Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Обзор исследований по использованию электрических разрядов для управления отрывными течениями газа 12
1.1. Отрывные течения на осесимметричных телах. 12
1.2. Отрывные течения на крыльях летательных аппаратов 14
1.3. Активные методы управления течениями 16
1.4. Применение электрических разрядов для управления течениями 18
1.4.1. Коронный разряд и ионныйветер.. 20
1.4.2. Поверхностный диэлектрический барьерный разряд 23
1.4.3. Влияние низкотемпературной плазмы на течение в пограничном слое на крыловых профилях и осесимметричных,телах . 26
1.5. Выводы по главе 1 30
Глава 2. Экспериментальное оборудование и методы измерений . 31
2.1. Аэродинамическая трубаТ-324 31
2.2. Экспериментальные методы 31
2.2.1. Визуализация течения вблизи поверхности ипредельных линий тока. 32
2.2.2. Визуализация течения методом лазерного ножа. ..32
2.2.3; Термоанемометрия . 33
2.2.4. Измерение давления на поверхности моделей 34
2.3. Электрооборудование для создания электрического разряда;36
2.3.1. Аппаратура для создания дугового разряда 36
2.3.2. Аппаратура для создания искрового разряда 38
2.3.3. Аппаратура для создания барьерного разряда ... 39
2.3.4. Стендовые испытания высоковольтной системы управления 47
2.4. Выводы по главе 2 50
Глава.3. Управление вихревым обтеканием конуса под углом атаки 51
3.1.. Экспериментальные модели. 52
3.2. Исследование структуры течения. 56
3.2.1. Режимы течения и положения линий отрыва 56
3.2.2. Исследование влияния формы носика на формирование вихревого течениябО
3.2.3. Выбор расположения*зоны энергоподвода 64
3.3. Управление течением с помощью электрического разряда 67
3.3.1. Эксперименты с дуговым разрядом 67
3.3.2. Эксперименты с искровым разрядом 71
3.4. Численное моделирование задачи управления вихревым течением на конусе 75
3.5. Выводы по главе 3 84
Глава 4. Управление отрывным течением на модели прямоугольного крыла 85
4.1. Экспериментальная модель 85
4.2. Результаты экспериментов 86
4.2.1. Поверхностная визуализация течения вблизи линии отрыва 86
4.2.2. Термоанемометрические измерения в следе 88
4.2.3. Эксперименты по управлению отрывным течением 91
4.3. Выводы по главе 4 112
Глава 5. Управление отрывным течением на модели скользящего крыла 113
5.1. Экспериментальная модель 113
5.2. Результаты экспериментов 117
5.2.1. Поверхностная визуализация течения 117
5.2.2. Управление отрывным течением с помощью разряда 120
5.3. Выводы по главе 5 131
Заключение 132
Список литературы 134
- Влияние низкотемпературной плазмы на течение в пограничном слое на крыловых профилях и осесимметричных,телах
- Аппаратура для создания барьерного разряда
- Численное моделирование задачи управления вихревым течением на конусе
- Эксперименты по управлению отрывным течением
Введение к работе
Актуальность темы. Отрыву потока от поверхностей, возникающему при движении тела в жидкости или газе, уделялось особое внимание на протяжении всей истории развития аэрогидродинамики. В большинстве случаев отрыв - явление нежелательное, приводящее к вредным последствиям (увеличение сопротивления движению тела, ухудшение его аэродинамических характеристик, возникновение нестационарных нагрузок и т.п.). Отрывные течения изучаются на протяжении многих лет с целью совершенствования методов их прогнозирования и разработки способов целенаправленного воздействия на них, то есть управления отрывом потока.
На сегодняшний день известно множество устройств пассивного (вихреге-нераторы и т.п.) и активного (вдув/отсос газа, синтетические струи и т.п.) управления отрывными течениями, многие из которых доказали свою эффективность и с успехом применяются на реальных летательных аппаратах (ЛА). Устройства активного управления потоком, основанные на применении механических или струйных систем, зачастую достаточно сложны в изготовлении, добавляют дополнительный вес к конструкции ЛА, требуют существенных дополнительных объемов и могут становиться источниками шума и вибраций.
