Известия РАН. Механика жидкости и газа, 2019, № 2, стр. 112-118
ОБ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОМ ИССЛЕДОВАНИИ ВОЗДЕЙСТВИЯ СЛАБЫХ УДАРНЫХ ВОЛН НА ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОЙ ПЛОСКОЙ ПРИТУПЛЕННОЙ ПЛАСТИНЫ ПРИ ЧИСЛЕ МАХА 2.5
Ю. Г. Ермолаев a, b, А. Д. Косинов a, b, В. Л. Кочарин a, *, Н. В. Семенов a, А. А. Яцких a, b
a Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН
Новосибирск, Россия
b Новосибирский национальный исследовательский государственный университет
Новосибирск, Россия
* E-mail: kocharin@itam.nsc.ru
Поступила в редакцию 08.08.2018
После доработки 18.10.2018
Принята к публикации 18.10.2018
Аннотация
Проведены экспериментальные исследования генерации пары слабых ударных волн двумерной неровностью, установленной на боковой стенке рабочей части аэродинамической трубы, и их воздействия на сверхзвуковой пограничный слой притупленной плоской пластины при числе Маха 2.5. Измерения выполнены термоанемометром постоянного сопротивления. В пограничном слое пластины измерены профили среднего массового расхода и среднеквадратичных пульсаций в области продольных вихрей, порождаемые парной слабой ударной волной при взаимодействии с течением в окрестности передней кромки модели. Обнаружены высокоинтенсивные пульсации, вызываемые воздействием слабой ударной волны.
Изучение процесса возникновения турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях, реализующихся около поверхности летательных аппаратов, необходимо для развития перспективной высокоскоростной летательной техники. Процесс ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковых пограничных слоях сильно зависит от уровня возмущений в свободном потоке [1]. В частности, существует высокий уровень акустических пульсаций в рабочей части сверхзвуковых аэродинамических труб [2, 3]. Такие пульсации способны вызывать возбуждение собственных возмущений пограничного слоя, развитие которых приводит к более раннему ламинарно-турбулентному переходу. В рабочей части аэродинамических труб, помимо акустических пульсаций, на модели могут воздействовать квазистационарные возмущения в виде слабых ударных волн.
Результаты исследований влияния внешних слабых ударных волн на различные модели представлены в статьях [4–9], в которых было получено, что падающие слабые волны оказывают сильное влияние на пограничный слой. Так, в экспериментах [8] были выявлены аномально высокие уровни пульсаций массового расхода в сверхзвуковом пограничном слое плоского треугольного крыла, которые составляли до 20% от локальной величины среднего массового расхода. Причина возникновения таких высокоинтенсивных возмущений объяснялась с взаимодействием внешней волны Маха либо с пограничным слоем вдоль линии растекания на скользящей передней кромке модели, либо с боковым головным скачком. Для апробации этого предположения в статье [9] экспериментально исследовалось возбуждение высокоинтенсивных возмущений внешней падающей слабой ударной волной в пограничном слое модели плоского треугольного крыла, радиус боковых кромок был в несколько раз большим, по сравнению с моделями, рассмотренными в [8]. Угол скольжения передних кромок составлял 55 и 68°, эксперименты выполнялись при числах Маха М = 2, 2.5, 4, что соответствовало до-, около и сверхзвуковой передней кромке соответственно. В результате было получено, что максимальная величина пульсаций массового расхода достигает 12–15% и слабо зависит от условий обтекания треугольного крыла. Исходя из этого, было принято, что эффект от взаимодействия падающей внешней слабой волны с боковым головным скачком возможно не существенен.
Пара слабых ударных волн, порождаемая передним и задним краями двумерной неровности, установленной на верхней сопловой вставке аэродинамической трубы Т-325, зафиксирована в исследованиях [9, 11]. В [11] проведена диагностика при помощи теневого метода с ножом Фуко и интерференционного метода адаптивного визуализирующего транспаранта насыщения поглощения (АВТ НП). В статье было выявлено изменение угла наклона падающих слабых ударных волн относительно набегающего потока при прохождении через головную ударную волну. Так же было получено качественное согласование визуализации в конечных и бесконечных интерференционных полосах с термоанемометрическими данными. В [12] проводилось трехмерное численное моделирование взаимодействия плоской “N-волны”, распространяющейся под углом к свободному сверхзвуковому потоку на модели пластин с острыми и притупленными передними кромками. В результате подтверждены выводы об изменении угла наклона падающих слабых ударных волн при прохождении через головную ударную волну, полученные в [11]. Так же было обнаружено возникновение искажений среднего течения, которые расположены параллельно потоку.
