CC BY
52
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И
Т о м XX
198 9
№ 5
УДК 533.6.071.082.5
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ВИЗУАЛИЗАЦИИ МЕТОДОМ ДЫМЯЩЕЙ ПРОВОЛОЧКИ ПРИ ИССЛЕДОВАНИЯХ МОДЕЛЕЙ КРЫЛЬЕВ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ В ДОЗВУКОВЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ
В. И. Богомазов, С. И. Иншаков, В. П. Янков
Приведены результаты визуализации обтекания моделей крыльев, оснащенных системами выдува плоских струй на закритических углах атаки, полученные методом дымящей проволочки. Дано сопоставление результатов визуализации с данными весовых испытаний этих же моделей.
При решении экспериментальных задач аэродинамики всегда уделялось большое внимание методам визуализации течений. Одним из таких методов, разработанным относительно недавно и предназначенным для визуализации течений в дозвуковых аэродинамических трубах, является метод дымящей проволочки [1—7]. В этом методе поле течения визуализируется струйками дыма, образующимися при испарении капелек масла, находящихся на тонкой металлической проволочке, расположенной в потоке, при пропускании через нее электрического тока. Диаметр проволочки 4, как правило, не превышает 0,1 мм, в связи с чем возмущения потока проволочкой минимальны и существенно слабее по сравнению с другими способами создания струек дыма. В работе {6] отмечается, что процесс разрушения струек ды-
7
I—поворотный стол; 2—тензовесы; 3—подвод сжатого воздуха; 4—фотовспышки; 5—-проволочка; 6—модель; 7—прозрачная верхняя шайба; 8—фотоаппарат
8 — «Ученые записки» № 5
113
а)
a -SÛT -
<f) 02
US 0,3 W Cu
ма ускоряется при увеличении уровня естественной турбулентности во внешнем потоке. В работе [5] была показана принципиальная возможность визуализации этим методом безотрывного обтекания модели при степени турбулентности набегающего потока е«0,4% и скорости Усо = 11,5 м/с. Число Рейнольдса, вычисленное по диаметру проволочки, составляло при этом Ией — 50.
ь настоящей статье показана возможность применения данного метода для визуализации двумерных отрывных течений, в том числе и нестационарных совместно с весовыми измерениями.
Эксперименты проводились в дозвуковой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью диаметром 1,2 м и степенью турбулентности потока е~0,3%. Схема эксперимента представлена на рис. 1. Визуализация проводилась при скоростях набегающего потока от 6,5 до 15 м/с, 45<Йе(г<110.
Возможности метода демонстрируются на нескольких видах моделей. На рис. 2, а изображена модель крыла, представляющая собой цилиндр со щелевым соплом и пристыкованной к цилиндру пластиной. Модель крепилась между двух боковых шайб консольно на трубопроводе, в нижней части которого были расположены тензовесы. Здесь и далее — скорость набегающего потока, V3- — скорость выдуваемой струи, а — угол атаки модели.
На рис. 2, б представлена зависимость коэффициента подъемной силы крыла су при угле атаки а = 70° от коэффициента импульса струи = тК,/<7^ 5, выдуваемой через щелевое сопло, где т — расход газа через щелевое сопло; qa, — скоростной поток набегающего потока; 5 — площадь крыла, на которую распространяется выдувание; £р, р — минимальный коэффициент импульса струи, потребный для ликвидации отрыва потока на обдуваемой поверхности. Применение метода дымящей проволочки совместно с весовыми испытаниями позволило получить картины течения у этой модели при различных режимах выдува.
На рис. 2, в представлены фотографии обтекания модели, соответствующие некоторым результатам испытаний, указанных на рис. 2,6 черными точками (номера кадров соответствуют номерам точек). Отчетливо прослеживаются режимы течения с с,А <С д , когда импульса струи недостаточно для ликвидации отрыва (кадры 2, 3, 4, 5) и ~ сц./?> когда отрыв на верхней поверхности полностью ликвидирован (кадр 6).
