Управление отрывом пограничного слоя Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Т 0 .1 XXII 1 9 9 1 .м2

УДК 629.735.33.0.15.3.062.4 533.6-d71.082 : 532.526

УПРАВЛЕНИЕ' ОТРЫВОМ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ

И. Д. Бутылин, В. М. Фомин, А. А. Щуров

Представлены основные результаты исследований, выполненных 6' малотурбулентной аэродинамической трубе ЦАГИ Т-124 и в натурном полете на планерных летающих лабораториях ЦАГИ. Подтверждена возможность уменьшения сопротивления путем ослабления диффузорного отрыва за счет вихревого воздействия на развитие и отрыв пограничного слоя на крыловом профиле.

1. Поиски путей уменьшения сопротивления весьма важны для достижения аы-сокого аэродинамического совершенства летательных. аппаратов. В этой связи заслуживают внимания различного рода воздействия на развитие отрыва пограничного: слоя,, в частности, управление турбулентностью набегающего потока.

Проблема восприимчивости пограиичного слоя к внешним возмущающим факто,-рам наиболее четко была сформулирована в [1]. В последние годы ею активно- занимаются в ИТПМ СО АН СССР [2] и в ЦАГИ [3]. В работе [3], посвященной экспет риментальному нзучению воздействия «фона:. — турбулентности внешнего потока — и течения в пограничном слое на профиле и крыле самолета, показано, что на состоя- ■ ние пограничного слоя и его устойчивость в первую очередь влияет неблагоприятный положительный градиеит давлеиия. Когда этот фактор имеет место, пограничный слой становится особенно чувствителен к внешним возмущениям, к турбулентности. ■ Это' продемонстрировано также в исследованиях, проведенных в институте 'Термодинамика Чехословацкой Академии Наук [4], когда изменение степени турбулентности набегающего потока от е=0,3 до 5,3%' привело к заметным изменениям эпюры давления, развития и отрыва пограничного слоя. Аналогичные результаты были получены в натур-иом эксперимеите на планерной летающей лаборатории (ПЛЛ) в полете и на. этсой же ПЛЛ в аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ при одинаковых значениях коэффициента подъемной силы на манжете крылового профиля [5]. Сравнение результатов на режиме развитого отрыва пограничного слоя показало, что потери полного давления в. следе за манжетой и интенсивность отрыва в полете, где значение степени турбулентности потока е составляло сотые доли процента, были больше, чем в аэродинамической трубе, где измеренное значение е было около 0,8%.

В настоящей статье представлены материалы дальнейших исследований по управлению отрывом пограничного слоя с помощью вихревого воздействия. Эксперименты выполнены в малотурбулентной аэродинамической трубе (АДТ) ЦАГИ Т-124, где имеется возможность изменения степени турбулентности потока е=0,08% (без сетки) на два порядка с помощью турбулизирующих сеток, и в натурном полете, где изменение внешнего турбулентного «фона:. достигалось за счет пролета ПЛЛ в следе за, самолетом-буксировщиком и в зонах повышенной из-за рельефа местности турбулентности атмосферы.

2. Эксперименты в малотурбулентной аэродинамической трубе проведены при' скорости потока У"" =30 м/с на модели крыла с профилем NACA 4412 (хордж Ь = 300 мм, относительная толщина сГОах= 12 % при числе Рейнольдса, определенном по хорде Reь=0,6•106). Степень турбулентности набегающего потока изменялась с помощью специальных турбулизирующих сеток в диапазоне от е=0,75 до 1,25%. Схем»

10.— «Ученые запнскн» № 2

13&

расположения модели в рабочей части АДТ и система регистрации результатов показана на рис, 1. . Измерялось распределение давления по хорде модели'и потери полного давления в следе за моделью, Турбулизирующие сетки устанавливались перед началом рабочей части трубы. Измерение степени турбулентности набегающего потока проводилось нитевым датчиком термоанемометра, установленным в ядре потока перед моделью.

