CC BY
51
________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ НАГИ
Том XVII 1986
№ 6
УДК 532.526.3.011.7
ВЛИЯНИЕ ВИБРАЦИЙ МОДЕЛИ НА ПЕРЕХОД ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ
А. А. Пилипенко, Г. К. Шаповалов
Изложены результаты экспериментального исследования . влияния внешнего фона возмущений дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубы и вибраций модели на состояние пограничного слоя. Показано, что при малых дозвуковых скоростях вибрации модели оказывают доминирующее воздействие на формирование волн Толмина—Шлихтинга в пограничном слое. При этом между волнами Толмина—Шлихтинга и вибрациями модели существует синхронность.
В последне время интенсивно изучается вопрос о преобразовании внешних возмущений в пограничном слое в волны Толмина—Шлихтинга, так как он тесно связан с общей проблемой перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный [1—3]. Известно, что для дозвукового пограничного слоя на гладкой теплоизолированной поверхности наиболее сильными генераторами волн неустойчивости (волн Толмина—Шлихтинга) являются: вихревые пульсации скорости в набегающем потоке, акустический шум и вибрации обтекаемой поверхности. В аэродинамических трубах и в полете эти три фактора различаются количественно, что, естественно, часто приводит к значительным расхождениям в определении точки перехода на моделях и реальных летательных аппаратах.
Целью данной работы являлось исследование степени влияния трех перечисленных выше факторов на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный на прямом крыле при его испытаниях в малотурбулентной аэродинамической трубе.
Исследования проводились в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе замкнутого типа с рабочей частью размером 1X1X4 м. Крыло, изготовленное из дерева на жестком металлическом каркасе, имело хорду, равную 800 мм, и относительную толщину 12%. Все размеры профиля крыла при изготовлении были выдержаны с точностью 0,1 м, рабочая поверхность доводилась до 5—6 класса чистоты (высота шероховатости меньше 5 мкм). Профиль в горизонтальном положении жестко крепился поперек рабочей части к стенкам трубы на расстоянии 1,7 м от начала рабочей части. Профиль имел характерное распределение давления с «полкой». Удобообтекаемое коорди-
натное приспособление, установленное в конце рабочей части трубы, позволяло перемещать чувствительный датчик термоанемометра в пограничном слое крыла вдоль хорды (по оси JT) и вдоль размаха (по оси Z) крыла на одном и том же заданном расстоянии У=const от поверхности крыла. Измерение пульсаций скорости в пограничном слое и в свободном потоке производилось термоанемометрами DISA типа 55D01 и ЭТАМ-12. Акустические измерения производились конденсаторным микрофоном В К типа 4134. Вибрации крыла измерялись акселерометром ВК типа 4369. Анализ сигналов производился с помощью спектроанализаторов ВК типа 1614.
Измерение термоанемометром продольной составляющей пульсаций скорости перед профилем в начале рабочей части аэродинамической трубы показало, что в пределах ошибок измерений эта величина такая же, как и в трубе без модели. Интегральная по спектру степень турбулентности в зависимости от скорости в рабочей части трубы представлена на рис. 1. Измерения собственного акустического поля аэродинамической трубы проводились микрофонами на стенках рабочей части в присутствии крыла и без него в трех точках на расстоянии 0,78;
1,3 и 3 м от начала рабочей части. Как показали измерения, акустическое поле имеет равную интенсивность (в пределах 1—2 дБ) и одинаковый спектральный состав вдоль рабочей части трубы и слабо зависит от загрузки рабочей части. Интегральная величина звукового давления р = 86 дБ при Uao= 7,7 м/с, р = 93 дБ при ^«,= 16,5 м/с, р = 98 дБ при £Лх, = 34,1 м/с и р= 110 дБ при 11^ = 48,1 м/с. Измерение вибрационного ускорения модели крыла производилось встроенным в модель акселерометром. Акселерометр крепился вблизи плоскости симметрии крыла на расстоянии 30,5% хорды и измерял ускорение модели ау по оси У. Интегральные величины вибрационного ускорения модели при угле атаки а=17' приведены на рис. 2.
