CC BY
57
________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Том VIII 1977
№ 2
УДК 533.6.071.08
ИССЛЕДОВАНИЕ СРЕДНИХ И ПУЛЬСАЦИОННЫХ СКОРОСТЕЙ В СЛЕДЕ И ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛЬЕВ С ПОМОЩЬЮ ЛАЗЕРНОГО ДОППЛЕРОВСКОГО ИЗМЕРИТЕЛЯ
СКОРОСТИ
О. П. Брысов, Г. Л. Гродзовский, Ю. Е. Кузнецов,
А. С. Мозольков, А. Н. Петунин, В. Г. Шумилкин.
С помощью лазерного допплеровского измерителя скорости, использующего естественную запыленность потока в аэродинамической трубе, при дозвуковых скоростях в диапазоне чисел Ие = (1,5-*-2,5) X X Ю5 измерены средние и пульсационные скорости в следе за крыльями и методом импульсов определено сопротивление профилей различных крыльев.
Лазерный допплеровский измеритель скорости ЛДИС позволяет бесконтактным путем измерять средние и пульсационные скорости в аэрогидродинамическом эксперименте (см., например, работы (1 — 6]). Метод ЛДИС основан на измерении допплеровского сдвига частоты света, рассеянного на малых частицах, пересекающих освещенный оптическим квантовым генератором (лазером) измерительный объем. При характерных размерах измерительного объема ЛДИС порядка 0,1 мм уже для дозвуковых скоростей потока время единичного измерения (время пролета светорассеивающей частицы через измерительный объем) составляет несколько микросекунд, что обеспечивает измерение практически мгновенной скорости потока. Если используется естественная запыленность потока в аэродинамической трубе, то концентрация естественной пыли обеспечивает примерно 10 измерений в секунду при характерном размере пылинок порядка 1 мкм [4]. Скорость таких пылинок практически совпадает со скоростью аэродинамического потока; дискретным вариантом метода ЛДИС [7 — 10] эта скорость может быть измерена с высокой точностью. Ряд таких измерений представляют собою выборку значений случайной функции скорости потока по времени. Статистическая обработка результатов такого рода измере-
ний [4] позволяет определить значения средней скорости и и среднеквадратичной пульсационной скорости У и'2.
В настоящей работе исследованы:
— влияние расстояния Дх между задней кромкой крыла и сечением, в котором проводятся измерения, на поля и, Vи'2 и коэффициент сопротивления профиля сх;
— возможность измерения полей и, Vи"1 и сх с помощью ЛДИС за ламинаризированными профилями на большом удалении от задней кромки (полей с малыми значениями потерь скорости в следе);
— возможность исследования с помощью дискретного варианта ЛДИС отрывных течений при дозвуковых скоростях и естественной запыленности потока.
1. Исследования проводились в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе с использованием дискретной системы измерения допплеровской частоты [7—10]. Оптическая схема ЛДИС
— дифференциальная, с использованием прямого рассеивания света частицами естественной пыли воздушного потока. В качестве источника света применялся гелиево-неоновый с мощностью излучения 50 мВт и длиной волны излучения /. = 0,6328 мкм. Использованная оптическая система обеспечивала поперечный размер измерительного объема, равный примерно 0,15 мм (на уровне 0,606
от максимальной освещенности). Фотоприемник со щелевой диафрагмой устанавливался под углом к биссектрисе угла меж-
ду освещающими лучами, что совместно с пороговым устройством электронной системы обеспечивало эффективную длину измерительного объема, равную примерно 0,5 мм.
Перемещение оптической части ЛДИС (осветительной и приемной) как единого целого относительно рабочей части трубы осуществлялось с помощью трехстепенного координатника. Точность измерения положения измерительного объема составляла примерно 0,05 мм.
Электронная система дискретного измерения допплеровской частоты сигнала ЛДИС подробно описана в работе [10]. Она обеспечивает измерение числа периодов УУг допплеровской частоты сигнала на интервале времени Гг, выделяемом оптимальной пороговой схемой. Мгновенная скорость потока определяется как
ы; = \J\iJ2Ti бш 0/2, (1)
где 6 — угол между лучами лазера, освещающими измерительный объем. Согласно теоретическим оценкам [7, 8] основные погрешности в определении и,- обусловлены сопровождающими сигнал ЛДИС дробовыми шумами, а также дискретностью отсчета времени Т(. При этом среднеквадратичная погрешность дискретного измерения допплеровской частоты сигнала ЛДИС обратно пропорциональна Ni. По этой причине использованная система ЛДИС содержит блок селекции сигналов (сигналы с Л^-с^Л^т не регистрируются; В эксперименте Л/шш = 8).
