Содержание к диссертации
Введение
Глава I. Обзор 15
1.1. Явление отрыва потока и структура отрывных течений 15
1.2. Методы управления отрывом и улучшения аэродинамических характеристик крыла 30
Глава II. Методы исследований 35
2.1. Аэродинамические установки и координатные устройства 35
2.2. Экспериментальные модели крыльев 41
2.3. Методики экспериментов 43
2.3.1. Визуализация методом саже-масляных покрытий и шелковинок 43
2.3.2. Термоанемометрические измерения 44
2.3.3. Методика пневмометрических измерений 51
Глава III. Вихревая структура отрывных течений на прямом и скользящем крыле 54
3.1. Условия проведения эксперимента 54
3.2. Зависимость структуры обтекания от удлинения крыла 55
3.3. Процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения 59
3.3.1. Крыло умеренного удлинения 59
3.3.2. Крыло среднего удлинения 62
3.3.3. Крыло большого удлинения 68
3.4. Выводы к главе III 71
Глава IV. Управление обтеканием модели с помощью локального вдува воздуха 72
4.1. Условия проведения эксперимента 72
4.2. Влияние локального воздействия при срывном режиме обтекания на крыле малого удлинения 73
4.3. Эволюция развития вихревых структур с увеличением угла атаки до и после локального воздействия 78
4.4. Выводы к главе IV 90
Глава V. Преобразование структуры отрывного течения с помощью выступов 92
5.1. Условия проведения эксперимента 92
5.2. Влияние выступов на вихревую структуру 93
5.3. Развитие возмущений в отрывном течении до и после локального воздействия 101
5.4. Выводы к главе V 106
Глава VI. Изучение возможностей управления отрывом с помощью локального воздействия при различных углах скольжения 107
6.1. Условия проведения эксперимента 107
6.2. Трансформация отрывной зоны с изменением угла скольжения 108
6.3. Влияние выступов на вихревую структуру обтекания 110
6.4. Выводы к главе VI 115
Заключение 116
Список литературы 118
- Методы управления отрывом и улучшения аэродинамических характеристик крыла
- Термоанемометрические измерения
- Зависимость структуры обтекания от удлинения крыла
- Влияние локального воздействия при срывном режиме обтекания на крыле малого удлинения
Введение к работе
Диссертация посвящена экспериментальному изучению вихревых структур, возникающих внутри области глобального срыва потока и методов управления обтеканием с помощью локального воздействия на моделях крыльев с учетом таких факторов, как форма профиля, удлинение крыла, скорость набегающего потока, углы скольжения и атаки. Методы основаны на полученных в предыдущих исследованиях данных о существовании трехмерной вихревой структуры внутри области отрыва.
Актуальность темы
Отрыв потока - это одно из физических явлений, возникающих при движении газов или жидкостей над твердой поверхностью или, наоборот, при движении тела в неподвижной жидкости или газе, заключающееся в том, что поток перестает двигаться вдоль поверхности и отходит от нее. Два фактора являются определяющими для возникновения отрыва потока: вязкость и изменение давления вдоль поверхности. Необходимым условием отрыва потока от поверхности является возрастание давления в направлении течения, т.е. положительный (неблагоприятный) градиент давления. Такие условия возникают, например, при обтекании крыла. Верхняя поверхность крыла обычно имеет выпуклую форму, что и приводит к появлению неблагоприятного градиента давления и отрыва потока в задней части крыла. Влияние вязкости приводит к тому, что вблизи поверхности поток теряет скорость из-за трения о поверхность, возникает тонкий слой воздуха, условно говоря, «прилипший» к поверхности, называемый пограничным слоем. В пограничном слое скорость движения воздуха увеличивается с увеличением расстояния от поверхности. Рассматриваемый в литературе отрыв потока во многих случаях является отрывом пограничного слоя. Под влиянием нарастающего давления происходит торможение потока, причем быстрее тормозятся частицы воздуха внутри пограничного слоя, поскольку у них меньше скорость и, следовательно, меньше запас кинетической энергии. В некотором сечении трение на стенке исчезает; это и есть точка отрыва потока. За этой точкой возникает возвратное течение от задней кромки крыла к передней.
