Визуализация течения в пограничном слое на симметричном профиле Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том VIII 1 9 77 №5

УДК 532.526.5

ВИЗУАЛИЗАЦИЯ ТЕЧЕНИЯ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ НА СИММЕТРИЧНОМ ПРОФИЛЕ

В. М. Божков, С. Г. Игнатьев, А. С. Мозольное

Приводятся результаты визуального исследования динамики развития пограничного слоя при плоском течении с продольным градиентом давления на слабо нагретой поверхности симметричного профиля.

В общем случае распределение температуры в ламинарном пограничном слое на нагретой поверхности не подобно распределению скорости. Однако для обычных газов число Прандтля мало отличается от единицы и поэтому различие в поведении теплового и динамического ламинарных пограничных слоев мало [1-4].

Как было показано в работах [4] и [5], слабый нагрев поверхности при дозвуковых скоростях не приводит к заметному изменению таких характеристик ламинарного пограничного слоя, как профиль скорости и его устойчивость, что позволяет использовать подогрев поверхности для визуализации течения. Полученные таким образом экспериментальные результаты можно с некоторым допущением перенести и на случай динамического пограничного слоя.

Эксперимент проводился в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе с рабочей частью квадратного поперечного сечения 1 X-1 м- Скорость набегающего потока изменялась от 2 до 24 м/с. Модель представляла собой прямоугольное в плане крыло с симметричным профилем ЫАСА 65-015М размахом 1,0 м и хордой Ь— 0,3 м.

В центральном сечении модели имелись приемные отверстия для измерения статического давления и заделанный заподлицо с поверхностью ленточный электроподогреватель шириной 0,005 м, позволяющий визуализировать обтекание крыла в этом сечении методом локального подогрева [6]. На экране теневого прибора пограничный слой на темном фоне модели и внешнего потока отчетливо виден в виде светлого поля. Скоростная киносъемка с частотой 500 кацр/с позволила проследить динамику процесса установления.течения, а фотографии течения были выполнены с экспозицией 5 МКС.

При обтекании модели набегающим потоком со скоростью 2,3 м/с и угле атаки 4° (фиг. 1, направление внешнего течения справа налево) за точкой х — х)Ь = 0,43 у поверхности модели видна темная область, за которой пограничный слой разделяется на пристеночный и внешний. Согласно работе [5], эту замкнутую область можно интерпретировать как замкнутый ламинарный отрыв. Расслоение сопровождается возникновением двух сопряженных вихрей, вращающихся в противоположные стороны (см. схему на фиг. 1). Вращение вихрей хорошо видно при просмотре кинокадров скоростной киносъемки с обычной частотой 24 кадр/с.

При большей скорости набегающего потока (3,7 м/с) и том же угле атаки аналогичное явление наблюдается уже в хвостовой части профиля на расстоянии х — 0,85 (фиг. 2). Отчетливо видна на снимке замкнутая зона ламинарного отрыва, а также расслоенный ламинарный слой, где существуют сопряженные вихри. В опыте наблюдалась нестационарность движения газа в зоне отрыва: масса

77777777ТЯГГ7777Т;

ТГГПТГГГГТТТТТТТТГТТТТТГГГГГ;

-ЗаминутаяЛ $оны отрыба ламинарного -Незамкнутая] пограничного слоя ■ Сопряженные вихри

Фиг.

газа, принимающая участие в возвратных течениях, внезапно смещалась вниз по потоку, а затем качественная картина обтекания восстанавливалась. Нижняя поверхность профиля в рассматриваемом примере обтекается без отрыва ламинарного пограничного слоя.

Увеличение скорости потока до 13,2 м/с при том же угле атаки 4° приводит к появлению внутри пограничного слоя четко разграниченных областей с сопряженными вихрями (фиг. 3). Как показала киносъемка, вихри зарождаются в одном определенном месте и смещаются вниз по потоку с последующим их разрушением и турбулизацией течения. Внешняя граница пограничного слоя из-за наличия движущейся цепочки сопряженных вихрей покрывается бегущими

Фиг. З

Фиг. 5

волнообразными возмущениями с длиной волны, соизмеримой с толщиной пограничного слоя. При этом на нижней поверхности профиля у задней кромки существует только одна пара вихрей.

При скорости набегающего потока 24 м/с и угле атаки 4° на верхней поверхности профиля происходит переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный (фиг. 4). Началу области перехода соответствует точка х = 0,67. Турбулентному пограничному слою предшествуют волнообразные возмущения на внешней границе ламинарного пограничного слоя. Аналогичная картина течения имеет место и на нижней поверхности профиля при л: = 0,95. Следует отметить, что анализ кино- и фотоматериалов эксперимента показал трехмерность-вихревого и переходного течений, отмеченную в работах [5] и [7], хотя в опыте реализовано плоское обтекание.

Рассмотренные случаи соответствуют течению с небольшими продольными градиентами давления. На фиг. 5 приведено измеренное распределение статического давления на поверхности профиля при угле атаки 4° и скорости набегающего потока 20 м/с.

ЛИТЕРАТУРА

1. ЛойцянскийЛ. Г. „Механика жидкости и газа", М., „Наука", 1970.

2. Божков В. М., Захарченко В. М., М о з о л ь к о в А. С., Хонькин А. Д. Метод визуализации дозвуковых течений и его применение к исследованию обтекания профилей. „Ученые записки ЦАГИ\ т. 3, № 5, 1972.

3. Liepmann Н. W., FilaG. Н. Investigation of effects roughness elements on boundary-layer transition. NACA TR N 690, 1947.

4. H a u p t m a n n E. G. The influence of temperature dependent viscosity on laminar boundary-layer stability. International Journal of Heat and Mass transfer, vol. 11, N 6, 1968.

5. Божков В. М. Визуальное изучение переходных и отрывных течений. „Ученые записки ЦАГИ”, т. 4, № 1, 1973.

6. Б о ж к о в В. М., Хонькин А. Д. О визуализации течения в пограничном слое несжимаемой жидкости. „Ученые записки ЦАГИ“, т. 3, № 6, 1972.

7. М о 11 о-С h г i s t е n s е n Е. Physics of turbulent flow, A1AA Journal, N 4, 1971.

Рукопись поступила 21jIV 1976 г_