В настоящее время среди существующих методов активного управления потоком выделяется применение электрического разряда, в том числе низкотемпературной (слабоионизованной) поверхностной плазмы (диэлектрический барьерный разряд). Конструкция разрядников позволяет производить их поверхностный монтаж, не искажая формы обтекаемого тела, и осуществлять воздействие (ионным ветром и т.д.) внутри пограничного слоя, что позволяет управлять основным течением при небольшой мощности воздействия. К основным преимуществам данного подхода можно отнести: простую конструкцию устройства управления и прямое преобразование энергии в кинетическую энергию газа без использования сложных механических систем. Кроме того, время образования разряда много меньше всех характерных временных масштабов газодинамического течения, что позволяет осуществлять воздействие в широком диапазоне частот.
В работе исследуется возможность применения различных типов электрических разрядов для управления тремя классическими видами отрывных течений:
отрыв на конических телах под углом атаки;
отрыв потока на прямоугольном крыле;
отрывное течение на стреловидном крыле.
Перечисленные случаи отрывных течений реализуются при обтекании реальных ЛА и существенно влияют на изменение их аэродинамических характеристик.
Целью диссертационной работы является экспериментальное исследование возможности применения электрических разрядов для управления отрывом потока газа на примере классических отрывных течений на конусе, прямоугольном и скользящем крыле при дозвуковых скоростях потока.
Задачи диссертационной работы:
проектирование, изготовление и оснащение измерительным оборудованием экспериментальных моделей и разработка методов проведения измерений;
проведение модельных физических экспериментов в аэродинамической трубе для исследования эволюции течения около моделей без внешнего воздействия и при воздействии на него электрических разрядов;
численное моделирование задачи управления отрывом потока путем локального подвода энергии;
исследование механизмов воздействия электрических разрядов на отрывное течение.
Научная новизна
Результаты модельных физических экспериментов и численного моделирования задачи по управлению вихревым отрывным течением на конусе под углом атаки в дозвуковом потоке путем локального воздействия электрическим разрядом (подвода энергии) вблизи носика обтекаемого тела получены впервые.
Показано, что локальное воздействие вблизи носика приводит к перестройке вихревой конфигурации по всей длине конуса, при этом величина и направление аэродинамической силы изменяются пропорционально величине воздействия.
Результаты, демонстрирующие возможность подавления отрыва на крыловых профилях, в том числе на стреловидном крыле, с помощью ДБР получены при достаточно высоких числах Рейнольдса (Re = (0,3 -^- 1,3)х10 ).
Исследованы различные механизмы воздействия ДБР на отрывное течение, в том числе акустический. Показано, что акустический механизм подавления отрыва существует, но является весьма слабым и может рассматриваться как дополнительный.
Показано, что отрывное течение на крыле избирательно к частоте возбуждения разряда. Выделены диапазоны эффективных частот, при которых наблюдается максимальное подавление области отрывного течения.
Экспериментально обнаружен режим обтекания крыла, при котором низкочастотное возбуждение отрывного течения с помощью ДБР приводит к большим значениям подъемной силы крыла по сравнению со случаем безотрывного течения, присоединенного непрерывно работающим разрядом.
Научная и практическая ценность работы
1. Выполнено комплексное экспериментальное исследование применения электрических разрядов для управления отрывными течениями газа, кото-
рые реализуются при обтекании осесимметричных тел и крыловых профилей под углом атаки при дозвуковых скоростях потока.
Получены результаты, расширяющие представления о механизмах воздействия электрических разрядов на отрывные течения и о возможностях исследуемого метода управления.
Результаты демонстрируют возможность осуществления управления при значениях чисел Рейнольдса, близких к натурным, что, наряду с возросшим в последние годы интересом к развитию малоразмерных беспилотных летательных аппаратов, может способствовать их практическому применению.
Достоверность полученных результатов обеспечивается применением широко апробированных экспериментальных методов исследования. Результаты количественных измерений дополнены поверхностной и пространственной визуализацией течения Экспериментальные данные подтверждаются результатами численного моделирования. Полученные результаты согласуются с выводами, полученными другими авторами.
На защиту выносятся следующие научные положения диссертации:
результаты экспериментального и численного исследования управления вихревым отрывным течением на конусе под углом атаки с помощью электрического разряда в дозвуковом потоке;
результаты экспериментального исследования управления отрывным течением на модели прямоугольного крыла с помощью диэлектрического барьерного разряда;
результаты экспериментального исследования управления отрывным течением на модели скользящего крыла с помощью диэлектрического барьерного разряда.