Изучение отрыва потока было и остается задачей многочисленных исследований. В результате различными авторами предложены двумерные модели отрывных течений и вплоть до начала 80-х гг. предполагалось, что в случае обтекания двумерного крыла течение в области отрыва также является двумер-
ным, за исключением концевых эффектов. Последующие наблюдения показали, что эти предположения неверны, так как такие модели не учитывают трехмерность течения, присущую в большинстве случаев областям отрыва. Было обнаружено, что в случае глобального срыва потока с передней кромки крыла на верхней поверхности, внутри отрывной области, существуют крупномасштабные вихри в форме «грибообразных» структур, вращающиеся в плоскости крыла и создающие перетекание потока в поперечном направлении. Систематического изучения подобных явлений не проводилось. Не изучались различия трехмерных структур при срыве и при турбулентном отрыве, поведение этих структур при внешних воздействиях и причины их возникновения. Предполагалось лишь, что образование трехмерной картины течения связано с неустойчивостью течения в слое смешения над областью отрыва. Исследования развития возмущений в оторвавшемся течении могут пролить свет на этот вопрос. Хотя имеется большое количество работ по изучению отрывных течений, необходимо отметить, что их авторы подробно исследуют распределенные средние характеристики течения (распределение давления и средней скорости, суммарные аэродинамические характеристики и структуру течения) в двумерной постановке, но не приводят исследований влияния трехмерности течения на развитие возмущений. Ввиду этого важное новое направление в изучении отрывных течений, развиваемое в данной работе, - исследование их внутренней пространственной структуры.
Отрыв потока от поверхности крыла оказывает, как известно, большое влияние на аэродинамические характеристики, снижая подъемную силу и увеличивая лобовое сопротивление, и поэтому представляет собой явление нежелательное и требующее устранения. Проблема воздействия на отрыв не имеет однозначного решения из-за многообразия форм его существования, и для каждого типа отрыва выбор эффективных способов воздействия требует знания структуры данного отрывного течения и ее поведения под влиянием внешних возмущений. Существование крупномасштабных вихрей в области отрыва открывает новое направление в изучении срыва потока, так как принципиально изменяет физическую картину течения, первоначально предполагавшуюся двумерной, и требует создания новой модели явления отрыва, с учетом его трехмерности.
Новый способ улучшения обтекания - воздействие именно на крупномасштабные вихри, возникающие в зоне срыва. Оказалось, что эти вихри обладают восприимчивостью к внешним возмущениям, и это их свойство дает новые возможности для управления течением на поверхности крыла. Поэтому ис-
следования пространственной вихревой структуры отрывных течений имеют большое практическое значение.
Изучение отрывных течений очень важно для малоразмерных летательных аппаратов различного назначения, которые в настоящее время получают все более широкое распространение. Полетное число Рейнольдса по хорде крыла у таких летательных аппаратов лежит в диапазоне Re = 10 - 10 . Связано это с несколькими причинами: их экономичностью, уникальными возможностями для ведения воздушного наблюдения и малой уязвимостью. Пути совершенствования обтекания определяются на основании полученных исследователями новых знаний о физических процессах, протекающих при взаимодействии летящего самолета с окружающим воздухом. Большое прикладное значение имеют, помимо прочего, исследования физических явлений, возникающих на крыле при различных углах атаки: течения в присоединенном пограничном слое на поверхности крыла при малых углах атаки, а также отрывных течений, возникающих при больших углах атаки, в том числе отрыва турбулентного пограничного слоя и срыва потока с передней кромки крыла. С точки зрения практической аэродинамики, интерес к природе течения в пограничном слое связан с решением проблемы ламинаризации обтекания, а исследования отрывных течений позволяют найти пути повышения несущих свойств крыла и разработать новые методы управления отрывом.
Цель и задачи работы
Основной целью данной диссертационной работы являлось экспериментальное изучение структуры отрывных течений с учетом трехмерности обтекания при числах Рейнольдса в диапазоне Re =10 -10 и исследование возможностей управления отрывом на прямом крыле при различных углах скольжения с помощью метода локального воздействия. Перед началом исследований были поставлены следующие основные задачи:
выполнить экспериментальные исследования влияния удлинения модели и угла скольжения на вихревую структуру течения при глобальном срыве потока с помощью визуализации методом саже-масляных покрытий;
изучить возможности управления обтеканием с помощью локализованного (точечного) источника возмущения в виде вдува воздуха внутри области срыва.
исследовать развитие возмущений в отрывном течении на модели прямого крыла до и после локального воздействия в виде выступов формы конуса и ребра.
- найти возможности управления срывным обтеканием крыла при разных углах скольжения с помощью выступов, установленных внутри области отрыва.
