CC BY
42
Том XXXIV
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
_ ___
№1—2
УДК 533.6.071.082:532.526 629.735.33.015.3.062.4
РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЯ ВОЗМОЖНОСТИ СНИЖЕНИЯ ВОСПРИИМЧИВОСТИ ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ К АКУСТИЧЕСКИМ ВОЗМУЩЕНИЯМ
В. М. ЛИТВИНОВ
Приведены результаты экспериментального исследования, выполненного для плоской пластины в дозвуковой аэродинамической трубе при внешнем акустическом воздействии. Показана возможность уменьшения восприимчивости ламинарного пограничного слоя к акустическим возмущениям путем установки вблизи передней кромки пластины локальной неровности. Исследован вопрос о стабильности процесса подавления возмущений в условиях изменяющегося продольного градиента давления.
Одним из важных свойств ламинарного пограничного слоя является его восприимчивость к акустическим возмущениям, вибрациям обтекаемой поверхности, турбулентности набегающего потока. Наличие этих возмущений приводит к ускоренной генерации неустойчивых колебаний пограничного слоя и преждевременному переходу к турбулентному режиму обтекания [1], [2].
Известен [3], [4], [15]—[17] способ снижения восприимчивости пограничного слоя, заключающийся во взаимном гашении волн Толлмина — Шлихтинга (Т — Ш), возбуждаемых, например звуком, в окрестности передней кромки крыла и над специально подобранной искусственной двумерной неровностью обтекаемой поверхностй: Такое взаимное подавление волн возможно благодаря подбору местоположения и высоты неровности, при которых обеспечивается равенство амплитуд и противофазность искусственной и естественной волн.
Однако при незначительном изменении скорости потока, либо частоты акустической волны процесс подавления волн нарушается, и необходим очередной подбор местоположения и высоты неровности, что затрудняет практическое применение этого способа.
Неисследованным остается вопрос о влиянии продольного градиента давления (его изменение) на эффективность процесса подавления волн.
Возможность подавления неустойчивых волн Т — Ш при акустическом воздействии, содержащем в спектре одну или две доминирующие частоты, была подтверждена экспериментально [3], [4], [15], [16]. Подробный теоретический анализ возможности подавления волн Т — Ш при наличии нескольких акустических частот или режимов полета проведен в работах [3], [19].
В случае одночастотного акустического воздействия при фиксированном режиме полета «гасящую» неровность удобно помещать в окрестности точки потери устойчивости, где требуемая высота неровности наименьшая [15]. При подавлении волн на многих режимах это местоположение может оказаться неоптимальным из-за большого расстояния (по сравнению с длиной волны) от передней кромки крыла, поскольку фаза волны неустойчивости является быстро осциллирующей функцией частоты. Отсюда следует вывод, что для подавления волн неустойчивости в широком диа-
пазоне частот предподчительно помещать управляющую неровность вблизи места наиболее интенсивной генерации естественной волны, т. е. в области передней кромки крыла.
Ниже приведены результаты экспериментальных исследований возможности снижения восприимчивости течения к акустическим возмущениям путем подавления волн неустойчивости Т — Ш с помощью двумерной неровности при расположении ее на носике модели плоской пластины вблизи передней кромки. Исследован также вопрос о стабильности процесса подавления волн в условиях изменяющегося продольного градиента давления.
1. Исследования проводились в дозвуковой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью длиной 1,75 м и диаметром выходного сечения сопла 1,2 м при скорости потока 10 м/с и степени турбулентности 0,3%. В качестве модели использовалась плоская металлическая пластина длиной 1 м, размахом 0,5 м и толщиной 0,02 м (рис. 1). Полуэллиптический носок модели длиной 0,25 м имел соотношение полуосей 1:32. Число Рейнольдса, вычисленное по длине пластины, составляло 0,7-106. Модель была снабжена боковыми ограничительными шайбами для формирования над пластиной плоского течения и устанавливалась под небольшим («1°) отрицательным углом атаки.
