Пристенные пульсации давления в трансзвуковых отрывных течениях тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат физико-математических наук Козлов, Николай Михайлович

• Козлов, Николай Михайлович
• кандидат физико-математических наук
• 2003

Оглавление диссертации кандидат физико-математических наук Козлов, Николай Михайлович

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1 ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ.

1.1 Некоторые вопросы трансзвуковой аэродинамики.

1.2 Экспериментальные работы по пульсациям давления под скачком уплотнения.

1.3 Теоретические работы.

ГЛАВА 2 МОДЕЛЬ ПОЛЯ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ ПОД СКАЧКОМ УПЛОТНЕНИЯ.

2.1 Физическая модель поля пристенных пульсаций давления с учетом области вязко-невязкого взаимодействия.

2.2 Модель колебаний скачка уплотнения.

ГЛАВА 3 ПРОГРАММА ИСПЫТАНИЙ, МЕТОДИКА ЭКСПЕРИМЕНТА, И РЕЗУЛЬТАТЫ ВСПОМОГАТЕЛЬНЫХ ЭКСПЕРИМЕНТОВ.

3.1 Общие сведения о моделях и программе испытаний.

3.2 Методика измерения мгновенных значений давления на поверхности профиля.

3.3 Определение характеристик поля пульсаций давления на фоне помех.

3.4 Описание аэродинамической трубы.

3.5 Исследование влияния границ потока.

3.6 Распределения осреднённого статического давления.

3.7 Саже-масляная визуализация.

3.8 Интерферометрическая визуализация.

ГЛАВА 4 РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТА.

4.1 Разграничение режимов обтекания.

4.2 Пульсации давления при максимальном локальном числе М на профиле близком к 1.

4.3 Пульсации давления при отрыве с последующим присоединением.

4.4 Отрыв до задней кромки. Спектры пульсаций давления.

4.5 Отрыв до задней кромки. Корреляционные характеристики.;.

4.6 Экспериментальные результаты по проверке физической модели поля пристенных пульсаций давления с учетом области вязко-невязкого взаимодействия.

4.7 Экспериментальные результаты по проверке модели поля пульсаций давления под скачком уплотнения.

ВЫВОДЫ.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Пристенные пульсации давления в трансзвуковых отрывных течениях»

Знание характеристик пристенных пульсаций давления, возникающих при трансзвуковом отрыве, важно с точки зрения динамической прочности конструкций и шума в салонах, кабинах, отсеках летательных аппаратов. Наиболее характерным и в то же время важным (с точки зрения динамического нагружения обтекаемой поверхности) видом течения является отрыв на крыльевом профиле из-под скачка уплотнения вплоть до его задней кромки. Трансзвуковые течения отличаются сложной структурой и существенно трансформируются даже при относительно небольших изменениях исходных геометрических и аэродинамических параметров - формы профиля, угла его атаки, чисел Маха и Рейнольдса набегающего потока, границ потока. При этом учёт их влияния не может быть произведён по отдельности. Всё это осложняет как априорную оценку, так и экспериментальное определение характеристик течения, особенно пульсаций давления.

Целью работы является получение методики исследования нагрузок, действующих на обтекаемую поверхность при различных граничных условиях в широком диапазоне частот, а также оценка максимальных нагрузок. Описание возможных конфигураций течения необходимо для решения поставленной задачи. Разграничение типов обтекания с точки зрения динамического нагружения обтекаемой поверхности изучается и последовательно уточняется в таких работах, KaKRoos 1979; Mundell, Mabey 1986; Lee 2001 однако приведённых там данных недостаточно для интерпретации всех данных по пульсациям давления, которые можно получить в эксперименте. Более подробное описание типов обтекания и методов их определения облегчит анализ и моделирование экспериментальных данных. Необходимы также более подробные исследования каждого из типов обтекания. Данные о параметрических их исследованиях в литературе практически отсутствуют, за исключением режимов с периодическим движением скачков уплотнения, см. обзорную работу Lee 2001.