Научная новизна работы
До сих пор не был изучен вопрос, как краевые условия влияют на образование парных крупномасштабных вихрей на поверхности модели крыла. Дело в том, что в предыдущих экспериментах обнаруживалась только одна пара вихрей в области срыва. Однако при отрыве турбулентного пограничного слоя в задней части крыла всегда образовывалось несколько пар вихрей; как следствие высказывались предположения, что в области срыва большое влияние оказывают краевые эффекты, и вихри образуются только у боковых кромок модели. Поэтому для того, чтобы проверить эти предположения, были проведены экспериментальные исследования на моделях с разным удлинением. В работе впервые продемонстрирована зависимость вихревой структуры срывного обтекания от удлинения крыла, которая показала, как краевые условия влияют на образование парных крупномасштабных вихрей. Также было показано, что на крыле большого удлинения при срывном обтекании образуется две пары крупномасштабных вихрей, появление которых является фундаментальным свойством отрывных течений.
Отрыв потока на крыле с нулевым углом скольжения исследован уже достаточно хорошо, однако данных о влиянии угла скольжения на вихревую картину течения пока известно очень мало. В то же время малоразмерные летательные аппараты могут попадать одновременно в режимы срыва и скольжения из-за большого влияния порывов ветра на их обтекание, и поэтому такие режимы требуют внимательного изучения. В работе впервые показаны процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения. Показано, что увеличение угла скольжения приводит в некоторых случаях к устранению отрыва и присоединению потока.
В работе впервые продемонстрирована возможность управления отрывным обтеканием крыла с помощью локального воздействия в виде точечного вдува воздуха или выступа в форме конуса или ребра. Отличие этого метода в том, что влияние оказывается внутри области срыва, тем самым воздействие происходит на внутреннюю вихревую структуру. Существует тесная взаимосвязь между вихрями и областью отрыва в целом. Если помешать
формированию вихревых структур, то зона отрыва претерпевает существенные изменения, вплоть до ее полного исчезновения. Конус, ребро или вдув воздуха могут влиять на картину обтекания за счет того, что препятствуют поперечным течениям в области отрыва.
Впервые проведены сравнительные исследования развития возмущений в отрывном течении и после присоединения потока с помощью локального воздействия. Показано, что в обоих случаях ламинарно-турбулентный переход происходил вблизи передней кромки крыла. Найдено, что в результате искусственного присоединения значительно изменяется частота волны, развивающаяся при переходе. Показано, что в обоих случаях развивается субгармоника основной волны, и её амплитуда становится больше амплитуды основной волны. Обнаружен эффект увеличения амплитуды пульсаций вдоль хорды в срывном течении после ламинарно-турбулентного перехода за счет роста низкочастотных колебаний.
Впервые изучена возможность управления обтеканием с помощью локального воздействия в виде выступов, расположенных внутри области отрыва на крыле, при разных углах скольжения. Найдены места на поверхности крыла, в которых выступы оказывают максимальное воздействие вплоть до присоединения потока.
На защиту выносятся:
результаты экспериментальных исследований влияния удлинения крыла на вихревую структуру отрывных течений, а также процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения;
результаты экспериментальных исследований возможности управления обтеканием модели прямого крыла с помощью точечного воздействия - локального вдува воздуха, расположенного внутри области срыва;
результаты экспериментальных исследований развития возмущений в отрывном течении до и после локального воздействия в виде выступов при постоянных угле атаки и скорости набегающего потока;
результаты экспериментальных исследований обтекания модели крыла, установленной под разными углами скольжения, в которых изучались возможности управления обтеканием с помощью локального воздействия в виде выступов.
Личный вклад автора
Автор принимал непосредственное участие в экспериментальных исследованиях на всех стадиях их проведения. Им обработаны, проанализированы и обобщены данные экспериментов. Автор участвовал в подготовке публикаций к печати. Все выносимые на защиту результаты получены лично соискателем. Результаты экспериментов опубликованы с разрешения соавторов.
Научная и практическая значимость работы
В данной работе выполнен комплекс экспериментальных исследований структуры вихревого обтекания крыловых профилей в зависимости от геометрии крыла, углов скольжения и атаки, скорости набегающего потока и возможностей управления с помощью нового метода - локального воздействия на отрыв при дозвуковых скоростях потока в малотурбулентных аэродинамических трубах. Внутренняя пространственная структура отрывных течений изучалась с учетом ее трехмерности.
Было показано, что вихревые структуры являются неотъемлемым свойством отрывных течений.
Предложен новый способ управления срывом, основанный на использовании локализованных (точечных) источников возмущений, устанавливаемых позади линии отрыва в области возвратного течения. Обнаружено, что в этом случае также изменяется пространственная вихревая структура течения. Такое воздействие позволяет управлять обтеканием и в некоторых случаях полностью устранять отрыв.
Полученные сведения могут использоваться для решения практических задач по изучению и совершенствованию обтекания летательных аппаратов и для уточнения физических моделей наблюдаемых явлений.
