Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Обзор литературы 5
1.1 Некоторые вопросы трансзвуковой аэродинамики 5
1.2 Экспериментальные работы по пульсациям давления под скачком уплотнения 7
1.3 Теоретические работы , 11
Глава 2 Модель поля пульсаций давления под скачком уплотнения 16
2.1 Физическая модель поля пристенных пульсаций давления с учетом области вязко-невязкого взаимодействия 16
2.2 Модель колебаний скачка уплотнения 23
Глава 3 Программа испытаний, методика эксперимента, и результаты Вспомогательных экспериментов 27
3.1 Общие сведения о моделях и программе испытаний 27
3.2 Методика измерения мгновенных значений давления на поверхности профиля 28
3.3 Определение характеристик поля пульсаций давления на фоне помех 29
3.4 Описание аэродинамической трубы 33
3.5 Исследование влияния границ потока 33
3.6 Распределения осреднённого статического давления 36
3.7 Саже-масляная визуализация 37
3.8 Интерферометрическая визуализация 38
Глава 4 Результаты эксперимента 40
4.1 Разграничение режимов обтекания 40
4.2 Пульсации давления при максимальном локальном числе м на профиле близком к 1 41
4.3 Пульсации давления при отрьше с последующим присоединением 43
4.4 Отрыв до задней кромки. спектры пульсаций давления 45
4.5 Отрыв до задней кромки. корреляционные характеристики ; 48
4.6 Экспериментальньш результаты по проверке физической модели поля пристенных пульсаций давления с учетом области вязко-невязкого взаимодействия 50
4.7 Экспериментальные результаты по проверке модели поля пульсаций давления под скачком уплотнения 52
Выводы 55
Литература
- Экспериментальные работы по пульсациям давления под скачком уплотнения
- Физическая модель поля пристенных пульсаций давления с учетом области вязко-невязкого взаимодействия
- Описание аэродинамической трубы
- Пульсации давления при максимальном локальном числе м на профиле близком к 1
Введение к работе
Знание характеристик пристенных пульсаций давления, возникающих при трансзвуковом отрыве, важно с точки зрения динамической прочности конструкций и шума в салонах, кабинах, отсеках летательных аппаратов. Наиболее характерным и в то же время важным (с точки зрения динамического нагружения обтекаемой поверхности) видом течения является отрыв на крыльевом профиле из-под скачка уплотнения вплоть до его задней кромки. Трансзвуковые течения отличаются сложной структурой и существенно трансформируются даже при относительно небольших изменениях исходных геометрических и аэродинамических параметров - формы профиля, угла его атаки, чисел Маха и Рейнольдса набегающего потока, границ потока. При этом учёт их влияния не может быть произведён по отдельности. Всё это осложняет как априорную оценку, так и экспериментальное определение характеристик течения, особенно пульсаций давления.
Целью работы является получение методики исследования нагрузок, действующих на обтекаемую поверхность при различных граничных условиях в широком диапазоне частот, а также оценка максимальных нагрузок. Описание возможных конфигураций течения необходимо для решения поставленной задачи. Разграничение типов обтекания с точки зрения динамического нагружения обтекаемой поверхности изучается и последовательно уточняется в таких работах, как Roos 1979; Mundell, Mabey 1986; Lee 2001 однако приведённых там данных недостаточно для интерпретации всех данных по пульсациям давления, которые можно получить в эксперименте. Более подробное описание типов обтекания и методов их определения облегчит анализ и моделирование экспериментальных данных. Необходимы также более подробные исследования каждого из типов обтекания. Данные о параметрических их исследованиях в литературе практически отсутствуют, за исключением режимов с периодическим движением скачков уплотнения, см. обзорную работу Lee 2001.
Как было сказано, пульсации давления под скачком уплотнения определяются большим количеством факторов -существует много различных возмущений, определяющие колебания скачка и сам скачок, который имеет различную в различных режимах течения и весьма сложную структуру. В аэродинамической трубе к естественным источникам добавляются помехи, а скачок уплотнения в присутствии границ может отличаться от скачка в безграничном потоке. Помимо сложностей экспериментального определения пульсаций давления под скачком уплотнения, вопрос об их моделировании стоит более остро, чем для пульсаций под областью турбулентного течения. В настоящее время, судя по литературе уже сложилось понимание механизмов колебания скачка уплотнения, однако мне неизвестны попытки количественной оценки спектров пульсаций давления под скачком.
