CC BY
113
________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Т о м III 197 2
№ 5
УДК 533.6.071.082.5
МЕТОД ВИЗУАЛИЗАЦИИ ДОЗВУКОВЫХ ТЕЧЕНИЙ И ЕГО ПРИМЕНЕНИЕ К ИССЛЕДОВАНИЮ ОБТЕКАНИЯ ПРОФИЛЕЙ
В. М. Божков, В. М. Захарченко, А. С. Мозольное,
А. Д. Хонькин
Отработана методика визуализации дозвуковых течений при помощи местного изменения температуры поверхности модели. Проведено экспериментальное исследование обтекания модели крыла прямоугольной формы в плане с остроносым профилем (хорда &= 140 мм) в диапазоне скоростей от 1 до 40 м/сек и углов атаки от 0 до +25°.
1. Существующие оптические приборы позволяют наблюдать процесс обтекания тел в широком диапазоне скоростей набегающего потока. Исключение составляет область от метров до десятков метров в секунду, плохо поддающаяся визуализация из-за отсутствия заметных градиентов плотности среды при таких скоростях. Для решения этой задачи применяются различные методы, основанные, как правило, на отражении или рассеянии света малыми твердыми или жидкими частицами, вводимыми в поток, либо на преломлении света вводимыми в поток струйками жидкости [1]. В случае газов изменение плотности можно получить путем изменения температуры. Известны работы [2—4], где для этой цели использовались, например, нагретые проволочки, выполняющие роль источников тепловых струек и расположенные в непосредственной близости от моде-дей. В работах по экспериментальному изучению свободной и вынужденной конвекции визуализация достигалась равномерным нагреванием самих исследуемых объектов [5]. Однако перечисленные методы обладают рядом недостатков, связанных либо с возмущениями, вносимыми в поток, либо с наличием концевых эффектов [6]. В работе [6] было показано, что можно визуализировать обтекание тел при помощи местного изменения температуры их поверхностей. В этом случае наблюдается плоская картина течения в сечении, в котором расположен линейный элемент, вызывающий изменение температуры. В данной статье описывается методика такой визуализации обтекания.
Методика отрабатывалась в дозвуковой аэродинамической трубе замкнутого типа. Исследовался 10%-ный симметричный профиль крыла прямоугольной формы в плане с острой передней кромкой (6=150 мм, / = 200 мм). Подогревателем служила нагреваемая электрическим током никелевая проволочка диаметром
0,2 мм, размещенная от носка до задней кромки вдоль хорды заподлицо с верхней поверхностью модели на керамической прослойке. Необходимая отделка поверхности достигалась использованием термостойкого клея.
В некоторых случаях для увеличения теплосъема подогревателем может служить металлическая лента или тонкий слой металла, напыляемый на поверхность. Для раздельного изучения различных областей течения такие подогреватели могут быть выполнены в виде нескольких секций, нагреваемых независимо друг от друга.
Для наблюдения обтекания модели использовался теневой прибор ИАБ-451 совместно с фотографирующей аппаратурой (фотоаппарат „Зоркий" и скоростная киносъемочная камера „Пентазет“). Время экспозиции зависело от типа осветителя, частота скоростной киносъемки равнялась 3000 кадрам в секунду. Источниками света служили лампа накаливания мощностью 50 вт, ртутная лампа ДРШ-250 и оптический квантовый генератор ЛГ-36А, работающий в одномодовом режиме.
Чувствительность экспериментальной установки определялась юстировкой, мощностью выделяемой на подогревателе, а также типом применяемого источника света. От правильности юстировки элементов установки зависит качество получаемого изображения. Например, при наклонении светового пучка к верхней плоскости крыла возникает дифракция света и на фотоснимке появляется яркая полоса, параллельная этой поверхности [7].
