Экспериментальное исследование предвестников фронтов локализованных возмущений в пограничном слое прямого и скользящего крыльев тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ
|
Мотырев, Павел Андреевич
АВТОР
|
||||
|
кандидата физико-математических наук
УЧЕНАЯ СТЕПЕНЬ
|
||||
|
Новосибирск
МЕСТО ЗАЩИТЫ
|
||||
|
2014
ГОД ЗАЩИТЫ
|
|
01.02.05
КОД ВАК РФ
|
||
|
|
||||
На правах рукописи
Мотырев Павел Андреевич
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПРЕДВЕСТНИКОВ ФРОНТОВ ЛОКАЛИЗОВАННЫХ ВОЗМУЩЕНИЙ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ ПРЯМОГО И СКОЛЬЗЯЩЕГО КРЫЛЬЕВ
специальность 01.02.05 — механика жидкости, газа и плазмы
АВТОРЕФЕРАТ ДИССЕРТАЦИИ на соискание учёной степени кандидата физико-математических наук
005552100
Новосибирск 2014
005552100
Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном учреждении науки Институте теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ С ОРАН).
Научный руководитель:
Катасонов Михаил Михайлович — д.ф.-м.н., ведущий научный сотрудник.
Официальные оппоненты:
Никитин Николай Васильевич — д.ф.-м.н., НИИ механики МГУ, заведующий лабораторией общей аэродинамики.
Шторк Сергей Иванович — к.ф.-м.н., Институт теплофизики им. С.С. Кутателадзе СО РАН, заведующий лабораторией экологических проблем теплоэнергетики.
Ведущая организация: Государственный научный центр Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидради-намический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» Тел/Факс: +7(495)556-42-05. E-mail: info@tsagi.ru
Защита состоится 20 июня 2014 года в 14:00 на заседании диссертационного совета Д 003.035.02 при Институте теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук, по адресу: 630090, Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.
С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН, http://itam.nsc.ru
Отзывы на автореферат, в двух экземплярах, заверенные печатью учреждения, просим направлять по адресу: 630090, Новосибирск, ул. Институтская, 4/1, ИТПМ СОРАН, ученому секретарю диссертационного совета.
Тел: +7(383)330-06-74, Факс: +7(383)330-72-68. E-mail: klimchik@itam.nsc.ru
Автореферат разослан
Zf. 04.
2014 г.
Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук
И.М. Засыпкин
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность темы
В настоящее время хорошо изучен сценарий ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое при низкой степени турбулентности набегающего потока: распространяясь вниз по потоку, волны Толлмина — Шлихтинга ведут себя сначала как возмущения малых амплитуд, затем, развиваясь, проходят нелинейную стадию развития, постепенно образуют турбулентные пятна и, наконец, приводят к турбулизации течения. Существует множество работ, связанных с исследованиями этого сценария ламинарно-турбулентного перехода, как теоретических, так и практических. Вместе с тем существуют и другие пути перехода пограничных слоев из ламинарного в турбулентный режим течения.
Примером, существенно отличающимся от классического сценария, является ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое при повышенной степени турбулентности набегающего потока. Количество работ, связанных с исследованиями этого сценария ламинарно-турбулентного перехода, значительно меньше, чем классического при низкой степени турбулентности набегающего потока. На данный момент не существует теории, способной описать во всех нюансах механизм ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое при повышенной степени турбулентности. Исследования в этой области ведутся в нескольких направлениях, таких как: алгебраический рост «оптимальных» возмущений, вторичная неустойчивость продольных структур, образование высокочастотных волновых пакетов-предвестников на фронтах локализованных возмущений. Так, основой для теоретического описания линейной стадии ламинарно-турбулентного перехода при повышенной степени турбулентности является идея алгебраического роста возмущений, смысл которой лежит в трансформации возмущений продольной завихренности в нормальную к поверхности, называемой также эффектом опрокидывания вихря. Эта идея составляет фундамент решения задачи «оптимальных» возмущений — стационарных возмущений, обеспечивающих максимальный рост их энергии к определенному сечению при фиксированной начальной энергии возмущений. Тем не менее эти теоретические работы никак не описывают процессы возникновения и развития высокочастотных волновых пакетов, наблюдаемых в эксперименте при повышенной степени турбулентности набегающего потока (см., например, эксперименты М. Ма1зиЬага).
В данной работе исследованы волновые процессы, протекающие в областях фронтов продольных структур на прямом и скользящем крыльях в условиях повышенной степени турбулентности набегающего потока. Волновые пакеты, аналогичные исследованным в двумерных пограничных слоях, получены вблизи фронтов продольных структур в трехмерном течении на скользящем крыле. Определены характеристики волновых пакетов и порождающих их продольных возмущений. Показана возможность преобразования предвестников волновых пакетов в турбулентные пятна, приводящих к турбулиза-
ции течения в пограничном слое. Изучены характеристики этих пакетов и порождающих их продольных структур в случае генерации возмущений источником, расположенным в набегающем потоке. Исследовано влияние градиента давления во внешнем потоке, а также некоторых других параметров на характеристики и динамику развития волновых пакетов.
Цель и задачи работы
Основной целью данной диссертационной работы являлось исследование процессов ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое при повышенной степени турбулентности набегающего потока, связанного с образованием высокочастотных волновых пакетов-предвестников на фронтах продольных локализованных структур, в случае градиентного течения.
При этом были поставлены следующие основные задачи: исследовать влияние степени турбулентности набегающего потока и амплитуды волнового пакета-предвестника на процесс его развития в пограничном слое прямого и скользящего крыльев при генерации контролируемых продольных локализованных возмущений с поверхности модели; получить волновые пакеты-предвестники на фронтах продольных локализованных возмущений в пограничном слое прямого и скользящего крыльев при генерации продольных локализованных возмущений из набегающего потока;
определить влияние градиента скорости на переднем фронте продольного возмущения, амплитуды продольного возмущения, градиента скорости внешнего течения (угла атаки профиля) на процесс развития волнового пакета-предвестника в пограничном слое прямого крыла при генерации продольных локализованных возмущений из набегающего потока.
