熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量試驗(yàn)

王 鵬，衷洪杰，尚金奎，劉國(guó)政

(中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 低速/高速高雷諾數(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 沈陽(yáng) 110034)

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熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量試驗(yàn)

王 鵬，衷洪杰，尚金奎，劉國(guó)政

(中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 低速/高速高雷諾數(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 沈陽(yáng) 110034)

飛行器表面摩擦阻力測(cè)量是空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的研究難點(diǎn)。在風(fēng)洞試驗(yàn)中有多種摩擦力測(cè)量方法，但多為單點(diǎn)式測(cè)量，試驗(yàn)中采用熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量技術(shù)在低速開口式風(fēng)洞中對(duì)平板翼型和RAE2822二元翼型的上表面摩擦力分布情況進(jìn)行了測(cè)量。試驗(yàn)結(jié)果表明：該測(cè)量技術(shù)可以測(cè)得模型表面的摩擦力信息，所得平板流場(chǎng)層流部分的摩擦力信息與布拉修斯(Blasius)層流解趨勢(shì)一致，并得到二元翼型三維摩擦力信息及某一沿流向剖面的τ-x曲線。

摩阻測(cè)量；平板；二元翼型；熒光油流

航空飛行器所受的氣動(dòng)阻力主要由兩部分組成，即壓差阻力和摩擦阻力。壓差阻力可以由壁面壓力積分得到，摩擦阻力的測(cè)量和獲得相對(duì)來說比較困難。減小阻力一直是飛機(jī)設(shè)計(jì)師和空氣動(dòng)力學(xué)工作者追求的目標(biāo)。典型運(yùn)輸機(jī)巡航狀態(tài)下粘性摩擦阻力占飛行總阻力的35%[1]，減小飛行器摩擦阻力是研究飛行器減阻重要的途徑之一，而摩擦阻力的精確測(cè)量技術(shù)則是減阻研究中的重要手段。摩擦阻力的測(cè)量并不是一門新的科學(xué)技術(shù)，幾十年來摩擦阻力已經(jīng)可以用許多直接或間接的方法測(cè)量。目前，用于飛行器模型表面摩擦力測(cè)量的技術(shù)包括：摩阻天平、液晶摩阻測(cè)量[2-3]技術(shù)、基于MEMS(微電子機(jī)械系統(tǒng))的測(cè)量技術(shù)以及油膜技術(shù)[4]。其中，摩阻天平這一傳統(tǒng)摩阻測(cè)量方法對(duì)模型的結(jié)構(gòu)有著特殊要求，且天平與模型之間的縫隙對(duì)流場(chǎng)有較大的影響；基于MEMS的測(cè)量技術(shù)同樣存在著測(cè)量元件與模型之間形位公差和縫隙對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響；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。

油膜法包括油膜干涉方法[5]和近年來發(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R.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[7]，Omid等人用油膜干涉法對(duì)湍流管進(jìn)行了剪切力測(cè)量[8]；美國(guó)的S A Woodiga和Tianshu Liu[9]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。熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量技術(shù)是熒光油流技術(shù)(Illuminated Oil)和光學(xué)流動(dòng)技術(shù)(Optical Flow)相結(jié)合的產(chǎn)物[10]，熒光油流技術(shù)提供原始實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，光學(xué)流動(dòng)技術(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。光學(xué)流動(dòng)技術(shù)通過檢測(cè)一組連續(xù)拍攝圖像的灰度變化以確定圖像中目標(biāo)點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)情況，上個(gè)世紀(jì)八十年代首先由計(jì)算機(jī)視覺專家提出，九十年代末光學(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)，后來光學(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)在試驗(yàn)過程中不干擾流場(chǎng)，能夠獲得模型表面觀測(cè)區(qū)域的連續(xù)摩擦力場(chǎng)相對(duì)量數(shù)據(jù)，是一種非介入式的全局摩擦阻力測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)，在流體力學(xué)領(lǐng)域是熒光油流技術(shù)的定量化發(fā)展。