Апробация работы
Основные результаты работы докладывались на международной конференции по методам аэрофизических исследований ICMAR (Новосибирск 2007, 2008 гг.), на конференциях AIAA (2005, 2007, 2008, 2009 гг.), на всероссийской школе-конференции молодых ученых "Проблемы механики теория, эксперимент и новые технологии" (Новосибирск 2007, 2009 гг.), на молодежной конференции "Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей" (Новосибирск 2005, 2008 гг.), на школе-семинаре СибНИА "Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов" (Новосибирск 2007, 2008 гг.), на всероссийской научной конференции студентов-физиков ВНКСФ (Ростов-на-Дону, Таганрог, 2007 г.), на семинарах ИТПМ СО РАН по аэрогазодинамике и на научной сессии НГТУ.
Личный вклад автора
Автор участвовал в постановке задач экспериментальных исследований, планировании и проведении экспериментов. Им созданы алгоритмы и программы обработки данных, выполнена обработка результатов экспериментов. Выполнено численное моделирование обтекания экспериментальных моделей и
проведено сравнение экспериментальных данных с результатами расчетов. Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.
Публикации
Результаты исследований автора опубликованы в 12 научных работах, в том числе в российских журналах (Письма в Журнал технической физики, 2010; Прикладная механика и техническая физика, 2010 г.). Результаты вошли в отчетный доклад председателя СО РАН о деятельности Сибирского отделения Российской академии наук в 2003 году.
Структура и объем диссертации
Влияние низкотемпературной плазмы на течение в пограничном слое на крыловых профилях и осесимметричных,телах
Ионный ветер, генерируемый разрядниками, можно использовать для различных манипуляций с пограничным слоем. Так, например, в работе [74] были изучены различные способы установки активаторов коронного разряда для воздействия на поток, как вдоль течения, так и в трансверсальном направлении. Отмечается рост сопротивления при работе разряда против потока и обратный.эффект при работе разряда по потоку. Более интересный результат был получен при- генерации разрядникамиїтрансверсальной силы. Наблюдается ускорение потока рядом со стенкой.и торможение на границе пограничного слоя. Данные результаты являются» несколько неожиданными, поскольку используемая конфигурация разрядников ускоряет поток рядом со стенкой, и одновременно вызывает своеобразный отрыв потока. Кроме того, в этой работе замечено, что при работе разрядников в трансверсальной конфигурации добавка скорости рядом со стенкой превышает значения, полученные в случае установки разрядников по потоку. Серия работ была посвящена управлению отрывом потока в расширяющихся каналах [79].
Работы по изучению изменения параметров пограничного слоя при работе ДБР были выполнены Hultgren и Ashpis [80] при единичных числах Рейнольдса от 50 000 до 300 000 и различной степени турбулентности набегающего потока (от 0,2 до 7 %). Они также получили увеличение количества движения в области разряда, но, кроме того, они/ обнаружили стимуляцию ДБР более раннего перехода пограничного слоя к турбулентному режиму. Соответственно в случае наличия ламинарного отрыва ДБР можно использовать для его устранения.
Трансверсальное расположение разрядников проверялось и в случае ДБР. В работе Jukes и др. [81] была осуществлена попытка уменьшения сопротивления введением трансверсальных осцилляции в пристеночную область турбулентного пограничного слоя. Активаторы ДБР были расположены так, что генерировали пристеночные струи. В работе были получены последовательные вихревые структуры, вращающиеся в одном направлении, и показано, что плазменные активаторы способны заменить стационарные вихрегенераторы.
Улучшение обтекания крыла имеет очень большое практическое значение. Влияние разряда изучается в основном в двух аспектах. 1. Уменьшение коэффициента трения, которое позволит создавать летательные аппараты с большей продолжительностью полета, меньшим расходом топлива и большей скоростью. 2. Управление отрывными течениями, что позволит увеличивать подъемную силу без использования развитой механизации. Можно заметить, что второй аспект имеет большое значения для взлета и посадки летательного аппарата.
Первые экспериментальные исследования использования коронного разряда для управления отрывными течениями были сделаны в КИИГА. В этих экспериментах была достигнута индуцированная скорость порядка 5 м/с и продемонстрирована» возможность подавления отрыва на крыловом профиле с закрылком при малых скоростях набегающего потока [82].
