第18卷 第4期
2004年12月
流体力学实验与测量
Experiments and Measurements in F luid Mechanics
V ol. 18, N o. 4 Dec. ,2004
文章编号:100723124(2004) 0420001206
国外风洞试验的新机制、新概念、战培国, 杨( 摘要:, 。
, 改革风洞运行机制, 一些新技术也在 关键词:; ; 综述Ξ 中图分类号:V211.74 文献标识码:A
N e w systems , concepts and techniques in the area of foreign wind tunnel test
ZHAN Pei 2guo ,Y ANGJiong
(China Aerodynamics Research &Development Center ,Mianyang 621000,China )
Abstract :Windtunnels are im portant ground facilities for aerodynamic research , and basic research es 2tablishment to ensure aeronautics and astronautics of a country keeping ahead in the w orld. In the new centu 2ry , facing of the com petition , the developed countries are developing new concept wind tunnels , innovating system of wind tunnel running. S ome new techniques have been used in large production wind tunnels. K ey w ords :windtunnel ; test technique ; review
0 引 言
20世纪90年代以来, 随着全球经济一体化的发展, 世界各大航空公司竞争加剧, 为了降低运营成本, 选用性能更好的飞机是一个重要方面, 从而导致了飞机研究制造业的激烈竞争。在军事领域, 围绕第二、三代战斗机升级改型、第四、五代战斗机研制和未来高超声速吸气式飞行器发展, 现有风洞试验设备的模拟能力已成为制约新型飞行器研制发展的瓶颈。为了占领21世纪航空航天领域的制高点, 国外发达国家已开始调整风洞运行模式, 探索新概念风洞, 发展新试验技术, 拓展风洞试验能力。
备三个重要条件:一是能力(如模拟能力, 具备的试验技术等) ; 二是生产率; 三是运行价格。提高生产率, 降低运营成本, 是工业生产型风洞生存的重要条件。20世纪90年代中叶,NAS A 兰利研究中心成立了风洞企业集团(WTE ) , 建立了以用户为中心的试验服务机制, 将主要生产性风洞统一纳入企业集团(WTE ) 运营。风洞企业集团(WTE ) 主要包括以下风洞: ・14英尺×22英尺亚声速风洞(4. 3m ×6. 8m ) ・国家跨声速风洞(NTF 2. 5m ×2. 5m ) ・16英尺跨声速风洞(
1 建立适应市场竞争要求的风洞运行
新机制
为了应对激烈的市场竞争, 风洞试验设备必须具
Ξ
收稿日期:2003211206; 修订日期:2004201205
作者简介:战培国(19632) , 男, 山东省招远市人, 高级工程师. 研究方向:科技情报研究.
2
流 体 力 学 实 验 与 测 量 (2004) 第18卷
技术发展的简单工具; 明确了管理目标、运作目标、技
术目标和文化目标; 通过了IS O -9001质量体系认证; 在提供最新试验技术、高效试验过程、可靠的集中维护、企业增值等方面得到迅速发展, 风洞试验生产力、成本、客户满意率显著改进。 欧洲四国合建的ET W 风洞也采用了现代企业管理模式, 成立了ET W 股分有限公司, 负责风洞的运营。 德-荷的DNW 德国布伦瑞克的3. 25m ×2. 8m 风洞(3. 0m ×2. 25m 风洞() DNW 。 法国ONERA 的亚、跨超、高超声速生产型风洞也一直由大型试验设备部统一管理运营。生产和科研相对独立进行, 有利于提高效率和效益。
