荧光油流摩擦力场测量试验

王 鹏，衷洪杰，尚金奎，刘国政

(中航工业空气动力研究院 低速/高速高雷诺数航空科技重点实验室， 沈阳 110034)



荧光油流摩擦力场测量试验

王 鹏，衷洪杰，尚金奎，刘国政

(中航工业空气动力研究院 低速/高速高雷诺数航空科技重点实验室， 沈阳 110034)

飞行器表面摩擦阻力测量是空气动力学领域的研究难点。在风洞试验中有多种摩擦力测量方法，但多为单点式测量，试验中采用荧光油流摩擦力场测量技术在低速开口式风洞中对平板翼型和RAE2822二元翼型的上表面摩擦力分布情况进行了测量。试验结果表明：该测量技术可以测得模型表面的摩擦力信息，所得平板流场层流部分的摩擦力信息与布拉修斯(Blasius)层流解趋势一致，并得到二元翼型三维摩擦力信息及某一沿流向剖面的τ-x曲线。

摩阻测量；平板；二元翼型；荧光油流

航空飞行器所受的气动阻力主要由两部分组成，即压差阻力和摩擦阻力。压差阻力可以由壁面压力积分得到，摩擦阻力的测量和获得相对来说比较困难。减小阻力一直是飞机设计师和空气动力学工作者追求的目标。典型运输机巡航状态下粘性摩擦阻力占飞行总阻力的35%[1]，减小飞行器摩擦阻力是研究飞行器减阻重要的途径之一，而摩擦阻力的精确测量技术则是减阻研究中的重要手段。摩擦阻力的测量并不是一门新的科学技术，几十年来摩擦阻力已经可以用许多直接或间接的方法测量。目前，用于飞行器模型表面摩擦力测量的技术包括：摩阻天平、液晶摩阻测量[2-3]技术、基于MEMS(微电子机械系统)的测量技术以及油膜技术[4]。其中，摩阻天平这一传统摩阻测量方法对模型的结构有着特殊要求，且天平与模型之间的缝隙对流场有较大的影响；基于MEMS的测量技术同样存在着测量元件与模型之间形位公差和缝隙对流场结构的影响；而液晶摩阻测量技术在光路布置、标定上有着较大的难度，且所得结果的精度也存在很大误差，这些因素一直限制着液晶摩阻测量技术的发展。

油膜法包括油膜干涉方法[5]和近年来发展的光学流动方法。国外对油膜法的研究较多，墨尔本大学的R.Madad等人运用油膜法对零压和逆压梯度附面层的摩擦力进行了测量[6]；俄罗斯的R.V.Nestulya等人用漫射照明获取薄油膜等厚度干涉条纹谱[7]，Omid等人用油膜干涉法对湍流管进行了剪切力测量[8]；美国的S A Woodiga和Tianshu Liu[9]运用光学流动技术对三角翼的摩擦力场进行了测量。荧光油流摩擦力场测量技术是荧光油流技术(Illuminated Oil)和光学流动技术(Optical Flow)相结合的产物[10]，荧光油流技术提供原始实验数据，光学流动技术进行数据处理。光学流动技术通过检测一组连续拍摄图像的灰度变化以确定图像中目标点的运动情况，上个世纪八十年代首先由计算机视觉专家提出，九十年代末光学流动技术作为互相关技术的备选技术用于PIV技术试验，后来光学流动技术开始应用于流场测量领域。荧光油流摩擦力场测量技术在试验过程中不干扰流场，能够获得模型表面观测区域的连续摩擦力场相对量数据，是一种非介入式的全局摩擦阻力测量试验技术，在流体力学领域是荧光油流技术的定量化发展。

荧光油流摩擦力场测量技术可以得到全局摩擦力场，与油膜干涉测摩阻相比，测量范围更大且对试验操作要求更低。该项技术运用荧光油流技术作为原始数据获取手段，对表面流场进行可视化测量，通过光流数据处理方法[11]得到表面流场的拓扑结构[12]，是定性测量向定量测量的转变，具有很好的应用前景。目前已对该技术进行了多种测量环境的应用并与传统彩色油流技术进行了对比[13]，得到了平板三角翼[14]、Rood平板角区模型[15]等的壁面摩擦力分布情况。作者在低速风洞中采用荧光油流摩擦力场测量技术对平板和RAE2822二元翼型进行了表面摩擦力场测量。

1 实验设计

实验在中航工业空气动力研究院哈尔滨院区的FL-5风洞进行[8]。该风洞是单回流式开口低速风洞，试验段为圆形截面，直径为1.5 m，长为1.95 m，风洞最大风速为50 m/s，试验时，一般流场稳定时间在7s～10s。该次实验所用模型为前缘无下劈的有机玻璃制平板和RAE2822二元翼型，且在二元翼型的上表面部分区域粘贴宽度为40 cm的mylar片，以此增加模型表面的反射。实验用平板模型长0.99 m、宽0.4 m，下表面用两根细横梁支撑；RAE2822二元翼型弦长0.15 m、展长0.6 m，以展向扩装板加张线方式支撑，安装示意图如图1所示。

