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:     | 1 || 3 |

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ НОВОСИБИРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ФИЗИЧЕСКИЙ ФАКУЛЬТЕТ Б. Ю. Занин, В. В. Козлов ...»

-- [ Страница 2 ] --

U 17,6 м/с 17,6 м/с 20,8 м/с 20,8 м/с 23,2 м/с Рис. 2.19. Гистерезис обтекания при последовательном увеличении и уменьшении скорости потока 2.5. Гистерезис отрыва при изменении скорости потока В обеих зонах сформировались вблизи носка модели ламинарные отрывные пузыри (заштрихованные области), параллельные передней кромке модели.

При скорости потока 23,2 м/с (выше диапазона гистерезиса) течение полно стью присоединенное. Вблизи передней кромки хорошо виден ламинарный отрывной пузырь по всей ширине модели (заштрихован).

При последующем снижении скорости потока до 17,6 м/с (внутри диапа зона гистерезиса) течение остается присоединенным. Поток отрывается при снижении скорости до 16 м/с. При скорости 15,4 м/с наблюдается отрывное течение, как и до повышения скорости. Таким образом, возникновение ги стерезиса в отрывном обтекании крыла при постоянном угле атаки связано с тем, что при увеличении скорости потока присоединение происходит по степенно, начиная с краев модели, а при уменьшении скорости поток оста ется полностью присоединенным, пока это возможно, а затем происходит восстановление отрыва сразу на всей поверхности крыла. Ранее в работах [14;

15] подобное явление было обнаружено в исследованиях гистерезиса, возникающего при изменении угла атаки крыла: при увеличении угла атаки отрыв происходил мгновенно, а при последующем уменьшении угла атаки присоединение было постепенным.

В проведенных исследованиях впервые получена пространственная структура течения на модели крыла, установленной под постоянным углом атаки, в гистерезисном диапазоне скоростей потока. Возникновение гисте резиса связано с тем, что при увеличении скорости потока присоединение происходит постепенно, начиная с краев модели, а при уменьшении скоро сти поток остается полностью присоединенным, пока это возможно, а затем происходит восстановление глобального отрыва сразу на всей поверхности крыла.

глава 3. УПРавление СРЫвОМ ПРи ПОМОЩи ЗвУКа 3.1. Присоединение оторвавшегося потока при звуковом воздействии Возникновение срыва потока приводит к резкому изменению аэродина мических характеристик крыла — уменьшению подъемной силы и возрас танию лобового сопротивления. Поэтому срыв представляет из себя явление нежелательное и требующее устранения. Один из путей управления срывом основан на понимании той важной роли, которую играют неустойчивые воз мущения, развивающиеся в отрывных потоках. Этот путь представляется весьма перспективным, так как структура течения в области ламинарного отрыва существенно зависит от внешних воздействий. Создавая акустиче ские колебания в набегающем потоке, можно уменьшить или вообще лик видировать срыв.

Этот способ воздействия с помощью акустических колебаний был при менен в настоящей работе для управления срывом потока на нескольких моделях крыльев. Основное внимание уделялось изучению физического ме ханизма воздействия акустики на сдвиговый слой.

Большое количество данных об аэроакустических взаимодействиях при ведено в монографии [54]. В обзоре литературы, выполненном В. Н. Луши ным [55], отмечается, что воздействие внешних периодических возмущений на различные сдвиговые течения известно уже давно. Еще в ХIХ столетии наблюдалось воздействие звука на струйные течения [56]. В своей класси ческой работе по ламинарно-турбулентному переходу на плоской пласти не 1948 г. Шубауэр и Скрэмстед [57] отмечали существенное влияние на переход в пограничном слое как внешнего акустического воздействия, так и облучения пограничного слоя через отверстия в пластине. При исследова нии отрывных сдвиговых слоев за цилиндром [58], ступенькой [59] также отмечалось сильное воздействие периодических возмущений на структуру потока. При этом взаимодействие наблюдалось как для случая отрыва ла минарного пограничного слоя, так и при отрыве развитого турбулентного пограничного слоя [59].

То, что с помощью внешнего периодического воздействия можно суще ственно улучшить аэродинамические характеристики крыловых профилей, впервые было отмечено Чангом [60] и Коллинзом, Зеленевицем [61]. Авто ры этих работ указывали на существенную эффективность данного метода управления обтеканием профиля, в результате которого возможно дости жение 20–30 % уменьшения сопротивления и до 50 % увеличения подъем ной силы на больших углах атаки. Неудивительно поэтому возникновение интереса к этому способу управления обтеканием и у других исследовате 3.1. Присоединение оторвавшегося потока при звуковом воздействии лей [62–70]. Однако для того, чтобы в полной мере научиться пользоваться данным методом и показать возможность использования его на практике, необходимо понять физические механизмы, которые лежат в основе этого взаимодействия, установить диапазон применимости и взаимосвязь с пара метрами среднего течения. Как отмечают исследователи [63;

65], однознач ного ответа на этот вопрос получить в то время не удалось.

Свойства гидродинамической неустойчивости и другие стороны процес са ламинарно-турбулентного перехода в локальных отрывных течениях, ко торыми обусловлено применение указанного способа управления отрывом, были подробно рассмотрены в [71]. Как известно, возникновение отрыва сопровождается, как правило, развитием тех или иных мод неустойчиво сти, развивающихся в оторвавшемся сдвиговом течении;

в результате для изменения его усредненных во времени характеристик может оказаться до статочно слабого внешнего воздействия на частоте неустойчивых колеба ний. В частности, при срыве ламинарного потока эффективным способом управления является возбуждение возмущений, нарастающих в сдвиговом слое отрывающегося течения, стимулирующее переход к турбулентности за точкой отрыва. В экспериментах В. В. Козлова [72] была продемонстри рована связь эффекта управления (подавления отрывной зоны) с возбужде нием неустойчивости отрывающегося слоя внешними звуковыми волнами.

На рис. 3.1 показаны полученные в цитируемой работе профили средней скорости в пограничном слое в центральном сечении модели до и после акустического воздействия, которое привело к присоединению потока. По сле выключения звука отрыв восстанавливался. Продолжением работы по Рис. 3.1. Профили средней скорости над поверхностью модели крыла при срыве (белые значки) и в присоединенном течении (темные значки) [Козлов, 1985] Глава 3. Управление срывом при помощи звука этой тематике были эксперименты из настоящего цикла исследований, кото рые, в частности, показали возможность использования акустического воз действия для управления глобальным срывом (отрывом) на новом профиле С-16, разработанном для применения на спортивных пилотажных легкомо торных самолетах [74–76]. В этих экспериментах был обнаружен эффект необратимого присоединения потока при звуковом воздействии на глобаль ный отрыв в некоторых режимах обтекания прямого и стреловидного крыла с указанным профилем. Явление выражалось в том, что после прекращения звукового воздействия режим срыва не восстанавливался, а пограничный слой оставался присоединенным к поверхности крыла. В работах С. В. Жи гулева и А. В. Федорова было найдено необратимое присоединение на сверхкритическом профиле [66].

В результате устранения срыва потока значительно улучшаются аэроди намические характеристики профиля. Измерения подъемной силы и лобо вого сопротивления модели крыла с профилем С-16 и удлинением 5, про веденные В. Н. Лушиным, показали, что коэффициент подъемной силы возрастает примерно на 30 %, а коэффициент лобового сопротивления уменьшается более чем в два раза [55]. Так как влияние звука связано с пре образованием внешних акустических возмущений в волны неустойчивости, развивающиеся в оторвавшемся сдвиговом слое, то эффект присоединения наблюдается только на таких частотах акустического воздействия, которые соответствуют частотному диапазону неустойчивых колебаний сдвигового слоя (рис. 3.2). При акустическом воздействии на других частотах присое динения не происходило. Было обнаружено, что необратимое присоедине СD СL a б 0, 0, СL СD 0, 0, 0,5 0, 0 2 4 6 8 0 2 4 6 f, kHz Рис. 3.2. Увеличение подъемной силы (а) и уменьшение лобового сопротивления (б) после присоединения потока: белые значки — воздействие на срыв при увеличении частоты звука от 0 до 8 кГц;

темные значки — воздействие на срыв при уменьшении частоты звука от 8 до 0 кГц [Лушин, 1992] 3.2. Влияние звука на трехмерную картину течения при срыве ние реализуется на гистерезисных режимах обтекания профиля, когда при одном и том же угле атаки возможны два стабильных состояния течения — срывное и присоединенное. Визуализация обтекания этого крыла методом шелковинок показала [55], что отрывное течение на нем характеризуется на личием крупномасштабных трехмерных вихревых структур с интенсивным возвратным течением в центральной части крыла.

Постепенное увеличение интенсивности звукового воздействия приво дило к тому, что поток сначала присоединялся по краям крыла, и при даль нейшем увеличении амплитуды звука постепенно происходило присоедине ние на всей поверхности крыла (рис. 3.3).

Увеличение уровня звука Рис. 3.3. Присоединение потока от краев модели к центру при постепенном увеличении амплитуды звука Измерения аэродинамических сил, действующих на модель при увеличе нии угла атаки, показали, что при помощи акустического воздействия мож но несколько увеличить критический угол атаки модели и снизить лобовое сопротивление на закритических углах атаки [55]. В этом случае акустиче ское воздействие хотя и не приводит к полному устранению отрыва на кры ле, однако оказывает существенное влияние на течение в центральной части модели, где полностью устраняется возвратное течение, а по концам крыла формируется по паре скобообразных вихревых структур.

3.2. влияние звука на трехмерную картину течения при срыве Этот большой цикл исследований выполнен в аэродинамической трубе Отделения Немецкого аэрокосмического общества в Геттингене российско немецкой группой специалистов под руководством В. В. Козлова. Результа ты описаны в работе [73].

