Экспериментальное исследование влияния числа rel на запуск воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫ Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м IV 19 7 3

№ I

УДК 629.7.015.3.036:533.697.2

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ЧИСЛА Re* НА ЗАПУСК ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОТОКА

В. Г. Гурылев, А. К. Иванюшкин, Е. В. Пиотрович,

Для воздухозаборников с центральными телами, имеющими форму конуса и клина, определены относительные площади горла, обеспечивающие запуск в диапазоне чисел М = 2-ч-5, Ие^ = (1-5-10)-106

при различной форме канала на входе. Показало, что для больших значений числа М запуск воздухозаборников зависит от условий присоединения потока в конце зоны отрыва, образующейся на центральном теле перед запуском. С уменьшением числа Ие^ при переходном режиме течения в пограничном слое площадь горла, обеспечивающая запуск воздухозаборника с конусом 8 = 8° и 13°, уменьшается.

Эффективное торможение сверхзвукового потока в воздухозаборнике во многом зависит от степени его сжатия на входе (Лг/Л,, фиг. 1) и последующего торможения в области горла. Минимальное сечение канала />, при котором устанавливается расчетное сверхзвуковое течение в области входа для данного числа М, называется горлом запуска воздухозаборника [1]. Для воздухозаборника с центральным телом запуск считается полным, если зона отрыва на центральном теле смещается за излом контура тела и располагается в начале горла, а у кромки обечайки образуется расчетный скачок уплотнения. Площадь горла запуска РТ является важнейшим параметром, характеризующим эффективность воздухозаборника [1] —[3]. Площадь /V в ряде работ находится из уравнения расхода при условии, что на входе перед запуском возникает головная волна, в которой потери полного давления близки потерям в прямом скачке уплотнения, а в горле скорость потока равна скорости звука Мг=1 [1]. С увеличением числа М потока структура течения на входе усложняется. Вместо простой головной волны возникает Х-образный скачок, который в дальнейшем пре-

3—Ученые записки ЦАГИ № 1

33

/ _

т,.р, >,у

Вт ншв л-Н В Л і і

\hr-Fr

х=х/Ъ1

V Ь Мг2,72;РгЧиЗЬБ*1Ъ, "МЗ.Яе, - 510‘,

0я /3* і незапуєх 1

Ргі \ V, і

\

'Рта х і

/V V Ллін

1 А

— Ратв Г г т

1 Піїечайна

шЛ,. А /Г Л- ,1

І 3 * 5 6 7

Фиг. 1а

образуется в один косой скачок уплотнения, идущий от начала зоны отрыва к входной кромке обечайки воздухозаборника [2]—-[4]. В связи с усложнением картины течения в работах [2] и [3] и других предлагается площадь горда запуска определять с учетом коэффициента восстановления полного давления в /.-образном скачке. При этом указывается, что условие Мг = 1 не выполняется. В работе' [2] величина /^.оценивается не из условия Мг=1, а на основании предположения о струйном характере течения в горле. Методы [1] и [2] дают результаты, которые согласуются с экспериментом при небольших числах М, потока на входе (М, < 2). Однако они не. позволяют рассчитать с достаточной точностью величину /% при больших, .числах М,, когда перед плоскостью входа образуется зона отрыва и один косой скачок уплотнения. В работах [I] и [3] не учитывается также влияние числа Ие^ на площадь горла запуска, имеющее большое значение при гиперзвуковых скоростях полета.

Ниже, на основании данных экспериментальных исследований осесимметричных и плоских моделей воздухозаборников с теплоизолированными поверхностями, анализируется структура потока,

Фиг. 16

образующегося на входе перед запуском, и определяется площадь горла запуска при турбулентном, переходном и ламинарном течениях в пограничном слое. Подробно исследуется структура потока с зоной отрыва и косым скачком уплотнения, характерная для больших чисел Л^. Показано, что запуск воздухозаборников в основном зависит от условий присоединения потока на центральном теле. Исследуется! влияние относительной толщины вытеснения пограничного слоя на входе Р*/^, излома контура обечайки и отсасывания пограничного слоя с поверхности конуса на величину горла запуска.

