CC BY
41
№ 6
УДК 532.526.011.55.011.6
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ НАГРЕВАНИЕ ВОЛНИСТЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ В СВЕРХЗВУКОВОМ ТУРБУЛЕНТНОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ
В. В. Боголепов, В. Н. Бражко, Л. В. Дозорова, Г. И. Майкапар, В. Я■ Нейланд
Приведены результаты экспериментального исследования теплоотдачи к волнистой поверхности, обтекаемой турбулентным пограничным слоем в поперечном или продольном направлении. Эксперименты выполнены при числе Мсо = 4 и числе Ие;» 2,9-106. Получено, что при поперечном (отрывном или безотрывном) обтекании максимальные значения коэффициентов теплоотдачи к волнистой поверхности в несколько раз превышают их значения к плоской поверхности. В случае продольного обтекания эти значения близки, а средний уровень теплоотдачи к волнистой поверхности может быть приблизительно на 20% меньше, чем к плоской поверхности.
При проектировании сверхзвуковых или гиперзвуковых летательных аппаратов важной проблемой является уменьшение их аэродинамического нагревания и снижение веса теплозащитного покрытия, особенно при турбулентном режиме обтекания. Поэтому решающее значение приобретают различные способы затягивания перехода от ламинарного течения к турбулентному или подавления турбулентности. Широкий круг подобных вопросов рассматривался в [1, 2], там же приведена обширная библиография. Выполненные исследования позволяют весьма достоверно утверждать, что в турбулентном пограничном слое, в частности, существуют медленные пристеночные подковообразные вихри и резкие и сильные выбросы жидкости из пристеночной части пограничного слоя во внешнюю. Наличие таких механизмов; в пограничном слое обеспечивает сильное вязко-невязкое взаимодействие между частями пограничного слоя, индуцирует пристеночную завихренность. Они являются взаимосвязанными и, возможно, что нарушение или ослабление одного из них приводит к подавлению турбулентности, резкому снижению напряжения трения и аэродинамического нагревания.
В [1, 2] рассматривался целый ряд устройств для снижения сопротивления трения при дозвуковых скоростях набегающего потока. Однако при сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях полета возможно использование только таких устройств, которые могут выдерживать значительные скоростные напоры и тепловые потоки. Поэтому, видимо, целесообразно исследовать изменение аэродинамического, на-
М 6
УДК 532.526.011.55.011.6
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ НАГРЕВАНИЕ ВОЛНИСТЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ В СВЕРХЗВУКОВОМ ТУРБУЛЕНТНОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ
В. В. Боголепов, В. Н. Бражко, Л. В. Дозорова, Г. И. Майкапар, В. Я. Нейланд
Приведены результаты экспериментального исследования теплоотдачи к волнистой поверхности, обтекаемой турбулентным пограничным слоем в поперечном или продольном направлении. Эксперименты выполнены при числе Мсо = 4 и числе Кег«2,9-106. Получено, что при поперечном (отрывном или безотрывном) обтекании максимальные значения коэффициентов теплоотдачи к волнистой поверхности в несколько раз превышают их значения к плоской поверхности. В случае продольного обтекания эти значения близки, а средний уровень теплоотдачи к волнистой поверхности может быть приблизительно на 20% меньше, чем к плоской поверхности.
При проектировании сверхзвуковых или гиперзвуковых летательных аппаратов важной проблемой является уменьшение их аэродинамического нагревания и снижение веса теплозащитного покрытия, особенно при турбулентном режиме обтекания. Поэтому решающее значение приобретают различные способы затягивания перехода от ламинарного течения к турбулентному или подавления турбулентности. Широкий круг подобных вопросов рассматривался в [1, 2], там же приведена обширная библиография. Выполненные исследования позволяют весьма достоверно утверждать, что в турбулентном пограничном слое, в частности, существуют медленные пристеночные подковообразные вихри и резкие и сильные выбросы жидкости из пристеночной части пограничного слоя во внешнюю. Наличие таких механизмов; в пограничном слое обеспечивает сильное вязко-невязкое взаимодействие между частями пограничного слоя, индуцирует пристеночную завихренность. Они являются взаимосвязанными и, возможно, что нарушение или ослабление одного из них приводит к подавлению турбулентности, резкому снижению напряжения трения и аэродинамического нагревания.
В [1, 2] рассматривался целый ряд устройств для снижения сопротивления трения при дозвуковых скоростях набегающего потока. Однако при сверхзвуковых или гиперзвуковых скоростях полета возможно использование только таких устройств, которые могут выдерживать значительные скоростные напоры и тепловые потоки. Поэтому, видимо, целесообразно исследовать изменение аэродинамического, на-
гревания при слабом искривлении обтекаемой поверхности, при наличии на ней, например, плавных волнистостей. При поперечном расположении волнистостей (угол между направлением набегающего потока и направлением волны <р~90°) за счет переменных градиента давления и кривизны тела может происходить периодическая реламина-ризация течения, продольные волнистости (ф^О) могут нарушать про-странственность механизмов образования турбулентности. Возможно, очевидно, еще косое расположение волнистостей 0<ф<90° или использование каких-то «бугристых» поверхностей.