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)，與油膜干涉測(cè)摩阻相比，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，通過光流數(shù)據(jù)處理方法[11]得到表面流場(chǎng)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)[12]，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。目前已對(duì)該技術(shù)進(jìn)行了多種測(cè)量環(huán)境的應(yīng)用并與傳統(tǒng)彩色油流技術(shù)進(jìn)行了對(duì)比[13]，得到了平板三角翼[14]、Rood平板角區(qū)模型[15]等的壁面摩擦力分布情況。作者在低速風(fēng)洞中采用熒光油流摩擦力場(chǎng)測(cè)量技術(shù)對(duì)平板和RAE2822二元翼型進(jìn)行了表面摩擦力場(chǎng)測(cè)量。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)

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，直徑為1.5 m，長(zhǎng)為1.95 m，風(fēng)洞最大風(fēng)速為50 m/s，試驗(yàn)時(shí)，一般流場(chǎng)穩(wěn)定時(shí)間在7s～10s。該次實(shí)驗(yàn)所用模型為前緣無下劈的有機(jī)玻璃制平板和RAE2822二元翼型，且在二元翼型的上表面部分區(qū)域粘貼寬度為40 cm的mylar片，以此增加模型表面的反射。實(shí)驗(yàn)用平板模型長(zhǎng)0.99 m、寬0.4 m，下表面用兩根細(xì)橫梁支撐；RAE2822二元翼型弦長(zhǎng)0.15 m、展長(zhǎng)0.6 m，以展向擴(kuò)裝板加張線方式支撐，安裝示意圖如圖1所示。

圖1 RAE2822二元翼型的安裝示意圖

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2所示。激發(fā)出365 nm紫外光的LED光源安裝在試驗(yàn)件正上方使其能夠?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，過濾模型表面反射的紫外光，相機(jī)幀速25fps，記錄吹風(fēng)全過程[8]。

圖2 試驗(yàn)布置示意圖

試驗(yàn)所用熒光涂料采用指定粘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°，平板模型弦長(zhǎng)0.99 m，風(fēng)速為40 m/s，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為2.495×105，二元翼型弦長(zhǎng)15 cm，風(fēng)速為30 m/s，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為4.05×105。

2 數(shù)據(jù)處理與分析

2.1 計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證

試驗(yàn)結(jié)果為高速相機(jī)采集的圖像，經(jīng)處理后按時(shí)序分解為一系列jpg格式圖片。用數(shù)據(jù)處理程序處理該系列圖片，計(jì)算得到等價(jià)摩擦力在圖像坐標(biāo)系上的投影結(jié)果，然后采用DLT(直接線性投影)方法對(duì)二元翼型的圖像坐標(biāo)系下的摩擦力信息投影到模型坐標(biāo)系，得到模型坐標(biāo)系下的三維摩擦力信息。

2.2 熒光油流摩擦力計(jì)算方程簡(jiǎn)述

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[9]：

(1)

(2)

(3)

該式即為摩擦力計(jì)算判據(jù)式。

2.3 HS光流算法

對(duì)圖像區(qū)域Ω內(nèi)，引入g和f，根據(jù)HS算法定義如下方程：

(4)

該標(biāo)準(zhǔn)化算式中含有前部-數(shù)據(jù)項(xiàng)，后部-規(guī)則項(xiàng)(或稱平滑項(xiàng))，和拉格朗日系數(shù)α-規(guī)則參數(shù)，α越大，對(duì)應(yīng)的光流場(chǎng)越簡(jiǎn)單越平滑。準(zhǔn)算式取最小值時(shí)與(3)式組成封閉方程組，即可解得摩擦力信息。此處略去解算過程。

2.4 平板模型數(shù)據(jù)處理結(jié)果

圖3 平板模型試驗(yàn)結(jié)果

2.4 RAE2822二元翼型數(shù)據(jù)處理結(jié)果

試驗(yàn)狀態(tài)為迎角0°，風(fēng)速30 m/s，試驗(yàn)兩車次區(qū)別在于穩(wěn)定后吹風(fēng)時(shí)間不同，第一個(gè)車次穩(wěn)定后吹風(fēng)約40 s，第二個(gè)車次穩(wěn)定后吹風(fēng)約100 s，分別計(jì)算兩車次的試驗(yàn)結(jié)果，如圖4和圖5所示。根據(jù)兩車次結(jié)果對(duì)比，穩(wěn)定時(shí)連續(xù)吹風(fēng)時(shí)間長(zhǎng)短對(duì)于計(jì)算結(jié)果無明顯影響，試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性較好，展向邊緣受到mylar片粘貼效果影響有較大偏差，中間區(qū)域較好。