高升力飞行风洞目前试验速度能够做到马赫数0. 1～0. 5, 随着推进技术的发展, 可望达到更高的速度。该风洞主要在低温下运行, 这样既增加雷诺数、降低声速, 又相应减小了对模型试验速度的要求和风洞能量的损耗。它将在低速高升力研究领域发挥作用, 如用于飞机起降试验, , 所以更适。 等离子体具有隐身、减阻、流动控制等方面的功能。等离子体空气动力试验技术已成为当今热点研究领域之一, 引起了世界发达国家的高度重视。目前, 国外等离子体空气动力学研究有两种途径:一是研制小尺寸等离子体发生器, 以便安装在风洞试验模型中使用; 二是研制等离子体风洞, 建立等离子体流场环境
。
2 探索满足未来飞行器研制需求的新
概念风洞
2. 1 亚声速高升力飞行风洞(H iLiFT)
雷诺数是风洞模拟能力的一个重要参数, 直接影响试验数据的准确性。目前全尺寸大型低速风洞的雷诺数模拟能力仍有限, 要通过常规手段进一步提高低速风洞雷诺数模拟能力也很困难。经过多年论证研究,NAS A 提出了高升力飞行风洞(HiLiFT ) 的概念。它是利用磁悬浮推进技术推动试验模型在含有静止气体介质(空气或氮气) 的管道中运动, 气体介质可以实现温控和增压, 它能够达到现有大型全尺寸风洞无法达到的低速高雷诺数要求。例如:在马赫数0. 3时, 雷诺数能达到7×107/m , 与波音747飞机的实际雷诺数相当, 而且雷诺数还有进一步提高达到109/m 的潜力, 这相当于洛杉矶潜艇的量级
。
图2 超声速等离子体研究性风洞示意图
Fig. 2 The sketch of supersonic plasm a wind tunnel
美国普林斯顿大学设计和建造了一座超声速等离子体研究性风洞, 用以研究等离子体对流动结构等方面的影响。该风洞试验段尺寸2英寸×2英寸, 试验马赫数为3, 试验段静压5600Pa , 静温110K 。等离子体由频率2. 45G H z 、脉冲1ms 、50kW 的微波辐射产生并导入超声速流场。微波由安装在洞壁上侧的微波窗口引入, 通过铝反射板使其偏转90°成水平方向。然后, 微波与气流一起流过喷管, 自诱导形成等离子体超声速流场, 铝反射板上开有直径1/4英寸的密布小孔, 以便能在反射微波的同时, 允许气流通过。 超声速等离子体风洞流场测试表明, 当微波脉冲时间长度为1ms 时, 微波能够自诱导产生等离子体, 流场中等离子体分布区域稳定。
除微波辐射自诱导产生等离子体这种形式外, 还
图1 高升力飞行风洞示意图
Fig. 1 The sketch of H iLiFT
有在风洞喷管口安装电极使气体电离形成等离子体流场等方法。
第4期 战培国等:国外风洞试验的新机制、新概念、新技术3
2. 3 高超声速试验与评估风洞(H STEWT)
美国空军、国防部、NAS A 等部门大量的研究表明, 无论在军事上(快速反应、全球打击和侦察、导弹防御) 还是民用上, 未来都需要发展吸气推进式高超声速飞行器(M =10～12) 。美国早在20世纪90年代初就开始研究这种全新概念的高超声速风洞(图3) , 由于技术难度大, 进展缓慢, 但鉴于其对发展未来高超声速武器装备的重要性, 设备建设的重中之重, , (1) ;
(2) 在有足够能量的气流中产生正确的空气化学成份;
(3) 气流中正确的熵值;
(4) 足够的风洞运行时间; (5) 能够承受高马赫数、高压气流的材料和技术。 该风洞关键新概念技术有:
(1) 极高压力驱动器。为了解决极高压的来流压力问题(如M =12时, P =) , 提出了单级、多模块123MPa 的气源来;
(, 提出了喉道后增能方法, 包括电子束、激光、微波以及磁流体动力辅助装置。 美国计划首先研制中等尺度的高超声速试验评估风洞, 其试验段直径
。
图3 高超声速试验与评估风洞理论图
Fig. 3 H ypersonic test and evalu ation wind tunnel
3 某些技术已从研究转入实用, 风洞
有重大经济效益, 美国、俄罗斯、欧洲等发达国家都积极致力于该项技术在低速风洞中的应用研究, 并在近
几年取得了成功。 低速测压的精度要求是0. 1%, 因此测量精度是该技术应用的一个瓶颈。压敏漆测压技术主要误差有以下三个:
