CC BY
125
________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXVIII 1997
№1
УДК 532.526
ТЕПЛООБМЕН НА ПОВЕРХНОСТИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
И. А. Кондратьев, Г. И. Майкапар, Л. В. Яковлева
Часто встречающейся особенностью аэродинамического нагревания летательных аппаратов сложной формы являются «пики» теплового потока, обнаруженные в экспериментах, большая часть которых была проведена с применением термоиндикаторных «красок». Термоиндикаторы являются простым, эффективным средством определения перехода ламинарного течения в турбулентное, сопровождающегося быстрым возрастанием теплового потока. Показана эффективность применяемого в ЦАГИ комплексного метода исследований, использующего термоиндикаторы, спектры «предельных линий тока», «лазерный нож». Приведены результаты исследований моделей системы «Энергия — Буран».
Форма первых летательных аппаратов, для которых пришлось решать проблему тепловой зашиты, была простой: сферический сегмент — лобовая поверхность, конус — боковая поверхность. Простым было и распределение теплового потока по поверхности: максимум в критической точке (баллистический спуск, угол атаки а = 0) или в области перехода с сферической поверхности на коническую (скользящий спуск с орбиты, ос ф 0); значительно меньший тепловой поток на боковой поверхности, особенно в области отрыва (рис. 1).
Очевидно, что у аппаратов сложной формы — гиперзвуковых самолетов — наиболее нагреваемыми будут кромки крыльев, килей, воздухозаборников и носовые части корпусов. Однако уже первые эксперименты показали, что, кроме этого, для трехмерных сверхзвуковых течений газа типичной особенностью являются «пики» теплового потока: узкие области поверхности, тепловой поток к которым соизмерим и может даже превосходить тепловой поток к критическим точкам и на много превосходить тепловой поток к окружающей поверхности. Одним из этих экспериментов было проведенное М. П. Тетериным исследование взаимодействия скачка уплотнения от острого клина с головной волной перед цилиндром (IV тип взаимодействия по позднее введенной классификации). В области встречи скачков образуется сверхзвуковая струя, встреча которой с поверхностью цилиндра вызы-
Л/„—14'0.-30°-, 9-О
Рис. 1. Ударная труба, теплоизолированные калориметрические датчики; — безразмерный коэффициент теплопередачи
вает пики давления и теплового потока. В летных экспериментах такое взаимодействие привело к перерезанию пилонов, на которых были установлены испытывавшиеся модели, уже при небольших гиперзвуко-вых скоростях (СССР, США). Вторым был эксперимент с тупоносым полуконусом из уносимого материала, плоская сторона которого была направлена по потоку в плазменной струе, проведенный М. В. Рыжковой. На плоской стороне появились две канавки, идущие от точек сопряжения сферического носка с конусом. В этом случае «пики» вызваны встречей с поверхностью модели слоев смешения, ограничивающих области отрыва от кромок.
В шестидесятых годах еще были невозможны расчеты трехмерных течений газа, приходилось полагаться на эксперимент. Вместе с тем невозможность расположения на небольших моделях (0,1 + 0,3 м) большого числа традиционных калориметров, необходимого для исследования моделей сложной формы, заставила обратить особое внимание на метод измерения теплового потока.
Возможность получения непрерывного распределения теплового потока по поверхности сложной модели,-изготовляемой из материала
малой теплопроводности, простота и дешевизна обусловили широкое применение термоиндикаторных покрытий в исследованиях для промышленности и в тематических исследованиях. Применяются главным образом термоиндикаторы, разработанные Ставропольским НИИ люминофоров и особо чистых веществ, непрозрачные в твердом состоянии и окрашенные в светлые цвета, плавящиеся при не зависящей от давления температуре и становящиеся прозрачными. Материал модели имеет темный цвет, граница плавления отчетливо видна как линия раздела областей различных цветов, движение ее снимается киноаппаратом; по времени, соответствующему положению границы, рассчитывается величина теплового потока. Она обратно пропорциональна квадратному корню времени, поэтому наиболее рано появляющиеся темные области сразу указывают на большие тепловые потоки. Пример показан на рис. 2, «пики» появляются в области взаимодействия конических скачков. Второй пример показан на рис. 3: большая темная область — следствие перехода ламинарного слоя в турбулентный, появле-
Рис. 2. Модель, покрытая термоиндикатором: М = 5, Ііе^ = 2 • 106, а = 15°, момент времени т = 0,8 с
Рис. 3. Нижняя поверхность модели: М = 5, Ие ^ = 2,7 • 106 , а = 0, моменты времени х = 1,3 и 3,5 с
ние узких полос однозначно объяснить затруднительно без дополнительной информации. Термоиндикаторы применяются как в трубах периодического (быстрый ввод модели в поток), так и в трубах кратковременного ударного действия, что дает возможность охватить широкий диапазон чисел Маха (М) и Рейнольдса (Ле). В разработке метода участвовали М. М. Ардашева, Р. 3. Давлет-Кильдеев, Г. Е. Первушин, М. В. Рыжкова. .
