翼型風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究現(xiàn)狀

高永衛(wèi)，魏斌斌，梁 棟

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

0 引言

翼型風(fēng)洞試驗(yàn)的研究內(nèi)容有兩方面。最主要的就是獲得翼型的氣動(dòng)性能，包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)等。除此之外，一些典型氣動(dòng)特征的檢測也是現(xiàn)代翼型風(fēng)洞試驗(yàn)的研究內(nèi)容，比如對轉(zhuǎn)捩位置的檢測等。

翼型風(fēng)洞試驗(yàn)的難點(diǎn)也主要存在于兩個(gè)方面：首先是洞壁干擾控制和修正，主要解決流場相似的問題和數(shù)據(jù)的系統(tǒng)誤差的修正；其次是精細(xì)的數(shù)據(jù)分析技術(shù)，即在有限的數(shù)據(jù)中如何獲得更多信息。

風(fēng)洞試驗(yàn)是建立在繞模型的流場與繞實(shí)物的流場相似的基礎(chǔ)上的，理論上講，流場是否相似取決于單值條件和相似準(zhǔn)則的模擬。單值條件方面有幾何條件、物性條件、時(shí)間條件和邊界條件。相似準(zhǔn)則方面，常用的相似準(zhǔn)則是雷諾數(shù)和馬赫數(shù)。另外，在精細(xì)的試驗(yàn)中，來流湍流度和溫度等作為參數(shù)也需要重點(diǎn)關(guān)注。

本文在資料調(diào)研的基礎(chǔ)上，結(jié)合翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的研究進(jìn)展，對翼型風(fēng)洞、模型、性能測試技術(shù)、模型表面流動(dòng)轉(zhuǎn)捩探測技術(shù)以及翼型試驗(yàn)中洞壁干擾控制與修正技術(shù)的最新進(jìn)展及存在問題進(jìn)行總結(jié)。

1 翼型風(fēng)洞

翼型試驗(yàn)的基本理念是研究無限大展長、等剖面平直機(jī)翼（二維模型）的剖面氣動(dòng)特性。繞模型的流動(dòng)為二維流動(dòng)，即流動(dòng)沒有沿模型展向的分速度。在能源動(dòng)力的限制下，風(fēng)洞設(shè)計(jì)和建造時(shí)試驗(yàn)段的橫截面積是一定的。因此，基于二維流動(dòng)假設(shè)，翼型風(fēng)洞的特點(diǎn)是試驗(yàn)段具有大的高寬比，且具有側(cè)壁吹/吸邊界層控制裝置，可以進(jìn)行翼型模型的靜態(tài)/動(dòng)態(tài)性能測試。為了降低上下壁面的洞壁干擾，擴(kuò)大翼型試驗(yàn)雷諾數(shù)范圍，在不增加動(dòng)力系統(tǒng)負(fù)擔(dān)的情況下，還發(fā)展出了采用可調(diào)節(jié)變形的、無上下壁干擾的柔壁翼型風(fēng)洞。

需要注意的是，風(fēng)洞試驗(yàn)中，大多數(shù)情況下仍不能完全做到雷諾數(shù)和馬赫數(shù)同時(shí)滿足，且翼型試驗(yàn)的雷諾數(shù)往往不夠。目前仍然是以盡量增大風(fēng)洞尺寸、增壓和降溫來增加風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)。翼型試驗(yàn)主要在二維風(fēng)洞中開展，現(xiàn)實(shí)中也有用三維風(fēng)洞開展翼型研究的情形。典型的翼型風(fēng)洞有如下幾座。

美國NASA的N215低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段尺寸為2.1 m×3.0 m，可進(jìn)行大弦長的翼型靜態(tài)和動(dòng)態(tài)試驗(yàn)。NASA蘭利研究中心的0.3 m跨聲速低溫風(fēng)洞（0.3MTCT）[1]，馬赫數(shù)范圍為0.1～0.9，試驗(yàn)段尺寸為0.3 m×0.3 m，模擬溫度范圍在100 ～300 K，模擬雷諾數(shù)可達(dá)3×108/m，該風(fēng)洞的特點(diǎn)是具有自適應(yīng)洞壁，可進(jìn)行翼型的測壓、測力和流場顯示等多種試驗(yàn)。

俄羅斯TsAGI的T-124低速風(fēng)洞[2]，試驗(yàn)段尺寸為1 m×1 m，試驗(yàn)雷諾數(shù)可達(dá)6.9×106/m，該風(fēng)洞為低噪聲低湍流度風(fēng)洞，可用于翼型的流動(dòng)轉(zhuǎn)捩、湍流發(fā)展等研究，可采用表面測壓和光學(xué)測量等研究方法。TsAGI的T-128跨聲速風(fēng)洞[3]：試驗(yàn)段尺寸為2.75 m×2.75 m，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.15～1.7，模擬雷諾數(shù)可達(dá)4×107/m，可進(jìn)行大弦長翼型模型的試驗(yàn)，該風(fēng)洞為變密度風(fēng)洞，試驗(yàn)段具有4面可調(diào)節(jié)的通氣壁，可同時(shí)進(jìn)行多種試驗(yàn)測量方法，可進(jìn)行跨聲速下的抖振研究和高雷諾數(shù)下的轉(zhuǎn)捩研究。

法國ONERA的S3MA風(fēng)洞[4]，試驗(yàn)段最大尺寸為0.8 m×0.76 m，可模擬的馬赫數(shù)范圍為0.1～6.05，最大試驗(yàn)雷諾數(shù)可達(dá)5.4×107/m，具有柔性壁面可進(jìn)行馬赫數(shù)的調(diào)節(jié)，可進(jìn)行翼型的測力、測壓試驗(yàn)，也可以采用紋影和紅外等技術(shù)進(jìn)行流場顯示。

日本JAXA的FWT跨聲速風(fēng)洞[5-6]，試驗(yàn)段尺寸為0.6 m×0.6 m，可模擬的馬赫數(shù)范圍為0.5～1.2，該風(fēng)洞專門進(jìn)行襟翼氣動(dòng)性能研究，可進(jìn)行靜態(tài)和動(dòng)態(tài)的壓力測量以及流動(dòng)可視化研究。JAXA的TWT2高雷諾數(shù)跨聲速風(fēng)洞[7]，試驗(yàn)段尺寸為0.8 m×0.45 m，可模擬的馬赫數(shù)范圍為0.2～1.4，最大雷諾數(shù)可達(dá)1.8×108/m，該風(fēng)洞可進(jìn)行翼型的測力、測壓試驗(yàn)以及流動(dòng)轉(zhuǎn)捩等基礎(chǔ)研究。

西北工業(yè)大學(xué)的NF-3低速風(fēng)洞，二元試驗(yàn)段尺寸為3 m×1.6 m，最大風(fēng)速可達(dá)130 m/s，試驗(yàn)最大雷諾數(shù)可達(dá)7×106/m，可進(jìn)行翼型靜態(tài)與動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，可進(jìn)行翼型的測壓和直接測力試驗(yàn)。西北工業(yè)大學(xué)的NF-6跨聲速風(fēng)洞，二元試驗(yàn)段尺寸為0.4 m×0. 8 m，可模擬的馬赫數(shù)范圍為0.25～1.2，翼型試驗(yàn)的最大雷諾數(shù)為1.1×108/m，具有固定馬赫數(shù)、變雷諾數(shù)的試驗(yàn)?zāi)芰?，由于采用軸流壓縮機(jī)為風(fēng)洞動(dòng)力，結(jié)合現(xiàn)代控制技術(shù)，使風(fēng)洞馬赫數(shù)控制精度達(dá)到0.001，為提高數(shù)據(jù)精度奠定了良好基礎(chǔ)，可進(jìn)行翼型的測壓和流動(dòng)轉(zhuǎn)捩等流動(dòng)機(jī)理的基礎(chǔ)研究。