Глава 3. Управление срывом при помощи звука Эксперименты проводились в аэродинамическая трубе с открытой ра бочей частью размером 3 3 м. Степень турбулентности потока 0,3 %. Диа пазон рабочих скоростей потока от 2 до 60 м/с. Модель устанавливалась в аэродинамической трубе под большими отрицательными углами атаки, так что срыв потока происходил на нижней поверхности модели. Модель была в форме прямоугольного крыла, без концевых шайб, вместо них были обте катели по краям модели. Хорда модели 600 мм, размах 1860 мм. Профиль крыла NACA 4415. Фотография модели в рабочей части аэродинамической трубы приведена на рис. 3.4, а. Для исследования картин течения исполь зовалась визуализация следующими методами: шелковинками, «масляной пленкой», представлявшей собой смесь порошка двуокиси титана с керо сином, а также дымовая визуализация с помощью струек дыма, вводимых в поток. Кроме того, использовались термоанемометрические измерения.

Для управления обтеканием использовалось акустическое воздействие от громкоговорителя, установленного на полу рабочей части и направленного на поверхность модели. Кроме того, применялось воздействие сфокусиро ванным звуковым пучком, создаваемым с помощью специального акусти ческого зеркала которое устанавливалось вместо громкоговорителя на полу рабочей части, см. рис. 3.4, б.

Два режима течения могут возни кать на этой модели при описанных выше условиях обтекания: срыв по тока вблизи передней кромки и отрыв турбулентного пограничного слоя a в задней части крыла. Изменение от первого варианта обтекания ко вто рому происходило в результате аку стического воздействия. Включение звука позволяло перейти от срыва к турбулентному отрыву и давало воз можности для изучения и того и дру гого варианта обтекания, не меняя угол атаки модели и скорость потока.

Рис. 3.4. Исследования отрыва на модели прямого крыла в аэродина мической трубе с открытой рабочей б частью: а — модель крыла, установленная горизонтально в рабочей части;

б — акустическое зеркало для создания сфоку сированного звукового пучка [Kozlov, 1993] 3.2. Влияние звука на трехмерную картину течения при срыве В результате экспериментов стало ясно, что воздействие акустического поля не однородно по пространству. Результаты акустического воздействия различными способами приведены на рис. 3.5. На картинках а и б показаны первоначальная картина течения и воздействие звуком, равномерно распре деленным по пространству. В отличие от этих результатов, другой вариант воздействия, сфокусированным в пространстве пучком звука на различные участки крыла, показал (рис. 3.5, в, г), что в процессе переноса собственных колебаний, возникающих в результате воздействия на начальном участке сдвигового слоя, большую роль играют крупномасштабные структуры. Так, если сфокусированное воздействие было приложено в центральной части модели (рис. 3.5, в), то оно симметрично переносилось крупными вихрями в обе стороны, а если воздействие было приложено к краю модели (рис. 3.5, г), то никакого влияния в зону действия другого вихря не происходило.

a в U U б г Пространственно-однородное Сфокусированное акустическое поле акустическое поле Рис. 3.5. Схемы течения при отрыве потока на модели прямого крыла при различных способах акустического воздействия: а, в — первоначальная картина течения при срыве;

б — распеределенное звуковое воздействие;

г — сфокусированное звуковое воздействие [Kozlov, 1993] Эксперименты, проведенные в Геттингене, записывались на видео.

По этим записям был создан видеофильм, отражающий основные получен ные результаты. Ниже приводится описание отдельных сюжетов и картин течения из этого фильма.

Картины течения с шелковинками в обоих вариантах обтекания, вид в плане. Результаты получены при угле атаки модели крыла 15° и скорости потока 22 м/с. На рис. 3.6, а показана картина течения на поверхности крыла Глава 3. Управление срывом при помощи звука при срыве. Направление набегающего потока сверху вниз. На всей поверх ности модели наблюдается возвратное течение от задней кромки к перед ней и растекание от центра к боковым кромкам модели. Затем был включен звук от громкоговорителя на частоте 1,0 кГц. Картина течения значительно изменилась: произошло присоединение потока, и вместо срыва на крыле образовался отрыв турбулентного пограничного слоя, в виде дуги в задней части модели. Перед ним течение присоединенное (рис. 3.6, б). Внутри об ласти турбулентного отрыва также существует вихревое движение от цен тра к краям.

a б Рис. 3.6. Визуализация шелковинками течения при срыве (а) и после устранения срыва (б) Дымовая визуализация, вид сбоку. На рис. 3.7 показана визуализация об текания крыла при помощи дымовой струйки. Дым вводится через трубочку перед носовой частью модели. Вид на модель сбоку, направление набега ющего потока слева направо. Наблюдается срыв на верхней поверхности.

На рис. 3.7, а хорошо видна область срыва и вихревое закручивание дыма в этой области. Затем был включен звук и вместо срыва на крыле произошел отрыв турбулентного пограничного слоя в задней части крыла (рис. 3.7, б).

Можно видеть вихревое течение дыма в области отрыва.

Осциллограммы пульсаций скорости потока. Фотосъемка с экрана осцил лографа, подключенного к термоанемометру. Регистрируются пульсации скорости потока при срыве в области нарастания неустойчивых колебаний (рис. 3.8, а). Видно, что развиваются синусоидальные колебания. На частоте этих колебаний было осуществлено звуковое воздействие, в результате чего колебания на экране исчезли (рис. 3.8, б), что объясняется следующим фак 3.2. Влияние звука на трехмерную картину течения при срыве Рис. 3.7. Дымовая визуа a лизация двух вариантов обтекания: а — срыв с передней кромки;

б — отрыв турбу лентного пограничного слоя том: произошло присоеди нение потока, и в данной точке пространства, где установлен датчик термо анемометра, уже нет сдви гового слоя, а есть невоз мущенный внешний поток.

Саже-масляная визуа б лизация течения на поверх ности крыла. Влияние аку стического воздействия.

Сначала визуализация про ведена до включения звука (рис. 3.9, а). На этой фото графии есть линия растека ния в форме дуги у передней кромки модели с маленьки ми вихрями по краям дуги.

Затем приведена фото графия, крупным планом показывающая течение на этой линии растекания (рис. 3.9, б). Видно, как ней идет движение от центра к краю модели. К этой линии спереди и сзади, от передней кромки и из обла сти отрыва, подходят струйки и текут вдоль этой линии к краям модели. Затем выполнена визуализация с включенным звуком, (рис. 3.9, в). Линия отрыва a б Рис. 3.8. Осциллограммы пульсаций скорости потока при срыве (а) и после его устранения (б) Глава 3. Управление срывом при помощи звука сдвинулась на некоторое расстояние от передней кромки вниз по потоку, и между передней кромкой и этой линией возникло присоединенное тече ние. Вместо срыва возник отрыв турбулентного пограничного слоя.

a б в Рис. 3.9. Саже-масляная визуализация течения при срыве (а), вдоль линии растекания (б) и при отрыве турбулентного пограничного слоя (в) Визуализация шелковинками при различных углах скольжения крыла.

При нулевом угле скольжения наблюдается типичная картина течения при срыве: два вихря у боковых кромок модели (рис. 3.10, а). При увеличении угла скольжения до 30° происходит перестройка течения (рис. 3.10, б). По является присоединенное течение в правой части модели, а из двух вихрей остается только один в левой части крыла. Важно, что угол скольжения уве личивается при наличии набегающего потока в рабочей части. Тем не менее, результаты совпадают с полученными в ИТПМ СО РАН при дискретном, с остановкой потока, изменении угла скольжения.

Визуализация шелковинками и «сажемасляными» покрытиями обте кания крыла, установленного под углом скольжения, вид в плане. Пока зано влияние звука на картину течения при угле скольжения 15°. Снача ла выполнена визуализация с помощью шелковинок до включения звука (рис. 3.11, а), а затем после включения звука (рис. 3.11, б). Направление 3.2. Влияние звука на трехмерную картину течения при срыве a б Рис. 3.10. Визуализация шелковинками срыва потока при углах скольжения крыла а–б — угол скольжения 0° и 15° соответственно a б Рис. 3.11. Влияние звука на обтекание крыла при угле скольжения 15°: а — картина течения до включения звука;

б — картина течения после включения звука Глава 3. Управление срывом при помощи звука a б Рис. 3.12. Саже-масляная визуализация влияния звука на обтекание крыла при угле скольжения 15°: а — картина течения до включения звука;

б — картина течения после включения звука набегающего потока сверху вниз. Видно, что под влиянием звука произо шло присоединение потока на правой части модели и сохранилось вихре вое движение на ее левой части. Далее выполнена визуализация картины течения «сажемасляным» покрытием до воздействия (рис. 3.12, а) и после воздействия (рис. 3.12, б). Направление набегающего потока по диагонали слева сверху направо вниз. Видно, что линия отрыва сдвинулась на неко торое расстояние от передней кромки, и произошло присоединение потока у правого края модели.

3.3. Особенности развития возмущений в срыве при акустическом воздействии Целью данных исследований было изучение процессов развития возму щений до и после акустического воздействия. Пока точно не известно, какие физические процессы заставляют поток присоединиться к крылу. Ясно толь ко, что звук должен создаваться на частоте волны неустойчивости, развива ющейся в сдвиговом слое области срыва, т. е. в том месте, где область срыва граничит с внешним потоком. В результате уровень пульсаций на частоте 3.3. Развитие возмущений в срыве при акустическом воздействии воздействия значительно возрастает. Это известный факт, но он не объясня ет некоторых эффектов. Так, например, непонятно, почему присоединение потока начинается с краев модели (см. рис. 3.3), и при увеличении ампли туды звука область присоединенного течения постепенно расширяется от краев к центру модели. Этот факт свидетельствует, по-видимому, о том, что существует трехмерность в развитии возмущений и амплитуда колебаний изменяется в поперечном направлении. Поэтому в ходе экспериментов про водились измерения развития возмущений в двух направлениях — вдоль хорды и вдоль размаха крыла.

