CC BY
43
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м IV 197 3
М 1
УДК 533.6.071.082.5
ВИЗУАЛЬНОЕ ИЗУЧЕНИЕ ПЕРЕХОДНЫХ И ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ
В. М. Божков
Приведены резуль}аты визуального исследования переходных и отрывных течений методом местного нагрева на примере прямоугольного в плане крыла с закрылком. С помощью анализа фотоснимков и материалов скоростной киносъемки получены качественные и количественные результаты, характеризующие изучаемые явления в диапазоне скоростей набегающего потока от 1 до 24 м/сек.
Существующие способы визуализации воздушного потока позволяют наблюдать обтекание тел в широком диапазоне скоростей и изучать его не только качественно, но и количественно. Сюда относятся широко известные теневые методы [1] и ряд специальных способов, основанных на искусственном изменении коэффициента преломления среды [2].
Для исследования переходных и отрывных течений при малых дозвуковых скоростях набегающего потока удобно использовать визуализацию методом местного нагрева [3] и [4]. Такой способ в сочетании со скоростной киносъемкой позволяет выяснить физическую картину обтекания тела воздухом и ее изменение по времени. Метод прост в реализации на практике, а незначительный местный нагрев поверхности (по отношению к температуре набегающего потока не более чем на Ю5—15°) не оказывает заметного влияния на характер течения [3] —16].
1. Исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный практически важны для расчета поверхностного трения. В настоящее время имеется ряд хорошо отработанных экспериментальных методов исследования такого перехода [7]. Ниже представлен экспериментальный материал по визуальному изучению перехода методом местного нагрева на примере прямоугольного в плане крыла с закрылком (хорда крыла 6 = 452 мм, размах крыла / — 900 .мл*, хорда закрылка й= 100 мм). На крыле заподлицо с верхней поверхностью от носка до задней кромки был встроен линейный секционный электроподогреватель, вызывающий местный нагрев поверхности модели в ее центральном сечении. Испытания проводились в аэродинамической трубе при скоростях набегающего потока и от 1 до 24 м/сек, углах атаки крыла о от 0 до -+24° и углах отклонения закрылка 5 от 0 до ±30°. Картина течения фиксировалась скоростной киносъемкой с частотой 250 и 4000 кадр/сек, а время экспозиции при фотографировании составляло величину порядка 10~в сек. Ограниченный размер оптических окон рабочей части аэродинамической трубы (150 мм) позволяет наблюдать на теневых снимках только одну треть хорды (направление набегающего потока обозначено стрелкой).
Получаемые оптическим методом результаты по переходу ламинарного пограничного слоя в турбулентный контролировались измерениями при помощи
ос -- 8 у ,t - OiM S'm/сі^
Фиг. 1
термоанемометра и микронасадка полного давления. На приводимых экспериментальных зависимостях фиг. 4 соответствующие данные обозначены треугольниками. Для проверки влияния нагрева на устойчивость течения измерялись профили скорости в пограничном слое в случае нагрева и без него, которые в точности совпадали между собой.
Фиг. 2
При скоростях набегающего потока от 1 до 1,5 м!сек и углах а = 0 и й = 0 на всей верхней поверхности крыла наблюдается безотрывное ламинарное обтекание (фиг. 1, а). Увеличение а до -f50 приводит к ламинарному отрыву в зоне
их
крыла, соответствующей местному числу Re — — ^=2,5-104 (фиг. 1,6). При дальнейшем возрастании угла а (и = const) картина отрыва принимает вид, изображенный на фиг. 1,6. В непосредственной близости к поверхности модели обтекание остается ламинарным, хотя линии тока несколько искривлены.
