CC BY
35
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Т ом IV 197 3
М 2
УДК 532.526.011.55
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ РАСПРОСТРАНЕНИЯ ВОЗМУЩЕНИЙ ВВЕРХ ПО ПОТОКУ НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЯЗКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ
П. И. Горенбух, И. Г. Козлова
Проведена экспериментальная проверка закона подобия плоских гиперзвуковых течений газа на режиме сильного вязкого взаимодействия при наличии возмущений пограничного слоя, наложенных вблизи кормовой части тела.
Исследовалось обтекание плоских заостренных пластин с углами скольжения ¡3 = 0 и 60° и углом атаки, равным нулю. Возмущения пограничного слоя вызывались препятствиями в виде клина или ступеньки. Полученные данные для распределения давления перед точкой отрыва хорошо согласуются с результатами проведенных расчетов. Наличие угла скольжения приводит к значительному увеличению области влияния возмущений, наложенных вниз по потоку.
1. В работах [1] и [2] показано, что при гиперзвуковых скоростях набегающего потока на режиме, когда взаимодействие пограничного слоя с внешним невязким потоком является не слабым [3], возмущения, зависящие от условий на задней кромке тонкого тела, могут распространяться вверх по потоку на расстояния, сравнимые с длиной тела Влияние на поток некоторого возмущения (падающий на пограничный слой скачок уплотнения, отклоненный щиток и т. п.) для безотрывных плоских или осесимметричных гиперзвуковых течений вязкого газа около тонких аффинно-подобных тел приводит к необходимости введения некоторого дополнительного критерия подобия [4]. Однако если тело плоское, а степень вязкого взаимодействия достаточно велика, то существует подобие безотрывных частей течения при любой степени возмущения, наложенного вниз по потоку [1, 4]. Экспериментальная проверка этого закона подобия была, очевидно, впервые проведена в работе [5] для случая обтекания пластины без скольжения и угла атаки, при возмущениях, вызываемых отклоняющимся щитком. Корреляция, проведенная в [5], дает для распределения безразмерного
Ке/ ? * ¿Рт/ / ? \2
параметра------—р рйх как функции переменной .— х \рйх одну
¿р2со«4=о г/ / У )
универсальную кривую*. Здесь р — давление на пластине, ¿ — характерная длина, х — расстояние от передней кромки; , и^ — плотность и скорость набегающего потока, ¿1Ро> Ко- значение коэффициента динамической
вязкости при температуре адиабатического торможения.
Указанный способ корреляции удобен тем, что не зависит от выбора значения характерной длины Однако при этом „обратный“ переход от универ-
* Общий вид закона подобия показан в работе [1].
сальной корреляционной кривой к зависимостям типа р=р(х) практически невозможен.
В излагаемом здесь исследовании применялся способ корреляции, предложенный в работе [4], который свободен от указанного недостатка, связанного
X
с присутствием Jpdx. Согласно работе [4] распределение вдоль пластины пара-о
метров потока, записанных в автомодельных переменных, не связанных с характерной длиной, представляет собой два семейства аффинно-подобных кривых, соответствующих сжатию и разрежению на задней кромке. Таким образом, например, безразмерное давление р° — р J^Re^ /р^ может быть записано как ро — ро (x¡L) для всех случаев обтекания, если характерная длина выбирается из условия р° (1) — р* = const, т. е. выдерживается критерий подобия р0, представляющий собой любое из возможных значений ро вплоть до точки отрыва.
В настоящей статье описано, кроме того, исследование подобия течений на
стреловидной пластине, и эксперимен- ----------*■
тальные данные сравнены с теоретическими.
2. Эксперименты проводились в ги-
перзвуковой гелиевой трубе с диаметром рабочей части 300 мм, оборудованной фиг j
коническим соплом с углом раствора 12°. '
Давление торможения равнялось 78 ama, температура торможения составляла 288° К. Испытывались две модели пластины с острыми передними кромками: с углами скольжения р = 0 и 60° (фиг. 1). Вдоль направления набегающего потока в центральной части пластин с шагом 3 мм располагались дренажные отверстия диаметром 0,4 мм. Длина моделей составляла 100 мм, ширина 80 мм На поверхности параллельно передней кромке устанавливались препятствия в виде клина или вертикальной ступеньки. Вначале проводилось измерение распределения давления вдоль пластины при отсутствии каких-либо возмущающих устройств, а затем при установке препятствий различных типов и размеров. Число М у передней кромки моделей равнялось 24,2. Градиент числа М,
связанный с коничностью потока, составлял 0,09 _L. . Толщина передней кромки.
см
пластин равнялась примерно 0,015 мм, число Рейнольдса, определенное по толщине передней кромки и условиям в набегающем потоке, равнялось приблизительно 300. Погрешность измерений давления составляла—5%. Возможная систематическая ошибка, связанная с уровнем опорного давления датчиков, не превышала 3%. Влияние коничности потока на исследуемых длинах ~ 50 мм по оценкам не превышало 2—3%. При обработке экспериментальных данных скоростной напор определялся по числу М у передней кромки моделей. Теплеров-ский снимок картины течения в случае пластины с [3 = 0 приведен на фиг. 2. На пластине на расстоянии / = 50 мм от передней кромки установлен клин высотой h =10 мм с углом наклона а = 20°.
