CC BY
43
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И ТомИ 197 1
УДК 532.526—3.011.6
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ НА ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНЕ ПРИ ВЗАИМОДЕЙСТВИИ КОСОГО СКАЧКА УПЛОТНЕНИЯ
С ЛАМИНАРНЫМ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ
И. А. Кондратьев
Приведены основные результаты экспериментального исследования теплообмена на плоской пластине, где реализуются дву-и трехмерное взаимодействия косого скачка уплотнения с пограничным слоем. Эксперименты были проведены при числах = 3 и 5 и Яе^ = 0,5*10М-1,3-106. Проведена корреляция максимальных значений теплового потока в области присоединения пограничного слоя.
На поверхности летательного аппарата могут появляться зоны повышенного нагрева в результате взаимного влияния различных частей аппарата.
Проблема нагрева в результате интерференции очень сложная и требует проведения экспериментальных исследований. Автором приводятся результаты экспериментального исследования теплопередачи: 1) при взаимодействии падающего плоского скачка уплотнения с пограничным слоем на плоской пластине (двумерное взаимодействие) и 2) при взаимодействии с пограничным слоем косого скачка уплотнения, возникающего при обтекании сверхзвуковым потоком клина, установленного на плоской пластине и имитирующего киль (трехмерное взаимодействие).
Теплопередача в зоне взаимодействия падающего плоского скачка уплотнения с пограничным слоем исследовалась при числах Моо = 3 и 5 и соответственно числах Рейнольдса невозмущенного потока Ивоо ■— 1,3• 10е и 0,5• 106, рассчитанных по расстоянию от передней кромки до места падения скачка (/=100 мм).
Испытывались две одинаковые модели плоской пластины (фиг. 1 ,а): одна предназначалась для измерения распределения давления по поверхности, а другая — для измерения распределения тепловых потоков. Местные тепловые потоки измерялись методом нестационарного прогревания тонкой стенки. Для этого на модели были установлены 26 хромель-копелевых термопар, приваренных точечной сваркой к стенке плоского вкладыша толщиной 1 мм из нержавеющей стали.
-0,5 -о,* -4\з -о,г -о,і о о,і 0,243 о,«- х
а)
М^= 5 сяю*
</=35°
2
.25°
15"
1 „г 3^
р ( 1 10°
4 а О
£асчет\_2\ і V N
\ У Г 1ф к N
& & Ґ
-Ц6 -05 -04 -0,3 -0,2 -0.1 0 0,1 0,2 0,3 0,4 х
*)
Фиг. 1
Распределение тепловых потоков и давления в области взаимодействия измерялось для интенсивностей косого скачка, соответствующих углам клина 8 = 5°, 10°, 15°, 25° и 35°. Положение надстройки, образующей скачок, выбиралось так, чтобы падение скачка на пластину происходило приблизительно на одном и том же расстоянии от передней кромки. Для того чтобы получить подробные распределения теплового потока и давления, надстройка в некоторых опытах сдвигалась на расстояние, равное половине шага между соседними термопарами или дренажными точками, т. е. приблизительно на 1,7 мм.
Результаты измерений тепловых потоков на поверхности пластины приведены на фиг. 1, на которой по оси ординат отл^шен-ы значения числа Стантона Сн, а по оси абсцисс — величина х — х/1, где л; — координата, отсчитываемая от места падения скачка. Видно, что все экспериментальные кривые распределения тепловых пото-
ков имеют ярко выраженный пик в области присоединения пограничного слоя и величина максимума теплового потока быстро возрастает в зависимости от интенсивности падающего скачка.
В работе [1] было показано, что величина максимума теплового потока связана с интенсивностью скачка следующей приближенной зависимостью:
Сн тах / /?тах "V п
Сн \ Роо )
где и = 0,5 для ламинарного пограничного слоя; « = 0,2 для турбулентного пограничного слоя.
В связи с этим представляло интерес сравнение измеренных в данном эксперименте максимальных значений тепловых потоков с этой зависимостью. Значение Сн определялось по формуле для
ламинарного пограничного слоя [2]. Значения рта^=--^- были
Pao
взяты из эксперимента. Как видно из фиг. 2, экспериментальные корреляционные зависимости проходят существенно выше корреляционных зависимостей как для ламинарного, так и для турбулентного пограничного слоя. Однако на фиг. 2 можно заметить, что экспериментальные кривые параллельны корреляционной кривой для турбулентного пограничного слоя. Предполагая, что переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный является причиной наблюдаемого на фиг. 2 расхождения между расчетом и экспериментом, все экспериментальные значения СНшах были отнесены к значению Сн на плоской пластине для турбулентного пограничного слоя [2]. При определении числа Res в качестве характерного размера было принято расстояние от эффективного
начала турбулентного пограничного слоя [З] до линии максимальных тепловых потоков. При этом полагалось, что точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный находится вблизи
Фиг. 2 Фиг. 3
места падения скачка, так как в эксперименте на участке поверхности, расположенном до точки отрыва, пограничный слой оставался ламинарным (см. фиг. I).
Экспериментальные значения чисел Сн шах, отнесенные к значению Сн на плоской пластине для турбулентного пограничного слоя, как видно из фиг. 3, хорошо согласуются с корреляционной зависимостью для турбулентного пограничного слоя (сплошная линия).
