Отрыв потока на прямом крыле при повышенной внешней турбулентности Текст научной статьи по специальности «Физика»

Том XXXV

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 200 4

№ 1—2

УДК 629.735.33.015.3.025.1.016.82 533.6.071.082.5

ОТРЫВ ПОТОКА НА ПРЯМОМ КРЫЛЕ ПРИ ПОВЫШЕННОЙ ВНЕШНЕЙ ТУРБУЛЕНТНОСТИ

А. П. БРЫЛЯКОВ, Г. М. ЖАРКОВА, Б. Ю. ЗАНИН,

В. Н. КОВРИЖИНА, Д. С. СБОЕВ

Выполнена визуализация обтекания верхней поверхности крыла малого удлинения, установленного под большим углом атаки. Показано, что при увеличении степени турбулентности набегающего потока от 0,1 до 1% отрывное обтекание крыла сохраняется, но наблюдаются значительные изменения вихревой структуры течения. Проведено сравнение результатов визуализации методами сажемасляных и жидкокристаллических покрытий. С помощью термоанемометра получены количественные данные о влиянии высокой внешней турбулентности на процесс развития возмущений.

Для разработки новых способов управления обтеканием крыльев актуальным вопросом является изучение трехмерной вихревой структуры отрывных течений и влияния на нее параметров внешнего потока. Впервые данные о картине течения при отрыве на крыле малого удлинения были получены в работах [1],[ 2], где было обнаружено появление сложного вихревого течения

с обширной циркуляционной зоной в середине крыла. Известно, что отличительной особенностью крупномасштабных вихрей, возникающих в области отрыва, является их высокая восприимчивость к внешним возмущениям [3] — [5], что дает возможность управлять течением, воздействуя на эти вихри. Однако по этой же причине фоновые возмущения, имеющиеся в набегающем потоке (вихревые, акустические и вибрационные) могут существенно влиять на изучаемое явление. Для оценки такого влияния используется способ искусственного возбуждения тех или иных возмущений в первоначально слабовозмущенном потоке. Этот способ был применен

в данной работе. Поток в рабочей части аэродинамической трубы был искусственно затурбулизован с помощью проволочной сетки и проведено сравнение результатов, полученных при низкой и высокой турбулентности.

Введение в отрывное течение измерительных датчиков или зондов также может изменить его структуру. Поэтому представляется перспективным исследование отрыва с помощью бесконтактных методов диагностики потоков, к которым относится метод жидкокристаллической термометрии. В настоящей работе использовалась новая модификация этого метода, в которой на поверхности модели создавался постоянный тепловой поток. Проведено сравнение результатов, полученных этим методом, с данными сажемасляной визуализации и термоанемометрии.

1. Методика экспериментов. Исследования проводились в дозвуковой аэродинамической трубе МТ-324 Института теоретической и прикладной механики СО РАН, Новосибирск. Установка представляет собой аэродинамическую трубу замкнутого типа и может эксплуатироваться с открытой или закрытой рабочей частью. Корпус установки деревянный. Движение воздуха осуществляется с помощью вентилятора, работающего от электродвигателя. Степень турбулентности свободного потока в аэродинамической трубе около 0,1%. Повышение

уровня турбулентности набегающего потока до 1% обеспечивалось с помощью сетки, устанавливавшейся в сопле на расстоянии 200 мм перед началом рабочей части аэродинамической трубы. Сетка была изготовлена из проволоки диаметром 0,3 мм и имела квадратные ячейки размером 2,4 х 2,4 мм.

Рис. 1. Схема проведения эксперимента:

1 — модель крыла; 2 — видеокамера; 3 — источник света; 4 — сопло аэродинамической трубы; 5 — диффузор; 6 —турбулизирующая сетка

Схема эксперимента показана на рис. 1. Изучалось обтекание верхней поверхности модели прямого крыла, изготовленной из дерева и имевшей симметричный профиль с относительной толщиной 15% и хордой Ь = 232 мм. Размах модели составлял 208 мм, удлинение — 0,9. Модель устанавливалась в открытой рабочей части аэродинамической трубы под углом атаки 27°. Во время эксперимента угол атаки не изменялся. Расстояние от турбулизирующей сетки до передней кромки модели 260 мм. Скорость потока составляла и0) = 12 м/с, а число Рейнольдса по хорде

модели 1,8 -105.

Исследования проводились с помощью визуализации картины течения на поверхности крыла методами жидкокристаллических покрытий и сажемасляных (смесь порошка двуокиси титана и керосина) покрытий, а также посредством термоанемометрических измерений средних скоростей и пульсаций течения над моделью.

