統(tǒng)同步運行,機翼搖滾流場同步測量實驗結(jié)果表明該同步測控系統(tǒng)具有很高的時序同步精度。

3.1 鎖位測量技術(shù)介紹

從翼身組合體的極限環(huán)振蕩自由搖滾時間歷程可以看到,模型搖滾具有穩(wěn)定的周期性,因此僅需研究一個搖滾周期內(nèi)流動結(jié)構(gòu)和流動特性的演化規(guī)律。為盡可能減小實驗結(jié)果周期性流動的不穩(wěn)定因素,實驗中要求同步測控系統(tǒng)實現(xiàn)鎖位測量,在處理數(shù)據(jù)時將運動過程中不同周期內(nèi)相同相位角下的結(jié)果進(jìn)行平均作為該相位角對應(yīng)的流動測量結(jié)果;另外鎖位測量還可以滿足在測量不同截面時鎖定同一相位進(jìn)行采集。實驗中PIV與壓力同步測量共進(jìn)行15個周期的重復(fù)鎖位測量,鎖位方式具體為:模型運動至所需測量相位前,按照PIV系統(tǒng)觸發(fā)延時時間20ms內(nèi)模型滾轉(zhuǎn)經(jīng)過的角度值提前觸發(fā)PIV系統(tǒng)處于等待狀態(tài),延時后PIV系統(tǒng)接收到運行觸發(fā)信號開始與動態(tài)測壓系統(tǒng)同步工作,例如圖6所示:圖中測量相位為9.5°正向,根據(jù)待模擬的自由搖滾時間歷程曲線可知觸發(fā)提前角度為7°左右即為20ms;模型極限環(huán)振蕩15個周期內(nèi)鎖相測量對應(yīng)模型實際角度的誤差分析如表1所示:15次測量平均鎖位角度為9.5173°,鎖位角度標(biāo)準(zhǔn)差為 0.0192°,滿足周期性非定常流動鎖相測量的要求。

圖6 鎖位方式Fig.6 The angle-lockingmode

表1 鎖位測量角度誤差分析Table1 The error analysis of the angle-locking

3.2 強迫搖滾運動系統(tǒng)、PIV系統(tǒng)與動態(tài)壓力測量同步技術(shù)及驗證

強迫搖滾運動系統(tǒng)、PIV系統(tǒng)與動態(tài)測壓同步運行是該同步測控技術(shù)的基礎(chǔ),只有實現(xiàn)三者完全同步運行,才可將流動測量數(shù)據(jù)與運動測量數(shù)據(jù)一一對應(yīng),通過將運動測量結(jié)果與PIV與壓力動態(tài)測量結(jié)果相結(jié)合對相應(yīng)的流動特性進(jìn)行詳細(xì)分析。系統(tǒng)中強迫搖滾運動系統(tǒng)利用控制電機驅(qū)動模型按照指定角位移運動軌跡進(jìn)行運動,同時發(fā)出按角度位移序列設(shè)定一組指令脈沖觸發(fā)PIV與動態(tài)測壓系統(tǒng)同一瞬時同步運行。值得注意的是由于PIV系統(tǒng)設(shè)計要求,外觸發(fā)PIV系統(tǒng)的脈沖信號需提前20ms(Δtdelay)發(fā)出,20ms后PIV系統(tǒng)開始運行,而此時動態(tài)測壓系統(tǒng)也接收觸發(fā)脈沖同步響應(yīng)開始采集。圖7介紹了同步測控系統(tǒng)的同步工作原理。

圖7 同步測控工作原理圖Fig.7 The working principle of synchronous measurement and control technique

同步測控實際操作流程如下:當(dāng)動態(tài)控制主機啟動強迫搖滾運動程序后,模型開始滾轉(zhuǎn)運動,此時伺服電機編碼器記錄模型觸發(fā)時刻的角度序列;當(dāng)接近所要拍攝角度相位時采用前文介紹的鎖位方式c提前20ms外觸發(fā)PIV系統(tǒng);20ms延時后模型運動至該角度相位,此刻PIV與動態(tài)測壓系統(tǒng)同一瞬時響應(yīng)同步運行。實驗中通過比對PIV與動態(tài)測壓同步采集時刻模型對應(yīng)滾轉(zhuǎn)角位置是否一致來驗證兩系統(tǒng)測量的同步時序精度。Hyscan2000系統(tǒng)為實時響應(yīng),電機編碼器記錄模型滾轉(zhuǎn)角度序列當(dāng)作動態(tài)測壓響應(yīng)角度序列;PIV測量的運動響應(yīng)角度則從PIV流場圖片中實際量取,量取精度為0.1°左右,兩組角度序列如表2所示。可以看到兩組角度間的誤差控制在0.1°左右,相對誤差比在1%以內(nèi)。因此可以認(rèn)為該同步測控技術(shù)具有很好的同步響應(yīng)特性,滿足同步測量的實驗要求。圖8為模型進(jìn)行自由搖滾過程中正向滾轉(zhuǎn)至γ=7°時的同步測控測量結(jié)果,可以看到同步測得的兩類數(shù)據(jù)都呈現(xiàn)出前體對稱渦狀態(tài),同步測控技術(shù)在該狀態(tài)下實現(xiàn)完全同步。