Достоверность результатов
Благодаря использованию в работе универсальных и отработанных методов экспериментального исследования, повторяемости результатов, полученных в опытах в разное время, была обеспечена достоверность полученных результатов. Результаты работы согласуются с опубликованными данными о характеристиках подобных течений и возможностях управления обтеканием. Данные, полученные в различных разделах работы, дополняют друг друга и дают целостную, физически непротиворечивую картину изучаемого явления.
Апробация работы
Основные материалы и результаты исследований докладывались и обсуждались на семинарах Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения РАН, а также на следующих конференциях: Всероссийской научной конференции студентов физиков 12 (2006, Новосибирск), Международной научной студенческой конференции (2006, 2007, 2008, Новосибирск), ICMAR (2007, 2008, 2010, Новосибирск), Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей (2008, 2010, Новосибирск), Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехнологий (2009, 2010, Новосибирск), Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии (2009, Новосибирск), XXII Юбилейном семинаре с международным участием «Струйные, отрывные и нестационарные течения» (2010, Санкт-Петербург), XI Всероссийской школе-конференции молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (2010, Новосибирск).
Публикации
Основные результаты, представленные в диссертации, опубликованы 18 печатных работах, 3 из которых в журналах, рекомендованных ВАК РФ. Получен патент.
Структура и объём работы
Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка цитируемой литературы. Объем диссертации насчитывает 130 страниц машинописного текста, включая 59 рисунков.
Методы управления отрывом и улучшения аэродинамических характеристик крыла
Проблема ламинаризации обтекания в нашей стране впервые изучалась Г.И. Петровым [73] и Г.П. Свищевым [74]. Ими были поставлены экспериментальные натурные исследования течения в пограничном слое крыла [73] и специальных ламинарных крыльев [74] в ЦАГИ более 50 лет назад. Г.И.Петров обнаружил в натурных условиях на крыле самолета возрастающие колебания в ламинарном пограничном слое, предсказанные теорией гидродинамической устойчивости. Однако эти результаты были обнародованы только недавно. Наиболее известны результаты Шубауэра и Скремстеда [75], которым удалось при очень низкой турбулентности потока в аэродинамической трубе экспериментально обнаружить собственные колебания пограничного слоя и их определяющую роль в процессе разрушения ламинарного режима. Их результаты также были несколько лет закрыты и опубликованы только в 1947 г. Исторический обзор создания теории устойчивости ламинарного пограничного слоя приведен в монографии Шлихтинга [2]. Однако в этой монографии практически не упоминаются труды советских ученых, которые, между тем, внесли крупный вклад в исследования данной проблемы. Прежде всего, это пионерские работы Л.Д. Ландау, Г.П. Свищева, Г.И. Петрова, В.В. Струминского и представителей их научных школ, М.А. Гольдштика, В.Н. Штерна и их учеников в Институте теплофизики в Новосибирске, В.Н. Жигулева, А.В. Тумина, А.В. Федорова и их учеников в МФТИ, М.И. Рабиновича в Н. Новгороде, О.С. Рыжова и Е.Д. Терентьева с сотрудниками в ВЦ РАН, А.И. Рубана в ЦАГИ и других.
Важные экспериментальные результаты получены в работах А.С. Гиневского и его коллег, В.И. Иевлева и А.А. Павельева с сотрудниками, А.Н. Секундова и его коллег в ЦИАМ, Л.Ф. Козлова и В.В. Бабенко в Киеве. Большой комплекс летных исследований перехода на различных летательных аппаратах ведется в ЦАГИ.
В СО РАН исследования проблемы перехода, начатые по инициативе академика В.В. Струминского, успешно продолжаются и в настоящее время под руководством В.Я. Левченко, В.В. Козлова, Ю.С. Качанова, С.А. Гапонова и А.А. Маслова [76-79], а также B.C. Косорыгиным и В.И. Корниловым. Исследования в натурных условиях на метеоракетах проводятся под руководством A.M. Павлюченко [80].
Не менее важным, чем переход в пограничном слое, для практической аэродинамики является явление отрыва потока. Как отмечается в работе [81], при отрыве изменяются важнейшие интегральные характеристики крыла -сопротивление и подъемная сила. Исследования отрывных течений имеют целью увеличение несущих свойств и управляемости самолета. Управляя отрывом, создают требуемые управляющие усилия и моменты и обеспечивают допустимые тепловые потоки. Сложность и многообразие встречающихся в практике отрывных течений требуют детального изучения структур потоков и исследования их основных элементов: отрыва, смешения, присоединения и возвратного течения. Большой вклад в аэродинамику отрывных течений внесли советские ученые В.С.Авдуевский, О.М.Белоцерковский, С.М.Белоцерковский, В.В.Сычев, М.И.Ништ, В.Я.Нейланд, Л.В.Гогиш, Г.Ю.Степанов, Н.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой, В.Т.Калугин, И.Т.Швец, Г.И.Таганов, Р.К.Тагиров, Ю.А.Демьянов, Г.И.Столяров, А.И.Зубков, Я.П.Коробов и другие.
