CC BY
23
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦА Г И
Том XVIII 1987 Мб
УДК 532.526.3.011.7
ВИЗУАЛИЗАЦИЯ ПЕРЕХОДА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ НА КОНУСЕ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ
Б. Ю. Занин, С. Г. Шевельков
Предложен метод визуализации местоположения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный при сверхзвуковых скоростях потока сублимирующимися покрытиями. Приведены результаты визуализации перехода на конусе при числах М=2 и 4. Показано хорошее соответствие экспериментальных данных, полученных при помощи метода визуализации и метода измерения полного давления.
Для решения многих практических задач аэромеханики важно знать местоположение перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на обтекаемом теле. Чтобы зарегистрировать область перехода, можно использовать различные методы. Наиболее традиционными из них являются такие, как метод измерения полного давления вдоль пограничного слоя [1], термоанемометрический метод [2], метод измерения теплового потока на поверхности модели [3]. В дозвуковых потоках, кроме того, широкое распространение получили методы определения местоположения перехода при помощи визуализации (см., например [1, 4]). Визуализация проводится при помощи струек дыма, сублимирующихся покрытий и другими способами. Преимущество методов визуализации перед другими состоит в том, что они являются «бесконтактными», т. е. позволяют проводить измерения перехода без применения зондов. Однако дымовые методы визуализации перехода имеют такие неудобства, как необходимость приспособлений для формирования струек дыма, сложности освещения и оптической схемы для получения фотоснимков. Возможность использования таких методов ограничена также тем, что они применимы только до скоростей ~290 км/час [5]. Для больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростей могут быть использованы методы сублимирующихся покрытий, описанные в [4]. Эти методы лишены недостатков дымовых методов, просты, доступны. Кроме того, они позволяют исследовать труднодоступные части обтекаемой поверхности, а также объекты в натурных условиях. Преимущество методов сублимирующихся покрытий при определении точки перехода перед другими методами состоит в том, что с их помощью можно определять местоположение перехода на всей площади модели, а не в отдельной точке, что может быть важно при изучении сложных течений, например, на крыльях, фюзеляжах самолетов, корпусах судов. Эти методы основаны на том, что скорость сублимации в турбулентном потоке выше, чем в ламинарном, из-за более интенсивного массопереноса [4]. Поэтому к моменту полного исчезновения покрытия с обтекаемой поверхности в зоне турбулентного пограничного слоя, тонкий слой покрытия еще сохраняется на поверхности в зоне ламинарного пограничного слоя. Линия раздела между участками с исчезнувшим и сохранившимся покрытием показывает местоположение перехода.
В данной статье этот метод применен для визуализации перехода при сверхзвуковых скоростях. В качестве сублимирующегося вещества использовался аценофтен, который растворялся в хлороформе. Полученный раствор при помощи краскораспылителя наносился на поверхность модели и образовывал тонкое покрытие белого цвета.
Эксперименты проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО АН СССР с размерами рабочей части 200X200 мм при числах М=2; 4 и
единичных числах Рейнольдса Не4 от 10 до 40-106 м-1. В качестве модели использовался изготовленный из эбонита конус с углом при вершине 10° и длиной 335 мм. Модель выставлялась в центре рабочей части аэродинамической трубы под нулевым углом атаки. Наблюдение за сублимацией покрытия проводилось через окно в стенке рабочей части аэродинамической трубы. Эксперимент продолжался до тех пор, пока1 не образовывалась определяющая переход линия раздела. Продолжительность эксперимента составляла от 5 до 20 минут в зависимости от толщины покрытия. Затем проводилось фотографирование модели и измерение расстояния от носика модели до линии перехода.
На рис. 1 в качестве примера приведена полученная фотография. Здесь 1 — линия, ограничивающая зону нанесения покрытия; 2 — линия перехода; I — зона с испарившимся покрытием; II — зона с сохранившимся покрытием (М=4, Яе1 = = 10,9-10е м-1).
Искривление линии перехода произошло, по-видимому, из-за неравномерности покрытия, так как оно наносилось непосредственно в рабочей части аэродинамической трубы только на лицевую поверхность модели.
Результаты экспериментов представлены на рис. 2 и 3. Светлыми точками нанесены данные, полученные трубкой полного напора в работе [6] на модели стального
Рис. 1
КеЮ'6
3,5
2,5
Ю
20
<*>
_1_
30 Яе,-10 ,м
Рис. 2
8 — «Ученые записки» №6
99
конуса с углом при вершине 10° в аналогичных условиях проведения экспериментов, темными точками — результаты данной работы. Числа Рейнольдса перехода определялись как Re* = ReiXn, где хв — продольная координата местоположения перехода. Нужно отметить следующий недостаток используемого метода: он позволяет получить только некоторое промежуточное между соответствующими началу и концу перехода значение числа Рейнольдса перехода. Этим обусловлено, по-видимому, занижение полученных чисел Рейнольдса перехода по сравнению с данными пневмометрических измерений.
Разный характер зависимостей Re* от Rei для М=2 и 4 обусловлен, как показано в [6], особенностями спектрального состава возмущений в рабочей части аэродинамической трубы Т-325.
Следует заметить, что время получения картин визуализации методом сублимирующихся покрытий можно существенно сократить, если наносить очень тонкий слой вещества. Однако в этом случае фотографирование полученных картин визуализации произвести трудно из-за малой контрастности и измерить местоположение линии перехода можно только непосредственно на модели. Для большинства исследований таких измерений бывает достаточно.
Таким образом, проведенные в данной работе эксперименты показывают, что метод определения местоположения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный с помощью сублимирующихся покрытий может быть применен в сверхзвуковых течениях.
ЛИТЕРАТУРА
1. Коважный Л. С. Измерения характеристик турбулентности.— В кн.: Физические измерения в газовой динамике и при горении.—
М.: Изд. иностр. лит-ры, 1957.
2. Potter J. L., Whitfield J. D. Effects of slight nose bluntness and roughness on boundary-layer transition in supersonic flows. — J. Fluid Mech., 1962, vol. 12, part. 4.
3. Боровой В. Я., Колочинский Ю. Ю., Яковлева Л. В. Исследование влияния единичного числа Рейнольдса на переход пограничного слоя на остром конусе. — Изв. АН СССР, МЖГ, 1982, № 4.
4. М a i n-S m i t h J. D. Chemical solids as diffusible coating films for visual indications of boundary-layer transition in air and watter.—ARC Rept'. and Mem., 1950, N 2755.
5. P r e s t о n J. H., S w e e t i n g iN. E. Experiments on the measurement of transition position by chemical methods.—ARS Rept. and Mem., 1945,
N 2014.
6. M а с л о в А. А., Ш e в e л ь к о в С. Г. Особенности перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на конусе.— Изв. АН СССР,
МЖГ, 1985, № 6.
Рукопись поступила 22/VII 1986 г.
