CC BY
29
3/2011_МГСу ТНИК
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЕТРОВОГО ДАВЛЕНИЯ ПРИ ОБТЕКАНИИ ТАНДЕМА ДВУХ ЗДАНИЙ
WIND PRESSURE EXPERIMENTAL STUDY OF THE TWO BUILDINGS TANDEM AT THE FLOW
П.В. Леденев, A.A. Синявин P.V. Ledenev, A.A. Sinyavin
НИИСФ, НИИ механики МГУ
Методами физического моделирования исследованы распределения давления на поверхности двух прямоугольных призм, установленных на горизонтальной плоскости так, что одна из них находится в аэродинамическом следе другой.
Pressure distribution on the surfaces of two rectangular prisms are studied by methods ofphysical modeling. Prisms are mounted on a horizontal plane so that one of them is in the aerodynamic wake of the other.
Введение. В последние годы в связи с проблемами сохранения среды обитания, создания наиболее благоприятных санитарно-климатических условий проживания и работы людей в городах и на промышленных площадках, а также в связи с необходимостью экономии материалов и затрат труда при строительстве зданий и других наземных сооружений широко развернулись численные исследования аэродинамики городских и промышленных застроек и их элементов. В связи с этим актуально получение опорных экспериментальных данных, позволяющих верифицировать соответствующие вычислительные технологии.
В данной работе было получены эталонные распределения давления по поверхности двух призм в условиях их аэродинамической интерференции, что может быть использовано для тестирования различных прикладных программных комплексов расчета аэродинамики строительных сооружений.
Описание экспериментальной установки. Эксперименты выполнены при скорости потока V=30 м/с, в аэродинамической трубе А-6 НИИ механики МГУ [1]. Дозвуковая аэродинамическая труба А-6 одноканальная, с замкнутым контуром и открытой рабочей частью эллиптического сечения. Размеры рабочей части трубы: длина 4 м, большая ось эллипса 4 м, малая ось 2.34 м, площадь поперечного сечения рабочей части 7.32 м2. Максимальная скорость потока в рабочей части при наличии модели равна 45 м/с.
Качество потока в рабочей части характеризуется следующими величинами:
• неравномерность величины скорости не более ±0.5%;
• скос потока в вертикальной и горизонтальной плоскостях не более ±0.25°;
• градиент статического давления вдоль оси трубы - 0.002 м-1;
• критическое число Рейнольдса для шара диаметром 150 мм - 375000;
• продольная составляющая интенсивности турбулентности в пустой рабочей части не более 0.2%.
Для увеличения интенсивности турбулентности в рабочей зоне труба А-6 снабжена набором съемных сеток-кассет, устанавливаемых на срезе сопла [1].
По результатам метрологической аттестации методик измерения параметров потока в трубе А-6 установлено, что она пригодна для проведения научных и прикладных исследований аэродинамических характеристик неподвижных или авторотирую-щих тел.
Измерительно-регистрирующий комплекс трубы включает в себя многофункциональный блок NI 6225 фирмы NATIONAL INSTRUMENTS. В качестве датчиков давления используются приборы фирмы Freescale Semiconductor серии MPXV7002.
Значение коэффициента давления для каждой точки съёма информации рассчитывается по формуле: Cp = , гДе: Лр - разность между давлением в i-ом приемнике давления и давлением в датчике статического давления (на срезе сопла трубы), q - разность между давлениями в датчиках полного и статического давления на срезе сопла трубы - скоростной напор набегающего потока.
Погрешность измерения используемых датчиков давления сгДр составляет
около 20 Па. При скорости потока V =30 м/с q « 500 Па, соответствующая погрешность определения коэффициента давления Cp составила aCp « 2^ЛР/ « 0.08.
/ q
Дискретность опроса для каждого датчика - 0.001 сек., количество съёмов показаний по каждому датчику - 16384. Для выявления основных несущих частот пульсаций давления на фасадах P = f (L, i, t), где i - номер дренажной точки, t - время, использовалось спектральное представление в виде ряда Фурье:
р (t) = + ^ A cos(k®1t + (рк), к = 0,1,2,..., где со1 = —.
2 к=1 T
Описание экспериментальных моделей. Модели представляют собой два параллелепипеда с размерами 595*215*187 мм (модель №1) и 665*212*185 мм (модель №2) (рис. 1-3). Модель №2 закрепляется в центре аэродинамического стола, так, что плоскости двух вертикальных стенок модели с ребрами длиной 185 мм параллельны вектору скорости набегающего потока, а плоскости стенок модели с ребрами длиной 212 мм перпендикулярны. Модель №1 закрепляется на расстоянии L от модели №2 вверх по потоку аналогичным образом (плоскости двух вертикальных стенок модели с ребрами длиной 187 мм параллельны вектору скорости набегающего потока, а плоскости стенок модели с ребрами длиной 215 мм перпендикулярны.). В эксперименте расстояние L было равным 0, 200, 400, 600, 800, 1000 мм. (L=0 означает, что на аэродинамическом столе находится только модель №2). Датчики давления подключаются непосредственно к дренажным точкам, расстояние между датчиком давления и дренажным отверстием на модели составляет 30 мм. Дренажные отверстия расположены на вертикальной средней линии каждой боковой грани моделей (по 4 датчика на грань) схема расположения моделей и дренажных точек представлены в приложениях на рис. 1-2.
