Визуализация перехода в пограничном слое сублимирующимися покрытиями Текст научной статьи по специальности «Физика»

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ И А Г И___________

Том XVII 1986 №4

УДК 532.526.3

533.6.071.082 : 532.526

ВИЗУАЛИЗАЦИЯ ПЕРЕХОДА В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ СУБЛИМИРУЮЩИМИСЯ покрытиями

Б. Ю. Занин

Рассматривается метод визуализации сублимирующимися покрытиями положения перехода от ламинарного течения к турбулентному в пограничном слое. Приведены результаты визуализации перехода на крыле в полете и на модели в аэродинамической трубе. Показана возможность применения метода для визуализации различных типов течений.

Визуализация обтекания частей ЛА с помощью сублимирующихся покрытий является эффективным методом исследований в натурных условиях [1]. Достоинства данного метода заключаются в простоте использования, возможности быстрого получения информации о переходе не в одной точке, а на большой площади и возможности наблюдений после окончания полетов. В то же время весьма важным является вопрос о достоверности полученных результатов. Поэтому в данной работе проводится сравнение в летных и трубных условиях результатов визуализации и термоанемометриче-ских измерений.

Перед экспериментом исследуемая поверхность покрывается тонким слоем сублимирующегося вещества. Когда модель находится в потоке в аэродинамической трубе или летательный аппарат в полете, вещество покрытия постепенно испаряется. Скорость сублимации в турбулентном потоке выше, чем в ламинарном, из-за более интенсивного массопереноса [2]. Поэтому к моменту полного исчезновения покрытия с обтекаемой поверхности в области турбулентного пограничного слоя тонкий слой покрытия еще сохраняется на поверхности в области ламинарного пограничного слоя. Линия раздела между участками поверхности с исчезнувшим и с сохранившимся покрытием показывает местоположение перехода.

Эксперименты проводились с использованием двух сублимирующихся веществ — нафталина и дифенила, которые растворяются в ацетоне и затем через краскораспылитель наносятся на исследуемую поверхность, где образовывают тонкое покрытие белого цвета.

Исследования в натурных условиях выполнены на крыле чехословацкого планера «Бланик», а исследования в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 ИТПМ СО АН СССР — на модели этого крыла в масштабе 1:5. На рис. 1 показаны результаты визуализации перехода на модели в аэродинамической трубе при скорости потока 25 м/с и угле атаки 4°, измеренная термоанемометром кривая нарастания возмущений, профили средней скорости и и пульсаций скорости и' в пограничном слое и распределение статического давления. Задняя граница «белой» области (с сохранившимся покрытием) на поверхности модели находится в начале участка резкого увеличения возмущений в пограничном слое при переходе к турбулентности. Профили средней скорости в этой области соответствуют ламинарному течению. Если продолжить эксперимент, то передняя граница «белой» области будет двигаться вниз по потоку, а задняя граница, показывающая переход, останется неподвижной, что совпадает с данными работы [2].

и/иа

%

8

1—средняя скорость, 2—пульсационная составляющая, 3-— коэффициент статического давления Рис. 1. Переход на модели крыла в аэродинамической трубе Т-324

а—вид сбоку, б—вид сзади Рис. 2. Переход на крыле в натурных условиях

На рис. 2 приведены фотографии в двух ракурсах результата визуализации перехода в натурных условиях, т. е. в полете, на крыле планера. Заклепочные швы на крыле заклеены лентой толщиной 0,1 мм. Темные клиновидные полосы, пересекающие область ламинарного обтекания, образованы в результате турбулизации потока за отдельными частицами вещества покрытия по краям ленты. Область ламинарного обтекания в пограничном слое крыла при скорости полета 25 м/с составляет около 44% хорды (для профиля с хордой 1340 мм). Ранее в натурных исследованиях на этом планере выполнены термоанемометрические измерения [3], в которых зафиксирован переход к турбулентности примерно на 41% хорды, что свидетельствует о хорошем согласовании результатов, учитывая возможные небольшие различия в весе и угле атаки планера в этих полетах.

На модели крыла в аэродинамической трубе эксперименты по визуализации обтекания проведены на различных углах атаки. Обнаружено, что при угле атаки 8е (скорость набегающего потока 25 м/с) на верхней поверхности модели возникает нестационарный режим обтекания, характеризующийся отсутствием четкой границы перехода. Испарение покрытия происходит на отдельных участках неопределенной формы по всей поверхности модели. При дальнейшем увеличении угла атаки до 9°—10° обтекание опять стабилизируется, и на поверхности модели наблюдается картина течения, приведенная на рис. 3. В этом случае измеренные профили средней скорости имеют форму, близкую к турбулентной.

С помощью этого метода также исследована картина течения за точечным выступом высотой 3 мм на поверхности модели, рис. 4. За выступом происходит турбу-лизация потока в области, имеющей на поверхности модели форму клина, причем угол раскрытия этого клина на некотором удалении от выступа увеличивается. Наблюдаемое расширение турбулентного следа соответствует результатам термоанемометри-ческих измерений [4] и происходит в области положительного градиента давления.

1—средняя скорость, 2—пульсационная составляющая, <3—коэффициент статического давления

Рис. 3. Обтекание модели крыла при большом угле атаки в аэродинамической трубе Т-324

Рис. 4. Обтекание выступа на модели крыла в аэродинамической трубе Т-324

Таким образом, исследования положения перехода на крыле в полете методом сублимирующихся покрытий дают, результаты, согласующиеся с данными термоанемо-метрических измерений. Эксперименты в1 аэродинамической трубе подтверждают этот вывод и показывают, что метод может использоваться для визуализации различных течений.

ЛИТЕРАТУРА

1. Holmes В. J., О bar а С. J. Observations and implications of natural laminar flow on practical airplane surfaces. — J. of Aircraft, 1983, vol. 20, N 12. .(Русский перевод: Хелмс Б. Дж., Обара К. Дж. Результаты исследований естественного ламинарного обтекания на аэродинамических поверхностях самолетов и их практическое значение). — Аэрокосмическая техника, 1984, т. 2, № 10.

2. М a i n Smith J. D. Chemical solids as diffusible coating films for visual indications of boundary layer transition in air and water. —• A. R. C„ vol. Ill, 1950, R &M N 2755.

3. 3 а н и н Б. Ю., Козлов В. В. Натурные исследования структуры пограничного слоя. — Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. XIV, № 6.

4. Гилев В. М., Довгаль А. В., Козлов В. В. Развитие волнового пакета в пограничном слое с градиентом давления. — Новосибирск, ИТПМ СО АН СССР, 1984, препринт № 6—84.

Рукопись поступила 3/1V 1985 г.