Содержание к диссертации
Введение
Глава I. Обзор современного состояния исследований в области устойчивости гиперзвукового пограничного слоя 18
1.1. Теоретические исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя 18
1.1.1. Линейная теория развития возмущений 18
1.1.2. Параболизованные уравнения устойчивости 21
1.1.3. Прямое численное моделирование 22
1.1.4. Исследования нелинейной стадии развития возмущений 24
1.1.5. Исследования влияния свойств реального газа на устойчивость пограничного слоя 26
1.1.6. Влияние притупления передней кромки 28
1.1.7. Исследования устойчивости пограничного слоя с градиентом давления 30
1.1.8. Исследования восприимчивости пограничного слоя 32
1.1.9. Стабилизация пограничного слоя пористыми покрытиями 36
1.2. Результаты экспериментальных исследований устойчивости и перехода в гиперзвуковом пограничном слое 38
1.2.1. Использование аэродинамических труб для исследования устойчивости и перехода гиперзвукового пограничного слоя 38
1.2.2. Влияние акустического шума на эффективность различных методов управления переходом 42
1.2.3. Исследования развития возмущений в пограничном слое 44
1.2.4. Экспериментальное исследование нелинейной фазы развития возмущений 47
1.2.5. Исследование устойчивости пограничного слоя с градиентом давления 48
1.2.6. Экспериментальное исследование восприимчивости пограничного слоя 51
1.2.7. Стабилизация пограничного слоя пористыми покрытиями 53
1.2.8. Использование искусственных возмущений для исследования устойчивости и восприимчивости пограничного слоя 55
1.3. Выводы по обзору 58
Глава II. Применение метода искусственных волновых пакетов при гиперзвуковых скоростях потока 62
2.1. Источники возмущений 64
2.1.1. Точечные источники 67
2.1.2. Двумерный источник 69
2.1.3. Высоковольтные генераторы 71
2.2. Применение термоанемометра в гиперзвуковом потоке 73
2.2.1. Датчик термоанемометра 75
2.2.2. Измерение характеристик среднего течения в пограничном слое 77
2.2.3. Измерение величин пульсаций в пограничном слое 80
2.2.4. Определение амплитудно-частотной характеристики и шума термоанемометра 83
2.2.5. Термоанемометры, используемые в работе 89
2.3. Методика сбора и обработки экспериментальных данных 94
2.3.1. Система автоматизации эксперимента 96
2.3.2. Определение волновых характеристик возмущений 100
2.4. Гиперзвуковая аэродинамическая труба Т-326 103
2.5. Аэродинамическая труба Людвига 108
2.6. Проверка метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в установке продолжительного действия 110
2.7. Проверка метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в трубе Людвига 118
2.8. Генерация волновых пакетов на частоте второй моды 129
2.9. Выводы 132
Глава III. Развитие возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на остром и затупленных конусах 137
3.1. Экспериментальное оборудование 137
3.1.1. Экспериментальные модели 137
3.1.1.1. Дренажная модель 140
3.1.1.2. Модель с источниками возмущений 140
3.1.1.3. Установка моделей на нулевые углы атаки и скольжения 143
3.1.2. Измерения температуры и давления на стенке модели 144
3.2. Результаты измерений 145
3.2.1. Измерение распределения давления на модели 145
3.2.2. Температура стенки модели 147
3.2.3. Измерение положения ламинарно-турбулентного перехода на конусе с различными затуплениями носовой части 147
3.2.4. Исследование средних характеристик пограничного слоя и естественных возмущений 150
3.2.5. Исследование развития искусственных возмущений 155
3.3. Выводы 173
Глава IV. Исследование восприимчивости пограничного слоя на передней кромке плоской пластины 175
4.1. Методика проведения экспериментов 175
4.1.1. Экспериментальное оборудование и модели 175
4.1.2. Сбор и обработка экспериментальных данных 177
4.2. Результаты измерений 181
4.2.1. Акустическое излучение гармонических и движущихся источников 181
4.2.2. Исследование полей возмущений в свободном потоке 185
4.2.3. Течение над пограничным слоем модели Т 201
4.2.4. Измерения коэффициентов восприимчивости 203
4.2.5. Сравнение коэффициентов восприимчивости с расчетами 215
4.3. Выводы 218
Глава V. Исследование развития возмущений на конусе с углом сжатия 219
5.1. Экспериментальное оборудование 219
5.1.1. Выбор конфигурации и установка моделей 220
5.1.2. Экспериментальные модели 221
5.2. Исследование параметров среднего течения 228
5.2.1. Распределение статического давления 228
5.2.2. Измерение профилей давления Р0' в пограничном слое 229
5.2.3. Результаты исследования среднего течения 236
5.2.4. Исследование распределения тепловых потоков на поверхности модели , 237
5.2.5. Сравнение характеристик среднего течения с расчетом 241
5.3. Исследование развития возмущений в пограничном слое 247
5.3.1. Исследование развития естественных возмущений 248
5.3.2. Исследование развития искусственных возмущений 258
5.4. Выводы 270
Глава VI. Стабилизация гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук 272
6.1. Экспериментальное оборудование i 272
6.1.1. Пористые покрытия 272
6.1.2. Модель 275
6.1.3. Измерительная система 276
6.2. Результаты измерений 277
6.2.1. Исследование средних характеристик пограничного слоя и естественных возмущений 278
6.2.2. Исследование развития искусственных возмущений 286
6.3. Сравнение экспериментальных данных с расчетами устойчивости 293
6.4. Выводы 295
Заключение 297
Литература 300
- Использование аэродинамических труб для исследования устойчивости и перехода гиперзвукового пограничного слоя
