CC BY
38
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Том XIV 1983 М2
УДК 532.526
629.7.015.3:621.384.3 (031)
ИССЛЕДОВАНИЕ ПЕРЕХОДА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ С ПОМОЩЬЮ ТЕПЛОВИЗИОННОЙ СИСТЕМЫ
М. А. Головкин, В. П- Горбань, В. Б. Дорохов, В. М. Лутовинов, В. С. Пономарева, А. А. Поскачей, В. И. Сухарев,
В. В. Троицкий, С. М. Шестаев
Рассмотрены некоторые возможности исследования с помощью тепловизионной системы пограничного слоя на крыле при малых скоростях потока. На основе регистрации теплового излучения от поверхности прямоугольного крыла получено положение области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный при скоростях потока 10—30 м/с. Проведено сравнение результатов исследования с данными, полученными другими методами.
Одной из важных задач современной аэрофизики является изучение теплоотдачи и распределения температуры на поверхностях объектов, обтекаемых газом в натурных и модельных условиях. Исследование теплоотдачи может быть полезным и для оценок сопротивления трения на основе аналогии Рейнольдса между коэффициентами сопротивления трения и теплоотдачи.
В настоящее время существуют разнообразные методы исследования области перехода и коэффициента теплоотдачи [1—7]. Одними из наиболее существенных преимуществ тепловизионных систем являются бесконтактность и оперативность проведения измерений. При одновременном или последовательном проведении оптических измерений в двух участках спектра по методу спектрального отношения [8] можно определить в ряде случаев излу-чательную способность поверхности и температуру, например, в рамках теории серого тела. Последнее обстоятельство значительно расширяет область применимости тепловизионных систем.
При исследовании области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный оказывается важным знание не столько значений температуры или коэффициента теплоотдачи, сколько положения экстремумов этих величин на обтекаемой поверхности.
При постоянстве излучательной способности исследуемой поверхности положение экстремумов сигнала тепловизора будет совпадать с положением экстремумов температуры на поверхности достаточно простой геометрии модели летательного аппарата,, так как тарировочные кривые современных тепловизоров имеют строго монотонный характер (тарировочная кривая связывает температуру абсолютно черного тела с напряжением выходного сигнала прибора). При соблюдении специальных условий, например, соответствующих предположению о тонкой стенке для исследуемого объекта, положение экстремумов температуры будет совпадать с положением экстремумов коэффициента теплоотдачи.
Разработанные в последнее время тепловизионные системы обладают высокой чувствительностью [8, 9]. Имеется некоторый опыт применения таких систем в агрофизических исследованиях [ 10] — [13]. Основное внимание в них уделялось автоматизации проведения и обработки результатов экспериментов при достаточно больших значениях числа М.
В настоящей работе описаны результаты исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентной с помощью тепловизионной системы при небольших скоростях набегающего потока V = 10-г-30 м/с. Создание специальных условий в эксперименте позволило, как видно из изложенного ниже, получить достаточно точные результаты относительно простыми средствами. Равномерный стационарный подвод энергии к поверхности модели явился способом усиления сигнала до уровня, необходимого для регистрации особенностей поведения коэффициента теплоотдачи на обтекаемой поверхности с целью определения положения области перехода.
Исследования проводились на выполненном из материала с низкой теплопроводностью прямоугольном крыле с размахом 1500 мм и хордой £ = 300 мм. Профиль крыла имел относительную толщину 20%. Отнесенные к хорде координаты профиля приведены в табл. 1.
Начало координат совпадает с носком профиля, ось х направлена вдоль хорды от носка профиля к задней кромке (см. рис. 2).
