авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:   || 2 | 3 |
-- [ Страница 1 ] --

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

НОВОСИБИРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

ФИЗИЧЕСКИЙ ФАКУЛЬТЕТ

Б. Ю. Занин, В. В. Козлов

ВИХРЕВЫЕ СТРУКТУРЫ

В ДОЗВУКОВЫХ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЯХ

Учебное пособие

Новосибирск

2011

УДК 533.6.011.5:533.69.01

ББК В253я73-1

З281

Занин Б. Ю., Козлов В. В. Вихревые структуры в дозвуковых отрывных

течениях: Учеб. пособие / Новосиб. гос. ун-т. Новосибирск, 2011. 116 c.

ISBN 978-5-94356-942-5 В учебном пособии представлены результаты большого цикла экспери ментальных исследований обтекания тел в аэродинамических трубах при малых дозвуковых скоростях потока. Объект исследований — отрыв погра ничного слоя на моделях крыльев. Показано, что в области отрыва возника ют одна или несколько пар крупномасштабных вихрей. Зафиксировано мно гообразие форм вихревого течения при отрыве турбулентного пограничного слоя и при срыве на прямых (прямоугольных при виде в плане) крыльях.

Большое внимание уделено исследованиям новых способов управления об теканием крыльев с помощью воздействия на вихревые структуры.

Предназначено для студентов и аспирантов высших учебных заведений технической направленности, а также для инженеров и научных работни ков, занимающихся изучением движений вязкой жидкости и газа.

Рецензенты:

д-р физ.-мат. наук А. В. Бойко, д-р физ.-мат. наук С. В. Сухинин Издание подготовлено в рамках реализации Программы развития го сударственного образовательного учреждения высшего профессиональ ного образования «Новосибирский государственный университет» на 2009–2018 годы.

Издание одобрено ученым советом Института теоретической и приклад ной механики им. С. А. Христиановича СО РАН.

© Новосибирский государственный университет, ISBN 978-5-94356-942-5 © Занин Б. Ю., Козлов В. В., Оглавление Введение........................................................................................................ Обзор литературы по трехмерной структуре отрывных течений............ Глава 1. Образование вихревых структур при отрыве турбулентного пограничного слоя............................................................ 1.1. Картины течения при различных углах атаки и скоростях потока................................................................................ 1.2. Влияние неровностей и выступов на структуру течения.......... 1.3. Картины течения при наличии перегородок на крыле и при большом удлинении крыла..............................................

.......... 1.4. Влияние турбулентности набегающего потока........................... 1.5. Термоанемометрические измерения............................................ Глава 2. Срыв с передней кромки(глобальный или полный отрыв)...... 2.1. Влияние удлинения модели на картину течения........................ 2.2. Влияние угла скольжения............................................................ 2.3. Влияние концевых шайб.............................................................. 2.4. Влияние турбулентности потока. Термоанемометрические и ЖК-измерения при низкой и высокой турбулентности................. 2.5. Гистерезис отрыва при изменении скорости потока.................. Глава 3. Управление срывом при помощи звука...................................... 3.1. Присоединение оторвавшегося потока при звуковом воздействии.................................................................... 3.2. Влияние звука на трехмерную картину течения при срыве...... 3.3. Особенности развития возмущений в срыве при акустическом воздействии............................................................ 3.4. Образование продольных структур при акустическом воздействии на отрыв........................................... Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия.......... 4.1. Влияние выступов на срыв(без присоединения потока)............ 4.2. Влияние выступов на срыв (с присоединением потока)............ 4.3. Развитие возмущений при срыве и в присоединенном течении............................................................... 4.4. Управление с помощью локального вдува.................................. 4.5. Применение крыла с волнистой поверхностью.......................... 4.6. Управление с помощью электрического разряда........................ Заключение............................................................................................... Список литературы.................................................................................. Приложение. Компакт-диск с видеофильмом об экспериментах по управлению обтеканием крыла с помощью акустического воздействия.

ввеДение Отрыв потока — это одно из физических явлений, возникающих при дви жении газов или жидкостей над твердой поверхностью или, наоборот, при движении тела в неподвижной жидкости или газе, заключающееся в том, что поток перестает двигаться вдоль поверхности и отходит от нее. Общие сведения о явлении отрыва можно найти в монографиях [1–5]. Два фактора являются определяющими для возникновения отрыва потока: вязкость и из менения давления вдоль поверхности. Необходимым условием отрыва по тока от поверхности является возрастание давления в направлении течения, т. е. положительный (неблагоприятный) градиент давления. Такие условия возникают, например, при обтекании крыла. Верхняя поверхность крыла обычно имеет выпуклую форму, что и приводит к появлению неблагопри ятного градиента давления и отрыва потока в задней части крыла. Влияние вязкости приводит к тому, что вблизи поверхности поток теряет скорость из за трения о поверхность, и возникает тонкий слой воздуха, условно говоря, «прилипший» к поверхности, называемый пограничным слоем. В погранич ном слое скорость движения воздуха увеличивается с увеличением расстоя ния от поверхности. Рассматриваемый в литературе отрыв потока во многих случаях является отрывом пограничного слоя. Под влиянием нарастающего давления происходит торможение потока, причем быстрее тормозятся ча стицы жидкости внутри пограничного слоя, поскольку у них меньше ско рость и, следовательно, меньше запас кинетической энергии. В некотором сечении трение на стенке исчезает;

это и есть точка отрыва потока. За этой точкой возникает возвратное течение от задней кромки крыла к передней.

Отрыв потока следует рассматривать во взаимосвязи с еще одним фунда ментальным физическим явлением, возникающим в потоках жидкостей или газов, — переходом течения в пограничном слое из ламинарного состояния в турбулентное. Существуют различные варианты взаимосвязи отрыва по тока и ламинарно-турбулентного перехода. Например, возникновение отры ва ускоряет переход к турбулентному течению. С другой стороны, отрыв турбулентного пограничного слоя происходит при более высоком неблаго приятном градиенте давления, чем отрыв ламинарного пограничного слоя.

В данной работе рассматриваются отрывные течения, имеющие место на телах в форме крыльев при малых скоростях потока воздуха (до 100 м/ сек).

При такой скорости сжимаемостью воздуха можно пренебречь и рассма тривать его как течение несжимаемой вязкой жидкости. Поскольку такая скорость значительно меньше скорости распространения звука в воздухе, течение называется дозвуковым. В работе [6] описаны различные варианты и формы отрывных течений, возникающих на крыльях при малых дозвуко вых скоростях. Показано, что характер отрыва потока зависит от скорости Введение движения, формы поверхности крыла и угла, под которым крыло располо жено к воздушному потоку. Этот угол называется углом атаки. Именно угол атаки определяет вид отрыва. Варианты отрыва, возможные при различных углах атаки, показаны на рис. 1.1 (данные из работы [6]).

Ламинарно-турбулентный переход Турбулентное Ламинарный течение пограничный слой а Отрыв Присоединение U 2 в б U U Рис. 1.1. Схемы отрывных течений над верхней поверхностью крыла: а — с образованием отрывного пузыря;

б — пузырь вблизи передней кромки и отрыв турбулентного пограничного слоя в задней части крыла;

в — срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв);

1 — переход от ламинарного течения к турбулентному;

2 — зона отрывного пузыря;

3 — область отрыва турбулентного пограничного слоя;

4 — область срыва потока;

5 — вихри по краям крыла Так, при малом значении угла атаки, рис. 1.1, а, ламинарный погранич ный слой отрывается от поверхности крыла в области неблагоприятного градиента в средней части крыла. В оторвавшемся течении происходит ламинарно-турбулентный переход, и турбулентный поток присоединяется обратно к поверхности крыла. При этом возникает местная зона отрыва, ко торая называется «ламинарный отрывной пузырь» и которая имеет неболь шие размеры по сравнению с размерами самого крыла. В этом случае от рывная область на крыле существует в виде узкой полосы, вытянутой вдоль размаха, а на большей части крыла течение безотрывное (присоединенное).

При увеличении угла атаки отрывной пузырь сдвигается к передней кромке крыла, а в задней части крыла может возникнуть еще один отрыв — отрыв Введение турбулентного пограничного слоя (рис. 1.1, б). При турбулентном отрыве не происходит присоединения оторвавшегося потока к поверхности крыла и зона отрыва включает всю область от линии отрыва до задней кромки кры ла. При дальнейшем увеличении угла атаки возникает отрыв потока вблизи передней кромки, называемый также срывом, глобальным или полным от рывом (рис. 1.1, в). Угол атаки, при котором происходит срыв, называет ся критическим, поскольку в этом случае происходит резкое уменьшение подъемной силы крыла, т. е. самолет теряет опору в воздухе и переходит в режим свободного падения, что может привести к катастрофическим по следствиям. При достижении критического угла атаки область отрыва зани мает всю поверхность крыла от передней до задней кромки.

Изучение отрыва потока было и остается задачей многочисленных ис следований. В результате различными авторами предложены двумерные мо дели отрывных течений. Однако такие модели не учитывают трехмерность течения, присущую в большинстве случаев областям отрыва. Ввиду этого важное новое направление в изучении отрывных течений — исследование их внутренней пространственной структуры. Проведены многочисленные эксперименты, в которых показано, что существуют вихри, возникающие внутри области отрыва и вращающиеся в плоскости крыла. Такое вихревое движение, возникающее при отрыве потока, обнаружено в исследованиях различными экспериментальными методами: визуализацией течений с по мощью шелковинок, струйками дыма и масляными пленками, нанесенными на поверхность моделей.

