三維熒光油流技術的試驗研究

王 鵬, 趙榮奐, 衷洪杰, 尚金奎, 劉國政, 孫 健, 孫 楠

(中航工業空氣動力研究院 高速高雷諾數航空科技重點實驗室, 遼寧 沈陽 110034)

三維熒光油流技術的試驗研究

王 鵬, 趙榮奐, 衷洪杰, 尚金奎*, 劉國政, 孫 健, 孫 楠

(中航工業空氣動力研究院 高速高雷諾數航空科技重點實驗室, 遼寧 沈陽 110034)

熒光油流摩擦力場測量技術可以得到模型表面的全局摩擦力信息。該技術基于傳統熒光油流技術發展而來，運用熒光油流技術作為原始數據獲取手段，對試驗圖像運用HS光學流動算法進行圖像處理得到模型表面油膜厚度隨時間軸的變化量，依據動量定理對油膜厚度變化量進行計算得到當地的相對摩擦力信息實現表面摩擦力的可視化測量。本文運用該技術在低速風洞中對平板模型、75°平板三角翼、平板-翼型角區三維模型的表面摩擦力場分布情況進行測量，得到各模型表面的相對摩擦力分布和摩擦力線，并與平板模型Blasius層流解和三角翼模型經典流場結構進行對比。試驗結果表明：在低速環境下該測量技術可以應用于模型表面摩擦力的可視化測量，所得摩擦力分布及表面流動情況基本可靠。

表面摩擦力；熒光油流；光學流動；低速風洞；曲面模型

0 引 言

減少航空飛行器的阻力一直是飛機設計師和空氣動力學工作者的追求目標，而飛行器的氣動阻力主要由壓差阻力和摩擦阻力組成，壓差阻力可以由壁面壓力積分得到，但是摩擦阻力的測量則相對困難得多。典型運輸機的摩擦阻力甚至占總阻力的35%[1]，因此在飛行器的減阻研究中，減少摩擦阻力是重要途徑之一，而摩擦阻力的精確測量又是減阻研究中的重要研究手段。

摩擦阻力測量技術經過多年的發展，現有的手段主要分為直接和間接測量方法[2]，直接測量方法有摩阻天平、MEMS摩阻傳感器等、位移差動傳感器，間接測量方法則一般基于介質流體的運動傳遞性模擬當地的摩擦力信息，例如液晶摩阻測量技術、油膜法、薄膜S3F(surface stress sensitive film，表面載荷應變膜)技術。其中，摩阻天平方法需要考慮到天平安裝對于模型結構的特殊加工要求，且天平與模型之間的安裝間隙對于流場存在較大干擾；MEMS摩阻傳感器除需考慮傳感器與模型之間的形位公差和安裝縫隙之外，還需要考慮風洞環境對于傳感器的影響，例如溫將、電磁干擾引起的傳感器測量結果誤差；而液晶摩阻測量技術在光路布置、標定上有著較大的難度，且所得結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量技術的發展。

薄膜S3F技術是一種壓力/剪切力應變薄膜，彈性薄膜在受到壓力/剪切力的作用下產生一定的形變，通過光學測量手段得到當地的形變量即可根據彈性薄膜的揚氏模量計算當地的法向力(壓力)和切向力(剪切力)。澳大利亞的Monash大學的Omid Amili等人以此對一維全湍管流的壁面摩擦力進行了測量[3]；美國俄亥俄州的ISSI公司Sergey D.Fonov等人在2004年對其設計的S3F薄膜進行了實驗室標定并對75°三角翼的表面摩擦力進行了測量[4]，在2010年對后緣臺階流動(backward facing step flow)、圓柱繞流的表面分離及附著流動信息進行了測量[5]。

油膜法包括油膜干涉技術和近年來發展的光學流動方法。國外對油膜法的研究較多，墨爾本大學的Madad等人運用油膜法對零壓和逆壓梯度附面層的摩擦力進行了測量[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[6]，美國S. A. Woodiga和Tianshu Liu 運用光學流動技術對三角翼的摩擦力場進行了測量[7]。

熒光油流摩擦力場測量技術是在熒光油流技術(Illuminated Oil)基礎上結合光學流動技術(Optical Flow)發展而來[8]，是定性測量向定量測量的轉變，具有很好的應用前景。熒光油流技術提供表征模型當地油膜在剪切力作用下的運動信息，然后采用光學流動技術進行數據處理，得到模型表面當地的摩擦力分布情況。其中，光學流動技術[9]即通過檢測一組連續拍攝的圖像的灰度變化以確定圖像中目標油膜的運動情況，在20世紀80年代由計算機視覺專家提出，在90年末光學流動技術作為互相關技術的備選技術用于PIV技術試驗，其后，光學流動技術開始應用于流場測量領域。