表2 PIV與動態(tài)壁面壓力測量同步角度比較Table2 A comparison of synchronous angle for PIV and dynamic surface pressure measurement

圖8 PIV與動態(tài)測壓同步測量正向滾轉(zhuǎn)γ=7°實驗結(jié)果(x/D=2.5)Fig.8 The results of combined PIV and dynamic pressure measurement at γ=7°(x/D=2.5)

4 機翼搖滾流場同步測量結(jié)果討論

通過頻譜分析發(fā)現(xiàn),機翼搖滾可以近似服從正弦運動規(guī)律,本研究側(cè)重于同步測控技術(shù)的應(yīng)用與開發(fā),因而用正弦運動過程中前體渦流動演化特性研究來驗證同步測控技術(shù),與此同時來研究和探索搖滾運動的流動機理。

鄧學(xué)鎣等[17]對前體非對稱渦確定性研究結(jié)果表明,在頭部設(shè)置人工擾動后模型前體的左右渦型正則態(tài)結(jié)構(gòu)以及對稱渦型與頭部擾動周向位置存在確定的對應(yīng)關(guān)系,如圖9所示。本文在翼身組合體模型強迫搖滾模擬正弦1.0Hz、振幅60°的搖滾運動過程中進(jìn)行了PIV與動態(tài)物面壓力同步測控實驗,實驗風(fēng)速V=15m/s,模型迎角 α=52.5°,擾動位于模型頭部γ=0°對稱位,也就是模型自由搖滾時出現(xiàn)等幅極限環(huán)型搖滾狀態(tài)時對應(yīng)的擾動位。

圖9 x/D=2.5截面?zhèn)认蛄﹄S擾動周向角變化曲線[17]Fig.9 Curve of side force with perturbation azimuth angle at x/D=2.5[17]

圖10為動態(tài)正弦 f=1.0Hz搖滾過程中前體x/D=2.5截面?zhèn)认蛄Ψ植记€。與靜態(tài)實驗結(jié)果相比可知,前體渦會在平衡位置0°附近出現(xiàn)左右渦型相互切換,同時側(cè)向力會出現(xiàn)遲滯變化現(xiàn)象。

圖10 動態(tài)搖滾過程中x/D=2.5側(cè)向力隨滾轉(zhuǎn)角變化曲線(f=1Hz)Fig.10 Curve of side force with roll angle at x/D=2.5 in process of forced-rolling(f=1Hz)

通過機翼搖滾/PIV/壓力同步測量實驗結(jié)果對機翼搖滾過程中前體渦特性及演化規(guī)律進(jìn)行分析,如圖11所示。圖中所示為模型由平衡位置正向搖滾至正向最大位移處鎖相測量的PIV空間流動圖像。鎖位角度包括正向 γ=0°、6°、9°、12°、20°。模型動態(tài)搖滾經(jīng)過γ=0°時由于前體渦流動演化滯后于模型滾轉(zhuǎn)運動,頭部擾動不會馬上響應(yīng),相應(yīng)的非對稱背渦仍保持之前的右渦型狀態(tài)(文中所指的左右渦型流場是根據(jù)前體渦與物面的位置關(guān)系定義的:如非對稱二渦中左渦為低位渦,右渦為高位渦,該渦型稱之為左渦型,同理可知右渦型定義),如圖11(a);模型繼續(xù)滾轉(zhuǎn)背渦渦型的非對稱程度逐漸減弱,右渦降低,左渦抬高,直至滾轉(zhuǎn)到γ=9°時前體渦呈現(xiàn)對稱態(tài),如圖11(b)和圖11(c);模型繼續(xù)滾轉(zhuǎn)由于頭部擾動效應(yīng)完全主控,前體背渦渦型反向,非對稱程度逐漸增大,直至γ=20°時前體渦演化為穩(wěn)態(tài)左渦型,之后滾轉(zhuǎn)到正向最大位移過程中前體渦均保持穩(wěn)態(tài)左渦型,如圖11(d)和圖11(e)。以上為模型正向滾轉(zhuǎn)至最大位移時經(jīng)歷的前體渦遲滯變化過程。而模型從γ=0°負(fù)向滾轉(zhuǎn)至最大負(fù)位移處也將經(jīng)歷類似的遲滯演化過程;而最大正位移至γ=0°以及最大負(fù)位移至γ=0°過程中前體非對稱渦都與其頭部擾動響應(yīng)相關(guān)性保持一致,模型滾轉(zhuǎn)位于正向滾轉(zhuǎn)角時前體渦為左渦型,負(fù)向滾轉(zhuǎn)角時為右渦型。