Описание моделей и методики исследований. Исследования [74–76] были проведены в аэродинамической трубе Т-324 ИТПМ CO РАН. Были ис пытаны три модели крыла, образованные из высоконесущих симметричных профилей С-16, отличающиеся углом стреловидности по передней кромке ( = 0°;

15°;

30°). Максимальная толщина профиля находится на 15 % хорды от носка модели и составляет 16 % хорды для прямого крыла и 12 % хорды для стреловидных. Размах всех моделей составляет 1 м, хорда по нормали к передней кромке 0,5 м. Своими торцами модели упираются в стенки ра бочей части. Угол атаки моделей — 12°. Скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы изменялась от 0 до 30 м/с.

Скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы определялась по перепаду давления между форкамерой и рабочей частью. После устране ния глобального отрыва скорость потока в рабочей части резко возрастала, так как уменьшалось загромождение потока при отсутствии отрывной обла сти. Это требовало уменьшения числа оборотов вентилятора для уменьше ния скорости потока до заданной, сравнение двух режимов обтекания про водилось при одинаковой скорости потока. Угол атаки устанавливался до начала эксперимента. В ходе эксперимента угол атаки не изменялся.

Термоанемометрические измерения выполнены с использованием ком плекса термоанемометрической аппаратуры «DISA». Датчик термоанемоме тра устанавливался так, что его нить была параллельна поверхности модели и перпендикулярна направлению скорости набегающего потока. Частотный анализ пульсаций проводился анализаторами СК4-56 и FAТ-1. Акустические возмущения создавались с помощью громкоговорителя, помещенного в окне рабочей части позади модели. Интенсивность звука контролировалась аку стическим комплексом PSI-202. Фазовые измерения проводились по экра ну двухлучевого осциллографа. При перемещении датчика измерялась фаза волны в полосе 4 Гц относительно опорного сигнала. Структура течения над моделью изучалась также с помощью визуализации методом шелковинок.

Эффект устранения срыва при помощи звукового воздействия. Такое воздействие изменяет распределение давления на модели крыла (рис. 3.13).

Глава 3. Управление срывом при помощи звука При обтекании без срыва на верхней поверхности модели в передней части профиля имеется короткая зона с сильным отрицательным градиентом дав ления, а за точкой минимального статического давления появляется участок с сильным неблагоприятным градиентом давления, который далее перехо дит в участок с умеренным положительным градиентом давления. При сры ве коэффициент давления на всей поверхности модели имеет небольшую отрицательную величину и изменяется вдоль хорды незначительно.

Ср – –3 – – 500 х, мм 100 200 300 Рис. 3.13. Распределение статического давления над моделью прямого крыла: 1 — при срыве;

2 — в присоединенном потоке Распределение скоростей потока над моделью прямого крыла при срыве показано на рис. 3.14, а. Скорость набегающего потока составляла 15 м/с.

Все измеренные профили средней скорости имеют форму, характерную для области отрыва. Толщина этой области, в которой средняя скорость при мерно постоянна и близка к нулю, быстро увеличивается вниз по потоку.

Амплитуда интегральных пульсаций скорости также примерно постоянна в области отрыва, а выше этой области имеет ярко выраженный максимум (рис. 3.14, б). Этот максимум находится примерно в том месте (по толщине пограничного слоя), где в профиле средней скорости имеется точка переги ба. В целом зона отрыва охватывает всю верхнюю поверхность модели.

Затем в аэродинамической трубе создавались звуковые колебания с ча стотой 2065 Гц. При этом картина течения над моделью резко менялась, 3.3. Развитие возмущений в срыве при акустическом воздействии рис. 3.14. Происходило мгновенное присоединение потока. Причем поток оставался присоединенным и после выключения звука. Частота, при которой эффект реализуется, была выбрана опытным путем. Присоединение проис ходит не при любых частотах звукового воздействия, а в определенном диа пазоне частот шириной менее 1000 Гц. Выбранная частота лежит внутри этого диапазона. Амплитуда звуковых колебаний в аэродинамической трубе на частоте воздействия (в полосе шириной 4 Гц), которую необходимо соз дать для присоединения потока, превышает фоновую амплитуду звука на этой частоте приблизительно в 250 раз.

110 мм Y, мм •– •–2 90 мм 16 70 мм 8 55 мм х = 45 мм 0 0,8 0 0,8 0 0,8 0 0,8 0 U/U 32 110 мм Y, мм •– •– 90 мм 16 70 мм 8 55 мм х = 45 мм 25 0 25 0 0 0 25 u'/U, % Рис. 3.14. Средняя скорость и амплитуда пульсаций над моделью прямого крыла 1 — при срыве;

2 — в присоединенном течении Влияние звука на развитие возмущений в области срыва. Для того, чтобы выяснить, как внешние звуковые колебаний влияют на структуру пульсаций в области отрыва, были проведены измерения частотного состава пульса Глава 3. Управление срывом при помощи звука ций при таком уровне звука (с частотой 2065 Гц), когда присоединения еще не происходило. Измерения проводились в одних и тех же точках, путем включения и выключения звука. Амплитуда создаваемого звука превышала фоновую на этой частоте в 100 раз. При этом интегральная по спектру ам плитуда фоновых акустических пульсаций в трубе, составлявшая 109 дБ, и местная скорость потока не изменялись. Частотные спектры пульсаций скорости при глобальном отрыве со звуком и без него показаны на рис. 3.15.

Видно, что при наложении звука в спектре возникает пик пульсаций на этой частоте в начале зоны отрыва. Для выяснения природы этого влияния были проведены фазовые измерения скорости распространения пульсаций с этой частотой. Оказалось, что фаза регистрируемого сигнала линейно зависит от координаты (рис. 3.16). Длина волны составляет 5,5 мм, что дает скорость распространения 11 м/с или примерно 0,52 от местной скорости потока вне пограничного слоя, что соответствует типичным значениям для волн неустойчивости. Эти измерения показали, что в данном случае происходит преобразование звука в волну неустойчивости. Увеличение амплитуды этой волны с ростом интенсивности звука и приводит, по-видимому, к присоеди нению потока.

uf uf без акустики с акустикой 2065 Гц х = 45 мм х = 45 мм 2065 Гц х = 55 мм х = 55 мм х = 70 мм х = 70 мм х = 110 мм х = 110 мм 2,5 f, кГц 5 0 2, f, кГц Рис. 3.15. Частотные спектры пульсаций при срыве с акустическим воздействием и без него 3.3. Развитие возмущений в срыве при акустическом воздействии, рад х, мм 58 60 62 Рис. 3.16. Измерения фазы волны неустойчивости при срыве, частота звука 2065 Гц На рис. 3.17 изображены интегральные по спектру кривые нарастания пульсаций в потоке над моделью при различных режимах обтекания. Измере ния выполнялись вдоль хорды по линии постоянной средней скорости потока U = 0,5U. Обнаружено, что при глобальном отрыве без акустики пульсации достигают очень значительных величин, до 45 % (х = 55 мм) и затем снижа ются до 30 % ниже по потоку, с постепенным ростом в задней части моде ли. Осциллограммы пульсаций скорости потока, рис. 3.18, свидетельствуют о том, что в начале области отрыва (х = 45 и 55 мм) имеют место низкоча стотные пульсации («биения») потока с большой амплитудой, перемежаемые участками высокочастотных пульсаций. По мере перехода к турбулентности количество таких участков на осциллограммах увеличивается и в турбулент ном потоке (х = 70, 110 мм) низкочастотных пульсаций уже нет.

u'/U, % 100 х, мм 50 150 Рис. 3.17. Кривые нарастания интегральной амплитуды пульсаций: 1 — при срыве без акустики;

2 — при срыве с акустикой;

3 — в присоединенном пограничном слое Глава 3. Управление срывом при помощи звука Звуковое воздействие на частоте 2065 Гц с амплитудой, при которой еще не происходит присоединения потока, смещает область перехода несколько вперед по потоку, рис. 3.17. При этом уровень пульсаций еще увеличивается, до 55 % в зоне перехода (х = 45 мм на рис. 3.17) и до 40 % в начале турбулент ного участка. «Биения» потока при этом сохраняются. На рис. 3.19 показаны кривые нарастания пульсаций в отрывном течении на частоте акустического воздействия, т. е. 2065 Гц (в полосе 4 Гц). Когда воздействия нет, амплитуда этих пульсаций в зоне перехода достигает величины 0,5 % от скорости на бегающего потока (х = 70 мм). Включение звука приводит к резкому уве личению пульсаций (2,7 % при х = 55 мм). Ниже, в турбулентном потоке, амплитуда пульсаций с частотой 2065 Гц одинаковая как со звуком, так и без него. Таким образом, воздействие звука приводит к значительному росту пульсаций на небольшом по протяженности участке сдвигового течения — там, где происходит переход к турбулентной форме течения.

