離散粗糙元誘發(fā)邊界層轉捩的實驗研究

王 猛，衷洪杰，趙榮奐

（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）

離散粗糙元誘發(fā)邊界層轉捩的實驗研究

王 猛＊，衷洪杰，趙榮奐

（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）

針對直升機轉子葉片模型表面離散粗糙元誘發(fā)邊界層轉捩問題開展了實驗研究，分析不同雷諾數(shù)下粗糙元尺寸參數(shù)對轉捩位置的影響。實驗在中航工業(yè)氣動院直升機轉子葉片模擬裝置進行，在模型轉子葉片表面布置不同尺寸的離散柱狀粗糙元，利用紅外熱像技術探測邊界層轉捩，并提出一種基于湍流／層流區(qū)域面積比的轉捩位置判定準則，目的是實現(xiàn)邊界層轉捩位置自動識別，進而分析粗糙元尺寸參數(shù)對轉捩位置的影響。實驗轉速為300至600r／m，對應葉尖切向速度為25～40m／s。實現(xiàn)了對旋轉葉片邊界層轉捩位置的定量測量，通過實驗驗證，轉捩位置判定算法正確可靠，初步得到了不同高度DRE誘發(fā)轉捩位置與雷諾數(shù)之間的關系，隨著粗糙元高度的增加，轉捩位置逐漸靠前。

紅外；邊界層轉捩；離散粗糙元；轉子葉片

0 引 言

邊界層轉捩問題一直以來都是理論和工程應用研究的熱點話題。通常使用縮比模型對直升機螺旋槳進行氣動力實驗研究，由于存在尺度效應，實驗模型邊界層轉捩位置與全尺寸情況下不同。導致實驗測量的一些氣動力系數(shù)存在誤差，例如懸停效率、力矩系數(shù)等［1］。因此需要采用固定轉捩的方法來模擬全尺寸旋轉葉片的表面流態(tài)。對于固定翼飛機風洞實驗，目前通常使用離散柱狀粗糙元（Distributed Roughness Elements，DRE）進行固定轉捩。DRE具有規(guī)范性、使用方便等優(yōu)點，適合應用于直升機旋轉葉片實驗。一方面，為了充分促使邊界層轉捩，DRE尺寸應足夠大，另一方面，還要求DRE產(chǎn)生最小的附加阻力。由于直升機轉子運動的特殊性，針對旋轉葉片開展粗糙元誘發(fā)轉捩問題的研究十分必要。

早期關于粗糙元誘發(fā)轉捩問題的研究以風洞實驗為主［2－3］，且主要集中在平板或固定翼飛機模型實驗方面。Schubauer和Klebanoff［3］在開展邊界層轉捩機理研究時，為了研究湍流斑發(fā)展特性，在低速風洞中使用熱線測量了單個圓柱形粗糙元產(chǎn)生的湍流楔流場特征。氣動力研究與發(fā)展中心的黃勇等［4］針對跨聲速風洞實驗模型開展了離散柱狀粗糙元的固定轉捩模擬技術研究。

近年來，隨著計算資源與能力的迅速發(fā)展，越來越多的研究者使用直接數(shù)值模擬技術（DNS）開展邊界層轉捩問題的研究。同時，針對高、低速域內(nèi)粗糙元誘發(fā)轉捩問題開展了許多計算研究工作［5－8］。盡管DNS可以提供流動結構的詳細信息，但是需要占用巨大的計算資源，而且粗糙元誘發(fā)轉捩問題涉及較多的因素，個別的研究只能考慮其中小部分因素。

實驗研究的關鍵在于對轉捩位置的準確測量，目前已有大量的非接觸式邊界層轉捩測量技術投入工程應用，主要包括油膜干涉法、溫度敏感涂層（TSP）、紅外熱像技術（IRT）等。油膜干涉法曾在風洞試驗中用于全尺寸傾轉旋翼測量［9］以及高速螺旋槳葉片測量［10］。TSP技術也應用于高速旋轉螺旋槳葉片測量［11］。

