PIV方法测量NACA23012翼型尾迹涡结构的演化过程

PIV方法测量NACA23012翼型尾迹涡结构的演化过程摘要：实验研究了翼尖附近及其延伸区域内尾迹涡的形成和演化过程。实验中用以产生涡流的机翼的横截面是NACA23012型。实验在低速风洞中进行，采用PIV技术测量风洞内的速度，测量并模拟翼尖尾迹涡。通过尾迹涡中心线和连续下游面的交线的内侧和外侧中心半径、最大正切速度、涡量和环量的分布来评估尾迹涡的尾迹结构。在下游位置检查叶片攻角对尾迹涡的影响。下游方向上，内侧核心半径和环量分布几乎是不变的。环量以及正切速度分布和叶片攻角之间有着明显的线性关系。叶尖尾迹涡中心圆半径近似等于翼型弦长的1%。涡流的扩散幅度和涡流强度没有表现出线性关系，但沿着下游方向是逐渐增大的。

1 简介

飞机机翼将一部分的冲击流动动力偏离成法向分力，这种动量偏离总是会产生尾迹涡，并且持续很长时间。在飞机紧急着陆阶段，这可以威胁到紧随其后的任何一架飞机。后面的飞机突然遇到这样的涡流会引起严重的扰动，扰动的剧烈程度取决于两架飞机的相对重量。据此，制定了最小间隔距离标准，并且由于现今空中交通工具的体积越来越大，这个标准将提高。

在过去的几十年里，科学工作者坚持不懈的系统的研究了尾迹涡。Spalart 和Gerzet等人发表了一份完整的概论，对这个物理现象有个更深的理解。这个课题实际上主要是来源于飞机庞大的体积和许多机场日渐升级的拥挤情况。通过降低最小间距来改善机场交通状况，大型飞机要求控制涡流以提高涡流衰减程度，因此较小一些的飞机能在更小的间距下保证安全。尾迹涡的演化可以分为三个阶段，卷扬(<20spans)、涡流(<200spans)和衰退(<500spans)。漩涡的附近区域是重要的，因为是机翼控制涡流衰减的。绕翼涡流的自然衰减依赖于一个相当长的距

离。近壁区域的尾迹涡在另一处进行了研究。de Bruin等进行了一般民用飞机的风洞模型实验，飞机模型装配了延伸的襟翼，并且模型下游方向有五倍机翼跨度。实验安装了五个探测器用以测量，并将实验结果与二维湍流输运方程的计算结果进行对比。Jacquin等通过LDV和热成像技术研究了完全襟翼结构的小型飞机模型的涡流的非稳态特性，实验发现尾迹的非稳态特性是受漩涡的曲率支配的。最终，他们指出这个曲率是来自于机身区域的相反的漩涡。Ortega等通过PIV方法研究了带三角襟翼的机翼所产生的尾流。Albano等人采用PIV测量方法在两种不同的拖拽池内研究了大型商用飞机的尾迹涡，详细分析了实验数据，着重采用先进的PIV运算法则和后处理方法来评估涡流的主要参数。Zhou等人通过PIV 方法研究了由NACA0012半翼模型诱导叶尖尾迹涡。他们发现旋涡的弯曲度可归因于分离的非稳态特性，这个影响比风动的影响要大。最近，Elsayed等人研究了翼尖旋涡的结构和通用亚音速壁面干涉模拟（SWIM）有平直的和扁平飞机机翼模型的涡流质量的评估，他们发现在空间修正速度场需要更多的可信数据，预测的速度可能导致错误的结论。

在风动旋涡实验中需要关注的一点是旋涡中心线是弯曲的，这会人为的离散时均涡量。Devenport等人并没有设计出消除这些影响的方法，并且在很久以前就认识到旋涡是很敏感的，即便是非常小的侵入式测量工具。选择测量方法时同样要考虑尾迹涡的其他三种特性，分别是涡流中心强烈的不稳定性、涡流中心直径较小以及中心结构。这些特性使得尾迹涡测量除了全域的无干扰式的测量技术之外别无他法。