На втором этапе работы был исследован спектральный состав возмущений в пограничном слое крыла для различных значений U„с и различных распределений давления. Серия спектрограмм пульсаций скорости, измеренных в пограничном слое профиля на расстоянии 0,6 мм от поверхности для а=17' и £/«,= 22 м/с, представлена на рис. 3. Видно, что к концу ламинарного участка в пограничном слое выделяется достаточно узкий пакет «резонансных» волн Толмина—Шлихтинга. Его развитие и разрушение являются причиной перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Поэтому выяснение причин, вызывающих возбуждение таких пакетов, представляет наибольший интерес. Было выяснено, что центральная характерная частота пакета зависит от распределения давления и скорости (числа Рейнольдса) набегающего потока. Так, для а=17' и £/«, = 7,6 м/с это частоты, близкие к 136 Гц; для Uoo= 16 м/с — /«*384 Гц; для Uоо = 22 м/с — f=S72 Гц; для Uсо = 33 м/с — /«1144 Гц; для t/co = 46 м/с — 1624 Гц.
На третьем этапе работы изучалась корреляция возмущений в пограничном слое крыла между двумя термоанемометрическими датчиками. Один неподвижный датчик термоанемометра устанавливался на расстоянии х = 32,5% от передней кромки крыла, второй датчик — подвижный — приводился в движение координатным механизмом. У обоих датчиков чувствительная нить находилась на расстоянии 0,6 мм от поверхности модели. Расстояние между датчиками могло меняться как по оси X, так и по оси Z. Сигналы с двух термоанемометров подавались на аналоговые третьоктавные фильтры, с помощью которых выбиралась необходимая для исследований полоса, соответствующая харак-
терному пакету волн Толмина—Шлихтинга. Отфильтрованные от по* мех сигналы поступали на двухканальный коррелятор сигналов ОГБА.
Исследования проводились при {Уоо = 7,6 м/с и угле атаки а =17'. На рис. 4 представлена зависимость коэффициента корреляции К{х) между двумя сигналами для расстояния между датчиками г=120 мм.
Такие же измерения были выполнены для 2=60, 80, 100, 140, 160 и: 180 мм. Результат получен такой же. На рис. 5 представлена величина среднеквадратичной пульсации напряжения на мосту термоанемометра бгтв как функция х. Как видно из рис. 4, зависимость К(х) состоит из двух частей: первая (назовем ее часть А)—при л:^35% коэффициент
0,2
■0,1
21
Длина Волны Толлмина -Шлихтинга
Рис. 5
К остается почти постоянным и близким к единице, вторая часть (В)— при х> 35% К(х) представляет собой периодическую зависимость с периодом, равным длине волны Толмина—Шлихтинга. Для (У,» = 7,6 м/с и / = 136 Гц длина волны Хт-ш «*0,4, £/ с»//=22 мм.
Еслй бы сигналы от датчиков термоанемометра целиком во всем диапазоне измерений определялись сигналом от волны Толмина— Шлихтинга, то периодическая зависимость, которая наблюдается только в зоне В, наблюдалась бы во всем диапазоне измерений. Действительно, изменяя расстояние между датчиками вдоль хорды крыла, мы бы последовательно попадали в точки с синфазными и противофазными колебаниями с периодической зависимостью, период которой равен длине волны. Однако в зоне А наблюдаются колебания, периодические по времени, а по пространству корреляционная зависимость постоянная, т. е. колебания профиля скорости в одни и те же моменты времени происходят синфазно, причем уровень возмущений (см. рис. 5, зона А) приблизительно один и тот же. Отсюда можно сделать вывод, что в зоне А колебания в пограничном слое обусловлены не сигналом от волны Толмина—Шлихтинга.
