三角翼标模摩擦阻力测量的高超声速风洞实验与数据确认

引用本文

陈星, 文帅, 潘俊杰, 等. 三角翼标模摩擦阻力测量的高超声速风洞实验与数据确认[J]. 气体物理, 2017, 2(2): 54-63. 复制到剪切板

CHEN X, WEN S, PAN J J, et al. Delta wing model skin friction measurement test and data confirming in hypersonic wind tunnel[J]. Physics of Gases, 2017, 2(2): 54-63. 复制到剪切板

基金项目

国家自然科学基金（11272301）

作者简介

陈星(1979-) 男, 河南焦作, 中国航天空气动力技术研究院研究员，主要从事高超声速实验空气动力学研究. 通信地址: 北京7201信箱14分箱(100074). E-mail: chenxing0234@sina.com.

文章历史

收稿日期：2016-09-11
修回日期：2016-10-15

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三角翼标模摩擦阻力测量的高超声速风洞实验与数据确认

陈星, 文帅, 潘俊杰, 姚大鹏, 毕志献

中国航天空气动力技术研究院，北京 100074

收稿日期：2016-09-11；修回日期：2016-10-15

基金项目：国家自然科学基金（11272301）

作者简介：陈星(1979-) 男, 河南焦作, 中国航天空气动力技术研究院研究员，主要从事高超声速实验空气动力学研究. 通信地址: 北京7201信箱14分箱(100074). E-mail: chenxing0234@sina.com.

摘要：描述了剪切敏感液晶涂层（shear-sensitive liquid crystal coatings，SSLCCs）在高超声速风洞中针对三角翼标模进行表面摩擦阻力（简称摩阻）测量的应用情况.建立了基于剪切敏感液晶涂层光学测量系统，在中国航天空气动力技术研究院FD-07风洞中进行了三角翼摩阻测量实验，给出了三角翼表面摩阻分布数据，表明流场结构的复杂.实验结果证明了此方法进行高超声速摩阻测量的可行性，有效解决了在高超声速流场条件下表面摩阻预测的难题，具有重要的应用价值.

关键词：剪切敏感液晶涂层剪切应力测量平板三角翼高超声速流场

Delta Wing Model Skin Friction Measurement Test and Data Confirming in Hypersonic Wind Tunnel

CHEN Xing, WEN Shuai, PAN Jun-jie, YAO Da-peng, BI Zhi-xian

China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China

Abstract: A creative application of global skin friction measurement based on shear-sensitive liquid crystal coatings(SSLCCs) for delta wing in hypersonic wind tunnel was described in this paper. A SSLCCs optical measurement system was built and some experiments were performed in FD-07 hypersonic wind tunnel of China Academy of Aerospace Aerodynamics(CAAA). Global skin friction distributions of delta wing which show complicated flow structures were discussed. The experiments prove the SSLCCs method practicable, and it valuably solves the hard technological problem of skin friction measurement in hypersonic flow condition.

Key words: shear-sensitive liquid crystal coatings shear stress measarement plate delta wing hypersonic flow

引言

摩擦阻力(简称摩阻)在高超声速飞行器总阻力中所占比例较大, 对飞行器气动力气动热性能有很大影响.作为流体力学的一项基础工作, 摩阻预测研究受到世界各国研究机构的重视.对于CFD计算来说, 摩阻预测仍然非常困难, 迫切需要通过风洞实验数据进行参考和验证, 为此开展了三角翼标模摩阻测量风洞实验研究.

摩阻测量也是风洞实验领域的一项难题, 国内外研究机构发展了一些风洞测量方法, 如摩阻天平测量光学测量位移测量热线测量Preston管测量和基于MEMS(micro-electro mechanical systems)技术测量等^[1-7].液晶涂层光学摩阻测量技术是利用剪切敏感液晶涂层(shear-sensitive liquid crystal coatings，SSLCCs)在剪切作用下反射不同波长可见光的特性测量表面剪切应力矢量分布, 属于非接触光学测量方法, 既能给出摩阻分布定性显示图像, 也能够定量测量表面剪切应力的大小和方向, 对于摩阻预测研究及飞行器的气动性能设计具有十分重要的应用价值.美国NASA的Ames研究中心日本Niigata大学等机构对此项技术进行了深入研究, 给出了亚声速条件下的定量结果以及超声速条件下的定性结果^[8-13], 但是缺少高超声速条件下的实验结果.因此我们发展了液晶光学测试技术^[14-15], 用于高超声速风洞摩阻测量.