紅外技術最早于20世紀60至70年代開始應用，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［12］。隨著紅外相機技術的發(fā)展，IRT推廣至對流換熱測量［13］，以及各類風洞實驗中［14－15］。Zuccher和Saric［16］以及Crawford等［17］在風洞以及飛行實驗中開展了紅外邊界層轉捩測量研究，并提出基于統(tǒng)計原理的轉捩位置判定方法。Mori等［18］首次將IRT用于轉子葉片邊界層轉捩測量。最近，紅外熱像技術已成功應用于懸停狀態(tài)下縮比及全尺寸直升機轉子邊界層轉捩測量［19－20］，同時Raffel等［20］提出適用于俯仰震蕩翼型表面及轉子葉片表面非定常轉捩位置測量的DIT技術。紅外技術的優(yōu)勢在于其較高的溫度分辨力（約為0.02K），而TSP技術的溫度分辨力大約是0.1K［21］。

以往的研究工作主要集中于離散粗糙元在固定翼飛機邊界層固定轉捩模擬的應用，對于直升機轉子方面的論述較少。本文針對旋轉葉片表面圓柱形粗糙元誘發(fā)轉捩問題進行實驗研究，使用紅外技術對單個及單排DRE下游邊界層轉捩進行測量，并提出基于湍流區(qū)面積比率的轉捩位置判定準則，實現(xiàn)在熱圖中自動識別轉捩位置，進而分析不同粗糙元尺寸對邊界層轉捩的影響規(guī)律。研究結果將為旋轉葉片邊界層轉捩位置定量測量提供有效方法，同時為旋轉葉片表面離散粗糙元設計提供參考依據(jù)。

1 紅外熱像技術（IRT）探測轉捩

1.1 基本原理

IRT通過探測模型的紅外輻射測量模型表面溫度分布。根據(jù)溫度分布可判斷模型表面的傳熱特性，利用IRT探測轉捩就是基于邊界層轉捩過程中兩種傳熱現(xiàn)象之一［19］。

對于高Ma數(shù)和高溫實驗，模型表面溫度分布取決于恢復因子，湍流的恢復溫度高于層流，第一種邊界層轉捩位置的判斷方法基于湍流邊界層的恢復溫度高于層流［22－23］。但是對于亞聲速實驗或者模型溫度與環(huán)境溫度接近，可測的溫度差非常小。第二種轉捩探測方法基于湍流邊界層的傳熱系數(shù)高于層流。由于對流換熱系數(shù)與表面摩擦切應力成正比，湍流邊界層的對流換熱系數(shù)比層流的大，當來流與模型之間存在溫度差時，湍流區(qū)的模型表面將更快地接近氣流溫度，使得層流與湍流區(qū)之間形成溫差?？赏ㄟ^加熱模型的方式提高模型與來流間的溫差，通常使用熱阻絲或鹵素燈加熱模型［17，20］。

1.2 實驗方法

實驗前在模型表面噴涂一層黑漆，確保模型表面發(fā)射率大于0.7，由于黑漆涂層的厚度不超過20μm，相對于模型厚度是小量，可認為不影響表面流動。

產(chǎn)生模型與氣流之間的溫差，通常的有三種方法：a在模型外部使用鹵素燈烘烤模型；b在模型內(nèi)部鑲嵌加熱電阻；c在實驗前提高模型溫度，產(chǎn)生模型與氣流之間的初始溫度差。本文實驗中，使用鹵素燈加熱模型。

用歸一化的灰度圖像表征模型表面溫度，I／Imax＝0代表黑色的像素，I／Imax＝1代表白色的像素。

1.3 轉捩判定準則

圖1左側是典型的帶有DRE的模型表面熱圖，DRE下游的轉捩圖案呈鋸齒狀。在這種情況下，不應該以某一剖面的轉捩點作為整個葉片的轉捩位置，因此需使用合適的轉捩判定準則。

