Исследование продольных вихревых возмущений и их вторичной неустойчивости, возбужденных элементом шероховатости на передней кромке скользящего крыла

Размещено на http://www.allbest.ru/

Исследование продольных вихревых возмущений и их вторичной неустойчивости, возбужденных элементом шероховатости на передней кромке скользящего крыла

С.Н. Толкачев, В.Н. Горев, В.В. Козлов

Институт Теоретической и Прикладной Механики СО РАН

им. С.А. Христиановича, ул. Институтская 4/1, Новосибирск 630090

В настоящее время ведущие производители самолетов ведут борьбу за проценты снижения сопротивления воздуха. Одним из способов достижения этой цели является ламинаризация несущих поверхностей, что ставит задачу исследования устойчивости течения на стреловидном крыле, модельным приближением которого является скользящее крыло.

Особенности сценария ламинарно-турбулентного перехода на скользящем крыле определяются несовпадением направления скорости набегающего потока и градиента давления. Пограничный слой приобретает трехмерную структуру, в которой можно выделить продольную и трансверсальную составляющие скорости. Точка перегиба профиля продольной составляющей скорости появляется в области неблагоприятного градиента давления. Однако на трансверсальной составляющей профиля скорости точка перегиба появляется в области благоприятного градиента давления, что приводит к появлению возмущений неустойчивости поперечного течения, из которых выделяется стационарная мода, модифицирующая среднее течение [1] и создающие благоприятные условия для развития вторичной неустойчивости [2, 3].

Эксперимент проводился в малотурбулентной аэродинамической трубы Т-324 Института Теоретической и Прикладной Механики с рабочей частью 100010004000 мм. Скорость набегающего по тока контролировалась насадком Пито-Прандтля. Уровень турбулентности свободного потока не превышал 0.03%. Температура воздуха составляла 293°K.

Освещение рабочей части осуществлялось двумя галогеновыми лампами мощностью 100 Вт каждая. Лампы были установлены таким образом, чтобы не создать бликов на картине визуализации и не повлиять на картину течения.

Для исследований на передней кромке была изготовлена модель скользящего крыла из органического стекла толщиной 5 мм. Угол скольжения ? = 45°, хордаch = 400 mmс возможностью плавного изменения угла атаки (Рис.1.). Для упрощения термоанемометрических измерений был выбран простой профиль, образованный цилиндром радиусом r = 40 mm и двумя плоскостями. Для предотвращения отрывав области максимальной толщины был использован массив турбулизаторов. Возмущения, развивавшиеся на стенках рабочей части отсекались концевыми пластинами.

Рис.1. Экспериментальная установка для исследования развития стационарной моды неустойчивости поперечного течения и вторичных возмущений

крыло сопротивление воздух неустойчивость

Для исследований использовалась цилиндрическая шероховатость высотой и радиусом 0.8 мм. Скорость набегающего потока лежала в интервале U = 8.1 - 14.6м/с. Угол атаки модели был установлен = -7.8°. Для возбуждения вторичных возмущений использовался громкоговоритель, установленный в диффузоре аэродинамической трубы.

В работе показано, что элемент шероховатости создает пару противовращающихся вихрей на передней кромке скользящего крыла. При движении вдоль по потоку один из них достаточно быстро затухает.

Результаты эксперимента показывают, что амплитуда стационарного вихря растет с увеличением скорости, размера шероховатости и с приближением к положению максимальной восприимчивости, которая отличается от положения линии растекания (Рис.2., Рис.3.), где толщина пограничного слоя минимальна.

Рис.2. Картины визуализации, иллюстрирующие местоположение максимальной восприимчивости к шероховатости для разных скоростей набегающего потока: а) U = 9.2 м/с; б) U = 11.8 м/с;в) U = 14.6 м/с.

Рис.3. Расположение элемента шероховатости на модели крыла и распределение энергетической величины для стационарного возмущения и интеграла от пульсаций скорости для вторичных возмущений от местоположения элемента шероховатости

Если амплитуда стационарного возмущения достаточно большая, в области между дефектом и превышением скорости возникают вторичные возмущения. Они легко возбуждаются акустическим полем, что приводит к появлению дополнительных продольных структур (Рис.4.).

Рис.4. Картины визуализации, иллюстрирующие влияние акустического поля на стационарную структуру потока при скорости набегающего потокаU = 10.4 м/с: а) без акустического поля; б) с наложением акустического поля частотой f = 1500 Гц.

Термоанемометрические измерения показали, что сценарий развития вторичной неустойчивости зависит от скорости набегающего потока. При умеренных скоростях набегающего потока сначала происходит рост амплитуды пакета вторичных возмущений, после чего начинает заполняться низкочастотная составляющая спектра и происходит ламинарно-турбулентный переход. При увеличении скорости пакет вторичных возмущений успевает достичь амплитуды, достаточной для возникновения кратных гармоник. После этого происходит заполнение низкочастотной составляющей спектра и переход к турбулентному режиму течения.

Списоклитературы

1. Orszag S.A., Patera A.T. Secondary instability of wall-bounded shear flows // J. Fluid Mech. - 1983. - Vol. 128. - P. 347 - 385.

2. Kohama Y. Some expectation on the mechanism of cross-flow instability in a swept-wing flow // Acta Mech. - 1987. - Vol. 66. - P. 21 - 38

3. Kozlov V.V., LevchenkoV.Ya., Sova V.A., Shcherbakov V.A. Acoustic field effect on laminar turbulent transition on a swept wing in the favourable pressure gradient region// Fluid Dynamics, Vol.38, № 6, 2003, P.868-877

Размещено на Allbest.ru