Моделирование в аэродинамических трубах натурной структуры течения на крыловых профилях и управление их обтеканием

2
СОДЕРЖАНИЕ
Стр.
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.............................................6
ВВЕДЕНИЕ.........................................................7
ЧАСТЬ 1. НАТУРНЫЕ (ЛЕТНЫЕ) ИССЛЕДОВАНИЯ СТРУКТУРЫ
ТЕЧЕНИЯ НА ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛЬЕВ.........................21
Глава 1. Развитие возмущений при переходе к турбулентности
в пограничном слое на крыле в полете......................21
1.1. Состояние исследуемого вопроса.......................21
1.2. Описание планера и летающей лаборатории
ППЛЛ-М .............................................36
1.3. Измерения атмосферной турбулентности................44
1.4. Структура пограничного слоя на крыле
планера и летающей лаборатории.......................54
Глава 2. Визуализация перехода в пограничном слое на
иовсрхност»? крыла в натурных условиях...................67
2.1. Описание метода визуализации сублимирующимся
покрытиями ........................................ 69
2.2. Использование метода в летных исследованиях
перехода............................................72
2.3. Оценка достоверности метода по данным трубных
исследований.........................................79
2.4. Применение ме тода для изучения обтекания
выступающих элементов на поверхности крыла............82
Выводы к части 1..................................................90
з
ЧАСТЬ 2. ОБТЕКАНИЕ РЕАЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ ПРИ
НАТУРНЫХ ЧИСЛАХ РЕЙНОЛЬДСА................................92
Глаш 3. Исследования в аэродинамической трубе возникновения турбулентности в пограничном слое на крыле планера и летающей лаборатории.................................................92
3.1. Исследования турбулентности потока в
открытой рабочей части аэродинамической 'Грубы..........92
3.2. Развитие возмущений в пограничном слое на
крыле планера и летающей лаборатории....................99
3.3. Сравнение результатов натурных и трубных
исследований ...........................................ИЗ
Глава 4. Структура пограничного слоя на крыле высотного
самолета и возможности ламинаризации обтекания..............120
4.1. Эксперименты на крыле без специальной
обработки его поверхности................................121
4.2. Эксперименты на крыле с гладкой
поверхностью.............................................135
4.2.1. Методика акустических исследований перехода
с помощью датчиков пульсаций давления..............137
4.2.2. Структура течения в пограничном слое
по данным акустических и термоанемометрических измерений......................................... 140
4.2.3. Местоположение перехода в зависимости
от режима обтекания............................ 148
Выводы к части 2....................................................155
4
ЧАСТЬ 3. ИССЛЕДОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛЕЙ КРЫЛЬЕВ ПРИ МАЛЫХ УГЛАХ АТАКИ:
ВОЛНОВЫЕ ПРОЦЕССЫ ПРИ ПЕРЕХОДЕ К ТУРБУЛЕНТНОСТИ...........................................156
Глава 5. Параметрические исследовании волн неустойчивости
при низкой турбулентности потока............................156
5.1. Постановка задачи и описание эксперимента..............156
5.2. Среднее течение в пограничном слое.....................159
5.3. Пульсации скорости в пограничном слое..................165
5.4. Закономерности возникновения волн
и су сто ими вости.....................................174
5.5. Развитие волн неустойчивости на нижней
поверхности модели крыла...............................181
5.6. Расчетный анализ начального этапа
возникновения волн неустойчивости .....................188
Глава 6. Влияние умеренной турбулентности потока и акустического
фона на волновые процессы в пограничном слое................195
6.1. Обзор литературных источников..........................195
6.2. Возникновение нескольких волновых пакетов в
пограничном слое ..................................... 201
6.3. Влияние степени турбулентности потока на
параметры волн неустойчивости..........................209
6.4. Сравнение структуры перехода в пограничном слое на высоконссущем профиле в разных
аэродинамических трубах................................224
6.5. Сравнение структуры перехода в пограничном слое на ламинарном и высоконссущем профилях в промышленной аэродинамической трубе.........................231
Выводы к части 3....................................................239
5
ЧАСТЬ 4. ИССЛЕДОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛЕЙ КРЫЛЬЕВ ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ:
ВИХРЕВАЯ СТРУКТУРА ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ 241
Глава 7. Образование вихревых структур при отрыве турбулентного
пограничного слоя...................................... 241
7.1 Обзор литературы по трехмерной структуре
отрывных течений.....................................241
7.2 Описание методики и условий эксперимента..............245
7.3 Картины течения при различных углах атаки и
скоростях потока.......................................246
7.4 Картины течения при различных удлинениях крыла........251
7.5 Влияние выступов на структуру течения.................251
7.6 Тсрмоансмомстричсскис измерения.......................255
Глава 8. Исследования срыва потока и возможностей управления
таким течением..................................... ....260
8.1 Пространственная структура течения при срыве..........260
8.2 Гистерсзис срывного обтекания модели прямого
крыла при изменении скорости потока...................265
8.3 Структура срыва в присутствии локализованных источников стационарных возмущений. Новый
способ управления срывом.............................276
8.4 Развитие неустойчивых колебаний при срыве.
Влияние акустического воздействия....................287
8.5 Управление срывом при помощи устройств,
имитирующих птичьи перья..............................309
Выводы к части 4..................................................313
ЗАКЛЮЧЕНИЕ...................................................... 315
ЛИТЕРАТУРА........................................................318
ПРИЛОЖЕНИЕ.............V.,./.-.....................*..............342
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
0ХУ2 - связанная система координат
11оо - скорость по тока в трубе, скорость полета
и - средняя скорость течения в пограничном слое
Ие - средняя скорость на внешней границе пограничного слоя
и' - среднеквадратичная интегральная величина
продольных пульсаций скорости иУ - среднеквадратичная величина продольных пульсаций
скорости в полосе 3 Гц а - угол атаки крыла
Ь - хорда профиля
х - расстояние от передней кромки вдоль хорды
х = х/Ъ - относительное расстояние вдоль хорды
V - кинематическая вязкость
Ке=иоо*х/у - число Рейнольдса
роо - статическое давление в набегающем потоке
р - статическое давление на поверхности модели
р - плотность
Я=р-11оо2/2 - скоростной напор
СрЦр - росУц - коэффициент статического давления
£ - степень турбулентности
А - относительная амплитуда пульсаций
в частотном спектре {' - частота
X - длина волны
Сг - фазовая скорость
<р - фаза волны
6 - толщина пограничного слоя
¥
61 - толщина вытеснения
ВВЕДЕНИЕ
При разработке перспективных летательных аппаратов большое внимание уделяется вопросам совершенствования обтекания для уменьшения расхода топлива, увеличения дальности полета и пассажировместимости самолета, улучшения устойчивости и управляемости в экстремальных ситуациях и, в конечном счете, для повышения конкурентоспособности данного образца авиационной техники. Пути совершенствования обтекания определяются на основаниям полученных исследователями новых знаний о физических процессах, протекающих при взаимодействии летящего самолета с окружающим воздухом. Большое прикладное значение имеют, помимо прочего, исследования физических явлений, имеющих место на крыле при различных углах атаки: течения в присоединенном пограничном слое на поверхности крыла при малых углах атаки, а также отрывных течений, возникающих при больших углах атаки, в том числе отрыва турбулентного пограничного слоя и срыва потока с передней кромки крыла. С точки зрения практической аэродинамики, интерес к природе течения в пограничном слое связан с решением проблемы ламинаризации обтекания, а исследования отрывных течений позволяют найти пути повышения несущих свойств крыла и разработать новые методы управления отрывом.