2 翼型風(fēng)洞試驗(yàn)的分類與相關(guān)測試技術(shù)

按照模型是否運(yùn)動(dòng)和傳感器的不同，翼型風(fēng)洞試驗(yàn)主要可分為靜/動(dòng)態(tài)測壓試驗(yàn)和靜/動(dòng)態(tài)測力試驗(yàn)。

2.1 測壓試驗(yàn)

測壓試驗(yàn)是指采用壓力傳感器采集模型表面壓力的試驗(yàn)。對于靜態(tài)試驗(yàn)，往往在模型上布置靜態(tài)測壓孔，使用壓力掃描閥對模型表面壓力進(jìn)行測量；對于動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，將脈動(dòng)壓力傳感器埋設(shè)在模型表面對模型表面的非定常壓力信號進(jìn)行采集。

2.1.1 靜態(tài)測壓試驗(yàn)

靜態(tài)試驗(yàn)指吹風(fēng)過程中，采集數(shù)據(jù)時(shí)，模型是靜止的，得到的數(shù)據(jù)是定常結(jié)果或時(shí)間平均的結(jié)果。

在測壓試驗(yàn)中，在翼型模型中剖面布置一定數(shù)量的測壓孔（也有多個(gè)剖面的情形），用以進(jìn)行壓力分布的測量。對測得的壓力分布在升力方向積分可以得到翼型的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。壓差阻力可由壓力分布在阻力方向的積分獲得。翼型型阻（包括壓差阻力和摩擦阻力）的測量采用動(dòng)量法，在翼型后緣一定位置處布置尾耙進(jìn)行測量。尾跡積分方法的改進(jìn)與移動(dòng)尾耙的設(shè)計(jì)是型阻測量的研究熱點(diǎn)。

實(shí)際的測試中，尾跡的起點(diǎn)和終點(diǎn)往往不易判斷，影響了數(shù)據(jù)處理的效率和阻力結(jié)果精準(zhǔn)性。魏斌斌等[8]發(fā)明了一種尾跡積分區(qū)域的自動(dòng)檢測方法，可實(shí)現(xiàn)對阻力積分區(qū)域的自動(dòng)檢測，可以提高數(shù)據(jù)處理的自動(dòng)化程度和積分結(jié)果可靠性。

采用移動(dòng)式尾耙也是提高翼型型阻測量水平的有效方法。使用動(dòng)量法進(jìn)行尾跡測量時(shí)，傳統(tǒng)上使用固定尾耙，固定尾耙的總壓孔間距是一定的，限制了阻力測量的精度，尤其是對層流翼型試驗(yàn)而言。在一定的總壓孔間距下，層流翼型小迎角情況下的尾跡區(qū)很小，只有少量總壓管處在尾跡區(qū)內(nèi)，能夠測量尾跡總壓損失的點(diǎn)數(shù)有限，制約了阻力測量精度的提高。區(qū)別于固定式尾耙，移動(dòng)式尾耙采用少量總壓管，通過游測的方式來測量尾跡區(qū)內(nèi)的動(dòng)量損失，提高了阻力測量精度。西北工業(yè)大學(xué)NF-3風(fēng)洞，通過引進(jìn)三維移動(dòng)測量機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)了新型移動(dòng)尾耙，提高了阻力測量精度。NF-3風(fēng)洞新型尾跡測量耙選用風(fēng)速管排管，一只風(fēng)速管可一次性測得尾跡區(qū)的總、靜壓數(shù)值?？紤]風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸、三維移動(dòng)測量機(jī)構(gòu)的技術(shù)參數(shù)和已有翼型模型尾跡的測量結(jié)果，確定NF-3風(fēng)洞的移動(dòng)尾跡測量耙采用11根風(fēng)速管，風(fēng)速管間隔為40 mm，總長為450 mm。分別利用移動(dòng)尾靶與固定尾耙的測量值獲得的積分區(qū)域?qū)Ρ热鐖D1所示。移動(dòng)尾耙的優(yōu)勢在于測量小迎角時(shí)翼型的阻力，此時(shí)尾跡區(qū)內(nèi)的流動(dòng)方向與軸向偏差較小，避免了風(fēng)速管對流動(dòng)方向較敏感的問題。

圖1 移動(dòng)尾耙與固定尾耙測量的尾跡區(qū)對比Fig. 1 Comparison of the wake regions measured by the mobile wake rake and the fixed wake rake

2.1.2 靜態(tài)試驗(yàn)中的轉(zhuǎn)捩位置測量

翼型表面的流動(dòng)受風(fēng)洞來流湍流度、噪聲水平、溫度、振動(dòng)水平以及模型表面光潔度等多個(gè)因素的影響。轉(zhuǎn)捩位置的測量是高性能翼型試驗(yàn)的常選項(xiàng)目。在轉(zhuǎn)捩過程中，壁面摩擦應(yīng)力、溫度、壓力脈動(dòng)等均會(huì)出現(xiàn)急劇變化。根據(jù)轉(zhuǎn)捩過程中表現(xiàn)出來的不同特征，發(fā)展了不同的試驗(yàn)技術(shù)來探測邊界層轉(zhuǎn)捩。

在翼型靜態(tài)邊界層轉(zhuǎn)捩探測試驗(yàn)中，常用的試驗(yàn)方法有熱線風(fēng)速儀法、溫敏涂料法、熱膜技術(shù)、升華法、紅外技術(shù)和脈動(dòng)壓力測量技術(shù)等。早在20世紀(jì)70年代，Knapp等[9]和Lagraff[10]就利用熱線方法研究了亞聲速和高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩。溫敏涂料法是一種非侵入式的測量模型表面溫度的光學(xué)技術(shù)，Costantini等[11]使用溫敏涂料研究了非絕熱表面對轉(zhuǎn)捩的影響，F(xiàn)ey等[12]使用溫敏漆在低溫風(fēng)洞中對高雷諾數(shù)下的轉(zhuǎn)捩進(jìn)行了探測。熱膜技術(shù)是通過測量熱膜傳感器的傳熱變化或電壓輸出水平來識別邊界層的狀態(tài)，Hodson[13]和Zhang[14]通過熱膜輸出電壓與壁面剪應(yīng)力的關(guān)系，進(jìn)一步定義了準(zhǔn)壁面剪應(yīng)力。升華法針對不同的流動(dòng)條件需要合理的選擇溶劑和指示劑，要盡量減小噴涂后指示劑的粗糙度對翼型自然轉(zhuǎn)捩的影響。盡管該方法比較傳統(tǒng)，但由于使用方便，目前仍被經(jīng)常使用。紅外技術(shù)則利用紅外相機(jī)對模型表面溫度信息進(jìn)行捕捉，經(jīng)過圖像處理，可以觀察到清晰的表面流動(dòng)現(xiàn)象，該技術(shù)對模型表面溫度處理技術(shù)要求較高，多用于跨/超聲速試驗(yàn)中。

與上述試驗(yàn)技術(shù)相比，使用脈動(dòng)壓力傳感器對邊界層轉(zhuǎn)捩進(jìn)行檢測更加方便實(shí)用。在使用脈動(dòng)壓力傳感器進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測時(shí)，將脈動(dòng)壓力傳感器布置在待測模型表面，然后使用數(shù)據(jù)采集設(shè)備對傳感器感受到的瞬態(tài)壓力進(jìn)行實(shí)時(shí)采集，最后對采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理并分析，獲得轉(zhuǎn)捩特征。在安裝脈動(dòng)壓力傳感器時(shí)，需保證傳感器探頭與模型表面平齊；另外，由于轉(zhuǎn)捩的特征頻率較高（一般在幾千Hz以上），因此配套的數(shù)據(jù)采集設(shè)備的采集頻率也必須較高。

