Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Состояние исследуемого вопроса 16
1.1. Предыстория 16
1.2 Ламинарно-турбулентный переход на плоской пластине 18
1.3 Обтекание шероховатости в пограничном слое 20
1.4 Ламинарно-турбулентный переход, вызванный Гертлеровской неустойчивостью 24
1.5 Ламинарно-турбулентный переход на прямом крыле 24
1.6 Ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле 25
1.6.1 Неустойчивость течения вблизи линии растекания (attachment-line instability) 25
1.6.2 Неустойчивость, связанная с кривизной линий тока (streamline-curvature instability) 26
1.6.3 Неустойчивость поперечного течения (cross-flow instability) 28
1.6.4 Волны Толлмина-Шлихтинга (Tollmien-Schlichting waves) 31
1.6.5 Гертлеровская неустойчивость (Gortler instability) 31
1.6.6 Вторичная неустойчивость (Secondary instability) 32
ГЛАВА 2. Экспериментальные методики 34
2.1 Метод сублимирующих покрытий 34
2.1.1 Мотивация 34
2.1.2 Методика 35
2.1.3 Результаты 37
2.1.4 Выводы 42
2.2 Апробация метода жидкокристаллической термографии 43
2.2.1 Мотивация 43
2.2.2 Методики 44
2.2.3 Результаты 56
2.2.4 Выводы 66
2.3 Выводы по главе 67
ГЛАВА 3. Возбуждение продольных возмущений элементом шероховатости 68
3.1 Мотивация и цели 68
3.2 Методики
3.2.1 Условия измерений 70
3.2.2 Исследуемая модель 70
3.2.3 Методика введения возмущений 71
3.2.4 Термоанемометрия 72
3.2.5 Жидкокристаллическая термография 73
3.3 Результаты измерений 75
3.3.1 Условия вне пограничного слоя 75
3.3.2 Зарождение естественных вторичных возмущений 77
3.3.3 Возбуждение вторичных возмущений акустикой 80
3.3.4 Влияние положения шероховатости на стационарное возмущение и развитие вторичных возмущений 84
3.4 Выводы 87
ГЛАВА 4. Введение возмущений двумерной ступенькой
4.1 Мотивация и цели 88
4.2 Методики 89
4.2.1 Условия измерений 89
4.2.2 Модель крыла 90
4.2.3 Жидкокристаллическая термография 91
4.2.4 Термоанемометрические измерения 91
4.2.5 Введение стационарных возмущений 91
4.2.6 Взаимное располоэюение элементов шероховатостей 93
4.2.7 Возбуждение вторичных возмущений 95
4.2.8 Система координат 96
4.3 Результаты измерений 96
4.3.1 Жидкокристаллическая термография 96
4.3.2 Термоанемометрия 99
4.3.3 Возбуждение возмущений клиновидной ступенькой 105
4.4 Выводы 107
Заключение 109
Список публикаций по теме диссертации 111
Список литературы 114
- Ламинарно-турбулентный переход на прямом крыле
- Апробация метода жидкокристаллической термографии
- Методика введения возмущений
- Жидкокристаллическая термография
Введение к работе
Актуальность темы
Процесс обтекания крыла современного самолета воздушной средой чрезвычайно сложен, и обратить внимание на все аспекты попросту невозможно. Значительные размеры летательных аппаратов и их высокая полетная скорость способствуют развитию турбулентного режима течения над большей частью обтекаемой поверхности. Однако в последнее время особое внимание уделяется возможности увеличения ламинарного участка течения с целью снижения сопротивления летательного аппарата.
Для полетов на трансзвуковых скоростях современные самолеты используют стреловидные крылья. Кроме того, ими оснащаются и дозвуковые беспилотные аппараты с целью улучшения стабильности полета в условиях возмущенной атмосферы на небольшой высоте. Для такого крыла характерно несовпадение направления скорости набегающего потока и градиента давления, что приводит к формированию трехмерной структуры пограничного слоя.
