CC BY
35
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XIX 19 8 8
№ 3
УДК 533.6.071.082:532.526
МЕТОД АКТИВНОГО контроля состояния ПОГРАНИЧНОГО слоя
Л. М. Москалик, А. А. Пилипенко, И. Е. Фролова, Г. К. Шаповалов
Приведены результаты экспериментального исследования возможности ламинаризации пограничного слоя методом гашения волн Толлмина'— Шлихтинга. Путем введения в схему эксперимента электронного блока фазовой задержки в пограничном слое профиля с «полочным» распределением давления удалось уменьшить амплитуду «естественной» волны Т — Ш в 2,5—3 раза. Эффект гашения волны Т — Ш наблюдался в области длины — 20 0/п хорды крыла. Исследована структура возмущений продольной составляющей скорости в пограничном слое.
Разработка новых способов ламинаризации пограничного слоя летательных аппаратов является одной из важных задач современной прикладной аэродинамики. В последнее время внимание многих исследований [1—7] привлечено к возможности ламинаризации пограничного слоя методом гашения волн Толлмина — Шлихтинга (сокращено — волн Т — Ш). Суть этого способа сводится к тому, что в пограничный слой вводятся «искусственные» возмущения (волны Т — Ш) в противофазе к тем, которые уже возбуждены естественным путем («естественные» волны Т—Ш). Согласно принципу суперпозиции в этом случае должно произойти уменьшение амплитуды волн Т — Ш, и, в результате можно ожидать увеличения протяженности ламинарной зоны пограничного слоя.
В работах [1, 5—7] приведены результаты экспериментов по подавлению искусственно введенных в пограничный слой синусоидальных возмущений. В работах [3, 4] описаны эксперименты по подавлению также искусственных и, что представляет наибольший интерес, естественных волн Т — Ш, но в воде. Все перечисленные выше работы выполнены в безградиентном пограничном слое плоской пластины для несжимаемого течения.
В [2] были получены результаты по подавлению «естественных» возмущений в пограничном слое прямого крыла для условий испытаний в малотурбулентной аэродинамической трубе. В этом случае волны Т — Ш, как показали специальные исследования [8], генерируются вибрирующим носиком модели. В [2] наблюдался нестационарный режим подавления, так как не были скоррелированы фазы естественной и искусственной волн. Данная статья является продолжением [2]. Путем усовершенствования схемы подавления удалось получить стационарное гашение естественной волны Т — Ш, проведено исследование взаимодействия искусственной и естественной волн.
Аэродинамическая труба и модель прямого крыла, на которой проводились исследования, подробно описаны в [2]. Крыло устанавливалось под углом атаки а = 0°17'. При этом эпюра распределения давления на верхней поверхности крыла имеет «полочный» вид (рис. 1). Скорость набегающего потока и^ во всех экспериментах была близка к 7,6 м/с. Как было получено ранее в [2], в этом случае переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный осуществляется в одномодовом режиме — через развитие и разрушение одной волны с частотой, близкой к 136 Гц.
Схема эксперимента по подавлению волн Т — Ш следующая (см. рис. 2). Неподвижный датчик термоанемометра 1 (здесь и далее номерами 1—11 обозначены позиции на рис. 2) вмонтировался заподлицо с поверхностью профиля на расстоянии 32,5% хорды Ь от носика модели. Чувствительная нить датчика располагалась на расстоянии 0,6 мм от стенки. В корпусе профиля в специальной полости был проложен термоанемометрический кабель, посредством которого датчик включался в электрическую цепь вместе с термоанемометром постоянного тока ЭТАМ12. Сигнал от термоанемометра через третьоктавный фильтр «В&К» типа 1614 с центральной частотой 125 Гц—3 поступал на электронный блок преобразования сигналов (ЭБПС-4). В ЭБПС, специально разработанном для данных исследований, применен метод фазовой автоподстройки частоты, который обеспечивал создание на выходе напряжения синусоидальной формы с частотой, равной частоте основной гармоники входного сигнала. Фазовый сдвиг выходного напряжения относительно входного постоянен во времени и может быть установлен любым в пределах ±180°. Блок допускает изменение частоты входного сигнала в диапазоне от 50 до 500 Гц. Имеется плавная регулировка выходного напряжения.
Фильтр 3 необходим для выделения из аппаратурных шумов и других фоновых сигналов той гармоники, которая представляет с точки зрения устойчивости наибольший интерес.
Далее сигнал поступал на усилитель мощности (УМ — 5), а затем на динамический громкоговоритель типа I ГД — 6, который через узкую щель генерировал искусственную волну Т — Ш, как это описано в [2]. Результат взаимодействия двух волн фиксировался вторым подвижным датчиком 7 термоанемометра «DISA» типа 55D01—8, который мог перемещаться в пограничном слое по координатам х и г на расстоянии 0,6 мм от стенки. Затем сигнал поступал на третьоктавный фильтр «В& К» типа 1614 — 9, которым можно было исследовать изменение спектрального состава суммарного сигнала. К фильтру подключался однолучевой осциллограф С-70 — 10 и измерительный усилитель «В&К» типа 2507—11.
Наблюдения во время экспериментов (длительностью несколько часов) за пульсациями сигнала термоанемометра 2 показали, что колебания на доминирующей частоте 136 Гц происходят не по идеальному синусоидальному закону. Во времени частота «плывет», что обусловлено воздействием случайных внешних факторов на вибрации носика модели. Записи осциллограмм показывают, что на масштабах времени порядка периода волны ^„~0,01 с, изменение амплитуды A(t) и частоты f(t) происходит достаточно медленно. Требуются времена порядка Г~102-^и~1 с, прежде чем частота и амплитуда изменятся на характерную величину ДА и Af.
