Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Обзор 11
1.1. Группы летательных аппаратов с малым полётным числом Рейнольдса по хорде крыла 11
1.2. Основные проблемы обтекания крыльев при малых числах Рейнольдса 15
1.2.1 Отрыв ламинарного пограничного слоя 15
1.2.2 Отрыв турбулентного пограничного слоя и срыв потока с передней кромки. 19
Глава 2. Разработка Автоматизированного Измерительного Комплекса. Методики эксперимента. Изучаемые модели 25
2.1. Обоснование необходимости разработки Автоматизированного Измерительного Комплекса (АИК) 25
2.2. Технические требования для АИК 26
2.3. Общая компоновка и особенности механизма перемещения датчика 28
2.4. Система считывания и обработки сигнала и управления перемещением датчика 37
2.5. Методика пневмометрических измерений 46
2.6. Методика весовых измерений 48
2.7. Методы визуализации 50
2.7.1. Методика визуализации с помощью светового ножа 50
2.7.2. Саже-масляная визуализация 51
2.7.3. Визуализация шелковинками 51
2.8. Аэродинамические трубы, используемые в экспериментах 52
2.9. Модели крыльев, используемые в экспериментах 53
Глава 3. Особенности топологии течения и процесса развития возмущений отрывного течения на гладком и волнистом крыле при нулевом угле атаки 56
3.1. Анализ картин визуализации на гладком и волнистом крыле 56
3.2. Сопоставление распределения давления вдоль хорды моделей с границами отрывного пузыря 60
3.3. Развитие возмущений на гладком и волнистом крыле вниз по потоку 61
3.4. Выводы к главе 3 77
Глава 4. Изучение трансформации отрывного течения на крыле с гладкой и волнистой поверхностью при различных углах атаки и различной степени турбулентности 79
4.1. Трансформация отрывной зоны на моделях с гладкой и волнистой поверхностью при увеличении угла атаки в малотурбулентном потоке 79
4.2. Изменение структуры течения при увеличении числа Рейнольдсадо11е=5.6в106 87
4.3. Исследование структуры течения и интегральных аэродинамических характеристик моделей в аэродинамической трубе СС-19 .94
4.4. Выводы к главе 4 102
Глава 5. Исследование влияния на отрывные структуры течения различных возмущающих факторов 104
5.1. Исследование влияния граничных условий по размаху на структуру отрывного течения 104
5.2. Изучение влияния степени турбулентности набегающего потока 109
5.3. Исследование модели крыла с гладкой поверхностью при режиме течения с двумя типами отрыва 112
Заключение 121
Литература 123
- Основные проблемы обтекания крыльев при малых числах Рейнольдса
- Технические требования для АИК
- Сопоставление распределения давления вдоль хорды моделей с границами отрывного пузыря
- Изменение структуры течения при увеличении числа Рейнольдсадо11е=5.6в106
Введение к работе
Актуальность темы. В настоящее время наблюдается широкое распространение летательных аппараюв, у коюрых полётное число Рейнольдса по хорде крыла лежит в диапазоне Re = 10 -10 В мире проводятся многочисленные исследования по поиску оптимальных профилей для этого класса летательных аппаратов. Дело в том, что классические дозвуковые профили, устойчивые к срыву потока, на докри-тических углах атаки имеют большое сопротивление в результате образования обширных отрывных зон. Недавно разработанные гонкие ламинаризированные профили (MAV10-A: Selig M.S. и д.р., 1995 г.; SD7003: Kasim Biber, 2004 г.) имеют меньшие, чем классические, критические углы атаки. Очевидно, что актуальным является вопрос изучения структуры отрывных течений при малых числах Рейнольдса.
В недавних экспериментальных работах предыдущих исследователей было показано, что при отрыве двумерного потока на прямом крыле течение позади линии отрыва является трехмерным. Эти результаты открыли новые возможности в разработке методов управления обтеканием, поскольку было обнаружено, что трёхмерные отрывные структуры обладают высокой чувствительностью к внешним воздействиям. Оказалось, что, создавая дополнительные возмущения течения внутри области отрыва (например, с помощью точечных выступов на поверхности крыла), можно влиять на вихревые структуры и управлять обтеканием. Полученные данные о восприимчивости трехмерного срывного течения к внешним воздействиям послужили основанием для проведения описанных ниже сравнительных исследований обтекания крыльев с различной формой поверхности.
