CC BY
45
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
То м XX 1 9 89 Мб
УДК 629.735.33.015.3.025.1 : 532.526
ВОЗБУЖДЕНИЕ ЗВУКОМ КОЛЕБАНИЙ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ НА СКОЛЬЗЯЩЕМ КРЫЛЕ
А. В. Довгаль, В. В. Козлов, О. А. Симонов
Проведены эксперименты по восприимчивости трехмерного пограничного слоя на модели скользящего крыла к акустическим колебаниям потока. Изучена генерация нестационарных возмущений, вызывающих переход к турбулентности на участке положительного градиента давления; рассмотрена их пространственная конфигурация.
Переход к турбулентности в пространственном пограничном слое на скользящем крыле может быть вызван различными видами неустойчивости. Среди них — усиление нестационарных возмущений типа волн Толлмина — Шлихтинга, неустойчивость по отношению к которым следует ожидать вдали от передней кромки в области нулевого и положительного градиента давления. Одним из основных факторов возбуждения волн ламинарного пограничного слоя является акустический фон потока. Звуковая генерация возмущений пограничного слоя на скользящем крыле наблюдалась в [1]. Данные экспериментов (2] по воздействию звуковых колебаний на уровень пульсаций в таком течении также следует расценивать как результат звукового возбуждения вихревых волн неустойчивости. Представляет интерес поэтому, исследование того, каким образом происходит акустическая генерация волн неустойчивости в течении такого типа.
Данная работа посвящена экспериментальному изучению этого аспекта процесса перехода к турбулентности; при этом, основное внимание уделено пространственным характеристикам возбуждаемых колебаний. Последняя сторона вопроса важна и в связи с обсуждаемыми в литературе способами так называемого «активного» управления процессом перехода в пограничном слое (см. в |[3]), подразумевающими непосредственное воздействие на развивающиеся возмущения искусственно создаваемыми колебаниями течения. Для реализации этих способов правильный выбор амплитуды и фазы управляющих колебаний имеет первостепенное значение.
1. Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической трубе дозвуковых скоростей Т-324 ИТПМ СО АН СССР; сечение рабочей части установки 1x1 м, степень турбулентности не более 0,04 “/о1. Рассматривалось обтекание скользящего крыла с хордой, равной 700 мм, углом скольжения 30°. Модель располагалась под нулевым
/
600 х./члт
Рис. 1
/ — модель; 2-источник звука
Рис. 2
углом атаки. Системы координат, используемые ниже при изложении результатов, показаны на рис. 1: система хуг связана с моделью, а х'у'г' — с внешним течением. Координата у, как и у', отсчитывается от поверхности модели в перпендикулярном потоку направлении.
При помощи термоанемометра (тип 01БА 55М01) измерялись средняя и пульсационная компоненты скорости течения. Использовался однониточный датчик, который в каждой точке измерения располагался перпендикулярно вектору средней скорости; необходимое положение датчика отыскивалось вращением его в плоскости хг. Амплитудные и фазовые свойства колебаний выделенной частоты изучались с использованием анализатора спектра РАТ-1 в полосе пропускания 4 Гц. Для определения статического давления на поверхности модели она была оборудована дренажными отверстиями.
Акустические колебания потока возбуждались динамическим громкоговорителем, помещенным в полуметре за моделью, как показано на рис. 1, на который подавался гармонический сигнал с генератора Г3-34. Измерения проводились при частоте звуковых колебаний, равной 96 Гц, которая была выбрана из диапазона неустойчивости течения в области положительного градиента давления. Уровень звукового давления, который фиксировался микрофоном и шумомером Р51202, у поверхности модели составлял 90—100 дБ. Скорость набегающего потока £/<*, в эксперименте равнялась 5,7 м/с.
Распределение статического давления на поверхности крыла и структура исследуемого течения иллюстрируется на рис. 2. Под действием положительного градиента давления в сечении х~400 мм происходил отрыв пограничного слоя, сопровождавшийся переходом к турбулентности в зоне рециркуляции и повторным присоединением турбулентного слоя. В центральной части модели, где проводились измерения, т. е. в диапазоне —100 мм<2/с100 мм, стенки рабочей части не сказывались на среднем течении, которое было однородным в поперечном направлении (с точностью до нарастания толщины пограничного слоя вдоль размаха крыла вследствие вторичного течения вблизи поверхности).
На рис. 3 приведены распределения по у проекций вектора сред-'■' ^
ней скорости и на оси координат в области положительного градиента давления. Поскольку в экспериментальных условиях направление
внешнего течения и0 совпадало в пределах точности его измерения с направлением набегающего потока, они, в обычном понимании, представляют собой характерные профили скорости основного (вдоль
Рис. 3 Рис. 4
а) *=400 мм; б) *=450 мм
внешней линии тока) и поперечного течений. Возмущения пограничного слоя изучались далее на высоте и/и0 = 0,5 от поверхности модели — вблизи максимума их интенсивности. Измерения проводились в области неблагоприятного градиента давления, где амплитуда нарастающих возмущений была много больше амплитуды звуковых колебаний, что позволило обойтись без разделения акустической и вихревой компонент сигнала с датчика термоанемометра.