圖1 邊界層轉捩前后溫度分布對比Fig.1 Typical transition pattern downstream the DRE

如圖2所示，假定了一個理想的DRE下游邊界層轉捩圖案。假設粗糙元是一個點，由每個粗糙元產(chǎn)生的湍流楔交錯形成相鄰粗糙元之間的三角形層流區(qū)，紅色三角代表層流區(qū)，令該區(qū)域內(nèi)溫度皆為0；下游區(qū)域代表湍流，令湍流區(qū)內(nèi)溫度值皆為1。任意取某個X方向剖面，得到一列周期性方波數(shù)據(jù)，令i代表層流區(qū)長度，m代表一個周期的長度。令w＝1－i／m，表示湍流區(qū)域占剖面總長度的比例，w＝0～1，因此可以用于表征湍流邊界層的發(fā)展程度，w＝0表示完全層流，w＝1表示完全發(fā)展的湍流。

圖2 DRE下游邊界層轉捩理想模型Fig.2 Ideal boundary layer transition pattern downstream DRE

由公式（1）可知，RMS曲線的峰值出現(xiàn)在w＝0.5處，且Rmax＝RMS（0.5）＝0.5。為了方便處理，以w＝0.8為轉捩終點的判定閥值，當w＝0.8時R80＝RMS（0.8）＝0.4，此時R80／Rmax＝0.8，說明轉捩點位于RMS曲線峰值80%所在位置。這種情況下，可根據(jù)RMS曲線確定轉捩位置。

如圖3所示，說明轉捩位置判定的基本過程，首先計算各X向剖面的溫度RMS值，得到RMS－X曲線（見右側曲線）；然后判斷RMS曲線峰值Rmax，計算R80＝0.8×Rmax，R80對應的X坐標就是邊界層轉捩位置，結果如圖中紅色虛線所在站位。為了方便論述，下文中將稱這種轉捩判據(jù)為R80準則。

圖3 邊界層轉捩位置判據(jù)示意圖Fig.3 Sketch of boundary layer transition position detection

2 旋翼模型實驗

2.1 實驗系統(tǒng)

實驗在中航工業(yè)氣動院的直升機旋轉葉片模擬裝置上進行，使用葉片為航模直升機用螺旋槳。葉片轉盤半徑為R＝800mm，弦長C＝60mm，測量區(qū)域為葉片下表面。實驗中，旋轉葉片的總距為0。

如圖4所示，實驗系統(tǒng)由轉子葉片、兩個350W鹵素燈、紅外相機、光電傳感器組成。紅外相機為FLIR SC7750L型，MCT－探測器，可用波段為8～9.4 μm，像素分辨率為640×512。紅外相機位于轉子下方，用于獲取轉子下表面溫度分布，為了減弱葉片成像模糊，曝光時間IT＝100μs。實驗中，利用光電傳感器對葉片位置進行鎖相，觸發(fā)紅外相機工作，使葉片出現(xiàn)在紅外相機的FOV中間。兩個鹵素燈用于提高葉片表面溫度，使得葉片與氣流之間的溫差約為8℃，實驗時大氣溫度約為10℃。

本文使用的是圓柱型DRE，主要有三個尺寸參數(shù)，分別是d、k和l。其中，d為圓柱粗糙元的直徑，k是粗糙元高度，l是兩粗糙元的間距。

通過不干膠模切工藝加工，粗糙元材料為PVC薄膜。如圖5所示，DRE布置于弦向20%處，布置范圍約為r／R＝0.9～0.98，紅外相機主要觀測葉尖區(qū)域，主要測量范圍大約是r／R＝0.85～1，由于DRE的徑向布置范圍為70～78mm，本文以75mm為參考半徑計算葉尖切線速度。

16、old S-GW 向 old MME返回 Delete Session Response消息并丟棄所有為UE緩存的數(shù)據(jù)包，消息包含：Cause。