- Проверка метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в установке продолжительного действия
- Измерение положения ламинарно-турбулентного перехода на конусе с различными затуплениями носовой части
- Акустическое излучение гармонических и движущихся источников
Введение к работе
Актуальность темы Результаты исследований пограничного слоя при гиперзвуковых скоростях приобретают первостепенное значение при проектировании перспективных высокоскоростных летательных аппаратов. Правильное предсказание положения перехода по траектории полета воздушно-космических самолетов и спускаемых аппаратов является необходимым условием для проектирования систем управления и тепловой защиты. Состояние пограничного слоя существенно влияет на эффективность органов управления. Для гиперзвуковых летательных аппаратов с хорошей аэродинамикой вязкое трение составляет более 30% от общего сопротивления. Даже незначительное смещение положения перехода вниз по потоку приводит к существенному снижению сопротивления летательного аппарата. Поэтому проблема ламинарно-турбулентного перехода становится одной из критических задач, от решения которой зависит возможность создания экономически эффективных летательных аппаратов, движущихся длительное время с гиперзвуковыми скоростями.
Эксперименты, проведенные на ранних этапах изучения проблемы, показали невозможность прямого экспериментального моделирования этого явления в существующих аэродинамических установках из-за его сильной зависимости от большого количества параметров, воспроизвести которые не представляется возможным.
Возникновение турбулентности происходит из-за потери устойчивости исходного ламинарного течения при малой интенсивности возмущений во внешней среде. Ламинарно-турбулентный переход в слабоградиентных до- и сверхзвуковых пограничных слоях вызывается вихревыми возмущениями первой моды (волна Толлмина-Шлихтинга). При гиперзвуковых скоростях переход вызывается второй модой возмущений. В отличие от первой моды, вторая - результат невязкой неустойчивости и является акустической по природе. Несмотря на длительный период исследований, устойчивость гиперзвуковых пограничных слоев мало изучена. Это объясняется как трудностями теоретического анализа, так и сложностью постановки экспериментов. Тем не менее, успехи в разработке теоретических моделей и совершенствование вычислительных методов стимулируют проведение экспериментальных работ в области устойчивости сжимаемого пограничного слоя.
Большинство экспериментальных работ, выполненных в области гиперзвукового пограничного слоя, связаны с исследованием положения перехода в зависимости от влияния различных факторов (единичное число Рейнольдса, температурный фактор, шероховатость поверхности, притупление передней кромки и др.). При исследовании собственно устойчивости, как правило, изучается развитие естественных возмущений. Недоста-
ток такого подхода - невозможность получения полной пространственной характеристики волнового поля возмущений в пограничном слое. Как известно из опыта исследований устойчивости при до- и сверхзвуковых скоростях только применение контролируемых возмущений позволяет получить детальные характеристики устойчивости. Известные попытки исследований устойчивости гиперзвукового пограничного слоя с помощью искусственных возмущений малочисленны и не могут быть признаны полностью удачными.
Передние кромки и носовые части гиперзвуковых летательных аппаратов делаются затупленными с целью снижения аэродинамического нагрева, так как тепловой поток обратно пропорционален радиусу затупления. Известно, что затупление сильно влияет на устойчивость и переход пограничных слоев, причем с увеличением числа Маха влияние затупления растет. До настоящего времени линейная теория устойчивости не может объяснить дестабилизацию пограничного слоя для больших радиусов затуплений. Также не получено количественного совпадения результатов расчетов и экспериментов для малых радиусов затуплений.
При сверх- и гиперзвуковых скоростях течения остро стоит проблема восприимчивости пограничного слоя к внешним возмущениям. В этом случае основную роль приобретает влияние акустических возмущений, которые порождаются при обтекании частей летательного аппарата и работе двигательной установки. Знание коэффициентов восприимчивости позволяет определить положение ламинарно-турбулентного перехода амплитудным методом. Процессы восприимчивости особенно важны при умеренных гиперзвуковых числах Маха, когда восприимчивость определяет, какая мода (1ая или 2ая) будет доминировать в ламинарно-турбулентном переходе. Не менее важно исследование восприимчивости к акустическим возмущениям с точки зрения использования аэродинамических труб для исследования перехода. Были выполнены теоретические и расчетные работы, в которых рассматриваются различные механизмы восприимчивости пограничного слоя. В то же время известные эксперименты при гиперзвуковых скоростях дают только качественные результаты о влиянии уровня шума на переход. Для сравнения с выводами теоретических исследований необходимо получение детальной экспериментальной информации, что, в свою очередь, требует проведения экспериментов в контролируемых условиях. К настоящему времени значительные успехи достигнуты в исследовании восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя и связаны они с использованием искусственных возмущений. При гиперзвуковых скоростях подобные исследования не проводились.