2. В исследованиях [4], посвященных генерации звуком волн неустойчивости в пограничном слое прямого крыла, было показано, что возмущения, определяющие переход к турбулентности в области положительного градиента давления, зарождаются в области минимума в распределении статического давления вдоль поверхности: колебания, возникающие на этом участке, обладают наибольшим интегралом усиления по сравнению с волнами, которые генерируются выше или ниже по течению. В пограничном слое скользящего крыла нарастающие возмущения могут быть вызваны также неустойчивостью вторичного течения, которое достигает большой величины вблизи передней кромки и в хвостовой части крыла. Однако при измерениях пульсаций на частоте звуковых колебаний в области передней кромки модели возбуждение вихревых волн в данном случае обнаружено не было. Кроме того, согласно результатам [5], где изучалось развитие колебаний малых амплитуд в пограничном слое при тех же экспериментальных условиях, что и в данной работе, в зоне неблагоприятного градиента давления доминирует неустойчивость основного течения. Исходя из этого, наиболее важной, с точки зрения восприимчивости, представляется область течения при .*«*250-^300 мм, где градиент давления меняет знак.
Предварительно изучению свойств колебаний, возбуждаемых в пограничном слое звуком, были проведены измерения акустического поля у поверхности модели в области генерации. На рис. 4 приведены линии постоянной амплитуды звуковых колебаний е' (цифрами отмечены величины е'/иао-Ю4), измеренной термоанемометром во внешнем потоке при у= 10 мм. Уровень звукового давления слабо изменяется вдоль поверхности модели: на длине волны колебаний пограничного
слоя, которая для исследованной частоты равнялась 28 мм в направлении х', изменение амплитуды звука не превосходит 5%. Большие неоднородности акустического поля, которые могли быть вызваны рассеянием звука на модели и стенках аэродинамической трубы, обнаружены не были. Фаза звуковых колебаний во всей области х'г',
2а
Р п1п
Рис. 5
*=465 мм
Рис. 6
* = 465 мм а) 0 =0; б) 0 =—30°; в) 9 =—55°
изображенной на рис. 4, была постоянной (точность ее определения составляла примерно 15 град), что объясняется большой длиной волны колебаний данной частоты относительно размеров области измерения.
На рис. 5 показаны распределения амплитуды и' и фазы Ф вихревых возмущений, возбужденных звуком, вдоль размаха крыла. Согласно существующим представлениям о восприимчивости пограничного слоя [6, 7] генерация собственных колебаний пограничного слоя возмущениями внешнего потока может быть вызвана пространственной неоднородностью в среднем течении или в поле возмущений. В настоящем случае причинами генерации волн Толлмина — Шлихтинга следует считать: неравномерность акустического поля у поверхности модели, изменение толщины пограничного слоя (числа Рейнольдса) в продольном и поперечном направлениях, а также, неровности поверхности. Совместное действие всех этих факторов и определяет амплитудное и фазовое распределения пульсаций, которые показаны на рис. 5. Резкие изменения амплитуды возмущений в поперечном направлении, очевидно, нельзя считать результатом «распределенной» генерации под действием двух первых причин, поскольку как звуковое поле (см. рис. 4), так и толщина пограничного слоя (коэффициент преобразования звука в вихревые колебания) слабо зависят от г. Основным источником волн пограничного слоя в данном случае, таким образом, является преобразование звука на неконтролируемых неоднородностях поверхности. Возбуждение возмущений на микронеровностях обтекаемой поверхности было исследовано в экспериментах [8] на плоской пластине. Авторы работы убедились, в частности, в том, что при высоте уступа на поверхности /г/б~2-10“3 возникают волны Толлмина—-Шлихтинга. Шероховатость поверхности модели в области генерации, имевшаяся в настоящем эксперименте, достигала ~ 10-2, что представляется вполне достаточным для порождения колебаний пограничного слоя. Суперпозиция колебаний, возбужденных на расположенных случайным образом
дефектах поверхности, приводит в итоге к произвольному изменению амплитуды и фазы пульсаций в поперечном направлении (см. рис. 5). По этой причине в экспериментах [9], например, проведенных на этой же модели, но при другом распределении шероховатостей, фазовый фронт колебаний оказался независимым от расположения внешнего звукового источника и примерно перпендикулярным направлению набегающего потока.
3. Следующая часть экспериментов была посвящена моделированию акустической генерации возмущений на неровностях поверхности, для чего на модели располагались искусственно созданные неоднородности, превышавшие естественную шероховатость, представлявшие собой наклейки шириной 16 мм и высотой 0,22 мм. Наклейки располагались под разными углами к оси г в области генерации таким образом, чтобы их центр при г' = 0 находился примерно в точке минимума статического давления, как схематично показано на рис. 6. Предварительно было установлено, что расположение наклеек выше по потоку в области, где давление падает, и ниже—на участке, где давление растет, а также в зоне отрыва не столь эффективно для возбуждения течения.