Для измерения распределения давления на поверхности модели были выполнены дренажные отверстия (0 0,3 мм), положение которых показано на рис. 1. Давление фиксировалось с помощью блока из двенадцати ИКД-0.016, сигнал с которых поочередно подавался на интегрирующий цифровой вольтметр фирмы ОКА. Для перехода от измеренного напряжения к давлению использовалась градуировочная зависимость. Изменение распределения давления по поверхности осуществлялось закрылком, выполненным в виде профиля С хордой 70 ММ И Рис. 1. Схема экспериментальной модели:
относительной ТОЛЩИНОЙ 7%. Закрылок был 2-«пул; 3-датчиктермоанемомефа; 4-боковая
г шайба; 5 — закрылок; о—дренажные отверстия; 7—динамик
расположен на расстоянии 970 мм от носика модели на высоте 80 мм от поверхности и
крепился к боковым шайбам модели с возможностью регулирования угла атаки. Изменение давления р = ——— по поверхности модели при углах атаки азакр=0 и 22° приведено на рис. 2, где р{ — Ч
давление, измеренное в /-ой точке поверхности относительно атмосферного давления ра; <7 = р ие /2 — скоростной напор.
Акустические возмущения генерировались с помощью динамика ГД-50, который устанавливался вне потока на расстоянии 1 м от верхней поверхности модели. Угол падения звуковой волны составлял 65°. Спектр акустического облучения модели содержал две детерминированные частоты: 113,7 и 151,2 Гц (далее /!и/г соответственно), а уровень звукового давления составлял 130 дБ. При этом уровень собственных акустических шумов аэродинамической трубы при скорости 10 м/с не превышал 90 дБ. Значения выбранных акустических частот fx9.fi были близки к граничным частотам естественного волнового пакета возмущений, распространяющихся в пограничном слое при отсутствии акустического облучения.
Для возбуждения акустических возмущений использовалась схема [И], включающая два генератора звуковой частоты (ГЗ-118), сигналы с которых подавались на блок сложения сигналов (кондиционер ОКА 55026), а затем суммарный сигнал усиливался и подавался на динамик. Амплитуды сигналов от каждого из генераторов устанавливались одинаковыми, а разность частот поддерживалась постоянной и контролировалась с помощью частотомера 43-33. В результате сложения двух гармонических сигналов разной частоты и одинаковой амплитуды Ао суммарная амплитуда сигнала, подаваемого на динамик, и фаза колебаний представляют собой медленно меняющиеся функции времени. При небольшой разности частот (/1 ~/2) </\,/г колебательный процесс такого типа представляет собой биения с частотой / =—(ю2 - со,) = (/2 - ^) и амплитудой колебаний, ме-
2 тс
няющейся от 0 до 2Ао.
При акустическом облучении, содержащем две доминирующие частоты, в области передней
Шг
кромки модели возбуждается волна Т — Щ, длина которой равна А,т =--—, где Vу — фазовая
/г~/\
скорость распространения возмущений в пограничном слое.
Для возбуждения искусственных волн Т — Ш использовался метод локального изменения геометрии обтекаемой поверхности путем установки на ней двумерной неровности в виде выступа высотой Нъ. Выступ, используемый в эксперименте, представлял собой проволоку диаметром 6,3 мм, которая приклеивалась к поверхности полоской липкой синтетической ленты толщиной 0,05 мм и шириной 6 мм. Выступ располагался на поверхности модели параллельно ее передней кромке, и изменение его положения осуществлялось дискретно (с шагом 2 — 4 мм) путем переклеивания ленты.
При облучении модели звуком на выступе, расположенном в пограничном слое, возбуждается вихревая волна Т — Ш, подобная той, которая генерируется в области передней кромки модели [15]. Очевидно, что для подавления естественной волны, генерируемой на носике, необходимо возбудить на неровности искусственную волну, которая распространялась бы в противофазе (путем подбора ее местоположения) к естественной, а амплитуды волн были одинаковы (путем подбора высоты неровности).