Есть общее свойство течений в пограничном слое и при отрыве - это их гидродинамическая неустойчивость. Именно развитие неустойчивых колебаний в ламинарном пограничном слое приводит к возникновению турбулентности. С другой стороны, например, явление отрыва турбулентного пограничного слоя, имеет аналогию с переходом ламинарного пограничного слоя в турбулентный [82]. И при переходе и при отрыве на крыле возникают разнообразные вихревые структуры, определяющие картину течения.
Предотвращение срыва потока является одной из основных задач по управлению отрывными течениями. Начало изучению методов воздействия на отрыв положил Л. Прандтль; полученный им результат описан Г. Шлихтингом в [2]. Прандтль исследовал отрыв потока на модели в форме шара. Он показал, что если перевести пограничный слой на шаре из ламинарного в турбулентное состояние, то местоположение линии отрыва изменяется. Для ламинарного пограничного слоя линия отрыва лежит приблизительно на экваторе шара. Прандтль установил на шаре в его передней части проволочное кольцо, которое вызвало искусственную турбулизацию пограничного слоя. Вследствие этого линия отрыва сдвинулась на заднюю половину шара, и область отрыва стала меньше в размерах. Сила лобового сопротивления шара значительно снизилась.
Результаты, полученные в работах [56-60], открыли новые возможности в разработке методов управления обтеканием, поскольку было обнаружено, что указанные крупномасштабные вихри обладают высокой чувствительностью к внешним воздействиям. Из работ других авторов, изучавших отрывные течения в двумерном приближении, известно, что с помощью звука можно добиться, в определенном диапазоне частот акустического поля, углов атаки модели и скоростей потока, полного устранения срыва [83-93]. Впоследствии было показано, что при воздействии звука существенно изменяется пространственная структура срывной зоны [94-95]. Оказалось также, что создавая дополнительные возмущения течения внутри области отрыва (с помощью точечных выступов на поверхности крыла) можно аналогичным образом влиять на вихревые структуры и управлять обтеканием [96]. Полученные данные о восприимчивости трехмерного срывного течения к внешним воздействиям послужили основанием для проведения описанных ниже сравнительных исследований обтекания крыльев с различной формой поверхности.
Также существуют альтернативные методы управления отрывом, изложенные в фундаментальной работе [97], предполагающие такое воздействие, чтобы устранить отрыв и обеспечить присоединенное течение. В последних работах по этой тематике используются вихрегенераторы, вдув струй и использование само-отклоняющихся щитков в области отрыва [98,99,100,101].
Термоанемометрические измерения
Не смотря на бурное развитие техники измерений, проблема диагностики потоков жидкости газов, в частности с целью определения скорости потока и её пульсаций, до сих пор остаётся достаточно сложной. В особенности это относится к измерениям количественных характеристик векторных полей пульсаций скорости течения. Необходимые свойства такого рода измерительных приборов (такие, как высокое пространственное разрешение, широкий диапазон частот, высокая точность измерения, малое влияние датчика на поток, удобство использования и др.), как правило, лишь отчасти присущи большинству существующих методов измерений. Новая эра в вопросах диагностики, как до звуковых, так и после звуковых потоков ассоциируется с появлением в 30-х годах термоанемометра, значительно расширившего возможности исследования.
Устройство и принцип действия термоанемометра основан на зависимости теплообмена нагретого проводника с течением газа от числа Рейнольдса, а, следовательно, и от скорости течения. Наиболее распространенным являются проволочные датчики термоанемометра. Чувствительный элемент термоанемометра представляет собой очень тонкую металлическую нить, которая нагревается электрическим током до 200-400С. Нить охлаждается протекающей жидкостью или газом, что вызывает падение ее температуры и, следовательно, уменьшения электрического. сопротивления нити. Материалами, из которых изготавливаются нити, обычно являются платина или вольфрам.
Конструкция датчика (рис. 2.14) в значительной степени определяется условиями конкретного эксперимента, характерными течения, наличием твердых поверхностей, величинами средней скорости, особенностями течения и т.д.