без акустики с акустикой х = 45 мм х = 55 мм х = 70 мм х = 110 мм 1v 10 ms Рис. 3.18. Осциллограммы пульсаций потока при срыве с акустическим воздействием и без него 3.3. Развитие возмущений в срыве при акустическом воздействии C u'/U, % 4 p 200 х, мм 100 Рис. 3.19. Амплитуда пульсаций на выделенной частоте при срыве и распределение статического давления: 1 — амплитуда пульсаций с частотой 2065 Гц без акустического воздействия;

2 — амплитуда пульсаций с частотой 2065 Гц при акустическом воздействии;

3 — распределение статического давления вдоль хорды крыла Далее были проведены измерения влияния звука на распределение ам плитуды пульсаций в трансверсальном направлении. На рис. 3.20 показана амплитуда пульсаций на частоте 2065 Гц без акустики и с акустикой. Изме рения выполнялись вдоль размаха крыла по координате x = 50 мм по линии постоянной средней скорости, составляющей половину скорости набегаю щего потока. Оказалось, что акустическое воздействие вызывает значитель ные изменения амплитуды пульсаций в поперечном направлении. Если до воздействия (рис. 3.20, светлые символы) амплитуда пульсаций по размаху имеет примерно одну и ту же величину, т. е. течение двумерно, то со звуком (рис. 3.20, темные символы) наблюдаются периодические изменения ам плитуды пульсаций в поперечном направлении и течение становится трех мерным. По-видимому, такой эффект связан с влиянием звука на вихревую u'/U, % 1, 0, 80 z, мм –80 –40 0 Рис. 3.20. Амплитуда пульсаций в трансверсальном направлении на частоте акустического воздействия: 1 — до включения звука;

2 — после включения звука Глава 3. Управление срывом при помощи звука структуру сдвигового слоя. Звук, можно предположить, приводит к появле нию продольных структур в сдвиговом слое.

Результаты исследований показывают, что при звуковом воздействии происходит не только усиление собственных колебаний сдвигового слоя, ускоряющее переход к турбулентности, но и возникает значительная нерав номерность в распределении пульсаций в трансверсальном направлении, т. е. течение в сдвиговом слое становится трехмерным. Этот результат был подтвержден в исследованиях с использованием ЖК-визуализации, описан ных в следующем параграфе.

3.4. Образование продольных структур при акустическом воздействии на отрыв Условия проведения эксперимента. Эксперименты проводились в аэро динамической трубе Т-324 на крыльях с ламинарным отрывным пузырем вблизи передней кромки или в центральной части модели. Схема проведе ния экспериментов приведена на рис. 3.21, а схема изучаемого течения на рис. 3.22. Для получения пространственной картины пристенного течения использовался метод жидкокристаллической визуализации. Описание экс периментов опубликовано в [77].

Одна из основных трудностей, касающихся применения традиционных термоанемометрических измерений в отрывных течениях, заключается в том, что в области возвратного течения сигнал термоанемометра дает неверную информацию из-за нечувствительности однониточного датчика к направле x z U y Рис 3.21. Схема проведения экспериментов: 1 — модель крыла;

2 — державка датчика термоанемометра;

3 — громкоговоритель;

4 — источник света (галогенная лампа);

5 — цифровой фотоаппарат;

6 — координатное устройство 3.4. Образование продольных структур при акустическом воздействии 2 Рис. 3.22. Схема течения на крыле с отрывным пузырем: 1 — отрывной пузырь;

2 — область присоединения;

3 — турбулентный пограничный слой нию течения. В настоящей работе это ограничение не является принципиаль ным, поскольку данные, касающиеся волн неустойчивости, были получены в сдвиговом слое, где термоанемометрический метод применим.

Исследования проводились как в естественном случае, т. е. при отсут ствии контролируемых возмущений, так и при наложении акустических возмущений. Акустические возмущения создавались с помощью громкого ворителя (рис. 3.21), установленного ниже по потоку от модели. На громко говоритель подавался синусоидальный сигнал определенной частоты и ам плитуды, генерируемый звуковой картой компьютера.

Большой угол атаки. Первая серия экспериментов проводилась при угле атаки 12° на модели с хордой 232 мм, размахом 311 мм и относительной тол щиной 15 % при скорости набегающего потока 10 м/с (число Рейнольдса, вычисленное по хорде модели 1,5 105). На рис. 3.23 приведены профили средней скорости, нормализованные на местную скорость внешнего течения Ue. Измерения профилей средней скорости проводились без акустического воздействия и при наложении акустических возмущений на частоте 1200 Гц.

В обоих случаях на поверхности крыла существует область отрыва потока в виде ламинарного отрывного пузыря в передней части крыла в зоне с коор динатами примерно от x = 15 мм (x/b = 0,06) до x = 60 мм (x/b = 0,25). Размеры пузыря уменьшаются под воздействием звука. Существенное влияние возму щений на средние характеристики отрывных течений известно давно [71].

В данном случае оно проявляется, в основном, в уменьшении толщины и дли ны отрывного пузыря. Начиная с x = 50 мм в случае наложения акустических возмущений наблюдается заметное различие в величине средней местной скорости внешнего течения по сравнению с «естественным» случаем.

Частотный спектр пульсаций в пограничном слое (рис. 3.24) показывает, что в пограничном слое возникает пакет волн неустойчивости в диапазо не частот от 500 до 1300 Гц. Этот пакет хорошо заметен на спектре при x/b = 0,22.

Глава 3. Управление срывом при помощи звука • – •– 0, Y, мм 0, 0,17 0, 0, 0, х/b = 0, 0 10 10 10 10 10 10 U/Ue Рис. 3.23. Профили средней скорости в пограничном слое в естественном случае (1) и при наложении акустических возмущений (2) u'/U, % 0, 0, 0, х/b = 0, 0, х/b = 0, 0, 0, х/b = 0, 0, 0 500 1000 1500 2000 f, гц Рис. 3.24. Частотные спектры пульсаций скорости в оторвавшемся пограничном слое в естественном случае. Для удобства введен сдвиг между последовательными спектрами, равный 0,003 м/с 3.4. Образование продольных структур при акустическом воздействии Жидкокристаллическая визуализация подтвердила, что при звуковом воз действии наблюдается возникновение стационарных продольных структур в области присоединения оторвавшегося пограничного слоя. На рис. 3.25 по казаны картины визуализации для первоначального течения без воздействия и для случая с включенным звуком. Исследовалось влияние звука различной частоты, и оказалось, что наиболее ярко выраженные продольные структуры появляются при наложении акустических возмущений с частотой 1200 Гц, лежащей вблизи верхней границы диапазона неустойчивости течения. Про дольные структуры возникают и при других частотах звука, лежащих в диа пазоне неустойчивости, однако слабый тепловой эффект не позволяет полу чить качественную визуализацию и оценить поперечный масштаб структур.

На картинах визуализации (рис. 3.25) область повышенной температуры поверхности 1 соответствует отрывному пузырю, затем ниже по потоку сле дует область присоединения потока 2 и турбулентный пограничный слой 3, в котором есть интенсивный теплообмен и соответственно пониженная температура подогреваемой поверхности. По сравнению с естественным 0, а) 0, 0, 0, 0, 0, x/b 0, б) 0, 0, 0, 0, 0, 0 10 20 30 z, mm Рис. 3.25. Жидкокристаллическая визуализация структуры течения в естественном случае (a) и с акустикой на частоте 1200 Гц (б). Скорость набегающего потока направлена сверху вниз: 1 — отрывной пузырь;

2 — область присоединения;

3 — турбулентный пограничный слой Глава 3. Управление срывом при помощи звука случаем при наложении возмущений в областях присоединения и турбу лентного пограничного слоя возникают стационарные продольные структу ры. Эти структуры проявляются в виде продольных чередующихся светлых и темных полос повышенной и пониженной температуры поверхности. При этом пространственное расположение структур на поверхности модели не изменяется в течение времени эксперимента.

Амплитудный и фазовый профили колебаний в пограничном слое на частоте воздействия 1200 Гц (рис. 3.26) показывают хорошее качественное соответствие этих данных с результатами, полученными для различных от рывных течений [71;

86]. Характерный амплитудный профиль пульсаций на частоте волны в области отрыва имеет три локальных максимума. Нижний максимум расположен вблизи области возвратного течения, средний макси мум соответствует точке перегиба на профиле средней скорости, верхний максимум лежит у внешней границы оторвавшегося пограничного слоя.

Локальным минимумам пульсаций, расположенным в сдвиговом слое, со ответствуют сдвиги фазы волны примерно на 0,5. На рис 3.27 представ лен график нарастания фазы колебаний на частоте волны неустойчивости, определенной вдоль линии постоянной средней скорости, соответствующей среднему локальному максимуму на профиле среднеквадратичных пульса ций. Средняя фазовая скорость волны равна примерно (0,5 … 0,55)Ue, где Ue — местная скорость среднего течения. Это значение фазовой скорости соответствует длине волны неустойчивости 5,3 мм. Авторы [86] отмеча ли, что, по данным визуализации в отрывном пузыре на плоской пластине, характерный поперечный масштаб существующих в области присоедине ния и турбулентного пограничного слоя продольных структур оказывается примерно равным длине возбуждаемой волны неустойчивости. В настоя щем исследовании характерный поперечный масштаб продольных струк тур определялся по распределению средней скорости течения по оси z при x/b = 0,3 (рис. 3.28). В этой области по данным жидкокристаллической визу ализации существуют продольные структуры. Показанная на рис. 3.28 кри вая демонстрирует периодические изменения величины скорости потока в пограничном слое в трансверсальном направлении. С помощью дискрет ного преобразования Фурье была получена оценка для характерного по перечного масштаба колебаний, который составил 4,75 мм. Таким образом, в настоящем исследовании поперечный масштаб продольных структур, как и в предыдущей работе на эту тему [86], примерно соответствует длине вол ны неустойчивости (различие около 11 %).

Малый угол атаки. Вторая серия экспериментов проводилась при угле атаки крыла 5,6° и скорости набегающего потока 10 м/с (Re = 1,5 105).

В этом эксперименте использовалась та же модель, что и при большом угле 3.4. Образование продольных структур при акустическом воздействии атаки. В данном случае течение является практически безотрывным, как следует из серии профилей средней скорости, приведенной на рис. 3.29.

