Исследование влияния состояния пограничного слоя на аэродинамические характеристики при околозвуковых скоростях Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦА Г И То м VI 197 5

М 6

УДК 629.735.33.015.3.025.1:533.6.011.12

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ СОСТОЯНИЯ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРИ ОКОЛОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

В. М. Фомин

Изложены результаты некоторых физических и весовых исследований на профилях в околозвуковом диапазоне скоростей при числах 1?е = (2 3)» 10е. Показано, что увеличение толщины погранич-

ного слоя на профиле и усиление взаимодействия невязкого потока с пограничным слоем при смещении к носку профиля „точки" перехода могут приводить к заметному изменению обтекания и значений аэродинамических сил и моментов, а также вида их зависимостей от угла атаки и числа М.

В трансзвуковых аэродинамических трубах, как правило, величина числа Ие значительно меньше натурных значений. Это приводит к тому, что при соблюдении остальных критериев подобия соотношение участков поверхности с ламинарным и турбулентным пограничными слоями, а следовательно, характеристики и толщина пограничного слоя, например у задней кромки крыла, различны на модели в аэродинамической трубе и на летательном аппарате в условиях полета.

Для иллюстрации на фиг. 1 представлено расчетное изменение относительной толщины вытеснения пограничного слоя 8* у задней кромки тела в аэродинамической трубе (Иет~2,5-10&) и в полете (Нен=г50- 10б) в зависимости от вида эпюры давления и положения „точки11 перехода пограничного слоя на профиле1. Для профилей и крыльев умеренной стреловидности ламинарное течение при испытаниях в аэродинамической трубе может происходить на значительной части поверхности крыла. Соотношение же участков ламинарного и турбулентного течения существенно зависит от изменения угла атаки и соответственно коэффициента подъемной силы су из-за перестройки эпюры давления на модели. Иное

1 Здесь и ниже в качестве характерного размера при получении безраз-

мерных величин используется хорда профиля.

состояние и относительная толщина пограничного слоя в реальном полете. Например, на крыле самолета умеренной стреловидности Х<125°, судя по - летным экспериментам при околозвуковых скоростях, область ламинарного течения занимает весьма небольшие участки поверхности (у передней кромки крыла хп<0,10). На фиг. 1 видно, что, если при экспериментах в аэродинамической трубе относительное; положение „точки11 перехода на модели крыла такое же, как на крыле летательного аппарата в полете,

то это приводит к увеличению (примерно в два раза) относительной толщины вытеснения пограничного слоя у задней кромки модели крыла по сравнению с летными условиями.

Естественно, Что это обстоятельство ставит вопрос о достоверности моделирования натурных условий полета при экспериментах в аэродинамических трубах для малых по сравнению с натурными значениями чисел Ие.

Этой проблеме уделяется в настоящее время большое внимание [1, 2].

В настоящей работе представлены некоторые результаты исследований по проблеме моделирования натурного обтекания в аэродинамических трубах. На примерах обычного и сверхкрити-ческого профилей рассмотрено влияние естественного и искусственного изменения на модели положения „точки11 перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на характер обтекания, подъемную силу, продольный момент и сопротивление трения.

При испытаниях в аэродинамической трубе в трансзвуковом диапазоне скоростей при числах Яет < Иен на крыле и других эле-

4—Ученые записки ЦАГИ № 6

49

ментах летательного аппарата, чтобы избежать отличий в состоянии пограничного слоя, до недавнего времени считалось необходимым выполнить следующее соотношение длин участков ламинарного и турбулентного течения: ,

(•*п)т ~ (-^'п)н- (1)

Действительно, при естественном переходе пограничного слоя в турбулентное состояние на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе без дополнительных специальных экспериментов по определению положения области перехода пограничного слоя трудно точно установить, на каких участках поверхности реализуется ламинарное, обтекание при изменении угла атаки и скорости. Однако это необходимо для вычисления поправки в коэффициенте сопротивления сх модели из-за переменной величины сопротивления трения.

Моделирование в аэродинамической трубе условия (1) в этом отношении облегчает пересчет результатов эксперимента для сопротивления на натурные числа Йе, так как в этом случае „точка" перехода искусственно зафиксирована и не смещается в процессе эксперимента из-за перестройки эпюры давления. С другой стороны выполнение условия (1) при обтекании с местной сверхзвуковой зоной приводит к тому, что замыкающий ее скачок уплотнения взаимодействует, как и в реальном полете, с турбулентным пограничным слоем, и ликвидируются ламинарные отрывы пограничного слоя, отсутствующие в полете.

