МЕТОД ВИЗУАЛИЗАЦИИ ДОЗВУКОВЫХ ТЕЧЕНИЙ И ЕГО

УЧЕНЫЕ
ЗАПИСКИ
///
т о ом
ЦАГИ
.мб
1972
удк 533.6Щ1'о82.5
МЕТОД ВИЗУАЛИЗАЦИИ ДОЗВУКОВЫХ ТЕЧЕНИЙ И ЕГО
ПРИМЕНЕНИЕ К ИССЛЕДОВАНИЮ ОБТЕКАНИЯ ПРОФИЛЕЙ
В. М. Божков, В. М. Захарченко,
А. С. МОЗОЛЬf<.ов,
А. д. Хонькин
Отработана методика визуализации дозвуковых течений при по­
мощи местного измеНеНИЯ температуры поверхности модели. Прове­
дено экспериментальное исследование обтекания модели крыла пря­
моугольной формы В плане с остроносым профилем (хорда b=140 .м.м)
в диапазоне скоростей от 1 до 40 .м/се/С и углов атаки от О до
25°.
±
1.
кания
Существующие оптические приборы позволяют наблюдать процесс обте­
тел в широком диапазоне скоростей набегающего потока. Исключение
составляет область от метров до десятков метров в секунду, плохо поддающаяся
визуализация
скоростях.
ные,
как
из-за
Для
отсутствия
заметных
градиентов
решения этой задачи применяются
правило,
на отражении
или
рассеянии
плотности
среды
при
таких
различные методы, основан­
света
малыми
твердыми
или
жидкими частицами, вводимыми в поток, либо на преломлении света вводимыми
в поток струйками жидкости [1]. В случае газов изменение плотности можно
получить путем изменения температуры. Известны работы [2-4], где для этой
цели
использовались,
например,
нагретые проволочки,
выполняющие
роль
источ­
ников тепловых струек и расположенные в непосредственной близости от моде1!еЙ. В работах по экспериментальному изучению свободной и вынужденной
конвекции
визуализация
достигалась
равномерным
нагреванием
самих
исследуе­
мых объектов [5J. Однако перечисленные методы обладают рядом недостатков,
связанных либо с возмущениями, вносимыми в поток, либо с наличием концевых
эффектов [6]. В работе [6] было показано, что можно визуализировать обтека­
ние тел при помощи местного изменения температуры их поверхностей. В этом
случае наблюдается
плоская картина течения в сечении, в котором
линейный элемент, вызывающий И:iменение температуры.
сывается методика такой визуализации обтекания.
расположен
В данной статье опи­
Методика отрабатывалась в дозвуковой аэродинамической трубе замкнутого
типа. Исследовался 10%-ный симметричный профиль крыла прямоугольной формы
в плане с острой передней кромкой (Ь
150 .м.м, l
200 .м.м). Подогревателем
=
служила
нагреваемая
электрическим
током
=
никелевая
проволочка
диаметром
.м.м, размещенная от носка до задней кромки вдоль хорды заподлицо
с верхней поверхностью модели на керамической прослойке. Необходимая от­
0,2
делка поверхности достигалась использованием термостойкого клея.
В некоторых случаях для увеличения теплосъема подогревателем может
служить металлическая лента или тонкий слой металла, напыляемый на поверх­
ность. для раздеЛЬНОrо изучения различных областей
течения такие подогрева­
тели могут быть выполнены в виде нескольких секций, нагреваемых независимо
друг
72
от
друга.
Для наблюдения обтекания модели использовался теневой прибор ИАБ-451
совместно с фотографирующей аппаратурой (фотоаппарат .зоркий" и скоростная
киносъемочная камера .Пентазет·~ Время экспозиции зависело от типа освети­
теля, частота скоростной киносъемки равнялась 3000 кадрам в секунду. Источ­
никами света служили лампа накаливания мощностью 50 вт, ртутная лампа
ДРШ-250 и оптический квантовый генератор ЛГ-36А, работающий в одномодо­
вом
режиме.
Чувствительность экспериментальной установки определял ась юстировкой,
мощностью выделяемой на подогревателе, 8. также типом применяемого источ­
ника света. От правильности юстировки элементов установки зависит качество
получаемого изображения. Например, при наклонении светового пучка к верхней
плоскости крыла возникает дифракция света и на фотоснимке появляется яркая
полоса, параллельная этой поверхности [7].
