CC BY
52
_________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXXII 2001
№3—4
УДК 533.6.071.082.5
629.735.33.015.3.025.1:532.526
ПРИМЕНЕНИЕ ЖИДКОКРИСТАЛЛИЧЕСКИХ ПОКРЫТИЙ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ОТРЫВА ПОТОКА
А. В. Довгаль, Г. М. Жаркова, Б. Ю. Занин,
В. Н. Коврижина
Изложены результаты применения метода визуализации с помощью жидких кристаллов для изучения отрывного течения на прямом крыле в потоке несжимаемого газа. Определена пространственная структура течения около экспериментальной модели на различных режимах отрыва потока. Полученные данные сопоставляются с результатами визуализации пристенного течения с использованием жидкой пленки. Обсуждаются возможности метода, даны рекомендации для его применения.
В числе аэродинамических проблем, возникающих при эксплуатации крыльев,— отрыв потока, в большой мере сказывающийся на подъемной силе, сопротивлении крыла и локальных характеристиках течения. Изучение этого явления и методов управления отрывом было и остается задачей многочисленных исследований. В результате различными авторами предложены двумерные модели отрывных течений. Но, описывая ряд их фундаментальных свойств, они, вместе с тем, не учитывают трехмерность течения, присущую в большинстве случаев областям отрыва. Пространственное вихревое движение, возникающее на крыльях малого и большого удлинения, обнаружено в исследованиях различными экспериментальными средствами: визуализацией течений с помощью шелковинок, струйками дыма и масляными пленками, нанесенными на поверхность моделей [1]—[8].
Предметом настоящей работы является исследование трехмерной структуры отрывных течений на крыле малого удлинения в потоке несжимаемого газа. Цель проведенных экспериментов заключалась в изучении этой структуры при изменении аэродинамических параметров, сравнении особенностей пространственного течения в режимах срывного обтекания на закритических углах атаки и при образовании местной зоны отрыва вблизи передней кромки крыла.
Основной метод исследования представлял собой визуализацию с помощью жидкокристаллических (ЖК) термоиндикаторных покрытий, которая позволяет восстановить пристенную картину течения по изменению теплоотдачи с поверхности экспериментальной модели. В работах других авторов, начиная с [9], ЖК-визуализация зарекомендовала себя эффективным средством аэродинамических исследований в широком диапазоне чисел Маха и Рейнольдса [10]—[17]. В отличие от большинства традиционных способов визуализации, использующих шелковинки, жидкие пленки и меченые частицы, метод является бесконтактным. Он дает возможность получать панорамные изображения в сочетании с разрешением деталей изучаемого течения на качественном и, после компьютерной обработки исходных данных, количественном уровне. Одной из задач настоящей работы было дальнейшее развитие метода ЖК-визуалйзаЦйи применительно к аэродинамическим экспериментам при низких дозвуковых скоростях.
1. Методика эксперимента. Исследование проведено в дозвуковой аэродинамической трубе МТ-324 ИТПМ СО РАН, Новосибирск. В опытах использовалась изготовленная из дерева модель крыла с хордой 228 мм, размахом 198 мм и симметричным профилем относительной толщины, равной 16%. Модель располагалась в открытой рабочей части установки с размерами сопла 200 х 200 мм при степени турбулентности свободного потока 0,1%.