Образовавшиеся возмущения не могут быть объяснены как результат проникновения вихревых возмущений в пограничный слой. Так как вихревое поле имеет характерный масштаб А,~ {/«,// и для случая = 7,6 м/с и /=136 Гц Я = 56 мм, то возмущения в пограничном слое в зоне А должны были бы иметь характерный период такого же порядка, г этого нет. Кроме того, предположение о доминирующей роли влияния вихревого поля на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный не может объяснить появление «зубцов» в зависимости переменной составляющей пульсаций напряжений вгтз от х (см. рис. 5, зона В). Образовавшиеся возмущения не могут быть также объяснены как результат воздействия фонового акустического поля трубы [1, 2], так как акустическое поле достаточно слабое. Например, для иоо — 7,6 м/с звуковое давление на частоте 136 Гц (частоте, соответствующей резонансной волне Толмина—Шлихтинга для этой скорости) р = 73 дБ.
Все приведенные экспериментальные результаты хорошо объясняются, если считать, что доминирующее влияние на переход оказывают вибрации модели. Действительно, если профиль колеблется как единое целое, то возмущения в пограничном слое от вибраций крыла по всей
длине хорды будут синфазные, что и регистрируется в зоне А, далее из этих колебаний начинают выделяться волны Тол мина—Шлихтинга, которые, двигаясь вниз по потоку, начинают расти. В некоторой области на модели (в нашем случае х»35%) сигнал от волны Толмина— Шлихтинга начинает доминировать над остальными возмущениями и зависимость К(х) становится периодической. Пульсации напряжения, представленные на рис. 5, в зоне А почти постоянны. Это связано с тем, что сигнал целиком определяется возмущениями от вибрации модели. Далее зависимость пульсаций напряжения имеет «зубчатую» форму, вершины зубцов попадают на то место, где К= + \, а впадины,— где К= — 1. Это объясняется тем, что при /(= + 1 векторы возмущений скорости от волн Толмина—Шлихтинга и от вибрации модели складываются, а при К= — 1 вычитаются.
Четвертый этап работы состоял из прямой проверки влияния вибраций крыла на состояние пограничного слоя. Для этого были выполнены две новые серии экспериментов с заделками крыла разной жесткости. Эксперименты проводились при скорости набегающего потока ^оо = 7,6 м/с.
В первой серии экспериментов суммарный среднеквадратичный уровень вибраций модели в диапазоне частот 3—30 кГц (см. рис. 2) составлял ау =0,033 м/с2 (менее жесткая заделка), полное смещение модели при этом составляло Дг/1~1 мкм. Основное смещение модели, как показал спектральный анализ, происходило на низких частотах (меньше 10 Гц). Во второй серии экспериментов суммарный уровень вибраций составлял аУз =0,018 м/с2 (более жесткая заделка), смещение модели Дг/г~0,5 мкм. При этом также основное смещение модели происходило на частотах менее 10 Гц.
Уровень вибраций в полосе 1/3 октавы с центральной частотой 125 Гц, которая соответствует резонансной частоте 136 Гц в пограничном слое для скорости £/оо = 7,6 м/с, составлял для первого случая Дау, =0,030 м/с2 (менее жесткая заделка, соответствующее смещение 0,040 мкм) и Дау, =0,0125 м/с2 (более жесткая заделка, смещение 0,017 мкм).
Возмущения в пограничном слое регистрировались с помощью датчика термоанемометра ЭТАМ-12, который перемещался вдоль хорды крыла на расстоянии 0,6 мм от поверхности.
Результаты экспериментов представлены на рис. 6, на котором по
оси у в логарифмическом масштабе У = 1ё-^у-, где еГтб измерялось
йау/
~ —-—■&? ц Рис. 6 й
в мВ, отложена относительная величина среднеквадратичных пульсаций напряжения на мосту термоанемометра в полосе 1/3 октавы с центральной частотой 125 Гц. Хорошо видно, что в случае более жесткой заделки амплитуда возбужденной волны Тол мина—Шлихтинга приблизительно в 2,4 раза меньше, чем в эксперименте с менее жесткой заделкой. При этом и уровень вибраций, как видно из приведенных выше данных, на резонансной частоте во втором случае примерно в
2,4 раза меньше. Это свидетельствует в пользу линейности механизма возбуждения волны неустойчивости в пограничном слое.