Как было сказано, пульсации давления под скачком уплотнения определяются большим количеством факторов -существует много различных возмущений, определяющие колебания скачка и сам скачок, который имеет различную в различных режимах течения и весьма сложную структуру. В аэродинамической трубе к естественным источникам добавляются помехи, а скачок уплотнения в присутствии границ может отличаться от скачка в безграничном потоке. Помимо сложностей экспериментального определения пульсаций давления под скачком уплотнения, вопрос об их моделировании стоит более остро, чем для пульсаций под областью турбулентного течения. В настоящее время, судя по литературе уже сложилось понимание механизмов колебания скачка уплотнения, однако мне неизвестны попытки количественной оценки спектров пульсаций давления под скачком.

В настоящей модели предполагается, что источником колебаний скачка уплотнения являются турбулентные возмущения (в присоединённом либо оторвавшемся пограничном слое), которые оцениваются по известным из эксперимента данным о пристенных пульсациях давления. Эти турбулентные возмущения воздействуют на скачок уплотнения либо непосредственно, либо через взаимодействие с задней кромкой профиля. Для оценки взаимодействия турбулентного пограничного слоя с задней кромкой используется работа [Howe 1981]. Скачок уплотнения предполагается прямым, как в работе [Tijdeman, 1977], где изучается колебание скачка при колебаниях закрылка, но учитывается его размытие вблизи поверхности профиля, в области вязко-невязкого взаимодействия, что необходимо для связи колебаний самого скачка с наблюдаемыми пульсациями давления на поверхности. Показано, что последняя модель в общем случае должна учитывать соизмеримость линейного масштаба размытия скачка с масштабом его колебаний.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Козлов, Николай Михайлович

Выводы

1) Впервые проведено достаточно полное и подробное разграничение режимов обтекания профиля при трансзвуковых скоростях потока с точки зрения нагружения обтекаемой поверхности. Изложена методика определения режимов обтекания в плоскости M-ol Предложен критерий выделения области формирования скачка уплотнения в плоскости M-ol Показано, что пульсации давления при отрыве с последующим присоединением не превышают пульсаций при отрыве вплоть до задней кромки. Показано, что режим отрыва до задней кромьси можно разделять на волновой и диффузорный режимы, существенно отличающиесяся по характеристикам пульсаций давления. Найдены эмпирические зависимости для оценки пульсаций давления для этих режимов.

2) Показано, что на всех частотах в области диффузорного отрыва до задней кромки, а также на высоких частотах в области волнового отрыва работает конвективная модель пульсаций давления, которая хорошо описывает фазовую скорость возмущений. При волновом отрыве на низких частотах конвективный характер возмущений сочетается с колебательным движением, фаза которого определяется по универсальной глобальной функции.

3) Представлена модель пульсаций давления под скачком уплотнения, позволяющая объяснить особенности спектров и позволяющая давать их априорные оценки. Модель основывается на применении определённой передаточной функции, описывающей динамику скачка уплотнения. Возмущения, заставляющие скачок двигаться, оцениваются непосредственно из эксперимента или, например, по теории взаимодействия турбулентного пограничного слоя с задней кромкой профиля Для упрощённой модели трансзвукового скачка передаточную функцию можно получить аналитически из распределения статического давления.

4) Оценка поля пульсаций давления, наблюдаемая под скачком опирается на построенную в настоящей работе модель поля пристенных пульсаций давления с учетом размытия скачка. Вероятностный анализ пульсаций давления под скачком уплотнения позволяет давать оценки соотношения дисперсии положения скачка уплотнения и его размытия. Таким образом, модель позволяет давать оценки пульсаций давления под скачком уплотнения, опираясь на данные о пульсациях давления в области отрыва и осреднённые характеристики течения.

5) Экспериментальная проверка модели поля пульсаций давления под скачком уплотнения показала, что она позволяет оценивать спектры под скачком уплотнения.

Список литературы диссертационного исследования кандидат физико-математических наук Козлов, Николай Михайлович, 2003 год

1. Бендат, Пирсол - Измерение и анализ случайных процессов.

2. Бибко В.Н., Козлов Н.М., Пустовойченко О.Н., Безменова Т.Н., Яковлев В.А. -Структура пристеночных пульсаций давления при трансзвуковом обтекании профиля. -Пульсации давления на обтекаемой поверхности. М., ЦАГИ, 1991, с 23-26.