3/2011
ВЕСТНИК _МГСУ
модель т
модель %
Т1Р
1 119 |
I 119 I
| 113 I
93.5
595
133
т
133 ! 565
133
133 1 32.5
модель 1
11В'
■
ТТ9 Л
107.5
модель ?
+ 215,
595
133
133 I
1
т'
Щ 106
665
Рис. 1 Расположение приемников давления на моделях а
модель 1 модель 1
V»
Рис. 2 Схема нумерации приемников давления на моделях (а - вид сверху, б - вид справа по
потоку)
Рис. 3 Общий вид модели зданий в аэро динамической трубе
Результаты измерений. Для определения влияния числа Рейнольдса были выполнены исследования обтекания модели №2 при скоростях потока от 5 до 35 м/с с шагом 5 м/с. При скорости потока У>25 м/с результаты, перестают зависеть от числа Рейнольдса, поэтому все остальные измерения были выполнены при У=30 м/с. В таблице 1 представлены коэффициенты давления Ср , соотнесенные с номерами дренажных точек на модели в зависимости от расстояния между моделями №1 и №2. Во втором столбце данные при обтекании уединенной призмы. В каждой ячейке таблицы после знака «/»указаны основные несущие частоты пульсаций давления (Гц.), при отсутствии частот поставлен знак «-», в случае наличия нескольких частот, частоты разделены знаком «;». В строке №33 даны показания коэффициента полного давления измеренного над моделью №2 на расстоянии 400мм от верхней плоскости модели.
Таблица 1
Ь(мм.) 200 400 600 800 1000
№ точки
1 0.95/- -0.61/- -0.28/- 0.03/- 0.34/- 0.57/-
2 1/- -0.72/- -0.53/- -0.21/- 0.05/- 0.30/-
3 1.01/- -0.67/- -0.65/- -0.43/- -0.14/- 0.09/-
4 1.02/- -0.62/- -0.59/- -0.42/- -0.13/- 0.07/-
5 -0.76/16 -0.33/15 -0.14/- -0.05/16 -0.14/13 -0.33/13
6 -0.75/16 -0.49/15 -0.26/- -0.12/16 -0.20/13 -0.32/13
7 -0.71/16 -0.50/15 -0.37/- -0.22/16 -0.23/13 -0.28/13
8 -0.69/16 -0.51/15 -0.38/- -0.22/16 -0.18/13 -0.23/13
9 -0.78/- -0.32/- -0.24/- -0.21/- -0.31/- -0.33/-
10 -0.70/- -0.32/- -0.24/- -0.22/- -0.26/- -0.27/-
11 -0.60/- -0.28/- -0.22/- -0.22/- -0.26/- -0.26/-
12 -0.54/- -0.22/- -0.18/- -0.17/- -0.24/- -0.25/-
13 -0.76/16 -0.33/15 -0.14/- -0.05/16 -0.14/13 -0.33/13
14 -0.75/16 -0.49/15 -0.26/- -0.12/16 -0.20/13 -0.32/13
15 -0.71/16 -0.50/15 -0.37/- -0.22/16 -0.23/13 -0.28/13
16 -0.69/16 -0.51/15 -0.38/- -0.22/16 -0.18/13 -0.23/13
17 0.94/- 0.94/- 0.95/- 0.96/- 0.96/-
18 0.99/- 1.00/- 1.01/- 1.01/- 1 .02/-
19 1.02/- 1.02/- 1.03/- 1.04/- 1 .04/-
20 1.02/- 1.02/- 1.03/- 1.05/- 1 .05/-
21 -0.72/- -0.64/- -0.60/- -0.56/13 -0.53/13
22 -0.67/- -0.62/- -0.59/8;16 -0.55/13 -0.53/13
23 -0.64/- -0.58/- -0.57/8;16 -0.54/13 -0.51/13
24 -0.64/- -0.57/- -0.56/8;16 -0.53/13 -0.50/13
25 -0.65/- -0.62/- -0.60/- -0.57/- -0.56/-
26 -0.64/- -0.57/- -0.58/8 -0.52/7 -0.50/7
27 -0.63/- -0.51/- -0.50/8 -0.45/6 -0.42/-
28 -0.60/- -0.46/- -0.40/10 -0.38/5;10 -0.36/-
29 -0.72/- -0.64/- -0.60/- -0.56/13 -0.53/13
30 -0.67/- -0.62/- -0.59/15 -0.55/13 -0.53/13
31 -0.64/- -0.58/- -0.57/13;26 -0.54/13 -0.51/13
32 -0.64/- -0.57/- -0.56/15 -0.53/13 -0.50/13
33 1.12 1.11 1.10 1.09 1.09 1.08
3/2011
ВЕСТНИК _МГСУ
Обсуждение полученных результатов. При обтекании уединенной призмы (колонка 2 таблицы 1, рис. 4) для любой выбранной грани при движении вверх по ней наблюдается незначительное падение коэффициента давления, наибольшая разница наблюдается между двумя верхними дренажными точками, что вызвано перетеканием потока через верхнюю грань призмы. В случае тандема, на модели №1, стоящей вверх по потоку, наблюдается аналогичная картина. Модель №2, стоящая вниз по потоку, не подчиняется описанному выше правилу, что вызвано взаимодействием собственных отрывных зон и отрывной зоны сгенерированной моделью №1. При близком расположении моделей (Ь = 200 мм) на модели №2 ситуация обратная: по мере продвижения вверх по грани наблюдается рост коэффициентов давления. При увеличении расстояния между моделями Ь, скорость роста коэффициента давления снижается, и сменяется падением (Ь = 1000 мм), вызванным ослабеванием влияния отрывной зоны сгенерированной моделью №1 и отрывных зон сгенерированных моделью №2. По-видимому, отрывная зона от модели №1 смыкается на расстоянии Ь ~ 600-800 мм, обуславливая рост коэффициентов давления на лобовой грани модели №2.