熒光油流摩擦力場測量技術可以得到全局摩擦力場，與油膜干涉方法相比，測量范圍更大且對試驗操作要求更低。該項技術運用熒光油流技術作為原始數據獲取手段，對表面流場進行可視化測量，通過光流數據處理方法[10-11]得到表面流場的拓撲結構，然后根據DLT投影算法，并給定模型表面當地剪切力和當地網格法向的向量關系，進行三維摩擦力場的投影計算，得到三維曲面模型的表面摩擦力分布信息。

本文運用熒光油流摩擦力場測量技術，在低速風洞進行了平板模型、75°三角翼模型、角區模型的表面摩擦力分布測量。其中，平板模型試驗是在我院的FL-5風洞[12]，角區模型和75°三角翼模型試驗在沈陽航空航天大學的SHDF風洞進行[13-14]。

1 實驗設計

1.1 FL-5風洞的平板試驗

實驗在中航工業空氣動力研究院哈爾濱院區的FL-5風洞進行[8]。該風洞是單回流式開口低速風洞，試驗段為圓形截面，直徑1.5 m，長1.95 m，風洞最大最大風速50 m/s，在進行試驗時，一般流場穩定時間在7 s～10 s。該次實驗所用模型為前緣無下劈的有機玻璃制平板，平板模型長0.99 m、寬0.4 m，在下表面在30%、60%弦長處以兩根細橫梁支撐數據采集設備和光源安裝于模型上方支架上，安裝位置如圖1所示，激發出紫外光LED光源安裝于正上方使其能夠對三角翼進行完整照射；高速相機緊挨LED光源同樣處于試驗段中心線上，在相機鏡頭前加裝濾鏡，過濾模型表面反射的紫外光，相機幀速25 fps，記錄吹風全過程[8]。

試驗所用熒光涂料采用指定黏度的甲基硅油和汽車熒光檢漏劑按照一定的配比調配而成，使用優質羊毛刷軸向涂刷，涂刷后靜置片刻待涂料在表面擴散形成均勻厚度油膜；清潔時，采用蘸有丙酮的脫脂棉對模型表面殘留涂料進行清理，完畢后靜置幾分鐘至丙酮揮發后再次進行涂料涂刷工作。

設計試驗狀態為：迎角0°，平板模型風速為40 m/s、雷諾數為2.495×105。

1.2 SHDF風洞的三角翼模型和角區模型試驗

該風洞實驗段長3m、寬1.2m、高1m；空風洞實驗段風速：0.2 m/s～55 m/s，湍流度小于0.14%。該風洞支撐系統為尾支，迎角范圍：-6.3～20°，側滑角范圍：-40°～40°。試驗模型為75°平板三角翼、角區模型。

其中，75°平板三角翼，弦長250 mm，展長134 mm，前緣有30°向下尖劈角，采用尾部支撐方式與風洞迎角控制彎刀連接。角區模型為Rood翼型——平板組合體，Rood翼型弦長383.3 mm，展長235.1 mm，底座平板長度為125 cm，寬度為40 cm，模型表面噴涂白漆增加底部反光。

試驗中采用GX1050高速相機采集連續時間軸圖像，最高幀速112 fps，分辨率1024×1024，每秒最大傳輸數據量為240 MB/s，試驗結果存為8 bits無壓縮TIFF圖片。相機安裝于三腳架上，試驗時安裝在風洞上壁觀察窗外或者右側觀察窗外，如圖2所示。

試驗中采用甲基硅油作為熒光指示劑的載體，選用汽車檢漏劑作為熒光指示劑，激發光源為紫外光LED；為消除環境光和模型表面反射的影響，在相機鏡頭前加裝帶通濾鏡，且將試驗段的觀察窗除相機和光源位置外全部用黑色膠紙粘貼。試驗時整個試驗段用擋光布進行遮擋，以此降低環境光的影響，提高信噪比。涂料用高壓氮氣通過空氣噴槍進行模型表面的油料噴涂。

2 數據處理和分析

2.1 數據處理簡介

根據動量方程，并運用變量代換得到摩擦力計算方程：

該式即為摩擦力計算判據式。

2.2 平板模型數據處理結果

試驗狀態：迎角0°，風速40 m/s，試驗雷諾數Re=2.495×105，試驗結果如圖3、圖4所示。

為驗證該計算結果的準確性，根據平板層流的Blasius理論解與模型中心弦線處的摩擦力隨弦長的變化關系做出圖5。

其中，圖3為試驗中油膜穩定運動的某一時刻試驗圖像，表征的是該瞬時該模型表面的油膜發展狀態；圖4為處理結果的相對摩擦力分布云圖；圖5中紅線為Blasius層流理論解的趨勢，縱坐標Tw為相對摩擦力值，藍線為實際試驗結果隨弦長的變化趨勢，藍線部分截取的部分是平板前緣再附后的部分，即圖4中紅色分水嶺式摩擦力分布之后的部分，在趨勢上試驗結果與理論解基本一致。