В восьми сечениях крыла вдоль его хорды были установлены ленточные электрические подогреватели различной ширины (3, 4, 5, 15 мм), изготовленные из нержавеющей стали толщиной 0,1 + +0,005 мм. Для контроля температуры на нагревателях были установлены хромель-копелевые термопары. На крыле заподлицо с поверхностью была установлена также пластина из нержавеющей стали толщиной 1 мм и шириной 100 мм, с внутренней сто-
Таблица 1
0 0,0193 0,0610 0,1433 0,3237 0,5249 0,7254 0,862 0,9272 1
Верхняя поверх- ность 0 0,0513 0,0754 0,0990 0,1196 0,1119 0,0775 0,0430 0,0157 0
Нижняя поверх- ность 0 -0,0292 -0,0502 -0,0673 —0,0766 -0,0661 -0,0355 -0,0107 -0,0012 0
4—«Ученые записки ЦАГИ» №2
49
роны которой был установлен тонкий электрический нагреватель. Температура поверхности пластины контролировалась хромель-алюмелевыми термопарами, расположенными с шагом по хорде крыла 30—50 мм. Поверхность крыла, включая ленточные подогреватели, была покрыта черной матовой краской. Поверхность пластины покрытия не имела. Заподлицо с поверхностью крыла были установлены четыре пленочных термоанемометра. Они располагались по хорде крыла в точках х —0,233, 0,367, 0,5, 0,633 и были смещены друг относительно друга по размаху на отнесенное к хорде расстояние — 0,066.
Тепловизионная система, используемая в эксперименте, воспринимала инфракрасное излучение в диапазоне волн с длиной 3—5 мкм. Сигнал через систему обработки выводился на экран лучевой трубки, который будем называть в дальнейшем основным. Система сканирования обеспечивала отображение последовательности элементов исследуемой поверхности модели в мозаику изображения. Дополнительное устройство позволяло, в случае необходимости, получить на дополнительном экране амплитуду сигнала, определяемого изменением условной температуры, как функцию координат изображения. Здесь под условной температурой объекта понимается измеренное по его собственному тепловому излучению значение температуры в предположении, что излучение объекта соответствует излучению абсолютно черного тела. В ходе эксперимента получаемое изображение записывалось на видеомагнитофон, а затем фотографировалось с того или другого экрана.
В качестве примера на рис. 1 показано тепловое изображение участка крыла, обтекаемого потоком воздуха со скоростью \/= 15 м/с при значении угла атаки а = 5°, с установленными на нем вдоль хорды тремя ленточными подогревателями, обеспечивающими постоянный подвод тепла к поверхности. На рис. 1 ,а показана фотография теплового изображения с основного экрана, а на рис. 1,6—с дополнительного экрана. Яркость элемента изображения на основном экране определяется интенсивностью теплового излучения соответствующего участка исследуемого объекта. Изображение на дополнительном экране формируется семейством кривых, отображающих интенсивность (яркость) сигнала по соответствующим строкам развертки изображения на основном экране. Для повышения точности наблюдений (без применения ЭЦВМ для обработки информации) можно получать изображение (линия 1 на рис. 1 ,6) произвольной строки (линия 2 на рис. 1,6) в более крупном масштабе.
Схема образования регистрируемого при этом изображения приведена на рис. 2. Рост температуры Т нагреваемой поверхности в ламинарной области соответствует уменьшению коэффициента теплоотдачи. В области, которая обычно отождествляется с областью перехода, происходит резкое увеличение коэффициента теплоотдачи и, соответственно, падение температуры. Значение амплитуды сигнала на дополнительном экране, как и на основном, отсчитывается от некоторого уровня В0, выбираемого в процессе эксперимента. Так, на рис. 1,6 температура поверхности крыла на неподогреваемых участках ниже выбранного уровня отсчета, и „гладкий" фон свидетельствует об этом.
В том случае, если температура крыла несколько выше уровня
Рис.
отсчета Г0, фон на изображении неподогреваемого участка крыла выглядит „рябым11, что отражает флуктуации излучения от поверхности крыла. При выборе уровня отсчета Т0 достаточно близким к температуре крыла оказывается возможным в ряде случаев регистрировать положение начала области перехода и без специального подвода энергии, т. е. только за счет „естественного" нагревания модели. Это наглядно видно на рис. 3, где задний край „ряби“ соответствует максимальному значению температуры поверхности крыла и началу области перехода.