Новое направление в изучении отрывных явлений, развиваемое в данной работе, — изучение трехмерной структуры отрыва, возникающего на пря мом двумерном крыле. Вплоть до начала 80-х гг. предполагалось, что в слу чае обтекания двумерного крыла течение в области отрыва также является двумерным, за исключением концевых эффектов. Последующие наблюде ния показали, что эти предположения неверны. Было обнаружено, что в об ласти отрыва существуют крупномасштабные вихри в форме «грибообраз ных» структур, вращающиеся в плоскости крыла и создающие перетекание потока в поперечном направлении. Систематического изучения подобных явлений не проводилось. Не изучались различия трехмерных структур при срыве и при турбулентном отрыве, поведение этих структур при внешних воздействиях и причины их возникновения. Предполагалось лишь, что об разование трехмерной картины течения связано с неустойчивостью течения в слое смешения над областью отрыва. Исследования развития возмущений в оторвавшемся течении могут пролить свет на этот вопрос. Хотя имеется большое количество работ по изучению отрывных течений, необходимо от метить, что их авторы подробно исследуют распределенные средние харак Введение теристики течения (распределение давления и средней скорости, суммар ные аэродинамические характеристики и структуру течения) в двумерной постановке, но не проводят исследований влияния трехмерности течения на развитие возмущений.

В экспериментах в аэродинамических трубах зафиксировано многообра зие форм вихревого течения при отрыве турбулентного пограничного слоя и при срыве на прямых (прямоугольных при виде в плане) крыльях. Обна ружены как общие свойства таких течений, выражающиеся в образовании крупномасштабных парных вихрей, вращающихся в плоскости крыла, так и отличия в топологии вихревых структур в зависимости от типа отрыва, краевых условий, удлинения крыла и других факторов. Существование та ких вихрей открывает новое направление в изучении турбулентного отры ва и срыва потока, так как принципиально изменяет физическую картину течения, первоначально предполагавшуюся двумерной, и требует создания новой модели явления отрыва, с учетом его трехмерности.

Отрыв потока от поверхности крыла оказывает, как известно, большое влияние на аэродинамические характеристики, снижая подъемную силу и увеличивая лобовое сопротивление, и поэтому представляет собой явление нежелательное и требующее устранения. Проблема воздействия на отрыв не имеет однозначного решения из-за многообразия форм его существования, и для каждого типа отрыва выбор эффективных способов воздействия тре бует знания структуры данного отрывного течения и её поведения под влия нием внешних возмущений.

Новый способ улучшения обтекания — воздействие на крупномасштаб ные вихри, возникающие в зоне отрыва. Оказалось, что эти вихри обладают восприимчивостью к внешним возмущениям, и это их свойство дает новые возможности для управления течением на поверхности крыла. Поэтому ис следования пространственной вихревой структуры отрывных течений име ют большое практическое значение.

Изучение отрывных течений очень важно для малоразмерных летатель ных аппаратов различного назначения, которые в настоящее время получают все более широкое распространение. Связано это с несколькими причина ми: их экономичностью, уникальными возможностями для ведения воздуш ного наблюдения и малой уязвимостью. В настоящее время существует на стоятельная необходимость улучшения их летных качеств. Дело в том, что используемые на таких аппаратах классические дозвуковые профили крыла, устойчивые к срыву потока, имеют большое сопротивление на малых (до критических) углах атаки в результате образования обширных отрывных пузырей. Ввиду этого обеспечение безотрывного обтекания — актуаль ная задача, решение которой позволит повысить несущие свойства крыла.

Введение Малые размеры аппаратов позволяют проводить эксперименты в аэроди намических трубах на их полноразмерных моделях при натурных числах Рейнольдса. Описанные ниже экспериментальные результаты могут быть полезны, в первую очередь, именно при создании таких аппаратов.

В целом данная работа посвящена изучению вихревых структур, возни кающих из-за неустойчивости течения в двух последовательно сменяющих друг друга при увеличении угла атаки, вариантах обтекания крыла: при от рыве турбулентного пограничного слоя и при срыве с передней кромки.

ОБЗОР лиТеРаТУРЫ ПО ТРеХМеРнОЙ СТРУКТУРе ОТРЫвнЫХ ТеЧениЙ Изучению пространственной структуры отрывных течений посвящены многочисленные работы (см., например, публикации [7–37]). Эти исследо вания показали, что при отрыве потока на двумерных телах течение в об ласти отрыва не является двумерным как в отношении средних во времени, так и мгновенных характеристик течения, а обладает сложной трехмерной вихревой структурой, в которой доминируют скоррелированные между со бой крупномасштабные квазистационарные и нестационарные вихревые образования.

В работе [7] впервые было обнаружено, что при отрыве потока на прямом крыле в области отрыва возникают «грибообразные» структуры, каждая из которых представляет собой пару крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла в противоположные стороны. Было исследовано влияние удлинения модели на картину течения. На модели с удлинением = 3 воз никала одна «грибообразная» структура (рис. 1.2). Чем больше было удли нение модели (т. е. чем больше было «удлинение» зоны отрыва по размаху крыла), тем больше таких структур образовывалось в зоне отрыва. Автора ми работы [7] предложена пространственная схема обтекания крыла малого удлинения после возникновения срыва. В соответствии с этой схемой при срыве возникает трехмерный «отрывной пузырь» — пространственная зона рециркуляционного течения. Вдоль задней кромки расположен вторичный вихрь, вращающийся в направлении, противоположном направлению вра щения скобообразного вихря.

U Рис. 1.2. Картина течения при срыве потока на модели прямого крыла [Винкельман, Барлоу, 1980] Существование при отрыве потока парных противовращающихся в пло скости крыла вихревых структур было продемонстрировано также в рабо тах [8–11]. Надо отметить, что в этих работах не делалось различия между глобальным отрывом (срывом) с передней кромки и происходящим ниже по потоку турбулентным отрывом и не исследовались возможные отличия в топологии этих течений.

Обзор литературы по трехмерной структуре отрывных течений В работе [12] был предложен один из возможных механизмов образова ния трехмерных структур при двумерном отрыве потока (рис. 1.3). Пред полагалось, что существующий вдоль линии отрыва сдвиговый слой гене рирует в оторвавшемся потоке вихри с осью, параллельной линии отрыва (рис. 1.3, а). Эта вихревая система неустойчива: развивающиеся волно вые возмущения (рис. 1.3, б) приводят в итоге к образованию трехмерных структур, показанных на рис. 1.3, в. Визуализацией с помощью поверхност ных покрытий можно получить след этих структур на поверхности крыла (рис. 1.3, г). В данной работе была предложена приближенная формула для определения количества вихревых пар на крыле в зоне отрыва:

n = /17,2 k tgv, где n — число вихревых пар;

— удлинение крыла;

k — расстояние между линией отрыва и фокусом вихря, отнесенное к хорде;

v — угол атаки, при котором впервые появляется отрыв. По мнению авторов работы [12], ука занная формула позволяет в первом приближении оценить число «грибоо бразных» структур на прямоугольных крыльях различного удлинения. Было получено хорошее совпадение с ранее полученными экспериментальными результатами.

б а г в Рис. 1.3. Схема возникновения вих ревых структур в области отрыва [Weihs, Katz, 1983] Систематические исследования аэродинамических характеристик и ви зуализация структуры течения при отрыве потока на крыле малого удлине ния = 1 были выполнены в ЦАГИ [13;

14]. Возникновение при некотором угле атаки отрыва потока в носовой части крыла приводило, при сильном взаимодействии концевых жгутов с пограничным слоем, к скачкообразно му развитию сложного вихревого течения с обширной циркуляционной зо ной в середине крыла (рис. 1.4). Дальнейшее увеличение угла атаки вплоть Обзор литературы по трехмерной структуре отрывных течений до критического не сказывалось на положении и размерах циркуляционной зоны. Эти эксперименты были продолжены на крыльях такого же удлине ния = 1, имевших различную толщину профиля. Увеличение толщины профиля от с = 0,05 до с = 0,12 сдвигало на большие углы атаки начало возникновения сложного вихревого течения с обширной циркуляционной зоной. На более толстом крыле (с = 0,21) на угле атаки примерно 10° в но совой части появлялся отрывной пузырь протяженностью 2–2,5 % хорды, затем наблюдалась область вторичного присоединения и, в задней части крыла, новая застойная зона, увеличивающаяся с ростом угла атаки свыше 30°–34° с последующим появлением в окрестности задней кромки области с возвратным течением. При увеличении угла атаки до 41°–42° происходил взрыв пузыря и уменьшение подъемной силы крыла в результате срыва с передней кромки.

Рис. 1.4. Схема течения при срыве на модели крыла малого удлинения [Нейланд, Столяров, 1982] Визуализация картин течения на верхней поверхности толстого прямо угольного крыла (с = 0,18) с удлинением = 5 выполнена в работе [15].

Эксперименты проводились при различных числах Рейнольдса при прямом и обратном ходах изменения угла атаки. На крыле возникал отрывной пу зырь в передней части профиля и застойная зона в области задней кром ки, размер которой зависит от числа Рейнольдса (рис. 1.5). Возникновение турбулентного отрыва и его развитие с ростом угла атаки приводило к на рушению линейной зависимости величины подъемной силы от угла атаки.

При достижении критического угла атаки происходило соединение указан ных отрывных зон («взрыв» вихря) и возникновение полного отрыва. При уменьшении угла атаки восстановление пузыря отрывного течения про исходило на существенно меньших углах атаки, чем при его увеличении, т. е. в некотором диапазоне углов атаки была обнаружена неединственность Обзор литературы по трехмерной структуре отрывных течений структуры течения, что является причиной гистерезиза аэродинамических характеристик.