圖11 模型x/D=2.5處機翼搖滾/PIV/壓力同步測控實驗結(jié)果(PIV部分)Fig.11 The results of synchronous measurement and control test of wing rock/PIV/pressure on x/D=2.5(PIV)

圖12為同步測控測量實驗的壓力測量結(jié)果。從測壓結(jié)果也可以看出:在亞臨界區(qū),非對稱渦繞流兩側(cè)都呈現(xiàn)典型的層流分離形式(L/L)[12],低渦側(cè)吸力大于高渦側(cè),將會誘導(dǎo)出相應(yīng)的側(cè)向力。模型正向γ=0°時壓力不對稱分布,左側(cè)吸力小,右側(cè)吸力大,為典型的非對稱右渦壓力分布形態(tài)。兩渦間的相互擠壓作用使得模型背風(fēng)面誘導(dǎo)出一定的吸力峰值。繼續(xù)滾轉(zhuǎn)壓力分布非對稱程度減弱直至出現(xiàn)完全對稱分布,背風(fēng)側(cè)壓力峰值出現(xiàn);滾轉(zhuǎn)角繼續(xù)增大,壓力分布呈現(xiàn)出左側(cè)吸力大右側(cè)吸力小,最后變?yōu)榕cγ=0°時左右對稱的壓力分布形態(tài)。因此,機翼搖滾過程中渦型隨滾轉(zhuǎn)角變化規(guī)律與PIV流動圖像分析得到前體渦變化規(guī)律完全一致。

上述實驗結(jié)果表明極限環(huán)搖滾過程中前體頭部微擾動的周相位置與非對稱渦的性態(tài)之間存在緊密的相關(guān)性。同步測控結(jié)果中PIV流場圖片與動態(tài)測壓結(jié)果同步匹配較好,能夠反應(yīng)出動態(tài)搖滾過程中前體非對稱渦形態(tài)及演化規(guī)律(如圖13)。因此,該同步測控技術(shù)為深入分析翼身組合體機翼搖滾機理提供了有效的研究手段。

圖12 模型x/D=2.5處PIV與動態(tài)物面壓力同步測控實驗結(jié)果(動態(tài)測壓部分)Fig.12 The results of synchronous measurement and control test of wing rock/PIV/pressure on x/D=2.5(dynamic pressure)

圖13 機翼搖滾過程中前體x/D=2.5非對稱渦變換示意圖(γ=0°至 γ=20°)Fig.13 The sketch of the asymmetric vortox switching at x/D=2.5 during the wing rock(γ=0°toγ=20°)

4 結(jié) 論

本文介紹了在北航D4風(fēng)洞為研究機翼搖滾中流動演化機理開發(fā)的機翼搖滾/PIV/物面壓力分布同步測控技術(shù),并開展了前體渦誘導(dǎo)機翼搖滾運動現(xiàn)象以及形成該運動相應(yīng)的流動機理的研究。實驗結(jié)果表明同步測控技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)精確同步測量功能,為研究并揭示前體渦誘導(dǎo)機翼搖滾過程中模型物面及空間流動演化規(guī)律提供了重要的技術(shù)手段;通過對正弦f=1.0Hz運動搖滾過程中模型前體 x/D=2.5截面壓力分布及空間流場的初步研究,發(fā)現(xiàn)機翼搖滾過程中前體頭部微擾動的周相位置與非對稱渦的性態(tài)之間存在緊密的相關(guān)性。

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