CC BY
28
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XVIII 19 87
№ 4
УДК 629.735.33.015.3:533.695.12
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ПРИСТЕННОГО ТЕЧЕНИЯ В ОБЛАСТИ СОПРЯЖЕНИЯ КРЫЛА И ФЮЗЕЛЯЖА
В. И. Корнилов, А. М. Харитонов
Представлены результаты экспериментальных исследований несжимаемого пристенного течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа при дозвуковом обтекании схематизированной самолетной конфигурации на нулевом угле атаки. Показано, что в исследованных условиях течение в указанной области имеет сложный пространственный характер с формированием двухвихревой структуры и локальных зон, характеризующихся отрывным состоянием потока и нестационарностью течения в узкой области, примыкающей к линии сопряжения крыла и фюзеляжа. Анализируются вопросы аналогии исследуемого течения с тем, который реализуется при обтекании несимметричной угловой конфигурации.
1. В последние два десятилетия проведено немало исследований как экспериментального [1—4], так и расчетного [5] характера, направленных на изучение структуры вязкого течения как в симметричных, так и несимметричных продольно обтекаемых угловых конфигурациях, представляющих собой две пересекающиеся под прямым углом плоские поверхности. Достаточно подробно изучены характер развития течения и процесс взаимодействия пограничных слоев на смежных поверхностях [6], механизм возникновения и развития вихревых систем [7—9], структура турбулентности [1, 4], влияние различных параметров на структуру течения в области взаимодействия пограничных слоев [2, 10] и другие вопросы этого сложного пространственного течения. В последнее время предприняты попытки расчета симметричных и несимметричных течений в рамках параболизованных уравнений Навье—Стокса [11], а также на базе уравнений движения и завихренности с аппроксимацией выражений для напряжений Рейнольдса [12]. Сопоставление полученных при этом результатов с данными эксперимента показывает, что попытка подобрать универсальную модель турбулентности к широкому классу течений вряд ли может привести к успеху. Вероятно, необходим детальный учет физических особенностей структуры течения, вплоть до распределения всех компонент тензора напряжений Рейнольдса.
Задача становится еще более сложной применительно к течению в области сопряжения крыла и фюзеляжа. Наличие продольного градиента давления и существенной трехмерности создает немалые трудности экспериментального характера и делает пока невозможным эф-
фективный расчет таких течений. Вероятно, создавшаяся ситуация обусловлена также тем, что целый ряд вопросов этой проблемы является малоизученными или даже вовсе неизученными. Неясно, в частности, в какой степени физические свойства и характерные особенности течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа подобны характеристикам течения в простом двугранном угле. Другую, не менее важную, проблему представляют изучение особенностей взаимодействия следа, сходящего с крыла, с пограничным слоем фюзеляжа, а также структура течения в самом следе, оказывающая большое влияние на выбор положения горизонтального оперения. Наконец, большой интерес вызывают вопросы прикладного характера, связанныес изучением возможности управления вихревыми структурами, в частности, снижения их интенсивности, например, путем изыскания приемлемого сопряжения между крылом и фюзеляжем. При этом представляется весьма полезным и необходимым изучение поведения этих вихрей в различных условиях эксперимента, например, при различных углах атаки модели, которые могут существенно перестроить структуру течения.
В настоящей статье излагаются некоторые результаты систематических экспериментальных исследований структуры несжимаемого пристенного течения, реализующегося в области сопряжения крыла и фюзеляжа схематизированной самолетной конфигурации при нулевом угле атаки модели.
2. Опыты проводились в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе [13] при скорости набегающего потока ««> = 30 м/с, что соответствовало числу Рейнольдса по длине бортовой хорды крыла Б^еь = 0,7-106. Для исследований использовалась схематизированная модель, которая представляет собой комбинацию трапециевидного в плане крыла 1 с углом стреловидности по передней кромке 32,5°, установленного в положение «низкоплан» на цилиндрическом фюзеляже 2 удлинением Яф = 7,73 (рис. 1). Крыло имеет крутку, максимальная величина которой составляет 3,5°. Относительная толщина профиля по размаху крыла изменяется от 11 до 16%. На поверхности модели расположены 83 приемника давления 3 диаметром 0,4 мм. Наиболее подробное дренирование выполнено в области сопряжения крыла и фюзеляжа.
