На защиту выносятся 4 страница

Рис. 4.1. Вихревая структура при срывном режиме обтекания.

Рис. 4.2. Структура обтекания при локальном воздействии воздуха (отверстие по оси симметрии).

симметрии крыла за линией отрыва. Так, к примеру, если подавать воздух через отверстие диаметром 0,5 мм, расположенное по оси симметрии крыла при х = 22 мм, то обтекание крыла координально меняется. Поток полностью становится присоединенным (рис. 4.2.). Направление потока - сверху вниз. Скорость набегающего потока в данном случае составляла и*, = 7,1 м/с, угол атаки - а = 21°.

Исследования влияния геометрических размеров точки вдува, не изменяя её местоположения, показали, что локального вдув приводит также к присоединению потока. К примеру, если изменить геометрические размеры отверстия диаметра с! = 0,5 мм до размеров щели (длина а = 6 мм, ширина Ь = 0,5 мм), то локальное воздействие воздуха приведет, аналогично описанному выше, к присоединению потока (рис. 4.3). Скорость набегающего потока также составляла Ц» = 7,1 м/с, а угол атаки - а = 19°. Расстояние от передней кромки до щели - х = 22 мм. Направление потока - сверху вниз.

Что касается изменения местоположения щели на поверхности крыла, то результат исследований оказался, в какой-то степени, уникальным. Например, если установить локальный вдув в виде щели приблизительно на

и«

Рис. 4.3. Структура обтекания при локальном воздействии воздуха (щель по оси симметрии).

1/3 части размаха крыла, то обтекание крыла становится присоединенным- отрывным в соотношении приблизительно 50% на 50% по площади поверхности модели (рис. 4.4). Скорость набегающего потока также составляла И*, = 7,1 м/с, а угол атаки - а = 27°. Расстояние от передней кромки до щели - х = 22 мм. Длина щели - а = 19 мм, ширина - Ь = 0,5 мм.

В этих экспериментах также было зафиксировано распределение статического давления на верхней поверхности модели крыла по оси симметрии крыла (рис. 4.5). Измерения проводились при срывном режиме обтекания и при режиме с точечным локальным воздействием воздуха, который подавался через отверстие, расположенное при х — 22 мм и по оси симметрии. Как видно из полученных графиков, после устранения отрыва значительно изменяется распределение давления. В данном случае возникает зона пониженного давления, что приводит к значительному увеличению подъемной силы. Скорость набегающего потока составляла и*, = 7,1 м/с, угол атаки - а = 21°. Направление потока - сверху вниз.

щель вдува I

о -

о? К аз ев « <и н Ю о о о а: со а о р и я ч ю о

1 I

1 1 I

х

1/3

1/3

1/3

Рис. 4.4. Структура обтекания при локальном воздействии воздуха (щель на 1/3 части размаха крыла).

Рис. 4.5. Распределение статического давления при двух режимах

обтекания.

Таким образом, существует возможность управления обтеканием в срывных режимах с помощью локального вдува воздуха при определенных условиях. Устанавливая точку вдува в определенном месте можно добиться полного или частичного присоединения потока.

4.3. Эволюция развития вихревых структур с увеличением угла атаки до и после локального воздействия.

1,8

Вторая серия экспериментов была посвящена изучению возможности управления обтеканием с помощью локального вдува воздуха в диапазоне углов атаки от нуля градусов до критических углов атаки. Дело в том, что как уже упоминалось выше, при постепенном увеличении с нулевого значения угла атаки до критического возможно образование на верхней поверхности крыла локальных отрывных пузырей, дальнейшее их смещение по направлению к передней кромки и последующий турбулентный отрыв.

Опытные исследования проводились на модели умеренного удлинения № 2. Принципиальное отличие этой модели от модели № 1, которая была использована в экспериментах описанных выше, в том, что при критических углах атаки на верхней поверхности образуется пара крупномасштабных вихрей, которая занимает значительную площадь поверхности, простираясь почти от передней до задней кромки. Воздух подавался со скоростью в диапазоне 3-5 м/с.