Данная статья посвящена экспериментальному исследованию воздействия слабых ударных волн на пограничный слой плоской притупленной пластины, а также изучению структуры волн в свободном потоке, оценке чувствительности сверхзвукового пограничного слоя к слабым ударным волнам и проведению исследования пограничного слоя в области их падения.
1. ПОСТАНОВКА ЭКСПЕРИМЕНТОВ
Эксперименты выполнены в сверхзвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе Т-325 Института теоретической и прикладной механики им. Христиановича СО РАН при числе M = 2.5. Измерения выполнялись при значении единичного числа Рейнольдса Re1 = (8 ± 0.1) × 106 1/м. В эксперименте использовалась модель плоской пластины с притупленной передней кромкой, радиус притупления передней кромки составляет r = 2.5 мм. Длина модели составляет 440 мм, ширина – 200 мм. Модель пластины устанавливалась в рабочей части трубы под нулевым углом атаки.
Для создания пары слабых ударных волн использовалась неровность на поверхности боковой стенки в рабочей части трубы. В качестве двумерной неровности использовалась клейкая ПВХ лента размерами: длина около 140 мм, ширина 15 мм и толщина 0.26 мм (неровность R1), а также лента шириной 7 мм, длиной 140 мм и толщиной 0.13 мм (неровность R2). Схема экспериментов приведена на рис. 1, где P1 и P2 – пара слабых ударных волн, L – расстояние от двумерной неровности до передней кромки пластины. Расстояние L выбиралось таким образом, чтобы в измерительном сечении пара слабых падающих ударных волн от двумерной неровности приходила в центральную область рабочей части трубы. Начало координат z = 0 соответствует центральной линии по ширине модели, x = 0 – передней кромке модели.
Для измерения пульсаций и характеристик среднего течения использовался термоанемометр постоянного сопротивления. Датчик термоанемометра изготавливался из вольфрамовой нити диаметром 10 мкм и длиной около 1.5 мм. Метод определения пульсационных и средних характеристик потока, методы обработки и постановка экспериментов подробно описаны в [4]. Величина перегрева нити датчика устанавливалась равной 0.8, измеренные возмущения на 95% состояли из пульсаций массового расхода [10]. С помощью термоанемометра были определены значения среднего напряжения E и осциллограммы пульсационного сигнала e′(t). Постоянная составляющая напряжения с выхода термоанемометра E измерялась с помощью цифрового вольтметра Agilent 34401A. Пульсационный сигнал с выхода термоанемометра оцифровывался 12-разрядным аналого-цифровым преобразователем (АЦП) и записывался в компьютер. Частота дискретизации АЦП составляла 750 кГц, а длина реализации – 65 536 точек.
Термоанемометром постоянного сопротивления определялись распределения среднего массового расхода и пульсации по поперечной координате z при x = 90 мм или x = –10 мм и при y = const. Также были измерены профили сдвигового течения по y, при x = 90 мм и при разных значениях поперечной координаты z. Величина координаты y по трансверсальной координате определялась по максимуму пульсаций внутри пограничного слоя при установке датчика в начале движения по координате z ≈ –15 мм (т.е. вдалеке от падающих волн, вне области их влияния на пограничный слой).
2. СТРУКТУРА ВОЗМУЩЕНИЙ ПАРНЫХ ПАДАЮЩИХ СЛАБЫХ УДАРНЫХ ВОЛН В СВОБОДНОМ ПОТОКЕ
Взаимодействие возмущений типа пары слабых ударных волн со сжимаемым пограничным слоем представляет собой сложный процесс. Ввиду этого необходимо предварительно детально изучить структуру данного возмущения в набегающем свободном потоке непосредственно перед моделью. Цель данного раздела – получение пространственных и амплитудных характеристик искусственно созданной пары слабых ударных волн в свободном потоке.
Измерения выполнены в свободном потоке перед передней кромкой модели на расстоянии x = –10 мм. На рис. 2а показано сравнение распределений среднего массового расхода ρU в свободном потоке в зависимости от поперечной координаты z при M = 2.5 для двух двумерных неровностей R1 и R2. В обоих случаях возмущения набегающего потока в поперечном направлении имеют вид “N-волны”. Стоит отметить снижение изменения среднего течения с уменьшением двумерной неровности. В свободном невозмущенном потоке в обоих случаях уровень среднего массового расхода ρU выходит на постоянное значение 1 ± 0.002.
