Пульсационные характеристики потока в низкотурбулентной аэродинамической трубе малых скоростей Т-124

Том XXXIX

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 200 8

№ 1 — 2

УДК 533.6.071.4:532.517.4

ПУЛЬСАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОТОКА В НИЗКОТУРБУЛЕНТНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ МАЛЫХ СКОРОСТЕЙ Т-124

В. М. ФИЛИППОВ

Приведены результаты измерений пульсационных характеристик потока («', V, м>', р') в аэродинамической трубе в диапазоне скоростей и0 до 110 м/с. Дано краткое описание методики и техники соответствующих измерений. Создание АДТ Т-124 позволило провести исследования ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя при очень низких уровнях турбулентности набегающего потока и получить новые материалы, опровергающие сложившиеся представления в этой области знаний.

Проблема турбулентности имеет важное научное и промышленное значение, вследствие чего давно привлекает к своему изучению ведущих ученых многих стран.

Одним из первых обратил внимание на явление турбулентности Хаген (1839 г.). Позднее на основании своих наблюдений (опытов), в частности с подкрашенной струйкой, вводимой во входе потока воды в длинной прямой трубе (1883 г.), О. Рейнольдс выдвинул предположение, что смена форм (режимов) течения при прочих одинаковых условиях зависит от величины начальных возмущений: чем больше их интенсивность, тем при меньшей скорости потока имеет место ламинарно-турбулентный переход, который происходит в результате предварительного развития неустойчивых волн. Тейлор поддерживал другую гипотезу: переход происходит в результате локальных отрывов, вызванных пульсациями потока без их предварительного роста [1], Г. Шлих-тинг считал, что некоторые экспериментальные подтверждения теории устойчивости были получены в конце 30-х годов в Геттингене [2, стр. 69].

Однако первые опытные свидетельства в пользу гипотезы гидродинамической устойчивости были, вероятно, получены только летом 1940 г. в ЦАГИ Г. И. Петровым в ходе летных исследований развития пограничного слоя на манжете крыла самолета Нортроп 2Е и на специальной модели на самолете ДБ-3 с хорошо обработанными обтекаемыми поверхностями [3]. Эти исследования развития пограничного слоя проводились термоанемометром с нитевыми чувствительными элементами датчиков при высотах полета от 0.8 до 3 км и скоростях 125—260 км/ч. При перемещении датчика термоанемометра вдоль хорды в ламинарном пограничном слое на электронном осциллографе наблюдались отсутствующие во внешней среде заметные колебания скорости с определенными частотами, амплитуда которых возрастала по мере удаления от передней кромки.

Более полные экспериментальные исследования проблемы возникновения турбулентности были выполнены позднее в ходе изучения развития пограничного слоя на пластине в специально созданной низкотурбулентной аэродинамической трубе [4]. Авторы не только наблюдали собственные колебания пограничного слоя, но показали их важную роль в процессе начального этапа возникновения турбулентности и хорошее соответствие их поведения с линейной теорией устойчивости. При этом основные опыты были выполнены в контролируемых условиях путем изучения развития искусственно вводимых в пограничный слой волновых возмущений.

Исследования с «естественными» возмущениями практически были сведены к определению

зависимости числа Рейнольдса перехода I Reх =

и0 х

на плоской пластине от степени турбу-

лентности набегающего потока є =

/2 , /2 , '2

и + V + V

3и2

На основании результатов этой работы был

сделан вывод, что при малых возмущениях потока (е < 0.13%) число Рейнольдса перехода достигает предельно больших значений (начало перехода Яех н = 2.8 • 106, конец перехода

Яех к = 3.9 106) и обусловлено гидродинамической неустойчивостью самого течения к малым

возмущениям. Но как только е повышается, переход к турбулентной форме течения вызывается непосредственно случайными возмущениями без предварительного нарастания синусоидальных колебаний определенной частоты [2].

Интерес к проблеме турбулентности (ламинарно-турбулентному переходу) сохранился и в послевоенное время [5, 6]. В 60-е годы прошлого столетия по инициативе В. В. Струминского в ЦАГИ были расширены исследования турбулентности. В соответствии с техническими заданиями, разработанными М. А. Алексеевым и В. М. Филипповым, М. П. Рябоконь и его сотрудники выполнили аэродинамический проект малой дозвуковой низкотурбулентной трубы Т-124, которая была построена в конце 60-х годов и позволяла проводить исследования при очень малых уровнях турбулентности набегающего потока — е> 0.02% (рис. 1). Настоящая статья представляет обзор работ, выполненных автором в течение нескольких лет, в том числе ранее не опубликованных. Разработанные в ЦАГИ аэродинамические и технические проекты были использованы в ИТПМ СО АН СССР при создании трубы Т-324 [7].

