亞跨超聲速風洞中采用粒子圖像測速技術進行飛機機頭高速選型實驗

黃 湛，王宏偉，姚開明，張 江，熊紅亮，李 烺

（1.中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074；2.中國商用飛機有限責任公司，上海 200235）

0 引 言

在現代的民用飛機機頭的氣動布局設計中，應采取拋物線或對稱翼型頭旋轉而成機頭外形，適當進行流線。在氣動上應力求阻力小，避免產生分離而增加阻力，要少用直線以減小超聲速波阻，避免高速巡航時，在機頭的舷窗位置出現激波而影響駕駛艙的舒適性。筆者首次在國內1.2m 量級亞跨超風洞，采用DPIV 技術對某型飛機機頭模型進行高速選型風洞實驗。

DPIV 技術原理如圖1所示，在流場中播撒示蹤粒子，并用脈沖激光片光入射到所測流場區域中，通過連續兩次曝光，CCD 相機獲得粒子圖像。采用互相關法逐點處理粒子圖像，從而獲得流場二維速度分布。這就突破了傳統單點測量的限制，可同時無接觸測量流場中一個截面上的二維速度、渦量、流線及等速度分布等流場特性。

圖1 DPIV 技術原理示意圖Fig.1 DPIV schematic view

1 實驗設備和模型

1.1 實驗風洞

實驗所在風洞是一座暫沖式亞、跨、超聲速風洞（圖2），實驗段橫截面尺寸為1.2m×1.2m。超聲速實驗時，利用更換噴管塊來改變馬赫數；亞、跨聲速實驗時，利用聲速噴管靠改變前室總壓的方法獲得不同馬赫數。

圖2 1.2m 亞、跨、超聲速風洞Fig.2 The 1.2mtrisonic wind tunnel

1.2 實驗模型

實驗采用了兩個機頭模型（模型A 和模型B），均為光機身結構（不帶機翼、尾翼以及翼身整流鼓包）。模型最大寬度為131.99mm，模型最大高度為138.87mm。

圖3 機頭模型和測壓點布置示意圖Fig.3 The nose model and the layout of pressure taps

模型A 和模型B上順流線方向即模型頭部母線方向開有182個測壓孔，機頭背風對稱面母線沿流線方向布置了12個測壓截面，機頭前緣點即第0截面布置一個測壓點用于測量駐點壓力，見圖3。本次實驗采用了DPIV、測壓以及油流顯示3 種實驗技術，在此僅介紹DPIV 實驗結果。

1.3 DPIV系統

實驗采用的DPIV 系統包括圖像采集、激光光源、同步控制和圖像處理等子系統，見圖4。圖像采集系統主要由跨幀數字相機、圖像采集板和計算機組成，相機分辨率2048pixel×2048pixel像素；激光光源系統選用YAG 雙曝光激光器作為照明光源，采用調Q技術，脈沖能量350mJ，工作頻率1～10Hz，脈沖寬度6ns，激光器出光孔處裝有導光臂，集成片光源；同步控制系統由一臺延時信號發生器作為同步控制器，輸出6路延時信號，控制激光器和CCD 同步工作，標準TTL 信號格式，延時精度0.25ns，軟件控制；圖像處理系統采用目前國際流行DPIV 技術原理及算法編寫而成。

圖4 DPIV 系統Fig.4 The DPIV system

圖5 霧化粒子發生器系統Fig.5 The aerosol generator system

1.4 大流量霧化粒子播發系統

粒子播發器是DPIV 實驗的重要設備，依靠它產生示蹤粒子，才能獲得粒子圖像、提取流場的運動信息。此次針對某型機頭高速選型實驗，專門設計了一套大流量霧化粒子播發系統，包括減壓系統、分氣系統、霧化粒子發生器系統和粒子播撒器。減壓系統負責將氣源壓力由18MPa減為5～6MPa。分氣系統含兩個氣罐，每個氣罐上設置8個出氣管。霧化粒子發生器系統（圖5）含4個霧化粒子發生器。從4個粒子發生器內引出的霧化示蹤粒子，經粒子播撒器進入風洞洞體內進行播撒。粒子播撒器上設有12根播撒管，實現大面積、全區域播撒。經測試產生霧化粒子平均粒徑為1μm。

1.5 大尺度風洞DPIV實驗減振系統

風洞在運行狀態下，其洞體本身存在振動，而由于實驗的需要，激光器需放置于風洞實驗段上方駐室內，如果不采取必要的減振措施，激光器及導光臂將隨洞體本身一起振動，影響拍攝圖像的質量，損壞激光器。為此專門研制了適合風洞DPIV 實驗的光學減振平臺（見圖6），平臺長1650mm，寬600mm，充氣時高度≤120mm，上面板為不銹鋼，有間距為25mm的M6螺孔，平臺平整度為2mm／m2，利用空氣彈簧減振，固有頻率在3～6Hz 范圍內，額定負載≤100kg，工作氣壓在0.3～0.6MPa之間。