Из-за сложности исследуемого явления большинство работ по устойчивости гиперзвукового пограничного слоя выполняется на моделях простой конфигурации: конус, плоская пластина или цилиндр. Вместе с тем, для проектирования летательных аппаратов важно умение рассчитывать
развитие возмущений в пограничном слое на более сложных поверхностях. Существующие теоретические работы в этом направлении показали, что присутствие локальных градиентов давления значительно влияет на характеристики устойчивости пограничного слоя, а экспериментальные работы в этой области при гиперзвуковых скоростях отсутствуют. В этом случае развитие возмущений имеет более сложный характер, и применение метода искусственных волновых пакетов позволит детально исследовать этот процесс.
Для создания экономически эффективного гиперзвукового летательного аппарата становятся актуальными исследования возможностей затягивания ламинарно-турбулентного перехода при гиперзвуковых скоростях. Все известные методы управления ламинарным течением разрабатывались применительно к до- и сверхзвуковым скоростям с целью подавления возмущений первой моды. Единственный известный метод стабилизации возмущений второй моды с помощью покрытий, поглощающих ультразвук, был предсказан теоретически и нуждается в экспериментальной проверке.
Основным предметом данной работы является изучение механизмов развития возмущений в гиперзвуковых пограничных слоях с помощью моделирования волновых процессов методом искуственных волновых пакетов. Исследование возможности управления гиперзвуковыми пограничными слоями с целью стабилизации возмущений для повышения эффективности гиперзвуковых летательных аппаратов. Целью данной работы является:
Разработка метода исследования устойчивости и восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя при помощи искусственных волновых пакетов, а именно, создание и испытание различных типов источников возмущений, отработка методов термоанемометрических измерений, создание автоматизированной системы сбора и обработки экспериментальных данных. Применение разработанного метод при исследовании устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев в установках продолжительного и кратковременного действия; Получение новых экспериментальных данных по развитию естественных и искусственных возмущений в пограничных слоях на остром и затупленном конусах. Получение детальных характеристик устойчивости гиперзвуковых пограничных слоев, определение механизмов влияния затупления носика на развитие возмущений; Исследование восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя к контролируемым акустическим возмущениям. Исследование характеристик внешнего акустического поля и влияние этих характеристик на восприимчивость пограничного слоя;
Исследование устойчивости гиперзвукового пограничного слоя в течении с положительным градиентом давления. Измерение средних и
пульсационных характеристик при ламинарном отрыве пограничного слоя на конусе с углом сжатия;
Экспериментальное исследование влияния пористых покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя.
Научная новизна
На основе существующего метода искусственных волновых пакетов для сверхзвуковых потоков развит метод искусственных возмущений для применения в исследованиях устойчивости и восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя в установках продолжительного и кратковременного действия;
На основе развитого метода впервые получены детальные амплитудные и фазовые характеристики развития возмущений в гиперзвуковых пограничных слоях на остром и затупленном конусах. Подтверждена линейная теория устойчивости гиперзвукового пограничного слоя, в частности впервые показано, что в гиперзвуковом пограничном слое наиболее неустойчивые возмущения первой моды являются наклонными с углами 40-50 градусов, а наиболее неустойчивые возмущения второй моды - двумерные. Показано, что малое затупление приводит к стабилизации течения в окрестности затупления, но вниз по потоку происходит дестабилизация пограничного слоя;
Разработана методика исследования восприимчивости пограничного слоя для применения в гиперзвуковом потоке. Впервые экспериментально исследовано взаимодействие гиперзвукового пограничного слоя с внешним акустическим полем. Получены зависимости коэффициентов восприимчивости от характеристик внешнего акустического поля. Показано, что восприимчивость гиперзвукового пограничного слоя существенно зависит от ориентации волнового вектора внешних акустических возмущений;
Впервые выполнено экспериментальное исследование устойчивости гиперзвукового пограничного слоя с положительным градиентом давления. Исследовано развитие естественных и искусственных возмущений в области ламинарного отрыва гиперзвукового потока.
Впервые получены данные о влиянии пористых покрытий с регулярной и хаотической микроструктурой на развитие фоновых и контролируемых возмущений второй моды в гиперзвуковом пограничном слое. Показана возможность сильной стабилизации второй моды возмущений при использовании ультразвук-поглощающих покрытий, однако при этом нужно учитывать возможность сильной дестабилизации первой моды.
Научная и практическая ценность работы заключается в том, что в ней на новом уровне детально изучены волновые процессы, приводящие к ламинарно-турбулентному переходу в гиперзвуковых пограничных слоях,
экспериментально показана возможность стабилизации гиперзвуковых пограничных слоев с помощью ультразвук-поглощающих покрытий. При выполнении работы был разработан метод исследования устойчивости и восприимчивости гиперзвуковых пограничных слоев, применение которого позволяет получать полную информацию о пространственных характеристиках волнового поля возмущений в пограничном слое. Разработана мобильная система автоматизации и отработана методика термоанемомет-рических измерений высокочастотных пульсаций в гиперзвуковых потоках, позволяющая проводить эксперименты на аэродинамических установках продолжительного и кратковременного действия. Полученные результаты свидетельствуют о том, что данная методика может с успехом применяться для исследования устойчивости пограничного слоя на моделях сложной конфигурации, в трехмерных течениях и течениях с отрывом.