При заданной скорости
потока мощность,
выделяемая
подогревателем,:
должна быть достаточной для нагрева жидкости до температуры, вызывающеи
появление неоднородностей, заметных в теневом приборе. Такие неоднородности
возникают при перепадах температур около 10-200, что позволяет получать
фотоснимки с контрастностью
теля
незначительно
характер течения
10% [8J.
отличалась
от
ВО всех случаях температура подогрева­
температуры
газа
в
потоке
и
не
влияла
на
[9, 10].
Максимальная возможная чувствительность теневого прибора зависит от
выбора используемого источника света. Обыкновенные источники света дают
конечную ширину изображения щели, что затрудняет определение положения
линий равных углов отклонения вследствие размытия границы переход а свет­
тень. Уменьшение размеров щели при соответствующем увеличении мощности
источника приводит к появлению заметной дифракционной картины, искажающей
изображение и снижающей чувствительность. Применение в качестве осветителя
лазера с фокусирующей системой устраняет эффект дифракции и позволяет по­
лучить
практически
точечный источник света с размерами, определяемыми
качеством оптики фокусирующей системы. Так, при использовании круглой диаф­
рагмы диаметром 0,01 .,и.,и сфокусированное излучение лазера полностью поме­
щалось внутри диафрагмы, что позволяло обходиться без диафрагмы вообще.
2. Основной целью испытаний ЯВЛilлась отработка методики визуализации.
В задачу входило изучение влияния интенсивности нагрева на картину визуали­
зации, определение диапазона скоростей, в котором получается ка чественное
изображение обтекания исследуемого тела,
качественное и количественное
изучение обтекания исследуемого крыла. для исследования была выбрана область
малых чисел Рейнольдса, вычисленных по хорде крыла и лежащих в пределах
от 1·104 до 1·105. Скорость потока изменялась от 1 до 40 .,и/се" нри изменении угла
атаки крыла от О до
± 250.
Сравнение снимков картины обтекания при нагреве верхней (углы атаки
от О до 250) и нижней поверхностей (углы атаки от О до --250) показало, что
конвективные
токи
не
влияют
на
наблюдаемую
картину
уже
при
скоростях,
больших 1 .,и/се", что согласуется с результатами работы [1]. Качественного из­
менения обтекания при изменении мощности (в испытанном диапазоне), выделя­
емой подогревателем, при постоянных значениях угла атаки и скорости на­
бегающего
потока не наблюдалось. Так,
при
увеличении тока нагревателя
в
2
и
раза снимки установившегося течения были практически
4
одинаковыми.
Были получены теневые снимки обтекания крыла при различных углах атаки.
Съемка велась при выдержках 0,001 сек с использованием ножа в плоскости
изображения. Как показывает анализ фотографий, качество наблюдаемой кар­
тины
ухудшалось
при
увеличении
потоком. В этом случае требуется
скорости
шающую способность снимков можно повысить
ников
и
света
с
короткими
из-за
интенсивного
увеличить мощность
длительностями
уноса
тепла
подогревателя, а разре­
применением импульсных источ­
импульса
порядка
микросекунд
меньше.
3.
Качественное
снимков
и
проследить
следе
изучение
материалов
характер
течений проводилось посредством анализа фото­
скоростной
течения
и
киносъемки.
процесс
его
По
этим
установления
материалам
на
удалось
поверхности
и
в
крыла.
При
нулевом
угле
атаки и всех
значениях
скорости набегающего потока
;00 происходит ламинарное обтекание модели. По мере увеличения ';00 толщина
ламинарного пограничного слоя уменьшается, а в следе, который вблизи задней
кромки является ламинарным, возникают пульсации, приводящие к его турбули­
зации. По фотоснимкам была проведена оценка толщины ламинарного погранич-
ного слоя на расстоянии х = 78% от носка модели при скоростях набегающего
73
потока от
1
до
12
м/сек. Экспериментальные и расчетные значения, вычисленные
по формуле о:::::: 5х Re;I/2 [11 ]*, сравниваются на фиг. 1.
При а =
50
вблизи передней
кромки возникает зона
местного отрыва лами­
нарного пограничного слоя (пузырек) при скоростях набегающего потока не ме­
нее 2,5 м/се/(. Размер и форма пузырька неустойчивы во времени, и можно'
наблюдать движение газа внутри него. Появление местного отрыва сопровож­
дается
перестройкой течения. После
пульсации
малой
прилипания в пограничном слое возникают
частоты с большой
амплитудой, соразмерной с толщиной по­
граничного слоя, и наблюдается переход ламинарного пограничного слоя в тур-
булентный (фиг. 2). При ~oo = 6,5 M/cel' и более пограничный слой сразу за пу­
зырьком становится турбулентным
(фиг.
