Околозвуковое обтекание профиля при больших числах Рейнольдса

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том XI 1980 № 1

УДК 533.6.011.5:629.7.025.73

ОКОЛОЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ПРОФИЛЯ ПРИ БОЛЬШИХ ЧИСЛАХ РЕЙНОЛЬДСА

В. Д, Боксер, В. М. Гадецкий, В. Г. Книвелъ, И. В. Макаревич

Представлены результаты исследования при околозвуковых скоростях распределения давления на крыловом профиле при больших числах Рейнольдса (до 1?е~ 28-100). Выявлен различный характер влияния числа Еїе в зависимости от типа околозвукового обтекания.

Вопросы моделирования натурных условий обтекания в аэродинамических трубах при околозвуковых скоростях являются весьма актуальными. При испытаниях моделей околозвуковых самолетов, как правило, не реализуются натурные числа Рейнольдса, которые на крейсерских режимах полета достигают, например, на существующих пассажирских самолетах величины порядка (30н-60)• 10е. Связанные с этим масштабные эффекты в условиях сверхкритических режимов обтекания могут быть существенными. Проведенные в этом направлении исследования [1,2] показывают, что при определенных режимах околозвукового обтекания переход от малых чисел ре к натурным сопровождается изменениями в распределении давления. Однако на основе результатов этих исследований не представляется возможным определенно выяснить режимы околозвукового обтекания, при которых влияние числа Р?е существенно, и режимы, где влияние числа Яе слабое.

Результаты экспериментальных исследований, представленные ниже, являются попыткой систематизации характера влияния числа Ре в зависимости от типа околозвукового обтекания профиля. При выборе метода исследования рассматривались как косвенные, так и прямые способы моделирования натурных условий обтекания в аэродинамических трубах. К числу косвенных способов моделирования относятся, во-первых, испытания в обычных трубах (малые числа» Ие), когда потребное повышение числа Ие приблизительно компенсируется более задним, чем в натурных условиях, положением точки перехода ламинарного-пограничного слоя в турбулентный, во-вторых, испытания, сопровождающиеся, измерением положения точки перехода с последующим теоретическим пересчетом характеристик на натурные числа Ие и натурное положение точки перехода. Оба метода, к сожалению, не являются универсальными, так как в первом методе из-за того, что естественный переход часто расположен вблизи носка модели и не представлается возможным сместить его назад, не удается приблизиться к натурным условиям, а второй метод не может быть использован в случае отрывного обтекания.

Настоящие экспериментальные исследования по влиянию числа Не на характер распределения давления на профиле с относительной толщиной с=9% (рис. 1) в условиях околозвукового обтекания (Мсо=0,7 — 0,9) были проведены прямым методом на модели с большой хордой в аэродинамической трубе с повышенным начальным давлением. В результате этого в эксперименте достигались числа Ие ~ (25-т-28) • Ю6. Распределение давления измерялось в 75 точках поверхности

профиля. Точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный располагалась вблизи носка профиля, что объясняется повышенной начальной степенью турбулентности потока. Для подтверждения переднего расположения точки перехода на режимах развитого закритического обтекания проводились дополнительные испытания с турбулизатором вблизи носка профиля (на 5% хорды). При установке турбулизагора изменений в распределении давления не было обнаружено.

Типы околозвукового обтекания профиля. На основе анализа результатов экспериментального исследования можно отметить три типа околозвукового обтекания профиля в зависимости от характера влияния числа Ие.

ос= 6 (М^М нр>

2

-------Иерхняя пойерхность

-------нижняя поверхность

сс =2

д Не Ю'ЧОЗЗ л

1%75 х

х 19.90 •

2^.05

ос =6°

Яе 70 = 10,30 /420

2^.05

Рис. 1

Тип А. Докритическое и закритическое обтекание с почти полным восстановлением давления на задней кромке профиля (рис. 1), когда отрыв потока отсутствует (нижняя поверхность) или могут наблюдаться лишь слабые локальные отрывы на диффузорном участке верхней поверхности. Увеличение числа Ие до 2410,; в этих условиях оказывает слабое влияние на эпюру давлений вследствие незначительного изменения при этом эффективного „жидкого" контура. Возрастание числа Ие проявляется при этом в основном в незначительном смещении назад скачка уплотнения (при Мос^>Мкр).

