CC BY
44
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Т о м XII 19 8 1 №4
УДК 533.6.011.55 533.6.071.082.5 532.526.5.011.7
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ЛАЗЕРНЫХ МЕТОДОВ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ И В ПОЛЕТЕ
И. Ю. Бурдин, А. В. }Кирнов, В. П. Кулеш, А. А. Орлов, В. А. Песецкий, С. Д. Фонов
Приведены методика и результаты экспериментов по исследованию лазерными методами отрывно-вихревых течений в аэродинамической трубе и в натурных условиях на геометрически подобных модели и самолете. Рассмотрено обтекание тонкого крыла сложной формы в плане. Приведены данные о влиянии числа Ие на положение ядра вихря над крылом. В области ядра вихря приведено поле скоростей, измеренное лазерным допплеровским измерителем скорости.
Известно, что суммарные и распределенные аэродинамические характеристики моделей самолетов, полученные в аэродинамической трубе, иногда заметно отличаются от аналогичных характеристик натурных объектов. Одна из причин этого расхождения может быть обусловлена отличиями в отрывно-вихревом течении над моделью и натурным самолетом, обусловленными, в свою очередь, разницей в величинах числа Ие.
Для'исследования этого явления в широком диапазоне чисел Ие целесообразно проведение исследования течения одними и теми же методами около геометрически подобных объектов — моделью в аэродинамической трубе и самолетом в полете. Сопоставление результатов натурного и модельного эксперимента даст представление о влиянии вязкости на характеристики отрывно-вихревого течения. Так как такие течения очень чувствительны к внешним возмущениям [1—5], то наиболее эффективными методами их исследования являются бесконтактные, например, „лазерный нож“ и метод лазерного допплеровского измерения скорости (ЛДИС) [6, 7].
В данной работе решались следующие задачи:
— исследование обтекания крыла при М<1 с помощью „лазерного ножа“ в аэродинамической трубе и в полете;
— оценка влияния числа Ке на характер отрывно-вихревого течения;
— исследование с помощью ЛДИС поля скоростей в характерных областях отрывно-вихревого течения, выделенных „лазерным ножом“;
— исследование динамики формирования отрывно-вихревого течения.
Модельные исследования проводились в дозвуковой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью размером 4X2,3 м при скоростях потока 40-—50 м/с, на модели, выполненной в 1/5 натуры (рис. 1, а). Предварительный анализ показал, что при использовании в качестве источника света аргонового лазера \
наиболее приемлемыми светорассеивающими частицами являются мельчайшие капельки воды, распыливаемые в сопле трубы калиброванными форсунками. Поле течения в плоскости светового „ножа“ фотографировалось камерой АНФ-21М и записывалось на видеомагнитофон.
В летных испытаниях (рис. 1, б) визуализация методом „лазерного ножа“ выполнена впервые; в качестве источника света использовался рубиновый лазер. Фотографирование проводилось через
Рис. 1. Схема эксперимента: а) в аэродинамической трубе; б) в натурных • условиях; в) схема крыла:
/—сопло аэродинамической трубы: 2—форсунки; 3—модель; 4—плоскость „лазерного ножа“;
5—лазер; 6— фотокамера АНФ~-21М; 7—телекамера; 8— фотокамера; 9-лазер; 10—плоскость
„лазерного ножа“
плотные красные светофильтры, в том числе и интерференционные. Течение визуализировалось за счет рассеяния света лазерного излучения на частицах водяного конденсата, выпадающего во внутренней области течения из-за значительного падения статического давления. Эти частицы имеют размер порядка 0,3—1,0 мкм [8, 9].
В натурных испытаниях течение визуализировалось в сечении, расположенном на 0,77 бортовой хорды, на модели — в пяти сече-
ниях, расположенных на 0,25; 0,5; 0,75; 1,0 и 1,25 бортовой хорды (рис. 1, в). В натурном эксперименте плоскость „ножа“ была перпендикулярна продольной оси самолета, в модельном — перпендикулярна оси аэродинамической трубы. В летном эксперименте число М полета равнялось 0,32 — 0,42, в трубе число М = 0,15; угол атаки менялся в пределах —2°-------[-30° и 0---ь23,5° соответ-
ственно. В обоих случаях число Ие подсчитывалось по средней аэродинамической хорде крыла.
Как следует из фотографий, примеры которых приведены на рис. 2, картина течения над крылом в полете с увеличением коэффициента подъемной силы меняется следующим образом. При минимальных значениях а = 5° -г- 7° (Су х — 0,25 0,40, фото 1) на фото-
графии видно светлое пятно 1 неправильной формы. При а = 9° -ъ 12° ,45 ч-0,00, фото 2) в светлом пятне, как правило, различается круглое темное пятно 2, Светлое пятно с увеличением угла атаки также приобретает круглую форму и при а >14°
!>0,6, фото 3) это образование приобретает вид „кольца“ 3. Серии фотографий, полученных в различных полетах, но при одинаковых значениях Су х, показали, что „кольцо“ практически не меняет своего положения над крылом; значение Су! при этом измерялось с точностью +0,05. Положение светлых пятен от режима к режиму несколько изменялось внутри области отрывно-вихревого течения, определяемой по спектрам шелковинок. Во всех случаях темп изменения угла атаки составлял а = 0,3 -г- 0,8 град/с.