В настоящей модели предполагается, что источником колебаний скачка уплотнения являются турбулентные возмущения (в присоединённом либо оторвавшемся пограничном слое), которые оцениваются по известным из эксперимента данным о пристенных пульсациях давления. Эти турбулентные возмущения воздействуют на скачок уплотнения либо непосредственно, либо через взаимодействие с задней кромкой профиля. Для оценки взаимодействия турбулентного пограничного слоя с задней кромкой используется работа [Howe 1981]. Скачок уплотнения предполагается прямым, как в работе [Tijdeman, 1977], где изучается колебание скачка при колебаниях закрылка, но учитывается его размытие вблизи поверхности профиля, в области вязко-невязкого взаимодействия, что необходимо для связи колебаний самого скачка с наблюдаемыми пульсациями давления на поверхности. Показано, что последняя модель в общем случае должна учитывать соизмеримость линейного масштаба размытия скачка с масштабом его колебаний.
Экспериментальные работы по пульсациям давления под скачком уплотнения
В работе Mabey D.G. (1972) содержится попытка сравнения и обобщения данных о пристенных пульсациях давления в области отрыва с присоединением в различных конфигурациях течения при различных дозвуковых числах М набегающего потока. Автор утверждает, что если представлять спектры в форме Оуэна, с безразмерной частотой n=JL/V, где L - длина отрывного пузыря, то величина nF{n) имеет максимум в пределах п = 0.5..0.8.
Говоря о работах по пристенным пульсациям давления в трансзвуковых течениях, сразу отметим, что основные данные получены следующими авторами: Roos FW; Mundell A.R.G., Mabey D.G и Lee B.H.K. Однако работы этих авторов многократно переиздавались в различных журналах, иногда с незначительными изменениями и настоящий обзор в данном вопросе не претендует на полноту.
Первые работы, в которых содержатся значительные данные о пристенных пульсациях давления в трансзвуковых течениях принадлежат Рузу, [Roos]. Исследования проводились на профиле NACA 0012 и сверхкритическом профиле Уиткомба DSMA 523. Профиль испытывался в трансзвуковой аэродинамической трубе НИЦ им. Эймса с рабочей частью, имеющей сечение 610 б10мм . Модель профиля имела хорду с=152мм и размах 610 мм. Верхняя и нижняя стенки рабочей части трубы перфорированы, а на боковых стенках имелись прозрачные окна, в которых закреплялись модель профиля и которые могли поворачиваться вокруг оси.
Пульсации давления измерялись полупроводниковыми тензорезистивными приёмниками давления. Из-за малой толщины профиля чувствительные элементы приёмников не были установлены заподлицо с обтекаемой поверхностью. По разработанной Кендаллом методике каждый приёмник монтировался в цилиндрическую втулку таким образом, что объём полости между чувствительным элементом и дренажным отверстием Ф 1мм был минимальным. Амплитудно-частотная характеристика такого зондового приёмника давления была плоской (в пределах 80% разброса) вплоть до 15 КГц.
В процессе испытаний проводились измерения фона акустических помех в свободном потоке с помощью специальным образом установленного контрольного приёмника пульсаций давления, а также крупномасштабной вихревой структуры в следе за профилем. Последние измерения проводились с помощью двух X - образных проволочных термоанемометрических датчиков, которые были установлены за профилем и могли перемещаться координатным устройством. Кроме того, в экспериментах, описанных в [Roos (1979)], на том же координатном устройстве был размещён разработанный Рузом датчик положения скачка уплотнения.
В работах приводятся спектры, соответствующие скачку уплотнения, области отрыва (отрывного пузыря и отрыва до задней кромки), а также в области околозвукового течения, где наблюдаются мелкие множественные скачки уплотнения. Отмечено, что наибольшие уровни пульсаций наблюдаются в областях скачка уплотнения и отрыва потока. При безотрывном обтекании направление прохождения возмущений - вверх по потоку, при отрывном - вниз по потоку. Принципиальных различий между двумя различными профилями не наблюдалось, за исключением того, что на сверхкритическом профиле с развитием отрыва уровни пульсаций росли несколько медленнее и была менее выражена периодичность течения.