Одной из первых работ по применению ДБР является работа [83], опубликованная в 2000 году. В этой работе изучалось уменьшение сопротивления профиля при использовании ДБР при скорости набегающего потока до 53 м/с. Хорда профиля" составляла. 11 см. Сериям разрядников размещалось на двух сторонах профиля; начинаясь на расстоянии 30 мм от передней кромки до задней кромки. Для создания на, профиле турбулентного пограничного слоя использовался турбулизатор в виде проволочки -размещенной-на 15 мм от передней кромки. В этой работе удалось достигнуть уменьшения сопротивления на 5,3 % при 35 м/с и турбулентном обтекании. Тогда как при ламинарном обтекании сопротивление уменьшалось только на 0,8 %. Авторы связывают это с возможной модификацией ламинарного турбулентного подслоя. Но, возможно, это связано с ламинаризацией потока за счет работы ДБР или некой другой модификацией пограничного слоя.
В большинстве работ рассматривалось влияние разряда на отрывное течение. Так, в работе Roth [84] изучалось влияние ДБР на отрывное течение, создаваемое профилем при больших углах атаки. Для возможности использования дымовой визуализации эксперимент проходил при. небольших скоростях (2,85 м/с). Был продемонстрирован эффект присоединения потока разрядом на подветренной поверхности профиля. В работе этот эффект связывался с наличием ионного ветра, однако другие возможные механизмы (например, турбулизация течения) не проверялись.
Группа.Corke провела подробные исследования влияния ДБР на отрывные течения [85, 86, 87]. Первоначально они изучали влияние на течение одиночного активатора в широком диапазоне углов атаки. Было замечено увеличение сопротивления для безотрывных режимов обтекания. Авторы предположили, что ДБР в данном случае проявляет себя в виде локального искажения формы профиля крыла. Было выполнено сравнение ДБР с пассивным методом управления течения вихрегенераторами [88]. Был использован профиль NACA 663-018 с хордой 12,7 см с двумя вариантами установки активатора: около передней кромки и посередине хорды. Осуществлялись изменения давления на поверхности и изучалось изменение распределения скорости в следе при скорости от 10 до 20 м/с. В работе было показано присоединение потока при отрывных режимах, был достигнут 4-х кратный рост аэродинамического качества на отрывных режимах. Наибольший эффект был достигнут при расположении активаторов около передней кромки. Этот факт является очень важным, поскольку позволяет предположить, что основной эффект разрядника заключался в турбулизации потока, а не в ускорении газа ионным ветром.
Как было замечено выше, работа ДБР сопровождается периодическим возникновением плазмы, но обычно частота данных осцилляции превосходит характерные частоты отрывного течения. Corke и др. в работе [89] рассмотрели модуляционный режим работы разрядника и сравнили его с непрерывным1 режимом. Было рассмотрено два положения1 активаторов: на передней и задней кромках, как аналоги предкрылка и закрылка, соответственно. Результаты показали значительное улучшение эффективности ДБР при использовании его в модуляционном режиме. Использование активатора в стационарном? режиме позволило увеличить угол срыва,потока на 4 градуса, тогда как в?модуляционном режиме угол атаки удалось увеличить на 9 градусов. В модуляционном режиме число Струхаля рассчитанное по хорде крыла равнялось единице, а скважность 0,1. Это означает, что в случае работы разрядника в модуляционном режиме требовалось в 10 раз меньше энергии, чем в непрерывном. Так при непрерывной работе электрическая «мощность ДБР равнялась 20 Вт, а в модуляционном режиме всего 2 Вт.
Известны успешные работы российских научных коллективов, направленные на исследование применения диэлектрического барьерного разряда для управления отрывом потока на крыловых профилях [90, 91, 92, 93, 94]. Результаты этих работ с применением различных профилей демонстрируют возможность значительного увеличения критического угла атаки и улучшения аэродинамических характеристик при значениях Re вплоть до 106.
Примером применения диэлектрического барьерного разряда для модификации течения на телах вращения в дозвуковом потоке может служить работа [95]. Исследование было посвящено снижению сопротивления цилиндра, обтекаемого потоком в поперечном направлении.
Аппаратура для создания барьерного разряда
Несмотря на большое многообразие современных летательных аппаратов, большинство из них скомпонованы по классической схеме, предполагающей наличие в своем составе элементов, представляющих собой тела вращения либо их модификации. Так, например, фюзеляжи большинства современных пассажирских авиалайнеров представляют собой формы, образованные сопряжением двух и более тел вращения (конус-цилиндр, оживало-цилиндр и т.п.). Модификациями являются указанные формы, например, эллиптического сечения. Подобное формообразование применяется при проектировании корпусов ракет, гондол двигателей, носовых обтекателей самолетов военного назначения. Все перечисленные формы имеют качественно схожие схемы течения-при обтекании их- под большим углом атаки. Наиболее простой обобщающей аппроксимацией с точки зрения изготовления, а также теоретического расчета, например, с применением теории тонкого тела, является использование в качестве экспериментальной модели осесимметричного конуса.
