Экспериментальное исследование некоторых особенностей отрывного трансзвукового обтекания моделей Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XII 1981

№ 2

УДК 533.6.071.08:533.6.013.2 629.07.018.1:533.6.013.2

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ НЕКОТОРЫХ ОСОБЕННОСТЕЙ ОТРЫВНОГО ТРАНСЗВУКОВОГО ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛЕЙ

В. Р. Бертьшь, В. В. Назаренко, Т. П. Невежина

В работе представлены некоторые результаты исследования трансзвукового отрывного обтекания моделей в аэродинамических трубах. Показано, что наблюдаемая оптическими методами и измерениями внутримодельными датчиками давления перестройка обтекания происходит за малые промежутки времени (Д£ = 0,02 0,05 с)

и сопровождается возникновением ударных аэродинамических нагрузок на поверхности модели.

Экспериментальными исследованиями обтекания моделей, имеющих изломы образующих поверхностей, было установлено, что относительно небольшое увеличение скорости набегающего потока может привести в трансзвуковом диапазоне скоростей к такой мгновенной перестройке обтекания, при которой существенно уменьшается область отрывного течения. Эта перестройка сопровождается заметным изменением не только локальных, но и суммарных аэродинамических характеристик модели.

Так, в работе [1] приведены результаты исследования в аэродинамической трубе трансзвукового обтекания серии осесимметричных моделей конус-цилиндр. При определенных углах конусности головной части и при больших дозвуковых числах набегающего потока на модели на линии перехода конуса

в цилиндр отмечался интенсивный отрыв потока. Увеличение числа приво-

дило к перестройке обтекания, при которой оторвавшийся поток „прилипал" к поверхности цилиндра, и на изломе поверхности модели реализовывалось сверхзвуковое течение расширения. Эта перестройка происходила при числе Ма = 0,85 и сопровождалась значительными изменениями давления на поверхности цилиндра (рис. 1). Для модели с углом конусности 0 = 20° в точке, отстоящей на 0,05 Л (Л—диаметр цилиндра) от начала цилиндрической части вниз по потоку, изменение коэффициента давления, связанное с перестройкой обтекания, составляло при 0,864 величину \ср й: 0,5.

Почти мгновенное изменение структуры обтекания приводит к возникновению ударной нагрузки, действующей на поверхность модели в зоне отрыва потока. В связи с этим понятен интерес к изучению динамики перестройки трансзвукового отрывного обтекания, так как это необходимо для оценки реакции упругой конструкции летательного аппарата на эти нагрузки, а также при оценке устойчивости и управляемости.

Изучение процесса перестройки трансзвукового отрывного обтекания проводилось специальными методами с использованием скоростной киносъемки теневой картины, а также с помощью непрерывной регистрации давления на

поверхности при изменении числа Мш безынерционными внутримодельными датчиками. Этими методами было установлено, что почти мгновенная перестройка структуры обтекания имеет место при трансзвуковых скоростях не только для осесимметричных тел, но и для крыльевых профилей с отогнутым носком (предэлероном), профилей с интерцепторами, а также и для других типов моделей. Во всех исследованных случаях при возрастании наблю-

дался переход от отрывного к почти безотрывному обтеканию или же резкое уменьшение области отрыва потока. Переход сопровождался также появлением области сверхзвукового течения расширения.

Проведенные исследования позволяют рассматривать определенные типы трансзвукового отрывного обтекания как неустойчивые, так как небольшие изменения числа М^ приводят к качественно новому режиму обтекания.

Рис. 1

1. Первоначальные исследования проводились на модели осесимметричного тела конус-цилиндр в аэродинамической трубе с размерами поперечного сечения рабочей части 150x150 мм. Головная часть модели представляла затупленный конус, переходящий с уступом в цилиндрическую часть меньшего диаметра (рис. 2). В диапазоне чисел от 0,3 до 1,4 проводилось исследование структуры обтекания с помощью теневого прибора методом ножа и щели. Модель испытывалась на нулевом угле атаки.