В качестве упрощенной модели реального стреловидного крыла используется скользящее крыло, профиль которого вдоль по размаху остается постоянным. К настоящему моменту известно пять видов неустойчивости: неустойчивость течения на линии растекания, неустойчивость поперечного течения, неустойчивость течения из-за кривизны линий тока, развитие волн Толлмина - Шлихтинга, Гёртлеровская неустойчивость. Кроме того, наличие продольных вихрей в пограничном слое способно приводить к появлению вторичной неустойчивости.
Среди такого многообразия механизмов развития возмущений в пограничном слое скользящего крыла особого внимания заслуживает неустойчивость поперечного течения, так как с остальными достаточно просто бороться с помощью подбора профиля крыла (минимальный радиус кривизны передней кромки крыла вблизи линии растекания, увеличенный разгонный участок крыла, отсутствие вогнутых участков профиля). Механизм неустойчивости течения из-за кривизны линий тока по сравнению с неустойчивостью поперечного течения проявляется не столь интенсивно.
В полетных условиях, соответствующих низкой степени турбулентности набегающего потока, из-за механизма неустойчивости поперечного течения достаточно шероховатости поверхности микронного масштаба для возникновения периодических стационарных продольных структур. При наличии крупных уединенных элементов шероховатости (заклепки, насекомые, разбившиеся о поверхность крыла, песчинки, снежинки и т.д.) амплитуда возбуждаемых возмущений больше и может ускорить процесс ламинарно-турбулентного перехода.
В конструкции крыла можно выделить двумерные препятствия (стык предкрылка и крыла, конструкционные стыки), влияние которых на структуру течения в пограничном слое скользящего крыла практически не изучено.
Таким образом, в данной работе сделан упор на исследовании физических процессов, происходящих при обтекании уединенного элемента шероховатости и двумерной ступеньки в условиях трехмерной структуры пограничного слоя скользящего крыла.
Цель и задачи работы
Основной целью данной диссертационной работы является вскрытие физических механизмов ламинарно-турбулентного перехода на модели скользящего крыла в
области благоприятного градиента давления за цилиндрическим элементом шероховатости и двумерной ступенькой. При этом были поставлены следующие задачи:
адаптировать методику жидкокристаллической термографии для исследования ламинарно-турбулентного перехода на продольных структурах;
исследовать процесс ламинарно-турбулентного перехода за уединенным элементом шероховатости, расположенным в области благоприятного градиента давления;
разработать методику определения области максимальной восприимчивости возмущений к положению шероховатости;
определить влияние двумерной ступеньки на развитие продольной структуры и на невозмущенное течение.
На защиту выносятся:
методика жидкокристаллической термографии в приложении к исследованию продольных структур и нелинейного этапа развития вторичных возмущений;
методика определения области максимальной восприимчивости возмущений к положению элемента шероховатости;
экспериментальные данные о развитии продольных структур и вторичных возмущений за уединенным элементом шероховатости;
результаты исследования влияния двумерной ступеньки на структуру невозмущенного течения и на развитие набегающей продольной структуры.
Научная новизна работы
- Установлено, что фазовая скорость вторичных возмущений на линейной стадии
развития составляет 0.56 от скорости набегающего потока и увеличивается до
0.63 на нелинейной.
Обнаружено возбуждение дополнительных стационарных продольных структур нелинейными вторичными возмущениями в области благоприятного градиента давления.
Выделено, что скорость набегающего потока определяет нелинейные механизмы, участвующие в процессе ламинарно-турбулентного перехода.
Разработанная в работе методика экспериментального определения области максимальной восприимчивости к шероховатости имеет потенциал в разработке конструкции ламинаризованного крыла.
Показано возбуждение продольных структур двумерной ступенькой и усиление набегающих продольных структур.
Установлено, что ламинарно-турбулентный переход вызывается вторичной неустойчивостью, развивающейся вблизи ядра стационарного вихря, вызывающего появление продольных структур.
Личный вклад автора
Автор принимал непосредственное участие в подготовке и проведении эксперимента. Написано программное обеспечение для обработки полученных данных, а также картин визуализации. При его участии разработана методика определения области максимальной восприимчивости к положению элемента шероховатости. Полученные результаты были опубликованы автором в научных журналах и доложены на конференциях.
Достоверность результатов
Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической трубе АТ-324 со степенью турбулентности набегающего потока, не превышающей 0.03%, что позволяет проводить исследования возмущений на линейной стадии развития.