Рис. 2.
Распределения среднего массового расхода ρU (а) среднеквадратичных пульсаций 〈m'〉 (б) в свободном потоке в зависимости от поперечной координаты z при x = –10 мм для двух неровностей R1 (1) и R2 (2)
На рис. 2б представлено сравнение распределений среднеквадратичных пульсаций массового расхода 〈m'〉 в свободном потоке в зависимости от поперечной координаты z для двух разных двумерных неровностей. В случае двумерной неровности R2 в распределении пульсаций массового расхода 〈m'〉 наблюдается два пика: задний фронт волны с амплитудой 0.8% при z = –7 мм и передний фронт волны с амплитудой 0.7% при z = 8 мм. Ширина возмущенной области в направлении оси z определяется как расстояние между двумя основными пиками и составляет 15 мм. В случае двумерной неровности R1 в распределении пульсаций массового расхода 〈m'〉 наблюдается два пика от краев неровности: задний фронт волны с амплитудой 1.4% при z = –9 мм и передний фронт волны с амплитудой 1% при z = 15 мм. Соответствующая ширина возмущенной области в направлении оси z составляет 25 мм.
Из рис. 2б видно, что для двумерной неровности R2 уменьшилось расстояние в поперечном направлении между двумя основными пиками, кроме того, их амплитуда также снизилась в сравнении со случаем двумерной неровности R1. Так же в случае неровности R2 заметно отсутствие в пульсационных распределениях неосновного пика между основными волнами Р1 и Р2. Наблюдается практически линейный рост среднего массового расхода при движении в положительную сторону по оси z от пика волны Р2 до пика волны Р1 в случае двумерной неровности R2.
В заключение этого раздела можно отметить, что с увеличением двумерной неровности возрастает интенсивность слабых ударных волн. Более того, для случая неровности R1 в измерениях в свободном потоке обнаружено выделение дополнительного пика, находящегося между двумя основными пиками. Таким образом, от неровности R1 наблюдаются 2 раздельные волны, а при уменьшении ширины и высоты неровности наблюдается единая N-структура. Обнаружено, что в свободном потоке максимум пульсаций соответствует наибольшему градиенту среднего массового расхода. Следует обратить внимание, что падающие слабые волны от обоих краев двумерной неровности распространяются непараллельно, при этом в поперечном направлении происходит уширение области между пиками возмущений вниз по потоку. Из представленных данных получено соотношение для углов распространения падающих волн αM ≈ α2 < α1, т.е. волна P2 (уступ) распространяется под углом, примерно равным углу волны Маха, а волна P1 (выступ) имеет больший угол. Следовательно, волна, распространяющаяся под меньшим углом, оказывает большее влияние на уровень возмущений в свободном потоке перед моделью.
3. РЕЗУЛЬТАТЫ ИЗМЕРЕНИЙ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ ПЛАСТИНЫ
После исследования результатов течения в свободном потоке можно перейти к результатам на модели. На рис. 3а и 3б представлены распределения среднеквадратичных пульсаций и среднего массового расхода в пограничном слое пластины при x = 90 мм для случаев двумерных неровностей R1 и R2 соответственно. При попадании пары слабых ударных волн на переднюю кромку пластины в пограничном слое над поверхностью модели обнаруживаются области возмущенного течения, характеризующиеся изменением распределения среднего массового расхода и среднеквадратичных пульсаций массового расхода.
Рис. 3.
Распределения среднеквадратичных пульсаций массового расхода 〈m'〉 (1) и среднего массового расхода ρU (2) пограничного слоя от поперечной координаты z при x = 90 мм для двух неровностей R1 (а) и R2 (б)
Для среднего течения и пульсаций ширина возмущенной области в случае наклейки R1 составляла около 35 мм от z = –10 мм до z = 25 мм (рис. 3а). Область возмущенного течения по пульсациям массового расхода содержит два интенсивных пика и один менее интенсивный пик. Левый пик (z ≈ –4 мм) порождается слабой ударной волной P2. Его уровень достигает приблизительно 15%. Второй пик (z ≈ 6 мм) амплитудой примерно 10%. Предположительно он порождается дополнительным дефектом среднего течением, находящимся между двумя основными пиками падающей пары ударных волн (рис. 2а). Третья, довольно протяженная область (15 мм < z < < 25 мм) порождается слабой ударной волной P1. Уровень пульсаций в этой области достигает 4%, а неоднородность среднего массового расхода по поперечной координате имеет более сложный характер в сравнении с неоднородностью течения, порождаемой слабой ударной волной P2.
