Изучение пристеночных пульсаций давления при пассивном управлении взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XIX 198 8

№ 4

УДК 532.526 : 533.694.71/.72

ИЗУЧЕНИЕ ПРИСТЕНОЧНЫХ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ ПРИ ПАССИВНОМ УПРАВЛЕНИИ ВЗАИМОДЕЙСТВИЕМ СКАЧКА УПЛОТНЕНИЯ С ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ

С. А. Ковальногов, В. М. Фомин, Г. К. Шаповалов

Представлены результаты экспериментального исследования пристеночных пульсаций давления при пассивном управлении взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем на профиле. Получено снижение интегрального уровня пульсаций за счет перепуска воздуха из-под скачка путем организации в этой зоне перфорированной или двухщелевой поверхности с полостью под ней.

1. Для решения актуальных практических задач развития авиации — обеспечения акустической прочности и снижения уровней шума в летательных аппаратах — требуется подробная информация об аэроакустических нагрузках, действующих на конструкцию. Пульсации давления в пограничном слое являются одним из видов такого рода нагрузок. Поэтому в настоящее время уделяется большое внимание контролю состояния турбулентного пограничного слоя и, в частности, изучению пристеночных пульсаций давления на поверхности конструкции летательных аппаратов.

Как известно, большие изменения в состоянии пограничного слоя на профиле крыла связаны с возникновением и развитием скачка уплотнения. Наличие значительного градиента давления в зоне скачка приводит к резкому утолщению пограничного слоя непосредственно за скачком уплотнения. При увеличении числа М набегающего потока или угла атаки профиля начинается интенсивное развитие отрыва потока на диффузорном участке профиля и из-под скачка уплотнения и его сильное взаимодействие со скачком уплотнения, приводящее к возникновению высокочастотных колебаний скачка или бафтинга. Наличие отрыва и бафтинга на профиле резко изменяет картину течения в пограничном слое и значительно ухудшает характеристики пристеночных пульсаций давления пограничного слоя - в хвостовой части профиля.

В работах [1] и [2] была показана возможность ослабления взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем на профиле путем организации перепуска части воздуха непосредственно за скачком в зону перед скачком. Практическая реализация этой идеи осуществлялась путем создания в области скачка уплотнения перфорированной поверхности с полостью под ней или поверхности с двумя щелями, расположенными до и после скачка, и также с полостью под ней. Из-за самоотсоса части воздуха за скачком в этой области уменьшается толщина пограничного слоя. Уменьшаются также и отрывные зоны, индуцированные скачком уплотнения и неблагоприятным градиентом давления на диффузорном участке. Помимо этого вследствие ослабления взаимодействия скачка с пограничным слоем граница появления бафтинга

смещается в сторону более жестких режимов (большие числа М®р и с® кр^ где М®р и Су кр—нижние границы бафтинга по числам М и су). Таким образом, наличие устройства перепуска в области скачка, наряду с уменьшением сопротивления

профиля и повышением его качества, позволяет снизить абсолютный уровень пристеночных пульсаций давления пограничного слоя за скачком, а следовательно, снизить аэро-акустические нагрузки, действующие на профиль крыла.

2. Экспериментальные исследования по изучению возможности снижения абсолютного уровня пульсаций давления в пограничном слое за счет локального перепуска воздуха в области скачка уплотнения на суперкри.тическом профиле были проведены в трансзвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе с размером рабочей части 160X200 мм. Верхняя и нижняя стенки рабочей части — перфорированные, со степенью перфорации 20%. Модель суперкритического профиля с хордой 6=100 мм и относительной толщиной с=с/6 = 0,12 устанавливалась по ширине рабочей части и крепилась к оптическим заглушкам на стенках трубы, которые позволяли изменять углы атаки.

Устройство для осуществления перепуска на модели включало: полость глубиной 3 мм (^ = 1 /4 с), закрытую профилированной пластиковой вставкой. Начальная граница полости располагалась на относительном расстоянии 64% от передней кромки, вычисленном по хорде профиля. Протяженность полости по хорде, составляла 12%. Вставки имели гладкую поверхность, поверхность с двумя щелями и перфорированную поверхность. На двухщелевой вставке модели (щели размером 0,15 мм) располагались на относительных расстояниях 65% и 75%. Степень перфорации на модели с перфорированной вставкой составляла 0,8% (степень перфорации определялась как отношение суммарной площади отверстий к площади поверхности модели). Диаметр отверстий составлял 0,35 мм. Схематическое изображение модели и устройств перепуска с характерными геометрическими размерами представлено на рис. 1.

Для проведения исследования по изучению влияния устройства перепуска в области скачка уплотнения на характеристики пристеночных пульсаций давления в пограничном слое, на профиле непосредственно за полостью (*=0,85 6) размещался датчик типа 8514-10 фирмы «Эндевко» с диаметром чувствительного элемента 1,7 мм. Датчик монтировался в миниатюрную втулку, устанавливаемую в профиль. Обращенная к потоку поверхность втулки была подогнана заподлицо с обтекаемой поверхностью профиля. Защитная сетка над чувствительным элементом датчика устанавливалась на один уровень с поверхностью втулки. Спектры пульсаций давления из-

ПластикоВая Истадка

Л8ухщеле/}119 бстаВка

Рис. 1

мерялись непосредственно в процессе эксперимента в 1/3-октавных полосах частот с помощью анализатора, состоящего из измерительного усилителя типа 2607, фильтра 1614 и самописца уровня типа 2305 фирмы «Брюль.и Кьер» в частотном диапазоне от 20 до 50 кГц. Для учета помех в экспериментальной установке на боковой стенке аэродинамической трубы размещался аналогичный датчик давления.