При проектировании аэродинамической трубы Т-124 основное внимание уделялось получению потока с низким уровнем возмущений в ядре рабочей части, которые могли попадать в него из форкамеры в виде пульсаций скорости и температуры, из диффузора в виде пульсаций давления и от пристенного пограничного слоя. Уменьшение величины возмущений, приносимых потоком из форкамеры, как обычно, достигалось установкой в ней детурбулизирующих сеток, использованием между форкамерой и рабочей частью коллектора с большим поджатием — 17.6. Размещение качественного вентилятора после второго поворотного колена аэродинамического канала способствовало снижению поступления «паразитного шума» в рабочую часть трубы.

Изготовление аэродинамического контура из дерева (кроме металлического отсека вентилятора и рабочей части) также способствовало снижению акустического фона потока. Все четыре поворотных колена контура имели спрямляющие лопатки. Конструкция отсека детурбулизи-рующих сеток позволила установить девять сеток и менять их расположение. Измерения проведены с тремя сетками. Заметного уменьшения возмущений потока со стороны пограничного

Рис. 1. Аэродинамический контур трубы Т-124:

1 — колено 1; 2 — колено 2; 3 — вентилятор; 4 — колено 3; 5 — колено 4; 6 — детурбулизирую-щие сетки; 7 — рабочая часть; 8 — заградительная сетка; 9 — канал для перепуска воздуха

, об/мин

Рис. 2. Зависимость скорости потока и() от угловой скорости вращения вентилятора п:

а — для «пустой» рабочей части при трех величинах угла лопаток направляющего аппарата ф = 0 (•,  ), 20° (А), -35° (о) и с цилиндром при ф = 20° (+); б — при различной загрузке рабочей части, ф = -35°: + — «пустая» рабочая часть,

V,  — с одной решеткой, А — с решеткой и моделью пластины

слоя, наиболее существенных в зоне ламинарно-турбулентного перехода, можно было добиться путем его искусственной турбулизации на входе в рабочую часть [8].

Опыты в аэродинамической установке В-2 [9] показали: снижение возмущенного воздействия развитого турбулентного пограничного слоя на внешнее течение можно достичь при установке пластинки вдоль потока в его внешней перемежаемой зоне.

Скорость потока на входе в рабочую часть и0 определялась по измерениям температуры и полного давления в форкамере и статического — в контрольном сечении, расположенном на расстоянии х = 250 мм от входного сечения рабочей части по потоку. Предварительное задание скорости и0 легко осуществлялось путем установки соответствующей скорости вращения рабочего

колеса вентилятора п, которая поддерживалась постоянной с точностью ± 0.1 об/мин.

Скорость потока в ядре несколько возрастала по длине рабочей части, ее увеличение составляло около 0.5% на метр. Изменения скорости поперек ядра < 0.1%. Зависимость и0) = ^ (п) для «пустой» рабочей части и трех углов лопаток направляющего аппарата вентилятора ф приведена на рис. 2,а. Зависимость и0 = ^(п) при различной загрузке рабочей части и угле ф = -35° показана на рис. 2, б.

Следует иметь в виду, что установка модели или элементов какой-либо измерительной техники в рабочей части низкотурбулентной аэродинамической трубы может значительно изменить пульсационные параметры потока. Это было отмечено в первых же опытах с моделью пластины и дополнительной решеткой, установленной в конце пластины. Без модели решетка устанавливалась поперек потока в конце рабочей части (х = 3.45 м). Она состояла из 18 горизонтальных трубок диаметром 10 мм, укрепленных на двух вертикальных стержнях диаметром 16 мм с шагом 20—40 мм. В экспериментах с пластиной решетка использовалась для регулирования местоположения линии торможения потока на ее рабочей поверхности в окрестности передней кромки. В опытах с продольно обтекаемой моделью полого цилиндра положение линии торможения регулировалось интенсивностью расхода воздуха через его проток [10].

В настоящее время в экспериментальной практике этот способ регулирования положения линии торможения в окрестности передней кромки модели получил широкое распространение. Например, при исследованиях развития пограничного слоя на модели пластины для этой цели часто используют закрылки, установленные в ее кормовой части [11].

