Экспериментальные исследования устойчивости и перехода сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле при числах Маха 2-4 Текст научной статьи по специальности «Математика»

Механика жидкости и газа Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, 2011, № 4 (3), с. 1104-1105

УДК 532.526

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ УСТОЙЧИВОСТИ И ПЕРЕХОДА СВЕРХЗВУКОВОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ НА СКОЛЬЗЯЩЕМ КРЫЛЕ ПРИ ЧИСЛАХ МАХА 2—4

© 2011 г. Н.В. Семёнов, РИ. Казанцев, Ю.Г. Ермолаев

Институт теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича СО РАН, Новосибирск

semion@itam. nsc.ru

Поступила в редакцию 16.05.2011

Приводятся результаты экспериментального исследования развития естественных возмущений и ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле при М = 2-4. Подробно изучено развитие естественных возмущений для случаев острой и затупленной передних кромок. Получены осциллограммы, амплитудно-частотные спектры, профили пульсаций и статистические диаграммы естественных возмущений.

Ключевые слова: эксперимент, сверхзвуковой пограничный слой, скользящее крыло, ламинарно-турбулентный переход, устойчивость.

Исследования пространственных пограничных слоев в последнее время особенно актуальны для развития авиационной техники. Но до сих пор нет полного понимания процесса возникновения турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое на крыльях. Это вызвано тем, что в трехмерном пограничном слое на крыле может возникать целый ряд неустойчивостей: неустойчивость на линии растекания передней кромки; неустойчивость Толлмина — Шлихтинга, приводящая к переходу в двумерном случае; неустойчивость поперечного течения, выраженная в виде стационарных и бегущих возмущений и т. д. Развитие всех этих возмущений и их относительная роль в процессе перехода сильно зависят от внешних условий.

С другой стороны, существует проблема сравнения теоретических и экспериментальных данных [1]. Получено хорошее согласование теории с результатами экспериментов [2] для поперечных масштабов неустойчивых вихрей вторичного течения. Однако рассчитанные инкременты нарастания возмущений заметно отличаются от полученных после обработки экспериментальных данных. Это различие объясняется нелинейными процессами, наблюдаемыми в эксперименте.

В отличие от предыдущих работ [2, 3], настоящие исследования выполнены на тонком крыле и при практически минимальном значении единичного числа Рейнольдса, что позволило увеличить область исследований и даже в некоторых случаях получить эксперименталь-

ные данные в линейной области развития возмущений. Рассматривается влияние числа Маха и притупления передней кромки на устойчивость и переход сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле.

Эксперименты выполнены в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН при числах Маха М = 2-4. В экспериментах использовались симметричная модель скользящего крыла с чечевицеобразным профилем и углом скольжения кромок X = 45°, которая устанавливалась под нулевым углом атаки в центральном сечении рабочей части аэродинамической трубы. Длина модели 0.38 м, ширина 0.2 м, максимальная толщина 12 мм, относительная толщина 3%. Кромки модели имели различные радиусы притупления ~ 0.1 и 1 мм соответственно. Эксперименты проводили при двух установках крыла, что соответствовало острой или затупленной передней кромке. Возмущения в потоке регистрировались термоанемометром постоянного сопротивления.

Были измерены положения ламинарно-турбулентного перехода для случая острой и затупленной модели крыла. Получено, что переход на затупленной модели наступает раньше. Подробно исследовано развитие естественных возмущений на модели тонкого скользящего крыла при М = 2-4 и для случая острой и затупленной передних кромок. Примеры кривых нарастания возмущений для случая острой передней кромки приведены на рис. 1.

Максимумы в зависимостях пульсаций мас-

сового расхода <Ш> от числа Рейнольдса Яех соответствуют положению перехода. Получено, что профили пульсаций имеют два максимума: один соответствует критическому слою, второй находится вблизи поверхности модели. Следует отметить, что возмущения, соответствующие второму максимуму, нарастают значительно быстрее, и вблизи точки перехода при М = 4 даже превосходят пульсации в критическом слое.

Рис. 1

Пульсации нарастают в диапазоне частот от 8 до 35 кГц. В области нелинейного развития возмущений (Rex > 0.7106) наблюдется рост пульсаций в диапазоне частот от 8 до 100 кГц. Возможно, рост высокочастотной части спектра (f > 35 кГц) вызван механизмом вторичной неустойчивости. Аналогичные результаты получены при М = 2.5.

В работе принимал участие А. Д. Косинов.

Рис. 2

С использованием статистических методов анализа данных определены области линейного и нелинейного развития возмущений, получены оценки степени нарастания возмущений как в линейной, так и в нелинейной областях. Полученные данные могут быть использоваться для сравнения с теоретическими расчетами. На рис. 2 приведена эволюция амплитудно-частотных спектров возмущений в критическом слое. Показано, что в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла при М = 2 существует область линейного развития возмущений 0.35-106 < Яе х < 0.7-106.

Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 08-01-00124).

Список литературы

1. Гапонов С.А., Смородский Б.В. // ПМТФ. 2008. Т. 49, №2. С. 3—14.

2. Семёнов Н.В., Косинов А.Д., Левченко В.Я., Ермолаев Ю.Г. // Теплофизика и аэромеханика. 2003. Т. 10, №3. С. 357—368.

3. Семёнов Н.В., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д. // ПМТФ. 2008. Т. 49, №2. С. 40—46.

AN EXPERIMENTAL STUDY OF STABILITY AND TRANSITION OF A SUPERSONIC BOUNDARY LAYER

ON A SWEPT WING AT MACH NUMBERS OF 2-4

N.V. Semionov, R.I. Kazantsev, Yu.G. Yermolaev

The paper presents an experimental study of instability disturbances evolution and laminar-turbulent transition in a threedimensional supersonic boundary layer on swept wing at Mach numbers 2-4. Evolution of natural disturbances is investigated in detail for the cases of sharp and blunted leading edges. Oscillograms, amplitude-frequency spectra, pulsation profiles and statistical diagrams of natural fluctuations are obtained.

Keywords: experiment, supersonic boundary layer, laminar-turbulent transition, swept wing, stability.