Рис. 1.5. Влияние числа Рейнольдса на картину течения на верхней поверхности «толстого»

крыла при угле атаки 16°: а–в – Re = 0,38 106;

0,59 106;

0,78 106;

1 — присоединенное течение;

2 — отрывной пузырь;

3 — застойная зона;

4 — влияние концевых вихрей [Колмаков и др., 1985] Визуализация картины течения на поверхности крыла при углах атаки, превышающих критический, выполнена в [16]. На части крыла в одном или нескольких местах по размаху происходил отрыв потока с носка про филя и эти отрывные зоны соединялись с областью турбулентного отрыва (рис. 1.6). Отрывные зоны имели форму треугольников или трапеций, по боковым сторонам которых образовывалось течение типа вихревых жгутов.

Внутри зоны отрыва наблюдалось вихревое движение в плоскости крыла с точками типа фокусов. Расположение и размер зон отрыва с носка имели случайный характер и были существенно нестационарны даже при стацио нарных внешних условиях.

Обзор литературы по трехмерной структуре отрывных течений 4 3 U Рис. 1.6. Картина течения на поверхности модели крыла на закритических углах атаки: 1 — поперечное течение вдоль передней кромки;

2 — вихревое течение;

3 — срыв с передней кромки;

4 — вихревые структуры в задней части крыла;

5 — линия турбулентного отрыва [Головкин и др., 1987] Визуализация методом шелковинок трехмерной картины течения при отрыве в задней части прямоугольного крыла описана в [17]. Сравнитель ные картины течения на поверхности крыла при визуализации «саже масляными» покрытиями представлены в [18]. Есть несколько работ, посвя щенных визуализации картин течения при отрыве потока на модели прямого крыла, с одной стороны консольно закрепленного к стенке аэродинамиче ской трубы (см. работы [19–21]).

Оказалось, что при срыве потока на модели крыла возникает самовра щение крыла вокруг вертикальной оси [22]. Это явление объясняется пе риодическими изменениями обтекания при срыве. Вихри на правой и левой частях крыла возникают не одновременно, а по очереди, т. е. обтекание не симметричное. Это приводит к появлению вращающей силы переменного направления, из-за чего крыло начинает совершать колебания вокруг вер тикальной оси.

Разрабатываются новые методы управления отрывом на крыльях, пред полагающие такое воздействие, чтобы устранить отрыв и обеспечить при соединенное течение. В последних работах по этой тематике применяется вдув струй, используются вихрегенераторы и самоотклоняющиеся щитки в области отрыва [23–26].

Отрыв потока на стреловидных крыльях изучался В. В. Струминским и другими сотрудниками ЦАГИ еще в 40-х гг. ХХ в. в связи с появлением самолетов с такими крыльями [27]. Оказалось, что отрыв начинается с кон цевых частей крыла, с его законцовок, и постепенно распространяется на всю поверхность крыла. Были предложены конструктивные решения, пре пятствующие отрыву потока. В настоящее время появляются новые работы об отрыве потока на стреловидных крыльях [28;

29].

Исследования отрыва потока в других конфигурациях, помимо обтека ния аэродинамических профилей и крыльев, показывают, что трехмерность Обзор литературы по трехмерной структуре отрывных течений поля скоростей является универсальным свойством течения в крупномас штабных отрывных областях. Нестационарные и квазистационарные про странственные вихревые структуры наблюдались разными авторами при отрыве потока на телах вращения [3;

9–11], при отрыве потока на пласти не, имеющей поперечное ребро [30–33], перед уступом поверхности и за ним [34].

Они наблюдались также при обтекании двумерного препятствия на пло ской поверхности, ограниченной боковыми стенками [35], в угловых конфи гурациях и полуканалах [36], и в прямоугольных кавернах [37].

глава 1. ОБРаЗОвание виХРевЫХ СТРУКТУР ПРи ОТРЫве ТУРБУленТнОгО ПОгРаниЧнОгО СлОЯ 1.1. Картины течения при различных углах атаки и скоростях потока Изучение структуры течения при отрыве турбулентного пограничного слоя на верхней поверхности модели прямоугольного крыла с помощью визуализации поверхностных линий тока было целью описанных далее ис следований [38;

39]. Эксперименты проводились в малотурбулентной аэро динамической трубе Т-324 ИТПМ СО РАН. Использовалась прямоугольная модель крыла с ламинарным профилем NACA 63-2-615. Размах модели 1 м, хорда 0,27 м, удлинение 3,7. Установленная в трубе модель упиралась торца ми в стенки рабочей части, т. е. моделировалось двумерное обтекание, при котором отсутствуют концевые эффекты из-за перетекания потока. Модель выставлялась на выбранном угле атаки до начала эксперимента, и в ходе про дувки угол атаки не изменялся. Визуализация проводилась методом, относя щимся к классу «саже-масляных покрытий». В данном случае использовал ся состав, представляющий смесь порошка двуокиси титана с керосином.

Состав в жидком виде наносился на поверхность модели и затем, в процессе обтекания модели потоком воздуха в аэродинамической трубе, постепенно высыхал, после чего эксперимент прекращался, модель извлекалась из рабо чей части и образовавшаяся картина течения фотографировалась.

Эксперименты по визуализации были дополнены термоанемометриче скими измерениями пространственного распределения средней скорости и амплитуды пульсаций при турбулентном отрыве. Эти эксперименты про водились в малой аэродинамической трубе МТ-324 и описаны в разд. 1.5.

На рис. 1.7 и 1.8 представлены результаты, показывающие влияние угла атаки на картину течения в зоне турбулентного отрыва на верхней по верхности модели. Скорость потока составляла 32 м/с, число Рейнольдса 0,58 106, диапазон углов атаки от 8,6° до 18,4°. Около носика по всему раз маху образуется узкий отрывный пузырь шириной несколько миллиметров, параллельный передней кромке модели. Ниже пузыря пограничный слой на модели, как показали термоанемометрические измерения, присоединялся и был полностью турбулентным. Отрыв турбулентного пограничного слоя начинался ниже по потоку вблизи задней кромки модели см. рис. 1.7, a, на котором приведена картина визуализации при угле атаки 8,6°. Посередине зоны отрыва видна сформировавшаяся пара вихрей, на остальной части зоны отрыва образование вихрей только начинается. Небольшое увеличе ние угла атаки до 9,1° (рис. 1.7, б) приводило к увеличению ширины зоны отрыва, в которой формируются пять хорошо различимых вихревых пар.

Глава 1. Отрыв турбулентного пограничного слоя Дальнейшее увеличение угла атаки сопровождалось уменьшением чис ла вихревых пар в зоне отрыва в результате слияния соседних вихрей из разных пар. При угле атаки 12,1° (рис. 1.7, в) этот процесс продолжался, а при угле атаки 12,3° (рис. 1.7, г) четко фиксировались три вихревые пары.

В этом случае единой линии отрыва перед вихревыми парами не наблюда ется, в промежутках между ними жидкость течет вниз по потоку, а возврат ные течения возникают только вблизи задней кромки. При увеличении угла атаки до 16,8° (рис. 1.8, а) на крыле осталось две вихревых пары, а при угле атаки 18,4° — одна (рис. 1.8, б). Далее происходит перестройка структуры течения и вместо турбулентного отрыва возникает ламинарный глобальный отрыв также с одной парой вихрей (рис. 1.8, в). Фокусы вихрей сдвигаются вверх по потоку.

В ходе экспериментов было обнаружено, что на некоторых режимах течения влияние на картину течения оказывает сама масляная пленка, из менение состояния которой в ходе эксперимента приводило к изменению типа отрыва. Такой случай показан на рис. 1.8, г (скорость потока 47 м/с, число Рейнольдса 0,85 106, угол атаки 18,4°). Сначала, пока керосин не а б в г Рис. 1.7. Отрыв турбулентного пограничного слоя. Влияние угла атаки: а–г — угол атаки 8,6, 9,1, 12,1, 12,3° соответственно Картины течения при различных углах атаки и скоростях потока а б в г Рис. 1.8. Отрыв турбулентного пограничного слоя. Влияние угла атаки: а–г — угол атаки 16,8, 18,4, 21,4, 18,4° соответственно высох и покрытие было жидким, на модели возникал ламинарный отрыв с передней кромки. После высыхания керосина частички двуокиси титана, скопившиеся около линии отрыва, приводили к турбулизации пограничного слоя, и на модели в процессе эксперимента происходило изменение струк туры течения от ламинарного отрыва с передней кромки к турбулентному отрыву. Поэтому на рис. 1.8, г видны две линии отрыва — первоначального ламинарного и возникшего затем турбулентного.

Изменение скорости потока также оказывает влияние на карти ну течения при турбулентном отрыве. На рис. 1.9 показаны резуль таты визуализации при скоростях потока 16 м/с (рис. 1.9, а) и 32 м/с (рис. 1.9, б). Угол атаки в обоих случаях составлял 12,3°, число Рейнольдса 0,29 106 и 0,58 106 cоответственно. При этом наблюдается четкое разли чие: если в первом случае на крыле существует четыре пары вихрей, одна из которых выражена слабее других, то при увеличении скорости потока до 32 м/с одна из пар полностью исчезает.

Глава 1. Отрыв турбулентного пограничного слоя а 16 м/с б 32 м/с Рис. 1.9. Отрыв турбулентного пограничного слоя.