圖6 光學減振平臺Fig.6 The vibration absorber

2 實驗布置與過程

2.1 實驗工況

實驗采用兩個機頭模型，模型A 和模型B，實驗Ma數為：0.785，0.82，迎角α為：3°，6°，總溫T0=272K，計8種工況。

2.2 實驗布置

實驗前將光學減振平臺架設在實驗段多孔板上方駐室內，其氣囊壓力為0.3MPa，激光器固定在平臺上，激光器出光孔處裝有長0.6m 的導光臂，在平臺上激光器前端還固定一個多維移動系統（三維平移、一維旋轉、一維偏轉），導光臂上的集成片光源固定在多維移動系統上，激光片光透過多孔板上的光學玻璃窗照亮流場，CCD 相機通過側窗拍攝流場照片，見圖7和8。

圖7 實驗布置Fig.7 Experiment schematic view

圖8 激光器、導光臂安置在駐室內減振平臺上Fig.8 Optics arrangement in reservoir

2.3 實驗過程

實驗前首先將一塊標定板放置于實驗區域，用CCD 相機拍攝下來，確定實際測量區域大小及CCD相機像素與標定板尺寸的比例關系。由來流總溫和實驗區域馬赫數Ma，可以確定實驗區域大致流速，依據CCD 相機像素所代表的實際空間大小和擬定的位移像素數，可以確定激光脈沖曝光間距，采集設備安裝見圖9。

圖9 采集設備安置在減振平臺上Fig.9 The image recording system on vibration absorber

實驗時要先開啟粒子播發器，然后運行風洞，進行CCD 相機拍攝，實驗現場照片見圖10。為了消除模型反射光的影響，在模型上還涂抹了熒光染料，CCD 相機上安裝了窄帶濾色片（532±5nm）。CCD相機用的光學鏡頭為Nikon 50mm／F1.4，CCD 相機的曝光間距為4μs，拍攝區域大小為400mm，激光片光厚度為1mm。

圖10 實驗現場圖片Fig.10 The experiment image

圖11 示蹤粒子圖片Fig.11 Example of seeded PIV recording

通過DPIV 實驗可以測量機頭附近速度場（圖11），如果知道來流總溫T0，可以依據絕熱（邊界層外可認為是等熵絕熱流動）假設計算出機頭附近馬赫數Ma分布云圖。

3 實驗結果及結論

3.1 實驗結果的處理方法

試驗提供機頭附近速度矢量場分布，速度矢量場通過在采集的前后兩幀粒子圖像上的相同位置獲取兩個同樣尺寸大小的判讀區，采用互相關算法和快速傅立葉算法獲取判讀區內示蹤粒子群的平均位移，再通過亞像素擬合的方法對平均位移進行修正，根據實驗參數即可得到絕對速度矢量值。在實際的圖像處理中為了提高計算精度和速度場分辨率，還采用了多尺度迭代算法和變形窗口算法。

3.2 模型A 與模型B的DPIV實驗結果

圖12～15為模型A 的DPIV 實驗結果，從速度場和馬赫數分布的情況來看，當高速氣流接近機頭時逐步開始減速，到機頭前緣點附近處減速為零形成駐點，此點為壓力最大區域，之后氣流沿機頭對稱面（90°母線，背風對稱面）向上流動逐漸加速。當α=3°、Ma=0.785時，氣流在8＃測壓面進入高流速區（0.95＜Ma＜1.0，下略），流速接近聲速，但未超過聲速。當α=3°、Ma=0.820時，氣流在7＃測壓面進入高流速區，在8＃測壓面進入超聲速區（Ma≥1.0，下略），超聲速區域很小。當α=6°、Ma=0.785時，氣流越過7＃測壓面進入高流速區，流速接近聲速，但未超過聲速。當α=6°、Ma=0.820時，氣流在6＃和7＃測壓面之間進入高流速區，氣流越過7＃測壓面進入超聲速區，超聲速區域很小。

圖16～19為模型B 的DPIV 試驗結果，模型B的實驗結果與模型A 的實驗結果很相像，但有所差別。當α=3°、Ma=0.785時，氣流在7＃和8＃測壓面之間進入高流速區，流速接近聲速，但未超過聲速。當α=3°、Ma=0.820時，氣流在6＃和7＃測壓面之間進入高流速區，在7＃和8＃測壓面之間進入超聲速區，超聲速區域很小。當α=6°、Ma=0.785時，氣流在6＃和7＃測壓面之間進入高流速區，流速接近聲速，但未超過聲速。當α=6°、Ma=0.820時，氣流在6＃測壓面進入高流速區，在6＃和7＃測壓面之間進入超聲速區，超聲速區域很小。