Особенностью обтекания осесимметричных конических тел под большим углом-атаки является формирование конусообразного вихревого течения, доминирующую роль в котором играет пара первичных вихрей. Возникающие вихри индуцируют область пониженного давления на подветренной стороне тела, способствуя возникновению подъемной1 силы, вектор которой может иметь каюпостоянное, так и переменное направление в зависимости от характера вихревого течения. Вследствие перехода симметричной вихревой конфигурации к режиму несимметричных вихрей возникает боковая нагрузка, являющаяся проекцией вектора подъемной силы на горизонтальную плоскость. Более того, возможны случаи, когда асимметрия вихрей имеет нестационарный характер, что приводит к появлению знакопеременной боковой силы. Известно, что первоначальная асимметрия вихревого течения на. конусе возникает вблизи носка модели и сохраняется вниз по потоку. Отличительной особенностью крупномасштабных первичных вихрей является их высокая восприимчивость к внешним возмущениям, что говорит о возможности управления конфигурацией вихревой картины. Роль начальных возмущений , может выполнять незначительная несимметрия носовой части, шероховатость, неравномерность внешнего течения.
Стратегия управления течением, выбранная в данной работе, предполагает, что посредством электрического разряда можно изменить положение линий отрыва потока по обеим сторонам конуса. Разряд в этом случае можно рассматривать или как источник искусственных периодических колебаний, или как локальный источник тепла, или как стационарный выступ на поверхности модели. Во всех вариантах роль разряда заключается в том, чтобы внести дополнительные возмущения в первоначальное течение и, в конечном счете, сдвинуть место отрываь вверх по потоку от седловой точки поперечного течения. В результате вихри отодвинутся дальше от поверхности, и расстояние между их центрами увеличится. Седловая точка поперечного течения сдвинется ближе к поверхности модели и таким образом будет достигнуто более стабильное состояние, препятствующее появлению асимметрии.
Предпосылками к исследованиям данной работы служат теоретические оценки, произведённые авторами работы [111]. Согласно этим оценкам для эффективного управления вихревым течением на конусе необходимо организовать локальное выделение энергии.. в относительно і узких областях вдоль естественной линий отрыва пограничного слоя. При этом показано, что разогрев газа на 50 - 100 К с помощью объемного источника тепла в тонком (около? 1мм диаметром) цилиндрическом «шнуре, параллельном естественной линии отрыва? оказывается достаточным для создания необходимого воздействия на.поток. Соответствующий.нижний уровень вводимой мощности оценен в 200 Вт для конуса длиной 1 м (удельная мощность 2Вт/см). Такой тепловой источник можно получить при стримерном пробое разрядного промежутка, переходящего с увеличением тока в дуговой разряд. Таким образом, предполагалось, что с помощью электрического разряда можно изменить. положение линий отрыва І потока, по обеим» сторонам конуса и тем- самым либо-перевести несимметричную вихревую конфигурацию в режим симметричных вихрей, либо создать направленную несимметрию течения.
Для экспериментов были спроектированы и изготовлены две модели1 кругового конуса. Длина; моделей,- L= 1 м, полуугол раствора конусов ?=5. Модель 1 (Рис. 3.1) не была оснащена оборудованием для создания электрического разряда и использовалась только для предварительного изучения структуры;невозмущенного течения. Обе модели крепились,на пилоне, который позволяет варьировать а в пределах 0- -45 с дискретностью 5. Вторая модель использовалась для экспериментов с разрядом и имеет составную конструкцию, включающую разрядную секцию, изготовленную из капролона (Рис. 3.2, Рис. 3.3).
В разрядной секции модели 2 предусмотрены два посадочных места для керамических вставок длиной 314 мм и шириной 17 мм (Рис. 3.4), которые использовались для организации дугового электрического разряда. Посадочные места диаметрально противоположны и спроектированы таким образом, чтобы канал электрического разряда располагался вблизи линий естественного отрыва течения в положении ф = ±90 от линии первичного присоединения потока (Рис. 1.1). Вставки представляют собой керамические пластинки и начинаются с координаты х= 137 мм от вершины конуса. Каждая вставка содержит набор электродов, имеющих диаметр 4 мм, вмонтированных заподлицо с ее поверхностью (см. Рис. 3.4). Расстояние между соседними электродами составляет 10 мм. Таким образом возможно инициирование дугового разряда длиной 10 мм между двумя соседними электродами или длиной 20 мм, если используется группа из трех последовательных электродов. Кроме того, положение плазменного канала относительно вершины конуса может варьироваться путем подключения различных групп электродов. Модель 2 также оснащена набором сменных носиков. Набор сменных носиков с различным радиусом сферического притупления (0, 5, 10 мм) дает возможность исследовать влияние формы коска на эффективность управления электрическим разрядом.