圖4 實驗系統(tǒng)示意圖Fig.4 Sketch of the experiment system

2.2 實驗方案

主要實驗狀態(tài)列于表1中。

圖5 模型表面的柱狀粗糙元，k＝0.125mm，d＝1.2mm，l＝2.5mmFig.5 DRE used in current study，k＝0.125mm，d＝1.2mm，l＝2.5mm

表1 實驗狀態(tài)表Table 1 Experiment conditions

首先，進行自由轉捩實驗，目的是提供基本狀態(tài)；

其次，在葉片表面X／C＝0.2處布置單個粗糙元，d＝1.2mm，k＝0.25mm，旋翼轉速300～600 r／m。測量粗糙元下游湍流楔角度，并估算單排DRE下游邊界層轉捩位置，用于驗證實驗測量值；

最后，為了分析DRE的各尺寸參數(shù)對邊界層轉捩的影響，選用的DRE尺寸參數(shù)為：d＝1.2mm，k＝0.125～0.25mm，l＝2.5～3.6mm。

考慮到湍流度的影響，實驗中測量了旋轉葉片尾流的湍流度。使用單絲熱線探針，熱絲置于距離葉片轉盤下方20mm處（防止旋轉葉片擊打探針），測量葉尖切向速度。能夠采樣頻率為10kHz，采樣時長為3.5s。計算湍流度時，采用的參考速度為葉尖切速度。

3 結果與討論

為了方便討論，首先明確一些參數(shù)的符號。V是葉片半徑r＝750mm處的切線速度，C是葉片弦長。Xtr＝X／C是邊界層轉捩位置，Ltr是轉捩長度，為實際轉捩位置與DRE的X方向間距，自由轉捩時Ltr＝Xtr×C。

轉捩長度雷諾數(shù)ReLtr＝ρ·V·Ltr，粗糙元高度雷諾數(shù)Rek＝ρ·V·k。

3.1 自由轉捩

根據(jù)自由轉捩探測結果（具體參數(shù)見表2），計算轉捩長度Ltr以及基于Ltr的雷諾數(shù)ReLtr，并畫出ReLtr－ReC的曲線圖（圖6），可以看出，自由轉捩長度雷諾數(shù)與弦長雷諾數(shù)呈線性關系。

3.2 湍流楔與轉捩

在層流區(qū)域放置一個足夠大的粗糙元，流動將在粗糙元處開始轉捩，并在下游形成一個楔形的湍流區(qū)域［3］。本研究測量了單個圓柱粗糙元產(chǎn)生的湍流楔角度。根據(jù)前面假設，單排DRE下游轉捩圖案呈鋸齒形狀，可根據(jù)DRE間距及湍流楔角度估算下游的轉捩長度，估算結果可用于驗證轉捩位置測量結果。

圖6 ReLtr－ReC曲線，自由轉捩Fig.6 The ReLtrvs.ReCcurve

Schubauer和Klebanoff［3］為了研究湍流斑發(fā)展機理，在平板上距前緣609.6mm處放置單個直徑1／8 in圓柱形粗糙元，風速為24.38m／s，ReX大約是84 800，測得湍流楔半角θ／2＝6.4°～10.6°，并使用熱線測量湍流發(fā)展區(qū)域的流場細節(jié)。

將單個圓柱形粗糙元（d＝1.2，k＝0.25mm）放置在葉片弦向X／C＝0.2處，V＝23.56～35.34m／s，對應的ReX＝19 400～29 000。實驗結果如圖7所示，首先使用canny算子提取熱圖中的邊緣，通過hough變換檢測直線確定湍流楔的兩條邊緣直線，最后計算兩條直線的夾角，即湍流楔角θ，測量結果為θ＝6.13°～9.98°。θ隨ReX增大，由于本文研究中的ReX較小，從趨勢上看，測量結果是與Schubauer和Klebanoff［3］的結論是相符的。

圖7 單個粗糙元誘發(fā)湍流楔的測量Fig.7 Turbulent wedge induced by single roughness element，k＝0.25mm，d＝1.2mm

