Размещено на http://www.allbest.ru/

2

О ВОЗБУЖДЕНИИ И РАЗВИТИИ ИСКУССТВЕННЫХ ВОЗМУЩЕНИЙ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ СКОЛЬЗЯЩЕГО КРЫЛА С ШЕРОХОВАТОСТЯМИ ПРИ ЧИСЛАХ МАХА 2 И 2,5

А.В. Панина

им. С.А. Христиановича СО РАН 630090, Новосибирск

Экспериментальные исследования механизмов ламинарно-турбулентного перехода сверхзвукового пограничного слоя проводятся более пятидесяти лет [1-3]. В последнее время проблеме перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный уделяется все больше внимания. Для решения задачи ламинаризации необходимо детально выяснить механизм перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный [4]. Общепризнанной является связь перехода к турбулентности с устойчивостью исходного ламинарного течения. Считается, что понимание механизмов развития неустойчивых волн позволит создавать эффективные методы управления переходом. Поэтому результаты теории гидродинамической устойчивости, использующей волновой подход в описании возникновения турбулентности, и экспериментальные исследования развития контролируемых возмущений, особенно важны.

В [5, 6] изучалось влияние распределенной шероховатости поверхности на устойчивость и переход в сжимаемых пограничных слоях на моделях скользящего крыла. В этих работах показано, что периодическая шероховатость поверхности, расположенная вблизи передней кромки модели скользящего крыла, может, как стабилизировать течение, так и приблизить ламинарно-турбулентный переход к передней кромке. Отмечалось, что стабилизация трехмерного пограничного слоя была вызвана стабилизирующим воздействием распределенной шероховатости на стационарную моду неустойчивости вторичного течения.

Принципиальным ограничением ламинаризации течения в пограничном слое с помощью шероховатости поверхности является неустойчивость к волнам Толлмина-Шлихтинга [7]. Очевидно, что обнаружение стабилизирующего эффекта от шероховатости для этой моды может увеличить число Рейнольдса перехода при использовании данного способа управления течением [4]. Целью данной работы являлось исследовать влияние поперечной модуляции среднего течения на порождение и развитие волнового пакета в сверхзвуковом пограничном слое на тонком скользящем крыле. Работа продолжает серию экспериментов, опубликованных ранее в [8].

Постановка экспериментов. Исследования выполнялись в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН при числах Маха 2 и 2,5. Эксперименты проводились при единичном числе Рейнольдса Re1=5,1106 м-1 для числа Маха 2 и при единичном числе Рейнольдса Re1=5,2106 and 8.7106 м-1 для числа Маха 2,5 с целью получения одинакового числа Рейнольдса в первом случае и одинаковой величины статического давления во втором случае в сравнении с М=2. Для измерений средних и пульсационных характеристик потока использовался термоанемометр постоянного сопротивления (ТПС). Датчики термоанемометра изготавливались из вольфрамовой нити диаметром 10 мкм и длиной 1,6 мм. В работе использовалась модель скользящего крыла с острой передней кромкой и углом скольжения =45°. Источник искусственных возмущений был вмонтирован в модель. Контролируемые пульсации доставлялись в пограничный слой через отверстие диаметром 0,4 мм, и они возбуждались с помощью высокочастотного тлеющего разряда в камере. Измерения пульсаций были синхронизированы с тлеющим разрядом, который зажигался с основной частотой 20 кГц. Электрическая мощность источника контролируемых возмущений была одинаковой во всех экспериментах. Средние и пульсационные характеристики течения были получены после обработки данных, используя стандартную методику. Измерения в поперечном направлении были сделаны при фиксированном расстоянии от поверхности модели и при y/ const для каждого положения в максимуме пульсаций поперек пограничного слоя. Квадратные наклейки из скотча применялись для создания поперечной модуляции течения в пограничном слое. Размер наклеек был 3 мм 3 мм, и высота - 60 микрон. Положение наклеек на модели показано на рисунке 1,а.