В данной работе приведены результаты измерений пульсационных характеристик потока, кратко описана методика и техника их получения. При измерениях пульсаций скорости и температуры, в основном, использовался термоанемометр постоянного тока. Питание термоанемометра осуществлялось от аккумуляторных батарей с общим напряжением до 144 В, что позволяло в некоторых случаях не учитывать изменение внутреннего сопротивления цепи питания датчика.

Рис. 3. Общий вид измерительной аппаратуры (а) и хорошо обтекаемой державки датчиков термоанемометра (б), минимизирующей возмущения потока в точке измерения и передачу вибраций от корпуса трубы к чувствительному

элементу датчика

Характер поведения мгновенной величины выходного сигнала термоанемометра е' наблюдался на электронном и регистрировался на шлейфовом осциллографах. Среднеквадратичные значения сигналов измерялись при помощи вакуумных термопреобразователей. Общий вид измерительной аппаратуры показан на рис. 3, а.

Для снижения влияния собственного шума усилительного блока термоанемометра на результаты измерений турбулентности на его выходе включали электрический фильтр, который разумно ограничивал рабочую полосу частот сверху, начиная примерно с 1.5 кГц. Увеличение полезного сигнала термоанемометра при изменениях продольной составляющей пульсационной скорости и и температуры 0 достигалось за счет применения специальных высокочувствительных датчиков. В первых измерениях использовались два датчика (№ 1 и 2) с чувствительными элементами из платиновой нити диаметром й = 22.5 мкм и один (№ 3) й =8.4 мкм из нити Волластона с внешним медным покрытием — й = 42 мкм [12]. Удаление медного покрытия с платиновой сердцевины проволоки Волластона осуществлялось при помощи травления в пленке водного раствора азотной кислоты [13] на специальном устройстве для изготовления датчиков [14]. Измерительный объем чувствительного элемента датчика № 3 был примерно в четыре раза меньше, чем у первых двух (№ 1и 2).

При измерениях поперечных компонентов турбулентной скорости применялись датчики с Х-образным расположением нитей в чувствительном элементе. Использовались датчики с двумя и четырьмя крестовинами при перегревах = 200 и 400°. Соединение нитей между собой осуществлялось по схеме моста Уитстона [15, 16].

В последних измерениях еи (2003 г.) применялся термоанемометр постоянной температуры (БКА) с вольфрамовым чувствительным элементом датчика диаметром й=4.5 мкм из омедненной нити.

Датчики термоанемометра с использованием резиновых амортизаторов крепились на специально изготовленной хорошо обтекаемой жесткой державке, которая устанавливалась на заглушке окна рабочей части трубы (рис. 3, б), что позволяло проводить измерения в разных сечениях по длине рабочей части на расстоянии 30 см от левой по потоку боковой стенки.

Наряду с термоанемометрическими измерениями пульсаций скорости (и', V', w') и температуры 0 были проведены измерения пульсаций статического давления на стенках трубы и в потоке. Измерения пульсаций давления проводились при помощи индуктивных датчиков давления и усилительной аппаратуры типа АНЧ с выходом сигнала на шлейфовый осциллограф и приставку для измерения его среднеквадратичной величины. При измерениях пульсаций давления в потоке насадок устанавливался на стойке, которая крепилась в разных сечениях по контуру на расстоянии 0.5 м от пола трубы посредством вакуумной присоски. Конструкция насадка позволяла

исключить его псевдошумы [17]. В опытах по исследованию развития пограничного слоя на стенках рабочей части трубы датчики монтировались в соответствующих заглушках окон.

Наряду с исследованиями развития пограничного слоя на боковых стенках рабочей части по измерениям пульсаций давления в ряде сечений, примерно вдоль средней линии левой по потоку стенки, были определены профили средней скорости [18]. Испытания показали, что первоначально при очень малой скорости U0 на стенках рабочей части развивался ламинарный пограничный слой, который с ростом скорости потока переходил в турбулентный. Место положения области перехода и изменения ее коэффициента перемежаемости у по длине определялись соотношениями [19]:

- \2

Ц 0 - Цр)

2с2

йЦ0,

где Ц0, С — параметры, характеризующие центр и рассеяния распределения; Ц0 = Ц01^_05, а С_0.5 (01^_0 84 -Ц0|у_016); ихизменения с расстоянием до начала рабочей части х:

- 14.1 4.0 — 10.3 3.2

Ц0 _ Т'Т', С_ Т'Т'; Ц0 _ __, С_"

х + 0.2 х + 0.2 х + 0.2 х + 0.1

для правой и левой по потоку стенкам рабочей части трубы соответственно.

