风洞试验中的一些绕流现象十分复杂，目前理论方法尚不能对这些复杂流动进行完全准确地描述。数值模拟技术尽管在某些飞机设计中已成为主要方法，但由于受多种因素的制约欲完全准确地处理如此复杂的真实流动依然十分困难^[1]，而这些复杂流动恰恰对飞机的气动性能和操控特性有着重要影响，在型号研制过程中往往更需要研究这些复杂流动的流场变化。

随着科学技术的迅速发展，近些年来，新一代流动显示技术如粒子成像测速技术(PIV)、压敏漆技术(PSP)等的出现使流场的测量方法和技术有了很大的进展^[2]。但新兴流动显示方法大多试验操作较复杂，后期的数据处理工作也具有较高的技术要求，目前国内对这些技术在大型风洞中的使用并不十分成熟，很多仍在研究实验阶段。而传统的表面流动显示技术因其操作简单、试验成本低廉等优点作为风洞试验的常规技术至今仍在广泛使用。

常规丝线法是最早采用的传统流动显示技术之一，但因其自身的局限性不能在要求较高的流场显示中使用。荧光微丝显示技术是常规丝线法的改进方法，早在1980年就被Boeing公司首次推出，并逐渐在欧美风洞试验研究中得以推广。2001年美国Mr. Stephen P. Cook与Dr. Jewel Barlow使用荧光微丝技术显示F/A-18E某型号模型的表面流场，试验在NASA的12英尺风洞中进行，所用丝线直径0.15mm，长度30~40mm，试验结果表明使用该技术可有效观察到不同姿态角下模型表面清晰的流动状态，使区域流动分离可视化^{[3, 4]}。上世纪90年代，南京航空航天大学在国内首次对荧光微丝显示技术进行了开拓性研究，成功观察到多种典型机翼流谱，且荧光微丝所得流谱直观、容易判读，能大大节省试验时间，最后证明了粘贴丝线对测力试验结果几乎无影响^{[5, 6]}。然而由于荧光微丝显示技术在实践过程中存在的一些具体技术和应用问题，致使其在国内的风洞试验中未能得以大范围应用。

为发展实用可靠的荧光微丝流动显示技术以进行更为精细的流场特性分析，本文从丝线的制成及粘贴方法、光源及拍摄技术等方面对荧光微丝的具体技术进行了较为全面的研究，并在某大型民机增升装置的流动显示及控制试验中得到了验证。 1 丝线的制成及粘贴 1.1 丝线的制成

常规丝线法的丝线较粗、对气流干扰较大，一定程度上影响试验结果的准确度和可靠性。荧光微丝显示技术的丝线直径要足够小但又不能影响视觉观察和拍摄效果，这就对丝线的尺寸和荧光性提出了较高要求。同时丝线要尽量柔软，才能对气流有较好的跟随性，能较真实反映流场气流流动。参照文献^{[3, 4]}选择直径及材质较适宜的丝线，如表 1所示。通过反复对比各种颜色荧光粉的观察和拍摄效果，认为黄绿色荧光粉发出的荧光效果较好，因此选择黄绿色荧光粉将表 1所示的丝线制成荧光微丝。

根据直径大小将丝线分为4组，进行观察并照相记录。分别比较S1-1与S1-2、S2-1与S2-2、S3-1与S3-2、S4-1与S4-2这4组丝线的荧光效果，可观察到直径相同的不同材质丝线荧光效果基本相同，说明丝线的荧光效果与材质(棉或涤纶)无关。图 1中左起红色丝线为常规丝线，其余4种为不同直径的棉质荧光微丝(摆放顺序与表 1相对应)，分别观察在普通光照下与紫外灯照射下的视觉效果。不难看出与常规丝线相比，荧光微丝在紫外灯照射下视觉直径明显增大，且直径越大荧光效果越明显。在研究材质对试验结果影响时发现风速较低时相同直径的棉质比涤纶更容易随气流摆动，这是因为涤纶丝线材料本身的弹性模数较大，在丝线长度较短时显现刚度较大、柔软度不够^[7]。根据以上分析考虑荧光效果、材质、直径几个主要影响因素，认为S3-1最合适。

图 1 常规丝线与不同直径的荧光微丝对比图 Fig. 1 Comparison between common tuft and fluorescent mini-tufts of different diameters

图选项

粘贴前要对荧光微丝进行一些必要的处理：利用柔软剂对丝线进行柔化处理，进一步增强丝线的柔软度，并能使丝线表面变得更加顺滑，减少出现抽丝及相邻丝线相互缠绕的情况；通过抗静电处理，防止试验中丝线与气流摩擦时产生静电，避免丝线相互吸附或吸附于模型表面。 1.3 粘贴技术