Тип Б. Закритическое обтекание с неполным восстановлением давления на задней кромке при небольших значениях числа Ие из-за наличия обусловленного скачком уплотнения волнового отрыва умеренной интенсивности. Увеличение числа Ие на этих режимах до (23-^-27) • Ю'} приводит к существенному изменению эпюры давлений вбпзи задней кромки на верхней поверхности и к смещению скачка уплотнения назад (рис. 2). С ростом числа Ие восстановление давления на задней кромке происходит тем интенсивней, чем значительнее отрыв потока у задней кромки при небольших числах Ие (случай р3 к<0, рис. 2, а = 4°). При этом, однако, в исследованном диапазоне чисел Яе не было достигнуто полного восстановления давления на задней кромке профиля. Не исключено, что при

дальнейшем возрастании числа Ие может происходить более полное восстановление давления на задней кромке, и, следовательно, дальнейшее приближение к условиям безотрывного обтекания.

На рис. 2 приведена эпюра давлений при малом значении числа Ие ^ 3 106, полученная автором работы [3] в аэродинамической трубе меньших размеров при фиксированной в носке профиля точке перехода (х„—-хп1Ь=5%) ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Видно, что при возрастании числа Ие от 3-1 О*3 до 22,8-106 происходит существенное изменение эпюры давлений в хвостовой части профиля, характеризующее значительное ослабление срывных явлений.

Тип В. Развитое закритическое обтекание с интенсивным волновым отрывом, когда возрастание числа Не до 28-10|; не приводит к заметному восстановлению давления на задней кромке (рис. 3). Иными словами, интенсивный волновой отрыв на профиле не ослабляется вплоть до максимальных исследованных значений чисел Ие. Дальнейшее увеличение числа Ие, по всей вероятности, не приведет к подавлению интенсивного волнового отрыва. Это подтверждается результатами работы [2], гд: при изменении числа Ие от 6,5-10° до 62,5* ]0е (при Моо ~ 0,9) давление у задней кромки не восстанавливалось.

По данным измерений распределения давления были получены, путем интегрирования эпюр распределения давления, кривые изменения сопротивления давления сх (без учета сопротивления трения) в зависимости от числа Ие для р

исследованных типов околозвукового обтекания профиля При обтекании с почти полным восстановлением давления у задней кромки (тип А) наблюдается небольшое снижение профильного сопротивления с ростом числа Йе, обусловленное, в основном, уменьшением толщины пограничного слоя.

^ ~ 0,9(М.>Мнр) ,тип В,'а. = 6

хр

0,03

0,02

0,01

О

10

О ~0,70, тип А

( X =ff°

15

20

Не 10

-е

Рис. 4

При обтекании с неполным восстановлением давления у задней кромки из-за наличия отрыва потока (тип Б) увеличение числа Ие более сложным образом сказывается на характере протекания зависимости сх (Ре). В этом случае

Р

имеют место два противоположных фактора: с увеличением числа Ие вихревое сопротивление, обусловленное отрывом потока, снижается, а волновое сопротивление возрастает вследствие смещения скачка вниз по хорде. Количественно доли вихревого и волнового сопротивления могут быть различными в зависимости от режима обтекания. На рис. 4 при а = 4° вследствие ослабления отрыва по числам Яе величина с значительно уменьшается за счет существенного снижения вих-

Р по

ревого сопротивления, а при а = 2 , когда отрыв менее интенсивный, влияние числа 1}е на сх ослабляется. р

В случае развитого закритического обтекания с интенсивным волновым отрывом (тип В) в исследованном диапазоне чисел 1?е сопротивление давления не уменьшается и может даже несколько возрастать (с увеличением числа Ие) вследствие небольшого смещения скачка назад и увеличения волнового сопротивления (например, М» ^ 0,90, а =6°, рис. 4).

Таким образом, зависимости сх (Ие) согласуются с соответствующими эпюра-

Р о

ми давлении и количественно отражают влияние числа Ке на исследованные типы околозвукового обтекания профиля.

ЛИТЕРАТУРА

1. Brown D. Two-dimensional wind tunnel tests on a conventional wing section over a wide range of Reynolds numbers and up to high subsonic free streem. Сб. „Fluid Dynamics, Aerodynamics and Gas Dynamics*, „1CAS Proceedings", vol. 1, 1974.

2. L e e J. D. High Reynolds number transonic testing. ARL TR 75-0112, 1975.

3. Ф о м и н В. М. Исследование влияния состояния пограничного слоя на аэродинамические характеристики при околозвуковых скоростях. „Ученые записки ЦАГИ“, т. 6, № 6, 1976.

Рукопись поступила 13/VII 1978 г.