Модели и методика испытаний. Исследовался запуск простейших конфузорных каналов на входе с прямолинейными образующими для воздухозаборников с конусом и клином. Осесимметричные модели воздухрзаборников со выходом диаметром d0 = 120 мм имели сменные конусы и обечайки. Полуугол при вершине конуса 0 == 5°, 8°, 10°, 13° и 18°. Длина образующей конуса L изменялась соответственно от 650 до 150 мм. Испытывалась обечайка без излома контура с нулевым углом поднутрения (5 = 0) и с изломом контура (8 = 5° и 8°). Плоские модели воздухозаборников имели прозрачные боковые стенки для наблюдения картины течения в области входа. Отношение ширины канала b к его высоте на входе h1 составляло 4—6. Разность углов наклона образующих клина и обечайки 0 — 8 == 5° -н 13°. Длина образующей клина изменялась от 200 до 300 мм. Обечайка с изломом контура имела углы 8 = 5° и 8°. На всех моделях изменялась относительная площадь горла FT = FTIF^ (см. фиг. 1) за счет диаметра или высоты центрального тела и частично за счет смещения обечайки вдоль оси. Изменением высоты hx достигалось изменение параметра 8*/£,. Для осесимметричных моделей величина А, = 5 ч-23 мм, что соответствовало отношению 8*//г1 =;0,2-н0,04 при числе Ми невозмущенного потока 3—5. Для плоских моделей hx = 25-МО мм и 8*/Aj ^ 0,06-^0,03 при М! = 3-*-4. Внутренний канал моделей обеспечивал протекание максимальных расходов воздуха. Дроссель на выходе из канала был полностью открыт. В процессе испытаний для каждого значения FT = FtjFx находилось число М потока, при котором с увеличением скорости происходил запуск воздухозаборника. Число М потока в трубе изменялось с помощью регулируемого сопла. Для

определения зависимости /*г от числа Rei (М, = const) модель воздухозаборника испытывалась при различных значениях полного давления в форкамере трубы р0. В результате испытаний определялось давление р0 и соответствующее ему число Re*;, при котором происходил запуск воздухозаборника или наблюдалось изменение картины течения на входе. Число Rei рассчитывалось по параметрам потока над пограничным слоем и длине образующей клина или конуса L. В ходе эксперимента измерялось распределение статического давления р вдоль, поверхности центрального тела и обечайки и фотографировалась картина течения на входе с помощью прибора Теплера. Для плоского воздухозаборника (0=10°; b/hx = 6- hr/hi — 0,72) при Mi = 3,1 и Rei^5-106 с помощью скоростной киносъемки снималась нестационарная картина течения в процессе запуска воздухозаборника с частотой 1000 кадров в секунду.

Исследование запуска при турбулентном течении в пограничном слое. Рассмотрим прежде всего картину течения перед запуском и условия запуска. Запуск воздухозаборников с центральным телом сводится к запуску конфузорного канала на входе (см. фиг. 1). Условия запуска определяются структурой течения, образующегося на входе перед запуском. При больших числах М!>1,8 и турбулентном пограничном слое на центральном теле можно выделить два основных вида течения: с Х-образным скачком (см. фиг. 1, а), а также с зоной отрыва и косым скачком уплотнения (см. фиг. 1, б). Для числа М,<1,8 отрывная зона у основания головной волны становится малой и не играет заметной роли в запуске воздухо-