В представляемой диссертационной работе экспериментально изучается влияние волнистости поверхности крыла на трехмерные вихревые структуры, возникающие при отрыве потока. Прототипами для моделей послужили крылья с эластичной оболочкой, способной образовывать на поверхности крыла локальные продольные волны. Эти летательные аппараты называются парапланами. С точки зрения автора, создание подобных крыльев является перспективным направлением на пути улучшения аэродинамических характеристик крыльев малоскоростных летательных аппаратов, поскольку позволяет воспрепятствовать возникновению неблагоприятных режимов обтекания за счёт воздействия на структуру отрывных течений.
Пограничный слой над поверхностью волнистого крыла сложен и требует много времени для изучения при использовании методов термоанемометрии без автоматизации процесса сбора данных. Поэтому актуальными являются разработка и внедрение Автоматизированного Измерительного Комплекса (в дальнейшем АИК), который позволяет ускорить решение исследовательских задач.
Цель работы заключается:
В экспериментальном исследовании влияния волнистости поверхности крыла:
а) на структуру отрывных течений (.ниц ""/"WQliJtfill],ЦІНітіїїііщміц і щи и срыв потока с передней кромки) на подветренной стороне 'ИВДиотек* *** [
б) на интегральные характеристики крыла - подъёмную силу и силу сопротивления при малых числах Рейнольдса.
Необходимое условие для достижения цели - разработка и внедрение АИК. Научная новизна работы состоит в том, что в ней:
1. Предложена новая форма поверхности крыла для малоразмерных летатель
ных аппаратов (Re< 1.7*10 ), которая отличается от классической тем, что поверх
ность имеет волнистость по размаху крыла. Это позволяет:
а) увеличить критический угол атаки крыла более чем в 1.5 раза;
б) увеличить в диапазоне углов атаки а = 5-20 аэродинамическое качество
крыла по сравнению с крылом с гладкой поверхностью.
2. Установлено, что для изучения явлений отрыва потока и срыва с передней
кромки крыла при Re<1.7*105 степень турбулентности набегающего потока не долж
на превышать є = 0.2%, иначе структура течения не будет соответствовать реальной
при полёте малоразмерного летательного аппарата.
Достоверность полученных результатов обеспечена использованием в работе универсальных методов экспериментальных исследований и повторяемостью результатов, полученных в опытах, проведённых в разное время. Результаты работы согласуются с опубликованными данными о характеристиках подобных течений. Данные о структуре пограничного слоя, полученные различными методами, согласуются друг с другом.
Практическая ценность работы состоит в том, что:
-
Сконструирован, опробован и введён в эксплуатацию АИК.
-
Полученные в работе обширные количественные данные о структуре отрывных течений и характеристиках возмущений, нарастающих за точкой отрыва, могут быть использованы для верификации теоретических подходов и для создания более совершенных методов расчета течений в области отрыва и срыва потока.
-
Установлено, что для исследований срыва потока на крыльях при малых числах Рейнольдса (Re = 0.9-2.2*105) необходимо использовать аэродинамические трубы со степенью турбулентности набегающего потока є < 0.2%, поскольку только при таких условиях можно получить результаты по срыву потока, близкие к натурным.
-
Разработана и запатентована конструкция гибкого крыла арочного типа (Патент на гибкое крыло арочного типа. / Зверков И.Д. Заявка № 2003104093/11 от 01.02.2003. Положительное решение от 23.06.2004), в которой была заложена волнистость подветренной поверхности крыла с параметрами волнистости, исследованными на жёсткой экспериментальной модели.
На защиту выносятся:
а) результаты экспериментального исследования воздействия волнистости по
верхности крыла на структуру отрывных течений (локальный отрыв пограничного
слоя и срыв потока с передней кромки) на подветренной стороне крыла;
б) данные экспериментального исследования по изучению влияния числа Рей
нольдса на режимы обтекания крыла С гладкой и волнистой поверхностью;
в) результаты экспериментального исследования по определению влияния вол
нистости поверхности крыла на его аэродинамические характеристики при различ
ных углах атаки;
г) данные экспериментальных исследований по определению влияния конце
вых условий и повышенной степени турбулентности на режимы обтекания крыльев
при числах Рейнольдса в диапазоне 0.9—1.7*10*.