Полученные новые экспериментальные данные могут быть использованы для развития и верификации теоретических моделей устойчивости гиперзвуковых течений. Развитые в работе методы могут быть использованы при изучении волновых процессов в гиперзвуковых потоках. На защиту выносятся
Метод экспериментального исследования волновых процессов в гиперзвуковых пограничных слоях на основе метода искусственных волновых пакетов;
Результаты экспериментального исследования развития естественных и искусственных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на остром и затупленном конусах;
Результаты экспериментального исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя на передней кромке плоской пластины к внешним контролируемым акустическим возмущениям; Результаты экспериментального исследования развития естественных и искусственных возмущений в гиперзвуковом пограничном слое с положительным градиентом давления;
Результаты экспериментального исследования механизмов стабилизации гиперзвукового пограничного слоя с помощью ультразвук-поглощающих покрытий.
Апробация работы. Основные результаты диссертации докладывались на VIII Всероссийском съезде по теоретической и прикладной механике (Пермь, 2001 г.), на 8 европейской конференции по турбулентности (Барселона, Испания, 2000 г.), на международных конференциях AIAA (Рено, США, 2002, 2003, 2004 гг., Орландо, США, 2003 г.), на международном симпозиуме ШТАМ по ламинарно-турбулентному переходу (Се-дона, США, 1999 г.), на международном семинаре EUROMECH «Laminar-turbulent transition mechanisms and prediction» (Геттинген, Германия, 1998 г.), на 5 китайско-русской конференции по гиперзвуковым течениям (Шанхай, Китай, 2002 г.), на конференциях молодых ученых (Новоси-
бирск, 2000, 2001 гг.), на Международных конференциях по методам аэрофизических исследований (Новосибирск 1996, 1998, 2000 гг.), на Сибирских и Международных конференциях по устойчивости гомогенных и гетерогенных жидкостей (Новосибирск 1995, 1996, 1997, 1998, 2004 гг.), на съезде GAMM'97 (Регенбург, Германия 1997 г.), на международной конференции «Современные проблемы прикладной математики и механики: теория, эксперимент и практика» (Новосибирск, 2001 г.), на семинарах НИЦ им. Лэнгли NASA (Хэмптон, США, 2002, 2003 гг.), DLR (Гегтинген, Германия 1997, 2000 гг.), института аэрогазодинамики Штуттгартского университета (2000, 2002 гг.), CARDC (Миньян, Китай 1995, 2003 гг.). Результаты работы неоднократно докладывались на рабочих семинарах ИТПМ СО РАН.
По материалам диссертациионной работы опубликовано 46 печатных работ. Список основных публикаций приведен в конце автореферата [1-30].
Личный вклад автора. Основные научные результаты, включенные в диссертацию, получены автором самостоятельно. Автор в течение ряда лет являлся руководителем и основным исполнителем всех работ, вошедших в диссертацию. Постановка задач исследований осуществлена диссертантом как лично, так и в соавторстве с научным консультантом проф., д.ф.-м.н. А.А.Масловым. На разных этапах автор принимал непосредственное участие в отладке и развитии экспериментальных методик, обработке и обобщении полученных результатов. Часть работ по введению искусственных волновых пакетов в гиперзвуковой пограничный слой проводилась совместно с аспирантами А.А.Сидоренко и Е.В.Буровым. Аспирант Д.А.Бунтин оказывал техническую помощь при проведении исследований устойчивости гиперзвукового пограничного слоя на остром и затупленных конусах. Исследования восприимчивости гиперзвукового пограничного слоя на передней кромке и развития возмущений на конусе с углом сжатия проводились совместно с аспирантом АА.Сидоренко. Работы по изучению возможности стабилизации гиперзвукового пограничного слоя покрытиями, поглощающими ультразвук, проводились совместно с аспирантом Е.В.Буровым. В выполнении и написании теоретической части совместных работ принимали участие Федоров А.В., Поплавская Т. В., Ветлуцкий В. Н., Федорова Н.Н., Бедарев ИА. Представление совместных результатов согласовано с соавторами. Вклад диссертанта в основные результаты исследований является определяющим.
Достоверность полученных результатов подтверждена детальным анализом погрешности измерений, многократной повторяемостью результатов, удовлетворительным согласованием с известными экспериментальными данными и расчетами других авторов.
Объем и структура диссертации. Диссертационная работа изложена на 320 страницах, состоит из введения, шести глав, заключения и списка литературы из 209 наименований. Тестовая часть иллюстрируется 140 рисунками.