Экспериментальное исследование нагревания волнистых поверхностей при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях внешнего потока выполнено в [3, 4]. Там определялись максимальные значения тепловых потоков, подбирались корреляционные зависимости, изучались особенности теплопередачи в толстых и тонких пограничных слоях, строились модели отрывного обтекания изолированных неровностей и т. д. В обеих работах отмечалось уменьшение нагревания волнистостей при малых значениях угла ф, однако это связывалось с изменением толщины пограничного слоя при переходе потока с плоской на волнистую поверхность [4]. Весьма незначительное снижение сопротивления трения (до 7,%) получено в [1] на пластине с продольными пазами и ребрами.
Практически все результаты по структуре турбулентного пограничного слоя и нагреву волнистых поверхностей получены из экспериментальных исследований. При проведении расчетов система уравнений Прандтля или Навье—Стокса дополняется некоторой моделью турбулентности, которая обычно подвергается значительной модификации при изучении сложных отрывных течений. Результаты расчетов из [1, 4, 5], например, значительно отличаются от экспериментальных данных. В [6] получено, что для правильного моделирования турбулентности необходимо учитывать пространственность этого явления.
Поэтому для получения достоверных количественных результатов необходимо проведение детальных экспериментальных исследований.
Использование волнистых панелей для изготовления корпуса сверхзвукового или гиперзвукового летательного аппарата, кроме снижения его аэродинамического нагревания, может позволить увеличить прочность конструкции и снизить ее вес.
В настоящей работе выполнено экспериментальное исследование аэродинамического нагревания волнистой поверхности в виде цепочки двумерных волн, обтекаемой сверхзвуковым потоком, при отрывном и безотрывном поперечном обтекании волн (ф = 90°), а также при продольном обтекании (ф = 0).
1. Исследования проведены на модели пластины с острой передней кромкой длиной 285 мм и шириной 130 мм (рис. 1 , а), установленной под нулевым углом атаки. Хвостовая часть модели выполнена в виде сменных вставок размером 130x130 мм. Первая вставка была плоской, поверхность остальных была волнообразной. Профили волн II и III вставок состояли из дуг окружностей, соединенных прямыми линиями, а IV и V вставок — из прямых линий. Вершины волн располагались в плоскости исследуемой поверхности пластины. На расстоянии 5 мм от краев вставок амплитуда волн А = Н/2 (Я — максимальная высота волны) уменьшалась до нуля по дуге с радиусом, равным 25 мм, что позволяло рассматривать продольное и поперечное обтекание волн. Отношение амплитуды А к длине волны X на вставках II—V составляло 0,053; 0,108; 0,042 и 0,022 соответственно. По бо-
/
Сменная дстабна
■шмм
235 * ид
Ш'Ш
’777’
Ю
Встабни
№ X Н я І1 ьг
1 0
П 11,3 V 8,3
Ш 6,0 V 1,8
т щз 'Л V 9,8
17 8,1 0,3 0,9 5,8
1 Встабка (плоская пластина) о Яе, !0~*=2,9 2,3 3,0
♦ 1,9
■ ♦ с турбулизатером * \ ♦ —расчет [7,/|
«а
Турбулизатор
Турбулентный пограничный слой Ламинарный
100
200
X
Рис. 1
кам модели были установлены концевые пластины с острыми передними кромками.