本课题组应用液晶涂层光学测试方法进行了三角翼模型表面摩阻测量实验, 测量了不同攻角下的表面摩阻分布.实验名义Mach数为5, 模型攻角α为0和10°.本次实验提供了三角翼表面剪切应力矢量分布结果, 通过对实验结果的分析获得了对三角翼模型摩阻特性的细致了解, 为进一步研究高超声速飞行器摩阻特性提供了参考, 并可以为CFD计算的相关研究提供验证和参考.

1 三角翼标模摩阻测量实验方案 1.1 实验条件

实验在FD-07高超声速风洞中进行, FD-07风洞是暂冲下吹自由射流式风洞, 如图 1所示, 喷管出口直径Φ为0.5 m, 实验的Mach数范围为5~8.实验气流参数如表 1所示.

图 1 FD-07常规高超声速风洞 Fig.1 FD-07 hypersonic wind tunnel

下载CSV 表 1 气流状态参数 Tab.1 Nominal tunnel flow conditions

1.2 模型

实验模型为平板三角翼外形, 模型总长为350 mm, Re_L= 4.05×10⁶, 头部和侧缘半径R=3.5 mm, 材料为超硬铝, 表面经过阳极化及烤蓝工艺处理, 呈现亚光黑色, 用于提高液晶颜色的辨识度.三角翼模型后掠角为75°.模型按上下两面分为迎风面和背风面.迎风面为平面, 如图 2所示；背风面为平面上增加了一个半锥/柱段, 用于与支杆连接.液晶实验只在迎风面进行, 可认为在攻角α为0和10°时背风面不影响迎风面流场.

图 2 平板三角翼模型设计图 Fig.2 Delta wing model scheme

1.3 测量方法与测试系统

实验应用液晶光学摩阻测量方法, 测量原理基于剪切敏感液晶材料在感受不同大小和方向的剪切应力时会反射不同波长光线的特性.液晶拥有螺旋状的分子排列结构, 并能表现出固体和晶体所具有的光学特性.在白色光垂直照射下, 液晶涂层反射可见光的波长与螺距成比例.当外界温度或施加应力等因素变化时, 液晶涂层内的分子排列结构会发生变化(螺距螺旋轴倾角改变), 液晶涂层会呈现出不同的颜色, 并具备极强的方向性.

剪切敏感液晶的颜色变化不但与受到的应力大小有关, 而且与应力方向有关.当液晶涂层受到一定的剪切应力时, 涂层任意点上最明显的颜色变化必须在与应力方向重合且顺着应力的方向上才能观测到.对液晶涂层施加切向的喷流作用, 在波长为400~700 nm的白色光垂直照射下利用相机对涂层进行拍摄.当顺着喷流方向进行观测时, 液晶涂层具有非常丰富的颜色分布；而逆气流观测时, 基本看不到颜色变化.剪切敏感液晶涂层在气流剪切作用下表现出的独特的高度方向性的颜色变化特性使其在全表面的摩阻分布显示和测量上得到应用.

基于剪切敏感液晶材料特殊的反射特性, 剪切敏感液晶涂层技术非常适合用于剪切应力的测量和流动显示.它能同时给出整个测量面的剪切应力分布, 针对一些复杂流动也能捕捉到很多细微信息, 例如对边界层转捩的监测.

利用上述剪切敏感液晶的光学特性可以定量测量模型表面剪切应力矢量分布.将液晶材料喷涂到模型表面, 形成均匀的薄涂层, 不会改变壁面形状.利用常规的剪切应力点测量技术(例如摩阻天平)对液晶涂层进行标定, 得到色相值Hue和应力τ的关系曲线, 即Hue~τ曲线.其中, 色相值属于Munsell色彩坐标系, 表示不同的颜色, 与可见光波长有一一对应关系.通过光学测量系统对气流剪切作用下的液晶涂层进行多角度(相机的投影面内角度, Ф_c)拍摄, 得到涂层颜色变化图像.对图像进行计算, 获取涂层每一点在所有拍摄角度下的色相值.对于模型表面任意一点, 将其所有的色相值和投影面内角度进行Gauss拟合, 得到Hue~Ф_c曲线.拟合曲线上色相最大值Hue_max对应的投影面内角度就是这一点的应力方向, 将Hue_max带入到标定曲线即可得到应力的大小.将图像所有点按上述方法进行处理即可得到全场的表面剪切应力矢量分布.