Ламинаризации обтекания, имеющая целью снижения сопротивления трения, является одним из основных способов уменьшения расхода дорогостоящего авиационного топлива. Мировые источники ископаемого топлива ограничены. Кроме того, сжигание топлива загрязняет окружающую среду, в связи с чем проблемы снижения потребления энергии сейчас широко обсуждаются во всем мире. Одним из средств для этого в перспективе является повышение стоимости энергии. Для будущих воздушных перевозок это означает еще болсс высокие эксплуатационные расходы из-за искусственно увеличенных цен на топливо. Поэтому поиск
8
путей ламинаризации обтекания имеет большое как экономическое, так и природоохранное значение.
Ламинаризации обтекания представляет собой комплекс мер, предназначенных для получения протяженных ламинарных участков обтекания за счет смещения вниз по потоку зон перехода от ламинарного течения к турбулентному. Для осуществления таких мер необходимо, в первую очередь, знать структуру течения в пограничном слое и механизмы ламинарно-турбулентного перехода на поверхности летательных аппаратов в реальном полете.
Проблема ламинаризации обтекания в нашей стране впервые изучалась Г.И.Петровым [1] и Г.П.Свшцевым [2]. Ими были поставлены экспериментальные натурные исследования течения в пограничном слое крыла [1] и специальных ламинарных крыльев [2] в ЦАГИ более 50 лет назад. Г.И.Петров обнаружил в натурных условиях на крыле самолета возрастающие колебания в ламинарном пограничном слое, предсказанные теорией гидродинамической устойчивости. Однако, эти результаты были обнародованы только недавно. Наиболее известны результаты Шубауэра и Скремстеда [3], которым удалось при очень низкой турбулентности потока в аэродинамической трубе экспериментально обнаружить собственные колебания пограничного слоя и их определяющую роль в процессе разрушения ламинарного режима. Их результаты также были несколько лет закрыты и опубликованы только в 1947 г. Исторический обзор создания теории устойчивости ламинарного пограничного слоя приведен в монографии Шлихтинга [4]. Однако в этой монографии практически не упоминаются труды советских ученых, которые, между’ тем, внесли крупный вклад в исследования данной проблемы.
Прежде всего, это пионерские работы Л.Д.Ландау, Г.П.Свищсва, Г.И.Петрова, В.В.Струминского и представителей их научных школ, М. А. Гол ьдш тика, Ь.Н.Штерна и их учеников в Институте теплофизики в Новосибирске, В.Н.Жигулева, А.В.Тумина, А.В.Федорова и их учеников в
9
МФТИ, М.И.Рабиновича в Н.Новгороде, О.С. Рыжова и Е.Д.Терентьева с сотрудниками в ВЦ РАН, А.И.Рубана в ЦАГИ и других.
Важные экспериментальные результаты получены в работах
A.С.Гиневского и его коллег, В.И.Иевлева и А.А.Павельсва с сотрудниками, А.Н.Секундова и его коллег в ЦИАМ, Л.Ф.Козлова и
B.В.Бабенко в Киеве.
Большой комплекс летных исследований перехода на различных летательных аппаратах ведется в ЦАГИ.
В ИТПМ СО РАН исследования проблемы перехода, начатые по инициативе академика В.В.Струминского, успешно продолжаются и в настоящее время под руководством В.Я.Левченко, В.В.Козлова, Ю.С.Качанова, С.А.Гапонова и А.А.Маслова [5-8], а также В.С.Косорыгиным и В.И.Корниловым. Исследования в натурных условиях на метеоракетах проводятся под руководством А.М.Павлюченко [9].
Не менее важным, чем переход в пограничном слое, для практической аэродинамики является явление отрыва потока. Как отмечается в работе [10], при отрыве изменяются важнейшие интегральные характеристики крыла - сопротивление и подъемная сила. Исследования отрывных течений имеют целью увеличение несущих свойств и управляемости самолета. Управляя отрывом, создают требуемые управляющие усилия и моменты и обеспечивают допустимые тепловые потоки. Сложность и многообразие встречающихся в практике отрывных течений требуют детального изучения структур потоков и исследования их основных элементов: отрыва, смешения, присоединения и возвратного течения. Большой вклад в аэродинамику отрывных течений внесли советские ученые В.С.Авдуевский,
О.М.Белоцерковский, С.М.Белоцсрковский, В.В.Сычев, М.И.Ништ, В.Я.Нейланд, Л.В.Гогиш, Г.Ю.Степанов, Н.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой, В.Т.Калугин, И.Т.Швец, Г.И.Таганов, Р.К.Тагиров, Ю.А.Демьянов, Г.И.Столяров, А.И.Зубков, Я.П.Коробов и другие.
10
Есть общее свойство течений в пограничном слое и при отрыве - это их гидродинамическая неустойчивость. Именно развитие неустойчивых колебаний в ламинарном пограничном слое приводит к возникновению турбулентности. С Другой стороны, например, явление отрыва турбулентного пограничного пограничного слоя, имеет аналогию с переходом ламинарного пограничного слоя в турбулентный [11]. И при переходе и при отрыве на крыле возникают разнообразные вихревые структуры, определяющие картину течения.
