CC BY
53
_____УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Том XXI 1990
№ 1
УДК 629.7,018.77
629.735.33.015.3.062.4
УПРАВЛЕНИЕ РАЗВИТИЕМ ВОЗМУЩЕНИИ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ
В. П.- Ермолаев, Ю. В. Киринов, В. Н. Озеров, Г. П. Свищевг В. М. Фомин, А. А. Шуров
На крыле планерной летающей лаборатории ЦАГИ исследовано состояние пограничного слоя и распространение возмущений в виде волн Толлмина—Шлихтинга в ламинарном пограничном слое, развитие которых приводит к переходу в турбулентное состояние. Показана возможность подавления этих возмущений акустическим воздействием в противофазе для смещения границы перехода к задней кромке и увеличения области ламинарного течения на крыле.
1. Управление развитием возмущений в пограничном слое является новым способом ламинаризации течения на аэродинамической поверхности. За последнее время опубликован ряд исследований [Г—7] по» возможности ламинаризации пограничного слоя методом подавления волн Толлмина—Шлихтинга (Т—III). Сущность этого способа, сформулированного для общего случая градиентного течения на крыловых профилях Г. П. Свищевым, заключается во введении в пограничный слой путем акустического воздействия искусственных возмущений в противофазе к естественным волнам Т—Ш. В этом случае можно ожидать уменьшения амплитуды волн Т—Ш и, как следствие этого, увеличения области ламинарного течения на крыле.
Результаты работ [1—7] показывают, что в общем случае система ламинаризации пограничного слоя указанным способом должна включать в себя:
— устройства, регистрирующие фазу и амплитуду распространяющихся в пограничном слое естественных волн Т—Ш;
— систему обратной связи, формирующую выходной сигнал, обратный по фазе входящему;
— генератор искусственных возмущений, создающий в каждый момент времени в пограничном слое возмущения по форме в пространстве такие же, как и те, что уже развиваются в пограничном слое.
На крыле летательного аппарата при наличии трехмерных возмущений, когда амплитуда и начальная фаза волн Т—Ш зависят от времени и в пограничном слое присутствует не одна волна, а целый па-
ткет волн возмущений, ламинаризадия таким методом представляет собой сложную техническую задачу. Эта задача требует проведения большого объема подготовительных и экспериментальных работ, поэтому решение частных, упрощенных «модельных» задач помогает лучше понять физику изучаемого явления, наметить дальнейшие возможные пути для решения задачи в общем виде.
В работах [1—5], где решались такие модельные задачи, естественные возмущения в пограничном слое моделировались искусственно введенной в пограничный слой двумерной волной Т—Ш с заданной часто-, той, начальной фазой и амплитудой, например, при помощи акустического излучателя, вибрирующей ленточки, периодического нагревания специальных полосок фольги, наклеенных на модель. Установленным вниз по потоку вторым генератором вводилась в противофазе еще одна волна Т—Ш. Сложение двух волн приводило к существенному уменьшению амплитуды первоначальной волны Т—Ш и, как и ожидалось, увеличению ламинарного участка пограничного слоя. Основным результатом этих работ, выполненных в безградиентном пограничном слое плоской пластины для несжимаемого течения, является выявление 'Принципиальной возможности . такой ламинаризации пограничного слоя. Практическая реализация способа противофазного воздействия с использованием многоканальной аппаратуры с обратной связью для уменьшения акустического фона в пассажирском салоне самолета ВАС-748 изложена в работе [8].
2. В течение 1985—1988 гг. в ЦАГИ проведены исследования в малотурбулентных [6, 7] и с достаточно высоким уровнем турбулентности аэродинамических трубах, а также в натурном полете по проверке и практической реализации идеи ламинаризации пограничного слоя на реальных крыловых профилях путем гашения естественных волн Т—Ш направленным акустическим сигналом, посылаемым в противофазе.
Ниже описываются результаты основных экспериментов, проведенных на планерной летающей лаборатории (ПЛЛ) ЦАГИ, оборудованной на базе планера L-13 «Бланик», в полете и в аэродинамической трубе на той же ПЛЛ. Фотография ПЛЛ в полете приведена на рис. 1. На правой и левой консолях крыла ПЛЛ были установлены манжеты крылового профиля ЦАГИ с хордой b =1900 мм и размахом z= 1600 мм. Правая манжета была продренирована в центральном измерительном сечении. Непосредственно на задней кромке манжеты была закреплена гребенка полного р0 и статического давлений рст. На верхней поверхности левой манжеты на специальном координатнике устанавливалась накладная гребенка ра и рст. Конструкция координатника позволяла закреплять на нем также датчики термоанемометров, и регулировать их положение по высоте. Кроме того, датчик термоанемометра можно было устанавливать на выносной штанге приемника воздушного давления. На манжете установлены акустические динамики, закрепленные снаружи в районе концевой хорды манжеты и изнутри на •специальной вставке со щелью. Эти динамики позволили осуществить акустическое воздействие на поток, обтекающий крыловой профиль, в ■широком диапазоне амплитуды и частоты звуковых волн.