На защиту выносятся:
результаты экспериментального исследования влияния на процесс развития волнового пакета-предвестника в пограничном слое прямого и скользящего крыльев степени турбулентности набегающего потока и амплитуды начального возмущения при генерации возмущений с поверхности крыла;
экспериментальные данные исследования характеристик впервые полученных в пограничном слое прямого и скользящего крыльев высокочастотных волновых пакетов-предвестников вблизи фронтов продольных возмущений, генерируемых из набегающего потока; полученные данные о влиянии градиента скорости на переднем фронте продольного возмущения, амплитуды продольного возмущения, градиента скорости внешнего течения (угла атаки профиля) на процесс развития волнового пакета-предвестника в пограничном слое прямого крыла при генерации продольных локализованных возмущений из набегающего потока.
Научная новизна работы
Экспериментально исследован механизм ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое прямого и скользящего крыльев, связанный с образованием и развитием на фронтах локализованных возмущений высокочастотных волновых пакетов-предвестников.
Получены данные о влиянии повышенной степени турбулентности набегающего потока на процесс развития волновых пакетов-предвестников. Впервые в пограничном слое прямого и скользящего крыльев вблизи фронтов продольных возмущений, моделируемых из набегающего потока, получены высокочастотные волновые пакеты-предвестники, доказывающие возможность реализации такого механизма при повышенной степени турбулентности набегающего потока.
Экспериментально показано, что результат воздействия возмущения, вводимого из набегающего потока, и генерируемого с поверхности модели на пограничный слой качественно совпадают. Как и в случае введения возмущений с поверхности модели, при генерации возмущений из набегающего потока происходит затухание возмущения в области благоприятного градиента давления, образование и рост на фронтах локализованного возмущения волновых пакетов-предвестников при переходе в область неблагоприятного градиента давления, с последующим развитием и преобразованием в А-структуры.
Исследовано влияние градиента скорости на переднем фронте продольного возмущения, амплитуды продольного возмущения и градиента скорости внешнего течения на процесс развития высокочастотных волновых пакетов-предвестников.
Личный вклад автора
Автор участвовал в подготовке эксперимента, наладке измерительной аппаратуры, проведении экспериментов, разработке программного комплекса обработки экспериментальных данных, обработке и анализе полученных экспериментальных данных, подготовке публикаций к печати.
Научная и практическая значимость работы
В диссертации получены качественные и количественные данные о влиянии на процесс возникновения и развития волнового пакета-предвестника в пограничном слое прямого и скользящего крыльев некоторых параметров, таких как: степень турбулентности набегающего потока, амплитуда начального возмущения, градиент скорости на переднем фронте продольного возмущения, амплитуда продольного возмущения, градиент скорости внешнего течения (угол атаки профиля).
Полученные в диссертации экспериментальные данные расширяют представления о процессе ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое прямого и скользящего крыльев при повышенной степени турбулентности набегающего потока. Кроме того, данные могут быть использованы для по-
строения различных теорий, а также для создания более совершенных инженерных методов расчета положения ламинарно-турбулентного перехода в пограничных слоях прямого и скользящего крыльев.
Полученные в диссертации результаты могут представлять интерес для организаций и специалистов, занимающихся исследованием проблемы возникновения турбулентности и задачами расчёта положения ламинарно-турбулентного перехода и управления пограничными слоями.
Обнаруженные в работе эффекты могут быть использованы при разработке и улучшении характеристик широкого класса аэродинамических устройств.
Достоверность результатов
Результаты, полученные в диссертации, представляются вполне достоверными. Использованные в работе оригинальные экспериментальные методики изучения устойчивости и восприимчивости пограничного слоя на моделях крыльев основаны на методе контролируемых возмущений, доказавшем свою результативность и надёжность в предыдущих исследованиях схожих задач. Основные измерения выполнены с применением хорошо апробированного термоанемометрического метода.
Эксперименты проведены в малотурбулентной аэродинамической трубе с высоким качеством потока и низким уровнем неконтролируемых возмущений. Все измерения выполнены при возбуждении в потоке возмущений контролируемого частотно-волнового спектра.
Результаты работы согласуются с опубликованными данными предыдущих исследований этого направления. Данные, полученные в различных разделах работы, дополняют друг друга и дают целостную, физически непротиворечивую картину изучаемого явления.
Важным свидетельством достоверности полученных в диссертации результатов является их достаточно серьёзная апробация на большом количестве российских и международных конференций, а также публикация основных результатов в рецензируемых научных журналах.
Апробация работы
Основные результаты диссертации представлены в семнадцати публикациях, в том числе в трех журнальных статьях и трудах многочисленных российских и международных научных конференций и семинаров: на XII Всероссийской молодежной конференции «Устойчивость гомогенных и гетерогенных жидкостей» (Новосибирск, 2010), II, III Всероссийских семинарах «Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехнологий» (Новосибирск, 2010, 2011), международных конференциях по методам аэрофизических исследований 1СМА11 (Новосибирск, 2010, 2012), Всероссийской конференции «Нелинейные волны: теория и новые приложения» (Новосибирск, 2011), 8 Тихоокеанском симпозиуме по визуализации потока и обработке изображений Р8РУ1Р-8 (Москва, 2011), XXII Научно-технической конференции по аэроди-
намике (Москва, 2011), IX Всероссийской конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск, 2012), XXIII Международном конгрессе по теоретической и прикладной механике ЮТАМ (Пекин, 2012) и других.
Структура и объем работы
Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка публикаций по теме диссертации, списка цитируемой литературы и одного приложения. Общий объём 103 страницы, в том числе 38 рисунков.
КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ
Введение содержит обоснование актуальности темы диссертационной работы, выполнен анализ развиваемого научного направления, сформулированы наиболее важные научные результаты и основные положения, выносимые на защиту — по содержанию, введение пересекается с авторефератом.
В главе I описывается обзор предыдущих экспериментальных, теоретических и численных исследований по теме настоящей диссертации. Рассматривается текущее состояние исследований процесса ламинарно-турбулентного перехода при повышенной степени турбулентности набегающего потока. Основное внимание уделяется исследованию восприимчивости пограничного слоя при повышенной степени турбулентности набегающего потока. Обосновывается важность выбранного направления исследований.
Глава II посвящена экспериментальному изучению волновых пакетов-предвестников, возникающих в пограничных слоях, в областях, предшествующих резкому локальному изменению скорости потока внутри пограничного слоя (фронты локализованного возмущения) в условиях повышенной степени турбулентности набегающего потока, и на примере эксперимента описывается используемый подход к исследованиям и методы экспериментального изучения ламинарно-турбулентного перехода.
