Структура турбулентного отрыва на прямом крыле при различных условиях обтекания

__________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XXX 1999

№ 1—2

УДК 533. 6. 071.082:532. 526

СТРУКТУРА ТУРБУЛЕНТНОГО ОТРЫВА НА ПРЯМОМ КРЫЛЕ ПРИ РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХ ОБТЕКАНИЯ

Б. Ю. Занин, В. В. Козлов, В. Г. Проскрянов

Выполнена визуализация течения на поверхности модели крыла при отрыве турбулентного пограничного слоя. Получены разнообразные картины вихревого течения в области отрыва в зависимости от угла атаки, удлинения крыла и при наличии выступов на его поверхности.

Отрыв потока от поверхности крыла, как известно, оказывает большое влияние на аэродинамические характеристики, снижая подъемную силу и увеличивая лобовое сопротивление, и поэтому представляет 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 различных внешних возмущений.

В зависимости от величины числа Рейнольдса, кривизны поверхности и угла атаки на крыле могут возникать различные виды отрывных течений: отрыв ламинарного пограничного слоя с последующим присоединением и образованием отрывного 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 область отрыва занимает весь участок крыла от линии отрыва до задней кромки. В обоих случаях над крылом формируется сложное трехмерное течение, одним из свойств которого, как показали исследования [1]—[13], является образование крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла. Обзор работ, посвященных изучению пространственной структуры отрывных течений, изложен в [14].

Воздействие на указанные крупномасштабные вихри с помощью звука или выступов на поверхности крыла представляет собой один из способов управления отрывными течениями, позволяющих уменьшить размеры отрывной области и, в некоторых случаях, полностью устранить срыв [15]. Поэтому исследования пространственной вихревой структуры отрывных течений имеют большое практическое значение.

Целью данной работы являлось исследование особенностей структуры течения при турбулентном отрыве на верхней поверхности модели прямоугольного крыла и ее поведения при изменении режимов обтекания и под влиянием внешних воздействий.

Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 ИТПМ СО РАН, имеющей рабочую часть квадратного сечения 1 ж 1 м. Использовалась прямоугольная модель крыла с ламинарным профилем NACA 63-2-615, размах модели 1 м, хорда 0,27 м, удлинение 3,7. Установленная в трубу модель упиралась торцами в стенки рабочей части, т. е. моделировалось двумерное обтекание, при котором отсутствуют концевые эффекты из-за перетекания потока. Скорость потока составляла 32 м/с, число Рейнольдса по хорде 0,58x106. Угол атаки изменялся в диапазоне от 0 до 229. Модель выставлялась на выбранном угле атаки до начала эксперимента, и в ходе продувки угол атаки не изменялся. Данные о картинах течения получены с помощью визуализации методом «сажемасляного» покрытия (смесь масла, керосина и порошка двуокиси титана).

Исследования влияния угла атаки на картину течения при турбулентном отрыве были подробно описаны в [14], поэтому здесь приводятся только основные результаты. Так, было обнаружено, рис. 1, что около носика по всему размаху образуется узкий отрывной пузырь шириной несколько миллиметров, параллельный передней кромке модели, а ниже пузыря пограничный слой на модели, как показали термоанемометрические измерения, становится полностью турбулентным. Отрыв турбулентного пограничного слоя происходит ниже по потоку вблизи задней кромки модели. В области отрыва возникает несколько «грибообразных» структур, каждая из которых представляет собой пару вихрей, вращающихся в плоскости крыла в противоположные стороны. По мере роста угла атаки ширина зоны отрыва увеличивается, а количество вихревых пар уменьшается: от пяти пар при угле атаки 9,1° до одной пары при угле атаки 18,4°. Это уменьшение происходит в результате слияния соседних вихрей из различных пар. При угле атаки 21,4° наблюдается перестройка структуры течения и вместо турбулентного отрыва возникает срыв с передней кромки с одной парой вихрей. Увеличение скорости потока также сопровождается уменьшением числа вихревых пар в области турбулентного отрыва [14].