Основным преимуществом термоанемометрического метода измерения скорости по сравнению с пневмометрическим является его малая инерционность. Это очень важно, так как для изучения физического механизма того или иного явления часто необходима информация о мгновенных значениях скоростей. Поэтому термоанемометрический метод является основным методом изучения турбулентного потока. Второе важное преимущество термоанемометра - это его высокая чувствительность, позволяющая измерять скорости потока порядка 0,5 м/с и ниже. Наконец, существенным достоинством термоанемометра является возможность изготовления датчиков весьма малых размеров, позволяющих проводить успешные измерения вблизи поверхности.
Существует два метода измерения: метод постоянного тока и метод постоянной температуры. В первом во время опыта поддерживается постоянной сила тока, и по изменению сопротивления можно судить о скорости потока. Постоянство силы тока обеспечивается включением нити датчика в электрическую цепь последовательно с питающей батареей и реостатом (рис. 2.15). Сопротивление нити определяется по разности потенциалов на ее концах, измеренных параллельно включенным в цепь вольтметром.
Во втором случае нить включается в одно из плеч моста сопротивления Уитстона (рис. 2.16), остальные плечи которого изготавливаются из материала с температурным коэффициентом, близким к нулю. Изменение скорости вызывает изменение температуры нити и ее сопротивления, в результате чего первоначально сбалансированный мост разбалансируется, и в диагонали моста появляется ток. Для восстановления равновесия моста температуру возвращают к первоначальному значению путем изменения сопротивления смежного плеча или вспомогательного сопротивления. Электрическая цепь метода постоянной температуры. Измеряемой величиной является ток в нити, который можно определить, например, амперметром, включенным во внешнюю цепь. Таким образом, при методе постоянного сопротивления скорость определяется по величине силы тока (или напряжения), потребного для поддержания постоянной температуры, а, следовательно, и сопротивления нити.
Теоретическое решение проблемы переноса тепла однородно нагретого цилиндра, обтекаемого в поперечном направлении, было найдено Кингом. Эксперименты, проведенные в более позднее время Коллисом и Вильямсом и другими исследователями, показали, что применительно к обтеканию нагретой нити термоанемометра закон охлаждения может быть записан следующим образом: где Еп, В, п - константы, зависящие от физических свойств газа или жидкости и материала нити; U — скорость потока; Е - напряжение на выходе термоанемометра.
На практике константы Ео, В, п определяются для каждого датчика индивидуально путем тарировки. Статическая тарировка термоанемометра заключается в измерении осредненных скоростей потока с помощью какого-либо эталонного прибора и регистрации выходного напряжения термоанемометра. При умеренных скоростях течения эталонным прибором служит обычно пневмометрический приемник. Однако в общем случае связь между Е и U в формуле (1) носит явно нелинейный характер (рис. 2.17, а).
Зависимость структуры обтекания от удлинения крыла
Данная глава посвящена экспериментальному изучению вихревых структур, возникающих внутри области срыва на моделях прямых крыльев и в зависимости от геометрии крыла и угла скольжения. Дело в том, что отрыв потока на крыле с нулевым углом скольжения исследован уже достаточно хорошо, однако данных о влиянии этого фактора на вихревую картину течения пока известно очень мало. В тоже время, малоразмерные летательные аппараты могут попадать одновременно в режим срыва и в режим скольжения из-за большого влияния порывов ветра на их обтекание и поэтому такие режимы требуют внимательного изучения.
Эксперименты были проведены в дозвуковых аэродинамических трубах Т-324 и МТ-324 на моделях крыльев № 1 — 4. Каждая модель помещалась в рабочую часть и жестко закреплялась с помощью специального кронштейна к нижней поверхности рабочей части. Крепления крыла, кронштейн имели удобообтекаемый профиль и на поток существенного влияния не оказывали. Основным методом исследований картины течения была «саже-масляная» визуализация. Следует отметить, что картина течения на поверхности модели сильно зависит от угла атаки. В экспериментах модели устанавливались под достаточно большими углами атаки, при которых наблюдается срыв потока с передней кромки. Этот угол атаки определялся при помощи наклеенных на поверхность модели шелковинок, показывающих направление потока. Дело в том, что при достижении угла атаки, на котором происходит срыв, на поверхности модели возникает возвратное течение от задней кромки к передней. Поиск угла атаки, на котором происходит срыв, проводился на моделях, установленных под нулевым углом скольжения. Визуальное обнаружение возвратного течения по направлению шелковинок от задней кромки к передней служило признаком существования срыва потока. Затем шелковинки убирались, и все последующие эксперименты проводились уже на данном угле атаки, который не изменялся в ходе продувки. Объектом исследований была структура течения внутри области отрыва. После проведения эксперимента характерные картины течений фотографировались.
