Введение к работе
Актуальность темы. Проблема возникновения турбулентности в пограничных слоях привлекает большой интерес исследователей, что вызвано необходимостью решения практических задач. К их числу относятся: решение проблемы теплозащиты для аэрокосмической техники, снижение сопротивления трения летательных аппаратов с целью повышения экономичности, определение влияния перехода на аэродинамические характеристики и др. Ламинаризация обтекания для снижения сопротивления трения является одним из основных способов уменьшения расхода дорогостоящего авиационного топлива.
Переход ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние представляет собой сложный единый процесс возникновения (возбуждения) возмущений различного типа, их развития, взаимодействия друг с другом и средним течением, приводящий к турбулентному режиму. Обычно этот процесс при малой интенсивности внешних возмущений условно разделяется на три основные стадии: 1) генерация волн неустойчивости в пограничном слое, например волн Толлмина-Шлихтинга (проблема восприимчивости); 2) их усиление согласно линейной теории устойчивости; 3) нелинейная стадия развития и взаимодействия возмущений с последующим разрушением ламинарного течения в турбулентное. Каждой из них соответствует характерная область в пограничном слое по мере возрастания расстояния от передней кромки модели. Для больших начальных амплитуд возмущений сценарий ламинарно-турбулентного перехода является другим, минуя линейную стадию развития возмущений.
На момент начала данных исследований практически все известные теоретические и экспериментальные работы по возникновению турбулентности при сверхзвуковых скоростях относились ко второй стадии (изучалось развитие и усиление возмущений в области, предшествующей переходу ламинарного течения в турбулентное). При этом было получено качественное, а в некоторых случаях и количественное соответствие теоретических и экспериментальных результатов в области линейного развития неустойчивых возмущений. Экспериментальные данные были получены как для естественных, так и для контролируемых возмущений. Используемыми моделями были в основном плоские пластины и конусы. Исследования неустойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла не проводились. Процесс возникновения турбулентности в пограничном слое на модели скользящего крыла качественно отличается от двумерного случая плоской пластины. В трехмерном пограничном слое на реальном стреловидном крыле может возникать целый ряд неустойчивостей: неустойчивость ТШ, приводящая к переходу в двумерном случае; неустойчивость поперечного течения, выраженная в виде стационарных и бегущих возмущений и т. д. Начальная амплитуда различных видов неустойчивых возмущений, их развитие, взаимодействий и относительная роль в ламинарно-турбулентном переходе зависит от качества поверхности модели и от поля внешних возмущений через процесс восприимчивости. В начале 90-х годов начаты исследования нелинейной стадии развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое: теоретические - на Западе, экспериментальные -
в России группой в ИТПМ СО РАН. В этих работах показано, что механизмом нелинейного взаимодействия возмущений в пограничном слое на плоской пластине является параметрический резонанс для волновых триад возмущений. Получено хорошее соответствие теории и эксперимента.
Что касается исследований возбуждения волн неустойчивости в пограничном слое внешними возмущениями, то для случая сверхзвуковых скоростей это наименее изученная стадия процесса возникновения турбулентности. Внешние возмущения оказывают значительное влияние на переход, но только развитие теории устойчивости позволило сформулировать проблему восприимчивости: каким образом, посредством каких механизмов различные внешние малые возмущения (турбулентность набегающего потока, акустические возмущения, вибрации обтекаемых моделей, шероховатость поверхности и т.д.) возбуждают собственные колебания пограничного слоя. Теоретически было установлено, что под воздействием звука в пограничном слое возникают колебания, в несколько раз превышающие по амплитуде акустические волны. В последнее время появились теоретические работы по изучению роли передней кромки в восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя к внешним звуковым волнам. На момент начала данных исследований была опубликована только одна экспериментальная работа по восприимчивости (Кендалл, РІК, 1975), где исследовалось развитие естественных возмущений в пограничном слое, а также измерялся коэффициент корреляции между пульсациями в набегающем потоке и в пограничном слое. Эти эксперименты выполнялись для естественных возмущений, что затрудняет сравнение с теорией. Применение в эксперименте контролируемых возмущений решает задачу корректного сравнения при исследовании проблемы возникновения турбулентности. Создание источника контролируемых возмущений в ИТПМ при сверхзвуковых скоростях позволило приступить к экспериментальному изучению восприимчивости. В то же время можно отметить значительные достижения как теоретических, так и экспериментальных исследований процесса восприимчивости в несжимаемом пограничном слое.
Цель работы Целью диссертационной работы является экспериментальное исследование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях и устойчивости трехмерного сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла как наименее изученных проблем процессов возникновения турбулентности. Получение численных значений коэффициентов восприимчивости позволит в итоге предсказывать положение ламинарно-турбулентного перехода в пограничных слоях летательных аппаратов. В экспериментах по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя обычно использовались простые модели (пластина, конус и т. д.). Экспериментальных исследований по развитию возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле ранее не проводилось.