Использование аэродинамических труб для исследования устойчивости и перехода гиперзвукового пограничного слоя
В дальнейшем, работы в области линейной теории устойчивости были продолжены численными исследованиями Мака, который показал, что в сверхзвуковом пограничном слое возможно существование большого количества неустойчивых дозвуковых мод возмущений [16]. Эти дополнительные моды являются акустическими по природе и появляются в случае, если в пограничном слое присутствует область, скорость среднего течения в которой является сверхзвуковой по отношению к фазовой скорости возмущения. Все дополнительные моды возмущений являются неустойчивыми, причем первая дополнительная или вторая мода (если считать волну ТШ первой модой) - самой неустойчивой из всех остальных. Большее значение максимальной скорости усиления второй моды по сравнению с первой модой приводит к уменьшению критического числа Рейнольдса при числах Маха больших 4 [17]. Из возмущений второй моды наибольшие степени роста имеют двумерные волны Ctr=0). Для второй моды существует прямая взаимосвязь между длиной волны возмущения и толщиной пограничного слоя: длина волны примерно вдвое превышает д. Таким образом, частота наиболее усиливающихся возмущений может быть предсказана на основе этого параметра.
Вязкость оказывает стабилизирующее влияние на высшие моды, таким образом, максимальная скорость их роста достигается при Re - со. Влияние второй моды, которая при М , 4 имеет большие коэффициенты усиления, чем первая, приводит к уменьшению числа Re перехода при больших числах Маха. Как было показано в [16], для охлаждаемых поверхностей доминирующее влияние второй моды может проявляться и при более низких числах Маха, так как, в противоположность волнам Толлмина-Шлихтинга, высшие акустические моды дестабилизируются при охлаждении поверхности. В то же время, расчеты Малика [18, 19] показывают, что для адиабатической стенки возмущения первой моды могут оказывать решающее влияние на переход при М«7.
Сверхзвуковые возмущения (для которых разность между фазовой скоростью и скоростью основного течения больше скорости звука в основном течении) долгое время считались физически не существующими, поскольку нейтральные сверхзвуковые возмущения имеют конечную амплитуду при 7-» со. Как показано в работе Гапонова [20], им соответствует распространение звука в движущейся среде. В работе [16] было показано, что усиливающиеся сверхзвуковые возмущения экспоненциально затухают при удалении от стенки и поэтому могут рассматриваться в качестве нормальных (существование которых не противоречит физическим законам) мод возмущений. Мак обнаружил существование сверхзвуковых возмущений при М = 5,8 для течения над охлаждаемой поверхностью в невязком приближении. Было получено, что коэффициенты роста этих возмущений значительно меньше, чем для дозвуковых возмущений, а характерные частоты - выше. Позднее, также в невязком приближении, были проведены расчеты устойчивости пограничного слоя вблизи сильно охлажденной стенки для М = 3; 4,5 [21] и обнаружено, что сверхзвуковые возмущения второй моды дестабилизируются отсосом. В своих работах Мак показал, что вязкость оказывает стабилизирующее влияние на сверхзвуковые возмущения и поэтому их влиянием на переход можно пренебречь. Однако более поздние работы [22, 23] показали, что сверхзвуковые возмущения могут оказывать влияние на процесс перехода в гиперзвуковом пограничном слое при учете равновесных химических эффектов.
В настоящее время на основе линейной теории устойчивости разработаны пакеты прикладного программного обеспечения, позволяющие предсказывать положение ламинарно-турбулентного перехода для практических приложений. В качестве примера можно привести пакет GTPT (Graphical Transition Prediction Toolkit) [23], в состав которого входят модули для расчета линейной устойчивости двумерного, квазидвумерого и трехмерного сжимаемого пограничных слоя.
В своей работе [24] Холл показал, что уравнения, описывающие гертлеровскую неустойчивость, являются параболическими по своей природе и прежние положения для этого типа неустойчивости в приближении параллельного течения являются неполными. Херберт и Бертолотти [25, 26] распространили этот подход на случай неустойчивости Толлмина-Шлихтинга. В результате они получили метод параболизованных уравнений устойчивости. Метод предполагает решение системы параболических уравнений в частных производных с учетом начальных условий и принимает во внимание эффекты непараллельности и нелинейной эволюции возмущений. В нелинейной форме система параболизованных уравнений устойчивости описывает развитие возмущений и их субгармоник, трансформацию основного течения и может быть использована для анализа межмодового взаимодействия, а также описания линейной и нелинейной стадий вторичной неустойчивости.
Вследствие параболичности системы нет необходимости в постановке граничных условий вниз по потоку. В то же время, проблема начальных условий является критичной для данного метода. Для линеаризованной системы параболизованных уравнений устойчивости выбор в качестве начальных данных собственной функции типа Толлмина-Шлихтинга в положении нижней ветви кривой нейтральной устойчивости позволяет провести прямой расчет коэффициентов роста возмущения и оценить положение перехода по методу eN. Как было показано [27], метод параболизованных уравнений устойчивости может с успехом применяться для широкого круга задач, связанных с проблемой ламинарно-турбулентного перехода. В частности, возможности использования метода в сжимаемом случае, а также в случае трехмерного пограничного слоя были продемонстрированы в работе [28].