早在20世紀(jì)70年代，Heller[15]就利用聲學(xué)技術(shù)探測到了高超聲速再入飛行器上的流動(dòng)轉(zhuǎn)捩。Lewis和Banner[16]使用脈動(dòng)壓力測量技術(shù)研究了X-15垂尾的邊界層轉(zhuǎn)捩。作者團(tuán)隊(duì)在使用脈動(dòng)壓力進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測方面也開展了大量的研究工作[17-18]，主要工作集中在轉(zhuǎn)捩特征的表征及數(shù)據(jù)處理方法上。另外，如果僅需要粗略判斷轉(zhuǎn)捩位置，不研究轉(zhuǎn)捩過程中的其他問題，也有研究者使用翼型表面的壓力分布來直接進(jìn)行轉(zhuǎn)捩判斷[19-21]，如圖2所示。

圖2 轉(zhuǎn)捩探測的壓力分布方法展示圖[19]Fig. 2 Illustration of the pressure distribution method in transition detection[19]

2.1.3 動(dòng)態(tài)測壓試驗(yàn)

動(dòng)態(tài)試驗(yàn)指風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，數(shù)據(jù)采集時(shí)，模型按一定規(guī)律運(yùn)動(dòng)，得到的數(shù)據(jù)為模型受力的瞬態(tài)值。

通常，翼型模型運(yùn)動(dòng)（俯仰、沉浮、俯仰-沉浮耦合等）時(shí)的氣動(dòng)性能與靜態(tài)的有較大差異。在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，必須結(jié)合具有高時(shí)間精度的壓力傳感器和數(shù)據(jù)采集設(shè)備。

應(yīng)用于動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的壓力傳感器直徑較靜態(tài)試驗(yàn)測壓孔大，比如Kulite XCQ-093系列的差壓式壓力傳感器，其直徑為2 mm，如圖3（a）所示。因此，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)過程中，傳感器數(shù)量一般比靜態(tài)試驗(yàn)中的數(shù)量少，如圖3（b）所示。

圖3 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)傳感器及其布置Fig. 3 Dynamic experiment sensor and its installation layout

在獲得翼型表面瞬態(tài)壓力分布之后，通過積分可獲得翼型瞬時(shí)的升力系數(shù)、壓差阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。特別指出，在動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中，由于流場是非定常的，因此，靜態(tài)試驗(yàn)中使用尾耙進(jìn)行阻力測試的方法是不適用的，一般使用翼型壓力分布積分獲得的壓差阻力代替翼型的阻力。近年來，翼型動(dòng)態(tài)測壓試驗(yàn)的研究集中在數(shù)據(jù)處理方法的改進(jìn)。

在進(jìn)行壓力分布積分計(jì)算時(shí)，為了獲得光滑平順的氣動(dòng)性能曲線，需進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。高永衛(wèi)等發(fā)展了“相位平均法”（Phase Average，PA）[22]，魏斌斌等[23]在此基礎(chǔ)上發(fā)展了“滑移窗口技術(shù)”（Slip Window Technology，SWT），并進(jìn)一步發(fā)展了“可變滑移窗口技術(shù)”（Variable Slip Window Technology，VSWT）[24-25]。

PA方法是處理俯仰翼型數(shù)據(jù)的常用方法。用具有相同相位的數(shù)據(jù)計(jì)算平均值的變化，準(zhǔn)確的統(tǒng)計(jì)值需要大量的數(shù)據(jù)，高永衛(wèi)等[22]的研究表明，至少需300個(gè)振動(dòng)周期的數(shù)據(jù)才能獲得穩(wěn)定的氣動(dòng)性能。那么保持振蕩系統(tǒng)的嚴(yán)格周期性對PA具有重要意義。然而，由于機(jī)械部分與電機(jī)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)之間的間隙誤差，在不同的振動(dòng)周期內(nèi)所獲得的數(shù)據(jù)點(diǎn)并不完全相同，因此，根據(jù)采集點(diǎn)或時(shí)間對每個(gè)周期的數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)變得相當(dāng)復(fù)雜。此外，由于慣性的影響，當(dāng)翼型俯仰到最大振幅時(shí)，迎角會(huì)有輕微的波動(dòng)，測得的迎角是不規(guī)律的。為了得到可靠的統(tǒng)計(jì)值，高永衛(wèi)等[22]提出了一種擬合PA方法，具體過程為首先采集多個(gè)振蕩周期的表面脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)，然后對所需相位下的數(shù)據(jù)進(jìn)行內(nèi)插，獲得各個(gè)振蕩周期下該相位的脈動(dòng)壓力值，然后對該相位的壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行平均得到均值，進(jìn)一步獲得該相位下的脈動(dòng)壓力均方根值，使用均值可用來表征壓力分布，使用均方根值可用來表征轉(zhuǎn)捩特征。

PA方法所需的振蕩周期數(shù)量非常大，為了解決這個(gè)不足，魏斌斌等[23]發(fā)展了SWT。即，使用一定大小的窗口對整個(gè)脈動(dòng)壓力時(shí)間序列進(jìn)行遍歷，獲得該窗口內(nèi)的迎角、脈動(dòng)壓力壓力均值、均方根值等信息，對不同位置處相同迎角對應(yīng)窗口內(nèi)的壓力均值進(jìn)行積分可獲得翼型的氣動(dòng)性能，而不同窗口內(nèi)的脈動(dòng)壓力均方根值序列可用來進(jìn)行轉(zhuǎn)捩判斷。這種方法理論上通過一個(gè)周期的數(shù)據(jù)就能得到完整的翼型動(dòng)態(tài)性能。文獻(xiàn)[23]對窗口函數(shù)形式和窗口寬度進(jìn)行研究，最終確定了實(shí)用的SWT，具體實(shí)施過程可參考文獻(xiàn)[23]。SWT解決了相位平均法采樣時(shí)間過長的缺點(diǎn)，理論上，SWT只需要獲得一個(gè)振蕩周期的脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)就可以捕捉翼型的非定常特性。

然而，SWT仍然存在兩點(diǎn)不足：（1）在一個(gè)完整的周期中，由于流動(dòng)分離和再附著的特征非常強(qiáng)，而轉(zhuǎn)捩/再層流化特征不夠明顯，給自動(dòng)準(zhǔn)確識別帶來了困難。（2）特征位置處的迎角精度不夠高。為了解決SWT的這兩個(gè)缺點(diǎn)，魏斌斌等[24]提出了VSWT，并提出了兩種計(jì)算策略：全局策略（Global VSWT，G VSWT）和單點(diǎn)策略（Single Point VSWT，SP VSWT）。VSWT實(shí)施過程具體可參考文獻(xiàn)[24-25]。

事實(shí)上，SWT和VSWT均是依托于轉(zhuǎn)捩/再層流化特征檢測為目標(biāo)發(fā)展出來的，尤其是VSWT，其在轉(zhuǎn)捩/再層流化特征檢測方面體現(xiàn)了明顯的優(yōu)勢，這部分內(nèi)容將在2.1.4節(jié)進(jìn)行詳細(xì)介紹。如果僅是獲得動(dòng)態(tài)翼型的氣動(dòng)力或力矩，使用PA和SWT就足夠了。

除了利用傳統(tǒng)的壓力傳感器進(jìn)行測壓，動(dòng)態(tài)壓敏漆技術(shù)已經(jīng)逐步完善，其測量范圍大，響應(yīng)快，正在從技術(shù)研究走向工業(yè)應(yīng)用。

