武 寧,唐 鑫,段卓毅,張彥軍

(中國航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,西安 710089)

0 引 言

飛機(jī)在大氣層內(nèi)飛行時(shí)，表面邊界層流動(dòng)狀態(tài)分為層流和湍流2種截然不同的形式，在相同雷諾數(shù)條件下，層流摩擦阻力僅約為湍流摩擦阻力的10%[1]，而采用層流機(jī)翼設(shè)計(jì)和層流短艙設(shè)計(jì)可以降低30%左右的摩擦阻力[2]，因此自然層流翼型和機(jī)翼的設(shè)計(jì)及應(yīng)用一直是現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)者所期望的，國內(nèi)外也開展了大量的層流機(jī)翼研究及嘗試性應(yīng)用。

在自然層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)過程中，往往需要開展一些高速風(fēng)洞試驗(yàn)來驗(yàn)證自然層流機(jī)翼的實(shí)際設(shè)計(jì)效果。自然層流機(jī)翼高速風(fēng)洞試驗(yàn)除了測量機(jī)翼在巡航點(diǎn)附近的氣動(dòng)力特性外，另一個(gè)主要目的就是對(duì)轉(zhuǎn)捩位置進(jìn)行判定，精確測量機(jī)翼上、下翼面保持自然層流的范圍。因此，在自然層流機(jī)翼高速風(fēng)洞試驗(yàn)中對(duì)流動(dòng)進(jìn)行顯示和測量也非常重要。

近年來，美國和歐洲相繼開展了大量流動(dòng)顯示與測量的高速風(fēng)洞試驗(yàn)[2-10]，開發(fā)并成功應(yīng)用了多種先進(jìn)的流動(dòng)測量和顯示技術(shù)，如Temperature-Sensitive Paint (TSP)、Pressure-Sensitive Paint (PSP)、Particle Image Velocimetry (PIV)等[11]。國內(nèi)在流動(dòng)顯示與測量方面可見到一些采用升華法、熱膜法、紅外成像等方法針對(duì)翼型和機(jī)翼開展的流動(dòng)顯示和測量試驗(yàn)[12-16]，但多為低速風(fēng)洞試驗(yàn)且試驗(yàn)雷諾數(shù)低，而針對(duì)自然層流機(jī)翼的高速風(fēng)洞流動(dòng)顯示和測量試驗(yàn)研究則少有報(bào)道。

目前國內(nèi)外自然層流機(jī)翼高速風(fēng)洞流動(dòng)顯示與測量試驗(yàn)中，TSP方法和紅外成像技術(shù)等非接觸測量手段已成為判斷轉(zhuǎn)捩位置的主要方法[17-18]。特別地，TSP方法在美國的NTF及德國的ETW等多個(gè)風(fēng)洞都有成功應(yīng)用的案例[10，17]，能夠?qū)吔鐚愚D(zhuǎn)捩位置進(jìn)行較精準(zhǔn)的測量，技術(shù)成熟度較高，可作為自然層流機(jī)翼高速試驗(yàn)流動(dòng)顯示與測量試驗(yàn)的首選方法。

本文針對(duì)某自然層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)，采用TSP方法開展風(fēng)洞試驗(yàn),對(duì)自然層流機(jī)翼表面的轉(zhuǎn)捩位置進(jìn)行測量，驗(yàn)證層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)效果并掌握TSP方法在風(fēng)洞試驗(yàn)中的應(yīng)用，為后續(xù)開展相關(guān)技術(shù)研究及應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