Проверка метода искусственных волновых пакетов на плоской пластине в установке продолжительного действия
Механизмы, управляющие динамикой перехода ламинарного течения в пограничном слое в турбулентное, зависят от уровня возмущений в окружающей среде. В сильно возмущенных потоках или на поверхностях с большой шероховатостью реализуется так называемый обходной (bypass) сценарий перехода. Если возмущения в свободном потоке являются достаточно слабыми, а поверхность обтекаемого тела - гладкой, в этом случае переход происходит в результате развития неустойчивых собственных волн пограничного слоя. Явление зарождения неустойчивых волн в пограничном слое играет здесь ключевую роль и считается первой стадией процесса ламинарно-турбулентного перехода. Это явление получило название восприимчивость пограничного слоя. Под восприимчивостью понимается механизм, при помощи которого возмущения окружающей среды воздействуют на пограничный слой и возбуждают в нем неустойчивые волны.
В настоящее время механизмы восприимчивости достаточно мало исследованы, особенно для случаев потоков с высокими числами Маха. Вместе с тем, понимание этого явления имеет большую важность, так как восприимчивость дает взаимосвязь между амплитудой возмущений в свободном потоке и начальной амплитудой неустойчивых волн в пограничном слое. Если законы преобразования известны, то , имея информацию о наличии возмущений в свободном потоке, можно получить начальные амплитуды возмущений в пограничном слое и провести дальнейший расчет устойчивости на основе линейной и нелинейной теории. Успехи, достигнутые за последнее время в численных исследованиях линейной и нелинейной стадий перехода гиперзвукового пограничного слоя [36,56], делают работы по изучению процесса восприимчивости особенно актуальными.
Как известно, в свободном потоке могут присутствовать возмущения различных типов, и их роль в процессе генерации собственных волн пограничного слоя вероятно различна. Из всех возмущающих факторов можно выделить те, которые оказывают наиболее существенное влияние и поэтому наиболее интересны в плане исследования. Такими факторами являются: турбулентность набегающего потока, акустические возмущения и вибрации поверхности модели [10]. По сравнению со случаем дозвукового пограничного слоя, при высоких числах Маха их относительная роль может существенно различаться. Так, например, влияние вибраций модели на процесс перехода в гиперзвуковом пограничном слое представляется маловероятным. Диапазон частот наиболее неустойчивых волн второй моды лежит в области нескольких сотен килогерц для экспериментально реализуемых параметров потока. .Ясно, что колебания модели или конструкции летательного аппарата с такими частотами не могут достигать значительной амплитуды. Вопрос о восприимчивости к флуктуациям скорости и энтропии в свободном потоке остается открытым. В последнее время появились как теоретические, так и экспериментальные работы, посвященные этой проблеме. Влияние акустического поля на переход при сверх- и гиперзвуковых числах Маха отмечается многими авторами (см. например [57,58,59]). Большей частью, именно различиями характеристик акустического шума объясняется разница в результатах измерений чисел Re перехода, полученных в различных аэродинамических трубах. Исходя из имеющихся экспериментальных данных, можно заключить, что акустические возмущения оказывают определяющее влияние на процесс перехода в аэродинамическом эксперименте. Успехи создания малошумных аэродинамических установок, в которых были достигнуты существенно большие Re перехода по сравнению с данными, полученными в обычных трубах, подтверждают этот вывод. С другой стороны, для обтекания реальных летательных аппаратов также характерно наличие достаточно интенсивного акустического излучения от двигательной установки или других агрегатов и конструктивных элементов. Таким образом, изучение механизмов восприимчивости пограничного слоя при гиперзвуковых скоростях набегающего потока имеет большое значение как для сравнения данных экспериментов в различных аэродинамических трубах и результатов теоретических расчетов, так и для расчетов пограничного слоя реальных летательных аппаратов.
Наиболее четко проблема восприимчивости была впервые сформулирована Морковиным [58] и ее важность неоднократно подчеркивалась другими исследователями [1]. Большинство теоретических и экспериментальных исследований восприимчивости проводилось для дозвуковых скоростей течения [60 , 10,61 ,]. Проблема восприимчивости при сверх- и гиперзвуковых скоростях потока более сложна и до сих пор детально не изучена.
Первая попытка теоретического изучения взаимодействия акустических волн со сверхзвуковым пограничным слоем на основе линейной теории устойчивости была предпринята Маком [62]. Было получено, что под воздействием внешних акустических волн в пограничном слое возбуждаются растущие пульсации, амплитуда которых в несколько раз превосходит амплитуду внешних акустических волн. Подобные исследования были выполнены также Гапоновым [20].
Взаимодействие возмущений набегающего потока с ударной волной может рассматриваться как составная часть процесса восприимчивости. В [63] показано, что одиночные энтропийные, акустические или вихревые волны при прохождении через ударную волну образуют возмущение, включающее в себя все эти три класса волн. В работе [64] обнаружено, что слабое решение для ударной волны является устойчивым ко всем классам трехмерных возмущений набегающего потока.
Генерация неустойчивых волн в районе локальных неоднородностей стенки исследовалась численно в [65]. Обнаружено, что восприимчивость к акустическим возмущениям набегающего потока намного больше, чем к энтропийным или вихревым возмущениям.
Измерение положения ламинарно-турбулентного перехода на конусе с различными затуплениями носовой части
Теория устойчивости представляет собой базу, на основе которой стала возможной интерпретация результатов экспериментальных исследований явления перехода в гиперзвуковом пограничном слое. Начальные исследования, проведенные в этом направлении, выявили ряд особенностей, которые не могли быть объяснены существующей теорией для малых чисел Маха. Например, уменьшение Re перехода при охлаждении стенки модели, наблюдаемое экспериментально при высоких М [100], не могло быть объяснено линейной теорией. Как впоследствии показал Мак, этот эффект объясняется доминирующим влиянием на переход второй моды возмущений, которая дестабилизируется охлаждением поверхности. Деметриадес в экспериментах [4], проведенных до опубликования работ Мака, не обнаружил присутствия второй моды возмущений из-за низкого частотного диапазона измерений. Впервые это было сделано Кендоллом [5], который искусственно вводил возмущения второй моды в пограничный слой при помощи электрического разряда. Измеренные характеристики пространственного роста этих возмущений совпали с теоретическими результатами Мака. В более поздней работе [101] были измерены частотные характеристики возмущений второй моды и коэффициенты пространственного роста, а также показано, что они являются доминирующими при М = 8,5. Исследования устойчивости пограничного слоя при М = 8 [102] показало, что охлаждение стенки модели дестабилизирует возмущения второй моды.
Широкомасштабное исследование [2,46, 103, 104, 105] характеристик устойчивости пограничного слоя на модели конуса проводилось в течение 4-х лет в AEDC (инженерный исследовательский центр им.Арнольда, установка В). Исследование включало в себя изучение влияния единичного числа Рейнольдса, внешних возмущений, температурного фактора, притупления и угла атаки модели. Основные измерения выполнялись при помощи термоанемометра на модели 7 конуса при М = 6 и 8. Кроме того, использовалась модель цилиндра с охлаждаемой стенкой. Также в программу испытаний входили эксперименты по измерению распределений статического давления и теплового потока на поверхности модели. Основное внимание в исследовании уделялось поведению возмущений второй моды. Было показано, что собственная функция возмущений второй моды имеет ярко выраженный максимум вблизи верхней границы пограничного слоя (0,95). Возмущения занимают частотный диапазон 70-И 50 кГц, причем длина волны наиболее неустойчивых возмущений составляет «25. Изменения толщины пограничного слоя приводят к изменению частоты этих возмущений, таким образом, вниз по потоку возмущения второй моды переходят в область более низких частот. Сравнение коэффициентов роста, полученных экспериментально с результатами расчетов [106], проведенных для тех же условий показали хорошее совпадение частот наиболее неустойчивых волн. Вместе с тем, экспериментальные величины коэффициентов (особенно для первой моды) и положение верхней ветви нейтральной кривой значительно отличаются от расчетных данных.
Зависимость положение перехода от величины притупления носка конуса исследовалась в ONERA CERT при числе Маха 7 и Re] = 25Т66 м"1. Результаты тепловизионных измерений свидетельствуют о том, что положение перехода сдвигается вниз по потоку по мере роста радиуса затупления. Проведенные расчеты устойчивости показали, что при увеличении затупления частоты наиболее усиливающихся возмущений первой и второй мод понижаются. Сравнение результатов расчетов с экспериментальными данными показало, что переход обнаруживается при достижении N = 1,27 для первой моды и N = 5,85 - для второй. Поскольку предсказанная на основании этих данных зависимость положения перехода от радиуса затупления одинакова для первой и второй мод, то, как отмечается в работе [36], невозможно определить, какая мода является ответственной за переход.
Измерения процесса развития естественных возмущений при помощи одного датчика термоанемометра не могут дать информации о фазовых скоростях и углах наклона наиболее неустойчивых возмущений. Одним из способов получения этих характеристик является проведение корреляционных измерений двумя или большим числом датчиков. Эксперименты, направленные на исследование пространственной структуры возмущений и изучение устойчивости в трехмерных пограничных слоях, были выполнены в работах [3, 107, 3]. Эксперименты проводились при М = 7,93 в АДТ AEDC (установка В). Использовались модели кругового (7) и эллиптического (7, 2:1) острых конусов длиной 1,016 м. Термоанемометрические измерения выполнялись в адиабатических условиях. Для корреляционных измерений в пограничном слое была использована гребенка из 4-х тонкопленочных датчиков термоанемометра и добавочный датчик, смонтированный на модели. Измерения выполнялись в критическом слое. Коэффициенты корреляции в вертикальном направлении исследовались двумя датчиками, разнесенными на 1,47 мм по вертикали и перемещаемыми поперек пограничного слоя.
Акустическое излучение гармонических и движущихся источников
Экспериментальные исследования процессов, происходящих в гиперзвуковом пограничном слое и ответственных за ламинарно-турбулентный переход интенсивно проводятся в настоящее время. Основные работы по этой теме выполняются в университетах и научных центрах США, Германии, Франции и России. Основной объем исследований явления ламинарно-турбулентного перехода был выполнен в аэродинамических трубах непрерывного или кратковременного действия, хотя имеются примеры работ, выполненных на аэробаллистических установках и данные летного эксперимента. Несмотря на то, что моделирование гиперзвукового течения в АДТ связано с высокими материальными затратами, проведение трубного эксперимента оправдывается высоким качеством и значительным объемом получаемой информации.