Увеличение скорости (и >1,5 м/сек, а = 0-s-5°) приводит к тому, что в хвостовой части крыла начинают появляться возмущения в виде отдельных всплесков, переходящие при дальнейшем росте и в периодически сбегающие вниз по потоку волны (фиг. 1,г). Волны имеют трехмерный характер и. накладываясь друг на друга из-за смещения фазы возникновения, образуют переходную зону ламинарного пограничного слоя в турбулентный с четко наблюдаемой картиной перемежаемости (фиг. 2). С помощью материалов скоростной киносъемки можно определить частотно-амплитудные характеристики волнового процесса в области перехода и скорость распространения волновых фронтов возмущений v (фиг. 3). Частота волн / увеличиваетси с ростом скорости набегающего потока. При и больше 8,8 м/сек частота / уже становится неразрешимой на фотоснимках. Сле-
дует отметить, что замеренные термоанемометром частоты пульсаций не отличаются от данных оптического исследования в одних и тех же точках. При одновременном росте частоты в области перехода происходит уменьшение амплитуды волны А (см. фиг. 3). Отложенная на фигуре по оси ординат безразмерная амплитуда А равняется отношению амплитуды волны к толщине ламинарного погранич-
ного слоя, вычисленной по соотношению 5* г бхИе волновых фронтов V, определяемая в различных точках области перехода, постоянна по величине и направлению, но при этом заметно увеличивается с рос-
-1/2
[8] Скорость сбегания
Фиг. 3
том скорости набегающего потока. Если различие между V и и при и < 8,8 м/сек значительно, то далее их величины приближаются друг к другу. Это, по-видимому, можно объяснить тем, что полностью сформировавшийся переход наблюдается только при скорости потока, большей 8,8 м/сек (число Рейнольдса пере-
их \
хода порядка Ке11ер = — —6* 10е 1.
Структура области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный отчетливо видна на снимках и характеризуется тем, что в результате суперпозиции волновых возмущений она состоит из нескольких участков с различными частотой и амплитудой возмущений (см. фиг. 2, г) [9|.
Положение точки перехода, соответствующей началу области, меняется на величину порядка 20% при изменении скорости набегающего потока, но существенно зависит от угла атаки крыла вследствие изменения распределения статического давления по верхней поверхности с ростом и.
Полученные значения числа Рейнольдса Непер в зависимости от скорости и и угла а представлены на фиг. 4. Хотя положение точки перехода слабо зависит от и (при постоянных а и 5), тем не менее рост и ведет к заметному изменению 1?епер В рассмотренном диапазоне скоростей. *
30‘
2В‘
10"
к=20°
т -А-
х у
✓ к \
> > 'р (<*.)> и=6,7м /сек
<х-15е
|
• кршло с ветрей передней кромкой іьо исследуемое крыло
10е
20° к.
1В
20 и [м/сек]
Фиг. 5
Как положительное, так и отрицательное изменение угла отклонения закрылка приводит к уменьшению Яепер, что также связано с изменением распределения статического давления.
2. На описанной модели прямоугольного в плане крыла с закрылком методом местного нагрева исследовались отрывные течения. Наблюдались четыре вида отрывов: с передней кромки; ламинарный в центральной части крыла; перед отклоненным вверх закрылком; на отклоненном вниз закрылке.
Фиг. 6 » . ;■ -- 8.8 м V *
На фиг. 5, а приведем типичный пример отрыва потока с передней кромки при положительных углах атаки крыла. Течение в зоне смешения неустойчиво, в результате чего происходит его турбулизация. В некотором диапазоне скоростей и углов атаки может происходить присоединение оторвавшегося потока к поверхности модели с образованием в этом месте волнообразных течений, „разбегающихся" от точки присоединения в противоположные стороны с одинаковыми скоростями [4]. В зоне носка формируется нестационарное течение, меняющее произвольным образом величину и скорость своего движения. На фиг. 5, б дана экспериментальная зависимость угла отрыва р потока с передней кромки от угла атаки а при постоянной скорости набегающего потока и — 6,7 м/сек. Возникновение отрыва у крыла с более острой передней кромкой наступает раньше и углы отрыва заметно превышают значения углов р исследуемого крыла. При росте
скорости и значения й для каждого угла атаки крыла также возрастают, но различие между ними постепенно уменьшается (см. фиг. 5, б).
Ламинарный отрыв наблюдается около носка модели и в ее хвостовой части при малых скоростях набегающего потока порядка 1 м/сек (Ие^Ю4, [10]). При ламинарном отрыве вследствие неустойчивости поверхности контактного разрыва образуются долго живущие вихревые дорожки, уносимые внешним потоком (см. фиг. 1,в). Ламинарный отрыв с задней кромки или с закрылка имеет место также только при малой скорости потока и исчезает при ее возрастании.