Количественные измерения проводились с использованием термоанемометрии, обладающей высокой чувствительностью к пульсациям скорости с частотой до 10 кГц. Амплитудно-фазовые характеристики вторичных возмущений получены с использованием техники контролируемых возмущений с возбуждением акустическим полем. Данная техника является классической для исследования устойчивости пограничного слоя и успешно применяется в течение нескольких десятилетий.
В качестве метода визуализации используется модифицированная жидкокристаллическая термография. С целью правильной интерпретации результатов визуализации данная методика комбинировалась с термоанемометрическими измерениями, учитывался опыт предыдущих исследований развития вторичных возмущений на продольных структурах.
Обработка и визуализация данных проводились с использованием пакета Matlab, широкий набор библиотек которого позволял максимально автоматизировать процесс. Основные функции, использовавшиеся в обработке:
быстрое преобразование Фурье (анализ амплитуды и фазы выделенной моды, получение спектров пульсаций скорости);
робастная подгонка линейной функции для определения фазовой скорости;
интегрирование;
распознавание объектов на изображении и морфологические операции с изображением с целью восстановления картины визуализации в координатах на поверхности крыла;
преобразование цветовых координат RGB в HSV и обратно. Дополнительным фактором, подтверждающим достоверность данных, является
апробация результатов работы на конференциях разного уровня, в том числе и международных, а также их публикация в научных журналах, входящих в список ВАК.
Апробация работы
Результаты работы были опубликованы в пяти статьях в журнале «Вестник Новосибирского государственного университета» и в одной статье «Докладов Академии наук», а также в трудах конференций: Всероссийской молодежной конференции «Устойчивость и турбулентность гомогенных и гетерогенных жидкостей» (Новосибирск 2010), Международной научной студенческой конференции (Новосибирск 2010-2014), Семнадцатой всероссийской научной конференции студентов-физиков (Екатеринбург 2011), Всероссийской конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск 2012, 2014), Международной конференции по методам аэрофизических исследований (Казань 2012, Новосибирск 2014), Европейской конференции по аэронавтике и космическим наукам (Мюнхен 2013), Двадцать девятом конгрессе Международного совета аэронавтических наук (Санкт-Петербург 2014).
Структура и объем работы
Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка публикаций по теме диссертации и списка цитируемой литературы. Объем работы составляет
116 машинописных страниц, содержит 65 рисунков, поясняющих содержание. В работе содержатся ссылки на 39 научных статей.
Ламинарно-турбулентный переход на прямом крыле
Сценарий ламинарно-турбулентного перехода на прямом крыле при малой степени турбулентности набегающего потока зависит от его профиля. Неблагоприятный градиент давления оказывает дестабилизирующее влияние на развитие волн Толлмина-Шлихтинга, нелинейное развитие которых приводит к ламинарно-турбулентному переходу.
Некоторые профили могут иметь вогнутые участки, что может спровоцировать появление и развитие вихрей Гертлера, которые по механизму вторичной неустойчивости могут привести к переходу.
Таким образом, задача создания ламинаризованного крыла сводится к увеличению до предела области, в которой реализуется благоприятный градиент давления и отсутствию вогнутых областей.
Скользящее крыло обладает рядом дополнительных видов неустойчивости по сравнению с прямым, что значительно осложняет анализ процесса ламинарно-турбулентного перехода, предсказание точки перехода, а также разработку ламинаризованного крыла.
Обтекание области скользящего крыла вблизи линии растекания может быть приближенно описано течением Хименца. Толщина пограничного слоя в направлении вдоль по размаху остается постоянной.
В экспериментальных работах Пфеннингера [18], Полла [19] было обнаружено, что ламинарно-турбулентный переход происходил, когда число Рейнольдса, вычисленное по толщине потери импульса превышало 230. Численный анализ, проведенный в работе [20], показал возможность появления волн Толлмина-Шлихтинга в течении вдоль линии растекания. Результаты расчетов находятся в согласии с экспериментальными данными [18] и [19].