Научная новизна. Впервые выполнены систематические экспериментальные исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя; впервые проведены эксперименты по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла:
- на основе источника внешних контролируемых возмущений, автоматизированных средств измерения, волнового анализа и термоанемометрии
развит метод экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях;
установлено, что от искусственно возбужденного сверхзвукового пограничного слоя происходит излучение акустических волн на частоте возбуждения; выделены три характерные зоны излучения;
определены зоны наибольшей восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с острой передней кромкой, причем порождение наиболее интенсивно происходит на передней кромке модели;
определена структура порожденных возмущений в пограничном слое плоской пластины в случае попадания максимума излучения от переходной зоны на переднюю кромку с наветренной стороны от источника;
впервые определены коэффициенты преобразования внешних контролируемых акустических возмущений в колебания сверхзвукового пограничного слоя в окрестности острой и затупленной передних кромок пластины; обнаружено, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями при М = 3,5 происходит значительно более интенсивно, чем при М = 2 и коэффициенты преобразования в пограничном слое для наклонных волн больше, чем для волн при /Ы); показано, что возбуждение возмущений в пограничном слое внешними возмущениями происходит значительно более интенсивно для случая притуплённой передней кромки, чем для случая острой передней кромки;
получено, что на модели скользящего крыла происходит более быстрое развитие естественных возмущений и раньше наступает переход по сравнению со случаем плоской пластины; степени нарастания возмущений в пограничном слое на модели скользящего крыла на порядок выше, чем в пограничном слое на плоской пластине;
эксперименты по устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла в контролируемых условиях показали, что эволюция контролируемых возмущений на знергонесущих частотах подобна развитию бегущих волн для случая дозвуковых скоростей; обнаружено возбуждение высокочастотных возмущений.
Научная и практическая ценность. Выполненные экспериментальные исследования дают комплексное представление о физических явлениях, протекающих на начальном этапе возникновения турбулентности, связанных с восприимчивостью сверхзвукового пограничного слоя. Полученные данные служат основой для построения теоретических моделей. Разработанный автором подход для экспериментальных исследований восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя позволяет получать численные значения коэффициентов преобразования внешних возмущений в собственные колебания пограничного слоя на передней кромке модели, что необходимо для инженерных методов расчета положения ламинарно-турбулентного перехода.
На защиту выносится:
Результаты экспериментов по исследованию поля акустических возмущений, излучаемых переходной областью сверхзвукового пограничного слоя.
Результаты экспериментального исследования дальнего поля излучения от точечного источника.
Результаты экспериментального исследования отклика сверхзвукового пограничного слоя к контролируемым акустическим возмущениям.
Результаты экспериментальных исследований роли передней кромки модели в возбуждении неустойчивости сверхзвукового пограничного слоя.
Результаты экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с острой передней кромкой к внешним контролируемых возмущениям.
Результаты экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с затупленной передней кромкой к внешним контролируемых возмущениям.
Результаты экспериментального исследования устойчивости трехмерного сверхзвукового пограничного слоя на модели скользящего крыла для случая естественных и контролируемых возмущений.
Апробация работы и публикации. Основные результаты диссертации докладывались на VI, VII Съездах по теоретической и прикладной механике (Ташкент, 1986; Москва, 1991), IUPAP-IUTAM-симпозиуме по нелинейной акустике (Новосибирск, 1987), Международной конференции по экспериментальной механике жидкости (Пекин, Китай, 1991), IUTAM-симпозиуме по нелинейной неустойчивости и переходу в трехмерных пограничных слоях (Манчестер, Англия, 1995), V IUTAM-симпозиуме по ламинарно-турбулентному переходу (Седона, США, 1999), XX Международном конгрессе по теоретической и прикладной механике (Чикаго, США, 2000), Коллоквиуме Королевской Академии Нидерландов по переходным пограничным слоям в аэронавтике (Амстердам, Нидерланды, 1995), Коллоквиуме 359 EUROMECH по устойчивости и переходу течений в пограничных слоях (Штуттгарт, Германия, 1997), II) Международной конференции по экспериментальной механики жидкости (Королев, 1997), III Международной конференции по механике жидкости (Пекин, Китай, 1998), VII—X Международных конференциях по методам аэрофизических исследований (Новосибирск, 1994, 1996, 1998, 2000), IV—VII Международных семинарах по устойчивости гомогенных и гетерогенных жидкостей (Новосибирск, 1997, 1998, 1999, 2000). Результаты исследований докладывались на семинаре "Теоретическая и прикладная механика" (рук. чл.-корр. РАН В.М.Фомин) и в ИТФ СО РАН на общеинститутском семинаре (рук. академик РАН В.Е.Накоряков).
Публикации. По теме диссертации опубликована 48 печатных работ. Основные результаты содержатся в работах [1-33].
Личный вклад диссертанта в работы, выполненные в соавторстве, заключается в его непосредственном участии в исследованиях на всех стадиях их проведения, обработке и оформлении полученных данных. Диссертанту принадлежит: развитие метода экспериментального исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя в контролируемых условиях [11,15,18], определение коэффициентов преобразования [13,18-20, 24,27,28], постановка экспериментов по развитию возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла [12,17,21,23,26,33].
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка литературы из 329 наименований, изложена на 318 страницах, включая 104 стр. иллюстраций.