МЕХАНИКА ЖИДКОСТИ И ГАЗА <6 • 2008
УДК 533.6.011.5:533.69.01
© 2008 г. Б. Ю. ЗАНИН, И. Д. ЗВЕРКОВ, В. В. КОЗЛОВ, А. М. ПАВЛЕНКО
ВИХРЕВАЯ СТРУКТУРА ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ НА МОДЕЛЯХ КРЫЛЬЕВ ПРИ МАЛЫХ СКОРОСТЯХ ПОТОКА
Проведены экспериментальные исследования обтекания моделей крыльев в дозвуковой аэродинамической трубе для больших углов атаки, при которых происходит отрыв ламинарного пограничного слоя вблизи передней кромки крыла (срыв потока). Объектом исследований была структура течения внутри области отрыва. В экспериментах использована "саже-масляная" визуализация поверхностных линий тока, показавшая, что в области отрыва существуют одна или несколько пар крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла. Найдено, что существуют как общие свойства вихревых структур в области отрыва, так и отличия картин течения в зависимости от удлинения модели, угла скольжения и других факторов.
Ключевые слова: модели крыльев, отрыв потока, крупномасштабные вихри, экспериментальные исследования.
В числе аэродинамических проблем, возникающих при эксплуатации крыльев, - отрыв потока, в большой мере сказывающийся на подъемной силе, сопротивлении крыла и локальных характеристиках течения. В зависимости от числа Рейнольдса, кривизны поверхности и угла атаки на крыле могут возникать различные виды течений: отрыв ламинарного пограничного слоя с последующим присоединением и образованием пузыря, отрыв турбулентного пограничного слоя, и срыв с передней кромки (глобальный или полный отрыв). При срыве и при турбулентном отрыве не происходит присоединения оторвавшегося потока обратно к поверхности, и существует возвратное течение от задней кромки до линии отрыва.
Изучение отрыва потока было и остается задачей многочисленных исследований. В результате различными авторами предложены двумерные модели отрывных течений. Однако такие модели не учитывают трехмерность течения, присущую в большинстве случаев областям отрыва. Ввиду этого важное новое направление в изучении отрывных течений - исследование их внутренней пространственной структуры. Проведены многочисленные эксперименты [1-18], в которых показано, что существуют вихри, возникающие внутри области отрыва и вращающиеся в плоскости крыла. Такое вихревое движение, возникающее при отрыве потока, обнаружено в исследованиях различными экспериментальными методами: визуализацией течений с помощью шелковинок, струйками дыма и масляными пленками, нанесенными на поверхность моделей.
В экспериментах в аэродинамических трубах зафиксировано многообразие форм вихревого течения при отрыве турбулентного пограничного слоя и при срыве на прямых (прямоугольных при виде в плане) крыльях. Обнаружены как общие свойства таких течений, выражающиеся в образовании крупномасштабных парных вихрей, вращающихся в плоскости крыла, так и отличия в топологии вихревых структур в зависимости от типа отрыва, краевых условий, удлинения крыла и других факторов. Существование таких вихрей открывает новое направление в изучении турбулентного отрыва и срыва потока, так как принципиально изменяет физическую картину течения, первоначально предполагавшуюся двумерной, и требует создания новой модели явления отрыва, с учетом его трехмерности.
Отрыв потока от поверхности крыла оказывает, как известно, большое влияние на аэродинамические характеристики, снижая подъемную силу и увеличивая лобовое сопротивление, и поэтому представляет собой явление нежелательное и требующее устранения. Проблема воздействия на отрыв не имеет однозначного решения из-за многообразия форм его существования, и для каждого типа отрыва выбор эффективных способов воздействия требует знания структуры данного отрывного течения и ее поведения под влиянием внешних возмущений.
Новый способ улучшения обтекания - воздействие на крупномасштабные вихри, возникающие в зоне отрыва. Оказалось, что эти вихри обладают восприимчивостью к внешним возмущениям, и это их свойство дает новые возможности для управления течением на поверхности крыла [13-15]. Ввиду этого исследования пространственной вихревой структуры отрывных течений имеют большое практическое значение.
Изучение отрывных течений весьма важно для малоразмерных летательных аппаратов различного назначения, которые в последнее время получают все более широкое распространение. Связано это с несколькими причинами: их экономичностью, уникальными возможностями для ведения воздушного наблюдения и малой уязвимостью. В настоящее время существует настоятельная необходимость улучшения их летных качеств. Дело в том, что используемые на таких аппаратах классические дозвуковые профили крыла, устойчивые к срыву потока, имеют большое сопротивление на малых (докрити-ческих) углах атаки из-за образования обширных отрывных пузырей. Ввиду этого, обеспечение безотрывного обтекания - актуальная задача, решение которой позволит повысить несущие свойства крыла. Малые размеры аппаратов позволяют проводить эксперименты в аэродинамических трубах на их полноразмерных моделях при натурных числах Рейнольдса. Описанные ниже экспериментальные результаты могут быть полезны, в первую очередь именно при создании таких аппаратов.