比較而言，相同工況下氣流在模型B 上進入高流速區或超聲速區的位置均有所提前，約為半個測壓面間距，且模型B 上超聲速區域大于模型A 上超聲速區域。模型B上高流速區或超聲速區的位置前移意味著轉捩、湍流發生的提前，導致阻力增加，飛行時能量的消耗要加大。相同來流馬赫數情況下，隨著迎角增大，氣流在模型A 或模型B 上進入高流速區或超聲速區的位置有所提前。來流馬赫數為0.785時，氣流在模型A 或模型B 上不存在超聲速區，不存在波阻。來流馬赫數為0.820時，模型A 機頭上的超聲速區域（最大Mamax=1.04）在7＃測壓面后方，其所產生的氣動噪聲不會影響駕駛艙的舒適性（駕駛艙舷窗在3＃和7＃測壓面之間）。當α=6°、Ma=0.820時，氣流在模型B 上6＃和7＃測壓面之間進入超聲速區（最大Mamax=1.05），在9＃和10＃測壓面之間進入亞聲速區，即使存在激波也為弱激波，處在7＃測壓面后方，不會影響駕駛艙的舒適性。

圖12 模型A，α=3°，Ma=0.785流線和馬赫數分布圖Fig.12 Streamlines image and Mach numbers contour of model A，α=3°，Ma=0.785

圖13 模型A，α=3°，Ma=0.820流線和馬赫數分布圖Fig.13 Streamlines image and Mach numbers contour of model A，α=3°，Ma=0.820

圖14 模型A，α=6°，Ma=0.785流線和馬赫數分布圖Fig.14 Streamlines image and Mach numbers contour of model A，α=6°，Ma=0.785

圖15 模型A，α=6°，Ma=0.820流線和馬赫數分布圖Fig.15 Streamlines image and Mach numbers contour of model A，α=6°，Ma=0.820

圖16 模型B，α=3°，Ma=0.785流線和馬赫數分布圖Fig.16 Streamlines image and Mach numbers contour of model B，α=3°，Ma=0.785

圖17 模型B，α=3°，Ma=0.820流線和馬赫數分布圖Fig.17 Streamlines image and Mach numbers contour of model B，α=3°，Ma=0.820

圖18 模型B、α=6°，Ma=0.785流線和馬赫數分布圖Fig.18 Streamlines image and Mach numbers contour of model B，α=6°，Ma=0.785

圖19 模型B，α=6°，Ma=0.820流線和馬赫數分布圖Fig.19 Streamlines image and Mach numbers contour of model B，α=6°，Ma=0.820

從速度場分布測量結果來看，氣流沿機頭前緣點對稱面向上流動逐漸加速，速度分布是平滑的，沒有突變的地方，這表明機頭附近流場不存在流動分離。這與同時進行的壓力分布和油流顯示實驗結果相吻合。

4 結 論

試驗獲得了兩個機頭速度場分布結果，獲得了速度場分布隨迎角α和Ma數的變化規律。

在巡航馬赫數下，模型A 和模型B 機頭上流場分布平滑，不存在超聲速區，不存在波阻，不存在流動分離現象。

在快速巡航馬赫數下，模型A 和模型B機頭上流場分布平滑，不存在流動分離現象，存在局部的超聲速區域，所產生的氣動噪聲不會影響駕駛艙的舒適性。

從測量結果來看，模型A 機頭要優于模型B 機頭。

實驗數據符合氣動規律，實驗圓滿完成，實驗數據可以作為機頭氣動設計的依據。

試驗結果表明DPIV 技術首次在國內成功應用于1.2m 量級亞跨超風洞氣動實驗。

［1］ ADRIAN R J.Particle imagine techniques for experimental fluid mechanics［J］.Ann Rev Fluid Mech，1991，23：261-304.

［2］ 代欽，魏潤杰，黃湛，等.超聲速噴流DPIV 瞬時速度場實驗測量［J］.北京航空航天大學學報，2001，27（6）：666-669.

［3］ VAN der DRAAI R K，SCARANO F，FEENSTRA G J，et al.Application of PIV in（local）supersonic flows in DNW wind tunnels［R］.AIAA 2005-4082.

［4］ HAERTIG J，HAVERMANN M，RAY C，et al.PIV measurements in Mach 3.5and 4.5shock tunnel flow［R］.AIAA 2001-0699.

［5］ 飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊第5冊［M］.北京：航空工業出版社，1999.

［6］ 飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊第6冊［M］.北京：航空工業出版社，1999.