3. Результаты измерения распределения давления, не подвергнутые какой-либо обработке, следующей из теории подобия, приведены на фиг. 3 и 4 для пластин с р = 0 и 60°. Как видно, наличие угла стреловидности приводит к увеличению степени влияния возмущений, наложенных вниз по потоку. Например, при р = 60° возмущения от клина с углом наклона 10° (/ = 50 мм, h — 10 мм) распространяются примерно на ту же длину, что и возмущения от клина с углом наклона 20° (/ = 50 мм, h = Ю мм) при р = 0.
Фиг. 2
/5=0 С о 0 о 4 4 4 4
JÍ О > ' Г * 4 і X X X V д. д
t О 4 4 1 > 1 X X 4 • Л д л
» • « д сс~2 • 0°: 1=53 7® çn мм; Ь ~ 10мм
4 20е 50мм fô'мм о $0° 50мм 6мм • о
25 Фиг. З
j:[мм]
/* = 50° л л д
è а 1 1 * : к Л ) ■ * » о 4 X X О 0 X X о о X о
5 • , • • о ос=91 мм]Ь- 2мм
*« ¿0* 50мм Змм й 10е 50мм 10мм • 0
Р
10
25
Фиг. 4
х[мм]
Обозначения те же, что на фиг. 3
Обозначения те же, что на фиг. 4 Фиг. 6
ß~ а 4 о 4 о
Í о ¥ О X
—— расчет #и° éx¿° &
X Ä 4
У1
А 5 Xй*
0,5
10
15
Обозначения те же, что на фиг. В
Фиг. 7
\ » д « А * * * X
’**QS*S] *
pa счет
¥
1.0
Обозначения те же, что на фиг. 4
Фиг. 8
Параметр вязкого взаимодействия для тех участков кривых, где влияние возмущений незначительно, лежит в пределах / = М^,/'= 9 н- 6. Более известный, но менее удобный критерий = 16-4- 10. Расчет обтека-
ния пластин с ¡3 = 0 и 60° проводился с помощью методики, изложенной в работе [4]. При этом термодинамические характеристики газа были выбраны следующими: показатель адиабаты •*.= 1,67; число Прандтля Рг = 0,69, ц = с Т, с=const. Температура поверхности пластин считалась равной температуре торможения. Как показывают оценки, выбор при расчете линейной зависимости вязкости от температуры вносит на этом режиме погрешность, не превышающую погрешность, связанную с конечным значением х в условиях эксперимента.
Экспериментальные данные обрабатывались следующим образом. Строились графики зависимости безразмерного давления р° от расстояния от передней кромки — вдоль направления потока (фиг. 5 и 6). Значение р° при х = °о должно быть равно величине = const для .чистой“ пластины, а также для тех участков течений с возмущениями пограничного слоя, где влияние этих возмущений мало. При этом все участки кривых на фиг. 5 и 6, соответствующие предотрыв-ному течению, согласно [4] должны быть аффинно-подобны и, следовательно, могут быть наложены друг на друга при соответствующем равномерном растяжении оси х для каждой кривой. Из результатов расчета следует, что, по крайней мере, при р0/р%■< 1,56 для р = 0 и при PoIPq^C 1,85 для ¡3 = 60° течение должно быть безотрывным. Поэтому для аффинного растяжения кривых, показанных на фиг. 5 и 6, характерные длины L были выбраны равными значениям х при Р°1Ро— 1>56 и 1,86 соответственно для [3=0 и 60° (прямая а на фиг. 5 и 6). Значение принималось равным среднему значению для случая .чистой“ пластины (прямая b на фиг. 5 и 6). Поскольку отличие значений рjj, соответствующих расчетным величинам 1 — со и конечным х в условиях эксперимента, может быть порядка 10%, экспериментальные данные сравниваются с теоретическими в переменных P=P°IPq, х = x/L (фиг. 7 и 8). Как видно, экспериментальные данные хорошо коррелируются и подтверждают вывод о возрастании зоны влияния возмущений при наличии угла стреловидности. Теоретические и экспериментальные результаты достаточно хорошо согласуются между собой и количественно. Необходимо отметить также, что корреляция величин давления на пластине в соответствии с работой [1] наблюдается почти во всей области до угловой точки.
Авторы благодарят В. В. Михайлова за внимание к работе.
ЛИТЕРАТУРА
1. Нейланд В. Я. Распространение возмущений вверх по течению при взаимодействии гиперзвукового потока с пограничным слоем. .Изв. АН СССР-МЖГ“, 1970, № 4.
2. Козлова И. Г., Михайлов В. В. О сильном вязком взаимодействии на треугольном и скользящем крыльях. „Изв. АН СССР-МЖГ“, 1970, № 6.
3. Хейз У. Д., Пробстин Р. Ф. Теория гиперзвуковых течений. М., Изд. иностр. лит., 1967.
4. Козлова И. Г., Михайлов В. В. О влиянии возмущений пограничного слоя на гиперзвуковые течения с вязким взаимодействием. „Изв. АН СССР — МЖГ“, 1971, № 4.
5. Гориславский В. С., Степченкова 3. А. Экспериментальное исследование срывных зон на пластине в гиперзвуковом потоке газа. .Ученые записки ЦАГИ“, т. II, № 5, 1971.
Рукопись поступила /.9/1/ 1972 г.
