CC BY
35
________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Т о м XI 198 0
Л& 5
УДК 533.6.011.35
ВЛИЯНИЕ НЕРОВНОСТЕЙ ПОВЕРХНОСТИ НА ОБТЕКАНИЕ И ОТРЫВ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ ПРИ ТРАНСЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
3. А. Ананьева, Е. X. Орловская, В. М. Фомин
С помощью шероховатости различного размера, которая наносилась на полупрофиль, расположенный на стенке рабочей части аэродинамической трубы, исследованы изменения обтекания и интенсивности отрыва пограничного слоя из-за наличия шероховатости.
1. Аэродинамические поверхности натурных летательных аппаратов за счет технологических и эксплуатационных неровностей заметно отличаются от аналогичных поверхностей моделей этих аппаратов, которые испытываются в аэродинамических трубах. При пересчете результатов эксперимента в аэродинамической трубе на натурные условия полета поправки из-за различного рода неровностей поверхности и немоделируемых деталей обычно вводят лишь в значения коэффициента сопротивления Сх. Эти поправки рассчитываются на основании экспериментальных зависимостей коэффициента сопротивления неровностей различного типа (волна, ступенька, заклепка, стык листов обшивки, общая шероховатость и т. д.) от условий течения и размеров этих неровностей. Однако наличие указанных неровностей на несущих поверхностях может приводить к весьма заметному изменению обтекания и перестройке эпюры давления, особенно на трансзвуковых режимах. Это, естественно, требует введения поправок не только на изменение сопротивления, но и на изменение подъемной силы и моментных характеристик.
2. С целью изучения возможного искажения обтекания аэродинамической поверхности из-за наличия различных неровностей проведены исследования на модели полупрофиля, установленного на стенке трансзвуковой аэродинамической трубы. Полупрофиль имел относительную толщину с =10%, а его контур выполнен по дуге окружности. Модель располагалась на нижней стенке рабочей части аэродинамической трубы с размерами 150x150 мм. Верхняя стенка рабочей части трубы перфорирована. Такое расположение модели позволило получить течение с местной сверхзвуковой зоной и замыкающим эту зону скачком уплотнения в условиях взаимодействия скачка с .толстым* турбулентным пограничным слоем.
Полученные условия эксперимента в аэродинамической трубе примерно соответствуют натурным условиям обтекания при числе Ие =: 10'. На модели и на нижней стенке рабочей части аэродинамической трубы установлены дренажные трубки для измерения статического давления. Отверстия для отбора стати-
ческого давления располагались в центральном сечении по хорде модели. Для визуализации обтекания применен теневой оптический метод. Картина течения фотографировалась на цветную пленку и регистрировалась также киносъемкой с частотой 3000 кадр/с.
Исследовались два типа неровностей поверхности. Неровности первого типа создавались нанесением на модель шлифовальных шкурок с различной высотой бугорков шероховатости, которые позволили изменять высоту неровностей. При измерении давления на полупрофиле при наличии шероховатости возможны ошибки, связанные с тем, что показания датчиков статического давления могут быть искажены из-за локальных отрывов у отдельных бугорков шероховатости. Чтобы это исключить, в экспериментах с измерением эпюры давления шероховатость наносилась только на конфузорном участке модели, а показания трубок статического давления регистрировались лишь на гладком контуре диффузорной части модели. Неровности второго типа создавались нанесением вдоль' хорды модели поперечных полосок, нарезанных из шлифовальной шкурки. Поперечные полоски шероховатости имитировали на модели стыки листов обшивки.
3. Экспериментальные исследования проводились на режимах реализации течения с местной сверхзвуковой зоной. Поскольку модель располагалась на стенке рабочей части аэродинамической трубы, в качестве характеристики такого режима течения удобно использовать значение скорости набегающего потока перед моделью, которая определялась по показаниям датчика статического давления, расположенного на стенке рабочей части аэродинамической трубы перед моделью.
Основные результаты эксперимента приведены для значения числа М перед моделью, равного >^ = 0,68. При этом числе М значение максимальной скорости перед скачком уплотнения составляло величину М<> = 1,4.
Эпюра давления для различных вариантов состояния поверхности представлена на рис. I в виде зависимости коэффициента давления ер от относительной координаты х — х/Ь. Значение * = 0 соответствует передней кромке модели.
Из рис. 1 следует, что на рассматриваемом режиме течения из-за значительного неблагоприятного градиента давления в области расположения скачка уплотнения происходит отрыв пограничного слоя на поверхности модели даже без дополнительных искусственных элементов шероховатости. Нанесение же дополнительных бугорков шероховатости на передней половине полупрофиля уменьшает область сверхзвукового течения на модели, при этом замыкающий ее скачок уплотнения смещается ближе к передней кромке. Размер области отрывного обтекания увеличивается, и возрастает интенсивность отрыва, о чем можно судить по величине разрежения у задней кромки модели и по теневым снимкам.