Измерения соответствующих давлений в исследуемой области течения осуществлялись с помощью одноточечного приемника полного давления диаметром 0,8 мм и приемника давления с полусферической приемной частью диаметром 0,75 мм. Для измерения продольной компоненты скорости и пульсаций скорости использовался комплект термоане-мометрической аппаратуры 55М00 фирмы Б15А. Настройка термоанемометра и визуальный контроль за характером исследуемого сигнала осуществлялись с помощью однолучевого осциллографа С1-73. Измерения производились датчиком, чувствительный элемент которого выполнен из нити Волластона с рабочим участком, имеющим длину 0,6 мм и диаметр 3 мкм. Некоторые менее ответственные измерения выполнены датчиком с вольфрамовой нитью длиной 1,2 мм и диаметром 5 мкм.
Тарировки пневмоприемников и датчиков термоанемометра, а также все необходимые их перемещения и вращения производились с помощью координатника дистанционного управления 4 с четырьмя степенями свободы, который устанавливался в одном из боковых окон рабочей части. Погрешность отсчета при перемещении поперек исследуемой области не превышала 10 мкм.
3. С целью получения общих представлений и выявления характерных особенностей обтекания исследуемой модели проведены соответствующие измерения давления на ее поверхности. На рис. 2 представлено изменение коэффициента давления в плоскости симметрии фюзеляжа вдоль его верхней образующей. Здесь Хф = х$/1$, где /ф — длина фюзеляжа. Погрешность измерения показана вертикальной чертой. Видно, что распределение давления носит неравномерный характер по длине фюзеляжа. Вблизи передней кромки имеются участки как с отрицательным, так и неблагоприятным положительным градиентом давления. В частности, область с отрицательным градиентом давления, непосредственно примыкающая к передней кромке, настолько мала, что ее не удалось зафиксировать при помощи поверхностных приемников давления. Незначительная протяженность этих участков, обусловленная специальной профилировкой передней кромки фюзеляжа, позволила с удовлетворительной точностью считать развитие пограничного слоя на фюзеляже аналогичным развитию его у плоской пластины и тем самым заранее моделировать один из наиболее важных, хотя и условных параметров структуры течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа бф/бк, характеризующий соотношение между толщинами взаимодействующих пограничных слоев, который был выбран близким к значению, имеющему место в летных условиях. Практически это осуществлялось выбором продольного положения крыла относительно передней кромки фюзеляжа.
Обращает на себя внимание неравномерный характер распределения давления в области с координатами 0,40<Хф<0,75. Эта неравно-
♦—і зона расположения крыла I погрешность измерения
-0,2
О
0.2 0,4 0,6 О,В
мерность обусловлена ускорением потока в зоне расположения крыла (положение которого показано прямой линией) и, как следствие, уменьшением давления на поверхности фюзеляжа. Это означает, что поле течения на крыле индуцирует зоны повышенного разрежения на поверхности фюзеляжа вплоть до плоскости симметрии модели.
На рис. 3 представлены векторные диаграммы распределения коэффициента давления ср на поверхности модели в шести поперечных сечениях (плоскостью, перпендикулярной оси фюзеляжа), охватывающих как непосредственно область сопряжения крыла и фюзеляжа, так и зоны впереди крыла и в следе за крылом. (Здесь углы раствора между крылом и фюзеляжем в масштабе не выдержаны). Буквами а—е обозначены сечения Хф = 0,439; 0,504; 0,569; 0,634; 0,699; 0,764. Обращают на себя внимание следующие характерные особенности течения в окрестности линии сопряжения:
— наличие зоны повышенного давления в прикорневой области крыла перед началом его сопряжения с фюзеляжем (хф = 0,439), обусловленной затормаживанием потока перед крылом;
— наличие положительного градиента давления вдоль крыла, выз-
ванного тем, что при обтекании криволинейной передней кромки крыла поток сначала ускоряется и давление существенно уменьшается (*ф = = 0,504), а по мере увеличения продольной координаты поток расширяется, его скорость плавно уменьшается и поэтому давление возрастает; _ — некоторое уменьшение давления в направлении координаты гс
(*Ф = 0,504), связанное с одновременным приближением к передней кромке крыла. Ниже по течению роль передней кромки снижается и изменение давления в направлении оси гс становится несущественным.