На рис. 3, а изображена модель отсека крыла с локализацией отрывной зоны щелевой струей. На острой передней кромке нижней пластины происходит отрыв потока, который при помощи щелевой струи присоединяется ко второй пластине. Данная конфигурация носит название профиля со свободной линией тока [8, 9]. На рис. 3,6 приведены результаты весовых испытаний этой модели су = / (с^) при а=50° (с„, даны в логарифмическом масштабе), а на рис. 3, в — результаты
визуализации. Хорошо видны режимы отрывного обтекания (кадры
1, 2) до излома кривой су — / (си безотрывного обтекания профиля при = c^R (кадр 3) и (кадры 4, 5. 6).
На рис. 4, а показана модель, аналогичная модели профиля крыла со свободной линией тока (рис. 3,а), но со снятой верхней концевой шайбой. При этом, очевидно, обтекание верхнего конца модели будет уже трехмерным. В работах [8] и [9] предполагалось, что линия тока, замыкающая полость, будет стационарна, однако при помощи киносъемки со скоростью 240 кадр/с был зафиксирован режим нестационарного обтекания такой модели (рис. 4,6). За начальный момент времени t=t<¡ был принят момент, соответствующий безотрывному обтеканию модели. Через интервал времени àt~0,3 был зафиксирован режим отрывного обтекания верхней поверхности модели с одновременным затеканием набегающего потока в полость между верхней и нижней поверхностями модели. Описанная картина обтекания при V„ = =6,5 м/с, а=20° и Су. =0,75 повторялась с частотой 7—10 Гц.
Таким образом, метод дымящей проволочки позволил визуализировать отрывное и безотрывное обтекание различных моделей с выдувом струй в дозвуковой аэродинамической трубе при скорости набегающего потока до У,» = 15 м/с (Rе<г = = 110) и выяснить некоторые особенности аэродинамических характеристик испытанных моделей.
ЛИТЕРАТУРА
1. Na gib Н. М. Visualization of turbulent and complex flows using
controlled sheets of smoke streaklines. — Proceedings of the International
Symposium of Flow Visualization. — Tokio, Okt. 1977.
2. W e b e r D. L., Saric W. S., Reynolds G. A., Tice G. L.,
Woodbringe R. D. Visualization of Tollmien-Schlichting "waves.— Bulletin of American Physical Society, 1980, vol. 25.
3. Довгаль А. В., Козлов В. В., К осы рев И. П., С а-
р и к В. С. О методе визуализации структуры в пограничном слое. — ИТПМ, препринт № 37, Новосибирск, 1981.
4. Б е т и л С. М., Мюллер Т. Дж. Визуализация области перехода при обтекании профиля крыла с помощью дыма от нагретой
проволочки. — РТК, 1981, т. 19, № 4.
5. К о з л о в В. В., Рамазанов М. П. Визуализация пространственных течений методом дымящей проволочки. — ИТПМ, СО АН СССР, Новосибирск, препринт № 26, 1982.
6. Adler J. N., Robinson М. С., Lut tiges М. W. Visualizing unsteady separated flows. Flow Visualization. — Proc. 3-d Int. symp.
Ann. Arbor. Mich. sept. 6—9, 1983.
7. О k a j i m a A.,' M i z о t a T. Observation of flow around rectangular cylinders. — Flow visualization Proc. 3-d lut. symp. Aun, Arbor, Mich.,
Sept. 6—9, 1983.
8. Schmieden C. Die berechnung kavitationischer Tragflugelpro-file. — ZAMM, 1932, Bd. 12, H. 5.
9. Hurley D. G. The use of boundary layer control to establish free stream-line flows. — Boundary Player and Flow Control, vol. 1, Perg. press, 1961, N 9.
Рукопись поступила 18/XII 1987 г.