Измерения профилей скорости в разных сечениях по длине рабочей части позволили

6* о*

, потери импульса о и получить зависимости 5*, 5** _ Е (Ц0) [18]. Их величины с ростом скорости первоначально существенно уменьшались, достигали своего минимального значения, а далее начинали увеличиваться, проходя через максимум при Ц ~ 40 + 50 м/с. С удалением от начала рабочей части положение минимума смещалось в сторону меньших скоростей ^.

Термоанемометрические измерения пульсационных характеристик потока. В ходе первых термоанемометрических измерений (1970 г.) проведенных в одной точке потока на расстоянии 30 см от левой стенки и х = 48 см в диапазоне скоростей 5 < Ц — 60 м/с, были опреде-

лены относительные величины пульсаций продольной составляющей скорости £и

температуры 0_/^/те и осуществлены записи сигнала на шлейфовом осциллографе. Осциллограммы позволили предположить, что основная часть энергии пульсаций сосредоточена в области низких частот — примерно менее несколько сот Гц. При Ц < 5 м/с значительная доля

энергии сигнала приходилась на частоты /~ 17 и 0.6 Гц. Возмущения потока с частотой 17 Гц имели акустическую природу и, возможно, были вызваны соответствующими вибрациями стенок трубы.

Определение пульсационных характеристик потока по измеренным значениям сигнала термоанемометра ^Ае/2 осуществлялось обычным путем [20] с использованием флуктуационных

Л

Ае

Ает

Ает у

диаграмм: -----------_ Е —— [21], где Ает — коэффициент чувствительности датчика к пульса-

циям скорости, Ает — к пульсациям температуры торможения. В работе были использованы следующие перегревы чувствительного элемента датчика: Аt = 20, 30, 40, 50, 60, 80, 100, 125, 150, 175, 200, 250, 300, 350 и 400°.

На рис. 4, а построены флуктуационные диаграммы для пяти скоростей в диапазоне 5 < Цц < 40 м/с. Видно, что флуктуационные диаграммы представляют собой прямые линии, проходящие через начало координат, что имеет место, когда пульсации температуры в потоке

Рис. 4. Флуктуационные диаграммы по измерениям, выполненным датчиками № 2 и 3 в сечении х = 0.48 м

для ряда скоростей Ц0:

а — датчик № 3 (внутренняя шкала, пунктирные линии), П0, м/с = 5.4 (о), 10.6 (•), 30 (А) и датчик № 2 — 20 (V), 30 (х),

40 ( ); б — датчик № 2, и0

60 м/с

практически отсутствуют,

0:

л/АГё2

те

= 0. При

больших скоростях, вероятно, происходит аэроди намический нагрев потока и пульсации темпе

ратуры становятся неравными нулю

/АТ2

Т

Ф 0,

о чем свидетельствует, например, нелинейность флуктуационной диаграммы для Ц, _ 60 м/с

0

/АТ

те

0.003% (рис. 4, б).

Анализ результатов проведенных измерений показал, что при низком уровне пульсаций температуры определение £ можно упростить без существенного снижения точности, путем работы при высоком перегреве чувствительного элемента датчика А/. В условиях настоящей работы это имеет место, например, при А/ > 100°, что подтверждается соответствующими графиками рис. 5, а.

После четырех лет эксплуатации трубы были проведены более детальные исследования пульса-ционных характеристик скорости потока, включая и измерения поперечных составляющих скорости V', w'; при этом определение пульсаций температуры потока 0 не велось, а измерения £ проводили датчиками с нитями й ~ 16.2 мкм при двух перегревах А/ =200 и 400° с использованием закона теплоотдачи Кинга и учетом конечности внутреннего сопротивления электрической цепи чувствительного элемента.

Рис. 5:

влияние перегрева чувствительного элемента

А/ _ ^ _ /е датчика № 2 на определяемую величину

Ц0 без учета пульсаций температуры потока (0 = 0): Ц0, м/с = 10.8 (•), 20 (х), 30 (А), 40 (о), 60 (); б — зависимость калибровочного коэффициента к от силы тока моста I _ Е (Ц0) для Х-образных датчиков термоанемометра: • — две крестовины; о — четыре крестовины

а

д//2/ц0 или /ц0 _д/ё'2/57.3к,

где V', w' — поперечные составляющие турбулентной скорости, вертикальная и горизонтальная соответственно; е' — величина сигнала в измерительной диагонали моста (датчика); к — тарированный коэффициент, соответствующий изменению сигнала в измерительной диагонали чувствительного элемента датчика термоанемометра при его повороте относительно направления набегающего потока на один градус.