根據(jù)實驗測得的湍流楔角，可估算單排DRE下游的轉捩長度。圖8對比了利用本文方法判斷的轉捩長度與估算值，實驗值與估算值的變化趨勢是一致的，說明本文的測量結果是可信的，并且本文方法適用于帶有DRE的邊界層轉捩位置測量。

圖8 轉捩長度估算與實際值對比（d＝1.2mm，k＝0.25mm，l＝3.6mm）Fig.8 Comparison of transition position，（d＝1.2mm，k＝0.25mm，l＝3.6mm）

3.3 DRE對轉捩的影響

表2中列出了主要狀態(tài)的邊界層轉捩測量結果，隨著速度的增加，轉捩位置逐漸提前；隨著DRE高度的增加，轉捩位置提前。由于實驗使用的粗糙元間距范圍有限，尚不能分析粗糙元間距對轉捩位置的影響。

表2 轉捩位置測量結果Table 2 The transition measurement results

圖9給出了是各種DRE誘發(fā)轉捩長度雷諾數(shù)ReLtr曲線，橫坐標是基于弦長的雷諾數(shù)ReC，對于k＝0.125mm的工況，當ReC＜1.3×105時ReLtr隨著ReC增大，可能是由于DRE提供的擾動不夠強大，邊界層最初保持了自由轉捩的趨勢（圖6），當風速較大時擾動促使轉捩的效果越來越明顯。說明誘發(fā)層流轉捩所需的臨界擾動量隨風速的增加而減小。

圖9 ReLtr－ReC曲線Fig.9 ReLtrvs.ReCcurve

圖10 ReLtr－Rek曲線Fig.10 ReLtrvs.Rekcurve

除了h＝0.125mm的工況之外，所有曲線的趨勢都是ReLtr隨ReC減小，當k＝0.15和0.2mm時，ReLtr與ReC呈線性關系，且下降斜率是增大的；然而，k＝0.25mm時，盡管轉捩提前量大幅增加，但其促使轉捩的效率明顯降低，曲線大約在ReC＝1.1× 105處發(fā)生轉折，且隨著DRE間距的增加，轉捩提前量呈減小趨勢。

圖10是轉捩長度雷諾數(shù)ReLtr隨Rek的變化曲線，在不同Rexf時，ReLtr都隨著Rek增大而減小，且隨著Rexf增大，ReLtr曲線的斜率逐漸增大，說明粗糙元誘發(fā)轉捩的效率是逐漸提高的。當Rek大約超過470時，曲線發(fā)生偏折，效率大幅降低。雖然轉捩沒有立即發(fā)生在粗糙元當?shù)?，但是在這種情況下，最優(yōu)的Rek大約在470～600之間，對應的DRE高度h＝0.15～0.25mm。

綜合前面幾組數(shù)據(jù)的分析認為，在ReX＝16000～40000狀態(tài)下，最優(yōu)的DRE尺寸參數(shù)為：k＝0.15～0.2mm，l＝2.5mm，d＝1.2mm。

4 結 論

本文基于紅外熱像技術測量旋轉葉片邊界層轉捩位置，提出一種轉捩位置判定算法，并研究不同尺寸DRE對轉捩位置的影響，主要得到以下結論：

（1）使用紅外熱像技術，實現(xiàn)了對低轉速旋轉葉片邊界層轉捩位置的探測，為旋轉部件表面轉捩探測提供了一種有效方法；

（2）針對DRE下游轉捩位置判斷，提出基于層流／湍流區(qū)面積比的轉捩位置判斷準則，通過實驗驗證，結果穩(wěn)定可靠，因此具有一定的工程應用價值；

（3）在較低雷諾數(shù)狀態(tài)下，初步得到了不同高度DRE誘發(fā)轉捩位置與雷諾數(shù)之間的關系，隨著粗糙元高度的增加，轉捩位置逐漸靠前；

（4）關于粗糙元直徑與間距對轉捩位置影響的研究還不夠充分，有待在后續(xù)的研究中展開討論。

［1］ Yang Y D，Yang J，Yuan H G.Investigation of the Reynolds number effect on the rotor hover performance［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2008，32（4）：11－14.（in Chinese）楊永東，楊炯，袁紅剛.旋翼懸停性能的Re數(shù)影響研究［J］.實驗流體力學，2008，32（4）：11－14.

