CC BY
36
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
том ХХІІ 19 9 1 ом 3
УДК 629.735.33.015.3.025.1 : 532.526 533.6.071.082: 532.526
СТРУКТУРА ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ НА НИЖНЕЙ ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛА В ПОЛЕТЕ И , В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЯ ТРУБЕ
Б. Ю. Занин
Экспериментально показано, что при обтекании наветренной стороны крыла, несмотря на повышенное статическое давление, в пограничном слое происходит переход от ламинарного течения к турбулеитному. Механизм перехода аналогичен тому, который наблюдался ранее на. верхней подветренной стороне крыла.
Летные исследования обтекания крыла при малых дозвуковых скоростях потока, проводимые на планерах и специальных летающих лабораториях, описаны в работах [1, 2]. В них изучалось возникновение турбулентности в пограничном слое на верхней поверхности крыла. Было обнаружено, что переход от ламинарного течения к турбулентному происходит вследствие развития в пограничном слое пакета волн неустойчивости (волн Толлмина—Шлихтинга).
При обтекании нижней поверхности крыла, установленного под положительным углом атаки, повышенное давление должно было внести свои особенности в процесс возникновения и развития в пограничном слое неустойчивых возмущений, приводящий к турбулентности. Это предположение и послужило основанием для проведения данных исследований.
В летных экспериментах использовался планер Л-13 «Бланик». Изучалась структура пограничного слоя на нижней поверхности крыла в том же сечении с хордой Ь= 1340 мм, в котором ранее были выполнены измерения на верхней поверхности [1]. Скорость полета составляла 25 м/с. Измерения пульсаций скорости потока проводились термоанемометром DISA 55DO1. Датчики термоанемометра закреплялись на крыле так, чтобы нить датчика находилась в пограничном слое на расстоянии примерно 0,5 мм от поверхности крыла. Подробности методики летных исследований можно найти в работе [1]. Для частотного анализа в лабораторных условиях сигнала термоанемометра, записанного в полете на магнитофон, использовался анализатор спектра СК-4-56 с полосой пропускания 3 Гц. За среднюю частоту волнозого пакета принималась та частота, на которой достигается максимальная амплитуда пульсаций при анализе сигнала.
Полученные в полете результаты представлены на рис. 1 в виде осциллограмм и частотных спектров пульсаций в пограничном слое. Как видно из осциллограмм, в точке х=690 мм (х=0,515) пограничный слой ламинарный, а в точке х = 780 мм (х=0,582) —турбулентный. Переход от ламинарного течения к турбулентному происходит через развитие в пограничном слое волнового пакета, хорошо заметного на частотном спектре в точке х = 715 мм (х=0,533). Средняя частота этого пакета составляет 303 Гц, что значительно меньше, чем та частота, которая была получена на верхней поверхности (/=650 Гц) при той же скорости потока. Турбулентный пограничный слой на верхней поверхности крыла в этом сечении существовал уже в іочке х=555 мм (х=0,414), т. е. переход происходил выше по потоку. В то же время данные эксперименты показали, что и на нижней поверхности крыла имеется, протяженный участок турбулентного пограничного слоя.
,,О
Рис. 1
Более подробный анализ особенностей обтекания нижней поверхности крыла был проведен в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 Института теоретической и прикладной механики СО АН СССР на модели этого же крыла с профилем ЫАСА 63-2-615 при той же скорости потока 25 м/с. Измерялись параметры пограничного слоя в сечении с хордой Ь=270 мм. Рабочая часть аэродинамической трубы — квадратного сечения размерами 1 Х 1 м. Модель имела размах 1 м и упиралась торцами в стенки рабочей части. Угол атаки составлял 4°. Степень турбулентности потока в трубе менее 0,04% [3]. Ранее были проведены исследования пограничного слоя на верхней поверхности этой модели [4] при этих же условиях.
В процессе экспериментов измерялось распределение статического давления над нижней поверхностью модели, профили средней скорости и профили пульсаций потока в пограничном слое, частотный состав пульсаций и скорость распространения волны неустойчивости.
Измерения статического давлення выполнялись с помощью установленного на державке приемника статического давления трубчатой формы диаметром 1 мм и нмсвшего одно приемное отверстие на расстоянии 20 калибров от носка. Приемник устанавливался вплотную к поверхности модели, и таким образом измерялось статическое давление на высоте 1 мм иад моделью. Использование такого передвижного приемника позволило провести подробные измерения в большом количестве точек и выявить имеющиеся особенности в распределении статического давления. Всего намерения были проведены в 45 точках, что трудно было бы сделать на такой небольшой модели с помощью дренажных отверстий.
Измерения средней скорости и пульсаций в пограничном слое выполнялись тер-моансмометрической аппаратурой фирмы DISA. Подробности методики измерений изложены в работе [4]. Частотный анализ пульсаций проводился с помощью анализатора спектра СК-4-56. Скорость распространения волны неустойчивости определялась способом, изложенным в работе (5]. Для этого в аэродинамической трубе через динамик создавались акустические колебания с частотой, соответствующей средней частоте волнового пакета (от генератора Г3-33). Этот же сигнал подавался на один из каналов двухлучевого осциллографа в качестве опорного. Из сигнала термоанемометра с помощью частотного фильтра вырезался сигнал этой частоты (в полосе 4 Гц) и прдавался на второй канал осциллографа. При перемещении датчика термоанемометра в пограничном слое вдоль линии постоянной средней скорости и = 0,5 иоо сигнал термоанемометра на экране осциллографа смещался относительно опорного сигнала, что позволило определнть длину волны и скорость ее распространения.
