ПРИКЛАДНАЯ МАТЕМАТИКА И МЕХАНИКА
Том 78. Вып. 2, 2014
УДК 532.526.3
© 2014 г. В.А. Лебига
О ПЕРЕХОДЕ К ТУРБУЛЕНТНОМУ ТЕЧЕНИЮ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
Рассматривается переход к турбулентному течению в пограничном слое при сверхзвуковых скоростях, изучение которого было начато в ИТПМ СО АН СССР по инициативе В.В. Струминского. Показано, что комплексные исследования по этой проблеме, в том числе по устойчивости ламинарного пограничного слоя и структуре возмущений в рабочей части аэродинамической трубы при сверхзвуковых скоростях потока, дали возможность установить закономерности перехода к турбулентному течению в пограничном слое плоской пластины и показать определяющее влияние спектрального состава внешних возмущений потока и притупления передней кромки модели, что позволило определить роль единичного числа Рейнольдса.
В публикациях по проблеме перехода к турбулентному течению в пограничном слое при сверхзвуковых скоростях потока, появившихся во второй половине прошлого столетия, приводилось много данных, в том числе и противоречивых, о влиянии различных параметров на положение переходной зоны на моделях. Особенно обсуждалось необъяснимое влияние размерного параметра — единичного числа Рейнольдса — на положение переходной зоны, обнаруженное как в аэродинамических трубах, так и в условиях свободного полета моделей [1—3].
После накопления информации о переходе к турбулентному течению на разных моделях в аэродинамических трубах были установлены некоторые общие черты, с одной стороны, и существенные различия данных, с другой стороны, полученных при близких или аналогичных условиях.
Прежде всего, было установлено, что число Рейнольдса, соответствующее переходу к турбулентному течению в пограничном слое на поверхности модели в сверхзвуковых аэродинамических трубах, определенное по продольной координате, отсчитываемой от передней кромки модели, не универсально в каждой из труб и зависит от единичного числа Рейнольдса. При этом с ростом единичного числа Рейнольдса число Рейнольдса, соответствующее переходу к турбулентному течению в пограничном слое, монотонно увеличивается. Попытки найти некоторую величину с размерностью длины, связанную с размером аэродинамической трубы, чтобы обезразмерить единичное число Рейнольдса, оказались безуспешными.
Из многочисленных экспериментов следовало, что числа Рейнольдса, соответствующие переходу к турбулентному течению, измеренные на подобных моделях, в разных аэродинамических трубах, могут существенно варьироваться, причем в аэродинамических трубах большего размера эти числа Рейнольдса всегда больше. В результате было сделано предположение об определяющей роли фоновых возмущений потока, так как было обнаружено, что интенсивность пульсаций давления в рабочих частях сверхзвуковых аэродинамических труб уменьшается с ростом единичного числа Рейнольдса и с увеличением размера рабочей части, и был предложен ряд соответствующих корреляций. Различие в спектральном составе возмущений не принималось во внимание.
Однако зависимость от единичного числа Рейнольдса была обнаружена в баллистических трассах в спокойной окружающей среде [3]. Но и в этом случае число Рейнольдса, соответствующее переходу к турбулентному течению, также растет с ростом единичного числа Рейнольдса, что было объяснено возможным воздействием возмущений от вибраций, передающихся по дозвуковой части пограничного слоя от донной области модели вверх по потоку.
Таким образом, на основании экспериментальных данных был сделан вывод об определяющей роли интенсивности пульсаций в зависимости числа Рейнольдса, соответствующего переходу к турбулентному течению, от единичного числа Рейнольдса. Следствием этого было появление ряда эмпирических корреляционных зависимостей, прямо или косвенно устанавливающих связь между значениями числа Рейнольдса, соответствующего переходу к турбулентному течению, и интенсивностью пульсаций в рабочих частях аэродинамических труб [4—6].
Механизм, связывающий возмущения потока и пульсации в пограничном слое и последующее их нарастание, может быть установлен с помощью теории восприимчивости и устойчивости ламинарного пограничного слоя.
Явление перехода к турбулентному течению в пограничном слое привлекло внимание В.В. Струминского, по инициативе и под руководством которого были начаты экспериментальные и теоретические исследования в руководимом им Институте теоретической и прикладной механики (ИТПМ) СО АН СССР [4—8].
1. Исследования по переходу к турбулентному течению в пограничном слое в ИТПМ.
