Возникновение нескольких волновых пакетов в пограничном слое на профиле крыла Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ И А Г И

Том XXI 1 990 № 1

УДК 533.6.071.082 : 532.526

629.735.33.015.3.025.1 : 532.526

ВОЗНИКНОВЕНИЕ НЕСКОЛЬКИХ ВОЛНОВЫХ ПАКЕТОВ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ НА ПРОФИЛЕ КРЫЛА

Б. Ю. Занин

Экспериментально исследуются особенности возникновения и развития волн неустойчивости в пограничном слое на верхней поверхности крыла. Показано возникновение таких волн под воздействием акустического фона малотурбулентной аэродинамической трубы.

В работе [1] было показано, что в пограничном слое крыла в полете переход к турбулентности происходит в результате возникновения и усиления возмущений, называемых волнами Толлмина-—Шлихтинга или волнами неустойчивости. Аналогичный результат был получен на модели крыла в аэродинамической трубе при малой турбулентности потока [2]. Эти вихревые возмущения развиваются в области неблагоприятного градиента давления в виде пакета волн неустойчивости, однако в некоторых случаях в пограничном слое возникает не один, а несколько таких пакетов. В частности, это было отмечено, но не исследовано в работе [2]. Причины этого явления рассматриваются в данной статье.

Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической трубе Института теоретической и прикладной механики СО АН СССР, имеющей степень турбулентности потока менее 0,04%. Труба замкнутого типа с закрытой рабочей частью квадратного сечения размером 1X1 м. Исследовалось обтекание верхней поверхности модели крыла с профилем NACA 63-2-615 при скорости потока [/со = 15 м/с. •Средняя хорда модели 0,27 м, размах 1 м, рис. 1. Модель устанавливалась вертикально в рабочей части трубы под углом атаки 6°. Модель была дренирована для измерения статического давления на поверхности. Измерения в пограничном слое проводились с использованием термоанемометрической аппаратуры фирмы «DISA». Датчик термоанемометра устанавливался на державке, закрепленной в окне рабочей части и прикрытой обтекателем для снижения вибраций. На обтекатель державки закреплялся микрофон с оживальной носовой частью для контроля акустического фона. Акустические измерения проводились шумомером «PSI-202». Частотный анализ осуществлялся с применением анализатора спектра СК-4-56 с полосой пропускания 3 Гц и частотного анализатора FAT-1 с полосой пропускания 4 Гц.

На верхней поверхности этого профиля при данном угле атаки существуют две зоны неблагоприятного градиента давления, в носовой части и в задней сужающейся части, рис. 2. Уровень пульсаций в пограничном слое, измеренный вдоль линии постоянной средней скорости t/=0,5 £/<*>, постепенно уменьшается вниз по потоку вплоть до области, в которой профиль средней скорости приобретает форму с точкой перегиба, рис. 2, с последующим нарастанием пульсаций и отрывом потока.

И в первой, и во второй зонах неблагоприятного градиента давления частотные спектры (рис. 3) фиксируют наличие пиков пульсаций на отдельных частотах. При данном режиме обтекания во второй зоне возникает не один пик, как это было в [2], а несколько. В том числе и тот, который существовал в области неблагоприятного градиента давления около носка профиля. Его амплитуда постепенно уменьшалась вниз по потоку, а затем снова начала увеличиваться одновременно с ростом амплитуды колебаний на других частотах.

Рис. 1. Схема эксперимента: /—стенка рабочей части аэродинамической трубы, 2—модель крыла, 3—датчик термоанемометра, 4~ микрофон, 5—обтекатель державки

Рис. 2

/—распределение статического давления; 2—интенсивность пульсаций; 3—средняя скорость в пограничном слое на модели крыла

Рис. 3. Частотные спектры пульсаций в пограничном слое

Рис. 4. Средняя скорость и амплитуда пульсаций поперек пограничного слоя в точке *=145 мм:

1—средняя скорость; 2—пульсации с частотой 515 Гц; 3—пульсации с частотой 638 Гц; 4—пульсации с частотой 733 Гц; 5—пульсации с частотой 850 Гц

Пульсации в пограничном . слое п=116 об/мин ^ЧГц 11^=15 м/с *** * х = 150мм

Л к ус тин а 6 потоке с моделью п — 46 об/ман II =15 м/с

Дну стана 6 пустой трубе

п = 116 об/мин

1/00=16 м/с

Акустика В пустой трубе п = 112 об/мин 11^ = 15 м/с

1,0 /, кГц

Рис. 5. Сравнение частотных спектров пульсаций в пограничном слое и акустических пульсаций в потоке

