Натурные исследования структуры пограничного слоя Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том XIV 1 983 Мб

УДК 532.526

НАТУРНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СТРУКТУРЫ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ

Б. Ю. Занин, В. В. Козлов

Экспериментально исследована структура перехода от ламинарного течения к турбулентному в пограничном слое на крыле планера при полетах в условиях с различной степенью турбулентности набегающего потока.

Для исследования проблемы перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный ведется болыцой комплекс модельных физических экспериментов с использованием термоанемометров в малотурбулентных аэродинамических

установках [1]. В то же время вопросы сравнения полученных результатов

с обтеканием летательных аппаратов в натурных условиях являются весьма важными и актуальными [2]. В частности, это касается полетов в условиях, близких к экстремальным, как, например, в облаках или вблизи земли, в приземном турбулентном слое, где, как известно, атмосфера сильно возмущена.

Надо выяснить, будут ли в этих условиях работать те физические механизмы,

которые вызывают переход от ламинарного течения к турбулентному при моделировании в малотурбулентной аэродинамической трубе или при полете в слабовозмущенной атмосфере.

Для проведения натурных исследований течения в пограничном слое с помощью термоанемометра наиболее подходящим летательным аппаратом является планер. Возмущения в потоке, создаваемые планером, обладающим высокой степенью аэродинамического совершенства, существенно более низки, чем у самолетов, практически не искажают результаты измерений термоанемометра и, как показано ниже, имеют минимальную акустическую составляющую. Применение термоанемометра на планере для различных исследований описано в работах [3, 4].

Эксперименты, представленные в настоящей работе, включали:

1. Измерения степени турбулентности набегающего потока при полете на различных высотах и в облаках.

2. Изучение структуры пограничного слоя на верхней поверхности крыла планера и влияния степени турбулентности набегающего потока на переход от ламинарного пограничного слоя к турбулентному.

Для проведения исследовательских полетов использовался серийный двухместный планер Ь-13 „Бланик*. Измерения проводились при скорости полета планера 25 м/с- Акустические возмущения, создаваемые этим планером в полете, как показали измерения, несколько меньше, чем шум малотурбулентной аэродинамической трубы ИТПМ СО АН СССР. При скорости набегающего потока 25 м/с уровень шума планера составляет примерно 80 дБ, а уровень шума трубы 91 дБ. (При измерениях на планере микрофон устанавливался перед носовой частью фюзеляжа, а при измерениях в трубе—по оси рабочей части.)

Измерения степени турбулентности набегающего потока проводились термоанемометром В15А 55001. С термоанемометра сигнал подавался на блок частотных фильтров Б18А 55025 с крутизной 6 децибел на октаву и полосой пропус-

9—«Ученые записки ЦАГИ» № 6

109

кания от 1 Гц до 5кГц и далее на среднеквадратичный интегрирующий вольтметр OISA 55D35, показания которого фиксировались оператором, находившемся в задней кабине планера. Кроме того, сигнал с термоанемометра записывался на магнитофон „Электроника".

Датчик термоанемометра устанавливался на державке перед носовой ° 1 частью фюзеляжа. Как показано в рабо-

□ 2 те [5], тарировочная кривая датчика, по-

Ф J лученная по результатам измерений в

Л ^ аэродинамической трубе ИТПМ СО

АН СССР, хорошо согласуется с результатами тарировки в полете вдали от облаков и в облаках, что позволило использовать эту кривую для обработки результатов полетных измерений.

На рис. 1 показаны результаты измерения степени турбулентности набега-

I I ющего потока в диапазоне частот £j% 1 Гц—5 кГц при скорости полета пла-

нера 25 м/с, в зависимости от высоты и условий в атмосфере. Полеты выполнялись летом. В середине дня, когда в атмосфере было большое количество восходящих и нисходящих потоков и образовались кучевые облака, степень турбулентности на высотах от 100 м до 1200 м (/) колебалась в диапазоне е=0,2 0,4%. При

снижении ниже 100 м степень турбулентности резко возрастает (до 0,67% на высоте 50 м). В облаке (2) степень турбулентности составляет е = 0,97 -ь- 1,4% и в 1,5—2 раза больше, чем рядом с облаком (3). Следующий полет выполнялся вечером, когда в воздухе было тихо, а облака распались. В то же время результаты измерений (4) показывают, что величина степени турбулентности на высотах 100—1000 м колеблется в прежнем диапазоне и значительно возрастает около земли.

