CC BY
61
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И То м VI 197 5
№ 6
УДК 532.526.011.6:534.2
ВЛИЯНИЕ АКУСТИЧЕСКИХ ВОЗМУЩЕНИЙ НА ПУЛЬСАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОТОКА И НА ПЕРЕХОД ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ
В ТУРБУЛЕНТНЫЙ
В. А. Баринов, В. А. Гедымин, О. В. Лебедева, Б. К. Принцев
Приводятся результаты экспериментального исследования влияния акустических возмущений на степень турбулентности потока в рабочей части аэродинамической трубы и на положение области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Показано, что влияние искусственно созданных возмущений проявляется на частотах, определяемых теорией гидродинамической устойчивости.
Исследованию влияния акустических возмущений на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при дозвуковых скоростях потока посвящен ряд работ [1— 4|, в которых показано, что на переход оказывает влияние как интенсивность акустического возмущения, так и его спектральный состав, и отмечается, что под действием акустических возмущений протяженность ламинарного участка может или уменьшаться, или увеличиваться в зависимости от частоты звуковых возмущений. Указывается на две причины вынужденного перехода под влиянием звуковых колебаний: вследствие интенсивного воздействия, приводящего к повышению турбулентности внешнего потока, и вследствие резонансного возбуждения возрастающих волн Толлмина — Шлих-тинга звуковыми волнами сравнительно небольшой интенсивности.
Результаты указанных выше работ носят в основном качественный характер. Так, в работах [2] и ¡4] исследования проводились в небольших аэродинамических трубах размером 100x100 мм на пластинах, где переход обуславливается смыканием турбулентных клиньев, возникающих в месте стыка пластины со стенками рабочей части, и число Ие, вычисленное по длине ламинарного участка, составляло 0,5 • 10е. В работе [1] эксперимент выполнен на стенке рабочей части. Интересные результаты приводятся в работе [3], где исследовалось влияние звуковых возмущений на ламинаризацию пограничного слоя путем отсасывания воздуха с поверхности.
Целью настоящей работы является исследование влияния акустических возмущений на явление перехода на непроницаемых поверхностях при числе Re^3-106. ;
Исследование проводилось в аэродинамической трубе с закрытой рабочей частью диаметром 2,7 м. В форкамере были расположены две детурбулизирующие сетки, снижающие степень турбулентности в рабочей части по продольной составляющей скорости до 0,1%. Для создания звуковых возмущений использовалась акустическая сирена, представляющая собой ресивер диаметром 165 мм и длиной 130 мм, который с одной стороны закрыт фланцем с воздуховодом, а с другой стороны неподвижным диском с отверстиями. На расстоянии 0,1—0,5 мм от неподвижного диска располагался такой же по геометрии подвижный диск, приводимый во вращение электромотором. Поток воздуха, проходящий через ресивер и прерываемый отверстиями в дисках, вызывает акустические колебания, частота и уровень которых определяются количеством отверстий в дисках, скоростью вращения подвижного диска и величиной давления в ресивере.
Для измерения пульсаций звукового давления применялся комплект электроакустической аппаратуры. В качестве приемников звукового давления использовались конденсаторные микрофоны типа 4132, 4134, которые располагались заподлицо с поверхностью стенки трубы, и типа 4133, который помещался заподлицо с поверхностью профилированной стойки в той ее части, где по расчету пограничный слой был ламинарным. Частотный анализ проводился с шириной полосы, равной 1/3 октавы.
При проведении корреляционных измерений один микрофон оставался неподвижным, а второй с помощью координатного устройства перемещался по радиусу трубы. Запись сигналов проводилась на двухканальный магнитофон типа TR52,/2c с последующей расшифровкой в лабораторных условиях на корреляторе.
Пульсации массового расхода определялись в ядре потока при помощи термоанемометра ЭТАМ-ЗА. Измерения среднеквадратичных пульсаций давления в различных точках на стенках рабочей части трубы показали, что неравномерность акустического поля на стенке невелика и не превышает 1—4 дб. В исследуемом диапазоне частот неравномерность акустического поля вдоль оси трубы (ось а-) не превышает 1—2 дб. Для выяснения фазовой структуры поля были получены корреляционные зависимости между звуковыми давлениями в отдельных точках рабочей части трубы, которые показали, что звуковое поле в рабочей части трубы может быть представлено как поле бегущих волн, фронты которых направлены под различными углами к оси и стенкам трубы.