Блок-схема измерений, которые проводились в экспериментах, приведена на рис. 2. Бортовая система измерений (БСИ), предназначенная для регистрации распределения давления на манжетах, состояла из батарейных манометров, установленных в задней кабине ПЛЛ. Кроме того, в дополнение к навигационным приборам в кабине летчика, на приборных досках БСИ были закреплены дублирующие бортовые указатели скорости и высоты полета ПЛЛ и фотоаппараты для фикса-
з
Рис.
Динамики
Датчик № 1
Датчик МП
Термоанемометр (2 канала)
Пульт управления Система регистрации
1 \
Система подавления Возмущении Спектраииилизатор
\ . I
Усилитель мощности Гтщопотроитель
Рис. 2
ции их показаний. При проведении термоанемометрических испытаний вместо приборных досок БСИ устанавливалась специальная демпфирующая платформа, на которой размещались термоанемометр, видеомагнитофон, кассетный магнитофон и блок АЦП, предназначенные для измерения и регистрации сигналов с датчика термоанемометра. В кабине летчика закреплялся пульт управления электронной системой подавления возмущений в пограничном слое, с помощью которого летчик в течение испытательного полета мог менять амплитуду и фазу направленного акустического воздействия.
Обтекание и исходное состояние пограничного слоя на манжете ПЛЛ было исследовано в полете и в аэродинамической трубе, где была установлена эта же летающая лаборатория. В этих экспериментах при скоростях У=20—50 м/с, числах Рейнольдса, определенных по хорде манжеты Иеь= (2,4ч-6) • 106, степени турбулентности атмосферы в полете еатм«!0,()2% и потока в аэродинамической трубе еТр~0,80/0 были измерены и определены:
— эпюры давления по хорде Ср=1(х) и коэффициенты подъемной силы в измерительном сечении манжеты в зависимости от скорости и угла атаки сг/=/(У, а):
— профили скорости в следе и в пограничном слое в зависимости от относительного расстояния от поверхности ы/ые=/(г/);
— интегральные характеристики пограничного слоя;
— положение точки перехода пограничного слоя в функции коэффициента подъемной силы Хл=1(су), толщины вытеснения 8* и потери
импульса 8** (пневмометрическими измерениями, методами каолинового покрытия и тепловидения);
— спектры обтекания манжеты и сопряженных с ней отсеков крыла (методом шелковинок).
Проведенное сопоставление результатов летного и трубного экспериментов при одинаковых значениях коэффициента подъемной силы измерительного сечения манжеты (с,,п^су ) показало, что на всех исследованных режимах обтекания экспериментальные эпюры давления хорошо согласуются как между собой, так и с результатами расчета с
Зачетом вязкости. На рис. 3 в качестве примера приведены эпюры ср = =1(х) и 8*=/(*) и и/ие=1{у) при х= 1, измеренные на режиме У= = 40м/с, ^ = 0,29; Кеь = 4,8-106. Здесь же представлена фотография спектра обтекания, полученная в полете, которая подтверждает практически плоский безотрывный характер обтекания манжеты крыла. На режимах су=0,2-^0,5 (1/^50—30 м/с), когда реализуются эпюры давления с заметными участками благоприятного градиента давления, развитие пограничного слоя в полете и в аэродинамической трубе происходит различно.
Различное нарастание пограничного слоя на манжете в полете и в аэродинамической трубе на этих режимах связано со значительным смещением Дхп точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный к передней кромке манжеты при экспериментах в аэродинамической трубе по сравнению с положением этой точки в летном эксперименте. При су = 0,2ч-0,5 смещение составляет Дхп~0,2-^-0,25
, Кев = %8Г06,
(рис. 4). Это изменение состояния пограничного слоя на одной и той же манжете крыла можно объяснить существенным различием уровня турбулентности и акустического фона атмосферы и потока в аэродинамической трубе.
Полученные результаты позволили выбрать наиболее удобные для исследования развития возмущений и их подавления режимы полета — со значительными участками ламинарного течения на манжете. Основные эксперименты в полете проведены-на режиме У = 40 м/с, ^ = 0,29, когда ламинарное течение распространяется до х = 0,55.