заборника. Для течения вида а я б (см. фиг. 1) характерны большая неравномерность потока на входном участке в поперечном сечении канала, о чем свидетельствуют распределение статического давления по центральному телу и обечайке, а также теплеров-ские фотографии (см. фиг. 1 а, б). Для течения типа а дозвуковой поток за сильным косым скачком уплотнения у поверхности обечайки поджимается и разгоняется до скорости звука в критическом сечении /г*. Для течения типа б поток вне зоны отрыва всюду сверхзвуковой. У входной кромки обечайки образуется присоединенный косой скачок, который, попадая на границу зоны отрыва, отражается от нее в виде волн разрежения Прандтля — Майера. Происходит поворот и ускорение сверхзвукового потока, пока давление в нем не станет равным давлению в зоне отрыва ротр. В области перед изломом контура А поток присоединяется. Визуальные наблюдения за поведением масляной пленки (смесь трансформаторного масла и сажи), нанесенной на поверхность клина в области присоединения потока, показали, что в месте разветвления пограничного слоя образуется масляная полоса, которая располагается перед точкой максимального давления (см. фиг. 1, б). В диапазоне чисел М.Х = 2,Ъ и 6 = 5° -г- 10° давление в области масляной полосы составляет примерно (1,7-т-2) /70тр-С уменьшением угла 0 и числа М1<(М,)зап полоса масла и точка максимального давления на клине смещаются против потока

дальше от излома контура А. При 0 = 5° и /^=0,7 непосредственно перед запуском (М1 = 2,9; Ке1=^5-106) величина Для течения типа а, как и течения типа б, максимум статического давления ртях располагается на поверхности центрального тела вблизи излома контура А, что косвенно указывает на присоединение потока в области излома (см. фиг. 1, а). Как показали расчеты течения, проведенные в случае течения типа б без учета смешения на границе зоны отрыва (0 = 5°ч-15°), продолжение граничной линии тока пересекает образующую клина перед изломом контура А. Для расчета использовалось полученное в эксперименте значение угла наклона скачка, вызывающего отрыв, и предполагалось, что давление в зоне отрыва постоянно. Угол ф в большинстве случаев оказывается больше предельного угла поворота для сверхзвукового потока над границей СЕ. Для течения типа а это имеет место при М!^!^, а для течения типа б при М1<3,7, если угол 0 = 8°, М4<4,2 при 0 = 10° и М^б при 0=13°. Области существования течений типа а и б рассматривались в работе [4]. Приближенно граница по числам М,^ между течениями типа а и б оценивается из условия, что для течения типа б угол подхода сверхзвукового потока к поверхности обечайки (6 — 8 + 6ОТр) должен быть меньше предельного угла. В противном случае у входной кромки образуется отсоединенная головная волна и течение переходит к течению типа а.

При М!>2,0 и 0 = 5° -т-15° запуск воздухозаборников, как правило, происходит скачкообразно. Непосредственно перед запуском косой скачок от зоны отрыва или Х-образный скачок почти касаются входной кромки обечайки, а расход воздуха близок к максимальному. Следует отметить, что при малых значениях

/^<0,5 для воздухозаборников с конусами 0 = 5° и 8° на режимах М^3,8 наблюдался запуск при значениях коэффициента расхода,

существенно меньших максимального. При -<2,0 и больших: углах 0]>15° возможен постепенный запуск, когда Х-образный скачок на входе постепенно смещается за кромку обечайки по мере увеличения числа Постепенный запуск, очевидно, связан с уменьшением числа М4 и с вырождением конфузорного канала на входе, так как величина отношения Лг//г, в этом случае близка единице (ЛГ/Лг ^0,95-н 1,0). Скоростная киносъемка показала, что скачкообразный процесс запуска сводится к тому, что зона отрыва на клине начинает двигаться по потоку, уменьшаясь в размерах. При этом средний угол наклона косого скачка от зоны отрыва практически не изменяется. Место присоединения потока смещается за излом контура клина, и течение на входе перестраивается. Перестроение течения при запуске для М1^2,5-ь3 происходит за 0,01 —0,03 сек. В результате проведенных исследований можно предположить, что скачкообразный запуск воздухозаборника связан с нарушением стационарности течения в зоне отрыва. При этом существенное значение имеют условия в месте его присоединения. С увеличением скорости потока (или площади Рг) при М1 ^ (М1)за11 происходит перестроение течения и резкое уменьшение давления в месте присоединения отрыва вследствие резкого уменьшения угла <]>, так как место присоединения смещается за излом контура А. В результате этого уменьшается масса воздуха, поступающего в зону отрыва в месте присоединения и начало отрыва смещается к излому А. Течение на входе перестраивается так, что место присоединения поі-ока перемещается дальше за излом контура А. и происходит дальнейшее уменьшение давления в месте присоединения. Процесс продолжается до полного запуска воздухозаборника или до тех пор, пока не будет достигнуто новое стационарное положение зоны отрьіба, при котором воздух, поступающий в зону отрыва* компенсирует расход воздуха, увлекаемого из зоны на ее внешней границе. :