［2］ Dryden H.Review of published data on the effect of roughness on transition from laminar to turbulent flow［J］.Journal of Aeronautic Science，1953，20：477－482.

［3］ Schubauer G B，Klebanoff P S.Contributions on the mechanics of boundary－layer transition［R］.NACA－TN－3489，1955.

［4］ Huang Y，Qian F X，Yu K L，et al.Experimental research on boundary layer fixed transition by distributed roughness elements［J］.Journal of Experiments in Fluids Mechanics，2006，30（3）：59－62.（in Chinese）黃勇，錢豐學，于昆龍，等.基于柱狀粗糙元的邊界層人工轉捩試驗研究［J］.實驗流體力學，2006，30（3）：59－62.

［5］ Bernardini M，Pirozzoli S，Orlandi P.Compressibility effects on roughness－induced boundary layer transition［J］.International Journal of Heat and Fluid Flow，2012，35：45－51.doi：10.1016／j.ijheatfluidflow.2012.02.007

［6］ Choudhary M，Li F，Wu M，et al.Laminar－turbulent transition behind discrete roughness elements in a high speed boundary layer［R］.AIAA 2010－1575，40th Fluid Dynamics Conference and Exhibit.Orlando，F(xiàn)lorida.

［7］ Piot，E Casalis G，Rist U.Stability of the laminar boundary layer flow encountering a row of roughness elements：Biglobal sta－bility approach and DNS［J］.European Journal of Mechanics B／Fluids，2008，27：684－706，doi：10.1016／j.euromechflu.2008.01.007.

［8］ Rizzetta D，Visbal M.Direct numerical simulations of flow past an array of distributed roughness elements［J］.AIAA Journal，2007，45：1967－1976.

［9］ Wadcock A J，Yamauchi G K，Driver D M.Skin friction measurements on a hovering full－scale tilt rotor［J］.J.Am Helicopter Soc，1999，44（4）：312－319.

［10］Schülein E，Rosemann H，Schaber S.Transition detection and skin friction measurements on rotating propeller blades［C］／／28th AIAA aerodynamic measurement technology，ground testing and flght testing conference，New Orleans，Louisiana，USA.Paper AIAA 2012－3202.doi：10.2514／6.2012－3202

［11］Yorita D，Asai K，Klein C，et al.Transition detection on rotating propeller blades by means of temperature－sensitive paint［C］／／50th AIAA Aerospace Sciences Meeting，Nashville，Tennessee，USA，Paper AIAA 2012－1187.doi：10.2514／6.2012－1187

［12］Schultz D L，Jones T V.Heat transfer measurements in shortduration hypersonic facilities［R］.AGAR Dograph 165，AGARD－NATO，1973.

［13］Astarita T，Cardone G，Carlomagno G M，et al.A survey on infrared thermography for convective heat transfer measurements［J］.Optics and Laser Technology，2000，32（7－8）：593－610.

［14］Luca L D，Carlomagno G M，Buresti G.Boundary layer diagnostics by means of an infrared scanning radiometer［J］.Experiments in Fluids，1990，9（3）：121－128.

［15］Sant Y L，Marchand M，Millan P，et al.An overview of infrared thermography techniques used in large wind tunnels［J］.Aerospace Science and Technology，2002，6：355－366.

［16］Zuccher S，Saric W S.Infrared thermography investigations in transitional supersonic boundary layers［J］.Experiments in Fluids，2008，44：145－157，doi：10.1007／s00348－007－0384－1.