3. Боксер В .Д. Приближённые способы определения резкого возрастания сопротивления профиля при околозвуковых скоростях. — Учёные записки ЦАГИ, 1974, т.5, №5.

4. Боксер В.Д. Развитие отрыва и его влияние на аэродинамику сверхкритических профилей при околозвуковых скоростях. Учёные записки ЦАГИ, 1988, т. XIX, № 5, стр 60-69.

5. Бузоверя Н.П., Кротков Д.П., Маркин B.C. Некоторые особенности обтекания модели профиля в трансзвуковой аэродинамической трубе с проницаемыми стенками. - Труды ЦАГИ, вып 2298, 1985.

6. Власов Е.В., Гиневский А.С., Каравосов Р.К., Франкфурт М.О. Пристеночные пульсации давления в зоне отрыва за двумерными препятствиями Труды ЦАГИ, вып. 2137, 1982Л

7. Ефимцов Б.М., Козлов Н.М. Пристеночные пульсации давления в области отрыва потока при трансзвуковом обтекании профиля - Сб. X Юбилейной научно-технической конференции по аэроакустике, ч. II, 1992, с 3-8.

8. Ефимцов Б.М., Козлов Н.М. Зависимость характеристик пульсаций давления от осреднённых параметров отрывного течения на профиле. - Акустический журнал, т. 40, №3., 1994, с 519-520.

9. Статья по спецтеме Труды ЦАГИ, вып 2427 (3 соавтора)Колмогоров А.Н. - О логарифмически-нормальном законе распределения размеров частиц при дроблении -ДАН СССР, т. XXXI, №2,1941г.

10. Кузнецов В.Б., Колыванова В.М. Пульсации давления на обтекаемой поверхности в сверхзвуковых отрывных течениях Обзор ОНТИ ЦАГИ №642, Изд. отдел ЦАГИ, 1984.

11. Хеннан Э. Многомерные временные ряды, "Мир", Москва, 1974

12. Bradshow P. 'Inactive' motion and pressure fluctuations in turbulent boundary layers. J. Fluid Mech. (1967), vol. 30, part 2, pp. 241-258.

13. Bull M.K., Thomas A.S.W., Phys. Fluids, v. 19,1976, pp. 597-599.

14. Efimtsov B.M., Kozlow N.M. Wall Pressure - Fluctuation Spectra at Small Backward -Facing Steps - AIAA 2000-2053, p 1-10.

15. Efimtsov B.M., Kozlow N.M. Wall Pressure - Fluctuation Spectra at Small Forward -Facing Steps - AIAA 99-1964, p 1-11.

16. Efimtsov B.M., Kozlow N.M., Andersson A.O. Wall pressure fluctuations in a local supersonic region-Col. "AIAA/CEAS Aero-acoustics Conference", AIAA 2003-3221, p 1-9.

17. Heinmann H.J., Lawaczeck О., Butefish H.A. Von Karman Vortices and Their Frequency Determination in the Wake of Profiles in the Sub- and Transonic Regimes - IUTAM Symposium Transsonicum II, Springer - Verlag, 1975.

18. Hilton W.F., Fowler R.G. Photographs of Shock Wave Movement - British ARC, R+M 2692,1947.

19. Holder D.W., North RJ. A high Speed Camera for the Photography of Shock Wave Oscillations - British ARC, R+M 2990,1949.

20. Holder D.W. The Transonic Flow Past Two-Dimensional Airfoils, Journal of the Royal Aeronautical Society, Aug 1964, N 644.

21. Lee B.H.K. Transonic Buffet on a Supercritical Airfoil, Aeron. J., v. 94, N 935, May 19901.

22. Lee B.H.K. J of Aircraft, N11,19902. См. также Ли Б.Х.К. Исследование отрыва потока на сверхкритическом профиле, Аэрокосм, техника, N 4,1990.

23. Lee B.H.K., Murty Н. Role of Cutta Waves on Oscillatory Shock Motion on an Airfoil -AIAA J., v 32, N 4, 1994.

24. Lee B.H.K. Self-sustained shock oscillations on airfoils at transonic speeds - Progress in Aerospace Sciences, v 37,2001, стр. 147-196

25. Mabey D.G. Analysis and Correlation of Data on Pressure Fluctuations in Separated Flow. J. Aircraft, 1972, v 9, No 9, pp 642-645.

