基于TSP方法的自然层流机翼转捩位置测量

2021-01-13段卓毅张彦军

实验流体力学 2020年6期

武宁,唐鑫,段卓毅,张彦军

(中国航空工业第一飞机设计研究院,西安 710089)

0 引言

飞机在大气层内飞行时，表面边界层流动状态分为层流和湍流2种截然不同的形式，在相同雷诺数条件下，层流摩擦阻力仅约为湍流摩擦阻力的10%[1]，而采用层流机翼设计和层流短舱设计可以降低30%左右的摩擦阻力[2]，因此自然层流翼型和机翼的设计及应用一直是现代飞机设计者所期望的，国内外也开展了大量的层流机翼研究及尝试性应用。

在自然层流机翼的设计过程中，往往需要开展一些高速风洞试验来验证自然层流机翼的实际设计效果。自然层流机翼高速风洞试验除了测量机翼在巡航点附近的气动力特性外，另一个主要目的就是对转捩位置进行判定，精确测量机翼上、下翼面保持自然层流的范围。因此，在自然层流机翼高速风洞试验中对流动进行显示和测量也非常重要。

近年来，美国和欧洲相继开展了大量流动显示与测量的高速风洞试验[2-10]，开发并成功应用了多种先进的流动测量和显示技术，如Temperature-Sensitive Paint (TSP)、Pressure-Sensitive Paint (PSP)、Particle Image Velocimetry (PIV)等[11]。国内在流动显示与测量方面可见到一些采用升华法、热膜法、红外成像等方法针对翼型和机翼开展的流动显示和测量试验[12-16]，但多为低速风洞试验且试验雷诺数低，而针对自然层流机翼的高速风洞流动显示和测量试验研究则少有报道。

目前国内外自然层流机翼高速风洞流动显示与测量试验中，TSP方法和红外成像技术等非接触测量手段已成为判断转捩位置的主要方法[17-18]。特别地，TSP方法在美国的NTF及德国的ETW等多个风洞都有成功应用的案例[10，17]，能够对边界层转捩位置进行较精准的测量，技术成熟度较高，可作为自然层流机翼高速试验流动显示与测量试验的首选方法。

本文针对某自然层流机翼的设计，采用TSP方法开展风洞试验,对自然层流机翼表面的转捩位置进行测量，验证层流机翼的设计效果并掌握TSP方法在风洞试验中的应用，为后续开展相关技术研究及应用奠定基础。

1 TSP方法工作原理及应用

温度敏感材料涂层技术(TSP)的原理是探针分子(TSP涂料中的活性成分)的荧光温度猝灭效应。温度猝灭也称为热猝灭，是指发光材料随着温度的升高，其发光强度降低，是一种与温度相关的效应。探针分子在受到一定波长的光激发后，会发射出特定波长的荧光(例如，钌元素的配合物在经过波长为430±30 nm的蓝光照射后，会发出波长650 nm的红光)，而探针分子的发光量子效率会随温度升高而降低，也就是说随着温度升高探针分子所发出的光会变弱。

由于热量在湍流边界层内传递的效率要高于层流边界层内传递的效率，这导致了层流边界层区域与湍流边界层区域的温度不同。TSP方法正是利用了这一特点，通过在模型表面喷涂对温度非常敏感的特殊涂料，利用合适的光源进行照射激励，湍流和层流边界层区域则会呈现出不同的发光特性，然后通过高分辨率CCD相机进行拍照测量及处理就可以判断机翼表面转捩发生的位置。

在风洞试验中应用时，温敏漆并不是直接喷涂在模型表面的，通常需要在模型表面做多个涂层：底层、隔热层、温敏层。底层涂层主要用于涂层与模型表面的牢靠粘接，隔热层主要用于阻止模型热传递过快而导致模型表面温差过小。为保证试验效果，要求底层和隔热层厚度要求约为80 μm，温敏层厚度约为40～60 μm，涂层的整体厚度在120～140 μm左右。同时还要保证喷涂后的模型表面具有非常高的表面光洁度，通常要求Ra≤0.05 μm(可采用触针式表面粗糙度测量仪进行检测)。