Методика обработки данных. В экспериментах измерены осциллограммы пульсаций поперек пограничного слоя при x = 20, 30, 40 и 50 мм. Обработка полученных результатов состояла в определении частотно-волновых спектров контролируемых возмущений. Процедура оценки частотно-волновых спектров контролируемых возмущений соответствовала двумерному Фурье преобразованию по времени t и координате Z:

,

искусственный возмущение скользящий крыло

где ?t - шаг дискретизации по времени АЦП; ?zj - шаг дискретизации по поперечной координате; Т - длина реализации по времени; - мгновенная величина безразмерных пульсаций сигнала с выхода термоанемометра, Q - чувствительность к пульсациям массового расхода, n = 1 мм - масштаб длины для обезразмеривания волновых спектров.

Результаты. На рисунке 1,б представлено сравнение искажения среднего течения в следе за шероховатостями для различных чисел Маха. Получено, что при фиксированном статическом давлении шероховатости оказывают одинаковое влияние на среднее течение для М = 2,0 и 2,5. При уменьшении статического давления амплитуда искажения среднего течения уменьшается. На рисунке 2 приведено сравнение амплитудных волновых спектров по в' в начальном сечении для контролируемых возмущений основной частоты для различных чисел Маха. Обнаружено, что при фиксированной мощности источника возмущений амплитуда волнового пакета основной частоты в поперечно-модулированном пограничном слое на тонком скользящем крыле меньше, по сравнению со случаем гладкой поверхности крыла. Аналогичные результаты получены для субгармонического волнового поезда. Эволюция волнового поезда субгармонической и основной частоты происходит по-разному в пограничном слое на гладком крыле и на крыле с шероховатостями.

Выводы

Впервые экспериментально в одних и тех же условиях контролируемого эксперимента получены результаты по порождению и эволюции волнового поезда в пограничном слое тонкого скользящего крыла на модели с шероховатостями при числах Маха 2 и 2.5. Получено, что при числах Маха 2 и 2,5 присутствие шероховатостей существенно влияет на восприимчивость пограничного слоя к контролируемым возмущениям, а также на развитие волнового поезда вниз по потоку.

Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (грант № 13-01-00520, НШ - 2924.2014.1).

Список литературы

Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. - М.: Наука, 1969. - 744 с.

Гапонов С.А., Маслов А.А. Развитие возмущений в сжимаемых потоках. - Новосибирск: Наука, 1980. - 144 с.

Жигулев В.Н., Тумин А.М. Возникновение турбулентности. - Новосибирск: Наука, 1987. - 282 с.

А.Д. Косинов, Н.В. Семенов, В.М. Фомин. Об управлении переходом в сверхзвуковых пограничных слоях на скользящих крыльях // «Проблемы и достижения прикладной математики и механики»: к 70- летию академика В.М.Фомина: сб. науч. тр. - Новосибирск: Параллель, 2010. - С. 353-363.

Saric W.S., Reed H.L. Supersonic laminar flow control on swept wings using distributed roughness. AIAA Paper; N 2002-0147. 2002. 10 p.

Семёнов Н.В., Косинов А.Д. Метод управления ламинарно-турбулентным переходом сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле// Теплофизика и аэромеханика, 2007. Т.14. №3. С. 353-357.

А.Д. Косинов, Н.В. Семенов. Ламинарно-турбулентный переход на стреловидных крыльях и ламинаризация течения в сверхзвуковых пограничных слоях // «Аэродинамика и прочность конструкций летательных аппаратов» под ред. А.Н. Серьёзнова. - Новосибирск, 2005. - С. 85-92.

Kosinov A.D., Panina A.V., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Experiments on the wave train development in spanwise modulated 2D boundary layer at MACH 2 and 2.5 [Электронный ресурс]. // 14th European Turbulence Conference (ETC 14)(France, Lyon,1_4 Sept., 2013).: Abstracts (CD-ROM). -No.Paper 63. -S.l.:, 2013.

Размещено на Allbest.ru