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1、 基于表面压力信息的空间流向涡识别方法 郭江龙，顾蕴松，罗帅，李琳恺南京航空航天大学 航空宇航学院，南京 210016为提高战机在视距内战斗1中的生存格斗能力，要求战机具备过失速机动能力。Herbst2、Francis 和Keesee3指出，过失速机动要求飞机在大迎角飞行状态下能够充分利用其非定常特性。而当飞机处于大迎角飞行状态时，飞行器表面流动的附着与分离、旋涡的生成与破裂以及非对称涡的产生，导致气动力/力矩出现非定常非线性特性，产生颤振、机翼摇滚和航向发散等问题。这种复杂气流可能引起控制舵面失效甚至反效，诱发非指令运动导致战机失控，发生飞行事故。旋涡给飞行安全增加了很多不利因素：如桨涡干扰
2、噪声4-6、发动机地面涡引起的进气旋流畸变7、垂尾抖振8-9、旋转飞行器振荡鸭舵尾涡和尾翼面的干扰引起飞行器非指令运动10。但并非所有旋涡与物面相互作用带来的都是负面影响，旋涡也可以被用来调控流场，从而提升飞行器的气动效率。例如使用流动控制技术改变旋涡强度和旋涡与飞行器表面之间的相对位置，可以抑制气流分离11-12；边条涡和鸭翼涡与主翼相互作用可有效控制机翼绕流，提高最大升力系数13。此外可以使用流动控制技术进行调控，降低旋涡带来的不利影响。例如在飞行器大迎角飞行时，利用前体非对称涡控制技术可以有效抑制细长旋成体背风区涡系造成的随机侧向力和偏航力矩，避免“魔鬼侧滑”现象14-15。旋涡主导了战
3、机大迎角绕流状态及其发展，如何准确预测非定常气动力对飞行器运动状态的影响并加以控制，首先需要感知主导战机绕流的旋涡特性。常规空间旋涡结构识别技术主要依靠空间速度分布信息通过涡识别算法实现，但实际飞行过程测量机体周围速度场存在较大的困难，无法准确识别空间旋涡结构。表面压力测量技术作为研究旋涡与表面相互作用的重要测量手段，其飞行实测技术相对成熟，实现难度较小。因此，基于表面压力信息的空间旋涡识别是未来飞行器进行空间流场感知的一种可行方法。空间绕流在物体表面形成相应的流动结构，不同的流动结构会表现不同的表面压力分布特征。反之亦然，表面压力分布可以反映出与表面相互作用的空间绕流特性，进而推测飞行器的气
4、动特性。陈尹等16研究发现表面压力曲线分布与前缘涡的发展相关，对于80/48双三角翼，通过x/c=0.8 位置的特征截面展向压力积分得到的滚转力矩系数CLsec，在迎角050范围内，与模型整机受力存在相关性，可以反映该模型滚转力矩受力变化。基于此观点，顾蕴松等17给出了一种基于飞行状态感知的智能飞行器设想。在旋涡与表面相互作用的研究过程中，一些空间流动结构与表面压力分布特征之间的函数关系逐渐被建立起来。Wittmer 等18-19研究直升机叶片与流向旋涡的相互作用时发现：垂直于流向的截面压力系数分布近似于高斯分布。Booth20的研究明确表示：周期性变化的流向涡与二维翼型相互作用，沿弦向分布的
5、压力脉动幅值是表面和旋涡之间相对位置的强函数；二维翼型气动载荷的脉动幅值是入射涡强度和表面平均 气 动 载 荷 的 耦 合 函 数。Schreck 和Helin21通过表面压力分布和空间流动测量对超过失速迎角后直机翼表面非定常旋涡流动进行详细描述。Marks 和Sondergaard12通 过 表面 压 力 峰 值 所 在位置表征（折痕法）旋涡发展中涡核中心在表面上投影位置，如图1 所示。上述研究结果表明表面压力分布和空间涡存在关联关系，其他除涡核中心投影位置外的特征未给出明确表征方法。Greenwell 和Wood22通 过 三 角 翼 表面 压 力 估 算前缘涡涡核中心位置和旋涡强度，但未