В случае неровности R2 для среднего течения и пульсаций ширина возмущенной области составляла около 27 мм от z = –10 мм до z = 17 мм (рис. 3б). В областях возмущенного слабыми ударными волнами течения обнаруживаются высокоинтенсивные пики. Левый пик (z ≈ –2 мм) порождается слабой ударной волной P2, а его уровень достигает приблизительно 18%. Второй пик (z ≈ 12.4 мм) амплитудой примерно 11% порождается слабой ударной волной P1. Стоит отметить, что дополнительного пика между двумя основными для случая наклейки R2 не наблюдается.
Таким образом, для рассматриваемых неровностей R1 и R2, установленных на боковой стенке рабочей части трубы, обнаружено порождение высокоинтенсивных пульсаций в пограничном слое притупленной пластины. Более подробную информацию об этих областях можно получить при рассмотрении измеренных профилей.
На рис. 4 представлены профили среднеквадратичных пульсаций и среднего массового расхода по нормальной координате y в области влияния заднего фронта (–2.7 мм ≤ z ≤ –1 мм) N-волны (волна P2) и в невозмущенном пограничном слое (z = 22.5 мм) при x = 90 мм в случае неровности R2. Обнаружено увеличение уровня пульсаций в пограничном слое до 18%, что значительно больше по сравнению с уровнем пульсаций в невозмущенной части пограничного слоя (рис. 4а). Получено сильное влияние слабой ударной волны на среднее течение в сверхзвуковом пограничном слое в области ее воздействия (рис. 4б). Из зависимостей видно, что падающие волны приводят как к уменьшению, так и к увеличению толщины сдвигового течения около поверхности, т.е. происходит значительная модуляция пограничного слоя на модели плоской пластины с притупленной передней кромкой. Наибольшее увеличение толщины пограничного слоя наблюдается в области максимального градиента среднего массового расхода по поперечной координате z. При этом минимальное значение толщины пограничного слоя соответствует положению максимального отклонения среднего течения от невозмущенного состояния. В области возмущенной слабой падающей волной P2 обнаруживается смещение трансзвуковой части сверхзвукового пограничного слоя по нормальной координате к поверхности модели, т.е. уменьшение дозвуковой части пограничного слоя.
Рис. 4.
Профили среднеквадратичных пульсаций 〈m'〉 (а) и среднего массового расхода ρU (б) по нормальной координате y в области влияния P2 при x = 90 мм, z = –2.7 мм (1), –2 мм (2), –1 мм (3) и вне области влияния волны при z = 22.5 мм (4)
На рис. 5 представлены профили среднеквадратичных пульсаций и среднего массового расхода по нормальной координате y в области влияния переднего фронта (11.5 ≤ z ≤ 15.3 мм) N-волны (волна P1) и в невозмущенном пограничном слое (z = 22.5 мм) при x = 90 мм в случае неровности R2. Как видно, изменение среднего течения приводит к уменьшению и увеличению толщины сдвигового слоя практически в тех же соотношениях, как и в предыдущем случае при взаимодействии волны P2 с пограничным слоем (рис. 5б), а наибольшее увеличение толщины пограничного слоя наблюдается в области максимального градиента среднего массового расхода по поперечной координате z. Тогда как при максимальных отклонениях среднего течения от невозмущенного состояния толщина пограничного слоя оказывается наименьшей. Стоит отметить, что, как и в области падения слабой ударной волны P2, при падении волны P1 происходит смещение трансзвуковой части сверхзвукового пограничного слоя по нормальной координате к поверхности модели. Величина пульсаций в пограничном слое (рис. 5а) достигает 12%, что в 1.5 раза меньше, чем при падении волны Р2.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Проведено исследование пары слабых ударных волн в свободном потоке, порождаемых двумерной неровностью на боковой стенке АДТ-325. Измерения в свободном потоке показали, что амплитуда и пространственные масштабы порождаемой пары слабых ударных волн возрастают при увеличении ширины и толщины двумерной неровности. В случае ширины двумерной неровности 7 мм и толщины 130 мкм в свободном потоке рабочей части трубы формируется возмущенная зона в виде N-волны. Для двумерной неровности толщиной 230 мкм и шириной 14 мм в свободном потоке наблюдаются 2 раздельные волны. Установлено, что в свободном потоке максимум пульсаций соответствует наибольшему градиенту среднего массового расхода.