Что касается распределения давления на фюзеляже, то оно в значительной степени определяется характером течения на крыле, влияние которого ослабевает по мере увеличения координаты ус. В целом можно отметить, что поле давлений на фюзеляже в окрестности линии сопряжения с крылом является существенно более переменным в сравнении со случаем обтекания несимметричной угловой конфигурации [7]. Нако-
нец, судя по характеру распределения давления в сечении Хф = 0,764, след крыла без существенных искажений сливается с пограничным слоем фюзеляжа.
4. Определенный интерес представляет вопрос о состоянии пограничного слоя на исследуемой модели и, в особенности, о переходе из ламинарного состояния в турбулентное. Этот интерес вызван прежде всего необходимостью понимания отличительных особенностей этого процесса от того, который реализуется на реальном летательном аппарате с целью обеспечения при исследовании одинаковых условий формирования пограничного слоя на модели и натуре. В этой связи, как на крыле, так и на фюзеляже были выполнены измерения профилей продольной компоненты пульсаций скорости на различном расстоянии от начала развития пограничного слоя. Максимальные значения пульсаций использовались для построения кривой перехода пограничного слоя, которая показывает, что развитое турбулентное течение формируется на расстоянии около 75% местной хорды крыла. В то же время по некоторым оценочным данным процесс перехода пограничного слоя в летных условиях заканчивается уже на расстоянии порядка 10—15% хорды. Такая разница обусловлена, прежде всего, неполным моделированием по числам Рейнольдса, которые в данном эксперименте существенно ниже натурных, что способствует затягиванию перехода к задней кромке крыла.
Интересно отметить, что пограничный слой непосредственно вдоль линии сопряжения крыла и фюзеляжа, даже в ближайших от передней кромки сечениях, находится в состоянии, близком к турбулентному. В этом смысле ситуация во многом сходна с той, которая при прочих равных условиях реализуется при обтекании прямого угла [10].
Что касается состояния пограничного_слоя на фюзеляже, то измерения проводились, начиная с расстояния Хф = 0,4 от его передней кромки. Полученные результаты показывают, что в этом сечении пограничный слой находится в состоянии, близком к переходному (уровень продольной компоненты пульсации скорости составляет порядка 7%).
Таким образом, при естественно развивающемся течении состояние пограничного слоя на различных частях исследуемой модели существенно различно. Для достижения более полного соответствия с условиями полета все эксперименты проводились в условиях развитого турбулентного пограничного слоя, формирующегося непосредственно с передней кромки модели. Это достигалось искусственной турбулизацией пограничного слоя.
5. Исследования структуры пристенного течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа осуществлялись в четырех поперечных сечениях, расположенных на различном расстоянии Хф от передней кромки фюзеляжа. Эксперименты показали, что одной из наиболее удобных, хорошо контролируемых величин, которая с высокой степенью точности отражает характер течения в исследуемой области, является интегральная интенсивность продольной компоненты пульсации скорости ]/"и'2' Эти и другие полученные данные свидетельствуют о сложном пространственном характере течения в окрестности линии сопряжения крыла и фюзеляжа. В качестве примера на рис. 4 приведены линии равных среднеквадратичных значений пульсаций продольной компоненты скорости
Vи'2/ие-102=const, где соответствующие константы показаны цифрами, а буквами а—г обозначены поперечные сечения Хф = 0,504; 0,569; 0,634; 0,699. Представленная картина позволяет отметить следующие важные
Рис. 4
особенности, характеризующие течение в окрестности линии сопряжения крыла и фюзеляжа:
1) картина пристенного течения в указанной области является существенно несимметричной относительно некоторой оси, условно принимаемой за биссектрису угла. Это проявляется, прежде всего, в принципиально разном характере формирования течения соответственно на поверхности крыла и фюзеляжа;
2) аналогично течению в прямом двугранном угле имеются области течения со слабо меняющейся в направлении осей ус и zc турбулентностью, где взаимодействие пограничных слоев крыла и фюзеляжа уже не проявляется (ус или zc> (4-¿-5) 6, где б •— толщина пограничного слоя на фюзеляже или крыле). Эти области характеризуются практически эквидистантным поверхности распределением линий Vu/*lue-102 = const,
где структура течения, вероятно, близка к той, которая при прочих равных условиях реализуется на изолированном крыле и изолированном фюзеляже.