В этой же серии экспериментов для случая менее жесткой заделки модели изучалась корреляционная связь между вибрационным ускорением модели и возмущениями в пограничном слое. Эксперименты проводились при скоростях набегающего потока £/<*, = 7,6 и 16,6 м/с. Аксе-
лерометром непрерывно регистрировались вибрационные ускорения модели. Электрический сигнал, пропорциональный вибрационному ускорению, после прохождения соответствующей полосы третьоктавного фильтра подавался на первый канал коррелятора 015А, на второй канал также через третьоктавный фильтр подавался сигнал из той же полосы от датчика термоанемометра, расположенного в пограничном слое профиля. Результаты измерений для £/<*,= 7,6 м/с и «=17' представлены на рис. 7. Как видно, между образовавшейся волной Толмина— Шлихтинга и вибрационным ускорением модели существует четкая корреляционная зависимость. Происходит своеобразная «синхронизация» волны неустойчивости и вибраций модели.
Наличие четкой корреляционной связи между возмущениями в пограничном слое и вибрациями модели свидетельствует о том, что возбудитель волны неустойчивости был локализованным по пространству. Действительно, если бы в рассматриваемых экспериментах доминировала распределенная генерация волн Толмина—Шлихтинга, то тогда в любую точку участка В (см. рис. 7) приходил бы в каждый момент времени целый пакет волн одной и той же частоты, но различающихся между собой по амплитуде и по фазе из-за разности хода волн. В этом случае трудно предположить наличие какой-либо четкой корреляционной связи между таким пакетом волн и вибрациями модели. Существование же локального генератора волны Толмина—Шлихтинга,
такого, например, как осциллирующий микроотрыв потока в окрестности вибрирующего - носка модели, хорошо объясняет все наблюдаемые результаты (см. также [1]).
Следует еще раз отметить, что в данной работе изучалось влияние на пограничный слой колебаний модели, перпендикулярных ее хорде, т. е. нормальных колебаний поверхности (ау). Влияние колебаний крыла вдоль осей X и Z на состояние пограничного слоя в настоящей работе не изучалось.
Таким образом, при испытаниях моделей в дозвуковых малотурбулентных аэродинамических трубах с турбулентностью набегающего потока е<0,01% и фоновым звуковым давлением pSS86 дБ главным фактором, оказывающим воздействие на переход, являются вибрации модели с суммарным ускорением ау~^0,018 -г- 0,033 м/с2 (соответствующие смещения Лу>0,5-И мкм). При этом главный вклад в возбуждение резонансных возмущений вносят колебания модели на соответствующей резонансной частоте.
Приведем безразмерные значения характерных параметров экспериментов: сумарное давление звукового поля p = p/qx = 0,01, где
г/оо — скоростной напор в контрольном сечении аэродинамической тру-
_ Лу ,
бы; суммарные смещения модели Ayi= —— у Re=»8• 10~4, где I — хорда
крыла, Re — число Рейнольдса, посчитанное по хорде; обезразмеренная резонансная частота для U0с=7,6 м/с составляла F=2nfv/ 6^=210- 10~6.
Авторы выражают благодарность академику Г. П. Свищеву за помощь и постоянное внимание к настоящей работе.
ЛИТЕРАТУРА
1. Качанов Ю. С., Козлов В. В., Левченко В. Я. Генерация и развитие возмущений малой амплитуды в ламинарном пограничном слое при наличии акустического поля. — Изв. СО АН СССР, сер. технических наук, 1975, вып. 3, № 13.
2. В л а с о в Е. В., Г и н е в с к и й А. С., К а р а в о с о в Р. К., П о ч-к и н а К. А. Индуцирование перехода пограничного слоя акустическими возмущениями. — Труды ЦАГИ, 1975, вып. 1707.
3. Spanqler J. G., Wells С. S. Effects of freestream disturbances on boudary layer transition. — AIAA J., 1968, vol. 6, N 3.
Рукопись поступила 10/VII 1985 г.
