PSP应用

 

使用PSP测量低速风洞表面压力近年来已经成为关注焦点,一般来说,温度与模型形变/位移的影响会显著降低数据测量品质。

汽车:美国空军技术学院(AFIT)俄亥俄州代顿 低速风洞,1:24汽车模型,喷涂BF405涂料(Binary FIB PSP)。这是个开放式风洞,最高速度0.2马赫数,测试段尺寸3英尺x4英尺。模型照明采用四个LM2-405阵列,相机使用PC0-1600CCD镜头,带FS-3滤镜开关。测试风速50m/s与20m/s,接近0度与10度攻角。50m/s风速动态压力大约0.2psi,相应PSP强度变化约1%。为演示出模型移动的效果,有风无风系数通过参考信号通道获得,如下:

car model

参考风洞, 1:24比例汽车模型 涂料:二元FIB PSP

注意参考信号通道的数据,虽然对压力并不敏感,但在模型的不同区域仍然有最高3%的变化以及超过1%的偏离。此强度变化的原因在于有风状态下模型的位移与形变。因为是开放式风洞,温度对此实验的影响非常小。预先估计因为压力带来的信号变化大约1%,然而因为光照误差带来的影响大于这个数据。

接下来,将信号通道数据减去参考通道数据后,得到的压力分布结果如下。

压力分布, 1:24 比例汽车模型喷涂二元FIB PSP

此图像表的最大压力约等于风洞的动态压力。很明显高压力分布区域位于前保险杆与挡风玻璃处。在此区域之外,是明显的低压区域。模型位移的补偿对PSP低速流场的通用测量必不可少的。

另一个低速风洞的例子是汽车后视镜的压力分布。后视镜被固定在AFIT低速风洞中,涂料为Binary FIB,同时安装6个测压孔。在0.2马赫测量PSP数据并与测压孔数据进行比较。结果表明两种测量方式差异小于200Pa,证明PSP可以使用在此低速环境。

car mirror

超声稳焰器:  坐落于Wright Patterson空军基地某直连超声设施开展了一项关于超声稳焰器支撑塔几何结构的研究。测试对象外安装高级光学玻璃,分别在测试对象的两侧与顶端。两个光源(LM2XX-400)与CCD相机(PC0.1600带有滤波开关)用来获取支撑塔侧面与顶部的图像。多面喷涂Binary FIB漆的模型被安装在测试区域的底部(13.1x15.24)。三个支撑塔模型连同实验安装示例如下。

pylons

实验安装与模型喷涂

2个马赫数下模型表面压力分布见下列图标。薄前缘的高压区是由于气流冲击造成,同时可以清楚看到后方的低压区。由于这些支撑塔是用于超声稳焰器研究,表面还可以看到若干燃油喷射痕迹。

pylons2

PSP一个有趣的应用是作为流场显示工具。氮气从喷嘴射出,压力场结果同时显示出喷射气体压力与质量分率。正如预期,喷嘴前面形成了一组弧形冲击。模型表面喷嘴后方区域的喷射轨迹为低压分布,这并非真正的低压,而是喷射氧分子的位移所致。表面气体的出现表明一些喷射气体进入了模型后方静止的亚音速区域,因此可保持燃烧火焰稳定。

横向射流喷射:Binary FIB在风洞测量超音速流场的另外一个例子是横向射流喷射。Wright Patterson空军基地,两个测试板插入TGF,马赫数2下的两组数据分别取自横向与45度射流喷射。这是另一个使用PSP获取高分辨率压力分布的使用案例。

transverse jet injection

航空航天:某些情况下,PSP可充当流场显示仪。以下实验是Wright Patterson空军基地SARL的再入式飞行器。飞行器有可拆卸的垂直小翼,比较薄,难以布点使用测压孔,同时使用测压孔也很难决定安装位置。小翼喷涂Binary FIB,马赫数0.4下测量若干攻角的数据。注意低角度下的多漩涡结构形状,在高角度时过渡为单漩涡结构。如此复杂的压力场分布,使用测压孔是很难测量的。

sarl microx

另一个Binary FIB测量风洞压力的示例如下. 位于England Bedford,Aircraft Research Association的封闭式风洞(9英寸x8英寸),一个基本翼型,喷涂Binary FIB,在一系列马赫数与攻角下进行测试。下面显示的数据为0.7马赫数,3度攻角。下图同时也显示了测压孔与PSP的压力比较,此例中,两者均方差约为0.03Cp(约400Pa)。

ara tunnel Binary PSP

寿命法PSP测量:  ARA风洞使用寿命法PSP测量示例如下。同上,基本翼型喷涂UniFIB在一系列攻角与马赫数下测试。同时实验了Binary PSP(如上例)。下面显示的数据为0.7马赫数,3度攻角。下图同时也显示了测压孔与PSP的压力比较,此例中,两者均方差约为0.03Cp(约400Pa)。

ara tunnel lifetime psp