6、给出实验验证。图1 折痕法判断流向涡涡核中心投影位置12Fig.1 Representations of wall pressure distribution adjacent to vortex12综上所述，流向涡与表面相互作用的相关研究表明：物体表面的展向压力分布特性，是旋涡涡核中心高度和强度对表面共同作用的结果；虽然通过表面压力分布可以判断流向涡涡核的发展轨迹在表面上的投影位置，但由于旋涡强度和高度对表面压力的影响相互耦合，因此通过表面压力分布辨识旋涡的强度和高度位置信息的研究尚不多见。本文旨在发展一种基于表面压力信息的流向旋涡空间位置和强度特征的识别方法。以空间无限长线涡为基本物理模型
7、，并以“镜像涡”理论进行修正，建立基于表面压力信息的空间旋涡识别方法。搭建涡-面干扰试验研究平台，采用风洞试验研究手段，测量表面压力和空间流动结构，验证旋涡识别结果，进行相关性分析和误差分析。以期为感知飞行器周围旋涡流动结构，以及实现飞行器气动力的预测奠定重要的技术基础。1 模型与试验技术1.1 低湍流度风洞相关试验在南京航空航天大学1 m低湍流度回流式风洞进行。风洞开口试验段横截面为1.5 m1.0 m 的长方形，试验段长1.7 m，风洞收缩比为6.25，试验段核心区湍流度=0.08%，稳定风速范围为540 m/s。整体结构如图2 所示。图2 1 m 非定常低湍流度回流式风洞Fig.2 1
8、m unsteady low turbulence recirculation wind tunnel1.2 试验模型平板流向涡发生器弦长c=150 mm，展长l=300 mm，与来流方向夹角定义为涡发生器迎角。涡发生器安装在精密角位移台上，通过控制角位移台转动参数改变流向涡的强度，通过精密电动位移台实现流向涡空间位置的改变。流向涡强度通过在垂直于流向截面对涡量分布积分获得23，选取以涡核为几何中心、边长为2 倍涡核直径（涡核直径选择涡核两侧最大切向速度之间的间距）的范围作为积分范围（图3 中S所示区域），计算公式为式中：为测量区域涡量；S为测量区域。使用基于速度梯度张量特征值的涡识别方法Q准
9、则23捕捉和识别流场的涡结构，选择特征值Q的最大值所在的空间位置作为涡核中心的实际位置。计算公式为涡发生器置于平板上游，转动中心位于涡发生器的c/2 处，与平板前缘之间的距离为c。涡发生器上缘与平板表面高度通过调节精密高度位移台实现，从而改变空间流向涡与表面之间的距离h（见图4，涡核中心与平板上表面的法向距离）。图4 流向涡与表面相互作用试验布局图（俯视图）Fig.4 Experimental setup of streamwise vortexsurface interaction与流向涡相互作用的物面为一金属平板模型，模型弦长300 mm，展长500 mm，两侧布置端板用于减小平板两侧气流
10、三维效应对中心区流动的影响。平板表面布置有测压孔，孔位展向间隔4 mm，弦向位置根据旋涡发展阶段24选择相应的测量位置。测压孔通过测压软管与压力传感器相连接，用于平板表面压力的动态采集。测量坐标系在图4 中标注，坐标原点位于平板前缘中心，x轴沿平板上表面与来流方向一致，y轴指向平板法向，z轴指向平板右弦。1.3 PIV 测试技术粒子图像测速技术（Particle Image Velocimetry，PIV）是一种瞬态、多点、无接触式的激光流体力学测速方法，广泛应用于各类风洞试验流场测量研究工作25。示踪粒子采用有机油雾，平均例子直径小于10 m，使用双脉冲激光照亮粒子，激光平面垂直于气流方向。
11、实验相机使用2 048 像素2 048像素的CCD（Charge Coupled Device）阵列。速度矢量参数计算采用查问域16 像素16 像素，互相关算法空间重叠50%，最大透视误差小于5%。PIV 拍摄两帧照片间隔30 s，采样频率5 Hz，测量截面结果由120 张结果图片计算所得。为研究不同流向涡强度（旋涡发生器角度）以及入射高度h条件下空间结构特征和表面压力分布特征的相关性，在来流条件15 m/s（雷诺数Re=3.21105）的条件下，分别对h=0.1c，0.2c，0.3c，=8，12条件下的流场进行定量测量。1.4 表面压力测量技术表面压力测量采用南京航空航天大学空气动力学实验室
