Визуальное Исследование картины течения в области пересечения аэродинамических поверхностей Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м VII 197 6

№ 5

УДК 532.526.3.011.7

ВИЗУАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ КАРТИНЫ ТЕЧЕНИЯ В ОБЛАСТИ ПЕРЕСЕЧЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ

ПОВЕРХНОСТЕЙ

А. Г. Ереза, Е. X. Орловская

Представлены результаты экспериментального исследования при околозвуковых скоростях и больших числах Рейнольдса особенностей течения в пограничном слое в области пересечения аэродинамических поверхностей. Полученные картины течения позволяют сделать вывод о сильной чувствительности течения в пограничном слое при неблагоприятном градиенте давления к условиям сопряжения и возможному протоку воздуха в стыке поверхностей.

Для выяснения особенностей течения в зоне сочленения крыла с фюзеляжем необходимо исследовать взаимодействие пограничных слоев, развивающихся на двух взаимно пересекающихся поверхностях. Многочисленные теоретические и экспериментальные исследования [1—3] для простейшего случая течения в зоне сочленения плоских поверхностей выявили сложность такого течения. Важной его особенностью является появление вторичных течений, которые заметным образом деформируют профили скоростей пограничного слоя вблизи линии пересечения поверхностей. Теоретическое рассмотрение задачи о взаимодействии турбулентных пограничных слоев на пересекающихся поверхностях с учетом сжимаемости и градиента давления в настоящее время представляется затруднительным. В связи с этим эксперимент является одним из доступных способов исследования этого вопроса.

Статья посвящена экспериментальному исследованию при околозвуковых скоростях физической картины течения с неблагоприятным градиентом давления в зоне сочленения аэродинамических поверхностей.

Испытания проводились в аэродинамической трубе с размерами рабочей части прямоугольной формы 0,15X0,15 м. Исследование проводилось на стыке, образованном моделью полупрофиля с боковой стенкой рабочей части аэродинамической трубы (фиг. 1). Модель полупрофиля устанавливалась на нижней стенке рабочей части трубы. Благодаря такому расположению модели на исследу-

емых поверхностях удалось получить течения при больших числах Рейнольдса (Ие = 13-106).

По ранее проведенным измерениям профилей скорости в пограничном слое на боковой стенке трубы была определена условная толщина пограничного слоя 80 перед моделью (расстояние от стенки, на котором скорость отличается от скорости невозмущенного потока на 1%). В исследованном диапазоне чисел М — 0,6-н0,9 она составила величину 80^9-нЮ мм.

Модель полупрофиля представляла собой сегмент окружности радиусом /? = 0,195 м и хордой 6 = 0,15 м. В рабочей части трубы, где осуществлялся эксперимент, имелся технологический зазор между боковой стенкой и нижней панелью Д = 1 мм (Д/'80=^0,1), который в зоне сочленения модели полупрофиля с боковой стенкой оставался, образуя продольную щель на линии пересечения аэродинамических поверхностей и соединяя рабочую часть с камерой давления. Это обстоятельство позволило в процессе испытаний изменять условия сочленения. Были рассмотрены следующие варианты сочленения полупрофиля со стенкой рабочей части трубы:

1) щель в стыке полностью устранялась (Д —0); радиус сопряжения поверхностей /?, =;2 мм (/?]/50 ^0,2);

2) щель в стыке полностью устранялась (Д = 0); радиус сопряжения поверхностей /?2= 10 мм (/?2/80^ 1);

3) щель не устранялась (Д/80^0,1);

4) щель устранялась снизу под панелью по всей длине рабочей части аэродинамической трубы с сохранением протока в стыке (Д/80~0).

Визуализация течения на модели и стенке трубы проводилась методами масляной пленки и размываемых масляных точек.

Для оценки влияния интерференции пограничных слоев в стыке по сравнению с течением в плоском случае была использована визуализация течения в срединной части полупрофиля с помощью съемного экрана, представляющего собой пластину с острой кромкой. Экран крепился к верхней перфорированной панели парал-

Фиг. 2

лельно боковым стенкам аэродинамической трубы. Нижний край экрана располагался выше контура полупрофиля. Зазор между экраном и контуром полупрофиля составлял Н = 6 мм.

Результаты эксперимента для первого варианта сочленения показаны на фиг. 2, на которой представлена фотография картины течения для числа М набегающего потока Мы —0,9. В этом случае на модели полупрофиля, как показали исследования [4], имеется развитая сверхзвуковая зона, замыкающаяся скачком уплотнения. Число Рейнольдса, подсчитанное по характерному размеру от критического сечения сопла до задней кромки модели полупрофиля, составляет при этом Иех= 13,5- 10е. Можно видеть, что при данных условиях плавного сочленения аэродинамических поверхностей явления, связанные с интерференцией пограничных слоев в стыке, проявляются довольно слабо.

На фиг, 2 отчетливо видна линия отрыва пограничного слоя из-под скачка уплотнения, почти вплотную доходящая до боковой вертикальной стенки аэродинамической трубы. Линия отрыва лишь незначительно изгибается у линии пересечения поверхностей.