При заданной скорости потока мощность, выделяемая подогревателем, должна быть достаточной для нагрева жидкости до температуры, вызывающей появление неоднородностей, заметных в теневом приборе. Такие неоднородности возникают при перепадах температур около 10—20°, что позволяет получать фотоснимки с контрастностью 10% [8]. Во всех случаях температура подогревателя незначительно отличалась от температуры газа в потоке и не влияла на характер течения [9, 10].
Максимальная возможная чувствительность теневого прибора зависит от выбора используемого источника света. Обыкновенные источники света дают конечную ширину изображения щели, что затрудняет определение положения линий равных углов отклонения вследствие размытия границы перехода свет— тень. Уменьшение размеров щели при соответствующем увеличении мощности источника приводит к появлению заметной дифракционной картины, искажающей изображение и снижающей чувствительность. Применение в качестве осветителя лазера с фокусирующей системой устраняет эффект дифракции и позволяет получить практически точечный источник света с размерами, определяемыми качеством оптики фокусирующей системы. Так, при использовании круглой диафрагмы диаметром 0,01 мм сфокусированное излучение лазера полностью помещалось внутри диафрагмы, что позволяло обходиться без диафрагмы вообще.
2. Основной целью испытаний являлась отработка методики визуализации. В задачу входило изучение влияния интенсивности нагрева на картину визуализации, определение диапазона скоростей, в котором получается качественное изображение обтекания исследуемого тела, качественное и количественное изучение обтекания исследуемого крыла. Для исследования была выбрана область малых чисел Рейнольдса, вычисленных по хорде крыла и лежащих в пределах от Ы04 до 1-105. Скорость потока изменялась от 1 до 40 м/сек при изменении угла атаки крыла от 0 до + 25°.
Сравнение снимков картины обтекания при нагреве верхней (углы атаки от 0 до 25°) и нижней поверхностей (углы атаки от 0 до —25°) показало, что конвективные токи не влияют на наблюдаемую картину уже при скоростях, больших 1 м/сек, что согласуется с результатами работы [1]. Качественного изменения обтекания при изменении мощности (в испытанном диапазоне), выделяемой подогревателем, при постоянных значениях угла атаки и скорости набегающего потока не наблюдалось. Так, при увеличении тока нагревателя в 2 и 4 раза снимки установившегося течения были практически одинаковыми.
Были получены теневые снимки обтекания крыла при различных углах атаки. Съемка велась при выдержках 0,001 сек с использованием ножа в плоскости изображения. Как показывает анализ фотографий, качество наблюдаемой картины ухудшалось при увеличении скорости из-за интенсивного уноса тепла потоком. В этом случае требуется увеличить мощность подогревателя, а разрешающую способность снимков можно повысить применением импульсных источников света с короткими длительностями импульса порядка микросекунд И меньше.
3. Качественное изучение течений проводилось посредством анализа фотоснимков и материалов скоростной киносъемки. По этим материалам удалось проследить характер течения и процесс его установления на поверхности и в следе крыла.
При нулевом угле атаки и всех значениях скорости набегающего потока ию происходит ламинарное обтекание модели. По мере увеличения ит толщина ламинарного пограничного слоя уменьшается, а в следе, который вблизи задней кромки является ламинарным, возникают пульсации, приводящие к его турбули-зации. По фотоснимкам была проведена оценка толщины ламинарного пограничного слоя на расстоянии х — 78% от носка модели при скоростях набегающего
потока от 1 до 12 м/сек. Экспериментальные и расчетные значения, вычисленный по формуле 8 г: 5х Яе~^12 [11]*, сравниваются на фиг. 1.
При а = 5° вблизи передней кромки возникает зона местного отрыва ламинарного пограничного слоя (пузырек) при скоростях набегающего потока не менее 2,5 м/сек. Размер и форма пузырька неустойчивы во времени, и можно наблюдать движение газа внутри него. Появление местного отрыва сопровождается перестройкой течения. После прилипания в пограничном слое возникают пульсации малой частоты с большой амплитудой, соразмерной с толщиной пограничного слоя, и наблюдается переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный (фиг. 2). При иш = 6,5 м/сек и более пограничный слой сразу за пузырьком становится турбулентным (фиг. 3).