На профилях средней скорости есть точка перегиба, однако зона возврат ного течения имеет незначительную толщину (x/b = 0,47). Далее вниз по потоку формируется турбулентный пограничный слой. Исследование ча стотного спектра пульсаций в пограничном слое (рис. 3.30) показывает, что наиболее неустойчивые моды данного течения заключены в диапазоне до 600 Гц (x/b = 0,69).

Y, мм –1,0 –0,5 0,0 0,5 0,0 0,5 1,0 0,0 0,5 1, / u/umax U/Ue Рис. 3.26. Профиль фазы и амплитуды волны неустойчивости на частоте 1200 Гц и соответствующий профиль средней скорости в пограничном слое при x/b = 0, / 0,10 0,12 0,14 0,16 0, x/b Рис. 3.27. График нарастания фазы волны неустойчивости на частоте 1200 Гц и линейная аппроксимация Глава 3. Управление срывом при помощи звука 0, U/U 0, 0, 0, 0, 0 5 10 z, мм Рис. 3.28. Дефект скорости по оси Z при x/b = 0,3 в области существования продольных структур Y, мм 0, 0,47 0, 0,43 0, 0, x/b = 0, 0 0 0 0 0 0 0 U/Ue Рис. 3.29. Профили средней скорости на крыле при угле атаки 5, Жидкокристаллическая визуализация структуры течения (рис. 3.31) показывает, что в области x/b 0,66, на завершающей стадии ламинарно турбулентного перехода, в пограничном слое возникает система продольных структур. Эти структуры проявляются в виде продольных чередующихся полос повышенной и пониженной температуры. При этом пространствен ное расположение структур на поверхности модели не изменяется в течение эксперимента. Таким образом, главное отличие данного режима обтекания от случая большого угла атаки заключается в том, что продольные структу ры возникают и без наложения внешних акустических возмущений.

3.4. Образование продольных структур при акустическом воздействии 0, 0, Аu(f) 0, x/b = 0, 0, 0, 0, 0 300 400 300 300 1000 1300 1400 1000 f, Гц 0,0??

Аu(f) 0,0??

0,0??

x/b = 0, 0, 0, 0, 0 300 400 300 300 1000 1300 1400 1000 f, Гц Рис. 3.30. Частотные спектры пульсаций в пограничном слое до включения звука;

угол атаки 5, При включении звука с частотой, лежащей внутри диапазона неустойчи вости, структура течения меняется (рис. 3.31). По сравнению с естествен ным случаем изменяется расположение и характерный поперечный масштаб продольных структур. При увеличении частоты звука количество структур становится больше, а их поперечный размер уменьшается. Однако при ча стоте звука выше верхней границы диапазона неустойчивости (рис. 3.30) картина течения совпадает с картиной в невозмущенном случае.

Изучение развития колебаний в пограничном слое в случае акустиче ского воздействия проводилось при частоте звука, равной частоте наибо лее неустойчивой моды 525 Гц. Амплитудные спектры пульсаций при аку стическом возбуждении фиксируют появление второй и третьей гармоник (рис. 3.32), субгармоника отсутствует. Этот эффект соответствует случаю большого уровня акустических возмущений, как показано в [71]. Кроме того, в этом случае происходит подавление уровня пульсаций на низких частотах до 300 Гц, имевшихся в пограничном слое до звукового воздействия.

Глава 3. Управление срывом при помощи звука 100 мм 0, 650 гц Без звука 0, 0, x/b 0, 0, 800 гц 300 гц 0, 0, 0, 0, 1200 гц 500 гц 0, 0, 0, 0, Рис. 3.31. Визуализация продольных структур на крыле при угле атаки 5,6 при различных частотах акустических возмущений 0, 0, 0, Аu(f) 0, 0, 0, x/b = 0, 0, x/b = 0, 0, 0,00 0, 0 300 400 300 300 1000 1300 1400 1000 f, Гц f, Гц Рис. 3.32. Частотные спектры пульсаций в пограничном слое после включения звука;

угол атаки 5, По-видимому, возникновение продольных структур в областях отрыва — это явление, аналогичное образованию -структур вследствие трехмерного искажения волны Толлмина–Шлихтинга на нелинейной стадии перехода.

В этом случае, очевидно, характерный поперечный масштаб образующихся продольных вихревых структур должен соответствовать длине первичной волны.

глава 4. УПРавление СРЫвОМ МеТОДаМи лОКалЬнОгО вОЗДеЙСТвиЯ 4.1. влияние выступов на срыв (без присоединения потока) Одним из способов управления таким течением является использование стационарных источников возмущений типа турбулизаторов, неровностей, выступов различной формы, помещенных вблизи передней кромки крыла.

Целью работы [78], результаты которой описаны в этом разделе, было исследование топологии течения при глобальном отрыве потока над верх ней поверхностью прямоугольного крыла с установленными на передней кромке неровностями различной формы. В экспериментах использовалась модель прямоугольного в плане крыла, имеющая симметричный профиль.

Размах модели 945 мм, размер хорды 196 мм (удлинение 4,82). По торцам модели для предотвращения перетекания потока устанавливались шайбы (вертикальные пластины). Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 Института теоретической и прикладной ме ханики СО РАН. Угол атаки крыла составлял 10°, скорость потока 16 м/с.

На рис. 4.1, а приведены результаты визуализации течения на крыле без выступов. Линии тока на поверхности модели показывают существование двух вихрей, вращающихся в плоскости модели с фокусами, расположен ными вблизи передней кромки по краям модели. На большей части модели поток движется от задней кромки к передней. Далее было исследовано влия ние неровностей различной формы на топологию ламинарного глобального отрыва. На рис. 4.1, б показаны результаты визуализации с наклеенной на передней кромке модели от х = 0 до х = 15 мм полоской шириной по раз маху 50 мм и толщиной 0,5 мм. По краям полоски образовались два симме тричных вихря, в результате чего в правой и левой частях модели наблюда лось уже по паре вихрей, один из которых имел фокус вблизи торца модели (как было без наклейки), а второй около края наклейки. Уменьшение ши рины наклейки по размаху (рис. 4.1, в — ширина 3 мм) привело к тому, что вихри по ее краям расположились несимметрично: один из них сдвинулся к передней кромке, а второй сместился ближе к оси симметрии модели. Ли ния, разделяющая эти вихри (линия растекания), оказалась не параллельной направлению набегающего потока, а наклоненной к нему под углом около 30°. Такая же пара несимметрично расположенных вихрей образуется, если вместо наклейки установить точечную неровность (рис. 4.1, г), имеющую форму конуса высотой 6 мм и диаметром основания 2,5 мм (х = 7 мм). Ли ния, разделяющая вихри, в этом случае также наклонена к направлению по Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия тока (под углом около 25°). Полученные результаты показали, что течение в области срыва имеет свойство образовывать пары вихрей, вращающихся в плоскости крыла, как на гладкой модели без выступов, так и за отдельны ми неровностями, расположенными в начале зоны отрыва.

a б в г Рис. 4.1. Влияние выступов на картину течения при срыве Если выступающая на поверхности вблизи передней кромки неровность занимает весь размах модели, то при глобальном отрыве также будут об разовываться пары вихрей в зоне отрыва. Этот факт был обнаружен после того, как вблизи передней кромки модели была установлена линейная не ровность в виде проволочки диаметром 2 мм, протянутой по всему размаху модели (на расстоянии х = 8 мм от передней кромки) и заклеенной сверху полосой липкой ленты. Оказалось, что в данном случае при том же угле ата ки 10°, что и в вышеописанных экспериментах, на модели происходит срыв потока (рис. 4.2, а).

4.1. Влияние выступов на срыв (без присоединения потока) a б в г Рис. 4.2. Влияние длинных выступов на картину течения при срыве Описанные эксперименты показали, что на данной модели крыла при одном и том же угле атаки 10° происходит глобальный отрыв как на гладком крыле, так и на крыле с линейной неровностью вблизи передней кромки.

Поэтому представлялось весьма интересным получить оба вида отрыва на модели одновременно для того, чтобы сравнить их топологию. С этой целью линейные выступы из проволочки толщиной 2 мм были оставлены на 13 раз маха справа и слева от торцов, в центральной же части крыло стало гладким.

Полученная картина течения показана на рис. рис. 4.2, б. За неровностями в правой и левой частях модели можно наблюдать по паре вихрей с каж дой стороны с фокусами примерно на половине хорды. На гладком участке поверхности модели между выступами образовалась пара вихрей меньше го размера с фокусами вблизи передней кромки. Фокусы правого и левого вихрей в области отрыва за линейным выступом размером в 13 хорды не сколько отличаются друг от друга по форме и расположению на крыле, что, по-видимому, объясняется разными граничными условиями с правой и ле Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия вой стороны выступа. Уменьшение длины линейных выступов до 14 размаха справа и до 16 слева привело к уменьшению ширины боковых зон отрыва за выступами и увеличению ширины центральной зоны отрыва на гладкой ча сти крыла (рис. 4.2, в). Фокусы вихрей в центральной части сохранили свою форму и расположение вблизи передней кромки по краям области отрыва.

Даже при длине выступа в 40 мм (в пять раз меньше хорды модели) за ним может возникнуть пара вихрей (рис. 4.2, г, выступ слева). Еще одна пара вихрей возникает при этом в следе от края выступа.

Проведенное исследование срывного обтекания крыла показало, что трехмерная вихревая структура области отрыва потока может быть изме нена отдельными элементами неровности поверхности, расположенными вблизи передней кромки, которые индуцируют в отрывной зоне дополни тельные вихревые образования. В следе за каждым выступом образуется пара вихрей, также вращающихся в плоскости крыла.