Влияние скорости потока 1.2. влияние неровностей и выступов на структуру течения Результаты визуализации структуры турбулентного отрыва на крыле с то чечными выступами показаны на рис. 1.10. Угол атаки крыла по-прежнему составляет 12,3°;

первоначальная картина течения на модели без выступов показана на рис. 1.10, а. При установке на передней кромке модели на оси симметрии выступа в виде конуса высотой 6 мм картина течения существен но изменяется (рис. 1.10, б). Турбулентный след за выступом, попадая в об ласть отрыва, приводит к образованию там дополнительных вихрей, разде ляя центральную вихревую пару на две.

Вихревое течение в области турбулентного отрыва наблюдается и при наличии на поверхности крыла нескольких выступов. На рис. 1.10, в пока зана картина течения с пятью выступами, установленными не на передней кромке, а в центральной части крыла на 40 % хорды. В промежутках между следами от выступов существуют парные вихри.

Оказалось, что течение на нижней поверхности крыла также вносит свой вклад в формирование вихревых структур на его верхней поверхности. Этот факт был обнаружен после того, как на нижней поверхности вблизи задней кромки (80 % хорды) на оси симметрии был установлен большой выступаю щий элемент в виде конуса высотой 40 мм. Это привело, как показано на рис. 1.10, г, к изменению количества вихревых пар в области отрыва.

Далее на поверхности модели вблизи передней кромки были сделаны ли нейные выступы из полос изоленты толщиной 1,5 мм. Рис. 1.11, а — перво начальная картина на модели без выступов. На рис. 1.11, б показана картина течения с выступами, занимающими 25 % размаха с каждого края модели.

Оказалось, что основные изменения произошли не за выступами, а между 1.3. Картины течения при наличии перегородок...

а б в г Рис. 1.10. Влияние точечных выступов на картину течения при отрыве турбулентного пограничного слоя:

а — без выступов;

б — конический выступ высотой 6 мм на передней кромке;

в — пять выступов на 40 % хорды;

г — выступ на нижней поверхности крыла ними. Центральная вихревая пара исчезла, а за линейными выступами вих ревые пары сохранились. В задней части модели наблюдалось интенсивное перетекание от центра к краям крыла.

Был также рассмотрен случай, когда выступ занимает одну половину размаха, а вторая остается гладкой (рис. 1.11, в). За выступом образовалась одна вихревая пара большого размера, а на гладкой части сохранилась одна из первоначальных вихревых пар.

1.3. Картины течения при наличии перегородок на крыле и при большом удлинении крыла Эксперименты проводились при угле атаки 12,3°, при котором на мо дели с удлинением 3,7 существуют три вихревые пары (рис. 1.10, а). Для изменения удлинения на модель устанавливались вертикальные пластины Глава 1. Отрыв турбулентного пограничного слоя а выступ выступ } } б выступ } в Рис. 1.11. Влияние длинных выступов на картину течения при отрыве турбулентного пограничного слоя на различном расстоянии друг от друга, и затем проводилась визуализация картины течения на поверхности модели между пластинами. Картины те чения между перегородками приведены на рис. 1.12. Удлинение последо вательно уменьшалось до 1,8;

1,4 и 0,9. Были обнаружены существенные отличия структуры турбулентного отрыва от первоначальной, показанной на рис. 1.10, а когда размах модели был ограничен стенками рабочей ча сти. Так, при удлинении 1,8 крупномасштабные вихри, вращающиеся в пло скости крыла, располагались симметрично с двух сторон вблизи задней кромки, а между ними происходило растекание в поперечном направлении, рис. 1.12, а. Каждый из этих крупномасштабных вихрей является частью вихревой пары, в которой второй вихрь имеет меньший размер и располо жен около вертикальной пластины ближе к передней кромке модели. При уменьшении удлинения до 1,4 картина течения становится несимметричной (рис. 1.12, б), а при удлинении 0,9 на модели остаются только два вихря в ле вом нижнем угле модели (рис. 1.12, в). Таким образом, уменьшение размаха модели с помощью вертикальных пластин привело к принципиальным из менениям структуры турбулентного отрыва, а именно к исчезновению «гри бообразных» структур, увеличению размера области отрыва в углах между 1.3. Картины течения при наличии перегородок...

поверхностью модели и пластинами, и к появлению в этих углах вихревых пар из вихрей разной формы и величины.

а б в Рис. 1.12. Влияние перегородок на картину течения при отрыве турбулентного пограничного слоя Картина течения на модели большого удлинения, равного 10, приведена на рис. 1.13. Размах модели 1 м, хорда 100 мм, угол атаки 10°. Хорошо видно большое количество вихревых пар в области отрыва.

Отрывной пузырь Вихри в области отрыва турбулентного пограничного слоя Рис. 1.13. Отрыв турбулентного пограничного слоя на модели крыла большого удлинения Глава 1. Отрыв турбулентного пограничного слоя 1.4. влияние турбулентности набегающего потока Эксперименты проводились в малой аэродинамической трубе МТ-324 на модели с хордой 100 мм и размахом 200 мм. Повышение уровня пульсаций в рабочей части обеспечивалось с помощью турбулизирующей сетки, уста навливавшейся в сопле рабочей части. Сетка была сделана из проволоки диаметром 1 мм и имела ячейки квадратной формы 2 2 мм. После уста новки этой сетки уровень пульсаций набегающего потока в рабочей части увеличивался до 1 %. Полученные результаты представлены на рис. 1.14 — модель без закрылка и без концевых шайб, и на рис. 1.15 — модель с за крылком и с концевыми шайбами.

а б Рис. 1.14. Отрыв турбулентного пограничного слоя при низкой и высокой турбулентности набегающего потока: а — низкая (0,1 %) степень турбулентности;

б — высокая (1 %) степень турбулентности На модели без закрылка эксперименты были проведены при скорости потока 19 м/сек и угле атаки 13° (рис. 1.14, а). Вблизи передней кромки модели образовалась структура, которую можно идентифицировать как от рывной пузырь — расположенная вдоль размаха полоса. За этой полосой присоединенный турбулентный пограничный слой, а ниже по потоку про исходит отрыв турбулентного пограничного слоя. Здесь, в задней части мо 1.4. Влияние турбулентности набегающего потока а б Рис. 1.15. Отрыв турбулентного пограничного слоя на модели с закрылком при низкой и высокой турбулентности набегающего потока: а — низкая (0,4 %) степень турбулентности;

б — высокая (1 %) степень турбулентности дели, отсутствует единая область отрыва, но есть грибообразная структура и два вихря по краям модели. После установки турбулизирующей сетки кар тина течения существенно изменилась (рис. 1.14, б). Пузырь вблизи перед ней кромки исчез, в задней части модели в области турбулентного отрыва уменьшилась грибообразная структура, а вихри по краям модели остались без изменения. Затем эксперименты были продолжены на модели с закрыл ком и с концевыми шайбами (рис. 1.15). Закрылок был отклонен вверх на угол 10 градусов. Скорость потока составляла 14 м/сек, угол атаки 14°. Экс перименты проводились в открытой рабочей части. При низкой внешней турбулентности в пузыре вблизи передней кромки хорошо видны следы вихревого движения жидкости. В задней части модели существует грибоо бразная структура, а вихри по краям модели стали значительно меньше: по видимому, это следствие влияния концевых шайб. После установки турбу Глава 1. Отрыв турбулентного пограничного слоя лизирующей сетки вместо отрывного пузыря образовалась расположенная вдоль размаха тонкая структура с вихревым движением от краев к центру модели, как это видно по следам от движения покрытия. Ниже по потоку от этой структуры на модели присоединенное течение. Грибообразная струк тура у задней кромки исчезла полностью.

Таким образом, оказалось, что повышенный уровень пульсаций в набе гающем потоке влияет не только на ламинарное течение в передней части модели, но и на область турбулентного течения на поверхности модели, осо бенно на картину течения при турбулентном отрыве.

1.5. Термоанемометрические измерения Эксперименты проводились в Институте теоретической и прикладной механики в малой аэродинамической трубе МТ-324 с закрытой рабочей ча стью квадратного сечения размером 200 200 мм. Исследовалось обтекание модели прямого крыла с хордой 100 мм. Размах модели составлял 200 мм, торцы модели упирались в стенки рабочей части и, таким образом, исклю чалось перетекание потока по краям модели. Модель устанавливалась под углом атаки 12°, и в ходе эксперимента угол атаки не изменялся. Скорость потока составляла 21 м/с, число Рейнольдса по хорде 1,4 105. Экспери менты проводились с использованием двух методов: визуализации и тер моанемометрических измерений. Визуализация, выполнявшаяся по способу «масляного покрытия» (смесь масла, керосина и порошка двуокиси титана), позволила получить картину течения на поверхности модели, а последую щие термоанемометрические измерения дали информацию о распределе нии средней скорости и пульсаций над поверхностью крыла. Эти измерения выполнялись термоанемометром DISA 55M01 с однониточным датчиком.

Сигнал с термоанемометра через АЦП вводился в компьютер «Макинтош».

Предварительно проводилась тарировка датчика при различных скоростях потока, что позволило получить количественные величины указанных выше параметров течения. Эксперименты описаны в работе [40].