Из-за стохастического характера появления возмущений в пограничном слое при повышенной степени турбулентности набегающего потока и технической сложности отслеживания конкретного возмущения продольные структуры (локализованные возмущения) моделируют искусственно. Использование в экспериментах контролируемых возмущений дает большие преимущества. Применение методов усреднения по ансамблю реализаций, а также фурье-обработка измеряемых сигналов позволяют регистрировать возмущения очень малых амплитуд (в сравнении с возмущениями свободного потока) и обеспечивают высокую точность измерений.
Эксперименты проводились в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе МТ-324 ИТПМ СО РАН с рабочей частью 200x200x800 мм. Скорость набегающего потока составляла и„ = 5 м/с. Повышенный уровень турбулентности набегающего потока (7м = 0,79% (/„ и Ти = 2,31% (/„) создавался с помощью турбулизирующих сеток, устанавливаемых перед входом в рабочую часть. Исследования проводились на моделях прямого и скользящего (45°) крыльев с хордами С, = 290 мм и С2 = 410 мм соответственно. Размах
крыльев был ограничен шириной рабочей части и составлял Н = 200 мм. Модели устанавливались в середине рабочей части под углом атаки а= -1,2°. Для генерации локализованных возмущений в пограничном слое применялся метод вдува/отсоса воздуха через поперечную щель длинной Ь = 40 мм и шириной с1 = 0,5 мм, расположенную посередине размаха крыла параллельно передней кромке, на расстоянии 50 мм от кромки для прямого крыла и 100 мм для скользящего.
Принципиальная схема экспериментальной установки представлена на рис. 1. Вдув воздуха осуществлялся с помощью компрессора. Длительность воздействия на пограничный слой регулировалась быстродействующим электромагнитным клапаном, синхронизированным с системой записи сигнала. Для метода отсоса вместо компрессора использовался форвакуумный насос.
В пограничном слое прямого крыла возбуждались продольные структуры, на фронтах которых возникали высокочастотного волновые пакеты-предвестники. Эксперименты проводились для двух степеней турбулентности набегающего потока Ти = 0,18% С/,и Ти = 0,79% £/«>; предвестники создавались с двумя различными начальными амплитудами: малой, менее 1 % и„; большой, около 2 % С/«,. На рис. 2 представлены сводные графики для кривых нарастания амплитуд возмущений для этих параметров. Из графиков видно, что под воздействием повышенной степени турбулентности набегающего потока рост амплитуды предвестников на прямом крыле начинается раньше в условиях неблагоприятного градиента давления, чем для низкой степени турбулентности набегающего потока. Увеличение степени турбулентности с 0,18% до 0,79% сдвигает начало роста амплитуды предвестников на 10% вверх по потоку с Х/Сг ~ 0,52 до 0,42. Кроме того, обнаружено, что двукратное увеличение начальной амплитуды предвестника приводит к сдвигу начала роста амплитуды предвестников на 10% вверх по потоку с Х/С\ ~ 0,42 до 0,31.
Эксперименты на модели скользящего крыла проводились для двух степеней турбулентности набегающего потока Ти = 0,18% £/„ и Ти = 2,31% Ко. В качестве иллюстрации можно привести визуализацию исследуемых возмущений (рис. 3), образующихся в пограничном слое скользящего крыла при Ти = 0,18% [/„, Х!Сг = 0,58 в плоскости 218— ? на уровне максимума волново-
координатное устройство
мост
термоанемометра
лидирующая сетка
генератор возмущений
рис. 1 Принципиальная схема эксперимента
1п и/и0
а
0,5 -
1,0-
0-
. 2
0,2 0,4 0,6 Х/С, 0,2 0,4 0,6 X/С,
рис. 2 Кривые нарастания возмущений в пограничном слое вдоль хорды прямого крыла при повышенной (/, Ти = 0,79 % СЛ.) и низкой (2, 7и = 0,18 % СЛ.) степенях турбулентности набегающего потока: предвестники малой (а) и большой (б) амплитуд.
го пакета. Из рисунка видно, что в отличие от возмущений на прямом крыле предвестники и продольные структуры в пограничном слое скользящего крыла становятся асимметричными за счет наличия поперечной компоненты скорости.
При повышенной степени турбулентности Ти = 2,31% £/« поведение предвестников вниз по потоку на модели скользящего крыла не отличается от случая прямого крыла. Под воздействием повышенной степени турбулентности внешнего течения положение максимума интенсивности пульсаций скорости для предвестников, измеренное вдоль хорды крыла, сдвигается к передней кромке. Предвестник, распространяющийся перед задним фронтом локализованного возмущения, затухает вниз по потоку при низкой степени турбулентности набегающего потока, и, напротив, интенсивно растет под воздействием повышенной степени турбулентности набегающего потока в области неблагоприятного градиента давления (рис. 4).
В главе III рассмотрены особенности образования и развития вниз по
рис. 3 Термоанемометрическая визуализация возмущений в пограничном слое, изолинии пульсации скорости в плоскости 218— / при У= Г,,™*. Х/Сг = 0,58, 5=5 мм. Скользящее крыло. Ти = 0,18 % СЛ.. Сплошные линии — превышение скорости, штриховые — дефект.
Зарождающееся 2 мм турбулентное пятно
Локализованное возмущение
40 60 80 Г, мс
1п и/и0 0,50-
Координатное устройство
Датчик
Профиль крыла
Трубка
0,3 0,4 0,5 0,6 0,7
Х1С2
рис. 4 Кривые нарастания предвестников переднего и заднего фронтов локализованного возмущения в пограничном слое вдоль хорды профиля скользящего крыла при низкой и повышенной степенях турбулентности набегающего потока: Ти = ОД 8 % (1, 2), 2,31 % (3, 4) , передний (7, 3) и задний (2, 4) фронты.
потоку волновых пакетов-предвестников при обтекании прямого и скользящего крыльев в случае генерации контролируемых возмущений из набегающего потока. Волновые пакеты-предвестники в такой постановке задачи были получены впервые.