Для детального исследования процесса восприимчивости течения к акустическим возмущениям использовался спектрально-корреляционный анализ. С помощью частотных спектров пульсаций скорости в пограничном слое проводилось выделение и измерение амплитуд возмущений на частотах, соответствующих частотам акустических возмущений. С точки зрения спектрального анализа облученйе модели звуком, содержащем в спектре две частоты, приводит к возбуждению на носике модели двух вихревых волн Т — Ш с соответствующими частотами. Введение же в пограничный слой управляющей неровности приводит к дополнительной генерации еще двух искусственных волн. Задача состояла в том, чтобы подобрать геометрию и местоположение выступа для возбуждения в пограничном слое искусственных волн Т — Ш, обеспечивающих одновременное гашение естественных волн Т — Ш, распространяющихся с носика модели. Оценка эффективности взаимного подавления волн Т — Ш проводилась на основе сопоставления спектров пульсаций скорости, снятых при различных условиях обтекания пластины в точке пограничного слоя с координатами
Рис. 2. Распределение давления на поверхности модели при различных углах атаки закрылка:
1 (Хзакр — 0\ 2 ■ (Хэакр = 22°
х = 645 мм, у = 0,3 мм, 2 = 0. В указанной точке течения составляющая сигнала от акустических возмущений была пренебрежимо малой по сравнению с вихревыми возмущениями пограничного слоя.
Для измерения параметров волн Т — Ши характеристик пограничного слоя использовались термоанемометрическая аппаратура фирмы ОКА с однониточным датчиком (диаметр нити 5 мкм и длина 2 мм), коррелятор Х6-4 и спектроанализатор СК4-72, в состав которого входили анализатор спектра С4-73/1, интегратор многоканальный ЯЧС-76/1 и индикатор. Измерялись относительные среднеквадратичные пульсации продольной составляющей скорости, как интегральные по всему спектру частот, так и на выделенной дискретной частоте - и^ /ие волнового пакета возмущений
в пограничном слое. При этом величина А/ определялась по измеренной в спектре амплитуде сигнала, которому было поставлено в соответствие (на основе предварительной градуировки) среднеквадратичное значение пульсации напряжения Еу. Расчет проводился по следующей формуле:
' ’
где Еу, Ее и Ео — соответственно величины напряжений, измеренные с помощью термоанемометра, при расположении датчика в пограничном слое, а также вне слоя при наличии и без потока.
2. Возможность подавления волн Т—Ш различной частоты с помощью выступа, рас- А/,% положенного на носовой части модели, проиллюстрирована на рис. 3. Спектр внешних акустических возмущений содержал две доминирующие частоты /1 = 113,7 Гц и ^=151,2 Гц, а положение выступа по про- 01в
дольной координате менялось в диапазоне от '
9 до 245 мм от передней кромки. Значения амплитуд А/ волн Т Ш частотой /I и /2 (рис. 3, кривые 3 и 4) получены на основе спектральных измерений, и каждая из зависимостей представляет суперпозицию есте- «У» ственных и искусственных пар волн одинаковой частоты. При этом штриховыми линиями на рис. 3 отмечены уровни амплитуд естественных волн Т — Ш частотой / и /2, распространяющиеся с передней кромки 000 пластины в отсутствии выступа и измерен- 0 «о во 120 мо .
НЫе без И при наличии акустического облу- рис з Зависимости амплитуд волн Т — Ш частотой/| и/2 от по-чения (линии 1 И 2). ложения выступа относительно носика модели:
Представленные зависимости имеют у — звука нет, Я„ = 0; 2 — =/ь либо/2, Я, = 0; 5 — =/, Я, * 0;
ярко выраженный периодический характер, 4 ~ Рш =/з, я, * о
что свидетельствует об идентичности амплитудно-фазовых характеристик волн Т — Ш, распространяющихся с передней кромки модели, и волн, генерируемых над выступом. Отметим также, что характер зависимости амплитуд А/ волн от положения выступа хв позволяет определить длины волн частотой /н/2 (по расстоянию между двумя ближайшими максимумами или минимумами функции А/(хъ)), а также относительные скорости их распространения С = А//ие . Осредненные по шести периодам колебаний длины волн частотой /и/2 оказались при данных условиях эксперимента (£4= 10 м/с, / = 113,7 Гц и/г = 151,2 Гц) равными соответственно 30 и 26,5 мм, а скорости их распространения — Сх = 0,34 и С2 = 0,40.