2.1.4 動(dòng)態(tài)測壓試驗(yàn)中的轉(zhuǎn)捩判斷

翼型俯仰振動(dòng)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中，伴隨著幾個(gè)典型的非定常特征：轉(zhuǎn)捩/再層流化、流動(dòng)分離/再附、動(dòng)態(tài)失速等。翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中的轉(zhuǎn)捩是一個(gè)非常重要的特征，其不僅對附著流動(dòng)的形態(tài)產(chǎn)生影響，還會(huì)對動(dòng)態(tài)失速產(chǎn)生影響[26]。

Lee等[27-28]利用熱膜傳感器研究了NACA0012翼型在振蕩過程中的轉(zhuǎn)捩和失速特征。Richter等[29]利用熱膜技術(shù)研究了EDI-M109翼型的非定常轉(zhuǎn)捩特性。Kim等[30]借助熱膜和煙流研究了雷諾數(shù)對NACA0012翼型在振蕩過程中非定常邊界層的影響。

如2.1.3節(jié)所述，使用脈動(dòng)壓力方法不僅可以方便地對翼型氣動(dòng)力/力矩進(jìn)行計(jì)算，還能夠?qū)σ硇蛣?dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)時(shí)的轉(zhuǎn)捩/再層流化特征進(jìn)行檢測[31]。

作者團(tuán)隊(duì)基于脈動(dòng)壓力對翼型動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)時(shí)的轉(zhuǎn)捩探測開展了深入研究，并發(fā)展了一系列數(shù)據(jù)處理技術(shù)（PA，SWT，VSWT）。這些方法均能較好地將上行程的轉(zhuǎn)捩和下行程的再次層流化特征檢測出來。其特征為脈動(dòng)壓力的RMS值相較于附近時(shí)間內(nèi)有峰值，例如圖4（a）中的B點(diǎn)為轉(zhuǎn)捩，圖4（a）中的A點(diǎn)為層流流動(dòng)，C點(diǎn)為湍流流動(dòng)。圖4（b）是SWT計(jì)算得到的結(jié)果，從中可以清晰地觀察到x/c≤0.52范圍內(nèi)上行程的轉(zhuǎn)捩和下行程的再層流化特征。圖4（c）和圖4（d）分別是G VSWT和SP VSWT的計(jì)算結(jié)果，可見，這兩種策略的VSWT相較于SWT能夠更好地對轉(zhuǎn)捩/再層流化特征進(jìn)行捕捉，提高了特征位置處的迎角精度。

2.1.5 動(dòng)態(tài)失速

動(dòng)態(tài)失速是翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中非常重要的非定常特征，其影響了翼型氣動(dòng)性能的遲滯特性。使用測壓法可以對動(dòng)態(tài)失速進(jìn)行研究。

在翼型的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)（俯仰運(yùn)動(dòng)和沉浮運(yùn)動(dòng)）中，由于流動(dòng)的遲滯效應(yīng)，在迎角超過靜態(tài)失速迎角時(shí)，流動(dòng)仍呈現(xiàn)附著流狀態(tài)。迎角較大時(shí)，往往伴隨著動(dòng)態(tài)失速渦（Dynamic Stall Vortex，DSV）的發(fā)展，DSV帶來顯著的渦升力，使得翼型升力線斜率明顯大于靜態(tài)情況。Carr和Chandrasekhara等的許多研究[32-37]對認(rèn)識動(dòng)態(tài)失速渦及動(dòng)態(tài)失速過程極有幫助，他們正是使用測壓法對動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象進(jìn)行了研究。

很多學(xué)者還使用測壓法對DSV的傳播速度開展了研究。McCroskey[38]使用表面壓力、熱線和皮托管研究了NACA0012翼型的DSV，發(fā)現(xiàn)其傳播速度約為（0.35～0.4）U∞。Lorber等[39]同樣使用表面壓力獲得了SSC-A09翼型的DSV傳播速度，為0.16U∞。魏斌斌等[40]也使用表面壓力獲得了DSV近壁面演化速度，約為0.3U∞。

使用測壓法對動(dòng)態(tài)現(xiàn)象及機(jī)理開展研究也很普遍。Mukund Acharya等[41]測量了翼型在上行程期間的瞬態(tài)壓力，認(rèn)為翼型表面渦結(jié)構(gòu)的特性與流場發(fā)展的相互作用機(jī)理有關(guān)。Gupta[42]使用脈動(dòng)壓力傳感器和PIV技術(shù)研究了NACA0012翼型在動(dòng)態(tài)失速過程中的非定常流場，文章著重分析了前緣分離泡（Laminar Separation Bubble，LSB）和DSV的發(fā)展，研究發(fā)現(xiàn)前緣分離泡的中心頻率為50≤St≤110。Geissler等[43]在DLR的ADASYS項(xiàng)目中研究了前緣下垂對超臨界翼型的影響，發(fā)現(xiàn)前緣下垂可有效地改善翼型的動(dòng)態(tài)失速特性。隨后，Geissler和Haselmeyer[26]等又繼續(xù)研究了流動(dòng)轉(zhuǎn)捩對動(dòng)態(tài)失速發(fā)生的影響，研究發(fā)現(xiàn)，湍流分離區(qū)域從后向前的發(fā)展和擴(kuò)散過程對動(dòng)態(tài)失速發(fā)生有極其重要的影響。

2.2 靜/動(dòng)態(tài)測力試驗(yàn)

在翼型測力試驗(yàn)中，使用數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對測力天平的輸出信號進(jìn)行采集，然后通過天平公式將測力天平的輸出電壓轉(zhuǎn)化為氣動(dòng)力和力矩。可以說，測力天平是測力試驗(yàn)中最主要的測試設(shè)備。

由于阻力載荷很小，翼型測力試驗(yàn)通常會(huì)有設(shè)計(jì)載荷不匹配的情況。李勇等[44]設(shè)計(jì)了獨(dú)立測量阻力的翼型天平。楊中艷等[45]研制了翼型的雙支撐測力系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了翼型小阻力與大升力之間的機(jī)械解耦，提高了阻力測量精度。

傳統(tǒng)的電阻應(yīng)變式天平在試驗(yàn)過程中會(huì)存在電磁干擾影響數(shù)據(jù)精度和可靠性。成壘等[46]提出了一種在時(shí)域上對信號進(jìn)行干擾補(bǔ)償?shù)姆椒?，能顯著減弱電磁干擾的影響。

除了電阻應(yīng)變式天平，光纖應(yīng)變式天平也因其抗電磁干擾、耐高溫、靈敏度高等優(yōu)點(diǎn)受到廣泛研究。美國和歐洲在亞跨聲速風(fēng)洞中開展了光纖天平的應(yīng)用研究，Pieterse[47-48]應(yīng)用“兩槽式光纖桿式天平”的概念，設(shè)計(jì)研究了六分量和四分量的光纖天平。國內(nèi)沈陽航空航天大學(xué)、中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心和電子科技大學(xué)都對光纖應(yīng)變天平開展了相關(guān)應(yīng)用研究[49-52]。