4.2. влияние выступов на срыв (с присоединением потока) Новый и неожиданный результат был получен при размещении точечных выступов не на передней кромке, а внутри области отрыва [79;

80]. Иссле дования были проведены на этой же модели с одним отличием: по размаху модели область отрыва была ограничена шириной 390 мм с помощью пере городок высотой 10 мм. Угол атаки составлял 8о, скорость потока 16 м/с.

Результаты получены визуализацией течения методом масляной пленки.

Фотография и схема течения на модели крыла без выступа показаны на рис. 4.3, а и 4.3, б. В области отрыва поток на поверхности модели движется от задней кромки к передней и закручивается в противоположные стороны от центра к краям модели. Вблизи передней кромки поток течет по линии растекания от центра к краям модели.


Затем на модели внутри области отрыва на расстоянии 20 мм от передней кромки был установлен выступ, представлявший из себя конус с скруглен ной вершиной высотой 12 мм и диаметром основания 5 мм. Высота выступа примерно в 2 раза превышала толщину области отрыва в этом месте. Ме стом установки выступа была выбрана точка на оси симметрии возвратного течения, в которой поток по линии растекания направляется в противопо ложные стороны (рис. 4.3, а и б). В результате картина течения значительно изменилась (рис. 4.3, в). Слева от выступа произошло присоединение потока и образовался отрывной пузырь вблизи передней кромки. Справа от высту па наблюдается срывное обтекание с двумя крупномасштабными вихрями, вращающимися в плоскости крыла. Оказалось, что выступ, установленный не на передней кромке, а за точкой отрыва в центре зоны возвратного те чения оказывает значительное влияние на структуру обтекания, вплоть до 4.2. Влияние выступов на срыв (c присоединением потока) присоединения потока на половине крыла. При этом сохранившееся на второй половине крыла срывное течение имеет такую же топологию, как и первоначальное срывное течение, характеризующуюся наличием пары вихрей, один из которых имеет фокус около правого края модели, а второй, сформировавшийся слева, — фокус около выступа.

Перемещение выступа из центра симметрии течения вправо или влево вдоль линии растекания приводило к присоединению потока на одной или на другой половине крыла соответственно. Если на модели устанавливалось два выступа, то срыв потока сохранялся на одном из участков между ними.

Добиться полного присоединения потока удалось, установив три выступа на таком же расстоянии от передней кромки, как показано на рис. рис. 4.3, г.

Надо отметить, что в отличие от выступа на передней кромке (рис. 4.1), в данном случае крупномасштабные вихри в следе за выступами не возни кают.

a место установки выступа линия растекания линия отрыва б выступ пузырь линия отрыва линия растекания в линия отрыва выступы г Рис. 4.3. Влияние выступов на срыв с присоединением потока Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия Эксперименты были продолжены в малой аэродинамической трубе МТ-324 на модели крыла с хордой 100 мм, размахом 200 мм и удлинением, равным 2. Результаты показаны на рис. 4.4. Внутри области отрыва устанав ливался конус высотой 10 мм. Видно, что вокруг конуса образовалась слож ная вихревая структура, а на крыле произошло устранение отрыва и при соединение потока.

Рис. 4.4. Влияние выступа на срыв с присоединением потока Таким образом, в данных исследованиях впервые было показано, что существуют возможности для управления срывом (глобальным отрывом), основанные на использовании локализованных (точечных) источников воз мущений, установленных не на передней кромке крыла, а позади линии отрыва в области возвратного течения. В этом случае вносятся дополни тельные возмущения в трехмерную структуру потока в области отрыва, а именно в крупномасштабные вихри, вращающиеся в плоскости крыла.

Такое воздействие позволяет управлять обтеканием и, в некоторых случаях, полностью устранять срыв.

4.2. Влияние выступов на срыв (c присоединением потока) Было исследовано влияние высоты выступа на эффективность управле ния. Оказалось, что конический выступ малой высоты, полностью погру женный внутрь области отрыва, не влияет на обтекание. Присоединение потока имеет место, только если высота выступа значительно превышает толщину области срыва. В этом случае за ним возникает след, который, по видимому, и приводит к присоединению потока.

Дальнейшие эксперименты [81–83] показали, что выступ в форме ребра (перегородки) может иметь малую высоту и при этом эффективно управ лять обтеканием, если он имеет достаточную длину. Отличие данных экс периментов в том, что изучалась эффективность воздействия при повы шенной степени турбулентности потока, создававшейся турбулизирующей сеткой, установленной в сопле аэродинамической трубы. Степень турбу лентности потока составляла 1 %. Скорость потока 11 м/сек, угол атаки 20°.

На рис. 4.5 показаны картины течения до и после установки на поверхности крыла препятствия в форме перегородки. Оказалось, что такая перегородка обеспечивает полное устранение отрыва. Следует особо подчеркнуть, что присоединение потока произошло при большом угле атаки крыла и при вы соком уровне турбулентности набегающего потока.

Рис. 4.5. Влияние перегородки с полным устранением срыва Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия 4.3. Развитие возмущений при срыве и в присоединенном течении В данном разделе описаны результаты сравнительных исследований ламинарно-турбулентного перехода в двух вариантах обтекания одной и той же модели крыла, при одном и том же угле атаки и скорости потока [83].

Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 ИТПМ СО РАН. Использовалась прямоугольная модель крыла удлинением 1,4, изготовленная из дерева и покрытая лаком. Модель крепи лась на державку и помещалась в рабочую часть аэродинамической трубы под углом атаки 20°, который в ходе эксперимента не менялся, и под нуле вым углом скольжения. Скорость набегающего потока составляла 19 м/с.

Число Рейнольдса по хорде Re = 3 105. В качестве источника локального воздействия использовался выступ конической формы, изготовленный из пластилина. Диаметр конуса составлял 6 мм, высота 18 мм. Данные о ха рактере обтекания до и после воздействия получены с помощью метода по верхностной визуализации и термоанемометрического метода измерений.

Визуализация масляным покрытием (смесью масла, керосина и порошка двуокиси титана) позволила получить пространственную картину течения на поверхности модели. Последующие измерения, в которых использовался термоанемометр с однониточным датчиком, дали информацию о распреде лении продольной составляющей средней скорости и пульсаций над по верхностью крыла. Оцифрованный сигнал термоанемометра обрабатывался на компьютере.

Вихревые структуры, наблюдаемые с помощью сажемасляной визуали зации, по-видимому, должны были отразиться на распределении статическо го давления по поверхности крыла. По величине статического давления на поверхности крыла можно судить о возникновении или об отсутствии срыва потока. Для малоразмерных беспилотных летательных аппаратов это пред ставляется особенно важным, потому что автоматические системы управле ния летательным аппаратом нуждаются в надежной информации о характере обтекания крыла. Наиболее надежным и легко осуществляемым способом получения такой информации считается способ измерения распределения давления по обтекаемому телу, поэтому были проведены измерения стати ческого давления на поверхности крыла в одном сечении. Для этого был использован перемещаемый по поверхности крыла приемник статического давления, диаметром 0,8 мм, подключенный к манометру. Сравнительные измерения статического давления с помощью дренажа и таким датчиком по казали, что погрешность не превышает 5 % от скоростного напора. Датчик устанавливался на державке координатного комплекса, позволяющего пере мещать датчик в автоматическом режиме и получать информацию в боль шом количестве точек на поверхности модели.

4.3. Развитие возмущений при срыве и в присоединенном течении На рис. 4.6 приведены результаты визуализации на поверхности модели без локального воздействия и схема течения, поясняющая эти данные. В но совой части крыла возникает отрыв ламинарного потока без последующего присоединения оторвавшегося потока обратно к поверхности крыла, так на зываемый срыв или глобальный отрыв. В области отрыва на поверхности крыла формируются два вихря, вращающиеся в противоположные стороны, между которыми существует возвратное течение от задней кромки крыла к передней с последующим изменением направления движения вдоль линии растекания (параллельно передней кромке) направо и налево к фокусам вих рей. В передней части модели существует застойная зона, расположенная между линией отрыва потока у передней кромки модели и уже упомянутой линией растекания. Следует отметить, что у боковых кромок модели суще ствует перетекание потока с нижней на верхнюю поверхность крыла. След этого перетекания виден с внешней стороны от каждого вихря, между этим вихрем и боковой кромкой модели.

Затем был установлен вблизи передней кромки источник локального воздействия — конус, изготовленный из пластилина (рис. 4.7). Следует a U б } } Рис. 4.6. Картина течения на поверхности крыла без локального воздействия: a — 2 визуализация течения в зоне отрыва;

б — схема течения;

1 — застойная зона;

2 — возвратное течение внутри области отрыва Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия уточнить, что выступ находился внутри области отрыва. Картина течения кардинально изменилась. За выступом образуется турбулентный след, вну три которого существует присоединенное течение. Вблизи передней кромки формируется отрывной пузырь, за которым также на большей части крыла существует присоединенное течение. Около задней кромки появляются две относительно небольшие по размерам вихревые структуры.

a } } б Рис. 4.7. Картина течения на поверхности крыла после локального воздействия: a — визуализация течения;

б — схема течения;

1 — отрывной пузырь;

2 — присоединенное течение Термоанемометрические измерения, выполненные вдоль хорды модели на размаха крыла (рис. 4.8, а), дали результаты, подтверждающие отрыв потока без локального воздействия и присоединенное течение при локаль ном воздействии. Профили средней скорости течения без локального воз действия, начиная с точки x/с = 0,05, имеют отрывную форму (здесь и далее x/c — продольная координата, отнесенная к хорде модели). В режиме обте кания с локальным воздействием профили средней скорости имеют форму, показывающую, что от передней до задней кромки модели крыла течение присоединенное.