Описанные в этом разделе исследования должны были дать ответ на вопрос о влиянии краевых условий на образование парных крупномасштабных вихрей в области срыва. Дело в том, что в упоминаемых выше работах обнаруживалась только одна пара вихрей в области срыва [54, 57, 62, 64, 95, 96]. Однако, при отрыве турбулентного пограничного слоя в задней части крыла всегда образовывалось несколько пар вихрей. Поэтому высказывались предположения, что в области срыва большое влияние оказывают краевые эффекты, и поэтому вихри образуются только у боковых кромок модели. Для того чтобы проверить эти предположения, эксперименты были проведены на моделях с разным удлинением, что позволило оценить влияние краевых эффектов на картину течения. Полученные результаты показаны на рис. 3.1. Здесь приведены картины течения при срыве потока на моделях крыльев с удлинением от 0,7 до 9,8 в диапазоне скоростей потока от 10 до 30 м/с. В этих экспериментах впервые было зарегистрировано образование при срыве не одной, а двух пар вихрей на крыле большого удлинения. Направление потока — сверху вниз.
На рис. 3.1 (а) показана картина течения на крыле № 1 малого удлинения. Скорость потока составляла 11,5 м/с, угол атаки -а =21. Re = 2,2 10 по хорде. Хорошо видны два вихря вблизи передней кромки по бокам модели. Впервые аналогичные картины были опубликованы в работах В.Я. Нейланда с соавторами [61, 62, 63]. Было показано, что «возникновение при некотором угле атаки отрыва потока в носовой части крыла приводило при сильном взаимодействии концевых вихревых жгутов с пограничным слоем к скачкообразному развитию сложного вихревого течения с обширной циркуляционной зоной в середине крыла. Дальнейшее увеличение угла атаки не сказывалось на положении и размерах циркуляционной зоны» [61,62, 63]. Следует пояснить, что в указанных работах угол атаки а модели постепенно увеличивался в ходе эксперимента, в то время, как в нашем случае модель устанавливалась на выбранном угле атаки до начала продувки. Тем не менее, результаты очень похожи.
На рис. 3.1 (б) показана картина течения на модели № 2 умеренного удлинения. Скорость потока составляла 10 м/с, угол атаки - а =14. Re = 0,7 10 . В области отрыва на поверхности модели также присутствуют два вихря, и они расположены в центральной и задней части модели. Между вихрями существует возвратное течение от задней кромки вихря к передней, и затем растекание от центра модели в трансверсальном направлении, вдоль линии растекания направо и налево к фокусам вихрей. В передней части модели существует застойная зона, расположенная между линией отрыва потока у передней кромки модели и уже упомянутой линией растекания.
На рис. 3.1 (в) показана картина течения на модели № 3 среднего удлинения. Скорость потока составляла 30 м/с, угол атаки - а =12. Re = 3,9 Ю3. В отличие от описанных выше результатов, в данном случае не наблюдается ярко выраженных фокусов вихрей, но в целом сохраняется течение с двумя вихрями, наиболее хорошо заметное по краям модели.
На рис. 3.1 (г) показана картина течения на модели № 4 большого удлинения. Скорость потока составляла 29 м/с, угол атаки - а = 12. Re = 1,9 10 . Оказалось, что в данном случае (при увеличении удлинения до 9,8) в области срыва возникает две пары вихрей. Эти результаты показывают, на взгляд автора, что появление вихрей в области срыва связано не только с влиянием краевых эффектов. По-видимому, есть некий предельный размер вихревой пары, и если размах крыла больше этого предельного размера, то образуется уже не одна, а две вихревые пары.
Влияние локального воздействия при срывном режиме обтекания на крыле малого удлинения
Вторая серия экспериментов была посвящена изучению возможности управления обтеканием с помощью локального вдува воздуха в диапазоне углов атаки от нуля градусов до критических углов атаки. Дело в том, что как уже упоминалось выше, при постепенном увеличении с нулевого значения угла атаки до критического возможно образование на верхней поверхности крыла локальных отрывных пузырей, дальнейшее их смещение по направлению к передней кромки и последующий турбулентный отрыв. Опытные исследования проводились на модели умеренного удлинения № 2. Принципиальное отличие этой модели от модели № 1, которая была использована в экспериментах описанных выше, в том, что при критических углах атаки на верхней поверхности образуется пара крупномасштабных вихрей, которая занимает значительную площадь поверхности, простираясь почти от передней до задней кромки. Воздух подавался со скоростью в диапазоне 3-5 м/с.
