研究生《流体力学实验》
——飞机标模染色液流动显示
实验报告
班级
姓名
实验日期
指导教师
北京航空航天大学流体力学研究所
一、实验目的
1. 掌握染色流动显示技术的基本原理、应用方法和实验过程中应注意的技术问题。

2. 了解战斗机典型绕流现象和特性，包括机翼前缘涡（边条涡）、机头涡的形态、特征、涡
系间相互作用，以及攻角影响等，并分析这些流动现象对飞机气动性能的影响。

二、基本原理
流动显示技术是显示技术包括方法、设备、记录手段、图像处理和数据分析等方面，逐渐形成专门的实验技术。

水洞中常用的流动显示技术有氢气泡方法和染色方法等（属于示踪粒子方法），配以激光片光源等辅助手段可以得到很多有意义的细节结果。

染色线流动显示是在在被观测的流场中设置若干个点，在这些点上不断释放某种颜色的液体，它随流过该点的流体微团一起往下游流去，流过该点的所有流体微团组成了可视的染色线。

染料选取应注意：1.所选取的染料应使染色线扩散慢、稳定性好；2.染色液应与水流具有尽可能相同的密度（与酒精混合）；
3.
染料颜色与流场背景形成强的反差（荧光染料）注入方式；4.在绕流物体表面开孔；5.直接注入流场中所需要观测的位置。

本实验选用飞机标模，利用染色液方法观察其绕流的典型流动现象，重点关注机头涡、边条涡及其对基本翼（主翼也称后翼）流动的影响。

三、实验装置及模型
1.实验模型
飞机标模由机身、机翼、尾翼构成，见图2。

机身为尖拱型头部加圆柱形后体，机翼为大后掠边条加中度后略三角翼主翼，尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼（单立尾）。

各部分表面都布有染色液出孔。

2.实验风洞
北航1.2米多用途低速串联水平回流式水洞。

该水洞实验段尺寸大、流场品质高，与同类设备比较，不但在国内领先，而且达到国际先进水平。

设备主实验段1.2米×1米×16米（高×宽×长），流速范围0.1～1.0米/秒。

主实验段主要流场品质：湍流度0.27％～0.45％，截面速度不均匀度：0.46％。

四、实验步骤
1.实验准备，将染色液注入系统；
2.开启水洞，水流速度稳定到10cm/s；
3.调整攻角；
4.待流场稳定后，调节染色液流量，得到清晰的流动结构显示形态；
5.待流动稳定后，观察稳定的流态，拍摄照片；
6. 将攻角分别调整到0 o，5o，10o，15o，20o，25o，30o，35o，40o，45o，50o，55o，60o，重复步骤5，直到所要求的攻角状态实验全部完成。

五、实验结果报告
1．实验条件：
①水温t=20o C；
水的运动粘性系数υ=0.878×10-6米2秒；
附：水的运动粘性系数随温度的变化：
②水流速度 U = 0.1 米/秒；
③特征长度C=0.115m （C为模型机翼平均弦长）
计算：雷诺数 Re = UC /υ= 1.310×104；
2．实验结果和分析
结合实验观测结果，描述和分析：
1.边条涡的形态随迎角的变化；不同攻角状态下边条涡对主翼流动（包括与主翼涡系的相
互干扰及其对主翼流动分离等）的影响。