Цель данной работы - экспериментальное изучение вихревых структур, возникающих внутри области срыва на моделях прямых крыльев, и их зависимость от геометрии крыла и угла скольжения. Дело в том, что отрыв потока на крыле с нулевым углом скольжения исследован уже достаточно хорошо, однако данных о влиянии этого фактора на вихревую картину течения пока известно очень мало. В то же время малоразмерные летательные аппараты могут попадать одновременно в режимы срыва и скольжения из-за большого влияния порывов ветра на их обтекание, и поэтому такие режимы требуют внимательного изучения.
1. Методика исследований. Эксперименты проведены в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Хри-стиановича Сибирского отделения РАН в Новосибирске. Эта аэродинамическая труба замкнутого типа имеет закрытую рабочую часть квадратного сечения размером 1 х 1 м и длиной 4 м. Уровень турбулентности потока в рабочей части менее 0.04%. Предназначена для экспериментов при малых дозвуковых скоростях потока, примерно до 70 м/с.
В экспериментах использовались прямоугольные модели крыльев, изготовленные из дерева и покрытые лаком. Модели отличались друг от друга размерами (хордой и размахом) и удлинением (отношение размаха к хорде), что позволяло оценить влияние этих параметров на картину течения. Для исследования влияния угла скольжения (угол между направлением набегающего потока и плоскостью симметрии крыла) модели поворачивались на своих подставках так, чтобы этот угол составлял 0, 15, или 30°. Следует отметить, что картина течения на поверхности модели сильно зависит от угла атаки. В экспериментах модели устанавливались под достаточно большими углами атаки, при которых наблюдается срыв потока с передней кромки. Этот угол атаки определялся при помощи наклеенных на поверхность модели шелковинок, показывающих направление потока. Дело в том, что при достижении угла атаки, на котором происходит срыв, на поверхности модели возникает возвратное течение от задней кромки к передней. Поиск угла атаки, на котором происходит срыв, проводился на моделях, установленных под ну-
левым углом скольжения. Визуальное обнаружение возвратного течения по направлению шелковинок от задней кромки к передней служило признаком существования срыва потока. Затем шелковинки убирались, и все последующие эксперименты проводились уже на данном угле атаки, который не изменялся в ходе продувки.
Основным методом исследований картины течения была "саже-масляная" визуализация. Этот термин здесь употребляется условно, поскольку в реальности использовалась не сажа, а порошок двуокиси титана, смешанный с керосином. Метод состоит в следующем: верхняя поверхность модели крыла покрывается раствором, затем крыло устанавливается в рабочую часть аэродинамической трубы и оставляется там под воздействием набегающего потока до полного высыхания раствора. После проведения эксперимента картины течения фотографируются. Образовавшаяся картина дает представление о предельных линиях тока на поверхности крыла.
Вихревые структуры, наблюдаемые с помощью саже-масляной визуализации, по-видимому, должны были отразиться на распределении статического давления по поверхности крыла. Для малоразмерных беспилотных летательных аппаратов это представляется особенно важным, потому что автоматические системы управления летательным аппаратом нуждаются в надежной информации о текущем значении угла атаки самолета. Наиболее надежным и легко осуществимым способом получения такой информации считается способ измерения распределения давления по обтекаемому телу [19], поэтому на одной из моделей были проведены измерения статического давления на ее поверхности. Для этого был использован перемещаемый по поверхности модели приемник статического давления, диаметром 0.8 мм, подключенный к манометру. Сравнительные измерения статического давления с помощью дренажа и таким датчиком показали, что погрешность не превышает 5% от скоростного напора. Датчик устанавливался на державке координатного комплекса, позволявшего перемещать датчик в автоматическом режиме и получать информацию в большом количестве точек на поверхности модели.
2. Исследования влияния удлинения модели на картину течения. Описанные в этом разделе эксперименты показали, как краевые условия влияют на образование парных крупномасштабных вихрей на поверхности модели крыла. Дело в том, что в предыдущих экспериментах обнаруживалась только одна пара вихрей в области срыва. Однако при отрыве турбулентного пограничного слоя в задней части крыла всегда образовывалось несколько пар вихрей; как следствие высказывались предположения, что в области срыва большое влияние оказывают краевые эффекты, и вихри образуются только у боковых кромок модели. Для того чтобы проверить эти предположения, эксперименты были проведены на моделях с разным удлинением, что позволило оценить влияние краевых эффектов на картину течения. Пол
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.