Как и прогнозировалось исходя из теории и опубликованных работ, описанных выше, при нулевом угле атаки образовывался локально-отрывной пузырь, занимающий приблизительно 45-50% площади поверхности крыла (рис. 4.6, а). Скорость набегающего потока составляла 110,= 11,5 м/с и в дальнейшем не изменялась. И.е = 1, 37 * 10⁵. При воздействии локальным вдувом воздуха, точка которого располагалась по оси симметрии крыла при х = 6 мм и имела диаметр с! = 0,5 мм, структура отрывного пузыря нарушается. Отрывная зона уменьшается в размерах и занимает меньшую площадь на крыле, соответственно, тем самым увеличивается область присоединенного течения (рис. 4.6, б). Как и следовало ожидать, при постепенном увеличении угла атаки локальный отрывной пузырь начинает движение в сторону передней кромки, при этом, значительно не изменяясь в геометрических размерах (рис. 4.6, в, д, ё). Локальное воздействие при этих трех режимах обтекания позволило значительно уменьшить площадь отрывного пузыря (рис. 4.6, г, е, ж).

При угле атаки а = 12° было обнаружено, что на верхней поверхности крыла образовалась область отрыва турбулентного течения (рис. 4.6, з). При турбулентном отрыве не происходит повторного присоединения оторвавшегося потока к поверхности крыла и зона отрыва включает всю область течения от линии отрыва до задней кромки крыла. В свою очередь, локальный вдув уменьшил область отрыва более чем на 50% по площади (рис. 4.6, и).

- —■^т^а ни | щ

.г " ' ".-V. У'/ V,' - ¿-.у

а) угол атаки а = 0°. ¿стественное обтекание. б) угол атаки а = 0°'. Локальный вдув.

о

в) угол атаки а = 3°. Ёстественное обтекание. г) угол атаки а = 3°! Локальный вдув.

х

д) угол атаки а = 5°. ¿стественное обтекание. е) угол атаки а = 5°! Локальный вдув.

точка вдува

з) угол атаки а = 12°. Естественное обтекание. и) угол атаки а = 12°. Локальный вдув й) угол атаки а = 14°.'Естественное обтекание. к) угол атаки а = 14°. Локальный вдув. Рис. 4.6. Структура обтекания до и после локального воздействия.

В завершении данной серии экспериментов, был исследован более подробно ещё один режим обтекания, при котором наблюдается глобальный отрыв потока. Данный режим был найден на угле атаки а = 14°. На поверхности модели существует возвратное течение от задней кромки крыла к передней, пара крупномасштабных вихрей и растекание из центральной части к боковым кромкам (рис. 4.6, й). Если применить локальный вдув воздуха, то структура обтекания существенно меняется. В близи передней кромки образуется обширная локальная отрывная зона, имеющая форму «бабочки» (рис. 4.6, к). Внутри этой области образуется сложная вихревая структура. В близи задней кромки образуется отрыв турбулентного слоя. На остальной части крыла течение полностью присоединенное. Эти данные скорректированы, учитывая термоанемометрические измерения описанные ниже.

Для получения количественных данных о структуре потока при естественном и искусственном обтекании были проведены измерения с помощью методов термоанемометрии и пневмометрии.⁴

Первые измерения были проведены вдоль хорды на (при ъ = 0 мм) части модели по размаху крыла. На рис. 4.7 представлены профили средней скорости при двух режимах обтекания. Судя по полученным графикам, в случае срывного обтекания толщина зоны отрыва постепенно увеличивается над поверхностью крыла (рис. 4.7, а). С другой стороны, при режиме обтекания с локальным воздействием толщина пограничного слоя стала значительно меньше в размерах в сравнении со срывным режимом (рис. 4.7, б). Однако вблизи задней кромки, при х = 95 мм, происходит отрыв турбулентного пограничного слоя, что также было подтверждено данными, полученными с помощью визуализации (рис. 4.6, к).

Затем были получены профили скорости, измерения которой проходили вдоль хорды на (при ъ = 50 мм) части модели по размаху крыла. При естественном обтекании (срывном) толщина зоны отрыва постепенно

У	Е Е 25
/
р ч- с	15 10
5 10	15 0

/

Ё Еб-

Е Е в-

5Е ь'е ₆

Л

i

профили средней скорости при естественном обтекании.

