Экспериментальное исследование возможности пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XVIII 1987

№ 4

УДК 532.526 : 533.694.71/.72

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ ПАССИВНОГО УПРАВЛЕНИЯ ВЗАИМОДЕЙСТВИЕМ СКАЧКА УПЛОТНЕНИЯ С ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ

С. А. Ковальногов, В. М. Фомин, Г. К. Шаповалов

Представлены результаты экспериментального исследования по пассивному управлению взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем на профиле при трансзвуковом обтекании. Было получено существенное уменьшение сопротивления за счет перепуска воздуха из-под скачка путем организации в этой зоне перфорированной или двухщелевой поверхности с полостью под ней.

Проблема экономии топлива в современной авиации приобрела в последнее время особую актуальность. Это, в первую очередь, касается авиалайнеров и транспортных самолетов, летающих при трансзвуковых скоростях и использующих суперкритические профили. На верхней поверхности такого профиля имеется значительный участок сверхзвукового течения. По сравнению с профилем классического типа полное сопротивление суперкритического профиля существенно уменьшается, в основном, за счет снижения волнового сопротивления. По мере увеличения числа М начинается сильное взаимодействие скачка уплотнения, возникающего на профиле, с пограничным слоем, что ведет к резкому возрастанию сопротивления. Такое возрастание обусловлено несколькими причинами: ростом волнового сопротивления из-за увеличения интенсивности скачка, ростом профильного сопротивления из-за резкого утолщения пограничного слоя непосредственно за скачком и, наконец, при дальнейшем увеличении числа М или угла атаки начинается интенсивное развитие отрыва потока на диффузорном участке профиля и из-под скачка уплотнения, что резко изменяет картину обтекания профиля.

В последние годы активно разрабатывается идея ослабления взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем. Так, в работе [1] представлены экспериментальные результаты по ослаблению взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем с помощью локального отсоса пограничного слоя. В работе [2] проведены исследования влияния тангенциального выдува в зоне скачка на взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем. Следует отметить, что несмотря на благоприятное снижение сопротивления и увеличение подъемной силы, работа данных устройств связана с неизбежными энергетическими затратами. В работах [3—5] представлены результаты экспериментальных исследований по пассивному управлению взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем путем создания проницаемых поверхностей, теоретические основы обтекания которых рассмотрены в работе [6].

Пассивный перепуск части воздуха из-за скачка в область перед скачком позволяет наряду с ослаблением взаимодействия скачка с пограничным слоем полностью избежать энергетических затрат. Практическая реализация этой идеи осуществляется путем создания перфорированной поверхности с полостью под ней, расположенной в зоне скачка, или поверхности с двумя щелями, расположенными до и после скачка, и также с полостью под ней. Вследствие перепуска части воздуха из-за скачка в зону перед скачком должна уменьшиться интенсивность скачка, а, следовательно, и волновое сопротивление. Из-за отсоса части воздуха за скачком уменьшатся толщина пограничного слоя и отрывная зона, индуцированная скачком и неблагоприятным гра-

диентом давления на диффузорном участке профиля, что также приведет к уменьшению сопротивления.

1. Экспериментальные исследования по определению влияния локального перепуска воздуха в районе скачка уплотнения на аэродинамические характеристики су-перкритического профиля были проведены в трансзвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе с размером рабочей части 160X200 мм. Верхняя и нижняя стенки рабочей части — перфорированные со степенью перфорации 20%. Испытывались две модели одного и того же профиля. На одной модели проводились оптические испытания, а на другой — испытания по определению распределения давления и потерь полного давления в следе за моделью. Модели с хордой с = 100 мм и относительной толщиной Ь/с=0,12 устанавливались по ширине рабочей части и крепились к заглушкам на стенках трубы, которые позволяли изменять угол атаки. На дренированной модели давление измерялось в 17 точках на верхней поверхности. Для определения статического давления на задней кромке профиля был применен способ накладного дренажа.

Устройство для осуществления перепуска на обоих моделях включало полость, глубиной 3 мм (£=1/4 &), закрытую профилированной пластиковой вставкой. Полость начиналась на расстоянии 0,64 с от передней кромки. Протяженность полости по хорде составляла 0,12 с. Вставки были сплошными с двумя щелями и перфорированными. На двухщелевой вставке щели шириной 0,1 мм располагались на расстояниях от передней кромки 0,65 с и 0,75 с. Степень перфорации вставки составляла 0,8% (степень перфорации определялась как отношение суммарной площади отверстий к площади поверхности модели). Диаметр отверстий составлял 0,35 мм. Следует отметить, что измерение статического давления осуществлялось также и в зоне, расположенной непосредственно над полостью. Измерение потерь полного давления в следе за моделью осуществлялось с помощью гребенки, расположенной на расстоянии 85 мм (Л*=0,85 с) от задней кромки модели.

Экспериментальные исследования проводились в диапазоне чисел М=0,78-^0,84 и углов атаки а=0-^6°. Числа Рейнольдса, вычисленные по хорде, менялись в пределах от 1,68• 106 до 1,82-106.

2. Результаты эксперимента приведены для числа М=0,81. На рис. 1 приведены теневые фотографии обтекания гладкого профиля (рис. 1,а), двухщелевой модели (рис. 1,6) и модели с перфорированной областью (рис. 1,в) при угле атаки а=4°. Из фотографий видно, что наличие устройства «двойная щель — полость» или «перфо-

Рис. 1

рированная поверхность — полость» качественно изменяет структуру течения и положение скачка уплотнения на верхней поверхности профиля.