Рассмотрим теперь зависимость Рг от М, и 0 — 3. Для простейшего конфузорного канала на входе воздухозаборника (см. фиг. 1) относительная площадь горла запуска зависит от числа М, потока, углов 0 и о, величины отношения 8*/Аі и состояния пограничного, слоя перед входом, определяемого числом Иел и температурой^поверхности. Для теплоизолированной поверхности имеем:

0 — 8, Иел, 8*//*!). Рассмотрим влияние параметров М, и

0 -^8 в диапазоне Нєі>5-106, 8*/й, =0,03 -ь 0,25 (фиг. 2). В исследованном диапазоне Ие/, и М1 = 2-ь5 пограничный слой на входе турбулентный и относительная толщина его примерно соответствует натурным значениям для гиперзвуковых скоростей полета..

Экспериментальные кривые ^(М^ при 0=:8°-4-2О°, 8 = 0 и М]<4 (число Мі бралось на поверхности конуса. Различие между числами Мі на конусе и обечайке не превышает 3% в исследованном диапазоне параметров) для воздухозаборников с конусом и клином зависят в основном от ^*/к1 и практически не зависят от угла 0. Эти кривые проходят немного выше известной зависимости

Рг=-<7(1:/Хі), полученной из условия Мг = I на режиме запуска [1]. Здесь ^(1/Хі) —приведенный расход. На левом конце экспериментальной кривой Рг (Мі) течение перед запуском соответствует схеме а, на правом — схеме б (см. фиг. 1). В рассмотренном диапазоне чисел Мь Ие£ и углов 0 практически отсутствует зависи-

мость Гг от угла 6. Интересно отметить, что для малых полууглов конуса (0 = 5°-*-8°) и больших чисел = 3,6 -г- 4,7 наблюдается резкое уменьшение значений ^ до 0,37 — 0,41, существенно меньших дЧІ/М (см. штрих-пунктирную кривую на фиг. 2). Непосредственно перед запуском этих воздухозаборников на входе образуется мощный отрыв турбулентного слоя. Скачок от зоны отрыва проходит далеко перед входной кромкой и коэффициент

і> Є-/0’; 6-0;$*//!,-0,1$

7 « » 6 #/>, *0,12; отсос; Л*,/ * 4%

° ". ,-гг, " ; ” 'Ктгюг

* пвраПте [3] - вЧВ", с отсосом

о 1

* І*!,$*/»,» В,ОЗЩ

* ' ..................................

й 13° і » В,В5 (частичный яа/гусх)

и+ҐНРі В . ” В,03*В,В5

* 13°і 8' > » В,ИЗ(частичный ягпуск)

Л.

в = Г>

е=в

3

Фиг. 2

М,

расхода воздуха значительно меньше расчетного. Изменение характера протекания зависимости РГ(М.1) при больших числах М]>3,6 и 0 = 5° — 8° можно объяснить тем, что изменяются условия в месте присоединения потока; угол ф, как показывает расчет, становится меньше предельного угла и условия запуска облегчаются. В этом случае после запуска перед изломом контура наблюдается небольшой рост давления, который вызван отраженным от обечайки косым скачком, попадающим на центральное тело перед точкой А.