Параметрические исследования перехода, проведенные в ранние годы, выявили сильную зависимость его положения не только от характеристик потока или модели, но также и от того, в какой АДТ было выполнено исследование. Была высказана гипотеза, которая затем подтвердилась, что на положение перехода оказывает влияние собственный шум аэродинамической установки. Таким образом, встала задача учета влияния внешних возмущений на процесс перехода в АДТ и разработки методик, которые позволили бы проводить эксперименты и сравнивать результаты, полученные на различных установках. В настоящее время имеется ряд экспериментальных работ [1,95, 104] по исследованию характеристик устойчивости гиперзвукового пограничного слоя, в которых ПОЛ}ЧС11Ы качественно сходные результаты. Более глубокое сравнение результатов не представляется возможным, так как они носят интегральный характер, то есть информация о волновом составе возмущений отсутствует. Экспериментальные исследования устойчивости, проводимые на естественных возмущениях, не могут дать ответ на вопросы, связанные с характером поведения отдельных волн, так как в этом случае невозможно получить информацию о фазе возмущений. Между тем, для сравнения данных эксперимента с результатами численного моделирования необходимо знать, по каким законам происходит развитие отдельных волн. То есть иметь информацию об амплитуде, угле наклона волны и ее фазовой скорости. Получать такие данные и изучать развитие плоских волн в пограничном слое позволяет проведение экспериментов с использованием искусственно введенных возмущений. Настоящая глава посвящена описанию методик, которые были разработаны и применены в работе для исследования характеристик устойчивости гиперзвукового пограничного слоя.
Исследования в сжимаемых пограничных слоях с применением искусственных возмущений в настоящее время проводятся недостаточно широко. Причиной является сложность постановки эксперимента и высокая стоимость эксплуатации сверх- и гиперзвуковых аэродинамических труб. Такие исследования в сверхзвуком пограничном слое были начаты в 80-е годы в ИТПМ СО РАН Масловым и Косиновым [6], и успешно продолжаются в настоящее время [109,135]. Метод искусственных волновых пакетов отличают большие возможности, связанные с разделением волн при помощи стандартных методик спектральной обработки сигналов, а также широкие перспективы, открывающиеся при изучении процессов взаимодействия волн в пограничном слое [109].
Идея метода состоит в том, чтобы при помощи контролируемого периодического источника ввести в пограничный слой возмущение конечной амплитуды, так чтобы это не отразилось на характеристиках среднего течения. Затем, при помощи какого - либо достаточно чувствительного метода (например, термоанемометрии) можно проследить за пространственной картиной развития введенных возмущений и в полном объеме получить информацию об их поведении. Применение метода подробно описано в [120], здесь же остановимся на особенностях его использования при гиперзвуковых скоростях потока.
При введении искусственных возмущений в сверх- и гиперзвуковые пограничные слои возникают существенные трудности, в отличие от дозвуковых пограничных слоев. Значительно сужается область устройств, способных ввести в пограничный слой высокочастотные (f= 20 500 кГц) возмущения достаточной интенсивности. Эксперименты [4, 129] показали, что использование механических систем (типа «сирена»), основанных на периодическом вдуве, не приносит удовлетворительных результатов вследствие значительного искажения картины среднего течения в пограничном слое. Альтернативный путь был предложен Кендоллом [5] и состоит в использовании периодического тлеющего электрического разряда. Несмотря на то, что здесь возникают свои проблемы, связанные со стабильностью характеристик разряда и возможным электромагнитным влиянием на измерительную аппаратуру, этот способ демонстрирует несомненные достоинства. Это, прежде всего, широкий диапазон частот п амплитуд вводимых возмущений. Малые габариты источника позволяют проводить исследования на небольших моделях, снижая стоимость эксперимента. Имеется опыт использования источников такого типа при сверхзвуковых скоростях потока [120]. Таким образом, на сегодняшний день метод введения возмущений при помощи электрического разряда является наиболее перспективным для исследования устойчивости гиперзвукового пограничного слоя.
Источник возмущений для гиперзвуковых скоростей потока должен удовлетворять следующим требованиям: обеспечивать высокую частоту вводимых возмущений (диапазон частот наиболее неустойчивых возмущений 200-300 кГц для условий данной работы); обладать высокой стабильностью, по крайней мере в течении одного пуска (при продолжительности пуска 30 мин и частоте 300 кГц о количество разрядов составляет-5-Ю ); малая область возбуждения 1,5 мм (для условий данной работы длина волны возмущений второй моды 2-3 мм, для эффективной генерации возмущений второй моды размер области возбуждения должен быть меньше половины длины волны возмущения, т.е. 1-] ,5 мм); обеспечивать достаточную мощность вводимых возмущений (для точечного источника максимальная мощность составляла 10 Вт, для двумерного источника - 100 Вт.