Метод визуализации пристенного течения с помощью жидкокристаллической термографии описан в [6]. Поверхность деревянной модели крыла покрывается тонкой термоиндикаторной пленкой. Модель нагревается до определенной температуры внешним источником тепла и помещается в поток. Различные элементы поверхности охлаждаются с разной интенсивностью, и получаемые последовательно по времени картины распределения температуры позволяют судить о структуре пограничного слоя.

В данной работе для исследования отрывного течения использовалась новая модификация этого метода с постоянным тепловым потоком. Поверхность модели под термоиндикаторной пленкой была покрыта электрическим нагревателем, изготовленным из стальной фольги толщиной 0,05 мм. Для получения равномерного распределения плотности электрического тока и, следовательно, нагрева подвод питания осуществлялся через медные шины, сопротивление которых мало по сравнению с сопротивлением нагревателя. Подводимая мощность составляла 500—700 Вт/м , что соответствовало перегреву модели относительно набегающего потока на 10—15°С. Поскольку модель изготовлена из дерева, то нежелательные тепловые потери от поверхности внутрь модели были невелики. Проведенные оценки показали, что после установления стационарного поля температуры эти потери не превышают 6% от всей выделяемой мощности вследствие малой теплопроводности дерева и малой толщины стальной

фольги. Таким образом, с точностью, достаточной для наблюдения структуры пограничного слоя, можно было считать, что тепловой поток через единицу площади постоянен по поверхности модели.

Для измерения установившегося поля температур использовалась процедура регистрации результатов жидкокристаллической термографии, описанная в работе [6]. Рабочий диапазон температур термоиндикаторной жидкокристаллической пленки, наклеивавшейся на нагреватель и использовавшейся для визуализации, составлял 28—34°С. Для измерения коэффициента теплоотдачи использовалась термоиндикаторная пленка с рабочим диапазоном температур 32,5—35°С. Цветовая картина на поверхности модели фиксировалась на видеокамеру. Исходный сигнал раскладывался в цветовой ряд RGB (базовые цвета — красный, зеленый, синий) и далее записывался в компьютере. После этого сигнал преобразовывался в более удобный для последующего анализа формат HIS (цветовой тон, насыщенность, интенсивность). Цветовые распределения пересчитывались в поля температуры с использованием калибровочной зависимости цветового тона от температуры, которая обеспечивала точность примерно 0,1 °C.

Преимуществом метода жидких кристаллов с использованием постоянного теплового потока является возможность поддержания постоянной по времени температуры нагревателя и, соответственно, получения стационарной картины температурного распределения при обтекании модели, а также возможность определения величины коэффициента теплоотдачи.

2. Полученные результаты. На рис. 2 показаны картины сажемасляной и ЖК визуализации, а также схемы течения на верхней поверхности крыла. Набегающий поток направлен сверху вниз. В левом столбце представлены данные, полученные при низкой внешней турбулентности, а в правом столбце — при высокой. В обоих случаях на крыле возникает срыв потока с передней кромки. Над крылом между концевыми вихрями (1), образующимися из-за перетекания потока

с нижней поверхности на верхнюю, существует область возвратного течения (3). В этой области наблюдаются два вихря, вращающиеся в плоскости крыла с фокусами вблизи передней кромки (2). Эти результаты согласуются с полученными ранее данными [1], [2]. Увеличение внешней турбулентности привело к тому, что фокусы вихрей стали меньше и сместились ближе к передним углам модели. Вблизи передней кромки крыла появилась узкая поперечная полоса шириной во весь размах крыла (5). Температура внутри этой полосы выше, чем в других точках поверхности, что свидетельствует о слабом массопереносе. По-видимому, эта полоса является застойной зоной типа отрывного пузыря. Ниже этой зоны температура максимальна в местах расположения фокусов вихрей. Охлаждение поверхности усиливается в области возвратного

Рис. 2. Результаты визуализации и схемы отрывного течения при низкой (левый столбец) и высокой (правый столбец) внешней турбулентности:

а — сажемасляная визуализация; б — жидкокристаллическая визуализация; в — схемы течения

течения в центральной части крыла. В задней части крыла (4) течение сильно возмущено концевыми вихрями. Здесь также существует неравномерное распределение температуры по размаху крыла, хорошо заметное на картинках ЖК визуализации и проявляющееся в существовании одинаковых температурных областей слева и справа от оси симметрии.