В работе Mundell, МаЪеу(1986) исследовался профиль NACA серии 16 с относительной толщиной 11.7% хорды крыла. Спектры определялись по трехминутным записям на магнитной ленте с помощью частотного анализатора 2107 фирмы Брюль и Кьер. Относительной шириной диапазона е = Д// / было выбрано 0.21.
Пульсации давления обезразмеривались в форме, предложенной Оуэном [47]: jnF(n) = p/{qs1/2) - уровень возбуждения, n=fc/v - число Струхаля, р -пульсации давления в диапазоне ДГ на частоте f, q - скоростной напор набегающего потока. / Я =00 q2 - inF(n)d(loqn), л=0 и интегрирование ведется от 0 до оо5 хотя спектр измерялся в диапазоне от 20 до 2000 Гц. Для оценки минимального размера неровностей, необходимых для осуществления искусственной турбулизации, для проверки двумерности течения и определения зон отрывного течения применялся метод масляной пленки. Кроме того были сделаны шлирен-фотографии с использованием непрерывной подсветки для определения среднего положения скачка уплотнения и мгновенного источника света для оценки амплитуды колебаний скачка.
Модель была расположена горизонтально между двумя прозрачными стенками в трансзвуковой трубе RAE с рабочей частью 606x458 мм . На полу и потолке трубы было :6 щелей на расстоянии 89 мм друг от друга, каждая шириной 9.6 мм в районе модели, в нижнем по потоку конце щели ее ширина увеличивалась до 10 мм.Хотя измерения пульсаций давления были ограничены областью х/с = 0.45 -s-0.70, они были использованы для того, чтобы экстраполировать характеристики пульсаций давления вплоть до задней кромки. На основании результатов измерений была предложена классификация типов взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем. Первый тип соответствует слабому скачку уплотнения, лишь утолщающему пограничный слой. Для него характерны следующие области возмущений: (1)- выше скачка низкий уровень пульсаций давления на всех частотах; (2) -вблизи скачка низкочастотные мелкомасштабные пульсации низкого уровня; (3)- немного ниже скачка уровень пульсаций давления вновь достигает фонового шума трубы. Низкочастотные пульсации вблизи скачка могли внести небольшой вклад на низких частотах, но они в основном маскируются нестационарностями потока в большинстве трансзвуковых АДТ.
Второй тип - взаимодействие скачка уплотнения, достаточно сильного для того, чтобы вызвать отрыв потока, с турбулентным пограничным слоем; за отрывом следует присоединение. В осредненных характеристиках основным эффектом является быстрое утолщение пограничного слоя у задней кромки и падение давления на задней кромке. Амиль и Фолкер показали, что в таком течении особенно сильны масштабные эффекты.
Физическая модель поля пристенных пульсаций давления с учетом области вязко-невязкого взаимодействия
В обзорной работе Lee, 2001 рассматривается большое количество работ, связанных с проблемами бафтинга в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта. Особое внимание в обзоре уделяется периодическим движениям скачка уплотнения.
Колеблющиеся скачки уплотнения наблюдаются на профилях на трансзвуковых режимах и они связаны с явлением бафтинга. Их движение самоподдерживающееся и в этом обзоре обсуждаются механизмы периодического течения на поверхностях профиля. Ва жность этой темы была осознана больше пятидесяти лет назад, но до сих пор не достигнуто полное понимание механизмов, ответственных за самоподдерживающиеся пульсации скачков уплотнения широком диапазоне таких условий как число Маха, угол атаки, число Рейнольдса и геометрия профиля.
Существует несколько моделей, предложенных для согласования экспериментов с физическим поведением потока в попытках объяснить возникновение и самоподдерживающуюся природу периодического движения. Измерения давлений на поверхностях профиля и скорости в следе показывают, что движения жидкости в этих двух областях сильно связаны. Высокоскоростная фотография показывает значительные поперечные пульсации следа вблизи задней кромки. Экспериментальные исследования, проведённые на симметричных профилях на нулевых углах атаки показывают, что есть узкие диапазоны чисел Маха, когда колебания скачка могут происходить на верхней и нижней поверхностях профиля. Оба скачка движутся в противофазе и условие периодического движения таково, что число Маха Мх перед скачком уплотнения лежит в диапазоне ML MY Mv. Пределы ML и Mv изменяются для различной геометрии профиля.