1 TSP方法工作原理及應(yīng)用

溫度敏感材料涂層技術(shù)(TSP)的原理是探針分子(TSP涂料中的活性成分)的熒光溫度猝滅效應(yīng)。溫度猝滅也稱為熱猝滅，是指發(fā)光材料隨著溫度的升高，其發(fā)光強(qiáng)度降低，是一種與溫度相關(guān)的效應(yīng)。探針分子在受到一定波長的光激發(fā)后，會(huì)發(fā)射出特定波長的熒光(例如，釕元素的配合物在經(jīng)過波長為430±30 nm的藍(lán)光照射后，會(huì)發(fā)出波長650 nm的紅光)，而探針分子的發(fā)光量子效率會(huì)隨溫度升高而降低，也就是說隨著溫度升高探針分子所發(fā)出的光會(huì)變?nèi)酢?/p>

由于熱量在湍流邊界層內(nèi)傳遞的效率要高于層流邊界層內(nèi)傳遞的效率，這導(dǎo)致了層流邊界層區(qū)域與湍流邊界層區(qū)域的溫度不同。TSP方法正是利用了這一特點(diǎn)，通過在模型表面噴涂對(duì)溫度非常敏感的特殊涂料，利用合適的光源進(jìn)行照射激勵(lì)，湍流和層流邊界層區(qū)域則會(huì)呈現(xiàn)出不同的發(fā)光特性，然后通過高分辨率CCD相機(jī)進(jìn)行拍照測量及處理就可以判斷機(jī)翼表面轉(zhuǎn)捩發(fā)生的位置。

在風(fēng)洞試驗(yàn)中應(yīng)用時(shí)，溫敏漆并不是直接噴涂在模型表面的，通常需要在模型表面做多個(gè)涂層：底層、隔熱層、溫敏層。底層涂層主要用于涂層與模型表面的牢靠粘接，隔熱層主要用于阻止模型熱傳遞過快而導(dǎo)致模型表面溫差過小。為保證試驗(yàn)效果，要求底層和隔熱層厚度要求約為80 μm，溫敏層厚度約為40～60 μm，涂層的整體厚度在120～140 μm左右。同時(shí)還要保證噴涂后的模型表面具有非常高的表面光潔度，通常要求Ra≤0.05 μm(可采用觸針式表面粗糙度測量儀進(jìn)行檢測)。

2 自然層流機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1 風(fēng)洞試驗(yàn)介紹

本文所述自然層流機(jī)翼高速風(fēng)洞試驗(yàn)在荷蘭DNW-HST風(fēng)洞中進(jìn)行，采用下單翼翼身組合體模型。HST風(fēng)洞是一座回流、連續(xù)式跨聲速增壓風(fēng)洞，試驗(yàn)段尺寸(長×寬×高)為3.85 m×2.0 m×1.8 m。模型在風(fēng)洞中的安裝方式見圖1。

圖1 HST風(fēng)洞中的翼身組合體模型Fig.1 Wing-body model in HST wind tunnel

試驗(yàn)在常溫增壓條件下進(jìn)行，針對(duì)相同雷諾數(shù)不同馬赫數(shù)下機(jī)翼自由轉(zhuǎn)捩情況、相同馬赫數(shù)不同雷諾數(shù)下機(jī)翼自由轉(zhuǎn)捩情況、相同馬赫數(shù)和雷諾數(shù)下機(jī)翼自由轉(zhuǎn)捩與固定轉(zhuǎn)捩情況進(jìn)行了機(jī)翼表面轉(zhuǎn)捩位置的測量。其中固定轉(zhuǎn)捩采用柱狀粗糙帶，粘貼于機(jī)翼上、下表面7%機(jī)翼弦長處，柱狀粗糙帶直徑為1.0 mm，高度約為0.5 mm,間隔為2.54 mm。同時(shí),為了更好地顯示轉(zhuǎn)捩位置，在機(jī)翼表面沿展向布置3道監(jiān)測線，每條線沿弦向等比例分布9個(gè)點(diǎn)。粗糙帶及監(jiān)測線位置見圖2。

圖2 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕系拇植趲Ш捅O(jiān)測線Fig.2 Strip and monitor line for wind tunnel model