Однако исследования последнего времени в том числе и представленные результаты в настоящей работе показали, что при выполнении условия (1) могут появляться значительные масштабные эффекты, связанные с различием толщин турбулентных пограничных слоев в областях взаимодействия с внешним невязким потоком для условий трубного эксперимента и! натурного полета.

1. Методика исследований. Влияние состояния пограничного слоя на аэродинамические характеристики исследовано на профилях двух типов — обычного классического типа и сверхкритического типа. Модели профилей устанавливались между боковыми стенками рабочей части аэродинамической трубы. Аэродинамические коэффициенты измерялись на весах.

Проводились также оптические исследования, измерялось распределение давления и распределение по хорде местного коэффициента сопротивления трения. Определялся профиль потерь полного давления поперек пограничного слоя у задней кромки.

В качестве датчиков напряжения трения использовались поверхностные трубки Стантона [3]. Результаты фиксировались на групповом регистрирующем манометре. Для определения коэффициента сопротивления трения по показаниям датчика использовалась градуировочная зависимость, полученная предварительно с помощью одновременного измерения напряжения трения весо; вым плавающим элементом и поверхностной трубкой Стантона, которая монтировалась на измерительной пластине весового элемента.

Профили потерь полното давления поперек пограничного слоя определялись по показаниям гребенки полных давлений.

Гребенка устанавливалась в средней по размаху части модели на расстоянии 1,5 мм от задней кромки.

Расположение гребенки относительно модели оставалось неизменным при всех углах атаки модели. Перед испытаниями модели проводилась градуировка гребенки в рабочей части аэродинамической трубы при отсутствии модели.

Для искусственного смещения области перехода использовались различные типы турбулизаторов: пленка с карборундовым порошком, дискретные турбулизаторы в виде сфер, полусфер и поверхностных козырьков Л<;100 мк.

Для оценки собственного сопротивления и эффективности турбулизаторов различной формы были проведены экспериментальные исследования с помощью весового плавающего элемента, установленного на стенке рабочей части аэродинамической трубы. Это позволило получить данные по влиянию степени „утоплен-ности“ в пограничном слое, чисел М и взаимного расположения дискретных турбулизаторов на их сопротивление.

Переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентное состояние определялся на моделях по изменению цвета каолинового покрытия из-за разной скорости испарения смачивающей жидкости и по показаниям трубок Стантона.

2. Влияние состояния пограничного слоя на сопротивление трения. Искусственное или естественное перемещение „точки" перехода пограничного слоя к передней кромке модели увеличивает сопротивление прежде всего из-за увеличения участка поверхности, обтекаемой турбулентным пограничным слоем. Это увеличение сопротивления и его зависимость от эпюры давления на профиле, иллюстрируются результатами измерений местного напряжения трения на профилях классического и сверхкритиче-ского типов, представленными на фиг. 2, 3 в виде зависимости

^ °-<х.=0;-* - <х.=3°! •-ос = в°

1 — турбулентный пограничный слой на пластине^

2 — ламинарный пограничный слой

Фиг. 2. Профиль классического типа (верхняя поверхность) М = 0,65. Естественный переход пограничного слоя

коэффициента сопротивления трения (отнесенного к местным условиям) от продольной координаты при различных значениях угла атаки. Здесь же .приведены эпюры давления на профиле, определенные одновременно с измерением напряжений трения.

Графики с^х) свидетельствуют о том, что при естественном состоянии пограничного слоя на моделях профилей распределение

местных коэффициентов трения при возрастании угла атаки существенно меняется из-за перемещения „точки1* перехода по хорде. Иная картина при искусственной фиксации перехода вблизи передней кромки. В этом случае распределение коэффициента трения по хорде профиля изменяется по углам атаки только из-за влияния градиента давления на турбулентный пограничный слой. Это изменение Ср как показывают также и расчеты характеристик пограничного слоя, уже не так существенно, как при перемещении по хорде „точки11 перехода.