При наличии мощного источника возмущений ламинарно-турбулентный переход может происходить по байпасному механизму, если число Рейнольдса, вычисленное по толщине потери импульса превышает 100. Такой случай характерен для стыка фюзеляжа и крыла, когда развитый турбулентный пограничный слой, развившийся на фюзеляже попадает на переднюю кромку крыла, что приводит к турбулизации течения над всей плоскостью крыла и затрудняет процесс его ламинаризации активными методами.
Естественными способами борьбы с этим видом неустойчивости являются: - уменьшение радиуса кривизны передней кромки крыла - уменьшение угла скольжения - использование крыла обратной стреловидности или приспособлений, не дающих возмущениям пограничного слоя фюзеляжа попасть в пограничный слой скользящего крыла.
При обтекании передней кромки скользящего крыла линии тока искривляются, что приводит к центробежному механизму образования неустойчивости, похожему на Гертлеровский. Стоит отметить, что исследование этого механизма не получило широкого распространения и развивается благодаря японским исследователям.
Нобутаке Ито в теоретической работе [21] исследовал течение скользящего крыла, используя параметры Фокнэр-Скэн-Кука и угол скольжения. Было показано, что streamline-curvature instability проявляется ближе к линии растекания, чем неустойчивость поперечного течения.
В теоретической работе [22] исследовалось течение в области линии растекания на скользящем цилиндре и вращающемся диске. Также показано, что на значительной области передней кроки преобладает влияние streamline-curvature instability над неустойчивостью поперечного течения. При этом обе неустойчивости проявляются в виде продольных вихрей, но направления волновых векторов противоположные.
В экспериментальной работе [23] исследовались бегущие возмущения streamline-curvature instability и неустойчивости поперечного течения, возбуждаемые точечным источником звука. Было отмечено, что при определенных условиях можно реализовать доминирование streamline-curvature instability над неустойчивостью поперечного течения, однако к ламинарно-турбулентному переходу их развитие не приводило. Надо отметить, что в эксперименте проявился сильный стационарный вихрь (по-видимому, от шероховатости, образованной источником акустического сигнала).
Апробация метода жидкокристаллической термографии
Для сравнения возбуждения продольных возмущений локализованным вдувом с возбуждением с помощью элемента шероховатости была выбрана сферическая поверхность последней (Рис. 14). Для возможности зафиксировать ее в отверстии, предназначенном для вдува, элемент шероховатости был оснащен ножкой диаметром 0,5 мм. Эксперименты проводились для шероховатостей диаметром 1 мм, 2 мм и 3 мм. Шероховатость располагалась вблизи линии растекания, где преобладает поперечная составляющая скорости. Вид шероховатостей, использованных в эксперименте. Для того чтобы установить, как распространяется турбулентность вдоль передней кромки, на нее была наклеена крупнозернистая наждачная бумага зернистостью Р16 шириной / = 140 мм с зерном характерного диаметра d3ep 1,3 мм.
Вдув через отверстие на передней кромке использовался для определения режима течения. Известно, что при ламинарном обтекании точечный вдув умеренной силы рождает пару противовращающихся вихрей. В условиях сильно возмущенного нестационарными вихревыми структурами (турбулентность) пару вихрей тяжело зарегистрировать. Основными преимуществами вдува перед шероховатостью в качестве источника возмущений являются: возможность гибко задавать и этом контролировать его параметры, накладывать поверх вдува нестационарные возмущения. Для определенного скоростного режима скорость струи увеличивалась до тех пор, пока не становился заметным след на визуализации.
Модель располагалась горизонтально (Рис. 13), ось X системы координат направлена вдоль потока, ось Z направлена вертикально, по касательной к передней кромке крыла, ось Y перпендикулярна осям X, Z, начало координат находилось либо в центре отверстия, либо совпадало с проекцией этой точки на ось цилиндра. Кроме того, использовалась дополнительная ось L, направленная вдоль передней кромки вниз по потоку. Измерения проводились однониточным датчиком термоанемометра постоянной температуры. Диаметр нити датчика составлял 6 мкм, длина около 1 мм Измерялись и записывались в компьютер осциллограммы скорости U(t) в различных точках пространства (х, у, z). Скорость набегающего потока в рабочей части аэродинамической трубы измерялась насадком Пито - Прандтля, соединенным с электронным микроманометром. Датчик термоанемометра тарировался в свободном потоке напротив трубки Пито - Прандтля при скоростях потока 0- 6 м/с, так чтобы погрешность в определении средней скорости была менее 2%. Процесс тарировки и применяемое экспериментальное оборудование подробно описаны в работе [34].