Течение у поверхности крыла визуализировалось термоиндикаторными покрытиями — смесью холестерических жидких кристаллов с полимером. Смесь в виде тонкой пленки наносилась на полированную поверхность модели. Применялись два покрытия, различавшихся рабочим диапазоном температуры: полоса селективного отражения одного из них лежала в пределах 24,8—26,3°С, другого — 30—34°С. Эксперименты выполнялись при температуре воздуха в аэродинамической трубе 18—20°С. Низкая теплопроводность модели обеспечивала направление теплового потока, главным образом, от поверхности к окружающему воздуху. При малой толщине покрытия, равной примерно 25 микрон, его влияние на теплопередачу и, соответственно, результаты визуализации было пренебрежимо мало. В силу того, что при низких дозвуковых скоростях естественные тепловые потоки между газом и моделью малы, перед проведением визуализации крыло нагревалось в неподвижном воздухе. Далее оно устанавливалось в потоке, и, по мере уменьшения температуры поверхности вследствие аэродинамического охлаждения, изменение цвета ЖК-пленки фиксировалось на видеокамеру. Исходный видеосигнал раскладывался в цветовой ряд ЯвВ (базовые цвета — красный, зеленый, синий) и записывался в компьютере. После этого сигнал преобразовывался в более удобный для последующего анализа формат Н81 (цветовой тон, насыщенность, интенсивность), алгоритм приводится в [18]. Цветовые распределбния пересчитывались в поля температуры Г с использованием калибровочной зависимости цветового тона от температуры Н(Г), которая обеспечивала точность, равную примерно 0,1 °С.
Результаты применения указанной методики дополнены визуализацией пристенного течения жидкой пленкой — смесью порошка двуокиси титана и керосина, которая, растекаясь по поверхности модели в режиме установившегося обтекания, показывала направление предельных линий тока.
2. Результаты исследований. На рис. 1 приводится визуализация течения в условиях отрыва вблизи передней кромки модели при закритиче-ском угле атаки а = 21° и числе Рейнольдса по хорде Rec = 240000. Набегающий поток на этих и последующих рисунках направлен сверху вниз. Данные, полученные с помощью ЖК-покрытия, позволяют выявить трехмерную структуру течения вблизи крыла. На рис. 1, а показано распределение температуры по его поверхности (черно-белое представление цветного изображения карты температур). На участках, окрашенных в белый цвет, температура поверхности в момент получения изображения была за пределами чувствительности ЖК-покрытия. На краях модели находятся зоны переохлаждения 1, в которых перенос тепла усиливается концевыми
24,8
26,3
Рис. 1. Обтекание модели при срыве потока с передней кромки; а = 21°,
Яес = 240 000:
а, б — ЖК-визуапизация; в — визуализация керосиновой пленкой; г — схема течения
вихрями. В области отрыва за передней кромкой скорость течения относительно невелика, теплопередача мала и поверхность перегрета 2. Скорость охлаждения возрастает в средней части крыла, где происходит присоединение потока І, и снова уменьшается в турбулентном пограничном слое 4. Участок течения в районе передней кромки показан отдельно на следующем фрагменте, который соответствует более поздней стадии охлаждения (рис. 1,6). В температурном распределении проявляется пара квазиста-ционарных вихрей, симметричных относительно центрального сечения крыла 5.
К аналогичным результатам приводит визуализация с применением керосиновой пленки (рис. \,в). На фотографии хорошо видна пространственная структура обтекания: возвратное течение и вихри, которые индуцируют поперечное движение от центра к краям модели; в задней части крыла течение, присоединенное за счет перетекания потока с нижней поверхности крыла на верхнюю через боковые кромки модели. Интерпретация этих данных показана на схеме рис. 1, г; в целом они согласуются с результатами исследования топологии отрывного течения на крыле конечного удлинения [2].
Схожие картины пространственного обтекания, полученными обоими методами, различаются в деталях. В частности, ЖК-покрытие позволяет более точно установить положение и форму вихрей в зоне отрыва. Используя же керосиновую пленку, это сделать не удается, так как капли жидкости, накапливаясь в фокусах вихрей, искажают изучаемое течение. Другое отличие наблюдается в хвостовой части модели. Визуализация с помощью жидких кристаллов, в отличие от пленки керосина, указывает на трехмерность среднего течения, которая проявляется в виде двух почти симметричных температурных областей, не регистрируемых вторым способом. Повторение эксперимента на другой модели крыла, идентичной первой, привело к такому же результату. Таким образом, обнаруженные неоднородности в распределении температуры не связаны с возможными дефектами поверхности под жидкокристаллической пленкой, а отражают реальные структурные особенности обтекания, которые не разрешаются другим методом.