Из вида распределения давления на исследуемых профилях следует, что при определенных углах атаки на профиле формируется зона сверхзвукового течения. Замыкающий эту зону скачок уплотнения начинает взаимодействовать с пограничным слоем. Это сразу же отражается на распределении коэффициента сопротивления трения на профиле. Например, на фиг. 2, 3 видно, что ламинарный пограничный слой в случае естественного состояния пограничного слоя на профиле отрывается в зоне расположения скачка уплотнения, и значение стремится к нулю. Но затем,

1 — турбулентный пограничный слой на пластине;

2 — ламинарный пограничный слой

ф — фиксированный переход; О — естественный переход

Фиг. 3. Профиль сверхкритического типа (верхняя поверхность)

М = 0,65

после интенсивной турбулизации, пограничный слой вновь присоединяется к поверхности профиля, и коэффициент сопротивления трения достигает значений, соответствующих турбулентному пограничному слою.

В приведенном примере скачок уплотнения располагается довольно близко к передней кромке. Поэтому искусственная фиксация перехода пограничного слоя перед скачком не усиливает

заметным образом его интенсивность. Это следует из рассмотрения эпюры давления (см. фиг. 3). Таким образом, турбулентный пограг ничный слой в этом примере взаимодействует со скачком уплотнения той же интенсивности, что и ламинарный пограничный слой. Результаты эксперимента показывают, что и в этом случае взаимодействие со скачком приводит к резкому локальному уменьшению коэффициента сопротивления трения с последующим восстановлением значений С; до уровня, соответствующего невозмущенному турбулентному пограничному слою.

Чтобы ответить на вопрос, как изменяется суммарная величина сопротивления трения на профиле при перемещении по хорде „точки“ перехода, для профиля сверхкритического типа экспериментальные значения местного коэффициента сопротивления трения проинтегрированы по верхней и нижней поверхности при различных значениях коэффициента подъемной силы этого профиля.

Сх1

0,005

М’Оу65

т

СХР

от

М-0,85

црр»^

0^5 Су 1$

0,5 Су 1Л0

1 — естественные изменения „точки* перехода пограничного

слоя;

2 — искусственный переход при х = 0,05; 3 — турбулентный пограничный слой на пластине; 4 — ламинарный пограничный

слой

Фиг. 4. Профиль сверхкритического типа

Результаты представлены на фиг. 4 в виде зависимости коэффициента полного сопротивления трения схР от изменения коэффициента подъемной силы для условий искусственно зафиксированного положения области перехода у передней кромки, а также естественного перехода.

При естественном переходе пограничного слоя длина участка ламинарного течения на профиле сверхкритического типа, как уже отмечалось при рассмотрении фиг. 3, меняется весьма значительно при изменении коэффициента подъемной силы. Поэтому изменение полного сопротивления трения профиля в зависимости от роста су весьма существенное. Например, при М = 0,65 возрастание су от нуля до 0,5 приводит к увеличению схР примерно на 40%. При искусственном устранении ламинарного участка на профиле изменение схР в этом же диапазоне значений коэффициента су практически не происходит (см. фиг. 4).

Слабое изменение значений схР при возрастании су для случая искусственного перехода около передней кромки объясняется тем, что в этом случае исключается влияние градиента давления на протяженность области ламинарного обтекания.

Представленные на фиг. 4 результаты являются типичным примером проявления при испытаниях с естественным переходом на модели в аэродинамической трубе одного из нежелательных масштабных эффектов, связанных с перемещениями точки перехода, отсутствующими в полете.

3. Влияние состояния пограничного слоя на потери полного давления у задней кромки профиля. Лавинг и Блекуэлл [4] на основании сравнения результатов экспериментальных исследований, проведенных в аэродинамической трубе и в условиях натурного полета, обнаружили удовлетворительное совпадение аэродинамических характеристик при определенном соотношении значений чисел Ие и положений „точек" перехода на модели в аэродинамической трубе и в полете. Это позволило сформулировать новое приближенное условие моделирования. Это условие сводится к тому, что должны совпадать безразмерные значения толщин вытеснения пограничных слоев около задних кромок:

8;^8*н. (2)

Условие моделирования (2) может достигаться искусственной фиксацией перехода пограничного слоя на модели, но не у передней кромки, а на определенном расстоянии от нее. Например, расчетное положение в трубном эксперименте при 1?е = 2,5 • 10б „точки" перехода на профиле с „полочным" распределением давления, необходимое для моделирования натурного условия обтекания при Ие = 50- 10®, соответствует 0,5 (см. фиг. 1).

В работе [4] отмечается, что при приближенном выполнении условия (2) практически идентичны не только эпюры давления, но и близки профили потерь полного давления у задних кромок.