试验模型表面通常较光洁，而固体粘贴剂和液体粘贴剂极易影响模型表面的粗糙度甚至改变模型的局部外形。经过大量的试验尝试，最终采用特制的厚度仅为10μm、宽度为10mm的超薄胶带粘贴丝线，其表面光洁度与模型表面基本一致，能够较好保持模型的表面精度，且由于其厚度远小于边界层厚度，对流场的影响可以忽略。

对于给定的试验条件，不同规格的丝线均存在其最小丝线长度，试验中需要根据具体试验条件确定丝线的预留摆动长度。经风洞吹风试验证明，前文中S3-1号丝线其粘贴后预留摆动长度一般不可小于30mm。粘贴的密度需视模型尺寸大小以及所要观察的区域流场特征而定，若只关注模型大范围内的一个整体流态则丝线可贴布较稀，而对于重点关注区域则需丝线尽可能短、粘贴密度尽量大一些。 2 光源及拍摄技术 2.1 光源的选择

利用紫外光源照射丝线发出荧光，要求紫外线波长与丝线所含的荧光物质的吸收波峰相匹配。研究表明荧光物质在长波紫外线(波长为320~400nm)照射下会发出一定的可见光，其中波长为365和395nm紫外光所产生的荧光效果较其它更明显。通过表 2中几种不同的紫外线灯，研究主波长及功率对荧光效果的影响。

试验发现G1-1与G1-2号紫外灯功率很大，但产生的荧光效果并不理想，且对散热技术要求较高；波长为395nm的G2-1、G2-2、G2-3荧光效果明显好于波长为365nm的G1-3、G1-4；值得注意的是G1-3与G2-1相比较，功率大的G1-3其荧光效果却不如G2-1明显。经分析发现：紫外光源功率过大时所含可见光过多，严重影响所观察的荧光效果，如要使用需进行可见光过滤；紫外灯的主波长比功率对荧光效果的影响更显著；提高荧光微丝的发光效率及采用匹配波长的紫外线，可降低所使用光源的功率。与本次试验所选荧光物质相匹配的紫外光，波长395nm比365nm更合适；功率为100W的G2-3号荧光效果最佳，但因其功率过大、紫外线对人体损伤严重不建议使用。因此，G2-1、G2-2适合用于试验。 2.2 拍摄技术

为增强拍摄效果，使用高清数码相机和高清数码录像机进行流场显示的拍摄，研究各项参数对拍摄效果的影响。由于紫外光源发出的光线中含有较多的紫光，会对现场荧光加以遮饰，所以首先要调节色温过滤大量的紫光，光圈、曝光时间等要根据具体试验条件及所观察流动状态确定。试验时在风洞外进行拍摄，保证照相机与紫外光源入射方向呈锐角，以免出现反光影响拍摄效果，并随模型迎角的改变进一步调整光源入射方向和拍摄角度。周围环境不宜太亮以免影响观察和记录，拍摄时关掉洞内照明灯，并用遮光布阻挡洞外可见光的进入。 3 试验验证 3.1 试验风洞及模型状态

试验在西北工业大学NF-3低速风洞三元试验段中进行，试验段横截面长12m、宽3.5m、高2.5m，最大风速可达90m/s。试验模型为某大型民机半模，模型缩比为1∶10。为研究增升装置^[8]的复杂几何构型对该半模翼面流场的影响，进行了大量的流动显示试验。试验中模型机翼分别为巡航构型和着陆构型，并带有短舱和导流片，试验雷诺数Re=1.7×10⁶。机身下方插入边界层垫块以减小模型和风洞壁面边界层互相干扰，垫块高度55mm。 3.2 不同流场的荧光微丝流谱显示

图 2为不同迎角时模型巡航基准状态下机翼上表面外侧接近翼尖处的流场荧光微丝流谱图。现观察各图中同一区域丝线的状态(图中用矩形区域标注出，其中展向3条荧光线分别对应30%、50%和70%弦长)。图中每一根丝线的流动状态清晰可辨，迎角为0°时丝线顺气流紧贴模型表面，表明为附着流；迎角为12°时所有丝线均呈现“倒钩状”，说明发生了严重分离；迎角为10°时除大部分“倒钩状”丝线还有少数微丝尾部出现些许模糊，说明此处有轻微分离^{[5, 6]}。由图中可以看出流动附着、失稳和分离状态区别清晰、易于判读，同时各种流态分界明显，可读出各种状态的大致范围(如3.4节)，易于进行流场的分析并和测力、测压结果进行比较。