图1 RAE2822二元翼型的安装示意图

数据采集设备和光源安装于模型上方支架上，安装位置如图2所示。激发出365 nm紫外光的LED光源安装在试验件正上方使其能够对三角翼进行完整照射，高速相机紧挨LED光源，同样处于试验段中心线上，在相机镜头前加装滤镜，过滤模型表面反射的紫外光，相机帧速25fps，记录吹风全过程[8]。

图2 试验布置示意图

试验所用荧光涂料采用指定粘度的甲基硅油和汽车荧光检漏剂按照一定的配比调配而成，使用优质羊毛刷轴向涂刷，涂刷后静置片刻待涂料在表面扩散形成均匀厚度油膜。清洁时，采用蘸有丙酮的脱脂棉对模型表面残留涂料进行清理，完毕后静置几分钟至丙酮挥发后再次进行涂料涂刷工作。设计试验状态为：迎角0°，平板模型弦长0.99 m，风速为40 m/s，基于弦长的雷诺数为2.495×105，二元翼型弦长15 cm，风速为30 m/s，基于弦长的雷诺数为4.05×105。

2 数据处理与分析

2.1 计算结果验证

试验结果为高速相机采集的图像，经处理后按时序分解为一系列jpg格式图片。用数据处理程序处理该系列图片，计算得到等价摩擦力在图像坐标系上的投影结果，然后采用DLT(直接线性投影)方法对二元翼型的图像坐标系下的摩擦力信息投影到模型坐标系，得到模型坐标系下的三维摩擦力信息。

2.2 荧光油流摩擦力计算方程简述

根据动量方程，并运用变量代换得到摩擦力计算方程[9]：

(1)

(2)

(3)

该式即为摩擦力计算判据式。

2.3 HS光流算法

对图像区域Ω内，引入g和f，根据HS算法定义如下方程：

(4)

该标准化算式中含有前部-数据项，后部-规则项(或称平滑项)，和拉格朗日系数α-规则参数，α越大，对应的光流场越简单越平滑。准算式取最小值时与(3)式组成封闭方程组，即可解得摩擦力信息。此处略去解算过程。

2.4 平板模型数据处理结果

图3 平板模型试验结果

2.4 RAE2822二元翼型数据处理结果

试验状态为迎角0°，风速30 m/s，试验两车次区别在于稳定后吹风时间不同，第一个车次稳定后吹风约40 s，第二个车次稳定后吹风约100 s，分别计算两车次的试验结果，如图4和图5所示。根据两车次结果对比，稳定时连续吹风时间长短对于计算结果无明显影响，试验结果重复性较好，展向边缘受到mylar片粘贴效果影响有较大偏差，中间区域较好。

RAE2822二元翼型为超临界翼型，其最明显特征是压力面后部内凹，上表面为常规外凸表面，且翼型最厚处出现在前半部分。远前方来流在经过驻点后产生驻点分离，气流沿表面切线方向向后流动，经过微小的驻点分离涡后附着于模型表面形成大片连续的再附区域。经过一段发展顺压梯度逐渐减小至出现逆压，此后气流发生分离，该气流流动过程反应在摩擦阻力的分布上位，分离前摩擦阻力由前缘再附后最大处，逐渐减少至分离处摩擦阻力为零，其后若无干扰摩擦阻力保持零值。再附后至分离处的区域因距离驻点很近、附面层很薄、气流的压缩性表现明显，摩擦阻力相对更大，其后边界层逐渐增厚，粘性底层厚度相应增加，摩擦阻力相对变小，即出现摩擦阻力由前缘极值处减小至零后保持零值的趋势。试验结果中模型后部因表面mylar片粘贴质量的影响，模型表面出现部分鼓包区，摩擦阻力因分离流在此处的附着出现大于零的数值，即出现图4和图5中模型后部的非零值现象。

图4 RAE2822二元翼型吹风40 s试验结果

图5 RAE2822二元翼型吹风100 s试验结果

3 结论

经过对平板模型和RAE2822二元翼型试验数据的处理，可知该摩擦力测量技术可以很好地应用于平板模型的摩擦力测量,通过对平板Blasius解的对比可知该技术可以较准确地得到壁面的摩擦力场信息。油流结果在某些位置与理论解不同。对此现象作如下几点假设和猜想：

(1)油膜堆积引起的扰动使流动自该点开始转捩；

(2)来流湍流度较大，流经该点时边界层开始转捩；

(3)展向流动带来的油膜厚度出现阶跃变化，油膜受到的压差力逐渐增加至影响切向力的程度。

[1]John Green.Laminar flow control-back to the future?[C].AIAA 2008-3738,38th Fluid Dynamics Conference and Exhibit,Seattle:Washington,2008.

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[4]J W Naughton,M Sheplak.Modern developments in shear stress measurement[J].Progress in Aerospace Sciences,2002,38(6):515-570.

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(责任编辑：宋丽萍 英文审校：刘敬钰)

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

王鹏(1988-)，男，江苏赣榆人，助理工程师，主要研究方向：流动显示测量技术，E-mail:13644064086@126.com。

2095-1248(2015)05-0043-05

V211.71

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.05.005