Картина течения при отрыве, полученная при помощи визуализации, была дополнена термоанемометрическими измерениями амплитуды продольных пульсаций и профилей средней скорости течения над моделью. Кривые нарастания пульсаций показаны на рис. 3. Измерения проводились вдоль хорды по оси симметрии модели. Пульсации измерялись на такой высоте в сдвиговом слое, на которой средняя скорость равна половине от скорости набегающего потока, т. е. вдоль линии равных средних скоростей. Амплитуда пульсаций и' сначала быстро возрастает вблизи передней кромки вследствие перехода от ламинарного течения к турбулентному, а после завершения перехода несколько уменьшается. Далее пульсации постепенно нарастают в области отрыва. В задней части модели, занимаемой концевыми вихрями, амплитуда пульсаций опять снижается. При высокой степени турбулентности набегающего потока переход к турбулентности завершается быстрее, т. е. ближе к передней кромке модели. В области отрыва амплитуда пульсаций примерно одинакова при низкой и высокой внешней турбулентности. Профили средней скорости, приведенные на рис. 4, показывают, что при высокой внешней турбулентности скорость возвратного течения в области срыва возрастает практически в два раза. Следует отметить, что на рис. 4 показана только величина модуля скорости, так как термоанемометр с однониточным датчиком не позволяет измерить ее направление. В области срыва течение направлено против скорости внешнего потока, что было подтверждено визуализацией с помощью шелковинок.

Было обнаружено, что при данных угле атаки и скорости потока можно устранить отрыв и получить присоединенное течение на крыле. Для достижения этого эффекта над передней частью модели была установлена плоская пластина параллельно направлению внешнего течения на рас-

0.1 -I-----*------1-----*------1-----*------1-----*------1------------1

о.о 0,2 0,4 0,6 0,8 х1Ь

Рис. 3. Кривая нарастания амплитуды пульсаций вдоль хорды модели:

1 — низкая внешняя турбулентность; 2 — высокая внешняя турбулентность

Рис. 4. Профили средней скорости над поверхностью модели:

1 — низкая внешняя турбулентность; 2 — высокая внешняя турбулентность

Рис. 5. Результаты визуализации присоединенного течения при низкой (левый столбец) и высокой (правый столбец) внешней турбулентности:

а — сажемасляная визуализация; б — жидкокристаллическая визуализация

стоянии 30 мм от поверхности крыла. Результаты визуализации присоединенного течения показаны на рис. 5 (в левом столбце представлены данные, полученные при низкой внешней турбулентности, а в правом столбце — при высокой). В передней части модели образовался узкий отрывной пузырь, ниже которого на поверхности — присоединенный турбулентный пограничный слой. Указанный эффект наблюдался как при низкой, так и высокой внешней турбулентности, однако оказалось, что если затем пластину убрать, то в первом случае происходит восстановление первоначального отрывного течения, а во втором, при высокой турбулентности, течение остается присоединенным, т. е. происходит необратимое присоединение потока. Кроме того, отличается распределение температуры поверхности. Внутри пузыря при высокой турбулентности температура вдоль размаха модели постоянна в отличие от случая низкой турбулентности, при которой имеется неоднородность течения внутри пузыря с двумя хорошо заметными фокусами. В зоне влияния концевых вихрей в задней части модели при высокой турбулентности появилась почти прямоугольная область с повышенной температурой, что свидетельствует об изменении характера течения в концевых вихрях.

В целом проведенные исследования показали, что структура отрывного течения на крыле малого удлинения, установленного под большим углом атаки, зависит от уровня турбулентности набегающего потока. При увеличении внешней турбулентности изменяются размеры крупномасштабных вихрей, существующих в области отрыва, и значительно возрастает скорость возвратного течения. Вблизи передней кромки появляется застойная зона типа отрывного пузыря. Становится возможным необратимое устранение отрыва, когда поток остается присоединенным после прекращения управляющего воздействия. Изменяется распределение тепловых потоков

от нагретой модели.

Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект 01-01-00828).

ЛИТЕРАТУРА

1. Нейланд В. Я., Столяров Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле малого удлинения//Ученые записки ЦАГИ. — 1982. Т. XIII, № 1.

2. Нейланд В. Я., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Влияние относительной толщины прямоугольного крыла малого удлинения и числа Рейнольдса на режимы перестройки структуры обтекания//Ученые записки ЦАГИ. — 1985. Т. XVI, № 3.

3. Бойко А. В., Д о в г а ль А. В., З анин Б. Ю., Козлов В. В. Пространственная структура отрывных течений на крыловых профилях (обзор)//Теплофизика и аэромеханика. — 1996. Т. 3, № 1.

4. Занин Б. Ю. Гистерезис отрывного обтекания модели прямого крыла при изменении скорости потока//ПМТФ. — 1997. Т. 38, № 5.

5. Занин Б. Ю., Козлов В. В., Маврин О. В. О способе управления глобальным отрывом потока//Теплофизика и аэромеханика. — 1997. Т. 4, № 4.

6. Довгаль А. В., Жаркова Г. М., Занин Б. Ю., Коврижина В. Н.

Применение жидкокристаллических покрытий для исследования отрыва потока//Ученые записки ЦАГИ. — 2001. Т. XXXII, № 3—4.

Рукопись поступила 6/Х112002 г.