Измерения статического давления (рис. 2, точки 1) показали, что почти на всей нижней поверхности давление выше, чем в набегающем потоке (координата х измерялась по хорде). Разгонный участок, на котором давление уменьшается, а скорость увеличивается, . составляет около 40% хорды. Затем начинается рост давления и уменьшение скорости. В окрестности точки х=200 мм график имеет нзгиб, характерный для ламинарного отрыва [5]. Наличие в этом месте отрыва подтверждается измерениями профилей средней скоростн в пограничном слое (рис. 2, точки 2). Сначала профиль приобретает форму с точкой перегиба, х= 168 мм, а затем возникает отрыв, х= 190 мм. О том, что отрыв ламинарный, свидетельствует также ннзкий уровень пульсаций потока в предотрывной области и в начале зоны отрыва, см. кривую нарастания возмущений, измеренкую вдоль линии постоянной средней скорости (рис. 2, точки 3). Эта кривая показывает, что в зоне отрыва происходит быстрое нарастание неустойчивых возмущений, переход к турбулентности (Хпер=220 мм, Хпер = =0,81), и присоединенне турбулентного потока. На верхней поверхности «точка перехода», определяемая по максимальной амплитуде пульсаций, находится на Хпер = 170 мм (Хпер = 0,62).
Рис. 2
Частотные спектры пульсаций, развивающихся при переходе от ламинарного течения к турбулентному, показаны на рис. 3. Видно, что в области перехода в спектре появляется пик пульсаций, х= 180 мм, с частотой {=910 Гц. Далее пульсации этой частоты быстро возрастают (х= 190 мм), а затем спектр приобретает близкуЮ> к турбулентной форму (х = 210 мм). Надо отметить, что при данном режиме обтекания частота волны на верхней поверхности крыла (1940 Гц) превышает частоту нз; нижней в 2,1 раза, так же, как и в полете. Для выяснения природы этих пульсаций были проведены фазовые измерения на частоте 910 Гц. График на рис. 4 показывает. как изменяется фаза сигнала термоанемометра относительно опорного сигнала при перемещении датчика. Начиная с координаты х = 170 мм, фаза сигнала практически линейно зависит от координаты. По изменению фазы на полный период можно определить длину волны, которая в данном случае составила Л= 10,3 мм (на верхней, поверхности Л = 7 мм). Соответственно, скорость распространения, определяемая по-формуле Сг=/-Л, составила 10,4 м/с или 0,4 от скорости набегающего потока, ЧТО-соответствует типичным значениям для волн неустойчивости в пограничном слое; но. ниже, чем на верхней поверхности (С.=0,54, см. [4]). Профиль пульсаций с этой; та-стотой в пограничном слое в точке х= 190 мм (рис. 5, точки 1) имеет форму с тремя максимумами, характерную для таких волн, причем наибольшее значение амплитуда пульсаций имеет в области точки перегиба в профиле средней скорости' (рис. 5, точки 2). Средняя скорость в этом месте и есть скорость распространение волн неустойчивости.
Рис. 4
Рис. 3
Рис. 5
9— «Ученые записки» N5 3
12К
Безразмерное волновое число 2лб/Л было вычислено, как и в работе [4], по толщине пограничного слоя в той точке, где начинается нарастание амплитуды пульсаций. Измерения показали, что это точка х= 150 мм, в которой толщина пограничного слоя б, определенная по 0,995 местной скорости потока, составляет 1,6 мм. Это дает величину безразмерного волнового числа 2я6/Л=О,976, т. е. как и на верхней поверхности, близкую к единице. Поэтому простое выражение из работы [4] Л=2л:б для определения длины волны неустойчивости представляется применимым и в данном случае.
В целом исследования в аэродинамической трубе показали, что при обтекаиии нижней поверхности крыла, установленного под положительным углом атаки, при малых дозвуковых скоростях возникает ламинарный отрыв потока с последующим турбулентным присоединением. Переход к турбулентности и в полете и в трубе происходит через развитие пакета волн неустойчивости в пограничном слое аналогично -:юму, как это осуществляется на верхней поверхности крыла.
ЛИТЕРАТУРА
1. 3 а н и н Б. Ю., К о з л о в В. В. Натурные исследования структуры пограничного слоя. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. 13, .N'2 3.
2. П и л и п е н к о А. А. Натурные исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. — Тезисы докладов IV Всесоюзной школы по методам аэрофизических исследований. — Новосибирск, 1986.
3. Б а г а е в Г. И., Г о л о в В. К, М е д в е д е в Г. В., П о л як о в Н. Ф. Аэродинамическая труба малых скоростей Т-324 с пониженной степенью турбулентности. Аэрофизические исследования. — Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1972.
4. 3 а н и н Б. Ю. О параметрах волн неустойчивости в пограничном •слое. — ИФЖ, 1987, т. 53, .N'2 4.
5. Д о в га л ь А. В., К о з л о в В. В. Влияние акустических возмущений на структуру течения в пограничном слое с неблагоприятным .градиентом давления. — Изв. АН СССР, МЖГ, 1983, .N'2 2.
Рукопись поступила 4// 1990 г.