Поведение кривых А/=/(х„) на начальном участке течения вблизи передней кромки пластины соответствует современным представлениям о том, что в дозвуковом потоке, когда длина волны звука много больше характерного масштаба неустойчивой моды собственных колебаний пограничного слоя, интенсивное возбуждение волн происходит на неоднородностях основного течения, масштаб которых соизмерим с длиной волны неустойчивости. Картина трансформации внешних возмущений в волны Т — Ш в области передней кромки пластины, как показали исследования [12], [13], достаточно сложна и характеризуется постепенным, по мере роста толщины пограничного слоя вдоль продольной координаты, преобразованием возмущений в колебания пограничного слоя. При этом, помимо скачка интенсивности возмущений на передней кромке, наблюдается и скачок фазы колебаний, величины которых зависят от скорости потока и частоты внешних возмущений.
Из анализа поведения зависимостей, приведенных на рис. 3, видно, что на начальном участке течения на носике (х « 10 мм) колебания частотой /1 и /2 находятся в противофазе, хотя в данном случае можно было ожидать незначительный сдвиг фаз. Однако здесь, по-видимому, сказываются особенности формирования волн над выступом И на носике.
В процессе экспериментальных иссле-
ДФ.рад 2%
дований был проведен опыт по определению протяженности и времени формирования искусственной волны Т — Ш за выступом в условиях акустического облучения частотой 114 Гц. Для этого в сечении х = 450 мм устанавливался выступ, за которым измерялись корреляционные характеристики между сигналом с датчика термоанемометра, перемещаемого за выступом по потоку, и сигналом с генератора, питающего динамик. При этом исходная волна, генерируемая в области передней кромки носка модели, была загашена с помощью дополнительного выступа (Яв = 0,33 мм), установленного на расстоянии х = 120 мм от передней кромки носика. В результате было зафиксировано изменение фазы искусственной волны Т — Ш, возбуждаемой на выступе различной высоты (рис. 4). Анализ полученных данных показывает, что формирование волны за выступом заканчивается на расстоянии длины волны, а время ее формирования не превышает длительности периода волны, что согласуется с результатами расчетов, проведенных в работе [18]. Таким образом, из приведенных результатов можно сделать вывод, что для гашения волны Т — Ш на носике модели выступ должен быть расположен на расстоянии от передней кромки порядка длины волны. Это также следует и из самого принципа подавления волн с помощью выступа, когда искусственная волна, генерируемая над выступом, должна быть в противофазе к естественной. А так как фаза искусственной волны определяется положением выступа относительно передней 2п
Рис. 4. Изменение фазы искусственной волны Т—Ш, генерируемой за двумерным выступом различной высоты:
1 — Яв = 0,75 мм; 2 — #£ = 0,59 мм; 3 — Яв--'0,43 мм
кромки модели
Ф=-
, то, следовательно, выступ должен быть смещен на расстояние, по край-
ней мере, не меньше, полудлины волны. Однако необходимо учитывать, что смещение выступа к передней кромке, где его высота становится соизмеримой с толщиной пограничного слоя, должно неизбежно приводить к нарушению ламинарного режима обтекания, т. е. к турбулизации течения. В на-
шем случае (см. рис. 3) нарушение режима обтекания наблюдалось при положении выступа ха = 9 мм, когда относительная высота выступа составляла Яв/6 » 0,6.
Для одновременного подавления, например двух волн Т — Ш, необходимо расположить выступ в том сечении, где сдвиг фаз волн разной частоты был бы минимальным. Это проиллюстрировано на рис. 3, где при хв = 36 мм наблюдалось подавление волн частотой /1 и /2, фазы колебаний которых в данном сечении отличались незначительно. Однако при указанном положении выступа полного гашения волн достичь не удалось из-за неоптимальной высоты выступа, хотя волну частотой /г данный выступ (#„ = 0,35 мм) подавил полностью, но при хь = 15 мм.
