в)
влияние 0ДН0Г0| ребра
Рис.
5.5. Визуализация и топология течения
при естественном обтекании и локальном
воздействии.
1/3 ' 1/3 • 1/3 Г) влияние двух ребер
В данном случае механизм локального воздействия на структуру обтекания при срыве потока основан на том, что выступы мешают перетеканию в поперечном направлении (рис. 5.6). Отличие влияния конусов и ребер лишь в том, что конус, выступая из области срыва, создает турбулентный след, который мешает поперечному перетеканию, а ребра, в свою очередь, не выступая из области срыва, непосредственно мешают поперечному перетеканию. А так как крупномасштабные вихри обладают восприимчивостью к внешним возмущениям, то структура обтекания крыла существенно меняется и поток может полностью присоединиться. Необходимо также отметить, что выступы устанавливаются внутри области срыва.
конус
Рис.
5.6. Схема локального воздействия с
помощью
выступов.
5.3. Развитие возмущений в отрывном течении до и после локального воздействия.
Для более подробного изучения структуры обтекания в режиме при угле атаки а = 20° и скорости набегающего потока и«, — 19 м/с были проведены дополнительные исследования. Это тот случай когда эффект от локального воздействия максимален. Визуализация этого режима представлена выше (рис. 5.2 и рис. 5.3). В данных измерениях в качестве локального воздействия использовался только конический выступ.
Термоанемометрические измерения, выполненные вдоль хорды модели на 1/4 по размаху крыла (рис. 5.7, а), дали результаты, подтверждающие отрыв потока без локального воздействия и присоединенное течение при локальном воздействии. Профили средней скорости течения без локального воздействия, начиная с точки х/Ь=0,05, имеют отрывную форму (здесь х/Ь - продольная координата, отнесенная к хорде модели). В режиме обтекания с локальным воздействием профили средней скорости имеют форму, показывающую, что от передней до задней кромки модели крыла течение присоединенное.
Была получена кривая нарастания пульсаций вдоль хорды крыла при обоих режимах обтекания. Изменение уровня возмущений вдоль линии равной средней скорости, составляющей 0,5 от скорости набегающего потока, что соответствует максимуму амплитуды пульсаций (рис. 5.7, б). При обоих режимах обтекания наблюдается пики амплитуды пульсаций, при ламинарно-турбулентном переходе, примерно в одной и той же области х/Ь=0,08-0,1 над моделью крыла. Частотные спектры пульсаций, см. ниже, подтверждают наличие ламинарно-турбулентного перехода. При срывном обтекании модели после завершения перехода уровень пульсаций уменьшается и далее снова начинает нарастать вниз по потоку. Максимальная амплитуда пульсаций в конце отрывной зоны превышает соответствующую величину, достигаемую при ламинарно-турбулентно
мхЛ1=0.05
х/Ъ=0
09
х/Ъ=0.18
хЛ1=0.27
хЛ1=0.44
120
120
120
120
120
100
100
100
100
1С0
80
80
80
80
£0
60
60
СО
ьи
40
40
40
40
20
20
20
20
I »
г
' ' О
О 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30 0 10 20 30
и, м/с
3
Л'
О
О
.
и'/ио, %
5
I I I I I I 1 I
0 01 02 03 04 05 ОБ 07 0В
х/Ь
б) кривые нарастания пульсаций.
Рис. 5.7. Средняя скорость и амплитуда пульсаций, о - течение без локального воздействия, • - течение с локальным воздействием
.
переходе. В режиме обтекания с локальным воздействием после завершения перехода уровень пульсаций уменьшается вниз по потоку. Следует отметить, что в присоединенном режиме обтекания пик амплитуды пульсаций приходится над областью отрывного пузыря, существование которого было подтверждено визуализацией и измерениями статического давления на поверхности модели крыла — «полочка» на графике при х/Тг=0,1 (рис. 5.8). Эти измерения показали существенную разницу между уровнем разрежения над верхней поверхностью крыла потока при двух режимах обтекания.
Данный метод воздействия изменяет обтекание крыла и, возможно, позволит улучшить его аэродинамические характеристики. Таким образом, найден новый способ управления обтеканием. Применение этого метода для повышения несущих свойств крыла будет целью дальнейших исследований.
О 0,1
0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9
х/Ь
Рис. 5.8. Распределение статического давления на верхней поверхности
крыла.
По частотному составу пульсации при разных режимах обтекания различны (рис. 5.9, а и б). Переход от ламинарного к турбулентному течению происходит через развитие пакета волн неустойчивости, что наблюдается как в срывном режиме в области х/Ь=0,053-0,066 (частота волны 3,2 кГц), так и в присоединенном течении при х/Ь=0,067-0,075 (частота волны 8 кГц). Следует отметить появление и развитие субгармоники в обоих случаях, т.е. наблюдается субгармонический режим ламинарно-турбулентного перехода. При смещении вниз по потоку (до х/Ь=0,8) максимальная амплитуда
пульсаций в частотном спектре смещается в область низких частот, как при
/
срыве, так и при присоединенном течении.Au(f)
x/h=0.800
x/h=0.440 x/h=0.110 x/h=0.089 x/h=0.075
0.4
03
x/h=0.066
^ч^^Л'^^ x/h=0.058
\ x/h=0.053
0.2
0.1
V x/h=0.044
8 10 12 14 16 18
f, кГц
а) режим естественного обтекания
.
x/h=0.800
x/h=0.092
x/h=0.075
0.5
04
0.
3
0.2
x/h=0.070
V
0.1
x/h=0.057
_i i . i 1 1
6 10 12 14 16 18
f, кГц
б) течение с локальным воздействием.
Рис. 5.9. Частотный состав пульсаций в пограничном слое вдоль хорды
крыла
.
5.4. Выводы к главе V.
Представлены результаты экспериментальных исследований обтекания модели прямого крыла, установленной под постоянным углом атаки, в режиме обтекания, при котором на поверхности крыла возникает срыв потока вблизи передней кромки или, при локальном воздействии, присоединенное течение с ламинарно-турбулентным переходом вблизи передней кромки крыла.
Установлено, что точечное локальное воздействие внутри области срыва позволяет преобразовать течение из срывного в присоединенное.
Получены данные визуализации и термоанемометрические измерения скорости и амплитуды пульсаций в обоих вариантах обтекания.
Найдено, что в результате искусственного присоединения значительно изменяется частота волны, развивающейся при переходе. Таким образом показано, что эта частота зависит не от частотного состава пульсаций в набегающем потоке, а от параметров пограничного слоя на поверхности крыла. Показано, что в обоих случаях развивается субгармоника основной волны, и её амплитуда становится больше амплитуды основной волны.
Обнаружен эффект увеличения амплитуды пульсаций вдоль хорды в срывном течении после ламинарно-турбулентного перехода за счет роста низко-частотных колебаний.