У некоторых вариантов плоских и осесимметричных воздухозаборников с изломом контура обечайки (3>0) при турбулентном пограничном слое наблюдался частичный запуск. Фотографии картины течения на входе для частичного и полного запуска показаны на фиг. 3. При частичном запуске отрывная зона в плоскости входа устанавливается так, что ее начало расположено за входной кромкой обечайки, а косой скачок идет под обечайку. При дальнейшем увеличении числа М1 происходит полный запуск воздухозаборника. Перед запуском на клине образуются два максимума

статического давления (фиг. 3). Первый максимум р реализуется перед изломом контура клина, а второй —в середине горла примерно в месте падения косого скачка от излома обечайки. При

частичном запуске остается

1 1п. только максимум давления

за изломом центрального тела А. Оторвавшийся поток присоединяется в середине горла. Частичный запуск происходит при меньших относительных площадях горла, чем запуск обычного канала с ’8-— 0 (см. фиг. 2). Явление

//у////ул/л От носка х

Р

3

Р1г0,7;0^3^8=&^1!е 4

8*/Ь,-0,05 Г |\ ! V

/ Л

/

Незаплет М, =2, Ч и >

> г

Ил тр г*-" ( !

Г Частичный У

М.=2.8^ У г

/ \ / г*

4- и*. гя Л олный туск;

Ей Н= -Л-/ < Л Г"

м В 240 ПО 300мм

10 х Фиг. 3

частичного запуска объясняется изменением условий в месте присоединения потока на клине вследствие влияния косого скачка уплотнения, идущего от излома обечайки.

Рассмотрение условий в месте присоединения потока позволяет качественно объяснить влияние различных параметров (изменения геометрии, числа Ие^ и др.) на величину горла запуска. Эффективным средством воздействия на условия присоединения потока и, следовательно, на запуск воздухозаборника является отсасывание пограничного слоя в месте присоединения. Как показали испытания осесимметричных воздухозаборников с конусом О = 10° и 8 = 0, отсасывание пограничного слоя через отверстия относительной площадью Рогв = /^тв/^о = 4-4- 10% (где — площадь входа) позволяет уменьшить площадь горла запуска примерно на 10—20% в диапазонах чисел М1=2,2-нЗ,5 и ^5- 10е (см. фиг. 2). Эти результаты согласуются с результатами работы [3].

Исследование запуска воздухозаборников при переходном и ламинарном течениях в пограничном слое. Картина течения на входе перед запуском воздухозаборника изменяется с изменением числа Яе*. (фиг. 4). Для турбулентного слоя [Ие^ >(3,5—4) • 106] средний угол наклона границы зоны отрыва на клине составляет

12е—14° в диапазоне Мх = 2 4-3,5. На конусе он несколько больше и составляет 14°—18°. С уменьшением Ив! <С 3,5 • 10е при смешанном пограничном слое внешняя граница зоны отрыва искривляется. В начале зоны угол 80тр = 8Л ~ 4°-ь 6°, что соответствует отрыву ламинарного слоя, далее происходит переход ламинарного слоя

Р

4

3

2

1

3 3/ 10 10,5 11 X

Фиг. 4

в турбулентный и угол наклона границы зоны отрыва увеличивается до 80тр = 8т=^ 16°. В переходной области [Неї = (2-*-3)- 10е, М1==3,57, 6 = 18°] пограничный слой на границе зоны отрыва становится смешанным. Характер распределения давления по центральному телу при изменении числа_Ие/, меняется (см. фиг. 4). Величина максимального давления ртах в зоне присоединения уменьшается со снижением числа Ие^. Однако максимум давления по-прежнему располагается перед изломом контура А. Аналогичные зависимости получаются также для 6 = 13°. При смешанном

| в'Н'іМ^іМі'ЗЛі Гг Ч 71 **/», "0,05'

° Яе1 =3,6-10 в-тур5улентный _ д 2,ЗМ1-переходный • 1,7 Ю*-запуск н 1,3-10 ‘-ламинарный

/ г,

// Г

Рви 1, и Іи

V Г

и «ЯГ- к Г і Ь11-

Ні У/ /—1

Р, -йн 1 —

1 В _л_, л

пограничном слое запуск воздухозаборников происходит скачкообразно. На осесимметричных моделях в ряде случаев наблюдается несимметричное обтекание, например, с одной стороны конуса отрыв турбулентный, а с другой — смешанного типа. Возможен также односторонний запуск воздухозаборника. При дальнейшем снижении числа Не^Ие/,^ 1,3-106, М[ — 3,57, 9 = 18°) на входе образуется отрыв ламинарного слоя, линейные размеры которого увеличиваются по мере снижения числа йе^. В этом случае течение на входе и запуск воздухозаборника в основном определяются интенсивностью скачка уплотнения, отраженного от обечайки. Максимум давления и место присоединения потока располагаются за изломом контура тела А. При небольшом отрыве, когда косой скачок от начала отрыва идет под обечайку, коэффициент расхода равен максимальному, и течение мало отличается от расчетного.

