随着对战场生存性要求的不断提升，军用飞机设计不仅要获得更高的作战使用性能，而且还要具备良好的隐身性能。进气道作为关系到隐身指标的重要部件，通常采用前掠或后掠进气口、大偏距S弯内管道等满足隐身要求的设计。S弯进气道内管道弯曲会带来一系列气动问题，如涡流/流动分离区增大、流场畸变增强、非定常气动载荷加重等，这关系到飞机使用安全和结构寿命。因此，风洞试验中S弯进气道内部非定常流场的精细化测量对于新一代隐身飞机相关气动问题研究至关重要。进气道内流测量中，通常采用接触式的单点探针测试方法，但难以获取全场的流动信息，而粒子图像测速（PIV）技术克服了以往流场测试中单点测量的局限性，可瞬时无接触测量流场中多点速度矢量[1-3]。国内外学者在飞行器内流流场的PIV测量技术研究方面开展了大量的研究工作，按照测量方法和难易程度大致可分为三类：（1）在地面试验台上通过布置光学观察窗或全透明模型进行PIV测量[4-8]，其特点为观察窗或透明模型外形相对简单，设备和光路布局不受限制；（2）在地面试验台上通过内窥镜PIV技术进行内流速度场测量[9-13]，通常在模型或试验台相应位置开内窥镜孔，内窥镜通过小孔即可获得粒子图像，与常规观察窗相比，内窥镜对模型破坏很小；（3）在风洞试验中通过在模型上布置光学观察窗进行内流速度场测量[14]，该方法只适用于二维进气道模型或可将模型的关注区域简化成二维平面并安装平面光学窗口的模型，适于简单进气道构型的内流气动机理研究。前人研究所采用的测量方法适用条件有限，要么测试环境开放友好，如地面试验台，要么模型简化且局部开窗，但都无法满足风洞试验中军用飞行器复杂三维型面进气道内流场结构特征测试研究的需求。本研究发展了一种基于内窥镜插入复杂不透明进气道内部的高频PIV测量技术，成功实现了风洞内进气道内流瞬时速度场测量。1　进气道风洞试验内窥PIV测量方案设计采用内窥镜测量S弯进气道内的瞬时速度场，需要解决以下几个技术问题：激光片光导入内管道测试区域的光路设计、内窥镜插入进气道内部潜在的气动干扰、进气道狭小空间内的片光壁面反射污染、内窥镜通光量小成像清晰不强以及风致光路振动、模型姿态高效变换等风洞试验环境中的实用性问题。针对上述问题逐步开展了研究与测试。1.1　内窥激光光路设计内窥激光光路设计可采用两种方法，集成式内窥片光光路设计与分布式内窥片光光路设计，如图1所示。10.12050/are20210407.F001图1两种内窥片光光路设计方法Fig.1Two kinds of endoscopic light path design method集成式内窥片光光路设计，即在模型适当位置开孔（通常在测量区域的下游，避免气动干扰），将探杆式的内窥片光装置插入其中，再将激光片光传输到待测区域，内窥片光装置通常为一根细长管道，管道一端装有平凹柱面透镜和直角反射棱镜，通过调节平凹柱面透镜与直角反射棱镜的相位，可调整片光出射角度。分布式内窥片光光路设计方法原理是将探针杆式的内窥片光装置的各个导光部件进行离散，根据风洞和试验模型等实际情况进行重新分布设计，同时相应模型壁面上配套安置透光玻璃窗口，便于激光的导入。两种方法各有优缺点，集成式内窥片光光路设计更适合开放的地面实验室，分布式内窥片光光路设计方法组合灵活，适于空间限制的风洞环境。本研究采用分布式内窥片光光路设计方法，为提高片光光路的稳定性，在模型出口设计光学测量段，将内窥片光的光学透镜组与光学测量段进行集成。图2给出了试验测量的光路布局方案，其中1站位采用常规光路布局，激光器放置在风洞驻室内，通过观察窗将片光从斜前方打入进气道入口内。2站位光路采用从后向前的方式，光学测量段上方开一小尺寸光学窗口，在该窗口外固联小型片光透镜组模块，激光从试验段外入射到透镜组模块内，扩束后，到达光学测量段内部的反射镜上，反射后到达2站位待测区。采用该方式布局光路，可在有限距离下获得更大的片光发散角。1和2站位是由前期计算流体力学（CFD）仿真确定的不同工况下气动分离较严重区域，如图3所示。