В настоящей работе проводились исследования течения в пограничном слое у задней кромки профиля с помощью гребенки полного давления. Эксперименты проведены на профилях различного типа. Результаты исследования представлены на фиг. 5 в виде распределения потерь полного давления поперек погранич-— / - - 2 (/?0 — р0 ,)\ _ ного СЛОЯ Н(у)\Н =-------------д—- около верхней (+у) и нижней

__ \ Роэ Иоо /

(—У) поверхностей профиля классического типа. На этой же фигуре показаны снимки обтекания верхней поверхности профиля.

Из приведенных материалов испытаний следует, что при искусственном перемещении „точки" перехода пограничного слоя к передней кромке изменяется „жидкий" контур и скачок уплотнения смещается ближе к передней кромке, чем это имеет место при естественном переходе вдали от передней кромки. Это иллюстрируют фотографии обтекания профиля на фиг. 5. Аналогичные результаты имеют место и для профиля сверхкритического типа.

Изменение „жидкого" контура профиля и усиление взаимодействия невязкого потока с пограничным слоем при смещении к передней кромке модели „точки" перехода приводит в диапазоне чисел М = 0,80ч-0,85 и углов атаки а = 0-г-4° к перемещению на 5--20% хорды положения скачка уплотнения на профиле и к увеличению суммарных потерь полного давления при одних и тех же значениях коэффициента подъемной силы. Следует отметить, что такое перемещение „точки" перехода является причиной более раннего появления по числу М или углу агаки заметных волновых потерь и усиление этих потерь при фиксированных значениях числа М и угла атаки, чем это имеет место при „заднем" положении „точки" перехода на профиле.

Из анализа результатов измерения полных напоров поперек пограничного слоя у задней кромки профиля следует также вывод о существовании некоторой области течения около профиля, где

сл

Сп

ф — фиксированный переход; хц = 0,05

О — естественный переход (в. п - верхняя поверхность, н. п — нижняя поверхность)

Фиг. 5

уменьшаются и даже почти исчезают потери полного давления. Это связано с появлением отрывного „пузырька" у основания ударной волны, замыкающей местную сверхзвуковую зону. При этом искривляется основание ударной волны, и область сверхзвукового течения (сверхзвуковой „язык") простирается вниз по потоку от основания скачка уплотнения (см. фиг. 5).

Эта закономерность обнаружена при экспериментах как с искусственно измененным состоянием пограничного слоя, так и с естественным „задним" переходом. Но при фиксированном „переднем" переходе пограничного слоя из-за взаимодействия скачка с более „толстым" пограничным слоем этот эффект выражен сильнее.

4. Влияние состояния пограничного слоя на подъемную силу и моментные характеристики профиля. Поскольку перемещение „точки" перехода вдоль хорды профиля может изменить обтекание и привести к перестройке эпюры давления, естественно ожидать влияния состояния пограничного слоя на подъемную силу и продольный момент.

Действительно, весовые испытания профилей различного типа показали, что состояние пограничного слоя может заметно влиять как на величину коэффициента подъемной силы су и продольного момента тг, так и на вид зависимости этих1 коэффициентов от угла атаки и числа М. Это иллюстрируют результаты исследований для профиля сверхкритического типа, представленные на фиг. 6, 7

Ч М-0,75

1,0 Г

0,8

1

0,6 1

/ Х-вп 0,36

0,4 х ^ а ~ 0,55

х в п~0>73

■Х-н гГ 0,49

1

-5е 0 5° 10° ос

I 07

ч 1,0 М-0,85

0,8

0,6

Х-вп~0>71 У-н п ~0,51

о,ч

/Г О,™ п-0,52

Хн

I /

-5° { 1° 5° 10° ос.

к 05

Ф — фиксированный переход; хп = 0,30 О естественный переход

Фиг. 6

в виде зависимостей су(<х) и тг(Щ для разного состояния пограничного слоя на модели.

Различие в аэродинамических коэффициентах имеет место при всех исследованных режимах, но характер зависимости, например, коэффициента подъемной силы от угла атаки, различный при разных числах М. В этом можно убедиться, рассмотрев результаты

эксперимента при числах М = 0,75 и 0,85. При числе М = 0,75 и не очень больших значениях су на профиле отсутствует развитая сверхзвуковая зона, а при М = 0,85 в этом же диапазоне су обтекание существенно закритическое.