3. Термоанемометрические измерения в полете и в аэродинамической трубе спектрального состава пульсаций скорости в пограничном слое, проведенные вдоль хорды манжеты, показали, что при одинаковых значениях скорости и числа Рейнольдса, но при различной начальной турбулентности потока, имеют место совершенно различные спектры пульсаций скорости в пограничном слое. При малой степени турбулентности в натурных испытаниях (е = 0,02%) четко прослеживается
х
0,6
05
0,4
0,3
02
}
0 1
У= 20^50м/с ; Не&=(2,Ч^Б) 10е
X "<
У
о\^ Эксперимент ^ в полете
• \ о пнедмомегприя
V » наолин
\ ■* расчет нетпдонЩ
\ \
^ \
\ *\
Эксперимент Ь.
6 трубе Т-101
л пнеймометрия
а теплобидение _
0 02 0,4 0,Б 0,8 сч
I------1____I____I I________I_________ь__
6 5 Ч 3,5 3 /,5Лев Рис 4
возникновение и развитие вдоль хорды крыла доминирующего пакета волн Т—Ш на частотах, которые, если обратиться к кривой нейтральной устойчивости, близки к неустойчивым. Пример доминирующего пакета, соответствующего измерениям при х = 0,22, показан на рис. 5. В трубных же испытаниях при е = 0,8 % доминанты отсутствуют. Это свидетельствует об изменении механизма перехода к турбулентному течению в пограничном слое при экспериментах в аэродинамических трубах с достаточно большими, по сравнению с атмосферной, турбулентностью потока и уровнем акустического фона. Поэтому исследования по изучению подавления развития возмущений в пограничном слое возможны только в малотурбулентных аэродинамических установках или в натурном полете в спокойной атмосфере.
Наличие в пограничном слое доминирующего пакета волн Т—Ш в диапазоне частот в несколько десятков Гц (см. рис. 5) позволяет в принципе осуществить подавление этих возмущений, например, путем акустического воздействия на пограничный слой (7, 8]. В летных исследованиях была проверена методика использования сигнала с датчика термоанемометра, регистрирующего пакет естественных волн Т—Ш, для формирования в пограничном слое искусственного волнового пакета возмущений, сдвинутого относительно естественного по фазе на 180°,. что позволило в искусственном пакете волн возмущений отслеживать мгновенные значения амплитуды и фазы. Для этого была разработана и изготовлена электронная система подавления возмущений, формирующая из входного сигнала, поступающего с датчика № 1 (см. рис. 2), сигнал с необходимым фазовым сдвигом и амплитудой. Фазовый сдвиг задается при предполетной настройке системы на основании результатов измерений характеристик естественных волн Т—Ш в пограничном слое, проведенных на первом этапе эксперимента. Амплитуда выходного сигнала, поступающего через усилитель мощности на динамик, регулируется летчиком с помощью пульта управления в зависимости от показаний стрелочного индикатора, регистрирующего сигнал с датчика № 2 термоанемометра (см. рис. 2), который фиксирует результат взаимодействия естественной и искусственной волн Т—Ш. Регистрация сигналов с датчиков № 1 и № 2 термоанемометра производилась на двухканальный магнитофон с нормированной амплитудно-частотной характеристикой для последующей наземной обработки с использованием спектроанализатора.
Результаты испытаний этой системы подавления естественных возмущений в пограничном слое манжеты крыла ПЛЛ путем внешнего
7= «Пм/с . Ле} 106,Х~ 0,22
— естественная домна Т-Щ -- подадление долнш Т~Ш внешним акустическим доздействиеп
Рис. 5 0
2500
Частота (Гц) 5000
акустического воздействия, когда динамик направленного воздействия располагался по хорде манжеты на х = 0,1, а датчик № 2 термоанемометра, фиксирующий результат этого воздействия на х = 0,22, показаны на рис. 5. При включении внешнего акустического воздействия в противофазе, как видно из спектрограммы на рис. 5, можно получить значительное уменьшение амплитуды волнового пакета.
При исследовании возможности подавления волн возмущений Т—Ш с использованием внутреннего динамика, установленного на специальной вставке в полости исследуемой манжеты, сигнал с датчика № 1 термоанемометра подавался на систему подавления и далее через усилитель мощности на динамик. Колебания мембраны динамика создавали искусственную волну возмущений в пограничном •слое периодическим вдуцом — отсосом через щель. В данном эксперименте датчик № 1 устанавливался впереди щели, через которую производился вдув — отсос при работе внутреннего динамика мощностью Рвых=0,15 Вт, а за щелью (х=0,28) устанавливался на координатни-ке датчик № 2 термоанемометра, который регистрировал уже результат сложения искусственной и естественной волн возмущений. По амплитуде результирующего сигнала, поступающего с датчика № 2 термоанемометра на стрелочный индикатор, находящийся в кабине, летчик устанавливал такой уровень сигнала, подающегося на внутренний динамик, при котором происходило максимальное уменьшение амплитуды результирующей волны. Эта часть программы летных исследований также подтвердила эффект подавления возмущений, развивающихся в пограничном слое и приводящих к переходу его в турбулентное состояние. Спектрограмма наиболее характерного случая уменьшения амплитуды результирующей волны представлена на рис. 6.