Осциллограммы сигнала с моста термоанемометра через аналого-цифровой преобразователь записывались в компьютер. Для выделения низкочастотных возмущений для улучшения отношения сигнал/шум использовалось усреднение по ансамблю. Распределение амплитуды и фазы высокочастотных возмущений находилось с помощью анализа спектров, полученных алгоритмом быстрого преобразования Фурье.
В процессе измерений использовалось два подхода. Во-первых, измерялись профили скорости пограничного слоя в окрестности линии растекания, а также профили скорости по координате Z - касательной к цилиндру (Рис. 15.6) на различных расстояниях от источника возмущений. Во-вторых, была разработана методика проведения измерений трехмерных полей скоростей с поворотом датчика термоанемометра вокруг своей оси при переходе по угловой координате, чтобы нить датчика располагалась по касательной к поверхности модели (Рис. 15.а).
На теплоотдачу от стенки влияет дії Іду, где U - местная скорость, у координата, нормальная к стенке. Таким образом, по распределению коэффициента теплоотдачи можно определить местоположение ламинарно-турбулентного перехода (резкое увеличение теплообмена в направлении вдоль по потоку), области отрыва потока (локализованное уменьшение теплообмена), расположение стационарных возмущений (для области дефекта скорости характерно уменьшение теплообмена, а для превышения скорости соответственно увеличение) и качественно отслеживать изменение их амплитуды в направлении вдоль по потоку. Для определения коэффициента теплоотдачи используется равномерно нагреваемая стенка и система измерения температуры поверхности.
В аэродинамическом эксперименте жидкие кристаллы могут использоваться как для визуализации температуры, так и касательных напряжений [37]. В наших экспериментах использовались тонко пленочные жидкокристаллические покрытия на основе холестерических жидких кристаллов (или холестериков) нечувствительные к касательным напряжениям. В основе метода измерений лежит зависимость длины волны селективного отражения холестериков от температуры. В результате цвет пленки будет напрямую зависеть от температуры и углов наблюдения. При увеличении температуры цвет покрытия изменяется от коричнево-красного к сине-фиолетовому. Используя температурно-цветовые калибровки и калибровки для зависимости цвета (колориметрических координат) от угла, можно получить распределение температуры на исследуемой поверхности. Пленка имеет определенный рабочий температурный диапазон AT, за пределами которого покрытие теряет свойство селективного отражения. При уменьшении рабочего диапазона, пленка становится более чувствительной. Таким образом, для эксперимента необходимо правильно подобрать параметры пленки. В нашем случае рабочий диапазон пленки составлял АТ = 3К.
Для исследования квазистационарной пристенной структуры потока на передней кромке скользящего крыла с помощью омического нагревателя были реализованы граничные условия с постоянной плотностью теплового потока. Жидкокристаллическая пленка закреплялась слоем поверх нагревателя (Рис. 16).
Методика введения возмущений
Как показал эксперимент, вторичные возмущения обладают высокой восприимчивостью к акустическому воздействию. При использовании акустического воздействия уровня 80 дБ из частотного диапазона, соответствующего естественным вторичным возмущениям, перестраивается среднее течение, что отлично регистрируется на картинах визуализации методом жидкокристаллической термографии (Рис. 39). При этом возникают дополнительные продольные структуры, что может быть одним из механизмов увеличения трансверсального размера области с турбулентным режимом течения. Визуализация методом жидкокристаллической термографии влияния акустического поля большой амплитуды на структуру возмущений.
Использование акустического воздействия меньшей амплитуды 65 дБ позволило исследовать влияние акустики на процесс перехода в терминах эволюции спектра пульсаций скорости. Для этой цели в точках and были получены спектры с наложением акустического поля и без него (Рис. 40).
Из анализа полученных спектров видно, что на ранних стадиях развития продольных структур выделяется мода вторичного возмущения, если частота акустического сигнала соответствует диапазону, в котором нарастают естественные возмущения. При этом возможно появление кратных гармоник, если амплитуда моды возмущения превышает 1% от скорости набегающего потока. Влияния на остальную часть спектра не обнаружено.