Результаты визуализации при меньшем угле атаки а = 18° представлены на рис. 2. В этом режиме крупномасштабный отрыв потока уступает место локальному отрывному пузырю у передней кромки модели, тогда как на большей части ее поверхности течение оказывается присоединенным. Аналогично предыдущему случаю применение ЖК-покрытия дает возможность выделить зоны влияния концевых вихрей I, отрыва 2, участок присоединения 3 и турбулентный пограничный слой 4 (рис. 2, а). Распределение температуры в отрывной зоне, в котором проступает неоднородность среднего течения вдоль размаха крыла, дополнительно изображено на рис. 2, б. Близкие результаты дает визуализация с помощью пленки керосина (рис. 2, в).
В следующей части работы исследование проводилось при фиксированном числе Рейнольдса Лес = 97 ООО и изменении угла атаки — его уве-
б)
л о
34 Г. С
Рис. 2. Обтекание модели с образованием местной зоны отрыва; а= 18°,
Яес = 240 ООО:
а, б — ЖК-визуализация; в — визуализация керосиновой пленкой; г — схема течения
личении с шагом 3°, начиная с а-0, — значения которого в каждом случае задавались при нулевой скорости потока. Поля температуры в основных режимах обтекания модели приведены на рис. 3. В каждом случае показаны два распределения, полученные один за другим в процессе охлаждения модели, на которых выступают различные детали течения.
На малых углах атаки течение присоединено к поверхности модели (рис. 3, а). В центральном сечении, где толщина пограничного слоя возрастает с продольной координатой, скорость аэродинамического охлаждения падает по мере удаления от передней кромки и температура поверхности повышается. Концевые вихри 1 увеличивают теплоперенос на краях модели, индуцируя почти симметричные возмущения в хвостовой части крыла 2. Возможный отрыв потока вблизи задней кромки при этом не удается идентифицировать из-за того, что эта область течения возмущена сходящимися концевыми вихрями. Замкнутая зона отрыва с относительно низкой скоростью течения у поверхности модели 3 и область присоединения
г)
Рис. 3. Эволюция структуры течения с углом атаки; Яес = 97 ООО;
а — а = 3°; б— 9°; в— 18°; г — 24°
с более интенсивным перемешиванием 4 фиксируются в диапазоне 6° < а < 18° (рис. 3,6 и 3, в). При возрастании угла атаки в этих пределах протяженность отрывной зоны сокращается, и она движется по направлению к передней кромке. Пространственная структура течения, аналогичная
той, которая наблюдается при срыве потока, проявляется в температурных пятнах J, расположенных по размаху крыла. В данном случае срыв возникает при а > 210: область присоединения исчезает и в поле течения доминирует крупномасштабное симметрично вихревое движение (рис. 3, г).
3. Заключение. В настоящей работе метод визуализации с помощью жидкокристаллических покрытий применен для исследования течения с отрывом потока на крыле малого удлинения в потоке несжимаемого газа. В итоге получены систематические данные относительно изменения пространственной структуры течения с углом атаки крыла. В частности, обнаружено подобие вихревой картины обтекания при срыве потока с передней кромки и локальном отрыве на докритических углах атаки.
Разработаны методика визуализации и процедура обработки данных, позволяющие восстанавливать поля температуры на поверхности экспериментальной модели. Таким образом удается определить области сильного изменения теплоотдачи, вызванной отрывом потока, присоединением, переходом к турбулентности и появлением интенсивных квазистационарных вихрей. Результаты работы показывают, как бесконтактная ЖК-визуа-лизация преодолевает ограничения других экспериментальных методов, в которых используются визуализирующие вещества, вводимые в поток и влияющие на результаты наблюдений. Метод обладает достаточно высокой чувствительностью и дает возможность судить о деталях течения, которые не регистрируются другими средствами.
Для получения панорамной картины течения при сильной неоднородности теплоотвода вдоль поверхности модели предпочтительно использовать ЖК-покрытие с широкой полосой селективного отражения. Это, однако, снижает разрешающую способность метода; подробности обтекания проявляются при увеличении чувствительности покрытия с помощью узкополосных ЖК. Кроме того, различные участки течения могут быть специально выделены на соответствующих стадиях охлаждения. Выяснено, что процедура нагревания экспериментальной модели, сделанной из материала низкой теплопроводности, перед ее аэродинамическим охлаждением не влияет существенно на результаты визуализации. В ходе исследования отмечено, что для надежного использования метода необходимо хорошее качество поверхности модели с минимальными изменениями ее теплопроводности.
Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (код проекта 00-15-96164 и 01-01-00828).
ЛИТЕРАТУРА
1.WinkelmannA. Е., Barlow J. В. A flowfield model for a rectangular planform wing beyond Stall//A1AA J.— 1980. Vol. 18, N 8.
2. H e й л a h д В. Я., Столяров Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле малого удлинения//Ученые записки ЦАГИ.—
1982. Т. XIII, № 1.
3. 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.
4. КолмаковЮ. А., Рыжов Ю. А., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Исследование структуры обтекания прямоугольного крыла Х= 5 на больших углах атаки//Труды ЦАГИ.— 1985. Вып. 2290.
5. В as ted о Jr. W. G,, Mueller T. J. Spanwise variation of laminar separation bubbles on wings at low Reynolds numbers/AI. Aircraft.— 1986. Vol. 23, N9.
6. В i p p e s H. Experimental investigation of topological structures in three-dimensional separated flow//Boundary-Layer Separation (eds. F. T. Smith, S. N. Brown).— Springer-Verlag, 1987.
7. Головкин М. А., ГорбаньВ. П.. СимусеваЕ. В., Стратонов и ч А. Н. Обтекание прямого крыла при стационарных и квазистацио-нарных внешних условиях//Ученые записки ЦАГИ.— 1987. Т. XVIII, № 3.
8. Б о й к о А. В., Д о в г а л ь А. В., 3 а н и н Б. Ю., К о з л о в В. В. Пространственная структура отрывных течений на крыловых профилях (обзор )//Теплофизика и аэромеханика.— 1996. Т. 3, № 1.
9. Klein Е. J. Application of liquid crystals to boundary-layer visualiza-tion//AIAA Paper.— 1968. N 68-386.
10. H о lmes B. J., О b araC. J„ M an u e 1 G. S.. Lee С. C. Developments in flow visualization methods for flight research//Proc. of the Fifth Intern. Symp. on Flow Visualization. August 21—25, 1989, Prague, Czechoslovakia.
11. Zharkova G. M. Visualization of temperature fields by method of LC//Experimental Heat Transfer.— 1991, N 4. '
12. M e i e r H. U., Z h о u M. D. The development of acoustic generators and their application as a boundary layer transition control device//Experiments in Fluids.—1991. Vol. 11.
13. StasiekJ., Collins.. ДО. W. Liquid crystals thermography and image processing in heat and fluid flow experiments//Proc. of the Sixth Intern. Symp. on Flow Visualization, October 5—9, 1992, Yokohama, Japan.
14. Жаркова Г. М., Сонин А. С. Жидкокристаллические композиты.— Новосибирск: Наука.— 1994.
15. Z h о и М. D„ L i и D. Р., В I а с k w е 1 d е г R. F. An experimental study of receptivity of acoustic waves in laminar boundary layers//Experiments in Fluids.—1994. Vol 17.
16. D о v ga 1 A. V., Ко zl о v V. V., К о v r i z h i n a V. N., Zharkova G. M. Liquid-crystals visualization of the boundary layer in incompressible gas flow//Proc. of the Seventh Intern. Symp. on Flow Visualization, September 11—14, 1995, Seattle, Washington.
17. Dovgal A. V., Kornilov V. I., Kovrizhina V. N., Kozlov V. V„ Pavlov A. A.„Z harkovaG. M. Visualization of boundary-layer structure under the conditions of low subsonic flow velocities using liquid crystal coatings//Intem. Conf. on the Methods of Aerophysical Research. Part 2.— Novosibirsk.— 1996.
18. L e v к о w i t z H., Herman G. T. GLHS: A generalized lightness, hue and saturation color model//GVGIP: Graphical Models and Image Processing.— 1993. Vol. 55, N 4.
Рукопись поступила 4/1У 2000 г.