Теоретическое значение относительной погрешности зм единичного измерения методом ЛДИС [8] сопоставлялось с результатами измерений с помощью ЛДИС параметров невозмущенного потока в аэродинамической трубе. В примененной малотурбулентной трубе уровень пульсаций продольной скорости пренебрежимо мал
(1/А«'2/и~0,04 %). Поэтому величина относительного среднеквадра тичного отклонения скорости в невозмущенном потоке
Г М 1/
(3)
в основном соответствует погрешностям измерения.
На фиг. 1 приведено сопоставление значений аи и ои для различных величин полосы частот Д/ и значений коэффициента усиления £ус. Экспериментальные значения а0 хорошо согласуются с
теоретическими значениями зц, вычисленными но соотношениям работы [8]. При малых скоростях потока (и = 5 —10 м/с) и узкой полосе Д/ относительная погрешность единичного измерения составляла 0,1 — 0,2%. При скорости потока и = 50 м/с относительная погрешность единичного измерения достигала 0,7 — 1,0%. Эта погрешность может быть снижена, например, при увеличении мощности лазера [7, 8]. Среднее значение скорости потока определялась по результатам порядка 100 измерений
При Ж~100 погрешность определения средней скорости во всех проведенных исследованиях составляла не более 0,1%.
В качестве критерия того, что г-е измерение не является промахом для рассматриваемого ряда измерений, использовалось общепринятое в математической статистике условие: |м( —«|<3аи.
Расчет сопротивления профиля по результатам измерения полей средней скорости и проводился по обычным в методе импульсов соотношениям [11].
2. Исследование следа за прямоугольным крылом с профилем Р-Н-14 [12] и закрылком размером 0,35 Ь (Ь — хорда крыла). Углы установки модели крыла составляли а = — 3, 0, 3°; при всех а закрылок находился в неотклоненном положении (8Я = 0).
О 0,2 &I* 0,6 0}8 0и,%
Фиг. ]
(4)
Измерение полей и и \ и'1 проводилось на расстоянии Ах/Ь = 1,5; 2; 2,5 от задней кромки крыла в вертикальной плоскости, проходящей через ось рабочей части трубы, при числе Ке = 1,5- 10е; кроме того, при Ах/Ь = 2 были проведены измерения при иоо = 5-н-80 м/с, что соответствовало числом Ие= 1,5-105~2,5-106.
Результаты измерения средней скорости и за крылом с профилем Р-П-14 показали, что поля и носят симметричный характер при всех испытанных значениях Ие, а и Ах/Ь. Максимальное значение потери скорости {иж — и)!и<я в следе, имеющее место при
0,0190,012 0,010 0,008
0,00 В
10ь 1,5 2 2.5 3 « 5 6 76910“ 1,5 2 2,5 3 4 5 6 73Э 10?
Ке
Фиг. 2
Ах/Ь=\,Ъ составляло 9,0—9,5%. При переходе от сечения Ах/Ь =
— 1,5 к сечению Ах/Ь =2,5, максимальное значение потери скорости в следе уменьшается до 7,5 — 8,0%. Пространственное положение следа (свое для каждого угла атаки) практически не менялось при измерениях на расстоянии Ах/Ь = 1,5 -г- 2,5, что свидетельствует о стабилизации течения на расстояниях Ах/Ь^>\,Ъ. Влияние расстояния от задней кромки до сечения измерения следа на сх показано на фиг. 2 при Re = 1,5-106. Эти данные свидетельствуют о возможности измерения сопротивления профиля с помощью измерения полей средних скоростей методом ЛДИС на расстоянии Ах/Ь = = 1,5 2,5 от задней кромки крыла.
Влияние числа Re на измеренный с помощью ЛДИС коэффи-циет сопротивления профиля крыла с профилем P-II-14 при а = 0 приведено на фиг. 2. Сплошной линией на фиг. 2 показаны значения суммарного коэффициента турбулентного трения пластины 2cF [13].
3. Исследования полей средних и пульсационных скоростей за прямоугольным крылом с ламинаризированным профилем NACA 64-415 проводились при числе Re= 1,15-10° и углах атаки а——6°-ь12° на расстоянии Ах/Ь = 2,Б от задг^й кромки крыла..