2 自然层流机翼风洞试验

2.1 风洞试验介绍

本文所述自然层流机翼高速风洞试验在荷兰DNW-HST风洞中进行，采用下单翼翼身组合体模型。HST风洞是一座回流、连续式跨声速增压风洞，试验段尺寸(长×宽×高)为3.85 m×2.0 m×1.8 m。模型在风洞中的安装方式见图1。

图1 HST风洞中的翼身组合体模型Fig.1 Wing-body model in HST wind tunnel

试验在常温增压条件下进行，针对相同雷诺数不同马赫数下机翼自由转捩情况、相同马赫数不同雷诺数下机翼自由转捩情况、相同马赫数和雷诺数下机翼自由转捩与固定转捩情况进行了机翼表面转捩位置的测量。其中固定转捩采用柱状粗糙带，粘贴于机翼上、下表面7%机翼弦长处，柱状粗糙带直径为1.0 mm，高度约为0.5 mm,间隔为2.54 mm。同时,为了更好地显示转捩位置，在机翼表面沿展向布置3道监测线，每条线沿弦向等比例分布9个点。粗糙带及监测线位置见图2。

图2 风洞试验模型上的粗糙带和监测线Fig.2 Strip and monitor line for wind tunnel model

试验使用了9组紫外线LED灯(波长400 nm)和分辨率为1280 pixel×1024 pixel的CCD相机，相机配备6 mm透镜及630±35 nm的滤波镜。利用紫外线LED灯照射机翼表面时，表面荧光漆会产生波长630 nm的荧光。为了达到更好的试验效果，风洞试验段利用冷却系统来控制风洞内温度，以保证TSP测量所需的、缓慢的温度渐变量(约8～10 K)。

2.2 风洞试验结果

TSP的最终结果是通过机翼表面荧光的亮度来显示机翼表面的流动情况，颜色从浅到深表示荧光亮度从高到低，也表示机翼表面温度从低到高。因为层流的热传递效率比湍流低，故层流区域的机翼表面温度要低于湍流区域，从而机翼表面深色的低温区域为层流区，浅色的高温区域为湍流区。

图3为雷诺数6×106，马赫数分别为0.70、0.75和0.80时机翼上、下表面的TSP流场显示结果。可以看到，TSP结果中层流区域与湍流区域色差明显，转捩边界较清晰，显示效果很好。从试验结果来看，随着马赫数的增大，机翼上表面转捩位置后移明显，层流区域明显增大，而机翼下表面转捩位置变化不大，层流区域变化很小。这是由于相同雷诺数下，随着马赫数的增加，机翼上表面顺压梯度增加，有利于层流流动的形成，层流区域因此得以扩大；而机翼下表面压力分布变化不大，层流区域范围和转捩位置都未发生明显变化。

图3 雷诺数为6.0×106、不同马赫下机翼表面转捩图Fig.3 Transition with different Mach numbers (Re=6.0×106)

图4为相同马赫数、不同雷诺数下机翼表面自由转捩的TSP流场显示结果，试验马赫数为0.75，雷诺数分别为6×106、8×106和10×106。试验结果显示，随着雷诺数的增加，上翼面层流区域分别约为52%、50%和48%，下翼面层流区域分别约为62%、60%和58%，上、下翼面的转捩位置都随着雷诺数增加向机翼前缘方向移动。这主要由于随着雷诺数的增加，流体的黏性效应降低，导致层流区域不断减小。

图4 马赫数为0.75、不同雷诺数下机翼表面转捩图Fig.4 Transition with different Reynolds numbers (Ma=0.75)

图5为马赫数0.75、雷诺数6×106条件下采用自由转捩和固定转捩2种方式在机翼表面得到的TSP流动显示结果。可以看到，采用自由转捩方式得到机翼上、下表面层流区分别占机翼弦长的50%和60%左右，而采用固定转捩方法得到的机翼上、下表面几乎都是湍流区域。