旋涡扩散指数或Lamb系数已经被用于模拟紊流流场中的旋流结构，平面D 形筒的尾迹，圆柱扰流的尾迹。Zhang等人研究了矩形机翼（NACA0012）的涡

流分布，他们说明了旋涡扩散系数和测出的旋涡切线分量在径向分布之间良好的一致性。

本文采用机翼扫掠角为30°、二面角为5°的锥形飞机机翼，机翼的翼型为NACA23012型。据作者所知，没有与NACA23012翼型相关的PIV研究。实验得到了可靠的数据，用以描述这个有完整圆形后掠机翼尖端后侧的尾迹涡结构。此外，这些数据还被用来评估机翼出口边下游侧12倍弦长范围内的尾流流场的重要特征。研究了Lamb旋涡扩散系数在预测叶尖旋涡方面的性能。此外，瞬态流场将被用于量化旋涡中心的弯曲现象。最后，测量速度分布，以计算诱导滚卷力矩系数，进行换算并以此为近似模拟僚机遭遇尾迹涡做准备。

2 实验环境和实验设备

2.1 风洞

实验在一个封闭的低速风洞内进行。实验段横截面1.5m*2.3m，长6m安装有可移动的透明侧板，视觉效果很好。收缩入口湍流减小和流动不规律之前把蜂巢状的细格栅安装好。这导致一个非常弱的自由流，流向方向湍流强度0.07%，横向湍流强度0.1%和垂直流向湍流强度0.11%。机翼被安装在转盘上，并且垂直延伸到测试部分内。所有的实验风速为12m/s，Rec=2.05×105。

2.2 半跨翼型模型

被用于充当实验扰流器的半跨度翼型模型类似于商业化的飞机机翼。机翼的翼尖为圆形，且后掠，被垂直安装在风洞转盘上。机翼后掠角为30，攻角为5°，断面形状为锥形的NACA23012翼型，有效弦长为0.25m,半跨b/2=0.9m，锥度比为0.25，展弦比为7.2。半跨机翼模型示意图如图1。

模型受到的作用力是通过外部的六个部分的平衡仪来测量的，图2表示的是升力系数随攻角的变化规律。最大的升力系数为0.887，因为在攻角α =4°时阻力系数相当小，为0.012 (1.2%)，无阻力可用于修正。

2.3 PIV实验

所有PIV实验风速均为12m/s，对应的Rec=2.05×105。在尾迹涡研究方面，选择a=4°为合适的攻角。实验测量了机翼下游侧3.17（b/2）位置处的速度在垂直于流动方向的平面上的分速度。

为了照亮流场，从Solo PIV Nd:YAG 120 XT型激光器射出一束激光垂直照向气流。PIV激光图像被记录下来，采用的是FlowSense M2 8-bit CCD型数码相

机，相机镜头为Micro-Nikkor 60-mm型镜头。

坐标原点位为当α=0°时的机翼尖端后缘。X.Y.Z坐标分别与流动方向，翼展方向，横向方向对齐。沿y坐标（翼展方向）的逆时针旋转方向的机翼被认为是有效的。在机翼测量位置的下游会产生一个合适厚度的垂直光片。风洞是由全球性的流动的水雾粒子组成。每一个粒子的有一个特定的的重力，SG=1，并且平均直径为1μm.这些粒子注入下游流动模型，因此它们在达到模型前已经得到充分混合。虽然涡具有强大的离心力，但这些颗粒小到足以遵循流场分布。

两个连续脉冲间的时间间隔是35微秒。因此，示踪粒子能在激光范围内移动36%的激光厚度。这样可以使粒子不移动出激光平面，因此可以减少由示踪粒子大小体积引起的误差。记录下的照片的视图区域尺寸是138.6×102.7毫米，每毫米长度上有11.54个像素，而且在后处理中，在一个32×32像素的矩形窗口内计算二位速度矢量。

图像处理的过程要反复重复三次，使得数据库内有更多匹配的粒子图像，减少偏差错误。分析八个相邻的数据的相关性来寻找最大值。

由于旋涡中心的弯曲带来的影响，应对速度数据进行修正，方法是将许多单个的识别了的示踪粒子的空间位移平均化以确保由此计算出的中心位置与瞬时旋涡中心相符，由此消除弯曲造成的影响。可以认为涡量最大的位置就是这个PIV矢量场中瞬时旋涡中心。这是现在常用的代替旋涡矢量的方法。每个数据区域被速度矢量所代替，然后将被一个公共的旋涡中心位置代替。从这个公共的旋涡中心开始，沿着半径方向计算评估速度，涡量。实验装置安装方式如图3所示。