風(fēng)洞天平的另一個(gè)重要部分是天平的校準(zhǔn)，2020版《Calibration and Use of Internal Strain Gage Balances with Application to Wind Tunnel Testing》[53]吸收了全球多個(gè)有影響力的航空航天風(fēng)洞試驗(yàn)單位參與，總結(jié)了天平校準(zhǔn)技術(shù)的最新成果，對國內(nèi)風(fēng)洞天平校準(zhǔn)的研究具有很重要的參考價(jià)值。Landman[54]利用試驗(yàn)設(shè)計(jì)的方法對風(fēng)洞天平進(jìn)行溫度校準(zhǔn)，減少了50%的工作時(shí)間，同時(shí)減小了殘差。Kammeyer[55]利用逐步回歸分析方法對天平進(jìn)行校準(zhǔn)，結(jié)果比以往的全局回歸分析更準(zhǔn)確，皮重載荷收斂性更好。除了傳統(tǒng)的基于多項(xiàng)式模型的校準(zhǔn)方法，人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)在天平校準(zhǔn)上顯現(xiàn)出智能化、簡便化以及抗干擾能力強(qiáng)、容錯(cuò)能力強(qiáng)的優(yōu)勢，Meade[56]使用基于高斯徑向基函數(shù)的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立天平校準(zhǔn)模型，結(jié)果與傳統(tǒng)方法吻合度很高。

天平技術(shù)涉及材料、傳感、信號處理、光電和數(shù)學(xué)等多學(xué)科的內(nèi)容，這些科學(xué)領(lǐng)域的進(jìn)步都會(huì)對天平技術(shù)的發(fā)展產(chǎn)生重要影響。加強(qiáng)天平技術(shù)的理論研究是非常重要的[57]。

翼型測力試驗(yàn)中模型的設(shè)計(jì)至關(guān)重要。翼型的直接測力試驗(yàn)主要采用三段翼方法。焦予秦等[58]針對其中的模型中段與外段傳力問題及縫道流動(dòng)問題進(jìn)行初步研究，提出了膠帶密封和軟材料填充兩種方法，得到的氣動(dòng)力與測壓法得到的結(jié)果在小迎角范圍吻合良好。焦予秦等[59]對風(fēng)力機(jī)翼型開展了極大迎角條件下的測力試驗(yàn)，得到的氣動(dòng)力與測壓試驗(yàn)結(jié)果一致，說明了直接測力技術(shù)同樣適用于翼型大迎角試驗(yàn)。郭輝等[60]對于大厚度翼型的進(jìn)一步研究發(fā)現(xiàn)，三段翼方法的測量結(jié)果與表面測壓得到的結(jié)果仍有明顯差別，狹縫的影響是全局性的，針對不同的試驗(yàn)條件，狹縫處理方法還需進(jìn)一步發(fā)展。對于翼型過失速試驗(yàn)，Emmerson B[61]對E387翼型進(jìn)行了直接測力、表面測壓和尾跡測量三種方法對比試驗(yàn)，結(jié)果表明直接測力和尾跡測量相比于表面測壓得到的結(jié)果與公布的數(shù)據(jù)更為符合。

3 洞壁干擾控制與數(shù)據(jù)修正技術(shù)

翼型風(fēng)洞試驗(yàn)存在兩類最主要的干擾效應(yīng)：上下壁干擾和側(cè)壁干擾，所以風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)一般都需要進(jìn)行洞壁干擾修正[62]。側(cè)壁干擾是一個(gè)有黏的、三維流動(dòng)問題[63-65]，上下壁干擾則是一個(gè)無黏的、二維流動(dòng)問題。減弱側(cè)壁干擾的有效方式是對其進(jìn)行流動(dòng)控制，而減弱上下壁干擾的有效方式則是進(jìn)行上下壁干擾修正。

目前，在低速風(fēng)洞中，模型的尺度效應(yīng)、增壓情況下湍流度效應(yīng)等的影響規(guī)律還沒有完全研究清楚。在跨聲速風(fēng)洞中，透氣壁噪聲控制及對數(shù)據(jù)精度影響規(guī)律、激波影響與消除方面仍在繼續(xù)探索中。

3.1 側(cè)壁干擾

在翼型風(fēng)洞試驗(yàn)中，為了達(dá)到實(shí)際飛行的雷諾數(shù)條件，一般會(huì)使用弦長較大的試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀６L(fēng)洞尺寸是固定的，這就意味著，大弦長勢必會(huì)帶來展弦比的減小，這時(shí)，側(cè)壁干擾效應(yīng)會(huì)顯著影響翼型氣動(dòng)特性。

側(cè)壁影響中最主要的是翼型模型與側(cè)壁相交處的邊界層分離。當(dāng)翼型迎角較大時(shí)，沿翼型表面弦向的逆壓梯度增加。這個(gè)逆壓梯度同樣作用在與模型相交處的側(cè)壁邊界層上，此處的邊界層實(shí)際上是側(cè)壁邊界層與翼型表面邊界層混合而成的。一般說來，側(cè)壁邊界層比翼型表面邊界層厚得多，所以此時(shí)雖然模型中間剖面尚未分離，但是逆壓梯度迫使翼型模型靠近側(cè)壁的位置首先分離，這一分離區(qū)以45°角（極限情況）向模型中間擴(kuò)展。對于展弦比小于2的翼型模型而言，從側(cè)壁處開始的分離可能擴(kuò)展到翼展中間剖面，對于展弦比較大的翼型，靠近側(cè)壁的流動(dòng)分離。對于翼展中間剖面上的流動(dòng)也會(huì)產(chǎn)生很大的影響。側(cè)壁邊界層在黏性和逆壓梯度作用下發(fā)生分離，會(huì)在模型與側(cè)壁之間的角區(qū)形成復(fù)雜的橫向流動(dòng)，這種流動(dòng)具有三維特征[66-68]。這種橫向流動(dòng)由側(cè)壁角區(qū)向翼型中線（風(fēng)洞軸線）逐漸發(fā)展，理論上，如果流場品質(zhì)高、均勻性好，翼型中線的橫向流速應(yīng)該為零。這種三維效應(yīng)會(huì)導(dǎo)致翼型中線的升力減小[69-70]。Sudani等[65]的研究表明，為了減小側(cè)壁干擾效應(yīng)，低馬赫數(shù)情況下，翼型模型的展弦比至少應(yīng)達(dá)到1.5；高馬赫數(shù)情況下，則至少達(dá)到2.0。牛嵩等[71]對不同馬赫數(shù)和迎角下獲得足夠高品質(zhì)的二維流動(dòng)所需要的最小展弦比進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，結(jié)果表明，隨著馬赫數(shù)和迎角的增加，所需的最小展弦比有所增加，而當(dāng)出現(xiàn)激波后，則需要更大的展弦比。

3.1.1 側(cè)壁干擾控制

為了減弱側(cè)壁-模型角區(qū)分離流動(dòng)帶來的三維效應(yīng)，需使用邊界層控制（Boundary-layer Control，BLC）技術(shù)對側(cè)壁流動(dòng)進(jìn)行控制。吹氣[69]和吸氣[64,72]是最常用的側(cè)壁邊界層控制方法。吹氣為風(fēng)洞側(cè)壁邊界層提供能量，使其能夠抵抗模型的逆壓梯度引起的流動(dòng)分離。吸氣減小了側(cè)壁邊界層厚度，同樣可以提高抵抗角區(qū)流動(dòng)分離的能力。NASA低湍流度壓力風(fēng)洞（NASA Langley Low-Turbulence Pressure Tunnel，LTPT）使用這兩種方法均實(shí)現(xiàn)了對角區(qū)分離流動(dòng)的有效控制[68]。日本國家航空航天實(shí)驗(yàn)室（National Aerospace Laboratory in Japan，NAL）[65,73-74]使用邊界層抽吸技術(shù)實(shí)現(xiàn)了模型區(qū)附近自由來流的均勻性。Nishino[69]使用計(jì)算方法研究了在Coanda射流吹氣條件下風(fēng)洞側(cè)壁干擾效應(yīng)，研究表明，風(fēng)洞側(cè)壁對尾緣Coanda射流速度剖面的影響很小，在流動(dòng)分離之前，在中間剖面附近相當(dāng)大的區(qū)域內(nèi)，流動(dòng)是準(zhǔn)二維的。在Coanda射流面與側(cè)壁之間，流動(dòng)分離會(huì)在側(cè)壁卷起兩個(gè)流向渦，這些流向渦的夾帶和卷起使得翼型模型中剖面產(chǎn)生的升力和阻力比二維情況下小。西北工業(yè)大學(xué)在NF-3風(fēng)洞中[75-77]對側(cè)壁干擾效應(yīng)進(jìn)行了研究，通過吹氣方式實(shí)現(xiàn)了對側(cè)壁干擾效應(yīng)的有效控制。

總體來看，目前國內(nèi)外普遍采用了下列幾種方法，均能取得較好的效果[78]。

1）在翼型上游離模型不遠(yuǎn)處通過微孔壁或狹縫進(jìn)行側(cè)壁邊界層吸除。經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，抽氣量為試驗(yàn)段空氣流量的1%～2%時(shí)效果較好，>2%時(shí)效果增加極少。

2）在鏈接模型的端板上開很多微孔或采用細(xì)金屬絲壓緊后形成透氣網(wǎng)板，通過端板進(jìn)行邊界層吹除，其效果比前方吸除的方法強(qiáng)。應(yīng)注意的是，抽氣壓力應(yīng)該小于翼型表面的最小壓力，否則其效果還不如不抽氣。

3）在翼型前緣附近的側(cè)壁邊界層內(nèi)進(jìn)行切向吹氣，增加側(cè)壁邊界層內(nèi)的氣流動(dòng)量，從而防止分離。吹氣量系數(shù)及吹氣位置應(yīng)小心控制，一般情況下存在一個(gè)臨界吹氣量，當(dāng)吹氣量略大于此臨界量時(shí)，效果較好，并且模型中間剖面繞流基本不隨吹氣量變化，這個(gè)臨界吹氣量可通過試驗(yàn)來確定。

一般來說，抽吸邊界層方法對模型流場的擾動(dòng)比吹除法小一些，均勻一些，因此更多的風(fēng)洞采用抽吸法。以上控制方式均屬于主動(dòng)流動(dòng)控制，事實(shí)上，在航空領(lǐng)域，被動(dòng)式控制方式也有很多。尤其是被動(dòng)式渦流發(fā)生器（Vortex Generators，VG），因其結(jié)構(gòu)簡單、成本低廉、控制效果顯著，而被廣泛應(yīng)用于對邊界層的控制。

VG可在主流中誘導(dǎo)出流向渦，使邊界層重新賦能并變薄，抑制流動(dòng)分離的能力增強(qiáng)。魏斌斌等[19]提出了一種基于VG的大厚度翼型側(cè)壁干擾控制方法，如圖5所示，研究表明這種方式能夠?qū)?cè)壁干擾進(jìn)行有效控制?？紤]到被動(dòng)式VG的便捷性、實(shí)用性和有效性，這種側(cè)壁干擾控制方法是一種成本更低的方法。

圖5 側(cè)壁VG布置形式[19]Fig. 5 VG layout on the side wall[19]

3.1.2 側(cè)壁干擾修正

Barnwell[79]在20世紀(jì)70年代末建立了側(cè)壁干擾的修正準(zhǔn)則，基于相似律提出了亞聲速的側(cè)壁干擾修正方法。隨后Sewall[80]在亞聲速狀態(tài)引入了Prandtl-Glauret定律，并引入改進(jìn)的Von Karman定律將該方法推廣到了跨聲速狀態(tài)，稱為B-S方法。后來，Murthy[81]從試驗(yàn)段內(nèi)有效流通面積出發(fā)，提出了一種新的修正方法，對亞聲速和跨聲速情況做了不同處理，分析了展弦比對側(cè)壁干擾修正的影響，提出了與展弦比相關(guān)的修正方法。程克明[82]發(fā)展了一種當(dāng)?shù)匦拚ǎ婕叭で?yīng)、二元堵塞效應(yīng)和局部升力效應(yīng)的修正，能夠處理主要的側(cè)壁干擾效應(yīng)。Sudani等[73-74]研究了二維跨聲速風(fēng)洞側(cè)壁干擾的影響，使用Sawada上下壁干擾修正方法、B-S修正方法和Murthy側(cè)壁干擾修正方法進(jìn)行四壁干擾修正，得到與數(shù)值計(jì)算一致的結(jié)果，同時(shí)發(fā)現(xiàn)，影響修正效果的是試驗(yàn)段高度與翼型弦長的比值，而不是展弦比，并建議計(jì)算壓力系數(shù)時(shí)，應(yīng)考慮與馬赫數(shù)修正相關(guān)的動(dòng)態(tài)壓力和靜態(tài)壓力。Boping等[83]基于梯度優(yōu)化方法，提出了一種受壁面干擾的馬赫數(shù)和迎角修正方法，并與升力干擾修正法和B-S修正法進(jìn)行了比較，結(jié)果表明該方法與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合，而且能準(zhǔn)確地把握住激波的位置，壓力分布吻合度更高。Belligoli等[84]基于數(shù)據(jù)同化的想法，提出了一個(gè)用于風(fēng)洞洞壁干擾修正的變分?jǐn)?shù)據(jù)同化框架，通過優(yōu)化調(diào)整自由流迎角和馬赫數(shù)以及湍流模型的修正場，將試驗(yàn)測量值與雷諾平均模擬值之間的差異降到最低。

3.2 上下壁干擾

翼型試驗(yàn)上下壁干擾的性質(zhì)和嚴(yán)重程度會(huì)隨馬赫數(shù)變化。在亞聲速來流中，主要表現(xiàn)為堵塞干擾和升力干擾。在跨、超聲速來流中，主要表現(xiàn)為激波在洞壁上形成的反射波打到模型上所產(chǎn)生的影響。

阻塞干擾是指與自由空氣相比，閉口式風(fēng)洞洞壁的存在相當(dāng)于減小了流過翼型的流動(dòng)通道面積，從而造成翼型與洞壁間的流速增大，這一流速大小的變化沿風(fēng)洞軸線方向一般不同，引起風(fēng)洞軸向的靜壓差，產(chǎn)生水平浮力。阻塞干擾可以分為模型的實(shí)體阻塞干擾和尾流阻塞干擾。對于開口式風(fēng)洞，為滿足壓力平衡的條件，流線繞過翼型時(shí)會(huì)向外擴(kuò)張，相當(dāng)于增大了流動(dòng)通道面積，產(chǎn)生與閉口式風(fēng)洞相反的阻塞影響。

升力干擾是指在閉口風(fēng)洞中洞壁對繞翼型的流線產(chǎn)生干擾，與自由空氣中的流線相比會(huì)產(chǎn)生附加的彎曲，翼型前緣駐點(diǎn)會(huì)向下表面移動(dòng)，相當(dāng)于增大了翼型的有效迎角，從而導(dǎo)致升力的變化。通常對于亞聲速有正迎角的翼型試驗(yàn)，翼型上表面與洞壁之間形成擴(kuò)張管道導(dǎo)致氣流減速，翼型下表面與洞壁形成收縮管道導(dǎo)致氣流加速，整個(gè)流場都會(huì)受到這種速度梯度的影響。

跨、超聲速翼型試驗(yàn)隨著馬赫數(shù)的提高，壓縮性增強(qiáng)，洞壁的影響會(huì)隨之增大，模型的阻塞度需要隨之降低。

3.2.1 上下壁干擾控制

解決上下壁干擾主要有兩種控制方法，一是通氣壁技術(shù)，二是自適應(yīng)洞壁技術(shù)。前者屬于被動(dòng)控制設(shè)計(jì)，后者屬于主動(dòng)控制設(shè)計(jì)[85]。通氣壁主要有開孔式和開槽式兩種。自適應(yīng)洞壁有通氣自適應(yīng)洞壁和柔性流線型洞壁之分。通氣壁和自適應(yīng)洞壁的目的都是通過改變洞壁邊界處的流動(dòng)來降低洞壁的影響，盡量模擬無邊界的流動(dòng)條件。