На поздних стадиях развития продольных структур возбужденная с помощью акустики мода приводит к изменению формы спектра: возникает пакет с максимумом на половинной от вводимой частоте, амплитуда пульсаций возрастает, и происходит ламинарно-турбулентный переход.
Спектры пульсаций в области ядра стационарного вихря для режима с наложением акустики (красным) и без нее (синим). Использование умеренного акустического воздействия (50.1 дБ) позволило реализовать линейный этап развития выделенной моды вторичного возмущения. С помощью методики контролируемых возмущений получено изменение амплитуды возмущения (Рис. 41.а) и его фазы (Рис. 41.6) вдоль по течению. Обнаружено резкое изменение фазовой скорости с 0.56Uoo до 0.6311«, в области Xw = 61 мм, что хорошо совпадает с отклонением закона роста амплитуды возмущения от экспоненциального. Это свидетельствует о начале нелинейного этапа развития моды вторичного возмущения. 90 30 40 50 60 70 80 90 100 30 40 50 Рис. 41: Распределение фазы (а) и амплитуды (б) вторичных возмущений, возбужденных акустикой, по Xw вблизи ядра стационарного вихря. Термоанемометрические измерения в объеме позволили получить топологию стационарных и вторичных возмущений (Рис. 42). В течении выделяется один стационарный вихрь. В области его ядра формируются наклонные вторичные возмущения, нарастающие вдоль по потоку и в трансверсальном размере. Рис. 42: Изоповерхности превышения (красным цветом 0.06 Uoo) и дефекта (синим цветом -0.06 Uoo) скорости, а также мгновенные изоповерхности возмущения скорости вторичного возмущения (3 10" Uoo- зеленым цветом; -3 10" Uoo - желтым цветом) в различных ракурсах. Влияние положения шероховатости на стационарное возмущение и развитие вторичных возмущений
С практической точки зрения крайне важным является нахождение области максимальной восприимчивости к положению шероховатости, так как для обеспечения ламинарного режима течения над крылом необходимо обеспечивать гладкость поверхности в этом месте, а, возможно, и систем очистки поверхности крыла от грязи, пыли и насекомых.
Расположив пять цилиндрических элементов шероховатости на разных углах от линии растекания таким образом, чтобы возмущения от каждого из них не оказывало влияния на остальные (Рис. 43). U.-9.2 м/с U.-11.8 м/с
Результат визуализации методом жидкокристаллической термографии для различных положений шероховатости на передней кромке скользящего крыла при различных скоростях набегающего потока (красными точками обозначены положения элементов шероховатости, красной линией - линия симметрии крылового профиля, желтой линией - линия перехода цилиндрической части профиля на плоскую, зеленой штриховой линией - область максимальной восприимчивости).
На картинах визуализации видно, что вне зависимости от скорости набегающего потока при данной экспериментальной конфигурации в области 55.1 от линии симметрии крылового профиля за элементом шероховатости формируется самая интенсивная продольная структура. Любопытным фактом является то, что расположение элемента шероховатости ближе к линии растекания, где толщина пограничного слоя меньше, а, соответственно, относительная толщина элемента шероховатости больше, приводит к появлению менее интенсивных продольных возмущений.
С помощью термоанемометра было проведено аналогичное исследование, только для введения стационарного возмущения использовался одиночный элемент шероховатости. При этом, каждый раз проводились термоанемометрические измерения на двумерной сетке, Поверхность крыла Шероховатости Сетка измерений полностью захватывающей стационарные продольные структуры. Так для каждого положения элемента шероховатости
Жидкокристаллическая термография
Возбуждение вторичных возмущений осуществлялось динамиком громкоговорителя, соединенного с генератором звуковых синусоидальных сигналов. В первой серии экспериментов методика жидкокристаллической термографии не позволяла количественно сравнивать акустическое воздействие на среднее течение. Были проведены исследования в частотном диапазоне от 100 Гц до 3000 Гц с шагом в 100 Гц. Для презентации результатов было решено выделить режимы 500 Гц и 1800 Гц.