Вследствие выдува воздуха в область перед скачком уменьшаются разрежение на профиле и соответственно числа М непосредственно перед скачком уплотнения. С другой стороны, в области за скачком осуществляется отсос пограничного слоя, что проявляется в увеличении разрежения в этом районе и повышении местного числа М. Это наглядно продемонстрировано на рис. 2 *, изображающем распределение коэффициента давления ср по поверхности профиля при угле атаки а=3°. Следует обратить внимание на то, что при этом угле атаки еще отсутствует развитый отрыв потока с задней кромки. Поэтому работа устройства в данном случае сводилась к уменьшению градиента давления в зоне скачка и снижению толщины вытеснения пограничного слоя на верхней поверхности профиля.

При углах атаки, соответствующих обтеканию профиля без заметного отрыва потока с задней кромки, изменения в распределении давления сР(х) перфорированной модели по сравнению с гладкой носят, в принципе, тот же характер, что и дія щелевой модели (см. рис. 2), с той лишь разницей, что для перфорированной модели характерна большая область торможения потока перед скачком и большая степень, выравнивания давлений до и после скачка уплотнения. Так как в области перед скачком происходит торможение потока, то здесь будет иметь место небольшое уменьшение коэффициента подъемной силы су. С другой стороны, вследствие разрежения непосредственно за скачком наблюдается увеличение местного су. Увеличение1 или уменьшение суммарного Су модели зависит от того, какой из этих эффектов будет преобладать. Исходя из зависимостей ср(х), изображенных на рис. 2, можно предположить, что суммарный су модели если и меняется, то незначительно.

На рис. 3 изображены зависимости распределения потерь полного давления в следе за моделью [р0/ро оо—(г/Аб)], где Ь — толщина профиля, при угле атаки а=3°> соответственно для гладкой модели и моделей со щелевой вставкой и перфорированной вставкой. Для обоих графиков характерно значительное уменьшение потерь полного давления в области следа от верхней поверхности и небольшое увеличение потерь полного давления в области нижней поверхности профиля.

Как уже отмечалось, при работе данного устройства наблюдается отсос пограничного слоя из-под скачка уплотнения. При этом, по сравнению с обтеканием гладкой модели, уменьшается эффективная толщина жидкого контура над верхней поверхностью при неизменном жидком контуре над нижней поверхностью. Фактически, модель с устройством перепуска обтекается как бы под большим углом атаки, что сопровождается смещением максимума потерь полного давления вниз. Стоит отметить, что при данных условиях эффективность работы устройства «перфорированная поверхность-полость» несколько выше, чем устройства «двойная щель-полость». Это особенно видно по существенному уменьшению волновых потерь при наличии перфорированной вставки.

* Обозначения точек на рис. 3—6 те же.

Использование устройства перепуска при условиях, когда существует интенсивный отрыв потока из-под скачка уплотнения и с задней кромки модели, приводит к эффективному подавлению отрыва. В этом можно убедиться, рассмотрев зависимости ср (х) и р/ро(у/Ь) при угле атаки а=4°. Действительно, для двухщелевой модели и модели с перфорированной вставкой наблюдается лучшее, по сравнению с гладкой моделью, восстановление коэффициента давления ср на задней кромке модели (см. рис. 4).

Потери полного давления в следе за моделью с устройством перепуска существенно меньше, чем на гладкой модели (см. рис. 5), причем устройство «перфорированная модель — полость» действует более эффективно, чем устройство «двойная щель-полость».

Интегрируя эпюры потерь полного давления в следе за моделью по ширине следа у, в соответствии с методикой, представленной в работе [7], получим коэффициент сопротивления модели профиля Сх. На рис. 6, а представлены зависимости сх от угла

атаки для моделей с тремя вставками: гладкой, двухщелевой и перфорированной. Для сравнения на этом же рисунке приведены результаты, представленные в работе (3] (рис. 6, б). Из рис. 6 следует, что даже при небольших углах атаки величина Сх для моделей с устройством перепуска отличается от сх гладкой модели. Так, при угле атаки а=3° выигрыш в сопротивлении для моделей с устройством перепуска воздуха по сравнению с гладкой моделью составил 12% для перфорированной модели и 6% для двухщелевой. При а=6°, когда имеет место развитый отрыв у задней кромки и из-под скачка, этот выигрыш существенно возрастает и составляет 51% и 32% для перфорированной и двухщелевой моделей соответственно, что подтверждает высказанное ранее предположение о деинтенсификации отрывных явлений в случае использования устройства перепуска.

М - 0,81, Re-1,8 10s Размер рабочей часяти шрубм ISO *200мм

М-018, Re ‘2,5 10s

Размер рабочей части трубы 1800я 1000мм

Рис. 6

ЛИТЕРАТУРА

1. Гурушкин А. М., Елькин Ю. Г., Зуев JI. К., Ко кур и-на Н. Н., Филимонов Ф. Ф. Влияние щелевого отсоса газа на аэродинамические характеристики профиля при трансзвуковых скоростях. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. 13, № 4.

2. I n g е г G. R., D е a n е A. Transonic shock interaction with a tangenti-ally — injected turbulent boundary layer. — AIAA Paper iN 84-0094, 1984.

3. Krogman P., Stanewsky E., Thiede P. Transonic shock-boundary layers interaction control. — 1CAS-84, 1984.

4. Krogman P., Stanewsky E. Effecto! local boundary layer interaction and shock-induced separation.—AIAA Paper N 84-0098, 1984.

5. В ahі L., Ross J., Nagamatsu H. Passive shock wave boundary layer control for transonic airfoil drag reduction. — AIAA Paper N 83-0137, 1983.

6. Рахматулин X. А. Перфорированные аэродинамические профили.— Вестник Московского Государственного Университета, 1950, № 3.

7. Пэнкхерст Р., Холдер Д. Техника эксперимента в аэродинамических трубах. — М.: Изд. иностр. лит., 1955.

Рукопись поступила 28/11 1986 г.