Для реализации искрового разряда было предусмотрено два варианта разрядной части модели. В первом варианте эта часть модели (за исключением короткого носика) была изготовлена полностью из капролона (Рис. 3.5). Для получения искрового поверхностного разряда электрическая схема была построена так, чтобы поддерживать три искровых разрядных промежутка либо на одной из сторон конуса либо на обеих одновременно.
Численное моделирование задачи управления вихревым течением на конусе
Поскольку течение на модели с острым носиком является более простым модельным случаем по сравнению со случаем затупленного тела и свободно от нестационарностей, вызываемых отрывом потока на носике, целью дальнейших работ стало обеспечение управления именно на заостренной модели. В связи с этим была выявлена необходимость изменения конструкции разрядников. Конструкция разрядников должна обеспечивать минимальное расстояние от разряда до вершины носика модели и давать возможность варьирования длины зоны энергоподвода. Очевидно, что при помощи дугового разряда невозможно достичь указанных целей, в силу чего выбор был сделан в пользу искрового электрического разряда, схема питания и конструкция которого описаны в разделе 2.3.2. К тому же, применение в системе управления электрического разряда имеющего периодическую природу должно снизить энергозатраты и, тем самым, повысить эффективность метода.
Исследования выполнены при скорости набегающего потока /« = 10 м/с в диапазоне углов атаки а = 15-КЗО. Скорость потока была выбрана исходя из необходимости обеспечения относительно высокой концентрации дыма используемого для визуализации течения при сохранении низкой скорости его вдува и минимизации возмущения течения. Отметим, что в этих экспериментах дым вводился через отверстия на поверхности модели. Мощность искрового разряда в экспериментах могла варьироваться в пределах от 5,5 Вт до максимального значения порядка 50 Вт на каждый канал. Общая длина разряда составляла 40 мм при задействованных восьми электродах на каждой из линеек.
О воздействии разряда на вихревую конфигурацию можно судить по результатам дымовой визуализации (Рис. 3.27). Данные представлены для характерных состояний вихревого течения при воздействии на него электрическим разрядом. Согласно работам [1, 7] и экспериментальным данным, представленным выше, появление несимметрии течения следует ожидать при значении а/в 3,5. Результаты Рис. 3.27 получены при значении параметра а/в=Л,5, что объясняет начальную несимметрию вихревой картины (Рис. 3.27й).
В данном случае разряд зажигался сначала справа, причем его мощность Wi увеличивалась постепенно от 5,5 Вт до 44,8 Вт. Затем поднималась мощность левого разряда W& после чего мощность правого разряда постепенно снижалась. Можно видеть, что изначально наблюдающаяся левая асимметрия (левый вихрь выше, чем правый, Рис. 3.27о) была переведена в правую (Рис. 3.276) при постепенном выводе мощности правого разряда на максимальное значение. При плавном увеличении мощности левого разряда вихревая конфигурация постепенно перешла в симметричное состояние (Рис. 3.27в). Постепенное понижение мощности правого разряда и поддержание максимальной мощности на левом привело к переходу вихревой картины в первоначальное состояние - к левой асимметрии (Рис. 3.27г). Следует отметить, что приведенные результаты соответствуют отдельным кадрам одного пуска и отражают поведение вихревой картины, которое является характерным для всех последующих пусков этой серии экспериментов.