а)

О

б) профили средней скорости при локальном воздействии. Рис. 4.7. Термоанемометрические измерения средней скорости в сечении по

ОХ при ъ = О мм. Угол атаки а = 14°.

увеличивается от передней до задней кромки и при х = 95 мм составляет приблизительно 25 мм (рис. 4.8, а). В случае вдува воздуха, данные, полученные с помощью термоанемометрических измерений, позволили скорректировать местоположение и геометрический размер отрывной зоны вблизи передней кромки. Это зона оказалась несколько больших размеров чем та зона, которую можно было наблюдать с помощью «саже-масляной» визуализацией (рис. 4.8, б). В диапазоне х = 10 мм до х = 55 мм простирается локально-отрывная область, за которой сразу течение присоединяется. Стоит отметить, что высота этой области не превышает 2 мм.

Помимо профилей скоростей, были получены распределения амплитуд пульсаций при естественном обтекании и при воздействии локального вдува.

В случае естественного обтекания, измерения проводились в двух сечениях вдоль ОЪ при х = 20 мм и х = 60 мм (рис. 4.9). Судя по графикам, существует три пика максимума амплитуды пульсаций. Принимая во внимание данные полученные с помощью визуализации, два пика приходятся, как раз, на зону фокусов вихрей. Что касается третьего максимума, то он расположен в области вблизи передней кромки по оси симметрии при х = 20 мм. Это говорит о том, что обтекание крыла имеет трехмерный характер.

При включенном локальном вдуве измерения проводились уже в трех сечениях вдоль ОЪ при х = 20 мм, 35 мм и 80 мм ввиду сложной структуры обтекания (рис. 4.10). Оказалось, что существует по одному максимуму пульсаций по оси симметрии в сечениях при х = 20 мм и х =35 мм (рис. 4.10). Это область локально-отрывной зоны. В сечении при х = 80 в области турбулентного отрыва, находящегося по оси симметрии крыла вблизи задней кромки виден также максимум амплитуды пульсаций. Стоит отметить и нарастание пульсаций у боковых кромок модели, что, скорее всего, связано с концевыми эффектами.

На основании данных измерения статического давления на поверхности крыла можно утверждать, что при естественном обтекании (срывном) область разрежения над верхней поверхностью крыла значительно меньше, чем при режиме обтекания с локальным воздействием (рис. 4.11). Измерения проводились вдоль хорды крыла по оси симметрии. Следовательно, при локальном воздействии подъемная сила должна быть больше чем при естественном обтекании.

х = 50мм

а) профили средней скорости при естественном обтекании.

Рис. 4.8. Термоанемометрические измерения средней скорости в сечении по ОХ при ъ = 50 мм. Угол атаки а = 14°.

б) профили средней скорости при локальном воздействии.

о

Рис. 4.9. Термоанемометрические измерения амплитуды пульсаций по ОЪ при естественном обтекании.

амплитуда пульсаций, % Ч'/и«амплитуда пульсаций, % и'/Ц

а 2 n

ю 12 и 1ь 16

амплитуда пульсаций, % и'/и_а

амплитуда пульсаций, % и'/и„

амплитуда пульсаций, % и'/и_а Рис. 4.10. Термоанемометрические измерения амплитуды пульсаций по ОЪ при локальном воздействии воздуха.

- срывной режим обтекания

- присоединенное течение

0,8 1

0,2

0,4

0,6

х/Ь, мм

Рис. 4.11. Распределение статического давления при двух режимах

обтекания.

4.4. Выводы к главе IV.

Исследование отрывного обтекания крыльев представляет собой частную, хотя и весьма важную в практическом отношении задачу аэродинамики. Проблема отрыва потока как таковая значительно шире и включает изучение течений, возникающих в самых различных условиях. Уже получены свидетельства того, что сложный пространственный характер течения является неотъемлемым свойством областей отрыва, появляющихся и в других обстоятельствах: за острыми кромками обтекаемых тел, в окрестности уступов и выступов поверхности, на телах вращения и т.д. Дальнейшее изучение пространственных структур, чувствительных к изменению условий обтекания и слабым внешним воздействиям, - перспективное направление исследований, позволяющих получить более точные по сравнению с существующими представлениями о фундаментальных свойствах отрывных течений.