'• ■ Это подтверждает и сопоставление картины течения в стыке, полученной на боковой вертикальной стенке аэродинамической трубы, с картиной течения в срединной части полупрофиля, полученной на пластине-экране (фиг. 3). При х/Ь = 1 (у задней кромки профиля) вертикальный размер области отрыва у=у/Ь составил на боковой стенке величину 0,095 и на пластине-экране — 0,105.

Из приведенных результатов можно сделать вывод о том, что при плавном сочленении модели полупрофиля со стенкой трубы радиусом, размер которого примерно в пять раз меньше толщины пограничного слоя, удается существенно ослабить явление интерференции пограничных слоев в стыке.

Представляет несомненный интерес вопрос о влиянии относительного радиуса сопряжения аэродинамических поверхностей (/? = — И/§о) на характер течения в стыке. На фиг. 4 представлена фотография картины течения в стыке для второго варианта сочленения. В этом случае картина течения качественно близка к картине течения при чг 0,2, но отличается от нее масштабом зоны

Фиг. 4

отрывного течения в стыке. Если, например, сравнить относительные вертикальные размеры проекции вихревого следа на боковой стенке аэродинамической трубы в районе задней кромки полупрофиля при х/Ь = 1 для случая ^^0,2 и то при сопряжении

поверхностей радиусом /?,^г:0,2 величина следа в полтора раза меньше, чем при радиусе сопряжения Таким образом, кар-

тина отрывного течения в области стыка существенно зависит от радиуса сопряжения аэродинамических поверхностей.

I В современных компоновках летательных аппаратов имеет место наличие незначительных щелей в стыке аэродинамических поверхностей, в частности на поворотных стабилизаторах самолетов. Поэтому представляет определенный интерес вопрос о течении в

стыке, если имеются незначительные щели на линии пересечения аэродинамических поверхностей.

В этом случае может иметь место как частичный проток воздуха вдоль хорды модели, так и перетекание воздуха из камеры давления. Результаты эксперимента при этих условиях течения (третий вариант сочленения) показаны на фиг. 5. Видно, что картина течения в стыке заметным образом изменилась по сравнению со случаем, когда щель устранялась и аэродинамические поверхности плавно сопрягались радиусом Я1^0,2. Наличие протока воздуха в стыке привело к появлению двух характерных зон отрывных течений: зоны отрыва из-под скачка уплотнения и зоны вихревого отрыва непосредственно в стыке. Отрыв пограничного слоя в стыке начинается на расстоянии от передней кромки полупрофиля х/Ь^ 0,55 и распространяется вниз по потоку в виде вихревого жгута. За начало отрыва пограничного слоя в стыке принималось начало области, в которой предельные линии тока резко отклоняются от линии пересечения поверхностей. Такое отклонение предельных линий тока характерно для взаимодействия турбулентных пограничных слоев [1].

Если сравнить относительные вертикальные размеры вихревого следа, полученные на боковой стенке аэродинамической трубы и на пластине-экране в срединной части полупрофиля при х/Ь^1, то можно видеть, что размер следа на стенке трубы в 2,5 раза больше, чем на пластине-экране.

Можно отметить также, что линия отрыва пограничного слоя из-под скачка уплотнения не доходит до боковой стенки аэродинамической трубы на величину г — г/Ь = 0,1. В то же время в предыдущих случаях сочленения при отсутствии протока воздуха в стыке линия отрыва из-под скачка уплотнения вплотную доходила до боковой стенки трубы.

В результате взаимодействия двух видов отрывного течения в стыке в районе задней кромки модели образуется концевой вихрь, аналогичный концевому вихрю, возникающему при обтекании модели полупрофиля конечного удлинения.

В последнем варианте сочленения аэродинамических поверхностей исключалось влияние перетекания воздуха из камеры давления. Это достигалось ликвидацией щели под нижней панелью в камере давления. Результаты эксперимента в этом случае показали, что перетекание воздуха из камеры давления практически не влияет на характер течения в стыке, а описанный выше эффект усиления взаимной интерференции пограничных слоев в стыке связан только с наличием протока воздуха вдоль линии пересечения аэродинамических поверхностей.

ЛИТЕРАТУРА

1. Zamir С., Jang A. D. Experimental investigation of the boundary layer in streamwise corner. The Aeronautical Quarterly, vol. 21, pt. 4, 1970.

2. Qhia K. N. Streamwise flow along an unbounded corner. AIAA Paper N 74-559.

3. Воротников П. П. Турбулентный пограничный слой вблизи линии пересечения двух плоскостей. Труды ЦАГИ, вып. 1553, 1973.

4. Гадецкий В. М, Серебрийский Я. М., Фомин В. М. Исследование влияния генераторов вихрей на отрыв турбулентного пограничного слоя. .Ученые записки ЦАГИ*, т. 3, № 4, 1972.

Рукопись поступила 22jXll 1975 г.