Экспериментальная установка повторяла установку, использованную в главе II (см. рис. 1). Схема эксперимента представлена на рис. 5. Скорость набегающего потока составляла £/„ = = 6,8 м/с, турбулизирующие сетки не использовались, степень турбулентности потока не превышала Ти = = 0,18% £/«,. Профили устанавливались горизонтально в середине рабочей ча-
сти, при угле атаки а= -3° для прямого крыла и а=-1,2° для скользящего. Продольные возмущения генерировались методом вдува воздуха через трубку, расположенную перед носиком крылового профиля и ориентированную под углом 30° к направлению потока. Диаметр трубки составлял 2,5 мм. Центр среза трубки располагался в 2,5 мм выше по потоку от носика профиля, высота трубки относительно профиля
Рабочая часть
Электромагнитный клапан
К компрессору
Демпфер
Успокоительная емкость
рис. 5 Схема эксперимента
подбиралась таким образом, чтобы след от трубки не проникал в пограничный слой над профилем.
Экспериментально были получены картины термоанемометрической визуализации течения на основе осциллограмм пульсаций скорости внутри пограничного слоя при введении возмущений из набегающего потока. Сравнение этих данных с данными эксперимента при введении возмущений с поверхности модели (см. глава II) показало их качественное совпадение. Как и в случае введения возмущений с поверхности модели, при генерации возмущений из набегающего потока происходит затухание возмущения в области благоприятного градиента давления, образование и рост на фронтах локализованного возмущения волновых пакетов-предвестников при переходе в область неблагоприятного градиента давления, с последующим развитием и преобразованием в Л-структуры. Таким образом, результат воздействия на пограничный слой продольного локализованного возмущения, вводимого из набегающего потока, и генерируемого из источника на поверхности модели, совпадает.
При составлении картин термоанемометрической визуализации применялась дополнительная фильтрация сигнала. Фильтр был настроен на диапазон частот, соответствующих предвестникам, и позволил выделить слабый сигнал предвестника на фоне общего сигнала возмущения. Термоанемомет-рическая визуализация для фильтрованного сигнала представлена на рис. 6 для прямого крыла и на рис. 7 для скользящего. Рассмотрим случай скользя-
рис. 6 Термоанемометрическая визуализация волнового пакета-предвестника в пограничном слое прямого крыла при а = -3°: изолинии пульсации скорости в плоскости X— Г при У = Ушю и соответствующие им изолинии пульсации скорости в плоскости У — ¡.а — Х/С, = 0,34, 2= 0 мм; б—Х/С, = 0,62, 2=0 мм. Сплошные линии — превышение скорости, штриховые — дефект.
щего крыла. На рисунке изображены изолинии пульсации скорости в пограничном слое скользящего крыла в плоскости Zl1 — t при У = У„шах и соответствующие им изолинии пульсации скорости в плоскости У— t для двух точек. Из рисунка виден рост волновых пакетов-предвестников в продольном направлении, в направлении Y и также по амплитуде при движении вниз по потоку. Действительно, в направлении Y отклонение скорости и достигает почти 20% Uoo, для Х/С2 = 0,85, тогда как для Х/С2 = 0,49 это отклонение составляет только "1,3 ... 1,6% t/co.
Развитие волновых пакетов-предвестников, возникающих в пограничном слое прямого (см. рис. 6) и скользящего (см. рис. 7) крыльев, происходит по-разному. В случае прямого крыла образуется симметричный предвестник, а в случае скользящего крыла за счет наличия поперечной компоненты скорости образуется несимметричный предвестник, имеющий четко выраженный трехмерный характер. Развиваясь далее вниз по потоку, предвестники приводят к образованию Л-структур. Однако, несмотря на частотный анализ, в слу-
Y MM u'min—1.30, u'rnax=1 55, step=0.29 (percent Uo)
Zl, MM
uVnin=-1.81, u'max=2.54, step=0.41 (percent Uo)
Ш
Х/Сг = 0,49 Zi = -2,5 мм
Mr:..... : 1 Ш* i
1 1 ШЭ'Г' -<<f?l(V/Л:/'.......... Жщ -
Zl, мм
1CO 150 200 250 300 350 400 450 500 uVmrF-12 42. ¡j,max=1295.3lep=254 (psrcenl Uo)
Y, MM
100 150 2Ш 250 300 350 400 450 500 u"miri=-19.G6, u'max=17.07. slep=3.E7 (percent Uo)
100 150 2C0 250 300 350 400 450 50П t MC
100 150 200 250 3») 350 400 450 500 t, MC
рис. 7 Термоанемометрическая визуализация волнового пакета-предвестника в пограничном слое скользящего крыла при а= -1,2°: изолинии пульсации скорости в плоскости 21 — г при У = Г™,« и соответствующие им изолинии пульсации скорости в плоскости ¥— /. а—Х/Сг = 0,49, 21 = - 2,5 мм; б — Х/С2 = 0,85, 21 = 0,5 мм. Сплошные линии — превышение скорости, штриховые — дефект.
1
направление оси 21 совпадает с передней кромкой скользящего крыла
0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 " 0,1 0
рис. 8 Эволюция областей превышения и дефекта скорости вниз по потоку вдоль хорды скользящего крыла. Сплошные линии — превышение скорости, штриховые — дефект.
чае скользящего крыла Л-структуры не могут быть обнаружены в обычном виде. Поперечная компонента скорости, присутствующая в пограничном слое скользящего крыла, приводит к подавлению одной из двух «ног» Л-структуры, в результате чего Л-структура преобразовывается в «одноногую Л-струк-туру». Огромная поперечная структура, которую можно видеть на рис. 7 при Х!Сг = 0,85 между 100 и 150 мс, возможно, является примером такой «одноногой Л-структуры».
Дополнительно на модели скользящего крыла была экспериментально определена траектория движения продольного локализованного возмущения в пограничном слое и обнаружено появление дополнительных областей превышения скорости (рис. 8).
В главе IV более подробно рассмотрены особенности возникновения и развития вниз по потоку волновых пакетов-предвестников в пограничном слое прямого крыла в случае генерации контролируемых возмущений из набегающего потока. Рассмотрено влияние градиента давления внешнего течения (угла атаки профиля), градиента скорости на переднем фронте продольного возмущения и амплитуды продольного возмущения на возникновение и развитие волновых пакетов-предвестников.
Экспериментальная установка повторяла установку, использованную в главе III (см. рис. 5). Эксперименты проводились на модели прямого крыла, устанавливаемого горизонтально в рабочей части аэродинамической трубы под углами атаки а=-1,2,-3 и-5,2°. Контролируемые возмущения вводились в пограничный слой из набегающего потока.
