АКУСТИЧЕСКИЙ ЖУРНАЛ, 2015, том 61, № 5, с. 614-621
АТМОСФЕРНАЯ ^^^^^^^^^^^^^^ И АЭРОАКУСТИКА
УДК 532.526
ВЛИЯНИЕ НОСОВОЙ КОНФИГУРАЦИИ ОБТЕКАЕМЫХ МОДЕЛЕЙ НА СТРУКТУРУ ТРЕХМЕРНЫХ ПОЛЕЙ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ
© 2015 г. А. Ю. Голубев*, **
*Научно-исследовательский Московский комплекс ЦАГИ 105005 Москва, ул. Радио 17 **Пермский национальный исследовательский политехнический университет 614990 Пермь, Комсомольский пр. 29 E-mail: alexeygolubev@yandex.ru Поступила в редакцию 09.04.2015 г.
Проведена серия испытаний по определению структуры полей пульсаций давления при обтекании потоком моделей, представляющих собой цилиндры с головными обтекателями разной конфигурации. Показано, что в зависимости от конфигурации изменение угла атаки может приводить к существенной трансформации полей пульсаций давления на цилиндрической поверхности, заключающейся в повышении спектральной плотности и изменении степени их пространственной взаимосвязи. Проведены исследования поля пульсаций давления на поверхности модели с головным обтекателем в виде типовой модели носовой части современного скоростного гражданского самолета. Показано, что в этом случае дополнительные возмущения формируются уже при нулевом угле атаки модели. Исследовано поле пульсаций давления на поверхности моделей в продольном и окружном направлениях. Сравнение данных модельного эксперимента с результатами летных испытаний, представленных в литературе, показывает, что результаты модельных экспериментов в целом не противоречат натурным.
Ключевые слова: пульсации давления, неоднородное поле, спектральная плотность, нормированный взаимный спектр.
DOI: 10.7868/S0320791915050081
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 турбулентного пограничного слоя на гладкой поверхности, пульсациях давления от потока над прямыми и обратными уступами [1], 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.
Согласно модели, предложенной Б.М. Ефимцо-вым [2, 3], основные характеристики поля пульсаций давления невозмущенного пограничного слоя существенно зависят от его толщины. Это приводит к тому, что, в соответствии с этой моделью, динамическая нагруженность обшивки фюзеляжа в его передней части должна быть существенно меньше, чем в хвостовой. Соответственно, и шум в салоне в передней части фюзеляжа должен быть меньше. Учитывая, что акустическое поле струи двигателя
также является одним из важнейших источников шума в салоне, такое сравнение корректно прежде всего для самолетов с задней компоновкой двигателей. Одним из таких самолетов является сверхзвуковой пассажирский самолет, на основе летных испытаний которого и была построена модель поля пульсаций давления. Действительно, для салона этого самолета характерно возрастание уровней шума при движении по салону. Однако, например, для дозвуковых самолетов, характеризующихся задней компоновкой двигателей, шум в передней части салона даже выше, чем в хвостовой. Аналогичные эффекты наблюдаются и для зарубежных самолетов. Таким образом, распределение шума по салону самолета может существенно зависеть от носовой конфигурации.
Данное явление нельзя объяснить формированием каких-либо дополнительных неоднородных полей, обусловленных конструктивными особенностями самолета в этой зоне, — на передней части фюзеляжа не наблюдается резких изменений статического давления, наличия уступов и прочего. Повышенные уровни шума можно объяснить формированием неоднородных полей пульсаций давления, обусловленных распространением возмущений, источником которых является носовая конфигурация. В этом направлении, насколько
известно по имеющейся литературе, исследований практически не проводилось.
Явление распространения возмущений непосредственно связано с вопросами структуры пограничного слоя. Результаты экспериментальных исследований, представленные в монографии [4], свидетельствуют о наличии крупномасштабных организованных движений, порождаемых перемещением поперечно ориентированных вихревых структур, которые существуют в логарифмической и внешней областях пограничного слоя. Причем в каждой из этих областей присутствуют определенные типы когерентных структур, которые имеют свои характерные масштабы и времена жизни. Именно такими структурами обусловлен механизм распространения возмущений.
Следует отметить, что экспериментальные исследования на осесимметричных обтекаемых телах проводились и ранее (например, [5]). Однако в этих работах не рассматривалось влияние носовой конфигурации на формирование полей пульсаций давления на цилиндрической обтекаемой поверхности.
Этот эффект может быть исследован в условиях аэроакустической установки. Решение этой задачи обеспечивает выполнение поисковых исследований по дальнейшему изучению данного явления. Целью настоящей работы являлось проведение экспериментальных исследований по изучению структуры полей пульсаций давления, формирующихся при распространении возмущений от различных носовых конфигураций, и определение основных их характеристик на поверхности модели современного скоростного пассажирского самолета.
