АТМОСФЕРНАЯ И АЭРОАКУСТИКА
532.526
ОСНОВНЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ ВЛИЯНИЯ СКОСА ПОТОКА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОЛЕЙ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ ПЕРЕД ПРЯМЫМ И ЗА ОБРАТНЫМ УСТУПОМ © 2014 г. В. Н. Бибко, А. Ю. Голубев
Научно-исследовательский Московский комплекс ЦА1И 105005 Москва, ул. Радио 17 E-mail: alexeygolubev@yandex.ru Поступила в редакцию 09.02.2014 г.
Проведены экспериментальные исследования влияния скоса потока на характеристики полей пульсаций давления перед прямым и за обратным уступами. Показано, что при наличии скоса потока эти поля обладают существенной неоднородностью и трехмерностью. Показано, что поле пульсаций давления характеризуется наименьшим масштабом неоднородности по линии, ортогональной кромке уступа; наибольшей степенью коррелированности и наличием конвективных свойств поля в направлении, коллинеарном направлению потока. Влияние скоса потока на масштаб неоднородности и нормированный взаимный спектр полей пульсаций давления перед прямым и за обратным уступом проявляется в меньшей степени, чем на спектральную плотность. Предложено уточнение эмпирической модели полей пульсаций давления перед прямым и за обратным уступами с учетом трехмерности полей.
Ключевые слова: пульсации давления, прямой уступ, обратный уступ, скос потока, спектральная плотность.
DOI: 10.7868/S0320791914050037
АКУСТИЧЕСКИЙ ЖУРНАЛ, 2014, том 60, № 5, с. 483-491
УДК
1. ВВЕДЕНИЕ
Аэродинамические пульсации давления звукового диапазона частот на обтекаемой поверхности являются основными источниками шума в салоне современного скоростного пассажирского самолета. Речь идет о пристенных пульсациях давления безградиентного и градиентного турбулентных пограничных слоев на гладкой поверхности, пульсациях давления от потока над прямыми и обратными уступами, а также пульсациях давления в области взаимодействия скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем.
Достоверность методов прогноза шума внутри самолета от этих источников и разработка эффективных способов его снижения существенным образом определяются объемом и достоверностью информации об основных вероятностных характеристиках этих случайных по пространству и времени полей пульсаций давления на внешней обтекаемой поверхности.
На поверхности летательного аппарата практически всегда имеются зоны, характеризующиеся мелкомасштабной геометрической неоднородностью. В качестве примера таких зон можно привести нестыковки обшивок фюзеляжа, обе-
чайки самолетных окон и т.д. Прямые и обратные уступы на поверхности фюзеляжа самолета, связанные с нюансами производства, в условиях полета порождают локальные поля пульсаций давления, интенсивность которых в звуковом диапазоне частот может существенно (в сто и более раз) превысить интенсивность турбулентных пульсаций давления на гладкой поверхности. Это приводит к тому, что шум в салоне и кабине экипажа современного скоростного самолета, который, по существу, определяется источниками, связанными с обтеканием его внешней поверхности, может заметно усилиться из-за наличия на ней уступов.
Повышение спектральной плотности пульсаций давления перед прямыми и за обратными уступами отмечалось еще в 1986 г. Фараби и Каса-релла [1]. В этой работе авторы привели результаты экспериментальных исследований полей пульсаций давления перед прямым и за обратным уступом, высота которого составляла 42% от толщины пограничного слоя. Авторами отмечался низкочастотный характер спектра пульсаций давления перед прямым уступом, а также существенное повышение спектральных уровней на низких и высоких частотах за обратным уступом. Кроме того, отмечалась повышенная степень коррели-
рованности полей пульсаций давления за обратным уступом.
Подробное параметрическое изучение полей пульсаций давления перед прямым и за обратным уступами малой безразмерной высоты представлено в работах [2], [3]. В качестве параметров подобия были выбраны безразмерная (относительно толщины вытеснения пограничного слоя) высота уступа, число Маха, число Рейнольдса, расстояние от точки наблюдения до точки максимума интенсивности перед прямым и за обратным уступом. На основе применения теории подобия была предложена модель неоднородных полей пульсаций давления перед прямыми и за обратными уступами малой высоты.
Модель, предложенная в работах [2] и [3], базировалась на гипотезе двумерности поля пульсаций давления, формирующегося перед прямым и за обратным уступами. На поверхности летательного аппарата могут формироваться и трехмерные неоднородные поля пульсаций давления. Их появление может быть, в частности, обусловлено наличием значительных скосов потока в носовой зоне фюзеляжа, расположением выступов под углом в горизонтальной плоскости относительно направления потока в силу конструктивных особенностей локальных зон фюзеляжа и др.
Экспериментальных исследований полей пульсаций давления в окрестности уступов, расположенных со скосом относительно набегающего потока, практически не проводилось. К числу немногих следует отнести работу [4], в которой проведен численный расчет обтекания прямого уступа высотой в 13% от невозмущенного пограничного слоя, располагающегося под различными углами скоса.