На рис. 1.16 приведены фотография результатов визуализации карти ны течения на поверхности модели и схема течения, поясняющая эти ре зультаты. В носовой части модели существует ламинарный отрыв потока с последующим присоединением, т. е. образуется ламинарный отрывной пузырь в виде узкой полосы, параллельной передней кромке модели, по все му размаху крыла, как показано на схеме. Над этим пузырем происходит ламинарно-турбулентный переход, ниже пузыря на модели — турбулентный пограничный слой. Далее по хорде в задней части модели происходит отрыв этого турбулентного пограничного слоя. В области турбулентного отрыва возникает возвратное течение и образуется одиночная «подковообразная»

1.5. Термоанемометрические измерения структура, состоящая из пары вихрей, вращающихся в противоположном направлении. По краям модели вблизи стенок рабочей части также образова лись вихри. В промежутках между подковообразной структурой и краевыми вихрями течение присоединено к поверхности и направлено к задней кром ке модели. Таким образом, визуализация показывает, что в данном случае не существует единой зоны отрыва, а имеются три отдельные области — одна в центре и две по краям модели, в углах между ее поверхностью и боковыми кромками трубы.

a -- б Рис. 1.16. Картина течения с отрывным пузырем вблизи передней кромки и отрывом турбулентного пограничного слоя в задней части крыла: а — фотография картины визуализации;

б — схема течения;

1 — ламинарный отрывной пузырь;

2 — область отрыва турбулентного пограничного слоя Термоанемометрические измерения профилей средней скорости по оси симметрии этой вихревой структуры вдоль хорды модели дали результаты, показанные на рис. 1.17, а и подтверждающие существование отрыва в зад ней части профиля. Профиль средней скорости в точке х = 0,9 имеет отрыв Глава 1. Отрыв турбулентного пограничного слоя Y, мм 0, a 0, 0, 0, 4 0, 0, 0, 2 x = 0, 0 0 0 0 0 0 0 0 U, м/с u', % б 0, 0,2 0,4 0,8 1, 0 x Рис. 1.17. Профили средней скорости потока (а) и кривая нарастания пульсаций (б) на поверхности крыла ную форму. По мере приближения к области отрыва происходит постепен ная трансформация профиля средней скорости, на нем появляется участок почти линейного изменения скорости по высоте (х = 0,7).

Визуализация показала, что передняя граница подковообразной структу ры находится примерно на уровне х = 0,6. Однако, судя по профилям сред ней скорости, полученным с помощью термоанемометрических измерений, в этом месте отрыва еще нет. Данное обстоятельство показывает, что перед няя часть подковообразной структуры формируется в присоединенном те чении.

Наличие на крыле одновременно отрывного пузыря и турбулентного от рыва отражается на распределении амплитуды пульсаций вдоль хорды моде ли. Изменения уровня возмущений вдоль линии равных средних скоростей, составляющих 0,6 от скорости набегающего потока, показано на рис. 1.17, б.

Пульсации резко возрастают в области ламинарно-турбулентного перехода в носовой части профиля над отрывным пузырем. После перехода к турбу 1.5. Термоанемометрические измерения u'f x = 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0,05 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0,05 0, 5 f, кГц Рис. 1.18. Частотный состав пульсаций в пограничном слое лентности уровень пульсаций значительно уменьшается и далее начинает постепенно нарастать по мере приближения к области турбулентного от рыва и в самом отрыве. Максимальная амплитуда пульсаций в этом месте превышает амплитуду пульсаций при ламинарно-турбулентном переходе.

Частотный анализ нарастающих пульсаций показал существование па кета волн неустойчивости при переходе к турбулентности в носовой части модели (рис. 1.18). После перехода к турбулентности наблюдалось равно мерное распределение пульсаций по частоте (х = 0,4 и х = 0,5). В области Глава 1. Отрыв турбулентного пограничного слоя турбулентного отрыва происходит значительное возрастание пульсаций на низких частотах (х = 0,9 и 0,95).

Изменения структуры течения в трансверсальном направлении по Z по казаны на рис. 1.19. Измерения проведены в сечениях х = 0,2 (за зоной отрыв ного пузыря) и х = 0,95 (в области турбулентного отрыва). Обнаружено, что существуют значительные отклонения средней скорости потока (рис. 1.19, а) и амплитуды пульсаций (рис. 1.19, б) в центральной части модели. Сред няя скорость потока значительно уменьшается, а амплитуда пульсаций зна чительно увеличивается вблизи оси симметрии модели в центре отрывного пузыря и в центре подковообразной структуры.

U, м/с x = 0, a x = 0, 0 z, мм –40 –20 0 u', % 10 x = 0, б x = 0, 40 z, мм –40 –20 0 Рис. 1.19. Изменение средней скорости потока (а) и амплитуды пульсаций (б) в поперечном направлении вдоль размаха крыла вблизи передней и задней кромок Таким образом, показано, что перед отрывом турбулентного погранич ного слоя происходит постепенное нарастание амплитуды пульсаций вдоль хорды крыла, а в областях отрыва обнаружены значительные изменения средней скорости потока в трансверсальном направлении как в передней, так и в задней части крыла.

глава 2. СРЫв С ПеРеДнеЙ КРОМКи (глОБалЬнЫЙ или ПОлнЫЙ ОТРЫв) 2.1. влияние удлинения модели на картину течения Обзор работ по данной тематике показал, что неотъемлемым свойством течения при срыве (называемом также глобальным отрывом) и при отрыве турбулентного пограничного слоя является появление крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла. Наши исследования турбулентно го отрыва, описанные в предыдущей главе, показывают, что при увеличении угла атаки количество вихревых пар в области турбулентного отрыва умень шается, и к тому моменту, когда турбулентный отрыв сменяется срывом по тока с передней кромки, на крыле существует только одна вихревая пара.

Таким образом, исходная картина пространственного течения при срыве предполагает наличие на поверхности прямого крыла двух крупномасштаб ных вихрей, вращающихся в противоположные стороны, при этом ядра вих рей расположены вблизи передней кромки модели по краям крыла (рис. 2.1).

Является ли такая структура единственным типом течения при срыве или возможны другие варианты? Для ответа на этот вопрос необходимо было провести исследования срывного обтекания крыльев различного удлинения.

Результаты таких исследований приведены в работе [41] и описаны ниже.

U Рис. 2.1. Картина течения и схема течения при срыве потока на модели прямого крыла Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) Эксперименты проведены в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324. В экспериментах использовались прямоугольные модели крыльев, из готовленные из дерева и покрытые лаком. Модели отличались друг от друга размерами (хордой и размахом) и удлинением (отношение размаха к хорде), что позволяло оценить влияние этих параметров на картину течения. Для исследования влияния угла скольжения (угол между направлением набега ющего потока и плоскостью симметрии крыла) модели поворачивались на своих подставках так, чтобы этот угол составлял 0, 15 или 30°. Следует от метить, что картина течения на поверхности модели сильно зависит от угла атаки. В экспериментах модели устанавливались под достаточно большими углами атаки, при которых наблюдается срыв потока с передней кромки.

Этот угол атаки определялся при помощи наклеенных на поверхность мо дели шелковинок, показывающих направление потока. Дело в том, что при достижении угла атаки, на котором происходит срыв, на поверхности моде ли возникает возвратное течение от задней кромки к передней. Поиск угла атаки, на котором происходит срыв, проводился на моделях, установленных под нулевым углом скольжения. Визуальное обнаружение возвратного тече ния по направлению шелковинок от задней кромки к передней служило при знаком существования срыва потока. Затем шелковинки убирались, и все последующие эксперименты проводились уже на данном угле атаки, кото рый не изменялся в ходе продувки.

Основным методом исследований картины течения была «саже масляная» визуализация. Этот термин здесь употребляется условно, по скольку в реальности использовалась не сажа, а порошок двуокиси титана, смешанный с керосином. Метод состоит в следующем: верхняя поверхность модели крыла покрывается раствором, затем крыло устанавливается в ра бочую часть аэродинамической трубы и оставляется там под воздействием набегающего потока до полного высыхания раствора. После проведения эксперимента картины течения фотографируются. Образовавшаяся картина дает представление о предельных линиях тока на поверхности крыла.

Вихревые структуры, наблюдаемые с помощью саже-масляной визуа лизации, по-видимому, должны были отразиться на распределении стати ческого давления по поверхности крыла. Для малоразмерных беспилотных летательных аппаратов это представляется особенно важным, потому что автоматические системы управления летательным аппаратом нуждаются в надёжной информации о наличии или отсутствии отрыва на крыле са молёта. Наиболее надёжным и легко осуществимым способом получения такой информации является способ измерения распределения давления по обтекаемому телу, поэтому на одной из моделей были проведены измере ния статического давления на ее поверхности. Для этого был использован 2.1. Влияние удлинения модели на картину течения перемещаемый по поверхности модели приемник статического давления, диаметром 0,8 мм, подключенный к манометру. Сравнительные измерения статического давления с помощью дренажа и таким датчиком показали, что погрешность не превышает 5 % от скоростного напора. Датчик устанавли вался на державке координатного комплекса, позволявшего перемещать дат чик в автоматическом режиме и получать информацию в большом количе стве точек на поверхности модели.