Рис. 1. Влияние угла атаки на структуру течения в области турбулентного отрыва

В данной работе исследовано влияние удлинения крыла и выступов на поверхности модели на структуру турбулентного отрыва. Все эксперименты проводились при угле атаки 12,3°, при котором на модели, имеющей удлинение 3,7, существуют три вихревые пары, рис. 1, б. Картины течения при изменении удлинения крыла приведены на рис. 2. Для изменения удлинения на модель устанавливались, как показано на рис. 2, вертикальные пластины на различном расстоянии друг от друга и затем проводилась визуализация картины течения на поверхности модели между пластинами. Удлинение последовательно уменьшалось до 1,8; 1,4 и 0,9. Были обнаружены существенные отличия структуры турбулентного отрыва от первоначальной, рис. 1, б, когда размах модели был ограничен стенками рабочей части. Так, при удлинении 1,8 крупномасштабные вихри, вращающиеся в плоскости крыла, располагались симметрично с двух сторон вблизи задней кромки, а между ними происходило растекание в поперечном направлении, рис. 2, а. Каждый из этих крупномасштабных вихрей является частью вихревой пары, в которой второй вихрь имеет меньший размер и расположен около вертикальной пластины ближе к передней кромке модели. При уменьшении удлинения до 1,4 картина течения становится несимметричной, рис. 2, б, а при удлинении 0,9 на модели остаются только два вихря в левом нижнем углу модели, рис. 2, в. Таким образом, уменьшение размаха модели с помощью вертикальных пластин привело к принципиальным изменениям структуры турбулентного отрыва, а именно к исчезновению «грибообразных» структур, увеличению размера области отрыва в углах между поверхностью модели и пластинами и к появлению в этих^углах вихревых пар из вихрей разной формы и величины.

на структуру течения в области Рис. 2. Влияние удлинения модели на структуру турбулентного отрыва

течения в области турбулентного отрыва

Затем было исследовано обтекание крыла, имеющего на поверхности выступы — точечные или линейные. Результаты визуализации структуры турбулентного отрыва на крыле с точечными выступами показаны на рис. 3. Угол атаки крыла по-прежнему составлял 12,3°; первоначальная картина течения на модели без выступов показана на рис. 3, а. При установке на передней кромке модели на оси симметрии выступа в виде конуса высотой 6 мм картина течения существенно изменилась, рис. 3, б. Турбулентный след за выступом, попадающий в область отрыва, приводит к образованию там дополнительных вихрей, разделяя центральную вихревую пару на две. С другой стороны, если установить на передней кромке на значительном расстоянии друг от друга два выступа, рис. 3, в, то турбулентный след за каждым из них играет роль препятствия, ограничивающего перетекание в поперечном направлении, т. е. на поверхности модели появляются три раздельные зоны турбулентного отрыва, при этом размах

центральной в два раза больше, чем у боковых. Соответственно и вихревая пара в центральной зоне становится значительно больше по сравнению с соседними. Удлинение участка крыла между выступами составляло 1,8, т. е. выступы были установлены в тех же сечениях, в которых ранее устанавливались вертикальные пластины, как показано на рис. 2, а. Поэтому сравнение результатов, приведенных на рис. 3, в и 2, а, позволяет оценить влияние различных краевых условий: вертикальных пластин или турбулентного следа на структуру турбулентного отрыва. Из сопоставления указанных рисунков видно, что ограничение размаха с помощью следа от выступов не приводит, в отличие от вертикальных пластин, к принципиальным изменениям структуры течения между ними.

Вихревое течение в области турбулентного отрыва наблюдается и при наличии на поверхности крыла большого количества выступов. На рис. 3, г показана картина течения с пятью выступами, установленными не на передней кромке, а в центральной части крыла на 40% хорды. В промежутках между следами от выступов существуют парные вихри.

Оказалось, что течение на нижней поверхности крыла также вносит свой вклад в формирование вихревых структур на его верхней поверхности. Этот факт был обнаружен после того, как на нижней поверхности вблизи задней кромки (80% хорды) на оси симметрии был установлен большой выступающий элемент в виде конуса высотой 40 мм. Это привело, как показано на рис. 3, д, к изменению количества вихревых пар в области отрыва.