12、研制的GYS-型多通道压力传感器，量程1 034 Pa，测量精度0.3%F.S，测量通道64 个，动态采样率达1 kHz。依托NI 数据采集系统搭建压力测量系统可得平板表面测压点的压力值pi，该点压力系数为Cps，i，计 算公式为式中：ps为实验段静压；为气流密度。2 基于表面压力信息的空间涡识别方法在与流向涡相互作用过程中，物体表面的压力分布受到空间流向涡的影响，当旋涡特征发生改变时，表面压力分布特征也随之发生变化，两者之间存在复杂的映射关系。本文主要基于单涡模型建立物体表面压力分布和流向涡结构特征之间的映射关系，通过表面压力进行流向涡特征识别。流场中由于旋涡存在而产生的速度称为诱导速度（I
13、nduced Velocity）。在不可压、无黏流体中，根据比奥-萨伐尔定律（Biot-Savart Law）无限长涡线所引起的诱导速度场可以看作平面点涡流动，强度为的平面点涡对平面内任意点产生的诱导速度为式中：r为平面内任意点与平面点涡之间的距离。对于流体密度为、速度为V的自由来流，其动压q和无量纲压力系数Cp计算公式为理想不可压流体的定常无旋空气流动的伯努利方程为式中：p为 当 地 静 压；V为 当 地 速 度；p0为 当 地总压。以平板表面为对称面，假设空间内存在一个与流向涡线镜面对称的虚拟“镜像涡”，流向涡线与“镜像涡”对平板表面产生平行于表面的诱导速度（见图5）。结合“镜像涡”理论计
14、算平面内对称面上任意点压力系数为式中：V为对称面上的该任意点的当地速度；h为平面点涡距离对称面的高度；d为平面点涡在对称面上的投影与该任意点之间的距离；0.5为平面点涡强度，见图5。式（8）计算所得平面点涡诱导作用下的对称面压力系数分布如图6 所示。图5 涡-面相互作用中“镜像涡”示意图Fig.5 “Mirror vortex” diagram in vortex-wall interaction图6 平面点涡诱导表面压力系数分布曲线Fig.6 Pressure coefficient induced by point vortex当对称面上任意点（即图5 中测量位置）位于平面点涡在对称面上的
15、投影时，该点的压力系数表现为压力系数曲线的峰值，计算公式为若该任意点与平面点涡在对称面上的投影之间的距离d等于平面点涡距离对称面的高度h，此时的压力系数为比较式（9）、式（10）表明：在理想不可压无黏空气流动中，当该任意点与平面点涡在对称面的投影之间的距离d等于平面点涡距离对称面的高度h时，该点的压力系数是平面点涡在对称面投影位置处压力系数值的25%。因此，在流向涡作用下的表面压力系数曲线中，找到峰值所对应的位置和峰值的25%所对应的位置，此二者之间的距离等于平面点涡距离对称面的高度h（见图7），已知来流速度情况下，再由高度h和压力系数曲线峰值代入式（9）可以获得平面点涡强度。图7 基于表面压力信息的空间涡识别方法示意图Fig.7 Diagram of vortex identification method based on pressure information至此，平面点涡的空间位置特征（平面点涡距离对称面的高度h和平面点涡在对称面的投影位置）和强度特征均可由该平面内对称面的压力分布曲线获得。3 结果分析3.1 涡-面干扰流场特征平面点涡和镜像涡理论是建立在不可压、无黏流体中的无限长涡线模型，因此仍需要对基于表面压力信息的空间涡识别方法在实际应用过程中的有效性和误差进行实验验证。孙之骏等24开展的涡-面干扰实验研究结果表明，与表面相互作用的流向涡的发展状态
