翼型动态实验中脉动压力信号处理方法研究

梁撑刚，张 琳，刘华伟

(西安爱生技术集团公司，西安 710068)

0 引言

边界层转捩对提高飞行器性能具有重要的意义。研究认为流动在转捩过程中，某些参量会发生剧烈的变化或出现峰值，并以此来定义“转捩区”[1-3]。Huang[4]、Barrett[5]、Molin[6]等先后对静态实验边界层转捩进行研究，并得到结论认为模型表面的脉动压力均方根值在边界层转捩过程中会出现峰值。

文中对翼型动态实验中流动表面边界层内脉动压力进行测量及特征分析，并基于脉动压力均方根值的转捩判定方法，将脉动压力判定转捩的方法有效的从翼型静态实验延伸到翼型动态实验中去。

1 实验模型与设备

实验是在西北工业大学翼型中心NF-3低速风洞二元实验段完成的。实验所用的某翼型模型为钢木结构，安装在风洞二元实验段，弦长600 mm，展长1 600 mm，相对厚度9%。翼型上下表面各有15个测压孔，对应30个动态压力传感器从测压孔引出到风洞外，其编号分别计为1#，2#，3#，…，30#。实验段还安装热线风速仪和鼻锥以精确捕捉风洞实验段的速度场和压力场品质。

图1 翼型模型风洞安装图

图2 翼型摆动示意图

采用自然转捩，风速30 m/s，翼型由被置于风洞顶部的传动机构带动做振幅10°范围内的摆动，摆动迎角α=0±10sin(wt)，α范围为-10°～10°，振荡频率f分别为0.1 Hz，0.2 Hz，0.5 Hz，1 Hz，动态采样率500 Hz，对应于上述4个频率下的采样时间分别为1 280 s，1 280 s，1 024 s，1 024 s，截止频率均为20 kHz。

另外，为验证及对比分析进行了静态实验。

2 实验结果与分析

2.1 实验数据验证

对静态实验结果进行脉动压力均方根值的转捩判定，结果如图3所示。……