Указанные эффекты усиливаются при нанесении искусственой шероховатости на всю поверхность модели. Об этом наглядно свидетельствует рис. 2, на котором представлены результаты количественной обработки материалов испытаний. В качестве параметра искусственной шероховатости, наносимой на мо-
Рис. 1
дель, с физической точки зрении целесообразно использовать отношение высоты элемента шероховатости к к толщине пограничного слоя 2. Но толщина пограничного слоя переменна по длине модели. С другой стороны, из-за установки модели на стенке рабочей части аэродинамической трубы, пограничный слой у передней кромки имеет уже конечную толщину. Поэтому условимся при представлении материалов испытаний в качестве параметра шероховатости считать
отношение максимальной высоты бугорков шероховатости к толщине пограничного слоя у передней кромки В = кЬ. Для рассматриваемого режиа течения на модели (М^ = 0,68) эта толщина пограничного слоя приближенно равна 8зг з: 8 мм.
На рис. 2 показано изменение относительной протяженности области отрывного обтекания полупрофиля (7ОТр=/отр/*. где Ь — хорда модели) и относительной высоты области отрыва (Аотр = А0Тр 1Ь) от относительной высоты бугорков шероховатости 5. Результаты эксперимента приведены как для случая нанесения элементов шероховатости на переднюю половину полупрофиля, так и на весь профиль.
Анализ представленных на рис. 2 зависимостей 70Тр (8) и Лотр (8) подтверждает сделанные качественные выводы об изменении области отрывного обтекания и об усилении интенсивности отрыва пограничного слоя при увеличении относительной высоты шероховатости 8 на поверхности модели. Например, увеличение высоты бугорков шероховатости на всей поверхности полупрофиля до 0,01 высоты пограничного слоя, измеренного перед моделью, приводит к уменьшению размера местной сверхзвуковой зоны и к смещению скачка уплотнения к передней кромке примерно на 15% хорды. При этом увеличиваются размер области отрывного обтекания профиля, а также интенсивность отрыва пограничного слоя, о чем свидетельствует повышение в 1,4 раза разрежения у задней кромки и увеличение более чем в 1,5 раза размеров верхней границы области отрыва.
Установка на поверхность модели неровностей второго типа — дискретно расположенных поперечных полосок шлифовальной шкурки высотой 8П = Л„/й =. = 0,083 —также приводит к заметному изменению картины течения на модели.
Эпюра давления на модели для рассматриваемого случаи показана на рис. 3.
"„'0,56
М^^О.Ы
Материалы этих испытаний позволяют сделать вывод о том, что и неровности второго типа весьма существенно изменяют обтекание модели, приводя к увеличению по сравнению с гладкой моделью области отрывного течения, усилению интенсивности отрыва пограничного слоя и к смещению скачка уплотнения, замыкающего сверхзвуковую зону, ближе к передней кромке. Из рис. 3 следует, что влияние на перераспределение давления четырех дискретных полосок примерно такое же, что и от равномерно расположенных бугорков шеро-
- 0,66
Гладкая поверхность =о)
Ш;рогс:атт> пвйергнветь (6=0,0411)
9— «Ученые записки» Л» 5
Рис. 4
129
ховатости, если относительная высота полосок 8„ в лиа раза больше высоты равномерной шероховатости.
4. Высокоскоростная киносъемка с частотой 3000 кадр/с, осуществляемая через прибор Теплера, показала, что размер сверхзвуковой зоны и, следовательно, положение замыкающего эту зону скачка уплотнения изменяются по времени (при установившемся режиме в рабочей части аэродинамической трубы). Это связано с нестационарным трехмерным течением на модели в области отрыва пограничного слоя, а также с пульсациями давления в набегающем на модель потоке из-за взаимодействия с перфорированными границами потока при околозвуковых скоростях. Колебание фронта скачка уплотнения имеет место как на
Л
0.5
0,15
0
гладкой поверхности, так и на поверхности с дополнительными элементами шероховатости. На рис. 4 показаны для примера кинокадры обтекания модели, характеризующие максимальное отклонение фронта скачка в случае гладкой поверхности (8 « 0) и в случае поверхности с шероховатостью 8=0,044. По положению фронта скачка на фоне реперных вертикальных линий на стекле прибора видно, что максимальная амплитуда колебания фронта скачка при наличии на поверхности дополнительных элементов шероховатости заметно отличается от такой же амплитуды колебаний фронта скачка на гладкой поверхности. Это подтверждают результаты количественной обработки результатов эксперимента, представленные на рис. 5. На этом рисунке построена зависимость относительной (в долях хорды) амплитуды колебания положения скачка А = /4/6 по относительной высоте Л" = Л/Л (также в долях хорды) фронта скачка над поверхностью модели. Из этих результатов следует, что амплитуда колебания фронта скачка при увеличении шероховатости поверхности до значения, когда элементы шероховатости не превышают четырех сотых толщины пограничного слоя, может изменяться от 1 до 4% хорды модели. Анализ частоты этих колебаний не позволил выявить какой-либо закономерности в смене положений фронта скачка. Диапазон изменения частот колебаний довольно широк, причем наибольшие изменения частот колебаний соответствуют обтеканию поверхности модели с дополнительными элементами шероховатости. Так, например, при шероховатости 8 = 0,044 частота колебаний скачка уплотнения вблизи его основания (й ~ 0,05) составляет я = 200-4-600 Гц, в то время как на гладкой поверхности (8 г: 0) я= 100-^-150 Гц.
Мж~0,{«(У,~/,*)
/ / / /
/ Гладкая _ // поверкностьЬО !Шероховатая / / подергность /-ДОМ
/ / 1 1 1
№ А
Рис. 5
Рукопись поступила 281V 1979 г.