Естественный переход пограничного слоя в турбулентное состояние на исследуемом профиле при числе М=0,75 сильно зависит от изменения угла атаки. Эта зависимость, главным образом, проявляется на верхней поверхности. Например, при а = 0 (фиг. 6, а) на верхней поверхности профиля переход пограничного слоя происходит на хп — 0,73, на нижней поверхности—на

Ф — фиксированный переход; лгп = 0,30 О — естественный переход

Фиг. 7

.*„ = 0,49. При увеличении угла атаки „точка" перехода, из-за перестройки эпюры давления, смещается к передней кромке профиля. При угле атаки а = 2° на верхней поверхности хп = 0,36. На нижней поверхности профиля при этом же изменении угла атаки „точка" перехода перемещается незначительно — до лп=0,55. Такое изменение состояния пограничного слоя и объясняет различие в характере зависимости су{а) в случае естественного перехода пограничного слоя на профиле и в случае, когда он искусственно зафиксирован на лп==0,3.

Действительно, резкое смещение к передней кромке „точки" естественного перехода пограничного слоя утолщает пограничный слой у задней кромки и может даже привести к отрыву пограничного слоя. В суммарных аэродинамических характеристиках это приводит к появлению нелинейности в зависимостях коэффициентов подъемной силы и продольного момента от угла атаки и к сближению с результатами испытаний при искусственном „переднем" переходе пограничного слоя при тех значениях этого угла, когда происходит смещение „точки" перехода к носку профиля. Как следует из фиг. 6, а это как раз и имеет место в настоящих испытаниях.

При числе М = 0,85 в отличие от числа М = 0,75 положение „точки" естественного перехода пограничного слоя на профиле

практически не меняется при увеличении угла атаки: при изменении угла от 0 до 2° хп меняется в диапазоне ха — 0,71 -ь0,77 на верхней поверхности и ха = 0,51 -^0,52 — на нижней поверхности профиля. Кривая су(<х) в случае такого „заднего" перехода на модели почти эквидистантно смещается выше по оси ординат по сравнению с фиксированным „передним" переходом на модели.

Экспериментальные исследования показали также, что основные закономерности влияния разных условий перехода пограничного слоя в турбулентный на вид зависимости коэффициента подъемной силы су и продольного момента тг от угла атаки и числа М, отмеченные для профиля сверхкритического типа, присущи как профилю обычного типа, так и крылу конечного размаха умеренной стреловидности.

Уменьшение значений коэффициента подъемной силы су и коэффициента продольного момента тг при перемещении „точки" перехода к передней кромке профиля по сравнению со значениями Су и тг при „заднем" положении „точки" перехода связано с изменением циркуляции по профилю, вызванной увеличением „жидкого" контура при безотрывном обтекании и созданием более благоприятных условий для возникновения небольшого отрыва пограничного слоя у хвостовой части профиля. Проведенная оценка при значениях числа Re в аэродинамической трубе показала, что учет изменения толщины вытеснения пограничного слоя за счет перемещения „точки" перехода отл;п = 0,65 до хп = 0,05 может привести к уменьшению значений коэффициента подъемной силы на величину Дсу ^0,05 -ь 0,08, т. е. на величину того же порядка, что и полученную при экспериментах в аэродинамической трубе. С другой стороны условия для „диффузорного" отрыва пограничного слоя во многом определяются положением „точки" перехода, что может дополнительно уменьшить значения коэффициента подъемной силы су при перемещении „точки" перехода к передней кромке профиля.

Проведенное исследование позволяет предположить, что указанная нелинейность в характеристиках су(а) и тг(а.) при резком перемещении „точки" перехода к носовой части и уменьшение значений Су и тг при „переднем" положении „точки" перехода в аэродинамической трубе являются масштабным эффектом и при натурных числах Re не будут иметь места. В полете, когда Re„ > ReT, отсутствует столь существенное изменение положения „точки" перехода и увеличение толщины пограничного слоя у задней кромки, которое происходит на профиле и крыле при испытаниях в аэродинамической трубе.

ЛИТЕРАТУРА

1. AGARD, CP-35, 19Р8.

2. AGAKD, СР-83, 1971.

3. Проблема пограничного слоя и вопросы теплопередачи. Под редакцией Г. Гертера и В. Толлмина. М., Госэнергоиздат, 1960.

4. Blackwell 1. A. .Effect of Reynolds number and boundary-layer transition location on shock-induced separation*. AGARD CP-35, 1968.

Рукопись поступила 30jJ 1975 г.