Имеется также пространственная область течения, протяженность которой в направлении осей ус и zc составляет (4-î-5)ô и характеризующаяся взаимодействием пограничных слоев крыла и фюзеляжа и отрывными процессами. Как следствие, в этой области имеются зоны
с отчетливо выраженной искривленностью линий У и'2/ие-102 = const в сторону внешнего потока, обусловленной поперечными течениями, развивающимися по обе стороны от условной биссектрисы, т. е. как над крылом, так и над фюзеляжем.
Анализ всех полученных результатов, в частности, поля изотах и/ие=const, а также данных, основанных на измерениях величины и направления вектора скорости в области взаимодействия пограничных слоев, показывает, что эти поперечные течения имеют вид двух асим-
метрично расположенных относительно условной биссектрисы продольно развивающихся вихрей. Причем более четко сформировавшийся вихрь, имеющий практически замкнутый характер, находится в пограничном слое фюзеляжа (вихрь «ф») с центром, координаты которого меняются по мере удаления от передней кромки крыла. Начало развития этого вихря приходится на прикорневую область крыла перед его сопряжением с фюзеляжем. Подтверждением этого являются данные визуализации предельных линий тока в этой области смесью на основе двуокиси титана. Они свидетельствуют о том, что причиной возникновения вихря «ф» является пространственный отрыв в прикорневой области крыла перед началом его сопряжения с фюзеляжем, который приводит к скручиванию потока в этой зоне и распространению его к задней кромке в форме вихря. Структура течения в этой локальной области в значительной мере оказалась подобной той, которая реализуется при обтекании несимметричной угловой конфигурации, а именно, у основания короткой грани перед ее соединением с длинной гранью [7].
Что касается вихря над крылом (вихрь «к»), то его механизм принципиально иной. Этот вихрь обусловлен взаимодействием пограничных слоев крыла и фюзеляжа и, вероятно, поддерживается энергией турбулентных движений, заметно видоизменяясь в условиях положительного градиента давления вдоль крыла.
Дополнительные особенности данной схемы развития вихрей, вероятно, можно установить лишь на основе более детальных экспериментов. Однако не вызывает сомнения, что характер течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа и в несимметричной угловой конфигурации во многом является сходным. Подтверждением этого являются также линии равных скоростей и/ие = сог^ в сечении *ф = 0,699 (рис. 5, а) в сравнении с аналогичными данными в прямом угле (рис. 5, б), приведенными примерно при одинаковом соотношении между толщинами взаимодействующих пограничных слоев на смежных поверхностях. Кривые 1—8 соответствуют относительной скорости и/ие = 0,4; 0,5; 0,6; 0,7; 0,8; 0,9; 0,95; 0,99. Большая удаленность вихря «ф» от линии сопряжения поверхностей (рис. 5, а) в сравнении с положением подобного вихря в угле (рис. 5, б) обусловлена, вероятно, влиянием градиента давления вдоль крыла;
V
о
3) исследования показали, что в некоторых локальных зонах течение характеризуется отчетливо выраженной нестационарностью, имеющей вид низкочастотных колебаний порядка 1—2 Гц весьма высокой амплитуды, достигающей по интенсивности турбулентности величины порядка 15%. Наиболее высокая нестационарность обнаружена в узкой окрестности линии сопряжения крыла и фюзеляжа в первом по потоку исследованном поперечном сечении (*ф = 0,504). Протяженность зоны нестационарное™ в направлении размаха крыла и контура фюзеляжа не превышает 10%' от протяженности области взаимодействия пограничных слоев. Есть основания полагать, что это явление обусловлено возникновением пространственного отрыва в указанной зоне, который отчетливо наблюдается из визуализационной картины по возвратному характеру течения и подтверждается непосредственными измерениями. Известно, что положение точки отрыва чрезвычайно чувствительно к незначительным изменениям скорости и угла атаки, которые происходят, в частности, под влиянием турбулентности потока в аэродинамической трубе. Эта повышенная чувствительность положения точки отрыва и может вызывать нестационарность течения.