Далее на поверхности модели были сделаны вблизи передней кромки линейные выступы из полос изоленты толщиной 1,5 мм. Рис. 4, а — первоначальная картина на модели без выступов. На рис. 4, б показана картина течения с выступами, занимающими 1/4 размаха с каждого края модели. Оказалось, что основные изменения произошли не за выступами, а между ними. Центральная вихревая пара исчезла, а за линейными выступами вихревые пары сохранились. В задней части модели наблюдалось интенсивное перетекание от центра к краям крыла, т. е. в данном случае течение не разделено на отдельные не взаимодействующие между собой области, как это наблюдалось при наличии вертикальных пластин (рис. 2, а) и двух точечных выступов (рис. 3, в).

Был также рассмотрен случай, когда выступ занимает одну половину размаха, а вторая оста-

Рис. 4. Влияние линейных выступов на структуру течения в области турбулентного отрыва

ется гладкой, рис. 4, в. За выступом образовалась одна вихревая пара большого размера, а на гладкой части сохранилась одна из первоначальных вихревых пар.

Исследования показали, что картина течения при турбулентном отрыве отличается большим разнообразием возникающих структур, общим свойством которых является наличие крупномасштабных вихрей, вращающихся в плоскости крыла. Обнаруженные в работе особенности их поведения при изменении условий обтекания и под влиянием внешних воздействий могут быть полезны при разработке способов управления такими течениями.

Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (коды проектов 96-15-96310 и 97-0100821).

ЛИТЕРАТУРА

1.Winkelmann А. Е., Barlow J. В. A flowfield model for а rectangular planform wing beyond stall//AIAA J.—1980. Vol. 18, N 8.

2. Bippes Н., Jacob Н., Turk М. Experimental investigations of the separated flow around a rectangular wing//DFVLR-FB.—1981, N 81-12 (in German).

3. Tobak М., Peake D. J. Topological structures on threedimensional separated flows//AIAA Paper N 81-1260.

4. H e й л а н д В. Я., Столяров Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле//Ученые записки ЦАГИ.—1982. Т. 13, № 1.

5. Dali man V. Topological structures on three-dimensional vortex flow separation//AIAA PaperN 83-1735.

6. Weihs D., Katz J. Cellular patterns in poststall flow over unswept wings//AIAA J.—1983. Vol. 21, N 12.

7. Нейланд В. Я., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Влияние относительной толщины прямоугольного крыла малого удлинения и числа Рейнольдса на режимы перестройки структуры обтекания//Ученые записки ЦАГИ.—1985. Т. 16, № 3.

8. Ко л маков Ю. А., Рыжов Ю. А., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Исследование структуры обтекания прямоугольного крыла X = 5 на больших углах атаки//Труды ЦАГИ.—1985. Вып. 2290.

9. В a s t е d о Jr. W. G., Mueller Т. J. Spanwise variation of laminar separation bubbles on wings at low Reynolds numbers//J. of Aircraft.—1986. Vol.

23, N9.

10. В i p p e s H. Experimental investigation of topological structures in three-dimensional separated flow//Proceedings of IUTAM Symposium «Boundary Layer Separation» (eds. F. T. Smith, S. N. Brown).—Berlin.: Springer-Verlag.—

1987.

11. Головкин М. А., Горбань В. П., Симусева Е. В., Стра-тонович А. Н. Обтекание прямого крыла при стационарных и квазиста-ционарных внешних условиях//Ученые записки ЦАГИ.—1987. Т. 18, № 3.

12. W i n k е 1 m a n n А. Е. Flow field studies behind a wing at low Reynolds number//AIAA Paper N 90-1471.

13. Рыжов Ю. А., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Критические режимы перестройки структуры обтекания прямоугольного кры-

ла при дозвуковом нестационарном обтекании//Ученые записки ЦАГИ.—1996. Т. 27, № 3-^.

14. Бойко A.B., Довгаль A.B., Занин Б. Ю., Козлов В. В. Пространственная структура отрывных течений на крыловых профилях (об-зор)//Теплофизика и аэромеханика.—1996. Т. 3, № 1.

15. Занин Б. Ю., Козлов В. В., Маврин О. В. О способе управления глобальным отрывом потока//Теплофизика и аэромеханика.—1997. Т. 4, № 4.

Рукопись поступила 6/VII1998 г.