Влияние охлаждения поверхности крыла на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при сверхзвуковых скоростях потока Текст научной статьи по специальности «Физика»

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Т о м XII 19 8 1

№ 1

УДК 532.526.3.011.7

ВЛИЯНИЕ ОХЛАЖДЕНИЯ ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛА НА ПЕРЕХОД ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОТОКА

В. А. Кузьминский

Приведены результаты экспериментальных исследований в аэродинамической трубе влияния охлаждения поверхности модели прямого крыла на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при скоростях потока, соответствующих числам М=1.8; 2,0 и 2,5 и числам Рейнольдса на один метр длины в диапазонах (11,7-н- 16,9)- 10е и (23,4-5-27,3)-106. Безразмерная температура поверхности изменялась в опытах в пределах 0,26-<7'а,/ГгС1,1.

Результаты экспериментальных исследований, проводившихся в аэродинамической трубе на модели прямого крыла [1], показали, что при сверхзвуковых скоростях потока, соответствующих числам М в диапазоне З^М^4, охлаждение поверхности является эффективным средством стабилизации ламинарного течения в пограничном слое. В этих исследованиях были получены максимально возможные по условиям опытов числа Ие 22- 10в-г-24- 10е с полностью ламинарным обтеканием модели и подробно исследовано явление реверса перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, которое было впервые обнаружено в исследованиях, опубликованных в работе [2]. Последующие опыты на охлаждаемой поверхности тела вращения, в которых было достигнуто очень высокое для условий испытаний в аэродинамических трубах значение числа Ие ламинарного обтекания, равное 34-106 при числе М=4[1], подтвердили указанный вывод.

В настоящее время практически отсутствуют опытные данные относительно влияния охлаждения поверхности на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при умеренных сверхзвуковых скоростях. В связи с этим с целью получения больших чисел Ие ламинарного обтекания выполнены экспериментальные исследования влияния охлаждения поверхности прямого крыла на переход (измерения проводились на верхней поверхности модели) при скоростях потока, соответствующих числам М, равным 1,8; 2,0 и 2,5. Модель, имеющая относительную толщину с=0,05, профиль которой образован дугой параболы и устанавливается под нулевым углом атаки.

Верхняя рабочая обшивка модели, на которой проводятся измерения, выполнена из листовой нержавеющей стали и тщательно отполирована, а передняя кромка модели имеет небольшое затупление. Под обшивкой имеется полость с каналами, в которые в опытах подается дозированная смесь жидкого азота и газообразного воздуха. Форма и размеры каналов выбраны такими, чтобы обеспечить достаточно равномерное распределение температуры обшивки вдоль хорды модели крыла. Требуемые для обеспечения заданной средней температуры обшивки модели значения расхода компонентов охлаждающей смеси предварительно рассчитываются, а затем корректируются в процессе опытов. После цир-

ТЫК

150

m

50

о ° • о А

а Д • . . • о *

t ■ ~й* А □ □ А m А 3Я # 1: § ■ о ■ п ft

а 1 *4 •2 ° 5 Д 3 *6 I I I

02

ол

0,6

х

Рис. 1

куляции по каналам внутри модели крыла охлаждающая смесь выбрасывается в поток через отверстия в нижней части модели.

На внутренней стороне обшивки модели в двух сечениях по обе стороны на небольшом расстоянии (+6,3% длины хорды) от плоскости симметрии смонтированы 16 термодатчиков, включающих по две медно-константановые термопары для измерения температуры поверхности модели и перепада температуры на термодатчике.

Измерения температуры поверхности обшивки проводятся непрерывно в процессе испытания. Местный коэффициент теплоотдачи определяется при стационарном температурном режиме по перепаду температур на термодатчике и в нестационарном режиме — по скорости изменения температуры.

Положение начала и конца области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на модели крыла определяется тремя способами: посредством измерения распределения значений коэффициента теплоотдачи вдоль хорды в стационарном тепловом режиме (метод I) и в нестационарном тепловом режиме (метод II), а также путем измерения распределения полного давления в пограничном слое вдоль хорды модели в плоскости ее симметрии на фиксированном расстоянии от охлаждаемой поверхности с помощью приемника полного давления, перемещаемого по направлению потока специальным координатником с дистанционным управлением (метод III). Одновременное применение нескольких способов измерения положения области перехода позволяет повысить надежность результатов. В данных опытах погрешность в измерении положения начала и конца области перехода (в долях хорды) не превосходила: +15% при измерениях методом I; 0,1%—по методу II и +5%—при использовании метода III.