Обработка по методу наименьших квадратов [22] результатов тарировки дали следующие аналитические выражения зависимостей к _ Е (I):

к _ 0.09111 -21.01, Ск _±0.29 и к _ 0.18341 -41.70, Ск _±0.65

для датчиков с двумя и четырьмя крестовинами соответственно (рис. 5, б). Тарировки проведены в трубе Т-124 при А/ = 200 и 400°, I — сила тока моста, однозначно определяемая скоростью Ц0. Шумы аппаратуры не зависели от силы тока I и были незначительными в сравнении с выходными сигналами термоанемометра, обусловленными пульсациями потока.

Результаты измерений относительных величин турбулентных пульсаций скорости в виде зависимостей £и v w _ Е(Ц0) для сечения х = 0.48 м, ф = 0 приведены на рис. 6. Сплошная линия

на рис. 6, а соответствует данным трубы Т-324. Характер зависимости £и _ Е(Ц0) потока в ра-

бочей части трубы не изменился после нескольких лет ее интенсивной эксплуатации. По-прежнему наименьшие значения £и имели место при

Ц0 < 25 м/с. В области Ц0 < 10 м/с уменьшение

скорости потока сопровождалось некоторым увеличением величины £и, что, возможно, было обусловлено изменением положения ламинарнотурбулентного перехода в пограничном слое на

стенках рабочей части.

Для Ц0 ~ 10 м/с наблюдались заметные возмущения потока с частотой /~70 и 140 Гц при Ц0 _13 м/с, которые исчезали при дальнейшем росте скорости Ц0, и значения £и оставались практически неизменными ( ~ 0.018%) до Ц0 ~ 25 м/с. В диапазоне 25 < Ц0 < 36 м/с пульсации £и непрерывно увеличивались со скоростью потока и при Ц0 ~ 36 м/с достигали значений £и ~ 0.04%, оставаясь неизменными до Ц0 ~ 60—65 м/с. Последующий непрерывный рост турбулентности £и с увеличением скорости выше 60—65 м/с был вызван сеточной турбулентностью потока в форкамере и достигал примерно 0.07% при Ц0 ~ 100 м/с. В ходе продолжительной и непрерывной работы трубы отмечалось слабое уменьшение величины £и.

Характер поведения поперечных составляющих £^,, ^ _Е(Ц0) подобен зависимости

£и _ Е(Ц0), хотя по величине они были заметно

Рис. 6. Изменение турбулентности в ядре потока в сечении х = 0.48 м, ф = 0 со скоростью и0:

Еу = а/У2/и0 , Еу = Vу/2 /и0 , V, у/' — вертикальная и горизонтальная составляющая турбулентной скорости соответственно; + — Т-124 (2003 г.),---------Т-324 — ИТПМ

Рис. 7. Зависимость £_ Е (Ц0):

а — в сечении х = 0.48 м для разных углов: ф = 0 (•), +20° (А), -35° (V),

0

больше. В диапазоне малых скоростей ^ № ~ 0.02%, а далее с ростом скорости Ц0 > 20 м/с начинается существенное увеличение поперечных пульсаций, которые при Ц0 ~ 32 + 36 м/с достигали своего «полочного» значения ------------------------------------------------------------------ £у ^ ~ 0.06%, вплоть до и0 ~ 60 м/с, с последующим

плавным ростом: £^, № ~ 0.08% при Ц _ 100 м/с и 0.09% при Ц0 ~ 110 м/с.

Исследования турбулентности потока при разных углах лопаток направляющего аппарата вентилятора ф показали слабое его влияние на величину и характер зависимости £_Е(Ц0). На рис. 7, а представлены результаты соответствующих измерений £и для ф_ 0; +20° и -35°. Измерения были проведены в один день в следующей последовательности: ф_ 0, +20°, -35° и 0. Вообще, для всего рабочего диапазона скоростей наблюдается слабая тенденция роста возму-щенности потока с увеличением угла ф.