Спектральные характеристики пульсаций давления в рабочей части трубы без сирены и при наличии сирены показаны на фиг. 1. Как видно из графика, спектр пульсаций давления, зафиксированный на стенке рабочей части трубы при наличии турбулентного пограничного слоя (толщина которого’—50 мм), сплошной в широком диапазоне частот. Измеренные максимальные уровни составляют 105, 118 и 125 дб при скоростях потока V = 33, 65 и 100 м/с соответственно. На оси трубы суммарные уровни ниже, чем на стенке, на 2—3 дб. Пунктирной и штрих-пунктирной линиями показаны спектры пульсаций давления в рабочей части трубы при наложении звуковых возмущений, создаваемых сиреной. Видно, что при наличии шума сирены спектр имеет ярко выраженные
Дискретные составляющие, совпадающие с первой и второй гармониками шума сирены, которые и определяют суммарный уровень пульсаций давления.
" Наряду с измерением пульсаций давления были измерены пульсационные характеристики потока. На фиг. 2 показано изменение среднеквадратичной величины пульсаций массового расхода в зависимости от уровня акустических возмущений, создаваемых сиреной. Видно, что величина пульсаций массового расхода в потоке
---------- — поток без сирены;
----------— поток с сиреной, / = 630 Гц; Фиг. 2
---сирена, / = 1200 Гц без потока *
Фиг. 1
при одном и том же уровне звукового давления уменьшается с ростом скорости невозмущенного потока и практически не зависит от частоты возмущений. Это объясняется тем, что в звуковых волнах величины пульсаций скорости, которые в основном определяют пульсации массового расхода, пропорциональны пульсациям давления, и, следовательно, при заданном уровне акустических возмущений Ь дб относительная величина пульсаций скорости будет уменьшаться с ростом скорости невозмущенного потока. Максимальная наблюдавшаяся величина пульсаций массового расхода, которая характеризует степень турбулентности, составляла ~0,87% при V =33 м/с и ¿=127 дб. Без акустических возмущений степень турбулентности равна ~0,1%.
' Исследование влияния акустических возмущений на положение точки перехода проводилось на модели прямого крыла с хордой 0,7 м и на теле вращения, у которого образующая поверхности передней части от носка до 200 мм представляет собой эллипс,, а цилиндрическая часть на расстоянии до 1000 мм от носка имеет диаметр 40 мм.
: Режим течения в пограничном слое определялся по величине
пульсаций скорости при помощи термоанемометра. Среднеквадратичные значения пульсационной составляющей напряжения на термонити, пропорциональные пульсациям скорости в пограничном слое, фиксировались самописцем. Кроме этого, на экране электронного осциллографа производилось визуальное наблюдение ^а величиной и видом мгновенных значений пульсаций. Пример записи приведен на фиг. 3, Ы — величина сигнала с термонити. В качестве координаты точки перехода бралась та координата, где сигнал С термонити равен среднему между минимальным и максимальным 'значениями. Это было сделано в связи с тем, что в области начала
перехода, особенно при наличии звуковых возмущений, трудно выбрать характерную точку.
На фиг. 4 приведены результаты измерения координаты точки перехода хп на теле вращения при скоростях потока V—-33 и 50 м/с в зависимости от интенсивности и частоты акустических
Кб
¿= 113,1 Дб~
Без акустических возмущений
400 500 600 700Лх, мм
I . 1 I / '
кг
1 1 1-
ыгз.бдб’ 1 1 1 А
■X. .НАМ. -■ х,мм
Фиг. 3 (/= 630 Гц; У= 50 м/с)
возмущений. Распределение скорости вдоль поверхности тела далее 300 мм от носка имеет безградиентный характер [5]. Видно, что при скорости потока V — 33 м/с акустические возмущения интенсивностью <130 дб и частотой 1200 Гц не оказывают влияния на положение точки перехода, возмущения же с частотой 630 Гц приводят к уменьшению длины ламинарного участка на ~ 160 мм. При скорости потока V = 50 м/с возмущения интенсивностью до 130 дб приводят к смещению точки перехода на 200 мм к носку. Число Рейнольдса по длине ламинарного участка уменьшается при этом от 2,5 • 10е до —1,8 • 106. Отметим, что такое уменьшение (на 25%) слабее рассчитанного по результатам работы [6], согласно которым уменьшение числа Ие перехода должно составлять —50%. Этот факт можно объяснить отличием спектрального состава турбулентности в опытах Шубауэра и Скрэмстэда и приведенных в данной работе.