Три типа движения скачка уплотнения, предложенные Тийдеманом наблюдались на дуговых профилях с различными отношениями толщины к хорде. Была предложена модель, которая учитывает связь между верхней и нижней поверхностями профиля, тогда движение скачка обуславливается сменяющимися режимами присоединённого и отрывного течения на поверхностях профиля.
Для профиля под углом атаки, когда скачок уплотнения присутствует только на верхней поверхности, механизмы самоподдерживающихся пульсаций объясняются петлёй обратной связи, которая состоит из прохождения возмущений в отрывном течении вниз по потоку и прохождения вверх по потоку волн в невязкой среде вне области отрывного течения. Число Маха перед скачком может быть больше, чем Ми для симметричного профиля при нулевом угле атаки. Колебательное движение скачка обычно происходит для полностью оторвавшихся потоков. Интересно отметить, что частоты колебания в этом случае составляют примерно половину от частот для симметричных профилей при нулевом угле атаки. По имеющимся (ограниченным) исследованиям сверхкритических профилей под углами атаки пока сообщалось только о движении типа А.
Возмущения, генерируемые скачком распространяются вниз по потоку в след. Невязкий сжимаемый анализ стабильности показывает, что частота индуцированного скачком возмущения, образовавшегося на поверхности профиля обычно много меньше, чем частоты наиболее усиливающихся волн в сдвиговом слое. Это говорит о том, что на достаточно большом расстоянии вниз по потоку от задней кромки в следе будут преобладать волны с частотами, отличными от периодического движения скачка.
Программы численного моделирования — мощные инструменты, которые могут рассчитывать частоты колебаний скачка, а также пульсаций давления на поверхностях профиля. Требующий меньшее время метод интерактивного взаимодействия с пограничным слоем рассчитывает частоты очень близко к программам, решающим уравнения Навье 15
Стокса, но эти два метода дают несколько различные области периодического движения для симметричного профиля на нулевом угле атаки. В программах Навье-Стокса важно моделирование турбулентности, так как различные модели дают несколько различные результаты для границ бафтинга. Для улучшения моделирования турбулентности могут быть использованы экспериментальные измерения свойств турбулентности.
Как было сказано, есть много режимов обтекания и каждый характеризуется несколькими областями возмущений. Несмотря на то, что есть публикации по испытаниям отдельных профилей, в них нет достаточно полного описания режимов обтекания и областей возмущения. Диапазон чисел Маха и углов атаки приведённых режимов не охватывает все возможные для современных летательных аппаратов значения. Сведения о корреляционных характеристиках пульсаций давления не позволяют их использовать для построения модели динамического нагружения обтекаемой поверхности. Необходимо более подробное изучение и систематизированное описание режимов обтекания и областей возмущения. Необходимо усовершенствовать методику испытаний. Хотя и проводились расчёты для некоторых автоколебательных режимов, в настоящее время нет методов априорной оценки пульсаций давления без проведения дорогостоящих испытаний. Глава 2 Модель поля пульсаций давления под скачком уплотнения
Физическая модель поля пристенных пульсаций давления с учетом области вязко-невязкого взаимодействия
При исследовании пульсаций давления, обусловленных колеблющимся скачком уплотнения, из-за наличия области вязко-невязкого взаимодействия мгновенный переход давления Ар невязкого скачка происходит на некотором расстоянии d, причем оказалось, что на многих исследовавшихся режимах обтекания дисперсия колебаний скачка уплотнения Ох была того же порядка, что и d. Это можно понять, посмотрев на плотности распределения вероятностей давления в точках, расположенных под областью скачка уплотнения (см. рис. 42,43). Можно ожидать, что координата невязкого скачка уплотнения подчиняется Гауссовскому закону плотности распределения вероятностей (об этом говорит, например, тот факт, что плотность распределения вероятностей давления, измеренная вне области скачка уплотнения, близка к Гауссовой). Тогда в случае 7Х » d зависимость р?{р) имела бы два острых пика, соответствующих давлению перед и за невязким скачком уплотнения, а в случае ax « d зависимость щ (р) имела бы Гауссовский вид. В качестве простейшей модели мгновенного распределения давления предполагается (см. рис. 44), что рост давления происходит линейно на участке от X - d/2 до X + d/2, причем через X обозначено мгновенное положение невязкого скачка уплотнения.