Экспериментальное оборудование и методики измерений. Эксперименты, описанные в данной работе, проводились в высокоскоростной аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ с рабочей частью 0.2 х 0.2 м2, разработанной по инициативе В.В. Струминско-го как малотурбулентная для исследования устойчивости ламинарного пограничного слоя и перехода при сверхзвуковых скоростях. Сменные сопловые вставки рассчитаны на числа Маха M от 1.5 до 4.0 с шагом 0.5. Чтобы обеспечить низкий уровень турбулентности в рабочей части, были предусмотрены: хонейкомб, до десяти детурбулизу-ющих сеток, система шумоглушения, гладкие поверхности сопла и боковых стенок, изготовленных без каких-либо стыков, большое поджатие потока (отношение площадей поперечного сечения форкамеры и рабочей части составляет около 20), наличие элементов конструкции, предотвращающих передачу вибраций от эжекторов, дросселей к рабочей части.
Для измерения пульсаций использовались разработанные в ИТПМ термоанемометры постоянного тока, обеспечивающие частотный диапазон 200 кГц для датчиков с нитью из золоченного вольфрама диаметром 6 мкм и длиной 1.2 мм. Для интерпретации результатов измерений применялись диаграммы пульсаций Коважного [9]. Во всем диапазоне измерений диаграммы были линейными, соответствующими акустической моде возмущений.
Измерения, связанные с переходом к турбулентному течению в пограничном слое, проводились на установленной под нулевым углом атаки плоской пластине длиной 0.35 м с притуплением передней кромки от 0.02 мм ("острая") до максимальной ~0.7 мм.
Эксперименты показали, что при острой передней кромке плоской пластины ламинарная часть пограничного слоя всегда очень короткая. Чаще всего переход к турбулентному режиму в пограничном слое начинается непосредственно около передней кромки, однако параметры пограничного слоя неоднородны по размаху. Было установлено, что обеспечить и контролировать форму и толщину передней кромки, ее однородность и состояние трудно, если толщина кромки менее 0.02 мм. К тому же измерения показали, что профили скорости в ламинарном пограничном слое на модели с
толщиной передней кромки ~0.02 мм хорошо согласуются с теоретическими профилями для острой плоской пластины.
Преждевременный локальный переход вызывается небольшими повреждениями передней кромки. В результате появляются так называемые турбулентные клинья, и турбулентный пограничный слой достигает своего полностью развитого состояния на разных расстояниях от передней кромки по размаху модели.
Поскольку передняя кромка играет значительную роль в развитии ламинарного пограничного слоя и переходных процессов, при подготовке экспериментов по переходу к турбулентному течению этому вопросу было уделено особое внимание. Как правило, встречаются три формы передней кромки модели в экспериментах при высоких скоростях потока: острые, закругленные и прямые. В случае закругленной кромки ее толщина определяется как Ь = 2г. Однако на практике трудно обеспечить достаточно точную форму закругления, особенно для малых значений г. Даже малые отклонения формы закругления могут оказывать большое влияние, поскольку форма определяет градиент давления в непосредственной близости от переднего края и, таким образом, развитие ламинарного пограничного слоя. Преимущества прямой кромки — простота изготовления, надежность контроля ее толщины и формы по размаху модели, поэтому такая форма кромки была использована для моделей плоских пластин в экспериментах, выполненных в ИТПМ. Форма и размер передней кромки проверялись под микроскопом по отпечатку, полученному с помощью небольших тонких пластин свинца, вдавливаемых в переднюю кромку в нескольких точках по размаху.
При выборе метода измерения положения переходной зоны в пограничном слое предпочтение было отдано измерению распределения давления с помощью трубки Пито, перемещаемой вдоль поверхности пластины при постоянном давлении торможения набегающего потока, т.е. при постоянном единичном числе Рейнольдса. Другие инструментальные методы, в большинстве своем, менее информативны, не позволяют определять с достаточной точностью начало и конец переходной зоны. Панорамные методы дают, как правило, качественную картину. Следует отметить, что в зависимости от метода определения переходной зоны результаты могут существенно различаться [10]. Для измерения в пограничном слое модели в аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ были использованы пристеночные трубки Пито размером от 0.17 до 0.18 мм. Из-за влияния размера трубки Пито на измеренное значение координаты начала переходной зоны, результаты, приведенные ниже, как правило, получены по результатам измерения координаты конца переходной зоны, на которую размер насадка практически не оказывает влияние.
Результаты измерения характеристик пульсаций в рабочей части аэродинамической трубы Т-325. Информация об уровне возмущений потока в рабочих частях высокоскоростных аэродинамических труб в большинстве случаев была получена по измерениям пульсаций давления на стенках рабочих частей, где эти пульсации оказывают значительное влияние на результаты измерений. Однако реальные пульсации в ядре потока могут отличаться от пульсаций на стенках. Поэтому все измерения пульсаций были проведены термоанемометром в зоне расположения модели пластины на оси рабочей части [11].
В результате измерений не было получено типичного снижения зависимости уровня пульсаций с ростом единичного числа Рейнольдса Яе1, см. фиг. 1, где показана зависимость интенсивности пульсаций давления {p) от Яе1 при разных числах Маха
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.