При Мсо = 0,981 число Рейнольдса, рассчитанное по длине конической части модели 1{— 34,5 мм, составляло Не = 0,65-106. Скоростной напор в набе-

Рис. 2

гающем потоке = 4,8-Ю4 Па. Было установлено, что для модели характерны два типа обтекания. До М00= 0,981 на кромке уступа конуса происходит отрыв потока. Присоединение его в пределах модели (цилиндрической части) не наблюдается (рис. 3). С увеличением числа (в эксперименте это было

следующее дискретное значение М^х:!) течение существенно перестраивается. Область отрыва потока резко сокращается, а на расстоянии ~ 3/г (/г—высота уступа) от начала цилиндрической части происходит присоединение оторвавшегося потока (рис. 4). При этом в угловой точке реализуется сверхзвуковое течение расширения, которое замыкается коническим скачком уплотнения, отходящим от линии присоединения потока,-Дальнейшее увеличение числа М набегающего потока до Мю= 1,4 приводило только к некоторому уменьшению

Рис. 3

Рис. 4

протяженности области отрыва и к уменьшению наклона конического скачка уплотнения.

2. Исследования трансзвукового обтекания на аналогичной модели конус-цилиндр с уступом показали, что неустойчивость зоны отрыва имеет место и при больших числах Рейнольдса, рассчитанных также по длине конуса (до 8-10в).

Перестройка течения происходила при Мм = 0,871. Измерение давления безынерционными внутримодельными датчиками типа ДМИ [2] при непрерывном увеличении скорости набегающего потока (я?М/Л<;0,004 х/с) позволило установить, что время перестройки течения составляет величину М а: 0,05 с, что

соответствует изменению числа М^с0,0002. Такое быстрое изменение области трансзвукового отрыва сопровождается существенным изменением давления в ней. Было установлено, что на цилиндрической части модели, в зоне присоединения потока, изменение коэффициента давления за интервал времени Д£=0,05 с достигало Дср я; 0,56. Осциллограмма с записью показаний датчика давления в этой точке в процессе перестройки обтекания приведена на рис. 5.

Скачкообразный характер изменения давления позволяет говорить о возможности возникновения ударных аэродинамических нагрузок на поверхности модели прит изменении скорости потока. Поскольку перестройка течения может охватывать значительную часть поверхности, то в этом случае следует ожидать изменения не только локальных, но и суммарных аэродинамических характеристик.

Рис. 5

3. На рис. 6 представлены две схемы обтекания ромбовидного профиля 1 с предэлероном, полученные с последовательных кадров киносъемки (48 кадр/с) теневой картины обтекания в аэродинамической трубе с размерами поперечного сечения 150x150 мм. Профиль был установлен под углом атаки й?=10°, и предэлерон отклонен вверх на угол 2 = 30°. Киносъемка производилась при непрерывном изменении (увеличении) числа Мм набегающего потока. При М^^О.Эб обтекание профиля происходило с отрывом потока на острой передней кромке предэлерона и образованием наклонных скачков уплотнения 3. Отрыв охватывал всю верхнюю поверхность профиля. При Мт = 0,95 за время

смены одного кадра (М ~ 0,021 с) происходила полная перестройка обтекания. Зона отрыва 2 (рис. 6,а) резко сокращалась, происходило присоединение сорванного потока к поверхности модели в носовой части профиля (рис. 6, б), На вершине ромба образовывалось течение расширения 4 Прандтля — Майера. Число Рейнольдса, вычисленное по хорде профиля Ь = 50 мм, составляло при Мдд = 0,95 величину 1,0-106. Изменение числа М за время смены одного кадра не превышало 0,002.

Таким образом, можно говорить о быстром изменении зоны отрыва и образовании ударных аэродинамических нагрузок при трансзвуковых скоростях и для двумерного течения.

Следует отметить, что обсуждаемая проблема имеет отношение также и к методике введения поправок на донное давление при проведении весовых испытаний моделей. Так как при испытаниях моделей на хвостовой державке в области торца фюзеляжа образуется уступ, за которым существует отрывное течение, то при увеличении скорости потока в трансзвуковом диапазоне воз-.никают предпосылки для резкого изменения отрывной зоны, что должно сопровождаться скачкообразным изменением донного давления. Эту особенность изменения рлоа =/(Мю ) нужно учитывать при введении поправок в результаты весовых испытаний в трансзвуковых трубах.

Авторы приносят благодарность 3. А. Ананьевой и Р. И. Ветчинкину за использование экспериментальных материалов по обтеканию ромбовидного профиля.

М=0,95 4 3 2

Рис. 6

ЛИТЕРАТУРА

1. Robertson J. E. Unsteady pressure phenomena for basic missile shapes at transonic speeds. A1AA Preprint N 64—3, 1. 1964.

2. Лавров Ю. В. Аппаратура и датчики давления для измерения интенсивности звукового удара. Труды ЦАГИ, вып. 1094, 1967.

Рукопись поступила 3jX 1979 г.