Описанные в этом разделе эксперименты показали, как краевые условия влияют на образование парных крупномасштабных вихрей на поверхности модели крыла. Дело в том, что в предыдущих экспериментах обнаружива лась только одна пара вихрей в области срыва. Однако при отрыве турбу лентного пограничного слоя в задней части крыла всегда образовывалось несколько пар вихрей;

как следствие, высказывались предположения, что в области срыва большое влияние оказывают краевые эффекты, и вихри об разуются только у боковых кромок модели. Для того чтобы проверить эти предположения, эксперименты были проведены на моделях с разным удли нением, что позволило оценить влияние краевых эффектов на картину тече ния. Полученные результаты представлены на рис. 2.2 как картины течения при срыве потока на моделях крыльев с удлинением от 0,9 до 10, в диапазо не скоростей потока от 10 до 30 м/сек. В этих экспериментах впервые было зарегистрировано образование при срыве не одной, а двух пар вихрей на крыле большого удлинения.


a б в г Рис. 2.2. Влияние удлинения модели на картину течения при срыве: а–г — удлинение 0,9, 2, 4,8, 10 соответственно Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) На рис. 2.2, а показана картина течения на крыле малого удлинения. Хо рошо видны два вихря вблизи передней кромки по краям модели. Впервые аналогичные картины были опубликованы в исследованиях В. Я. Нейланда с соавторами [13]. Было показано, что при отрыве потока возникает сложное вихревое течение в центральной части крыла, и обнаружен эффект гистере зиса аэродинамических характеристик. Следует пояснить, что в [13] угол атаки модели постепенно увеличивался в ходе эксперимента, в то время как в данном случае модель устанавливалась на выбранном угле атаки до начала продувки. Тем не менее, результаты очень похожи.

На рис. 2.2, б приведена картина течения на модели с удлинением, рав ным 2. В области отрыва на поверхности модели также присутствуют два вихря, и они расположены в центральной и задней части модели. Между вихрями существует возвратное течение от задней кромки вихря к передней и затем растекание от центра модели в трансверсальном направлении, вдоль линии растекания направо и налево к фокусам вихрей. В передней части модели существует застойная зона, расположенная между линией отрыва потока у передней кромки модели и уже упомянутой линией растекания.

На модели с удлинением 4,8 (рис. 2.2, в), в отличие от описанных выше результатов, не наблюдается ярко выраженных фокусов вихрей, но в це лом сохраняется вихревое течение, наиболее хорошо заметное по краям модели.

Оказалось, что на модели большого удлинения, равного 10, в области срыва возникает две пары вихрей (рис. 2.2, г). Эти результаты показали, что появление вихрей в области срыва связано не только с влиянием краевых эффектов. По-видимому, есть некий предельный размер вихревой пары, и если размах крыла больше этого предельного размера, то образуется уже не одна, а две вихревые пары.

2.2. влияние угла скольжения Данные эксперименты проводились на двух моделях крыльев с удлине нием 4,8 и 10. Принципиальное различие между этими моделями в том, что при обтекании без скольжения на первой образуется одна пара вихрей, а на модели большого удлинения — две пары вихрей. Скорость потока в описы ваемых экспериментах составляла 30 м/с, угол атаки 12°.

На поверхности модели с удлинением 4,8 (рис. 2.3), при нулевом угле скольжения (рис. 2.3, а) при срыве существует одна пара вихрей, хорошо за метных у боковых кромок модели. При повороте модели на угол скольжения 15° (рис. 2.3, б) размеры левого вихря значительно уменьшились, при этом на большей части модели доминирует правый вихрь, закручивающий поток по часовой стрелке. Еще более кардинально изменяется обтекание при уве 2.2. Влияние угла скольжения личении угла скольжения до 30°. В этом случае на поверхности модели вме сто пары вихрей остался только один вихрь, сдвинувшийся к левому краю модели и вращающийся по часовой стрелке (рис. 2.3, в).

U a U б U в Рис. 2.3. Влияние угла скольжения на картину течения при срыве на модели крыла удлинением 4,8: а–в — угол скольжения 0, 15, 30° соответственно На этой модели получены данные о статическом давлении на ее поверх ности. Область измерений простиралась от передней до задней кромки и от оси симметрии модели до приблизительно одной четвертой части размаха.

Найдено, что для прямого крыла без скольжения (рис. 2.4, а) при срыве по тока распределение давления, даже вблизи от оси симметрии крыла, носит трёхмерный характер вследствие влияния концевого вихря, но градиенты давления небольшие. На передней кромке крыла, обтекаемого со скольжени ем (рис. 2.4, б), в зоне центра вихря давление минимально и увеличивается от центра к краю крыла и от передней кромки к задней. Кривая распределения давления вдоль хорды (рис. 2.4, в) для крыла без скольжения имеет вид, ха Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) рактерный для срывного обтекания, а для крыла с углом скольжения 30° из вида кривой следует, что в этом сечении срыва нет, течение присоединённое.

Оказалось, что на скользящих крыльях области отрывного вихревого обтека ния могут близко соседствовать с областями безотрывного присоединённого течения. Это обстоятельство накладывает более строгие требования к выбо ру места установки датчиков давления для систем, дающих информацию об угле атаки крыла. Датчики должны располагаться не только по линии хорды, но и по размаху крыла. Конкретное положение и требуемое количество дат чиков зависит как от стреловидности крыла, так и от его удлинения.

x, мм a –150 –50 – z, мм x, мм б –350 –200 –100 z, мм в –2, Cp –1, –0, –0, 60 120 x, мм Рис. 2.4. Распределение статического давления на поверхности модели крыла (а–б) и вдоль хорды по оси симметрии (в): а–б — угол скольжения 0 и 15° соответственно;

1–2 — угол скольжения 0 и 15° соответственно 2.2. Влияние угла скольжения На поверхности модели с удлинением, равным 10 (рис. 2.5) при обте кании без скольжения (рис. 2.5, а) в области отрыва имеются две вихревые пары, как это было отмечено выше. При угле скольжения 15° в левой ча сти модели сохранилась вихревая пара, но произошло присоединение по тока на правой части модели (рис. 2.5, б). Здесь линии тока на поверхности модели направлены от передней кромки к задней, но вдоль задней кромки существует течение в левую часть модели к фокусу вихря. При увеличении угла скольжения до 30° вихри на поверхности модели полностью исчезли (рис. 2.5, в), однако сохранилось течение справа налево вдоль задней кромки модели.

U a U б U в Рис. 2.5. Влияние угла скольжения на картину течения при срыве на модели крыла удлинением 10: а–в — угол скольжения 0, 15, 30° соответственно В проведенных исследованиях найдено, что на крыле, обтекаемом без скольжения, возможно образование не только одной, но и двух вихревых пар, если крыло имеет достаточное удлинение. Показано, что ненулевой угол скольжения приводит к возникновению несимметричных вихревых структур и, при большой величине этого угла, к их полному исчезновению.

Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) 2.3. влияние концевых шайб Влияние концевых шайб на картину течения изучалось сначала на кры ле малого удлинения. Исследовалось срывное обтекание модели крыла с удлинением 0,88 с симметричным профилем, имевшем относительную толщину 16 %. Размах крыла составляет 198 мм, длина хорды — 225 мм.

Модель устанавливалась под углом атаки 27°, и в ходе экспериментов угол атаки не изменялся. Скорость набегающего потока 16 м/с, число Рейнольдса по хорде 2,4 105. Эксперименты проводились в аэродинамической трубе МТ-324 ИТПМ СО РАН с открытой рабочей частью. Визуализация осу ществлялась методом масляной пленки.

При таком режиме обтекания на крыле возникает срыв потока, при этом на поверхности была получена ярко выраженная структура из двух вихрей (рис. 2.6), аналогичная наблюдавшейся ранее в работе Нейланда и Столяро ва [13]. Очевидно наличие на крыле возвратного течения с линией растека ния вдоль передней кромки.

Рис. 2.6. Влияние концевых шайб на картину течения при срыве на модели крыла малого удлинения 0,9 при угле атаки 27° и числе Рейнольдса 0,5 2.3. Влияние концевых шайб Если же на профиль устанавливали концевые шайбы, то картина течения изменялась, поскольку устранялось перетекание потока по краям и вслед ствие этого не было влияния концевых вихрей (см. рис. 2.6). Однако трех мерность картины течения сохранялась: в области отрыва также возникали два крупномасштабных вихря, вращающихся в плоскости крыла в противо положные стороны, хотя их форма и расположение были не такими, как на модели без концевых шайб.

Затем были исследовано влияние концевых шайб на модели с удлинени ем 2 (см. работу [42]). Эксперименты проводились в дозвуковой аэродина мической трубе МТ-324. Изучалось обтекание верхней поверхности модели прямоугольного крыла, изготовленной из дерева и имевшей симметричный профиль с хордой 102 мм и относительной толщиной 15 %. Размах модели составлял 200 мм. Модель устанавливалась в открытой рабочей части аэро динамической трубы под углами атаки 16° или 26°. Во время эксперимента угол атаки не изменялся. Расстояние от сопла аэродинамической трубы до передней кромки модели 60 мм. Скорость потока составляла 14 м/сек, а чис ло Рейнольдса по хорде модели 0,9 105.

На рис. 2.7 показана картина и схема течения на поверхности крыла с вер тикальными пластинами по бокам, а на рис. 2.8 — на поверхности крыла без таких пластин. Угол атаки модели составлял 16°. На модели происходит отрыв потока (срыв) вблизи передней кромки и область отрыва занимает всю поверность модели. В области отрыва возникает возвратное течение на поверхности модели от задней кромки к передней. (На этом и последующих рисунках направление набегающего потока сверху вниз.) Линия отрыва хорошо видна в передней части модели как тонкая чер та вдоль размаха. Она показывает, что происходит двумерный отрыв. Од нако в области отрыва течение является трехмерным. Возникают сложные структуры, представляющие собой крупномасштабные парные вихри, вра щающиеся в плоскости крыла. Форма и количество этих вихрей зависит от условий обтекания по краям модели. На крыле с концевыми пластинами (рис. 2.7) существует одна пара таких вихрей большого размера (по одно му вихрю справа и слева от оси симметрии крыла). Если концевые шайбы убрать (рис. 2.8), то картина течения существенно изменяется. Отрыв по тока происходит в том же месте, но крупномасштабные вихри в области от рыва имеют другую форму и размеры. Вместо одной пары вихрей теперь их две. При этом симметрия течения сохраняется. Таким образом, перетекание потока с нижней поверхности на верхнюю существенно изменяет вихревую картину течения на всей поверхности крыла.