温度是影响测压精度的主要误差; 所有压敏漆配方都对温度敏感, 因此必须进行温度补偿, 法国ON 2ERA 采用了两种温度补偿方法。一是“试验中”校准法, 也就是在模型上贴常规的测压片, 并假设模型上的温度是均匀的, 通过离散点的测压值校准压敏漆; 二是“试验前”校准, 即试验前将压敏漆放入校准箱, 将获得的校准值应用于试验中。 模型参考图像和试验图像之间的移动是另一个
的生产能力和精细化水平显著提高
3. 1 低速风洞中的压敏漆技术
在风洞试验中, 压敏漆技术(PSP ) 是模型表面压力测量的有效手段, 它在很大程度上简化了测压模型的制造, 能够快速获得模型大面积的压力分布。自上个世纪80年代以来, 压敏漆技术主要用于跨、超声速工业生产型风洞, 压力系数测量精度达到了0. 01; 在高超声速领域, 由于压敏漆技术对温度的敏感性以及高超声速风洞运行时间短等条件的限制, 压敏漆技术的应用十分困难; 在低速风洞中, 由于模型表面压力较低, 压敏漆技术受到测试精度的困扰, 但该技术在低速领域的应用对飞机、地面运输车辆的测压试验具
4
流 体 力 学 实 验 与 测 量 (2004) 第18卷
主要误差源; 它将产生两个影响:一是参考图像和试
验图像模型位置的轻微变化, 这个变化可以用专用软件予以消除; 二是模型移动引起的发光图谱变化, 这个变化不能用软件消除, 但可以通过测量和模拟的方法解决。
照相机拍摄和数据处理误差; 它可以采用拍摄多幅照片采用平均值的方法解决。 法国ONERA 压敏漆技术的数据处理系统包括: (1) PSP 校准, 采用“试验前”或“试验中” (2) 方交会法;
(3) ; (4) 对图像数据的进一步处理工作, 如:对某些给定点的压力值计算等; (5) 修正所谓的“自发光”效应, 即:模型某些部分的发光对其它部分的影响; 通过以上工作, 法国ONERA 已成功将压敏漆技术应用于S1MA 、S2LCh 等低速风洞中, 试验精度可以满足0. 1%的要求。
3. 2 风洞中的航空声学测量技术
图4 DNW 风洞声学测量装置
Fig. 4 DNW acoustic measuring techniques
航空声学是风洞试验的一个重要领域, 在风洞中开展航空声学研究有两个直接的动因。一是飞行器噪声辐射对周围环境的影响, 这方面研究对飞行过程人员的舒适性以及机场设置对人居住影响等方面有重要意义; 二是探讨飞行器气动噪声的激发机理, 包括气动噪声源的测定以及如何减小噪声的强度。 (1) 气动噪声的辐射 DNW 风洞航空噪声的研究工作很大程度上是直升机旋翼噪声研究推动的。德国航空中心(D LR ) 液压驱动旋翼模拟器在DNW 开口试验段中, 旋翼下方安装有可移动的麦克风阵列, 为了真实地反映实际情况以及避免自由剪切层的干扰, 麦克风阵列移动保持在试验构型的核心流域范围内。移动麦克风阵列能获得测量点的测量值, 其分布密度能够满足插值计算的需要。
(2) 气动噪声源的探测
气动噪声源的探测主要有两种技术(图4) :
(a ) 椭圆镜技术。噪声源探测早期使用的技术是椭圆镜或抛物面镜技术, 该技术是把声激发看作一种波现象, 这种技术的分辨率受波的衍射限制, 并且在风洞中需要考虑运动气流产生的振动
。
(b ) 麦克风阵列技术。最新发展的声源探测技术是麦克风阵列技术。声波的干涉特性被用于阵列中每个麦克风收到信号的分析。利用统计分析, 可以确定阵列对应空间任意点给定频率的强度。 由于DNW 风洞试验大多数在闭口试验段进行, 为了提高经济效益,DNW 风洞在闭口试验段壁板上应用麦克风阵列技术, 在进行模型气动力试验的同时也能进行声学测量。 鉴于声学试验的重要性, 美国40英尺×80英尺风洞、法国ONERA S1MA 、F1等大型生产型风洞都于20世纪末完成了声学试验段改造, 具备了声学试验能力。
3. 3 模型位置、姿态以及变形测量技术
在风洞试验中, 通常认为模型是刚性的, 在气动载荷作用下, 模型位置、姿态以及变形都被忽略了。风洞试验的精细化发展使我们需要考虑气动载荷引起的模型变形, 特别是对大展弦比模型、气动弹性模型、旋翼模型、精准度研究试验等。试验模型姿态的
β、γ角测量向动态、测量从传统、粗放的α、实时、精细
化发展, 光学测量方法在生产风洞中已获得应用。 DNW 风洞基于OPT OTRAK 光学测量系统, 研制了主动目标图像测量系统, 该系统集成了风洞参考数据和模型数据处理器, 能够实现模型位置、姿态、变形的测量。 OPT OTRAK 测量的基本原理是通过高解析度的红外光学传感器监测模型上设置的发光二极管标志, 实时获取模型上这些标志的三维空间坐标, 模型上最多可以设置256个标志。OPT OTRAK 软、硬件系统能够以100次/秒的频率确定风洞中模型的6自由度运动情况。OPT OTRAK 不是绝对坐标测量, 需要有参考