對于亞聲速風(fēng)洞，洞壁的形式主要有射流壁、縱向開槽壁和柔性壁三種。低速開口試驗(yàn)段風(fēng)洞的試驗(yàn)段邊界是自由射流邊界，相當(dāng)于一種射流壁，會(huì)增大氣流通道面積，其洞壁干擾的影響與閉口式實(shí)壁相反，但其絕對值要小于實(shí)壁的情況。在通氣壁技術(shù)中，縱向開槽壁對于減小亞聲速洞壁干擾的效果最佳?？v向開槽壁的最佳開閉比與槽數(shù)、模型的大小和迎角有關(guān)，通常采用的開閉比在5%～14%[86]。

對于跨、超聲速風(fēng)洞，洞壁的主要形式有開孔壁、開槽壁、通氣自適應(yīng)洞壁和柔性流線型洞壁。開孔壁消除激波和膨脹波反射的能力比較突出。目前開孔壁有固定開閉比直孔壁、固定開閉比斜孔壁、可變開閉比的開孔壁和可分段局部調(diào)節(jié)通氣特性的開孔壁。對于開孔壁特性的研究，美國波音公司[87]、歐洲ETW[88]、俄羅斯TsAGI[89]等試驗(yàn)機(jī)構(gòu)都開展了數(shù)值模擬研究，國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)NF-6風(fēng)洞[90-91]、南京航空航天大學(xué)[92-93]和中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心[94-97]也進(jìn)行了類似的研究工作?？v向開槽壁對于減小亞聲速的洞壁干擾的能力要優(yōu)于開孔壁，但消除激波和膨脹波的反射波的能力則不如開孔壁。縱向開槽壁產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲遠(yuǎn)小于開孔壁，適用于邊界層轉(zhuǎn)捩的研究。美國ARC UPT風(fēng)洞、NTF風(fēng)洞和歐洲ETW風(fēng)洞等都采用了開槽壁的技術(shù)。開槽壁與開孔壁類似需要進(jìn)行最佳開閉比以及其干擾特性的研究，國內(nèi)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心和西北工業(yè)大學(xué)等開展了開槽特性的大量研究[98-102]。

通氣自適應(yīng)洞壁采用的是分格駐室及變開孔率孔壁，需要配備試驗(yàn)設(shè)備檢測壁面附近的兩個(gè)速度分量，通過調(diào)節(jié)開孔率和駐室的抽吸氣的量來達(dá)到盡量減小洞壁干擾的目的。

流線型洞壁的概念起源于英國國家物理實(shí)驗(yàn)室（National Physical Laboratory，NPL），第一個(gè)自適應(yīng)試驗(yàn)段建于1938年[103]。到了20世紀(jì)60年代中期至70年代，對高質(zhì)量試驗(yàn)數(shù)據(jù)的需求使得人們將注意力放到了自適應(yīng)洞壁的研究上。最常用的洞壁自適應(yīng)策略是由Wolf和Goodyer[104]發(fā)展的。Meyer和Nische[105]開發(fā)了一種混合技術(shù)，稱為“自適應(yīng)槽”，這種方法是將自適應(yīng)洞壁和通氣壁試驗(yàn)段技術(shù)結(jié)合，相比于自適應(yīng)洞壁，減少了機(jī)械復(fù)雜性。Weiand等[106]對NACA0010翼型在DNW-TWG跨聲速風(fēng)洞的試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬，建立了一種數(shù)值上與試驗(yàn)相同的自適應(yīng)洞壁方法，與試驗(yàn)結(jié)果對比吻合良好。國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)的自適應(yīng)風(fēng)洞已經(jīng)成功進(jìn)行了大量的試驗(yàn)研究[107-113]，中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心[114-117]也進(jìn)行了柔壁風(fēng)洞的研究制造并投入了使用。

3.2.2 上下壁干擾修正

3.2.2.1 靜態(tài)試驗(yàn)中的上下壁干擾修正

對翼型靜態(tài)氣動(dòng)性能進(jìn)行上下壁干擾修正，常用的方法有試驗(yàn)修正法、經(jīng)典映像法[118]、Maskell法[119]、有限基本解法（即渦格法）[120]和壁壓信息法[121-122]。壁壓信息法結(jié)合了數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果，是一種應(yīng)用廣泛且極具發(fā)展?jié)摿Φ亩幢诟蓴_修正方法。下面主要介紹壁壓信息法方面的相關(guān)進(jìn)展。

20世紀(jì)70年代中后期，壁壓信息法逐漸被用于洞壁干擾修正中。該方法測量了風(fēng)洞洞壁的靜壓參數(shù)，該參數(shù)中同時(shí)包含模型的擾動(dòng)信息和洞壁干擾信息，將洞壁干擾信息分離出來即可得到洞壁干擾的修正量。這就解決了傳統(tǒng)洞壁干擾方法在研究復(fù)雜流動(dòng)問題時(shí)的局限性。

從對壁壓測點(diǎn)的分布要求劃分，可分為面壁壓信息法和點(diǎn)壁壓信息法。如英國Ashin[123-124]和荷蘭Labrujere[125]研究的屬于典型的面壁壓信息法，進(jìn)行修正時(shí)，需要知道整個(gè)洞壁表面的靜壓分布，以此作為邊界條件，對模型及尾流進(jìn)行求解，最后得到洞壁干擾速度。因此需要在整個(gè)洞壁壁面上布置壁壓測點(diǎn)，所需測點(diǎn)繁多，而且修正程序復(fù)雜，計(jì)算效率低。Hackett等[126]的研究屬于典型的點(diǎn)壁壓信息法，用等效基本解來模擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驮囼?yàn)尾流，如對于大迎角、大阻塞度的試驗(yàn)，一般只需在風(fēng)洞上下洞壁的中心線上布置十多個(gè)測點(diǎn)即可，所需測點(diǎn)少，操作簡單，修正程序很實(shí)用。但是該方法有一個(gè)限制條件，要求必須測得試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖掠翁幍亩幢趬毫ο禂?shù)的漸近值，該方法才可以對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行準(zhǔn)確修正，否則修正結(jié)果一般會(huì)過量。而且測壓與測力試驗(yàn)修正方法不一樣，使得修正結(jié)果不夠準(zhǔn)確。江桂清[127-129]同樣采用點(diǎn)壁壓信息法，利用動(dòng)量定理推導(dǎo)出遠(yuǎn)下游的壁壓系數(shù)分布漸近值與阻力系數(shù)的關(guān)系，消除了Hackett方法中必須要在模型下游測的壁壓的漸近分布才能進(jìn)行準(zhǔn)確修正的苛刻條件，同時(shí)考慮了洞壁阻塞干擾軸向遷移加速度效應(yīng)，使得測壓與測力試驗(yàn)的修正方法一致，修正結(jié)果也更為可信。與面壁壓信息法相比，點(diǎn)壁壓信息法測點(diǎn)少，操作方便，修正程序相對簡單，應(yīng)用更廣。

