武 宁,唐 鑫,段卓毅,张彦军

(中国航空工业第一飞机设计研究院,西安 710089)

0 引 言

飞机在大气层内飞行时，表面边界层流动状态分为层流和湍流2种截然不同的形式，在相同雷诺数条件下，层流摩擦阻力仅约为湍流摩擦阻力的10%[1]，而采用层流机翼设计和层流短舱设计可以降低30%左右的摩擦阻力[2]，因此自然层流翼型和机翼的设计及应用一直是现代飞机设计者所期望的，国内外也开展了大量的层流机翼研究及尝试性应用。

在自然层流机翼的设计过程中，往往需要开展一些高速风洞试验来验证自然层流机翼的实际设计效果。自然层流机翼高速风洞试验除了测量机翼在巡航点附近的气动力特性外，另一个主要目的就是对转捩位置进行判定，精确测量机翼上、下翼面保持自然层流的范围。因此，在自然层流机翼高速风洞试验中对流动进行显示和测量也非常重要。

近年来，美国和欧洲相继开展了大量流动显示与测量的高速风洞试验[2-10]，开发并成功应用了多种先进的流动测量和显示技术，如Temperature-Sensitive Paint (TSP)、Pressure-Sensitive Paint (PSP)、Particle Image Velocimetry (PIV)等[11]。国内在流动显示与测量方面可见到一些采用升华法、热膜法、红外成像等方法针对翼型和机翼开展的流动显示和测量试验[12-16]，但多为低速风洞试验且试验雷诺数低，而针对自然层流机翼的高速风洞流动显示和测量试验研究则少有报道。

目前国内外自然层流机翼高速风洞流动显示与测量试验中，TSP方法和红外成像技术等非接触测量手段已成为判断转捩位置的主要方法[17-18]。……