第4期 战培国等:国外风洞试验的新机制、新概念、新技术5
坐标系, 模型姿态角的测量仍需要标准加速度计系统的参考值。 除OPT OTRAK 方法外, 投影格栅法(Projected G rid Method ) 也用于定量测量模型的变形。PG M 技术基本原理是利用光的干涉条纹相关算法计算目标物体的移动。使用一个768×512像素的CC D 摄像机,2m 长旋翼的分辨率可以达到0. 26mm , 能够探测出0. 2m 桨叶弦长扭转角0. 075°的变化。使用另外两个摄像机, 旋翼试验台台体的移动可以探测到, 数据测量的修正计算。
V , 其原, 计算模型位移变化。
3. 4 地面效应模拟测量技术
4 PIV 、LLS 等技术在大型风洞中得到
应用
激光片光(LLS ) 、粒子图像测速技术(PI V ) 等半定量、定量流场测量技术已成为大型生产型风洞的非接触流场测量手段, 。(, 可根据实, 细逼真地虚拟风洞试验段结构构造、模型支撑机构等, 并能模拟机构的动态响应, 如改变模型迎角, 与之有关的机构其它部分的参数也发生相应改变; 用模拟照像机和激光束在虚拟风洞试验段中成像, 可以再现试验原过程。该技术已应用于NAS A 40英尺×80英尺全尺寸低速风洞中, 它对非接触测量装置试验前准备、试验后数据处理确认都大有帮助, 提高了大型生产型风洞的试验效率。
车辆试验以及飞机起、降试验需要正确模拟近地
面来流, 模型前来流速度分布剖面应平整。边界层内动量损失的补偿办法有多种, 如切向吹气、地板运动等, 但边界层吸除方法不能补偿动量损失, 尽管它也能拉直速度剖面。 为了消除边界层影响,DNW 发展了一种复合模拟技术(图5) 。其主要措施是:(1) 根据风洞底面边界层厚度(200mm ) , 在试验模拟区域前端开一个200mm 高的边界层引道, 将边界层内气流引出试验段, 同时, 采用活动地板, 使地板运动速度与来流一致, 这样就避免了新的边界层的形成; (2) 为保持试验段内动量守恒, 从模型试验区域前端引出的气流被重新输入试验模型区域的下游。 某火车模型的试验研究表明, 采用活动地板和不采用活动地板, 对于3. 5N 的阻力, 其阻力系数相差0. 01。由此可见, 仅采取措施消除边界层, 而不采取措施阻止新的边界层形成, 将对试验数据产生重大影响
。
5 结束语
(1) 为了适应航空业的市场竞争, 生产型风洞的管理机制已引入了现代企业管理模式, 以客户为中心, 以试验能力、质量求生存, 以提高试验效率为目标的运营机制已逐步确立;
(2) 未来飞行器研制对风洞的试验模拟能力提出了更高的要求, 试验设备的模拟能力是获取准确试验数据的基础, 概念创新将使风洞模拟能力产生质的飞跃;
(3) 众多风洞试验技术已从研究型风洞转向生产型风洞, 光学、声学、化学、计算机等技术的应用程度显著提高, 多学科的渗透使风洞试验向精细化、高科技化发展;
(4) 国外大型生产型风洞试验技术的更新发展值得我们研究和借鉴。新机制、新概念、新技术将给21世纪的风洞试验领域带来前所未有的变革, 必将
促进飞行器性能产生质的飞跃。参考文献:
[1] HiLiFT project phase II ,design report [R ].NAS A 2CR 22000,
2000.
图5 DNW 风洞地效试验装置
Fig. 5 DNW ground effect test technique
[2] BEST J T. RDHWT/M ARI AH II hypers onic wind tunnel pro 2
gram overview and requirements [R].AI AA 200022273,2000. [3] M ARI ON L L. A research program for development of a ture 2
6
流 体 力 学 实 验 与 测 量 (2004) 第18卷
tem perature Mach 8215medium 2scale hypers onic wind tunnel [R].AI AA 200020157,2000.