Результаты измерений с покщщью ЛДИС сопоставлялись с измерениями сх, выполненными с помощью гребенки насадков полного напора в данных экспериментах и в работе [14]. Измерения с помощью гребенки проводились в том же сечении, в котором измерялись поля и и Vи.'г с помощью ЛДИС.
Результаты измерений полей а и Vи'2 за крылом с ламинарным профилем NACA 64-415 с помощью ЛДИС представлены на
фиг. 3 В ВИДе ЗаВИСИМОСТИ ОТНОСИТеЛЬНОЙ Средней СКОрОСТИ UjUoo и
О ос = О
о !~1~- -8.
Профиль Р-Л-/4 с закрылком д Ах/Ъ-/}5 2с F
zyu • 2,5 И профиль МДСД #4-4/5; Аз и
пульсационной скорости У и'21и по сечению следа, ординаты задней кромки крыла при соответствующих углах атаки показаны вертикальными штрихами. Из приведенных на фиг. 3 результатов видно, что форма и глубина следа и при углах атаки а = 0, 2 и 4° практически не меняется, максимальная потеря скорости составляет примерно 6%. Поле пульсационных скорбстей при этом плавно расширяется, увеличивается и максимальное значение степени турбулентности потока в следе примерно от 2% при а = 0 до 3% при
/2 12°^'' 10І 'ч
)/о / / / ' / / / / V \ \ч \\ \ »
/ / / / / ! / / / го //° , ГС ка=/\ х Чі
/> / / ;> Мк' \\ Ж“Ч /А К \ " V
✓ / / ^ V;
О 0,05
Ординаты задней кромки профиля
01 0,15
і ! м і і і і і і
72°іЛ°А°2°0-2°їо'б° Фиг. 3
0,2 Я/йх
а = 4°. При дальнейшем возрастании угла атаки, наряду с плавным
ростом Уи!"1, начинают увеличиваться ширина и глубина следа. Так, при а = 6° максимальная потеря скорости в следе достигает
8%; (/^/«)ш ах ^3,2%. Однако уже при а=-|-80 характер распределений и и У и'2 показывает, что характер обтекания существенно изменился. Резко увеличились размеры следа (максимальная потеря скорости достигает 11%), при этом еще больше увеличились пульсационные скорости (V^F2/и)max 8%. Значения сх увеличились с 0,014 при а = 6° до 0,024 при а = 8°. Это свидетельствует о появлении отрыва потока на крыле. Сравнение распределений и
и У"и/2 при а = 6° и 8° позволяет сделать вывод о том, что при изучении с помощью ЛДИС следа за ламинаризированным профилем о наступлении момента отрыва на профиле можно в первую очередь судить по характеру поведения пульсационных скоростей
— значения Vи’2 при появлении отрыва резко увеличиваются.
Значения коэффициента сопротивления профиля сх, вычисленные по данным фиг. 3, приведены на фиг. 4 в виде зависимости сх=/(а.). Там же приведены значения сх, полученные в данных экспериментах и в работе [14] при измерениях с помощью насадков полного напора. Как видно из фиг. 4, значения сх всех трех испытаний практически совпадают, что свидетельствует о возможности применения ЛДИС для измерения методом импульсов сх профилей.
НДС/! 6Ь-!Ц5\ Не=1}15-10В- Ах/ё = 2}У
4. Исследования следа за треугольным крылом проводились на модели крыла с углом стреловидности по передней кромке Х = 60° и симметричным профилем ЦАГИ С-9 с-9. Крыло крепилось в рабочей части трубы с помощью державки, которая несла механизм измерения угла атаки.