На фоне роста коэффициентов давления на лобовой грани модели №2, на остальных гранях изменение коэффициентов давления выражено гораздо слабее. Также следует отметить, что рост коэффициентов давления на остальных гранях при увеличении расстояния до Ь = 600 мм сменяется падением при дальнейшем увеличении Ь. Возможно, данное поведение объясняется тем, что при малых Ь< 600 мм основную роль играет отрывная зона от модели №1, при больших расстояниях отрывная зона от модели №1 смыкается и ее влияние на модель №2 ослабевает.
Ср
-05
1
— 2
— л
+ 5
— в
0-1 йв /М
Рис. 4 Распределение осредненного коэффициента давления по высоте лобовой грани модели №2 (е - высота дренажной точки, Н - высота модели): 1-уединенная модель, 2-6 - в следе от переднего тела, соответственно на расстоянии Ь=200, 400, 600, 800, 1000мм.
Данные по частотам пульсаций (таблица 1) указывают на то, что отрывные области на моделях начинаются на кромках лобовой грани, частота схода вихрей на уровне 15 Гц.
Соответствующее число Струхаля, вычисленное по формуле: St = J V, где f -
частота схода вихрей, D - характерная длина модели (ширина поперечного сечения параллелепипеда), V - скорость набегающего потока, для подавляющего большинства данных мало отличается от 0.1.
При L> 600 мм на задней и боковых гранях модели 1 наблюдаются пульсации давления в большом диапазоне частот, однако следует отметить, что частоты с соответствующим числом Струхаля, значительно отличающимся от 0.1, выражены слабо.
Для L= 400 мм на обеих моделях практически отсутствуют выраженные пульсации. Возможно данный эффект вызван стабильностью общей отрывной зоны, которая занимает область от кромок лобовой грани модели 1 до кромок задней грани модели 2 при тандемном расположении тел.
Заключение. Получены распределения стационарной составляющей коэффициентов ветрового давления на фасадах модели тандема двух призм, Определены основные несущие частоты нестационарного потока вблизи моделей в зависимости от расстояния между телами в тандеме (таблица 1).
Результаты могут быть использованы для верификации методик численного моделирования обтекания строительных сооружений.
Автор выражает благодарность C.B. Гувернюку за постановку задачи и обсуждение полученных результатов, а также С.Ю. Меснянкину и Д.В. Мурашову за содействие при проведении экспериментов. Работа выполнена при финансовой поддержке ФЦП «Научные и педагогические кадры инновационной России» №2009_1.5_000-010.
Литература
1.Научные труды ИМ МГУ № 14 под ред. Горлина С.М., Худякова Г.Е. М. 1971. Literature
1.Proceedings IMMSU № 14 under edition S.M. Gorlin, G.E. Hudyakov, M. 1971.
Ключевые слова: плохообтекаемое тело, отрыв потока, аэродинамические коэффициенты, распределение давления, спектральные характеристики, физическое моделирование.
Key words: poorly streamlined body, flow separation, aerodynamic coefficients, pressure distribution, spectral characteristics, physical modeling.
127238, Москва, Локомотивный проезд, 21, 119192 Москва, Мичуринский проспект, д.1, Институт механики МГУ Тел. (495) 482-40-76, факс (495) 482-40-60, Тел. (495)939-2187, факс (495)939-0165