[5] EITE LBERG G. S ome developments in experimental techniques
of the G erman 2Dutch wind tunnel (DNW ) [R ].AI AA 200022643
,2000.
[4] S ANT YL. Low speed test using PSP at ONERA [R].AI AA
200120555,2001.
第18卷 第4期
2004年12月
流体力学实验与测量
Experiments and Measurements in F luid Mechanics
V ol. 18, N o. 4 Dec. ,2004
文章编号:100723124(2004) 0420001206
国外风洞试验的新机制、新概念、战培国, 杨( 摘要:, 。
, 改革风洞运行机制, 一些新技术也在 关键词:; ; 综述Ξ 中图分类号:V211.74 文献标识码:A
N e w systems , concepts and techniques in the area of foreign wind tunnel test
ZHAN Pei 2guo ,Y ANGJiong
(China Aerodynamics Research &Development Center ,Mianyang 621000,China )
Abstract :Windtunnels are im portant ground facilities for aerodynamic research , and basic research es 2tablishment to ensure aeronautics and astronautics of a country keeping ahead in the w orld. In the new centu 2ry , facing of the com petition , the developed countries are developing new concept wind tunnels , innovating system of wind tunnel running. S ome new techniques have been used in large production wind tunnels. K ey w ords :windtunnel ; test technique ; review
0 引 言
20世纪90年代以来, 随着全球经济一体化的发展, 世界各大航空公司竞争加剧, 为了降低运营成本, 选用性能更好的飞机是一个重要方面, 从而导致了飞机研究制造业的激烈竞争。在军事领域, 围绕第二、三代战斗机升级改型、第四、五代战斗机研制和未来高超声速吸气式飞行器发展, 现有风洞试验设备的模拟能力已成为制约新型飞行器研制发展的瓶颈。为了占领21世纪航空航天领域的制高点, 国外发达国家已开始调整风洞运行模式, 探索新概念风洞, 发展新试验技术, 拓展风洞试验能力。
备三个重要条件:一是能力(如模拟能力, 具备的试验技术等) ; 二是生产率; 三是运行价格。提高生产率, 降低运营成本, 是工业生产型风洞生存的重要条件。20世纪90年代中叶,NAS A 兰利研究中心成立了风洞企业集团(WTE ) , 建立了以用户为中心的试验服务机制, 将主要生产性风洞统一纳入企业集团(WTE ) 运营。风洞企业集团(WTE ) 主要包括以下风洞: ・14英尺×22英尺亚声速风洞(4. 3m ×6. 8m ) ・国家跨声速风洞(NTF 2. 5m ×2. 5m ) ・16英尺跨声速风洞(
1 建立适应市场竞争要求的风洞运行
新机制
为了应对激烈的市场竞争, 风洞试验设备必须具
Ξ
收稿日期:2003211206; 修订日期:2004201205
作者简介:战培国(19632) , 男, 山东省招远市人, 高级工程师. 研究方向:科技情报研究.