Измерения средних и пульсационных скоростей в следе за треугольным крылом проводилось на расстоянии Дх/£ = 1/7 от задней кромки в четырех вертикальных сечениях, расположенных на одной половине крыла (фиг. 5). Измерение в сечении, расположенном в плоскости симметрии крыла (сеч. IV, см. фиг. 5), ограничивалось верхней полуплоскостью из-за возмущений державкой течения в нижней полуплоскости. Измерения проводились при углах атаки а = 0 и +15° и числах Ие (определенных по корневой хорде крыла) Не = 3,7-105 и 1,3-10°. _ —
Результаты измерений распределений и и 1 ип за треугольным крылом с профилем ЦАГИ С-9с-9 показаны на фиг. 5. Измерения а = 0 и различных числах Ие показывают, что потеря скорости в следе плавно возрастает по мере приближения к корневому сечению достигает в последнем примерно 20%, степень турбулентности в следе достигает максимума в корневом сечении (~ 14)56. '
4—Ученые записки Ке 2
49
и
"ж
0,9
0,8
0,7
0,6
0.5
Кг* / L jyсеч ' ! лГ~А пт v
\е 1 1Г V 'А ос-0 —•— I сечение я ■■ —■—Ш >*
1
b Ь/Ах
u_
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
' *-4-*-*- 17 3=^1 ==*—1
1 \1 ni { / /
f У \\ 4 ос = /5° —•— I сечемие —*Г--Л ” — ■ш Щ 11
i 1 \
у у
4 h/Ax
*,% ос = ?5° —О— / сечение и » У-о- - Ш ’’ vj-*— Ш ”
1 ч!/ u-а \
■алавио-о-л Ч-i ^ ,Т-Л-Л Д
4 h/Ax
Распределениям и 1^ и!2 при а=15°принципиально отличаются от распределений при а —0, как потеря скорости, так и пульсаци-онная скорость достигают наибольшего значения в сечении //. При этом следы в сечениях / и //обладают глубиной до 50%, значительной шириной (ширина следа в сечении II на уровне и/Мсо = 0,95 в пять раз больше, чем в сечении///) и степенью турбулентности (до 28%). Все это свидетельствует о том, что при данном режиме обтекания в районе сечения / и II имеется зона местного отрыва потока.
Таким образом, измерения средних и пульсационных скоростей в ближней окрестности задней кромки крыла подтверждают вывод работы [6] о том, что с помощью ЛДИС можно обнаруживать и измерять характеристики зон местного отрыва потока.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ринкевичюс Б. С. Измерения локальных скоростей в потоке жидкости и газа по эффекту Допплера. „Теплофизика высоких температур", т. 8, № 5, 1970.
2. Durst F., М е 1 1 i n g A., Whitelaw G. Laser aneraometry: a report on Euromech 36. J. Fluid Mech., vol. 56, part 1, 1972.
3. Василенко Ю. Г., Дубнищев Ю. Н., Коронке-в и ч В. П,, С о б о л е в В. С., С т о л п о в с к и й А. А., Уткин Е. Н. Лазерные допплеровские измерители скорости. Новосибирск, „Наука”, 1975.
4. Сб. под ред. Гродзовского Г. Л. Лазерное допплеровское измерение скорости потоков жидкости газов. ОНТИ ЦАГИ, Обзор, № 481, 1976.
5. Ринкевичюс Б. С., Толкачев А. В., Харченко В. Н. Определение скорости гиперзвукового потока по эффекту Допплера. .Ученые записки ЦАГИ,* т. 4, № 1, 1973.
6. Ринкевичюс Б. С., Толкачев А. В., Харченко В. Н. Исследование сжимаемого пограничного слоя и областей отрыва при числе М=5 лазерным допплеровским анемометром. „Изв. АН СССР, МЖГ“, 1976, № 2.
/. Г р о д з о в е к и й Г, Л. Анализ точности лазерно-допплеровского измерителя скорости газового потока (ЛДИС). Труды ЦАГИ, вып. 1750, 1976.
8. Гродзовский Г. Л. Выбор оптимальных параметров лазерного допплеровского измерителя скорости аэрогидродинамиче-ских потоков. „Ученые записки ЦАГИ", т. 7, № 5, 1976.
9. Блиновская Е. М., Головина М. И., Долголен-к о А. И., Захарченко В. М., Карпов В. А., Каймин Ю. В., Колотаев Н.П., Кузьмин Ю. Ф., Меер Е. Е., М и р о н о в А. М., Мозольков А. С., Павлов Е. С., Ростов Н. В., Шалаев В. И., Ян ков В. П., Шуми л кин В. Г. Электронная система измерения допплеровской частоты и результаты ее исследований в дозвуковой аэродинамической трубе. Труды ЦАГИ, вып. 1750, 1976.
10. Карпов В. А. Электронная система дискретного измерения частоты сигнала лазерного допплеровского измерителя скорости. Труды ЦАГИ, вып. 1750, 1976.
11. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М., „Наука",
1974.
12. Красильщиков П. П. Серия профилей Р-П. Труды ЦАГИ, вып. 212, 1935.
13. Гродзовский Г. Л. Турбулентный пограничный слой плоской пластины, ПМТФ, 1962, № 4.
14. Wortmann F. X. und Althaus D. Der laminar Windkanal des institute ffir Aero- und Gasdynamik an der technischen Hochschule Stuttgart. Zeitschrift ftir Flugwissenschaften, 1964, N 4.
Рукопись поступила 26j V 1976