Величину расстройки частоты Af оценим следующим образом. Ширина спектрального «окна» фильтра составляет ±25 Гц (с затуханием на краях 10 дБ). За все время наблюдений доминирующая частота оставалась в пределах спектрального окна,, поэтому в качестве верхней границы можно для начала взять |Д/[<^25 Гц. В действительности ширина расстройки была значительно меньше. В работе [2], как уже упоминалось выше, в пограничном слое наблюдалось взаимодействие искусственной и естественной волн, при этом суммарное их взаимодействие представляло колебания типа биений из-за естественной расстройки Af. Зная период биений, можно получить более точную оценку |Д/|^5 Гц и относительное уширение |Д/|//<5%.
Для амплитуды A(f) глубина модуляции получена непосредственно из осциллограмм, оценки дают величину |ДЛ|/Л^20%.
В экспериментах ЭБПС отслеживал наблюдаемое изменение частоты. На выходе-ЭБПС получался мгновенный сигнал той же частоты, что и исходный, но сдвинутый по фазе на величину Дер = const, которая задавалась ручной настройкой. Амплитуда выходного сигнала А по времени не менялась, а ее величина, посредством ручной настройки, подбиралась из условия наилучшего подавления возмущений в пограничном слое.
При испытаниях в аэродинамической трубе система подавления работала следующим образом. Неподвижный термоанемометрический датчик 1 регистрировал зарождающуюся волну Т — Ш, отфильтрованный полезный сигнал поступал на ЭБПС — Меняя вручную сдвиг по фазе Дер и амплитуду А искусственной волны по наблюдениям за осциллографом 10 добивались того, чтобы результирующий сигнал от термоанемометра 8 был минимальным.
При такой схеме подавления удалось уменьшить амплитуду естественной волны: в среднем по времени в 2,5—3 раза (рис. 3). Верхняя осциллограмма — естественная; волна Т — Ш, нижняя осциллограмма — колебания с системой подавления. Масштаб^ по оси t и по У для обеих осциллограмм одинаковый.
На рис. 4 черными кружками отмечены различные положения датчика термоанемометра по осям х и г, в которых наблюдался эффект гашения естественной волны Т — Ш в 2,5—3 раза. Зона эффективного взаимодействия двух волн, как видно из; рисунка, представляет собой приблизительно полуэллипс с большой полуосью 160 мм.. Вне зоны взаимодействия эффект был значительно слабее или исчезал совсем.
Это объясняется сильным развитием трехмерности возмущений в соседних областях пограничного слоя, которые не подвергались воздействию искусственного возмущения.
На рис. 5 представлена кривая нейтральной устойчивости для рассматриваемого* случая, где отмечено положение неподвижного датчика термоанемометра 1 (см. рис. 2),. щели 6 (см. рис. 2) и область, где наблюдался эффект гашения. На этом рисунке по оси у отложена безразмерная частота F— 2ji/v/m^, где v — вязкость, ие — скорость.
на внешней границе пограничного слоя. По оси х число Re6, = Ue 0l , где 8i — толщина вытеснения пограничного слоя.
Для более подробного исследования взаимодействия возмущений были выполнены измерения пульсаций скорости и' по толщине пограничного слоя при нескольких: значениях координат х иг. Результаты измерений для * = 57%; Ь и 2 = 0 представлены.
~Ш1)0Г
бид сдерхд на модель крыла
Передняя кромка.
*■*
«а
Задняя кромка
ни 09!
на рис. 6. Как видно, взаимодействие естественной и искусственной волн происходит равномерно по всему сечению пограничного слоя и наглядно демонстрирует возможности подавления естественных волн Т — Ш с использованием разработанной методики.
Авторы благодарны академику Г. И. Свищеву за постановку задачи и обсуждение результатов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Гилев В. М., Козлов В. В. Влияние периодического вдува — отсоса на процесс перехода в пограничном слое. — Препринт 1—85, ИТПМ, Новосибирск, 1985.
2. Пилипенко А. А., Шаповалов Г. К. Управление состоянием пограничного слоя путем введения искусственных возмущений. — Ученые записки ЦАГИ, т. 17, № 4, 1986.
3. L i е р m a n Н. W., Brown G. L., <N о s е п с h и с k D. М. Control of laminar instability waves using a new technique. — Fluid Mech., 1982, vol. 118, N 5.
4. Lie pm an H. W., Nosenchuck D. M. Active control of laminar transition. —Fluid Mech., 1982, vol. 118, N 5.
5. M i 1 1 i n g R. W. Tollmien—Schlichting wave cancellation. — The Physics of Fluids, 1981, vol. 24, N 5.
6. Thomas A. S. W. The control of boundary-layer transition using a wave-superposition principle. — Fluid Mech., 1983, vol. 137, N 12.
7. G e d n e у С. J. The cancellation of a sound-excited Tollmien— Schlichting wave with plate vibration. — The Physics of Fluids, 1983, vol. 26, N 5.
8. Пилипенко А. А., Шаповалов Г. К. Влияние вибраций модели на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный. — Ученые записки ЦАГИ, 1986, т. 17, № 6.
Рукопись поступила 19/11 1986 г.