Описание аэродинамической трубы
Основным предметом испытаний было получение записей пульсаций давления на профилях, дренированных датчиками давления, NACA 0012 с хордой 240 мм (см рис. 1) и профиль сечения крыла "Бурана" с хордой 220 мм. При выборе хорд принимались во внимание следующие обстоятельства. С одной стороны хорду надо было сделать возможно большей, чтобы разместить достаточное число датчиков и уменьшить отношение диаметра их чувствительного элемента к хорде профиля и с другой стороны загромождение рабочей части не должно препятствовать провести испытания в широком диапазоне чисел М«и a (табл. 1).
Мгновенные значения давления регистрировались датчиками типа 8514-10 фирмы "Endevco" с диаметром чувствительного элемента 1мм. На основной вставной панели посадочные места для датчиков располагались с шагом в 10 мм. вдоль и поперёк потока таким образом, что первый по потоку ряд посадочных мест находился в 20 мм от передней кромки профиля. Датчики монтировались в посадочных местах заподлицо с обтекаемой поверхностью. Длина датчиков не позволяла расположить их таким же образом в хвостовой части профиля и поэтому была изготовлена дополнительная вставная панель, в которой четыре датчика располагались по методике, разработанной в [Kendall, 1971] и применявшейся, например, в работах [Roos F.W.]. По этой методике датчик располагается под поверхностью профиля так, что ось датчика параллельна поверхности профиля. Чувствительная поверхность датчика обращена к полости, образованной отверстием с диаметром, приблизительно равным диаметру чувствительного элемента.
Датчики давления были разгружены опорным давлением, т.е. они давали абсолютные значения давления, и по их значениям можно было получать распределения осреднённого статического давления.
Сигналы с датчиков подавались на усилители типа 4422 фирмы "Endevco" Затем сигналы записывались на многоканальный магнитофон типа SE-7000 фирмы "Imay" (Англия) в режимах частотной модуляции и широкой полосы на скорости 76 см/с, обеспечивающей линейность частотных характеристик каналов в диапазоне 0..20 кГц.
После испытаний проводилась калибровка датчиков с помощью пистонфона типа 00003 фирмы RFT (ГДР), а также запись на магнитофон калибровочных сигналов постоянного тока напряжением 1 В и гармонического сигнала с частотой 1000 Гц и действующим напряжением 1 В.
Обработка магнитных записей велась о методике, изложенной в [] Ввиду значительного расстояния между измерительными точками, затруднительно поставить эксперимент так, чтобы узкая область скачка уплотнения, наиболее интересная для исследования, была расположена точно над датчиком. Для решения этой проблемы кроме базовых режимов табл. 1, пульсации давления измерялись при углах атаки профиля «=0,2,4,6,12 на режимах с непрерывным изменением числа Ма в пределах 0.6..1.0 со скоростью сІМоЛІґ-О.ООІс"1. Число Маха набегающего потока при этом вычислялось по величинам статического давления в рабочей части и в форкамере трубы, регистрируемым подобно тому, как это делалось на поверхности профиля.
При анализе спектров мощности случайных процессов их обычно сравнивают с предполагаемыми спектрами помех. Если бы характеристики помех, присутствующих вместе с полезным сигналом, были известны с высокой точностью, то можно было бы с высокой выделить и полезный сигнал. Однако, обыкновенно помехи измеряются не в тех же точно условиях, что полезный сигнал и, скажем их спектральная мощность используется лишь для грубой оценки достоверности спектральной мощности полезного сигнала. Делается это простым сравнением спектров. Также можно поступать и с взаимными спектрами, однако последние обычно неудобно использовать для анализа результатов экспериментов, вместо них используют взаимные нормированные спектры. Поэтому полезно иметь методику оценку погрешности, вносимой помехами в действительную и мнимую составляющие, а также модуль и фазу взаимного нормированного спектра.