Последующие эксперименты показали, что если устранить перетекание не на всей боковой кромке крыла, а только на ее небольшой части, то карти Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) Рис. 2.8. Структура течения Рис. 2.7. Структура течения при срыве на модели крыла без при срыве на модели крыла с концевых шайб: 1 — линия отрыва;


концевыми шайбами: 1 — линия 2 — возвратное течение;

3 — отрыва;

2 — возвратное течение;

3 — крупномасштабные вихри;

4 — зона крупномасштабные вихри влияния концевых вихрей на течения также изменится. На рис. 2.9 показаны результаты визуализации в том случае, когда шайбы были установлены только в передней части бо ковой кромки крыла, а на рис. 2.10 — только в ее хвостовой части. Видно, что картины течения существенно различаются. Причем шайбы в передней части крыла дают примерно такую же картину течения, как и шайбы, за нимающие всю боковую кромку (см. рис. 2.9). Шайбы в задней части крыла (рис. 2.10) дают абсолютно другую картину течения. Таким образом, топо логия течения при срыве существенно зависит от наличия или отсутствия перетекания потока с нижней поверхности на верхнюю в передней части крыла.

2.4. влияние турбулентности потока. Термоанемометрические и ЖК-измерения при низкой и высокой турбулентности Большое влияние на срыв оказывает уровень турбулентности набегающе го потока. Известно, что отличительной особенностью крупномасштабных вихрей, возникающих в области отрыва, является их высокая восприимчи 2.4. Влияние турбулентности потока Рис. 2.10. Структура течения при Рис. 2.9. Структура течения при срыве на модели крыла с короткими срыве на модели крыла с короткими концевыми шайбами в задней части концевыми шайбами в передней части крыла: 1 — линия отрыва;

2 — возвратное крыла: 1 — линия отрыва;

2 — возвратное течение;

3 — крупномасштабные вихри течение;

3 — крупномасштабные вихри вость к внешним возмущениям, что дает возможность управлять течением, воздействуя на эти вихри. Однако по этой же причине фоновые возмуще ния, имеющиеся в набегающем потоке (вихревые, акустические и вибраци онные) могут существенно влиять на изучаемое явление. Для оценки такого влияния используется способ искусственного возбуждения тех или иных возмущений в первоначально слабовозмущенном потоке. Этот способ был применен в данной работе. Поток в рабочей части аэродинамической трубы был искусственно затурбулизован с помощью проволочной сетки, и прове дено сравнение результатов, полученных при низкой и высокой турбулент ности.

На рис. 2.11 и 2.12 показаны результаты визуализации при низкой и вы сокой степени турбулентности потока, составлявшей 0,4 и 1 % соответствен но. Эксперименты были проведены в трубе МТ-324 на модели с удлинением 2 (см. работу [42]). Высокий уровень турбулентности был достигнут с по мощью турбулизирующей сетки, устанавливавшейся в сопле на расстоянии 200 мм перед началом рабочей части аэродинамической трубы. Сетка была изготовлена из проволоки диаметром 0,3 мм и имела квадратные ячейки раз мером 2,4 2,4 мм.

Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) При угле атаки 26° (рис. 2.11) высокая внешняя турбулентность приво дит к тому, что на крыле сохраняется срыв, но его вихревая структура пре терпевает изменения. В передней части модели появляется застойная зона в виде узкой полосы вдоль размаха. Фокусы вихрей становятся меньше по размерам и сдвигаются ближе к передней кромке.

Оказалось, что при угле атаки 16°, на котором были проведены экспери менты по влиянию шайб, высокая внешняя турбулентность приводит к при соединению потока (рис. 2.12). В передней части крыла возникает узкий отрывной пузырь, ниже которого на поверхности модели присоединенное течение.

Рис. 2.12. Устранение срыва при Рис. 2.11. Влияние высокой высокой турбулентности набегающего турбулентности потока (1 %) на картину потока (1 %) при угле атаки 16°: 1 — течения при срыве при угле атаки 26°:

зона ламинарного присоединенного 1 — линия отрыва;

2 — застойная течения;

2 — отрывной пузырь;

3 — зона;

3 — возвратное течение;

4 — зона присоединенного турбулентного крупномасштабные вихри течения Введение в отрывное течение измерительных датчиков или зондов также может изменить его структуру. Поэтому представляется перспективным ис следование отрыва с помощью бесконтактных методов диагностики пото ков, к которым относится метод жидкокристаллической термометрии [43].

В наших экспериментах [44–49] использовалась новая модификация этого метода, в которой на поверхности модели создавался постоянный тепловой поток. Проведено сравнение результатов, полученных этим методом, с дан ными сажемасляной визуализации и термоанемометрии.

2.4. Влияние турбулентности потока В экспериментах [49] изучалось влияние высокой турбулентности набе гающего потока на обтекание верхней поверхности модели прямоугольного крыла, изготовленной из дерева и имевшей симметричный профиль с от носительной толщиной 15 % и хордой b = 232 мм. Размах модели составлял 208 мм, удлинение 0,9. Модель устанавливалась в открытой рабочей части аэродинамической трубы под углом атаки 27°. Во время эксперимента угол атаки не изменялся. Расстояние от турбулизирующей сетки до передней кромки модели 260 мм. Скорость потока составляла 12 м/сек, а число Рей нольдса по хорде модели 1,8 105.

Исследования проводились с помощью визуализации картины течения на поверхности крыла методами жидкокристаллических покрытий и «саже масляных» (смесь порошка двуокиси титана и керосина) покрытий, а также посредством термоанемометрических измерений средних скоростей и пуль саций течения над моделью.

Метод визуализации пристенного течения с помощью жидкокристалли ческой термографии описан в [43]. Поверхность деревянной модели крыла покрывается тонкой термоиндикаторной пленкой. Модель нагревается до определенной температуры внешним источником тепла и помещается в по ток. Различные элементы поверхности охлаждаются с разной интенсивно стью, и получаемые последовательно по времени картины распределения температуры позволяют судить о структуре пограничного слоя.

В данной работе для исследования срывного течения использовалась новая модификация этого метода с постоянным тепловым потоком. Поверх ность модели под термоиндикаторной пленкой была покрыта электриче ским нагревателем, изготовленным из стальной фольги толщиной 0,05 мм.

Для получения равномерного распределения плотности электрического тока и, следовательно, нагрева подвод питания осуществлялся через мед ные шины, сопротивление которых мало по сравнению с сопротивлением нагревателя. Подводимая мощность составляла 500–700 Вт/м2, что соответ ствовало перегреву модели относительно набегающего потока на 10–15° С.

Поскольку модель изготовлена из дерева, то нежелательные тепловые по тери от поверхности внутрь модели были невелики. Проведенные оценки показали, что после установления стационарного поля температуры эти по тери не превышают 6 % от всей выделяемой мощности вследствие малой те плопроводности дерева и малой толщины стальной фольги. Таким образом, с точностью, достаточной для наблюдения структуры пограничного слоя, можно было считать, что тепловой поток через единицу площади постоянен по поверхности модели.

Для измерения установившегося поля температур использовалась про цедура регистрации результатов жидкокристаллической термографии, опи Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) санная в работе [43]. Рабочий диапазон температур термоиндикаторной жидкокристаллической пленки, наклеивавшейся на нагреватель и использо вавшейся для визуализации, составлял 28–34° С. Для измерения коэффици ента теплоотдачи использовалась термоиндикаторная пленка с рабочим диа пазоном температур 32,5–35° С. Цветовая картина на поверхности модели фиксировалась на видеокамеру. Исходный сигнал раскладывался в цветовой ряд RGB (базовые цвета — красный, зеленый, синий) и далее записывался в компьютере. После этого сигнал преобразовывался в более удобный для последующего анализа формат HIS (цветовой тон, насыщенность, интен сивность). Цветовые распределения пересчитывались в поля температуры с использованием калибровочной зависимости цветового тона от темпера туры, которая обеспечивала точность примерно 0,1° C.

Преимуществом метода жидких кристаллов с использованием постоян ного теплового потока является возможность поддержания постоянной по времени температуры нагревателя и, следовательно, получения стационар ной картины температурного распределения при обтекании модели, а также возможность определения величины коэффициента теплоотдачи.

На рис. 2.13 и 2.14 показаны картины саже-масляной и ЖК — визуализа ции, а также схемы течения на верхней поверхности крыла. Набегающий по ток направлен сверху вниз. На рис. 2.13 представлены данные, полученные при низкой внешней турбулентности, а на рис. 2.14 — при высокой. В обо их случаях на крыле возникает срыв потока с передней кромки. Над крылом между концевыми вихрями (1), образующимися из-за перетекания потока с нижней поверхности на верхнюю, существует область возвратного тече ния (3). В этой области наблюдаются два вихря, вращающихся в плоскости крыла с фокусами вблизи передней кромки (2). Эти результаты согласуются с полученными ранее данными, см. выше результаты, полученные на крыле с удлинением 2. Увеличение внешней турбулентности привело к тому, что фокусы вихрей стали меньше и сместились ближе к передним углам мо дели. Вблизи передней кромки крыла появилась узкая поперечная полоса шириной во весь размах крыла (5). Температура внутри этой полосы выше, чем в других точках поверхности, что свидетельствует о слабом массопере носе. По-видимому, эта полоса является застойной зоной типа отрывного пузыря. Ниже этой зоны температура максимальна в местах расположения фокусов вихрей. Охлаждение поверхности усиливается в области возврат ного течения в центральной части крыла. В задней части крыла (4) течение сильно возмущено концевыми вихрями. Здесь также существует неравно мерное распределение температуры по размаху крыла, хорошо заметное на картинках ЖК-визуализации и проявляющееся в существовании одинако вых температурных областей слева и справа от оси симметрии.