Во время проводившихся ранее испытаний при числах 3 М 4 почти во всех опытах удавалось обеспечить достаточно равномерное охлаждение поверхности модели [1]. На рис. 1 приведено распределение вдоль хорды температуры поверхности модели прямого крыла, полученное в данных опытах. На этом рисунке четными цифрами обозначены данные, полученные в сечении, расположенном слева, а нечетными — справа по потоку от плоскости симметрии модели. Результаты 1 к 2 соответствуют числу М = 2,5 и единичному числу RejM, рассчитанному на один метр длины и равному 11,7-10е. Результаты 3 и 4 соответствуют М=2,0 и Re1M=14,3-106, а 5 и соответствуют М=1,8 и Re1M=15,4-10е. Видно, что при числе М = 2,5 достигается сравнительно хорошая равномерность распределения температуры вдоль хорды с максимальным отклонением от средней величины, не превышающим 10 градусов.

С уменьшением числа М и ростом Re1M равномерность охлаждения модели ухудшается и распределение температуры имеет несимметричный характер: левая по потоку от плоскости симметрии часть рабочей поверхности модели, которая расположена ближе к трубопроводам, подводящим охлаждающую смесь, имеет более низкую температуру, чем правая. При этом максимальные отклонения от среднего значения достигаются в расположенной ближе к передней кромке части модели крыла. Это связано с тем, что при числах М=1,8 и 2 существенно увеличивается тепловой поток, который необходимо отводить с рабочей поверхности модели для достижения и поддержания требуемых низких значений ее температуры. Это, в свою очередь, требует увеличения расхода охлаждающей смеси, что в данных опытах сделать не удалось.

Положение начала и конца области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный отождествляется с минимумом и последующим максимумом в рас-

о

пределениях по длине модели чисел и изменения вдоль хорды полного давления в пограничном слое. На рис. 2 приведены результаты измерений распределений вдоль хорды модели безразмерного полного давления в пограничном слое р'01р0 и безразмерного коэффициента местной теплоотдачи при числе М = 2,5, при значениях Не)м= 11,7-10« и Тт1Тг = 0,26 и при хорошей равномерности охлаждения. Цифрами 1 и 2 отмечены данные, полученные соответственно справа и слева по потоку от плоскости симметрии модели. Цифрой 3 отмечены результаты расчета значений по теории ламинарного пограничного слоя.

Видно, что оба способа дают практически одинаковые результаты относительно положения области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Начало области перехода находится приблизительно на 50% длины хорды от передней кромки и соответствует рассчитанному по местным параметрам на внешней границе и по толщине пограничного слоя числу Ие начала перехода Яег=;5,8-106. Различие в положении конца области перехода в разных сечениях вдоль хорды модели крыла может быть обусловлено влиянием неконтролируемых факторов, в частности, влажностью воздуха в рабочей части аэродинамической трубы, наличие которой приводит к образованию инея на поверхности модели.

На рис. 3 приведено изменение вдоль хорды модели крыла коэффициентов местной теплоотдачи рассчитанных по перепадам температур, измеренных термодатчиками в условиях стационарного теплового режима при числе М = 2 и значении Не]м=14,3-10в. Цифрами I и 2 отмечены опытные данные соответственно справа и слева по потоку от оси симметрии модели, а кривая 3—результаты расчета по теории ламинарного пограничного слоя.

В этих опытах отмеченное ранее несимметричное охлаждение поверхности (рис. 1) приводит к несимметричному характеру развития перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный — в том сечении, где температура поверхности выше, он начинается ближе к носку модели (рис. 3, данные /). Такое развитие течения в пограничном слое может быть одной из причин более раннего возникновения перехода в результате распространения возмущений вдоль турбулентного клина на другой стороне поверхности (рис. 3, данные 2) с более низкой температурой.

о

0,2

0,6 х

Рис. 3

На рис. 4 приведены результаты полученного в опытах отношения числа Рейнольдса начала и конца области перехода на охлажденной поверхности Rer к его значению Re^, соответствующему температуре, близкой к адиабатической, в зависимости от отношения средней температуры Tw обтекаемой поверхности к адиабатической температуре ТА при числе М=2 и значении Re№= 14,3-108. На рис. 5 приведена такая же зависимость, полученная при числе М=2,5 в диапазоне изменения чисел Рейнольдса 11,7-10« Re]M •< 16,9-106.

На обоих рисунках обозначено: 1, 3, 5 — опытные данные, относящиеся к концу области перехода, полученные соответственно нестационарным методом

*ет

РеА

4

2

1

0

i 1 1 1

1 1 1 А °< т 1 Оо ° п 1 ° 1 • 2 4 J ^ 4 0 5 ? 6 1 7

I. ! А ° 1 !> ; i

■ I 1 1 V J \ \

0,5 ift Ти/Т?