從計(jì)算方法來劃分，可分為迭代法、矩陣法、積分法、影響函數(shù)法等。如Hackett[130-131]在早期使用的是迭代法進(jìn)行壁壓信息法洞壁干擾修正，該方法物理概念清晰，在滿足修正條件的情況下修正結(jié)果較為準(zhǔn)確，但需解非線性方程組，計(jì)算量大，費(fèi)機(jī)時(shí)，有時(shí)迭代會(huì)不收斂，而且不能進(jìn)行洞壁的升力干擾修正。美國Moses等[132]采用的計(jì)算方法也屬于迭代法，事先給定了收斂條件，比Hackett的修正結(jié)果更加準(zhǔn)確，且可以進(jìn)行洞壁的升力干擾修正，但是計(jì)算量仍然較大。國內(nèi)陳明巖[133]利用迭代法對南航NH-2風(fēng)洞內(nèi)的大迎角、大阻塞度模型進(jìn)行了洞壁干擾修正，修正結(jié)果比較準(zhǔn)確，但是計(jì)算量仍較大。后來美國Mokry等[134]采用傅里葉變換的方法計(jì)算洞壁干擾，該方法相對于迭代法計(jì)算量稍小一些，但仍然比較費(fèi)機(jī)時(shí)。為了解決計(jì)算量大的難題，周長海[135]、袁建昆等[136]提出了壁壓信息積分法，把流場中任一點(diǎn)的速度表示成包含渦的簡單函數(shù)的積分，將所測得的壁壓與每個(gè)測點(diǎn)的積分表達(dá)式聯(lián)系起來，即可求得流場中任一點(diǎn)的洞壁干擾速度，該方法計(jì)算量小，簡單省時(shí)，而且修正結(jié)果比較準(zhǔn)確。張文華[137]基于洞壁壓力使用影響函數(shù)對洞壁干擾進(jìn)行計(jì)算，這種方法的優(yōu)點(diǎn)是測壓點(diǎn)少，并考慮了三元模型尺寸、外形以及角區(qū)的影響。而Hackett[121]在后期提出了壁壓信息矩陣法，把非線性方程組的問題轉(zhuǎn)化為線性問題，簡化了計(jì)算，使計(jì)算程序更為靈活方便，適用性強(qiáng)，在所有計(jì)算方法中應(yīng)用最為廣泛，如江桂清[138]、張維智等[139]所采用的均是壁壓信息矩陣法。

3.2.2.2 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中的上下壁干擾修正

在翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)洞壁干擾修正方面，最開始的研究是基于線性理論進(jìn)行的。

從20世紀(jì)開始，就有很多學(xué)者對薄翼型的非定常氣動(dòng)載荷的預(yù)測問題進(jìn)行了研究。對于俯仰振蕩翼型，主要貢獻(xiàn)者是Theodorsen[140]和Possio[141]。Theodorsen在不可壓流動(dòng)中推導(dǎo)出一個(gè)作用在振動(dòng)平面上的力和力矩的顯式表達(dá)式，并表示為Bessel函數(shù)。Possio在亞聲速可壓縮流動(dòng)中得到了一個(gè)將下洗和壓力分布聯(lián)系起來的積分方程，該積分方程需通過數(shù)值方法進(jìn)行求解。然而，這兩種方法只在無限遠(yuǎn)場條件下適用，即無洞壁情況。Bland[142]是第一個(gè)在亞聲速可壓縮流情況下考慮洞壁影響的，得到了一個(gè)關(guān)于洞壁無量綱高度的積分核函數(shù)，并使用積分裝配法對其進(jìn)行了數(shù)值求解。后來，F(xiàn)romme和Golberg[143]在Bland工作基礎(chǔ)上，通過改進(jìn)積分方程的核函數(shù)進(jìn)一步發(fā)展了動(dòng)態(tài)薄翼的洞壁干擾線性理論。

然而這些理論均是建立在小擾動(dòng)假設(shè)下的，對大迎角、大擾動(dòng)情況不適用。Geissler[43]在2005年對比了靜態(tài)試驗(yàn)和動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中壁壓信息的區(qū)別，研究表明，平均迎角α0= 10°情況下，在平均迎角位置，靜態(tài)試驗(yàn)和動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的洞壁壓力分布基本一致；而在較大的平均迎角情況下（α0= 15°），靜態(tài)和動(dòng)態(tài)的洞壁壓力形態(tài)有顯著差異，原因在于，靜態(tài)情況下，該迎角處流動(dòng)已經(jīng)發(fā)生分離，而動(dòng)態(tài)情況，由于流動(dòng)的遲滯效應(yīng)，流動(dòng)仍然處于附著流狀態(tài)。Soltani等[144]使用壁面的壓力分布研究了洞壁干擾對沉浮振蕩翼型的影響，在大迎角情況下，壁面附近渦流等因素是主導(dǎo)流場的關(guān)鍵因素，隨著迎角或縮減頻率的增大，洞壁干擾愈加復(fù)雜，使得洞壁干擾修正更為困難，研究結(jié)果顯示，模型底部的洞壁測壓點(diǎn)受模型振蕩的影響嚴(yán)重，其壓力脈動(dòng)呈現(xiàn)正弦變化規(guī)律。Beyers[145]分析了旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)的洞壁干擾源，認(rèn)為橫向聲干擾和渦尾跡-洞壁干擾是主要的干擾源，對于二維流動(dòng)，大迎角動(dòng)態(tài)失速階段的渦尾跡-洞壁干擾尤為嚴(yán)重。

國內(nèi)，丁克文等[146-147]使用兩個(gè)不同尺度的三角翼模型對俯仰振蕩過程中的非定常洞壁干擾進(jìn)行了研究，得到了初步結(jié)論。李國強(qiáng)等[148]使用風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)合CFD方法對翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中的洞壁干擾進(jìn)行了研究，揭示了翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)洞壁干擾的產(chǎn)生機(jī)制和影響規(guī)律。焦予秦等[149]使用三個(gè)不同尺度的NACA0012模型對非定常洞壁干擾進(jìn)行了研究，使用單風(fēng)洞多模型外推法對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了修正，對翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)洞壁干擾修正進(jìn)行了探索。魏斌斌等[150]從能量的角度出發(fā)，提出了一種基于本征正交分解（Proper Orthogonal Decomposition，POD）的動(dòng)態(tài)翼型洞壁干擾修正方法，修正結(jié)果合理可信。

可見，翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)存在顯著的洞壁干擾問題。上述這些研究均未給出具體的修正方法或公式，實(shí)際操作性不強(qiáng)，需對翼型動(dòng)態(tài)流場及動(dòng)態(tài)失速的演化過程開展進(jìn)一步研究。

4 結(jié) 論

本文在資料調(diào)研的基礎(chǔ)上，結(jié)合翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的研究進(jìn)展，對翼型風(fēng)洞、模型、性能測試技術(shù)、模型表面流動(dòng)轉(zhuǎn)捩探測技術(shù)以及翼型試驗(yàn)中洞壁干擾控制與修正技術(shù)的研究進(jìn)展及存在問題進(jìn)行了總結(jié)與分析。主要結(jié)論如下：

1）翼型專用風(fēng)洞試驗(yàn)段、按二維理念的翼型試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)及側(cè)壁干擾的控制等仍是保證高質(zhì)量翼型性能試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲取的重要條件。

2）在翼型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果處理與分析中，現(xiàn)代數(shù)字信號處理技術(shù)可為轉(zhuǎn)捩探測、動(dòng)態(tài)失速機(jī)理研究、洞壁干擾修正等方面的工作提供有力工具，對提高數(shù)據(jù)的利用率及試驗(yàn)結(jié)果的高可信度起到積極作用，值得進(jìn)一步發(fā)展。

3）洞壁干擾的控制與修正仍是影響翼型試驗(yàn)結(jié)果的重要方面，特別是側(cè)壁干擾控制在翼型大迎角試驗(yàn)、動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中仍是必須慎重對待的因素，相應(yīng)的技術(shù)仍需不斷發(fā)展。動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中的上下壁干擾修正技術(shù)仍是目前研究的熱點(diǎn)。