Для усиления градиентов температуры вдоль поверхности и с целью получения более контрастного изображения области перехода при небольших скоростях потока можно использовать
А-А
А
Ленточный
подогреватель
А.
Ь
Ламинарный Турбулентный X
пограмч#ыи пере пограничный
слой ход слой
А і
X п
Рис. 2
Рис. 3
евзті
яентныи
г Ламинар, пограничнь
дополнительный подвод энергии к поверхности. Уровень подводимой энергии, необходимой для „проявления11 картины, зависит от физических параметров течения, например, чисел Маха и Рейнольдса.
В ряде случаев той же цели можно достигнуть путем не подогрева, а охлаждения обтекаемой поверхности. Подвод энергии может осуществляться, например, с помощью электрических поверхностных нагревателей (см. рис. 1 и 3) либо с помощью радиационного подогрева поверхности.
Для выяснения влияние степени нагрева на получаемые результаты были проведены эксперименты, в которых при одинаковых углах атаки крыла и скоростях потока уровень подводимой энергии к электрическим ленточным подогревателям менялся от 0,35 до 1,5 кВт/м2. Во всем рассматриваемом диапазоне величин подводимой энергии регистрируемое положение области перехода не изменялось. Было установлено, что при применении данной тепловизионной системы для получения количественных данных о положении перехода достаточно обеспечить максимальный перепад температур относительно внешней среды примерно в 2°. При указанных условиях величина параметра Ог/Не2, где Ог— число Грасгофа, Ие — число Рейнольдса, который характеризует соотношение между свободной и вынужденной конвекцией, составляет —10~5. Такие перегревы практически не влияют на распределение скорости в рассматриваемом пограничном слое. Варьирование ширины примененных подогревателей практически не сказалось на регистрируемом положении области перехода.
Результаты исследований. Распределение амплитуды видеосигнала по ленточным подогревателям с шириной 3, 15, 5 мм, установленных в сечениях, отстоящих от оси симметрии крыла на расстоянии соответственно 2 = 0,84; 0,98; 1,13 (на рисунках справа налево), полученные при скорости потока V = 15 м/с и при изменении угла атаки от —3° до 20°, приведено на рис. 4. Видно, что на участках, связываемых с ламинарным течением, наблюдается некоторая немонотонность изменения температуры по хорде профиля. Это, возможно, обусловлено развитием возмущений в ламинарном пограничном слое. При увеличении угла атаки от —3° до 20° точка местного минимума амплитуды видеосигнала, которой соответствует начало области турбулентного пограничного слоя, смещается с л: = 0,82 до 0,08.
При использовании радиационного подогрева поверхности крыла тепловизионная система позволяет получить достаточно четкую картину перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный почти по всему крылу. В проведенных экспериментах радиационный подвод энергии осуществлялся с помощью прожекторов (рис. 5,а). Светлые области на тепловом изображении крыла соответствуют ламинарному течению, темные — турбулентному. Для сравнения на рис. 5,6 приведено изображение области перехода пограничного слоя, полученное с помощью каолинового покрытия. В тех местах модели крыла, где его поверхность близка к однородной, видно удовлетворительное соответствие областей ламинарного и турбулентного течений, полученных этими двумя методами. Некоторые искажения линии перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, отмеченные на рис. 5 светлыми стрелками, объясняются наличием конструктивных особенностей в этих точках (различия в материалах, узлы крепления
Рис. 4
v=15м/с fa =5
т v 5
х=0,23
О
X = 0,37
х =0,5
крыла и т. п.). Следует отметить, что при радиационном подогреве наиболее контрастное изображение наблюдается непосредственно после отключения источника излучения, когда, с одной стороны, температура поверхности еще достаточно высока, а с другой — отсутствует отраженный сигнал от поверхности крыла и фона.
Для контроля результатов визуализации области перехода с помощью тепловизионной системы наряду с применением каолинового покрытия положение зоны перехода определялось с помощью установленных по профилю крыла термопар методом „регулярного11 режима в процессе остывания металлической пластины [7]. Сравнение результатов этих исследований показывает (табл. 2), что положение начала области перехода хп (см. рис. 2), определенное с помощью тепловизионной системы, удовлетворительно согласуется с результатами, полученными указанными выше традиционными методами исследования.