10.12050/are20210407.F002图2进气道内窥PIV测量光路布局方案Fig.2Scheme of endoscopic PIV light path on the inlet model10.12050/are20210407.F003图3CFD计算的气流分离区域Fig.3The airflow separation region calculated by CFD1.2　成像内窥镜气动扰动成像内窥镜插入，必然对进气道内流场产生一定的气动扰动，设计了两种可行方案，如图4所示，一种是无气动干扰设计，光学玻璃堵块+成像内窥镜形式，直径12mm光学玻璃堵块，内表面修形，与模型内表面保持一致，其外表面为水平面；另一种是小气动干扰设计，成像内窥镜直接插入进气道模型内部，在模型内表面凸起或凹陷1~2mm，孔缝进行封堵，考虑到该技术应用的高效性与便捷性，选取后一种方案进行研究，采用数值仿真与试验方法进行了气动干扰评估。10.12050/are20210407.F004图4内窥镜插入设计Fig.4Endoscopic insertion design本研究评估成像内窥镜突出或凹陷进气道内表面对进气道中心轴向平面速度场、出口AIP面总压恢复和畸变指数、壁面压力系数的扰动程度。数值仿真基于气动院ARI_CFD计算平台，采用SST-IDDES模型进行数值模拟计算，湍流模型采用两方程k-ω模型，网格单元数量约1881万，来流风速V=35m/s，迎角和侧滑角为0°。后续地面和风洞试验完成了更宽速度范围的验证。结果显示，马赫数Ma≤0.4，孔缝封堵状态下，成像内窥镜的略微突出或凹陷只对插入口附近流场有影响，对中心轴向平面的速度场、出口AIP面总压恢复（Δσ最大0.5%）和综合畸变指数（ΔW最大0.3%）基本没有影响，如图5所示。10.12050/are20210407.F005图5内窥镜气动扰动的数值计算和试验结果Fig.5CFD and test results of endoscopic aerodynamic disturbances1.3　模型内表面处理与开放式的外流试验相比，S弯进气道内管道空间封闭狭小，用内窥PIV技术测量其内流速度场时，激光背景干扰强，有以下难点：（1）激光能量全部耗散在管道内部，图像背景亮度大大提高；（2）管道表面距镜头很近，产生较强的背景；（3）镜头视场角通常较大，视野边界上以大角度拍摄到的激光处，会有更多的散射光进入镜头。本研究的设计方案，如图6所示，在模型金属壁面喷涂吸光或消光涂层，测试对比哑光黑漆和荧光漆两种表面处理工艺，由于单腔脉冲能量50mJ的激光对壁面涂料加热产生高温，对涂料产生较强的破坏，荧光漆层内部出现炭化，失去荧光效果；哑光黑漆层短时间内出现烧蚀，露出金属基底，失去作用，最终本研究采用喷涂耐高温烧蚀的哑光黑漆，进行表面打磨，形成光滑且均匀的涂层，其效果为：涂层耐烧蚀，图像背景相对均匀、干净、亮度控制在可接受范围内，如图7所示（相同测试系统参数和模型位置状态）。10.12050/are20210407.F006图 6内表面吸光方案Fig. 6Light absorption scheme of inner surface10.12050/are20210407.F007图7耐高温黑漆涂层及测试区原始图像Fig.7Heat-resistant black paint coating and originalimage of test section1.4　硬件参数匹配本研究通过不同硬件参数匹配的方法，补偿硬杆式内窥镜由于通光量小而导致成像清晰度不够的问题。硬杆式内窥镜采用HOPKINS柱状透镜系统，内部集成了成像与光源两套光路，外径15mm，视场角85°，拆除光源部分后，镜头头部外径10.5mm。镜子最大可抗5Bar压力，可抵抗150℃高温，目镜可调焦，在色彩还原效果和图像锐利度方面具佳，如图8所示。10.12050/are20210407.F008图8内窥镜及成像原理图Fig.8Endoscope and imaging schematic但受限于内窥镜的光圈，内窥PIV图像的粒子亮度远低于常规外流PIV试验粒子亮度，为将粒子亮度提高至满足测量的亮度水平，对比测试了多种硬件参数的组合，并根据内流不同研究需求，形成了以下两种测量系统，见表1。10.12050/are20210407.T001表1内窥PIV系统主要部件及参数Table 1Parameters of main components of endoscopicPIV system测量系统硬件名称主要参数低频内窥PIV系统双帧相机分辨率：2560px×2160px图像位数：16bit像元大小：6.5μm低频双腔激光器单腔最大脉冲能量：500mJ工业内窥镜外径：8mm高频内窥PIV系统高速相机分辨率：1280px×800px图像位数：12bit像元大小：28μm高频双腔激光器单腔最大脉冲能量：50mJ@1000Hz特种微距镜头外径：头部10.5mm最大光圈：F14低频内窥PIV系统的特点是其激光能量需求低，相机尺寸小，风洞中布局方便，外流场气动干扰小，用于获取稳态的平均速度场；高频内窥PIV系统的特点是系统测量频率可达到1kHz以上，用于获取非定常的瞬时速度场，但相机尺寸大，风洞中布局更复杂。