Во второй серии экспериментов термоанемометрические измерения за двумерной ступенькой показали, что естественные возмущения имеют вид волнового пакета с максимумом вблизи 700 Гц, поэтому для дальнейших исследований процесса развития вторичных возмущений была выбрана эта частота.
Предварительные термоанемометрические измерения позволили выбрать два режима акустического воздействия с разной амплитудой. Измерения шумомером в рабочей части трубы без потока показали: режим малого акустического воздействия 50.1 ДВА, режим сильного акустического воздействия 65 ДВА при частоте 700 Гц.
На плоской части модели крыла наклеивалась двумерная ступенька слоями по 0.13 мм толщиной. На Рис. 53 представлены результаты визуализации методом жидкокристаллической термографии для различной толщины двумерной ступеньки h2d Рис. 53: Влияние высоты двумерной ступеньки h2d на след за цилиндрической шероховатостью: a) h2d = 0 мм; б) h2d = 0.26 мм; в) h2d = 0.52 мм; г) h2d = 0.78 мм; д)
формируется пара противовращающихся вихрей, один из которых очень быстро затухает, а амплитуда второго достигает своего насыщения (Рис. 53а). Наклеивание двумерной ступеньки до высоты 0.26 мм на визуализации не приводит к изменению течения (Рис. 53.6). Дальнейшее увеличение высоты двумерной ступеньки приводит к появлению дополнительных стационарных вихрей (Рис. 53.в), усилению пульсаций (Рис. 53.г) и к турбулизации течения в следе за цилиндрическим элементом шероховатости (Рис. 53.д, Рис. 53.е).
Замечено, что за двумерной ступенькой высотой больше 0.91 мм формируются продольные структуры (Рис. 54.6). При этом длина волны менялась вместе с изменением высоты двумерной ступеньки (Рис. 54.6, Рис. 53.в).
Влияние высоты двумерной ступеньки h2d на развитие стационарных структур: a) h2d = 0 мм; б) Ига = 0.91 мм; в) h2d =1.3 мм. Следующим шагом было исследовано возбуждение вторичных возмущений с помощью акустики. Цилиндрический элемент шероховатости возбуждает стационарные вихри, приводящие к появлению пакета вторичных возмущений на частотах около 1800 Гц (Рис. 55.в). Даже взаимодействие с двумерной ступенькой преобладающая усиливающаяся частота не меняется (Рис. 55.е). Однако, стационарные вихри, возбужденные двумерной ступенькой, приводят к появлению пакета вторичных возмущений на более низких частотах около 500 Гц (Рис. 55.д). Таким образом, можно говорить о разной Возбуждение вторичных возмущений акустическим полем частотой f (f = 0 Гц для а, г; f = 500 Гц для б, д; f = 1800 Гц для в, е) при возбуждении стационарных возмущений только цилиндрическим элементом шероховатости (а, б, в) и при взаимодействии с двумерной ступенькой ВЫСОТОЙ h2d = 0.91 мм (г, д, е).
Термоанемометрия позволила исследовать течение над двумерной ступенькой (Рис. 56). Из результатов видно, что продольные структуры начинают формироваться на переднем краю ступеньки. Поперечный масштаб этих возмущений составляет Ху = 4 - 8 мм. Введение акустических возмущений на частоте 700 Гц приводит к появлению сигнала амплитудой до 0.015%. Причем максимальные значения достигаются вблизи точек перегиба в трансверсальном распределении скорости.
Распределение скорости за двумерной ступенькой и трехмерным элементом шероховатости на расстояниях Xw = 36.7 мм, Xw = 60.9 мм, Xw = 133.5 мм. Более подробное исследование продольных вихрей и вторичной неустойчивости на них было проведено в области, в которой концы двумерной ступеньки не оказывали влияния. На Рис. 58 представлено распределение средней скорости и амплитуды возмущения частотой 700 Гц при возбуждении акустикой с разным уровнем громкости в положении Xw = 39 мм. На графике видно, что вторичные возмущения возбуждаются вблизи точек перегиба в трансверсальном распределении средней скорости. Чтобы иметь возможность сравнить между собой характер распределения амплитуды по пространству, амплитуда возмущения при возбуждении акустикой большой амплитуды уменьшена в 10 раз.