4.3. Развитие возмущений при срыве и в присоединенном течении а 120 120 120 120 120 120 Y, мм x/b = 0,05 0,09 0,18 0,27 0,44 0,62 0, 100 100 100 100 100 100 80 80 80 80 80 80 60 60 60 60 60 60 40 40 40 40 40 40 20 20 20 20 20 20 0 0 0 0 0 0 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 U, м/c u/U0, % б • – • – 0 0,4 0,5 0,6 0,7 0, 0,1 0,2 0, x/b Рис. 4.8. Средняя скорость (а) и амплитуда пульсаций (б) над поверхностью крыла: 1 — течение до воздействия;

2 — течение после воздействия Была получена кривая нарастания пульсаций вдоль хорды крыла при обоих режимах обтекания. На рис. 4.8, б показано изменение уровня воз мущений по линии, на которой средняя скорость составляет 0,5 от скорости набегающего потока, что соответствует максимуму амплитуды пульсаций.

При обоих режимах обтекания наблюдаются пики амплитуды пульсаций при ламинарно-турбулентном переходе, примерно в одной и той же области x/c = 0,08–0,1 хорды крыла. Частотные спектры пульсаций, приведенные на рис. 4.9, подтверждают наличие ламинарно-турбулентного перехода. При срывном обтекании модели после завершения перехода уровень пульсаций уменьшается и далее снова начинает нарастать вниз по потоку. Максимальная амплитуда пульсаций в конце отрывной зоны превышает соответствующую величину, достигаемую при ламинарно-турбулентном переходе. В режиме присоединенного течения после завершения перехода уровень пульсаций уменьшается вниз по потоку. Следует отметить, что в этом режиме обтека ния пик амплитуды пульсаций приходится над областью отрывного пузыря, существование которого было подтверждено визуализацией и измерениями Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия статического давления на поверхности модели крыла — «полочка» на гра фике при x/c = 0,1 (рис. 4.10). Эти измерения показали существенную раз ницу между уровнем разрежения над верхней поверхностью крыла потока при двух режимах обтекания, позволяющую сделать вывод, что подъёмная сила больше при присоединенном течении.

По частотному составу пульсации при разных режимах обтекания раз личны (рис. 4.9, а и б). Переход от ламинарного к турбулентному течению происходит через развитие пакета волн неустойчивости, что наблюдается как в срывном режиме в области x/c = 0,053–0,066 (частота волны 3,2 кГц), так и в присоединенном течении при x/c = 0,067–0,075 (частота волны 8 кГц).

Следует отметить появление и развитие субгармоники в обоих случаях, т. е.

наблюдается субгармонический режим ламинарно-турбулентного перехода.

При смещении вниз по потоку (до x/c = 0,8) максимальная амплитуда пуль саций в частотном спектре смещается в область низких частот, как при сры ве, так и при присоединенном течении.

Аu(f) 0, 0, x/b = 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0 2 4 6 8 10 12 14 16 f, Гц Аu(f) x/b = 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0,1 0, 0, 0 2 4 6 8 10 12 14 16 f, Гц Рис. 4.9. Частотный состав пульсаций в пограничном слое вдоль хорды крыла: а — течение до воздействия;

б — течение после воздействия 4.4. Управление с помощью локального вдува –Cp 3, • – • – 2, 1, 0, 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 x/b Рис. 4.10. Распределение статического давления на верхней поверхности крыла:

1 — течение до воздействия;

2 — течение после воздействия Таким образом, показано, что при одних и тех же внешних условиях воз можны два типа течения на верхней поверхности модели: срыв потока вбли зи передней кромки и присоединенное течение с ламинарно-турбулентным переходом вблизи передней кромки крыла. Установлено, что точечное ло кальное воздействие внутри области срыва позволяет преобразовать тече ние из срывного в присоединенное. Была проведена визуализация и тер моанемометрические измерения скорости и амплитуды пульсаций в обоих вариантах обтекания. Найдено, что в результате искусственного присоеди нения значительно изменяется частота волны, развивающейся при перехо де. Следовательно, эта частота зависит не от частотного состава пульсаций в набегающем потоке, а от параметров пограничного слоя на поверхности крыла. В обоих случаях развивается субгармоника основной волны, и её амплитуда становится больше амплитуды основной волны.

4.4. Управление с помощью локального вдува Для изучения возможности управления обтеканием с помощью локаль ного вдува воздуха в экспериментах было использовано крыло умеренного удлинения равного 2. Исследования проводились в малой аэродинамической трубе МТ-324 ИТПМ СО РАН. Скорость набегающего потока составляла 12 м/сек. С помощью метода «сажемасляных» покрытий были получены картины течений вблизи поверхности крыла. При угле атаки равном 0 гра дусов было получено четкое изображение местной зоны отрыва (отрывного пузыря) в задней части крыла (рис. 4.11, а). При воздействии локальным вдувом структура отрывного пузыря нарушается, и на поверхности крыла Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия увеличивается протяженность области присоединённого течения от перед ней кромки до линии отрыва (рис. 4.11, б). В области отрыва появляется ярко выраженное вихревое течение.

При достижении угла атаки 14° на крыле возникает глобальный отрыв и наблюдается возвратное течение от задней кромки крыла к передней и рас текание из центральной части к боковым кромкам (рис. 4.12, а). С помощью локального вдува удалось присоединить поток (рис. 4.12, б).

a точка вдува б Рис. 4.11. Картины течения без вдува (а) и со вдувом (б) на нулевом угле атаки a б Рис. 4.12. Картины течения без вдува (а) и со вдувом (б) на угле атаки 14° 4.5. Применение крыла с волнистой поверхностью Были произведены измерения статического давления на поверхности мо дели крыла при срыве и при присоединённом течении (рис. 4.13). По этим распределениям видно, насколько сильно различается область разрежения над верхней поверхностью крыла при присоединённом течении и при сры ве. Чем больше разрежение, тем больше подъемная сила. Следовательно, подъёмная сила крыла в случае присоединенного течения значительно боль ше, чем при срыве.

1, 1, • – 1, • – 1, –Cp 0, 1, 1, 1, 0 0,2 1,4 1,6 1,8 x/b Рис. 4.13. Распределение статического давления на верхней поверхности крыла без вдува (а) и со вдувом (б) на угле атаки 14° 4.5. Применение крыла с волнистой поверхностью В данном разделе описаны результаты экспериментов на модели кры ла с волнистой поверхностью [84;

85]. Необходимость таких исследований связана с появлением крыльев с эластичной оболочкой, способной образо вывать на поверхности крыла локальные продольные волны. Летательные аппараты с продольной волнистостью крыла уже существуют — это пара планы. Создание подобных крыльев является перспективным направлением в совершенствовании обтекания малоскоростных летательных аппаратов, поскольку, как показали наши исследования, волнистость позволяет улуч шить аэродинамические характеристики крыла и воспрепятствовать воз никновению неблагоприятных режимов обтекания за счёт воздействия на структуру отрывных течений.

Описание крыла параплана. Крыло параплана выполнено из воздухоне проницаемой ткани и представляет собой два полотнища — верхнее и ниж нее, которые соединяются между собой нервюрами (рис. 4.14). Нервюры придают полотнищам аэродинамический профиль, а также передают аэро Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия Рис. 4.14. Параплан в полете динамическую нагрузку на стропы. В передней части такого крыла в районе точки торможения потока сделаны воздухозаборники. Через них крыло из нутри распирается некоторым избыточным давлением, приобретая необхо димую форму.

По профилю нервюр и по форме в плане мягкие крылья мало чем от личаются от классических дозвуковых крыльев. Однако в силу компоновки параплана и особенностями его управления крыло имеет форму арки. По верхность у такого крыла не плоская, как у обычного крыла, а имеет волни стость по размаху (рис. 4.15).

Шаг волны Высота волны Хорда крыла Рис. 4.15. Модель крыла с волнистой поверхностью 4.5. Применение крыла с волнистой поверхностью На практике замечено, что крылья парапланов небольшого удлинения с крупной волнистостью поверхности сохраняют несущие свойства на бо лее высоких углах атаки по сравнению с обычными прямыми крыльями.

По-видимому, это происходит по причине различий в структуре течения над верхней поверхностью обычного и волнистого крыла. Целью исследования было экспериментально обнаружить эти различия и сравнить несущие свой ства таких крыльев.

Представленные ниже результаты получены в двух аэродинамических трубах.

1. Малая аэродинамическая труба МТ-324 Института теоретической и прикладной механики СО РАН. Труба имеет открытую рабочую часть се чением 200 200 мм, степень турбулентности набегающего потока 0,4 %.

2. Аэродинамическая труба СС-19 Новосибирского государственно го технического университета (кафедра аэрогидродинамики). Труба имеет открытую рабочую часть эллиптического сечения сечением 800 600 мм и длиной 1000 мм, степень турбулентности потока 0,7 %.

В экспериментах в аэродинамической трубе МТ-324 была проведена ви зуализация картин течения на поверхности плоского и волнистого крыльев при различных углах атаки с помощью «сажемасляного» покрытия, которое представляло собой смесь керосина с порошком двуокиси титана. Была так же выполнена визуализация течения над верхней поверхностью вдоль оси симметрии модели с помощью дыма и светового ножа. В аэродинамической трубе СС-19 использовалась «сажемасляная» визуализация и, кроме того, были проведены весовые измерения аэродинамических сил, действующих на модель.

Исследовались две модели прямоугольных крыльев, которые имели оди наковое удлинение, равное 1, и одинаковый формообразующий профиль ЦАГИ Р-III-12. Хорда профиля — 195 мм, относительная толщина — 12 % хорды. Обе модели имели жёсткую поверхность из стеклопластика. У одной модели поверхность была плоская, а у другой волнистая, имитирующая по верхность крыла параплана. Схема модели волнистого (секционного) крыла показана на рис. 4.15. Ширина секции h, максимальная высота волны f и шаг секций v были постоянными вдоль хорды, воздухозаборники в районе точки торможения потока отсутствовали. Чтобы исключить перетекание по тока с нижней поверхности на верхнюю, на торцах модели устанавливались концевые шайбы.