На рис. 9 представлены графики изменения амплитуд волновых пакетов-предвестников для трех углов атаки профиля. Видно, что при а = -5,2° волновые пакеты-предвестники затухают, поскольку при этом угле атаки от Х/С] = 0,48 и далее вниз по потоку реализуется течение с нулевым градиентом давления. С увеличением угла атаки профиля на крыле образуется область с неблагоприятным градиентом давления, которая приводит к росту амплитуды волновых пакетов-предвестников. При этом отчетливо видно, что рост неблагоприятного градиента давления ускоряет темп роста амплитуды волно-
рис. 9 Изменение амплитуд волновых пакетов-предвестников вниз по потоку при различных углах атаки, (логарифмический масштаб).
вых пакетов-предвестников.
Были проведены исследования по возбуждению волновых пакетов-предвестников продольными локализованными структурами, введенными из набегающего потока и имеющими различные характеристики. Исследования про-
200
250
300
рис. 10 Осциллограммы сигнала при Х/С = 0,07 и У = Уитах. 1 - опорное возмущение; 2 - возмущение с уменьшенным в 4,5 раза градиентом йи/с!Х вблизи переднего фронта; 3 - возмущение с уменьшенной в 1,4 раза ам- представлены результаты ЭКС-плитудой. перимента по исследованию
водились при а=-1,2°. Рассматривалось влияние градиента скорости вблизи переднего фронта возмущения (рис. 10 возмущения 1 и 2). Для возмущения 2, градиент был уменьшен в 4,5 раза относительно опорного (/) возмущения при помощи демпфера. При этом обнаружилось, что чем больше градиент скорости с1и/сIX, характеризующий фронт продоль-350 I, мс ной структуры, тем интенсивнее развивается волновой пакет-предвестник. На рис. 11
рис. 11 Изменение амплитуд волновых пакетов-предвестников вниз по потоку при различных начальных условиях, а= -1,2°. 1 - опорное возмущение; 2 - возмущение с уменьшенным в 4,5 раза градиентом йи/с1Х вблизи переднего фронта; 3 - возмущение с уменьшенной в 1,4 раза амплитудой.
влияния градиента скорости вблизи переднего фронта возмущения (возмущения 1 и 2). Из графиков видно, что положение начала нарастания волнового пакета для возмущения 1 соответствует Х/С[~ 0,41, а для возмущения 2 —Х/СI = 0,62. Таким образом, увеличение градиента в 4,5 раза сдвигает начало роста амплитуды предвестников на 20% вверх по потоку.
Другой фактор, влияющий на развитие волновых пакетов-предвестников при постоянном значении градиента скорости вблизи переднего фронта с!и/ЛХ— начальная амплитуда продольного локализованного возмущения. По результатам эксперимента уменьшение начальной амплитуды продольной структуры в 1,4 раза (см. рис. 10, возмущения 1 я 3) задержало развитие волнового пакета-предвестника настолько, что в рассматриваемой области по продольной координате роста возмущения не наблюдается, тогда как опорное возмущение начинает нарастать с отметки А7С/ = 0,41 (см. рис. 11, возмущения / и 3).
Заключение содержит основные результаты и выводы работы, списки публикаций по теме диссертации.
В разделе Список использованных источников — 86 ссылок на процитированные источники.
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ
1. Исследовано влияние степени турбулентности набегающего потока и амплитуды предвестника в случае генерации продольного локализованного возмущения с поверхности модели для случая прямого и скользящего крыла. Обнаружено качественное совпадение поведения волновых пакетов-предвестников и продольных структур в пограничном слое скользящего крыла вниз по потоку со случаем прямого крыла.
2. Обнаружено, что увеличение степени турбулентности набегающего потока, равно как и увеличение начальной амплитуды волнового пакета-предвестника, приводит к более раннему началу роста амплитуды предвестников в условиях неблагоприятного градиента давления. Увеличение степени турбулентности с 0,18% до 0,79% на прямом крыле сдвигает начало роста амплитуды предвестников на 10% вверх по потоку. Двукратное увеличение начальной амплитуды предвестников на прямом крыле приводит к сдвигу начала роста амплитуды предвестников на 10% вверх по потоку.
3. Экспериментально показано, что одновременное увеличение степени турбулентности набегающего потока на прямом крыле и амплитуды предвестника приводят к суммарному сдвигу начала роста амплитуды предвестников на 20% вверх по потоку. Увеличение степени турбулентности с 0,18% до 2,31% на скользящем крыле сдвигает начало роста амплитуды предвестников на 6% вверх по потоку.
4. Впервые в пограничном слое прямого и скользящего крыльев вблизи фронтов продольных возмущений, моделируемых из набегающего потока, получены высокочастотные волновые пакеты-предвестники. Экспериментально показано, что результат воздействия возмущения, вводимого из набегающего потока и генерируемого с поверхности модели на пограничный слой, качественно совпадают. Как и в случае введения возмущений с поверхности модели, при генерации возмущений из набегающего потока происходит затухание возмущения в области благоприятного градиента давления, образование и рост на фронтах локализованного возмущения волновых пакетов-предвестников при переходе в область неблагоприятного градиента давления, с последующим развитием и преобразованием в Л-структуры.
5. Изучен характер поведения волновых пакетов-предвестников в зависимости от градиента скорости внешнего течения (угла атаки профиля). Показано, что рост неблагоприятного градиента давления (увеличение угла атаки профиля) и увеличение градиента скорости с!и/с1Х вблизи фронта продольной структуры, порождающей волновой пакет-предвестник, ускоряют рост амплитуды предвестников. Увеличение градиента в 4,5 раза сдвигает начало роста амплитуды предвестников на 20% вверх по потоку. Обнаружено, что уменьшение амплитуды продольной структуры, порождающей волновой пакет-предвестник, задерживает нарастание предвестника.
СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ В рецензируемых журналах
1. Катасонов М.М., Горев В.Н., Козлов В.В., Мотырев П.А. Экспериментальное исследование предвестников локализованных возмущений пограничного слоя при повышенной степени турбулентности набегающего потока//Теплофизика и аэромеханика. - 2009-Т. 16,№4.-С. 573-581.
2. Катасонов М.М., Сбоев Д.С., Мотырев П.А. Экспериментальное исследование локализованных возмущений в пограничном слое прямого крыла // Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского. -№4. Ч. 3. - Н. Новгород: Изд-во ИНГУ им. Н.И. Лобачевского, 2011. -С. 834-836.
3. Катасонов М.М., Козлов В.В., Сбоев Д.С., Мотырев П.А., Эверс К. Б.
Развитие волновых пакетов-предвестников в пограничном слое прямого крыла // Вестник НГУ. Серия: Физика. 2012. - Т. 7, вып. 1. - С. 28-37.
Материалы конференций
4. Мотырев П.А. Экспериментальное исследование предвестников фронтов локализованных возмущений на прямом крыле при повышенной степени турбулентности набегающего потока // Материалы XLVI Международной научной студенческой конференции «Студент и научно-технический прогресс», секция «Физика», Новосибирск, 2008. С. 100.
5. Мотырев П.А. Экспериментальное исследование предвестников фронтов локализованных возмущений на прямом и скользящем крыле при «Студент и научно-технический прогресс», секция «Физика», Новосибирск, 2010.-С. 51.
6. Катасонов М.М., Горев В.Н., Козлов В.В., Мотырев П.А. Применение локального импульсного воздействия для управления возмущениями в пограничном слое // Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехноло-гий: Тезисы докладов II Всероссийского семинара. - Новосибирск: НГАСУ (Сибстрин), 2010. - С. 71-73.
7. Катасонов М.М., Горев В.Н., Мотырев П.А. Влияние повышенной степени турбулентности набегающего потока на развитие волновых пакетов-предвестников фронтов локализованных возмущений // Устойчивость гомогенных и гетерогенных жидкостей: Доклады Всероссийской молодежной конференции. Вып. XII. - Новосибирск, 2010. - С. 223-226.
8. Katasonov М.М., Gorev V.N., Kozlov V.V., Motyrev P.A. Experimental investigation of instability of the unsteady boundary layer // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Abstracts. Pt. 1. - Novosibirsk, 2010.-P. 125-126.
9. Катасонов M.M., Сбоев Д.С., Мотырев П.А. Экспериментальное исследование волновых пакетов, возникающих в пограничном слое при его импульсном возбуждении // Нелинейные волны: теория и новые приложения: Тезисы докладов Всероссийской конференции. - Новосибирск: ИГИЛ СО РАН, 2011. - С. 35.
10. Катасонов М.М., Сбоев Д.С., Мотырев П.А. Импульсное возбуждение пограничного слоя прямого крыла локализованным возмущениями из набегающего потока // Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехноло-
гий: Тезисы докладов III Всероссийского семинара. - Новосибирск: НГА-СУ (Сибстрин), 2011.- С. 61-63.
11. Katasonov М.М., Kozlov V.V., Sboev D.S., Motyrev P.A. Hot-wire visualization of localized boundary layer disturbances under the low and enhanced free stream turbulence level // PSFVIP-8: The 8th Pacific Symposium on Flow Visualization and Image Processing, Moscow: Moscow State University, 2011. P. 48.
12. Катасонов M.M., Козлов B.B., Сбоев Д.С., Мотырев П.А. Зарождение турбулентного пятна из продольной структуры в пограничном слое с положительным градиентом давления // XXII Научно-техническая конференция по аэродинамике: Тезисы докладов. Жуковский: ФГУП «ЦАГИ»,
2011.-С. 81-82.
13. Мотырев П.А. Развитие волновых пакетов-предвестников в пограничном слое прямого крыла при различных значения градиента внешнего давления // Материалы 50-й юбилейной Международной научной студенческой конференции «Студент и научно-технический прогресс»:Физика неравновесных процессов / Новосиб. гос. ун-т. Новосибирск, 2012. С. 19.
14. Мотырев П.А. Влияние градиента внешнего давления на развитие волновых пакетов-предвестников в пограничном слое прямого крыла // Материалы IX Всероссийской конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии». Новосибирск,
2012.
15. Katasonov М.М., Sboev D.S., Motyrev P.A. Development of localized disturbances and forerunners in a straight-wing boundary layer // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Abstracts. Pt. II. -Kazan, 2012. P. 146-147.
16. Katasonov M.M., Kozlov V.V., Sboev D.S., Motyrev P.A. Experimental study of localized disturbances at straight wing boundary layer // The 23rd International Congress of Theoretical and Applied Mechanics (ICTAM 2012), China, Beijing, 19 -24 Aug., 2012: Abstract Book. - S.l: 2012. - P. 36.
17. Мотырев П.А. Развитие волновых пакетов-предвестников в пограничном слое прямого крыла, в условиях приближенных к естественным // Материалы 51-й Международной научной студенческой конференции «Студент и научно-технический прогресс»: Физика сплошных сред / Новосиб. гос. ун-т. Новосибирск, 2013. - С. 21.
Ответственный за выпуск П. А. Мотырев
Подписано к печати 23.04.2014 Усл. печ. л. 1,0. Уч.-изд. л. 1,0. Тираж 100. Заказ № 3 Формат бумаги 60x84/16
Отпечатано в типографии ООО «Параллель» 630090, Новосибирск-90, Институтская, 4/1
Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российская академия наук
ги-эпч / ¿пг^п На правах рукописи
итсиIтииОиг
Мотырев Павел Андреевич
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПРЕДВЕСТНИКОВ ФРОНТОВ ЛОКАЛИЗОВАННЫХ ВОЗМУЩЕНИЙ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ ПРЯМОГО И СКОЛЬЗЯЩЕГО
КРЫЛЬЕВ
01.02.05 - Механика жидкости, газа и плазмы
Диссертация на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук
Научный руководитель: доктор физико-математических наук, ведущий научный сотрудник М.М. Катасонов
Новосибирск - 2014 г.