В модельном эксперименте при малых углах атаки (а = 4°-ь-6°) на фотографиях, примеры которых приведены на рис. 3, можно видеть над крылом характерные темные области / непосредственно у верхней поверхности (фото 1). С ростом угла атаки эти области сливаются в одну; на фото 2—4 можно проследить формирование двух ярких дугообразных полос 2, происходящее при увеличении угла атаки с 8° до 23°.
Начиная с угла атаки а = 10,5° (фото 2 на рис. 3), на поверхности крыла вблизи передней кромки видна темная полоска 4 — траектория движения крупных капель воды по крылу. Пересечение этой полосы с плоскостью „ножа“ происходит в точке вторичного отрыва. По-видимому, темные области, различаемые при малых углах атаки, отражают наличие в потоке над крылом нескольких вихрей, причем ближний к фюзеляжу сходит с наплыва. Слияние этих темных областей можно интерпретировать как результат формирования над крылом единого отрывно-вихревого течения с общим центром, внешнюю границу которого представляет внутренняя яркая полоса. Что касается внешней яркой дугообразной полосы, то она является аэродинамической „тенью“ от носовой части фюзеляжа. Справа дана схема течения.
При углах атаки, близких к максимальным (фото 3 и 4 на рис. 3), визуализируется центральная область течения, имеющая, как и в натурном эксперименте, вид кольца 3. При сохранении режима работы трубы и угла атаки модели постоянными „кольцо“ совершает колебания около среднего положения с частотой 0,5 — 2,0 Гц; амплитуда этих колебаний равна 0,25 — 0,5 видимого диаметра „кольца“.
Рис. 2. Визуализация течения в натурных условиях. Яркая линия на поверхности крыла—след плоскости „лазерного ножа*
Таким образом, в эксперименте при исследовании натурного крыла и его модели зафиксированы:
— при малых углах атаки (а == Он-10°) — несколько вихрей у поверхности крыла в аэродинамической трубе и светлое пятно неправильной формы в полете;
— при больших углах атаки (а ;> 14°)—сходные детали течения („кольца“) в аэродинамической трубе и в полете.
Отмеченные различия могут быть объяснены различными способами запыления потока в натурном и трубном экспериментах. Качественное объяснение причин образования „кольца“ можно дать, предположив, что оно является поперечным сечением ядра вихревого жгута. Падение статического давления в ядре вихря, сопровождаемое уменьшением температуры, переводит водяные пары, содержащиеся в воздухе, в насыщенное состояние и затем вызывает переход части паров в конденсированное состояние.
Рис. 3. Визуализация обтекания модели в аэродинамической трубе. Яркая линия на поверхности крыла и фюзеляжа — след плоскости „лазерного ножа"
Образование в этом случае „кольца“ объясняется уменьшением плотности воздуха непосредственно вблизи центра вихря (это предположение косвенно подтверждается визуализацией ядра вихря при малых дозвуковых скоростях с помощью теневых методов [10]) и сепарацией частиц под действием центробежных сил. Это предположение означает одновременно, что основная масса частиц конденсата выпадает в передней части вихря. Возможна также комбинация перечисленных причин.
Для проверки предположения, что „кольцо“ является поперечным сечением ядра вихревого жгута, в аэродинамической трубе с помощью ЛДИС были измерены компоненты скорости \/у и Ух в области „кольца“ (рис. 4). Измерения выполнялись при углах
ос= 19,1
Рис. 4. Распределение поперечной составляющей скорости в области ядра вихря
атаки а = 19° -г- 22,8° в основном в сечении 3. На горизонтали, проходящей через центр кольца, поперечная составляющая скорости Уу меняет знак при переходе через центр, причем она изменяется линейно в области кольца и достигает максимума на его границах. Это говорит о том, что „кольцо“ представляет собой ядро вихря [3, 11].
Проведенные исследования позволили определить координаты центра ядра относительно крыла. В обоих случаях измерения проводились непосредственно по фотографиям; осредненные результаты их приведены на рис. 5, там же пунктирными линиями отмечены погрешности измерений. Видно, что переход от модели к натуре при фиксированном угле атаки приводит к смещению ядра отрывно-вихревого течения вверх и к концу крыла. Различие в положении вихря над крылом модели и самолета может быть связано как с небольшими отличиями в форме модели и самолета, так и различиями в числах М (0,15 для модели и 0,42 для самолета) и 1*е (3,1-4-3,4-106 и 4,7 н- 5-107).
Следует отметить, что хотя проток через двигатель не моделировался, обтекатели, установленные в носовой и хвостовой частях фюзеляжа модели, спроектированы таким образом, чтобы свести к минимуму различие во внешнем обтекании модели без протока и самолета с работающим двигателем. Поэтому различия в форме должны оказывать незначительное влияние на положение вихря.