Таблица 2
Координаты начала области перехода (хп)
Ие-Ю 6 а Метод каолинового покрытия Метод „регулярного" режима (термопары) Тепловизи- онный метод
0.6 10° 0,17 0,18
5° 0,62 0,63 0,63
0 0,7 0,73 0,71
—3° 0,77 0,79
0,3 10° 0,28 0,32 0,33
5° 0,66 — 0,69
0 0,75 — 0,78
-3° 0,85 - 0,89
На рис. 6 представлены полученные в данных экспериментах с пленочных термоанемометров осциллограммы пульсаций сигнала (в милливольтах, тю) по времени £ в миллисекундах и распределения этого сигнала по спектру частот /, которые свидетельствуют о том, что вблизи датчика, расположенного на расстоянии дг = 0,63, произошел переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Это согласуется с результатами, представленными на рис. 4 для этого же случая, полученными с помощью тепловизионной системы.
Следует отметить, что применение тепловизионной системы позволяет существенно сократить время подготовки и проведения эксперимента. Например, при применении метода каолинового покрытия при скорости потока У== 15 м/с на получение каждой точки затрачивается 20—30 мин, а при помощи тепловизионной системы — около одной секунды, затрачиваемой на запись термоизображения на видеомагнитофон.
Таким образом, тепловизионная система является эффективным комплексом, позволяющим при достаточно высокой точности измерений в ряде случаев ускорить проведение исследования состояния пограничного слоя.
1. Пэнкхёрст Р., Холдер Д. Техника эксперимента в аэродинамических трубах. М., Изд. иностр. лит., 1955.
2. Боровой В. Я., Струминская И. В. Исследование некоторых погрешностей измерения теплоотдачи методом термоиндикаторных покрытий. Труды ЦАГИ, вып. 1793, 1977.
3. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М., Изд. иностр. лит., 1975.
4. Филиппов В. М. Экспериментальное исследование возникновения и развития турбулентности в трубах и каналах. Труды ЦАГИ, вып. 2042, М., 1980.
5. Чебышев П. В., Троицкий В. В. Работы ВЭИ по термоанемометрии потоков жидкости. Юбилейная научно-техническая конференция, посвященная 50-летию ВЭИ. Тезисы докладов по электронике. ОНТИ, ВЭИ, М., 1971.
6. Be 11 ho use В. J. and Schultz D. L. The measurement of fluctuating skin friction in air with heated thin film gauges. „J. Fluid Mech.“, vol. 32, N 4, 1968.
7. Кондратьев Г. М. Регулярный тепловой режим. М-. Гос-техиздат, 1954.
8. Поскачей А. А., Чубарой Е. П. Оптико-электронные системы измерения температуры. М., „Энергия", 1979.
9. Ллойд Дж. Системы тепловидения. М., „Мир", 1978.
10. Воронцов С. С., Друкер И. Г., Пудовкин А. В., Сапогов Б. А. Исследование аэродинамического нагрева тел пространственной конфигурации с помощью автоматизированной измерительной системы тепловизор—ЭВМ. VI Всесоюзная конференция по тепломассообмену (методы экспериментальных исследований, включая автоматизацию теплофизического эксперимента). Киев, „Наукова думка“, 1980.
11. Амелина М. А., Воронцов С. С., Друкер И. Г., Зуенко В. С., Сапогов Б. А., Якоби Ю. Я. Применение системы тепловизор—ЭВМ для измерения тепловых потоков на поверхности модели. II Всесоюзная конференция по методам агрофизических исследований. Сб. докладов, Минск, 1979.
12. Compton D. L. Use of infrared imaging camera to obtain convective heating discributions. „А1АА J.“, vol. 10, N 8, 1972.
13. Spiro I. J. Modern utilization of infrared technology. Seminar proc./soc. of photo-optical instrumentation engineers. San-Diego (Calif.), p. 2-1976, p. 3-1977.
Рукопись поступила 14[ VIII 1981