Механизм локального воздействия на структуру обтекания при срыве потока основан на том, что струя воздуха выходит из области срыва, создавая турбулентный след, который в свою очередь мешает течению в поперечном направлении. А так как крупномасштабные вихри обладают восприимчивостью к внешним возмущениям, то структура обтекания крыла существенно меняется и поток может полностью присоединиться. Необходимо отметить, что точка локального вдува воздуха находится внутри области срыва.

1. Проведены экспериментальные исследования обтекания модели крыла малого удлинения, установленной на критических углах атаки, в которых изучалась возможность управления обтеканием с помощью локального вдува воздуха. Получены картины течения на поверхности крыла и количественные данные о поле потока над крылом.

2. Найдено, что при срыве потока на крыле возникает пара крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла. Показано, что вдув через одно отверстие, расположенное между этими вихрями вблизи линии поперечного растекания потока, позволяет устранить срыв, и значительно увеличить несущие свойства крыла.

3. Проведены экспериментальные исследования обтекания модели крыла умеренного удлинения, установленной в диапазоне углов атаки от нулевых до критических, в которых изучались возможности управления обтеканием с помощью локального вдува воздуха. Было установлено, что точечное воздействие локального вдува на модели крыла может влиять на срыв потока, значительно уменьшая область отрыва, и тем самым может быть применено для управления обтеканием.

4. С помощью термоанемометрических измерений получены количественные данные о структуре потока и развитии возмущений в течении до и после воздействия. Показано, что вдув приводит к исчезновению большой по высоте области отрыва над крылом при критических углах атаки. Получены данные об уровне возмущений в поперечном направлении (по OZ), показывающие, что есть наличие дискретных зон с высоким уровнем возмущений.

5. Получены данные о распределении статического давления, показывающие, что в результате воздействия возрастают несущие свойства крыла.

Глава V. ПРЕОБРАЗОВАНИЕ СТРУКТУРЫ ОТРЫВНОГО ТЕЧЕНИЯ С

ПОМОЩЬЮ ВЫСТУПОВ.

Данная глава посвящена экспериментальному исследованию обтекания 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. Изучались возможности управления срывом с помощью точечного выступа, установлено внутри области отрыва. Принципиальная возможность такого метода управления обтеканием описана в патентах [123-124]. Впервые проведены сравнительные исследования развития возмущений при срыве и в присоединенном течении на одной модели крыла при одних и тех же скорости потока и угле атаки.

Результаты проведенных экспериментов, описанных в данной главе, были опубликованы в работе [125].

5.1. Условия проведения эксперимента.

Эксперименты были проведены в дозвуковой аэродинамической трубе Т-324 на модели крыла малого удлинения № 5. Модель помещалась в рабочую часть и жестко закреплялась с помощью специального кронштейна к нижней поверхности рабочей части. Крепления крыла, кронштейн имели удобообтекаемый профиль и на поток существенного влияния не оказывали. Крыло устанавливалось под критическим углом атаки а = 20°, при котором происходит отрыв ламинарного пограничного слоя вблизи передней кромки крыла (срыв потока). Этот угол атаки в ходе эксперимента не менялся, угол скольжения -(3 = 0°. Скорость набегающего потока составляла и_ю =19 м/с. Число Рейнольдса по хорде Яе =2,8 * 10⁵. В качестве источника локального воздействия использовались выступы конической формы и ребра, изготовленные из пластилина. Диаметр конуса составлял 6 мм, высота 18 мм. Высота ребра была 5 мм, длина - 30 мм. Данные о характере обтекания до и после воздействия получены с помощью метода поверхностной визуализации, термоанемометрического и пневмометрического метода измерений. Объектом исследований была структура течения как внутри области отрыва, так и при режиме обтекания с локальным воздействием.

5.2. Влияние выступов на вихревую структуру.

Известно, что помимо прочих факторов, обтекание крыла также зависит и от его формы. В описанных выше результатах экспериментов о возможности управления с помощью локального воздействия (вдува воздуха) использовались модели крыльев, на которых в срывном режиме обтекания (глобальный отрыв) возникала пара крупномасштабных вихрей и зона возвратного течения между ними (рис. 5.1). Если рассмотреть размеры, которые имеет эта зона и вихри по размаху крыла, то можно с определенной точностью утверждать, что они сопоставимы. Отличие крыла, используемого в данной серии экспериментов по управлению срывным обтеканием, заключается в том, что при таком режиме на нем образуется обширная зона возвратного течения, значительно превышающая размеры вихрей по размаху крыла (рис. 5.2). Необычная структура срывного обтекания на этом крыле и послужило причиной выбора данной модели для исследований возможности управления с помощью нового метода локального воздействия (выступов).