Оглавление
Список обозначений............................................................................................3
Введение...............................................................................................................4
Цель и задачи работы............................................................................................................9
Основные положения выносимые на защиту....................................................................10
Научная новизна работы.....................................................................................................11
Личный вклад автора...........................................................................................................12
Научная и практическая значимость работы.....................................................................13
Достоверность результатов.................................................................................................14
Апробация работы...............................................................................................................14
Структура и объем работы..................................................................................................15
Краткое содержание работы...............................................................................................15
Глава I
Обзор состояния исследований ламинарно-турбулентного перехода при
повышенной степени набегающего потока.....................................................18
Введение...............................................................................................................................18
Задача гидродинамической устойчивости.........................................................................19
Восприимчивость пограничного слоя при повышенной степени турбулентности
набегающего потока............................................................................................................23
Управление ламинарно-турбулентным переходом............................................................27
Глава II
Экспериментальное исследование предвестников фронтов локализованных возмущений в пограничном слое прямого и скользящего крыльев при
повышенной степени турбулентности набегающего потока..........................32
Введение...............................................................................................................................32
Методика эксперимента......................................................................................................35
Результаты и обсуждение....................................................................................................38
Выводы.................................................................................................................................51
Глава III
Экспериментальное исследование локализованных возмущений в пограничном слое прямого и скользящего крыла, генерируемых из
набегающего потока..........................................................................................54
Введение...............................................................................................................................54
Методика эксперимента......................................................................................................55
Результаты и обсуждение....................................................................................................59
Выводы.................................................................................................................................71
Глава IV
Экспериментальное исследование влияния распределения давления над профилем и градиента давления вблизи переднего фронта на предвестники
фронтов локализованных возмущений............................................................73
Введение...............................................................................................................................73
Методика эксперимента......................................................................................................74
Результаты и обсуждение....................................................................................................75
Выводы.................................................................................................................................82
Заключение........................................................................................................84
Список работ содержащих материалы диссертации.......................................86
Список использованных источников...............................................................90
Приложение А.................................................................................................101
Список обозначений
иоо - скорость набегающего потока;
и0 - местная скорость внешнего потока;
и, V, ¡V - локальная средняя скорость течения;
и, V, м> - пульсационные составляющие скорости;
X У, 2 - декартовы координаты;
t - время;
С1, С2 - длина хорды прямого и скользящего крыла;
а - угол атаки профиля;
Ь - длина щели;
У„тах - У-координата, где амплитуда волнового пакета достигает
максимума. Различна для различных значений X;
3 - толщина пограничного слоя;
Ке - число Рейнольдса;
Яе* - критическое число Рейнольдса;
Ти - степень турбулентности набегающего потока;
Введение
Проблема перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние на протяжении вот уже нескольких десятилетий вызывает большой интерес исследователей. Это обусловлено, во-первых, необходимостью решения практических задач, например, управление пограничным слоем с целью снижения сопротивления летательных и плавательных аппаратов и расчета их аэродинамических характеристик. Во-вторых, изучение процесса возникновения турбулентности является составной частью более общей фундаментальной проблемы описания турбулентности.
Термин «ламинарно-турбулентный переход» был введен О. Рейнольдсом в работе «Об общей теории термодинамики» (1883 год) [1]. Изучая в 1876-83 годах течение жидкостей, Рейнольде экспериментально установил критерий перехода ламинарного течения в цилиндрических трубах в турбулентное, что положило начало теории динамического подобия течений вязкой жидкости. В честь его работ был назван критерий подобия течения вязкой жидкости — число Рейнольдса.
В литературе под понятием «переход», как правило, понимается процесс распада ламинарного режима и формирования турбулентного течения. Начало перехода обычно связывают с появлением бурных процессов в виде турбулентных пятен и низкочастотных пульсаций большой амплитуды. Однако в настоящее время стало очевидно, что длинная последовательность физических процессов, приводящая к разрушению ламинарного течения,
берет свое начало гораздо раньше. Этот процесс начинается либо с трансформации внешних возмущений различной природы во внешнем потоке в волны пограничного слоя, либо с генерации волн в самом пограничном слое, происходящей на неровностях обтекаемой поверхности. В соответствии с этим термин «процесс перехода к турбулентности», следует понимать в широком смысле как совокупность всех явлений, ответственных за разрушение ламинарного режима течения и образование турбулентного пограничного слоя.
О. Рейнольде в работе [1] также высказал предположение, что причина перехода ламинарных течений в турбулентное состояние — их неустойчивость. Иначе говоря, в неустойчивом пограничном слое волны усиливаются и являются причиной разрушения ламинарного режима течения.
Нарастание возмущений в пограничном слое было предсказано Релеем [2] еще в XIX веке, как результат исследования устойчивости пограничного слоя без учета вязкости. Основы теории гидродинамической устойчивости были заложены в работе Гейзенберга [3]. Первые расчеты устойчивости пограничного слоя были приведены позже — в конце 1920-х - начале 1930-х годов Толлмином [4] и Шлихтингом [5], [6]. Эксперименты Шубауэра и Скрэмстеда, проведенные в начале 1940-х годов, подтвердили справедливость концепции неустойчивости, область применения которой оказалась ограниченной малыми степенями турбулентности набегающего потока [7]. Шубауэр и Скрэмстед впервые обнаружили как собственные колебания пограничного слоя (за ними
закрепилось название волн Толлмина — Шлихтинга), так и их определяющую роль в процессе разрушения ламинарного режима. Теория гидродинамической устойчивости пограничного слоя позволила объяснить влияние на переход ламинарной формы течения в турбулентную также других факторов: градиента давления, отсасывания, числа Маха, теплопередачи. Эта теория получила важное применение, в частности, при исследовании несущих профилей с очень малым сопротивлением, так называемых ламинаризованных профилей.
Хорошо изучен сценарий перехода к турбулентности в пограничном слое при низкой степени турбулентности набегающего потока: распространяясь вниз по потоку, волны Толлмина — Шлихтинга ведут себя сначала как возмущения малых амплитуд, затем, развиваясь, проходят нелинейную стадию развития, постепенно образуют турбулентные пятна и, наконец, приводят к турбулизации течения. Вместе с тем, существуют и другие пути перехода пограничных слоев из ламинарного в турбулентный режим течения.
Примером, существенно отличающимся от классического сценария, является ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое при повышенной степени турбулентности набегающего потока.
Арнал и Джуиллен в 1978 году в своей работе [8] представили первые результаты исследования развития ламинарного пограничного слоя в условиях повышенного уровня возмущений внешнего течения. Ими был обнаружен рост колебаний продольной компоненты скорости и вниз по потоку до амплитуд порядка нескольких процентов от скорости внешнего
течения U0. Также они убедительно показали, что основной вклад в спектр энергии возмущений в пограничном слое вносят значительно меньшие частоты, чем в свободном потоке. Последующие работы Кэндала ([9], [10], [11]) были направлены на исследование возникновения и развития волновых процессов, вызванных внешней турбулентностью, при степени турбулентности набегающего потока Ти = 0,1 -0,3%. Исследования при больших степенях турбулентности набегающего потока натыкались на технические проблемы с обнаружением естественных волн Толлмина — Шлихтинга в потоке.