1.5　支撑方式设计本研究通过新颖的支撑方式设计，防止风致光路振动和提高模型姿态变换效率，达到风洞环境中实际应用。模型以尾撑形式安装在风洞中，如图9所示，支撑设计为Y形支杆，Y形一端连接模型，另一端用于安装相机。通过相机端分支杆可沿模型端支杆前后移动和360°旋转，实现相机测量站位和角度姿态的更换。相机外部安装保护罩并开散热孔，用于抵挡来流对设备的冲击。内窥镜加装保护管，两端分别固连相机保护罩和模型，也增加整体刚强度。10.12050/are20210407.F009图9模型及设备安装布局Fig. 9Model and equipment layout2　试验验证2.1　试验风洞与模型本研究在气动院流动显示实验室0.4m开口风洞和FL-8低速风洞中进行。0.4m开口风洞出口尺寸为0.4m×0.4m，风速范围为0~60m/s，通过改变驱动风扇电机的频率来控制风速。FL-8风洞是一座闭口单回流低速风洞，试验段截面积3.5m×2.5m扁八角形，空风洞最大风速73m/s。试验模型为飞翼布局背部S弯进气道。模型为全金属缩比模型，进气道出口直径ϕ90mm。在其右前侧壁和左后侧壁各开一个ϕ12mm成像内窥镜孔，用于测量其轴向对称面速度场，测量位置分别位于进气道入口和进气道出口附近，分别标记为1和2站位，如图10所示。10.12050/are20210407.F010图10模型及测量站位示意Fig.10Model and measuring location2.2　测量系统为捕捉S弯进气道内部非定常流动特性，采用航空工业气动院自主研制的高频内窥PIV系统进行试验，系统主要由高频激光器、高速相机、内窥镜头、时序信号发生器、光学透镜组和计算机组成，主要设备型号及参数见表1。2.3　试验方法试验中固定来流风速和模型姿态，通过流量计节流锥控制进气道处于某一节流状态，采集此时出口动、稳态压力值，完成总压恢复系数、流量系数、畸变指数等参数计算，然后再依次改变不同节流状态并计算相应参数，绘制完成一条进气道性能曲线。最后改变风洞风速重复上述步骤，获取不同风速下的进气道性能曲线。完成性能曲线后，将进气道出口常规压力测量段换成光学测量段，再将高速相机和内窥镜等安装到模型上，选择1站位或2站位，进行固定风速、固定姿态、固定节流锥位的PIV图像采集与处理，然后依次一一对应改变节流锥位与风洞风速，完成一系列PIV图像采集与处理，试验如图11所示。10.12050/are20210407.F011图11实验室与风洞中进气道内窥PIV试验Fig. 11Endoscope PIV test in the inlet in the laboratoryand wind tunnel2.4　结果与分析2.4.1　内窥PIV与CFD结果对比图12和图13分别为来流风速V=35m/s下，站位1和站位2的CFD与PIV的平均速度场测量结果对比。进气道出口马赫数Ma分别为0.15和0.151，其图(a)为CFD计算结果，黑框为内窥PIV试验的视场范围，图(b)为内窥PIV试验结果，对比两组结果可见，两者流场结构和速度量值基本一致。受模型壁面激光干扰的影响，近壁面速度场图像无法准确计算。10.12050/are20210407.F012图12站位1计算与试验对比（V=35m/s）Fig.12Comparison between the CFD and PIV at location 1（V=35m/s）10.12050/are20210407.F013图13站位2计算与试验对比（V=35m/s）Fig.13Comparison between the CFD and PIV at location 2（V=35m/s）2.4.2　内窥PIV测量结果分析在实验室0.4m开口风洞，来流风速60m/s，流量系数φ=0.4（涵道风扇触发时间t=0.14s）状态下，采用内窥高频PIV技术测量了1站位的速度场，如图14所示的平均速度场图，X=20、Y=4处（红圈内的十字交叉点）为代表进行定量分析，该处速度分量U曲线显示0m/s，表明气流沿水平方向无流动，对应平均速度场是一条斜向下的止速区（最深蓝色），在其上部气流出现逆向流动，最大回流速度达13m/s，在其下部是正向流速快速增长区，从4~10mm的高度范围内，速度从0迅速增大到75m/s左右，然后进入平缓的等速区，速度的突增转折处在视场纵向高度11mm处，上述的回流区和增速区，从速度矢量线方向和密度也可明显看出。