Личный вклад автора в работу по теме диссертации заключается в:
а) разработке и изготовлении оборудования и моделей, необходимых для про
ведения экспериментов;
б) непосредственном участии в проведенных исследованиях на всех стадиях их
выполнения, начиная с постановки задач и заканчивая обработкой и анализом полу
ченных данных, подготовкой публикаций по результатам исследований.
Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.
Апробация работы. Основные результаты диссертации представлялись на следующих конференциях: Русско-корейском Международном Симпозиуме по Науке и Технологии (2002, Новосибирск); Международной конференции по Методам Аэрофизических Исследований (2002, 2004, Новосибирск); Международной конференции молодых учёных «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (2002, Новосибирск); Международной конференции «Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей» (2004, Новосибирск); Конференции молодых учёных «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (2004, Новосибирск), а также докладывались на семинарах Института теоретической и прикладной механики СО РАН и Новосибирского Государственного Технического Университета.
Публикации. Результаты, представленные в диссертации, опубликованы в 10 работах, список которых приведен в конце автореферата.
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы из 100 наименований. Работа изложена на 131 странице м. п. текста и содержит 78 рисунков.
Основные проблемы обтекания крыльев при малых числах Рейнольдса
На рис. 1.4 показан график изменения доли сопротивления давления в общем сопротивлении изолированного крыла при изменении числа Рейнольдса. (Данные получены численным моделированием с помощью программы Xfoil [11, 12]).
Более подробные схемы, поясняющие структуру течения в переходных зонах отрыва, приводятся другими авторами [15, 16]. В относительно быстрой, по сравнению с присоединённым пограничным слоем турбулизации, происходящей за точкой отрыва, выражается фундаментальное свойство неустойчивости течения в отрывных областях. С позиции локальной теории гидродинамической устойчивости оно связано с появлением характерного для течения в зоне отрыва распределения скорости среднего течения с точкой перегиба [17 с. 431]. Принципиальная связь отрыва с потерей течением устойчивости получена асимптотической теорией [18, 19] В численных решениях уравнений Навье-Стокса она выражается в том, что с ростом числа Рейнольдса не удаётся получить стационарные решения, которые описывали бы отрывное течение в ламинарном режиме [20-23].
Интерес к ламинарно-турбулентному переходу в областях отрыва пограничного слоя связан ещё и с тем, что образование локальных отрывных зон в условиях гидродинамической неустойчивости и ламинарно-турбулентного перехода представляет собой самостоятельную проблему в изучении свойств отрывных течений. Переходные области отрыва имеют многолетнюю историю исследований, традиционное направление которых заключается в определении параметрических зависимостей основных характеристик течений от условий возникновения отрыва. Этому посвящены работа [24], обзорные работы [15, 25] и последующие оригинальные исследования [26-30]. Установленные в эксперименте корреляции, в частности, данные о положении перехода в зоне отрыва, используются, в свою очередь в расчётах с использованием эмпирических соотношений (работы [21-28]). В общем случае такой подход к исследованиям отрывных течений несомненно целесообразен, однако именно в переходном режиме течения данные, полученные разными авторами, имеют значительный разброс и надёжность эмпирических корреляций сравнительно невелика. Причина заключается в зависимости формирования отрывной зоны от ламинарно-турбулентного перехода, который является сложным процессом, чувствительным к слабым изменениям условий обтекания. Новые возможности в моделировании переходных отрывных течений лежат на пути углубления представлений о процессе возникновения турбулентности за точкой отрыва и о сопутствующих ему явлениях, с которыми связаны образование областей отрыва, их средние во времени и нестационарные характеристики.