Для измерений в пограничном слое на крыле планера использовался термоанемометр постоянной температуры ТПС-2М, разработанный в ИТПМ СО АН СССР. Сигнал с термоанемометра записывался на магнитофон „Электроника*. В лабораторных условиях для частотного анализа сигнала использовались анализатор FAT-1 Rohde und Schwarz и самописец Endim 620.01. Миниатюрные датчики термоанемометра закреплялись на крыле планера таким образом, что чувствительный элемент датчика (позолоченная вольфрамовая нить диаметром 6 микрон и длиной 1,5 мм) находился в пограничном слое на расстоянии примерно 0,5 мм от поверхности крыла. Всего измерения были проведены в 9 точках на верхней поверхности профиля с хордой 6=1340 мм в диапазоне чисел Рейнольдса Re^ = (0,67 1,2) ■ 106 при полете как в слабовозмущенной атмосфере, т. е. на

высоте // = 100 -г— 1200 м вдали от облаков, так и в условиях с высокой стененью турбулентности набегающего потока, т. е. в облаках или на высоте 1 м.

Для того чтобы полученные результаты можно было сравнить между собой, в каждом полете при фиксированном положении датчиков и одних и тех же параметрах регистрирующей аппаратуры измерения проводились дважды: сначала на участке полета в слабовозмущенной атмосфере, а затем на участке полета в условиях высокой турбулентности набегающего потока.

На рис. 2 приведены частотные спектры и осциллограммы пульсаций потока в пограничном слое в трех точках на верхней поверхности крыла при полете вдали от облака на высоте // = 900 м и в облаке. Результаты показывают, что переход от ламинарного течения (х =480 мм) к турбулентному (х =555 мм) происходит с образованием пакета волн (х =505 мм) типа волн Толлмина— Шлихтинга на плоской пластине [1], причем средняя частота этого пакета волн зависит от скорости и составляет 650 Гц при скорости полета 25 м/с, а при увеличении скорости до 50 м/с возрастает до 1550 Гц. При этом надо отметить, что в набегающем потоке основная энергия возмущений сосредоточена на значительно меньших частотах в диапазоне до 300 Гц.

Измерения в тех же точках крыла при полете в облаке показали, что в облаке переход также происходит с образованием пакета волн такой же частоты. При этом уровень пульсаций на ламинарном участке пограничного слоя и амплитуда пакета волн увеличиваются примерно пропорционально увеличению степени турбулентности в набегающем потоке.

1200-1000-600 -600-т-200-

j___________1_

0,2 0,4 0,6 0, В 1,0

Рис. 2

Рис. 3

В некоторые моменты полета на крыле, по-видимому, происходил срыв потока и течение становилось полностью турбулентным, но затем быстро восстанавливалась прежняя структура пограничного слоя.

На рис. 3 приведены частотные спектры и осциллограммы возмущений в пограничном слое на крыле планера при полете на высоте Я = I м, где турбулентность набегающего потока больше, чем в облаке, и для сравнения результаты измерений в тех же точках крыла на высоте //=300 м в слабовозмущенной атмосфере. Результаты показывают, что на высоте 1 м пульсации потока на начальном участке пограничного слоя (х = 410 мм) значительно возрастают, но пограничный слой в этой области остается ламинарным, и ниже по потоку (л* = 605 мм) существует переход к турбулентности, о чем свидетельствует наличие в точке х = 505 мм пакета волн, развивающегося в процессе перехода.

Средняя частота этого пакета волн такая же, как и при полете в слабовозмущенной атмосфере на высоте 300 м.

Таким образом, при полете в облаках и на малой высоте пульсации потока на ламинарном участке пограничного слоя крыла значительно увеличиваются. При этом переход от ламинарного течения к турбулентному обусловлен теми же физическими процессами, как и при полете в слабовозмущенной атмосфере.

ЛИТЕРАТУРА

1. К а ч а н о в Ю. С., К о з л о в В. В., Л е в ч е н к о В. Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. — Новосибирск: Наука,

1982.

2. Г е р а с и м о в Ю. Я., Грачев В. С., К а б у р о в И. С., Озеров В. Н., Т а б о л о в М. У., Ф о м и н В. М., Ш и ш о в С. Г. Исследование обтекания сечения крыла самолета в полете и в аэродинамической трубе.—Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 3.

3. Maccready Р. В. Turbulence measurements by sailplane. —

J. Geophys. Research, 1962, vol. 67, N 3.

4. Зозуля В. Б., Черановский О. Р. Управление ламинарным обтеканием крыла в свободном полете. — В сб.: Гидромеханика,

вып. 20, —Киев: Наукова думка, 1972.

5. 3 а н и н Б. Ю., Козлов В. В., Рыцарев В. М. Применение термоанемометра для измерения степени турбулентности в пограничном слое атмосферы. Препринт № 41, — Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1980.

Рукопись поступила 10j V 1982 г.