Рис. 4

II, стационарным методом I и по распределению вдоль хорды модели полного давления в пограничном слое методом III; 2, 4, 6 — такие же результаты, относящиеся к началу области перехода; 7—данные, свидетельствующие о ламинарном течении в пограничном слое в области измерений.

Видно, что при изменении средних значений безразмерной температуры поверхности в широком диапазоне 0,25<Та,/7'г<; 1,2 изменение чисел Рейнольдса начала и конца области перехода происходит немонотонно. Как и при испытаниях на больших сверхзвуковых скоростях, соответствующих диапазону чисел 3^;М<;4 [1], в данных опытах по мере уменьшения средней температуры поверхности модели числа Рейнольдса, определенные по началу и концу области перехода, сначала увеличиваются, затем уменьшаются, а при дальнейшем уменьшении температуры начинают снова быстро возрастать. Такая зависимость чисел Рейнольдса перехода от температуры,которая обыч-но называется реверсом перехода, наблю- ~ дается при сравнительно небольших еди- * ничных числах Рейнольдса в диапазоне 11,7- 10е<1*е1м< 16,9- 10в.

Следует отметить, что в этом диапазо- 8 не изменения значений Иеш при М = 2 и Ттш\Тг ~ 0,3, а также при числе М = 2,5 и Тт1Тг = 0,25 наблюдается резкое, близкое к асимптотическому возрастание чисел Рейнольдса перехода при полностью ламинар- 4

ном обтекании модели крыла. Указанные значения температуры можно принять за величины, обеспечивающие полную стабилизацию ламинарного течения.

С увеличением единичных чисел Рей- 2

нольдса в опытах зафиксировано резкое увеличение чисел Рейнольдса конца области перехода при сравнительно небольшом дополнительном охлаждении поверхности модели. Это показано на рис. 6, где цифрами 1, 2, 3 отмечены данные, полученные со- 0

ответственно при значениях {М=1,8; Ке1м =

=24,8-106}, {М=2,0;Неш=23,4-106} и {М=2,5;

* о о сР А<Ъ

а *

О ■)

4 V ¥ а 2 ° J

• 4

. Л о * 5

о • в

О

0,4 0,8 Т^/Тг

Рис. 6

1?е1м=27,3-106}. При значениях безразмерной температуры поверхности в диапазоне 0,6-^17'щу/ получено непрерывное возрастание чисел Рейнольдса пе-

рехода с уменьшением температуры при всех числах М и достигнуты весьма высокие для условий испытания в аэродинамической трубе числа Ие ламинарного течения в пограничном слое —15-106. В этом же диапазоне изменения температуры поверхности обнаружено заметное влияние единичного числа Рейнольдса на переход ламинарного течения в турбулентное.

На рис. 6 цифрами 4, 5, 6 отмечены данные, полученные соответственно при условиях: {М = 1,8; Ие1м= 15,4-106}, {М=2,0; 1?1М= 14,2-106} и {М = 2,5, Ие1м= = 16,5* 106). Видно, что при всех числах М для достижения одних и тех же значений чисел 1?е конца области перехода при меньших значениях числа Ке1м модель приходилось охлаждать до более низких средних значений Т^ТГ. Это явление наблюдалось ранее в [3] при изучении влияния температуры поверхности на переход на моделях цилиндрического тела вращения с носовой частью в виде кругового конуса и параболоида вращения, обтекаемых в аэродинамической трубе потоком воздуха с числом М = 3,12. Вероятно, оно связано с изменением характеристик турбулентности потока в рабочей части трубы при изменении давления в форкамере, при увеличении которого уменьшается среднеквадратичное значение акустических возмущений, генерируемых пограничным слоем стенок сопла и рабочей части аэродинамической трубы и составляющих значительную часть уровня турбулентности потока в сверхзвуковых аэродинамических трубах.

В заключение считаю своим долгом выразить благодарность Н. Ф. Рагулину и Ю. Г. Швалеву за большую помощь при проведении экспериментов, М. А. Алексееву — за обсуждение результатов и полезные советы.

ЛИТЕРАТУРА

1. Алексеев М. А., Кузьминский В. А., Ра гулин Н. Ф„ Швалев Ю. Г. Охлаждение поверхности и переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при сверхзвуковых скоростях потока. Сб. статей .Аэродинамика*, М., „Наука", 1976.

2. Wilson R. Е. Viscosity and Heat Effects. Handbook of supersonic aerodynamics. Navord Rep. N 1488, vol. 5, 1966.

3. Jack J. R.. Wisniewski R. J. The effect of extreme cooling and local conditions on boundary layer transition. JASS, vol. 25, N У> 1958.

Рукопись поступила 4\V 1979 г.