Результаты эксперимента приведены в виде зависимости коэффициента подъемной силы сечения от атаки Су (а) (рис. 2), распределения коэффициента давления по хорде Ср (Х), х=х/Ь, где х — координата точки вдоль хорды (рис. 3), зависимостей от а формпараметра пограничного слоя Н=б*/б**, где б* — толщина вытеснения, а б** — толщина потери импульса, и коэффициента давления у задней кромки Сра к (<1) (рис. 4). Из представленных результатов следует, что на безотрывных режимах обтекания (О..; а<8°) увеличение турбулентности потока є незначительно деформирует, эпюру давления, несколько, уменьшая с» сечения. Например, С- при

' . ^тіп

<1 = 4° уменьшается с с. ::1,1 (є=0,08%) до С. = 1 (е = 1,25%). На режимах ^тіп ртт

■отрывного обтекания а>8° повышение степени турбулентности потока е, мало меняя эпюру давления вне области задней кромки, заметно ослабляет отрывные явления. Эти выводы иллюстрируются результатами, приведенными на рис. 4. Начиная с а = 10°, увеличение степени турбулентности потока в уменьшает значение формпараметра Н в следе, а также улучшает восстановление давления на задней кромке с.з •

3. Летный эксперимент проведен на планерной летающей лаборатории (ПЛЛ) ЦАГИ. На крыльях ПЛЛ были установлены манжеты из сверхкритического профиля

1-дужка профиля ЫАСА 4412 с дренажным сечением: 2-гребенка полного давления;3-р,атчик термраиемометра;4-измеритель-но-вычислительный комплекс Т-124

Рис. 1

Ї34

-1,0

1.0

IX • '1*

j* * a

a-

• ^7j • 0.50 * 475 i »4

• dw «mlfa , e*0,08 с сеткри, 1,251-

*»

' W

0.25 . МО 0.75 х

Рис, 3

е

»

я

е

*

*

о

ЦАГИ (b = 1900 мм, cmax=15%). На правой дренированной манжете в следе непосредственно у задней кромки в сечениях по размаху манжеты г=г//=0,34 и 0,73, где 1 — доина манжеты вдоль размаха крыла, были установлены гребенки полного давления/ Бортовая система измерений регистрировала экспериментальную информацию, в том числе: распределение давления вдоль хорды в дренированном сечении манжеты Ср (t); профилн скорости в следе у задней кромки манжеты где Уе -ско-

- у

рость на границе следа, у == Ь' У — координата по нормали к поверхности манжеты

при x=l; параметры полета ПЛЛ (скорость У; высоту h; угол атаки а).

При обработке экспериментальной информации были получены следующие аэродинамические характеристики; распределение коэффициента давления по хорде Ср (;) ; коэффициент подъемной силы сечения с„ ( V); профили скорости у задней кромки _____ •'сеч

V .). , толщины вытеснения б* и потери импульса 1\**, а также формпараметр погра-Уе

ничного слоя Н = 8*/8**. Измерение степени турбулентности атмосферы еатм, при которой выполнялись исследования на манжетах ПЛЛ, проводились в совместном полете ПЛЛ и планера, оборудованного датчиком термоанемометра, вынесенным вперед на удлинительной штанге. Совместные полеты двух летавдщих лабораторий совершались параллельным курсом на расстоянии ""40 м друг от друга посте определения

рабочих зон атмосферы. На участках прямолинейного планирования (V=const) проводились измерения распределения давления по хорде манжеты, в следе и степень турбулентности атмосферы. Кроме того, были проведены специальные полеты в спут-ном следе за самолетом-буксировщиком, в которых реализовывалась турбулентность потока, в десять и более раз превышающая степень турбулентности атмосферы. В летном эксперименте исследования были проведены при скоростях полета У=20+50 м/с, высотах h=300—1500 м, Reb= (2,4+6) -10е. Диапазон изменения степени турбулентности набегающего потока при этом составил еатм""О,О1 1,1%. Результаты эксперимен-

Рис. 5

та . приведены на рис. 5, 6. На рис. 5 представлены эпюры давления Ср (х), соответствующие безотрывному (су = 0,47) и отрывному (су=0,73) обтеканию профйля. Увеличение степенн турбулентности атмосферы с е=О,О1 +0,03% до 0,73н-0,7&% несколько изменило распределение давления по хорде на режиме отрывного обтекания. Пик разрежения у передней кромки уменьшается на величину Дер 0,3. Появились области повышенного разрежения на верхней поверхностн от х=0,15 до 0,8 и на нижней от ,%"=0,05 до 0,25, изменилась величина восстановления давления на задней кромке. Результаты нзмерения профилей скорости у задней Кромки при разных ся, а также зависимость от су коэффициента давления у задней кромки ср к (Су) (рис. 6) позволяют сделать вывод о подавлении отрыва увеличением степени турбулентности.