Величина турбулентности и вид ее зависимости от скорости Ц0 несколько изменялись по длине рабочей части трубы (рис. 7, б). В области Ц0 < 15 м/с уменьшение скорости сопровождалось быстрым ростом всех компонентов турбулентных пульсаций скорости, вызванным перемещением области перехода по длине рабочей части трубы. В диапазоне 20 < Ц0 < 35 м/с, как и у входа в рабочую часть (х = 0.48 м), происходил существенный рост пульсаций потока. В «полочной» части зависимости имело место некоторое ослабление пульсаций ( ~ 0.035%) по

сравнению с сечением х = 0.48 м ( ~ 0.04%).

Сведения о частотном спектре турбулентности потока были получены из анализа осцилло-графических записей сигнала термоанемометра. Для продольной составляющей пульсаций в сечении х = 0.48 м и скорости Ц0 < 10 м/с обнаружено: при Ц0 < 5 м/с выделение колебаний сигнала с частотой /~ 17 Гц, соответствующей частоте вибраций корпуса трубы; увеличение скорости потока и0) до 8—9 м/с не приводило к изменению частот структуры сигнала; при скорости

и0) ~ 9 м/с возникали большие, четко выраженные колебания со средней частотой /1 ~ 70 Гц, которые с увеличением скорости потока быстро удваивались — /2 ~ 140 Гц, а затем полностью

пропадали. За исключением этой узкой области скоростей (8 < и0) < 14 м/с), до и0) ~ 50—60 м/с спектральный характер сигнала Еи принципиально не изменялся. Преобладающая часть пульса-ционной энергии Еи приходилась на диапазон частот / < 5 + 30 Гц. Заметное увеличение частотного диапазона сигнала до нескольких сот Гц происходило, начиная со скорости и0) ^ 50—60 м/с, при сохранении существенной энергетической роли низких частот и далее до максимальной скорости и0 = 110 м/с.

Рис. 8. Образцы осциллограмм пульсаций сигнала термоанемометра при измерениях поперечных составляющих турбулентной скорости в сечении х = 0.48 м, ф = -35° для диапазона 5 < Ц < 110 м/с

Рис. 9. Зависимость £и у „ _ Е(Ц0) в сечении х =0.48 м

при расположении в рабочей части трубы решетки

Рис. 10. Зависимость £и v „ _ Е

Изменение угла ф несколько влияло на спектральный состав сигнала. Так, например, при и0 _ 10 м/с и ф_0 доминируют частоты сигнала 67 Гц, а при ф_-35° — 75 Гц. В потоке с Ц ~ 24 м/с возникали колебания с частотой /~ 280 Гц.

Частотный характер сигналов V' и w' был аналогичным между собой, и они не имели выделение выше отмеченных дискретных частот для и . В диапазоне больших скоростей потока колебания поперечных составляющих четко отличались от колебаний продольной и отсутствием превалирования пульсаций с частотами 10—20 Гц. При максимальной скорости Ц ~ 110 м/с заметно выделялись колебания с частотами 180—190 Гц. На рис. 8 приведены осциллограммы V _ Е(/) и м>' _ Е(/) для х = 0.48 м в диапазоне 5 < Ц0 < 110 м/с, иллюстрирующие отмеченное выше.

По длине рабочей части (х = 0.48 и 2.69 м) характер сигнала (осциллограмм) практически сохранялся.

Установка решетки модели (пластины с решеткой) приводила к изменению спектра и значительному увеличению пульсаций потока и в первую очередь £и (рис. 9). Продольная составляющая £и увеличивалась многократно во всем диапазоне скоростей. Заметное увеличение £у и £к по сравнению с «пустой» рабочей частью (РЧ) имело место при Ц0 > 35—40 м/с. Рост £у начинался при меньшей скорости (Ц0 ~ 35 м/с) и был более значительным, чем £м,. При и0 _ 40 м/с £у возрастала примерно с 0.06% («пустая» РЧ) до 0.08% (с моделью и решеткой).

Измерения турбулентности £_ Е (Ц0) в разных сечениях по длине рабочей части показали

ее неизменность вдоль потока (рис. 10). Ликвидация слабо продольного градиента давления вдоль потока путем установки на потолке рабочей части над пластиной профилированного вкладыша не приводила к изменению величины и характера зависимостей £иук _/(и0).