图5 自由转捩与固定转捩对比Fig.5 Comparison of free transition and forced transition

2.3 试验结果与CFD结果对比

图6给出了在马赫数0.75、迎角2.0°条件下，雷诺数分别为6×106和8×106时的风洞试验结果与数值计算结果对比。数值计算采用与风洞试验一致的模型和条件，计算结果以表面摩擦力系数的变化来判定层流与湍流区域。由图可见，试验和计算测量出的转捩位置在外翼段吻合较好，内翼段差异略大，特别是靠近翼根区域，数值计算给出的层流区域要明显小于试验结果，且随着雷诺数的增加，翼根区域层流区域的差异变大。但总的来看，试验结果和计算结果吻合较好，表明该层流机翼在设计点附近能够保持较大范围的层流区域，同时也说明TSP方法在测量转捩位置方面具有很好的可靠性。

3 风洞试验中存在的问题及改进

从风洞试验结果来看，TSP方法能够清晰地显示机翼表面的转捩位置，但在某些试验状态时转捩边界并不连续和完整，而是形成很多叉状的尖劈，在高马赫数(见图3(c))、特别是高雷诺数(见图4(c))的试验状态下更为明显。

图6 风洞试验结果与CFD结果对比Fig.6 Comparison of wind tunnel test results and CFD results

上述问题的发生首先是因为HST风洞属于回流式风洞，试验状态是在风洞不停的情况下连续调整的；随着风洞运转时间的增长，风洞中用于设备润滑的油液以及气流中的灰尘、碎屑等逐渐在机翼前缘积累，污染了机翼前缘，稍大的碎屑颗粒甚至还会撞破漆面，破坏机翼表面的平整度，图7即为试验时机翼前缘被污染及漆面被破坏的情况。机翼前缘的污染及表面漆面的损坏在一定程度上增大了机翼表面的粗糙度，容易引起当地附面层的分离，破坏层流的完整性，最终在TSP结果中呈现出叉状的尖劈，导致试验效果不理想。而在较高雷诺数下，层流对机翼表面的光洁度要求更高，机翼前缘污染更易破坏层流状态，因此较高雷诺数下的TSP结果中尖劈更多，层流的不连续更严重。

此外，本次试验中还在机翼上选择2个展向位置布置了测压孔，安装了预埋式测压管，对当地弦长的10%～80%范围进行测压。由于制作方式的原因，机翼表面开孔孔径较大，导致喷涂温敏漆后的测压孔附近表面并不平整，也在一定程度上影响了试验效果。图8为机翼表面测压孔附近的喷涂效果。

为了弥补前缘污染造成的显示效果不佳，部分情况下可通过对拍照结果的处理作适当改善。试验时，随着流场和模型表面温度不断变化，每个试验状态都会间隔获取25～40帧照片，这些照片记录了机翼表面温度随时间的变化情况。通常情况下，会采用机翼表面温度差异较大且相对稳定时的几帧照片来合成最终试验结果。但随着风洞运行时间越长，前缘污染就越严重，显示结果中的叉状尖劈就会越多，反而采用时间靠前的照片来合成能有更好的效果。图9给出了采用不同时间段捕捉的图像进行后处理得到的试验结果对比。图中上方为常规处理方式，层流和湍流区域温度差异较大，色差明显，但尖劈较多；下方为采用更早时间段捕捉图像进行处理的方式，层流和湍流区域温度差异小，色差较弱，但尖劈较少，转捩边界更为完整。

图7 被污染的机翼前缘Fig.7 Contamination impact on the leading edge

图8 机翼表面测压孔附近喷涂效果Fig.8 Irregularities around p-tap after screen layer application

图9 2种后处理方式结果对比Fig.9 Comparison of two different postprocessing results

虽然通过调整后期处理方式能够在一定程度上弥补前缘污染造成的显示效果不佳，但其作用有限。为了得到更好的试验效果，TSP试验的关键还是要确保机翼表面的光洁度，这就不但要求原始试验模型表面要尽可能平整、光滑，还要尽可能地减少风洞中可能存在的油污、碎屑等污染物。如果机翼表面还需要布置测压孔，则建议采用直接打孔的方式制作测压孔，这样能更好地保证机翼表面的平整。