Визуализация течения в работах [9], [12], [13], [14] показывает, что продольные полосчатые структуры, которые начинают развиваться на передней кромке пластины, являются причиной возникновения низкочастотных возмущений в пограничном слое.
Кроме того, эти полосчатые структуры создают благоприятные условия для развития вторичных высокочастотных волновых возмущений, которые далее могут трансформироваться в зарождающиеся турбулентные пятна ("incipient spots"). Развиваясь вниз по потоку, турбулентные пятна, в свою очередь, вызывают переход течения в пограничном слое из ламинарного состояния в турбулентное [15], [16], [17]. При исследовании продольных возмущений в естественных условиях, случайный характер возникновения возмущений в пограничном слое оказывается существенным и не позволяет изучить явление в полной мере. Для более детального исследования продольных структур в пограничном слое их моделируют искусственно. Получение исчерпывающей информации о характеристиках возмущенного
течения требует применения современных методов автоматизированных измерений, алгоритмов обработки и представления экспериментальных данных.
Хорошо известна потенциальная возможность существенного снижения сопротивления обтекаемых тел путем затягивания
ламинарно-турбулеитного перехода в пограничном слое. Для этого применяют методы активного управления пристенным течением, построенные на локальном импульсном воздействии на вихревые возмущения, присутствующие в слое сдвига, на ранних этапах их развития [18], [19], [20], [21], [22]. Если используется импульсный способ воздействия, то в пограничный слой вводится возмущение с широким частотным спектром, часть которого может попасть в область неустойчивости течения, если таковая имеется. В этом случае в пограничном слое возникает нарастающий волновой пакет, который может привести к образованию турбулентного пятна, сводящего на нет всю работу по затягиванию перехода к турбулентности.
В экспериментальных исследованиях нестационарных продольных структур неоднократно наблюдалось возникновение волновых пакетов. Продольные структуры возбуждались помещенной на обтекаемой поверхности колеблющейся мембраной или вдувом/отсосом газа в пограничных слоях плоской пластины [22], [23], прямого крыла [24], [25], [26] и скользящего крыла [25]. За возникающими волновыми пакетами, связанными с фронтами продольных структур, закрепилось название "предвестник". Впервые данный термин был использован в работе [26]. Как
было показано ранее в работе [25], в пограничном слое прямого крыла предвестники являются пакетами волн Толлмина — Шлихтинга.
В данной работе исследованы волновые процессы, протекающие в областях фронтов продольных структур на прямом и скользящем крыльях в условиях повышенной степени турбулентности набегающего потока. В экспериментах, проведенных на модели прямого крыла, изучены характеристики нестационарного течения в окрестности переднего и заднего фронтов продольных структур, предложена физическая модель формирования и развития фронтов. Также изучена пространственная конфигурация предвестников и ее динамика при распространении волнового пакета вниз по течению. Волновые пакеты, аналогичные исследованным в двумерных пограничных слоях, получены вблизи фронтов продольных структур в трехмерном течении на скользящем крыле. Определены и изучены характеристики волновых пакетов и порождающих их продольных возмущений, в случае генерации возмущений источником, расположенным на поверхности модели и в набегающем потоке. Исследовано влияние градиента давления во внешнем потоке на характеристики и динамику развития волновых пакетов. Показана возможность преобразования предвестников волновых пакетов в турбулентные пятна, что приводит к турбулизации течения в пограничном слое.
Цель и задачи работы
Основной целью данной диссертационной работы являлось исследование
процессов ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое при повышенной степени турбулентности набегающего потока, связанного с образованием высокочастотных волновых пакетов-предвестников на фронтах продольных локализованных структур, в случае градиентного течения.
При этом были поставлены следующие основные задачи:
• исследовать влияние степени турбулентности набегающего потока и амплитуды волнового пакета-предвестника на процесс его развития в пограничном слое прямого и скользящего крыльев при генерации контролируемых продольных локализованных возмущений с поверхности модели;
• получить волновые пакеты-предвестники на фронтах продольных локализованных возмущений в пограничном слое прямого и скользящего крыльев при генерации продольных локализованных возмущений из набегающего потока;
• определить влияние градиента скорости на переднем фронте продольного возмущения, амплитуды продольного возмущения, градиента скорости внешнего течения (угла атаки профиля) на процесс развития волнового пакета-предвестника в пограничном слое прямого крыла при генерации продольных локализованных возмущений из набегающего потока.
Основные положения выносимые на защиту
• Результаты экспериментального исследования влияния на процесс
развития волнового пакета-предвестника в пограничном слое прямого и скользящего крыльев степени турбулентности набегающего потока и амплитуды начального возмущения при генерации возмущений с поверхности крыла;
• Экспериментальные результаты исследования характеристик впервые полученных в пограничном слое прямого и скользящего крыльев высокочастотных волновых пакетов-предвестников, вблизи фронтов продольных возмущений, генерируемых из набегающего потока;
• Полученные данные о влиянии градиента скорости на переднем фронте продольного возмущения, амплитуды продольного возмущения, градиента скорости внешнего течения (угла атаки профиля) на процесс развития волнового пакета-предвестника в пограничном слое прямого крыла при генерации продольных локализованных возмущений из набегающего потока.
Научная новизна работы
• Экспериментально исследован механизм ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое прямого и скользящего крыльев, связанный с образованием и развитием на фронтах локализованных возмущений высокочастотных волновых пакетов-предвестников.
• Получены данные о влиянии повышенной степени турбулентности набегающего потока на процесс развития волновых пакетов-предвестников.
• Впервые в пограничном слое прямого и скользящего крыльев вблизи
фронтов продольных возмущений, моделируемых из набегающего потока, получены высокочастотные волновые пакеты — предвестники, доказывающее возможность реализации такого механизма при повышенной степени турбулентности набегающего потока.
• Экспериментально показано, что результат воздействия возмущения вводимого из набегающего потока и генерируемого с поверхности модели на пограничный слой качественно совпадают. Как и в случае введения возмущений с поверхности модели при генерации возмущений из набегающего потока происходит затухание возмущ
