PIV方法测量NACA23012翼型尾迹涡结构的演化过程.doc

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(v20spans)、涡流(v200spans)和衰退(v500spans)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，也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也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，也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也三种特性，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 之外别无也法旋涡扩散指数或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=2.05x1052.2 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a=4°时阻力系数相当小，为 0.012 (1.2%)，无阻力可用于修正£.*.4.2o o o o oXT5Z■二云住」200323 D wiftj七.4 一 /恥--5 0 5 10 15 20AdeIu E ult^L. O. dcyFig. 2・ Cciefficienl: t)f lift 廿 functicn of ongle of atti>c；k2.3 PIV 实验所有PIV实验风速均为12m/s，对应的Rec=2.05xl05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a=0°时的机翼尖端后缘。

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lym.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138.6x102.7毫米，每 毫米长度上有11.54个像素，而且在后处理中，在一个32x32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OCT GamsraHalf wirg mdelLitiht £ Jiea thdliVAG Laser & Li gibt flh^AT fiptLeiiFig. 3・ P1V t-xpericnent. setup乍Lm帥阿础witn tracer □artiGls% ”通过 PIV 方法测试出的速度包含有大量的误差数据本文中，借助分析统 计翼型攻角和距离上的误差来评估这种不确定带来的影响在 PIV 对平均速度 测量结果的误差统计中，速度的均方差为 0.527m/s这里做了四个算例，使Vi = ±0.1633m/s的置信度在95%翼型攻角的偏差通过影响涡流的传播的方 式使切向速度分量发生偏差叶根部分的升力系数对翼型攻角的敏感度计算方法 为：= 0.08.可以通过以下方式转变为对流量的敏感度：3匚/% 二 i/lV^cOQ/Oa此外，还可以进一步将其转换为对正切速度分量的敏感度：dV^/da = 1 /27rr攻角的误差是±0.05°，因此，由此可算出正切速度分量的误差是±0.1425°。

相比较而言，由位移引起的速度误差可被表述为：AAX'/AX = pix/齐）=0」667 pix.所有可以认为位移的误差为0.014445mm，这将会是速度产生0.4128m/s的误差，将其加权到速度总误差里，得到速度误差为±0.466m/s，因此，涡量误差 为 ±336.1025s 13 结果和讨论通常，漩涡轨迹尖端从翼型尖端回转，并且是趋向于下游翼型下沉和转动 最早的阶段，漩涡层演变驱使漩涡尖端上移到翼型的吸力面，并遵循一个螺旋路 径图4显示了在X-Y和X-Z平面上的翼型尖端漩涡轨迹一个典型的激发型 漩涡被认为在附近及延伸区域(在翼型背面达到10平均弦长)区域x/(b/2)=0到-iiihon.os o.iz/i：IV2) 十 十—3.1 速度矢量和漩涡等值线图5表示了速度矢量和标准化的涡流等值线，,(b/2)在几个下游位置，攻 角为a= 4°的翼尖漩涡对于所有下流位置除了 x/(b/2)=0.277，涡流呈现了一种 统一间隔的轴对称形状，表明了一种完整达到的阶段在x/(b/2)=0.277，漩涡的 小不同在于漩涡输出层和主要漩涡中心，这些导致了一种靠近翼尖漩涡中心的非 对称性的漩涡分布。

一个完全上升的涡流可以被理解为机翼后弦的下游的三个平 均气动翼弦这与Green和Acosta、Arndt、和Shekarriz所做的测试报告一致;所有显示上旋应该从本质上完全不同的翼型几何图形(矩形有着圆形的尖端，椭圆的，有着方型尖角的矩形，后掠梯形)在2-3弦的机翼尾缘高峰值逐渐减小涡度与下游的距离，它是一个指示的漩涡扩张随着下游，如 图 5 所示在每种情况下，涡量逐渐减小的最高的中心(内侧中心的漩涡)，接近零的外层部分的漩涡0 GIH (M：4 0.06 0 O.(E O-iM 0 加z/iJb/2) z/(hQh(c? i? - 4L and ^-2.05x10^- 1.5 5 lift 1/W3 -15-tlD2 C Q4U J1CQ a nm nnizA.h/2) 点迥(d' a = rind 臨=W>：ltfjiqbZ2^ = 3.L66 5 aiih = 1156(J.02 O.D«Q.oa aO.Q2 <1.04fe)CT=4aaid ^=205X1(?Figa £ 位如刚站站）3.2 切向速度和中心半径一旦漩涡上卷，就比较容易量。