利用液晶涂层进行摩阻测量需要搭建专门的测量系统, 包括照明图像采集控制系统等, 图 3和图 4分别为测量系统示意图和实物图.

图 3 测量系统示意图 Fig.3 Schematic illustration of measurement system

图 4 测量系统实物图 Fig.4 Photograph of measurement system

通过计算机对图像采集设备进行监测和控制, 可以实时地观测液晶涂层的颜色变化, 并对采集设备进行相应的调整.每次实验时, 利用Macbeth彩色板对照明图像采集系统进行标定, 将色彩误差控制在一定范围内.实验完成后, 将获得的图像输入到计算机, 用于图像的后处理.

2 数据采集与处理方法 2.1 图像采集方法

实验开始时, 通过同步触发控制器控制6台相机进行同步采集, 采集帧速设置为30 fps, 进行连续采集, 可获得整个实验过程中的颜色变化图像, 图像为分辨率1600×1200的R/G/B 3通道24位位图.

2.2 数据处理方法

获得6台相机拍摄的图像序列后, 需要进行多个数据处理步骤:

(1) 图像畸变校正

相机镜头会引入光轴偏移和透镜畸变, 造成成像失真, 影响后续的处理, 需要对图像进行畸变校正.采用棋盘标定方法对相机进行标定, 获得相机的内参数矩阵, 根据参数矩阵对图像做几何变换, 从而去除畸变获得真实的图像.

(2) 图像配准

由于相机的拍摄角度不同, 模型在图像中位置会有差异, 为进行后续的摩阻计算, 需要对图像进行配准.由于液晶图像拍摄角度差较大, 变形严重且内容复杂, 配准难度高.通过对多种配准方法进行研究, 提出基于图像特征的局部加权平均配准方法, 经验证此方法配准效果最好, 配准精度达到像素级.

(3) 图像颜色校正

为保证6台相机的颜色一致性, 需要对图像进行颜色校正.采用标准色板方法对图像进行校正.首先拍摄标准24色板, 然后进行图像配准, 并提取各色块色相值, 把色相由小到大排序, 最后采用多项式拟合方法对图像颜色进行校正.校正前6台相机的平均色相差约为2.3 (色相值为0~359之间的颜色量化数值), 校正后色相差小于1, 进一步提高了测量精度.

(4) 剪切应力矢量拟合

经过之前图像处理后, 对图像进行色相值计算.在Munsell颜色坐标系当中, 颜色由亮度/色相/饱和度3个值描述, 这里关心的是颜色的变化, 即色相Hue. RGB图像的色相值可通过R, G, B值算出:

${\rm{Hue = }}\left\{ \begin{array}{l} {\rm{caccos}}\left( {\frac{{2R-G-B}}{{2{{\left( {R-G} \right)}^2} + \left( {R - B} \right)\left( {G - B} \right)}}} \right), G \ge B\\ 2\pi - \arccos \left( {\frac{{2R - G - B}}{{2{{\left( {R - G} \right)}^2} + \left( {R - B} \right)\left( {G - B} \right)}}} \right), G < B \end{array} \right.$

将各个方向上观测的Hue值进行Gauss曲线拟合, 得到代表应力大小的Hue_max及方向Φ_τ, 结合标定得到的Hue~τ曲线, 即可得到模型表面剪切应力矢量分布的定量结果.