В аэродинамической трубе СС-19 модель устанавливалась между конце выми шайбами высотой 100 мм. Концевые шайбы крепились к тензометри ческим весам, которые измеряли нормальную и тангенциальную составля ющую силы, действующей на крыло. Перед каждой продувкой проводилось Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия снятие данных влияния веса модели и державки на тангенциальную состав ляющую силы в зависимости от угла атаки. Была также измерена аэродина мическая характеристика державки и концевых шайб без модели. Аэродина мические силы, действующие на державку и шайбы, а также составляющая влияния веса вычитались из результатов, полученных при продувке с моде лью. Таким образом, представленные в статье зависимости безразмерных коэффициентов Cx и Cy от угла атаки учитывают изменения величин аэро динамических сил, действующих только на модель крыла с учётом интерфе ренции концевых шайб.

Результаты экспериментов. Визуализация течения на верхней поверх ности моделей методом «сажемасляной» пленки, проведенная в малой аэро динамической трубе МТ-324 при скорости набегающего потока 12 м/с, по казала существенное различие топологий течения при обтекании крыльев с плоской и волнистой поверхностью. На рис. 4.16 и 4.17 представлены ре зультаты визуализации и их трактовка для моделей, находящихся под нуле вым углом атаки (направление потока сверху вниз).

Над крылом с плоской поверхностью образуется один отрывной пузырь, передняя граница которого находится на 28 % хорды. Как известно, над та ким отрывным пузырём поток турбулизуется и снова присоединяется к по верхности [71]. В нашем случае присоединение потока, а также его турбули зация были подтверждены наблюдениями с помощью дыма и светового ножа (рис. 4.18). Этим же методом дымовой визуализации удалось обнаружить непостоянство во времени размеров отрывного пузыря и места присоедине ния. Белая сплошная полоса на фотографиях на рис. 4.18 — это освещаемая световым ножом поверхность модели, а находящаяся выше размытая по лоса — это дымовая струйка, между ними черная область — это отрывной пузырь. Первый снимок (рис. 4.18, а) был сделан при выдержке объектива 130 секунды, а второй (рис. 4.18, б) — при выдержке 12 секунды. По сним кам видно, что задняя граница отрывного пузыря изменила свое положение, т. е. существуют пульсации размеров отрывного пузыря, взаимосвязанные с пульсациями средней скорости потока в зоне отрыва. Похожие пульсации уже были обнаружены в работе [87], посвященной изучению ламинарного отрыва за уступом на плоской пластине, где методом термоанемометрии за фиксированы низкочастотные пульсации средней скорости течения в зоне отрывного пузыря. Позади пузыря, как показывает «сажемасляная» визуа лизация, образуется крупномасштабная трехмерная вихревая структура.

На крыле с продольными волнами отрывные пузыри локализуются во впадинах между волнами и друг с другом не соединяются (рис. 4.17). Начи наются они с 17 % по хорде и заканчиваются на 42 % хорды. Внутри пузы рей наблюдается пара вращающихся в противоположные стороны вихрей.

4.5. Применение крыла с волнистой поверхностью 1 Рис. 4.16. Визуализация и схема течения Рис. 4.17. Визуализация и схема над крылом с гладкой поверхностью. Угол течения над крылом с волнистой атаки 0°, скорость набегающего потока поверхностью. Угол атаки 0°, скорость 12 м/с: 1 — область ламинарного течения;

набегающего потока 12 м/с: 1 — область 2 — область отрывного пузыря;

3 — ламинарного течения;

2 — область отрывного пузыря;

3 — застойные зоны;

область турбулентного течения 4 — область турбулентного течения Фокусы вихрей лежат на линии 36 % хорды. Ниже по потоку за пузырями на вершинах волн наблюдаются застойные зоны, в которых отсутствует ин тенсивное вихревое течение. Далее по всей поверхности существует турбу лентное присоединённое течение.

При увеличении угла атаки отрывной пузырь на прямом крыле смещает ся ближе к передней кромке. Он уменьшается в размере по хорде, но общая структура течения внутри пузыря остаётся прежней. На волнистом крыле Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия при увеличении угла атаки отдельные отрывные пузыри также сдвигаются вперёд и уменьшаются в размерах по хорде, застойные зоны за пузырями на вершинах секций увеличиваются.

a б Рис. 4.18. Визуализация дымом течения над верхней поверхностью прямого крыла по оси симметрии модели. Угол атаки 5°, скорость набегающего потока 3 м/с:

а — выдержка 130 с;

б — выдержка 12 с При достижении прямым крылом угла атаки 17,5 градусов происходит срыв потока с передней кромки (рис. 4.19). На всей верхней поверхности крыла наблюдается возвратное течение, в котором хорошо просматривают ся две зоны. От передней кромки до середины модели находится застойная зона, а ниже по потоку — зона интенсивного возвратного течения. Такое разделение области отрыва на две зоны было описано ранее в работе [13] для моделей, которые не имели концевых шайб.

Для модели с продольными волнами с увеличением угла атаки картина течения над верхней поверхностью меняется по-другому (рис. 4.20). Течение остаётся присоединённым вплоть до угла атаки, составляющего 32 граду са. Отрывные пузыри находятся прямо на передней кромке и уменьшаются в размерах до 4–5 % от хорды, а застойные зоны, которые были на вершинах секций ниже по потоку за пузырями, преобразуются в зоны со слабым воз вратным течением, и за ними уже появляется новая застойная зона.

4.5. Применение крыла с волнистой поверхностью 2 Рис. 4.19. Визуализация и схема Рис. 4.20. Визуализация и схема течения над крылом с гладкой течения над крылом с волнистой поверхностью. Угол атаки 17,5°, скорость поверхностью. Угол атаки 32°, скорость набегающего потока 12 м/с: 1 — область набегающего потока 12 м/с: 2 — область ламинарного течения;

2 — застойная отрывных пузырей;

3 — зоны со слабым область;

3 — область интенсивного возвратным течением;

4 — застойные зоны;

5 — область турбулентного возвратного течения течения На волнистой модели срыв с передней кромки происходит при угле атаки 33°, т. е. критический угол атаки значительно больше, чем для крыла с пло ской поверхностью.

При проведении экспериментов в трубе СС-19 были обнаружены су щественные изменения характера обтекания модели гладкого крыла по сравнению с экспериментами в МТ-324. Так, при углах атаки 0° и 15° Глава 4. Управление срывом методами локального воздействия отрывной пузырь имел меньшую протяженность по хорде и отсутство вали вихревые структуры в задней части пузыря. На угле атаки 31° на блюдался режим с частичным отрывом турбулентного пограничного слоя и с образованием вихря, присоединенного к концевой шайбе и вра щающегося в плоскости крыла (рис. 4.21). На угле атаки 34° происходил срыв потока с передней кромки, т. е. критический угол атаки был гораздо выше, чем на этом же прямом крыле в аэродинамической трубе МТ-324.

Существенного влияния повышен ного уровня турбулентности в этой аэродинамической трубе на структуру течения над крылом с продольными волнами замечено не было.

Проведённые весовые испы тания в аэродинамической трубе СС-19 НГТУ позволили определить взаимосвязь между структурой те чения и действующими на модель силами. На рис. 4.22 представлены экспериментально полученные ко эффициенты Cy для нормальной со ставляющей аэродинамической силы, 1 действующей на крыло. Весовые ис 2 пытания показали наличие гистерези са аэродинамических характеристик модели крыла с плоской поверхно стью. Гистерезис наблюдается в пре 3 делах от 24 до 34 градусов, причём если при увеличении угла атаки кры ла существует режим с отрывом тур булентного пограничного слоя, то при возвращении с закритических углов атаки течение переходит от срывного к присоединённому, минуя эту фазу.

Рис. 4.21. Крупномасштабный Переход от срывного течения к присо вихрь в области отрыва. Угол атаки единённому характеризуется увеличе 31°, скорость набегающего потока нием нормальной силы, но происходит 16 м/с: 1 — область ламинарного это на углах атаки 24–25 градусов, что течения;

2 — область отрывного значительно меньше, чем угол атаки, пузыря;

3 — область турбулентного течения;

4 — вихрь, вращающийся в при котором возникает срыв потока с передней кромки.

плоскости крыла 4.6. Управление с помощью электрического разряда 1, 1, 1, Су 0, 0, 0, 0, 0, –5 0 5 10 15 20 25 30, град Рис. 4.22. Зависимость коэффициента нормальной силы Cy от угла атаки: 1 _ для прямого крыла при увеличении угла атаки;

2 _ для прямого крыла при уменьшении угла атаки;

3 _ для волнистого крыла Для модели крыла с продольными волнами устойчивый гистерезис аэро динамических характеристик не наблюдался.

4.6. Управление с помощью электрического разряда Особенностью обтекания осесимметричных тел, расположенных под большим углом атаки, является формирование конического вихревого те чения, доминирующую роль в котором играет пара первичных вихрей (рис. 4.23). По мере увеличения отношения угла атаки к углу полураствора носка модели первоначальное безотрывное обтекание трансформируется в отрывное с формированием пары симметричных стационарных вихрей.

При дальнейшем увеличении параметра / происходит внезапная пере стройка течения с образованием несимметричной пары вихрей. Изменение обтекания с симметричного на несимметричное является пока плохо пред сказуемым и, в общем случае, нежелательным, так как порождает неконтро лируемые боковые нагрузки на обтекаемое тело.



Pages:     | 1 || 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.