試驗(yàn)使用了9組紫外線LED燈(波長400 nm)和分辨率為1280 pixel×1024 pixel的CCD相機(jī)，相機(jī)配備6 mm透鏡及630±35 nm的濾波鏡。利用紫外線LED燈照射機(jī)翼表面時(shí)，表面熒光漆會(huì)產(chǎn)生波長630 nm的熒光。為了達(dá)到更好的試驗(yàn)效果，風(fēng)洞試驗(yàn)段利用冷卻系統(tǒng)來控制風(fēng)洞內(nèi)溫度，以保證TSP測量所需的、緩慢的溫度漸變量(約8～10 K)。

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

TSP的最終結(jié)果是通過機(jī)翼表面熒光的亮度來顯示機(jī)翼表面的流動(dòng)情況，顏色從淺到深表示熒光亮度從高到低，也表示機(jī)翼表面溫度從低到高。因?yàn)閷恿鞯臒醾鬟f效率比湍流低，故層流區(qū)域的機(jī)翼表面溫度要低于湍流區(qū)域，從而機(jī)翼表面深色的低溫區(qū)域?yàn)閷恿鲄^(qū)，淺色的高溫區(qū)域?yàn)橥牧鲄^(qū)。

圖3為雷諾數(shù)6×106，馬赫數(shù)分別為0.70、0.75和0.80時(shí)機(jī)翼上、下表面的TSP流場顯示結(jié)果。可以看到，TSP結(jié)果中層流區(qū)域與湍流區(qū)域色差明顯，轉(zhuǎn)捩邊界較清晰，顯示效果很好。從試驗(yàn)結(jié)果來看，隨著馬赫數(shù)的增大，機(jī)翼上表面轉(zhuǎn)捩位置后移明顯，層流區(qū)域明顯增大，而機(jī)翼下表面轉(zhuǎn)捩位置變化不大，層流區(qū)域變化很小。這是由于相同雷諾數(shù)下，隨著馬赫數(shù)的增加，機(jī)翼上表面順壓梯度增加，有利于層流流動(dòng)的形成，層流區(qū)域因此得以擴(kuò)大；而機(jī)翼下表面壓力分布變化不大，層流區(qū)域范圍和轉(zhuǎn)捩位置都未發(fā)生明顯變化。

圖3 雷諾數(shù)為6.0×106、不同馬赫下機(jī)翼表面轉(zhuǎn)捩圖Fig.3 Transition with different Mach numbers (Re=6.0×106)

圖4為相同馬赫數(shù)、不同雷諾數(shù)下機(jī)翼表面自由轉(zhuǎn)捩的TSP流場顯示結(jié)果，試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.75，雷諾數(shù)分別為6×106、8×106和10×106。試驗(yàn)結(jié)果顯示，隨著雷諾數(shù)的增加，上翼面層流區(qū)域分別約為52%、50%和48%，下翼面層流區(qū)域分別約為62%、60%和58%，上、下翼面的轉(zhuǎn)捩位置都隨著雷諾數(shù)增加向機(jī)翼前緣方向移動(dòng)。這主要由于隨著雷諾數(shù)的增加，流體的黏性效應(yīng)降低，導(dǎo)致層流區(qū)域不斷減小。

圖4 馬赫數(shù)為0.75、不同雷諾數(shù)下機(jī)翼表面轉(zhuǎn)捩圖Fig.4 Transition with different Reynolds numbers (Ma=0.75)

圖5為馬赫數(shù)0.75、雷諾數(shù)6×106條件下采用自由轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩2種方式在機(jī)翼表面得到的TSP流動(dòng)顯示結(jié)果?？梢钥吹?，采用自由轉(zhuǎn)捩方式得到機(jī)翼上、下表面層流區(qū)分別占機(jī)翼弦長的50%和60%左右，而采用固定轉(zhuǎn)捩方法得到的機(jī)翼上、下表面幾乎都是湍流區(qū)域。