Приведенные результаты показывают, что на положение точки перехода (в данном эксперименте) оказывают влияние акустические возмущения, интенсивность которых не ниже 120 дб. При этом минимальная величина акустических возмущений, влияющих на переход, определяется геометрическими параметрами трубы и расположением вентилятора относительно рабочей части трубы.
Представляет интерес сравнение частот искусственных возмущений, оказывающих влияние на переход, с частотами возмущений, вычисляемых по теории гидродинамической устойчивости [6). На фиг. 5 дано такое сопоставление. Диаметр тела вращения велик по сравнению с толщиной пограничного слоя и, используя
результаты расчетов, приведенные в [7], можно показать, »что в пограничном слое реализуется профиль скорости Блазиуса.
Зависимости частот нейтральных возмущений от расстояния вдоль поверхности тела вращения при скоростях потока V = 33 и 50 м/с построены по данным расчета для профиля скорости
Фс
1,0
0,95
I
0
т
800 х,мм
ММ
У=33м!с^ 50 ^ ■
Без -f.ru , сирень/ 630 1200 ^ О • ^ О ■ — »
500
110 120 Фиг. 4
Ь,д?
I _ устойчивая область; 2 — неустойчивая область
Фиг. 5
в пограничном слое на пластине р, = ^(Ие*), р, = 2г/, где / —
частота, рг — круговая частота, V — коэффициент кинематической
вязкости, V—скорость потока, 8* — местная толщина вытеснения
п * VI* пограничного слоя, ке* = —— .
Из сопоставления этих частот (см. фиг. 5) и из данных по переходу (см. фиг. 4) можно сделать качественный вывод: влияние на переход оказывают те искусственно созданные акустические возмущения, частоты которых близки к частотам нейтральных
возмущений, определенным по условиям в пограничном слое вблизи области перехода йхп при отсутствии акустических возму^ щений, или лежат в диапазоне частот, определяемых нейтральной кривой по условиям вблизи области перехода.
Результаты исследования влияния акустических возмущений на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный на модели прямого крыла показаны на фиг. 6. Там же приведено распределение статического давления р, определенное по комбинированному методу [8]. Видно, что в распределении давления на
1 — верхняя поверхность; 2 — нижняя поверхность
Фи!'. 6
нижней поверхности вблизи носка имеется пик давления, вызванный небольшим отгибом носовой части профиля.
Результаты измерения положения точки перехода в зависимости от уровня акустических возмущений показывают, что на верхней поверхности точка перехода практически не смещается. Это вызвано тем, что до расстояния х = 60% (значения координаты х отнесены к длине хорды) от носовой части профиля
/ ух
пограничный слой устойчив и преждевременный гИеЛ ==-г—
^ 1,55 • 106^ переход вызван наличием в этом месте положительного градиента давления. Поэтому существенного смещения точки перехода можно ожидать при больших уровнях акустических возмущений.
^ На нижней поверхности крыла при V— 50 м/с переход при * = 20% также вызван положительным градиентом давления. При скорости потока У=33 м/с точка перехода находится на расстоя-
нии х = 60% и смещается иод влиянием акустических возмущений
к точке х — 20%.
Авторы выражают благодарность В. И. Абрамову и А. С. Козлову за помощь в проведении экспериментальных исследований.
ЛИТЕРАТУРА
1. Spangler I. G., Walls С. S, Effects of freestream disturbances on boundary-layer transition. AIAA Journ., vol. 6, N 3, 1968.
2. S с h i 1 z W. Experimented Iniersuchungen zur akustischen Beeinflussung der Stromungsgrenzschiiht in Luft. Acusii'ca, vol. 16, N 4, 1965/66.
3. Bacon J., Pfenninger W., Moore C. Investigations of a 30° swept and a 17-foot straight suction wing in the presence of internal sound, external sound and mechanical vibrations. Summary of Laminar Boundary Layer Control Research (ASD-TDR-63-554), vol. 1, 1964.
4. Власов E, В., Гиневский А. С. Влияние акустических возмущений на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный. »Ученые записки ЦАГИ“, т. II, № 2, 1971.
5. Hess L. L., Smith А. М. О. Calculation of potential flow about arbitrary bodies. Progress of Aeronautical Sciences, vol. 8, 1967.
6 Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М., Изд. иностр. лит., 1956.
7. Лойцянский Л. Г. Ламинарный пограничный слой. М.,
Фйзматгиз, 19G2. !
8. Пав ловец Г. А. Методы расчета сечений крыла идеальным несжимаемым пбтбком. Труды ЦАГИ, вып. 1344, 1971.
Рукопись поступила 4/VIII 1974 г.
5—Ученые записки ЦАГИ № 6