Отрыв перед отклоненным вверх закрыл-ком приводит к перестройке обтекания, и в угле, образованном поверхностью закрылка и верхней плоскостью крыла, возникает вихрь (фиг. 6, а, б). Те чение и циркуляционной зоне носит нестационарный характер, т. е. вихрь временами уносится набегающим потоком, изменяя при этом структуру течения. Угол отклонения закрылка заметно влияет на картину течения, так как распределение „статического давления также зависит от его положения, причем при большем ^абсолютном значении угла о процесс носит более устойчивый характер.
При положительных углах отклонения закрылка может возникнуть устойчивый отрыв пограничного слоя. Такой отрыв приводит к потере подъемной силы крыла, поэтому его устранение особенно важно при скоростях взлета и посадки летательного аппарата. В проведенных опытах устойчивый отрыв (см. фиг. 6, в) наблюдался при углах 5, больших -(-20° (при Этом скорость и изменялась от 1 до 24 м/сек). Поскольку этот отрыв невозможно ликвидировать увеличением скорости набегающего потока, требуется применение каких-то других мер борьбы с этим нежелательным явлением. Исследовалось влияние турбулизаторов перед закрылком и струек газа, выдуваемых перпендикулярно поверхности модели, на явление отрыва. Турбулизаторами служили полусферические и прямоугольные препятствия с размерами порядка толщины пограничного слоя. Такие препятствия турбулизировали поток, в результате чего отрыв устранялся (см. фиг. 6, г). По-видимому, аналогичным действием обладают и струйки газа, выдуваемого вблизи устойчивого отрыва. Однако следует отметить большую эффективность последнего метода Сорьбы с отрывом пограничного слоя, так как даже одноразовый выдув струйки приводил к ликвидации отрыва. Механизм этого явления до конца не исследован и требует дальнейшего, изучения. Полученные результаты указывают на целесообразность поиска мер борьбы с устойчивым отрывом в этом направлении, см., например работы [11] и [12].
ЛИТЕРАТУРА
1. Васильев Л. А. Теневые методы. М., „Наука", 1968.
2. X о л д е р Д., Н о р т Р. Теневые методы в аэродинамике. М., „Мир“, 1966.
3. Божков В. М., X о н ь к и и А. Д. О визуализации течения
в пограничном слое несжимаемой жидкости. „Ученые записки ЦАГИ“,
т. III, № 6, 1972. '
4. Б о ж к о в В М., 3 а х а р ч е и к о В. М., Мозольков А. С.,
Хонькин А. Д. Метод визуализации дозвуковых течений и его применение к исследованию обтекания профилей. „Ученые записки ЦАГИ', т. III, № 5, 1972.
5. Hans W., Liepmann a n d Gertrud е И., F i 1 a; Investigation of effects roughness elements an boundary-layer transition. NACA, No 690, 1947.
6. Hauptmann E. G. The influence of temperature dependent viscosity on laminar boundary-layer stability. „International Journal of Heat and mass Transfer", vol. 11, No 6, 1968.
7. Пэн к хёрст P., Холдер Д. Техника эксперимента в аэродинамических трубах. М.. Изд. иностр. лит., 1955.
8. Ш л и х т и н г Г. Теория пограничного слоя. М., Изд. иностр. лит., 1956.
9. Mollo-Christensen Е. Physics of turbulent flow. AIAA Journal, v. 9, No 7, 1971.
10. С arrow D. D. A nofe on the boundary-layer and stalling characteristics of aerofoils. A. R. C. Technical Report, C. P., No 174, 1954.
11. Wallis R. A. A preliminary note on a modified type of air jets for boundary-layer control. A. R. C. Technical Report, C. R., No 513, 1960.
12. W a 11 i s R. A. On the control of shock induced boundary-layer separation with discrete Air jets. A. R. C. Technical Report, C. P., No 595,
Рукопись поступила 23/VI 1972 г.
