Экспериментальное исследование отрывного обтекания прямых крыльев с гладкой и волнистой поверхностью при малых числах Рейнольдса

• Автор: Зверков, Илья Дмитриевич
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2004
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 131 с. : ил.

|» ОГЛАВЛЕНИЕ

Основные условные обозначения
Глава 1. Обзор
1.1. Группы летательных аппаратов с малым полётным числом Рейнольдса по хорде крыла
1.2. Основные проблемы обтекания крыльев при малых числах Рейнольдса
1.2.1 Отрыв ламинарного пограничного слоя
1.2.2 Отрыв турбулентного пограничного слоя и срыв потока с передней кромки
* Глава 2. Разработка Автоматизированного Измерительного
Комплекса. Методики эксперимента. Изучаемые модели
2.1. Обоснование необходимости разработки Автоматизированного Измерительного Комплекса (АИК)
2.2. Технические требования для АИК
2.3. Общая компоновка и особенности механизма перемещения
датчика
2.4. Система считывания и обработки сигнала и управления перемещением датчика
2.5. Методика пневмометрических измерений
2.6. Методика весовых измерений
2.7. Методы визуализации
2.7.1. Методика визуализации с помощью светового ножа
2.7.2. Саже-масляная визуализация
2.7.3. Визуализация шелковинками
2.8. Аэродинамические трубы, используемые в экспериментах
2.9. Модели крыльев, используемые в экспериментах
Глава 3. Особенности топологии течения и процесса развития возмущении отрывного течения на гладком и волнистом крыле при нулевом угле атаки
3.1. Анализ картин визуализации на гладком и волнистом крыле
3.2. Сопоставление распределения давления вдоль хорды моделей с границами отрывного пузыря
3.3. Развитие возмущений на гладком и волнистом крыле вниз по потоку
3.4. Выводы к главе

Глава 4. Изучение трансформации отрывного
течения на крыле с гладкой и волнистой поверхностью при
различных углах атаки и различной степени турбулентности
4.1. Трансформация отрывной зоны на моделях с гладкой и волнистой поверхностью при увеличении угла атаки в малотурбулентном потоке
4.2. Изменение структуры течения при увеличении числа
Рейнольдса до Не=5.6*106
4.3. Исследование структуры течения и интегральных аэродинамических характеристик моделей в аэродинамической трубе СС
4.4. Выводы к главе
Глава 5. Исследование влияния на отрывные структуры
течения различных возмущающих факторов
5.1. Исследование влияния граничных условий по размаху на структуру отрывного течения
5.2. Изучение влияния степени турбулентности набегающего
потока
5.3. Исследование модели крыла с гладкой поверхностью при режиме течения с двумя типами отрыва
5.4. Выводы к главе
Заключение
Литература

ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
X - продольная координата;
У - нормальная к хорде модели крыла координата;
Ъ - координата по размаху модели;
1 - размах крыла;
Ь - хорда модели;
"к = I / Ь - удлинение крыла; а - угол атаки крыла;
% — угол скольжения;
0 — угол между плоскостью поверхности крыла и плоскостью вращения вихря
5 - толщина пограничного слоя;
8: - толщина вытеснения пограничного слоя;
Ьг — толщина потери импульса пограничного слоя;
Н= 8)/ 82 — формпараметр пограничного слоя; иоо - скорость набегающего потока; р - плотность воздуха;
V - кинематическая вязкость воздуха;
Г - частота пульсаций скорости; е - степень турбулентности набегающего потока;
<7 = р • и,»2 / 2 - скоростной напор;
Яе = Ь • иоо / V — число Рейнольдса по хорде крыла;
БЬ = £ • 82/ иоо ~ число Струхала по толщине потери импульса в области отрывного пузыря;
К - полная аэродинамическая сила:
У - нормальная составляющая полной аэродинамической силы в связанной системе координат;
X- тангенциальная составляющая полной аэродинамической силы в связанной системе координат;
Уа - подъёмная сила;
Ха - сила лобового сопротивления;
Су = У / (<7*1*Ь) - коэффициент нормальной силы;
Сх = X/(<7*1*Ь) - коэффициент тангенциальной силы;
Суа = ¥а / (?*1*Ь) - коэффициент подъёмной силы;
Сха=Ха / (<7*1*Ь) - коэффициент силы лобового сопротивления;
2.7. Методы визуализации
2.7.1. Методика визуализации с помощью светового ножа.
При методе визуализации с помощью светового ножа мощный источник света располагается над верхней поверхностью модели и из него фокусируется узкий луч с высокой яркостью, который охватывает всю хорду модели (рис. 2.19).
Рис. 2.19. Эскиз экспериментальной установки для проведения визуализации с помощью светового ножа.
1 — коллектор аэродинамической трубы;
2 — державка модели;
3 - прозрачные концевые шайбы;
4 — фокусированный луч света;
5 - проектор;
6 — нагреваемая проволока с нанесённым дымящимся
составом.
Фотоаппарат находился со стороны одной из прозрачных
концевых шайб. После включения потока и выхода трубы на заданный режим проволока с нанесённым дымящимся покрытием нагревалась и дым уносился в освещённую световым ножом зону, в этот момент производилась съёмка.