Как и прогнозировалось исходя из теории и опубликованных работ, описанных выше, при нулевом угле атаки образовывался локально-отрывной пузырь, занимающий приблизительно 45-50% площади поверхности крыла (рис. 4.6, а). Скорость набегающего потока составляла 110,= 11,5 м/с и в дальнейшем не изменялась. Re = 1, 37 105. При воздействии локальным вдувом воздуха, точка которого располагалась по оси симметрии крыла при х = 6 мм и имела диаметр d = 0,5 мм, структура отрывного пузыря нарушается. Отрывная зона уменьшается в размерах и занимает меньшую площадь на крыле, соответственно, тем самым увеличивается область присоединенного течения (рис. 4.6, б). Как и следовало ожидать, при постепенном увеличении угла атаки локальный отрывной пузырь начинает движение в сторону передней кромки, при этом, значительно не изменяясь в геометрических размерах (рис. 4.6, в, д, ё). Локальное воздействие при этих трех режимах обтекания позволило значительно уменьшить площадь отрывного пузыря (рис. 4.6, г, е, ж).
При угле атаки а = 12 было обнаружено, что на верхней поверхности крыла образовалась область отрыва турбулентного течения (рис. 4.6, з). При турбулентном отрыве не происходит повторного присоединения оторвавшегося потока к поверхности крыла и зона отрыва включает всю область течения от линии отрыва до задней кромки крыла. В свою очередь, локальный вдув уменьшил область отрыва более чем на 50% по площади (рис. 4.6, и). В завершении данной серии экспериментов, был исследован более подробно ещё один режим обтекания, при котором наблюдается глобальный отрыв потока. Данный режим был найден на угле атаки а = 14. На поверхности модели существует возвратное течение от задней кромки крыла к передней, пара крупномасштабных вихрей и растекание из центральной части к боковым кромкам (рис. 4.6, й). Если применить локальный вдув воздуха, то структура обтекания существенно меняется. В близи передней кромки образуется обширная локальная отрывная зона, имеющая форму «бабочки» (рис. 4.6, к). Внутри этой области образуется сложная вихревая структура. В близи задней кромки образуется отрыв турбулентного слоя. На остальной части крыла течение полностью присоединенное. Эти данные скорректированы, учитывая термоанемометрические измерения описанные ниже.
Для получения количественных данных о структуре потока при естественном и искусственном обтекании были проведены измерения с помощью методов термоанемометрии и пневмометрии.4
Первые измерения были проведены вдоль хорды на ХА (при z = О мм) части модели по размаху крыла. На рис. 4.7 представлены профили средней скорости при двух режимах обтекания. Судя по полученным графикам, в случае срывного обтекания толщина зоны отрыва постепенно увеличивается над поверхностью крыла (рис. 4.7, а). С другой стороны, при режиме обтекания с локальным воздействием толщина пограничного слоя стала значительно меньше в размерах в сравнении со срывным режимом (рис. 4.7, б). Однако вблизи задней кромки, при х = 95 мм, происходит отрыв турбулентного пограничного слоя, что также было подтверждено данными, полученными с помощью визуализации (рис. 4.6, к).
Затем были получены профили скорости, измерения которой проходили вдоль хорды на V (при z = 50 мм) части модели по размаху крыла. При естественном обтекании (срывном) толщина зоны отрыва постепенно увеличивается от передней до задней кромки и при х = 95 мм составляет приблизительно 25 мм (рис. 4.8, а). В случае вдува воздуха, данные, полученные с помощью термоанемометрических измерений, позволили скорректировать местоположение и геометрический размер отрывной зоны вблизи передней кромки. Это зона оказалась несколько больших размеров чем та зона, которую можно было наблюдать с помощью «саже-масляной» визуализацией (рис. 4.8, б). В диапазоне х = 10 мм до х = 55 мм простирается локально-отрывная область, за которой сразу течение присоединяется. Стоит отметить, что высота этой области не превышает 2 мм.
Помимо профилей скоростей, были получены распределения амплитуд пульсаций при естественном обтекании и при воздействии локального вдува. В случае естественного обтекания, измерения проводились в двух сечениях вдоль OZ при х = 20 мм и х = 60 мм (рис. 4.9). Судя по графикам, существует три пика максимума амплитуды пульсаций. Принимая во внимание данные полученные с помощью визуализации, два пика приходятся, как раз, на зону фокусов вихрей. Что касается третьего максимума, то он расположен в области вблизи передней кромки по оси симметрии при х = 20 мм. Это говорит о том, что обтекание крыла имеет трехмерный характер.