26. Moulden Т.Н., Cox I.J., Stringfellow V.A. A Preliminary Experimental Investigation of Shock Wave Development on Airfoils - British ARC, CP 964,1967.

27. Moulden Т.Н. A Discussion of the Shock-Wave in Mixed Flow, Fact or Fiction? - AGARD CP 35, Sept., 1968.

28. Mundell A.R.G., Mabey D.G. Pressure Fluctuations Caused By Transonic Shock/Boundary Layer Interaction - Aeronautical journal, August/September, 1986.

29. Nash J.F., Quincey V.G., Gallian J. Experiments on Two-Dimensional Base Flow at Subsonic and Transonic Speeds - British ARC, R+M 3427,1966.

30. Niewland G.Y. Theoretical Design of Shock-Free, Transonic Flow Around Airfoil Sections -Aerospace Proceedings, (ed Bradrooke), London, 1966.

31. Pearcey H.H., Holder D.W. and Gadd G.E. The Interaction between shock waves and boundary layers. ARC CP N 180, 1955.

32. Pearcey H.H., Osborne J, Haines A.B. The Interaction Between Local Effects at the Shock and Rear Separation a Source of Significant Scale Effects in Wind-Tunnel Tests on Airfoil and Wings, AGARD CP 35, 1968.

33. Plotkin K.J. Shock Wave Oscillation Driven by Turbulent Boundary Layer Fluctuations -AIAA J., N 8, p. 1036-1040., 1975.

34. Roos F.W. Surface Pressure and Wake Flow Fluctuations in a Supercritical Airfoil Flowfield.

35. Roos F.W. Surface pressure and wake flow fluctuations in a supercritical airfoil flowfield. — AIAA Pap. N75-66, 1975.

36. Roos F.W. Shock Oscillations and Pressure Fluctuation Measurements on Supercritical and Conventional Airfoils, "Advanced Technology Airfoil Research, v. 11",1979, pp 201-209 (NASA CP-2046).

37. Roos F.W. Some Features of the Unsteady Pressure Field in Transonic Airfoil Buffeting. — AIAA Pap. N 79-0351, 1979.

38. Roos F.W. Measurements of Surface Pressure and Wake Flow Fluctuations in a Supercritical Airfoil flowfield of a Whitecomb Supercritical Airfoil. - NACA TN D 844,1977.

39. Roshco A. On the Wake and Drag of Bluff Bodies - J. Aero. Sci., Vol. 22, p. 124, 1955.

40. Roshco A. Structure of Turbulent Shear Flows - A New Look - AIAA Pap. N 76-78, 1976.

41. Simpson R.L., Ghodbane M., McGrath B.E. Surface pressure fluctuations in a separating turbulent boundary layer. J. Fluid Mech. (1987), vol. 177, pp. 167-186.

42. Strickland J.H., Simpson R.L. 1973 Thermal and Fluid Sciences Center Rep. WT-2, также AD-771170/8GA. Southern Methodist University.

43. Strickland J.H., Simpson R.L. "Bursting" frequencies obtained from wall shear stress fluctuations in a turbulent boundary layer - The Physics of Fluids, Vol. 18, No 3, March 1975.

44. Spee B.M. On the Stability of Two - dimensional Transonic Flows -NRL TN 182, 1967.

45. Tamaki F. Experimental Studies of the Stability of the Transonic Flow Past Airfoils. -Proc 9th ICAM Conference, p. 61,1957.

46. Thomas F.O., Putnam C.M., Chu H.C. On the mechanism of unsteady shock oscillation in shock wave/turbulent boundary layer interactions. - Experiments in Fluids, v. 18 (1994), pp 69-81.

47. Tijdeman H. Investigation of the transonic flow around oscillating airfoils. NLR TR 77090 U, National Aerospace Laboratory, The Netherlands, 1977.

48. Wu J.M., Moulden T.N. A Survey of Transonic Aerodynamics. - AIAA Pap N 76-326.