Применяются также микрокалориметры различного типа, разработанные В. В. Богдановым, Ю. Ю. Колочинским и Л. А. Плешаковой. Отметим поверхностные микротермопары, предложенные В. Я. Боровым и Ю. Ю. Колочинским.
Пониманию процессов теплообмена способствуют поверхностные линии направления напряжения трения («предельные линии тока»), получаемые с помощью сдвигаемых по поверхности потоком калиброванных капель краски, наносимых на поверхность модели (метод усовершенствован В. Н. Бражко). Они сразу обнаруживают критические линии и линии присоединения после отрыва (линии «растекания»), которым соответствуют максимумы или «пики» теплового потока (рис. 4). Представление об особенностях трехмерных сверхзвуковых течений газа получается с помощью усовершенствованного В. Я. Боровым, В. В. Ивановым, А. А. Орловым и В. Н. Харченко метода парового экрана, названного методом «лазерного ножа». При наличии в потоке частиц, рассеивающих свет (в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-33 такие частицы содержатся в продуктах сгорания керосина в по-до1ревателе воздуха), изменению плотности соответствует изменение яркости свечения, области разрежения темные.
Примеры приведены на рис. 5 и 6: видны головные волны, вихри, области отрыва, внутренние скачки уплотнения, волны разрежения. Все вместе составляет комплексный метод исследования, дозволяющий получить представление о причинах особенностей теплообмена. В качестве*; примера на рис. 7, 8 показаны результаты исследования Треугольного крыла.
Измерение теплового потока с применением термоиндикатора является эффективным способом определения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный , рис 4 Подвмренная схороиа: М = 5, (рис. 9). а = 20°
Рис. 5. Поперечное сечение треугольного крыла: М = 3, Л =15°, а = 20°, р = 10° (угол скольжения). 1 — головная волна, 2 — вихрь, 3 — область отрыва, 4 — поперечный скачок, 5 — внутренний скачок
Рис. 6. Поперечное сечение кормовой части схематизированной модели двухкилевого самолета: М = 3, а = 30°.
1 — головная волна, 2 — внутренние скачки, 3 — концевые вихри крыла и горизонтального оперения, 4 — вихрь, сходящий с фюзеляжа, 5 — волны разрежения, идущие от передних кромок крыла, 6 — скачки; идущие от задних кромок крыла, 7 — волны разрежения от боковых кромок крыла, 8 — конические скачки, окружающие вихри
Рис. 7. Предельные линии тока на подветренной стороне треугольного крыла:
М = 3, Ке£ = 2,2Ю6, Л = 15°, а =15“
Особенности распределения теплового потока были обнаружены и на наветренной стороне (рис. 10). Возможно, что эти особенности связаны с сильным изменением энтропии за головной волной (энтропийными вихрями).
Встречающиеся со стенкой струи и слои смешения могут быть турбулентными, они могут также турбулизировать пограничный слой, в таких случаях разделить влияние растекания и турбулентности затруднительно. Течение может быть нестационарным. «Пику» теплового потока (линии растекания) не обязательно соответствие «пика» давления, его нет, в частности, в подветренных отрывных течениях.
. Среди многих летательных аппаратов промышленности наиболее подробно были исследованы орбитальный самолет «Буран» и система «Энергия — Буран». Исследования проводились в подразделениях, которыми руководили В. Я. Боровой и А. Я. Юшин, много экспериментов провели В. Н. Бражко, М. В. Рыжкова, А. С. Скуратов.
0,в-10‘
О,г
ол
0,6
Рис. 8. Поперечное сечение треугольного о2 крыла, «лазерный нож». '
1 — головная волна, 2 — внутренние скачки,
3 — первичные вихри, 4 — вторичные вихри рис. 9. Летательный аппарат «Бор* (несу-
щий корпус), нижняя поверхность.
О,в х/1
р* (несу* - . ность.