Полученные данные с помощью визуализации позволили утверждать, что в носовой части крыла возникает отрыв ламинарного потока без последующего присоединения обратно к поверхности крыла (глобальный отрыв). В области отрыва на поверхности крыла формируются два вихря, вращающиеся в противоположные стороны, между которыми существует возвратное течение от задней кромки крыла к передней с последующим изменением направления движения вдоль линии растекания направо и налево к фокусам вихрей (рис. 5.2). В передней части модели существует застойная зона, расположенная между линией отрыва потока у передней кромки модели

100%

21% 21% 16% 21% 21% И-------- ►

100%

Рис. 5.1. Соотношение размеров вихрей и зоны возвратного течения по

размаху крыла.

и уже упомянутой линией растекания. Следует отметить, что у боковых кромок модели существует перетекание потока с нижней на верхнюю поверхность крыла. След этого перетекания виден с внешней стороны от каждого вихря, между этим вихрем и боковой кромкой модели.

Затем был установлен вблизи передней кромки источник локального воздействия - конус, изготовленный из пластилина (рис. 5.3). Следует уточнить, что выступ находился внутри области отрыва. Картина течения кардинально изменилась. За выступом образуется турбулентный след, внутри которого существует присоединенное течение. Вблизи передней кромки формируется отрывной пузырь, за которым также на большей части крыла

16% 7%

100%

Рис. 5.2. Визуализация и топология течения при естественном

и,

застойная зона

обтекании крыла.

и,

мм —►

20 мм

226 мм

Рис. 5.3. Визуализация и топология течения при локальном воздействии конического выступа.

существует присоединенное течение. Около задней кромки появляются две относительно небольшие по размерам вихревые структуры. Конус находился при х =20 мм и при z — 155 мм (рис. 5.3).

В отличие от конуса два ребра, установленные вблизи передней кромки, позволили полностью присоединить поток (рис. 5.4). Длина ребер

Рис. 5.4. Визуализация и топология течения при локальном воздействии выступов в виде ребер.

составляла 30 мм, высота — 3 мм. Ребра находились на 1/3 и на 2/3 части по размаху крыла, расстояние до передней кромки было х = 3 мм. Вблизи передней кромки образовались три локально-отрывных пузыря, разграниченные двумя рёбрами. На остальной части крыла поток полностью был присоединенным.

Нужно отметить, что не при всех срывных режимах удавалось присоединить поток с помощью выступов. Так, к примеру, если незначительно увеличить угол атаки до а = 22°, а скорость набегающего потока уменьшить до Ц» =17 м/с, то результат от локального воздействия минимален (рис. 5.5). При естественно обтекании структура немного изменяется, а именно: линия растекания смещается вниз по потоку, то есть расстояние от неё до передней кромки становится больше; пара вихрей значительно уменьшается в размерах и также смещается в сторону задней кромки вниз по потоку (5.5, а). Установленный вблизи передней кромки по оси симметрии крыла конический выступ (высотой 18 мм и с основанием 5 мм при х = 8 мм) позволил уменьшить зону отрыва (рис. 5.5, б). Внутри этой области наблюдается возвратное течение и вихревая структура, расположенная сразу за выступом ниже по течению. Если установить ребро не вблизи передней кромки, а ниже по потоку при х = 60 мм, то эффект от воздействия отсутствует (рис. 5.5, в). Высота ребра составляла 6 мм, длина - 37 мм. Установка двух ребер вблизи передней кромки при х = 8 мм на 1/3 и 2/3 части размаха крыла также не дала результата (рис. 5.5, г).

в) влияние 0ДН0Г0| ребра

1/3 ' 1/3 • 1/3 г) влияние двух ребер

Рис. 5.5. Визуализация и топология течения при естественном обтекании и локальном воздействии.

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.

Дата добавления: 2015-05-08