Выполнено исследование влияния падающих на переднюю кромку притупленной пластины пары слабых ударных волн на течение в пограничном слое при числе Маха потока М = 2.5, радиус притупления передней кромки составлял 2.5 мм. Пограничный слой на плоской пластине оказывается чувствительным к воздействию слабых ударных волн. В потоке перед моделью максимальный уровень пульсаций составляет 1.4%, в пограничном слое обнаружено порождение высокоинтенсивных возмущений до 18%, что значительно больше по сравнению с уровнем пульсаций в невозмущенной части пограничного слоя (около 2%). По условиям эксперимента падающая слабая ударная волна приводит к значительному искажению среднего течения в пограничном слое и вызывает как уменьшение, так и увеличение толщины сдвигового слоя на поверхности модели. Обнаружено смещение трансзвуковой части пограничного слоя к поверхности модели.
Исследование выполнено в рамках государственного задания (номер проекта 0323-2016-0009).
Список литературы
Гапонов С.А., Маслов А.А. Развитие возмущений в сжимаемых потоках. Новосибирск: Наука, 1980. 134 с.
Laufer J. Aerodynamic noise in supersonic wind tunnels // Aerospase Sci. 1961. V. 28. № 9. P. 685−692.
Kendall J.M. Wind tunnel experiments relating to supersonic and hypersonic boundary-layer transition // AIAA J. 1975. V. 13. № 3. P. 290−299.
Vaganov A.V., Ermolaev Yu.G., Kolosov G.L., Kosiniv A.D., Panina A.V., Semionov N.V. Impact of incident Mach wave on supersonic boundary layer // Thermophysics and Aeromechanics. 2016. V. 23. № 1. P. 43–48.
Yermolaev Yu.G., Yatskih A.A., Kosinov A.D., Semionov N.V., Kolosov G.L., Panina A.V. Experimental study of the effects of couple weak waves on laminar-turbulent transition on attachment-line of a swept cylinder //AIP Conf. Proc. 2016. V. 1770. 020012.
Semionov N.V., Kosinov A.D. An experimental study of receptivity of supersonic boundary layer on a blunted plate // Int. J. Mechanics. 2008. V. 2. № 3. P. 87−95.
Kosinov A.D., Yatskikh A.A., Yermolaev Yu.G., Semionov N.V., Kolosov G.L., Piterimova M.V. On mechanisms of the action of weak shock waves on laminar-turbulent transition in supersonic boundary layer // Proc. XXV Conf. High-Energy Processes in Condensed Matter (HEPCM 2017): Dedicated to the 60th anniversary of the Khristianovich Institute of Theoretical and Applied Mechanics SB RAS (Russia, Novosibirsk, 5–9 Jun., 2017) // AIP Conf. Proc. 2017. V. 1893. № 1. S. l. P. 030072. doi 10.1063/1.5007530.
Ваганов А.В., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Шалаев В.И. Экспериментальное исследование структуры течения и перехода в пограничном слое треугольного крыла с затупленными передними кромками при числах Маха 2, 2.5 и 4 // Тр. МФТИ. 2013. Т. 5. № 3. С. 164−173.
Ваганов А.В., Ермолаев Ю.Г., Колосов Г.Л., Косинов А.Д., Панина А.В., Семёнов Н.В. О воздействии падающей волны Маха на поле пульсаций в пограничном слое при обтекании плоского дельта крыла // Вестн. Новосибирского гос. ун-та. Сер. Физика. 2014. Т. 9. № 1. С. 29–38.
Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Disturbances in test section of T-325 supersonic wind tunnel. Новосибирск, 1999. (Препр. / ИТПМ СО РАН; № 6–99). 24 с.
Косинов А.Д., Голубев М.П., Павлов Ал.А. К определению механизма взаимодействия волн Маха с головной ударной волной // Сиб. физ. журн. 2017. Т. 12. № 2. С. 20–27.
Khotyanovsky D., Kudryavtsev A., Kosinov A. Numerical study of the interaction of the N-wave with the plate leading edge in the supersonic stream // Proc. XXV Conf. High-Energy Processes in Condensed Matter (HEPCM 2017): Dedicated to the 60th anniversary of the Khristianovich Institute of Theoretical and Applied Mechanics SB RAS (Russia, Novosibirsk, 5–9 Jun., 2017): AIP Conf. Proc. 1893, 030051-1–030051-6; doi 10.1063/1.5007509.
Дополнительные материалы отсутствуют.
Инструменты
Известия РАН. Механика жидкости и газа
Пн.-пт.: 10.00-19.00