2.4. Влияние турбулентности потока 2 Рис. 2.13. Срыв с передней кромки при низкой (0,4 %) турбулентности потока.

Визуализация методом жидкокристаллических покрытий Рис. 2.14. Срыв с передней кромки при высокой (1 %) турбулентности потока.

Визуализация методом жидкокристаллических покрытий Картина течения при срыве, полученная при помощи визуализации, была дополнена термоанемометрическими измерениями амплитуды продольных пульсаций и профилей средней скорости течения над моделью. Кривые на растания пульсаций показаны на рис. 2.15. Измерения проводились вдоль хорды по оси симметрии модели. Пульсации измерялись на такой высоте в сдвиговом слое, на которой средняя скорость равна половине от скоро сти набегающего потока, т. е. вдоль линии равных средних скоростей. Ам плитуда пульсаций u' сначала быстро возрастает вблизи передней кромки вследствие перехода от ламинарного течения к турбулентному, а после за вершения перехода несколько уменьшается. Далее пульсации постепенно нарастают в области срыва. В задней части модели, занимаемой концевы ми вихрями, амплитуда пульсаций опять снижается. При высокой степени турбулентности набегающего потока переход к турбулентности завершается быстрее, т. е. ближе к передней кромке модели. В области срыва амплитуда пульсаций примерно одинакова при низкой и высокой внешней турбулент ности. Профили средней скорости, приведенные на рис. 2.16, показывают, что при высокой внешней турбулентности скорость возвратного течения Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) в области срыва возрастает практически в два раза. Следует отметить, что на рис. 2.16 показана только величина модуля скорости, так как термоане мометр с однониточным датчиком не позволяет измерить ее направление.

В области срыва течение направлено против скорости внешнего потока, что было подтверждено визуализацией с помощью шелковинок.

0, u/U 0, 0, • • 0, 0,0 0,2 0,4 0,6 0,8 1, x/b Рис. 2.15. Кривые нарастания пульсаций вдоль хорды по оси симметрии модели при низкой (1) и высокой (2) степени турбулентности потока 0, Y, мм • – • – 0, 0, 0, x/b = 0, 0 10 0 10 0 10 0 10 0 10 U0, м/с Рис. 2.16. Профили средней скорости вдоль хорды по оси симметрии модели при низкой (1) и высокой (2) степени турбулентности потока 2.4. Влияние турбулентности потока Было обнаружено, что при данных угле атаки и скорости потока можно устранить срыв и получить присоединенное течение на крыле. Для дости жения этого эффекта над передней частью модели была установлена пло ская пластина параллельно направлению внешнего течения на расстоянии 30 мм от поверхности крыла. Указанный эффект присоединения потока на блюдался как при низкой, так и высокой внешней турбулентности, однако оказалось, что если затем пластину убрать, то в первом случае происходит восстановление первоначального срывного течения, а во втором, при вы сокой турбулентности, течение остается присоединенным, т. е. происходит необратимое присоединение потока. Кроме того, отличается распределение температуры поверхности. Результаты визуализации при высокой степени турбулентности показаны на рис. 2.17 (в верхнем ряду представлены дан ные, полученные при срыве, а в нижнем — в присоединенном течении).

В передней части модели образовался узкий отрывной пузырь, ниже кото рого на поверхности присоединенный турбулентный пограничный слой.

Срыв Присоединенное течение Рис. 2.17. Сажемасляная и ЖК-визуализация срывного (сверху) и присоединенного (снизу) обтекания модели при высокой (1 %) степени турбулентности набегающего потока Сравнение картины течения в отрывных пузырях на поверхности модели при разном уровне турбулентности приведено на рис. 2.18. Внутри пузыря при высокой турбулентности температура вдоль размаха модели постоянна, в отличие от случая низкой турбулентности, при которой имеется неоднород ность течения внутри пузыря с двумя хорошо заметными фокусами. В зоне влияния концевых вихрей в задней части модели при высокой турбулентно сти появилась почти прямоугольная область с повышенной температурой, что свидетельствует об изменении характера течения в концевых вихрях.

Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) Рис. 2.18. Визуализация отрывных пузырей при низкой (слева) и при высокой (справа) степени турбулентности набегающего потока В целом проведенные исследования показали, что при увеличении внеш ней турбулентности изменяются размеры крупномасштабных вихрей, суще ствующих в области срыва, и значительно возрастает скорость возвратного течения. Вблизи передней кромки появляется застойная зона типа отрыв ного пузыря. Становится возможным необратимое устранение срыва, когда поток остается присоединенным после прекращения управляющего воздей ствия. Изменяется распределение тепловых потоков от нагретой модели.

2.5. гистерезис отрыва при изменении скорости потока Известно, что при увеличении и уменьшении угла атаки крыла суще ствуют различия в его аэродинамических характеристиках, таких как подъ емная сила и лобовое сопротивление. Это явление, как показано в работах [14;

15], связано с неединственностью картины обтекания крыла в некото ром диапазоне углов атаки. В работе [50] найдена взаимосвязь явления ги стерезиса с отрывом потока. Оказалось, что если изменить обтекание верх ней поверхности крыла (наклеив турбулизатор около передней кромки), то гистерезис вырождается. В работе [51] показано, что возможно существо 2.5. Гистерезис отрыва при изменении скорости потока вание нескольких петель гистерезиса при последовательном увеличении и уменьшении угла атаки крыла. Численные исследования гистерезиса описаны в работе [52].

В наших экспериментах, описанных в [53], наблюдались гистерезисные явления при обтекании крыла, установленного под постоянным углом атаки, если скорость потока сначала увеличивалась, а затем уменьшалась. В этих работах изучался глобальный отрыв (срыв с передней кромки) на модели прямого крыла. Было показано, что увеличение скорости может привести к устранению отрыва, а при последующем уменьшении скорости отрыв снова возникал при другой скорости, более низкой, т. е. существует гисте резис обтекания в некотором диапазоне скоростей потока. Угол атаки крыла при этом не изменялся. Было также обнаружено, что при помощи акустиче ского воздействия на течение в гистерезисном диапазоне скоростей можно добиться необратимого присоединения потока к поверхности крыла, т. е.

без восстановления отрыва после выключения звука. При скоростях потока ниже диапазона гистерезиса звуковое воздействие приводило к обратимому присоединению: после выключения звука отрыв восстанавливался.

Вклад трехмерной вихревой структуры отрывного течения в возникнове ние явления гистерезиса пока не исследован. Поэтому цель описанных ниже экспериментов заключалась в том, чтобы получить картины течения на по верхности крыла в гистерезисном диапазоне режимов обтекания и опреде лить, к каким изменениям трехмерной структуры отрывного течения при водит последовательное увеличение и уменьшение скорости потока и как эти изменения связаны с явлением гистерезиса. Результаты опубликованы в работе [53].

Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической тру бе Т-324 ИТПМ СО РАН. Использовалась модель прямого крыла, имеющая симметричный профиль относительной толщиной 10 %. Размах модели 945 мм, длина хорды 196 мм (удлинение 4,82). По краям модели были уста новлены шайбы (вертикальные пластины) для предотвращения перетекания потока. Угол атаки модели составлял 8о и в ходе экспериментов не изме нялся. Результаты были получены с помощью визуализации поверхностных линий тока методом масляной пленки.

При увеличении скорости потока от нуля до 22 м/с на модели, как по казали измерения с помощью термоанемометра, существовал срыв потока с передней кромки (глобальный отрыв). При достижении скорости 22 м/с (число Рейнольдса по хорде 2,9 105) происходило присоединение потока.

Затем скорость потока уменьшалась. Глобальный отрыв потока на модели восстанавливался про скорости 16 м/с (число Рейнольдса по хорде 2,1 105).

Таким образом, в диапазоне 16–22 м/с существует гистерезис обтекания мо Глава 2. Срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв) дели. Визуализация поверхностных линий тока с помощью масляной плен ки позволила выяснить особенности картины обтекания при гистерезисе.

На рис. 2.19 показаны полученные с помощью визуализации схемы тече ния на поверхности крыла при увеличении скорости потока. Оказалось, что при скорости 15,4 м/с, ниже диапазона гистерезиса, на модели существует глобальный отрыв (срыв) потока с передней кромки. Линии тока на поверх ности модели (рис. 2.19) показывают существование двух вихрей, вращаю щихся в противоположном направлении в плоскости крыла, с фокусами, расположенными вблизи передней кромки по краям модели. На большей части поверхности модели поток движется от задней кромки к передней.

Вблизи передней кромки поток движется вдоль линии растекания к фоку сам. По краям модели вблизи задней кромки течение присоединенное, что, по-видимому, является следствием влияния вихрей, возникающих в углах, образованных поверхностью модели и шайбами. Полученная картина ти пична для глобального отрыва потока и описана в предыдущем разделе.

Увеличение скорости до величины 17,6 м/с, лежащей внутри диапазона ги стерезиса, привело к присоединению потока по краям модели. На остальной части модели сохранились глобальный отрыв потока и вихревое течение от задней кромки к передней. При дальнейшем увеличении скорости до 20,8 м/с зоны присоединенного течения по краям модели значительно расширились.



Pages:   || 2 | 3 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.