CC BY
39
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XI 19 8 0
№ 6
УДК 532.526.3.011.7
ИССЛЕДОВАНИЕ ОБЛАСТИ ПЕРЕХОДА В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ С ПОМОЩЬЮ ТЕНЕВЫХ МЕТОДОВ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
А. С. Мозольное, Г. К. Шаповалов, В. А. Яковлев
Приводятся результаты экспериментов, проведенных в сверхзвуковой аэродинамической трубе, по определению перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на плоской пластине при числах М=3 и 4 в широком диапазоне чисел Ие с помощью теневых приборов. Полученные результаты сравниваются с данными по определению перехода пневмометрическим методом (по распределению полного давления вдоль исследуемой поверхности).
Исследование перехода ламинарных течений в турбулентные имеет важное значение для современной аэродинамики. Это обусловлено, с одной стороны, большим интересом, который проявляется в настоящее время к фундаментальной проблеме аэродинамики — проблеме изучения механизма возникновения турбулентности, а с другой — чисто практическими потребностями. Например, у сверхзвукового самолета около 30% общего сопротивления составляет сопротивление трения, во многом определяемое состоянием пограничного слоя. Точно так же тепловые нагрузки на конструкцию летательного аппарата и соответственно выбор материала его конструкции зависят от входящих через поверхность тепловых потоков и, следовательно, от параметров пограничного слоя. Основные аэродинамические характеристики летательного аппарата такие, как коэффициенты подъемной силы Су, сопротивления Сх и продольного момента тх в значительной мере зависят от положения области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на отдельных его элементах (крыле, фюзеляже, органах управления и т. д.).
Исследование характеристик пограничного слоя актуально не только в связи с изучением трения и теплопередачи, но также в связи с новой важной проблемой аэродинамического шума, излучаемого пограничным слоем [1].
Существует несколько методов определения области перехода )2]. Наиболее распространенными из них являются методы, использующие измерения осредненных характеристик пограничного слоя (профилей скорости, коэффициентов трения и теплоотдачи, распределения полного давления вдоль исследуемой поверхности и т. д.) и пульсационных, снятых с помощью термоанемометра или датчиков статического давления, а также методы индикаторного покрытия (например, каолиновое покрытие). Однако все эти методы обладают тем существенным недостатком, что связаны с введением в поток различных зондов или с изменением состояния исследуемой поверхности, что, естественно, искажает исходное течение.
Идеальными в этом плане являются беззондовые теневые и интерференционные оптические методы, которые дают возможность:
— получать наглядное представление о процессе сразу в пределах всего изучаемого поля;
— производить бесконтактные безынерционные измерения параметров газовых потоков одновременно в пределах всего поля зрения прибора без внесения в поток каких-либо датчиков, не загрязняя поток вводом рассеивающих частиц, т. е. без искажения исходного течения;
— получать большое количество информации за очень короткие промежутки времени (время экспонирования) на площади одного снимка [3].
В настоящей работе рассматриваются возможности применения одного из таких методов, а именно прямотеневого, к вопросу об исследовании перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на плоской пластине при числах М набегающего потока, равных 3 и 4, и в широком диапазоне чисел Ие.
1. Условия эксперимента и объект исследования. Эксперименты по определению области перехода в пограничном слое на плоской пластине проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе баллонного типа периодического действия с выхлопом в атмосферу. Аэродинамическая труба предназначена для исследования структуры ламинарных, турбулентных и переходных течений, поэтому в ее конструкции предусмотрен ряд мероприятии по снижению уровня шума в рабочей части, вибрации конструкции и начальной турбулентности потока. Рабочая часть трубы имеет прямоугольное сечение 0,2X0,21 м*. Высокое давление в форкамере трубы, использование сверхзвукового диффузора и двух эжекторов обеспечивают работу трубы в широком диапазоне чисел Ие. В настоящих опытах число Рейнольдса, рассчитанное на длине 1 м Ие, “£//», где и — скорость невозмущенного потока, > — кинематическая вязкость, менялось в пределах:
7,9-106-< Яе1 •< 47,5- 10е для числа М = 3, 9,7-Юв<Не,<34-10в для числа М = 4.
Число Ие, вычислялось по давлению р0 и температуре Т0 торможения и числу М невозмущенного потока.