Эксперименты проведены в аэродинамической трубе при числе М00 = 4. Числа Рейнольдса, вычисленные по параметрам набегающего потока и расстоянию I от передней кромки модели до вставки (см. рис. 1 , а), равнялись Иег= (2,33,0) • !08. Температура торможения набегающего потока в экспериментах изменялась в диапазоне Т$ = = (420-ь500) К. Чтобы получить в области вставки развитый турбулентный пограничный слой, на расстоянии 30 мм от передней кромки модели устанавливался турбулизатор в виде поперечной полосы песочной шероховатости шириной 20 мм (рис. 1, а) с высотой элементов шероховатости &«*0,2 мм. Отношение й/о* ~ 0,7ч-0,5 на длине турбулизатора, где 8д — толщина вытеснения ламинарного пограничного слоя на пластине в области расположения турбулизатора. Отношение расчетной толщины вытеснения турбулентного пограничного слоя на плоской пластине б* к амплитуде волн А составляло Ь*/А1,5-^2,7. на длине вставок II, III и IV и б*/Л»6,3-ь 11 на вставке V. Начало турбулентного пограничного слоя предполагалось на задней границе турбулизатора. Здесь; и далее параметры пограничного слоя на пластине рассчитывались с использованием материалов работ [7, 8],
Измерение теплоотдачи к модели выполнено методом термоиндикаторных покрытий [9], поэтому передняя часть модели изготовлена из теплоизоляционного материала АГ-4, а вставки — из текстолита. На рис. 1,6 приведены полученные в эксперименте распределения числа Эи = дт1?о0иооср(Тг—Тт)-, = Н(ТГ —Т„)— местный тепловой поток; к — местный коэффициент теплоотдачи; р» и «<» — плотность и скорость газа в набегающем потоке; ср — теплоемкость воздуха при постоянном давлении; Тг и Тю — температуры восстановления и поверхности модели; Г№/Г0=0,6ч-0,75) вдоль поверхности плоской пластины для случаев ламинарного (светлые точки) и турбулентного (темные точки) пограничных слоев в области измерительной вставки. Там же нанесены расчетные распределения чисел для обоих случаев обтекания [7, 8], которые свидетельствуют о хорошем согласовании расчетных и экспериментальных результатов. На пластине без турбулиза-тора переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный происходит в конце модели. Число Рейнольдса начала перехода равняется в этом случае Иег»3,5• 106. При установке турбулизатора переход заканчивается при хт»^70 мм. Число Рейнольдса конца перехода тогда 1?ет«* 1,3-10е. Толщина турбулентного пограничного слоя на длине вставки увеличивается приблизительно от 3 до 5,5 мм.
2. На рис. 2 показано распределение относительных величин коэффициентов теплоотдачи по поверхности волн, поперечно обтекаемых (ф = 90°) турбулентным пограничным слоем. Коэффициенты теплоотдачи, измеренные на волнистой поверхности, отнесены к соответствующим значениям, полученным на плоской поверхности при турбулентном обтекании. Координата 5 отсчитывается от вершины рассматриваемой волны (см. рис. 1,а). При вычислении коэффициентов теплоотдачи на волнистой поверхности в качестве характерной использовалась та же температура восстановления Тг, что и на плоской поверхности.
Визуализация предельных линий тока показала, что обтекание V вставки (А/1=0,022) было безотрывным. Вставки с большими отношениями амплитуды к длине волны (А/%=0,042-ь- 0,0108) обтекались с образованием локальных отрывов во впадинах между соседними волнами. При этом, так же как и в работе [3}, происходит некоторое уменьшение максимальных значений коэффициентов теплоотдачи с увеличением номера волны (рис. 2, а, б, 6*М» 1,5 ч-2,5). На V вставке (рис. 2, в, Ь*/А~6,3ч-10) распределение коэффициентов теплоотдачи, как и в толстых турбулентных пограничных слоях [4], практически не зависит от номера волны. В обоих случаях обтекания волнистых поверхностей имеются резкие пики коэффициентов теплоотдачи, причем максимальные величины коэффициентов теплоотдачи Лщах приблизительно в 2,3—3,4 раза превышают соответствующие значения на плоской поверхности. Средние значения коэффициентов теплоотдачи на волнистой поверхности также существенно превышают уровень теплоотдачи на плоской поверхности.
Увеличение отношения А/% (рис. 3) приводит к смещению пика коэффициентов теплоотдачи от вершины волны к впадине. Величина ^тах/^пл при этом изменяется слабо. При приблизительно одинаковых А/% в случае прямолинейных образующих (вставка IV; ЛД=0,042) отрывная зона короче и величина /Ьпах/^пл меньше, чем на волнистой поверхности, образованной дугами окружности (вставка II, А/% = 0,053).
На рис. 4 приведена зависимость максимальных величин коэффициента теплоотдачи от геометрии волн и параметров потока на пла-
С — 2-я волна; □ — 5-я волна;
Л — 9-я * ; 0 — 15-я „
Рис. 2
Вставки
2-я болна
ІЇ-/Ь-ПЛ\
і
а/\=ощ
0,053
о,т
от
0,2
¥
Рис. З
0,6 0,3 5/К
ір=т°'
• М„=Ц;в;/н=0,75±3
0,2Щ1 1[7] 0.28Ц35У >
стине перед началом поперечно обтекаемой волнистой поверхности. Представлены данные, полученные на вторых волнах в настоящей работе и на одиночной волне синусоидальной формы, выступающей на половину высоты над поверхностью пластины с искусственно турбули-зированным пограничным слоем [3]. Влияние комплекса на величину кта,х/клл на утопленной волне выражено слабее, чем на выступающей. Графики на рис. 2—4 свидетельствуют о том, что при поперечном обтекании волн относительно тонким турбулентным пограничным слоем, по-видимому, сложно достичь существенного снижения среднего уровня теплоотдачи на волнистой поверхности в сравнении с плоской при Нтах/кПл 1.