Ha Рис. 3.28 приведены распределения коэффициента давления Cp-fP-P /q , по поверхности модели в контрольном сечении (/ — статическое давление в свободном потоке, Р„ - давление на поверхности, q , - скоростной напор по параметрам свободного потока). Приведенные данные о распределении Ср соответствуют результатам, представленным на Рис. 3.27. Видно, что появление асимметрии в картине обтекания приводит к росту давления на одной стороне конуса и к усилению разреженности на другой. Что обуславливается в первом случае отходом вихря от поверхности модели, а во втором — его приближением. На основе полученных данных о распределении поверхностного давления были рассчитаны местные коэффициенты боковой силы Cz = \ld- \Cpzdl в контрольном сечении, где d - местный диаметр, / - местная длина окружности, Срг - проекция вектора давления на горизонтальную плоскость. 15 20 25 ЗО 35 40 45 50 Рис. 3.29 Изменение во времени коэффициента боковой силы при воздействии на вихревое течение электрических разрядов (/„,=10 м/с, а = 22,5)
Кривая С- (Рис. 3.29) соответствует результатам, представленным на Рис. 3.28, с той лишь разницей, что включает промежуточные значения мощностей разрядов и отражает соответствующее этим значениям промежуточные положения вихрей. Положительные значения С- на рисунке — правый вихрь выше, чем вихрь слева (правая асимметрия, см. Рис. 3.27). Отрицательным значениям С- соответствует левая асимметрия. На Рис. 3.30 приведены результаты эксперимента, проведенного при меньшем-значении угла атаки, в«котором варьировалась мощность только разряда слева, в то время как правый разрядник не использовался.
Сравнивая эволюцию вихревых картин, представленных на Рис. 3.27 и Рис. 3.30, а также соответствующие зависимости коэффициентов боковой силы (Рис. 3.29, Рис. 3.30) от подаваемой на разрядники мощности, можно заметить схожесть в поведении вихрей для этих двух экспериментов. Интересным моментом является то, что в обоих случаях возбуждение разряда малой мощности (W= 11,2 Вт) приводит сначала либо к усилению асимметрии, если разряд зажигается со стороны ближнего к поверхности вихря (Рис. 3.29), либо к переводу ее в другую сторону при активации разряда со стороны вихря более удаленного от поверхности модели (Рис. 3.30). Такой результат можно объяснить тем, что при низком уровне мощности разряд может выступать в роли турбулизатора, что приводит к более позднему отрыву потока-со стороны разряда, и, следовательно, приближению вихря к поверхности. Следует оговориться, что предположение о турбулизацииі пограничного слоя.1 разрядом не подкреплено соответствующими экспериментальными данными, и должно восприниматься как гипотеза, требующая, проверки: Вторым» объяснением может являться усиление или. ослабление разрядом» фактора,- обуславливающего изначальную несимметрию течения. (наличие угла скольжения, несовершенство формы носика). Дальнейшее увеличение мощности приводит к изменению механизма воздействия: Разряд в этом случае можно рассматривать как геометрический выступ. Воздействие на течение здесь заключается в оттеснении линий тока за счет выделения тепла и, следовательно, отдалении вихря от поверхности обтекаемого тела.
Эксперименты по управлению отрывным течением
Применение разряда перед линией отрыва (позиция №1, Таблица 1) приводит к необратимому присоединению течения. Однако видно, что при данных значениях (Л. и к присоединение не полное и наличие полки на кривой -(.. на подветренной поверхности крыла даёт возможность определить величину зоны турбулентного отрыва. Кроме того, необходимо учитывать эффект диффузорных пристеночных отрывов на распределение давления на средней линии. Анализируя данные Рис. 4.16 (ж, з), можно заметить, что величина зоны турбулентного отрыва изменяется при сс 17. Видно, что происходит расширение пика разрежения и уменьшение его максимальной величины.