Пусть необходимо определить спектральные характеристики стационарных случайных процессов {xk(t)} и {yk(t)}. Пусть имеется возможность измерения сумм этих процессов вместе с помехами, \Xk (/)} = {хк (t) + к (/)} и {Yk (/)} = {ук (/) + r\k (t)} соответственно, а также имеется возможность отдельно измерить помехи { {t)} и {%(?)} в отсутствие полезных сигналов {xk(t)} и {yk(t)}. Автокорреляционная функция процесса {ХМ равна Rx{T)=M(Xk(t)Xk{t + T))=M{(xk{t)+ &(f)X ( + )+ &( + )))= {x(i)} { {t)} статистически независимы, то второе и третье слагаемые последней формулы равны 0 и Rx(r)- Rx{r)+ Rt(T) Испытания проводились в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-112 Схема аэродинамической трубы Т-112 представлена на рис. 2. Аэродинамической труба Т-112 является трубой периодического действия эжекторного типа с полузамкнутым контуром и закрытой рабочей частью квадратного сечения размером 0,6x0,6 м2 и длиной 2,55 м. Отношение площадей поперечных сечений форкамеры и рабочей части трубы равно 9,2. В форкамере трубы установлен хонейкомб и шесть детурбулизирующих сеток.
Скорость потока в диапазоне чисел М= 0,5..1,3 регулируется створками, установленными в конце рабочей части. Для создания потока в сверхзвуковой эжектор подаётся воздух из баллонной ёмкости. Через коллектор отбора воздуха, расположенный в середине обратного канала трубы, в атмосферу выбрасывается столько воздуха из потока, сколько его поступает в эжектор из баллонов. Оставшийся в трубе воздух снова поступает в форкамеру и дальше проходит через коллектор, сопло и в камере смешения смешивается с воздухом, поступающим из эжектора.
Пульсации давления при максимальном локальном числе м на профиле близком к 1
Как можно судить по представленному в главе 1 обзору, трансзвуковое отрывное течение отличается многообразием явлений и режимов, обуславливающих пристенные пульсации давления. Для того, чтобы лучше ориентироваться в этих явлениях при решении практических задач, полезно иметь для сравнения классификацию режимов обтекания с точки зрения пульсаций, наблюдаемых на обтекаемой поверхности. Такая классификация для профиля NACA серии 16 имеется в работе Mundell A.R.G., Mabey D.G., 1986. В настоящей работе получена несколько более подробная классификация режимов обтекания для профиля NACA 0012. Рассмотрим подробно схему режимов обтекания для профиля NACA 0012, представленную нарис. 26 в порядке увеличения М№ и а набегающего потока.
1) М=1. Линия критического течения. Это режимы, в которых максимальное локальное число Маха впервые достигает 1.
2) Пульсации, распространяющиеся вверх по потоку. Интенсивные пульсации, распространяющиеся вверх по потоку в области, где локальное число Маха близко к 1. Этот и следующий пункт подробно описаны в разделе ...
3) Формирование скачка уплотнения. Скачок уплотнения становится различим при визуализации течения и на распределении статического давления. -yJnF(n) для среднечастотного максимума равно фтЩп) для низкочастотного максимума.
4) Скачок без отрыва. Сформировался скачок уплотнения, отчётливо различимый на распределениях статического давления, визуализации течения. Область вязко-невязкого взаимодействия невелика, дисперсия колебаний положения скачка уплотнения ещё меньше. Повышенные уровни пульсаций наблюдаются только в узкой зоне под скачком уплотнения, спектр имеет характерный квадратичный спад по частоте.
5) Отрывной пузырь. Пульсации в области отрыва потока с последующим присоединением описаны в разделе 4.3
6) Граница диффузорного отрыва. Определена по началу падения Ср на задней кромке профиля, Срзк от а при постоянных М», см. Pearcey, Holder, Gadd (1955)
7) Граница волнового отрыва. Определена по началу резкого падения Ср на задней кромке Профиля, Срзк от .МсоПри постоянных OL
Далее с увеличением М и «начинается отрыв вплоть до задней кромки. Отрыв обуславливается неблагоприятным градиентом давления, который в свою очередь вызывается либо общей картиной течения, либо скачком уплотнения. Понятно, что в трансзвуковом течении оба эти обстоятельства в большей или меньшей степени участвуют в отрыве потока, но всё же можно различить области, в которых преобладает тот или другой фактор, обуславливающий отрыв. В частности, поведение распределений статического давления, как указано выше, пусть и нечётко, но всё же разделить эти области. С точки зрения пульсаций давления на обтекаемой поверхности отличительной особенностью волнового отрыва, то есть отрыва из-под скачка уплотнения, является сравнительно большая упорядоченность и предсказуемость результатов
8) Волновой отрыв. Отрыв, обусловленный главным образом скачком уплотнения. Данные о пульсациях давления при этом режиме в наибольшей степени точны, достоверны и поддаются исследованию в аэродинамической трубе по сравнению с другими режимами. В то же время именно при этом режиме наблюдаются наиболее интенсивные нагрузки от движения скачка уплотнения. Спектр в форме JnF(n) имеет колоколообразный вид, суммарные уровни растут от области отделения потока вплоть до задней кромки. Линейная зависимость частоты максимума nF(n) по координате в направлении набегающего потока в области отрыва из-под скачка уплотнения. Линейная зависимость фазы взаимного спектра от частоты в этой области в широком диапазоне частот.