Ряд авторов, изучая пульсационные характеристики течения в отрывных зонах, регистрировали различными экспериментальными средствами возмущения ламинарного оторвавшегося слоя, нарастающие за точкой отрыва в направлении потока. В числе подобных работ - обстоятельные исследования структуры течения в локальных отрывных зонах, в том числе, её нестационарной компоненты, предпринятые Гастером [39]. Следуя результатам этих экспериментов, ламинарно-турбулентный переход происходит в результате пространственного усиления бегущих волн в оторвавшемся сдвиговом слое. Авторы Arena, Mueller 1980 [40], визуализировав обтекание профиля крыла с отрывным пузырём вблизи его передней кромки, объясняют данные наблюдений — искривление полос дыма в области перехода — развитием волн неустойчивости; волновые возмущения в зоне отрыва были зафиксированы при визуализации течения также в экспериментах [41]. Результаты этих исследований согласуются с данными измерений пульсаций скорости в областях отрыва на крыловых профилях, которые приводятся в работах [42,44]. В терминах спектрального анализа ламинарно-турбулентный переход представляет собой процесс усиления в направлении потока волнового пакета колебаний с последующим заполнением частотного спектра пульсаций.
Технические требования для АИК
АИК должен был удовлетворять следующим требованиям: 1. Установка и снятие координатного устройства не должны приводить к конструктивным изменениям рабочей части аэродинамической трубы. 2. В рабочей части аэродинамической трубы не должно находиться никаких частей координатного устройства, кроме штанги с датчиком, чтобы не загромождать сечение рабочей части. 3. Стенка рабочей части со стороны координатного устройства должна быть, по возможности, сплошной, гладкой и герметичной, чтобы не создавать дополнительные возмущения в потоке. 4. Должен быть обеспечен визуальный контроль над перемещением датчика. 5. Датчик должен иметь возможность перемещаться в трёх плоскостях с точностью не менее 5 микрон. 6. Измерительный комплекс должен иметь возможность автоматически измерять барометрическое давление, температуру и перепад давления в насадке Пито-Прантдля. 7. Должна существовать возможность как ручного управления перемещениями датчика, так и автоматического, используя заранее заданный файл координат. 8. Считывание данных должно производится автоматически с заданным интервалом, по команде от оператора или с помощью триггера. 9. Считанные данные должны сохраняться в файле определённой структуры. 10. Монтаж и демонтаж комплекса должен быть осуществим силами сотрудников лаборатории без привлечения специальных средств. 11. Конструкция координатного устройства и стойки для его хранения должна обеспечивать его работу вне аэродинамической трубы. сокращения времени подготовки, а также для хранения координатного устройства и обеспечения возможности работы на нём вне аэродинамической трубы, была спроектирована и изготовлена специальная стойка (рис 2.2). Она позволяет перевозить, хранить всё оборудование АИК и эксплуатировать его вне аэродинамической трубы. Кроме того, стойка значительно облегчает монтаж и демонтаж координатного устройства. Осуществляется это следующим образом. С координатного устройства снимается только герметизирующий колпак. Благодаря наличию колёс, стойка подкатывается к окну рабочей части аэродинамической трубы. С помощью вращения подъёмных винтов 3 поворотная рама стойки 2, с закреплённым на ней координатным устройством, переводится в вертикальное положение. Стойка подкатывается ближе и жёстко фиксируется на полу с помощью опорных винтов 4, смонтированных в нижней части стойки. Далее, вынимаются запорные штифты и двое человек свободно устанавливают координатное устройство в окно рабочей части аэродинамической трубы. В результате отпадает необходимость в частичной разборке координатного устройства, что уменьшает время подготовки к эксперименту и вероятность повреждения его узлов и разъемов. Невозможность вмешательства в конструкцию рабочей части аэродинамической трубы привело к решению монтировать координатное устройство в проём существующего окна рабочей части аэродинамической трубы (рис. 2.1). Для этого была изготовлена дюралевая рама 6, на которую были установлены монтажные проушины, по своим посадочным размерам подходившие к крепежным болтам данного окна. Таким образом, створка данного проёма открывается до упора наружу, а на её место устанавливается рама координатного устройства. Само координатное устройство представляет собой жёсткую конструкцию 7, которая крепится к раме 6 на трёх основных болтах и одном плавающем зажиме (рис. 2.1). Такое решение позволяет избежать деформации плоскости ходовых реек 1 и 2 (рис. 2.3) координатного устройства при его монтаже в аэродинамическую трубу. Все провода и механизмы при такой компоновке находятся вне рабочей части аэродинамической трубы.