В представленной ниже работе используются следующие характеристики полей пульсаций давления турбулентного пограничного слоя.
Поле пристеночных пульсаций давления для радиус-векторов точек X и х' и циклической частоты описывается с помощью спектра пространственных корреляций Ф (х, х', ю) [6]. При х' ^ х он вырождается в вещественную четную функцию частоты Ф (х, ю), которую обычно называют спектральной плотностью:
|ф (х, ю)с1 ю = р2 (х).
(1)
Степень пространственной связи спектральных составляющих поля пульсаций давления описывается нормированным спектром пространственных корреляций
Ф (х, х', ю)
ф (х, х', ю) = -
(2)
[Ф (х, ю)Ф (х', ю)]2' который обычно называют просто взаимным спектром. В общем случае он также имеет вещественную и мнимую части, и его можно представить в виде
ф (х, х', ю) = |ф (х, х', ю)агЕ (3)
Конвективные свойства спектральных составляющих поля пульсаций давления в направлении вектора = х' - х можно описать фазовой скоростью ирЬ, определяемой соотношением
и рь =-ю агЕ Ф. (4)
Экспериментальные исследования проводились на установке К-1, которая представляет собой последовательную цепочку, состоящую из безотрывного конфузора, цилиндрической секции трубы длиной 1.5 м, рабочей части трубы длиной 0.65 м, дополнительной цилиндрической секции длиной 1.15 м, безотрывного диффузора длиной 2.2 м, успокоительных камер, эффективного глушителя, дросселирующего устройства и воздуховода к системе вентиляторов. Цилиндрические секции аэроакустической установки и ее рабочая часть изготовлены из алюминиевого сплава и выполнены в виде трубы с внутренним диаметром 260 мм. В рабочей части трубы имеется проем, в который можно монтировать державку для испытываемых моделей.
За рабочей частью установки и дополнительной цилиндрической секцией следует секция безотрывного диффузора (также выполненного из алюминиевого сплава) с выходом во вторую успокоительную камеру объемом ~3.4 м3 со звукопоглощающим материалом на стенках. Непосредственно за этой камерой расположен глушитель шума с внутренним диаметром 400 мм и дросселирующее устройство, необходимое для плавного изменения скорости в рабочей части аэроакустической установки. Внутренние поверхности коллектора, рабочей части, диффузора установки тщательно полированы. Все элементы установки, кроме вентиляторов, размещаются в большом (~120 м3) помещении. Вентиляторы располагаются вне этого помещения за капитальной кирпичной стеной.
Поток в рабочей части установки реализуется с помощью четырех вентиляторов типа ВР-300-45. Подключение вентиляторов осуществлялось двумя параллельными цепочками, в каждой из которых было установлено два последовательно подключенных вентилятора. Забор воздуха осуществлялся из помещения, в котором была расположена рабочая часть установки. Одновременное включение вентиляторов позволило создавать скорость в рабочей части установки до 59.7 м/с.
Для размещения моделей в аэроакустической установке К-1 была изготовлена металлическая штанга, крепление которой в проеме ее рабочей части осуществляется с помощью пилона (рис. 1). Проем рабочей части аэроакустической установки с установленным в нем пилоном был оснащен координатным устройством, позволяющим осуществлять поворот цилиндрической штанги с установленной на ней моделью головного обтекателя в горизонтальной плоскости в диапазоне углов - 6 ° < а < 6 °. На одной из поверхностей штан-
о
Рис. 1. Схема установки модели в аэроакустической установке К-1.
ги были подготовлены места для установки приемников пульсаций давления строго заподлицо с цилиндрической поверхностью. Крепление цилиндрической части в пилоне может проводиться в любом положении относительно направления потока.
Для уменьшения степени турбулентности потока на входе в конфузор установки К-1 была установлена мелкоячеистая сетка. Применение сетки привело к существенному снижению низкочастотных уровней пульсаций давления в рабочей части установки и непосредственно на цилиндрической части моделей вплоть до ожидаемых уровней невозмущенного турбулентного пограничного слоя.
Экспериментальные исследования были выполнены с помощью приемников пульсаций давления Эндевко 8514-10 (диаметр 1.63 мм). В качестве регистрирующей системы использовалась 8-канальная плата АЦП 4472 фирмы National Instruments. Оцифровка сигналов осуществлялась с частотой 60000 значений в секунду. С помощью специально разработанного программного обеспечения определялись как узкополосные спектральные уровни пульсаций давления с постоян
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.