Теплопередача при трехмерном взаимодействии косого скачка уплотнения с пограничным слоем исследовалась при числе М^ = 5 и числе 1^00 = 0,7-10“, рассчитанном по расстоянию от передней
Фиг. 4
кромки до клина. Испытуемая модель (см. фиг. 5, а) представляла собой плоскую пластину с острой передней кромкой, изготовленную из стекловолокнистого материала АГ-4. На модели пластины имелось специальное крепление для установки сменных клиньев, изготовленных из того же материала АГ-4 и имеющих одинаковый полуугол раствора (8=15°), но разный угол стреловидности передней кромки (х — 0, 20°, 45°, 60°). Для увеличения интенсивности косого скачка уплотнения от передней кромки клина конструкция крепления клиньев позволяла поворачивать их в горизонтальной плоскости относительно набегающего потока на угол атаки а==0-^--30о с шагом 5°. В данных экспериментах были получены распределения тепловых потоков при углах атаки клиньев а = 0 и 10° (или 8=15° и 25°).
Местные коэффициенты теплопередачи на пластине измерялись методом термоиндикаторных покрытий. Полученные фотографии спектров предельных линий тока (фиг. 4) дают картину взаимодействия скачка уплотнения от передней кромки с пограничным слоем пластины. Характерным является отрыв пограничного слоя и линия растекания 1 вблизи клина (фиг. 4). Линия растекания /, которая составляет некоторый угол с клином, представляет собой, по-видимому, линию присоединения оторвавшегося от пластины пограничного слоя, и, следовательно, на этой линии следует ожидать максимальных значений тепловых потоков.
Кривые распределения тепловых потоков в продольном сечении, проходящем через середину боковой стороны основания клина,
представленные на фиг. 5, действительно показывают, что на линий присоединения 1 имеет место максимум теплового потока. На фиг- 5 по оси ординат отложены значения числа Сн, а по оси абсцисс — величина л: = х/Ь, где х — расстояние от передней кромки пластины, а ¿ — длина пластины. С увеличением угла стреловидности передней кромки клина х величина этого максимума заметно уменьшается, а с увеличением интенсивности косого скачка уплотнения — возрастает (фиг. 5, б и 6).
Для корреляционного анализа измеренных максимальных значений тепловых потоков была использована та же зависимость, что и в случае двумерного взаимодействия. В данных экспериментах распределение давления не измерялось, однако, как показано в [4], в случае нулевого угла стреловидности измеренное значение максимума давления ртах не зависит от явления отрыва и состояния пограничного слоя перед скачком и согласуется с расчетным значением для косого скачка в пределах 7%. Для расчета ртах клиньев с наклонной передней кромкой использовалась экспериментальная зависимость, приведенная в [4]:
— СОЭ0’3 у р (0) 008 *•
На основании предположения, сделанного в [4], о том, что трехмерное взаимодействие приводит к образованию нового пограничного слоя, значение Сн , к которому были отнесены величины
са10
¿¡1 0,2 0,3
0,3 0,6 0,7 X
X
20\ 06“' 60\ 1
}І І
1 д
1 с
■
‘-СЦ ►До, & Г
0,2 0,3 О,* 0,3 0,6 0,7 X
Фиг. 5
10 •70 з—
/
/ і
4
7
і
/ і
6
/ /
$ ) / у /
¥
і
А 9
3 о $
У р ¿Глям/ґ
/ ОС = ■о ое- 10°
/ о • X = О
у г
/
п
■ 10*
Фиг. 6
Сцшах, вычислялось по соотношению для плоской пластины [2] с использованием характерного расстояния хи равного расстоянию между скачком от передней кромки клина и местоположением максимума теплового потока (фиг. 6).
В случае х = 0 расстояние хх легко определить, Получая из эксперимента положение максимума теплового потока и рассчитывая положение скачка от передней кромки клина. При этом оказалось, что хх можно выразить через расстояние х2 от передней кромки клина до местоположения максимума теплового потока, а именно л:) = 0,21х2. Это соотношение позволяет вычислять л^, не определяя положения скачка, и поэтому оно было распространено и на случай хфО аналогично тому, как это сделано в работе [4]. В расчете числа Сн использовались параметры потока за косым скачком уплотнения от передней кромки клина.
Корреляция максимальных значений чисел Сн max, измеренных в различных продольных сечениях, для углов атаки клиньев а = 0 и 10° и при различных углах стреловидности передней кромки клиньев показана на фиг. 6. Как следует из фиг. 6, хорошая корреляционная зависимость получается для а=0, а в случае а =10° лишь для больших углов стреловидности (х — 45° и 60°). При меньших углах стреловидности для а=10° наблюдается заметное отклонение экспериментальных значений Сн max от корреляционной зависимости, что, по-видимому, связано с переходом ламинарного пограничного слоя на плоской пластине в турбулентный.
Таким образом, корреляционные зависимости позволяют оценить максимальный тепловой поток в зоне взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем, если удается рассчитать максимальное значение давления в зоне взаимодействия.
ЛИТЕРАТУРА
1. Schadt Q. Н. Aerodynamic heating problems and their influence on earth orbit lifting entry spacecraft. A1AA Paper, No 68 — 1126, 1968.
2. Материалы к расчету сопротивления трения и теплопередачи различных тел при гиперзвуковых скоростях потока. Труды ЦАГИ, вып. 937, 1964.
3. Комар. Выражение для расчета эффективного начала турбулентного пограничного слоя. „Ракетная техника и космонавтика“, т. 6, № 5, 1968.
4. Neumann R. D., Burke Q. L. The influence of shock wave-boundary layer interaction effects on the design of hup^rsonlc aircraft. AFFDL—TR—68-152, 1969.
Рукопись поступила 9/VII 1970 г.