О и 6 І2 *
Фиг. 1
Таким образом, на исследуемом участке остроносого профиля прямоугольного крыла под небольшим углом атаки переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный не связан непосредственно с потерей устойчивости ламинарного течения, а обусловлен возмущениями конечной амплитуды, которые создаются пузырьком, играющим роль турбулизатора.
При а =10° и скоростях до 40 м/сек наблюдается развитый отрыв потока с передней кромки модели, который прилипает к поверхности на большом удалении от носка (фиг. 4). (Для анализа таких течений использовались материалы скоростной киносъемки.) В месте прилипания потока хп возникают движущиеся в противоположные стороны вихревые течения: к носку перед точкой прилипания и к задней кромке за этой точкой. Вихри, бегущие к носку, не достигают его, так как вблизи носка имеется местный вихрь типа пузырька, описанного выше. При дальнейшем увеличении угла атаки такая структура течения сохраняется и практически не зависит от скорости, но угол отрыва (3, отсчитываемый
* В работе [11] принималось, что на внешней границе пограничного слоя скорость отличается от ее значения в потенциальном потоке на 1%.
зо
25‘
„ ^ (5 20 м/се/і /
/ р
/
У
і /
/
р- /
,л
/
/
/ 'v.
V
/і VI
'•
О 10° 20° ос
Фиг. 5
от вектора скорости набегающего потока, и скорость v вихрей, движущихся от точки прилипания в противоположных направлениях, увеличиваются (фиг. 5). Кроме того, с увеличением а точка прилипания *п перемещается вниз по потоку (фиг. 6) и при а з: 20° достигает задней кромки. Как только точка прилипания покидает крыло, вблизи задней кромки модели в потоке образуется интенсивный вихрь, который поддерживает обратные вихревые течения на поверхности модели. Концевой вихрь неустойчив и временами сносится потоком. В целом картина обтекания модели при углах атаки свыше 10° нестационарна, и экспериментальные точки, приведенные на фиг. 5 и 6, получены при помощи усреднения данных скоростной киносъемки.
ЛИТЕРАТУРА
1. Пэнкхерст Р., Холдер Д. Техника эксперимента в аэродинамических трубах. М., Изд. иностр. лит., 1955.
2. Townend Н. С. Н. On rendering airflow visible by means of hot wires. A. R. C. Reports and Memoranda, No 1349, 1930.
3. Townend H. С. H. Hot wire and spark shadowgraphs of the airflow throgh an airscrew. A. R. C. Reportsand Memoranda, No 1434, 1931.
4. Townend H. С. H. Abstract of a film illustrating the theory of flight. A. R. C. Reports and Memoranda, No 1767, 1937.
5. Лойцянский JI. Г. Ламинарный пограничный слой. М., Физматгиз, 1962.
6. Б о ж к о в В. М., Хонькин А. Д. О визуализации течения в пограничном слое несжимаемой жидкости. „Ученые записки ЦАГИ“, т. Ill, № 6, 1972.
7. X о л д е р Д., Норт Р. Теневые методы в аэродинамике. Библиотека сборника „Механика". М., „Мир”, 1966.
8. Васильев Л. А. Теневые методы. М., „Наука", 1968.
9. Liе рm ann Н. W. and Fila Q. Н. Investigation of effects of surface temperature and single roughness elements on boundary—layer transition. NACA Report, No 890, 1947.
10. Hauptmann E. G. The influence of temperature dependent viscosity on laminar boundary-layer stability. Intern. J. of Heat and Mass Transfer, vol. 11, No 6, 1968.
11. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М., Изд. иностр. лит., 1956.
Рукопись поступила 10\Ш 1972 г.