图 2 机翼上表面外侧荧光微丝流谱(巡航构型、Re=1.7×106) Fig. 2 The fluorescent mini-tufts flow patterns near the wingtip on the upper surface of the wing (cruise configuration、Re=1.7×106)

图选项

为验证荧光微丝能否真实显示流场，分别采用荧光微丝法和荧光油流法显示模型巡航构型时的流谱，对结果进行比较。由摄像结果可清楚观察到机翼上表面翼尖段的流动状态：当模型迎角为9°时，如图 3(a)所示，机翼外侧区域气流几乎全部为附着流，只有机翼后缘出现轻微分离；当迎角为10°时翼面开始出现大面积的分离，随着迎角的增大分离区逐渐扩大，并且分离越来越剧烈；迎角为11°时如图 3(b)所示，荧光微丝显示的大范围分离区恰与荧光油流下方没有明显油迹线以及上方的油积区相对应。说明荧光微丝显示结果与荧光油流结果一致，表明荧光微丝技术可较准确显示流场信息。

图 3 机翼上表面外侧荧光微丝与荧光油流显示流谱对比(巡航构型、Re=1.7×106)Fig. 3 The contrast between fluorescent mini-tufts flow patterns and fluorescent oil flow patterns near the wingtip on the upper surface of the wing (cruise configuration、Re=1.7×106)

图选项

为考查荧光微丝显示结果与测力试验结果的相关性，我们进行了对比试验。模型为着陆构型，使用角度块调整前缘缝翼与固定翼之间的角度，其中靠近机身内侧的角度块分别安装在不同位置A、B，如图 4(a)、5(a)所示，将前缘襟翼固定在相同的角度。在2种状态下分别进行了流动显示和测力试验，分析角度块位置对试验结果的影响。图 6为进行阻塞和升力效应修正后的测力结果，为说明方便，流动显示试验结果也统一使用修正角度。

荧光微丝试验结果如图 4、5所示。图 4中角度块安装在位置A，迎角为12°时除翼根接近后缘处有不明显的轻微抖动，其它位置几乎均为附着流；迎角为13°时局部区域的丝线开始呈现出明显的摆动，甚至出现少许“倒钩状”，表明该区域出现局部分离，经 测量约占图中粘贴丝线区域面积的9.8%；迎角为 14°时分离区扩大至约19.8%。由图 6的升力曲线可以看出，由于表面分离区的出现，在迎角12°左右即出现失速，但是由于分离区变化缓慢未造成升力系数的剧烈变化。角度块安装在位置B时，图 5显示直到迎角为17°时机翼的翼根处才出现了轻微的流动分离特征，迎角为18°时很快便有约51.5%的区域出现分离，迎角为19°时分离区继续增大至69.5%。由升力曲线可以看出，当内侧角度块向内移到B位置时，失速迎角为17°，之后升力系数有突然的变化。

图 4 机翼上表面内侧荧光微丝显示流谱(着陆构型、角度块在A位置、Re=1.7×106)Fig. 4 The fluorescent mini-tufts flow patterns near the root section on the upper surface of the wing (landing configuration、the angle block in the A position、Re=1.7×106)

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图 5 机翼上表面内侧荧光微丝显示流谱(着陆构型、角度块在B位置、Re=1.7×106)Fig. 5 The fluorescent mini-tufts flow patterns near the root section on the upper surface of the wing (landing configuration、the angle block in the B position、Re=1.7×106)

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图 6 模型角度块对升力曲线的影响(着陆构型、Re=1.7×106)Fig. 6 The influence of angle blocks on lift curves (landing configuration、Re=1.7×106)

图选项

通过上面的分析可以看出，试验模型角度块的位置对流动影响较大，选择角度块的合适位置可对翼面分离起到延缓作用，从而增大失速迎角。同时可以看出荧光微丝流谱和测力结果相对应，并很好地解释了测力结果，为试验结果的分析提供了重要依据。 4 结 论

进行了荧光微丝法在大型低速风洞中应用的一些关键技术问题研究，包括丝线的制作、粘贴方法的研究、光源的选择、照相摄像的方法等。研究结果表明：

(1) 所发展的方法效果好、效率高、结果精确，可 以有效地应用于大型风洞的较高精度要求的表面流 动显示试验中。

(2) 不同迎角下进行风洞试验，模型机翼上表面丝线的流谱清晰直观、区别明显，不同流动状态易于判读，并可以进行各种流动状态范围的较精细划分。

(3) 与荧光油流试验对比，同一工况下流谱较一致，说明荧光微丝技术可较准确显示流场。与测力试验结果对比发现，流动显示试验结果和测力结果相对应，并很好地解释了测力结果，为试验结果分析提供了重要依据。