熒光油流計算結果與平板層流理論解在數值上有所差距，其主要原因是模型前緣分離導致部分區域流場結構不同，層流解不完全類同于試驗狀態；熒光油流計算結果未精準標定?？梢蕴峁┚珳蕟吸c摩擦力測量的方法較多，.在后期的研究中可以嘗試對熒光油流的相對摩擦力信息進行必要的標定，從而得到整個測量面的摩擦力分布情況。

此外，該平板模型前緣未進行劈角，而是普通直角邊，有別于經典的下劈角式尖前緣平板模型，因此氣流在前緣處因直角邊繞流和前緣分離，故出現圖4中的分水嶺式摩擦力分布。

2.3 三角翼模型數據處理結果

試驗狀態為迎角10°和20°，風速30 m/s，試驗雷諾數Re=4.725×104，試驗結果如圖6和圖7所示。

在圖6和圖7中，左側為10°迎角，右側為20°迎角，其中，圖7中，A為再附線，B為二次分離線，方框為鞍點，圓圈為結點。對比兩種迎角下的流場結果可以看到，隨著迎角增大，附著線的位置向邊緣靠近，前緣分離極其靠近前緣，模型尾部兩個鞍點和一個結點的的位置向模型前端移動，模型上表面摩擦力減小，且摩擦力集中區域向翼尖位置移動，模型后部的分離區域進一步擴大。

對比圖8中的典型三角翼流場結構[15]，本期試驗的計算結果在流場結構上與典型三角翼流場結構一致。

2.4 角區模型數據處理結果

根據立體視覺技術對試驗圖像進行處理，得到如圖9所示的模型表面熒光油流分布情況。

進行三維摩擦力信息計算時，先分塊對各測量區域的油膜流動進行圖像平面內的摩擦力計算，然后根據DLT投影和曲面模型當地法向與剪切力的關系計算得到當地的摩擦力信息，包括大小和方向。0°迎角和6°迎角下的計算結果如圖10和圖11所示，圖中模型表面紅色至藍色摩擦力由大至小。

圖10中，A為鞍點，B為二次分離線，C為繞翼型馬蹄渦分離線，D為翼面分離線，E為馬蹄渦二次分離線。

圖11中，相較0°迎角的情況，A處是因為出現迎角下翼面分離減??；下側底面馬蹄渦尺度減小，上側底面馬蹄渦尺度增大。

3 結 論

(1) 平板流動中，在層流狀態下計算結果與Blasius層流解趨勢一致；

(2) 由75°三角翼的計算結果可以看出，對于流場結構的計算與典型三角翼流場結構吻合，此外通過計算還可以得到整個模型上表面的摩擦力分布趨勢并推斷其流場發展規律；

(3) 文章得到了角區流動三維模型的表面摩擦力分布，其旋渦結構和分離位置與流動規律相吻合。

從各模型的計算結果可以看到，即使是0°偏航角下，摩擦力也會出現一定程度的非對稱性，這可能是由流場湍流度、模型安裝偏航角甚至模型加工精度等因素引起。

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[5]Sergey D Fonov, et al. Demonstration of a surface stress sensitive film for skin friction measurements in a variety of flows[C]//27thAIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, 28 June - 1 July 2010.

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Experimental investigations of 3D luminescent oil flow techniques

Wang Peng, Zhao Ronghuan, Zhong Hongjie, Shang Jinkui*, Liu Guozheng, Sun Jian, Sun Nan

(AeroScienceKeyLabofHighReynoldsAerodynamicsForceatHighSpeed,AVICARI,Shenyang110034,China)

Luminescent oil flow technique is a way of measuring global skin friction. This technique is developed on the basis of traditional luminescent oil flow method. It is a visible measurement technique extracting original experiments data by using traditional luminescent oil flow. These data are further processed by HS optical flow algorithm to obtain the surface model of oil film thickness variation on temporal axis. The thickness variation indicates the local relative surface skin friction according to the momentum theorem. In this paper, we used this measurement technique to diagnose the skin friction distributions of a flat plate, a 75°delta wing and a junction model in low speed wind tunnel. The distributions of relative friction and the friction line were also achieved. A comparison was shown between the plate model Blasius laminar flow solutions and classic flow structure of the delta wing model. The test results indicate that this visible skin friction measurement method can be used to provide skin friction information conveniently and uniquely in low speed wind tunnel experiments.

skin friction; luminescent oil flow; optical flow; low speed wind tunnel; curved surface model

0258-1825(2017)01-0146-05

2015-07-21;

2015-11-07

王鵬(1988-)，男，江蘇連云港人，工程師，流動顯示測量. E-mail：13644064086@126.com

尚金奎*(1976-)，男，山東壽光，高級工程師，流動顯示測量. E-mail：523664270@qq.com

王鵬, 趙榮奐, 衷洪杰, 等. 三維熒光油流技術的試驗研究[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(1): 146-150.

10.7638/kqdlxxb-2015.0112 Wang P, Zhao R H, Zhong H J, et al. Experimental investigations of 3D luminescent oil flow techniques[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(1): 146-150.

V235.13

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0112