3).
J[м~мJ-:::---Т------~----Т----Т------"'"
I
/-J70иеm[11J
I
f---j----4
!I
I
о
~ t----1г------!
'----.,-----,------
Е t-----\--J---j
~@"
о .7IfСl7еримент
----:1~
~
----г---Т-:
I
I
I
'
4~--------~--_+---------+_-4
Неа: 'ltГ'"
и
Фиг.
Таким образом, на исследуемом участке остроносого
профиля
прямоуголь­
ного крыла под небольшим углом атаки переход ламинарного пограничного
слоя в турбулентный не связан непосредственно с потерей устойчивости лами­
нарного течения, а обусловлен возмущениями конечной амплитуды, которые
создаются пузырьком, играющим роль турбулизатора.
При а = 10· и скоростях до 40 м/сек наблюдается развитый отрыв потока
с передней кромки модели, который прилипает к поверхности на большом у да­
лении от носка (фиг. 4). (Для анализа таких течений использовались материалы
скоростной киносъемки.) В месте прилипания потока хп возникают движущиеся
в противоположные стороны
вихревые течения:
к носку перед
точкой прилипа­
ния и к задней кромке за этой точкой. Вихри, бегущие к носку, не достигают
его, так как вблизи носка имеется местный вихрь типа пузырька, описанного
выше. При дальнейшем увеличении угла атаки такая структура течения сохра­
няется и практически не зависит от скорости, но угол отрыва ~, отсчитываемый
*
в работе
[11)
принималось,
что на внешней
границе пограничного слоя
скорость отличается от ее значения в потенциальном потоке на
74
1%.
Фиг.
2
Фиг.
Фиг.
3
оТlI
4
и
=.l/lM/a
-.r
MU~
/1111
Фиг.
5
Фиг.
6
от вектора скорости набегающего потока, и скорость v вихрей, движущихся от
точки прилипания в противоположных направлениях, увеличиваются (фиг. 5).
Кроме того, с увеличением а точка прилипания Х П перемещается вниз по потоку
(фиг. 6) и при а:::: 200 достигает задней кромки. Как только точка прилипания
покидает крыло, вблизи задней кромки модели в потоке образуется интенсивный
вихрь,
который
поддерживает обратные
вихревые течения на
поверхности
модели. Концевой вихрь неустойчив и временами сносится потоком. В целом
картина обтекания модели при углах атаки свыше 100 нестационарна, и экспери­
ментальные точки, приведенные на фиг. 5 и 6, получены при помощи усреднения
данных скоростной киносъемки.
ЛИТЕРАТУРА
П э н к хер с т Р., Х о л Д е р д. Техника эксперимента в аэро­
динамических трубах. М., Изд. иностр. лит., 1955.
1.
2. Т о w n е n d Н. С. Н. Оп rendering alr f10w visjbIe Ьу means of
hot wires. А. R. С. Reports and Memoranda, No 1349, 1930.
3. Т о w n е п d Н. С. Н. Но! wire апd spark shadowgraphs of the
airf10w throgh ап airscrew. А. R. С. Rероrtsапd Memorallda, No 1434,1931.
4. Т о w n е n d Н. С. Н. Abstract of а filт il\ustratillg the theory of
flight. А. R. С. Reports and Memoranda, No 1767, 1937.
5. Л о й ц я н с к и й Л. Г. Ламинарный пограничный слой. М.,
Физматгиз, 1962.
6. Б о ж к о в В. М., Х о н ь К И Н А. д. О визуализации течения
в пограничном слое несжимаемой жидкости .• Ученые записки ЦАГИ·,
т. Ш, М 6, 1972.
7. Х о л Д е р д., Н о р т Р. Теневые методы в аэродинамике.
Библиотека сборника .Механика". М., .Мир", 1966.
8. Васильев Л. А. Теневые методы. М., .Наука", 1968.
9. L i е р m а 11 n Н. W. апd F i 1а О. Н. Iпvеstigаtiоп of effects of
surface temperature and single roughness e1ements оп boundary-1ayer
transilion. NACA Report, No 890, 1947.
10. Н а u р t m а n n Е. О. The inf1uence of temperature dependent
viscosity оп 1aminar boundary-Iayer stability. Intern. J. of Неа! and Mass
Transfer, vo1. 11, No 6, 1968.
11. Ш л и х т и н г Г. Теория пограничного слоя. М., Изд. иностр.
лит., 1956.
Рукопись поступила
10jIl[ 1972
г.