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流 体 力 学 实 验 与 测 量 (2004) 第18卷
技术发展的简单工具; 明确了管理目标、运作目标、技
术目标和文化目标; 通过了IS O -9001质量体系认证; 在提供最新试验技术、高效试验过程、可靠的集中维护、企业增值等方面得到迅速发展, 风洞试验生产力、成本、客户满意率显著改进。 欧洲四国合建的ET W 风洞也采用了现代企业管理模式, 成立了ET W 股分有限公司, 负责风洞的运营。 德-荷的DNW 德国布伦瑞克的3. 25m ×2. 8m 风洞(3. 0m ×2. 25m 风洞() DNW 。 法国ONERA 的亚、跨超、高超声速生产型风洞也一直由大型试验设备部统一管理运营。生产和科研相对独立进行, 有利于提高效率和效益。
高升力飞行风洞目前试验速度能够做到马赫数0. 1～0. 5, 随着推进技术的发展, 可望达到更高的速度。该风洞主要在低温下运行, 这样既增加雷诺数、降低声速, 又相应减小了对模型试验速度的要求和风洞能量的损耗。它将在低速高升力研究领域发挥作用, 如用于飞机起降试验, , 所以更适。 等离子体具有隐身、减阻、流动控制等方面的功能。等离子体空气动力试验技术已成为当今热点研究领域之一, 引起了世界发达国家的高度重视。目前, 国外等离子体空气动力学研究有两种途径:一是研制小尺寸等离子体发生器, 以便安装在风洞试验模型中使用; 二是研制等离子体风洞, 建立等离子体流场环境
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2 探索满足未来飞行器研制需求的新
概念风洞
2. 1 亚声速高升力飞行风洞(H iLiFT)
雷诺数是风洞模拟能力的一个重要参数, 直接影响试验数据的准确性。目前全尺寸大型低速风洞的雷诺数模拟能力仍有限, 要通过常规手段进一步提高低速风洞雷诺数模拟能力也很困难。经过多年论证研究,NAS A 提出了高升力飞行风洞(HiLiFT ) 的概念。它是利用磁悬浮推进技术推动试验模型在含有静止气体介质(空气或氮气) 的管道中运动, 气体介质可以实现温控和增压, 它能够达到现有大型全尺寸风洞无法达到的低速高雷诺数要求。例如:在马赫数0. 3时, 雷诺数能达到7×107/m , 与波音747飞机的实际雷诺数相当, 而且雷诺数还有进一步提高达到109/m 的潜力, 这相当于洛杉矶潜艇的量级
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图2 超声速等离子体研究性风洞示意图
Fig. 2 The sketch of supersonic plasm a wind tunnel
美国普林斯顿大学设计和建造了一座超声速等离子体研究性风洞, 用以研究等离子体对流动结构等方面的影响。该风洞试验段尺寸2英寸×2英寸, 试验马赫数为3, 试验段静压5600Pa , 静温110K 。等离子体由频率2. 45G H z 、脉冲1ms 、50kW 的微波辐射产生并导入超声速流场。微波由安装在洞壁上侧的微波窗口引入, 通过铝反射板使其偏转90°成水平方向。然后, 微波与气流一起流过喷管, 自诱导形成等离子体超声速流场, 铝反射板上开有直径1/4英寸的密布小孔, 以便能在反射微波的同时, 允许气流通过。 超声速等离子体风洞流场测试表明, 当微波脉冲时间长度为1ms 时, 微波能够自诱导产生等离子体, 流场中等离子体分布区域稳定。
除微波辐射自诱导产生等离子体这种形式外, 还
图1 高升力飞行风洞示意图
Fig. 1 The sketch of H iLiFT
有在风洞喷管口安装电极使气体电离形成等离子体流场等方法。
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2. 3 高超声速试验与评估风洞(H STEWT)
美国空军、国防部、NAS A 等部门大量的研究表明, 无论在军事上(快速反应、全球打击和侦察、导弹防御) 还是民用上, 未来都需要发展吸气推进式高超声速飞行器(M =10～12) 。美国早在20世纪90年代初就开始研究这种全新概念的高超声速风洞(图3) , 由于技术难度大, 进展缓慢, 但鉴于其对发展未来高超声速武器装备的重要性, 设备建设的重中之重, , (1) ;
(2) 在有足够能量的气流中产生正确的空气化学成份;
(3) 气流中正确的熵值;
(4) 足够的风洞运行时间; (5) 能够承受高马赫数、高压气流的材料和技术。 该风洞关键新概念技术有:
(1) 极高压力驱动器。为了解决极高压的来流压力问题(如M =12时, P =) , 提出了单级、多模块123MPa 的气源来;
(, 提出了喉道后增能方法, 包括电子束、激光、微波以及磁流体动力辅助装置。 美国计划首先研制中等尺度的高超声速试验评估风洞, 其试验段直径
。
图3 高超声速试验与评估风洞理论图
Fig. 3 H ypersonic test and evalu ation wind tunnel
3 某些技术已从研究转入实用, 风洞
有重大经济效益, 美国、俄罗斯、欧洲等发达国家都积极致力于该项技术在低速风洞中的应用研究, 并在近
几年取得了成功。 低速测压的精度要求是0. 1%, 因此测量精度是该技术应用的一个瓶颈。压敏漆测压技术主要误差有以下三个:
温度是影响测压精度的主要误差; 所有压敏漆配方都对温度敏感, 因此必须进行温度补偿, 法国ON 2ERA 采用了两种温度补偿方法。一是“试验中”校准法, 也就是在模型上贴常规的测压片, 并假设模型上的温度是均匀的, 通过离散点的测压值校准压敏漆; 二是“试验前”校准, 即试验前将压敏漆放入校准箱, 将获得的校准值应用于试验中。 模型参考图像和试验图像之间的移动是另一个
的生产能力和精细化水平显著提高
3. 1 低速风洞中的压敏漆技术
在风洞试验中, 压敏漆技术(PSP ) 是模型表面压力测量的有效手段, 它在很大程度上简化了测压模型的制造, 能够快速获得模型大面积的压力分布。自上个世纪80年代以来, 压敏漆技术主要用于跨、超声速工业生产型风洞, 压力系数测量精度达到了0. 01; 在高超声速领域, 由于压敏漆技术对温度的敏感性以及高超声速风洞运行时间短等条件的限制, 压敏漆技术的应用十分困难; 在低速风洞中, 由于模型表面压力较低, 压敏漆技术受到测试精度的困扰, 但该技术在低速领域的应用对飞机、地面运输车辆的测压试验具
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流 体 力 学 实 验 与 测 量 (2004) 第18卷
主要误差源; 它将产生两个影响:一是参考图像和试
验图像模型位置的轻微变化, 这个变化可以用专用软件予以消除; 二是模型移动引起的发光图谱变化, 这个变化不能用软件消除, 但可以通过测量和模拟的方法解决。
照相机拍摄和数据处理误差; 它可以采用拍摄多幅照片采用平均值的方法解决。 法国ONERA 压敏漆技术的数据处理系统包括: (1) PSP 校准, 采用“试验前”或“试验中” (2) 方交会法;
(3) ; (4) 对图像数据的进一步处理工作, 如:对某些给定点的压力值计算等; (5) 修正所谓的“自发光”效应, 即:模型某些部分的发光对其它部分的影响; 通过以上工作, 法国ONERA 已成功将压敏漆技术应用于S1MA 、S2LCh 等低速风洞中, 试验精度可以满足0. 1%的要求。
3. 2 风洞中的航空声学测量技术
图4 DNW 风洞声学测量装置
Fig. 4 DNW acoustic measuring techniques
航空声学是风洞试验的一个重要领域, 在风洞中开展航空声学研究有两个直接的动因。一是飞行器噪声辐射对周围环境的影响, 这方面研究对飞行过程人员的舒适性以及机场设置对人居住影响等方面有重要意义; 二是探讨飞行器气动噪声的激发机理, 包括气动噪声源的测定以及如何减小噪声的强度。 (1) 气动噪声的辐射 DNW 风洞航空噪声的研究工作很大程度上是直升机旋翼噪声研究推动的。德国航空中心(D LR ) 液压驱动旋翼模拟器在DNW 开口试验段中, 旋翼下方安装有可移动的麦克风阵列, 为了真实地反映实际情况以及避免自由剪切层的干扰, 麦克风阵列移动保持在试验构型的核心流域范围内。移动麦克风阵列能获得测量点的测量值, 其分布密度能够满足插值计算的需要。
(2) 气动噪声源的探测
气动噪声源的探测主要有两种技术(图4) :
(a ) 椭圆镜技术。噪声源探测早期使用的技术是椭圆镜或抛物面镜技术, 该技术是把声激发看作一种波现象, 这种技术的分辨率受波的衍射限制, 并且在风洞中需要考虑运动气流产生的振动
。
(b ) 麦克风阵列技术。最新发展的声源探测技术是麦克风阵列技术。声波的干涉特性被用于阵列中每个麦克风收到信号的分析。利用统计分析, 可以确定阵列对应空间任意点给定频率的强度。 由于DNW 风洞试验大多数在闭口试验段进行, 为了提高经济效益,DNW 风洞在闭口试验段壁板上应用麦克风阵列技术, 在进行模型气动力试验的同时也能进行声学测量。 鉴于声学试验的重要性, 美国40英尺×80英尺风洞、法国ONERA S1MA 、F1等大型生产型风洞都于20世纪末完成了声学试验段改造, 具备了声学试验能力。