Общий вид пластины, на которой исследовался пограничный слой, и ее положение в трубе представлены на рис. 1, а. Пластина выполнена из стали со следующими геометрическими характеристиками: толщина 15мм. длина 600мм. Передняя часть пластины имеет клиновидную форму, угол клина составляет 14°, радиус
&
tCMf,
її 0 ti H О
М~Ц>Ро9=6-Ю*Па
Рис. I
затупления передней кромки 0,1 мм. Рабочая поверхность пластины отполирована. Пластина крепилась к боковым стенкам рабочей части в четырех местах (постоянно в третьих окнах рабочей части и поочередно в первых двух или во вторых, в зависимости от того, в каком окне проводились съемки). Съемки проводились в первом и втором окне. Типичный снимок картины пограничного слоя представлен на рис. 1, б. Насадок полного давления, с помощью которого по распределению давления р'0(х) вдоль исследуемой пластины дополнительно определялась область перехода, был выполнен из стальной трубки с внешним диаметром 2 мм и внутренним 1 мм. Приемное отверстие насадка имело прямоугольную форму с внешними размерами 2,5 X 0.7 мм и внутренними 2,1 X Х0,5 мм. Движение насадка по поверхности пластины осуществлялось с помощью координатника с ценой деления шкалы 1,5 мм.
2. Метод визуализации пограничного слоя на плоской пластине и осветительная аппаратура, используемая в эксперименте. Для визуализации течения в пограничном слое был выбран прямотеневой метод, отличающийся простотой и доступный для применения в любой аэродинамической установке, оснащенной теневым прибором. Простейшая схема прямотеневого метода включает точечный источник света, объектив для создання параллельного пучка лучей и экран. Выходящий из объектива параллельный пучок лучей, пронизывая исследуемое течение, попадает на экран. В этом случае неоднородность в течении изображается на экране в масштабе 1:1. Фотографирование ирямотеневой картины ведется на широкоформатную пленку. Для реализации метода использовался теневой прибор ИАБ-455 (его коллиматорная часть) с фокусным расстоянием основного объектива коллиматора /= 1 м. Принципиальная схема прибора аналогична схеме теневого прибора ИАБ-451. Диаметр наблюдаемого поля прибора ИАБ-455—100 мм, диаметр защитных стекол в окнах рабочей части трубы — 150 мм. Чтобы сфотографировать всю картину течения в одном окне, прибор устанавливался последовательно в двух положениях. Фотографирование проводилось на кассету от аэрофотоаппарата, заряженного аэропленкой шириной 190 мм.
Кроме выбора метода визуализации, важно выбрать оптимальный источник света, позволяющий осуществить регистрацию исследуемого явления на пленку, т. е. создающий достаточную плотность почернения при заданном времени экспонирования. Так как в данном случае фотографируются высокочастотные нестационарные процессы, то времена экспонирования должны быть весьма малыми (10-6—10_7с), т. е. следует использовать импульсные источники света с соответствующей яркостью и длительностью вспышки.
В настоящей работе в качестве источника света применялся разработанный под руководством Л. П. Гурьяшкина точечный искровой воздушный разрядник с диаметром светящегося тела 1 мм. Эффективная длительность импульса составляла0,35-3-10~6 с, энергия разрядного контура 2 Дж, напряжение питания 26 кВ. Аппаратура предназначена для получения однократных мгновенных фотографий. При выполнении данной работы в ряде случаев в качестве источника света вместо воздушного разрядника применялась импульсная лампа ИСШ100-2.
3. Экспериментальные результаты по визуализации явления перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на пластине при сверхзвуковых скоростях. Применение теневых методов
для определения области перехода в пограничом слое известно. Например, в работе [2] среди многих методов определения области перехода (термоанемометр, трубка Пито, коэффициент восстановления температуры) использовался теневой метод определения перехода по фотографиям пограничного слоя. Время экспозиции составляло 5-10-7с. В результате обработки большого количества снимков, исходя из разницы в толщинах ламинарного и турбулентного участков слоя, выводилась осредненная величина координаты точки перехода. К сожалению, самих снимков в названной работе не приведено и поэтому трудно судить о точности, достигнутой в этой работе. В работе [4] приведены прямотеневые снимки задней части профиля крыла, обтекаемого потоком воздуха при нулевом угле атаки, на которых видны ламинарные и турбулентные участки пограничного слоя. В этой работе об области перехода судят по поведению светлой линии, которая возникает на снимке пограничного слоя. На участке с ламинарным течением эта линия расположена на большем расстоянии от поверхности модели, чем при турбулентном течении. В области перехода течения из ламинарного в турбулентное линия прижимается к поверхности модели. Такое расположение светлой линии объясняется различным характером изменения плотности газа в направлении, перпен-
Рис. 2
150 Х.мм
Ро, ммН20 1000
500
М-3; р0ф= 1.25-105Па
Цд}ММНг0
то-то то
М-3 > роф-3105Па
о 0 ° ° О
150 х, мм
Рис. 3
дикулярном поверхности модели, на участках с ламинарным и турбулентным течениями, а следовательно, и различной величиной отклонения световых лучей, зондирующих пограничный слой на этих участках.