Измерения пульсаций давления. Измерения пульсаций давления проведены в рабочей части, в форкамере и за третьим диффузором перед поворотными лопатками третьего колена трубы (см. рис. 1). Во всех случаях насадок устанавливался в вертикальной осевой плоскости на расстоянии примерно 0.5 м от пола, а в детурбулизирующем отсеке форкамеры находились три сетки (первая, предпоследняя и последняя по потоку). Наибольшей величины пульсации давления потока достигали при максимальной скорости ^ ~ 110 м/с и соответственно составляли примерно 115, 105, 110 дБ в рабочей части, форкамере и за третьем диффузором.

При малой скорости потока и даже его отсутствии, но при включенном машинном агрегате привода вентилятора всегда регистрировались пульсации давления с частотой 16.5 Гц, обу-

словленные преобразованными в акустику вибрациями корпуса трубы. Пульсации давления возрастали с увеличением скорости потока и особенно при Ц0 > 25 м/с. Заметно выделялись частоты, пропорциональные произведению угловой скорости вентилятора п на число лопаток его рабочего колеса.

^2

Зависимости среднеквадратичной величины пульсаций давления \р от скорости Ц

приведены на рис. 11. Значения ^р 2 в области малых скоростей ^ < 25 м/с определялись с использованием осциллографических записей сигнала. Измерения в рабочей части и перед третьем коленом контура трубы проведены при ф_ 0, в рабочей части — на расстояниях х = 0 и 3 м. Измерения в форкамере проведены при расстоянии Ь =1 м от последней по потоку сетки и угле ф_ 0, а при Ь = 3 м — с ф_ 0, +20° и -30°.

Зависимости на рис. 11 свидетельствуют, что интенсивность пульсаций потока увеличивается с ростом скорости Ц0 во всех сечениях контура трубы и не изменяется как по длине рабочей

части, так и по потоку в форкамере независимо от угла ф.

В заключение следует отметить, что в условиях низкого уровня возмущенности потока в аэродинамической трубе Т-124 были получены новые результаты по влиянию турбулентности на ламинарно-турбулентный переход, которые несколько изменили укоренившиеся представления в отечественной и зарубежной литературе по этому вопросу.

Так при исследованиях развития пограничного слоя на плоской пластине при слабом градиенте давления йр/йх ~ —0.015 м-1 и при йр/йх~ 0 было установлено, что уменьшение интен-

^=рр

Рис. 11. Зависимость среднеквадратичной величины пульсаций давления в разных сечениях контура трубы от скорости потока на входе в рабочую часть Ц0:

а — в рабочей части х = 0

0

сивности турбулентности е приводит к монотонному росту числа Рейнольдса перехода [23—25]. В опытах с продольно обтекаемым проточным цилиндром {^dp/dx = —0.0075 м—1), в которых уровень турбулентности был ниже, чем в экспериментах с пластиной, ламинарный режим в пограничном слое сохранялся во всем рабочем диапазоне чисел Rex < 6 • 106, который ограничивался условиями обтекания передней кромки [10].

Принципиально новые результаты получены по влиянию интенсивности турбулентности набегающего потока на ламинарно-турбулентный переход на линии растекания модели стреловидного крыла [26]. Новые материалы получены при изучении развития возмущений в предот-рывной и отрывной зонах ламинарного пограничного слоя в условиях низкой турбулентности набегающего потока [27].

Работа выполнена при частичной финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант № 04-01-00474).

ЛИТЕРАТУРА

1. МонинА. С., ЯгломА. М. Статистическая гидромеханика. Ч. 1. — М.: Наука,

1965.

2. ШлихтингГ. Возникновение турбулентности. — М.: ИЛ, 1962.

3. Свищев Г. П. Некоторые проблемы аэрогазодинамики и теплофизики в работах Г. И. Петрова. — В кн.: Гидроэромеханика и космические исследования. — М.: Наука. 1985.

4. Schubaner G. B., Skramsted H. K. Laminar-boundary-layer oscillations and transition on a flat plate // NACA Rep. 1948. N 909.

5. ДородницынА. А., ЛойцянскийЛ. Г. Переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный и ламинарные профили // Труды ЦАГИ. 1945. № 563.

6. Остославский И. В., Свищев Г. П. Расчет точки перехода ламинарного пограничного слоя крыла в турбулентный // Труды ЦАГИ. 1975, вып. 1723.

7. БогачевГ. И., ГоловВ. К., МедведевГ. В., ПоляковН. Ф. Аэродинамическая труба малых скоростей Т-324 с пониженной степенью турбулентности. — В кн.: Аэродинамические исследования. — Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР. 1972.