Анализ динамики изменения вида спектрограмм при применении в полете двух типов интерактивных систем подавления возмущений в пограничном слое показал, что эффект подавления по времени проявляется в измерительном сечении манжеты не всегда стабильно. По-ви-димому, это связано как с самой организацией интерактивной, а не полностью автоматизированной системы подавления, так и со сложным взаимодействием пакета естественных волн Т—III с фронтом волн поперечно направленного акустического воздействия, генерирующих искусственный пакет волн возмущений.
4. На следующем этапе летных испытаний эксперимент с внешним акустическим воздействием был осуществлен на всем крыле ПЛЛ при снятых манжетах. Этим достигалась возможность более широкого, чем на манжете, изменения условий взаимодействия естественного и искус-
ЧОм/с; Яее™4,8-106; х*>0,28
естественная волна Г-Ш подавление Волны Г-Ш Внутренним акустический ВоздейстВием
Частота(Ги) 5000 Рис. 6
ственного пакетов волн возмущений за счет удаления динамика от измерительного сечения.
Для изучения интегрального по времени эффекта подавления фиксация результатов осуществлялась по всему размаху крыла методом каолинового покрытия, а в измерительном сечении при удалении от динамика на 1=2 м — датчиком № 2 термоанемометра, по которому настраивалась система подавления. Методика проведения эксперимента осталась такой же, как и на предыдущих этапах испытаний.
Летный эксперимент проведен при скорости полета У=40 м/с (как и при испытаниях на манжете крылового профиля). На крыле ПЛЛ распределения давления по хорде отличается от эпюры давления на манжете из-за различия в профилях, но, как видно из результатов визуализации течения (см. рис. 4), размеры области ламинарного течения на крыле ПЛЛ того же порядка, что и на манжете. Поэтому динамик был установлен в корневом сечении крыла на л: = 0,25 хорды, а датчик № 2 термоанемометра, предназначенный для управления акустическим воздействием, — на л = 0,3.
Результаты эксперимента приведены на рис. 7, на котором показаны картины визуализации состояния пограничного слоя, совмещенные для двух случаев акустического воздействия на пограничный слой на крыле — нефазированного (а) и в противофазе (б). В первом случае происходит усиление, а во втором — подавление возмущений в пограничном слое. На фотографиях видно уменьшение области ламинарного течения на крыле при нефазированном акустическом воздей-
Днцстическвг Яв^ухсмИее .•. г’*
Линия периода при нетмрвбашм £стестбенная
Рис. 7 а*устч?ско* бвздейсіРІші м»и9 трехзда
ствии (см. рис. 7, а) и увеличение данной области при работе системы подавления в противофазном режиме (см. рис. 7,1з).
Таким образом, проведе«ный летный эксперимент показал наличие не только мгновенного, но и интегрального эффекта гашения возмущений в пограничном слое, что действительно приводит к увеличению области ламинарного течения на крыле и, как следствие этого, уменьшению сопротивления.
ЛИТЕРАТУРА
1. Milling R. W. Tollmien — Schlichting wave cancellation. — The Physics of Fluids, 1981, vol. 24, N 5.
2. T h о m a s A. S. W. The control of boundary-layer transition using a wave — superposition principle. — Fluid Mech., 1983, vol. 137, N 12.
3. G e d n e у С. J. The cancellation of a sound — excited. Tollmien — Schlichting wave with plate vibvation. — The Physics of Fluids, 1983, vol. ,26, N 5.
4. Г и л e в В. М., Козлов В. В. Влияние периодического вду-ва — отсоса на процесс перехода в пограничном слое. Препринт 1—85, — ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1985.
5. Бардаханов С. П., Довгаль А. В., Качанов Ю. С., Козлов В. В., Свище в Г. П., Симонов О. А., Щербаков В. А. Акустическое управление развитием возмущений в пограничном слое. — Ученые записки ЦАГИ, 1986, т. 17, № 1.
6. Пилипенко А. А., Шаповалов Г. К. Управление состоянием пограничного слоя путем введения искусственных возмущений.— Ученые записки ЦАГИ, 1986, т. 17, № 4.
7. Москалик Л. М., Пилипенко А. А., Фролова И. Е., Шаповалов Г. К. Метод активного контроля состояния пограничного слоя. — Ученые записки ЦАГИ, 1988, т. 17, № 6.
8. Peter Middleton. Anti-sound cuts airline propeller noise. — Flight International, march 1989, N 18.
9. Остославский И. В., Свище в' Г. П. Расчет точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. — Труды ЦАГИ,
1975, вып. 1723.
Рукопись поступила 12/IV 1989 г.