Влияние сжимаемости воздуха на положение вихря в области чисел М = 0,15-ь0,5 не исследовалось. Но, как показывают многочисленные весовые испытания, влияние сжимаемости воздуха в диапазоне чисел М = 0,15-^0,5 при примерно одинаковых числах Ие на аэродинамические характеристики при больших углах атаки незначительно. Это позволяет предположить, что различия в положении йдра вихря над крылом главным образом связаны с существенным различием чисел Ие (на порядок) в модельном и натурном экспериментах. ~ '
Общий характер изменения положения ядра вихря в натурном и модельном экспериментах при увеличении угла атаки один -и тот же—ядро смещается вверх и к оси симметрии крыла. Эти
данные хорошо согласуются с результатами работ [5, 12]. Однако из работы [13] следует, что переход от модели к натуре мало влияет на положение ядра вихря. По-видимому, это объясняется существенно меньшим диапазоном изменения чисел Ие в указанной работе.
Кроме этого, в настоящей работе проведены исследования явления разрушения вихря. Так, в аэродинамической трубе в сечении V с увеличением угла атаки до а = 22,8° видимый диаметр „кольца“ начинает пульсировать. Через короткое время амплитуда этих пульсаций резко возрастает, и процесс завершается исчезновением „кольца“. Если угол атаки модели, равный 22,8°, сохраняется постоянным достаточно долго, то „кольцо“ может вновь появиться, а затем опять исчезнуть. Нестационарность процесса разрушения вихря уже отмечалась другими авторами, например,
в работе [14]. С увеличением угла атаки до 23,3° точка разрушения вихря смещается вверх по потоку практически до сечения III. В натурных условиях вплоть до углов атаки 30,8° явления разрушения вихря над крылом не наблюдалось.
Таким образом, при одном и том же угле атаки точка разрушения вихря в полете расположена ниже по потоку, чем в аэродинамической трубе. Подобная зависимость положения точки разрушения вихря от величины числа Re отмечалась в работе ] 12] в диапазоне чисел Re = 0,63-106 -s- 1,16-106.
В заключение авторы благодарят В. И. Богомазова, А. Ф. Ра-жина, И. П. Волка и А. А: Муравьева за помощь в проведении эксперимента.
ЛИТЕРАТУРА
1. Визе ль Е. П., Губчик А. А., Кассич М. В., Жуков В. Д., Жуков Вл. Д., Хрекин М. И. Экспериментальное исследование отрывных течений и нелинейных характеристик тонких крыльев. В сб. „Отрывное обтекание тонких крыльев несжимаемой жидкостью“. Труды ЦАГИ, вып. 1915, 1978.
2. Lambourne N. С., Вгуег D. М. The bursting of leading-edge vortices-some observations and discussion of the phenomenon. ARC R. and M. N 3282, 1961.
3. H a 11 M. G. Vortex breakdown. Annual Review of Fluid Mechanics. Palo Alto, Calif., vol. 4, 1972.
4. Hummel D. Untersuchungen über das Aufplatzen der wirber an schlanken Deltaflügeln. „Zeitschrift für Flugwissenshaften“, 1965, N 5.
5. Marsden D,, Simpson R. and Rainbird W. An investigation into the flov over delta wings at low speeds with leading edge separation. The College of Aeronautics, Cranfield. Rep. N0114, Febr. 1958.
6. Б о p о в о й В. Я., Иванов В. В., О р л о в А. А., Харчен-к о В. Н. Визуализация пространственного обтекания моделей с помощью „лазерного ножа“. „Ученые записки ЦАГИ“, т. IV, № 5, 1873.
7. Б р ы с о в О. П., Г р о д з о в с к и й Г. Л., К у з н е ц о в Ю. E., Мозольков А. С., Петунии A. H., ШумилкинВ. Г. Исследование средних и пульсационных скоростей в следе и профильного сопротивления крыльев с помощью лазерного допплеровского измерителя скорости. „Ученые записки ЦАГИ“, т. VIII, № 2, 1977.
8. 3 у е в Е. В. Распространение видимых и инфракрасных волн в атмосфере. М., „Советское радно“, 1970.
9. Gregor Мс. The vapour-screen method of flow visualization.
„J. of Fluid Mechanics“, vol. 11, part 4, 1961.
10. Wentz W. H., Kohlman D. Vortex breakdown on slender edged wings. „AIAA Paper“. N 69—778, 1969.
11. Сфорца П. М., Стаей В., Пациенциа Дж.,
С мор то М. Измерение параметров течения в вихрях за передней кромкой крыла. „Ракетная техника и космонавтика“, т. 16, № 3, 1978.
12. Earnshaw Р. В. Measurements of the effects of thickness on vortex breakdown position on a series of sharp edged delta wings.
ARC CP, N 1018, 1968.
13. Fennel L. J. Vortex breakdown-some observations in flight on the HP 115 aircraft. ARC R. & M. N 3805, 1977.
14. Божков В. М., Мозольков А. С., Шалаев В. И. Визуальное изучение пространственной картины течения около треугольного крыла в дозвуковом потоке. „Изв. АН СССР. МЖГ“,
1976, № 2.
Рукопись поступила 26/XI 1979 г. Переработанный вариант поступил 28/XII ¡980 г.