8. ШумилкинВ. Г., ФилипповВ. М., ГудилинИ. В., ШумилкинаЕ. А.

Способ управления турбулентностью в плоскопараллельном потоке. Пат. 2072456 РФ/Б 1997.

Заявка № 93037181/06 // Бюлл. изобр. 1997. № 3.

9. ФилипповВ. М. Экспериментальное исследование возникновения и развития турбулентности в трубах и каналах // Труды ЦАГИ. 1980, вып. 2042.

10. ФилипповВ. М. О возникновении турбулентности // Численное моделирование механики сплошных сред. АН СССР СО, вычислительный центр, ИТПМ. 1980. Т. 11, № 6.

11. БойкоА. В., ГрекГ. Р., ДовгальА. В., КозловВ. В. Возникновение турбулентности в пристенных течениях. — Новосибирск: Наука, СО РАН, 1999.

12. Филиппов В. М. Насадок термоанемометра: А.с. № 316960. Заявка

№ 1449097/40-24 от 06.VI.1970 г. Опубл. 1977 // Бюлл. № 30; А.с. № 163443. Заявка № 847110/26-10 от 13.VII.1963 г. Опубл. 1964 // Бюлл. № 12.

13. ФилипповВ. М., КолесниковВ. К. Способ травления кислотой малых отрезков металлического покрытия нитей. А.с. № 163480. Заявка № 847311/26-10 от 13.VII.1963 //

Бюлл. 1964. № 12.

14. Колесников В. К., Филиппов В. М. Устройство для изготовления рабочей части насадков термоанемометра. А.с. № 264015. Заявка № 1286943/18-10 от 30.XI.1968 //

Бюлл. 1970. № 8.

15. Филиппов В. М. Насадок термоанемометра. А.с. № 344355. Заявка

№ 1449096/40-23 от 06.VI.1970 // Бюлл. 1972. № 21.

16. Филиппов В. М. Термоанемометрический насадок для измерения поперечных пульсаций скорости. А.с. № 330389. Заявка № 1389465/18-10 от 29.XII.1969 // Бюлл. 1972.

№ 8.

17. Лавров Ю. В., ФилипповВ. М., Хабаров Д. В., ЧекрыгинаН. А.

Приемник для измерения пульсаций давления в газовых потоках. Метрология измерения параметров газового потока в научном эксперименте // Труды ЦИАМ. 1984, № 1130.

18. ВоротниковП. П., ФилипповВ. М. Измерение сопротивления трения турбулентного пограничного слоя в широком диапазоне чисел Рейнольдса // Труды ЦАГИ. 1976, вып. 1719.

19. Лавров Ю. В., Филиппов В. М. Экспериментальное исследование перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на стенках рабочей части аэродинамической трубы // Ученые записки ЦАГИ. 1972. Т. III, № 2.

20. Филиппов В. М. Исследование пульсационных характеристик потоков в аэродинамических трубах. О коэффициентах чувствительности нити термоанемометра и компенсации ее тепловой энергии / Всесоюзный симпозиум по методам аэродинамических исследований. — Новосибирск: СО АН СССР ИТПМ, 1976.

21. Kovasnay L. S. G. Turbulence in supersonic flow // JAS. 1953. N 10.

22. УшаковБ. А. Определение параметров линейной зависимости двух переменных по способу наименьших квадратов // Труды ЦАГИ. 1949. N° 680.

23. Свищев Г. П., Струминский В. В., Филиппов В. М. Исследование влияния небольших продольных градиентов давления на переход в пограничном слое при низких уровнях турбулентности набегающего потока / Тезисы доклада на III Всесоюзной научно-технической конференции по прикладной аэродинамике. — Киев: Изд. КИИГА, 1973.

24. Филиппов В. М. Экспериментальное исследование влияния градиента давления на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный // Ученые записки ЦАГИ. 1975. Т. VI, М 6.

25. Филиппов В. М. Развитие естественных возмущений в ламинарном пограничном слое // Ученые записки ЦАГИ. 19l9. T. X, М 1.

26. Нейланд В. Я., Филиппов В. М. Экспериментальное исследование пограничного слоя на линии растекания стреловидного крыла // Докл. АН. 2004. Т. 396, М 6.

2l. Нейланд В. Я., Филиппов В. М. Развитие возмущений в предотрывной и отрывной зонах ламинарного пограничного слоя // Докл. АН. 2006. Т. 411, М 5.

Рукопись поступила 30/XI2006 г.