В настоящей работе в силу чрезвычайно малого времени экспонирования (длительность вспышки составляла 3-10~' с, что значительно меньше времени экспонирования в упомянутых работах [2] и [4|) получены снимки с хорошо проработанной структурой пограничного слоя. На снимках, соответствующих малым числам Ие, = = ¿У/V при числах М набегающего потока, равным 3 и 4, во всем наблюдаемом поле видна тонкая однородная по освещенности полоска пограничного слоя (рис. 2 и 4). Толщина этой полоски меняется с изменением чисел М и Ие.
С ростом Ие, = 6//у длина ламинарного участка пограничного слоя уменьшается, переход смещается к передней кромке и в поле зрения возникают турбулентные участки, протяженность которых увеличивается с ростом числа Йе, (рис. 3 и 5). В от-
личие от ламинарного участка турбулентная зона на снимке характеризуется четко проработанной неоднородной структурой и большим градиентом нарастания толщины слоя. По этим признакам (структура пограничного слоя на снимке и различные градиенты
Рис. 4
нарастания толщины слоя) определялись ламинарные и турбулентные участки. За точку перехода принималась точка излома линии внешней границы пограничного слоя.
Кроме оптических методов область перехода контролировалась но распределению полного давления вдоль поверхноси пластины. Начало и конец области перехода определялись по положению точек минимума и максимума на кривой распределения полного давления, измеряемого трубкой Пито, которая перемещалась по поверхности пластины. Слабым прижатием насадка к поверхности пластины обеспечивалось постоянство уровня высоты, на которой измерялось давление. Измерения вдоль пластины проводились с шагом 5 мм. Кривые рапределення полного давления для чисел М = 3 и 4 и для широкого диапазона чисел Ие представлены на рис. 2—5 (там же. где представлены снимки пограничного слоя для соответствующих режимов) в виде зависимости р^(х), где
ро — давление в мм вод. ст., измеряемое насадком полного давления, и х—координата положения насадка, отсчитываемая от носка пластины. Качественная картина распределений давления полностью соответствует полученным в известных работах данного направления (см., например, (5|), хотя количественные резуль-
150 х.мм
о
Рис. 5
таты могут отличаться в каждом отдельном исследовании, поскольку очень много факторов влияет на переход в пограничном слое (состояние исследуемой модели, характеристики и параметры аэродинамической трубы, в которой проводятся исследования, акустические условия и т. д.).
На рис. 6 представлены сравнительные данные по определению перехода оптическим методом и по распределению полного
20 30
о начало перехода О шеи » с оптический метод
*0 Ке, Ю":
давления р'0(х) вдоль поверхности пластины в виде зависимости числа Ие перехода от числа 1?е,. Число Ие перехода является произведением числа и координаты точки перехода х. Об определении координаты точки перехода оптическим методом уже говорилось выше; из распределения давления р'0(х) область перехода определяется традиционным методом: координата, соответствующая минимуму, максимуму давления, принимается за начало, конец области перехода соответственно. Таким образом, метод, использующий распределение полного давления р0 вдоль поверхности пластины, дает целую переходную зону [зону между минимумом и максимумом на кривой распределения давления />0(х)]. На фотографиях, полученных прямотеневым методом, такой переходный участок выявить трудно, надежно можно различать только две зоны: ламинарную и турбулентную.
Сравнение двух методов определения перехода дает удовлетворительное совпадение: при числах М = 3 и 4 и различных числах Яе точка перехода, определенная оптическим путем, лежит в зоне перехода, определенной по распределению давления р^(х).
ЛИТЕРАТУРА
1. Пейт С., Шюлер К. Влияние изучения аэродинамического шума на переход пограничного слоя в сверхзвуковых и гипер-звуковых аэродинамических трубах. .Ракетная техника и космонавтика", т. 7, JVfe 3, 1969.
2. Potter L., Whitfield J. Effects of slight nose blunthess and roughness on boundaru-layer transition in supersonic flows, .J. of Fluid Mechanics*, vol. 12, part. 4, 1962.
3. Яковлев В. А., Же бр я ков а Г. В. Теневые и интерференционные методы изучения газовых потоков. Обзор ОНТИ ЦАГИ, .■* 430, 1973.
4. Холдер Д., Норт Р. Теневые методы в аэродинамике. .М., .Мир*, 1966.
5. Стру минский В. В., Харитонов А. М.. Черных В. В. Экспериментальное исследование перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный при сверхзвуковых скоростях. .Изв. АН СССР, МЖГ\ 19/2. № 2.
Рукопись поступила 2\VU 1979 г.