Для того, чтобы выяснить природу этих пульсаций, были проделаны следующие измерения. Были измерены профили амплитуды колебаний в пограничном слое на частотах этих пиков (рис. 4) в точке х= 145 мм. Все эти профили, имеют форму с тремя максимумами, характерную для вихревых волн неустойчивости, развивающихся после появления точки перегиба в профиле средней скорости и потери устойчивости пограничным слоем [3]. Кроме того, были измерены длины волн колебаний на этих частотах и определена скорость их распространения. Это было сделано по известной методике [4], когда в потоке создаются акустические колебания той же частоты, позволяющие стабилизировать фазу колебаний в пограничном слое и определить длину волны последних по изменению фазы относительно опорного сигнала при перемещении датчика. Результаты измерений приведены в таблице. Длина волны % уменьшается с ростом частоты колебаний /, а относительная скорость распространения сТ, определяемая как сг=л-/:/(7ос, примерно одинакова для колебаний с различными частотами и составляет 0,54—0,57 скорости набегающего потока, что соответствует результатам, полученным в [2] для одиночной волны. Данные о скорости распространения колебаний, так же, как и описанные выше профили пульсаций, свидетельствуют о их вихревой природе.

Одной из причин возникновения волн неустойчивости с несколькими дискретными частотами может быть их возбуждение акустическим фоном трубы [5]. В экс-

. /. Гц 515' 638 733 850

X, мм 16 13,25 11,5 9.5

сг 0,549 0,565 0,564 0,538

периментах на плоской пластине в этой же аэродинамической трубе [6] продемонстрированы такой эффект и впервые определены коэффициенты преобразования акустических возмущений в вихревые. На рис. 5 приведены в одном и том же масштабе по оси абсцисс частотные спектры пульсаций в пограничном слое (*=155 мм), а также акустических пульсаций в потоке над верхней поверхностью модели и в потоке в пустой трубе без модели. Причем измерения частотного состава шума в пустой трубе выполнялись как при той же скорости потока (число оборотов вентилятора п несколько снизилось из-за отсутствия загромождения трубы), так и при том же числе оборотов, но несколько большей скорости. Видно, что дискретные частоты пульсаций в пограничном слое соответствуют частотам акустических пульсаций в пустой трубе при одинаковом числе оборотов вентилятора. Несовпадение частот составляет не более 20 Гц, или менее 4% и его можно объяснить изменением акустического фона в рабочей части в присутствии модели, вызванного изменением поля скоростей.

По-видимому, в пограничном слое возбуждаются пульсации не на всех дискретных частотах акустического фона трубы, а только на тех из них, которые соответствуют диапазону неустойчивости данного течения. Если в частотном спектре пульсаций в пограничном слое, рис. 5 (*=150 мм), «отрезать» выступающие пики дискретных частот, то этот диапазон неустойчивости будет хорошо заметен в полосе от 0,5 кГц до 1,25 кГц. Акустические колебания, лежащие вне этого диапазона, вихревых пульсаций в пограничном слое не возбуждают.

Средняя частота диапазона неустойчивости составляет примерно 850 Гц, а длина волны колебаний с этой частотой, как показано выше, равна 9,5 мм. Безразмерное волновое число 2я6/%, рассчитанное для точки, в области которой формируется профиль средней скорости с точкой перегиба и начинается рост пульсаций (в данном случае точка *=120 мм), имеет величину 2я6Д=0,99. Это подтверждает вывод работы [2] о том, что для средней длины волны в диапазоне неустойчивости выполняется соотношение

Х=2 зтб,

где б — толщина пограничного слоя, определенная по 99%-ной местной скорости потока в точке, указанной выше.

Таким образом, проведенные исследования показали, что влияние акустического фона на ламинарный пограничный слой на крыле может привести к возбуждению в области неустойчивости нескольких волновых пакетов на частотах, соответствующих дискретным частотам этого фона.

ЛИТЕРАТУРА

1. Занин Б. Ю., Козлов В. В. Натурные исследования структуры пограничного слоя.— Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. 14, № 6.

2. Занин Б. Ю. О параметрах волн неустойчивости в пограничном слое. —ИФЖ, 1987, т. 53, № 4.

3. Довгаль А. В., Козлов В. В., Косорыгин В. С., Рамазанов М. П. Влияние возмущений на структуру течения в области отрыва,—ДАН СССР, 1981, т. 258, № 1.

4. Довгаль 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. Г и н е в с к и й А. С., Власов Е. В., Колесников А. В. Аэроакустические взаимодействия. — М.: Машиностроение, 1978.

6. Косорыгин В. С., Поляков № Ф. Возбуждение неустойчивых волн в дозвуковом ламинарном пограничном слое звуком.—VI Всесоюзный съезд по теоретической и прикладной механике. Аннотации докладов. — Ташкент, 1986.

7—«Ученые записки» № 1

Рукопись поступила 10/11 1989 г.

97