［17］Crawford B K，Duncan G T，West D E，et al.Quantitative boundary－layer transition measurements using IR thermography［C］／／Proceeding of the 52nd Aerospace Sciences Meeting，National Harbor，Maryland，AIAA 2014－1411.doi：10.2514／6.2014－1411.

［18］Mori M，Novac L，Sekˇavcnik M.Measurements on rotating blades using IR thermography［J］.Exp.Thermal Fluid Sci.2007，32（2）：387－396.

［19］Richter K，Schülein E.Boundary－layer transition measurements on hovering helicopter rotors by infrared thermography［J］.Experiments in Fluids.2014，55：1755，1－13.doi：10.1007／s00348－014－1755－z

［20］Raffel M，Merz C B，Schwermer T，et al.Differential infrared thermography for boundary layer transition detection on pitching rotor blade models［J］.Experiments in Fluids.2015，56（30）：1－30.doi：10.1007／s00348－015－1905－y

［21］Kowalewski T，Ligrani P，Dreizler A，et al.Temperature and heat flx.In：Tropea C，Yarin A L，F(xiàn)oss J F（eds）Handbook of experimental flid mechanics［M］.Berlin：Springer，2007：488－553.

［22］Peake D J，Bowker A J，Lockyear S J，et al.Non－obtrusive detection of transition region using an infrared camera［R］.AGARD CP－224，1977.

［23］Green M J，Budnik M P，Yang L，et al.Supporting flight－data analysis for space－shuttle orbiter experiments at NASA Ames Research Center［R］.NASA TM－84345，1983.

［24］Astarita T，Carlomagno G M.Applications.Infrared thermography for thermo－fluid－dynamics［M］.Springer Heidelberg，New York Dordrecht London，2012. doi：10.1007／978－3－642－29508－9

［25］Fey U，Egami Y，Engler R H.High Reynolds number transition detection by means of temperature sensitive paint［C］／／44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，2006／doi：10.2514／6.2006－514

Experimental investigation on boundary layer transition induced by distributed roughness elements

Wang Meng，Zhong Hongjie，Zhao Ronghuan

（Aero Science Key Lab of High Reynolds Aerodynamics Force at High Speed，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang Liaoning 110034，China）

An experimental study was undertaken to understand the problem of roughness－induced boundary layer transition and the sensitivity of boundary layer to the dimensions of DRE（distributed roughness elements）.The distances between the DRE and the transition locations in different Reynolds numbers are considered.Experiments were conducted in the rotor blade whirl tower at AVIC ARI.Infrared thermography was employed to detect boundary layer transition on the rotor blade.In order to investigate the impact of the parameters of roughness elements on transition position，a new method was developed to measure the boundary layer transition position quantitatively.A method based on the ratio of turbulent and laminar areas was used to estimate the downstream transition locations.Seven rotational speeds between 300rpm and 600rpm were tested with leading to tip speeds between Vtip＝25m／s and Vtip＝40m／s respectively.The results showed that，the IRT technique can be used to measure boundary layer transition on the rotor blade of a helicopter or rotor wings.The transition detection method based on the ratio of turbulent and laminar areas is accurate and reliable.The relationship of transition length induced by different hight of DRE and Reynolds number is gained preliminary，and as the height of roughness elements increase，the transition length is decreased.

infrared；boundary layer transition；DRE；rotor blade

V211.7

A

10.7638／kqdlxxb－2015.0102

0258－1825（2016）01－0047－07

2015－07－21；

2015－08－28

王猛＊（1986－），男，遼寧省黑山縣，工程師，研究方向：實驗流體力學、流動顯示測量技術.E－mail：m.wang＿sy＠139.com

王猛，衷洪杰，趙榮奐.離散粗糙元誘發(fā)邊界層轉捩的實驗研究［J］.空氣動力學學報，2016，34（1）：47－52.

10.7638／kqdlxxb－2015.0102 Wang Meng，Zhong H J，Zhao R H，et al.Experimental investigation on boundary layer transition induced by distributed roughness elements［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：47－52.