RAE2822二元翼型為超臨界翼型，其最明顯特征是壓力面后部?jī)?nèi)凹，上表面為常規(guī)外凸表面，且翼型最厚處出現(xiàn)在前半部分。遠(yuǎn)前方來流在經(jīng)過駐點(diǎn)后產(chǎn)生駐點(diǎn)分離，氣流沿表面切線方向向后流動(dòng)，經(jīng)過微小的駐點(diǎn)分離渦后附著于模型表面形成大片連續(xù)的再附區(qū)域。經(jīng)過一段發(fā)展順壓梯度逐漸減小至出現(xiàn)逆壓，此后氣流發(fā)生分離，該氣流流動(dòng)過程反應(yīng)在摩擦阻力的分布上位，分離前摩擦阻力由前緣再附后最大處，逐漸減少至分離處摩擦阻力為零，其后若無干擾摩擦阻力保持零值。再附后至分離處的區(qū)域因距離駐點(diǎn)很近、附面層很薄、氣流的壓縮性表現(xiàn)明顯，摩擦阻力相對(duì)更大，其后邊界層逐漸增厚，粘性底層厚度相應(yīng)增加，摩擦阻力相對(duì)變小，即出現(xiàn)摩擦阻力由前緣極值處減小至零后保持零值的趨勢(shì)。試驗(yàn)結(jié)果中模型后部因表面mylar片粘貼質(zhì)量的影響，模型表面出現(xiàn)部分鼓包區(qū)，摩擦阻力因分離流在此處的附著出現(xiàn)大于零的數(shù)值，即出現(xiàn)圖4和圖5中模型后部的非零值現(xiàn)象。

圖4 RAE2822二元翼型吹風(fēng)40 s試驗(yàn)結(jié)果

圖5 RAE2822二元翼型吹風(fēng)100 s試驗(yàn)結(jié)果

3 結(jié)論

經(jīng)過對(duì)平板模型和RAE2822二元翼型試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理，可知該摩擦力測(cè)量技術(shù)可以很好地應(yīng)用于平板模型的摩擦力測(cè)量,通過對(duì)平板Blasius解的對(duì)比可知該技術(shù)可以較準(zhǔn)確地得到壁面的摩擦力場(chǎng)信息。油流結(jié)果在某些位置與理論解不同。對(duì)此現(xiàn)象作如下幾點(diǎn)假設(shè)和猜想：

(1)油膜堆積引起的擾動(dòng)使流動(dòng)自該點(diǎn)開始轉(zhuǎn)捩；

(2)來流湍流度較大，流經(jīng)該點(diǎn)時(shí)邊界層開始轉(zhuǎn)捩；

(3)展向流動(dòng)帶來的油膜厚度出現(xiàn)階躍變化，油膜受到的壓差力逐漸增加至影響切向力的程度。

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(責(zé)任編輯：宋麗萍 英文審校：劉敬鈺)

Experimental studies of luminescent oil flow skin friction measurement

WANG Peng，ZHONG Hong-jie，SHANG Jin-kui，LIU Guo-zheng

(Low Speed/High Speed High Reynolds Laboratory,AVIC ARI,Shenyang 110034,China)

The skin friction measurement of aircraft surface has always been a difficulty in aerodynamics field.There are a variety of friction measuring methods in wind tunnel test,most of which are almost single point measurement methods.The surface friction distribution on a flat plate model and a 2-D airfoil RAE2822 model was tested by fluorescence oil flow friction field measurement technology in low speed wind tunnel.The results show that the skin friction information on the model surface can be obtained by the measurement technology and the friction force information and Blasius laminar flow solution is consistent in this flat plate situation,and we can get the 3-D friction information on the RAE2822 model surface and a τ-x curve along the flow profile.

skin friction measurement;flat plate;2-D airfoil;fluorescence oil flow

2015-01-04

王鵬(1988-)，男，江蘇贛榆人，助理工程師，主要研究方向：流動(dòng)顯示測(cè)量技術(shù)，E-mail:13644064086@126.com。

2095-1248(2015)05-0043-05

V211.71

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.05.005