В данной работе выполнен комплекс экспериментальных исследований физических явлений и структур, имеющих место при малых дозвуковых скоростях на поверхности крыльев при различных вариантах обтекания: в присоединенном пограничном слое, при возникновении отрыва турбулентного пограничного слоя и при срыве с передней кромки. Именно эти три типа течения последовательно сменяют друг друга при увеличении угла атаки крыла. Объектом исследований были возникающие над крылом вихревые структуры и их поведение при изменении условий обтекания в зависимости от числа Рейнольдса, угла атаки крыла, уровня турбулентности потока и под влиянием внешних воздействий. Необходимость проведения подобных исследований объясняется следующими соображениями.
Задачи исследований перехода к турбулентности в пограничном слое.
Проводимые в течение более ста лет во всем мире исследования возникновения турбулентности и ламинарно-турбулентного перехода достигли сейчас такой стадии, когда для дальнейшего совершенствования авиационной техники необходимо широкомасштабное изучение этих явлений в натурных условиях, опирающееся на фундаментальные результаты, полученные в теории и в экспериментах в аэродинамических трубах.
Натурные исследования ламинарно-турбулентного перехода представляются весьма актуальными в связи с тем, что при экспериментах в аэродинамических трубах в большинстве случаев не удастся полностью смоделировать параметры, определяющие обтекание в натурных условиях
II
[12,13]. Наиболее известная из таких проблем заключается в больших различиях чисел Рейнольдса, получаемых в аэродинамических трубах и в реальном полете.
Далее, на летательный аппарат в полете действует' атмосферная турбулентность [14]. По аналогии с аэродинамической трубой мы можем говорить в этом случае о вихревых возмущениях, присутствующих в набегающем потоке. Кроме того, в полете существуют также такие возмущающие факторы, как акустика и вибрации самого летательного аппарата. Известно, что внешние возмущения оказывают сильное влияние на процесс перехода к турбулентности в пограничном слое. Поэтому весьма важным является вопрос о том, будут ли в условиях реального полета работать те физические механизмы, которые вызывают переход от ламинарного течения к турбулентному при моделировании в той или иной аэродинамической трубе. В частности, это касается полетов в экстремальных условиях, когда атмосфера сильно возмущена. Решение этого вопроса требует тщательного изучения величины и состава внешних возмущений и изучения их влияния на переход в натурных условиях, а также сравнения с результатами аналогичных исследований в аэродинамических трубах. Для того, чтобы при сравнении летных и трубных данных исключить влияние числа Рейнольдса и шероховатости поверхности, различных в полете и в трубе, следовало бы провести эксперименты в аэродинамической трубе на натурном крыле при полезной скорости потока. Указанное сравнение позволило бы определить также тс классы аэродинамических труб, в которых можно проводить исследования перехода к турбулентности в пограничном слое в условиях, близких к натурным.
Натурные исследования ламинарно - турбулентного перехода необходимо было дополнить экспериментами на моделях крыльев в малотурбулентной аэродинамической трубе для того, чтобы используя весь арсенал средств измерений, имеющийся в лабораторных условиях, получить полную картину течения на крыле, включая распределение средних и
12
пульсационных составляющих скорости течения, амплитудно - частотные и фазовые характеристики развивающихся возмущений. Такие исследования позволили бы расширить понимание явлений, наблюдаемых в реальном полете.
Задачи исследований огрывных явлений.
Новое направление в изучении отрывных явлений, развиваемое в данной работе - изучение трехмерной структуры отрыва, возникающего на прямом двумерном крыле. Как предполагалось вплоть до начала восьмидесятых годов, в случае обтекания двумерного крыла течение в области отрыва также является двумерным, за исключением концевых эффектов. Последующие наблюдения показали, что эти предположении не верны. Было обнаружено, что в области отрыва существуют крупномасштабные вихри в форме "грибообразных" структур, вращающиеся в плоскости крыла и создающие перетекание потока в поперечном направлении. Систематического изучения подобных явлений не проводилось. Не изучались различия трехмерных структур при срыве и при турбулентном отрыве, поведение этих структур при внешних воздействиях, да и сами причины их возникновения. Предполагается лишь, что образование трехмерной картины течения связано с неустойчивостью течения в слое смешения над областью отрыва. Поэтому исследования развития возмущений в оторвавшемся течении могут пролить свет на этот вопрос. Хотя имеется большое количество работ но изучению отрывных течений, необходимо отметить, что их авторы подробно исследуют расп редело иные средние характеристики течения (распределение давления и средней скорости, суммарные аэродинамические характеристики и структуру течения) в двумерной постановке, по не проводят исследований влияния трехмерности течения на развитие возмущений.
В целом, данная работа посвящена изучению вихревых структур, возникающих из-за неустойчивости течения в основных, последовательно
13
сменяющих друг друга при увеличении угла атаки, вариантах обтекания крыла: в присоединенном пограничном слое, при отрыве турбулентного пограничного слоя и при срыве с передней кромки.
В первой части диссертации (главы 1 и 2), излагаются результаты натурных (летных) исследований, проведенных на борту планера и летающей лаборатории на базе планера.
В первой главе диссертации описываются результаты экспериментального изучения влияния атмосферной турбулентности на структуру перехода в пограничном слое крыла в натурных условиях. Цель работы заключалась в исследовании восприимчивости пограничного слоя к внешним вихревым возмущениям. Эта проблема подробно изучается в экспериментах в аэродинамических трубах, поэтому данные аналогичные натурные исследования являются необходимым и закономерным шагом в ее решении.
Описанные в первой главе эксперименты включали в себя:
1. Измерения степени турбулентности набегающего потока при полете на различных высотах и в облаках.
2. Изучение структуры пограничного слоя на верхней поверхности крыла при полете в условиях с различной степенью турбулентности набегающего потока.
3. Изучение структуры пограничного слоя на нижней поверхности крыла.
В ИТПМ накоплен большой опыт исследований процесса перехода в пограничном слое на различных моделях в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 с помощью термоанемомстричсских методов, что позволило успешно использовать имеющуюся аппаратуру для проведения натурных исследований и анализа полученных результатов. Наиболее подходящим летательным аппаратом для таких исследований был признан планер. По сравнению с самолетом планер, поскольку у него нет
14
двигателя, имеет значительно более низкие уровни акустических и вибрационных возмущений. Современные планеры имеют высокую степень аэродинамического совершенства и слабо возмущают обтекающий поток. Все эти факторы, вместе взятые, крайне важны при проведении исследований с помощью термоанемометра. В данных экспериментах использовался чехословацкий планер Л-13 "Бланик". Кроме того, по техническому проекту ЦАГИ была изготовлена летающая лаборатория на основе такого же планера. Использование летающей лаборатории позволило провести натурные термо- и инсвмомстрические исследования обтекания специальной манжеты (отсека крыла), имеющей ламинарный профиль Вортмана БХ-67-170.
Вторая глава диссертации посвящена визуализации перехода в пограничном слое на крыле в реальном полете, что имеет большое практическое значение. Дело в том, что термоанемометрические измерения дают подробную информацию о состоянии пограничного слоя только в отдельных точках крыла. Но при решении задач ламинаризации надо знать состояние пограничного слоя на всей поверхности крыла, так как единичные неровности, заклепки, стыки обшивки или выступающие элементы конструкции могут изменить характер обтекания на значительной части крыла. Для получения общей картины обтекания крыла может применяться визуализация, в частности, методом сублимирующихся покрытий [15]. К достоинствам метода можно отнести простоту использования и хорошую сохранность картины визуализации после приземления, что особенно важно при изучении обтекания труднодоступных участков поверхности, не попадающих в поле обзора бортовой кинофоторегистрирующей аппаратуры. Кроме того, метод не требует внесения каких-либо изменений в конструкцию крыла, что особенно важно, как сказано выше, для серийных самолетов. Во второй главе диссертации описана методика и изложены результаты применения этого метода в натурных условиях. Кроме того, в работе сравниваются данные о положении
15
перехода, полученные с помощью визуализации и термоанемометрии в полете и в аэродинамической трубе. Показано также, что этим методом можно исследовать потери в ламинарном обтекании от выступающих элементов крыла.
Во второй части диссертации (главы 3 и 4) излагаются результаты изучения структуры течения на крыльях в промышленной аэродинамической трубе малых скоростей с открытой рабочей частью при натурных числах Рейнольдса.
В третьей главе диссертации описываются результаты исследований в этой трубе реальных крыла планера и манжеты (отсека крыла) летающей лаборатории. Актуальность таких экспериментов объясняется изложенными ниже соображениями.
Числа Рейнольдса в натурном полете обычно значительно выше, чем в аэродинамических трубах. Это связано с ограничением размеров модели размерами рабочей части. Известно, что создание аэродинамических установок, имеющих натурные числа Рейнольдса, требует сложных конструктивных решений и больших финансовых затрат. Вместе с тем некоторые из существующих аэродинамических труб малых дозвуковых скоростей имеют открытые рабочие части достаточно больших размеров, и существуют такие летательные аппараты, как планеры, летающие именно при малых дозвуковых скоростях. Размеры планеров позволяют проводить исследования обтекания отдельных их частей, например, крыла или оперения, в этих аэродинамических трубах. Таким образом, при малых дозвуковых скоростях имеется возможность для сравнения результатов натурных и трубных исследований пограничного слоя, выполненных на одном и том же крыле и при одинаковых числах Рейнольдса.
Так как в реальном полете и в аэродинамической трубе причины появления внешних возмущений различны, то нельзя ожидать, что амплитуды и спектры этих возмущений будут одинаковы но величине и составу. Сопоставляя летные и трубные данные о характере течения в
16
пограничном слое крыла, можно оценить влияние тех или иных внешних факторов на переход от ламинарного течения к турбулентному. Такое сопоставление проводится в третьей главе диссертации. Подобные данные представляют большой интерес, так как позволяют, в частности, определить те аэродинамические установки, в которых наиболее полно и точно моделируется * натурный” процесс перехода.
В четвертой главе изложены данные о структуре пограничного слоя на реальном крыле высотного самолета, полученные в указанной промышленной аэродинамической трубе. Для некоторых типов самолетов, летающих на больших высотах, также можно получить близкие к натурным числа Рейнольдса при подобных экспериментах. При полете на высоте 14-24 км натурные числа Рейнольдса соответствуют достижимым в аэродинамической трубе в диапазоне скоростей от 50 до 10 м/с. Ясно, что подобие по числу Маха при этом не обеспечивается. Но для дозвуковых режимов обтекания, когда на крыле отсутствуют сверхзвуковые зоны, сжимаемость слабо влияет на характер внешнего обтекания и местоположение зоны перехода. Одной из целей исследований было изучение возможностей ламинаризации обтеканиия крыла. Измерения проводились двумя способами: термоанемометром и с помощью датчиков пульсаций давления (микрофонов), вмонтированных заподлицо с поверхностью крыла. Полученные результаты сравнивались между собой.
Третья часть диссергации (главы 5 и 6) посвящена экспериментам на моделях крыльев в разных аэродинамических трубах. В экспериментах изучался процесс генерации волн неустойчивости в пограничном слое и рассматривалось влияние на этот процесс фоновых возмущений.
В пятой главе диссертации описываются результаты проведенных в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 ИТПМ СО РАН параметрических исследований волновых процессов, протекающих при переходе, при различных скоростях потока и углах атаки модели крыла. Как известно, процесс перехода ламинарного пограничною слоя в турбулентный
17
при малой интенсивности внешних возмущений состоит из трех условно разделяемых этапов: генерации волн пограничного слоя, их усиления по законам линейной теории и нелинейного разрушения ламинарного режима течения. Исследования первого этана, генерации волн, пока не ответили на вопрос о том, какие факторы определяют частоту и длину волн, развивающихся в пограничном слое. Между тем это весьма важно для понимания процессов, происходящих при переходе. В результате исследований показано, что существуют определенные закономерности изменения параметров волн в зависимости от режима обтекания, не предсказываемые линейной теорией устойчивости. Кроме того, результаты экспериментов послужили основой для численных исследований устойчивости пограничного слоя.
В шестой главе рассматривается влияние внешних возмущений на генерацию волн в пограничном слое. В частности, показана роль акустических пульсаций, имеющихся в рабочей части аэродинамической трубы, а также влияние повышенной до умеренных значений турбулентности набегающего потока. Проведены эксперименты на одной и той же модели крыла в двух разных аэродинамических -трубах и исследованы особенности ламинарно-турбулентного перехода на моделях одинакового размера, но с разной формой профиля крыла (ламинарный и высоконесущий профили).
Четвертая часть диссертации посвящена исследованиям обтекания моделей крыльев при больших углах атаки, когда имеют место отрыв турбулентного пограничного слоя или срыв потока с передней кромки. Как и в исследованиях присоединенного пограничного слоя, эксперименты были направлены на изучение вихревой структуры течения; при этом основное внимание было уделено изучению пространственной трехмерной картины течения при срыве и турбулентном отрыве на прямых двумерных крыльях. Изучение этих трехмерных явлений позволило значительно расширшъ наши представления об отрывных течениях и найти новые возможности для управления ими.
18
В седьмой главе диссертации описываются результаты исследований обтекания моделей крыльев при турбулентном отрыве потока с помощью двух методов - термоанемометрии и визуализации. С помощью визуализации обнаружены разнообразные картины течения в области отрыва в зависимости от скорости потока, угла атаки, удлинения крыла и в присутствии выступов на его поверхности. Термоанемометрические измерения, в свою очередь, показали, что при отрыве на прямом крыле существуют значительные изменения средней скорости потока и амплитуды пульсаций в трансвсрсальяом направлении, скоррелированные с имеющимися на крыле "грибообразными" структурами. Совместное
использование этих методов позволило выявить трехмерную структуру течения в области отрыва и провести количественные измерения влияния
'грехмерности на средние и нульсационныс параметры потока.
Восьмая глава диссертации посвящена исследованиям обтекания моделей крыльев при срыве потока с передней кромки. Возникновение срыва потока приводит к резкому изменению аэродинамических характеристик крыла - уменьшению подъемной силы и возрастанию лобового сопротивления. Поэтому срыв представляет из себя явление нежелательное и требующее устранения. Один из путей управления срывом основан на понимании той важной роли, которую играют неустойчивые возмущения, развивающиеся в отрывных потоках. Этот путь представляется весьма перспективным, так как структура течения в области ламинарного отрыва существенно зависит, как показано в [5], от развивающихся возмущений. Воздействуя на эти возмущения, можно уменьшить или вообще ликвидировать срыв потока. В [5] было показано, что при срыве потока с крыла с профилем Жуковского акустическое воздействие значительно изменяет структуру среднего течения и приводит к устранению отрыва.
Этот способ воздействия с помощью акустических колебаний был применен в настоящей работе для управления срывом потока на нескольких
19
моделях крыльев, в том числе на новом высоконесущем профиле для спортивных самолетов. Основное внимание уделялось изучению физического механизма воздействия акустики на сдвиговый слой. Было обнаружено явление необратимого присоединения потока при звуковом воздействии на гистерезисных режимах обтекания, которое удалось объяснить, рассматривая изменения трехмерной пространственной структуры отрьгоа при варьировании скорости потока.
Другим способом управления срывом является использование стационарных источников возмущений типа турбулизаторов и выступов различной формы. В диссертации описываются результаты исследований, проведенных для экспериментального изучения влияния таких возмущающих факторов, показавшие, что существуют новые возможности управления обтеканием с помощью воздействия на вихревую структуру срывного течения. Продемонстрировано, что срывом можно управлять, используя устройства, имитирующие птичьи перья.
В конце каждой части диссертации сформулированы полученные результаты. Общие выводы даны в заключении.
Автор защищает:
- результаты натурных (летных) исследований процесса ламинарно -турбулентного перехода в пограничном слое на крыльях; данные о влиянии атмосферной турбулентности на процесс перехода, а также конкретные методики тсрмоанемомстрических измерений и визуализации перехода сублимирующимися покрытиями в летных условиях;
- результаты исследований обтекания реальных крыльев в промышленной аэродинамической трубе при натурных числах Рейнольдса и сравнение результатов летных и трубных экспериментов; результаты проведенной ламинаризации обтекания крыла высотного самолета;
- результаты исследований в малотурбулентной аэродинамической трубе волновых процессов при переходе в пограничном слое на моделях
20
крыльев; данные о влиянии параметров набегающего потока на характеристики волн неустойчивости;
- результаты исследований обтекания моделей крыльев при больших углах атаки, когда возникает отрыв турбулентного пограничного слоя или срыв потока; данные, свидетельствующие о трехмерной структуре течения при таких видах отрыва на прямом (двумерном) крыле; новые способы управления срывом.
21
ЧАСТЬ 1. НАТУРНЫЕ (ЛЕТНЫЕ) ИССЛЕДОВАНИЯ СТРУКТУРЫ ТЕЧЕНИЯ НА ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛЬЕВ
Глава 1. Развитие возмущений при переходе к турбулентности в пограничном слое на крыле в полете
В этой главе описываются результаты исследований в реальном полете процесса перехода от ламинарного течения к турбулентному в пограничном слое на крыльях. С помощью термоанемометра измерялись пульсации скорости в пограничном слое и в набегающем потоке. Это позволило сравнить структуру перехода при различных уровнях внешних возмущений.
1.1. Состояние исследуемого вопроса
1.1.1 Летные исследования мелкомасштабной атмосферной зтрбулснтности. В атмосфере существует турбулентность самых различных масштабов, с размерами вихрей от долей миллиметра до тысяч километров. В работе [16] описаны основные причины турбулизации воздушного потока:
а) трение воздушного потока о поверхность земли и образование вертикальных градиентов скорости ветра;
б) неодинаковое нагревание различных участков подстилающей поверхности земли и связанное с этим развитие термической конвекции;
в) процессы облакообразования, при которых происходит выделение тепла
✓
конденсации и кристаллизации и изменение характера поля температуры и скорости ветра;
г) сближение и взаимодействие масс воздуха с различными характеристиками вблизи атмосферных фронтов и высотных фронтальных зон, где велики горизонтальные контрасты температуры и скорости ветра;
д) потеря устойчивости волнами, образующимися вблизи атмосферных поверхностей раздела;
22
е) деформация воздушных течений горными препятствиями и возникновение волновых возмущений и роторных движений на подветренной стороне.
Существуют и другие причины турбулентных движений в атмосфере. При этом происходит процесс непрерывного уменьшения размеров вихрей до тех нор, пока этому не будет препятствовать влияние вязкости. Происходит также передача энергии от крупномасштабных вихрей к менее масштабным, которая заканчивается диссипацией энергии в тепло в самых мелкомасштабных вихрях. Турбулентность может существовать только при непрерывном подводе энергии [16]. Устойчивость турбулентных явлений в стратифицированной атмосфере определяется числом Ричардсона. При числе Ричардсона, превышающем критическое, турбулентность существовать не может, т.к. энергия для поддерживания турбулентности недостаточно [17].
Интервал масштабов вихрей, достаточно удаленный от наиболее крупномасштабных и от наиболее мелкомасштабных вихрей, в котором нет процессов подвода энергии и се диссипации из-за вязкости, называется инерционным интервалом. В этом интервале турбулентность однородна и изотропна [18]. Колмогоров [19, 20] на основании теории размерностей и подобия предположил, что в этом интервале спектр имеет вид
Е (к) =С е 2/3 К“5/3, Где К- волновое число (длины волн на единицу расстояния) в - энергия диссипации на единицу массы и единицу времени С - безразмерная постоянная Е - энергия турбулентносл и
Эта формула выражает закон "-5/3" Колмогоров-Обухова, описывающий распределение кинетической энергии турбулентности по спектру волновых чисел [21,22]. Скорер [17] считает очень маловероятным, что в течениях с поперечным градиентом скорости, в особенности вблизи границы, или в стратифицированной среде турбулентность будет однородной
23
и изотропной. Поэтому понятие инерционного интервала и закон в "-5/3*1 в этих случаях неприменимы.
Поскольку движение воздуха в атмосфере - это движение вдоль поверхности Земли, существует понятие атмосферного пограничного слоя. Воронцов [23] определяет его, как "слой атмосферы, в котором наряду с градиентом давления и кориолисовой силой существенную роль играют силы турбулентного трения". Атмосфера над этим слоем называется свободной. Высота пограничного слоя атмосферы составляет в среднем 1-1,5 км, см. [17]. В свою очередь, в атмосферном пограничном слое можно выделить тонкий приземный слой, имеющий толщину несколько десятков метров.
Широкий спектр размеров турбулентных вихрей в атмосфере определяет и широкий диапазон методов и средств, используемых для измерений. Конелл [24] подразделяет методы измерения атмосферной турбулентности на: а) дистанционные, в которых прибор удален от объекта измерений, например, радио - или акустическая локация, б) локальные статические, когда приборы устанавливаются на мачтах и т.п. наземных сооружениях и в) локальные динамические методы, когда приборы располагаются на шарах-зондах, аэростатах и на различных летательных аппаратах. Измерения с помощью летательных аппаратов имеют наибольшую чувствительность, быстродействие и пространственное разрешение.
Остановимся подробнее на вопросах измерениях атмосферной турбулентности с использованием самолетов и планеров. Реакция самолета на воздействие атмосферного турбулентного вихря неоднозначна и зависит как от размеров самого вихря, так и от размеров и массы самолета [16]. Крупномасштабные пульсации увлекают самолет, меняя его скорость относительно земли или высоту, в то время, как воздушная скорость самолета остается постоянной. В этом случае самолет можно использовать как прибор для измерения крупномасштабных пульсаций. С другой стороны, мелкомасштабные атмосферные пульсации не могут увлекать самолет в силу его инерционности. В этом случае самолет можно рассматривать как
24
движущуюся платформу для размещения приборов, измеряющих мелкомасштабные пульсации. Конелл [24] указывает, что самолет можно применять как измерительный прибор при исследовании вертикальных воздушных потоков с длинами волн более 200 м.
Как было отмечено выше, на процесс перехода от ламинарного течения к турбулентному в пограничном слое на крыле большое влияние оказывают внешние возмущения в набегающем потоке. Следовательно, при изучении перехода на крыле в натурных условиях, в полете, мы должны учитывать внешние возмущения тех масштабов, которые воздействуют на структуру пограничного слоя, и может пренебречь крупномасштабными вихрями, увлекающими самолет без изменения его обтекания.
В аэродинамических трубах наиболее эффективным методам при изучении перехода является термоанемометрия. Применение термоанеметра позволяет проводить детальные исследования процесса перехода в условиях как естественных, так и для искусственно задаваемых внешних возмущений. Поэтому термоанемометрия представляется наиболее подходящим методом и при проведении подобных исследований в натурных условиях. Тсрмоанемомстр даст подробную информацию о микромасштабных атмосферных пульсациях благодаря его высокой чувствительности, бсзинерционности и широкому частотному диапазону [16]. Лилли и Лешпов [25] считают установленный на самолете тсрмоанемомстр пригодным для измерения атмосферных турбулентных пульсаций, имеющих масштаб от 1 см до 100 м. В работе Винниченко [26] показано, что установленный на самолете тсрмоанемомстр с горизонтальным положением нити датчика измеряет лишь пульсации скорости, продольные относительно направления скорости полета и практически нечувствителен к вертикальным пульсациям скорости. Это утверждение основано на следующем, см. работу [26]. Вектор скорости горизонтально летящего самолета можно разложить на составляющие Ux - мгновенную воздушную скорость самолета и Uy -скорость вертикального порыва ветра. Среднее значение Ux равно средней
25
воздушной скорости самолета, а среднее значение 13у равно нулю. Если на самолете воздействует мелкомасштабной продольный порыв, не увлекающий самолет, с амплитудой А11х, то термоанемометр измерит скорость их+Дих. Если такой же порыв Д11у= дих будет действовать в вертикальном направлении, то будет измерена скорость (их2+Д11у2)0>5 В первом случае величина пульсации скорости равна Д11х, а во втором случае она равна (их2+диу2)0,5.их. Последняя величина стремится к нулю при Их/Дих Кроме того, при горизонтальном расположении нити датчика
собственные движения самолета в плоскости тангажа (ХОУ) не влияют на качество измерений.
Различные конструкции бортовых термоанемометров для проведения измерений в полете на самолетах и планерах представлены в работах [26-28]. В работе [26] описаны самолетная термоанемометрическая аппаратура на базе серийного термоансмомстра фирмы "018А" и методика измерений и расчета поправок и погрешностей. Датчик термоанемометра с нитью длиной 2 мм и диаметром 5 микрон устанавливался на поверхности самолета на специальной стойке, которая позволяла в полете убирать его в защитный кожух, в кагором скорость воздуха равнялась нулю. Автор использовал этот метод для проведения тарировки прибора на скоростях полета до 50 м/с. Результаты летных испытаний этой аппаратуры показали, что термоанемометр можно применять для исследования турбулентной атмосферы. В то же время автор делает вывод о невозможности применения этого метода в облаках и в загрязненной атмосфере из-за обрывов нити. Точность измерения пульсаций скорости при определении скорости полета стандартными самолетными приборами составляет 10%. В работе [27] для измерений турбулентности атмосферы с самолета на большой дозвуковой .скорости использовались два термоансмомстра. Один из них, термоанемометр постоянной температуры, измерял массовый расход риоо и, соответственно, суммарную величину пульсаций скорости и плотности. Другой термоанемометр, постоянного тока, измерял пульсации
26
температуры. После обработки сигналов были получены интенсивности пульсаций массового расхода, температуры и плотности, а также частотные спектры. Частоты свыше 10 кГц были отфильтрованы и не рассматривались из-за большого уровня шумов, в частности, от двигателя, в этом частотном диапазоне. (Одним из недостатков таких термоанемометров является недостаточная прочность нити. В работе [28] вместо нитей у трехэлементного гермоанемометра применялись кварцевые трубки длиной 5 мм и диаметром 0,15 мм).
Исследования турбулентности атмосферы с помощью термоанемометров проводились для получения метеорологической информации, в первую очередь, частотных спектров. Метеорологам такие спектры необходимы при изучении цроцессов диссипации энергии в атмосфере. В то же время, как отмечено во введении, частотный состав пульсаций набегающего потока весьма важно знать при аэродинамических исследованиях обтекания данного л.а., при изучении перехода к турбулентности в пограничном слое на его поверхностях.
Результаты исследований турбулентности атмосферы с помощью термоансмометрической аппаратуры, описанной в [26], изложены в работе [29]. Целью работы было исследование турбулентности в ясном небе. Измерения проводились в широкой области турбулентных пульсаций с масштабами от 20+30 м до 30+50 км. На высотах 5,4+12 км данные измерений представлены в виде частотных спектров, каждый из которых был получен осреднением нескольких индивидуальных спектров. Автор разделяет полученные спектры на три типа : а) отличающиеся от закона "-ЗД" Колмогорова-Обухова; б) соответствующие этому закону и в) спектры, полученные в болтанку, когда на осциллограммах четко видно появление и разрушение волн, приводящих к появлению высокочастотной турбулентности. По данным этой работы, атмосфера на высотах 6+12 км в большинстве случае представляет собой квазиламинарный поток, невозмущенный в высокочастотной части спектра. Частотные спектры
27
пульсаций в атмосфере, полученные в полетах, приводятся также в работах [27), [30-34]. При масштабе турбулентности от 5 мм до 500 м при большой дозвуковой скорости полета, см.рабогу [27], частотный спектр пульсаций массового расхода и температуры на высотах 3+12 км соответствует закону 5/3” Колмогорова-Обухова.
Справедливость концепции инерционного интервала, в котором выполняется закон 5/3”, рассматривается в экспериментальной [34] и теоретической [35] работах Маккриди. Эксперименты проводились с использованием планера, к преимущества которого автор относит низкое сопротивление, что позволяет измерять продольные пульсации размером до нескольких сот метров, и низкую нагрузку на крыло, что позволяло при тех же масштабах турбулентности (больших 60 м) использовать вертикальные движения планера для измерения скорости вертикальных пульсаций. Измерения продольных пульсаций проводились термоанемометром, а вертикальных - акселерометром. Полеты выполнялись во время термальной конвекции, в турбулентности горной волны и над склоном на высотах 200-3500 м при скорости полета 27,5 м/с. Спектр продольной турбулентности в диапазоне масштабов 0,7+88 метров совпадал с законом "-5/3” Колмогорова-Обухова.
Кроме частотных спектров, весьма важно знать интегральную величину пульсаций в определенном частотном диапазоне, а также интенсивность турбулентности. Измерения величины горизонтальных и вертикальных пульсаций в атмосфере с борта самолета описаны в работах [36,37]. В работе Силаевой и Шметсра [36] вертикальные скорости измерялись с помощью перегрузочного комплекта, а горизонтальные пульсации с помощью термоанемометра. Исследования проводились вблизи кучевых облаков и в их окрестности, однако в облаках горизонтальные пульсации не измерялись. Фактически термоанемометр измерял пульсации воздушной скорости самолета в направлении полета. При этом режим работы двигателей не менялся, и для мелкомасштабных движений с масштабами до нескольких сот
28
метров пульсации воздушной скорости были равны пульсациям скорости ветра. Величины среднеквадратичных значений скорости горизонтальных пульсаций составляли 0,18+0,32 м/с под облаком и вдали от него и значительно возрастали, до 0,21+0,77 м/с сбоку от облака, причем наибольшие значения достигаются рядом с боковыми границами облака. В исследованном диапазоне масштабов пульсаций (от 20 до нескольких сот метров) отношение среднеквадратичных значений вертикальных и горизонтальных значений пульсаций скорости под облаком к единице, что свидетельствует о статистической изотропности порывов. Во всех остальных частях околооблачной зоны скорость вертикальных пульсаций несколько выше, что, как считают авторы, является следствием устойчивости термической стратификации в этой зоне, препятствующей развитию вертикальных движений. Сбоку от облака степень анизотропии растет. В кучевых облаках хорошей погоды вертикальные пульсации составляют 1,6+2,0 м/с - в несколько раз больше, чем в невозмущенной атмосфере. По данным этой работы, средняя кривая распределения вертикальных и горизонтальных пульсаций внутри облаков и вне их может быть описана нормальным законом распределения. Авторы не указывают причин отказа от использования термоанемометра в облаках, но можно предположить, что это связано с обрывами нити. В дальнейших исследованиях для измерений горизонтальных пульсаций в облаках применялся пневмоанемометр [37], однако при это частотный диапазон измерений был сдвинут на очень низкие частоты (0,06 -1 Гц). Такая же аппаратура использовалась в работе Пинуса [38]. Авторы показали перемежаемость спокойных и турбулентных зон в атмосфере как в облаках, так и вне облаков.
Измерения степени турбулентности в атмосфере методом шара описаны в [39]. Измерения проводились на беспилотной летающей лаборатории в полете на режиме планирования с выключенным двигателем на высотах менее 50 м. По полученным данным, степень турбулентности составляла примерно 0,03%. Надо отметить, что измерения методом шара значительно
29
менее точны, чем термоаиемометрическис, и зависят от размеров тара. Поэтому описанные выше результаты термоанемометрических измерений атмосферной турбулентности представляются более достоверными.
1.1.2 Исследования пограничного слоя в полете. Характерной чертой современных натурных исследований пограничного слоя на поверхностях л.а. является то, 410 они проводятся в широком диапазоне чисел Рейнольдса и скоростей полета, от малых дозвуковых до гиперзвуковых.
При малых дозвуковых скоростях полета для проведения исследований используются планеры и летающие модели [40-46]. Стоимость проведения исследований на планере составляет, по данным [41], 1/3 от стоимости аналогичных исследований » крупной аэродинамической трубе. В работах [41-43] исследования проводились на мотопланере "Капрони А-21" и на дистанционно управляемой модели планера в масштабе 3:10 (для оценки влияния масштаба ДА на результаты). Исследовались системы обдува крыла вдоль размаха, системы ламинаризации обтекания, профиль с естественным ламинарным обтеканием, системы управления полетом и измерения шума. Целью летных исследований на планере "Феникс" [40] было получение летных данных о положении перехода, необходимых для проверки метода "еН" предсказания перехода. Измерения в пограничном слое проводились гребенкой давления. Крыло было дренировано в 12 точках. Было показано, что этот метод может использоваться для предсказания перехода при небольших числах Рейнольдса и низком уровне внешних возмущений. Исследования обтекания фюзеляжа и системы крыло-фюзеляж планера в полете методом шелковинок описаны в работе [44]. Метод шелковинок позволяет обнаружить отрыв потока и возникновение вторичных течений. На основании полученных результатов разработаны принципы правильного конструирования фюзеляжей и компоновки системы крыло-фюзеляж. В статье Альтхоса и Штрунца [45] положение перехода к турбулентности на крыле планера определялось по акустическому сигналу от миниатюрных микрофонов, приклеенных к крылу. Пилот прослушивал поочередно сигналы
30
от микрофонов и на слух определял, какие из них находятся в ламинарном или турбулентном пограничном слое. Для того, чтобы исключить влияние элементов конструкции планера на исследуемый профиль, в ФРГ была разработана специальная летающая лаборатория на базе планера [46]. Исследуемый профиль, установленный на стойках над центропланом, вынесен достаточно далеко вверх, чтобы исключить такое влияние. Угол атаки профиля может меняться, что позволяет проводить измерения при различных углах атаки на постоянной скорости полета. Поскольку экипаж планера в полете не превышает 2 человека, а взлетный вес ограничен, большое внимание уделяется телеметрическим многоканальным системам сбора и иеречади информации. На планере "Капрони" использовалась 30-канальная телеметрическая система.
В работе Зозули и Черановского [39] исследования проводились на беспилотной летающей лаборатории, взлетавшей с катапульты с помощью ракетных двигателей. После отработки двигателей лаборатория планировала с высоты 1000 м. Положение перехода в пограничном слое определялось с помощью термоанемометра. Датчик тсрмоаясмометра непрерывно перемещался вдоль профиля, а сигнал термоансмомстра записывался на шлейфовый осциллограф. Целью исследований было изучение эффективности ламинаризации крыла отсосом. Обнаружено, что при включенной системе отсоса переход происходит на 80% хорды, а профильное сопротивление уменьшается на 40%.
Натурные исследования пограничного слоя при большой дозвуковой скорости полета проводятся на специально оборудованных самолетах -летающих лабораториях [47, 48, 49]. Для измерений [47] использовались термо- и лазер-допплеровские анемометры. В работе [48] описан метод козырьков для определения положения перехода по измерениям полного давления в пограничном слое. Толщина вытеснения, толщина потери импульса и отрыв пограничного слоя определялись с помощью гребенок плотного давления. Угол стреловидности передней кромки составлял 19°. На
всех исследованных режимах переход начинался вблизи передней кромки крыла самолета. Влияние стреловидности исследовалось в работе (50]. Исследования перехода в полете на крыловых профилях на прямых и стреловидных крыльях с помощью метода сублимирующихся покрытий изложены в работах [51-56]. В частности, в работе [53] показано, что смещение перехода к передней кромке крыла может в некоторых случаях приводить к турбулентному отрыву потока и, как следствие, к снижению подъемной силы профиля. При попадании на крыло следа за винтом [54,55] происходит смещение зоны перехода. Комплексные летные исследования перехода на крыле административного самолета Несена 650 описаны в [56]. Кроме визуализации сублимирующимися покрытиями использовались также пленочные датчики и многоканальный термоанемометр. Местоположение перехода зависит от угла стреловидности передней кромки. Показано хорошее совпадение данных термоанемометрических измерений с результатами визуализации.
В работах [57,58] в летных исследованиях местоположение перехода определялось по уровню интенсивности инфракрасного излучения. При применении "е*" - метода для определения положения перехода авторы получили величину N = 13,5 и в летных и в трубных экспериментах.
Большое значение придается сравнению результатов летных и трубных экспериментов. В последние годы начаты эксперименты по исследованию моделей крыльев натурного размера в аэродинамических трубах, имеющих большие рабочие части [57-60]. Эксперименты проводятся в Германско-голландской аэродинамической трубе ИЖУ и французской трубе БГМА.
При сверхзвуковых скоростях полета, вплоть до числа Маха, равного 5, измерения проводились на метеорологических ракетах М-100 и "Облако" [61]. С помощью термопар и датчиков давления ДМИ измерялись температура и статическое давление. Показано существование на головной части ракеты "Облако" ламинарного и переходного пограничного слоя.
32
Получены данные, которые могут бьггь использованы для проверки методов расчета теплового состояния и сопротивления зрения ракет.
1.1.3 Ламинаризания обтекания. Существует несколько направлений исследований по снижению сопротивления трения в полете, которые включают [62-68]:
1. Создание условий для сохранения естестве иного ламинарного обтекания.
2. Искусственную ламинаризацию пограничного слоя различными методами.
3. Уменьшение сопротивления трения в турбулентном пограничном слое путем изменения его внутренней структуры. -
Под естественной ламянаризацией пограничного слоя подразумевается создание достаточно гладкой поверхности самолета, не вызывающей преждевременного перехода к турбулентности, а также разработка и применение специальных профилей, повышающих устойчивость пограничного слоя [69-71]. Исследования, проведенные в США [70], показали, что существуют возможности для сохранения естественного ламинарного пограничного слоя на самолетах среднего радиуса действия. На крыле специальной конструкции ламинарное обтекание сохранялось бы на верхней поверхности крыла до 30% хорды и на нижней поверхности крыла до 50% хорды. Однако при этом необходимо использовать прямое крыло, которое уступает по характеристикам обычному стреловидному крылу. Создание естественного ламинарного обтекания на стреловидном крыле с большим углом стреловидности связано со значительными трудностями, так как поперечное течение большое интенсивности на таком крыле способствует переходу к турбулентности. Исследование влияния этого фактора проводилось в полете на самолете F -111 [50]. Обнаружено, чю при углах стреловидности, больших чем 16°, переход происходит на начальном участке крыла. Естественное ламинарное обтекание достижимо на небольших самолетах "административного“ класса, имеющих прямое крыло из алюминия или композитных материалов с высокой чистотой и