1 — начало перехода, 2 — область перехода
М х/Ь -0,50
V Фо 0,05 о М„=Щ5;Лг^г:К*Ч,20 ¥ -• 4*; о,£о4 Л 13,7; 0Л5Г
уКЧ \ АЛ » \ Г*й\ 1 1
1 1 Т'. . ■ . ■ *
1,0 -0,5 О 0,5 2/2,
у* 9/?0
; 0,080
2 0,048
о,оп
Ч- 0,037
5 0,034-
В 0,031
7 0,028
в. ом
3 0,015
Рис. 10. Треугольная пластина с затупленными передними , кромками, д0 — тепловой поток к критической точке
Величина относительного теплового потока q/qQ — тепловой поток к критической точке фюзеляжа) довольно консервативна по отношению к числам М и Ые, что соответствует расчетам (ламинарный пограничный слой). Результаты этих исследований подробно изложены в журнале «Техника воздушного флота» (1994. Т. ЬХУШ, № 1—2). При больших углах атаки, с которыми происходит спуск с орбиты, течение
Рис. 11. Предельные линии тока: М = 6,96, а = 34* ’
в подветренной области отрывное, величина теплового потока значительно меньше до, однако есть две особенности. Имеет место присоединение к боковой поверхности фюзеляжа (рис. 11) и соответствующий «пик» теплового потока (рис. 12), заметно возрастающий при скольжении.
Областью присоединения после отрыва является также кабина, детали течения газа зависят от угла атаки (рис. 13). Уменьшение «пика» теплового потока с увеличением числа М и уменьшением числа Яе подсказывает возможность использования для корреляции параметров взаимодействия невязкого и вязкого течений газа мД/Йё.
«Пики» теплового потока есть на наветренной стороне отклоненного элевона и балансировочном щитке в областях присоединения потока после отрыва.
Система плиточной теплоизоляции вносит свои особенности в теплообмен: щели между плитками сдвигают вперед переход ламинарного слоя в турбулентный, сильно нагреваются края плиток, суще- /?\
ственно влияние ступенек межу плитками и выпадение одной из них. Очень сложным является
Рис. 12. Термоиндикаторное покрытие: М = 6,96, Ие£ = 4,52-106, моменты времени т = 2,5 и 5,8 с
Рис. 13. Влияние угла атаки, М = 5,
Яе£ = 3
ю"
обтекание системы «Энергия — Буран» с интерференцией скачков уплотнения, отрывами и присоединениями, многократным отражением скачков в зазоре между аппаратом «Буран» и центральным блоком (рис. 14, 15). Ему соответствует и очень неравномерное распределение теплового потока (рис. 16), «пики» в несколько раз превосходят тепловой поток при обтекании без интерференции.
Рис. 14. Т-33, М = 3.
1 — ударная волна от центрального блока, 2 — ударная волна от боковых блоков, 3 — ударная волна от фюзеляжа верхнего блока, 4 — ударная волна от фонаря кабины, 5 — ударная волна от зоны отрыва, 6 — отраженные волны
Рис. 15. Т-33, М = 3.
1 — зона отрыва, 2 — обратное течение, 3 — линия отрыва, 4 — линия присоединения
Несмотря на разнообразие форм летательных аппаратов, можно выделить типичные элементы для подробных исследований: треугольное крыло, конус, различные типы интерференции скачков, щитки, кили, препятствия, внешние углы, каверны и т. д. Эти элементы широко исследуются во многих институтах, в том числе и ЦАГИ. Суще-
ственным недостатком исследований в аэродинамических трубах является несоответствие условиям полета, в особенности температурного. В трубах не воспроизводятся физические процессы, происходящие в реальном воздухе. На теплообмен сильно влияет неравновесность этих процессов, которая при некаталитической поверхности летательного аппарата приводит к значительному уменьшению теплового потока. Это было установлено расчетами и подтверждено летными испытаниями аппарата «Бор».
Несмотря на большие возможности современных методов расчета, в ближайшее время маловероятна практическая возможность надежного расчета «пиков» теплового потока, поэтому важнейшей задачей является разработка полуэмпирического метода, основанного на корреляции результатов экспериментов и расчетов. Варианты таких методов существуют, но не для всех случаев, и основаны они на весьма 01рани-ченном исходном материале, что не дает уверенности в распространении их на условия полета. Не всегда такие методы замкнуты, и применение их требует дополнительных сведений из эксперимента.
Например, для расчета IV типа взаимодействия скачков необходимо из визуализационного эксперимента получить ширину сверхзвуковой струи. Возможно метод удастся замкнуть также с помощью корреляции. Для учета условий полета необходимо использовать, конечно, расчет. Следующей нерешенной проблемой является расчет теплообмена в областях отрывного обтекания, Которые при больших углах атаки охватывают большую часть поверхности летательного аппарата и, несмотря на небольшие тепловые потоки, также требуют теплозащиты. Актуальной проблемой пока еще остается расчет теплообмена в переходном и турбулентном пограничных слоях при гиперзвуковых скоростях. Для эксперимента необходимы повышение точности измерения «пиков» теплового потока и разработка метода пространственной визуализации нестационарных течений, в особенности турбулентных.
Рукопись поступила 26/ХП1995 г.