3 表面摩阻数据分析与确认

图 5(a)为喷涂了液晶涂层的模型原始图像, 可观察到涂层整体颜色均匀, 在无剪切应力作用时涂层呈暗红色(色相值偏低, 约10左右). 图 5(b)为M=5三角翼在攻角α=0°的实验过程中液晶涂层图像, 从图中可以看出:三角平板前段靠近侧缘区域以及中心线附近的涂层颜色显橘红色, 而头部侧缘以及后段三角形区域显绿色(色相值明显变大, 约80).图像直观地给出了模型表面剪切应力分布的特性.根据涂层显色与剪切应力大小的对应关系, 靠近侧缘的橘红色区域剪切应力较小, 而后段三角形绿色区域剪切应力显著增大, 说明边界层发生了转捩现象. 图 5(c)为三角翼迎风面攻角α=10°时的液晶涂层图像, 其颜色分布整体特性与α=0°时类似, 在后段两侧出现了剪切应力增大的蓝绿色区域.而α=10°时涂层整体颜色较α=0°时偏蓝, 表明该状态下模型表面的剪切应力更大, 并且该状态下涂层颜色更为多样, 呈现了橘红暗黄绿蓝青等不同颜色.同时可以观察到两侧的转捩位置更靠近侧缘, 湍流区更大.中心线附近区域的涂层颜色沿气流方向从前往后由橘红色变为绿色, 转捩位置比两侧靠后.

图 5 三角翼表面液晶图像 Fig.5 Surface LCCs images of delta wing model

为验证液晶技术的可靠性, 使用相同外形的钢制模型进行了油流表面流动显示实验, 对实验结果进行了分析和比较, 图 6给出了α=0°时油流实验照片, 实验的流场参数和状态与液晶实验相同.从图中可以观察到, 三角平板侧缘附近油剂残留较多, 说明所受剪切应力较小；而中心区域内油剂残留较少, 且呈三角形, 说明所受剪切应力较大；且可观察到清晰的分界线, 与液晶实验的结果一致, 进一步验证了剪切敏感液晶流动显示技术的可行性与剪切敏感度.

图 6 三角翼表面油流照片(α=0°) Fig.6 Surface oil flow image of delta wing model (α=0°)

通过数据处理得到各个状态下的模型表面剪切应力分布云图及数据, 见图 7及表 A1. 图 7中箭头代表当地剪切应力矢量, 可明显看出局部区域的流动方向, 云图上不同颜色代表不同的剪切应力大小, 从应力变化的幅度可以判断附面层是否发生转捩.如图 7(a)所示, 攻角为0°时模型表面由头部及侧缘出现的扰动导致附面层发生转捩, 从前至后逐渐形成一个三角形湍流区, τ从层流区到湍流区增大3~5倍, 这是一个典型的三角翼附面层转捩现象.

图 7 三角翼表面剪切应力矢量分布图 Fig.7 Shear stress vector distributions of delta wing model

4 结论

本课题组发展了高超声速液晶光学摩阻测量技术, 建立了光学测试系统和数据处理软件平台, 解决了多角度光路设计图像配准等关键问题, 在FD-07风洞中对后掠角为75°的三角翼标模进行了表面摩阻测量实验研究, 给出了M=5时0和10°攻角下的测量结果, 拍摄的图像清晰, 颜色差异明显, 可直观地判断边界层转捩.给出了三角翼表面摩阻矢量分布, 可为CFD摩阻预测提供数据参考和验证.应用油流技术进行了对比分析, 证明液晶技术可作为一种有效的常规高超声速风洞表面摩阻测量和流态诊断手段.

附录A:三角翼模型摩阻测量实验数据集

在三角翼模型迎风面摩阻测量结果(见图 7)中均匀提取出一定量的数据点(提取间隔为16 mm, 数据点位置示意图见图 A1), 表 A1为这些数据点的坐标对应的摩阻大小及方向定量结果.表 A1中各参数定义如下:

图 A1 数据点分布示意图 Fig.A1 A1 Data points locations scheme

表 A1 三角翼表面各点摩阻测量值 Tab. A1 Local skin friction measurement values of some points on delta wing surface

measured points	X/mm	Z/mm	α=0°		α=10°
measured points	X/mm	Z/mm	C_f	angle/(°)	C_f	angle/(°)
1	16	96	0.00245	-1.70	0.00403	5.69
2	32	96	0.00125	20.57	0.00181	5.81
3	48	96	0.00097	16.68	0.00088	9.98
4	64	80	0.00031	-22.57	0.00317	-19.06
5	64	96	0.00092	19.26	0.00047	6.66
6	64	112	0.00270	31.28	0.00506	41.03
7	80	80	0.00016	-26.00	0.00263	-17.74
8	80	96	0.00089	17.91	0.00036	3.99
9	80	112	0.00053	21.97	0.00361	12.09
10	96	80	0.00016	-24.98	0.00238	-17.76
11	96	96	0.00086	16.45	0.00023	1.58
12	96	112	0.00013	30.85	0.00267	10.73
13	112	80	0.00019	-19.09	0.00234	-15.18
14	112	96	0.00080	11.32	0.00025	-1.18
15	112	112	0.00006	26.38	0.00223	9.56
16	128	64	0.00037	-9.92	0.00305	-6.97
17	128	80	0.00026	-17.39	0.00242	-13.42
18	128	96	0.00074	11.90	0.00030	-3.37
19	128	112	0.00010	21.84	0.00224	8.12
20	128	128	0.00315	-41.40	0.00499	22.78
21	144	64	0.00018	-16.55	0.00282	-7.54
22	144	80	0.00051	-10.31	0.00256	-11.26
23	144	96	0.00068	10.90	0.00044	2.54
24	144	112	0.00025	20.00	0.00269	4.83
25	144	128	0.00054	24.75	0.00340	3.25
26	160	64	0.00027	-7.28	0.00333	-6.04
27	160	80	0.00156	-1.84	0.00271	-9.63
28	160	96	0.00055	2.92	0.00085	-1.10
29	160	112	0.00062	12.94	0.00357	3.58
30	160	128	0.00020	21.93	0.00308	4.58
31	176	48	0.00268	35.74	0.00480	-3.83
32	176	64	0.00058	-1.79	0.00434	-3.79
33	176	80	0.00302	1.89	0.00354	-5.59
34	176	96	0.00083	-1.31	0.00208	0.78
35	176	112	0.00234	10.41	0.00463	1.02
36	176	128	0.00022	18.50	0.00383	2.70
37	176	144	0.00274	-49.96	0.00756	64.82
38	192	48	0.00055	-2.26	0.00335	-4.10
39	192	64	0.00132	-0.09	0.00557	-2.32
40	192	80	0.00339	2.69	0.00460	-2.97
41	192	96	0.00135	2.68	0.00317	1.27
42	192	112	0.00316	3.54	0.00573	0.59
43	192	128	0.00045	5.46	0.00491	0.86
44	192	144	0.00275	-28.26	0.00504	8.91
45	208	48	0.00036	-1.17	0.00352	-5.04
46	208	64	0.00308	0.47	0.00598	-1.35
47	208	80	0.00347	3.25	0.00544	-3.29
48	208	96	0.00194	-0.17	0.00375	0.96
49	208	112	0.00343	2.15	0.00607	0.52
50	208	128	0.00101	8.47	0.00556	-0.75
51	208	144	0.00049	14.43	0.00348	0.65
52	224	48	0.00047	0.39	0.00502	-2.81
53	224	64	0.00346	1.73	0.00594	-2.00
54	224	80	0.00346	2.81	0.00585	-2.57
55	224	96	0.00250	1.60	0.00414	0.78
56	224	112	0.00351	1.36	0.00594	-0.13
57	224	128	0.00295	5.09	0.00565	-0.21
58	224	144	0.00036	14.43	0.00366	5.73
59	240	32	0.00146	16.65	0.00399	-1.51
60	240	48	0.00103	2.35	0.00580	-2.60
61	240	64	0.00347	2.22	0.00568	-1.74
62	240	80	0.00339	2.65	0.00570	-2.00
63	240	96	0.00236	1.71	0.00421	0.64
64	240	112	0.00343	0.63	0.00574	-0.28
65	240	128	0.00344	2.89	0.00567	0.28