圖5 自由轉(zhuǎn)捩與固定轉(zhuǎn)捩對(duì)比Fig.5 Comparison of free transition and forced transition

2.3 試驗(yàn)結(jié)果與CFD結(jié)果對(duì)比

圖6給出了在馬赫數(shù)0.75、迎角2.0°條件下，雷諾數(shù)分別為6×106和8×106時(shí)的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比。數(shù)值計(jì)算采用與風(fēng)洞試驗(yàn)一致的模型和條件，計(jì)算結(jié)果以表面摩擦力系數(shù)的變化來判定層流與湍流區(qū)域。由圖可見，試驗(yàn)和計(jì)算測量出的轉(zhuǎn)捩位置在外翼段吻合較好，內(nèi)翼段差異略大，特別是靠近翼根區(qū)域，數(shù)值計(jì)算給出的層流區(qū)域要明顯小于試驗(yàn)結(jié)果，且隨著雷諾數(shù)的增加，翼根區(qū)域?qū)恿鲄^(qū)域的差異變大。但總的來看，試驗(yàn)結(jié)果和計(jì)算結(jié)果吻合較好，表明該層流機(jī)翼在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近能夠保持較大范圍的層流區(qū)域，同時(shí)也說明TSP方法在測量轉(zhuǎn)捩位置方面具有很好的可靠性。

3 風(fēng)洞試驗(yàn)中存在的問題及改進(jìn)

從風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果來看，TSP方法能夠清晰地顯示機(jī)翼表面的轉(zhuǎn)捩位置，但在某些試驗(yàn)狀態(tài)時(shí)轉(zhuǎn)捩邊界并不連續(xù)和完整，而是形成很多叉狀的尖劈，在高馬赫數(shù)(見圖3(c))、特別是高雷諾數(shù)(見圖4(c))的試驗(yàn)狀態(tài)下更為明顯。

圖6 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與CFD結(jié)果對(duì)比Fig.6 Comparison of wind tunnel test results and CFD results

上述問題的發(fā)生首先是因?yàn)镠ST風(fēng)洞屬于回流式風(fēng)洞，試驗(yàn)狀態(tài)是在風(fēng)洞不停的情況下連續(xù)調(diào)整的；隨著風(fēng)洞運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)間的增長，風(fēng)洞中用于設(shè)備潤滑的油液以及氣流中的灰塵、碎屑等逐漸在機(jī)翼前緣積累，污染了機(jī)翼前緣，稍大的碎屑顆粒甚至還會(huì)撞破漆面，破壞機(jī)翼表面的平整度，圖7即為試驗(yàn)時(shí)機(jī)翼前緣被污染及漆面被破壞的情況。機(jī)翼前緣的污染及表面漆面的損壞在一定程度上增大了機(jī)翼表面的粗糙度，容易引起當(dāng)?shù)馗矫鎸拥姆蛛x，破壞層流的完整性，最終在TSP結(jié)果中呈現(xiàn)出叉狀的尖劈，導(dǎo)致試驗(yàn)效果不理想。而在較高雷諾數(shù)下，層流對(duì)機(jī)翼表面的光潔度要求更高，機(jī)翼前緣污染更易破壞層流狀態(tài)，因此較高雷諾數(shù)下的TSP結(jié)果中尖劈更多，層流的不連續(xù)更嚴(yán)重。

此外，本次試驗(yàn)中還在機(jī)翼上選擇2個(gè)展向位置布置了測壓孔，安裝了預(yù)埋式測壓管，對(duì)當(dāng)?shù)叵议L的10%～80%范圍進(jìn)行測壓。由于制作方式的原因，機(jī)翼表面開孔孔徑較大，導(dǎo)致噴涂溫敏漆后的測壓孔附近表面并不平整，也在一定程度上影響了試驗(yàn)效果。圖8為機(jī)翼表面測壓孔附近的噴涂效果。