Таким образом, полученные результаты свидетельствуют о том, что в исследованных условиях течение в области сопряжения крыла и фюзеляжа схематизированной самолетной конфигурации имеет сложный пространственный характер с формированием двухвихревой структуры и локальных зон, характеризующихся отрывным состоянием потока и нестационарностью течения в узкой области, примыкающей к линии сопряжения крыла и фюзеляжа.
Авторы выражают искреннюю признательность А. А. Рафаэлянц за полезные обсуждения результатов экспериментов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Mojola О. О., Young A. D. Ап experimental investigation of tlie turbulent boundary layer.— AGARD-CP-93, 1971.
2. Корнилов В. И., Харитонов А. М. Взаимодействие пограничных слоев при продольном обтекании прямого двугранного угла. — Препринт № 11. — Новосибирск, 1978.
3. Shabaka I. М. М. А., В га d s h a w P. Turbulent flow measure-ments in an idealized wing/body iunction. — AIAA J., 1981, vol. 19, N 2 (PTK, 1981, t. 2).
4. Накамура И., M и я т a М., Кушида Т., Кагия Я. Измерения в области перемежаемости турбулентного пограничного слоя вдоль угла.—
В кн.: Трехмерные турбулентные пограничные слои./Под ред. X. Ферн-хольца и Е. Краузе. Пер. с англ. — М.: Мир, 1985.
5. Воротников П. П. Турбулентный пограничный слой вблизи линии пересечения двух плоскостей. — Труды ЦАГИ, 1973, вып. 1553.
6. Корнилов В. И., Харитонов А. М. Взаимодействие турбулентных пограничных слоев в прямом двугранном угле. — ПМТФ, 1978, № 3.
7. К о г n i 1 о v V. I., К h а г i t о п о v А. М. Investigation of structure of turbulent flow in streamwise asymmetric corner configurations. — Expe-riments in Fluids, 1984, vol. 2.
8. G e s s n e r F. B. The origin of secondary flow in turbulent flow along a corner. — J. of Fluid Mech., 1973, vol. 58, pt. 1.
9. Корнилов В. И., Харитонов А. М. О развитии поперечных течений в пограничном слое при продольном обтекании прямого двугранного угла. — ПМТФ, 1979, № 1.
10. Корнилов В. И. Взаимодействие пограничных слоев в области сопряжения аэродинамических поверхностей. Автореф. дисс. на соиск. уч. степ. канд. техн. наук. — Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1979.
11. R о d i W., С e 1 i k J., D e m u z e n A. O. and other. The 1980—1981 AFOSOR—HTTM—Stanford Conférence on Complex Turbulent Flows: Com-parison of Computation and Experiment., Stanford, 1981—1982.
12. С о u s t ei x J., H a n d e 11 e R., А г n a 1 D. and others. The 1980— 1981 AFOSOR—HTTM—Stanford, Conference on Complex Turbulent Flows: Comparison of Computation and Experiment, Stanford, 1981—1982.
13. Багаев Г. И., Голов В. К., Медведев Г. В., Поляков Н. Ф. Аэродинамическая труба малых скоростей Т-324 с пониженной степенью турбулентности. В кн.: Агрофизические исследования. — Новосибирск, 1972.
Рукопись поступила 28/111 1986