9) Диффузорный отрыв. Отрыв вплоть до задней кромки, спектр в форме -yjnF{n) имеет не единственный максимум нет закономерного изменения суммарных уровней по координате х. Уровни пульсаций в области отрыва сравнимы с уровнями пульсаций в области отрыва в режимах предыдущего пункта, но уровни пульсаций под скачком уплотнения существенно меньше, чем для предыдущего пункта за счёт того, что скачок слабее и сильно размыт вблизи обтекаемой поверхности.
На рис. 45 показаны суммарные уровни пульсаций давления в диапазоне 31.5.. .2000 Гц при нулевом угле атаки вдоль хорды профиля xll для различных чисел М» набегающего потока, а на рис. 46 распределения Ср для некоторых Мое, измеренные теми же датчиками, но в других запусках АДТ с выдержкой режима не менее 10 с. При М,»до 0.65 Ls довольно равномерно распределены вдоль профиля, при увеличении М» до 0.74 наблюдается рост /.„ вдоль всей хорды профиля, но наибольшие уровни пульсаций наблюдаются в точках, где Ср минимален. При Afoo«0.7 минимальное значение Ср вдоль хорды Срт\п достигает значения С , соответствующего звуковой скорости потока вблизи профиля. При этом Ж» пульсации быстро возрастают с увеличением М»на сравнительно широкой части профиля. При M»=0.775 максимум становится более острым, что связано с формированием относительно стабильного скачка уплотнения, затем заметно расширяется, что может быть обусловлено как расширением области вязко-невязкого взаимодействия, так и увеличением амплитуды смещения скачка. Измеренная по методике гл.2 величина X имела бесконечное значение при М«Ю.775, А, 3 при .Ш=0.8 и Х 2 при МосЮ.82.
На рис. 47 изображены спектры пульсаций давления для режима, когда осредненная скорость потока вблизи профиля немного отличается от звуковой вдоль значительного участка по хН (М »=0.742). Можно выделить две области с высокими уровнями безразмерной спектральной плотности - «низкочастотную» и «среднечастотную».
Вдоль хорды профиля величины среднечастотного максимума как и суммарные уровни для этого режима обтекания принимают наибольшие значения в точке минимума Ср. Характерная частота этих пульсаций давления не зависит существенным образом от х/7 и равна п = fl/u -0.6.
На рис. 48а показаны спектры пульсаций давления при М = 0.65. ..0.77 в точке х/1 — 0.25, вблизи которой на этих режимах наблюдается минимум Ср. Характерная частота среднечастотного максимума несколько уменьшается с ростом М«, однако при М»= 0.768 судить о частоте среднеквадратичного максимума уже трудно, поскольку он сливается с быстрорастущим при увеличении Мт низкочастотным максимумом.
При дальнейшем увеличении М»в точках, где наблюдаются максимальные уровни пульсаций среднечастотный максимум уже трудно различим на фоне низкочастотного, однако за скачком уплотнения среднечастотные пульсации наблюдаются вплоть до ....
На рис. 486 показаны те же спектры, что и на рис. рис. 48а, но в форме jnF{n). Видно, что до Моо= 0.76.. .0.768 энергия пульсаций среднечастотного максимума превышает энергию «низкочастотных» пульсаций, затем ее доля стремительно уменьшается. В качестве граничного значения М&, между двумя типами обтекания было взято значение, при котором JnF[n) для среднечастотного максимума равно nF{n) для низкочастотного максимума. Для 0 это будет Mo.s 0.76.