处理和分析瞬时速度场图及涡量场可知，该十字交叉点附近是分离涡发展和脱落的流经集中区域。10.12050/are20210407.F014图14站位1典型测量结果分析（V=60m/s）Fig.14Analysis of typical measurement results at location 1 （V=60m/s）图15为FL-8风洞进气道出口AIP面的性能曲线。随着流量系数φ和来流风速V的逐渐增大，进气道总压恢复系数σ逐渐降低，动态畸变指数Tu逐渐增大；V=64m/s、φ=0.1状态，Tu突然增大，预示该亚临界状态进气道内流动进入不稳定状态。采用内窥高频PIV技术测量了相应6个状态（φ=0.1和φ=0.6，V=10m/s、V=35m/s和V=64m/s）下1站位的中心轴向平面速度场，从流动演变过程理解AIP面各性能参数变化规律生成的原因，如图16和图17所示。10.12050/are20210407.F015图15进气道性能曲线Fig.15The inlet performance curve10.12050/are20210407.F016图16站位1平均速度场云图（φ=0.1）Fig.16Average velocity at location 1（φ=0.1）10.12050/are20210407.F017图17站位1平均速度场云图（φ=0.6）Fig.17Average velocity at location 1（φ=0.6）图16显示，当φ=0.1，V=10m/s与V=35m/s时，进气道内唇口右上部为流动低速区及分离区，左下部为流动高速区，而V=64m/s时，规律恰好相反。由于随着V增大，进/排流量逐渐不匹配导致，V越大，冲入进气道的流量越大，但进气道出口受节流限制，实际排气量很小，流通受阻，致使出现该平均速度场分布特征。φ=0.1时，最大流速在20m/s左右。与φ=0.1对比，φ=0.6的整体流速较高，气动规律明显。如图17所示，随着V增大，进气道唇口内右上部的流动低速区及分离区范围逐渐变小，平均速度在45~65m/s，其左下大部流动高速区范围逐渐增大，平均速度在155~180m/s。进一步分析φ=0.1、V=64m/s时1站位的瞬时速度场图，了解其非定常流动特性。选取其X=0.21上三个纵向位置进行时域分析，如图18所示，显示其水平速度分量U随时间变化呈周期性振荡，这是由于该状态下，流量进入的多，排出的少，超过某一流量平衡值后，进气道内的气流就会被反向推出进气道唇口，此时进气道内压力下降，流量又被吸入进气道内，如此反复，形成内流速度的周期振荡，Tu突然增大，便与此有关。分析其频谱和功率谱特性，如图19和图20所示，周期频率为7Hz，此频值由进气道入口与节流设备之间腔体容积大小决定，能量主要集中于模型通道的中下部，以低频为主。10.12050/are20210407.F018图18站位1取点位置Fig.18Pick-up position at location 110.12050/are20210407.F019图19瞬时速度分量U的周期振荡频率（φ=0.1，V=64m/s）Fig.19Oscillation frequency of instantaneous horizontalcomponent U（φ=0.1，V=64m/s）10.12050/are20210407.F020图 20瞬时速度分量U的功率谱（φ=0.1，V=64m/s）Fig. 20Power spectrum of instantaneous horizontal componentU（φ=0.1，V=64m/s）3　结论通过研究，可以得出以下结论：（1）通过多个技术点的研究，建立了风洞环境下进气道内窥式高频PIV测量技术，可作为风洞试验中复杂进气道内流问题的有效诊断方法，也可用于验证CFD计算结果。（2）采用进气道内窥式高频PIV测量技术获取了S弯进气道内瞬时速度场信息，掌握了其内部非定常流动特征，有助于理解进气道内流流动特性对出口性能参数变化规律的影响。（3）该技术可进一步完善并扩展应用到高速风洞试验中。