Теплофизика и аэромеханика №4 2014 (165,00 руб.)

Стр.1

Стр.2

Стр.3

Стр.4

Теплофизика и аэромеханика, 2014, том 21, № 4 УДК 532.526 Устойчивость ламинарного течения на теле вращения, расположенном под углом к набегающему потоку* А.В. Довгаль, Б.Ю. Занин, А.М. Сорокин Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН, Новосибирск E-mail: dovgal@itam.nsc.ru, zanin@itam.nsc.ru В дозвуковой аэродинамической трубе исследовано несимметричное обтекание тела вращения потоком несжимаемого газа. Определены количественные характеристики поля скорости в кормовой части экспериментальной модели, где в условиях осевой симметрии происходят отрыв ламинарного пограничного слоя и сопутствующая ему дестабилизация течения. Отклонение оси симметрии тела вращения от направления потока в пределах нескольких угловых градусов приводит к радикальному изменению осредненного во времени поля скорости, амплитудных распределений нарастающих гидродинамических возмущений и их спектрального состава. Ключевые слова: осесимметричное тело, несимметричное обтекание, отрыв пограничного слоя, гидродинамическая устойчивость. Введение Продольное обтекание осесимметричных тел низкоскоростным воздушным потоком в большой мере определяется отрывом ламинарного пограничного слоя, который инициирует усиление возмущений в пристенной зоне течения и его переход в турбулентное состояние. Устойчивость таких течений изучалась экспериментально и теоретически в серии работ, например [1–6], результаты которых развивают физические представления о механизмах дестабилизации осесимметричных отрывных областей и закономерностях их формирования. К числу исследований по этой тематике, выполненных в последнее время, относятся эксперименты авторов настоящей статьи [7], в которых определены характеристики пульсаций скорости при отрыве ламинарного пограничного слоя в кормовой части тела вращения, расположенного продольно набегающему потоку. При ненулевом угле атаки осесимметричного тела его отрывное обтекание становится трехмерным [8]. Интерес к устойчивости подобных течений продиктован, в частности, присущей областям отрыва ламинарного пограничного слоя зависимостью осредненного во времени поля скорости от его нарастающих исходно малых возмущений. В некоторых задачах дозвукового обтекания тел (например, крыла при близких к критическому углах атаки) взаимосвязь средней и пульсационной составляющих отрывного течения * Работа выполнена при частичной финансовой поддержке РФФИ (проект 13-08-00395). © Довгаль А.В., Занин Б.Ю., Сорокин А.М., 2014 419

Стр.1

Довгаль А.В., Занин Б.Ю., Сорокин А.М. открывает возможность управления отрывом ламинарного потока слабыми внешними воздействиями [9]. Предположительно аналогичные эффекты неустойчивости могут быть значимы и в условиях несимметричного обтекания тела вращения. В силу сложной структуры пространственных отрывных течений теоретическое описание их устойчивости сталкивается с большими трудностями. Получение опытных данных об изменении характеристик пульсаций скорости при переходе течения на теле вращения от осесимметричного к трехмерному ⎯ задача настоящей работы, предпринятой в продолжение экспериментов [7]. Методика Эксперименты выполнены в дозвуковой аэродинамической трубе Т-324 Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН ⎯ установке замкнутого типа с закрытой рабочей частью размерами 1×1×4 м3, степень турбулентности свободного потока в которой не превышает 0,04 %. Тестовая модель представляла собой осесимметричное тело длиной 1140 мм с миделевым сечением радиусом r = 100 мм на расстоянии 500 мм от его носика (рис. 1). Модель закреплялась в ее хвостовой части на продольно расположенной штанге в центре поперечного сечения рабочей части аэродинамической трубы. Исследование проведено при углах атаки , ограниченных ± 4°, значения которых задавались с точностью 0,1°. Столь малые изменения положения модели не оказывали заметного влияния на загромождение потока в рабочей части установки, которое могло отразиться на существе полученных результатов. Вместе с тем указанный диапазон оказался достаточным для выявления видимых различий устойчивости осесимметричного и трехмерного течений. Средняя во времени и пульсационная составляющие скорости течения вблизи поверхности тела вращения измерялись с использованием термоанемометра постоянной температуры AN 1003 производства компании A.A. Lab Systems Ltd. Однониточный датчик термоанемометра перемещался в плоскости симметрии течения на наветренной и подветренной сторонах модели с шагом 20 мм вдоль внешнего потока и переменным шагом 0,1−0,5 мм в нормальном к нему направлении. Сигнал датчика оцифровывался 16-разрядным АЦП и обрабатывался на персональном компьютере в среде MATLAB. Термоанемометрические результаты дополнены визуализацией осредненного во времени пристенного течения смесью мелкодисперсного порошка двуокиси титана с керосином, которая наносилась тонким слоем на обтекаемую поверхность. Модель подвергалась десятиминутной экспозиции в воздушном потоке, достаточной для формирования устойчивой картины обтекания, после чего фотографировалась. Данные получены при числе Рейнольдса Rer = U0r / набегающего потока, равная 10 м/с. Используемая ниже система координат включает x ⎯ расстояние вдоль оси модели от ее носика и y ⎯ радиальную координату с началом отсчета на поверхности тела вращения. = 63000, где U0 ⎯ скорость Рис. 1. Экспериментальная модель. 420 α ν