Интегральные характеристики профиля (и=178, конфигурация разряда №1) 1 - без разряда; 2 - разряд включен,/= 5 кГц На основании результатов Рис. 4.16 были рассчитаны местные аэродинамические характеристики профиля (Рис. 4.17). Видно, что применение разряда увеличивает значение критического угла атаки до сссрь,ва=170, в то время как без его применения-асрЫва=14 (Рис. 4.17 а). Из Рис. 4.17 6 видно, что сопротивление, в случае применения разряда, в целом меньше на, всех углах атаки. Изменение режима отрывного течения при а 17, которое заключается- в изменении величины зоны турбулентного отрыва, приводит к. перераспределению сил давления и, как следствие, увеличению тъ (Рис. 4.17 г). В общем же, эффект воздействия ДБР в случае больших скоростей несколько меньше. Данный факт обусловлен- влиянием концевых эффектов, заключающихся в формировании вихревых структур по краям на подветренной поверхности крыла, которые на этих режимах имеют большую интенсивность и значительно влияют на течение в целом. Эксперименты, направленные на исследование акустического воздействияt разряда на поток были проведены в« конфигурации? электродов №2 (см. Таблица 4.1). Данная . конфигурация исключает непосредственный контакт плазмы с предотрывным ПС, так как разрядник располагается ВІобласти, ограниченной линией отрыва и линией-конца застойной зоны (область ламинарного отрывного пузыря в случае присоединенного течения). При этом относительное расположение внешнего и внутреннего электродов обеспечивает направление пробоя плазмы вверх по потоку. Это обуславливает направление распространения фронта акустических волн в.направлении сдвигового слоя; сходящего с передней кромки в случае отрыва, потока: Изначально было найдено минимальное значение амплитуды напряжения питающего разрядник сигнала, при котором происходит присоединение потока, которое составило 7,5 кВ (Рис. 4.18 а). Прш меньших значениях амплитуды напряжения. присоединения-потока не-наблюдалось. Таким образом, значение амплитуды. питающего сигнала во время эксперимента выдерживалось постоянным, а частота сигнала- f варьировалась в широком диапазоне значений. Эксперименты- были выполнены при различных углах атаки, модели, но сколько-нибудь заметное влияние акустического излучения разряда было получено лишь при а 9. Результаты показывают, что в диапазоне частот 0,18 -ь 0,8 кГц разряд оказывает слабое влияние. Тем не менее, можно видеть прирост пика разрежения на передней кромке и изменение характера восстановления давления ниже по потоку с ростом частоты (Рис. 4.18 б, кривые 4 — 6). Это говорит хотя, и о незначительном, но увеличении! зоны безотрывного обтекания вблизи носика, модели. В- диапазоне частот 0,9- -2 кГц (Sh = 35- 78) присоединение потока происходит на всей поверхности крыла (Рис. 4.18 б, кривые 7, 8), что на кривых -Ср выражается в резком увеличении пика разрежения на носике модели и практически полном восстановлении давления на задней кромке. Распределение коэффициента давления при различной частоте разряда 1 - разряд выключен; 2 -/- 1,3 кГц, F=5KB;3-/= 1,3 кГц, f=7,5icB; 4 - разряд выключен; 5 -/= 0,18 кГц; 6 -/= 0,8 кГц; 7 -/= 0,9 кГц; 8 -/= 2 кГц (а=9, /щ=12,8 м/с, конфигурация разряда №2 (Таблица 4.1)). В дополнение к этим экспериментам были выполнены исследования, когда разряд располагался далеко от линии отрыва за областью отрывного пузыря в зоне турбулентного течения (позиция №3, см. Таблицу 4.1). В этом случае присоединение потока было достигнуто лишь при малых значениях (/«,, а), как и в случае конфигурации №2 (Таблица 4.1), но при максимальной мощности разряда (Рис. 4.19). 6) присоединенное течение (разряд включен) Отметим, что полученные данные качественно согласуются с результатами работ [120, 121, 122], где управление отрывом потока на крыле осуществлялось уединенным источником акустических возмущений, расположенным в рабочей части установки ниже по потоку относительно задней кромки модели. Результаты показывают, что акустические возмущения, порождаемые разрядником ДБР, приводят к присоединению потока лишь в узком диапазоне значений (/ж, а), поэтому акустический механизм воздействия ДБР на отрывное течение может рассматриваться как дополнительный, но не как основной, для управления. Заключительным этапом этой серии экспериментов были исследования с использованием высоковольтного импульсного наносекундного генератора. Эксперименты проводились на той же модели крыла и на той же аэродинамической установке. Конструктивно разрядники остались без изменений. Несмотря на то, что напряжение на разряде в этом случае было на 2 порядка выше, ввиду малой длительности импульса, толщины применяемого ранее диэлектрического барьера было вполне достаточно. Конфигурация и расположение электродов на поверхности крыла в данных экспериментах приведены в Таблице 4.2. Как упоминалось ранее, генератор мог производить одновременно два импульса разной полярности. Таким образом, отрицательный импульс подавался на внешний электрод, а положительный - на внутренний. Напряжение питания генератора, указанное на последующих» рисунках, фиксировалось стрелочным вольтметром. Чтобы узнать истинное напряжение на разряде VDBD, необходимо умножить значение индикаторного напряжения на коэффициент 120. Средняя мощность разряда вычисляется по формуле 3. 0r = fc«o x4/Rxtxf, (3), где VDBD — напряжение на разряде, R — сопротивление соединительных проводов, t — длительность импульса,/— частота повторения импульсов. В этих экспериментах использовались два режима работы генератора: режим простого следования импульсов и режим генерации пакета импульсов. В первом случае генерировались импульсы длительностью порядка 12нс с частотой повторения/