Целью настоящей работы являлось изучение влияния угла скоса потока а (угол между направлением потока и линией в горизонтальной плоскости, ортогональной кромке выступа) на структуру полей пульсаций давления перед прямым и за обратным уступами.
2. МЕТОДИКА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Экспериментальные исследования проводились на малошумной аэродинамической установке, представляющей собой канал прямоугольного поперечного сечения 22 х 221 мм и длиной около 3 м. Канал изготовлен из слоев фанеры толщиной 47 мм. Одна из его широких стенок имеет проем, в который можно монтировать жесткую плиту с приемниками пульсаций давления. Плита с при-
емниками пульсаций давления устанавливается строго заподлицо с гладкой внутренней стенкой канала. Внутренние поверхности рабочей части установки и входного коллектора были полированы. В коллекторе осуществлялся плавный переход от кругового сечения к прямоугольному при отношении площадей (степени поджатия потока) около 12.
Установка обеспечивается системой питания воздухом от двух центробежных вентиляторов Ц4-70, общая полезная мощность которых составляет 500 Вт. Это позволяет развивать скорость потока в канале до 39 м/с. Была предусмотрена возможность разновременного включения этих вентиляторов, а также осуществление дополнительной регулировки скорости потока посредством плавного дросселирования воздуха на входе одного из вентиляторов. Таким образом, обеспечивается полный диапазон изменения скоростей от 7 до 39 м/с. Наибольшее статическое давление, создаваемое при разрежении, составляло 880 Па.
В эксперименте использовалась линейка из приемников пульсаций давления, в качестве которых были выбраны миниатюрные датчики фирмы ENDEVCO 8514-10, диаметр чувствительного элемента которых составлял 1.63 мм. Датчики устанавливались строго заподлицо с обтекаемой поверхностью. В измерениях использовались десять приемников пульсаций давления. Девять датчиков были установлены в единой обойме и разнесены друг от друга на 3 мм. Десятый датчик располагался на расстоянии 6 мм от девятого датчика.
Сигналы с первых восьми датчиков поступали на входной усилитель платы АЦП-1. Сигналы с восьмого по десятый датчик поступали на входной усилитель платы АЦП-2. В эксперименте использовались две платы АЦП фирмы National Instruments. Регистрация экспериментальных данных осуществлялась с частотой оцифровки 60000 значений в секунду, фильтр низких частот был установлен на частоте 25 кГц. Последующий спектральный и корреляционный анализ осуществлялся в частотном диапазоне от 0 до 20000 Гц. С помощью специально разработанного программного обеспечения определялись как узкополосные, так и 1/3-октав-ные спектральные уровни, а также узкополосные действительная и мнимая части взаимного спектра, с последующим их осреднением в третьок-тавных полосах частот.
Для экспериментальных исследований была изготовлена модель выступа из алюминиевого сплава. Высота выступа составляла 1.8 мм, его ширина — 25 мм (в направлении потока при угле скоса 0°), а длина — 125 мм. Модель выступа на-
клеивалась на поворотный диск, что позволяло определять пульсации давления при различных углах скоса потока (при одном и том же положении линейки приемников относительно выступа) в процессе одного измерения.
3. КРИТЕРИИ ПОДОБИЯ И ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ
При анализе экспериментальных данных пульсаций давления перед прямым и за обратным уступами на основе теории подобия выбирается система параметров, с помощью которых обычно описываются состояние среды и свойства течений без теплообмена [2]. Такими параметрами являются: плотность р, коэффициент кинематической вязкости и, газовая постоянная R, удельная теплоемкость газа cv, скорость свободного потока U, температура торможения T0 и толщина вытеснения пограничного слоя 8* непосредственно перед областью взаимодействия турбулентного пограничного слоя с прямым и обратным уступами. Система параметров включает также высоту уступа h, продольную координату х и угловую частоту ю, характеризующие соответственно геометрию, пространственную неоднородность поля пульсаций давления в области взаимодействия и нестационарный характер движения. Теория размерностей позволяет представить спектральную плотность Ф(ю) как функцию пяти параметров подобия:
Ф (tf)U = F (M,Re, Н/ 5*, x/h ,Sh), q h
где q — скоростной напор. Безразмерная спектральная плотность представляется функцией
числа Струхаля Sh = , зависящей как от параметров от числа Маха M, числа Рейнольдса Re, h/8*, х/h. Таким образом, в фиксированных сечениях области воздействия х/h = const спектры пульсаций давления имеют такие же условия подобия, что и осредненные характеристики при обтекании уступов: M = const, Re = const, h/8* = = const.
В работах [2], [3] для произвольных точек наблюдения (xb x2) и (xj, x2) было предложено следующее мультипликативное представление спектра пространственных корреляций пристенных пульсаций давления пе
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.