Стр.2

Теплофизика и аэромеханика, 2014, том 21, № 4 Результаты Обтекание тестовой модели, расположенной продольно набегающему потоку, подробно исследовано в близких к настоящим экспериментальных условиях в предыдущей работе авторов [7], фрагмент которой воспроизведен на рис. 2. В кормовой части модели образуется зона циркуляции с отрывом ламинарного пограничного слоя, последующим усилением возмущений скорости и повторным присоединением турбулизованного течения. Такой режим осесимметричного обтекания тела вращения в целом соответствует традиционной схеме формирования локальных переходных областей отрыва потока: ламинарный отрыв ⎯ переход к турбулентности ⎯ турбулентное присоединение [10, 11]. Исходное представление об изменении пульсационной составляющей скорости течения при нарушении симметрии обтекания тела вращения дает рис. 3, a. На нем приведены зависимости максимальной поперек вязкого слоя амплитуды возмущений в пристенной зоне потока от продольной координаты при различных положениях модели. Отрицательные углы атаки соответствуют течению на наветренной стороне тела вращения, положительные ⎯ на подветренной. Результаты измерений при = 0 хорошо согласуются с данными, показанными на рис. 2, c. На наветренной стороне экспериментальной модели ( = –2° и –4°) скорость нарастания пульсаций остается сопоставимой с ее величиной в осесимметричном течении при смещении области их усиления вниз по потоку. На подветренной стороне ( = 2° и 4°) возмущения нарастают значительно медленнее и в конце области измерений их амплитуда оказывается в несколько раз меньше уровня турбулентных пульсаций, регистрируемого на участке присоединения оторвавшегося осесимметричного пограничного слоя. Рис. 2. Профили средней скорости (a), контуры U = const с шагом 1 м/c (b) и нарастание вдоль потока максимальной среднеквадратичной амплитуды возмущений на частотах f ≤ 500 Гц (c) при Rer = 63000, = 0 [7]. 421 α α α α

Стр.3

Довгаль А.В., Занин Б.Ю., Сорокин А.М. Рис. 3. Среднеквадратичные амплитуды возмущений на частотах f ≤ 500 Гц при = –4° (1), −2° (2), 0° (3), 2° (4), 4° (5) (a), кривые нарастания колебаний в полосе частот 50−110 Гц при угле атаки = –4° (b, кривая 1) и в полосе частот 15−45 Гц при угле атаки = 4°, (b, кривая 2). Рисунок 4 иллюстрирует влияние ориентации модели относительно направления набегающего потока на спектральный состав возмущений ламинарного течения. Данные получены в максимуме пульсаций скорости по радиальной координате в трех экспериментальных режимах по углу атаки. В спектрах выделяются волновые пакеты колебаний с близкими центральными частотами при при = 0°, –4° и сравнительно низкочастотный ⎯ ренной и подветренной сторонах тела вращения, дополнительно изображено на рис. 3, b. Результаты демонстрируют явное различие скоростей нарастания колебаний при и 4°. = 4°. Изменение вдоль потока амплитуды возмущений, доминирующих на навет= −4° При просмотре снизу вверх при 422 Рис. 4. Спектры возмущений по частоте колебаний. = −4° х = 935, 975, 1015, 1055, 1095 мм (a), при 1045 мм (b), при = 0° х = 885, 925, 965, 1005, = 4° х = 955, 995, 1035, 1075, 1115 мм (c). α α α α α α α α α

Стр.4