3. В случае продольного обтекания волн (<р = 0) коэффициент теплоотдачи также изменяется на периоде волны (рис. 5). На вершинах волн минимальное значение коэффициента теплоотдачи на-
блюдается в области максимальной глубины волны. На рис. 5 пунктиром нанесены контуры волн, построенные в масштабе координаты Б/%. При выбранном на графике масштабе по оси ординат (Н/кпж) распределения коэффициентов теплоотдачи повторяют контур волны. Увеличение отношения амплитуды к длине волны приводит к снижению минимальных значений коэффициентов теплоотдачи. При Л/А = 0,108 величина /1т1п/^пл~0,6. На рис. 5 приведены также данные, полученные при числе Моо=Ю,3 в работе [4] при обтекании продольной волны толстым турбулентным пограничным слоем (А/% = 0,167, 6*/Л = 19). Видно хорошее сходство результатов настоящей работы и работы [4] при существенном отличии параметров потока. В обоих случаях обтекания средний коэффициент теплоотдачи на волнистой поверхности приблизительно на 20% меньше, чем на плоской.
Иег = 2,8-106; ср = о Л/А = 0,053; <р = 0
0 _ Ь*/А «2; х — 220 мм; О А — ламинарный пограничный слой;
# — Моо = 10,3; Л/Х = 0,167; 6*/Л=19-[4] •*— турбулентный „
---------- плоская пластина;
------- — контур волны
Рис. 5 Рис. 6
Продольное обтекание волн ламинарным пограничным слоем, в отличие от турбулентного, приводит к возрастанию коэффициентов теплоотдачи на волнистой поверхности в сравнении с плоской,1, что показано на рис. 6. Внутри периода волны появляются максимумы коэффициентов теплоотдачи (рис. 6,6), связанные, по-видимому, с неплавным входом в продольную волну, который происходил по дуге с радиусом 25 мм. В случае турбулентного пограничного слоя в области входа в волну также существуют локальные возмущения теплоотдачи (рис. 6, а) которые в отличие от ламинарного обтекания быстро затухают.
Результаты данной работы и работы [4] показывают, что в случае турбулентного пограничного слоя продольное обтекание волнистой поверхности (в виде двумерных волн) сверхзвуковым и гиперзвуковым потоками может привести к снижению среднего уровня теплоотдачи к ней приблизительно на 20,% в сравнении с плоской поверхностью. При этом максимальные величины коэффициентов теплоотдачи на волнистой поверхности равны соответствующим значениям на плоской. При поперечном обтекании максимальные величины коэффициентов теплоотдачи на волнистой поверхности существенно превышают их значения на плоской поверхности.
ЛИТЕРАТУРА
1. Viscous flow drag reduction. — Technical papers from the symposium on viscous drag reduction.—'November 1979, Dallas, Texas./Русский перевод «Снижение вязкостного трения», — М.: Машиностроение, 1984.
2. В a s h n е 11 D. М. Turbulent drag reduction for external flows. —
AIAA Paper, N 83-0227.
3. Bertram M. N., Weinstein L. М., Cary A. М., Arrington J. P. Heat transfer to a waxy wall in hypersonic flow. — AIAA J., vol. 5, N 10, 1967.
4. Brandon H. J., M a s e k R. V., D u n a v a n t J. C. Aerodynamic heating to corrugation stiffened structures in thick turbulent boundary layers. —AIAA J„ vol. 13, N 11, 1975.
5. P о 1 a k A., W e r 1 e M. J. Interacting turbulent boundary layer over a wave wall. — J. Heat Transfer, vol. 100, N 11, 1978.
6. Рождественский Б. JI., Симакин И. H. Взаимодействие турбулентных течений в плоском канале. Ж- вычисл. матем. и матем. физ., 1985, т. 25, № 1.
7. Б а ш к и н В. А. Расчет коэффициентов сопротивления трения и теплопередачи пластины, конуса и тупоносого тела в окрестности критической точки при ламинарном течении в пограничном слое без учета диссоциации.— Труды ЦАГИ, вып. 937, 1964.
8. Гарбузов В. М., Колина Н. П., Пятнова А. И. Расчет коэффициентов сопротивления трения и теплопередачи пластины и острого конуса, обтекаемого сверхзвуковым потоком, при турбулентном течении в пограничном слое. — Труды ЦАГИ, вып. 1881, 1977.
9. Ардашева М. М., Ильина С. А., Лодыгин Н. А., М а й-капар Г. И., Первушин Г. Е., Толмачева К. Ф. Применение плавящихся термоиндикаторов для измерения тепловых потоков к моделям в аэродинамических трубах. — Ученые записки ЦАГИ, т. 3, № 1, 1972.
Рукопись поступила 4/XJI 1986 г.
