Глава V. Преобразование структуры отрывного течения с

ПОМОЩЬЮ ВЫСТУПОВ.

Данная глава посвящена экспериментальному исследованию обтекания исследований обтекания модели прямого крыла, установленной под постоянным углом атаки, в режиме обтекания, при котором на поверхности крыла возникает срыв потока вблизи передней кромки или, при локальном воздействии, присоединенное течение с ламинарно-турбулентным переходом вблизи передней кромки крыла. Изучались возможности управления срывом с помощью точечного выступа, установлено внутри области отрыва. Принципиальная возможность такого метода управления обтеканием описана в патентах [123-124]. Впервые проведены сравнительные исследования развития возмущений при срыве и в присоединенном течении на одной модели крыла при одних и тех же скорости потока и угле атаки.

Результаты проведенных экспериментов, описанных в данной главе, были опубликованы в работе [125].

5.1. Условия проведения эксперимента.

Эксперименты были проведены в дозвуковой аэродинамической трубе Т-324 на модели крыла малого удлинения № 5. Модель помещалась в рабочую часть и жестко закреплялась с помощью специального кронштейна к нижней поверхности рабочей части. Крепления крыла, кронштейн имели удобообтекаемый профиль и на поток существенного влияния не оказывали. Крыло устанавливалось под критическим углом атаки а = 20°, при котором происходит отрыв ламинарного пограничного слоя вблизи передней кромки крыла (срыв потока). Этот угол атаки в ходе эксперимента не менялся, угол скольжения -(3 = 0°. Скорость набегающего потока составляла и_ю =19 м/с. Число Рейнольдса по хорде Яе =2,8 * 10⁵. В качестве источника локального воздействия использовались выступы конической формы и ребра, изготовленные из пластилина. Диаметр конуса составлял 6 мм, высота 18 мм. Высота ребра была 5 мм, длина - 30 мм. Данные о характере обтекания до и после воздействия получены с помощью метода поверхностной визуализации, термоанемометрического и пневмометрического метода измерений. Объектом исследований была структура течения как внутри области отрыва, так и при режиме обтекания с локальным воздействием.

5.2. Влияние выступов на вихревую структуру.

Известно, что помимо прочих факторов, обтекание крыла также зависит и от его формы. В описанных выше результатах экспериментов о возможности управления с помощью локального воздействия (вдува воздуха) использовались модели крыльев, на которых в срывном режиме обтекания (глобальный отрыв) возникала пара крупномасштабных вихрей и зона возвратного течения между ними (рис. 5.1). Если рассмотреть размеры, которые имеет эта зона и вихри по размаху крыла, то можно с определенной точностью утверждать, что они сопоставимы. Отличие крыла, используемого в данной серии экспериментов по управлению срывным обтеканием, заключается в том, что при таком режиме на нем образуется обширная зона возвратного течения, значительно превышающая размеры вихрей по размаху крыла (рис. 5.2). Необычная структура срывного обтекания на этом крыле и послужило причиной выбора данной модели для исследований возможности управления с помощью нового метода локального воздействия (выступов).

Полученные данные с помощью визуализации позволили утверждать, что в носовой части крыла возникает отрыв ламинарного потока без последующего присоединения обратно к поверхности крыла (глобальный отрыв). В области отрыва на поверхности крыла формируются два вихря, вращающиеся в противоположные стороны, между которыми существует возвратное течение от задней кромки крыла к передней с последующим изменением направления движения вдоль линии растекания направо и налево к фокусам вихрей (рис. 5.2). В передней части модели существует застойная зона, расположенная между линией отрыва потока у передней кромки модели

100%

21% 21% 16% 21% 21% И ►

100%

Рис. 5.1. Соотношение размеров вихрей и зоны возвратного течения по

размаху крыла.

и уже упомянутой линией растекания. Следует отметить, что у боковых кромок модели существует перетекание потока с нижней на верхнюю поверхность крыла. След этого перетекания виден с внешней стороны от каждого вихря, между этим вихрем и боковой кромкой модели.

Затем был установлен вблизи передней кромки источник локального воздействия - конус, изготовленный из пластилина (рис. 5.3). Следует уточнить, что выступ находился внутри области отрыва. Картина течения кардинально изменилась. За выступом образуется турбулентный след, внутри которого существует присоединенное течение. Вблизи передней кромки формируется отрывной пузырь, за которым также на большей части крыла

16% 7%

100%

Рис. 5.2. Визуализация и топология течения при естественном

и,

застойная зона

обтекании крыла.и,

мм —►

20 мм

226 м

м

Рис. 5.3. Визуализация и топология течения при локальном воздействии конического выступа.

существует присоединенное течение. Около задней кромки появляются две относительно небольшие по размерам вихревые структуры. Конус находился при х =20 мм и при z — 155 мм (рис. 5.3).

В отличие от конуса два ребра, установленные вблизи передней кромки, позволили полностью присоединить поток (рис. 5.4). Длина ребер

Рис. 5.4. Визуализация и топология течения при локальном воздействии выступов в виде ребер.

составляла 30 мм, высота — 3 мм. Ребра находились на 1/3 и на 2/3 части по размаху крыла, расстояние до передней кромки было х = 3 мм. Вблизи передней кромки образовались три локально-отрывных пузыря, разграниченные двумя рёбрами. На остальной части крыла поток полностью был присоединенным.

Нужно отметить, что не при всех срывных режимах удавалось присоединить поток с помощью выступов. Так, к примеру, если незначительно увеличить угол атаки до а = 22°, а скорость набегающего потока уменьшить до Ц» =17 м/с, то результат от локального воздействия минимален (рис. 5.5). При естественно обтекании структура немного изменяется, а именно: линия растекания смещается вниз по потоку, то есть расстояние от неё до передней кромки становится больше; пара вихрей значительно уменьшается в размерах и также смещается в сторону задней кромки вниз по потоку (5.5, а). Установленный вблизи передней кромки по оси симметрии крыла конический выступ (высотой 18 мм и с основанием 5 мм при х = 8 мм) позволил уменьшить зону отрыва (рис. 5.5, б). Внутри этой области наблюдается возвратное течение и вихревая структура, расположенная сразу за выступом ниже по течению. Если установить ребро не вблизи передней кромки, а ниже по потоку при х = 60 мм, то эффект от воздействия отсутствует (рис. 5.5, в). Высота ребра составляла 6 мм, длина - 37 мм. Установка двух ребер вблизи передней кромки при х = 8 мм на 1/3 и 2/3 части размаха крыла также не дала результата (рис. 5.5, г).