Воздействие акустических возмущений проявляется на спектрах пульсаций скорости в виде ярко выраженных пиков амплитуды на соответствующих частотах акустического возбуждения (рис. 5, а). Спектры 1 и 2 на рис. 5 относятся к исходному пограничному слою, развивающемуся без и при воздействии акустических возмущений. При наличии выступа исходные волны Т —Ш могут быть подавлены в зависимости от координаты установки выступа относительно передней кромки модели. При х,= 15 мм оказывается подавленной волна частотой 151,2 Гц (рис. 5, б), а при хв = 9 мм частично загашенной оказывается волна частотой 113,7 Гц (рис. 5, в).
Таким образом, восприимчивость пограничного слоя к акустическим возмущениям может быть уменьшена путем установки на носовой части модели двумерного выступа.
3. Влияние продольного градиента давления на эффективность и стабильность процесса подавления волн Т — Ш было исследовано следующим образом. На носовой части модели на расстоянии х = 15 мм от передней кромки устанавливался выступ высотой Я, = 0,35 мм, обеспечивающий при нулевом угле атаки закрылка и двухчастотном акустическом воздействии подавление волны Т—Ш частотой /2 = 151,2 Гц и увеличение амплитуды волны Т—Ш частотой/! = 113,7 Гц. Далее дискретно менялся угол атаки закрылка и соответственно продольный градиент давле-
Рис. 5. Спектры пульсаций скорости при отсутствии (о) и при наличии (б, в) выступа: б — режим гашения волны частотой /2 (х, = 15 мм), в — режим гашения волны частотой/ (лв =9 мм):
I — звука нет; 2 —частоты /1 и/2
н/г (б) от угла атаки закрылка:
1 — звука нет; 2 —= /| +/г, Я. * 0, дг» = 15 мм
ния, распределение которого для а^кр = 0 и 22° показано на рис. 2. При каждом положении закрылка измерялись амплитуды волн частотой /\ и /г в точке течения с координатами х = 645 мм, у = 0,3 мм, г - 0. Одновременно на выбранных режимах снимались частотные спектры пульсаций скорости. Полученные результаты представлены на рис. 6 и 7.
Как видно из рис. 6, при отсутствии акустического облучения (кривые 1) амплитуды пульсаций скорости на частотах /\ (рис. 6, а) и/2 (рис. 6,6) с увеличением угла атаки закрылка возрастают, что связано с более быстрым нарастанием амплитуды возмущений из-за роста неблагоприятного градиента давления.
При нулевом угле атаки закрылка воздействие акустического облучения приводило к увеличению амплитуды волны частотой / (рис. 6, а, кривая 2) до значения Л/= 0,06%, а уровень амплитуды волны частотой^ при этом оставался равным А/= 0,03%, измеренному при отсутствии акустического облучения (на рис. 6, б соответственно кривые 2 и 1), так как при заданном положении выступа (х»= 15 мм) реализовывался режим подавления волны частотой /г. Увеличение же угла атаки закрылка, как следует из рис. 6, б, хотя и приводило к росту амплитуды волны частотой ./г, но режим подавления этой волны не нарушался.
Аналогичный вывод можно сделать из приведенных на рис. 7 спектров пульсаций скорости. При отсутствии облучения с увеличением угла атаки закрылка амплитуда пульсаций возрастает во всем диапазоне частот, характерных для неустойчивого пограничного слоя при скорости потока
10 м/с (рис. 7, кривые 1). Однако при облучении пограничного слоя звуком волна Т — Ш частотой/г оказывается подавленной во всем диапазоне изменения угла атаки закрылка (рис. 7, кривые 2), что свидетельствует о независимости эффекта подавления волн Т — Ш от изменения продольного градиента давления.
ЛИТЕРАТУРА
1. Качанов Ю. С., Козлов В. В., Левченко В. Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. — Новосибирск: Наука. — 1982.
2. Гиневский А. С.,Власов Е. А.,Колесников А. В. Аэроакустические взаимодействия. — М.: Машиностроение. — 1978.
3. Мануйлович С. В. О возможности подавления волн Толлмина — Шлихтинга, генерируемых звуком // Докл. АН СССР.— 1990. Т. 313, № 2.