66	240	144	0.00038	8.71	0.00523	2.63
67	240	160	0.00404	-61.88	0.00768	64.58
68	256	32	0.00052	-2.43	0.00368	-4.36
69	256	48	0.00279	0.39	0.00581	-2.57
70	256	64	0.00342	2.42	0.00548	-1.97
71	256	80	0.00337	1.82	0.00546	-1.63
72	256	96	0.00238	1.00	0.00424	0.83
73	256	112	0.00332	1.30	0.00554	0.27
74	256	128	0.00354	1.11	0.00566	0.27
75	256	144	0.00089	4.51	0.00585	-0.12
76	256	160	0.00205	-12.02	0.00491	6.59
77	272	32	0.00038	2.40	0.00519	-3.42
78	272	48	0.00352	0.92	0.00585	-2.50
79	272	64	0.00340	2.92	0.00532	-2.08
80	272	80	0.00334	2.38	0.00533	-2.16
81	272	96	0.00240	2.94	0.00431	1.26
82	272	112	0.00340	1.32	0.00531	-0.06
83	272	128	0.00353	1.06	0.00551	0.65
84	272	144	0.00274	4.10	0.00582	0.67
85	272	160	0.00045	10.28	0.00381	3.45
86	288	32	0.00067	4.27	0.00629	-2.51
87	288	48	0.00362	2.43	0.00569	-1.60
88	288	64	0.00329	2.15	0.00514	-2.12
89	288	80	0.00323	2.44	0.00522	-2.07
90	288	96	0.00209	4.24	0.00438	-0.10
91	288	112	0.00317	2.34	0.00522	0.32
92	288	128	0.00339	0.92	0.00541	1.10
93	288	144	0.00352	1.49	0.00582	1.03
94	288	160	0.00035	7.64	0.00486	4.13
95	304	32	0.00169	7.00	0.00606	-2.10
96	304	48	0.00347	2.12	0.00550	-2.30
97	304	64	0.00316	2.03	0.00507	-2.23
98	304	80	0.00310	2.09	0.00511	-1.04
99	304	96	0.00205	3.62	0.00439	0.79
100	304	112	0.00305	0.38	0.00508	0.37
101	304	128	0.00319	0.42	0.00532	0.95
102	304	144	0.00358	1.62	0.00578	1.48
103	304	160	0.00051	-0.43	0.00629	0.97
104	320	16	0.00049	2.61	0.00423	-10.33
105	320	32	0.00344	1.25	0.00606	-2.54
106	320	48	0.00337	2.76	0.00535	-2.48
107	320	64	0.00301	3.38	0.00498	-1.14
108	320	80	0.00300	2.77	0.00506	-1.16
109	320	96	0.00207	3.18	0.00438	0.05
110	320	112	0.00295	3.01	0.00506	0.14
111	320	128	0.00315	0.18	0.00515	1.16
112	320	144	0.00354	1.42	0.00558	1.45
113	320	160	0.00141	5.98	0.00607	1.50
114	320	176	0.00147	-9.50	0.00660	4.57
115	336	16	0.00041	9.90	0.00744	-2.18
116	336	32	0.00344	2.53	0.00566	-3.60
117	336	48	0.00306	4.15	0.00513	-2.28
118	336	64	0.00269	3.40	0.00484	-1.31
119	336	80	0.00268	4.22	0.00490	-1.42
120	336	96	0.00182	5.32	0.00449	0.27
121	336	112	0.00272	1.42	0.00491	-0.05
122	336	128	0.00292	2.10	0.00502	1.00
123	336	144	0.00332	0.40	0.00544	1.33
124	336	160	0.00341	1.93	0.00576	4.05
125	336	176	0.00047	6.92	0.00465	0.97

下载CSV 表 A1 三角翼表面各点摩阻测量值 Tab.A1 Local skin friction measurement values of some points on delta wing surface

X：数据点在模型长度方向的坐标, 以模型头部前缘为0, 向后为正, 单位为mm;

Z：数据点在模型宽度方向的坐标, 以图 7中模型下侧为0, 向上为正, 单位为mm;

C_f：数据点当地摩阻系数, 无量纲, 由以下公式得到:

${C_{\rm{f}}} = \tau /\left( {\frac{1}{2}\rho {\upsilon ^2}} \right)$

其中, τ为本次实验获得的本地剪切应力大小, 单位为Pa; ρ为气流密度, 单位为kg/m³; υ为气流速度, 单位为m/s;

angle：数据点当地摩阻方向, 沿X方向为0°, 指向图 7中上侧为正, 下侧为负, 单位为(°).

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