為了彌補(bǔ)前緣污染造成的顯示效果不佳，部分情況下可通過對(duì)拍照結(jié)果的處理作適當(dāng)改善。試驗(yàn)時(shí)，隨著流場和模型表面溫度不斷變化，每個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)都會(huì)間隔獲取25～40幀照片，這些照片記錄了機(jī)翼表面溫度隨時(shí)間的變化情況。通常情況下，會(huì)采用機(jī)翼表面溫度差異較大且相對(duì)穩(wěn)定時(shí)的幾幀照片來合成最終試驗(yàn)結(jié)果。但隨著風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間越長，前緣污染就越嚴(yán)重，顯示結(jié)果中的叉狀尖劈就會(huì)越多，反而采用時(shí)間靠前的照片來合成能有更好的效果。圖9給出了采用不同時(shí)間段捕捉的圖像進(jìn)行后處理得到的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。圖中上方為常規(guī)處理方式，層流和湍流區(qū)域溫度差異較大，色差明顯，但尖劈較多；下方為采用更早時(shí)間段捕捉圖像進(jìn)行處理的方式，層流和湍流區(qū)域溫度差異小，色差較弱，但尖劈較少，轉(zhuǎn)捩邊界更為完整。

圖7 被污染的機(jī)翼前緣Fig.7 Contamination impact on the leading edge

圖8 機(jī)翼表面測壓孔附近噴涂效果Fig.8 Irregularities around p-tap after screen layer application

圖9 2種后處理方式結(jié)果對(duì)比Fig.9 Comparison of two different postprocessing results

雖然通過調(diào)整后期處理方式能夠在一定程度上彌補(bǔ)前緣污染造成的顯示效果不佳，但其作用有限。為了得到更好的試驗(yàn)效果，TSP試驗(yàn)的關(guān)鍵還是要確保機(jī)翼表面的光潔度，這就不但要求原始試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻嬉M可能平整、光滑，還要盡可能地減少風(fēng)洞中可能存在的油污、碎屑等污染物。如果機(jī)翼表面還需要布置測壓孔，則建議采用直接打孔的方式制作測壓孔，這樣能更好地保證機(jī)翼表面的平整。

4 結(jié) 論

本文采用TSP方法對(duì)某自然層流機(jī)翼表面的轉(zhuǎn)捩情況進(jìn)行了顯示及測量，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了分析，并討論了存在的問題及改進(jìn)辦法，結(jié)論如下：

(1) 采用TSP方法在高速風(fēng)洞試驗(yàn)中顯示并測量機(jī)翼表面轉(zhuǎn)捩位置是非常有效的。TSP結(jié)果給出的層流區(qū)域和湍流區(qū)域差異明顯，轉(zhuǎn)捩邊界清晰易辨。

(2) TSP結(jié)果表明，相同雷諾數(shù)下機(jī)翼上表面層流區(qū)域隨馬赫數(shù)增加而向機(jī)翼后緣擴(kuò)展；相同馬赫數(shù)下機(jī)翼上、下表面層流區(qū)域均隨雷諾數(shù)增加而逐漸向前緣方向縮減。試驗(yàn)結(jié)果與理論一致。

(3) 回流式風(fēng)洞在長時(shí)間運(yùn)行情況下容易使機(jī)翼前緣受到油污、碎屑、灰塵等污染，增大了機(jī)翼表面的粗糙度，易導(dǎo)致當(dāng)?shù)貙恿鞲矫鎸臃蛛x、在TSP結(jié)果中出現(xiàn)叉狀尖劈。特別是在較高雷諾數(shù)下，層流對(duì)污染物更加敏感，TSP結(jié)果中的尖劈增加更加明顯。

(4) 自然層流機(jī)翼對(duì)機(jī)翼表面的光潔度要求很高。試驗(yàn)時(shí)要盡可能地減小機(jī)翼表面、特別是機(jī)翼前緣被污染的可能性，還要盡可能地減小測壓孔等對(duì)模型表面光潔度的影響。