4. К о с о р ы г и н В. С., П о л я к о в Н. Ф. Автодеструкция неустойчивых волн ламинарного пограничного слоя // Препринт № 11-90, ИТПМ СО АН СССР. — Новосибирск. — 1990.
5. Белов И. А., Литвинов В. М., С в и щ е в Г. П. Экспериментальное исследование возможности гашения волн Толлмина — Шлихтинга путем введения в пограничный слой искусственных возмущений // Ученые записки ЦАГИ. — 1990. Т. XXI, № 2.
Рис. 7. Спектры пульсаций скорости при различных углах атаки закрылка в режиме гашения волны Т — Ш частотой/^
1 — звука нет; 2 — /■'м =/ + /2
6. Бардаханов С. П., Довгаль А. В., Качанов Ю. С., Козлов В. В., Сви-щев Г.П., Симонов О. А., Щербаков В. А. Акустическое управление развитием возмущений в пограничном слое // Ученые записки ЦАГИ. — 1986. Т. XVII, № 1.
7. Ермолаев В. П., Киринов Б. В., Озеров В. Н., Свище в Г. П., Фомин В. М., Ш у р о в А. А. Управление развитием возмущений в пограничном слое // Ученые записки ЦАГИ. — 1990. Т. XXI, № 1.
8. П и л и п е н к о А. А., Ш а п о в а л о в Г. К. Управление состоянием пограничного слоя путем введения искусственных возмущений // Ученые записки ЦАГИ. — 1986. Т. XVII, № 4.
9. Thomas A. S. The control ofboundaiy-layer transition vising a wave-superposition principle// J. Fluid Mech. — 1983. Vol. 137, N 12.
10. Liepmann H. W., NosenchuckD. M. Active control of laminar-turbulent transition // J. Fluid Mech. — 1982. Vol. 118, N 5.
11. Карякин М. Ю., Литвинов В. М. Экспериментальное исследование возможности подавления волн Толлмина— Шлихтинга при двухчастотном акустическом облучении // Ученые записки ЦАГИ. — 1998. Т. XXIX № 1 — 2.
12.Качанов Ю. С.,Козлов В. В., Левченко В. Я. Возникновение волн Толлмина— Шлихтинга в пограничном слое при воздействии внешних возмущений // Изв. АН СССР, МЖГ. — 1978, № 5.
13. Качанов Ю. С.,Козлов В. В., Левченко В. Я. Генерация и развитие возмущений малой амплитуды в ламинарном пограничном слое при наличии акустического поля // Изв. СО АН СССР. — 1975, № 13, Сер. технич. наук, вып. 3.
14. G е d п е у С. J. The cancellation of a sound-excited Tollmient-Schlichting wave with plate vibration//The Physics of Fluids. —1983. Vol. 26, N 5.
15. Б e л о в И. А., Литвинов В. М., М а н у й л о в и ч С. В. О снижении влияния акустических возмущений на пульсационные характеристики пограничного слоя и на ламинарнотурбулентный переход // Препринт №19.— М.: Изд. отдел ЦАГИ. — 1991.
16. Белов И. А., Литвинов В. М., Мануйлович С. В. Об одном методе ламинат ризации пограничного слоя, подверженного акустическому воздействию // Тезисы докладов ежегодной школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». — 29 января — 3 февраля 1991 г., ЦАГИ.
17. М a n u i 1 о v i с h S. V. On new for boundary-layer flow laminarization // Theoretical and Computational Fluids Dynamics. — 1994. Vol. 6.
18. Мануйлович С. В. Расчет колебаний, генерируемых вибратором в пограничном слое несжимаемой жидкости // Ученые записки ЦАГИ. — 1988. Т. XIX, № 6.
19. Manuilovich S. V. Passage of Tollmien — Schlichting wave over a roughness of a wall // XlXth IUTAM Congress. — Kyoto, Japan, 25 — 31 August 1996.
20. Manuilovich S. V. Stability and receptivity of boundary-layer flow with strong longitudinal irregularity // 3rd European Fluid Mechanics Conference. — Goettingen, Germany, 15 — 18 September 1997.
Рукопись поступила 13/VI 2001 г.