Результаты летного эксперимента подтверждают итоги испытаний в аэродинамической трубе и свидетельствуют о том, что значительное увеличение турбулентности набегающего потока прнводит к ослаблению диффузорного отрыва пограйнчного слоя.

4. Уменьшение сопротивления за счет подавления диффузорного отрыва направленными

На модели крыла с профилем ЫАСА 4412 нзучалась применимость для этого специального генератора когерентных вихревых структур, встроенного в диффузорной части верхией поверхности крыла. На расстоянии 70% хорды от передней кромки в по-верхиость крыла (размах 1000 мм, хорда 6=300 мм) был вмонтироваи специальный «манипулятор», или генератор поперечных вихревых структур протяженностью ~ 200 мм по размаху (рис. 7). Принцип работы этого генератора, изложенный в [6], заключается в том, что выдвинутый козырек захватывает прнстеночную часть пограничного слоя и направляет в кольцевой канал, откуда поток выбрасывается под углом к поверхности крыла, образуя периодически сходящий с козырька когерентный вихрь. 3а козырьком, по-видимому, благодаря перераспределению Энергии в пограничном слое, происходит присоединенне потока. При соответствующих параметрах «манипулятора» такой процесс протекает периодически. Для подбора условий, подходящих

Рис. 7

.для вихреобразования, менялись диаметр внутреннего тела «манипулятора» ^=0; 3; 4; 6 мм) и высота выдвижения козырька Л над поверхностью крыла. В качестве регистрирующей аппаратуры использовался термоанемометр, нитевой датчик которого был установлен за козырьком на высоте 0,5 мм от поверхности крыла. Пневмометри-ческие измерения выполнялись на информационно-вычислительном комплексе Т-124 с .последующим выведением обработанной информации в графическом виде.

В ходе эксперимента (рис. 8) была подтверждена работоспособность такого «манипулятора» в качестве генератора когерентных вихревых структур, а также получены эпюры давления в сечении дужки профиля и профили скорости в следе. Параметрические исследования различных конфигураций «манипулятора» показали, что для -ослабления диффузорного отрыва в исследованном диапазоне скоростей V00=5+ 20 м/с ^еь",0,4-106) оптимален вариант с параметрами d=4 мм, Л=1 мм. В этом -случае вихрегенератор не приводит к искажению эпюр давления и большим потерям на безотрывных режимах (а=8°), где трение больше лишь на 1—3%. При а = 13° и 14° на режиме развитого диффузорного отрыва заметно улучшение профиля скорости

в следе, улучшенне восстановлення давления у задней кромки, и, как следствие этого, уменьшение сопротивления.

Следует признать, что устройства подобного типа являются узконастроенными на режим обтекания профиля, но варьируя высоту козырька и другие параметры можно добиться выигрыша в сопротивлении на отрывных режимах обтекания.

ЛИТЕРАТУРА

1. М о r k о v i п М. V. Critical of transition flow laminar to turbulent shear layer withemphasis of hypersonically traveling bodies. — AFFDL TR. 68-149, 1968.

2. 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. — Сибирское отделение, Новосибирск: Наука, 1982.

3. Б р ы с о в О. П., к а ш и н а З. Ф., Ф о м и н В. М., Ш а n о в ал о в Г. к. Экспериментальное. исследование влияния турбулентности и градиента давления внешнего потока на состояние пограничного слоя на модели. —Ученые записки ЦАГИ, 1985, т. 16, № 1.

4. Прих о д а И. (Институт термодинамики Чехословацкой Академии Наук). Влияние турбулентности внешнего потока на турбулентный пограничный слой вблизи отрыва. — Труды I-й конференции по механике академий наук социалистических стран, Прага, 1987.

5. Е р м о л а е в В. П., К и р и н о в Ю. В., о з е р о в В. Н.,

Свище в Г. П., Фомин В. М., Щуров А. А. Управление разви-

тием возмущений в пограничном слое. — Ученые записки ЦАГИ, 1990, т. 21, № 1.

6. V i е t s Н., Р а 1 m е r G. М., В е t h k е R. J. Potential аррПсаНоп

of forsed unsteady flows, AD—P004 —155. — Workshop оп unsteady sepa-

rated flow, US Air Forse Асадету, Aug. 10—11, 1983.

Рукопись поступила 2//// 1990 г.