Сопоставление распределения давления вдоль хорды моделей с границами отрывного пузыря
На рис. 3.4 представлены графики распределения коэффициента давления по хорде моделей (измерения проводились по оси симметрии модели). Для крыла с гладкой поверхностью получился график, характерный для крыльев при обтекании с малым числом Рейнольдса и присутствием отрывного пузыря. Подобные графики можно найти в работе [1]. Исследования показали, что на участке поверхности гладкого крыла в области 42 — 55% хорды градиент давления др/дх О.Такое распределение давления возникает на профилях при образовании отрывного пузыря. Задняя граница отрывного пузыря, определённая по визуализации, располагается в области резкого роста давления. На крыле с волнистой поверхностью распределения давления вдоль впадины и вдоль горба отличаются друг от друга, что создаёт градиенты давления по размаху модели и приводит к пространственной трёхмерности течения в области отрывных пузырей.
Результаты термоанемометрических измерений на гладком и волнистом крыле вдоль оси симметрии модели принципиально совпадают с результатами, полученными с помощью саже-масляной визуализации. Ламинарно-турбулентный переход начинается над отрывным пузырём. По спектру частот (Рис. 3.5 а) видно, что сначала появляется пакет волн на со средней частотой 800 Гц, затем его гармонический рост и затем вниз по потоку полная турбулизация пограничного слоя с заполнением всех частот спектра.
Число Струхала, посчитанное по средней толщине потери импульса в пределах 39-46% по хорде, составляет 0.019. Это даёт основание предположить, что эти колебания представляют собой конвективные волны неустойчивости оторвавшегося пограничного слоя. Эти данные согласуются с ранее полученными результатами, описанными в работе [89].
На волнистом крыле пограничный слой существенно различается во впадине и на горбе. Во впадине картина отрывного пузыря и перехода к турбулентности похожа, в начальной стадии, на ту, которая наблюдается над гладким крылом (рис. 3.5 б). Однако, есть и различия - другие размеры и положение отрывного пузыря, в высокочастотном пакете волн неустойчивости более ярко выражена основная частота 800 Гц, рост всех частот спектра на нелинейной стадии происходит быстрее. Число Струхала, посчитанное по средней толщине потери импульса в диапазоне 30-36% по хорде, составляет 0.019.
На горбе рост пульсаций происходит позже и не наблюдается появления волнового пакета (рис. 3.5 в). Это объяснимо, если обратиться к картинам саже-масляной визуализации - на горбах не наблюдается отрыва.
Необходимо отметить чувствительность задней границы отрывного пузыря к градиентам давления по размаху. До зоны отрыва пограничного слоя на 30% по хорде течение имеет двумерный характер, за исключением небольших зон у концевых шайб. Измерения пульсаций, сделанные в плоскости 55% по хорде (рис. 3.6 а) показывают, что турбулизация пограничного слоя носит трёхмерный характер. На расстоянии 0.2 размаха от оси симметрии модели зарождаются два очага с повышенной степенью турбулентности. На 60% процентах по хорде (рис. 3.6 б) они уже образуют единую зону, но имеющую разную толщину по размаху.
На горбе волнистого крыла, как уже упоминалось, нарастание пульсаций и толщины вытеснения пограничного слоя проходит гораздо медленнее. Участки течения на горбах за отрывными пузырями во впадинах, которые по результатам визуализации в работе [95, 96] были характеризованы, как застойные зоны, по данным термоанемометрических измерений являются зонами ламинарного течения с относительно большой толщиной пограничного слоя. В то время как во впадине переход уже произошёл и уровень пульсаций начинает снижаться, на горбе он ещё только растёт. Это хорошо демонстрирует график на рис. 3.7, где показаны кривые нарастания максимальных пульсаций вдоль хорды плоского и волнистого крыла. Ламинарно-турбулентный переход на гладком крыле происходит позже,чем на волнистом в районе впадин, но раньше, чем в районе горбов волнистого крыла.
