Экспериментальные исследования влияния вихревых возмущений на обтекание модели крыла

Внедрение: 2014 г.

Применение E14-440 в задаче аэродинамических измерений мы находим в статье учёных из Новосибирска [1].

Большая часть экспериментов проводилась в малой аэродинамической трубе МТ-324 Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН. Использовалась открытая рабочая часть длиной 0,8 м и сечением 0,2 x 0,2 м. Эксперименты были выполнены на прямоугольном крыле, сделанном из древесины и покрытом лаком. Крыло имело хорду 0,1 м и размах 0,2 м (относительное удлинение равно 2). Угол скольжения равен нулю, т.е. рассматривался случай прямого крыла. Число Рейнольдса было 6,8•10⁴. Скорость набегающего потока поддерживалась постоянной 10 м/с. Переменными параметрами были угол атаки и степень турбулентности набегающего потока. Для повышения уровня турбулентности использовались турбулизирующие сетки, которые устанавливались на входе в рабочую часть аэродинамической трубы. 

Величина турбулентных пульсаций, создаваемых сетками, измерялась с помощью термоанемометра. Измерения выполнялись с помощью термоанемометра постоянного сопротивления АN-1003 с однониточным датчиком. Аналоговый сигнал термоанемометра переводился в цифровой вид с помощью аналого-цифрового преобразователя E14-440 и поступал в персональный компьютер для дальнейшей обработки. Измерялась средняя и пульсационная составляющая продольной компоненты скорости. Эксперименты были проведены при трех уровнях турбулентности набегающего потока: 0,4; 0,9 и 2,5 % (в процентах от скорости набегающего потока).

Визуализация течения на крыле осуществлялась при помощи порошка двуокиси титана, смешанного с керосином. Смесь равномерно наносилась на верхнюю поверхность крыла, и затем включался поток. В процессе обтекания керосин испарялся, а порошок двуокиси титана оставался на поверхности в соответствии с линиями тока, таким образом проявляя структуру течения. Также использовались приклеенные к крылу тонкие короткие нити (шелковинки), показывающие направление течения в интересующих местах, что позволяло понять, возник отрыв потока или нет. Наблюдая течение на верхней поверхности крыла, мы анализировали процессы, которые происходят в области отрыва пограничного слоя. Визуализация позволила раскрыть особенности обтекания для каждого режима, т.е. при различных углах атаки, уровнях турбулентности и в вихревом следе за нитью.

К каждой фотографии ниже прилагается графическая схема, необходимая для лучшего понимания наблюдаемого течения. На этих схемах область в пунктире представляет собой отрывной пузырь, а стрелки обозначают направление течения на поверхности крыла.

Рисунок 1. Картины течения при уровне турбулентности 0,4 %. Угол атаки: а – 4°; б – 8°; в –14°.

Рисунок 2. Картины течения в зависимости от уровня турбулентности набегающего потока (увеличен уровень турбулентности c помощью турбулизирующих сеток). Угол атаки 4°.

Термоанемометрические измерения проводились без использования модели крыла, изучался только след за нитью. В результате были получены данные о средней скорости потока и об амплитуде пульсаций в следе (рисунок 3). Изменения средней скорости в следе за нитью показаны на рисунке 3 (слева). Можно видеть, что скорость в следе уменьшается примерно на 0,8 м/с, или на 5 %. В то же время амплитуда пульсаций потока (рисунок 3 справа) увеличивается до 1,5 %. При этом толщина следа за нитью не превышает 1 мм.

Рисунок 3. Средняя скорость (слева) и амплитуда (справа) продольных пульсаций в следе за нитью в потоке с турбулизирующей сеткой (1) и без сетки (2).

Результаты проведённых исследований таких важных аэродинамических явлений, как локальные отрывные области и глобальный срыв потока, применительно к малым числам Рейнольдса (порядка 10⁵) могут быть использованы при проектировании малоразмерных беспилотных летательных аппаратов.

Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (грант № 13-08-00395) и по гранту Президента РФ для ведущих научных школ (НШ-2924.2014.1).

Источник:
Занин Б.Ю., Катасонов М.М., Михаэлис М.В., Павленко А.М. Экспериментальные исследования влияния вихревых возмущений на обтекание модели крыла при малых числах Рейнольдса // Вестник Новосиб. гос. ун-та. Серия: Физика. – 2014. – Т. 9, вып. 3. – С. 32–38.

Разработчик: Занин Б. Ю., Катасонов М. М., Михаэлис М. В., Павленко А. М. (Ин-т теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича)