Экспериментальное исследование предвестников фронтов локализованных возмущений в пограничном слое прямого и скользящего крыльев

• Автор: Мотырев, Павел Андреевич
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2014
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 103 с. : ил.

Оглавление
Список обозначений
Введение
Цель и задачи работы
Основные положения выносимые на защиту
Научная новизна работы
Личный вклад автора
Научная и практическая значимость работы
Достоверность результатов
Апробация работы
Структура и объем работы
Краткое содержание работы
Глава I
Обзор состояния исследований ламинарно-турбулентного перехода при
повышенной степени набегающего потока
Введение
Задача гидродинамической устойчивости
Восприимчивость пограничного слоя при повышенной степени турбулентности
набегающего потока
Управление ламинарно-турбулентным переходом
Глава II
Экспериментальное исследование предвестников фронтов локализованных возмущений в пограничном слое прямого и скользящего крыльев при
повышенной степени турбулентности набегающего потока
Введение
Методика эксперимента
Результаты и обсуждение
Выводы
Глава III
Экспериментальное исследование локализованных возмущений в пограничном слое прямого и скользящего крыла, генерируемых из
набегающего потока
Введение
Методика эксперимента
Результаты и обсуждение
Выводы
Глава IV
Экспериментальное исследование влияния распределения давления над профилем и градиента давления вблизи переднего фронта на предвестники
фронтов локализованных возмущений
Введение
Методика эксперимента
Результаты и обсуждение
Выводы
Заключение
Список работ содержащих материалы диссертации
Список использованных источников
Приложение А

Список обозначений
С/х - скорость набегающего потока;
и(, - местная скорость внешнего потока;
и, V, IV - локальная средняя скорость течения;
и, V, - пульсационные составляющие скорости;
Х,У,2 - декартовы координаты;
/ - время;
С/, С2 - длина хорды прямого и скользящего крыла;
а - угол атаки профиля;
Ь - длина щели;
Унтах - 7-координата, где амплитуда волнового пакета достигает
максимума. Различна для различных значений X;
6 - толщина пограничного слоя;
Ле - число Рейнольдса;
Ке - 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, Рейнольдс 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,

поперечном направлении, что говорит о неустойчивости полосчатой структуры к воздействию высокочастотных пульсаций. Полосчатая структура достигает амплитуды около 10%, и течение становится существенно трехмерным, прежде чем начинаются процессы разрушения полосчатой структуры.
Данная глава 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.
Методика эксперимента
Эксперименты проводились в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе МТ-324 ИТПМ СО РАН (Приложение А) с рабочей частью 200х200х800 мм. Скорость набегающего потока составляла и,о=5 м/с. Повышенный уровень турбулентности набегающего потока (7м = 0,79% и,_ и Ти = 2,31% ЕЛо) создавался с помощью турбулизирующих сеток, устанавливаемых перед входом в рабочую часть. Исследования проводились на моделях прямого и скользящего (45°) крыла с хордами С; = 290 мм и С2 = 410 мм соответственно (Рис. 4). Размах крыльев был ограничен шириной рабочей части и составлял Н= 200 мм. Модели устанавливались в середине рабочей части под углом атаки а= -1,2°. Угол атаки был выбран таким, чтобы плоский участок поверхности располагался параллельно направлению внешнего потока ([79], [80], [81]), что

II м ] Р I I !
5 (II