Наряду с аэроакустическими испытаниями с помощью теневого прибора были получены фотографические снимки картин течения на всех исследуемых режимах.

Экспериментальные исследования проводились в диапазоне чйсел М=0,78... 0,84 и углов атаки а=0... 6°. Числа Рейнольдса Ие, вычисленные по хорде, менялись в пределах от 1,68-10® до 1,82-10е.

На рис. 2 представлены сравнительные спектры пристеночных пульсаций давления на модели профиля с различными вставками: гладкой и перфорированной (а), гладкой и двухщелевой (б). Наличие устройства перепуска в районе скачка уплотнения изменяет характер распределения абсолютного уровня пульсаций по частотам. Для моделей с устройством перепуска (рис. 2, а и 2, б) характерно некоторое снижение уровня пульсаций в частотном диапазоне от 400 Гц до 5 кГц. Помимо этого, в спектрах обтекания моделей с устройством перепуска отмечалось неблагоприятное изменение характера распределения уровня пульсаций в виде появления пиков при частоте около 200 Гц.

Из рис. 2, а и 2, б следует, что их наличие и характер поведения не зависят от того, какой из видов перепуска реализуется: распределенный (с перфорацией) или локальный (с двумя щелями до и после скачка). Поэтому появление этих пиков, по всей видимости, связано с наличием в устройстве перепуска полости, которая в данном случае работает как акустический резонатор.

На рис. 3 представлены зависимости интегрального уровня пульсаций давления от числа М набегающего потока и угла атаки профиля для гладкой модели (рис. 3, а).

1.Д.Б

160

а)

140

150

1

130

20 50 100 200 500 1000 г ООО £Гц

1,дЬ

М--а,81 Пе--1,78 Юв; <х. = Г

160

б)

ш

го 50 юо 200 т то 2000 /, г«

Рис. 2

дв

167

166

16S

т

163

162

/ * S 5

Рис. 3

Рис. 4

Рис. 5

модели с перфорированной вставкой (рис. 4) и модели с двухщелевой вставкой (рис. 5). Отметим, что трехмерная поверхность = М), изображенная

на рис. 3, представляет собой монотонно возрастающую функцию. При фиксированном угле атаки довольно быстрое возрастание интегрального уровня пульсаций давления наблюдалось начиная с чисел М=0,78... 0,79, что обусловлено возникновением и развитием интенсивного взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем. В свою очередь, при фиксированном числе М резкое возрастание уровня пульсаций начиналось с углов атаки а=4... 5°, когда уже существовал развитый отрыв потока из-под скачка уплотнения и с задней кромки (см. [15).

Поверхность (а, М |, изображенная на рис. 4 и соответствующая мо-

дели с перфорированной вставкой, существенно отличается от поверхности, изображенной на рис. 3, и соответствующей модели с гладкой вставкой. Прежде всего эта поверхность уже не монотонная. При угле атаки а=4° она имеет минимум при всех исследуемых числах М (М=0,75... 0,82). Особенно ярко этот минимум проявляется при числах М начиная с 0,79. Максимальное снижение интегрального уровня пульсаций давления за скачком для модели с перфорированной вставкой по сравнению с гладкой моделью составило 1,4 дБ (15%). Следует отметить, что при этих режимах (а=4°, М=0,79... 0,83) скачок уплотнения располагался строго в зоне действия устройства перепуска, и устройство работало как деинтенсификатор отрыва. При углах атаки а<4° и числах М<0,8 наблюдалось повышение интегрального уровня пульсаций давления на перфорированной модели по сравнению с гладкой. Когда же скачок попадал в зону действия устройства (а^4°, М>0,8), рост уровня пульсаций на модели С устройством перепуска резко замедлялся и по сравнению с гладкой моделью вновь наблюдалось снижение интегрального уровня пульсаций.

Поведение функции = /.V (а, М), соответствующей модели с двухщелевой вставкой, схоже с поведением аналогичной функции, соответствующей модели с гладкой вставкой. Различие наблюдается лишь при числах М=0,75... 0,78 и М>0,81. Так, для гладкой и двухщелевой модели при числе М=0,75 с ростом угла атаки функция ^ монотонно возрастает, в то время как для модели с перфорированной вставкой она не является монотонной. Как и в случае с перфорированной моделью, при числах

М<0,78 и всех исследуемых углах атаки уровень пульсаций давления на двухщелевой модели был несколько выше, чем на гладкой. При расположении скачка в зоне действия устройства перепуска (а=3—4°, М>0,79) наблюдалось резкое снижение уровня пульсаций. При этом максимальное снижение для модели с двухщелевой вставкой по сравнению с гладкой моделью составило 1 дБ (11%). Стоит отметить, что при больших углах атаки и числах М (а>5°, М>0,81) эффективность работы устройства двойная щель — полость по снижению интегрального уровня пульсаций давления за скачком уплотнения продолжала оставаться довольно высокой, в то время как на перфорированной модели этого снижения уже не наблюдалось.

Таким образом, экспериментальные исследования показали, что организация перепуска воздуха в окрестности скачка уплотнения позволяет, наряду со снижением сопротивления профиля и повышением его качества, снизить интегральный уровень пристеночных пульсаций давления за скачком, а следовательно, и снизить аэроаку-стические нагрузки, действующие на профиль крыла.

ЛИТЕРАТУРА

1. Ковальногов С. А., Фомин В. М., Шаповалов Г. К. Экспериментальное исследование возможности пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем.— Ученые записки ЦАГИ, 1987, т. XVIII, № 4.

2. Krogman P., Stanewsky Е. Effects local boundary layer interaction and shock-indused separation. — AIAA—84-0098, January, 1984.

Рукопись поступила 3/IX 1986 г.