При испытании моделей воздухозаборников в аэродинамических трубах с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями потока (М > 4) значения чисел Ие/. могут быть значительно ниже натурных. В то же время для гиперзвуковых скоростей наблюдается заметное возрастание чисел Ие/; перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и расширение области существования смешанного пограничного слоя. В соответствии с этим большое значение приобретают исследования влияния числа Яе/. на характеристики воздухозаборников, в частности, на относительную площадь горла запуска Рг. Зависимость Рг от числа Ие/: в области смешанного течения и примыкающей к ней области турбулентного течения в пограничном слое еще мало исследована. С целью изучения этой зависимости были проведены подробные эксперименты на осесимметричных моделях, результаты которых демонстрируются на фиг. 5. Как показали эксперименты, большое влияние на вид зависимости Рг(1?е£) оказывает параметр Ъ*/1ги Из фиг. 5 видно, что при большой относительной толщине пограничного слоя дг 0,2 (/И1 = 3,95, 0=13° и ^ = 4,45, 9 = 8°) наблюдается характерная зависимость Рг от Яе/.. В области смешанного течения [Яе ~(3-4-4)-106] величина Рг уменьшается по мере уменьшения числа Ие1, пока на входе не возникает отрыв ламинарного слоя (см. штрих-пунктирную линию при 6—13° на фиг. 5). Для ликвидации отрыва и полного запуска воздухозаборника необходимо увеличение (см. пунктирную линию). В начале турбулентной области течения отмечается слабый максимум Рг (см. фиг. 5, 0=13°). С увеличением числа М[ разница между максимальным и

минимальным значениями Рг возрастает. Характер кривых Рг (Ие^.) качественно соответствует зависимости угла 8отр от числа Яе£. Уменьшение Рг при снижении Ие£ в области смешанного течения можно объяснить изменением условий в месте присоединения, уменьшением угла <1> и, следовательно, давления _/?тах вследствие уменьшения среднего угла 80тр. С уменьшением /7тах на режиме непосредственно перед запуском воздухозаборника возрастает расстояние М (см. фиг. 1), уменьшается Рг, необходимые для отделения в зону отрыва массы пограничного слоя, достаточной для сохранения ее устойчивого положения. При тонком пограничном слое (8*/А, ~0,05) и числах М!<4 изменение числа Ив! в диапазоне (2-т-б)- 10е слабо влияет на зависимость /^(Ие/;). Это объяс-

няется тем, что с уменьшением Mi <4 значительно сокращается область переходных чисел Ret. Из фиг. 5 видно, что в области турбулентного течения (правые крайние точки кривых при относительно тонком пограничном слое, ^0,05) значения FT получаются существенно меньше, чем при толстом слое (b*/h1^0,‘2). Исключение представляет модель с 0 — 18° при Мя —5. Здесь необходимы дополнительные исследования. Влияние параметра на FT, очевидно, связано с изменением условий в месте присоединения потока, так как с увеличением высоты hx растет длина пути вдоль границы зоны отрыва.

ЛИТЕРАТУРА

1. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. М., „Наука", 1969.

2. Ник о л а е в А. В. Течение на входном участке канала сверхзвукового диффузора при отрыве пограничного слоя головной волной. „Ученые записки ЦАГИ“, т. 1, № Г, 1970.

3. Mitchell Y. A., Cub bison R. W. An experimental investigation of the restart area ratio of a Mach 3.0 axisymraetric mixed compression Inlet. NASA TMX-1547, 1968.

4. Г у p ы л e в В. Г. Течения с А-образными скачками на входе плоских сверхзвуковых воздухозаборников. „Учёные записки ЦАГИ“, т. 111, № 5, 1972.

Рукопись поступила 27/IV 1972 г.