3. 3 模型位置、姿态以及变形测量技术
在风洞试验中, 通常认为模型是刚性的, 在气动载荷作用下, 模型位置、姿态以及变形都被忽略了。风洞试验的精细化发展使我们需要考虑气动载荷引起的模型变形, 特别是对大展弦比模型、气动弹性模型、旋翼模型、精准度研究试验等。试验模型姿态的
β、γ角测量向动态、测量从传统、粗放的α、实时、精细
化发展, 光学测量方法在生产风洞中已获得应用。 DNW 风洞基于OPT OTRAK 光学测量系统, 研制了主动目标图像测量系统, 该系统集成了风洞参考数据和模型数据处理器, 能够实现模型位置、姿态、变形的测量。 OPT OTRAK 测量的基本原理是通过高解析度的红外光学传感器监测模型上设置的发光二极管标志, 实时获取模型上这些标志的三维空间坐标, 模型上最多可以设置256个标志。OPT OTRAK 软、硬件系统能够以100次/秒的频率确定风洞中模型的6自由度运动情况。OPT OTRAK 不是绝对坐标测量, 需要有参考
第4期 战培国等:国外风洞试验的新机制、新概念、新技术5
坐标系, 模型姿态角的测量仍需要标准加速度计系统的参考值。 除OPT OTRAK 方法外, 投影格栅法(Projected G rid Method ) 也用于定量测量模型的变形。PG M 技术基本原理是利用光的干涉条纹相关算法计算目标物体的移动。使用一个768×512像素的CC D 摄像机,2m 长旋翼的分辨率可以达到0. 26mm , 能够探测出0. 2m 桨叶弦长扭转角0. 075°的变化。使用另外两个摄像机, 旋翼试验台台体的移动可以探测到, 数据测量的修正计算。
V , 其原, 计算模型位移变化。
3. 4 地面效应模拟测量技术
4 PIV 、LLS 等技术在大型风洞中得到
应用
激光片光(LLS ) 、粒子图像测速技术(PI V ) 等半定量、定量流场测量技术已成为大型生产型风洞的非接触流场测量手段, 。(, 可根据实, 细逼真地虚拟风洞试验段结构构造、模型支撑机构等, 并能模拟机构的动态响应, 如改变模型迎角, 与之有关的机构其它部分的参数也发生相应改变; 用模拟照像机和激光束在虚拟风洞试验段中成像, 可以再现试验原过程。该技术已应用于NAS A 40英尺×80英尺全尺寸低速风洞中, 它对非接触测量装置试验前准备、试验后数据处理确认都大有帮助, 提高了大型生产型风洞的试验效率。
车辆试验以及飞机起、降试验需要正确模拟近地
面来流, 模型前来流速度分布剖面应平整。边界层内动量损失的补偿办法有多种, 如切向吹气、地板运动等, 但边界层吸除方法不能补偿动量损失, 尽管它也能拉直速度剖面。 为了消除边界层影响,DNW 发展了一种复合模拟技术(图5) 。其主要措施是:(1) 根据风洞底面边界层厚度(200mm ) , 在试验模拟区域前端开一个200mm 高的边界层引道, 将边界层内气流引出试验段, 同时, 采用活动地板, 使地板运动速度与来流一致, 这样就避免了新的边界层的形成; (2) 为保持试验段内动量守恒, 从模型试验区域前端引出的气流被重新输入试验模型区域的下游。 某火车模型的试验研究表明, 采用活动地板和不采用活动地板, 对于3. 5N 的阻力, 其阻力系数相差0. 01。由此可见, 仅采取措施消除边界层, 而不采取措施阻止新的边界层形成, 将对试验数据产生重大影响
。
5 结束语
(1) 为了适应航空业的市场竞争, 生产型风洞的管理机制已引入了现代企业管理模式, 以客户为中心, 以试验能力、质量求生存, 以提高试验效率为目标的运营机制已逐步确立;
(2) 未来飞行器研制对风洞的试验模拟能力提出了更高的要求, 试验设备的模拟能力是获取准确试验数据的基础, 概念创新将使风洞模拟能力产生质的飞跃;
(3) 众多风洞试验技术已从研究型风洞转向生产型风洞, 光学、声学、化学、计算机等技术的应用程度显著提高, 多学科的渗透使风洞试验向精细化、高科技化发展;
(4) 国外大型生产型风洞试验技术的更新发展值得我们研究和借鉴。新机制、新概念、新技术将给21世纪的风洞试验领域带来前所未有的变革, 必将
促进飞行器性能产生质的飞跃。参考文献:
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图5 DNW 风洞地效试验装置
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