2．机头涡的形态及其随攻角变化特性。

其中各集中涡（机头涡、边条涡和主翼涡）的形态及其随攻角变化特性包括：随攻角增加，各集中涡的形成、发展（强度变化）、破裂现象及其破裂点位置变化等的规律性。

本实验结果用相机和DV分别从模型侧面和上面拍摄侧视图和俯视图，以便更好地观察涡的结构。

实验结果如下：
在迎角下，机身没有出现涡结构，整个流场的流动平稳。

随着迎角增加到，在图中可以看到在边条的前缘形成了对称的前缘脱体涡。

当迎角增加到时，边条前缘形成的脱体涡仍只对内翼流动产生影响。

在时，边条涡的强度达到足够强，且边条涡向主翼两端流动；主翼上发生了流动分离，通过侧图可以看到，边条涡具有抑制流动分离的作用，并出现机头涡。

迎角继续增加到，边条涡发生破裂，破裂点如图所示，由于边条涡的破裂，对外翼的诱导作用大大减弱。

从图中可以看到，边条涡的破裂点位置往前移动，已经非常靠近前缘折点。

此时，流体流过机头后发生分离形成一对对称的漩涡。

边条涡的破裂点位置继续往前移动，基本已在折点处的前方。

在下，机头涡仍然呈现对称性。

大致在机身中部位置发生破裂。

边条涡的破裂点往前方移动，很靠近边条翼的前缘。

机头涡的破裂位置前移。

边条涡的破裂点往前方移动，基本靠近产生的位置。

边条涡一产生，基本就发生了破裂。

机头涡仍然呈现对称状态。

边条涡一产生，就发生了破裂。

在下，由于迎角很大，边条涡破裂点基本就在产生的位置，机头涡在此迎角下，大部分还呈现对称状态。

当迎角为时，边条涡和机头涡耦合在一起；而流动的不对称性则进一步加剧，边条涡和机头涡耦合在一起向主翼的一端偏斜，三秒后向另一端偏斜，可见流动的不稳定性进一步加剧。

综上，在迎角为以前，边条翼产生的边条涡都是沿着主翼的内翼部分往后延伸，在时，出现边条涡，并开始沿着翼展方向对外翼流场产生作用，此时边条涡增加了主翼边界层抵抗分离的能力，此有利干扰引起了涡升力。

当迎角达到时，边条涡在主翼上发生破裂，破裂点在主翼中间位置，往后随着迎角继续增大，破裂点一直往前移动，直至产生位置。

机头涡在大约时产生，且呈现对称状态。

漩涡破裂点也是随着迎角的增大而前移，在，涡都基本呈现对称，达到，涡系呈现非对称状态，涡在上下方向有运动，破裂点位置也在交替往复运动。

八.思考题
1.染色液流动显示实验中，为得到可靠的流动显示结果，有哪些问题需要注意？
色液的物理性质（如比重和运动粘性系数等）要求尽量和水接近以满足跟随性要求。

染色液物理性质与水接近，流量稳定，避免射流，拍摄角度要好，避免倒影反光等的影响。

2.边条对机翼流动和飞机气动性能有何影响？
一定角度内提供较大涡升力，对主翼流场也有较大影响，减阻增升，可为战斗机提供高机动性。

3.机头涡的非对称性是如何产生的，对飞机气动力会带来哪些影响？
模型不对称和雷诺数影响造成的不对称分离是形成非对称漩涡流型的原因。

只要机头稍有不对称(包括物面粗糙程度)将引起边界层转捩不对称从而导致边界层的分离不对称，最后形成非对称的机头涡。

当迎角增加到一定值后，即使侧滑角为零，在机身上会受到一定大小的侧向力。

4.尖前缘后掠翼大攻角流动为何对Re数变化不敏感？飞机的飞行环境是空气，不同于水，但飞机大攻角流动及涡系干扰的流动问题为何能够在水中进行模拟？
尖前缘分离点固定，本实验气动力系数与Re数无关，相似参数一致就可以，Re数影响分离位置。

相似准则与介质无关，位于自相似区。

参考文献：
[1]范洁川. 近代流动显示技术. 国防工业出版社，2002
[2]夏雪湔，邓学蓥. 工程分离流动力学. 北京航空航天大学出版社，1991
[3]StaceyLt., Cotton J. and Bjarke LJ. Flow-Visualization Study of the X-29A Aircraft at High Angles of Attack Using a 1/48-Scale Model. NASA TM 104268, 1994.。