Изменение структуры течения при увеличении числа Рейнольдсадо11е=5.6в106
При увеличении скорости потока структура течения существенно изменилась. На рис.4.10 показаны результаты, полученные при скорости потока U(JO = 40 м/с (11е=5.6»105,угол атаки а=0"). В этом случае в задней части пузыря отсутствует трехмерная вихревая структура, наблюдавшаяся при меньшей скорости потока (рис. 3.3). Так же наблюдается уменьшение размеров отрывного пузыря по хорде. Этот эффект, по-видимому, связан с более высокой скоростью роста возмущений в слое сдвига оторвавшегося пограничного слоя [89].
Увеличение угла атаки ведёт к перемещению пузыря к передней кромке и уменьшение его размеров по хорде (рис. 4.1 1).Перемещение пузыря вперёд связано со смещением к передней кромке минимума давления [17], а дальнейшее уменьшение по хорде с ростом положительного градиента давления, которое в свою очередь влияет на скорость роста возмущений. На угле атаки а= 15" протяжённость пузыря по хорде составляет 10% от хорды, это в два раза меньше, чем при скорости 12 м/с. Таким образом, для данного профиля при повышении числа Рейнольдса следует ожидать уменьшения сопротивления давления профиля на данном угле атаки, что согласуется с расчётными данными (см. рис. 1.4). Необходимо отметить возрастание критических углов атаки. При скорости Uoo = 40 м/с (Re=5.7 105) на угле атаки а= 15 в трубе Т-324 наблюдается присоединённое течение в то время, как на скорости Ц» = 12 м/с (Re=1.7»10) уже наблюдался устойчивый срыв с передней кромки.
При увеличении числа Рейнольдса наблюдается появление на модели крыла с гладкой поверхностью нового режима течения. Так, на угле атаки а - 25 (рис. 4.12) прямо у передней кромки расположен узкий ламинарный отрывной пузырь, за ним на части поверхности наблюдается присоединённое турбулентное течение по направлению к задней кромке, а на другой части, у одной из концевых шайб, образуется мощный вихрь. Картина обтекания верхней поверхности крыла получается несимметричная. Попытки получить симметричную картину путём небольшого изменения угла скольжения крыла (в пределах х=±5 ) ни к чему не приводят, вихрь просто присоединяется к другой концевой шайбе и картина обтекания верхней поверхности становиться как бы зеркально отражённой. Похожий результат получен в работе [68], где парные, вращающиеся в плоскости крыла вихри, образующиеся в зоне отрыва турбулентного пограничного слоя, при уменьшении расстояния между шайбами преобразуются в один вихрь, присоединённый к одной из концевых шайб.
При увеличении угла атаки вихрь сжимается и сдвигается к передней кромке, а затем меняет направление вращения; при этом в задней части модели происходит усиление возвратного течения. Застойная зона увеличивается в направлении к передней кромки (рис. 4.13).
На угле атаки а=30 наблюдается срыв потока с передней кромки, так же, как и в предыдущих случаях - с образованием двух характерных зон, но граница этих зон расположена ближе к передней кромке, чем при скорости U0O=12 м/с (рис. 4.14). Очень четко просматриваются фокусы вихрей, вращающиеся в плоскости крыла, при чём направление вращения вихрей противоположное тому, которое наблюдалось при визуализации режима срыва с передней кромки в работе [68].
У крыла с продольными волнами при скорости 1300 = 40 м/с происходит уменьшение локальных отрывных пузырей на всех углах атаки но сравнению с результатами полученными при скорости UQ,,-12 м/с. Исходя из результатов главы 3, говорящих о том, что сценарий ламинарно-турбулентного перехода в районе отрывных пузырей во впадине волнистого крыла такой же, как и в отрывном течении на гладком крыле, уменьшение размеров пузырей объясняется более высокой скоростью роста возмущений в слое сдвига оторвавшегося пограничного слоя. На угле атаки а=27.5 появляется новый режим течения с частичным отрывом турбулентного пограничного слоя (рис. 4.15).
На угле атаки а=32.5 происходит срыв потока с передней кромки (рис. 4.16). Наблюдается разделение на зону с интенсивным возвратным течением и застойную зону, но на границе этих зон не наблюдается отчетливых фокусов вихрей, как в случае на плоском крыле