На рис. 6 приведены распределения амплитуды и фазы колебаний, возникающих в течении, при трех различных положениях наклейки. Изменение фазы возмущений с координатой 2 в каждом случае хорошо аппроксимируется линейной зависимостью. По этим данным, а также результатам измерения фазы колебаний вдоль х определялось направление фазового фронта волны: в каждом случае оно совпало (в пределах 5°) с направлением наклейки. Параллельность фазового фронта наклейке естественно объяснить относительно большой длиной звуковой волны, в результате чего возмущения при разных г возбуждаются практически в одной и той же фазе. Изображенные на рисунке амплитудные распределения можно истолковать следующим образом. В случае, когда наклейка параллельна образующей крыла (0 = 0) интенсивность возмущений монотонно возрастает по координате г, что вызвано изменением звукового поля (рис. 4) и числа Рейнольдса вдоль неоднородности. Когда же наклейка расположена под углом к оси 2 в распределении амплитуды появляется максимум, соответствующий возбуждению колебаний вблизи центра наклейки, т. е. минимума в распределении статического давления. Возмущения же, возникающие на краях наклейки в областях отрицательного и положительного градиента давления, имеют меньшую амплитуду, поскольку в первом случае они затухают прежде, чем попадают в область неустойчивости, а во втором — не успевают нарасти до максимальной величины.
4. В работе изучена звуковая генерация волн пограничного слоя на модели скользящего крыла. Эксперименты проведены в условиях, когда переход к турбулентности происходил в хвостовой части крыла в результате усиления возмущений в области неблагоприятного градиента давления. Основная роль в генерации волн неустойчивости в этом случае отводится участку течения вблизи минимума в распределении статического давления вдоль поверхности, где зарождаются возмущения, усиливающиеся ниже по потоку в наибольшей степени. Главный интерес в работе представляла пространственная структура возникающих колебаний.
В рассмотренном течении генерация возмущений пограничного слоя происходит не локально (как, например, на передней кромке пластины), а в протяженной области. Вследствие того, что условия генерации на различных участках поверхности непостоянны (в экспериментальных условиях возбуждение возмущений определялось рассеянием зву-
ка на неконтролируемых неровностях поверхности), возникающие возмущения представляют собой суперпозицию трехмерных волн с нерегулярным пространственным изменением амплитуды и фазы колебаний. При наличии выраженной неоднородности поверхности генерация локализуется и возмущения, развивающиеся в течении, становятся в пространстве регулярными. Ранее авторы [8] заключили, что наклейки такого же типа, что и использованные в данной работе, могут служить удобным средством для введения в пограничный слой плоской пластины контролируемых пространственных возмущений. В двумерном безградиентном течении такой способ выглядит оправданным как для моделирования пространственных волновых пакетов, так и трехмерных гармоник волнового спектра, свойства которых представляют интерес в исследованиях устойчивости течения. В трехмерном же пограничном слое с градиентом давления наклейки простейшей формы, использованные выше, позволяют получить возмущения с заданным направлением фазового фронта, но которые не являются в строгом смысле плоскими волнами, так как амплитуда колебаний вдоль фронта при этом непостоянна. Это, однако, не является принципиальным ограничением для возможного использования данного способа возбуждения контролируемых возмущений в работах по устойчивости пространственного пограничного слоя.
ЛИТЕРАТУРА
1. Mangiarotty R. А., В о h n A. Wind tunnel study of acoustical disturbance effect on controlled laminar flow. — AIAA J., 1980, vol. 18, N 7.
2. К a p а в о с о в P. К., Колесников А. В., Почкина К. А. Экспериментальное исследование влияния акустических возмущений на переход пространственного пограничного слоя. — Труды ЦАГИ, 1977, вып. 1911.
3. Левченко В. Я., Ту мин А. М., Федоров А. В. Проблемы управления ламинарно-турбулентным переходом в пограничном слое. Моделирование в механике. — Новосибирск: 1987, т. I (18), № 2.
4. Д о в г а л ь А. В., Козлов В. В. Влияние акустических возмущений на структуру течения в пограничном слое с неблагоприятным градиентом давления. — Изв. АН СССР, МЖГ, 1983, № 2.
5. Довгаль А. В., Козлов В. В., Симонов О. А. Развитие возмущений малых амплитуд в пограничном слое скользящего крыла. •— Препринт ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск: 1985, № 34—85.
6. Качанов Ю. С., Козлов В. В., Левченко В. Я. Возникновение турбулентности в пограничном слое. — Новосибирск: Наука, 1982.
7. (N i s h i о к а М., Morkovin М. V. Boundary layer receptivity to unsteady pressure gradients: experiment and overview. — J. of Fluid Mech., 1986, vol. 171, p. 2.
8. А й з и н Л. Б., Поляков H. Ф. Генерация волн Толлмина — Шлихтинга звуком на отдельной неровности поверхности, обтекаемой потоком. — Препринт ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск: 1979, № 17.
9. Бардаханов С. П., Довгаль А. В., Качанов Ю. С., Козлов В. В., Свищев Г. П., Симонов О. А., Щербаков В. А. Акустическое управление развитием возмущений в пограничном слое.— Ученые записки ЦАГИ, 1986, т. 17, № 1.
Рукопись поступила 20/1 1988 г.
